解惠贞，李瑞珍，崔 红，李 飞

(西安航天复合材料研究所，西安 710025)

0 引言

多晶石墨、热解石墨、纤维增强树脂、难熔金属、C/C复合材料都可作为耐烧蚀材料应用于固体火箭发动机。C/C复合材料因轻质、高温高强、耐烧蚀而一直作为烧蚀材料的理想选材，但C/C复合材料在氧化性气氛下存在着氧化烧蚀问题［1］;难熔金属熔点高，但高密度限制了其发展与应用。随着发动机技术的发展，对耐烧蚀材料性能要求越来越高，在某些领域甚至要求材料零烧蚀。难熔金属及其合金因其熔点高、化学稳定性好而成为优选材料，为了克服其密度高的缺点，将其构件设计为薄壁结构，镶嵌于发动机工作条件最为恶劣的喉部。对于难熔金属及其合金的要求是熔点不明显低于推进剂燃烧温度，能承受喷管喉部的温度，国内外在该方面研究取得了一些进展［2－5］。

等离子喷涂工艺是一种使用非转移等离子弧作为热源的喷涂方法，成型温度高，是难熔金属材料成型的可选择工艺［6］，且该工艺适于成型薄壁异型构件。美国 Plasma Processes，Inc.发展了真空等离子喷涂(VPS)工艺，已将VPS成型方法用于制备净尺寸燃烧室、非烧蚀喷管、喉衬、内衬。目前采用VPS工艺的材料有钨、铼、铪、碳化铪、氮化铪、硼化铪、钼、铌、钨-铼合金、钨-铼-碳化铪合金以及钨-铼-碳化钽等。采用VPS工艺制备了铼喉衬，并进行热试车考核，燃烧时间2.26 s，平均压强16.3 MPa，推进剂燃烧温度2 815 ℃。VPS的铼喉衬展现出良好的性能，试验后测试数据表明没有裂纹和烧蚀，Re喉衬实际上缩小0～0.38 mm。……