航天服隔熱材料技術研究進展

楊冬暉，　李　猛，　尚　坤

(中國航天員科研訓練中心 人因工程重點實驗室，北京 100094)

?

航天服隔熱材料技術研究進展

楊冬暉，李猛，尚坤

(中國航天員科研訓練中心 人因工程重點實驗室，北京 100094)

為明確我國未來航天服被動熱防護技術的應用發展方向，結合國內外在用近地軌道航天服隔熱材料技術的發展現狀和先進航天服隔熱材料的設計需求，對先進航天服隔熱材料的相關研究進行了評述。目前，多層隔熱組件是在近地軌道和月面等高真空環境下隔熱效果最理想的材料，但為提高服裝的活動性能和對空間環境的適應能力，需作進一步改進。纖維類材料在航天服隔熱應用方面具有傳統優勢，但在面向火星任務為代表的低真空環境的深空探測中，未能達到熱導率和材料厚度相結合的隔熱目標；氣凝膠類材料具有較低的熱導率，在火星大氣環境下具有最好的隔熱性能，但無法規避粉塵污染及機械耐久性等問題。研究具有更細纖維尺度和特殊空隙結構的纖維種類，制備具有柔韌耐久特質的有機氣凝膠材料，探索具有不同技術優勢的材料的組合應用，將成為解決未來先進航天服隔熱問題的主要途徑。

航天服；隔熱材料；熱防護；近地軌道；深空探測

航天服是航天出艙活動(ExtraVehicularActivity,EVA)生存和執行任務的基本裝備，而熱防護系統是艙外航天服(以下簡稱艙外服)的重要功能組成，隨著國內外載人航天領域的不斷拓展，與航天服熱防護相關的技術也在不斷發展。在我國完成的出艙活動任務及當前國際空間站的出艙活動任務中，所使用航天服的熱防護技術主要是針對近地軌道熱環境(LowEarthOrbit,LEO)的設計應用，而面向月球、火星的探索以及未來深空探測將需要研制新型航天服和發展更加完善的熱防護技術。

依據不同的任務目的地，相應的出艙活動熱環境是艙外服熱控系統設計的主要驅動因素，決定了熱防護中被動熱控系統的設計，例如隔熱材料選擇、紅外及太陽輻射防護材料的選擇；同時也影響著航天服主動熱控系統的設計，例如升華器、散熱器、液冷系統，以及執行出艙任務的乘組代謝消耗等[1-2]。作為航天服熱控系統設計中的一個重要問題，隔熱設計的目的是使航天服從傳熱角度與外界環境相對隔絕，減少由空間多種輻射熱源及極端溫度交變環境造成的大量得熱與散熱。如果隔熱措施欠缺，由空間外環境漏入或漏出服裝的熱流將大量增加，為了維持航天員的體熱平衡，必將極大地增加航天服主動熱控系統的負擔和設計難度。

在未來航天任務中，要求航天服隔熱材料比當前軌道出艙活動所使用的材料具備更加全面的功能和更好的耐用性。國際上已開展了這類先進航天服的隔熱技術和材料技術研究，各種無紡織物、纖維材料、多孔結構織物、氣凝膠合成物等，是先進航天服提升隔熱能力的頗具潛力的材料[3-4]。

隨著我國長期載人空間任務以及未來載人登月等計劃的逐步開展，有必要掌握航天服隔熱材料技術的研究現狀和發展方向。本文回顧了國內外在用近地軌道航天服隔熱材料技術的發展現狀，分析了先進航天服隔熱材料的設計需求，整理了國外先進航天服隔熱材料的發展情況，為開展進一步的研究提供了思路。

1　近地軌道航天服隔熱技術

1.1航天服隔熱技術的特點

在近地軌道(LEO)中，輻射是熱傳遞的主要形式。針對這種熱環境特點，多層隔熱組件(Multi-layerInsulation，MLI)被廣泛應用于衛星、飛船、空間站和運載火箭等空間飛行器的被動熱防護系統中[5-6]。這類隔熱組件通常由高反射率的反射屏和低熱導率的間隔層交替疊合而成，利用屏面的層層反射，對輻射熱形成很高的熱阻，加上合理有效的排氣設計形成真空層，有效地避免了層間氣體的傳導和對流換熱，使得隔熱組件在真空環境中具有很好的隔熱性能，其當量熱導率理論上可達到10-5W/(m·K)以下的量級。通過隔熱組件可使航天器內部溫度環境與劇烈變化的外部熱環境隔離，以確保人以及儀器設備在規定的溫度范圍內正常工作。除此之外，多層隔熱材料還在低溫貯箱隔熱、再入飛行器防護隔熱等方面得到廣泛應用[7-8]。

對于近地軌道出艙活動中使用的航天服，其被動熱防護采用與MLI結構相同的多層反射隔熱原理。與其他空間結構相比，艙外服是一類特殊的飛行器，在隔熱防護的同時還必須保證航天員穿著航天服時能夠順利完成必要的肢體活動，從而滿足執行艙外活動操作任務的工效學要求[9]；在活動頻度較高的部位，對隔熱組件的耐用性也提出了嚴峻的考驗[10]。

為盡可能減少熱防護結構對服裝工效操作能力的負面影響，需要對服裝的厚度、重量提出限制，因此，航天服隔熱用MLI結構必須是一種質薄高效、具有柔韌特質和耐用性能的多重絕熱層組。在該結構中，通過合理的隔熱材料選擇、組合設計以及結構復合，使航天服用MLI結構在LEO空間環境中提供有效的隔熱性能[11]。

