引言

航天器的發(fā)展趨勢正朝著超大型化、微型化以及高效能化等方向迅速邁進(jìn)，這無疑對材料的輕量化、高效傳熱與散熱能力，以及熱尺寸穩(wěn)定性提出了更為嚴(yán)苛的要求。這一趨勢直接推動了輕質(zhì)材料綜合性能的升級需求。例如，大功率衛(wèi)星系統(tǒng)和高功耗電子設(shè)備對航天器熱管理提出了新的挑戰(zhàn)，迫切需要采用具有高熱導(dǎo)率的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料和高效的熱管理解決方案。同時，空間科學(xué)探測衛(wèi)星和高分辨率對地觀測衛(wèi)星要求結(jié)構(gòu)材料具有極低的熱膨脹系數(shù)和高導(dǎo)熱性，以確保在軌運行時能承受極端的溫度變化，同時保持高精度的溫度控制。傳統(tǒng)輕質(zhì)材料已無法滿足這些苛刻的要求，例如輕質(zhì)合金雖具有良好的導(dǎo)熱性，但其熱膨脹系數(shù)較大；而聚丙烯腈（PAN）基碳纖維復(fù)合材料雖具有優(yōu)異的力學(xué)性能和低熱膨脹系數(shù)，但其導(dǎo)熱性能卻不足。

高導(dǎo)熱中間相瀝青基碳纖維（以下簡稱“高導(dǎo)熱碳纖維”）復(fù)合材料憑借其高熱導(dǎo)率、超高模量、低密度和低熱膨脹系數(shù)等顯著優(yōu)勢，成為研制航天器高剛度結(jié)構(gòu)、熱管理結(jié)構(gòu)、尺寸穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)以及機(jī)熱一體化結(jié)構(gòu)的理想選擇。自20世紀(jì)90年代中期以來，美國、日本和歐洲等地區(qū)已開始研究高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料在航天領(lǐng)域的工程化應(yīng)用。目前，這類材料已在航天器的熱管理結(jié)構(gòu)、高尺寸穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)、天線反射面、電子設(shè)備外殼以及多功能結(jié)構(gòu)等方面得到了廣泛應(yīng)用。本文旨在綜述高導(dǎo)熱碳纖維及其復(fù)合材料的性能特點、發(fā)展現(xiàn)狀，并探討其在航天器中的應(yīng)用及未來發(fā)展趨勢。

國外的高導(dǎo)熱碳/碳復(fù)合材料技術(shù)已經(jīng)相對成熟，其室溫?zé)釋?dǎo)率水平為一維600～800 W/(m·K)、二維300～500 W/(m·K)、三維200～400 W/(m·K)。國內(nèi)在高導(dǎo)熱碳/碳復(fù)合材料研究方面也取得了顯著成就，如航天材料及工藝研究所、中國科學(xué)院山西煤化所等單位所制得的高導(dǎo)熱碳/碳復(fù)合材料的熱導(dǎo)率也達(dá)到了國外先進(jìn)水平。這些成果不僅體現(xiàn)了國內(nèi)在該領(lǐng)域的研發(fā)能力，也為未來的應(yīng)用提供了堅實的基礎(chǔ)。

高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料因其卓越的綜合性能，包括高導(dǎo)熱性、高比模量、高比強(qiáng)度和低熱膨脹系數(shù)，在航天器的多個關(guān)鍵部件中得到了廣泛應(yīng)用。這些應(yīng)用領(lǐng)域包括熱管理結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、高尺寸穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)、多功能結(jié)構(gòu)和電子設(shè)備外殼等。

例如，2006年日本發(fā)射的ETS-Ⅷ衛(wèi)星攜帶的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)可展開式熱輻射器，采用了K13C2U高導(dǎo)熱碳纖維樹脂基復(fù)合材料和T800高強(qiáng)碳纖維樹脂基復(fù)合材料兩種材料混雜鋪層。K13C2U高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料用于提高面板垂直于熱管方向的導(dǎo)熱系數(shù)，保證儀器和環(huán)路熱管進(jìn)行有效的熱交換，而T800高強(qiáng)碳纖維復(fù)合材料用于平衡環(huán)路熱管和碳面板熱膨脹系數(shù)不匹配造成的熱應(yīng)力。德國HPS公司采用K13C2U高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料研制的通信衛(wèi)星東西面結(jié)構(gòu)板熱流轉(zhuǎn)換的碳面板熱輻熱器，其面板在垂直于熱管方向的熱導(dǎo)率達(dá)到400 W/(m·K)以上，實現(xiàn)了將熱量均勻地分布在熱輻熱器表面，提升了散熱性能，并使得面板在熱管方向的熱膨脹系數(shù)與金屬熱管相匹配，避免了高應(yīng)力。與具有相同散熱性能的鋁合金面板熱輻射器相比，其質(zhì)量減輕了30％。

