引言

航天器的發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，這無疑對材料的輕量化、高效傳熱與散熱能力，以及熱尺寸穩定性提出了更為嚴苛的要求。這一趨勢直接推動了輕質材料綜合性能的升級需求。例如，大功率衛星系統和高功耗電子設備對航天器熱管理提出了新的挑戰，迫切需要采用具有高熱導率的輕質結構材料和高效的熱管理解決方案。同時，空間科學探測衛星和高分辨率對地觀測衛星要求結構材料具有極低的熱膨脹系數和高導熱性，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。傳統輕質材料已無法滿足這些苛刻的要求，例如輕質合金雖具有良好的導熱性，但其熱膨脹系數較大；而聚丙烯腈（PAN）基碳纖維復合材料雖具有優異的力學性能和低熱膨脹系數，但其導熱性能卻不足。

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

國外的高導熱碳/碳復合材料技術已經相對成熟，其室溫熱導率水平為一維600～800 W/(m·K)、二維300～500 W/(m·K)、三維200～400 W/(m·K)。國內在高導熱碳/碳復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、中國科學院山西煤化所等單位所制得的高導熱碳/碳復合材料的熱導率也達到了國外先進水平。這些成果不僅體現了國內在該領域的研發能力，也為未來的應用提供了堅實的基礎。

高導熱碳纖維復合材料因其卓越的綜合性能，包括高導熱性、高比模量、高比強度和低熱膨脹系數，在航天器的多個關鍵部件中得到了廣泛應用。這些應用領域包括熱管理結構、熱防護結構、高尺寸穩定性結構、多功能結構和電子設備外殼等。

例如，2006年日本發射的ETS-Ⅷ衛星攜帶的蜂窩夾層結構可展開式熱輻射器，采用了K13C2U高導熱碳纖維樹脂基復合材料和T800高強碳纖維樹脂基復合材料兩種材料混雜鋪層。K13C2U高導熱碳纖維復合材料用于提高面板垂直于熱管方向的導熱系數，保證儀器和環路熱管進行有效的熱交換，而T800高強碳纖維復合材料用于平衡環路熱管和碳面板熱膨脹系數不匹配造成的熱應力。德國HPS公司采用K13C2U高導熱碳纖維復合材料研制的通信衛星東西面結構板熱流轉換的碳面板熱輻熱器，其面板在垂直于熱管方向的熱導率達到400 W/(m·K)以上，實現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與金屬熱管相匹配，避免了高應力。與具有相同散熱性能的鋁合金面板熱輻射器相比，其質量減輕了30％。

Wescott等采用K13D2U高導熱碳纖維復合材料設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等研制的木星冰衛星探測器空間核電系統的耐高溫熱輻射器采用了0.2 mm厚的K13D2U高導熱碳纖維/氰酸酯復合材料面板＋泡沫碳包裹鈦合金熱管的蜂窩夾層結構，該熱輻射器在300 ~ 599K寬工作溫度范圍內實現了高效散熱。Hodoyoshi-4衛星攜帶的用于衛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的高導熱碳纖維/環氧樹脂預浸料制備而成。相比金屬蓄熱板，高導熱碳纖維復合材料外殼與蓋板具有更薄的厚度、更高的熱擴散率，彌補了相變材料低導熱性的不足，減輕質量的同時提高了能量儲存與釋放效率。日本名古屋大學開發了一種用于微納衛星的內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的高導熱碳纖維預浸料制備而成的層合結構。Choi將K1100高導熱碳纖維內嵌于鋁蜂窩芯材設計了一種與鋁框架、鋁蒙皮和石蠟組成的相變板，該相變板用于IceCube衛星的熱能存貯以實現衛星溫度穩定性的保持，K1100高導熱碳纖維的應用提高了相變板的熱導率并使相變材料石蠟在整個厚度范圍內熔化，提升了相變板的效率。

圖2a展示了NASA開發的用于空間電站散熱器的高導熱碳/碳熱管，該熱管為一體式碳/碳殼體翅片和鈮鋯合金薄壁內襯組成的結構，能實現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，由于翅片材料熱導率的提高，K1100高導熱碳纖維碳/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。

針對傳統板式熱輻射器質量大、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。測試結果表明，高導熱碳纖維織物散熱片的工作溫度可達600 ℃以上，比功率可達到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（熱導率50 W/(m·K)）和K321瀝青基碳纖維為增強體制備的2D碳/碳復合材料結構，實現了零氧化燒蝕。李崇俊分析了X-43A研制中選用高延伸率、低室溫熱導率的P30X、K321碳纖維的原因：這兩種瀝青基碳纖維經過碳/碳材料制備中2500℃的石墨化處理后的熱導率會提高至500 W/(m·K)以上，可同時滿足預制體良好成型工藝性和材料高熱導率的雙重需要。

美國2018年發射的“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、非燒蝕防熱結構。為滿足熱盾耐高溫、耐輻照、高溫下機熱穩定性好的需求，在設計選材時，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/碳材料增強體的候選材料進行了性能對比研究，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年發射的“太陽軌道器”中用作太陽輻射防護的熱盾。熱盾中起承載作用的支撐板為碳蒙皮蜂窩夾層結構。為實現最佳的熱負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高導熱碳纖維/Hexcel M18樹脂預浸料制作的準各向同性層合板。

Li等研究人員利用高導熱碳纖維制備了一種導熱系數達到650 W/(m·K)的碳/碳復合材料，并將其應用于高超聲速飛行器的新型熱防護系統中。這種材料被用作外部熱保護層和內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高導熱碳纖維/環氧樹脂復合材料研制了伽利略導航衛星中用于大功率儀器設備安裝的碳面板蜂窩夾層結構板。這種高導熱碳纖維復合材料結構板解決了傳統鋁合金或PAN基碳纖維復合材料結構板無法同時滿足承載、傳熱和尺寸穩定性功能一體化的難題，既保證了大功率設備熱量的快速擴散，又使結構具有高剛度和更好的尺寸穩定性。相比傳統鋁合金面板結構板，該結構質量減輕了11%，擴熱性能提升了17%。

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

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

羅世魁等采用YS-95A高導熱碳纖維研制了HgCdTe大面陣探測器用的熱適配結構。熱適配結構采用了群梁結構，每根梁本質是很短的一大束高導熱碳纖維，以碳纖維的極小抗彎截面模量實現兩端面間的剛度解耦。熱適配結構通過碳纖維軸向高熱導率降低了結構熱阻，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。