随着航空航天事业的发展,防热材料成为高超声速飞行器飞行安全成败的关键,迫切需要能够满足高温工作环境的先进材料。碳化硅（Silicon Carbide,SiC）陶瓷基复合材料凭借其优良的性能,成为高超声速飞行器高温结构部件的首选材料之一。然而,SiC陶瓷存在硬度高、脆性大、烧结难等问题。本文针对SiC陶瓷材料传统制备方法存在的加工周期长、成本高、难以成型复杂结构的问题,提出将选择性激光烧结（Selective Laser Sintering,SLS）与陶瓷前驱体浸渍裂解（Precursor Impregnation and Pyrolysis,PIP）相结合制备SiCP/SiC陶瓷基复合材料的新方法。开展了SiCP/SiC陶瓷基复合材料试样的成型效果、精度和致密化程度及性能的研究。研究不同平均粒径粉体对于SLS成型SiC陶瓷初坯质量的影响,运用正交设计试验分析方法优化SLS工艺参数。结果表明:随粉体平均粒径逐渐变大,SiC陶瓷初坯的孔隙率逐渐降低,密度逐渐升高,弯曲强度逐渐变大。采用高温脱脂和PIP工艺对SLS成型SiC陶瓷初坯进行致密化后处理,研究脱脂和PIP工艺对于成型试件孔隙率、密度、尺寸精度和微观形貌的影响,在此基础上开展了SLS成型过程中打印方向和树脂含量对成型件性能影响的研究。结果表明:经8个周期PIP工艺致密化后,试件的增重率小于1%,开孔率为5.05%,总孔隙率为24.32%,密度达到了2.45 g/cm3。采用沿横向和纵向两种打印方向制备SiC陶瓷初坯,PIP致密化后,沿纵向打印试样的强度比横向高12.05%。随树脂含量的增加,试件的孔隙率呈现先升高后降低的趋势,密度趋势正相反,5%树脂含量成型试件的性能最优。通过优化后SLS与PIP相结合方法制备出SiCP/SiC陶瓷基复合材料,研究了氧化对于SiCP/SiC陶瓷基复合材料性能的影响,对氧化机理进行表征与分析。结果表明:随着氧化温度的升高,试件的质量损失先升高后降低,弯曲强度逐渐增大。当氧化温度为1600℃时,材料的弯曲强度为85.90 MPa,为室温弯曲强度的57%。采用SLS与PIP相结合方法设计制备了SiCP/SiC陶瓷基点阵复合材料夹层结构,试验研究了细观构型与环境温度对其力学性能的影响。结果表明:SiCP/SiC陶瓷基点阵复合材料夹层结构的压缩强度和弹性模量随芯子杆倾斜角的增加而增加,随温度的升高而降低。当温度从1400℃升高到1800℃时,试件的抗压强度和模量分别下降34.30%和44.82%。在1800℃环境下SiCP/SiC陶瓷基点阵复合材料压缩曲线表现出明显的非线性。采用SLS与PIP相结合的方法制备了短切碳纤维增强SiCP/SiC陶瓷基复合材料,研究碳纤维含量和尺寸对所制备SiCP/SiC陶瓷基复合材料微观结构与力学性能的影响。研究发现:随着碳纤维含量的增加,试样的弯曲强度呈现逐渐降低趋势,断裂韧性呈现先升高后降低趋势。相同碳纤维含量下,添加尺寸较长碳纤维的SiCP/SiC陶瓷基复合材料性能更优。与未添加碳纤维的SiCP/SiC陶瓷基复合材料相比,添加200目和300目8%含量的碳纤维可分别将SiCP/SiC陶瓷基复合材料断裂韧性提高33.33%和20.39%。