航天器不断朝着超大型化、微小型化、高效能化的方向发展，对结构轻量化、高效传热散热、热尺寸稳定性等要求越来越高，这对轻质材料的综合性能也提出了更高要求。例如，大功率卫星系统级的散热和高功耗电子设备的局部散热成为航天器热管理面临的挑战，需要采用高热导率的结构材料和轻质高效热管理结构才能满足散热要求；空间科学探测卫星、高分辨率对地观测卫星需要结构材料具备极低的热膨胀系数和高导热性，以实现平台和载荷在轨冷热交变环境下极低的热变形和高精度温控。传统的轻质材料已无法全面满足结构对材料优异综合性能的要求，如轻质合金导热性能好但热膨胀系数大；聚丙烯腈（ＰＡＮ）基碳纤维复合材料力学性能优良、热膨胀系数低，但导热性能差。
高导热中间相沥青基碳纤维（后文中简称“高导热碳纤维”）复合材料具有高热导率、超高模量、低密度、低热膨胀系数等优点，是研制航天器高刚度结构、热管理结构、尺寸稳定性结构、机热一体化结构等的理想材料。20世纪90年代中期，美国、日本和欧洲开始了高导热碳纤维复合材料在航天领域工程化应用的研究。目前，高导热碳纤维复合材料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、多功能结构等方面已得到了广泛应用。本文综述了高导热碳纤维及其复合材料的性能特点、发展现状以及其在航天器中的应用现状，探讨了其未来的发展趋势。
1 高导热碳纤维及其复合材料的发展现状
1.１ 国内外高导热碳纤维的发展现状
高导热碳纤维是由中间相沥青经纺丝、预氧化、碳化、石墨化等转化而成，液晶中固有分子的定向排列被保留下来并在后处理中形成了接近于石墨单晶的结构，因此其具有低密度、高导热、高模量等性能。相比PAN基碳纤维，高导热碳纤维具有超高的热导率、更高的拉伸模量和更低的热膨胀系数。
国外高导热碳纤维的研究始于20世纪70年代，自20世纪90年代后进入了发展高峰期。经过几十年的发展，高导热碳纤维在美国和日本已形成系列化商品。目前具备商业化批量生产高性能高导热碳纤维的厂商全球仅有美国 Cytec 公司、日本三菱化学公司和日本石墨纤维公司三家，日美三家单位的部分牌号高导热碳纤维性能参数如表１所示。其中，美国 Cytec 公司牌号为K1100的碳纤维的热导率和拉伸模量分别达到了1100 W/(m.k)（为铜热导率的2.8倍）和965GPa。
表１国外热导率500 W/(m.k)以上的高导热碳纤维的性能参数
Table1 Product performance of the high thermal conductivity carbon fiber above 500 W/(m.k)
国内在高导热碳纤维的开发与工程化制备方面也有一定的历史，北京化工大学、中国科学院山西煤化所、湖南大学等单位在中间相沥青合成和高导热碳纤维开发方面也取得了一定的成绩，尤其是北京化工大学依托“863”计划突破了多项关键技术、掌握了热导率大于600 W/(m.k)的高性能碳纤维研制技术。2015年以后，国内从事高导热碳纤维生产的陕西天策新材料科技有限公司、山东瑞城宇航碳材料有限公司、湖南东映碳材料科技有限公司先后突破了热导率 600 W/(m.k)的高导热碳纤维工程化制备技术，产品综合性能达到了美国 Ｐ-120 碳纤维的水平。为了缩小与国外先进水平的差距，相关单位正不断地研发更高性能的产品。
1.2 高导热碳纤维复合材料的发展现状
高导热碳纤维复合材料的研究及应用主要集中在以高导热碳纤维为增强体的树脂基、碳基两种复合材料。高导热碳纤维增强树脂基复合材料在航空航天装备、尖端工业装备、电子产品等方面得到重要应用。高导热碳/碳复合材料作为先进复合材料，主要应用于飞行器的热防护系统、热疏导系统、发动机喷管等。多年来，国内外学者们对高导热碳纤维复合材料的制备、力学性能及导热性能进行了大量研究。
文献报道了高导热碳纤维增强树脂基复合材料的研究进展，指出国内外在追求复合材料更高面内热导率的同时也在通过添加辅助填料或三维编织等方式提高其厚度方向的热导率。Silverman 等制备的K1100高导热碳纤维/环氧复合材料的热导率达到595 W/(m.k)。
文献报道了国外比较成熟的高导热碳/碳复合材料，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)。国内高导热碳/碳复合材料研究的优势单位如航天材料及工艺研究所、中国科学院山西煤化所等所制得的高导热碳/碳复合材料的热导率也达到了国外先进水平。
２ 高导热碳纤维复合材料在航天器中的应用现状
高导热碳纤维复合材料因具有高导热、高比模量、高比强度、低热膨胀等优异的综合性能，在航天器热管理结构、热防护结构、高尺寸稳定性结构、多功能结构、电子设备外壳等方面得到了重要的应用。
2.1 热管理结构
