高导热碳纤维复合材料在航天器中的应用现状及展望（上）

引言

航天器的发展趋势正朝着超大型化、微型化以及高效能化等方向迅速迈进，这无疑对材料的轻量化、高效传热与散热能力，以及热尺寸稳定性提出了更为严苛的要求。这一趋势直接推动了轻质材料综合性能的升级需求。例如，大功率卫星系统和高功耗电子设备对航天器热管理提出了新的挑战，迫切需要采用具有高热导率的轻质结构材料和高效的热管理解决方案。同时，空间科学探测卫星和高分辨率对地观测卫星要求结构材料具有极低的热膨胀系数和高导热性，以确保在轨运行时能承受极端的温度变化，同时保持高精度的温度控制。传统轻质材料已无法满足这些苛刻的要求，例如轻质合金虽具有良好的导热性，但其热膨胀系数较大；而聚丙烯腈（PAN）基碳纤维复合材料虽具有优异的力学性能和低热膨胀系数，但其导热性能却不足。

高导热中间相沥青基碳纤维（以下简称“高导热碳纤维”）复合材料凭借其高热导率、超高模量、低密度和低热膨胀系数等显著优势，成为研制航天器高刚度结构、热管理结构、尺寸稳定性结构以及机热一体化结构的理想选择。自20世纪90年代中期以来，美国、日本和欧洲等地区已开始研究高导热碳纤维复合材料在航天领域的工程化应用。目前，这类材料已在航天器的热管理结构、高尺寸稳定性结构、天线反射面、电子设备外壳以及多功能结构等方面得到了广泛应用。本文旨在综述高导热碳纤维及其复合材料的性能特点、发展现状，并探讨其在航天器中的应用及未来发展趋势。

国外的高导热碳/碳复合材料技术已经相对成熟，其室温热导率水平为一维600～800 W/(m·K)、二维300～500 W/(m·K)、三维200～400 W/(m·K)。国内在高导热碳/碳复合材料研究方面也取得了显著成就，如航天材料及工艺研究所、中国科学院山西煤化所等单位所制得的高导热碳/碳复合材料的热导率也达到了国外先进水平。这些成果不仅体现了国内在该领域的研发能力，也为未来的应用提供了坚实的基础。

高导热碳纤维复合材料因其卓越的综合性能，包括高导热性、高比模量、高比强度和低热膨胀系数，在航天器的多个关键部件中得到了广泛应用。这些应用领域包括热管理结构、热防护结构、高尺寸稳定性结构、多功能结构和电子设备外壳等。

例如，2006年日本发射的ETS-Ⅷ卫星携带的蜂窝夹层结构可展开式热辐射器，采用了K13C2U高导热碳纤维树脂基复合材料和T800高强碳纤维树脂基复合材料两种材料混杂铺层。K13C2U高导热碳纤维复合材料用于提高面板垂直于热管方向的导热系数，保证仪器和环路热管进行有效的热交换，而T800高强碳纤维复合材料用于平衡环路热管和碳面板热膨胀系数不匹配造成的热应力。德国HPS公司采用K13C2U高导热碳纤维复合材料研制的通信卫星东西面结构板热流转换的碳面板热辐热器，其面板在垂直于热管方向的热导率达到400 W/(m·K)以上，实现了将热量均匀地分布在热辐热器表面，提升了散热性能，并使得面板在热管方向的热膨胀系数与金属热管相匹配，避免了高应力。与具有相同散热性能的铝合金面板热辐射器相比，其质量减轻了30％。

Wescott等采用K13D2U高导热碳纤维复合材料设计并制备了用于载人航天器热控制的可变形热辐射器柔性面板。Stern等研制的木星冰卫星探测器空间核电系统的耐高温热辐射器采用了0.2 mm厚的K13D2U高导热碳纤维/氰酸酯复合材料面板＋泡沫碳包裹钛合金热管的蜂窝夹层结构，该热辐射器在300 ~ 599K宽工作温度范围内实现了高效散热。Hodoyoshi-4卫星携带的用于卫星储能或散热的相变蓄热板、封装相变材料容器的外壳与盖板是采用日本石墨公司牌号为NT91500-525S的高导热碳纤维/环氧树脂预浸料制备而成。相比金属蓄热板，高导热碳纤维复合材料外壳与盖板具有更薄的厚度、更高的热扩散率，弥补了相变材料低导热性的不足，减轻质量的同时提高了能量储存与释放效率。日本名古屋大学开发了一种用于微纳卫星的内嵌震荡热管的碳板式两相传热装置，该传热装置的面板及流路管道间填充材料均采用了日本石墨纤维公司牌号为E9025C-25N的高导热碳纤维预浸料制备而成的层合结构。Choi将K1100高导热碳纤维内嵌于铝蜂窝芯材设计了一种与铝框架、铝蒙皮和石蜡组成的相变板，该相变板用于IceCube卫星的热能存贮以实现卫星温度稳定性的保持，K1100高导热碳纤维的应用提高了相变板的热导率并使相变材料石蜡在整个厚度范围内熔化，提升了相变板的效率。

