碳／碳复材专题及其他隔热材料的比较分析

新材料专题2：碳/碳复材专题及其他隔热材料的比较分析2资料来源：国联证券研究所◥

碳/碳复材核心优点为耐3000℃以上高温，缺点为高温易氧化服役时间短。碳/碳复材耐高温特性显著，是目前3000℃以上仍保有结构强度的唯一材料；缺点为400℃以上氧化烧蚀严重，无法满足长航时的苛刻服役要求。产品的极致特征，促使碳/碳复合材料成为航空航天特定尖端领域有广泛使用。碳/碳复材预制体编织技术为其核心技术环节，除传统三维编织及针刺结构等，已发展为多向编织（四向，七向，十一向）等更新技术。◥

碳/碳复材在军用端主要包括导弹鼻锥、发动机喷管喉衬、飞机刹车片等，使用场景均具有工作温度高、工作时间短的特征。◥

相较于其他材料，碳/碳复材特点明确：1）石英纤维适用于雷达罩，碳/碳复材适用于无末制导的洲际导弹；2）陶瓷基复合材料稳定工作温度可达1200～1350℃，可为飞机发动机提供结构支撑及吸波等多功能；碳/碳复材不适用于长期高温工作；3）碳/碳复材为碳纤维下游的耐高温材料中的一种，含碳量高、含氧量低、更耐高温。◥

梳理军工碳/碳复材产业链，其中下游应用端国央企更多且竞争格局更加分散，中上游以民企为主且竞争格局更加集中，其中异形预制体中的江苏天鸟（楚江新材子公司）竞争格局最优。目录第一部分第二部分第三部分碳/碳复材或为航天领域3000℃以上兼具结构强度必选材料碳/碳复材与石英、陶瓷基及碳纤维不同使用场景的比较分析碳/碳复材产业链梳理及代表性公司简介1、碳/碳复材或为航天领域3000℃以上兼具结构强度必选材料5资料来源：王天琦《航天用碳/碳复合材料研究进展》，国联证券研究所◥

碳/碳复材由碳纤维加工而来，具有性能随温度升高而升高等特点：碳纤维增强碳基复合材料，即碳/碳复合材料，是以碳纤维预制体为基体，经过树脂/沥青液相浸渍或者化学气相渗积等方法进行致密化后，再石墨化制得复合材料，具有低密度高比强、高比模量、性能随温度升高不降反升等优点。◥

碳基复材在飞行器热防护系统的应用包括4个发展阶段，抗氧化碳基复材、抗氧化碳/碳复材、涂层改性碳/碳复材、降热型碳基复合材料，碳/碳复材使用历程较长，在预制体结构改性、碳源改性、高效致密化工艺改性、抗氧化烧蚀涂层等多方面进行改进提升。碳基复材在飞行器热防护系统的发展历程◥

3000℃以上碳/碳复材为唯一有结构强度材料，耐高温为其最显著特性。碳/碳复材耐高温特性显著，在2000℃内的惰性气氛中强度随温度的升高而增加，在3500℃以上瞬时特定使役环境中具有低的烧蚀率和良好的烧蚀外形稳定性；碳/碳复合材料是目前3000℃以上仍保有结构强度的唯一材料，其理论最高使用温度高达3500℃。极端苛刻条件下的优异特征，促使碳/碳复合材料在航空航天特定尖端领域有广泛使用。◥

碳/碳复合材料的主要缺点包括制造周期及成本高、高温烧蚀严重、弯曲强度低等：1）制造成本高，高性能碳/碳致密化周期超过1000小时；2）高温氧化烧蚀严重，导致性能大幅衰减，无法满足长航时的苛刻服役要求；3）常规弯曲强度小于300MPa，同批次性能差异大于30。资料来源：迟波《碳/碳复合材料的发展及应用研究》，王天琦《航天用碳/碳复合材料6

研究进展》，李崇俊《MPCF增强的碳/碳复合材料及其在高超音速飞行器的应用》，陈波《三维编织碳/碳复合材料高温力学及疲劳试验研究》，国联证券研究所碳/碳复材在不同温度下的断口结构不同◥

碳/碳复材制品流程复杂：碳/碳复合材料是以碳纤维预制体为基体，经过树脂/沥青液相浸渍或者化学气相渗积等方法进行致密化后，再石墨化制得的复合材料。◥

预制体结构是决定碳/碳复合材料性能、产品质量及生产成本的重要因素。现阶段航空航天领域用高性能碳/碳复合材料主要采用价格较高的小丝束碳纤维(1K、3K等)作为原材料，导致原材料成本高昂。◥

