CN203715549U - 作为复合制品的航空器部件 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及到用于航空器复合材料的热管理，特别是一种复合制品，包括具有内部部件以及内表面和外表面的纤维增强树脂复合材料；以及由各向异性石墨片形成的热制品，所述的石墨片具有至少10mm-W/m*K的热-机械设计常数，所述的热制品设置于纤维增强树脂复合材料的内部部件中，其中，材料的热-机械设计常数定义为材料的导热系数乘以平均厚度。

Description

作为复合制品的航空器部件

发明背景 

技术领域

本发明涉及用于航空器复合材料的热管理，特别是用作为电子器件被阵列布置在其之后的航空器蒙皮的复合材料，诸如导弹或者喷气式飞机的壳体和/或前椎体/头锥（nosecone）。更特别地，本发明涉及一种成型的或者模制的复合材料制品，其适于用作为航空器的前锥体/头锥或其它结构，所述的复合材料具有与其成热接触的一种各向异性散热器。 

背景技术

导弹和其它类型的航空器的前锥体/头锥和其它结构包含了若干个种类和类型的电子器件，诸如制导设备、雷达阵列、射频（RF）发射器和接收器、通讯设备，等等。由于具有许多电子器件，使得它们为温度敏感的，并且过量的热可能妨碍并且降低性能。所述电子器件周围的壳体通常由铝来制造，并且所述电子器件的热保护通常通过将来自电子器件的热量沉降到铝来完成。 

存在着将铝替代为碳纤维增强树脂复合物来用以降低结构的重量并且用以避免可能会由铝制主体引发的电子器件和射频干扰或衰减的需要。然而，典型的树脂复合材料，诸如聚丙烯腈（PAN）基碳纤维环氧树脂复合材料所具有的导热系数显著地低于铝，所以对于电子器件的冷却成为问题。 

特别地以导弹前锥体/头锥的情况为例，当复合材料被用来替代铝的时候，所述的前锥体/头锥包括一种具有单件式复合材料前体的组件，所述前体连接至导弹的导弹主体。所述的前体由高温复合材料制成，其可以经受少量烧蚀或无烧蚀的热量。所述的前体具有一种具备尖拱形形状的前部和一种具备圆柱形形状的尾部。尖拱形的前部充当一种用于位于所述前体内的追踪器的整流罩。接线天线/贴片天线（patch antenna）被附连至圆柱形尾部的内表面。所述的尾部充当一种用于接线天线的整流罩，允许信号在不需要切断的情况下由接线天线而被发送和接收。单个密封层可被用来密封所述前体内的制导系统和追踪器，允 许制导系统和追踪器与外界隔绝地密封在所述前体内。与现有技术的铝系统相比，一种碳纤维增强的树脂复合材料前体减少了部件的数量，制造的复杂度，重量以及成本。 

复合材料可以是利用纤维而增强的树脂，所述的纤维可以是芳香聚酰胺、碳、玻璃、石英或石墨。这样的复合材料作为用于前锥体/头锥内的所有电子器件的一种非烧蚀热保护系统，以及一种用于追踪器的正面和等角的辐射透明的整流罩。 

用于所述复合材料的树脂可以是合适的热固性树脂，例如环氧树脂、双马来酰亚胺（BMI）、氰酸酯（CE）、聚酰亚胺（PI）、邻苯二甲腈（PN）和多面体低聚倍半硅氧烷（POSS）中的一种或多种。可替代地，所述的树脂可以是一种合适的热塑性的，或者一种非有机的硅树脂基材料，诸如聚硅氧烷。 

为了将纤维增强树脂形成为前锥体/头锥（或者确实地，任意的航空器部件），呈丝线形式的纤维围绕着一种具有前体所期望形状的模型或心轴而缠绕；树脂随后被展开并围绕所缠绕的丝线，并且该结构被加热以固化所述树脂。所述的前体可以被构造为呈多层，每一层均单独地通过缠绕纤维丝线、引入树脂并固化树脂而形成。举例来说，不同的步骤可被用于构建包含或者不包含纤维的复合材料的一部分。可替代地，所述的前体可以在单一步骤中构建，要么是所有的纤维均为相同的类型，或者是采用不同类型的纤维。所述的前体有利地在单独的固化过程中而固化。 