传统意义上的航天导热材料（铝、铜等）受材料热导率和密度的限制，已无法满足航天器对轻质高效热管理结构发展的需求。采用高导热碳纤维复合材料替代铝合金、铜合金应用于航天器热管理结构，可实现结构导热增强与质量减轻的双重目标。高导热碳纤维复合材料在美国、德国、日本的卫星热辐射器、蓄热板等热管理结构获得了大量成功应用，展现出广阔的应用前景。
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（见图1a）的面板采用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以保证仪器和环路热管进行有效的热交换，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了通信卫星东西面结构板热流转换的碳面板热辐热器（见图1b）。两层厚0.1mm、纤维方向垂直于热管的K13C2U碳纤维/氰酸酯预浸料制成的面板在垂直于热管方向的热导率达到400W/(ｍ·Ｋ)以上，既实现了将热量均匀地分布在热辐热器表面进而提升热辐射器的散热性能，又使得面板在热管方向的热膨胀系数与金属热管相匹配，避免了面板与热管界面间的高应力；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％。
图 １（a）ETS⁃Ⅷ卫星碳面板热辐射器 ，（b）德国 HPS公司碳面板热辐射器
Ｆig.1 （a） ETS⁃Ⅷ satellite high thermal conductivity carbon panel radiators and （b） high thermal conductivity carbon panel radiators from HPS company in Germany
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 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，该热辐射器实现300 ~ 599K宽工作温度范围长期暴露下结构的高效散热。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（纤维方向热导率达347 W/( ｍ·Ｋ)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为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（见图2b）。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。
图 ２ 耐高温散热器：（a）带铌锆合金蒸发器内衬的碳／碳热管；（b）高导热碳纤维织物散热片
Ｆig.2 High-temperature radiators:
（a）finned carbon-carbon heat pipe with Nb-1Zr evaporator-liner photograph;
（b）high thermal conductivity pitchbased caarbon fibers woven radiator
2.2 热防护结构
高导热碳/碳和碳/陶复合材料具有优异的导热性能、高比强度、耐烧蚀等结构和功能特性，可应用于高速飞行器、航天器的热防护结构等，实现结构的非烧蚀防热和承载。相比传统的PAN基碳纤维，高导热碳纤维作为增强体制备的碳/碳和碳/陶复合材料具有更高的热导率，通过提高热疏导能力将热量及时转移，减小结构中的热梯度和热应力，简化热防护结构的设计，提高热防护系统的可靠性。
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50Ｗ/(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碳纤维的原因是：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”用作热防护的热盾为两块碳/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，但尚未见公开报道最终采用了哪种碳纤维。
图3为欧空局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。
图 ３ 太阳轨道器的热盾
Fig.3 Flight heat shield of the solar orbiter spacecraft
Li等将高导热碳纤维制备的导热系数为650 W/(m.k) 的碳/碳复合材料用作高超声速飞行器中新型热防护系统中外部热保护层和内部绝缘层之间的热再分配层材料，使高超声速飞行器再入锥体的热端热量快速传递到冷端，有效降低再入锥体的热负荷，提高了其可靠性。
2.3 空间高尺寸稳定性结构
