孙浩，董昕远，任媛，雒晓涛，李成新，Mahrukh M.，朱永胜，李长久

（西安交通大学 材料科学与工程学院金属材料强度国家重点实验室，西安 710049）

0 引言

液氧煤油火箭发动机因具有推力大、比冲高、可重复使用及发射成本低等一系列优点而成为各国航天运载主动力的发展方向[1-5]。液氧煤油火箭发动机关键技术之一就是推力室冷却技术，推力室服役工况十分严苛，主要包括：(1)燃气温度高，3000～3800 K；(2)壁面热流密度大，10～160 MW/m2；(3)推力室压力大，5～27 MPa，因此对推力室内壁进行强制冷却至关重要[6]。常用的方法为在其表面制备镍基耐高温隔热金属涂层，同时推力室内壁材料选用高热导率的铜合金（Cu-Cr-Zr或Cu-Cr-Nb，热导率300～400 W·m-1·K-1）[7,8]。美国NASA 曾对各种喷涂方法制备的NiCrAlY 涂层热导率进行了研究，其中大气等离子喷涂制备的NiCrAlY 涂层热导率最低，为3-10 W·m-1·K-1[9]，预期可作为推力室内壁耐高温隔热金属涂层。对基于铜合金基体制备的镍基高温合金涂层的相关研究，国内外已有许多文献进行了报道[9-12]，其中Torben Fiedler[13]等对基于铜合金基体制备的镍基高温合金涂层在高热流密度下的损伤机理进行了研究，结果表明该涂层体系主要有以下几种失效形式：(1)涂层与基体界面结合强度不足而造成界面开裂；(2)涂层与基体热膨胀系数不匹配，在冷却过程中涂层内部压应力过大而导致涂层屈曲开裂，或在加热过程中涂层内部拉应力过大而导致涂层中产生垂直裂纹；(3)涂层与基体成分差异过大从而导致在热循环过程中界面扩散产生柯肯达尔孔隙。……