C/C复合材料是指以炭纤维或其织物为增强相，以化学气相渗透的热解炭或液相浸渍－炭化的树脂炭、沥青炭为基体组成的一种纯炭多相结构。C/C复合材料是一种新型高性能结构、功能复合材料，具有高强度、高模量、高断裂韧性、高导热、和低密度等多个优异特性，在许多重要领域，包括航天、航空和国防领域中得到广泛应用。C/C 复合材料高温下仍具有高强度、高模量、良好的断裂韧性和耐磨性能，是理想的高温工程结构材料，但其抗氧化性能差，在370℃以上氧化环境中就会发生氧化。提高其高温抗氧化性能是拓宽该材料应用前景的关键。

　　采用陶瓷材料对 C/C 复合材料进行改性，可提高 C/C 复合材料的抗氧化性能，陶瓷改性后的 C/C复合材料的抗氧化温度主要由改性陶瓷材料自身的熔点及其氧化物的熔点决定。SiC、ZrC、ZrB2、HfC、HfB2等陶瓷的熔点高、密度低，是 C/C 复合材料高温抗氧化改性的理想选择，可解决困扰高超声速飞行器等新型武器技术发展面临的超高温抗氧化热防护技术难点，在高超声速飞行器大型复杂热防护构件上显示出广阔应用前景。

　　一、SiC 陶瓷基体改性复合材料。

　　由于 SiC 与 C/C 复合材料的热胀系数较为匹配，故成为 C/C 复合材料基体抗氧化改性最为常用的陶瓷材料。材料中 SiC 基体的主要作用是氧化形成致密的 SiO2基玻璃质层，可有效保护碳纤维不被氧化。SiC 陶瓷基体的制备技术成熟，原材料来源广泛、成本低，因而得到了广泛应用。

　　德国航天中心为美国 NASA 的 X-38 飞行器制备的 C/C-SiC 鼻锥，其最高使用温度为1750℃ 。该中心还与日本合作，采用制备C/C-SiC碳陶热防护系统陶瓷瓦样件，在风洞试验中样件的最大试验温度达到 2700℃；航天运载器飞行试验中回收舱成功再入大气层，样件表面温度约达到 2200℃，未发生任何明显问题。

　　二、超高温陶瓷基体改性 C/C复合材料

　　2000℃ 以上热防护部件通常需要选用超高温陶瓷改性碳陶复合材料。俄罗斯研制的 C/C-TaC-HfC 碳陶复合材料喉衬经过了 8.0 MPa、3800℃、60 s 发动机试车考核，线烧蚀率比多维编织 C/C 复合材料喉衬明显降低。

　　为满足国内超燃冲压发动机燃烧室2500 K 耐高温抗氧化使用要求，西安航天复合材料研究所进行了ZrC、ZrB2超高温陶瓷基体改性抗氧化 C/C 复合材料研究。与单纯 SiC 陶瓷改性 C/C 材料相比，超高温陶瓷( ZrC、ZrB2)基体的引入，大幅度提高了复合材料的高温抗氧化性能，其中三元陶瓷体系(SiC-ZrC-ZrB2)基体改性的效果更优于二元陶瓷体系(ZrB2-SiC)。具体表现为质量烧蚀率呈现数量级降低；线烧蚀厚度急剧减小(烧蚀厚度≤0.1 mm)。这表明三元超高温陶瓷(SiC-ZrC-ZrB2) 基体改性 C/C 复合材料的耐高温抗氧化性能得到明显提高，能够满足2500K、600 s 高温抗氧化要求