超高温陶瓷复合材料由于强度高、熔点高和抗氧化性好等优异性能,有望应用于航天器鼻锥、翼缘、热防护面板等高温热结构关键部位。高速的飞行环境使航天器结构承受剧烈的动载荷,飞行材料必须具有良好的动态力学能力,才能保证结构的安全性和可靠性。基于以上背景,本文以ZrB2-20%Si C-15%G超高温陶瓷复合材料为研究对象,应用试验与数值分析相结合,开展该材料的动态压缩力学性能试验测试、确定动态压缩本构模型参数、结合有限元数值计算验证其适用性,实现该材料动态压缩行为预报,为此类材料的实际工程应用提供基础。首先,采用分离式霍普金森压杆系统测试ZrB2-20%Si C-15%G超高温陶瓷复合材料动态压缩力学性能,分析应变率对压缩强度、应力-应变曲线及破坏模式的影响规律,确定超高温陶瓷复合材料的应变率效应。试验结果表明该材料的动态压缩力学性能具有明显的应变率效应,应变率越高,压缩强度越高、应力-应变曲线的非线性越明显。其次,给出超高温陶瓷复合材料的动态压缩本构模型（JH1和JH2）,并引入应变率增强效应,修正本构模型参数并给出了本构模型部分参数的确定方法,用于实现超高温陶瓷复合材料动态压缩力学行为和破坏过程的数值分析预报。然后,通过LS-DANY进行有限元数值分析,分别采用JH1和JH2本构模型进行动态压缩力学行为数值计算,预报不同应变率下ZrB2-20%Si C-15%G超高温陶瓷复合材料动态压缩强度、应力-应变曲线及破坏过程,与实验结果对比,总结动态本构模型的预报效果,结果表明修正的JH2本构模型能够更好地描述超高温陶瓷复合材料动态压缩力学行为和破坏模式,与实验结果吻合更好。最后,将修正的JH2本构模型及参数确定方法应用于ZrB2-20%Si C超高温陶瓷复合材料的动态压缩力学行为预报,并与文献的实验和数值分析研究结果进行对比,结果显示采用本文中参数确定方法预报出的结果与实验更加接近。进一步验证修正的JH2本构模型用于高应变率下超高温陶瓷复合材料力学行为预报的适用性,为强动载荷作用下该类材料的抗冲击性能评价和可靠性分析奠定基础。