在不同的实施方式中，纤维（无论是所有的均为同时的，还是不同类型的组合）可以被预浸渍所期望的树脂，并且树脂/纤维复合物随后会缠绕或者施用/涂覆至心轴。在施用至心轴之后，再一次有利地在单一的固化步骤中完成固化。 

成型复合材料制品的其它方法包括树脂传递模制成型、铺叠放置成型和压制成型的使用。将会理解到，用于构造复合材料制品的工艺的细节为公知的。涉及用于制造复合材料制品的方法的其它细节在美国专利No.US7,681,834、US5,483,894、US5,824,404和US6,526,860中可发现有所记载，其说明和附图在这里通过原因而被合并入。 

然而，如所指出的，令一种纤维增强树脂复合材料取代传统的铝，用以形成一种在其之后阵列布置有电子器件的航空器蒙皮，导致了铝的散热特性的损失。树脂复合材料内部的各向异性石墨片的使用可以帮助克服这些问题。 

已经被极大程度地膨胀的并且更特别地被膨胀以便具有最终厚度或者多达原始的“c”方向尺寸约80或更多倍的“c”方向尺寸的片状石墨可在不使用粘合剂的情况下形成为粘着的或一体集成的膨胀石墨片，例如幅状物、纸、条带、狭带、箔卷、垫或类似物（典型地在商业上称为“柔性石墨”）。由于在体积膨胀的石墨颗粒之间获得的机械互锁力或者内聚力（cohension），则已经膨胀从而具有最终厚度或者多达原始的“c”方向尺寸约80或更多倍的“c”方向尺寸的石墨颗粒通过压制、而在不使用任意粘结材料的情况下形成为一体集成的柔性片被认为是可能的。 

除了柔性，如上所指出的片材还已被发现对于导热系数来说具有高度的各向异性，这是由于膨胀的石墨颗粒和石墨层的取向基本上平行于由于很高程度的压缩而获得的片材的相对面，这使得其在热扩散应用中特别有用。因而制造的片材具有极佳的柔性、良好的强度以及很高的取向度。 

柔性的石墨片材由于石墨颗粒的对齐排列平行于所述片的大多数相对的、平行表面而表现出可观的各向异性度，且所述各向异性度会基于片材压制程度而增加以提高取向。在受压制的各向异性的片材中，所述厚度，即，垂直于相对的、平行的片表面的方向，包括了“c”方向以及沿着长度和宽度范围的方向，即，沿着或者平行于相对的、主要表面，其包括“a”方向，并且所述片的热性能和电气性能对于“c”和“a”方向来说在量级上是有很大不同的。 

热解石墨和石墨化的聚酰亚胺是表现出各向异性特性的合成石墨的形式。在一种实施方式中，热解石墨通过在其降解/分解温度附近加热聚合物并允许石墨结晶化（热解）而制造。一种方法为在真空中加热合成纤维。另一种方法为将种体或者板片放置在非常热的气体中以收集石墨涂层。热解石墨片通常具有类似于云母的单一的解理面，因为石墨片以平面的次序来结晶。石墨化的聚酰亚胺涉及具有高结晶度的石墨薄膜，并且其可以通过芳族聚酰亚胺膜的固体状态的碳化并随后通过高温热处理而产生。石墨化的聚酰亚胺膜还表现出显著的热各向异性。 

发明概述 

发明内容

在一种实施方式中，本发明涉及一种包括具有热制品的纤维增强树脂复合物的复合制品，所述的热制品包括定位在其内部、诸如在其内表面上的至少一 个各向异性的石墨片。在某些实施方式中，所述的纤维增强树脂复合物被成型以便具有一种包括内表面和外表面的内部部分，其中，所述的热制品被定位在纤维增强树脂复合物的内表面上。在其它的实施方式中，本发明涉及一种航空器部件，诸如导弹的前锥体/头锥或壳体，或者翼部，尾部，机身，或者飞机（特别是喷气式飞机）的其它结构部件，并且其包括一种被成型以便具有内表面和外表面的纤维增强树脂复合物，其中，包括至少一个各向异性的石墨片的热制品被定位在纤维增强树脂复合物的内表面上。 

在许多实施方式中，在这里所使用的石墨片具有的面内导热系数为至少约140W/(m·K)，更优选为至少约220W/(m·K)（在这里所提供的所有的导热系数的测量，无论是膨胀的天然石墨还是合成石墨，均在室温、约20℃的情况下通过由Smale等在2005年7月由ASME InterPack Conference出版的The Thermal Performance of Natural Graphite Heatspreaders，第2005-73073页码中所描述的Angstrom方法而测得；将认识到测量导热系数的其它方法也可以被采用）。如上所述的，所述的至少一个石墨片为各向异性的，并且应当为至少约0.01mm的厚度，高至约2mm的厚度。更常用地，所述的石墨片为约0.075mm至约1mm的厚度。 

