碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（C/SiC）因其具有高比强、高比模、耐高温、耐烧蚀以及热力学性能优异等突出特点,成为航空航天领域的战略性材料。然而随着火箭发动机在航天领域的应用条件愈加苛刻,对其超高温服役需求的指标日益提高。制备抗氧化涂层作为最有效的表面改性手段之一,能够进一步提高C/SiC复合材料的抗氧化、耐烧蚀性能。但由于超高温陶瓷涂层种类众多,用其构架复合涂层的匹配方式也是多种多样,而且现有的抗氧化涂层体系仍缺乏完善的理论计算方法和烧蚀模型。因此本文建立了热冲击解析模型,并用其筛选了与C/SiC复合材料匹配时热应力最低的涂层材料。利用COMSOL Multiphysics软件对火箭喷管及其抗氧化涂层体系的物理场分布及烧蚀过程开展了计算研究。最终设计优化了C/SiC喷管的复合涂层体系。在单层涂层热冲击模型的基础上建立了热冲击应力解析模型,并用有限元模型对其加以验证。相比有限元模型,这种解析模型可以更方便地计算涂层材料的热应力和断裂临界温差。通过该模型计算发现在抗氧化涂层中预制长度大于30μm或适量密度的微裂纹,有助于降低抗氧化涂层-基体的界面热应力,改善抗氧化涂层的热冲击性能。计算出与C/SiC基体匹配时热应力最低的陶瓷涂层材料为ZrO₂,热应力次最低材料为HfO₂。利用有限元软件建立了两种结构的模型。结果发现膜系（1）（1?m HfO₂-0.7?m ZrC-0.3?m SiC-C/SiC）相比膜系（2）（1?m TaC-0.7?m ZrC-0.3?m SiC-C/SiC）和膜系（3）（1?m HfO₂-0.3?m SiC-C/SiC）其隔热性能更加优异。对模型一（最外层-次外层-过渡层-C/SiC）和模型二（最外层-过渡层-C/SiC）不同时刻的涂层应力分布变化进行了阐述。由于缺少次外层,模型二内部的最大剪切应力是模型一的1.2倍、最大拉应力是模型一的1.3倍。相比之下,模型一具有更优异的抗热冲击性能。基于能量、质量守恒和物性方程建立了发动机喷管内燃气湍流模型,计算得到喷管管内物理场环境的基础数据,并对其进行了验证。将管内流场环境导入喷管模型中,计算出基体和涂层材料的线烧蚀速率,验证了模型的准确性。计算并比较了复合涂层材料的烧蚀速率,针对喷管不同区域优化了涂层体系。在喷管收敛段区域使用HfO₂-ZrC-SiC-C/SiC膜系,喉部和扩散段区域应用TaC-ZrC-SiC-C/SiC膜系。喷管复合涂层在优化后最易失效的喉部位置其线烧蚀率约为0.18mm/s。