多孔材料发汗材料

多孔材料之发汗材料多孔材料的孔隙度一般在15%以上，最高可达90%以上，孔径从几百埃到毫米级。多孔材料的孔隙度一般粗分为低孔隙度(<30%)、中孔隙度(30～60%)、高孔隙度(>60%)三类。

低孔隙度的多孔材料主要是含油轴承，高孔隙度的还包括金属纤维多孔材料和泡沫金属，主要用于电池极板、绝热、消音、防震等。大量使用的过滤材料和发汗冷却材料多为中等孔隙度。

粉末多孔材料由于具有发达的表面，多孔材料和穿流介质之间存在很大的接触面，具有十分迅速的热交换作用，所以常将高温部件做成多孔体，用冷却剂通过加以冷却。1多孔材料的概述

2.1作为多孔材料的发汗材料目前多应用于火箭发动机的喷管、燃气舵、空气舵、鼻锥上等高温部件上。

喉衬位于喷管喉部，其作用为限制因烧蚀而造成喉部面积增大，而造成的推力下降。在发动机点火瞬间，喉衬从常温以大于2000℃/S速度骤然升温，产生极大的温度梯度和热应力，易使喉衬出现裂纹或碎裂，将直接影响发动机的推力和效率，甚至失去工作能力。所以必须对液体火箭发动机受热关键部位进行良好的冷却，从而达到有效的热防护目的。目前，火箭发动机的主要冷却技术包括再生冷却、膜冷却、辐射冷却、烧蚀冷却及发汗冷却。2发汗材料的需求

2.2与传统的再生冷却和膜冷却技术相比，发汗冷却具有较大的优势：(1)发汗冷却的冷却效果可靠，只需要较少的冷却剂就能实现良好的冷却作用；(2)发汗冷却所需要的冷却剂较少，冷却剂注入壁面的速度很慢，对燃烧室主流的扰动小，由此产生的性能损失少；(3)冷却剂的流速较小，产生的压降相对低，有利于提高燃烧室室压，从而提高燃烧效率和发动机性能。多孔发汗材料主要包括金属基和陶瓷基发汗材料体系。3.1金属发汗材料

3.1.1金属发汗材料出现于20世纪30年代，最先获得应用的是用粉末冶金工艺制成的钨银“假合金”和钨铜“假合金”。50年代末，固体燃料火箭的发展，原来用的纯钨的喷管已不能满足这样的使用条件。60年代初，马特和戈策尔等人根据“发汗冷却”的概念重新研究了钨银“假合金”以及发汗冷却、抗热震等机理。60年代中期，美国研制出钨银发汗材料（W-10Ag）火箭喷管，装备于“北极星”潜艇的导弹中。3发汗材料的历史金属发汗材料由高熔点金属和低熔点金属复合构成的一种特殊散热材料。高熔点金属构成多孔的基体，孔隙中渗入低熔点金属。

当这种复合材料在高温下工作时，低熔点金属蒸发吸热，借以冷却材料表面。

因此，金属发汗材料的性质决定于：两种金属的特性，原始粉末的粒度和形状，骨架的密度和强度，毛细孔的形状、大小和分布状况，毛细孔的体积百分比和低熔点金属含量诸因素。

3.1.2金属发汗材料特点及原理3.2陶瓷发汗材料3.2.1W/Cu等合金材料存在密度大、抗氧化性能差、低温脆性和成本高等问题，在应用上受到一定的限制。

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。3.2.2陶瓷发汗材料实例

基于定向直孔多孔陶瓷制造技术，具有轻质、耐高温、抗热震性好等优点，可用于航空、航天飞行器高热流密度部位主动冷却系统。可按照客户设计使用要求进行产品开发。主要性能指标：密度<2.8g.cm-3孔径20~70μm气孔率10～30%孔道取向轴向、径向、曲面法向抗弯强度>50Mpa