应当理解，前述的大概描述以及下文对于本发明实施方式的详细说明二者，均意图用以提供综述或框架以用于理解如其所主张保护的本发明的性质和特性。所包括的附图用以提供本发明的进一步理解，并被合并引入而且构成本说明书的一部分。附图描述了本发明的各自实施方式，且与说明书一起用来解释本发明的原理和操作。本发明的其它的和进一步的特征和优点将在结合附图时阅读了如下所公开的内容的情况下将变得对于本领域技术人员而言显而易见。 

附图说明

图1为根据本发明的复合制品的一种实施方式的部分破裂的侧平面视图。 

图2为具有图1的复合制品在其前锥体/头锥的恰当位置的导弹的实施方式的侧平面视图。 

图3为根据本发明的复合制品的另一种实施方式的部分破裂的侧平面视图。 

图4也为根据本发明的复合制品的又一种实施方式的部分破裂的侧平面视 图。 

图5A为在根据本发明的复合部件的制造中、在制造工艺期间的一个步骤中所使用的心轴的透视图。 

图5B为在根据本发明的复合部件的制造中、在制造工艺期间的另一个步骤中所使用的心轴的透视图。 

发明详述 

具体实施方式

如所指出的，本发明涉及一种包括具有热制品的纤维增强树脂复合物的复合制品，所述的热制品包括了设置在纤维增强树脂复合物内部、特别是在其内表面上的至少一个各向异性的石墨片。在特定的实施方式中，本发明涉及一种航空器部件，诸如导弹的前锥体/头锥或壳体，其包括一种纤维增强树脂复合物，所述纤维增强树脂复合物被成形以便具有内部部分和内表面以及外表面，其中，包括至少一个各向异性石墨片的热制品被定位在纤维增强树脂复合物的内部部分中，特别是在纤维增强树脂复合物的内表面上。如在这里所使用的，术语“航空器”指的是任意的人造飞行物，无论是有人驾驶的还是无人驾驶的，制导的或者是弹道的，并且无论是从地面、在海上启动的还是从另一个航空器上启动/发射的。包含在本公开的设想/构想中的是导弹、弹道的，并且要不然为商用的、民用的、政府的和军用的飞机，无论是喷气式的、螺旋桨式的还是火箭推进的。 

在许多实施方式中，在本文中所使用的热制品具有的面内导热系数为至少约140W/(m·K)，更优选为至少约220W/(m·K)，并且甚至是更有利地为至少300W/(m·K)；在某些实施方式中，热制品所具有的面内导热系数为至少约400W/(m·K)，至少约500W/(m·K)和/或至少约600W/(m·K)。虽然对于散热器的面内导热系数没有功能性的上限限定，但是对于其高于约2000W/(m·K)也没有实际上的需求。此外，热制品为热各向异性的。各向异性的是指材料所具有的热各向异性比值（被定义为沿着所述片的平面的导热系数与穿过所述片的平面的导热系数（与面内导热成直角）的比值/比率）为至少1.0，优选为至少1.5，更优选为至少2.0。在特定的实施方式中，所述热制品的热各向异性比值范围可以是从约10至高至约1，000，或者更高。所述热制品的厚度应当是至少约0.01mm，高至约2mm。最常用地，所述热制品的厚度为从约0.075mm至约1mm。 

在有利的实施方式中，所述的热制品具有的热-机械设计常数不同于纤维增强树脂复合物。如在这里所使用的，表述“热-机械设计常数”涉及一种令材料的平均厚度（例如介于材料的两个主表面之间的距离）乘以其面内导热系数而表征的具有两个主表面的材料的特征，并且可被用作为材料的热性能的测量量度（材料可以消散的热的“量”）。优选地，所述的热制品由其而形成的材料具有的热-机械设计常数不少于纤维增强树脂复合物的热-机械设计常数的50%；在其它实施方式中，所述的热制品具有的热-机械设计常数至少大于纤维增强树脂复合物的热-机械设计常数的30%，更优选至少大于纤维增强树脂复合物的热-机械设计常数的50%，以便有效地消散并且分散/散布在航空器的运行过程期间所产生的热量。在某些实施方式中，热制品材料具有的热-机械设计常数为至少10mm·W/(m·K)，更优选为至少145mm·W/(m·K)，甚至是更优选为至少200mm·W/(m·K)，或者至少350mm·W/(m·K)。在特定的优选实施方式中，所述的热制品具有的热-机械设计常数为至少580mm·W/(m·K)。在其它的实施方式中，所述热制品的合适的热-机械设计常数可以包括至少约20mm·W/(m·K)，至少约50mm·W/(m·K)，至少约75mm·W/(m·K)，以及至少约100mm·W/(m·K)。 