1.2國外在用航天服隔熱技術

已成熟應用多年的俄羅斯艙外服(OrlanDMA)和美國艙外活動單元(ShuttleEMU)，是在近地軌道出艙活動應用的航天服，兩者的隔熱組件具有類似的組成和相近的隔熱效果。其MLI結構的主要隔熱反射膜均為鍍鋁薄膜，只是在具體材料技術及應用上略有不同。俄羅斯艙外服隔熱層表現的性能是在冷環境中總散熱率小于139.5W，在熱環境中總得熱率小于92.9W；美國艙外服在冷環境中總散熱率小于130.1W，在熱環境中總得熱率小于88.5W[12]。俄、美現有的航天服隔熱結構，總體上可以實現規定7小時出艙活動的隔熱需求，但服裝局部(手、足)也曾出現熱防護不足的問題，因而在服裝隔熱性能方面還有進一步提升的需求[13-14]。

針對國際空間站長期使用的出艙活動裝置，美國航空航天局(NASA)一直注重技術的延伸，以熱防護為基礎，不斷開展整合多種防護功能的材料試驗研究，隨著出艙活動執行任務工作時間增加，針對多種出艙環境風險因素開展了相應的防護材料研究，包括在隔熱結構內整合新型復合材料，對低密度線性聚乙烯膜改進屏蔽輻射的效果進行試驗，評估微流星和軌道碎片的風險，有針對性地選擇多孔泡沫材料并開展實驗研究等[15-16]。

1.3我國艙外服隔熱技術研究

我國根據載人航天技術的發展和出艙活動任務需求，也已開展相關技術研究，研發了一系列符合航天服技術特點、多種形式的隔熱材料，通過材料組合設計驗證，能夠實現有效的真空熱環境被動熱防護[17-19]。

在對具有柔韌特質的隔熱組件的設計研究中，針對不同結構配置的隔熱組件的性能進行了實驗。在相同的模擬真空冷環境下，選取某種單元重復多層的隔熱結構，得到了隔熱性能與隔熱組件不同層數的關系，如圖1所示。趨勢線表明實驗熱流與層數接近負冪函數關系，顯示了層數對隔熱組件有效隔熱性能的影響，即隨層數增加，實驗熱流逐步減小，對應的隔熱組件具有更高的熱阻。在實際工程應用中，由于隔熱組件厚度受到限制，層數增加將引起層間接觸導熱增加，因而層數增加到一定程度后隔熱組件的有效熱阻不再增加。

圖2為其中一種隔熱層組件的模擬真空熱實驗結果，材料冷熱端的溫度及通過材料的垂直熱流分別如圖所示。資料顯示，NASA在“雙子星”(Gemini)艙外服中使用的多層隔熱防護結構也取得過類似的測試數據，能夠實現需要的隔熱效果，兩種材料的具體數據見表1[20]。

圖1　不同層數隔熱組件性能Fig.1　Performance of different insulation layers

圖2　自研隔熱組件性能Fig.2　Performance of self-developed insulation layer

此外，為進一步提高隔熱組件的隔熱性能，減小材料密度，文獻[21]還提出了采用氣泡結構代替傳統的層間隔熱網墊的概念方案，對多層隔熱結構進行改進。

表1　隔熱性能對比Table 1　Comparison of thermal insulation performance

2　先進航天服隔熱技術需求

對先進登月和火星探測用的航天服系統而言，月球、火星表面具有更為極端的高、低溫環境，以及不同于低軌道空間的微重力和低真空環境，由此產生因不同熱環境特點而帶來的系統熱防護設計需求、原理和實現方法的差別。

2.1月球和火星表面熱環境特征

由于月球和火星的晝夜循環(火星24.5h和月球28d)，環境溫度會發生大幅度變化。在月球表面，抵達或來自月球表面的熱流并不能通過大氣層得到緩和，因此輻射熱和冷快速交替。在月球中午期間，受太陽光直接照射的物體溫度可升高到111 ℃，而處于月球寒冷夜晚環境中的物體的表面溫度可降低至-171 ℃。火星溫度變化具有季節循環性，夏季溫度從-83 ℃到-33 ℃，冬季則穩定在-123 ℃，達到CO2的冰點。因此，需要通過有效的航天服熱控制系統維持一個相對穩定和適宜的溫度環境[22-24]。

相對于近地軌道空間，月球表面具有空間輻射強、高真空度(表面環境壓力約為10-8Pa)、低重力、極端高低溫交變等特殊環境條件。對于存在稀薄大氣的火星等行星表面，熱傳遞方式更為多樣化。盡管與月面環境相比，火星環境溫度變化相對溫和，然而在火星大氣環境中，尤其是在相當低的溫度下，需要增加特殊的防護。[25-27]。另外，行星表面的星塵環境也會對航天服外層隔熱材料造成不利的影響。Apollo登月經驗表明，月塵吸附在服裝外層隔熱材料表面難以清除，導致被污染的隔熱材料表面的熱輻射性能發生改變，同時由于月塵的滲透以及對材料的磨損也會加劇隔熱材料性能的退化[28]。

2.2深空探測隔熱材料的特殊性

由于LEO和月面環境均是高真空環境，輻射是航天服與外部環境的主要換熱機制，采用多層隔熱組件(MLI)可以達到較好的隔熱效果。因此，近地軌道出艙任務中航天服使用的柔性隔熱材料MLI在月球壓力環境中仍然有效。然而，如果面向以火星為代表的深空探測，外部環境存在稀薄大氣，氣體對流和傳導換熱將會產生顯著效果，傳統MLI結構在火星低壓氣體環境下的隔熱性能將會大幅降低。

