C/SiC陶瓷基复合材料具有耐高温、抗氧化和高断裂韧性等优异性能，可满足航空航天器的热端部件对于减重、提高使用温度等方面的要求，已成为重要的热结构备选材料之一，近二十年来已经出现了大量的结构应用实例。由于该材料仍然有制备成本较高的缺点，为其建立本构模型并结合有限元分析，有助于减少试验，降低制造成本，辅助结构的优化设计。由于在机械载荷的作用下，该材料内部存在基体开裂、界面脱粘和滑移、纤维断裂和拔出等多种能量耗散机制，能够防止材料发生脆性断裂，相应的其应力-应变关系亦表现出显著的非线性特征。传统的线弹性分析方法已不再适用，有必要为其建立合适的非线性本构模型，而目前针对该材料的相关研究有所欠缺。现有的一些本构模型中，没有考虑多种因素，如复杂应力状态下的损伤演化规律；有的理论模型过于复杂，难以实现有限元应用。本文将针对这些问题，为该材料发展相对完善的宏观非线性本构模型。本文以二维编织C/SiC复合材料为研究对象，首先对该材料在简单和平面应力状态下的力学行为（包括应力-应变关系、损伤和非弹性应变的演化特性、损伤和失效模式等）进行了较为系统的试验研究；在此基础上，先后为其建立了三个不同的宏观非线性本构模型，并分别实现了理论模型的有限元编程与应用。本文的主要研究内容和结果如下：(1)设计并制备了0°、15°、30°和45°四组不同偏轴角度平板以及Iosipescu面内剪切试件，进行了面内力学试验。试验中采用加卸载试验方法，结合应变测量、扫描电镜观察和声发射技术，获取了材料在不同比例加载条件下的宏观应力-应变曲线，并分析了宏观损伤演化规律，以及微细观损伤模式。试验结果表明，拉、剪加载时材料内部产生多种微观损伤模式，材料的刚度折减并形成非弹性应变，应力-应变曲线表现出显著的非线性。拉剪平面应力状态下，存在显著的损伤耦合效应，损伤演化加速。相比之下，压缩加载时材料的损伤水平较低，压剪平面应力状态下，压应力分量对剪切损伤的演化形成阻碍作用；此外，拉-压加卸载试验结果发现，压缩加载阶段已有的损伤逐步钝化，材料具有显著的单边力学特性。偏轴拉、压试件模量和强度的轴向各向异性表明，该材料仍属于纤维控制复合材料。(2)根据材料的拉伸和剪切应力-应变曲线的非线性特征，首先为其建立了一个唯象的宏观非线性本构模型。其中采用了多项式和逻辑函数，依次描述拉、剪单调加载时材料的非线性应力-应变关系，以及卸载模量与卸载点应变之间的关系。同时，初步考虑了材料在拉、压加载条件下不同的力学响应，以及拉压应力状态转换时，材料的损伤钝化效应。将模型编写成材料子程序（UMAT），与ABAQUS有限元软件连接。通过对简单加载平板和两组带孔板的拉伸力学响应进行了模拟，验证了该模型能够较好地预测承载状态相对简单的构件的加、卸载力学行为。(3)基于连续介质损伤力学（CDM）和塑性力学理论，建立了一个弹塑性损伤本构模型。模型中以材料柔度的变化作为损伤的度量，引入了一组标量型损伤变量，并根据材料的损伤特性建立了弹性应变余能表达式，推导了含损伤材料的弹性本构方程。同时，建立了符合热力学定律的损伤演化法则，其中考虑了拉剪平面应力状态下损伤的耦合效应，以及压缩应力对剪切损伤演化的阻碍作用。另外，将塑性理论应用于描述C/SiC材料的非弹性应变演化过程，采用了各向同性强化和关联流动性假设，在有效应力空间上建立了屈服函数，推导了有效非弹性应变的演化法则。通过有限元编程以及算例验证表明，该本构模型能够较好地模拟简单、平面应力状态下材料和构件的非线性应力-应变关系。文中对该模型的优缺点进行了分析讨论。(4)同样基于CDM和塑性力学的理论框架，对前一个弹塑性损伤本构模型进行了改进。新的模型中以弹性模量的退化程度作为损伤因子，提出了一个新的热力学势能函数表达式，使得本构方程中能够描述材料的损伤、单边效应和损伤钝化力学行为，并考虑了单、双轴压缩应力状态下损伤钝化速率不同的因素。同时，仍然采用了基于有效应力的塑性理论，以描述拉伸和剪切非弹性应变的起始和演化。在该本构模型的基础上，建立了向后欧拉隐式积分算法，并推导了一致性切线刚度矩阵，更好地实现了理论模型与有限元软件的结合。在ABAQUS有限元软件中，对不同加载条件下正轴和偏轴平板、含缺口45°偏轴拉伸平板的力学响应进行了模拟。计算与试验结果的对比表明，该材料模型能够更准确地模拟二维C/SiC复合材料构件的非线性力学响应。