陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composites,简称CMCs）因在高温下具有优异的力学性能而在航空发动机热端部件领域有广泛的应用前景。然而在实际应用中,CMCs结构件的服役环境复杂苛刻,往往承受着高温、氧化及外力的耦合作用,以上因素均对结构的强度及寿命有重要影响。目前,CMCs氧化寿命分析的研究较多关注于材料级别的氧化形貌模拟及其力学性能分析,而未见结构级氧化研究的公开报道。实际上,由于环境条件存在梯度分布,CMCs构件在微结构演变上存在差异,并不能直接采用材料级别的研究方法直接进行分析。因此,实现CMCs结构级的氧化模拟及其氧化后的力学性能、寿命分析,对于CMCs可靠应用于工程实际具有重要作用。本文首先根据平纹编织SiC/SiC复合材料的细观结构,建立了细观尺度上包括纤维、界面、基体的陶瓷基纤维束复合材料模型及单胞尺度上包括经纱、纬纱、孔隙的编织单胞模型。基于多孔固体中的气体扩散理论,研究了气体在CMCs各尺度气流通道中的扩散行为,提出了环境参数、孔隙、基体裂纹等相关的等效扩散系数模型。结合扩散方程组,求解了CMCs结构中的氧气浓度分布。与CMCs的氧化机理与氧化动力学模型相结合,计算了陶瓷基纤维束复合材料内部以及CMCs编织单胞内部的氧化形貌演化。开展了高温空气环境下的拉伸试验,观测断面上的氧化形貌,与模拟值进行对比,验证了模型的合理性。以细观氧化形貌为氧化后力学性能计算的初始参数,结合力学模型,计算细观尺度纤维束氧化后的剩余刚度,通过均匀方法计算单胞尺度的剩余刚度,通过渐进损伤分析计算CMCs氧化后的剩余强度,与试验结果进行对比,验证了模型的有效性。最后开展了复杂温度及气动载荷条件下的CMCs尾喷管调节片的氧化模拟与寿命分析,证明了本文模型应用于实际航空发动机热端部件计算的可行性。