随着国防技术和航天事业发展的需要，飞行器向更高再入速度、更长再入时间、小型化、轻型化以及机动化方向发展，因此对目前的防热措施提出了更高的要求。本文在发汗金属陶瓷思想的启发下，应用等离子喷涂方法在金属合金表面制备出用于防热的热障烧蚀复合涂层，并提出了热障烧蚀概念以及防热机理。根据热障烧蚀复合功能的防热涂层需具备的特点，设计以纳米氧化锆为基，添加一定的组分形成的涂层，在较宽温度范围内均有物质烧蚀卸载部分热量，其残留的多孔结构则起到进一步提高隔热防热功能。本文选用低温有耐热有机材料A、金属铜和低熔点无机材料玻璃粉三种烧蚀型材料，添加其中的一种或几种，制备出适合喷涂用的团聚型粉末，使用大气等离子喷涂按照一定工艺参数沉积0.3～0.5mm厚的复合涂层。并通过烧蚀试验和隔热试验对涂层的防热效果和隔热性能作出定性评价。通过XRD、SEM、TG-DTA、IR、EPMA等测试手段对团聚型粉末、涂层以及烧蚀后涂层的微观结构和性能进行表征，对团聚型粉末的松装密度和流动性、涂层的导热系数、孔隙率和结合强度进行了测试与分析，此外，还从涂层的结构、成分、厚度等方面对涂层的防热性能进行了讨论。最后得出以下结论：(1)采用喷雾造粒法制备的团聚型粉末球型度较好，流动性和松装密度一般，涂层中烧蚀材料分布比较均匀。其中采用有机物A和玻璃粉作为烧蚀材料的复合涂层1#和2#具有抗热冲刷性、抗热震性和防热性好等特点，在以等离子火焰为热源进行的烧蚀试验过程中，样品2#防热时间达到了53.6s，其防热效果远优于单一纳米氧化锆涂层，能够满足高马赫数飞行器再入大气层局部部位热防护要求。(2)通过对复合涂层烧蚀试验前后微观结构分析，发现复合涂层在烧蚀试验中有机无机烧蚀材料确实发生烧蚀现象。但对玻璃粉和铜而言，仅离涂层约0.1mm厚的表层烧蚀现象明显，并伴有大量孔隙出现。通过EPMA发现烧蚀材料含量大大减少，表明已汽化或挥发掉，但在涂层内部汽化烧蚀作用不明显，发生更多的是熔化吸热。耐烧蚀有机材料A在经过等离子喷涂后，涂层中含量大大减少并分解为碳残留在涂层中，能够形成一定的烧蚀防热作用，但主要作用是作为一种造孔剂在涂层中形成大量孔隙提高涂层的隔热性能。烧蚀材料的合理添加能够提高涂层的抗热震性，复合涂层的抗热震性一般要比单一氧化锆好。(3)对热障烧蚀复合涂层防热机理作了初步探讨，认为复合涂层在进行隔热防热的同时，在不同的温度条件下也同时进行烧蚀防热。复合涂层中加入不同的烧蚀材料，每种材料因为都会在一定的温度条件下通过分解、熔化、汽化等相变过程吸收大量的热量，所生成的气体不仅能带走一部分热量，而且在涂层附面层形成对流阻塞效应，烧蚀后所留下的孔隙进一步提升涂层的隔热性能。在涂层中形成多重机制防热。含低热导烧蚀材料复合涂层的共同防热效果优于单一氧化锆隔热防热，而含高热导烧蚀材料复合涂层的共同防热效果因为烧蚀防热效果不足以抵消隔热功能的降低而导致防热一般。涂层防热除了延缓金属合金表面达到熔点的时间外，还隔绝空气中氧避免合金未熔前发生氧化反应而烧毁。