CN106966762A - 一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，通过喷涂工艺配合料浆法制备涂层，使用经过纳米SiC改性的有机高分子作为粘结剂，粘结剂与基体及涂层在界面上可以形成新的化学键，从而大大提高两种材料之间的粘结强度，并且粘结剂在适当的温度下发生降解，不会对涂层的使用环境产生影响。采用本发明制备的环境障涂层制备过程简单，成本相对降低，具有高结合强度，高致密性，且能够满足航空发动机热端构件的长时间服役要求。

Description

一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法
技术领域
本发明涉及涂层结构的设计与制备领域，特别是涉及一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法。
背景技术
随着高性能燃气轮机的发展，所需要的涡轮进口温度不断提高，发动机热端结构部件的工作温度已超过高温合金的工作极限。为满足这一需求，陶瓷基高温复合材料进入了人们的视野，碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC)用于发动机热端部件的制备，展现出良好的高温结构性能。CMC-SiC具有一系列性能优点，比如耐高温、高温强度高、韧性好、密度低及抗蠕变性能优良等，成为航空发动机热端部件上理想的候选材料。CMC-SiC在高温干燥环境下具有优异的抗氧化性能，然而，在发动机工作环境下腐蚀性介质—熔盐、水蒸气会对硅基陶瓷表面生成的氧化硅保护层进行侵蚀，丧失对基体的保护功能，最终导致材料的失效。因此为解决发动机工作环境下的腐蚀问题，需要在CMC-SiC表面制备一层环境障涂层(EBC)，阻止水蒸气、熔盐向基体的扩散，满足材料在腐蚀环境下的长时间服役要求。
目前等离子喷涂工艺在制备环境障涂层方面工艺最为成熟，然而单纯的采用等离子喷涂工艺成本过于昂贵，料浆法相对于等离子喷涂、电子束物理气相沉积、化学气相沉积等工艺具有设备简单，操作方便、可人为控制涂层结构等一系列优点。采用喷涂工艺配合料浆法能显著地降低涂层制备的成本，然而这种涂层的结合强度不高，致密性不如喷涂工艺。因此，提出一种低成本，高结合强度，高致密性的环境障涂层成为本领域亟需解决的技术问题。
发明内容
为此，本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，本发明的一个目的在于提出一种低成本，高结合强度，高致密性的环境障涂层的制备方法。
本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，包括：
(1)预备步骤
制备改性粘结剂，将0.5～1wt％纳米SiC颗粒加入到粘结剂中，室温下机械搅拌1h，再进行30min的超声分散，使纳米SiC颗粒均匀地分散在粘结剂中，所述粘结剂为环氧树脂或PVB；制备中间层料浆，将中间层原料、3～5wt％的烧结助剂、1～3wt％的分散剂与溶剂相混合，得到中间层混合溶液，使用高速球磨机对所述中间层混合溶液进行球磨混料，球磨后混入2～5wt％的改性后的粘结剂，继续球磨，直至获得粘度均匀的中间层料浆；制备面层料浆，将面层原料、3～5wt％的烧结助剂、1～3wt％的分散剂与溶剂相混合，得到面层混合溶液，使用高速球磨机对所述面层混合溶液进行球磨混料，球磨后混入2～5wt％的改性后的粘结剂，继续球磨，直至获得粘度均匀的面层浆料。
(2)制备步骤
对基体进行表面进行粗糙化处理，处理后用去离子水对基体进行清洗，并在烘箱中烘干；在基体的表面采用喷涂工艺制备内层；采用料浆法在涂覆有内层的基体的表面涂覆所述中间层料浆，制备中间层；采用料浆法在涂覆有中间层的基体的表面涂覆所述面层料浆，制备面层。
本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，通过喷涂工艺配合料浆法制备涂层，涂层具有多层梯度结构，具有良好的抗水氧腐蚀性能，采用料浆法制备涂层具有能耗低，设备简单，并可人为控制涂层结构厚度等优点。本发明中使用经过纳米SiC改性的有机高分子粘结剂，根据化学键理论，粘结剂与基体及涂层在界面上可以形成新的化学键，从而大大提高两种材料之间的粘结强度，并且粘结剂在适当的温度下发生降解，不会对涂层的使用环境产生影响。其中，采用环氧树脂作为粘结剂主体，添加少量的纳米SiC颗粒，纳米SiC颗粒良好的量子尺寸效应和表面效应，能有效提高粘结剂的分散性和粘结强度，粘结剂均匀地包覆在粉料颗粒的表面，纳米颗粒表面的悬空键与粉料颗粒及基体的表面相互结合，粘附力增强。而且环氧树脂分子链中固有的极性羟基和醚键的存在，同样对陶瓷粉料具有很高的粘附力。环氧树脂固化时的收缩性低，仅为0.05～0.1，产生的内应力小；在300℃时即开始降解，高于600℃时会降解完全，残留的纳米SiC颗粒与陶瓷粉料形成致密的涂层结构，因此该粘结剂不会对涂层的性能产生影响。另外，采用纳米SiC颗粒对PVB粘结剂进行改性，粘结强度同样能得到改善，涂层的结合强度大幅度提高。采用本发明制备的环境障涂层制备过程简单，成本相对降低，具有高结合强度，高致密性，且能够长时间应用于航空发动机的热端构件。