因此，行星探測中壓力、溫度以及星塵環境的特征，對航天服隔熱材料提出了特殊要求。其中最主要的一方面是，由于行星環境氣體的存在增加了隔熱技術的復雜性，要求先進航天服的隔熱材料不僅在真空環境中，而且在低壓氣體環境下也必須有效。關于防止星塵吸附及除塵等相關問題，已有學者基于靜電、磁場等原理提出了不同的防護措施[29-30]，本文不進行詳述。

2.3未來航天服隔熱設計理念

根據NASA的太空探索遠景計劃，以及太空任務的登月和火星探測的不同規劃目標，將包括短期任務，中期任務，長期任務，以及“更遠”的或更長期的任務，航天服系統設計重點將被放在每項任務航天服生產和維護的成本效率上，由此產生了未來航天隔熱設計的兩種不同的理念。一種是采用通用理論的設計思想，發展適應于不同任務環境的通用隔熱技術，使其在發射-再入、近地軌道出艙、登陸月球以及火星探測等任務中均能使用，滿足未來多樣化的EVA任務需要[25-26,31]。另一種理念是針對不同任務環境專用的隔熱設計，將隔熱性能整合到包含熱、微流星防護等功能的防護服(ThermalMicrometeoroidGarment,TMG)中，同時實現對TMG的在軌靈活更換[32]。

第一種理念中服裝系統組成簡單，但要求隔熱設計具備較強的環境適應性，相應地對隔熱材料的綜合性能具有更多的要求；第二種理念要求服裝系列化地配備可更換的隔熱層，增加了系統的復雜性，但對材料性能的要求相對單一。其中，月球環境與近地軌道熱環境特征接近，采取的熱防護措施可以通用，但由于月球環境面臨更加極端的晝夜溫差，傳統的措施是通過在服裝局部增加隔熱組件MLI層數的方式提高熱防護能力，盡管這樣將導致登月服變得更加厚重，目前這一方案已在阿波羅A7L登月服及其改進型A7LB的隔熱設計得到了實際的應用[33-34]。此外，以上兩種設計理念都無法回避以火星為代表的低真空熱環境，必須相應地開展具體的隔熱材料設計。

3　先進航天服隔熱材料研究進展

3.1隔熱材料篩選

美國在過去二十年左右時間，針對先進航天服隔熱技術發展需求，研究了多種極端環境下可行的被動隔熱技術方案，并針對先進航天服隔熱材料及其性能開展了一系列的研究工作。

NASA約翰遜航天中心(JohnsonSpaceCenter,JSC)于1993年開始并持續進行候選火星隔熱層的評估研究，通過火星環境參數要求分析和簡化的服裝熱模型，經計算得出隔熱層厚度不超過1.27cm時，最大傳熱系數0.62W/(m2·K)可作為火星候選隔熱層的目標值，即服裝隔熱材料的有效熱導率應不超過7.9mW/(m·K)，考慮材料壓縮負荷和接縫區域的損失，將5mW/(m·K)作為一個合理的材料熱導率目標值[35]6。

NASA進行了大量候選隔熱材料的概念研究，包括泡沫材料、多孔材料、相變材料等多種類型。結合初步的實驗研究結果，從隔熱效果、材料柔順性、力學強度、厚度、質量、以及工業技術的成熟性等多方面評估了各種材料在航天服隔熱應用中的優劣性，認為纖維類材料綜合性能突出，因此初期的研究主要聚焦在纖維類材料上[35]8。同時，考慮到氣凝膠新型材料優異的隔熱性能，后期針對此類材料在航天服中的應用也開展了系統的研究。

3.2纖維類隔熱材料

3.2.1不同纖維材料隔熱性能研究

纖維材料是經典的低導熱材料，在服裝防寒保暖應用方面，纖維材料常具有良好的隔熱性能。同時由于纖維結構的多樣性、纖維材料選擇范圍寬、纖維工業技術的成熟性以及纖維隔熱應用上的研究經驗等方面具有優勢，使其得到了廣泛的應用。

在先進航天服隔熱材料應用方面最早研究了Nomex?芳綸無紡織物，由于其基材的導熱特性、纖維空隙的介質特性和纖維的內部結構等因素，該織物具有較低的熱導率。測試結果顯示，火星大氣壓環境下Nomex?的熱導率可達15.7mW/(m·K)，不過該測試只針對單一的Nomex?材料，沒有將其整合進熱、微流星防護服(TMG)，也沒有模擬火星表面的溫度環境[36]。這一階段主要探索了纖維材料導熱性能與不同氣體環境及氣體壓力的關系，結果顯示隨氣體壓力降低材料有效熱導率降低。

1994年NASA進行了各種候選結構的熱、微流星整合服(TMG)隔熱性能實驗，還包括了航天飛機軌道服裝的多層隔熱結構(MLI)，其中MLI作為參考隔熱結構。初步候選的隔熱層包括纖維材料和Velcro間隔材料，對四種隔熱材料與參考結構MLI的隔熱效果進行了比較。實驗采用保護熱板法，試驗氣體為CO2，壓力為0.8～33.3kPa，測試溫度-30～27 ℃，所有材料承受代表服裝內部加壓和活動時的最大壓縮負荷6.9kPa。四種材料中，一種夾在兩層尼龍防撕裂織物中間的聚酯微纖維(Primaloft?)填充物，在模擬火星壓力條件下具有最好的隔熱性能，有效熱導率為17mW/(m·K)；同時，在火星壓力環境下，由該材料構成的TMG隔熱層的熱導率低于MLI的熱導率[37]。