编织技术为预制体核心技术之一，目前常用的碳/碳复合材料预制体结构包括碳布穿刺、正交三向、三维编织及针刺结构等，此外已发展为多向编织（四向，七向，十一向）等更新技术。资料来源：王浩伟《陶瓷基与碳/碳复合材料拉伸性能试验研究进展》，张军《喷管碳7

/碳复合材料喉衬工程化问题探讨》，王天琦《航天用碳/碳复合材料研究进展》，国联证券研究所碳/碳喉衬预制体结构成熟预制体针织方式◥

飞机刹车片方面，碳/碳复材各项性能均优于金属材料。根据迟波的报告《碳/碳复合材料的发展及应用研究》，碳/碳复合材料制作的飞机刹车盘重量轻、耐温高、比热容比钢高2.5倍；同金属刹车材料相比，可节省40%的结构重量，使用寿命可提升5~7倍，刹车力矩平稳，刹车时噪声小。◥

碳/碳复材刹车片使用次数为粉末冶金刹车片的4倍，已广泛使用于军民用飞机。飞机刹车盘为高耗材产品，可分为粉末冶金、碳/碳复材及其他复合材料三类，粉末冶金刹车盘仅250次起落就需更换，而碳/碳刹车盘性能优良可靠性高，更换次数可达1000次起落（约飞行3年），现阶段广泛应用新型号飞机、军民用飞机刹车盘。资料来源：王天琦《航天用碳/碳复合材料研究进展》，迟波《碳/碳复合材料的发展及8

应用研究》，北摩高科招股书，国联证券研究所飞机碳/碳复材刹车片飞机起落架刹车装置◥

火箭喷管是火箭发动机的关键组件，防热材料包括碳/碳材料等。火箭喷管由收敛段、喉部和扩张段组成，将推进剂产生的化学能转换为动能，为火箭提供推力。由于喷管处工作环境恶劣，常用的热防护材料有高温合金和碳基材料，如钨渗铜、石墨、碳/碳材料、碳陶材料等。◥

喉衬需承受3000℃高温，碳/碳复材为发动机首选材料。喉衬是喷管的核心部件，是实现喷管能量转化的关键，固体火箭发动机工作过程中，喉衬要承受高温（3000℃左右）、高压燃气和粒子流的烧蚀与冲刷，而且还要保证整体结构的完整性，是固体火箭发动机中工作环境最恶劣的部件。目前碳/碳复合材料（碳/碳材料）已成为固体火箭发动机喷管喉衬的首选材料。资料来源：王正康《固液火箭喷管碳/碳复合材料热-力-化耦合数值模拟》，张军《喷9管碳/碳复合材料喉衬工程化问题探讨》，李翠云《碳/碳复合材料的应用研究进展》

，国联证券研究所美国碳/碳复合材料在战略导弹上的应用0.25◥

弹道导弹再入大气飞行速度24马赫以上，持续时间0.25秒以下。根据《碳纤维复合材料在导弹再入防热和宇航结构上的应用》，弹道导弹再入大气时飞行马赫数可达24马赫以上，同时再入时间较短仅0.25秒以下。由高速飞行时气动加热引起的温度升高，大体与速度的平方成正比；导弹的速度越高，天线罩材料所要求的耐热性也越高。◥

弹道导弹弹头需承受温度2760℃，碳/碳复材可有效降低热量流入。导弹在再入环境时飞行器头部受到强激波，对头部产生很大的压力，其最苛刻部位温度可达2760℃，三维编织的碳/碳复合材料，其石墨化后的热导性足以满足弹头再入时由-160℃至气动加热时1700℃时的热冲击要求，实际流入飞行器的能量仅为整个热量1%～10%左右。资料来源：李崇俊《碳纤维复合材料在导弹再入防热和宇航结构上的应用》，姜勇刚10《高超音速导弹天线罩透波材料研究进展》，李翠云《碳/碳复合材料的应用研究进展》，国联证券研究所各种飞行器的典型再入环境桑迪亚实验主研制的全尺寸再入头锥2、碳/碳复材与石英、陶瓷基及碳纤维不同使用场景的比较分析资料来源：蔡德龙《高温透波陶瓷材料研究进展》，陈虹《陶瓷天线罩材料的研究进12展》，姜勇刚《高超音速导弹天线罩透波材料研究进展》，国联证券研究所◥

雷达罩需具有防热、透波等功能：导引头好比导弹的眼睛，在导弹的制导和控制中起到了十分重要的作用。导弹天线罩是安装在导弹雷达导引头天线外面起保护作用的外罩。它位于飞行器最前端，为了保证各种飞行器的飞行速度，一般天线罩呈流线形状，天线罩应具有导流、防热、透波、承载等多种功能，主要保护航天飞行器在恶劣环境条件下的通讯、遥测、制导、引爆等系统能正常工作。◥