在本发明的一个方面，所述料浆法包括：将料浆按固定方向均匀地刷涂在基体的表面或者将基体浸入料浆中浸渍3～5min后缓慢地将基体从料浆中提拉出来，使基体的表面形成均匀的薄膜层；将表面涂覆有料浆的基体在室温下干燥得到涂层生坯；将所述涂层生坯放入烧结炉中，在烧结炉中全程通入氩气，然后将烧结炉从室温开始以1℃/min升温至550℃～600℃并保温2h，然后再以2℃/min升温至1200℃～1400℃并保温3h，最后以2℃/min的速率冷却至室温。
在本发明的一个方面，在制备中间层的过程中使用料浆法的次数为2～3次，在制备面层的过程中使用料浆法的次数为2～3次。
在本发明的一个方面，所述喷涂工艺为等离子喷涂法或电子束物理气相沉积法。
在本发明的一个方面，所述烧结助剂为氧化硼(B2O3)或氧化锂(Li2O3)。
在本发明的一个方面，所述分散剂为聚乙烯醇或磷酸酯。
在本发明的一个方面，所述中间层原料为莫来石或莫来石和BSAS的组合物。
在本发明的一个方面，所述面层原料为BSAS、焦硅酸镱(Yb2Si2O7)、单硅酸镱(Yb2SiO5)、焦硅酸镥(Lu2Si2O7)或硅酸钇(Y2SiO5)。
在本发明的一个方面，所述内层粘结层材料为硅粉，厚度为60～70μm，所述硅粉为200目。
在本发明的一个方面，所述中间层厚度为60～80μm，所述面层厚度为100～120μm。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
以下附图仅旨在对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。
图1为本发明实施例提供的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法的流程框图；
图2为本发明实施例提供的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
如图1所示，本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法：
预备步骤：
制备改性粘结剂，取0.6wt％的纳米SiC颗粒，2wt％的聚酰胺树脂加入到环氧树脂粘结剂中，在室温下1000rpm搅拌1h，在进行30min的超声分散，使纳米颗粒均匀地分散在粘结剂中，制得环氧树脂改性粘结剂。
制备中间层料浆，称取适量的莫来石粉体和3wt％的烧结助剂B2O3，及2wt％的分散剂磷酸酯溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入3wt％的环氧树脂改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的莫来石料浆，此时中间层料浆为莫来石料浆。
制备面层料浆，称取适量的Yb2SiO5粉体和3wt％的烧结助剂B2O3，及2wt％的分散剂磷酸酯溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入3wt％的环氧树脂改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的Yb2SiO5料浆，此时面层料浆为Yb2SiO5料浆。
制备步骤：
对基体表面进行加工。对选定的基体进行表面机械打磨，在基体的表面形成微型槽，经过处理基体表面不仅更加粗糙，还生成了洁净表面或反应性表面，最后用去离子水清洗干净，在烘箱中进行干燥。
采用电子束物理气相沉积法在基体表面制备内层，在Si粉末中加入3％～5％的PVB作为粘结剂，装入磨具中，冷压成型，烧结得到蒸发靶材，其中Si粉末大小为200目。采用EB-PVD1100型设备，其主要工艺参数为电压10kV，电流0.6A，真空度15.0×10-3Pa，靶材与工件的间距500mm，沉积速率约为10μm/h。制得的所述内层厚度约为60～70μm。
采用料浆法制备中间层，所述中间层的材料为莫来石。将制备有内层的基体浸入莫来石料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成莫来石层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。将所述莫来石层生坯在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1300℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的莫来石涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