Wescott等采用K13D2U高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料設(shè)計并制備了用于載人航天器熱控制的可變形熱輻射器柔性面板。Stern等研制的木星冰衛(wèi)星探測器空間核電系統(tǒng)的耐高溫?zé)彷椛淦鞑捎昧?.2 mm厚的K13D2U高導(dǎo)熱碳纖維/氰酸酯復(fù)合材料面板＋泡沫碳包裹鈦合金熱管的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，該熱輻射器在300 ~ 599K寬工作溫度范圍內(nèi)實現(xiàn)了高效散熱。Hodoyoshi-4衛(wèi)星攜帶的用于衛(wèi)星儲能或散熱的相變蓄熱板、封裝相變材料容器的外殼與蓋板是采用日本石墨公司牌號為NT91500-525S的高導(dǎo)熱碳纖維/環(huán)氧樹脂預(yù)浸料制備而成。相比金屬蓄熱板，高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料外殼與蓋板具有更薄的厚度、更高的熱擴(kuò)散率，彌補(bǔ)了相變材料低導(dǎo)熱性的不足，減輕質(zhì)量的同時提高了能量儲存與釋放效率。日本名古屋大學(xué)開發(fā)了一種用于微納衛(wèi)星的內(nèi)嵌震蕩熱管的碳板式兩相傳熱裝置，該傳熱裝置的面板及流路管道間填充材料均采用了日本石墨纖維公司牌號為E9025C-25N的高導(dǎo)熱碳纖維預(yù)浸料制備而成的層合結(jié)構(gòu)。Choi將K1100高導(dǎo)熱碳纖維內(nèi)嵌于鋁蜂窩芯材設(shè)計了一種與鋁框架、鋁蒙皮和石蠟組成的相變板，該相變板用于IceCube衛(wèi)星的熱能存貯以實現(xiàn)衛(wèi)星溫度穩(wěn)定性的保持，K1100高導(dǎo)熱碳纖維的應(yīng)用提高了相變板的熱導(dǎo)率并使相變材料石蠟在整個厚度范圍內(nèi)熔化，提升了相變板的效率。

圖2a展示了NASA開發(fā)的用于空間電站散熱器的高導(dǎo)熱碳/碳熱管，該熱管為一體式碳/碳?xì)んw翅片和鈮鋯合金薄壁內(nèi)襯組成的結(jié)構(gòu)，能實現(xiàn)600 ℃高溫下的高效傳熱散熱。研究表明，與T300碳纖維碳/碳熱管相比，由于翅片材料熱導(dǎo)率的提高，K1100高導(dǎo)熱碳纖維碳/碳熱管在熱管翅片效率相同的情況下翅片換熱面積增加了130％，熱管的相對密度由2.11 kg/m2減小到1.32 kg/m2，可顯著減小散熱器的相對密度。

針對傳統(tǒng)板式熱輻射器質(zhì)量大、耐高溫性能有限而無法滿足空間核動力航天器對大面積高比功率散熱器的需求，美國宇航局馬歇爾太空飛行中心采用K13D2U高導(dǎo)熱碳纖維織物直接與金屬熱管釬焊制備了柔性輕型耐損傷耐高溫散熱器樣機(jī)。測試結(jié)果表明，高導(dǎo)熱碳纖維織物散熱片的工作溫度可達(dá)600 ℃以上，比功率可達(dá)到38.1KW/kg，顯著提高了散熱器的工作溫度和比功率。

例如，2004年美國NASA成功飛行的Hyper-X項目高超音速飛行器X-43A，其鼻錐尖及翼前緣、飛行控制面板等采用了以P-30X（熱導(dǎo)率50 W/(m·K)）和K321瀝青基碳纖維為增強(qiáng)體制備的2D碳/碳復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了零氧化燒蝕。李崇俊分析了X-43A研制中選用高延伸率、低室溫?zé)釋?dǎo)率的P30X、K321碳纖維的原因：這兩種瀝青基碳纖維經(jīng)過碳/碳材料制備中2500℃的石墨化處理后的熱導(dǎo)率會提高至500 W/(m·K)以上，可同時滿足預(yù)制體良好成型工藝性和材料高熱導(dǎo)率的雙重需要。

