高溫燒蝕型熱防護材料發展概況

陳飛雄 顏君毅 王鐵軍

摘 要：本文概述了燒蝕型熱防護材料的燒蝕機理、材料分類、抗燒蝕性能評價方法及應用領域，總結了C/C、C/C-SiC高溫燒蝕型熱防護材料的發展情況。展望了超高溫陶瓷（Ultra-High Temperature Ceramics，UHTCs ）改性C/C復合材料的超高溫燒蝕型熱防護材料C/C -UHTCs的發展前景。

關鍵詞：高溫燒蝕、熱防護材料、C/C、C/C-SiC、超高溫陶瓷（UHTCs）、C/C-UHTCs

一、前言

航天系統的燒蝕現象首先由美國陸軍導彈局紅石兵工廠在1955年發現[1]。當時在火箭燃氣（2570℃）作用下用玻璃纖維增強的三聚氰胺樹脂進行試驗，盡管樹脂表面被燃氣沖刷分層，但是距離表面6.4mm以下的部位材料完整無損，測溫熱電偶無變化，這一發現即是燒蝕技術的前導。后續經過對熱防護問題的不斷深入研究，燒蝕型熱防護已成為有效的、成熟的熱防護方法，是再入彈頭和固體火箭發動機防熱的最主要的方法之一。燒蝕型熱防護是一種以消耗物質來換取防熱效果的積極防熱方式[2]，具體說是在高溫熱流作用下，材料本身發生熱解、融化、蒸化、升華和侵蝕等物理化學反應，通過材料表面的質量消耗帶走大量的熱量，從而阻止熱流傳入飛行器內部，在工作時間內保證飛行器能正常工作。隨著火箭發動機性能的不斷提升及超聲速、高超聲速飛行器的不斷發展，高溫燒蝕型執熱防護材料由傳統難熔金屬材料、鎢滲銅材料、石墨及石墨滲銅材料、陶瓷材料發展到C/C復合材料，再到后來的C/C-SiC復合材料。近年來，超高溫陶瓷（Ultra-High Temperature Ceramics，UHTCs）改性的超高溫熱防護材料受到關注并獲得研究。本文對燒蝕型熱防護材料的燒蝕機理、材料分類、抗燒蝕性能評價方法及應用領域做了總結，對C/C、C/C-SiC高溫燒蝕型熱防護材料的發展情況進行了綜述，對UHTCs改性的C/C-UHTCs超高溫燒蝕型熱防護材料的發展前景做了展望。

二、燒蝕型熱防護材料概述

1、燒蝕型熱防護材料燒蝕機理

燒蝕型熱防護材料的燒蝕可分為表面燒蝕和體積饒蝕[1][3]。表面燒蝕指發生在材料表面的燒蝕，主要包括表面材料與環境氣流的熱化學反應、材料的熔化、蒸發（升華）、高速粒子撞擊（侵蝕）及機械剝蝕引起的質量損失。體積燒蝕指結構內部材料在較低溫度（相對于表面燒蝕而言）下因熱化學反應（熱解反應和熱氧化反應）導致的質量損失。燒蝕型熱防護材料的燒蝕模型如圖1所示。

2、燒蝕型熱防護材料分類

按照燒蝕機理可將燒蝕型熱防護材料分為熔化型、升華型和碳化型三種[1][2]。熔化型主要利用材料在高溫下熔化吸收熱量，并進一步利用熔融的液態層來阻礙熱流。如，C/C-SiC、C/C-UHTCs復合材料是通過SiC、UHTCs在高溫下生成黏度很高的氧化物液膜，在高速氣流下不易被沖刷掉，并能進一步吸收熱量而達到降低表面溫度的目的。升華型主要利用在高溫下升華氣化吸收熱量。如，C/C、C/C-SiC、C/C-UHTCs復合材料具有升華型特征，具體是通過碳元素的升化來吸收熱量。碳化型主要利用高分子材料在高溫下碳化吸收熱量，并進一步利用其形成的碳化層輻射散熱。如，纖維增強酚醛基復合材料。這種材料在本文不做介紹。

