碳/碳复合材料具有高比强度、高比模量、可设计性强、可加工性好且高温性能优良等特征, 在航空航天领域应用广泛[1]。自二十世纪末以来, 世界航天强国掀起了先进高超声速飞行器研究的热潮, 武器装备的技战术指标对热防护用碳/碳复合材料在耐高温、高强、轻质及其低成本化方面提出了更高要求[2,3,4,5]。与其它复合材料类似, 碳纤维预制体结构是决定碳/碳复合材料性能、质量以及生产成本的重要因素[6]。目前常用的碳/碳复合材料预制体结构包括碳布穿刺、正交三向、三维编织及针刺结构[7], 其中碳布穿刺和正交三向无法实现异形件仿形编织; 三维编织纤维利用率低, 因纤维磨损过大而无法编织复杂形状的预制体。 针刺预制体结构是通过网胎提供的短切纤维在碳布层间的搭接, 不但具有准三维结构较高的层间性能, 而且具有适合于仿形成型、连续长纤维方向可设计性强和平面方向纤维利用率高的优点, 并且制备过程自动化程度高、周期短、质量稳定, 可高效制备出各种复杂形状的碳纤维预制体[8,9,10]。目前针刺预制体及其碳/碳复合材料多应用于火箭发动机喉衬、扩散段、出口锥及飞机刹车盘等外形简单以及其它承载要求不高的热端部件[11,12]。因传统针刺预制体初始密度低(0.20~ 0.45 g/cm3), 由其致密化制备的碳/碳复合材料力学性能相较其它类型预制体偏低[13,14,15]。常规的针刺预制体不能满足高温承载用碳/碳复合材料的使用需求, 急需开展针刺碳纤维预制体结构参数优化及其对材料综合性能影响的研究, 以实现高温承载用碳/碳复合材料的高性能化和低成本化。