在某些实施方式中，所述的热制品由片状剥落石墨的经压制颗粒的至少一个片层来形成。石墨为由碳形成的晶体，其包括在平层平面中共价键接的原子和平面之间的较弱键合。通过利用诸如为硫酸和硝酸溶液这样的插入剂/夹间物质（intercalant）来处理石墨颗粒、诸如天然的片状石墨，则所述石墨的晶体结构起反应以形成石墨和插入剂的复合物。经处理的石墨颗粒随后会被称为“插入的石墨颗粒”。当暴露于高温下时，石墨内的插入剂发生分解并挥发，导致插入的石墨颗粒在尺寸上尽可能膨胀至其原始体积的约80或更大的倍数，在“c”方向上（即在垂直于所述石墨的晶面的方向上）呈手风琴状的样式。片状剥落石墨颗粒在表观上为蠕虫状的，并且因此通常称为螺纹。所述的螺纹可被压制在一起而成为柔性层，其不像原始的片状石墨，可以形成并切割为多种不同的形状。适合用于作为本发明中的热制品的一种石墨片为市场上可购得的eGRAF材料，来自Parma，Ohio的GrafTech International Holdings Inc.。 

在特定的实施方式中，本发明的热制品由至少一层合成石墨而形成。如在本发明中所使用的，术语“合成石墨”针对的石墨材料所具有的面内导热系数为至少约700W/(m·K)，并且其可以高至约1500W/(m·K)，或者甚至高至约2000 W/(m·K)或更高。这样的材料的例子为称作热解石墨和石墨化的聚酰亚胺膜的那些石墨材料。典型地，这些合成的石墨材料具有的厚度为至少约20微米，高至约90微米，并且密度可以是介于约2.0g/cc至约2.25g/cc之间。 

“热解石墨”是指由例如在美国专利No.US3,317,338和US4,054,708中所教导的特定聚合物的热处理而形成的石墨材料，其所公开的内容在这里通过援引而被合并。在某些实施方式中，热解石墨针对的是通过气相碳化工艺所制造的碳材料。碳的气相沉积通过在基底上与烃的接触、通过在气相中烃的热解并沉积在基底表面上而发生在表面上。由烃的脱氢作用和聚合而制造的大的芳香族分子会与高温基底表面相碰撞以形成沉积物。氢气通常被用作为一种载体气体，且丙烷为潜在的原料，而丙烷的浓度则取决于所选择的温度和压力条件。特定的反应条件被选择以用于防止煤烟并产生沉积物，典型地保持了烃气体处于最低的可能温度，其中，当气体与基底表面相接触的时候完成了碳化。 

石墨化的聚酰亚胺膜可以由例如在美国专利No.US5,091,025中所教导的聚合物材料而制成，其所公开的内容在这里通过援引而被合并。特别地，具有高结晶度的石墨膜可以通过芳族聚酰亚胺膜的固态碳化以及随后的高温热处理而产生。在石墨化聚酰亚胺的制造中，例如在碳化步骤期间，诸如聚酰亚胺膜这样的薄膜被首先切割并成形以预期接下来的皱缩。在碳化过程期间，大量的一氧化碳可以由薄膜逐步形成，伴随着薄膜的实质上的皱缩（通常大体上大于30%的皱缩会被观察到）。 

