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随着高超声速航天飞行器的出现,航天飞行器发动机燃烧室和尾喷管对热防护材料轻质化、强韧化和抗氧化性等方面的要求日益提高,以陶瓷隔热瓦为代表的陶瓷类防热材料,难以满足高超声速航天飞行器使役环境温度不断提升的需求。高性能硅基先驱体陶瓷具备优异的热力学稳定性,其中SiOC基先驱体陶瓷已在航天飞行器热端部件获得应用,但这类陶瓷在1300℃以上环境中易发生强碳热还原,这严重制约了硅基先驱体陶瓷材料在航空航天领域的发展。针对这个难题,本课题以甲基三乙氧基硅烷为Si源和C源,四氯化铪为Hf源,硼酸为B源,采用溶胶-凝胶法和溶剂热法制备不同B:Si和Hf:Si配比的SiHfBOC先驱体,并以相似的方法制备了SiBOC先驱体。通过TG和SEM分析可知,SiBOC先驱体在B:Si为0.6时陶瓷产率最高为76.7%;SiHfBOC先驱体在B:Si为0.6、Hf:Si为0.1时陶瓷产率最高为85.8%。同时,随着裂解温度的提高,SiHfBOC陶瓷内部的Hf O2晶粒开始粗化,并由t-Hf O2向m-Hf O2发生转变,符合奥斯瓦尔德熟化机制。随着裂解温度升高,SiHfBOC多元陶瓷的石墨化程度也随之升高;当Hf元素超过一定化学计量时,SiHfBOC陶瓷的石墨化程度显著降低。在1400℃下对SiBOC和SiHfBOC陶瓷进行静态氧化实验,结果表明,SiHfBOC陶瓷的高温热稳定性和抗氧化性能均明显优于SiBOC陶瓷。综上,选择SiHfBOC先驱体来制备陶瓷基复合材料,并确定其热解工艺条件。碳纤维作为重要的增强体材料,具有优异的力学性能,但是其抗氧化性能较差,为防止碳纤维高温损伤,本课题首先采用CVI法在碳纤维表面制备SiC涂层。再结合先驱体浸渍裂解法（PIP）将SiHfBOC陶瓷先驱体浸渗到SiC涂层包覆的Cf编织体骨架中,通过多次PIP循环最终制备得到理想的SiC涂层包覆Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料。本文重点阐述了SiBOC及SiHfBOC先驱体的合成方法和成键机理、SiHfBOC先驱体溶液在碳纤维编织体骨架中的浸渍机理以及复合材料断裂过程中的强韧化机理。通过控制静态氧化温度和时间等参数,研究了Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料的抗氧化性能,探究了不同条件下Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料的力学性能变化。实验结果表明:七次PIP循环后的Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料的密度增长幅度极小,其x/y方向和z方向的压缩强度达到最大值,分别为77.56±8.56MPa和40.03±5.48MPa,其强韧化机理主要源于纤维脱粘、纤维拔出以及纤维断裂。Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料在静态氧化过程中的产物主要包括:CO2、CO、B2O3、SiO2、Hf SiO4等,1500℃下氧化120min后的质量保留率和压缩强度保留率分别为原来的77.16%和21.27%。Cf/SiHfBOC陶瓷基复合材料具有优异的抗氧化性能和力学性能。