碳纤维增强陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composite,简称CMC)克服了单相陶瓷的脆性,且保持了陶瓷的良好的耐高温特性,在航空航天领域具有广阔的应用前景。CMCs具有明显的各向异性,并且CMCs结构一般工作在高温环境下并承担复杂载荷,而复杂应力状态和高温环境会对CMCs的力学行为产生显著的影响。目前少有关考虑温度和复杂应力状态作用的CMCs各向异性本构模型公开报道,因此建立适用于复杂应力状态下的考虑温度影响的各向异性本构模型是本领域的重要课题。本文首先开展了针刺CMCs常温及高温下的0°拉伸、90°拉伸、面内剪切、压缩以及偏轴拉伸试验,获得了应力应变曲线。研究了各种载荷下的失效模式。在此基础上,采用连续介质损伤力学方法建立了包含拉伸剪切损伤变量的各向异性损伤本构模型。通过子程序将本构模型编入商用有限元软件,并采用该本构模型计算了针刺CMCs在常温和高温下的拉伸、剪切应力应变曲线,计算结果与试验曲线吻合较好。根据45°偏轴拉伸试验及计算结果,建立了考虑拉伸剪切损伤耦合关系的各向异性本构模型。该模型计算的30°偏轴拉伸曲线与实验值吻合较好,证明了该模型的合理性。最后通过带孔平板和涡轮叶片算例验证了该本构模型应用于复杂构件的可行性。