[发明专利]一种高导热高强度碳基复合材料及其制备方法

说明书

本发明提供一种高导热高强度碳基复合材料及其制备方法，属于碳材料制造技术领域。所述高导热高强度碳基复合材料，包括层叠的至少两层碳/碳复合材料板，且相邻两层所述碳/碳复合材料板之间通过硅粘结剂粘接。本发明提供的高导热高强度碳基复合材料热导率大于450W/mK、拉伸强度和压缩强度大于250MPa、弯曲强度大于200MPa。与当前空间飞行器热控系统散热面板用铝合金材料相比，该材料的力学性能相当，但质量更轻，热导率更是远超铝合金。因而有望在空间飞行器热控制、电子器件热管理等领域得到广泛应用。

技术领域

本发明涉及一种高导热高强度碳基复合材料的制备方法，属于碳材料制造技术领域。

背景技术

随着科学技术的迅猛发展，热耗散和热管理成为航天科技深空探测领域发展的关键技术。空间飞行器的许多电子部件需要在40～60℃的环境温度下正常工作,随着电子科技的发展，飞行器电子设备日趋小型化、轻质化、结构更为紧凑，运行过程中会产生和积累大量的热量，对作为热控重要组成部分的散热材料也提出了越来越高的要求。散热材料是空间飞行器热控系统所采用的一种重要材料，是实现仪器及舱内温度有效调控的关键，要求材料不光具有极高的热效率(热导率)，还要满足发射时的过载及工作时的承载要求，同时还必须尽可能的减少本身重量，提高飞行器的有效载荷。因此，散热材料需集高导热、高强度、轻质等特性于一身才能满足要求。

现有空间飞行器的热辐射器和扩热板等多采用铝蒙皮、碳纤维增强树脂基复合材料等作为散热材料。而铝蒙皮的最大热导率约为237W/m·K，树脂基复合材料的最大热导率约290W/m·K，两者的散热能力均难以满足新型航天飞行器的高效散热需求，且存在刚度低、热变形大等问题。高导热碳/碳复合材料具有低密度、高导热、近零膨胀、高强高模等优异性能，是目前理想的航天飞行器用高导热结构材料。但由于高导热碳/碳复合材料制备过程中需经过超高温石墨化处理，来促进材料内部碳原子向有序石墨结构的转变，从而提高材料整体的热导率。这一过程会导致材料力学性能尤其是层间结合强度和抗弯强度的显著下降(层剪强度通常小于10MPa，抗弯强度小于150MPa)，影响高导热碳/碳复合材料的实际应用性能。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种高导热高强度碳基复合材料及其制备方法，解决高导热碳/碳复合材料由于整体石墨化度较高所导致的材料层间结合较弱、抗弯性能不足的问题。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种高导热高强度碳基复合材料，包括层叠的至少两层碳/碳复合材料板，且相邻两层所述碳/碳复合材料板之间通过硅粘结剂粘接。

在一可选实施例中，所述碳/碳复合材料板的增强体的导热率大于600W/m·K。

在一可选实施例中，所述的碳/碳复合材料板的密度不小于2.0g/cm³。

在一可选实施例中，所述碳/碳复合材料板的厚度为0.1-1mm。

一种高导热高强度碳基复合材料的制备方法，包括以下步骤：

步骤1、以碳纤维布为增强体，采用气相或液相碳前驱体对所述增强体进行致密化处理，得到致密碳/碳复合材料过程件；

步骤2、对所述致密复合材料过程件进行石墨化处理，得到碳/碳复合材料板；

步骤3、采用硅粘结剂对至少两层所述碳/碳复合材料板进行叠层粘接，得到高导热高强度碳基复合材料。

在一可选实施例中，步骤1中所述的碳纤维布的室温热导率大于600W/m·K。

在一可选实施例中，步骤1中对所述增强体进行致密化处理的方法包括：化学气相沉积法、化学气相渗透法、液相前驱体浸渍裂解法、热压成型法中的一种或一种以上的任意组合。