碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（C/SiC）因具有高强度、高硬度、抗氧化、抗蠕变以及高温下抗磨损性好、耐化学腐蚀性优良、热膨胀系数和相对密度较小等特点，在航空航天等高温热结构材料方面有着广泛的应用前景。C/SiC的使用温度为 1650℃，适用于长寿命航空发动机。
与钛合金、高温合金和金属间化合物相比，C/SiC可将工作温度提高 300~500℃，推力提高30%~100%，结构减重50%~70%。如航天飞机的头锥、舵面、进气道和机身等采用C/SiC∶复合材料做防热结构，使整个航天飞机结构总量仅占总重量的10%;用作卫星远地点支控、轨控发动机推力室，不仅减轻了结构重量.而且提高了燃烧室温度，增加了使用范围，提高了安全性和可靠性。
C/C-SiC制备主要有4类工艺：①液相工艺，包括反应熔渗法（RMI）、先驱体转化法（PIP）和溶胶-凝胶法;②气相工艺，如化学气相渗透法(CVD);③固相工艺，即热压烧结法，此法结合了浆料浸渍和高温高压烧结的工艺;④组合工艺，如CVI与PIP工艺结合。
液相法中的液相硅渗透法（LSI）和PIP法因其工艺制备条件相对易操作而备受关注。LSI工艺制备的C/C-SiC∶复合材料，是在C/C多孔体中渗入熔融硅进行原位反应生成 SiC基体材料，同时完成致密化的。液相硅渗透法因原材料，具有反应简单、制备周期短等特点;但也存在高温液相硅对纤维性能的损伤、以及碳质基体与纤维增强体构造的不同会引发裂纹等问题。PIP工艺是指用先驱体裂解法制备C/C-SiC复合材料，以纤维预制件为骨架，真空排除预制件中的空气，采用有机聚合物先驱体的溶液进行浸渍。常见的有机聚合物先驱体为聚碳硅烷（PCS）、聚甲基硅烷（PMS）、聚烯丙羟基碳硅烷（AHPCS）等。
先驱体交联固化或溶剂挥发后，填充先驱体的预制件，然后在惰性气体保护下高温裂解。PIP可制备大批量厚壁、复杂形状构件，具有成型工艺好（类似树脂基复合材料）、加工（中间加工，最后精加工。）性能好、制备周期短以及易于实现批量化等优点，其缺点是所制备材料的孔隙率较高以及制备过程中材料的体积收缩变化较大。
液相硅渗透C/C-SiC复合材料的制备
涂层技术处理可有效提高c/c-SiC复合材料的抗氧化性能和使用寿命，但是由于涂层技术不稳定、涂层工艺复杂，导致涂层式抗氧化c/c-SiC制造工程复杂且成本高。而碳纤维增强SiC基复合材料(C/SiC)同时具有优异的高温性能和抗氧化性能，但是无论是化学气相渗透CVI-SiC基体，还是多次陶瓷先驱体裂解(PIP)致密法都具有高成本、周期长、制造复杂形状困难的缺点。
LSI制备C/C-SiC复合材料的基本工艺流程,在由碳纤维增强树脂基复合材料经炭化转化成C/C复合材料后,或是针刺成型多向C/C预制体经过一定程度的浸渍-炭化后得到密度合适的C/C复合材料毛坯，然后进行1 500℃以上的高温处理消除c/c复合材料毛坯的闭孔;再采用熔融硅在真空高温下按毛细现象机理自发渗透填充C/C复合材料的孔洞而制得C/C-SiC复合材料，即在约1600℃的高温条件下，使硅熔融并浸渍C/C复合材料。
在熔融硅浸渍C/C复合材料中，碳与硅反应生成SiC,陶瓷基体形成。这种方法制得的C/C-SiC复合材料中，碳、硅、碳化硅3种基体混杂存在。