更新时间：2022-08-25 14:36
高熔点金属烧结或预烧结成多孔骨架基体，熔渗低熔点金属所得的材料。在瞬间达到几千度高温的条件下，借助于低熔点金属蒸发吸热，降低基体的温度。犹如人体毛孔出汗降温一样，达到经受超高温度的目的。发汗材料多数采用熔渗制造。发汗材料用于火箭部件、电器触头等使用条件恶劣的关键部位。
发汗冷却是利用气体或液体发汗剂在压力作用下，从多孔中排出，通过其分解和汽化、表面形成隔热的完全连续的气膜（称附面层），吸收大量的热，从而降低构件的表面温度。按发汗机理分为强迫发汗、自发汗、自适应发汗。
发汗冷却首先是发汗剂通过多孔壁时吸收热量，降低材料的温度（在壁内热流方向与发汗剂的流动方向相反，在多孔壁中进行热交换）；随后是发汗剂达到多孔壁外表面时，迅速扩散汽化而大量吸热，同时形成一层不断更新、热容量大，热导率低的气态吸热的隔热层。调节发汗量使隔热层加厚，隔热层的温度梯度降低，从而降低热流向多孔壁的热导率，以保证材料在所希望的温度下工作。这种冷却方式具有极好的冷却效果。
美国研制液氢、液氧发动机中，推力室喷注器面板的工作环境十分恶劣，是七大关键之一。面板上装有许多氢氧喷嘴，氢和氧不断的从喷嘴射进燃烧室进行混合燃烧，面板热面一侧温度可达3200℃，冷面一侧的氢介质温度为-150℃，可想这样高温条件下的面板材料，仅靠金属材料的合金化，没有先进的发汗冷却技术是不可能的。喷注器面板如图1所示，发汗面板1周边与工艺环2焊接固定，面板中间镶有大量可向燃烧室注入氢和氧的喷嘴3，4，喷嘴与二底5相铆接，在燃烧室中心装有点大器7贯穿二底5和发汗面板1装配在三底6上。在燃烧室氢气和氧气混合后，在点火瞬间燃烧室建立压力以前，面板承受冲击力；在工作中经受振动疲劳应力，燃烧室温度在面板热面一侧可达3200℃以上。因此对材料除应满足冷却要求外，还要求具备一定力学和物理性能。
冷却对材料的要求
1.渗透能力。多孔发汗材料面板应制备成具有一定冷却气体渗透量的能力，即保证附面层（隔热层占60%。70%）的建立，又能降低冷却剂（H2）占总燃料H2的比例，以达到理想的冷却效果，提高发动机的燃烧效率与比冲。
2.渗透均匀性。多孔发汗面板应具有良好的渗透均匀性，以达到在面板表面建立起一层完全连续的厚度均匀的附面层。
3.抗氧化性。面板材料在热氧环境下应具有良好的抗氧化性能，防止由氧化导致气流流动受阻，影响渗透能力及其均匀性。
防热结构对材料的要求
1.强度与刚度。除满足一定气动性能外，必须具有一定强度与刚度，如足够的纵向抗拉和一定横向（层间）抗拉强度，抗热冲击、疲劳强度。
2.导热与流阻。多孔发汗面板材料在热交换中必须具有高的热导率，大的比表面和低的流阻系数。
发汗冷却材料已成功应用的有两种，包括烧结金属丝网材料和以高熔点金属的多孔体为骨架，采用低熔点金属作为冷却剂的钨渗铜合金。在火箭发动机上得到广泛应用。
采用金属丝网复合轧制烧结和纤维冶金两种工艺方案制取发汗冷却面板材料。
1.金属丝网复合轧制、烧结工艺：丝网材料根据需要选择，如00Cr18Ni12Ti、1Cr18Ni9Ti、GH4030合金等。选用经线为Φ0.3mm，纬线为Φ0.2mm丝材，按经线密度为11.8根/Cm，纬线密度为（51.2~55.1）根/cm的丝材编织成平纹网。丝网经表面净化处理，纬线密度分组、两端点焊定位、预绕、轧制、烧结、机械加工和性能测试等过程制成面板。
表面净化处理：有利于轧制时层间形成金属接触，烧结时实现层间扩散烧结。
纬线密度分组：以利于轧制时控制轧后板材厚度，如图2所示，从而控制和调节材料的透气性。
点焊定位：由于面板材料为多层网互成90°交错叠加构成，毛坯两端必须点焊定位，才能防止轧制时网层间错动或开裂，同时也便于喂进轧辊。