采用料浆法制备外层，所述外层的材料为Yb2SiO5。将制备有中间层的基体浸入Yb2SiO5料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成Yb2SiO5层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1200℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的Yb2SiO5涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
制得的环境障涂层的结构如图2所示，包括：以硅为材料的内层，所述内层的厚度为60～70μm；以莫来石为材料的中间层，所诉中间层的厚度为60～80μm；以稀土硅酸盐为材料的外层，所述外层的厚度为100～120μm。
在本发明实施例的的一个方面，所述中间层材料还可以为莫来石和BSAS的组合物，所述面层材料还可以为BSAS、Yb2Si2O7、Lu2Si2O7或Y2SiO5。
此外，本发明实施例还提供了一种对使用本发明方法制备的涂层的性能进行评价的方法。步骤如下：将制备有完整涂层的试样加热到100℃，用棉花将饱和的Na2SO4溶液涂覆在试样表面，涂盐量约为1.0mg/cm2。将涂盐后的试样放入管式炉中加热至1350～1400℃，水蒸气环境为90％H2O-10％O2，气体流速为5cm/s，压力为1atm下进行恒温腐蚀考核。在炉中保温10h后，取出试样冷却、称重，然后再次涂盐后放入炉中继续进行腐蚀试验，整个水氧、熔盐腐蚀时长为400h，试验中观察涂层表面的结合状况及失重变化。经过400h模拟航空发动机环境下的腐蚀环境考核，本实施例中制备的环境障涂层的失重小于0.2mg/cm2，相比于传统料将法制备的涂层，该涂层的抗腐蚀性能显著提高，满足航空发动机涡轮叶片、燃烧室、护罩等热端构件的腐蚀防护要求。
实施例二
如图1所示，本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法：
预备步骤：
制备改性粘结剂，向适量的PVB中添加0.5wt％的纳米SiC颗粒，按PVB与二辛酯(DOP)体积比6:1添加适量二辛酯，在室温下1000rpm搅拌1h，在进行30min的超声分散，使纳米颗粒均匀的分散在粘结剂中，制得PVB改性粘结剂。
制备中间层料浆，按摩尔比4：1称取适量的莫来石和BSAS粉体，3wt％的烧结助剂B2O3，2wt％的分散剂磷酸酯溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入5wt％的PVB改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的莫来石与BSAS组合料浆，此时中间层料浆为莫来石与BSAS组合料浆。
制备面层料浆，称取适量的Yb2Si2O7粉体和3wt％的烧结助剂B2O3，及2wt％的分散剂磷酸酯溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入5wt％的PVB改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的Yb2Si2O7料浆，此时面层料浆为Yb2Si2O7料浆。
制备步骤：
对基体表面进行加工。对选定的基体进行表面机械打磨，在基体的表面形成微型槽，经过处理基体表面不仅更加粗糙，还生成了洁净表面或反应性表面，最后用去离子水清洗干净，在烘箱中进行干燥。
采用等离子喷涂工艺制备硅粘结层，将基体在1200℃的烘箱中进行热处理，并随通入还原气体氩气和氢气以防止硅氧化，其主要工艺参数为：电弧电流350～450A、主氩气气流速75～80L/min、辅助氢气气流速0.9～1.0L/min、氩气载粉流速5.5～6.0L/min、送粉速率20～25g/min、喷涂距离150mm。喷涂完成之后，保持缓慢退火避免涂层内产生内应力。
采用料浆法制备中间层，所述中间层的材料为莫来石和BSAS的组合。将制备有内层的基体浸入料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成涂层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。将所述涂层生坯在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1300℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的莫来石与BSAS组合涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
