对于火箭发动机的关键部件如燃气舵、喷管喉衬来说，它们的工作环境十分恶劣，在点火瞬间承受的温升约2000℃/s，工作温度通常在3000℃左右，而且还要受到氧化物粒子的不断冲刷。因此要求材料能够耐高温、抗热震、耐冲刷，并具有一定的高温强度。早期应用的材料主要有难熔金属及其合金、石墨等，但是这些材料存在难加工、不耐冲刷和抗热震差等缺点。20世纪60年代出现了发汗冷却技术，为材料的防热降温提供了有效途径。

　　发汗冷却技术与材料

　　发汗冷却作为仿生技术，是利用生物为了生存对所处环境(温度)进行自身调节的一种能力和技术，即材料在高温环境下工作时，通过自身“出汗”以降低自身温度，进而达到热防护的目的。

　　发汗冷却按其自发性可分为自发汗和强迫发汗。强迫发汗是一种复合冷却技术，由发汗冷却和气膜冷却组成。自发汗冷却多见于粉末冶金材料制品，是通过加入基材内的低熔点金属，在高温下气化蒸发带走热量以达到降温的目的，基体材料一般为高熔点、高硬度和高强度的材料，加入的低熔点金属一般具有良好的塑性，自发汗冷却材料综合了两者的优点，具有良好的耐烧蚀、抗热震和高强度等性能。

　　自发汗冷却材料最初就是作为航空航天器的防热材料来研究的，因此，它们主要应用于航空航天领域。钨铜、钼铜材料广泛用于固体火箭发动机喷管、喉衬、燃气舵、护板、紧固件等，在喉衬、燃气舵上的应用比较成熟，已经形成了相应的标准。石墨渗铜材料则主要用作固体火箭发动机喉衬材料。陶瓷基发汗冷却材料由于具有质轻、耐磨、耐高温等优点，是一种极有希望的航空航天用高温耐烧蚀材料，但是目前还没有应用的相关报道。

　　陶瓷基自发汗冷却材料

　　近年来，发汗陶瓷复合材料的发展收到了广泛关注，这些陶瓷材料不但熔点很高，例如ZrB2、TiB2、ZrC等熔点都达到了近3000℃，尤其是硼化物具有良好的高温下抗氧化能力，有文献报道TiB2/Al发汗冷却材料在高温试验中，由于Al的挥发不但起到了发汗冷却的作用，Al高温下形成的Al2O3氧化膜附着在材料表面，增强了基体的抗氧化性。这种耐高温的金属陶瓷复合材料一直是各国发展的重点，由于其轻质、高效、结构简单，在火箭和导弹发动机燃烧室、喷管、喉衬以及护板等高温位置具有巨大的发展潜力，属于各国的保密技术，很少见诸于公开的研究报道。

　　目前文献报道的有TiC/Cu、TiB2/Cu、TiB2/Al等材料。从目前已有的文献来看，陶瓷基自发汗材料的抗热震性能还不好，机加工性能较差，材料体系还不完善，而且缺乏对已有材料的成分、工艺、组织及性能的系统研究。

　　多孔陶瓷基强迫发汗冷却材料

　　相对于自发汗冷却材料，强迫发汗冷却材料以液(气)体为冷却剂。冷却剂一般为推进剂的组成部分，不牺牲结构材料的组元，热控制方面更加容易，在火箭发动机尤其是在液体火箭发动机上的应用前景更广。按照冷却剂传输通道的形成方式不同，强迫发汗冷却材料主要分为层板式发汗冷却材料及多孔发汗材料。

　　多孔发汗材料主要是通过材料制备过程中的不完全致密化工艺得到具有一定孔隙率的多孔体，利用其有效孔隙通道(即开孔)实现冷却剂的传输。多孔发汗材料主要包括金属基和陶瓷基发汗材料体系。

　　20世纪80年代以来，多孔陶瓷基发汗材料由于其轻质、耐高温等性能优点，对火箭发动机大推力、高比冲、可重复使用的研制要求具有金属材料不可比拟的性能优势，成为强迫发汗冷却材料研究的热点。目前，主要的材料体系有多孔C/SiC复合材料及SiC泡沫陶瓷。其中，多孔SiC泡沫陶瓷材料是近些年报道的一种新型发汗冷却材料。

　　SiC泡沫陶瓷具有高孔隙率、低密度、高比表面积、耐高温的特点。其中，高孔隙率有利于冷却剂传输，高比表面积有利于冷却剂与固体骨架进行充分的热交换，提高发汗冷却的冷却效果和可靠性。目前，该研究正处于起步阶段，主要进行的工作包括材料的制备、渗透性能的测试、流体在多孔陶瓷泡沫中流动方式的探讨等。

　　小结

　　目前，欧美等发达国家针对发汗冷却材料已经进行了卓有成效的研究工作，取得了不少的研究成果，我国则起步较晚，特别是在先进陶瓷基发汗冷却材料的研究上，基本还处于空白。发汗冷却作为一种最有效的热防护技术，具有良好的需求和应用背景，有必要尽快开展发汗冷却材料的研究工作，促进发汗冷却技术在液体火箭发动机上的应用，以缩小与发达国家的差距。

　　参考来源：

　　王力，等.自发汗冷却材料的研究现状.钢铁研究总院

　　吉洪亮，等.发汗冷却材料研究进展.国防科技大学

　　丁亮.烧结多孔介质材科发汗冷却的研究.中国科学技术大学

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