本发明公开了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环，涉及航空发动机技术领域。在分体式涡轮外环内壁制备由靠近基体侧至远离基体侧孔隙率梯度增加的防护涂层，然后进行去应力热处理和真空扩散热处理，进行机加去除尺寸余量后制备冷却气膜孔。本发明提供的分体式涡轮外环表面处理方法有效控制了涂层中未熔颗粒的含量；靠近基体侧致密而顶端孔隙增加的涂层结构，满足了涡轮外环对高温防护性能的要求。本发明提供的航空发动机涡轮外环抗氧化性能优良，涂层与基体的结合强度高。采用分体式结构，在喷涂防护涂层时，无需对涡轮外环进行繁复的翻转，提高了涂层的制备效率和质量，降低了涂层制备及后加工过程中涂层崩落的风险。