以高性能液体火箭发动机为代表的先进推进系统具有比冲更高，推力更大，更安全可靠，成本更低及可重复使用等特点，要求发动机热防护系统用材料具有耐高温、抗氧化、长寿命、零/微烧蚀、轻质高强等特性，对传统高温结构材料提出了严峻挑战。正是为了适应这种需要，陶瓷基复合材料(CMC)逐步应用于推进系统。为了满足先进发动机在长期工作下保持结构完整，保证轮廓尺寸精度及可重复使用等特殊要求，目前各国均以C/C，C/SiC，SiC/SiC等高性能纤维增强陶瓷基复合材料来制备非烧蚀主动冷却结构作为研究的中心课题。

　　主动冷却结构主要包括再生冷却和发汗冷却。主动冷却结构，具有轻质、耐高温的特点，它充分发挥材料与结构各自的优势，热容限远高于设计指标，燃烧室壁面单位质量减轻50%以上，可显著提高飞行器航程或有效载荷，是满足新型推进系统需求，实现低成本、高可靠空间飞行的关键技术，显示出良好的应用潜力。其中，利用多种精细成型工艺在纤维增强陶瓷基复合材料构件内部成型再生冷却流道或发汗冷却多孔结构的方案，具有较高的先进性与可行性，代表了未来发展方向。

　　通常，复合材料内成型冷却通道方案使用金属管作为冷却剂通道以保证冷却剂无渗漏，但这会导致冷却管壁与陶瓷基复合材料面板间的接触热阻增加，不利于热交换效率提高，同时还会带来重量增加及与陶瓷基复合材料连接复杂等问题。为此，近年来开始利用陶瓷基复合材料替代金属构成冷却通道制备全陶瓷基复合材料热交换面板。然而，陶瓷基复合材料内部不可避免的包含各种孔隙、微裂纹，对陶瓷基复合材料冷却通道的密封性提出严峻挑战。为此，美、法等国合作开发出一种轻质、无渗漏的C/SiC热交换器面板，用于替代金属组成主动冷却的超燃发动机燃烧室。

　　与再生冷却相比，发汗冷却结构更具先进性。发汗冷却对材料传热能力要求不高，且由于冷却剂流速小，燃料泵入压力损耗低，对推进系统燃烧效率无显著影响。多孔介质的制备是发汗冷却机制的关键，C/C，C/SiC等复合材料内部具有天然的孔隙/裂纹，且热膨胀系数低，耐高温，抗热震，能够避免金属发汗结构随热载增加出现冷却通道的壅塞现象，作为发汗介质具有明显优势。最近的研究工作提出，以耐高温复合材料的自然孔隙发汗H2冷却高超声速飞行器发动机燃烧室壁面。使用H2作为冷却剂具有冷却和抗氧化双重作用，通过控制复合材料的致密化程度调节冷却剂流量。热试车(试车温度为1600～1700℃)试验结果表明通过控制陶瓷基复合材料衬里的孔隙来控制冷却剂H2，CH4的发汗量有效实现了发汗冷却，提高了发动机寿命