接下來實驗評價了在火星壓力和冷環境溫度下的Airloft?和Pyroloft?纖維隔熱試樣，代替MLI隔熱層。為防止低溫環境下CO2升華影響實驗艙壓力的控制極限，實驗氣體改為傳熱性能接近的氬氣，氣體壓力為1.33×10-3～1.33×103Pa，測試環境溫度-100～-45 ℃，實驗材料的壓縮負荷為0.69kPa。測試結果表明，火星大氣環境下Airloft?和Pyroloft?具有相近的隔熱效果，熱導率為25mW/(m·K)[35,37]。后期還針對Primaloft?Sport等候選材料開展了類似測試，在表2中將以上不同纖維材料隔熱性能的測試情況進行了歸納。

3.2.2纖維材料結構參數對隔熱性能的影響

由于纖維材料內部結構參數與材料導熱率存在必然的聯系，NASA從1999年開始了不同參數纖維材料的隔熱性能的實驗測試，得到了纖維密度、纖維直徑和織物密度、織物結構影響下，不同聚酯和芳綸材料在不同環境壓力和不同壓縮負荷下的隔熱性能數據[38]。

通過對多種商業化的纖維材料進行分析，從中篩選了Primaloft?Sport合成的具有高膨松度的無紡聚酯織物，作為用于實驗的第一個材料，因為其具有較高的熱阻和良好的壓縮回復性能。測試結果如圖3所示，測試樣品熱導率隨氣壓升高而增大，在真空環境中具有最好的隔熱性能；通過壓縮負荷改變織物樣品密度，在一定壓力環境中，樣品密度越大，隔熱性能越好；第二個選擇和測試的材料是Hollofil?， 如圖4所示，Hollofil?的熱導率也表現出了類似的與壓力和密度的關系，但比Primaloft?Sport的測試值略高[35,37]。以上試樣的測試數據表明，盡管高膨松度的纖維材料具有較好的隔熱性能，在火星壓力環境下具有較低熱導率18mW/(m·K)，但也超過了目標值的3倍。假設以此類纖維隔熱層達到軌道EMU相當的隔熱性能，隔熱層的厚度至少要達到EMU的12倍，從而超過了目標要求的服裝膨松厚度最大值1.27cm。因此，以上試樣均不能在火星環境中提供足夠的隔熱性能[35]6-7。

表2　不同纖維材料隔熱性能對比Table 2　Comparison of thermal insulation performance of different fibrous materials

圖3　不同密度Primaloft?Sport的熱導率[35]6Fig.3　Thermal conductivity vs. density for Primaloft?Sport

圖4　不同密度Hollofil?的熱導率[35]6Fig.4　Thermal conductivity vs. density for Hollofil?

因為聚酯纖維的普遍應用，可以得到多種截面形狀的商業產品，同年NASA又進行了不同結構參數的聚酯纖維材料與隔熱性能關系的實驗，選取了三種不同結構(實體圓形截面纖維、四孔中空纖維HollofilⅡ?和槽型多葉纖維4DGTM)作為試樣，同時用于實驗的材料具有兩種纖維細度、兩種針刺強度和不同的成網密度。對這些材料進行了在不同環境壓力下的實驗，壓力變化從真空到1.07kPa，實驗結果如表3所示。在測試的壓力和范圍內，4DGTM具有最好的隔熱性能，在低真空環境下，較小纖維細度6D、較低針刺強度19針/cm2和較低成網密度87.62kg/m3的槽形纖維試樣具有最低的熱導率，為19.33mW/(m·K)；在高真空環境下，較小纖維細度6D、較低針刺強度19針/cm2和最大成網密度的槽形纖維試樣具有最低的熱導率，為1.62mW/(m·K)[37-38]。從結構上分析，這種纖維具有十分高的比表面積，如果圓形截面纖維的形狀系數以1計，4DGTM纖維為2.5，即4DGTM的比表面積是相同細度纖維的250%～300%[39]。這一項研究顯示了每項參數對材料隔熱性能的影響，根據實驗結果，影響纖維材料表觀熱導性的主要因素是纖維類型和幾何尺寸，織物密度和多孔性也會影響其導熱性能。同時也得出了在高真空下，纖維隔熱層幾乎可以達到與MLI隔熱層一樣好的性能。

3.2.3數值分析方法應用于材料隔熱性能分析

為了預測大量航天服隔熱層材料的有效熱導率，研究不同纖維截面、纖維方向對熱流的影響，以及材料空隙率對服裝隔熱模型單元穩態熱傳遞的影響，NASA采用了有限元分析等數值模擬方法開展了進一步研究。

模型針對3.2.2節中討論的三種截面的聚酯纖維材料進行了分析，討論了兩種纖維直徑、三種介質和兩種極限方向對導熱熱流的影響，以及兩種極限空隙率對服裝隔熱模型單元傳熱的影響。模型計算的熱邊界條件與前述的三種纖維實驗的條件保持一致。研究的基本結果包括以下幾方面：具有較高空隙率的材料具有更好的隔熱性能；當材料纖維方向與熱流方向平行，在材料介質中沿該方向提供了導熱通路從而影響材料隔熱能力；表現出最低熱導率的是細度小的4DGTM槽型多葉纖維，將該材料空隙填充氣凝膠介質，其導熱率理論上能達到7.61mW/(m·K)，其他幾種材料顯示了基本接近的性能。此外，三種纖維中，實體圓形截面纖維和四孔中空纖維的計算結果與實驗數據符合性較好，而槽型多葉纖維由于材料幾何截面估計誤差等原因導致計算結果偏小[37]。在考慮增加候選材料范圍、研究其他纖維方向結構、采用不同隔熱介質等后續研究中，數值計算方法將繼續發揮重要作用。

