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超高溫用碳/碳復合材料研究進展
碳/碳復合材料,即碳纖維增強碳基體復合材料， 具有高比強度、高比模量、熱膨脹系數低、抗熱震和 耐燒蝕性能好等一系列優良的物理化學性能，而且在較寬的溫域范圍內擁有較好的抗蠕變性能和較高的強度保留率。
隨著航天航空技術的不斷發展，飛行器的服役環境也愈加的嚴苛，對碳/碳復合材料高溫苛刻環境下的耐燒蝕性能提出了更高的要求,提高碳/碳復合材料的耐燒蝕性能現已成為研究領域的熱點。將超高溫陶瓷引入到碳/碳復合材料體系內，制備出超高溫陶瓷改性碳/碳復合材料，研究結果表明可以有效地提高碳/碳復合材料的耐燒蝕性能。超高溫陶瓷改性碳/碳復合材料的制備工藝大致分為兩種:
①前驅體浸漬裂解法；
②反應熔滲法。
1 前驅體浸漬裂解法
前驅體浸漬裂解法又被稱為前驅體轉化法。具體步驟大致如下:將碳/碳材料預制體置入一定溫度和壓力下的浸漬容器中,加入浸漬液使之滲入到碳/碳材料內部的空隙中，固化交聯，隨后在惰性氣氛保護下進行高溫裂解，使先驅體浸漬液轉化為陶瓷相，經過數次循環“浸漬-裂解”過程，最終制備出超高溫陶瓷基改性復合材料。經過研究人員的不懈努力，現已制備出ZrC改性C/C復合材料、HfC改性C/C復合材料和復相陶瓷改性C/C復合材料。
楊鑫等制備出ZrC質量分數為26.46%的 C/CZrC復合材料，進一步探究了燒蝕時間對復合材料燒蝕性能的影響，試驗結果表明:經GJB 323A-96氧乙炔焰燒蝕標準20s測試后,樣品的質量和線燒蝕率分別為3.3mg/s和12μm/s，與未引入ZrC陶瓷相的C/C復合材料相比分別降低了50% 和7.6%；同樣條件下對樣品進行50s的燒蝕，質量和 線燒蝕率分別為2.2mg/s和5.2μm/s。當燒蝕過程較短時，C/C-ZrC 復合材料表面形成的 ZrO2 保護膜不連續、不致密，氧化性氣體極易擴散到基體的內部與炭反應，隨著燒蝕過程的延長，生成的ZrO2 保護膜逐漸的趨于連續和致密，有效地降低了氧化性氣體向內部擴散的速度，并且熔融態的氧化物保護層還能進一步填充材料表面的凹坑和裂紋等缺陷。
李春等利用 HfOCl2 ·8H2O 作為HfC陶瓷相的先驅體浸漬液制備出C/C-HfC復合材料，對試樣的機械性能、熱膨脹系數、熱導率和耐燒蝕性能進行了研究，結果表明:HfC陶瓷相的引入提高了復合材料的導熱系數和耐燒蝕性能，當HfC的含量為6.5 wt% 時，材料表現出最優的導熱系數和耐燒蝕性能。
李克智等采用混合的 ZrC 和SiC先驅體浸漬液制備出C/C-ZrC-SiC復合材料，并研究了三種C/C預制體起 始密度對最終C/C-ZrC-SiC復合材料燒蝕性能的影響，結果表明:采用密度為1.21 g/cm3 的C/C預制體進行PIP工藝，最終的C/C-ZrC-SiC復合材料燒蝕性能最好。
2 反應熔滲法
反應熔滲法，將金屬或合金粉末與添加劑按一 定比例混勻，在高溫條件下，熔融的金屬滲入到多孔C/C復合材料坯體內，通過碳熱反應生成陶瓷基體。
房嘯采用2D針刺和三維細編穿刺預制體制備C/C-SiC-ZrC復合材料，對兩種材料的燒蝕性能進行了探究。結果表明:2D 針刺編制預制體制備的 C/CSiC-ZrC 復合材料的燒蝕性能要優于三維編制預制 體制備的 C/C-SiC-ZrC 復合材料。三維編制預制體 內部纖維密度較高，孔隙較少，熔滲過程中生成SiCZrC陶瓷相的空間相對較少, 造成 SiC-ZrC陶瓷含量較低，最終導致材料的耐燒蝕性能較差。
童陽等按照一定比例將 Zr-Si 粉末熔滲到C/C坯體內，制備出 C/C-ZrC 復合材料,具有良好的耐燒蝕性能。
朱玉等報道了向 C/C 預制體內熔滲Zr-Cu合金，在1473K條件下制備Cf/ZrC復合材料。研究發現:一方面，樣品中ZrC陶瓷相的含量隨著Zr-Cu合金中銅含量的增多而減少；另一方面，銅的引入極大地降 低了樣品的制備溫度，進而減少了高溫反應時對纖 維的損傷。然而，當銅過量時，將會形成Zr-Cu-C的共晶體，使試樣中ZrC陶瓷相的含量減少，導致材料的耐燒蝕性能下降。
目前通過前驅體浸漬裂解法和反應熔滲法還 只能提高碳/碳復合材料的短時超高溫耐燒蝕性能， 而想要取得長時超高溫耐燒蝕方面的進步，單靠上述兩類工藝是無法滿足的，還必須與涂層改性技術結合。通過對涂層結構和體系的設計(如多層復合涂層)探尋更好的陶瓷組分配比和工藝。 同時，還必須發展與真實應用環境相似的檢測技術，從而實現對新一代飛行器熱防護系統的全溫域長時燒蝕防護。更多碳碳復合材料信息可查看http://m.zjxycs.cn