3、材料抗燒蝕性能評價方法

燒蝕型熱防護材料的抗燒蝕性評價方法常用有氧-乙炔燒蝕測試法和等離子燒蝕測試法二種，具體執行GJB323-96《燒蝕材料燒蝕試驗方法》[4]。氧-乙炔測試法是樹脂基復合材料燒蝕試驗最常用的方法，是用氧-乙炔焰垂直于試樣表面燒蝕。等離子燒蝕方法是固體火箭發動機用C/C復合材料燒蝕實驗最常用的方法之一，是通過采用相對穩定的等離子射流垂直于材料表面進行燒蝕。此外，還有電弧駐點燒蝕測試法、電弧風洞燒蝕測試法、小型液體發動機燃燒實驗法、小型固體火箭發動機靜試法等[5][6]。

4、燒蝕型熱防護材料應用領域

燒蝕型熱防護材料通常應用于導彈的再入飛行器外表面的熱防護和固體火箭發動機內壁面的熱防護[2][7]。再入飛行器從外層空間再入大氣層時，其速度達到了超音速、高超音速，這些物體在空氣阻力的作用下急劇減速，同時猛烈壓縮其前方的空氣。巨大的氣動加熱作用在導彈的鼻錐、防熱罩或再入艙的迎風面產生很高的溫度（1400℃-2000℃以上）。因此必須采取一些特殊的措施來解決再入飛行器頭部防熱問題。盡管再入飛行器受熱嚴重，但再入過程中，受熱時間短。比如，對于中程或洲際再入彈頭受熱時間為20-40s。對人造衛星和飛船，其受熱時間在200-500s。燒蝕熱防護利用高速飛行器受熱時間短的特點，犧牲部分表面材料，讓大部分熱量在燒蝕過程被防熱材料消耗掉，使飛行器內壁保持在允許的溫度范圍內，從而起到熱防護作用。固體火箭發動機內壁受燃氣的燒蝕作用嚴重，固體推進劑燃燒溫度一般達到3500K以上，即使是能量較低的雙基推進劑，噴管中的熱流也要大于1.2MW/m2。噴管在高溫、高速、高壓的燃氣環境下工作，通常采用燒蝕熱防護的方法，對發動機內壁面進行有效的熱防護。發動機的燃燒室或噴管的部分采用了燒蝕材料結構。

三、高溫燒蝕型熱防護材料研究進展

1、C/C燒蝕型熱防護材料

C/C復合材料具有較高的化學潛熱，在高溫下能保持較高的強度和化學穩定性，并具有高導熱率、高熔點和大比熱容的特點，屬于熱容吸熱式熱防護材料，同時還具有質量輕、模量高、比強度大、熱膨脹系數低、耐熱沖擊、耐腐蝕、吸振性好的特點。其另一大優點是基體與增強體都是碳元素、具有良好的界面結合。因此，C/C復合材料是目前比較理想的一種高級熱防護材料[2][9]。1963年出現了第一個采用2D C/C復合材料的喉襯，其顯示出一定的優勢。隨著C/C材料新工藝新結構的的研究，極大地推進了噴管材料的更新換代。美國是最早開展C/C噴管材料研究的國家之一。20世紀60-80年代，美國先后開展了2D、3D、4D C/C復合材料喉襯的研究，并較好地解決了噴管的可靠性差這一長期存在的問題。法國1969年開始實施C/C喉襯材料的發展計劃，并于1972年將2D C/C復合材料喉襯首次裝在固體火箭發動機上進行試飛并取得成功。20世紀70-90年代，法國先后研制出用于發動機噴管的C/C復合材料擴張段和延伸錐，并開發出一種超細三向預制體編織技術。90年代后，法國已經具備了生產大型C/C喉襯的能力，阿里安5號的大型C/C喉襯就是代表作。隨著C/C技術的發展和進步，這種研究開始逐步趨向國際法。20世紀70-90年代，美國和法國先后合作研制了花瓣形鋪層的C/C復合材料擴張段，用于SEP/CSD發動機的噴管并點火成功。我國對C/C復合材料噴管的研究開始于20世紀70年代。70年代初，中科院金屬所、蘭州碳素廠、北京有色從屬研究院、航天部43所、中南大學粉末冶金研究院等單位都對C/C復合材料進行了研究。1972年，研究人員對4枚C/C復合材料喉襯進行了可行性篩選試驗。1984年，43所研制的裝有平板氈的C/C喉襯遠地點發動機成功參與了我國第一枚通迅衛星的發射，標志著我國C/C喉襯材料已經進入實用階段。90年代以來，又開始了第三代喉襯材料的研制，并使多項C/C喉襯材料的低燒蝕率和高強度關鍵技術獲得重大突破，綜合性能大大提高。

