高超声速飞行器在服役过程中经受急剧的气动加热作用,产生的大量热量使得飞行器尖端部件（鼻锥、机翼前缘）表面温度升至2000oC以上,这将严重威胁机体结构和设备安全,因此,对热防护系统的服役材料提出了极为严苛的要求。超高温陶瓷涂层表面技术结合纤维增强复合材料是获得可供实际应用需求材料的有效途径。ZrC和ZrB2等材料具有高熔点、高硬度、低催化活性和高辐射系数等特点,是理想的超高温陶瓷涂层材料。真空等离子体喷涂技术是制备超高温陶瓷涂层的有效方法。本工作采用真空等离子体喷涂技术制备了ZrC基和ZrB2基（ZrC、ZrB2、ZrC-SiC、ZrB2-SiC、ZrB2-ZrC-SiC）涂层,采用空气等离子体火焰烧蚀法考核涂层耐烧蚀性能,表征涂层烧蚀前后显微结构演变过程,并结合热力学计算法分析不同涂层的烧蚀机理。研究表明:在1.5 MW/m2热流密度烧蚀环境下,三种复合涂层的氧化层均发现大量液相SiO2的保留,且未发现明显的SiC耗尽层,具有良好的抗氧化烧蚀性能。在2.0 MW/m2热流密度烧蚀环境下,单相ZrC和ZrB2涂层均发生严重失效。在复合涂层体系中,ZrB2基涂层的抗烧蚀性能明显优于ZrC基涂层,ZrB2基涂层较ZrC基涂层具有更低的表面温度、更薄的氧化物层和SiC耗尽层的厚度。烧蚀过程中,ZrB2基涂层表面较低的温度与其高热导率有关;ZrB2基涂层表面氧化层中硼硅液相挥发较慢,并形成结构致密氧渗透率低的玻璃相层,这有效降低了氧化层厚度;低表面温度的ZrB2基涂层表面B2O3和SiO2液相不易挥发,进一步提高了其抗氧化烧蚀性能。在此基础上,进一步研究了高温固相层结构对ZrC基超高温涂层抗烧蚀性能的影响。通过感应等离子体球化技术制备结构致密的ZrC-SiC复合粉体,采用真空等离子体喷涂技术制备ZrC-SiC复合涂层。烧蚀结果显示,粉体颗粒的致密结构有利于颗粒的熔融、沉积和铺展,可有效提高涂层沉积效率并降低气孔率;在烧蚀过程中,低气孔率涂层可形成致密固相层,从而使涂层具有更好的抗气流冲刷和阻氧扩散性能。本研究结果为超高温涂层材料的选择及结构设计提供了科学基础支撑。