Nas ??ltimas d??cadas, as turbinas a g??s do segmento aeron??utico experimentaram um ganho de efici??ncia em sua opera????o devido ?? possibilidade de aumentar a temperatura m??xima no g??s do aerof??lio. Dentre os motivos que permitiram esse avan??o, est?? o advento dos Revestimentos para Barreira T??rmica, ou TBC (Thermal Barrier Coatings). Um sistema TBC t??pico consiste na introdu????o de duas camadas de revestimento, uma de liga????o e outra isolante t??rmica, entre os gases quentes da fonte de calor e o componente met??lico da turbina a ser revestido, geralmente uma superliga a base de n??quel. A capacidade de isola????o t??rmica proporcionada por um sistema TBC ?? inquestion??vel; entretanto, desafios relacionados ?? vida ??til dos TBCs e a sua ades??o com o substrato met??lico t??m levado ?? diversas pesquisas sobre o tema ao redor do mundo. Dentre os desafios nos ??ltimos anos, os pesquisadores t??m se voltado para o estudo do ataque ao TBC promovido pelos silicatos fundidos, tamb??m conhecidos como CMAS (Calcium-Magnesium- Alumino-Silicate), que s??o part??culas provenientes do ambiente que penetram na estrutura do TBC quando o componente est?? operando em temperaturas elevadas, danificando o revestimento. Desta maneira, faz-se necess??rio um melhor entendimento sobre as temperaturas de opera????o em que o TBC ?? agredido pelo ataque do CMAS e como isso ocorre. Neste artigo, amostras de TBC cobertas com uma mistura t??pica de CMAS passaram por tratamentos isot??rmicos em diferentes temperaturas. As an??lises por MEV e EDS permitiram verificar em qual temperatura o CMAS foi mais prejudicial ao revestimento ap??s o ensaio com temperatura isot??rmica. A molhabilidade do CMAS com a superf??cie do TBC tamb??m foi avaliada e os resultados s??o discutidos.