表1列出了我國中南大學研制的C/C喉襯材料與國外同類先進材料的性能[8]，相比較可以看出中南大學研制的C/C喉襯材料已達到國際同類材料的先進水平。表2列出了典型C/C復合材料與傳統高溫材料的性能參數[9]，可以看出所有C/C復合材料的強度都高于傳統的石墨材料。纖維的增強作用使C/C復合材料在破壞模式上出現“假塑性”，從而獲得更好的抗熱震性能。特別適合于固體火箭發動機噴管喉襯和擴張段構件使用。與傳統宇航級石墨材料相比，C/C復合材料具有更高的強度和更好的抗沖刷和抗燒蝕性能，尤其是其優異的抗熱震性能和整體性能，以及容易制成多種形狀和多種尺寸構年的工藝能力，克服了石墨材料固有的缺點。因而取代石墨材料成為高性能噴管結構的首選材料。

近年來，C/C復合材料在航空航天領域的研究應用發展很快，在火箭發動機噴管、喉襯上應用具有很大優勢。單向纖維束、2D、3D和4D編織，以及正交3D等不同結構形式的C/C復合材料已成功應用于洲際導彈再入鼻錐和火箭發動機噴管喉襯等關鍵部位，并取得了非常好的效果。國外高性能慣性頂級固體發動機、星系固體發動機、戰略導彈固體發動機幾乎全部采用3D、4D C/C復合材料喉襯。高性能C/C復合材料喉襯密度為1.87-1.92g/cm3，環向拉伸強度為50-100MPa，喉部燒蝕率大致水平為：一級發動機喉襯0.20-0.35mm/s，二級發動機喉襯0.15-0.20mm/s，三級發動機喉襯0.08-0.15mm/s。

C/C復合材料的燒蝕基本上可分為熱化學燒蝕和機械剝蝕兩種情況[10]。C/C復合材料的熱化學燒蝕是指碳的表面在高溫氣流環境下引起的氧化反應及升華作用。較低溫度下，碳首先被氧化，氧化過程受到氧化速率控制，氧化速率由表面反應動力學條件決定，隨著溫度升高，氧化反應加劇，氧氣不足，此時氧氣向表面的擴散作用起主導作用。更高的溫度下，則是碳氮反應與碳升華效應顯著，并且其過程也是從速率控制過渡到擴散控制。機械剝蝕是指氣流壓力和剪切力作用下因基體密度與纖維密度不同而引起的顆粒狀剝落或因熱應力破壞引起的片狀剝落。

C/C復合材料是惰性環境中理想的高溫熱防護材料。但是C/C復合材料在高溫有氧環境下抗氧化性能不佳，在有氧氣氛中C/C材料在450℃會迅速氧化，氧化失重后引起C /C復合材料的力學性能明顯下降。據報道[11]，當C/C復合材料氧化失重2%～5%時，其力學性能下降達40%～50%，嚴重限制了其在高溫有氧環境中的應用。解決高溫氧化問題是充分發揮C/C復合材料潛能的前提。此外，隨著戰略、戰術導彈更高效率和精度要求的提出，需要開發研制采用新型高性能推進劑的高性能固體火箭發動機，對推進系統組件（如噴管、喉襯、燃氣舵等）的抗燒蝕性提出了更高要求。因此，需要強化提高C/C復合材料性能方面的研制工作，使C/C復合材料具有更高的抗氧化性、抗沖擊和抗燒蝕性能。為此，具有高溫抗氧化性能的C/C-SiC熱防護材料獲得了開發應用。

2、C/C-SiC燒蝕型熱防護材料

C/C-SiC 復合材料是由高強度的碳纖維和高模量、抗氧化的SiC基體材料復合而成，結合了C/C復合材料良好的高溫物理性質和SiC材料良好的高溫抗氧化性，是適用于火箭發動機和再入飛行器的高溫熱防護材料[12][13[14]。材料中SiC基體的主要作用是氧化形成致密的SiO2基玻璃質層，可有效保護碳纖維不被氧化。同時，SiC陶瓷基體的制備技術成熟，原材料來源廣泛、成本低，因而得到廣泛應用。