碳化可以作为一种两步骤工艺而发生，第一步骤的温度基本上低于第二步骤。在碳化一种聚酰亚胺膜的第一步骤期间，其通过将膜升温至至少约600℃、更高至约1800℃而发生于至少两个小时至高至约七个小时的时段。石墨化工艺包括高温（即，至少2000℃并高至约3200℃）热处理，且热处理的温度导致碳原子的不同对齐排列。特别地，取决于所选择的膜，孔在特定的温度下的石墨化之后存在于碳层堆栈之间。例如，在2450℃，在石墨化步骤之后，随着变平的孔在碳层之间被取向，一种聚酰亚胺膜仍可以是涡流层的/湍层的（turbostratic）。相反地，在2500℃，相同的膜将会具有孔塌陷，导致石墨膜具有实质上完美的碳层。这样的石墨化聚酰亚胺膜的来源为Panasonic的PGS石墨片以及GrafTech International Holdings Inc.SS1500散热器。 

当应用为一种根据本发明公开内容的热制品的时候，石墨片应当具有的密 度为至少约0.6g/cc，更优选为至少约1.1g/cc，最优选为至少约1.6g/cc。从实践的立场出发，对于石墨片散热器的密度上限值为约2.25g/cc。所述片的厚度应当不大于约10mm，更优选为不大于约2mm，并且最优选为不大于约0.5mm。当采用多于一个片的时候，所述片的总厚度加在一起应当优选不大于约10mm。在特定的实施方式中，当多个石墨片层被运用为热制品的时候，它们要么全是片状剥落石墨的受压制颗粒的片，要么全是合成石墨的片。可替换地，当多个石墨片被运用为热制品的时候，它们可以是片状剥落石墨的受压制颗粒的片与合成石墨的片的结合。 

在特定的实施方式中，多个石墨片可被层压为在本文中所披露的热制品中所使用的一种整体/单件制品。所述的石墨片可以与其间的合适的粘合剂一起层压，所述合适的粘合剂诸如压敏或者热活化粘合剂。所选择的粘合剂应当平衡粘结强度与最小厚度，并且在使用温度下能够维持足够的粘结，在所述的使用温度下可对热传递加以追踪。合适的粘合剂对于本领域技术人员来说为已知的，并且包括丙烯酸和酚醛树脂。 

对于有效的使用来说，石墨片应当具有与具有至少140W/(m·K)的所述片的平面平行的导热系数（称为“面内导热系数”）。更有利地，与石墨片的平面平行的导热系数为至少220W/(m·K)，最有利地为至少300W/(m·K)。在特定的实施方式中，所述的石墨片应当具有的面内导热系数为至少约400W/(m·K)，至少约500W/(m·K)，或者甚至是高至600W/(m·K)或更高。从实践的立场出发，所有具有高至约2000W/(m·K)的面内导热系数的石墨片都是必需的。 

除了各向异性石墨片的面内导热系数，穿过平面之间的导热系数也是相关的。在特定的实施方式中，所述石墨片的穿过平面之间的导热系数应当小于12W/(m·K)；在其它实施方式中，所述的穿过平面之间的导热系数小于10W/(m·K)。还是在其它的实施方式中，所述石墨片的穿过平面之间的导热系数小于7W/(m·K)。在特别的实施方式中，所述片的穿过平面之间的导热系数为至少约1.5W/(m·K)。 

表达“与所述片的平面平行的导热系数”、“沿着所述片的平面的导热系数”以及“面内导热系数”都指的是片状剥落石墨的经压制颗粒的片具有两个主表面的事实，其可以称为形成了所述片的平面；因此，平行于或者沿着所述片的平面的导热系数以及面内导热系数均构成了沿着片状剥落石墨的经压制颗粒的 片的主表面的导热系数。表达“层面之间的导热系数”指的是所述片的主表面之间或者垂直于其的导热系数。 

为了评估所述石墨片的各向异性特性，在某些实施方式中，所述片的热各向异性比值可以是至少约50；在其它的实施方式中，所述片的各向异性比值为至少约70。总的来说，热各向异性比值不需要大于约600，更优选为不大于约300。 

在特定的实施方式中，所述的热制品可以涂覆有电绝缘材料的层，诸如像聚对苯二甲酸乙二醇酯（PET）的塑料，用于电绝缘。 

现在参考附图，其中，出于清楚的目的，并不是所有的附图标记均在每幅图中示出，图1示出了根据本发明的航空器部件，其由附图标记10所标示。在图1中，航空器部件10被成形以适用于用作为导弹前锥体/头锥，并且包括内部部分12和外部部分14。航空器部件10包括具有内表面22和外表面24的纤维增强树脂复合物20，以及热制品30，其中，热制品30被设置为与纤维增强树脂复合物20的内表面22热接触。通过热接触是指热制品30相对于纤维增强树脂复合物20的内表面22而定位从而使得热在其间被传递。在某些实施方式中，热制品30被粘性地粘结至纤维增强树脂复合物30。在其它的实施方式中，热制品30以摩擦方式被保持在相对于纤维增强树脂复合物30的恰当位置。还是在其它的实施方式中，热制品30被布置在纤维增强树脂复合物20的内部，邻近于内表面22。图2图示了当被设置为导弹500的一部分时的航空器部件10。 