将高导热碳纤维复合材料应用于航天器平台、星载相机等空间高尺寸稳定性结构，既可以发挥材料高导热的特性来提升结构温度均匀性和温控水平，又可以发挥材料低热膨胀、高比模量的优势来降低结构的热变形以保证结构的热尺寸稳定性，通过机热一体化设计更可以达到显著减重和提高热尺寸稳定性的效果。
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（见图4）。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集承载/传热/尺寸稳定性功能于一体的难题，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11％，扩热性能提升17％。
图 4 伽利略卫星仪器安装板示意图
Fig.4 Schematic diagram of Galileo satellite instrument mounting panel
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（见图5）为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。
图５ Solar-B卫星全复合材料镜筒桁架承力结构
Fig.5 Composite tube truss bearing structure for Solar-B satellite
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（见图6）。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。
图６ 与探测器及承载板装配后的碳纤维热适配结构
Fig.6 Assembly structure of thermal adapter based on carbon fiber between detector and loading board
目前，高导热碳纤维复合材料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、多功能结构等方面已得到了广泛应用。本文分为上下两篇，系统综述了高导热碳纤维及其复合材料的性能特点、发展现状以及其在航天器中的应用现状，探讨了其未来的发展趋势。
上篇:高导热沥青基碳纤维复合材料在航天器中的应用现状及展望（上）
2.4 空间反射镜及天线反射面
空间反射镜、天线反射面在轨长期暴露在极端温度波动环境中，大的温度波动或非均匀的温度分布会引起反射镜及天线反射面较大的热变形，进而影响载荷功能的有效发挥。采用高导热碳纤维复合材料研制空间反射镜、天线反射面，可快速平衡产品在轨时的温度梯度并有效降低热变形的影响，从而提高天线和反射镜等载荷的服役能力。德国HPS 公司在STANT项目中，采用热导率分别为250W/(m.K)、120W/(m.K)的YSH-70A和YSH-50A沥青基碳纤维制备了一套口径为1.2m的高精度双反射器天线系统（见图7）。该反射器中天线反射面面板、结构板面板以及连接角片在内的层合结构全部采用YSH-70A碳纤维复合材料，夹层板中采用YSH-50A碳纤维织物/氰酸酯树脂复合材料为蜂窝芯子，反射面制造成型的型面精度达到50μm，在轨-150 ~ +150℃温度交变环境下型面精度RMS变化优于５μｍ。Klebor等在STANT项目研究成果基础上采用YSH-70A和YSH-50A沥青基碳纤维制备了HISST卫星用1.6m口径的可展开天线反射面。Azhevsky采用热导率为185 W/(m.K)的P-75S沥青基碳纤维/环氧树脂制备了口径为0.6ｍ的Ｖ波段空间肋加强的薄壳反射器。
图7 STANT高精度双反射器天线系统
Fig.7 STANT reflector system in ESA compact range test chamber
Utsunomiya等为实现JASMINE卫星望远镜在轨高尺寸稳定性，采用YSH-60A（热导率180W/(m.K)）、YSH-50A沥青基碳纤维和氰酸酯树脂制备了直径Φ150mm的全碳纤维复合材料球面镜，地面测试结果表明望远镜在工作温度为210K下型面精度峰峰值为700nm，均方根值为115nm。Peck使用K1100碳纤维/氰酸酯复合材料面板蜂窝夹层结构设计和制造了卫星成像仪和探测器用的轻质扫描镜，所选材质具有高导热、高刚度、低热膨胀系数的特性，降低了扫描镜在轨的温度梯度、热致弯曲变形以及地面集成测试时的自重变形，提升了结构尺寸稳定性。
2.5 多功能结构
航天器中多功能结构（MFS）主要指“结构＋电子”多功能一体化结构，即利用微电子、柔性电路、高效热管理等技术将电子线路、电缆、热控等部件集成嵌入到结构中，实现信息传递、配电管理、热管理及承载等功能的一体化。作为实现航天器轻型化、微型化的重要手段，MFS成为航天器结构领域的研究热点。