德國航天中心DLR為美國NASA的X-38飛行器制備的C/C-SiC鼻錐，其最高使用溫度為1750℃。C/C-SiC鼻錐制備采用液相滲硅工藝（LSI），即通過液相Si浸滲C/C材料，最后在表面進行CVD-SiC涂層，進一步提高抗氧化性能。DLR還與日本合作，采用LSI工藝制備C/C-SiC碳陶熱防護系統陶瓷瓦樣件Cetex。在風洞試驗中Cetex樣件的最大試驗溫度達到2700℃;航天運載器飛行試驗中回收艙成功再人大氣層，Cetex表面溫度約達到2200℃，未暴露任何明顯問題。美國的X系列航天試驗驗證機的熱保護系統采用了PIP工藝制備的C/C-SiC材料，在400-1650℃溫度范圍有良好的性能，并且在高于2500℃的條件下通過了80s測試。Hyper-Therm Inc.在USAF Phillips Laboratory的支持下，成功研制出C/C-SiC發動機推力室。歐洲SEP公司采用ICVI工藝成功研制出C/C-SiC發動機噴管，并完成二次高空點火試驗。日本Yamaguchi、Muarata等在美國申請專利，介紹了日本C/C-SiC推力室方面的研制工作，采用CVI結合PIP工藝制備出C/C-SiC推力室，并進行了發動機點火試驗。日本試驗空間飛機HOPE-X的熱結構材料也使用了PIP工藝生產的C/C-SiC材料作為前部外板、上部及下部面板等。

國內航天科技43所采用“CVI+PIP”混合工藝制備C/C-SiC復合材料，包括針刺、3D編織和2.5D不同預制體C/C-SiC復合材料，其性能見表3[14]。其中，針刺C/C-SiC復合材料的優點是抗氧化燒蝕性能優異、成本低，在耐高溫抗氧化燃燒室等大型耐燒蝕部件上顯示出潛在的應用前景，目前已通過水壓試驗、靜力試驗、振動試驗，以及超聲速沖壓發動機地面熱防護試驗考核和飛行試驗考核，滿足1400-2000℃、長時間（600～1500s）耐高溫抗氧化要求。2.5D C/C-SiC復合材料整體強度高，用于制備預燃室，已通過了水壓強度試驗考核和超燃沖壓發動機Ma5.5、600S條件下的熱防護試驗考核，試驗后預燃室結構完整，內表面未見明顯燒蝕，滿足使用要求。3D編織C/C-SiC復合材料主要用于高溫緊固件、舵軸等小型、對承力要求高的熱結構部件，制備的螺栓緊固件拉伸強度達226MPa。國防科技大學采用PIP工藝制備的C/C-SiC復合材料推力室成功通過了室壓3MPa、燃氣溫度達3000K的液體火箭發動機熱試車考核[10]。

C/C-SiC復合材料的燒蝕可以看成是在C/C復合材料燒蝕基礎上計入SiC基體的熱化學氧化和機械沖刷流失[2][7]。材料中的SiC基體在1200～1600℃的溫度區間內能與O2反應生成具有一定流動性的SiO2 玻璃層，該玻璃層具有極小的氧擴散系數（1200℃下僅為1.4×10- 17 m2 /s） ，能有效阻止氧向材料內部擴散，同時填補材料表面裂紋。這是一種惰性氧化過程，其作用是降低了材料的燒蝕率，使材料能在有氧環境下的工作溫度提高到1750℃。但隨著溫度升高， SiO2 玻璃層粘度急劇降低， 在機械沖刷的作用下會導致快速流失。當溫度達到1750℃時，SiC基體由惰性氧化轉為活性氧化，形成氣態SiO而非SiO2保護膜，導致材料表面燒蝕率急劇增加。同時隨著環境壓力的降低，惰性氧化轉為活性氧化的過渡溫度將進一步降低，嚴重限制了飛行器的彈道包絡。此外，在含水環境中SiC基體的氧化速率也會相應加快。因此， C/C-SiC復合材料在有氧環境下短時間經受的溫度不超過2000℃ ，長時間不超過1600 ℃?？梢?，C/C-SiC復合材料盡管性能優良，但SiC基體耐高溫性能不足。為進一步提高材料在高溫長時間下的抗燒蝕能力，人們開始將超高溫陶瓷（UHTCs）加入到C/C復合材料中，利用超高溫陶瓷的高熔點、高強度、優良的抗氧化性、抗燒蝕等特點實現既能保持C/C復合材料優異的耐高溫性能，同時又能顯著提高C/C復合材料的抗氧化性能的目標。

