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C/C复合材料具有低密度、高比强度、高比模量、耐高温和抗烧蚀等优异性能,是一种新型的高温结构材料,它代表了未来特种飞行器和以超高速导弹为代表的超高速空间战略武器的发展方向。但是C/C复合材料在有氧环境下的氧化起始温度很低（400℃）,这为C/C复合材料的使用带来了很大的局限性。为了提高C/C复合材料的高温抗氧化性能,本文采用工艺简便、成本低廉的包埋法与涂刷法在C/C复合材料表面制备SiC/ZrB2-SiC/SiC超高温陶瓷涂层体系,并对涂层试样的微观组织结构和高温抗氧化性能进行分析和表征。本文通过等温化学气相渗透（CVI）和前驱体浸渍裂解（PIP）工艺对C/C复合材料进行前期改性处理。改性后C/C复合材料的力学性能更加优异：抗弯强度、抗拉强度、抗压强度分别为320MPa、229MPa、305MPa;抗弯模量和抗拉模量分别为35.8GPa、31.9GPa;与此同时,C/C复合材料的热物理性能也有一定的提高。以改性后的C/C复合材料为基体,采用包埋法在基体表面制备SiC过渡层。设计对照实验,考察因素为SiC过渡层的组分配比（60wt%Si、70wt%Si、80wt%Si）和烧结温度（1600℃、1700℃、1750℃、1800℃、1900℃）。通过分析比较各因素对涂层微观组织结构和抗氧化性能的影响表明,当烧结温度为1750℃、组分配比为70wt%Si时制备的SiC涂层（过渡层与外涂层）裂纹和孔洞较少,微观形貌较好,在1400℃下静态氧化5h,氧化失重率为16%。采用涂刷法在包覆有SiC过渡层的试样表面制备ZrB2-SiC氧阻挡层。设计对照实验,考察因素为ZrB2-SiC氧阻挡层的组分配比（n （Zr）:n （Si）=3:1、4:1、5:1）和烧结温度（1700℃、1800℃、1900℃）。通过分析比较各因素对涂层微观组织结构和抗氧化性能的影响表明,当烧结温度为1800℃,组分配比为n（Zr）:n（Si）=4:1时,制备的ZrB2-SiC氧阻挡层的表面晶粒分布均匀,与基体结合较好；在1400℃下静态氧化5h,氧化失重率为1.4%；热震10次后的氧化失重率为6%。氧化后的涂层表面有致密玻璃相存在,但仍存在少许不能自行愈合的孔洞。通过制备SiC外涂层可减少孔洞和裂纹,从而达到降低氧化失重率,提高涂层抗氧化性能的目的。采用包埋法,以70wt%Si为组分配比在1750℃下烧结制备SiC外涂层。分析观察SiC外涂层的微观结构发现,SiC外涂层能有效的愈合ZrB2-SiC氧阻挡层中存在的孔洞和裂纹,在涂层表面形成较为平整致密的玻璃相,有效阻挡氧气进入涂层内部,提高涂层的抗氧化性能。通过剥离法测得,涂层与基体的结合强度为5MPa。在1400℃下静态氧化5h后,测得包覆有SiC外涂层试样的氧化失重率为0.8%,热震10次后的氧化失重率偏高为11%,这是由于涂层较厚且各涂层间热膨胀系数不同,在热震过程中涂层试样内部产生的热应力造成裂纹和孔洞的生成,氧气通过这些裂纹和孔洞对基体进行氧化腐蚀；经循环烧蚀200s×5后试样线烧蚀率为9.1×10-4mm/s;经一次烧蚀1000s后线烧蚀率为9.87×10-4mm/s。无论采用何种烧蚀方式,试样线烧蚀率始终在10-4数量级,呈现出非烧蚀特性。试样经风洞烧蚀后,宏观及微观形貌较好。