随着航天飞行器发动机单位推力的提高，发动机燃烧室出口温度有较大幅度的提升，对燃烧室、涡轮以及加力燃烧室等热端部件的材料提出了更高的要求，传统镍基高温材料已经难以满足设计工况的使用要求。连续纤维增强SiC陶瓷基
复合材料（简称CMC-SiC）是最有潜力的热结构材料之一，该材料的密度仅为高温合金的30%，在不用空气冷却和热障涂层的情况下，长期工作温度可比高温合金提高200℃以上。在航空发动机中采用陶瓷基复合材料结构，可以减轻部件重量和降低冷却空气用量，提高涡轮前温度和效率，降低油耗率，从而能够提高发动机的推重比。
连续纤维增强SiC陶瓷基复合材料(CMC-SiC)的应用可覆盖：瞬时寿命(数十秒~数百秒)、有限寿命(数十分钟~数十小时)和长寿命(数百小时~上千小时)这三类服役环境的需求。CMC-SiC主要包括 碳纤维增韧碳化硅(C/SiC)和碳化硅纤维增韧碳化硅(SiC/SiC)两种。目前陶瓷复合材料在航空领域可应用于发动机燃烧室内衬、燃烧室筒、喷口导流叶片、机翼前缘、涡轮叶片和涡轮壳环等等部位。通常而言，碳纤维具有价格便宜且容易获得的优势，当属C/SiC成为SiC陶瓷基复合材料研究及应用的首选。但由于碳化硅复合材料为非致密性材料，在基体中存在着一定数量的孔隙或微裂纹，使用环境下的水氧介质易通过裂纹和孔隙进入到界面和纤维部位，若采用碳纤维则容易氧化失效，严重影响使用寿命。相当而言，SiC/SiC比C/SiC抗氧化能力更优秀，因此SiC/SiC陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件的应用更被看好。SiC/SiC陶瓷基复合材料通常由SiC纤维、界面层、SiC陶瓷基体和热防护涂层组成。下文将对SiC/SiC陶瓷基复合材料各组成部分、陶瓷基复合材料的制造工艺做简单介绍。
由于SiC/SiC复合材料作为热结构材料应用工况多为高温、水气、氧气环境，要求热防护涂层能够实现SiC/SiC复合材料和环境隔绝，长时间保护内部材料。热防护涂层的需要必须考虑以下几点。①热膨胀系数与SiC基体匹配。②氧扩散率要低。③饱和蒸汽压要低，避免高温挥发。④涂层和SiC基体结合力要好。⑤涂层结构均匀、致密、相结构稳定。
基于上述要求，SiC/SiC陶瓷基复合材料热防护涂层主要由单层涂层体系和复合涂层体系组成。其中单层涂层体系主要包括SiC、Si3N4和莫来石（3Al2O3?2SiO2）等类型涂层。复合涂层体系一般包括面层、过渡层、密封层等组成部分，如下图所示是NASA在HSR-EPM计划中研制的复合涂层，该涂层面层材料由HfO2或ZrO2构成，中间层由莫来石等组成，其耐温能力高达1650℃。
目前在SiC/SiC陶瓷基复合材料制造工艺领域领先的研究机构主要有法国Boreleaux大学、美国Oak-Ridge国家实验室和日本OsakaPrefecture大学等。其中法国Boreleaux大学和美国Oak-Ridge长期从事化学气相渗透技术，通过控制温度梯度和气体流场，实现纤维预制体沿温度梯度方向均匀沉积化学气相渗透，可以获得高致密度的SiC/SiC复合材料，进而实现大尺寸、复杂形状构件的制备。日本OsakaPrefecture大学等研究机构针对PIP工艺的弱点，采用基体掺杂和先驱体改性等工艺，提高了SiC/SiC复合材料的高温性能，特别是抗氧化能力。
