碳/碳（C/C）復(fù)合材料具有高強(qiáng)度,、高模量,、高斷裂韌性,、高導(dǎo)熱、隔熱性能優(yōu)異和低密度等優(yōu)異特性,，其密度為1.65－2.0g/cm3，僅為鋼的四分之一,；摩擦特性好,，摩擦系數(shù)穩(wěn)定,，并可在0.2－0.45范圍內(nèi)調(diào)整；承載水平高,，過載能力強(qiáng),，高溫下不會(huì)熔化，也不會(huì)發(fā)生粘接現(xiàn)象,；線膨脹系數(shù)小,，高溫尺寸穩(wěn)定性好；使用壽命長(zhǎng),，在同等條件下的磨損量約為粉末冶金剎車材料的1/3～1/7,；更奇特的是，其強(qiáng)度隨溫度升高不降反升,，是唯一能在2200℃以上保持高溫強(qiáng)度的工程材料,；在循環(huán)加載后還會(huì)出現(xiàn)剩余強(qiáng)度升高的現(xiàn)象，即所謂“疲勞強(qiáng)化”現(xiàn)象,。

　　航空航天技術(shù)的發(fā)展對(duì)高溫材料的性能提出了苛刻的要求,，尤其是高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱結(jié)構(gòu)件與空天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，在服役過程中要承受嚴(yán)重的燒蝕,、高速氣流的強(qiáng)沖擊和大梯度的熱沖擊,。傳統(tǒng)金屬材料的使用溫度已經(jīng)接近其極限，不能完全滿足使用要求,，開發(fā)新型超高溫材料迫在眉睫,。C/C復(fù)合材料的一系列優(yōu)異特性，使得其用作飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)具有其他材料難以比擬的優(yōu)勢(shì),。

　　但是,，C/C復(fù)合材料在高于450℃的有氧環(huán)境下極易氧化，在超高溫極端環(huán)境下燒蝕嚴(yán)重,，導(dǎo)致力學(xué)性能急劇下降,。這成為阻礙其走向?qū)嵱酶邷夭牧系淖畲笾萍s因素。雖然通過基體改性可以部分緩解這個(gè)問題,，但基體改性技術(shù)的防氧化溫度與保護(hù)時(shí)間有限,。從目前研究結(jié)果看，C/C復(fù)合材料高溫長(zhǎng)壽命防氧化必須依賴涂層技術(shù),。

　　目前開發(fā)的防氧化涂層體系主要有玻璃涂層,、金屬涂層和陶瓷涂層。玻璃涂層可以用于密封層材料或剎車盤非摩擦面的防氧化,。金屬涂層采用高熔點(diǎn)和低氧擴(kuò)散系數(shù)的Ir,，Hf，Cr，Mo等金屬,，對(duì)C/C復(fù)合材料進(jìn)行防護(hù),。陶瓷涂層通常利用硅化物的高溫氧化產(chǎn)物(玻璃態(tài)SiO2)填充涂層中的裂紋，阻擋氧氣滲入,。陶瓷涂層是目前高溫防護(hù)效果最好的抗氧化涂層體系,。

　　為進(jìn)一步提高陶瓷涂層的性能，緩解陶瓷與C/C之間熱膨脹系數(shù)的差異,，相繼開發(fā)了多相鑲嵌,、梯度、第二相增韌等陶瓷涂層體系,。多相鑲嵌涂層利用大量的相界面來(lái)松弛應(yīng)力,，緩解熱失配。據(jù)報(bào)道,，Si-MoSi2/SiC涂層經(jīng)1400℃氧化100h后僅失重0.36%,；在1500℃下可對(duì)C/C復(fù)合材料有效保護(hù)52小時(shí)。TaxHf1-xB2-SiC/SiC涂層在1500℃下的防氧化壽命可達(dá)到1480小時(shí),。梯度涂層使涂層與基體及多層涂層之間的組成呈連續(xù)分布,，可消除界面應(yīng)力，緩解涂層開裂趨勢(shì),。據(jù)報(bào)道,，(SiC/Si3N4)/C梯度涂層，可用于1500-1550℃抗氧化,；在C/C復(fù)合材料表面引入C-SiC梯度涂層,，可以有效緩解涂層與基體的熱失配。將小尺寸的第二相引入陶瓷涂層中也可以提高韌性,，減少涂層中裂紋,。據(jù)報(bào)道，通過引入SiC,ZrO2納米顆粒和SiC晶須,，或?qū)iC,HfC納米線引入涂層中,，可以有效抑制涂層的開裂。