美国NASA 在“新千年计划”的深空1号飞行器中首次将高导热碳纤维复合材料技术应用于MFS。为满足多芯片模块（MCM）安装、嵌入传热装置、作为散热器等集成热管理的需要，MFS基板采用了K13C2U型高导热碳纤维复合材料面板制成的蜂窝夹层结构（见图8a），并在高热耗的MCM安装局部采用面板加厚、蜂窝内填充高导热填充物等方式提高局部散热能力以消散MFS面板上的高热通量（见图8b）。
图 ８ （a）多功能结构设计、（b）多功能结构 MCM热耗散设计
Fig.8 （a） MFS panel design and（b）MFS panels with thermal designs to reject heat generated by an MCM
Marcos 等采用 K1100型高导热碳纤维与M40J型碳纤维复合材料混杂铺层作为夹层结构的碳面板，在空腔内填充高导热纤维制备了集热控/电气/屏蔽辐射等于一体的轻质多功能结构板，验证了其在Proteus小卫星平台应用的可行性。该多功能结构板面板采用两种复合材料混杂铺层，其中M40J碳纤维良好的结构性能提高产品的力学性能，K1100碳纤维高热导率提高面板散热能力并降低结构热梯度。与类似铝合金面板多功能结构板相比，该面板结构质量减轻了15％。John等在欧洲航天“多功能支撑结构（MFSS）”项目中，验证了K13D2U高导热碳纤维复合材料面板制成的多功能夹芯结构板替代电源控制单元充电调节器铝制外壳的可行性。面板采用K13D2U碳纤维而非更高热导率的K1100碳纤维是为了兼顾多功能结构板的导热性和可制造性。Jang等采用高导热碳纤维制备了STSAT-3小卫星多功能结构（如图9所示），他们将电子设备、柔性电路等直接嵌入安装到复合材料面板上，实现了集承载、热传导、辐射屏蔽以及电子设备安装的一体化。
图9 STSAT-3小卫星多功能结构：（a）电子设备集成到结构板、（b）组装好的多功能结构
Fig.9 MFS of STSAT-3 small statellite : （a）integration of electronics into panel, （b）assembled MFS
2.6 电子设备外壳
航天器中存在大量电子设备，传统的电子设备外壳由铝合金制成。采用高导热碳纤维复合材料替代铝合金用于电子设备外壳，可以减轻设备质量并提高其散热能力。Brander等在欧洲航天“先进仪器设计（AED）项目”支持下，开展了碳纤维复合材料电子设备外壳的研究，验证了碳纤维复合材料外壳可以满足结构承载、散热、辐射防护和电磁兼容性要求。Raluca在AED 项目基础上，采用K1100碳纤维/RS-3C树脂复合材料、M40J碳纤维/RS-3C树脂复合材料混杂层合板研制了Proba-3卫星数据和电源综合管理单元的复合材料外壳（见图10）。相比铝制外壳，在机热性能相当情况下，复合材料外壳结构质量减轻了25％。Martins采用K13D2U高导热碳纤维环氧复合材料外壳替代电子单机的铝制外壳，实现结构减重23％。美国约翰霍普金斯大学采用K13C2U高导热碳纤维制备了电磁屏蔽箱，实现了电磁屏蔽、电子器件的及时散热和结构轻量化。John等采用K1100/RS-3C预浸料和M40J/RS-3C混杂铺层设计开发了SAR天线电子箱，有效避免了电子箱体与星体主结构材料不同引起的热弹性稳定性和设备温度波动大的问题，满足了SAR电子箱轻量化、高热尺寸稳定性、高热传导与热扩散、可集成印刷电路板等需求。
图10 Proba-3 卫星数据和电源综合管理单元的复合材料外壳
Fig.10 CFRP electronics housing for ADPMS (advanced data and power management system) of Proba-3
图11为日本宇宙航空研究开发机构开发的碳纤维复合材料光纤陀螺仪，光纤环绕线筒采用了K13D2U型高导热碳纤维复合材料与T300碳纤维复合材料结合的方案，通过对光纤环绕线筒内侧包裹纤维方向为圆周方向的K13D2U碳纤维复合材料，利用其高模量和低热膨胀的特性来抑制热应变，从而提高光纤陀螺仪的稳定性。
图 11 碳纤维复合材料光纤陀螺仪
Fig.11 CFRP fiber-optic gyroscope
2.7 其他
Warmann等利用高导热碳纤维树脂基复合材料开发了一种超轻型抛物线槽式薄片状聚光器（见图12），并将其用于空间太阳能电站聚光伏模块中的光伏阵列。高导热碳纤维复合材料的高导热性、高刚度和耐用性使得聚光器在作为聚光元件的同时也是光伏电池的散热器、支撑结构以及辐射屏蔽层。
图12 超轻型抛物线槽式薄片状聚光器
Fig.12 Photograph of ultralight concentrator photovoltaic system proto-type