图3示出根据本发明的航空器部件的另一种实施方式，标示为100。航空器部件100分别包括内部部分102和外部部分104，内表面122和外表面124。此外，航空器部件100包括纤维增强树脂复合物120和热制品130，并且其被成形以适用于用作为喷气式飞机的整流罩（未示出）。 

图4示出根据本发明的航空器部件的另一种实施方式，标示为200。航空器部件200分别包括内部部分202和外部部分204，并且包括纤维增强树脂复合物220和热部件230。此外，航空器复合材料200包括内表面222和外表面224，并且被成形为适合于用作导弹的壳体（未示出）。 

图5A和5B图示了制造航空器部件10的一种方式，其中运用了心轴300。热制品30被应用到心轴300，并且纤维增强树脂复合物20随后被成形于热制品30上方，以形成航空器部件10。 

因此，通过前述公开的实践，在前锥体/头锥或其它航空器部件中所使用的铝可以被纤维增强树脂复合物所替代，而同时维持着铝的使用的热优势。 

在本申请中所涉及的所有引证专利和公开均通过援引而被合并入。 

因此描述了本发明，将显而易见的是可以存在着多种不同的变形方式。这些变形将不被认为是背离本发明的精神和范围，并且所有这样的改进对于本领域技术人员来说将会是显而易见的，其被意图用以包括于下述权利要求的范围内。 

Claims (17)

1.航空器部件，其特征在于，其包括

a．纤维增强树脂复合物，具有内部部分以及内表面和外表面；和

b．热制品，包括各向异性的石墨片，所述热制品具有的热-机械设计常数为至少10mmW/(mK)，所述的热制品设置于纤维增强树脂复合物的内部部分中，其中，材料的热-机械设计常数定义为材料的导热系数乘以其平均厚度。

2.权利要求1的航空器部件，其中，所述的热制品与纤维增强树脂复合物的内表面成热接触。

3.权利要求1的航空器部件，其中，所述的热制品包括片状剥落石墨的经压制颗粒的至少一个片。

4.权利要求3的航空器部件，其中，所述的热制品具有的面内导热系数为至少140W/(mK)。

5.权利要求1的航空器部件，其中，所述的热制品包括至少一个合成石墨材料片，其选自由热解石墨和石墨化的聚酰亚胺所构成的组。

6.权利要求5的航空器部件，其中，所述的热制品的面内导热系数为至少700 W/(mK)。

7.权利要求1的航空器部件，其中，所述热制品的热-机械设计常数不小于纤维增强树脂复合物的热-机械设计常数的50%。

8.权利要求1的航空器部件，所述热制品的热各向异性比值至少为10。

9.权利要求1的航空器部件，其中，所述热制品的厚度范围为从0.01mm至2mm。

10.复合制品，其特征在于，其包括

a．纤维增强树脂复合物，具有内表面和外表面；和

b．热制品，包括各向异性石墨片，所述热制品所具有的热-机械设计常数为至少10mmW/(mK)，所述的热制品设置为与纤维增强树脂复合物的内表面成热接触，

其中，材料的热-机械设计常数定义为材料的导热系数乘以其平均厚度。

11.权利要求10的复合制品，其中，所述的热制品包括片状剥落石墨的经压制颗粒的至少一个片。

12.权利要求11的复合制品，其中，所述的热制品具有的面内导热系数为至少140 W/(mK)。

13.权利要求10的复合制品，其中，所述的热制品包括至少一个合成石墨材料片，其选自由热解石墨和石墨化的聚酰亚胺所构成的组。

14.权利要求13的复合制品，其中，所述的热制品具有的面内导热系数为至少700 W/(mK)。

15.权利要求10的复合制品，其中，所述的热制品的热-机械设计常数不小于纤维增强树脂复合物的热-机械设计常数的50%。

16.权利要求10的复合制品，其中，所述热制品的热各向异性比值至少为10。

17.权利要求10的复合制品，其中，所述热制品的厚度范围为从0.01mm至2mm。