碳纖維增強碳化硅陶瓷基復合材料（C/SiC）因具有高強度、高硬度、抗氧化、抗蠕變以及高溫下抗磨損性好、耐化學腐蝕性優良、熱膨脹系數和相對密度較小等特點，在航空航天等高溫熱結構材料方面有著廣泛的應用前景。C/SiC的使用溫度為 1650℃，適用于長壽命航空發動機。
與鈦合金、高溫合金和金屬間化合物相比，C/SiC可將工作溫度提高 300~500℃，推力提高30%~100%，結構減重50%~70%。如航天飛機的頭錐、舵面、進氣道和機身等采用C/SiC∶復合材料做防熱結構，使整個航天飛機結構總量僅占總重量的10%;用作衛星遠地點支控、軌控發動機推力室，不僅減輕了結構重量.而且提高了燃燒室溫度，增加了使用范圍，提高了安全性和可靠性。
C/C-SiC制備主要有4類工藝：①液相工藝，包括反應熔滲法（RMI）、先驅體轉化法（PIP）和溶膠-凝膠法;②氣相工藝，如化學氣相滲透法(CVD);③固相工藝，即熱壓燒結法，此法結合了漿料浸漬和高溫高壓燒結的工藝;④組合工藝，如CVI與PIP工藝結合。
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液相法中的液相硅滲透法（LSI）和PIP法因其工藝制備條件相對易操作而備受關注。LSI工藝制備的C/C-SiC∶復合材料，是在C/C多孔體中滲入熔融硅進行原位反應生成 SiC基體材料，同時完成致密化的。液相硅滲透法因原材料，具有反應簡單、制備周期短等特點;但也存在高溫液相硅對纖維性能的損傷、以及碳質基體與纖維增強體構造的不同會引發裂紋等問題。PIP工藝是指用先驅體裂解法制備C/C-SiC復合材料，以纖維預制件為骨架，真空排除預制件中的空氣，采用有機聚合物先驅體的溶液進行浸漬。常見的有機聚合物先驅體為聚碳硅烷（PCS）、聚甲基硅烷（PMS）、聚烯丙羥基碳硅烷（AHPCS）等。
先驅體交聯固化或溶劑揮發后，填充先驅體的預制件，然后在惰性氣體保護下高溫裂解。PIP可制備大批量厚壁、復雜形狀構件，具有成型工藝好（類似樹脂基復合材料）、加工（中間加工，最后精加工。）性能好、制備周期短以及易于實現批量化等優點，其缺點是所制備材料的孔隙率較高以及制備過程中材料的體積收縮變化較大。
液相硅滲透C/C-SiC復合材料的制備
涂層技術處理可有效提高c/c-SiC復合材料的抗氧化性能和使用壽命，但是由于涂層技術不穩定、涂層工藝復雜，導致涂層式抗氧化c/c-SiC制造工程復雜且成本高。而碳纖維增強SiC基復合材料(C/SiC)同時具有優異的高溫性能和抗氧化性能，但是無論是化學氣相滲透CVI-SiC基體，還是多次陶瓷先驅體裂解(PIP)致密法都具有高成本、周期長、制造復雜形狀困難的缺點。
LSI制備C/C-SiC復合材料的基本工藝流程,在由碳纖維增強樹脂基復合材料經炭化轉化成C/C復合材料后,或是針刺成型多向C/C預制體經過一定程度的浸漬-炭化后得到密度合適的C/C復合材料毛坯，然后進行1 500℃以上的高溫處理消除c/c復合材料毛坯的閉孔;再采用熔融硅在真空高溫下按毛細現象機理自發滲透填充C/C復合材料的孔洞而制得C/C-SiC復合材料，即在約1600℃的高溫條件下，使硅熔融并浸漬C/C復合材料。
在熔融硅浸漬C/C復合材料中，碳與硅反應生成SiC,陶瓷基體形成。這種方法制得的C/C-SiC復合材料中，碳、硅、碳化硅3種基體混雜存在。
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