毛坯预烧：以便作进一步净化网层表面和消除在编织过程中造成的结构应力。有利于实现层间更好地轧合。
轧制：是整个工艺中的关键工序。要求多层（17层）网复合轧制的最终轧出的厚度（4mm±0.1mm），即同一块板的厚度偏差不超过4~0.1mm。同时，还要保证最终材料的氢渗透量为（0.13~0.16）g/cm2·s。
烧结：使材料层间接触由机械接触变为扩散焊接，以便能获得要求的层间强度。烧结工艺参数视选用材料而定。以GH4030为例，温度1280℃、时间5h、真空度高于0.013Pa、规范要求按图3控制。烧结时每块轧制板间垫喷涂氧化铝或氧化锆隔板。材料烧结后经机械加工和性能测试合格即制成多孔发汗面板产品。
2.纤维冶金工艺：纤维以1Cr18Ni9Ti合金为例，对纤维选材、布料影响、烧结工艺作简要说明。
纤维选择：直径为0.04mm，长度5mm~6mm的纤维，经透气率试验表明，纤维太长时材料的透气均匀率差；太短时材料强度较低。
布料影响：布料是制备发汗面板，保证其透气性均匀的重要工艺。用甘油作分散剂，纤维与甘油的质量比为1：44使纤维均匀分散，倒人沉降塔自由沉降成毡。毛坯经500MPa~700MPa的压力压制，经烧结制得孔隙度为15%~25%的多孔材料。
烧结温度影响：烧结温度不仅影响面板的透气性，对力学性能亦有重要影响。选择在1300℃烧结3h可以获得强度和透气性均佳的效果。烧结气氛对材料有一定影响，真空度控制在0.013Pa~0.0013Pa是适宜的。
自发汗材料是在无冷却的条件下，受带有高速固体粒子的高温（>3200℃）的燃气冲刷，剧烈温升（>2000℃/s）热震下不烧蚀不碎裂。此类材料有钨渗铜、钨渗银等。是以烧结多孔钨为骨架在微孔中渗Cu或Ag等发汗剂制成。W和Cu是两种互不相容创元素，密度和熔点相差极大，不能用普通熔炼方法制成合金。采片粉末冶金工艺可以制成不同成分比的合金。此类合金的特点是具有W的高熔点和高温强度；由于Cu填充在烧结W骨架的微孔中，降低了W的缺口敏感性，提高了材料的抗热震性，改善了机械加工性能。
选材：W粉粒度较粗有利改善其抗热震性；粒度较细则可馈材料有较好的强度和抗烧蚀性。通常选用粒度为3μm~20μm的W粉制骨架，可制成性能良好的喉衬材料。
成型：选用合适的W粉粒度和配比，采用等静压方法成型。压力150MPa~220MPa，压力太低制品强度低，易碎裂；压力太高有弹性后效，制品亦会发生碎裂。
烧结：用感应炉H2保护烧结。H2露点-25℃，烧结温度为2000℃~2300℃、4h~6h，烧结后的多孔W的密度为72%~85%理论密度，微孔开孔率为总孔隙率的90%以上。
渗铜：渗铜是利用W骨架微孔的毛细管作用使液态Cu充满孔隙。因此，要求液相金属能润湿固相骨架，骨架的微孔应是开孔，以便采用定向浸渗，有利于微孔中的气体排出。渗Cu可在立式熔渗炉中进行，以干燥H2为气氛，温度控制在1300℃~1400℃。
多孔发汗材料被用作制造液体火箭发动机喷注器的面板。既是防热材料，又是结构材料，属于强迫发汗型防热结构材料。
丝网多孔发汗冷却面板已成功应用于某运载火箭，在液氢、液氧发动机单件积累试车考核达3210s，已用于发动机，丝网多孔发汗冷却面板发挥了重要作用，证实其使用的可靠性。
使用面板的结果表明，燃烧室温度在3500℃时，液氢、液氧火箭发动机的热面温度仅为80℃～200℃之间，大大降低了面板两面的温差，避免了面板的烧蚀、变形。由于面板渗透性能适中且均匀使发动机燃烧效率提高，提高了发动机的可靠性。氢流量每降低4%，可提高发动机1s的比冲。可提高有效载荷20kg。以发汗冷却用氢量占总氢量的比值相比较，中国可以达到3%，美国RL-10-3为10%，J-2发动机为3%～4%，航天飞机主发动机为5%。