采用料浆法制备外层，所述外层的材料为Yb2Si2O7。将制备有中间层的基体浸入Yb2Si2O7料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成Yb2SiO5层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1200℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的Yb2Si2O7涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
此外，本发明实施例还提供了一种对使用本发明方法制备的涂层的性能进行评价的方法。步骤如下：将制备有完整涂层的试样加热到100℃，用棉花将饱和的Na2SO4溶液涂覆在试样表面，涂盐量约为1.0mg/cm2。将涂盐后的试样放入管式炉中加热至1350～1400℃，水蒸气环境为90％H2O-10％O2，气体流速为5cm/s，压力为1atm下进行恒温腐蚀考核。在炉中保温10h后，取出试样冷却、称重，然后再次涂盐后放入炉中继续进行腐蚀试验，整个水氧、熔盐腐蚀时长为400h，试验中观察涂层表面的结合状况及失重变化。经过400h模拟航空发动机环境下的腐蚀环境考核，本实施例中制备的环境障涂层的失重小于0.2mg/cm2，相比于传统料将法制备的涂层，该涂层的抗腐蚀性能显著提高，满足航空发动机涡轮叶片、燃烧室、护罩等热端构件的腐蚀防护要求。
实施例三
如图1所示，本发明提供了一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法：
预备步骤：
制备改性粘结剂，取0.6wt％的纳米SiC颗粒，2wt％的聚酰胺树脂加入到环氧树脂粘结剂中，在室温下1000rpm搅拌1h，在进行30min的超声分散，使纳米颗粒均匀地分散在粘结剂中，制得环氧树脂改性粘结剂。
制备中间层料浆，称取适量的莫来石粉体，3wt％的烧结助剂Li2O3，2wt％的分散剂聚乙烯醇溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入3wt％的环氧树脂改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的莫来石料浆，此时中间层料浆为莫来石料浆。
制备面层料浆，称取适量的Lu2Si2O7粉体和3wt％的烧结助剂Li2O3，及2wt％的分散剂聚乙烯醇溶解于无水乙醇中，使用高速球磨机对浆料进行球磨混料，在球磨混料一段时间后加入3wt％的环氧树脂改性粘结剂，在40℃左右的环境下继续球磨2h，制得粘度及流动性均匀的Lu2Si2O7料浆，此时面层料浆为Lu2Si2O7料浆。
制备步骤：
对基体表面进行加工。对选定的基体进行表面机械打磨，在基体的表面形成微型槽，经过处理基体表面不仅更加粗糙，还生成了洁净表面或反应性表面，最后用去离子水清洗干净，在烘箱中进行干燥。
采用电子束物理气相沉积法在基体表面制备内层，在Si粉末中加入3％～5％的PVB作为粘结剂，装入磨具中，冷压成型，烧结得到蒸发靶材，其中Si粉末大小为200目。采用EB-PVD1100型设备，其主要工艺参数为电压10kV，电流0.6A，真空度15.0×10-3Pa，靶材与工件的间距500mm，沉积速率约为10μm/h。制得的所述内层厚度约为60～70μm。
采用料浆法制备中间层，所述中间层的材料为莫来石。将制备有内层的基体浸入莫来石料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成莫来石层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。将所述莫来石层生坯在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1300℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的莫来石涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
采用料浆法制备外层，所述外层的材料为Lu2Si2O7。将制备有中间层的基体浸入Lu2Si2O7料浆中，待浸渍5min后，将基体缓慢而均匀的提拉出来，同时表面形成一层润湿的薄层，在室温下固化形成Lu2Si2O7层生坯，并在60℃保温4h将涂层中的乙醇溶剂挥发干净。在真空管式炉中进行烧结，并全程通入保护性气体氩气。所述烧结工艺为：以1℃/min的升温速率升温至600℃并保温2h，坯体中的粘结剂充分降解；再以2℃/min升温至1300℃，并保温3h对涂层进行致密化烧结，最后以2℃/min的速率冷却至室温，制得致密的Lu2Si2O7涂层。将以上步骤重复2～3次，使涂层厚度达到目标厚度。
