热障涂层（TBCs）应用在航空发动机热端部件上可以显著提高其抗高温氧化腐蚀能力和服役温度，提高发动机的效率。TBCs的服役寿命取决于涂层的制备工艺和组织结构。等离子喷涂制备的TBCs具有层状结构，热导率低，但热循环寿命短；电子束物理气相沉积制备的TBCs具有柱状晶结构，有很高的应变容限，热循环寿命长，但易发生玻璃态沉积物（CMAS）腐蚀且热导率较高。本项目选取新型稀土TBCs材料，基于孔隙结构控制理论，创新性地提出在热喷涂过程中原位喷射干冰微粒, 通过控制熔滴铺展的淬火应力在稀土陶瓷层中植入微观纵向裂纹，通过优化TBCs体系界面结构改善应力分布和结合强度，建立预制微观取向裂纹结构、界面形貌特征和残余应力分布状态与TBCs寿命之间的内在联系。防止CMAS腐蚀的同时，解决高应变缓和与高隔热性能的矛盾，设计苛刻服役环境下高隔热长寿命TBCs，为新一代长寿命耐高温TBCs的发展提供理论支持。