发汗材料按发汗冷却的自发性分类，可分为自发汗冷却和强迫发汗冷却。

4.1自发汗冷却

4.1.1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粉末颗粒，在高温下气化蒸发带走基材热量以达到材料降温的目的。自发汗冷却材料一般为粉末冶金制品，它由两部分组成：(1)作为基体材料的高熔点相，如W、Mo及SiC、TiB、ZrB等陶瓷；(2)作为冷却剂的低熔点相，如Cu、A1等。

4发汗材料的分类

4.1.2自发汗冷却实例

我国制备的用于某型号火箭发动机W/Cu合金，研究表明，w渗Cu的材料中Cu的熔点只有1083℃，0.1MPa下的蒸发点为2580℃，在发动机的工作过程中，通过Cu的熔化和蒸发吸收了大量的热量，w骨架受到了良好的冷却作用，保证了部件的正常工作。

钨铜金属发汗材料4.2

强迫发汗冷却

强迫发汗冷却是一种复合冷却技术，由发汗冷却和气膜冷却组成。首先把材料制成多孔部件，工作过程中液体在压力驱动下从部件材料的“汗孔”渗出蒸发带走热量使部件降温，以达到部件材料的冷却降温、保证部件不被高温烧蚀的目的。TiC/Cu复合材料作为耐烧蚀材料具有“自发汗冷却”作用，熔点较低的金属cu在高温下通过熔融、气化的相变过程能吸收大量热量，对TiC骨架基体起到冷却降温的作用，从而降低骨架材料的烧蚀率。5.1TiC/Cu复合材料采用如下工艺制备：TiC粉末+黏结剂——压制成型——脱黏剂——烧结——熔渗——机加工5发汗材料的耐烧蚀性能研究5.2耐烧蚀实验5.2.1试验以高温等离子火焰为加热源，试样规格为Φ40×10mm的圆片，火焰中心与试样圆心接近，喷口与试样的距离为40mm，烧蚀温度约为3300℃，等离子火焰的气体为Ar和H2的混合气体，烧蚀时间为15s。对烧蚀后的TiC/Cu复合材料的断口进行扫描电镜分析。断口形貌12X5.2.2实验结果如图1区3000X2区3000XTiC/Cu试样不同烧蚀区断口形貌3区3000X5.2.3实验结果分析从烧蚀试样的断面形貌可以看出，离火焰最近的表层烧蚀区1区域的cu已完全挥发，TiC出现二次烧结，颗粒尺寸长大严重，一些连通的孔隙形成闭孔，TiC颗粒在高温下甚至熔合成一体。在离烧蚀火焰较远的2区，Cu也完全挥发，只剩下TiC骨架，骨架TiC颗粒在高温下有一定长大。颗粒表面光滑，颗粒的孔隙圆化程度提高，但孔隙仍保持好的连通状态。在离火焰最远的烧蚀试样中部3区，由于热量散失较快，该区域温度较低，Cu相挥发程度小，无cu的孔隙很少，与常温TiC/Cu试样断裂形貌相似。

从烧蚀断口形貌和烧蚀试样的外观可以看出，TiC/Cu复合材料在烧蚀过程中产生了类似于W/Cu材料的“发汗冷却”效果。美国的ACE公司针对，在发汗冷却过程中存在严重的局部过热及扩散和恶化，导致材料发生局部烧蚀失效这一问题，开发了激光打孔金属发汗材料，它是在金属面板上通过激光打孔形成均匀分布的直通孔隙，然后加工成发动机部件。激光打孔金属发汗材料面板显微结构

激光打孔金属发汗材料的优点是孔隙结构可控制，孔径大小、方向一致，分布均匀能形成畅通无阻的冷却剂通道，孔隙之间相互独立，能够有效避免局部过热的扩散和恶化；缺点是激光打孔耗时、成本高，难以制备形状复杂的推力室构件。6金属发汗材料的技术改进发汗冷却作为液体火箭发动机最为有效的热防护技术之一，已经表现出了良好的研究和应用前景。发汗冷却材料作为实现发汗冷却的物质载体，是发汗冷却技术研究的关键技术。国内目前应该主要进行以下几个方面的工作：(1)尽快