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中文摘要：
根据两种典型的使用工况要求（滑翔式和吸气式高超声速飞行器），采用高温静态烧蚀（真空、空气）、高温动态烧蚀（发动机尾焰和电弧风洞）等多种试验手段和高温相图计算等理论分析方法，阐明两种超高温陶瓷基复合材料（C/SiC-ZrC和C/SiC-ZrB2）分别对应两种工况下的高温氧化/烧蚀机理，确定各种烧蚀机理的贡献程度，建立氧化/烧蚀机理预报模型。根据预报模型，设计优化超高温陶瓷基复合材料材料体系和抗氧化涂层，并通过典型工况下的试验进行烧蚀性能验证。项目的研究成果将为高超声速飞行器鼻锥、翼前缘等超高温部件的研制提供材料技术支撑。
结论摘要：
英文主题词ultra-high temperature ceramic matrix composites；ablative mechanism；arc-jet wind tunnel；；
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