美國2018年發(fā)射的“帕克太陽探測器”使用的熱盾為兩塊碳/碳材料之間填充碳泡沫的輕質(zhì)、非燒蝕防熱結(jié)構(gòu)。為滿足熱盾耐高溫、耐輻照、高溫下機(jī)熱穩(wěn)定性好的需求，在設(shè)計選材時，美國JPL實驗室將P-100S、K321、P-55、P-30X幾種瀝青基碳纖維作為碳/碳材料增強(qiáng)體的候選材料進(jìn)行了性能對比研究，但最終采用的具體碳纖維尚未見公開報道。

圖3展示了歐空局2020年發(fā)射的“太陽軌道器”中用作太陽輻射防護(hù)的熱盾。熱盾中起承載作用的支撐板為碳蒙皮蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。為實現(xiàn)最佳的熱負(fù)載均勻性并最大限度降低對平臺熱變形的影響，支撐板面板選用K13D2U高導(dǎo)熱碳纖維/Hexcel M18樹脂預(yù)浸料制作的準(zhǔn)各向同性層合板。

Li等研究人員利用高導(dǎo)熱碳纖維制備了一種導(dǎo)熱系數(shù)達(dá)到650 W/(m·K)的碳/碳復(fù)合材料，并將其應(yīng)用于高超聲速飛行器的新型熱防護(hù)系統(tǒng)中。這種材料被用作外部熱保護(hù)層和內(nèi)部絕緣層之間的熱再分配層，能夠快速將高超聲速飛行器再入錐體的熱端熱量傳遞到冷端，有效降低再入錐體的熱負(fù)荷，從而提高了其可靠性和整體性能。

例如，HPS公司在HICO項目中采用K13D2U高導(dǎo)熱碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料研制了伽利略導(dǎo)航衛(wèi)星中用于大功率儀器設(shè)備安裝的碳面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)板。這種高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)板解決了傳統(tǒng)鋁合金或PAN基碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)板無法同時滿足承載、傳熱和尺寸穩(wěn)定性功能一體化的難題，既保證了大功率設(shè)備熱量的快速擴(kuò)散，又使結(jié)構(gòu)具有高剛度和更好的尺寸穩(wěn)定性。相比傳統(tǒng)鋁合金面板結(jié)構(gòu)板，該結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕了11%，擴(kuò)熱性能提升了17%。

意大利AGILE衛(wèi)星固態(tài)硅探測器為了滿足高尺寸穩(wěn)定性和高溫度均勻性的要求，探測器硅鎢跟蹤器的機(jī)械基板、附加硅探測器平面基板均采用了K1100型高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。美國EOS-3衛(wèi)星有效載荷光譜儀的光學(xué)基座為K13C2U型高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料層壓結(jié)構(gòu)，隔熱罩為K13C2U型高導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，高導(dǎo)熱碳纖維層壓板面內(nèi)高導(dǎo)熱、低熱膨脹的特性保證了光學(xué)平臺上的光學(xué)元件在接近180K溫度下的尺寸穩(wěn)定性和高精度溫控。

日本Solar-B太陽觀測衛(wèi)星光學(xué)望遠(yuǎn)鏡為了滿足在軌熱環(huán)境下主鏡和副鏡相對位置穩(wěn)定性達(dá)到微米級的要求，望遠(yuǎn)鏡的全復(fù)合材料鏡筒桁架承力結(jié)構(gòu)采用了K13C2U高導(dǎo)熱碳纖維/EX1515氰酸酯制備的高導(dǎo)熱、低吸濕性復(fù)合材料桿件。研究測試表明，500 mm長管狀桿件的熱膨脹系數(shù)不大于0.05×10^-6/℃，管件軸向的熱導(dǎo)率大于200 W/(m·K)，有效地提高了桁架結(jié)構(gòu)的空間熱穩(wěn)定性。

羅世魁等采用YS-95A高導(dǎo)熱碳纖維研制了HgCdTe大面陣探測器用的熱適配結(jié)構(gòu)。熱適配結(jié)構(gòu)采用了群梁結(jié)構(gòu)，每根梁本質(zhì)是很短的一大束高導(dǎo)熱碳纖維，以碳纖維的極小抗彎截面模量實現(xiàn)兩端面間的剛度解耦。熱適配結(jié)構(gòu)通過碳纖維軸向高熱導(dǎo)率降低了結(jié)構(gòu)熱阻，在熱阻僅增加約1%的情況下，探測器熱失配翹曲變形衰減了99.9%，解決了空間紅外遙感相機(jī)中HgCdTe大面陣探測器與承載板間熱失配翹曲變形損傷的問題。