表3　纖維結構參數對隔熱性能的影響[38]5-6Table 3　Effects of fibrous structural parameters on thermal insulation performance

3.3氣凝膠新型材料

目前最常見的氣凝膠為無機硅氣凝膠，硅氣凝膠是一種以直徑為1～10nm的小硅粒子通過稀松連接形成的高度多孔的網狀結構，小孔的大小直徑約為20nm。氣凝膠小孔或真空空隙占總體積的90%或更多，氣凝膠的結構特點決定了其低密度和低傳熱特性。非透明氣凝膠合成物的導熱率在地球環境條件下可低至9～12mW/(m·K)，明顯優于其他所有高性能固體絕熱材料[40-43]。

約翰遜航天中心(JSC)一直為新型航天服尋找通用的登月和登火星用熱絕緣材料，由于氣凝膠材料的獨特技術優勢，JSC非常積極地支持氣凝膠隔熱材料的研究和開發工作，重點進行了以氣凝膠為基礎的合成物研究，并將先前纖維材料研究中真空和行星表面環境下的隔熱要求，作為絕熱設計的目標值。

JSC與AspenTechnology公司合作，以無紡纖維作為基材，開發了柔性纖維加固硅氣凝膠合成織物材料(Fiber-reinforcedSilicaAerogelsCompositeFabric,FRSACF)，并對隔熱數據和相關設計參數進行了初步評估比較，主要參數包括：高/低真空下的熱導率，材料多孔性，服裝要求的厚度以及服裝要求的單位面積重量的對比。在兩種壓力環境下進行了比較測試：類似LEO和月球環境的高真空(1.33×10-4Pa)和類似火星和月球行星的低真空(1.07×103Pa)；測試條件為航天服在真空冷環境應用的代表性工況[40]6。選擇用于評估的材料包括：在先前纖維材料篩選測試當中在室溫環境和壓力下具有低熱導率的Primaloft?Sport；作為纖維參數和有限元分析對象的不同截面的聚酯類纖維材料，即前述的圓形纖維，中空纖維和槽形纖維；另外增加了來源于標準工業產品的Polyimide氈和Durette氈；當前在用的航天飛機軌道航天服隔熱層MLI也參與了比較。

與預期結果一致，如圖5所示，每個試樣在高真空的熱導率總是低于低真空下的熱導率，在高真空環境下，所有候選材料的熱導都小于目標的熱導率值5mW/(m·K)，這些材料可以在冷和熱環境下均表現出良好的隔熱性能。其中，MLI具有最好的隔熱性能，熱導率比其他材料低一個數量級；在低真空度條件下，MLI隔熱效果最差，氣凝膠基合成物的隔熱效果最好，也是唯一能夠接近目標熱導率的材料。接下來最接近目標值的為Primaloft?Sport，熱導率接近3倍的目標值[40]7。

圖5　材料熱導率對比[40]7Fig.5　Comparison of thermal conductivity

圖6給出了為達到等效的隔熱效果所需的不同材料厚度。盡管在高真空環境中，MLI可以通過最小的材料厚度實現有效的防護，但在低真空環境中，所需材料厚度遠超過了目標值，各材料中也只有氣凝膠基合成物的厚度最接近目標值1.27cm。綜合以上結果得出，與其他隔熱層相比，氣凝膠類材料是不論在高真空和低真空下，能最好滿足隔熱性能和厚度要求的材料。由此可以預見，基于MLI與FRSACF相結合的隔熱結構對于先進EVA航天服通用隔熱設計是一種有吸引力的概念解決方案[42]。

圖6　等效防護厚度對比[40]7Fig.6　Comparison of equivalent protection thickness

氣凝膠合成織物的主要缺陷是其脆性、粉塵性、機械耐久性以及封裝整合問題等。材料在反復使用處理后，硅氣凝膠容易破裂并從纖維加固基質部分脫出。文獻[41-42]對幾種FRSACF樣品的機械耐久性和循環使用后的性能也進行了相應的測試，樣品的隔熱性能和力學特性的退化目前無法回避。

為克服硅氣凝膠的上述不足，近年來國外對各種聚合物氣凝膠開展了制備和研究，如酚醛、聚氨酯、聚脲、聚酰亞胺氣凝膠等。其中，以NASA為代表的研究機構對聚酰亞胺氣凝膠材料開展了系統的研究，成功研制了具有阻燃、絕緣、耐高溫、隔熱和柔韌性能優異的聚酰亞胺氣凝膠產品。該材料在室溫下的熱導率為14mW/(m·K)，密度與硅氣凝膠相當，具有更高的模量，而且可以形成塊狀或者薄膜狀制品[44-46]。同時，國內也針對不同的應用領域開展了不同復合氣凝膠材料的研究。余煜璽等通過將玻璃纖維與SiO2氣凝膠復合，提高了復合氣凝膠的力學性能[47]；房光強等以聚酰亞胺氣凝膠為基體，以SiO2納米粒子為填料，制備了一系列具備抗原子氧能力的復合氣凝膠[48]。后期需在模擬的不同任務環境中對氣凝膠材料的隔熱特性做進一步測試，同時對材料的使用耐久性進行評估。