3、C/C-UHTCs燒蝕型熱防護材料

超高溫陶瓷（UHTCs）[7]是指那些可以在2000℃以上和反應氣氛中（比如氧原子）使用，并且具有相當優良的高溫抗氧化性和抗熱震性的過渡金屬的碳化物、硼化物、氮化物材料，如ZrC、HfC、TaC、ZrB2、HfB2，TaB2等。它們具有優異的物理性能，同時還具有良好的抗熱震性和適中的熱膨脹率。由于含有高百分含量的高強共價鍵，這類陶瓷不僅耐高溫，而且抗氧化性能也有顯著的提高，如ZrC 的氧化起始溫度提高到1700℃，同時氧化生成的ZrO2 等產物粘度很高，是阻止氧進入材料內部的極好的阻擋層。這些突出的性能特點可望使之成為未來超高音速及二次運載火箭的熱防護系統及推進系統最有應用前途的一類材料。表4列出了幾種典型超高溫陶瓷UHTCs及其相應的氧化物的熱物理性能[7][12][13]。近年來，以碳纖維為增強相，以UHTCs為功能相的C/C-UHTCs超高溫燒蝕型熱防護材料獲得了廣泛的重視。這類材料有望既保持C/C復合材料輕質高強、抗熱震性能優良的特點，又能改善其在超高溫（2000℃以上）有氧環境下的抗氧化燒蝕能力[14][17]。

在超高溫陶瓷中[13]，ZrC具有比HfC和TaC 更高的比彈性模量以及更低的制備成本，抗氧化性能可與HfC媲美，而其密度（6.6 g/cm3）僅為HfC 陶瓷密度（12.7 g/cm3）的一半。 ZrC 氧化后形成的ZrO2保護膜熔點高達2700℃，蒸汽壓、氧滲透率和熱導率低，具有優異的高溫抗氧化耐燒蝕性能。采用ZrC陶瓷對C/C復合材料進行改性可有效提高C/C復合材料的抗氧化耐燒蝕性能。與ZrC相比[14]，SiC陶瓷的熔點相對較低，但是SiC陶瓷氧化后形成的SiO2具有非常低的氧滲透率，且SiO2在高溫下為玻璃態，能快速在復合材料表面鋪展，封填復合材料表面的裂紋和孔洞等缺陷，大大提高復合材料的抗氧化性能。另外，SiC的熱物理性能與C/C材料的匹配性也比較好。鑒于SiC 陶瓷這些優點，UHTCs通常要與SiC相結合，形成SiC-UHTCs多元基體加入到C/C中進行改性，不僅可消除C/C材料與UHTCs熱物理性能的差異和化學侵蝕，提高C/C復合材料的高溫強度;而且對于拓寬抗氧化溫度范圍具有積極作用，即在2000℃以前當溫度還未達到UHTCs及其氧化物的熔融溫度，SiC的氧化物可熔融并填補在固態的UHTCs及其氧化物之中，從而起到抗氧化作用。由于填補/彌合在固態超UHTCs及其氧化物之中，熔融態SiC氧化物因高溫燃氣沖蝕/沖刷而產生的損失也會降低。

西北工業大學[15]制備的 C/C-SiC-ZrC材料， 用氧-乙炔火焰燒蝕120s后的線燒蝕率比在相同工藝條件下制備 C/C-SiC材料的線燒蝕率降低了一個數量級，且燒蝕后質量不降反增。中南大學[16]制備的的 C/C-ZrC材料，用氧-乙炔火焰燒蝕燒蝕20s后其質量燒蝕率和線燒蝕率分別為3.3mg/s和12μm/s，比C/C復合材料的分別降低了50%和7.6%。由此可知，向C/C復合材料中引入ZrC后，C/C復合材料的抗燒蝕性能得到顯著提高。