此外，本发明实施例还提供了一种对使用本发明方法制备的涂层的性能进行评价的方法。步骤如下：将制备有完整涂层的试样加热到100℃，用棉花将饱和的Na2SO4溶液涂覆在试样表面，涂盐量约为1.0mg/cm2。将涂盐后的试样放入管式炉中加热至1350～1400℃，水蒸气环境为90％H2O-10％O2，气体流速为5cm/s，压力为1atm下进行恒温腐蚀考核。在管式炉中保温10h后，取出试样冷却、称重，然后再次涂盐后放入炉中继续进行腐蚀试验，整个水氧、熔盐腐蚀时长为400h，试验中观察涂层表面的结合状况及失重变化。经过400h模拟航空发动机环境下的腐蚀环境考核，本实施例中制备的环境障涂层的失重小于0.2mg/cm2，相比于传统料将法制备的涂层，该涂层的抗腐蚀性能显著提高，满足航空发动机涡轮叶片、燃烧室、护罩等热端构件的腐蚀防护要求。
以上对本发明的一个或几个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进，均应归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，包括：
预备步骤：
制备改性粘结剂，0.5～1wt％纳米SiC颗粒加入到粘结剂中，室温下机械搅拌1h，再进行30min的超声分散，使纳米SiC颗粒均匀地分散在粘结剂中，所述粘结剂为环氧树脂或PVB；
制备中间层料浆，将中间层原料、3～5wt％的烧结助剂、1～3wt％的分散剂与溶剂相混合，得到中间层混合溶液，使用高速球磨机对所述中间层混合溶液进行球磨混料，球磨后混入2～5wt％的改性后的粘结剂，继续球磨，直至获得粘度均匀的中间层料浆；
制备面层料浆，将面层原料、3～5wt％的烧结助剂、1～3wt％的分散剂与溶剂相混合，得到面层混合溶液，使用高速球磨机对所述面层混合溶液进行球磨混料，球磨后混入2～5wt％的改性后的粘结剂，继续球磨，直至获得粘度均匀的浆料；
制备步骤：
对基体进行表面进行粗糙化处理，处理后用去离子水对基体进行清洗，并在烘箱中烘干；
在基体的表面采用喷涂工艺制备内层；
采用料浆法在涂覆有内层的基体的表面涂覆所述中间层料浆，制备中间层；
采用料浆法在涂覆有中间层的基体的表面涂覆所述面层料浆，制备面层。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机热端构件用的环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述料浆法包括：
将料浆按固定方向均匀地刷涂在基体的表面或者将基体浸入料浆中浸渍3～5min后缓慢地将基体从料浆中提拉出来，使基体的表面形成均匀的薄膜层；
将表面涂覆有料浆的基体在室温下干燥得到涂层生坯；
将所述涂层生坯放入烧结炉中，在烧结炉中全程通入氩气，然后将烧结炉从室温开始以1℃/min升温至550℃～600℃并保温2h，然后再以2℃/min升温至1200℃～1400℃并保温3h，最后以2℃/min的速率冷却至室温。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机热端构件用的环境障涂层的制备方法，其特征在于，在制备中间层的过程中使用料浆法的次数为2～3次，在制备面层的过程中使用料浆法的次数为2～3次。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述喷涂工艺为等离子喷涂法或电子束物理气相沉积法。
5.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述烧结助剂为B2O3或Li2O3。
6.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述分散剂为聚乙烯醇或磷酸酯。
7.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述中间层原料为莫来石或莫来石和BSAS的组合物。
8.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述面层原料为BSAS、Yb2Si2O7、Yb2SiO5、Lu2Si2O7或Y2SiO5。
9.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述内层粘结层材料为硅粉，厚度为60～70μm，所述硅粉为200目。
10.根据权利要求1-3中任一项所述的一种航空发动机热端构件用环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述中间层厚度为60～80μm，所述面层厚度为100～120μm。
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