4　技術展望

(1)基于多層隔熱結構MLI的隔熱方案，是軌道基航天服隔熱設計長期應用的方案，也曾成功運用于Apollo任務登月實踐。在月面出艙活動中，為保證足夠的隔熱性能，局部采用厚重的MLI結構將會影響服裝的活動工效。考慮到MLI在真空環境中優異的隔熱性能，今后仍會被繼續使用，但需要對其組成結構不斷優化，使其更加輕薄、柔軟，減少對活動的阻礙。

(2)纖維類材料是在傳統隔熱應用中具有優勢的材料，國外為先進航天服的發展對大量纖維材料進行了實驗研究，盡管上述研究的纖維多孔隔熱材料目前無法達到如火星熱環境下要求的隔熱目標值，但仍然可以作為有潛力的備選材料。無紡纖維織物表現出相對優異的性能，纖維結構特性及其構成的織物結構特性對材料的熱傳遞特性起到重要作用，應考慮調整材料結構參數以控制材料空隙，進一步改善其隔熱性能。同時隨著材料技術的發展，需要探索隔熱性能優異的新型纖維種類，研發具有纖維細度更小、空隙體積百分數更高等結構特征的纖維材料，如納米纖維材料等。

(3)與其他隔熱材料相比，氣凝膠類材料不論在高真空和低真空下，都能較好滿足服裝隔熱性能要求。尤其在火星探測等低真空環境下，氣凝膠基合成物是目前隔熱性能最好的材料。 因此，氣凝膠隔熱技術具有較好的應用前景，但其可用性還需要得到材料機械性能、疲勞性能等實驗測試結果的驗證。未來柔性氣凝膠基隔熱材料的研究應關注三個方面：在現有的氣凝膠材料基礎上，解決材料與服裝整合以及材料粉塵密封的問題；依據服裝局部使用特征，優選合適的氣凝膠基合成物；尋求具備較好力學穩定性、能夠消除現有粉塵問題的其他氣凝膠構想。最近的研究表明，聚酰亞胺氣凝膠具備較好的力學性能，在未來航天服隔熱應用方面具有一定優勢，但其實際使用性能還有待于進一步評估。

(4)面向未來多目的地探測，新一代航天服應具備良好的防護性能和高效的活動能力，同時也將是輕質、安全、可靠的系統。這對服裝隔熱設計提出了更為復雜的系統性要求：一方面服裝的防護性能和活動工效要兼顧；另一方面，由于隔熱層通常整合在TMG中，需要同時具備較強的綜合防護能力。例如，軌道出艙時的微流星和輻射防護，月面和火星探測時的星塵防護，以及接觸物體時的切割、穿刺等機械防護。因此，單一的防護材料難以滿足要求，需探索不同材料的組合應用方法，充分發揮MLI在真空環境中成熟可靠的隔熱性能，纖維材料在空間環境中的牢固性、耐久性、穩定性以及氣凝膠類材料低熱導率等優勢，彌補不同材料各自的缺陷，研發適用于未來先進航天服的柔性防護結構。

[1]OCHOAD，MIRANDAB，CONGERB，et al．LunarEVAthermalenvironmentchallenges[C]//36thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Norfolk，USA：SAE2006．

[2] 管春磊，李猛，陳景山．美俄新型登月航天服技術研究進展[J]．載人航天，2010(2)：45-52．

(GUANCL，LIM，CHENJS．AdvancesintheAmerican/Russianlunarextravehicularspacesuit[J]．MannedSpaceflight，2010(2)：45-52．)

[3]BROWNM，SCHENTRUPS．RequirementsforextravehicularactivitiesonthelunarandMartiansurfaces[C]//20thIntersocietyConferenceonEnvironmentalSystems．Williamsburg，USA：SAE，1990．

[4]KOSMOJ．Designconsiderationsforfutureplanetaryspacesuits[C]//20thIntersocietyConferenceonEnvironmentalSystems．Williamsburg，USA：SAE，1990．

[5] 閔桂榮．衛星熱控制技術[M]．北京：宇航出版社，1991：174-190．

[6] 江經善．多層隔熱材料及其在航天器上的應用[J]．宇航材料工藝，2000(4)：17-25．

(JIANGJS．Multilayerinsulationmaterialsandtheirapplicationtospacecrafts[J]．AerospaceMaterials&Technology，2000(4)：17-25．)

[7] 趙一搏，楊汝平，丘日堯，等．多層隔熱結構研究進展[J]．宇航材料工藝，2013(4)：29-34．

(ZHAOYB，YANGRP，QIURY，et al．Recentprogressonmulti-layerinsulationstructures[J]．AerospaceMaterials&Technology，2013(4)：29-34．)

[8] 李德富，楊煒平，劉小旭．多層隔熱材料傳熱特性研究現狀及展望[J]．航天器環境工程，2013，30(3)：302-309．

(LIDF，YANGWP，LIUXX．Heattransfercharacteristicsofmultilayerinsulationmaterials[J]．SpacecraftEnvironmentEngineering，2013，30(3)：302-309．)

[9]SPLAWNK，GRAZIOSID，STROMANR．PhaseVIgloveTMGevolution[C]//34thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Colorado，USA：SAE2004．

[10]MITCHELLK．PhaseVIglovedurabilitytesting[C]//41stInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Portland，USA：AIAA2011-5086．