美国休斯公司设计了一种采用高导热碳纤维复合材料为导热内层、高强度碳纤维复合材料为结构支撑层的电池单元外壳支撑件的电池，实现卫星电池减重的同时显著改善了电池结构支撑和散热性能。Peck利用K1100高导热碳纤维复合材料设计制造的电池单元外壳支撑件，与传统的铝合金外壳相比，结构减重50％。哈勃太空望远镜中的高增益天线采用了P-100S高导热碳纤维增强的6061AI基复合材料制备的波导结构，实现了结构高刚度、高尺寸稳定和高导热。新视野卫星远程侦察成像仪的遮光罩采用K13C2U高导热碳纤维预浸料和M55J、T300碳纤维预浸料混杂铺层的复合材料层合结构，实现了结构轻质高刚度、轴向低的温度梯度分布。
2004年发射的信使号水星探测器的太阳电池阵基板为K13C2U高导热碳纤维/RS-3树脂基复合材料面板蜂窝夹层结构，K13C2U碳纤维复合材料既满足了基板轻质高刚度及良好尺寸稳定性的基本需求，其高导热性能又可改善基板的温度分布，避免基板在-140 ~ 270℃宽温域冲击下出现局部过热或过冷而引起电池片损伤或光电转换性能退化。Safak进行了K13C2U型高导热碳纤维/氰酸酯复合材料应用于高轨通信卫星太阳电池阵基板的研究，与传统 M55J碳纤维复合材料基板相比，在频率相当的情况下，该太阳阵电池基板结构可减重13％。
CSES卫星高能粒子探测器的跟踪器采用了K13D2U碳纤维/EX515氰酸酯制备的冷板结构作为混合集成电路的支撑，利用材料高模量特性来减小振动载荷下的变形、高热导率来降低冷板温度梯度以维持其散热能力。测试结果表明，冷板长度方向热导率达到464～516W/(m.K)，全局最大温度梯度仅6℃。
３ 展望
从发展趋势来看，高导热碳纤维复合材料因具有高模量、高导热、低热膨胀系数等特性，使其在航空航天、武器装备、核工业、电子产品、工业装备等领域有广阔应用前景。其潜在应用场景包括：（１）发挥其高比模量优势，替代传统轻质合金、PAN基碳纤维应用于高刚度结构，实现装备减重；（２）发挥其高导热优势，作为高导热材料应用于电子设备、热管理装置、热防护结构中提升传热性能；（３）发挥其优良力热综合性能，作为集承载/热管理/尺寸稳定性于一体的功能材料应用于多功能结构，实现结构减重、尺寸稳定性与传热性能的增强，提升装备轻量化、集成化和载荷性能等。
从发展现状来看，国外高导热碳纤维复合材料应用技术已比较成熟，形成了从500～1100 W/(m.K)的高导热碳纤维系列化商品和相对成熟的复合材料生产体系，实现了高导热碳纤维复合材料在航天器中的大量工程应用。在国内，高导热碳纤维的开发和工程化制备技术取得了一定的进展，但高端产品性能与国外存在较大差距，具备工程化的材料品种单一且性能稳定性也与国外存在差距；高导热碳纤维复合材料制品的工程化应用尚处于起步阶段，其制品的稳定性、适用性以及应用于装备的健壮性还有待技术突破和积累。为满足后续航空航天等工程化应用需求，我国研究人员未来可从以下几方面加强高导热碳纤维复合材料技术的发展研究：
（１）碳纤维材料开发方面。不断提升已有600W/(m.K)级碳纤维材料的批量化稳定制备能力，实现材料可用、好用；加快研发更高性能产品，缩小与国外先进水平的差距，并使得设计有材可选；从沥青原料、制备技术和设备方面完全自主可控，解决材料开发与工程化中“卡脖子”问题。
（２）复合材料制备方面。一是开展纤维表面改性、配套树脂体系研究等提升高导热碳纤维/树脂界面性能的研究；二是针对复合材料性能对成型工艺方法、工艺参数的依赖性大，尤其是高导热碳纤维断裂延伸率低，容易在预浸料及制品制备过程中出现损伤的难题，需要制造部门开展低损伤预浸料制备技术、复合材料制品制备工艺优化研究，满足应用部门对高导热碳纤维复合材料零部件的质量稳定性与可靠性要求。
（３）应用研究方面。一是借鉴国外高强高模碳纤维与高导热碳纤维混杂铺层的设计理念实现材料选型优化，既解决高导热碳纤维复合材料强度相对较低且成本高等设计与应用难题，又要通过提升设计优化水平，利用复合材料可设计性来充分发挥材料性能而实现产品轻量化；二是完善高导热碳纤维及其复合材料的工艺制备、性能评价、产品无损检测等标准规范体系。
４ 结语
高导热碳纤维复合材料具有高导热、高模量、低热膨胀系数等优异综合性能，在航天器热管理结构、热防护结构、高尺寸稳定性结构、多功能结构、电子设备外壳等方面得到了重要应用，并促进了航天器轻量化、高效能的发展。国外高导热碳纤维材料体系及其应用技术已经比较成熟。国内高导热碳纤维材料产品性能与国际先进产品还有一定的差距，产业化及工程化应用尚处于起步阶段，需进一步提高国产高导热碳纤维产品性能和产业化能力，实现工程化应用技术的突破。 随着材料技术和航天技术的发展，高导热碳纤维复合材料在航天器中将得到越来越广泛的应用。
来源：杨强,刘洪新,何端鹏等.高导热沥青基碳纤维复合材料在航天器中的应用现状及展望[J].材料导报,2024,38(01):216-223
文章来源：复合材料与工程
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