高超声速飞行器服役过程中承受苛刻的气动热，飞行器关键热部件必须具有良好的防隔热性能，同时还必须满足轻质要求。因此，发展新型轻质防隔热一体化材料与结构对于高超声速飞行器的研制具有基础性、先导性的意义。针对高超声速飞行器对新型防热、隔热、承载、轻质一体化热防护材料与结构的需求，本研究采用凝胶注模结合无压烧结的工艺方法，成功制备了使用温度1600℃以下的ZrO2陶瓷材料波纹板结构以及使用温度1600℃以上的ZrB2-SiC 超高温陶瓷材料波纹板结构。本研究还对制备出的ZrO2 陶瓷材料波纹板结构及ZrB2-SiC 超高温陶瓷材料波纹板结构的典型力学性能进行了表征，测试了不同构型的波纹板结构在不同温度环境下的弯曲、压缩等关键力学性能，探索了高温陶瓷波纹板的破坏模式与失效机理。此外，通过在波纹板芯子部分填充隔热毡、气凝胶等隔热材料，对高温陶瓷波纹板的防隔热一体化结构进行了的初步设计，探索了高温陶瓷波纹板结构在未来高超声速飞行器热防护系统中的应用前景。