[11]陳景山．航天服工程[M]．北京：國防工業出版社，2004：206-215．

[12]WILDER，ABRAMOVI，MCBARRONJ．Extravehicularindividuallifesupport：acomparisonofAmericanandRussiansystems[C]//23rdInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Colorado,USA：SAE，1993．

[13]ABRAMOVI，OZDNYAKOVS，SEVERING，et al．MainproblemsoftheRussianOrlan—MspacesuitutilizationforEVAsontheISS[J]．ActaAstronautica，2001，48(5/6/7/8/9/10/11/12)：265-273．

[14]MOISEEVNA，STOKLITSKYAY．EVAspacesuitglove:experiencesandmaindesignproblems[C]//28thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Danvers,USA：SAE，1998．

[15]WAREJ，FERLJ，WILSONJ，et al.Designandtestingofimprovedspacesuitshieldingcomponents[C]//32ndInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．SanAntonio,USA：SAE，2002．

[16]JONESR，GRAZIOSID，FERLJ，et al．Micrometeoroidandorbitaldebrisenhancementsofshuttleextravehicularmobilityunitthermalmicrometeoroidgarment[C]//36thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Norfolk,USA：SAE，2006．

[17]李潭秋．“飛天”艙外航天服的研制[J]．載人航天，2008(4)：8-18．

(LITQ．Developmentof“Feitian”EVAspacesuit[J]．MannedSpaceflight，2008(4)：8-18．)

[18]楊冬暉，李志，劉洪靜．艙外航天服被動熱防護技術[J]．載人航天，2010(3)：9-13．

(YANGDH，LIZ，LIUHJ．TechnologyofpassivethermalcontrolforEVAspacesuit[J]．MannedSpaceflight，2010(3)：9-13．)

[19]李潭秋，袁修干，吳志強，等．基于暖體假人代謝模擬的“飛天”艙外服熱防護特性試驗研究[J]．航天醫學與醫學工程，2009，22(6)：404-411．

(LITQ，YUANXG，WUZQ，et al．Experimentalstudyonthermalprotectionperformanceof“Feitian”EVAspacesuitbasedonthermalmanikinmetabolicsimulationmethod[J]．SpaceMedicine&MedicalEngineering，2009，22(6)：404-411．)

[20]BEVANSJ，LIPKISR．Thethermalpropertiesofselectedspacesuitmaterials[R]．California：NASAMannedSpacecraftCenter，1965．

[21]謝廣輝，李潭秋，楊冬暉，等．一種航天熱防護材料：103292114A[P]．2013-09-11．

[22]LAWSONM，CROSSC，STINSONR．Theadvancedspacesuitproject-97update[C]//28thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Danvers,USA：SAE，1998．

[23]CRAWFORDS，MILLSW，LUSIGNANB．AnalysisofapassivethermalcontrolsystemforuseonalightweightMarsEVAsuit[C]// 30thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Toulouse,USA：SAE，2000．

[24]ORNDOFFE，TREVINOL．ThermalinsulationperformanceoftextilestructuresforspacesuitapplicationatMartianpressureandtemperature[R]．Houston：NASAJohnsonSpaceCenter，2000．

[25]HODGSONE，GUYERT．AnadvancedEVAsystemforplanetaryexploration[C]//28thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Danvers,USA：SAE，1998．

[26]HODGSONE，BENDERA，GOLDFARBJ，et al．Chameleonsuit—adifferentparadigmforfutureEVAsystems[C]//33rdInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Vancouver：SAE，2003．

[27]黃本城，童靖宇．空間環境工程學[M]．北京：中國科學技術出版社，2010：526-537．

[28]CHRISTOFFERSENR，LINDSAYJ，NOBLES．Lunardusteffectsonspacesuitsystems：insightfromtheApollospacesuits[R]．Houston：JohnsonSpaceCenter，2009．

[29]KAWAMOTOH，INOUEH．Electrostaticcleaningsystemforremovinglunardustadheringtospacesuits[J]．JournalofAerospaceEngineering，2011，24(4)：442-444．

[30]KAWAMOTOH，INOUEH．Magneticcleaningdeviceforlunardustadheringtospacesuits[J]．JournalofAerospaceEngineering，2012，25(1)：139-142．

[31]HODGSONE，BENDERA，GOLDFARBJ，et al．Chameleonsuit—frompotentialtoreality[C]//34thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Colorado,USA：SAE，2004．

[32]FERLJ，HEWESL，JONESB，et al.Tradestudyofaninterfaceforaremovable/replaceablethermalmicrometeoroidgarment[C]//38thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．SanFrancisco：SAE，2008．

[33]THOMASKS，MCMANNHJ．USspacesuits[M]．2nded.Chichester,UK：PraxisPublishing，2012：157．

[34]LUTZCC，STUTESMANHL，CARSONMA，et al．Apolloexperiencereport：developmentoftheextravehicularmobilityunit[R]．Houston：JohnsonSpaceCenter，1975．

[35]TREVINOL，ORNDOFFE．Advancedspacesuitinsulationfeasibilitystudy[C]//30thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Toulouse,USA：SAE,2000．

[36]FUTSCHIKM，WITTEL．Analysisofeffectivethermalconductivityoffibrousmaterials[R]．Houston：UniversityofHouston，1993．

[37]PAULH，DILLERK．Comparisonofthermalinsulationperformanceoffibrousmaterialsfortheadvancedspacesuit[J]．JournalofBiomechanicalEngineering，2003，125(5)：639-647．