1.自发汗鼻锥。当导弹鼻锥再人大气时，遭受气动加热时，采用W渗Cu合金可由熔点低的Cu熔化、蒸发吸热，可达到防热的目的。防热效果取决于其渗Cu量，增加渗入量则材料强度降低，导致热震性降低。因此，当自发汗材料用于大热流、长时间工作的远程弹头鼻锥尚有困难，待进一步研究。近年来正在砌究将其用于抗侵蚀双鼻锥的内锥是可能的。
2.强迫发汗鼻锥。发汗材料鼻锥由于强迫发汗防热使其外形不变，对机动飞行和提高弹头命中精度有重要意义。为适应弹头再入条件应精确计算发汗剂的用量，研制合理的发汗壁结构，解决发汗率的调节、控制间题。当发汗壁太薄，外部热流加大时，壁表面温度上升，壁内温度可能超过发汗剂沸点，在壁内形成一层气膜，因气膜热导率低壁温继续上升，甚至导致熔化。如果发汗量过大，发汗剂在壁表面呈液态，甚至产生飞溅，不能有效利用发汗剂。因此，发汗壁应有适当厚度，以利于将发汗剂的相变控制在多孔壁中。发汗壁结构示意如图4所示，外壁2.5mm的多孔不锈钢，背后垫4层~9层石英玻璃布，当用电弧加热器试验：参数热焓值1.68×107J/kg，热流密度1.729×107W/m2，温度达5800℃，出口压力0.044MPa。试验结果表明，此发汗壁（壁内分别垫4层和9层），当发汗剂水的压力0.5MPa时，渗透量分别2.49/cm2·s和1.49/cm2·s。在上述电弧加热可测得发汗壁背面温度分别为500℃和600℃，石英布背面温度30℃和45℃可见水的汽化相变是在石英布中发生，可以用调节发汗量来控制壁温，从而有效利用发汗剂达到良好的防热效果。
3.自适应发汗鼻锥。由上可知，强迫发汗需要有复杂的系统，其体积和质量均较大；自发汗又不能满足更高的防热要求，限制了在鼻锥防热上的广泛应用。相继提出和发展了自适应发汗鼻锥概念。其结构简单，不需专门冷却剂贮箱和增压系统。利用再入时的气动加热使冷却剂熔化，驱动剂蒸发；再入减速使密度较大的冷却剂位于鼻锥前端，而密度较小的驱动剂位于其后部，靠驱动剂的蒸气压把冷却剂挤出鼻锥多孔壳体。当气动加热强烈时，传入鼻锥内部的热量增加，驱动剂温度升高，驱动压力增大，挤出较多的冷却剂，冷却防热能力增强；当气动加热缓和时，则发生相反过程，从而实现自适应发汗冷却防热。鼻锥的空腔即为冷却剂和驱动剂的贮箱，图5即为其典型结构。
壳体由致密的截锥体和多孔的端头两部分组成。试验表明，自适应发汗总是要滞后于气流加热引起的鼻锥端头温升。这个滞后时间包括壳体传热时间和一定量冷却剂熔化和驱动剂加热蒸发形成足够的蒸气压所需的时间。滞后时间随试验条件不同而变化。在等离子电弧风洞加热条件下，用铟作冷却剂，水作驱动剂时，滞后时间为3s~6s。在这段滞后时间内，鼻锥壳体必须能抗拒热流而不被烧蚀。因此，鼻锥壳体材料通常采用难熔金属钨或钨基合金。多孔端头部分用平行钨丝束。两部分分别用热等静压和高温旋压成型。
冷却剂选择要考虑其蒸气压、熔点、潜热和热导率。沸点不能太高，在其沸腾时鼻锥壳体要保持足够的强度。熔点不能太高，否则冷却剂熔化时驱动剂的压力过大，造成冷却剂突然喷射；而且壳体内压力过大会超过壳体的结构强度极限，会发生爆炸。潜热愈大愈好，热导率愈小愈好。通常选用铊、铟、铋等低熔点金属能较好的满足以上要求。驱动剂选用水，也可选用酒精、苯、酚等。
钨渗铜自发汗材料可用作固体火箭发动机喷管喉衬，其应用效果直接受固体火药燃气中H2O、CO2、游离O2的影响。经试验表明，此类材料在弱氧化剂气氛中，火焰温度高达3600℃条件下，升温速度>2000℃/s，在1650℃～3600℃燃气流冲刷下无明显烧蚀。实际用于某火箭发动机喉衬，其燃气温度3200℃，压力5MPa,工作时间70s，使用效果良好；另一发动机喉衬工作压力为5.8MPa，工作时间210s，也未发生烧蚀。此类材料使用证实，用作各型战术导弹的固体燃烧发动机喉衬均获得满意的实用效果。