C / SiC和C/C- sic的应用领域在于传统材料由于在高温下力学性能不足或损伤容忍度有限而不能再考虑的领域，主要包括轻量化结构的所有领域。给出了高温(T>1000°C)、中温和低温(T<450°C)体系的一些例子。
航天器的TPS和Hot结构:
在轨道飞行器进入地球大气层的再入阶段，温度可达1800°C。热防护系统(TPS)是碳纤维增强sic -陶瓷在航天器结构中的领域，在欧洲、美国和日本，二十多年来已经进行了许多技术驱动的项目。NASA实验空间飞行器X-38的热结构被视为当前阶段C/SiC和C/C-SiC热防护系统发展的一个例子，该飞行器计划作为国际空间站新机组返回飞行器的技术载体。一个鼻盖、相邻的热保护板、两个前缘段和两个用于车辆转向的身体襟翼是由德国财团制造并通过地面测试的。
DLR制造的LSI-C/C-SiC鼻盖由于其位置，在重返大气层时特别暴露在极端温度应力下
图1- X-38鼻盖的连接设计，由CC-SiC复合材料制成
直接在车辆的停滞区。机头外壳与机身的连接由8个独立的安装支架组成，这些支架也是由C/C- sic制成的，或者在较冷的地区分别由一种耐温金属合金制成。这种杠杆式紧固系统保证了高耐久性，抗机械应力，它也允许无阻碍的壳体热膨胀，这可能相当于3毫米，平均直径为700毫米，在预期温度水平为1750°C(图1)。
CVI-C/SiC机身襟翼，由四个盒子组成，整体横向加强筋和法兰到承载盖。襟翼
图2- X-38的cvi -CSiC机身襟翼，与CSiC螺钉连接。
长度为1600mm，宽度为1500mm，用40多个螺钉连接在tot上，同样是CVI-C/SiC制成(图2)。与绝缘金属结构相比，C/SiC复合材料的使用可减轻约50%的重量，具有更高的安全裕度。采用液体聚合物浸渍工艺制备了C/SiC鼻裙。
火箭发动机和喷气发动机的叶片、喷嘴和襟翼:
在固体燃料火箭中，用于改变推力方向的喷气叶片需要比再入时更短的工作时间，但它们承受的应力要高得多，如图3所示。可控制的叶片提供了火箭增加的机动性，主要是在起飞后的低速阶段。只需要几秒钟的耐久，但这几秒钟对材料的热机械稳定性和耐磨性提出了最高要求。C/SiC叶片表面
图3固体燃料火箭推进系统用cc - sic射流叶片
应另外涂上一层陶瓷保护涂层，以便能够承受固体燃料燃烧时产生的巨大颗粒爆炸。同时，结构材料的陶瓷含量必须达到很高的水平，使不可避免的燃耗只是逐渐发生的，这样才能在整个燃烧期间有足够的残余叶片表面。因此，C/SiC复合材料微观结构的配方要求对高断裂韧性和高耐磨性这两种相互冲突的要求进行优化。
C/SiC复合材料也被成功地用于火箭推进系统的膨胀喷嘴。以阿丽亚娜5号上级发动机喷管演示器为例，采用LPI技术，采用纤维缠绕工艺设计制造。喷嘴长度为1360mm，出口直径为1330mm，质量为16kg。虽然需要相当厚的壁结构，但与优越的Haynes 25相比，重量减轻了60%，允许温度提高了约500°C。