图2a展示了NASA开发的用于空间电站散热器的高导热碳/碳热管，该热管为一体式碳/碳壳体翅片和铌锆合金薄壁内衬组成的结构，能实现600 ℃高温下的高效传热散热。研究表明，与T300碳纤维碳/碳热管相比，由于翅片材料热导率的提高，K1100高导热碳纤维碳/碳热管在热管翅片效率相同的情况下翅片换热面积增加了130％，热管的相对密度由2.11 kg/m²减小到1.32 kg/m²，可显著减小散热器的相对密度。

针对传统板式热辐射器质量大、耐高温性能有限而无法满足空间核动力航天器对大面积高比功率散热器的需求，美国宇航局马歇尔太空飞行中心采用K13D2U高导热碳纤维织物直接与金属热管钎焊制备了柔性轻型耐损伤耐高温散热器样机。测试结果表明，高导热碳纤维织物散热片的工作温度可达600 ℃以上，比功率可达到38.1KW/kg，显著提高了散热器的工作温度和比功率。

例如，2004年美国NASA成功飞行的Hyper-X项目高超音速飞行器X-43A，其鼻锥尖及翼前缘、飞行控制面板等采用了以P-30X（热导率50 W/(m·K)）和K321沥青基碳纤维为增强体制备的2D碳/碳复合材料结构，实现了零氧化烧蚀。李崇俊分析了X-43A研制中选用高延伸率、低室温热导率的P30X、K321碳纤维的原因：这两种沥青基碳纤维经过碳/碳材料制备中2500℃的石墨化处理后的热导率会提高至500 W/(m·K)以上，可同时满足预制体良好成型工艺性和材料高热导率的双重需要。

美国2018年发射的“帕克太阳探测器”使用的热盾为两块碳/碳材料之间填充碳泡沫的轻质、非烧蚀防热结构。为满足热盾耐高温、耐辐照、高温下机热稳定性好的需求，在设计选材时，美国JPL实验室将P-100S、K321、P-55、P-30X几种沥青基碳纤维作为碳/碳材料增强体的候选材料进行了性能对比研究，但最终采用的具体碳纤维尚未见公开报道。

图3展示了欧空局2020年发射的“太阳轨道器”中用作太阳辐射防护的热盾。热盾中起承载作用的支撑板为碳蒙皮蜂窝夹层结构。为实现最佳的热负载均匀性并最大限度降低对平台热变形的影响，支撑板面板选用K13D2U高导热碳纤维/Hexcel M18树脂预浸料制作的准各向同性层合板。

Li等研究人员利用高导热碳纤维制备了一种导热系数达到650 W/(m·K)的碳/碳复合材料，并将其应用于高超声速飞行器的新型热防护系统中。这种材料被用作外部热保护层和内部绝缘层之间的热再分配层，能够快速将高超声速飞行器再入锥体的热端热量传递到冷端，有效降低再入锥体的热负荷，从而提高了其可靠性和整体性能。

例如，HPS公司在HICO项目中采用K13D2U高导热碳纤维/环氧树脂复合材料研制了伽利略导航卫星中用于大功率仪器设备安装的碳面板蜂窝夹层结构板。这种高导热碳纤维复合材料结构板解决了传统铝合金或PAN基碳纤维复合材料结构板无法同时满足承载、传热和尺寸稳定性功能一体化的难题，既保证了大功率设备热量的快速扩散，又使结构具有高刚度和更好的尺寸稳定性。相比传统铝合金面板结构板，该结构质量减轻了11%，扩热性能提升了17%。

意大利AGILE卫星固态硅探测器为了满足高尺寸稳定性和高温度均匀性的要求，探测器硅钨跟踪器的机械基板、附加硅探测器平面基板均采用了K1100型高导热碳纤维复合材料面板蜂窝夹层结构。美国EOS-3卫星有效载荷光谱仪的光学基座为K13C2U型高导热碳纤维复合材料层压结构，隔热罩为K13C2U型高导热碳纤维复合材料面板蜂窝夹层结构，高导热碳纤维层压板面内高导热、低热膨胀的特性保证了光学平台上的光学元件在接近180K温度下的尺寸稳定性和高精度温控。

日本Solar-B太阳观测卫星光学望远镜为了满足在轨热环境下主镜和副镜相对位置稳定性达到微米级的要求，望远镜的全复合材料镜筒桁架承力结构采用了K13C2U高导热碳纤维/EX1515氰酸酯制备的高导热、低吸湿性复合材料杆件。研究测试表明，500 mm长管状杆件的热膨胀系数不大于0.05×10^-6/℃，管件轴向的热导率大于200 W/(m·K)，有效地提高了桁架结构的空间热稳定性。

罗世魁等采用YS-95A高导热碳纤维研制了HgCdTe大面阵探测器用的热适配结构。热适配结构采用了群梁结构，每根梁本质是很短的一大束高导热碳纤维，以碳纤维的极小抗弯截面模量实现两端面间的刚度解耦。热适配结构通过碳纤维轴向高热导率降低了结构热阻，在热阻仅增加约1%的情况下，探测器热失配翘曲变形衰减了99.9%，解决了空间红外遥感相机中HgCdTe大面阵探测器与承载板间热失配翘曲变形损伤的问题。