航天科技43所[17]研制的UHTCs（ZrC，ZrB2）改性C/C復合材料的抗燒蝕性能，見表5。從表中可以看出，與單純SiC陶瓷改性C/C材料（C/C-SiC）相比，UHTCs（ZrC、ZrB2）基體的引入，大幅度提高了復合材料的高溫抗氧化性能，其中三元陶瓷體系（SiC-ZrC-ZrB2）基體改性的效果優于二元陶瓷體系（ZrB2-SiC）。具體表現為質量燒蝕率呈現數量級降低，甚至出現細微增重現象;線燒蝕厚度急劇減小（燒蝕厚度≤0.1mm）。這表明隨著三元超高溫陶瓷（SiC-ZrC-ZrB2）基體改性C/C復合材料的耐高溫抗氧化性能得到明顯提高，能夠滿足“2500 K、600 s高溫抗氧化”要求。采用ZrC-ZrB2-SiC改性C/C材料制備的首套超燃沖壓發動機燃燒室縮比件，已通過Ma6熱防護試驗，單次工作時間達到1091s。

SRM 喉襯工作的溫度遠遠高于上述超燃沖壓發動機燃燒室，通常在3000 ℃以上，這就需要更高溫度的Ta系或者Hf系超高溫陶瓷改性C/C復合材料的熱防護材料。Choury指出[18]，研制能承受3700℃喉襯必須將難熔金屬碳化物加到C/C材料中。這方面俄羅斯已突破Hf，Ta 鹵化物與碳的共沉積技術關鍵，把高熔點、抗燒蝕、抗沖刷的 TaC，HfC 滲透到C/C喉襯的燒蝕層中，并進行類似于鎢滲銅喉襯的滲銅工藝，制成C/C材料的抗燒蝕涂層型喉襯，這種新型耐燒蝕材料綜合了C/C復合材料抗熱應力能力強，對熱震及機械沖擊的敏感非常小;TaC、HfC 高熔點、抗燒蝕、抗沖刷;Cu具有在3800℃氣化、發汗冷卻可降低喉襯溫度的特長，使喉襯材料上了新臺階，經燃氣溫度3800℃、壓力8.0MPa，工作時間為60s的SRM地面點火試驗考核，該喉襯比純C/C喉襯的燒蝕率可成倍降低，可用于燒蝕要求嚴格的第3級發動機，展示了C/C喉襯材料發展的新動向。也見到美國有C-TaC 復合基體燒蝕機理方面的報導，對其燒蝕性能有充分的肯定。另外，美國也已提出了下一代噴管材料是以TaC、HfC等陶瓷材料為基體，以碳纖維為增強體的陶瓷基復合材料，有望制成無燒蝕喉襯，其成本也必然很高，目前僅是一種概念，但卻為研制抗燒蝕C/C材料提供一定的理論基礎，展示了高性能抗燒蝕C/C復合材料的發展動向，但由于涉及國防尖端領域的應用，有關報導很少。

添加超高溫陶瓷UHTCs改性C/C材料，降低材料燒蝕率的原因可初步歸納為二個方面[18][19]：一、是是抑制氧化作用和彌補燒蝕后的缺陷。由于氧化作用的存在，使基體中的UHTCs在高溫和氧的條件下生成難熔金屬氧化物，而氧化物的熔點一般在燒蝕溫度以下，這樣氧化物在燒蝕過程中形成粘度大的液膜在材料表面鋪展開，一方面彌補材料表面燒蝕缺陷，另一方面可阻止有氧氣氛對材料進一步破壞 。二、是增強基體抗沖刷性能：C/C材料各相中，以炭纖維，尤其是炭纖維橫截面方向最不耐燒蝕 ，這是由于炭纖維密度僅為 1.76g /cm3 ，而且，炭纖維本身特有的“皮芯結構”，使得軸向纖維最先燒蝕。因此，提高材料的抗燒蝕性能，只能從基體方面入手。含有一定量的超高溫陶瓷這樣的陶瓷類耐沖刷組分，在界面結合適宜的情況下，可有效提高材料整體的抗機械磨蝕、沖刷性能。

