對于火箭發動機的關鍵部件如燃氣舵、噴管喉襯來說，它們的工作環境十分惡劣，在點火瞬間承受的溫升約2000℃/s，工作溫度通常在3000℃左右，而且還要受到氧化物粒子的不斷沖刷。因此要求材料能夠耐高溫、抗熱震、耐沖刷，并具有一定的高溫強度。早期應用的材料主要有難熔金屬及其合金、石墨等，但是這些材料存在難加工、不耐沖刷和抗熱震差等缺點。20世紀60年代出現了發汗冷卻技術，為材料的防熱降溫提供了有效途徑。

　　發汗冷卻技術與材料

　　發汗冷卻作為仿生技術，是利用生物為了生存對所處環境(溫度)進行自身調節的一種能力和技術，即材料在高溫環境下工作時，通過自身“出汗”以降低自身溫度，進而達到熱防護的目的。

　　發汗冷卻按其自發性可分為自發汗和強迫發汗。強迫發汗是一種復合冷卻技術，由發汗冷卻和氣膜冷卻組成。自發汗冷卻多見于粉末冶金材料制品，是通過加入基材內的低熔點金屬，在高溫下氣化蒸發帶走熱量以達到降溫的目的，基體材料一般為高熔點、高硬度和高強度的材料，加入的低熔點金屬一般具有良好的塑性，自發汗冷卻材料綜合了兩者的優點，具有良好的耐燒蝕、抗熱震和高強度等性能。

　　自發汗冷卻材料最初就是作為航空航天器的防熱材料來研究的，因此，它們主要應用于航空航天領域。鎢銅、鉬銅材料廣泛用于固體火箭發動機噴管、喉襯、燃氣舵、護板、緊固件等，在喉襯、燃氣舵上的應用比較成熟，已經形成了相應的標準。石墨滲銅材料則主要用作固體火箭發動機喉襯材料。陶瓷基發汗冷卻材料由于具有質輕、耐磨、耐高溫等優點，是一種極有希望的航空航天用高溫耐燒蝕材料，但是目前還沒有應用的相關報道。

　　陶瓷基自發汗冷卻材料

　　近年來，發汗陶瓷復合材料的發展收到了廣泛關注，這些陶瓷材料不但熔點很高，例如ZrB2、TiB2、ZrC等熔點都達到了近3000℃，尤其是硼化物具有良好的高溫下抗氧化能力，有文獻報道TiB2/Al發汗冷卻材料在高溫試驗中，由于Al的揮發不但起到了發汗冷卻的作用，Al高溫下形成的Al2O3氧化膜附著在材料表面，增強了基體的抗氧化性。這種耐高溫的金屬陶瓷復合材料一直是各國發展的重點，由于其輕質、高效、結構簡單，在火箭和導彈發動機燃燒室、噴管、喉襯以及護板等高溫位置具有巨大的發展潛力，屬于各國的保密技術，很少見諸于公開的研究報道。

　　目前文獻報道的有TiC/Cu、TiB2/Cu、TiB2/Al等材料。從目前已有的文獻來看，陶瓷基自發汗材料的抗熱震性能還不好，機加工性能較差，材料體系還不完善，而且缺乏對已有材料的成分、工藝、組織及性能的系統研究。

　　多孔陶瓷基強迫發汗冷卻材料

　　相對于自發汗冷卻材料，強迫發汗冷卻材料以液(氣)體為冷卻劑。冷卻劑一般為推進劑的組成部分，不犧牲結構材料的組元，熱控制方面更加容易，在火箭發動機尤其是在液體火箭發動機上的應用前景更廣。按照冷卻劑傳輸通道的形成方式不同，強迫發汗冷卻材料主要分為層板式發汗冷卻材料及多孔發汗材料。

　　多孔發汗材料主要是通過材料制備過程中的不完全致密化工藝得到具有一定孔隙率的多孔體，利用其有效孔隙通道(即開孔)實現冷卻劑的傳輸。多孔發汗材料主要包括金屬基和陶瓷基發汗材料體系。

　　20世紀80年代以來，多孔陶瓷基發汗材料由于其輕質、耐高溫等性能優點，對火箭發動機大推力、高比沖、可重復使用的研制要求具有金屬材料不可比擬的性能優勢，成為強迫發汗冷卻材料研究的熱點。目前，主要的材料體系有多孔C/SiC復合材料及SiC泡沫陶瓷。其中，多孔SiC泡沫陶瓷材料是近些年報道的一種新型發汗冷卻材料。

　　SiC泡沫陶瓷具有高孔隙率、低密度、高比表面積、耐高溫的特點。其中，高孔隙率有利于冷卻劑傳輸，高比表面積有利于冷卻劑與固體骨架進行充分的熱交換，提高發汗冷卻的冷卻效果和可靠性。目前，該研究正處于起步階段，主要進行的工作包括材料的制備、滲透性能的測試、流體在多孔陶瓷泡沫中流動方式的探討等。

　　小結

　　目前，歐美等發達國家針對發汗冷卻材料已經進行了卓有成效的研究工作，取得了不少的研究成果，我國則起步較晚，特別是在先進陶瓷基發汗冷卻材料的研究上，基本還處于空白。發汗冷卻作為一種最有效的熱防護技術，具有良好的需求和應用背景，有必要盡快開展發汗冷卻材料的研究工作，促進發汗冷卻技術在液體火箭發動機上的應用，以縮小與發達國家的差距。

　　參考來源：

　　王力，等.自發汗冷卻材料的研究現狀.鋼鐵研究總院

　　吉洪亮，等.發汗冷卻材料研究進展.國防科技大學

　　丁亮.燒結多孔介質材科發汗冷卻的研究.中國科學技術大學

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