[38]TANGH，ORNDOFFE，TREVINOL．Thermalconductivityofloftynonwovensinspaceandplanetaryvacuumenvironment[C]//31stInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Orlando,USA：SAE,2001．

[39]蘆長椿．從戰略性新興產業看纖維產業的發展(三)：高性能纖維材料在航空航天領域的應用[J]．紡織導報，2012，(7)：115-120．

(LUCC．Aninsightintoemergingindustriesofstrategicimportanceforfiberindustry(Ⅲ)：applicationofhigh-performancefiber-basedmaterialsinaerospace[J]．ChinaTextileLeader，2012，(7)：115-120．)

[40]TREVINOL，ORNDOFFE，TANGH，et al．Aerogel-basedinsulationforadvancedspacesuit[C]//32ndInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．SanAntonio,USA：SAE,2002．

[41]TANGH，ORNDOFFE，TREVINOL．Mechanicalpropertiesanddurabilitystudyofaerogel-basethermalinsulationforadvancedspacesuit[C]//33rdInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Vancouver：SAE,2003．

[42]TANGH，ORNDOFFE，TREVINOL．ThermalperformanceofspacesuitelementswithaerogelinsulationforMoonandMarsexploration[C]//36thInternationalConferenceonEnvironmentalSystems．Norfolk,USA：SAE,2006．

[43]張志華，王文琴，祖國慶，等．SiO2氣凝膠材料的制備、性能及其低溫保溫隔熱應用[J]．航空材料學報，2015，35(1)：87-96．

(ZHANGZH，WANGWQ，ZUGQ，et al．Silicaaerogelmaterials：preparation，properties，andapplicationsinlow-temperaturethermalinsulation[J]．JournalofAeronauticalMaterials，2015，35(1)：87-96．)

[44]GUOHQ，MEADORM，MCCORKLEL，et al．Polyimideaerogelscross-linkedthroughaminefunctionalizedpolyoligomericsilsesquioxane[J]．ACSApplMaterInterfaces，2011，3(2)：546-552．

[45]MEADORM，MALOWE，SILVAR，et al．Mechanicallystrong，flexiblepolyimideaerogelscross-linkedwitharomatictriamine[J]．ACSApplMaterInterfaces，2012，4(2)：536-544．

[46]GUOHQ，MEADORM，MCCORKLEL，et al．Tailoringpropertiesofcross-linkedpolyimideaerogelsforbettermoistureresistance，flexibilityandstrength[J]．ACSApplMaterInterfaces，2012，4(10)：5422-5429．

[47]余煜璽，吳曉云，傘海生．常壓干燥制備疏水性SiO2-玻璃纖維復合氣凝膠及表征[J]．材料工程，2015，43(8)：31-36．

(YUYX，WUXY，SANHS．PreparationandcharacterizationofhydrophobicSiO2-glassfibersaerogelsviaambientpressuredrying[J]．JournalofMaterialsEngineering，2015，43(8)：31-36．)

[48]房光強，沈登雄，栗付平，等．聚酰亞胺/SiO2納米復合抗原子氧氣凝膠的合成與性能[J]．材料工程，2015，43(12)：17-23．

(FANGGQ，SHENDX，LIFP，et al．Synthesisandpropertiesofatomic-oxygenresistantpolyimide-SiO2nanocompositeaerogels[J]．JournalofMaterialsEngineering，2015，43(12)：17-23．)

(NationalKeyLaboratoryofHumanFactorsEngineering,ChinaAstronautResearchandTrainingCenter,Beijing100094,China)

(責任編輯：徐永祥)

Development of Thermal Insulation Materials Technology for Spacesuit

YANG Donghui，LI Meng，SHANG Kun

Toclarifythedevelopmenttrendofthepassivethermalprotectiontechnologyforfuturespacesuits,consideringthetechnicalstatusofthethermalinsulatingmaterials(TIM)forlowearthorbitspacesuitandthedesignrequirementsforadvancedspacesuits,researchontheTIMforadvancedspacesuitsisreviewed.Multi-layerinsulationhasperformedbestsofarinthehighvacuumenvironmentoflowearthorbitormoon,whichstillneedstobeoptimizedforspacesuitmobilityandspaceenvironmentaladaptability.Fibrousmaterialhaslotsoftraditionaladvantagesinthethermalinsulatingapplicationofspacesuits;however,itcannotachievethegoalofthermalconductivityandmaterialthicknessinlowvacuumenvironmentduringthedeepspaceexplorationsuchasMarsmission.AerogelmaterialhaslowerthermalconductivityandperformsbestintheatmosphereofMars,buttheproblemsofdustcontrolandmechanicaldurabilitycannotbeavoided.Studyingthefibroustypeswithfinerdimensionandspecialporousstructures,developingtheorganicaerogelmaterialwithexcellentflexibilityanddurability,andtryingthecompositeapplicationofmaterialswithdifferenttechnologicaladvantages,whichcanbethepossiblemethodstodealwiththeissueofthermalinsulationforadvancedspacesuitsinfuture.

spacesuit；thermalinsulatingmaterials；thermalprotection；lowearthorbit；deepspaceexploration

2015-11-13；

2015-12-22

國防科技重點實驗室基金項目(9140C77040414 0C77318)

楊冬暉(1971—)，女，副研究員，主要從事航天服熱防護技術研究，(E-mail)ydh507@aliyun.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.2.014

V444.3

A

1005-5053(2016)02-0087-10