新型导弹的高速化发展对防热材料的抗烧蚀性能提出了更高的要求,亟待开发低成本、低密度和抗烧蚀性能优异的新型防热材料。本文基于耗散防热思想设计制备了适用于不同烧蚀工况的两种耗散防热复合材料,结合理论计算与试验,研究了合金渗入多孔碳基体的动力学过程以及耗散防热复合材料的氧乙炔烧蚀行为,分析了耗散防热材料的抗烧蚀机理,并对抗烧蚀性能进行了工程验证。本文从降低碳材料热化学烧蚀速率入手,综合考虑熔沸点、相变潜热、氧化物熔点以及氧化反应热力学等因素,优选Al、Si两种耗散剂主要成分。通过建立氧乙炔烧蚀模型对烧蚀条件参数进行了模拟仿真,建立碳材料烧蚀热力学平衡模型预测了耗散防热材料的驻点温度及抗烧蚀性能。由此设计出适用于小型固体火箭发动机喉衬的AlSi/石墨（AlSi/Gr）耗散防热复合材料和适用于导弹鼻锥的SiMo/石墨（SiMo/Gr）耗散防热复合材料。为优化耗散防热复合材料制备工艺,对合金熔体的密度、表面张力和粘度进行理论计算,测试接触角以及碳基体的特征孔径,然后计算研究了合金渗入多孔石墨基体的动力学过程,并得到了试验结果验证。以Al20Si合金为耗散剂,五种不同孔隙率的石墨为碳基体,通过压力浸渗法制备了AlSi/Gr耗散防热复合材料,微观组织表征结果显示AlSi合金与石墨界面干净,无可见界面反应产物。通过控制反应熔渗熔渗时间,制备了Si含量分别为19.1vol.%和2.8vol.%的SiMo/Gr耗散防热复合材料,分别命名为Si-19复合材料与Si-3复合材料。熔渗SiMo合金与石墨基体发生反应,最终形成石墨孔隙内部由外到内C-Si C（Si）-Mo Si2分布的组织形态。利用氧乙炔烧蚀试验考核AlSi/Gr耗散防热复合材料的抗烧蚀性能。结果表明AlSi/Gr耗散防热复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率均随着耗散剂体积分数增大而减小,并随烧蚀时间延长而增大。以Al20Si/1.9Gr耗散防热复合材料为例,复合材料相对于基体石墨在10s,20s,30s,40s和60s中的平均线烧蚀率分别降低了119.9%,91.9%,76.38%,49.1%和40.4%。在固体火箭发动机喉衬烧蚀考核中,Al20Si/1.9Gr耗散防热复合材料的线烧蚀率相对于C/C复合材料降低92.4%。与文献结果对比,证实了AlSi/Gr耗散防热复合材料在短时高热流烧蚀环境中具有比较优势。通过建模计算和试验研究,定量分析了热耗散机制与氧耗散机制。其中热耗散机制主要为增大热导率、耗散剂熔化和蒸发相变吸热、耗散剂质量流失带走的热容吸热和热阻塞。氧耗散机制为耗散剂熔化后覆盖石墨基体表面阻隔氧扩散,并通过氧化反应消耗边界层内氧气,从而降低氧扩散控制条件下石墨基体的氧化速率。以Al20Si/1.9Gr耗散防热复合材料为例,热耗散使20s和60s的平均线烧蚀率分别降低61.0%和17.5%。氧耗散使20s和60s的平均线烧蚀率分别降低29.7%和12.7%。氧乙炔烧蚀试验结果表明耗散剂Si含量为19.1vol.%的SiMo/Gr耗散防热复合材料材料（Si-19）相对于Si含量为2.8vol.%的SiMo/Gr复合材料（Si-3）在氧乙炔烧蚀60s内具有更低的表面温度,最大温差为148K（烧蚀20s时）,证实了耗散剂Si具有降低试样热负载的效果。Si-19耗散防热复合材料经氧乙炔烧蚀60s后的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为1.7×10-4mm/s和1.0×10-3g/s,比Si-3耗散防热复合材料分别降低88%和23%。Si-19耗散防热复合材料具有更佳的抗烧蚀性能的主要机理为:单质Si耗散剂熔化汽化吸热降低表面温度;复合材料内部液态Si流向烧蚀表面,氧化消耗氧气并生成Si O2补偿表面Si O2的消耗,使表面Si O2层更完整。利用SiMo/Gr耗散防热复合材料制备导弹鼻锥模型进行风洞烧蚀考核,在模拟飞行参数试验条件下实现了188s“非”烧蚀。