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C/C复合材料是优秀的超高温结构材料，可用于火箭、导弹发动机的喷管喉衬、扩散段、延伸锥以及航天飞行器的鼻锥、尾翼及其他热保护系统。但C/C复合材料在高温和高速气流下易被氧化，冲蚀和烧蚀，使其应用受到了非常大的限制。因此，解决高温氧化和烧蚀问题是C/C复合材料应用的关键，并对固体火箭及航天飞行器技术的发展有重要意义。用化学气相渗透方法,在准三维针刺炭毡中预沉积C-SiC-TaC复合界面,再利用热解炭和树脂炭对其进行后续致密化,制得含C-SiC-TaC复合界面的C/C复合材料;利用拉曼光谱及纳米压痕研究了C-SiC-TaC复合界面的特征拉曼位移、硬度和弹性模量等微观力学性能,并初步探讨了C/C复合材料中C-SiC-TaC复合界面的残余应力分布及界面结合强度.