高超声速飞行器的发展是21世纪航空航天领域的标志性技术之一，受到广泛关注。高超声速航空航天器的火箭发动机、头盖、电机喷管、前缘等关键热结构部件承受着强烈的气流冲刷和恶劣的热环境。因此，能够抵抗超高温氧化和烧蚀的先进轻质热防护材料是航空领域关注的焦点。C/C复合材料具有密度低、热线胀系数低、高温力学性能好、比强度高等优点，使其成为热结构候选部件。然而，C/C复合材料在400℃以上的含氧烧蚀环境中的高氧化敏感性严重限制了其在航空航天领域的可靠应用。因此，需要热防护涂层来有效地将C/C复合材料与烧蚀环境隔离。

  ZrC是超高温陶瓷（UHTC）之一，因其高熔点和优异的高温稳定性而成为常见的高温烧蚀涂层材料。然而，ZrC烧蚀条件下生成的ZrO2层呈现出疏松多孔的结构，并且ZrO2相在烧蚀过程冷却过程中发生多相变，导致裂纹和其他缺陷，从而加速涂层的失效。

  SiC的被动氧化能形成保护液SiO2来修复多孔ZrO2骨架的缺陷，从而防止氧气向内渗透。因此，一般都会采用SiC作为第二相来提高ZrC涂层的耐超高温烧蚀性能。然而，热喷涂ZrC-SiC复合涂层仍存在一些问题是需要解决。一是由于等离子射流中的加热时间短，UHTCs粒状粉末在热喷涂过程中没有充分熔化，导致喷涂层中形成缺陷。

  此外，SiC在烧蚀过程中超过1700℃时易产生气态SiO，而气态SiO很容易逸出而不是形成保护性SiO2玻璃层。玻璃态SiO2由于其在2000℃以上的粘度相比来说较低，非常容易被烧蚀炬冲刷。因此，有必要加入额外的成分来改进热喷涂ZrC-SiC涂层体系。

  西北工业大学李贺军院士团队针对热喷涂SiC易分解且涂层孔隙率较高等问题提出了一种新的设计理念，在ZrC-SiHfOC造粒粉末表面包覆MoSi2保护层形成核壳结构粉末，以期达到减少热喷涂过程中SiC的分解。首先，利用3-氨丙基三乙氧基硅烷（APTES）对ZrC-SiHfOC粉末进行了化学改性，通过物理吸附和化学接枝作用形成了ZrC-（记为Z2SH@M）核壳粉末。之后，利用超音速等离子喷涂技术在C/C复合材料表面制备ZrC-SiHfOC-MoSi2（记为Z2SH-M）复合涂层。使用热流密度约为6 MW/m2的Ar-O2等离子火焰考核其抗烧蚀性能，对比研究了改性前后涂层在更高含氧量的考核环境下的服役行为。

  结果表明，引入的熔化程度高且塑性变形强的MoSi2在热喷涂过程中优先熔化，可有很大成效避免SiC相的直接分解，并且有助于填充沉积粒子间的孔隙，明显降低了涂层的孔隙率的作用；另一方面，ZrC-SiHfOC-MoSi2涂层经过360s的Ar-O2等离子烧蚀考核，其质量烧蚀率和线 μm/s，低的烧蚀率源于新生成的低氧渗透率的ZrSiO4有效地抑制了SiO2玻璃膜的挥发，致密的氧化层有助于抵抗气流对涂层的冲刷，来提升涂层的抗烧蚀性能。

  图9. XRD图案（a），Z2SH涂层的表面SEM图像和横截面上的孔分布（b，d，d1）以及Z2SH-M涂层（c，e，e1）的SEM图像和孔分布，以及两种涂层的孔隙度结果（f）。

  图10. (a, c) Z2SH-90 涂层的光学图像和表面三维形态；(b, d) Z2SH-M-90 涂层的光学图像和表面三维形态；(e) 被剥蚀涂层的质量和线 s后的耐烧蚀性能。