经过50多年发展，天线罩材料发展路线经历了：纤维增强塑料→氧化铝陶瓷→微晶玻璃→石英陶瓷→氮化物陶瓷，主要包括三类材料：二氧化硅材料：石英玻璃、石英陶瓷材料与石英纤维织物增强二氧化硅基复合材料；在无机材料中，石英陶瓷材料以其优良性能不但能适用于飞行速度3～5马赫的导弹天线罩；1050℃时，石英陶瓷会产生相转变。氮化硅和氮化硼材料：氮化硅基陶瓷具有优异的机械性能、高热稳定性，分解温度为1900℃；氮化硼陶瓷具有比氮化硅陶瓷更好的热稳定性和更低的介电常数和介电损耗，分解温度能达到3000℃，但两者介电常数均显著高于二氧化硅材料，透波性较差。磷酸盐复合材料：主要包括硅质纤维增强磷酸铝、磷酸铬及磷酸铬铝复合材料。磷酸铬复合材料在1200℃以下其力学、物理性能保持良好，电性能稳定，而磷酸铬铝基复合材料在1200～1500℃以下及磷酸铝复合材料在1500～1800℃以下均具有稳定的性能。无机天线罩材料性能13资料来源：杨恺《石英纤维的性能及其应用》，国联证券研究所◥

石英纤维相较于碳纤维等其他材料，具有介电系数小、透波等特性：石英玻璃纤维和以石英玻璃纤维为基材的复合材料具有强度高、膨胀系数小、介电常数和介电损耗小、耐腐蚀与可设计性能好等特点，具备优良的耐高温、耐烧蚀、高透波与电绝缘性能，是广泛应用于航空航天的功能材料。◥

石英棉、石英毡等石英制品可以用于半导体行业高温炉、汽车玻璃钢化炉领域的高温隔热材料，石英纤维与预浸料结合，通过加工，可以制作增强复合材料。不同纤维的特点及优劣势分析石英纤维应用领域资料来源：《世界导弹大全》，航天科工公众号，李翠云《碳/碳复合材料的应用研究14进展》，王天琦《航天用碳/碳复合材料研究进展》，朱昭君《固体火箭发动机喉衬用轴编碳/碳复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展》，国联证券研究所◥

碳/碳复材或更适用于不需雷达的鼻锥上，石英纤维更适用于雷达罩。根据李翠云的《碳/碳复合材料的应用研究进展》，碳/碳复材在美国战略导弹上的应用，主要应用于民兵Ⅲ等洲际弹道导弹的鼻锥上，而民兵Ⅲ的制导系统核心为陀螺稳定平台，使用陀螺仪及加速度计计算速度及角速度，或不依靠雷达进行末制导。则推断，碳/碳复材更多应用于马赫数高、再入时间短、不需要雷达进行末制导的导弹鼻锥上，而石英纤维多应用于有末制导的雷达罩上。◥

抗烧蚀性能不足，碳/碳复材或不适用于雷达罩。根据王天琦的《航天用碳/碳复合材料研究进展》，碳/碳复材高温易氧化、极端环境抗烧蚀性能不足；根据朱昭君的《固体火箭发动机喉衬用轴编碳/碳复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展》，碳/碳复材经过烧蚀后存在大量的碳化层，而碳化层可能会影响雷达透波率，表明碳/碳复材不适用于雷达罩。民兵Ⅲ的三弹头民兵Ⅲ导弹结构图资料来源：胡悦《耐高温陶瓷基结构吸波复合材料研究进展》，马宇《飞行器陶瓷基15复合材料轻量化结构设计研究进展》，杨金华《航空发动机用陶瓷基复合材料研究进展》，国联证券研究所◥

陶瓷基复材包括纤维、界面层和陶瓷基体等。陶瓷基复合材料是以陶瓷材料为基体，与不同种类的纤维复合而成的一类复合材料，它主要由纤维、界面层和陶瓷基体组成。纤维作为分散相，起到承载和增韧的作用，常见的陶瓷基纤维有碳纤维等。陶瓷基体作为连续相，起到保护纤维和传递载荷的双重作用，陶瓷基体中的陶瓷主要有氧化物陶瓷基体等。界面层位于纤维和陶瓷基体之间，起到传递载荷、阻止裂纹扩展和阻挡外部环境侵害的作用。◥

陶瓷基复材工作温度比镍基高温合金更高。高压涡轮发动机的采用镍基高温合金，其在1000℃能够较好地保持强度和抗氧化特性，而第四代涡扇发动机涡前温度近1700℃，材料实际表面温度也达到1100℃，金属结构将无法承载高速飞行产生的应力。目前，高温合金的耐温极限维持在1100℃附近，而陶瓷基复合材料的应用将发动机部件的耐温能力提升至1200～1350℃，并且陶瓷基复合材料构件质量通常为镍基高温合金构件质量的1/4～1/3，可以满足发动机对高推重比的需求。◥