四、展1望

隨著飛行器飛行速度的提高和高可靠性、可重復使用的需求，對燒蝕型熱防護材料提出了越來越高的要求[20]，如航天飛行器載入大氣時，速度高達30MPa，形成強激波，空氣被強烈壓縮，壓力、溫度急劇上升，飛行器的鼻錐、機翼前緣和燃燒室等部位，要經受瞬時超高溫（2000～3000℃以上）、大熱流（數十兆瓦到數百兆瓦）的嚴酷熱環境。為此，高溫燒蝕型熱防護材料中的C/C復合材料、C/C-SiC復合材料獲得了快速發展和應用。目前正在開發的超高溫陶瓷UHTCs改性C/C復合材料的C/C-UHTCs復合材料已成為新一代輕質超高溫燒蝕型熱防護材料，在保持C/C復合材料原有的優異室溫及高溫力學性能和尺寸穩定性等突出優點的前提下，顯著提高了C/C復合材料抗氧化燒蝕性能、降低了燒蝕率，并具有可設計性和抗熱震性優勢，可通過調整改性陶瓷的種類和含量，適合于不同高溫抗氧化環境，具有很大的潛在應用前景，是新型高超聲速飛行器熱防護材料和新一代SRM高性能喉襯材料理想的候選材料。

參考文獻：

[1]袁海根，曾金芳，楊杰，等.防熱抗燒蝕復合材料研究進展[J].化學推進劑與高分子材料，2006，4（1）：21-25

[2]孫斌，張建偉.火箭發動機熱防護技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2016

[3]易法軍，梁軍，孟松鶴.防熱復合材料的燒蝕機理與模型研究[J].固體火箭技術，2004（4）：48-54

[4] 中國航天工業總公司四院四十三所，029基地，七O八所.GJB323A-96.燒蝕材料燒蝕試驗方法.北京： 中國航天工業總公司，1997

[5] 國義軍，石衛波，石義雷，等.電弧加熱器試驗條件下端頭燒蝕外形計算[J].空氣動力學學報， 2002， 20 （l）： 116-121

[6] 黃海明.極端環境下碳基復合材料燒蝕研究 [學位論文].哈爾濱：哈爾濱工業大學， 2001

[7]周延春，馮志海，等譯.超高溫陶瓷---應用于極端環境的材料[M].北京：國防工業出版社，2016

[8] 左勁旅，張紅波，等.喉襯用炭/炭復合材料研究進展[J].炭素，2003，（2）：7-10

[9]崔紅，王曉潔，等.固體火箭發動機復合材料與工藝[M].西安：西安工業大學出版社，2016

[10]黃海明，杜善義，吳林志，王建新.C/C復合材料燒蝕性能分析[J].復合材料學報，2001，18（3）：76-80

[11] 莊 磊， 付前剛， 李賀軍，等. 聚合物浸漬裂解法制備C/C-ZrC-SiC復合材料的氧化行為及抗燒蝕性能研究.中國材料進展，2015，34（6）：425-431

[12]張鵬.反應熔滲法制備Cf/（HfC+MC）復合材料機理及基性能研究[學位論文].長沙：國防科學技術大學，2011

[13]仝永剛.Si-Zr二元系合金反應熔滲改性C/C復合材料及其性能研究[學位論文]. 長沙：國防科學技術大學，2015

[14] 閏聯生，崔萬繼，等.超高溫抗氧化碳陶復合材料研究進展.宇航材料工藝，2014，（3）：6-11

[15] XIE Jing， LI Ke-zhi， LI He-jun， FU Qian-gang， GUO Ling-jun. Ablation? behavior and mechanism of C/C-ZrC-SiC composites under an oxyacetylene torch at 3000 ℃ [J]. Ceramics International， 2013， 39（4）： 4171-4178.

[16]楊 鑫， 蘇哲安， 黃啟忠， 陳建勛. C/C-ZrC 復合材料高溫氧乙炔焰燒蝕性能及機理研究[J]. 中國材料進展， 2011， 30（11）：32-38

[17] 崔 紅，閆聯生，等.摻雜改性 C/C復合材料研究進展.中國材料進展[J].2011，30（11）：13-17

[18] 崔 紅，蘇君明，等.添加難熔金屬碳化物提高C/C復合材料抗燒蝕性能的研究.西北工業大學學報，2000，18（4）：669-673

[19] 王俊山，李仲平，等.摻雜難熔金屬碳化物對炭/炭復合材料燒蝕微觀結構的影.新型碳材料，2005，20（2）：97-102

[20] 王玲玲，嵇阿琳，崔紅，等.ZrC改性C/C-SiC復合材料的力學和抗燒蝕性能.復合材料學報，2016，33（2）：373-378