兼具承载及吸波双重功能，适用于发动机尾喷口。陶瓷基复材具备结构承载和雷达吸波双重功能，而且保留了陶瓷材料耐高温、耐腐蚀等优点，适用于发动机尾喷口等超过1000℃的使用环境。陶瓷基复合材料在典型发动机上的应用陶瓷基吸波复合材料的微观结构设计资料来源：王天琦《航天用碳/碳复合材料研究进展》

，樊俊铃《航空发动机陶瓷基1复6

合材料无损表征技术研究进展》，国联证券研究所◥

飞机端，陶瓷基耐高温更适用于发动机燃烧室、尾喷管等环节。根据樊俊铃的《航空发动机陶瓷基复合材料无损表征技术研究进展》，陶瓷基复合材料在美国F136飞机燃烧室火焰筒、火焰稳定器中已经完成了全寿命演示验证，进入工程应用阶段，验证了陶瓷基复材耐温能力提高的情况，表明陶瓷基复材适用于高温、长寿命工作环节。◥

碳/碳复材400℃开始氧化，高温有氧环境寿命较短，更适合刹车片等短工作时长环境。根据王天琦的《航天用碳/碳复合材料研究进展》，高温易氧化、极端环境抗烧蚀性能不足，是碳/碳复合材料有氧环境长寿命应用的瓶颈；碳/碳复材大于400℃开始氧化，氧化导致性能大幅衰减，氧化失重1时，弯曲强度损失5

~10

，氧化失重10时，弯曲强度损失30

~50

，如“哥伦比亚”航天飞机1400℃时机翼前缘发生损伤而空中解体。因此，碳/碳复材更适用于飞机刹车片，仅在飞机起飞及降落阶段使用，工作时长短。陶瓷基复合材料在先进航空发动机中的应用及验证情况17资料来源：楚江新材公告，王井岗《耐烧蚀材料的进展》，国联证券研究所◥

碳/碳复材为碳纤维加工而来：根据王井岗的《耐烧蚀材料的进展》，碳纤维增强的耐高温材料，根据基体材料的不同，又可分为碳/酚醛复合材料、碳/碳复合材料及新发展的双基复合材料等，可见碳/碳复材为碳纤维下游的耐高温材料中的一种。◥

含碳量高、含氧量低，碳/碳复材产品更耐高温：碳/碳复合材料是由碳纤维及其织物增强的热解酚醛树脂、高温热解的沥青及高残碳率的芳烃热解产物组成，外部涂有抗氧化涂层。耐高温材料或应具备以下条件：1）必须有很高的碳含量；2）氧含量必须低。碳/碳复材中的碳纤维经过树脂/沥青液相浸渍或者化学气相渗积等方法进行致密化后，再石墨化制得，含碳量高于碳纤维，含氧量低于碳纤维，故更加耐高温。碳纤维加工为碳/碳复材流程碳纤维加工为碳/碳复材应用至终端产品示意图3、碳/碳复材产业链梳理及代表性公司简介19资料来源：各公司公告，国联证券研究所◥

梳理军工碳/碳复材产业链，其中下游应用端国央企更多且竞争格局更加分散，中上游以民企为主且竞争格局更加集中，其中异形预制体中的江苏天鸟竞争格局最优。军工碳/碳复材产业链部分相关公司梳理航天一院703所：20资料来源：中国运载火箭技术研究院招聘微信公众号，中国运载火箭技术研究院微信公众号，国联证券研究所◥

航天一院为国内最大导弹及火箭研究制造基地。航天一院又称中国运载火箭技术研究院，中国航天事业发祥地，是我国最大的导弹武器和运载火箭研究、设计和制造基地，著名科学家钱学森任第一任院长。一院从业人员超3.13万人，资产总额超1400亿元，整体规模较大。◥

703所创建航天材料及工艺体系，采购织物体量较大。航天一院第七〇三研究所是中国航天领域材料及工艺技术中心所，主要从事“弹、箭、星、船”材料及工艺研究和产品配套，牵头创建了航天材料及工艺技术体系。根据中国运载火箭技术研究院微信公众号披露，703所产品包括整流罩锥段等产品，采购原材料包括国产碳纤维、石英纤维、主要树脂和标准件等，703所多型号织物采购价格降幅达13

，累计节省成本1.8亿元，则反推织物采购金额达13.8亿左右，体量较大。◥

703所或为碳/碳复材下游核心客户之一。根据中国运载火箭技