充氣展開月面居住艙微流星體防護及隔熱設計

徐鏵東， 王玉林， 于 東， 石景富， 崔嘉鑫， 苗常青?

（1.哈爾濱工業大學特種環境復合材料技術國家級重點實驗室， 哈爾濱 150001； 2.中國運載火箭技術研究院，北京 100076； 3.哈爾濱工業大學機電學院機械設計系， 哈爾濱 150001）

1 引言

月面居住艙是一種空間密封艙體，是未來月球探測、資源開發利用及月面科考的基本保障，是構建月球基地的關鍵設施。 考慮到未來航天員長期駐留及開展大型科研、探測及建設活動的需求，建造大容積、高可靠的月面居住艙將是未來月球探測及月球基地建設的關鍵。

目前已提出了多種月面居住艙構建方案，包括剛性金屬艙、利用月球原位資源建造的月面居住艙和充氣展開艙等。 剛性金屬艙的應用最為廣泛，如國際空間站、神舟系列飛船、天宮空間站等均采用剛性金屬密封艙方案，但地月之間運輸距離遙遠，且受火箭運載能力（發射重量、發射體積）及發射成本的限制，難以構建大容積月面居住艙。 月面原位資源建造是利用月壤等月面資源建造月面居住艙的防護殼，以減少月球基地建設對地球運送資源的需求量，降低月球建設的發射成本，但該技術難度較大，不利于初期的月球基地建設。

充氣展開結構可柔性折疊、發射體積小、質量輕、發射成本低，可在軌充氣展開成型，且展開體積大，為大型航天器的構建提供了一條新的途徑。近年來，充氣展開結構在航天器結構中的應用越來越廣泛。 20 世紀90 年代初，NASA 開展了充氣載人艙TransHab 的研究工作。 相比于相同發射體積的傳統金屬艙，TransHab 全尺寸模型擁有3 倍的體積容量和超過2 倍的儲能空間，具有很好的應用前景。 一系列試驗結果表明，TransHab 充氣艙具有良好的承壓、微流星體和空間碎片超高速撞擊防護性能，能夠折疊包裝并在真空中充氣展開，驗證了充氣艙空間應用的可行性。 2006 年7 月和2007 年6 月，Bigelow 公司相繼成功發射了起源一號、起源二號實驗性充氣艙，完成了在軌充氣展開，并驗證了充氣艙的長期在軌運行能力。 2016 年4 月，Bigelow 公司的BEAM充氣艙由龍飛船發射成功，完成了在軌充氣展開試驗驗證，成為首個與國際空間站對接并展開的充氣艙。 2017 年11 月，NASA 完成對BEAM 充氣艙在軌測試，BEAM 充氣艙由技術驗證試驗艙正式成為國際空間站組件，作為貨艙使用。BEAM 艙的應用，驗證了充氣艙空間應用的可行性。 充氣展開驅動方式簡單、可靠，且建造難度小、周期短、易于維修與擴展，適用于月面居住艙的建造。

月面居住艙運行期間將面臨復雜的月面環境，如極端溫度、微流星體超高速撞擊和空間輻射等。 此外，月面重力約為地球的1／6，空間站圓柱式艙體結構不再適用，為保證月面居住艙安全可靠使用，需重點考慮其月面環境防護功能以及航天員在月面重力下的站立、坐臥等活動的方向性要求。

為提高月面居住艙內部使用空間、減小發射體積與發射質量，本文提出并設計一種具有多層夾芯多功能防護層的充氣展開月面居住艙，研制充氣展開月面居住艙樣機，進行微流星體超高速碰撞、隔熱、艙體折疊與充氣展開性能測試，初步驗證充氣展開月面居住艙在月面應用的可行性。

2 方案設計

本文設計了一種具有多層夾芯多功能防護層的充氣展開月面居住艙，其結構如圖1 所示。 充氣展開月面居住艙為橢球柱形，可在豎直方向展開，并利用桁架對縱向空間進行分層利用，形成3層結構，其內部主要結構如圖2 所示。

圖1 充氣展開月面居住艙示意圖Fig.1 Schematic diagram of inflatable deployable lu?nar habitation module

圖2 充氣展開月面居住艙內部結構布局Fig. 2 Internal structure of inflatable deployable lunar habitation module

充氣展開月面居住艙主要由剛性封頭、柔性復合材料艙壁、艙門、舷窗等結構構成。 居住艙內部包含充氣桁架、基座、支架及氣瓶等設備，外部安裝有充氣展開氣閘艙，方便航天員進出居住艙。

充氣桁架是輔助居住艙充氣展開并為居住艙長期運行提供內部支撐的重要結構部件，桁架結構及其裝配示意圖如3 所示。

圖3 充氣桁架與剛性封頭的裝配示意圖Fig.3 Assembly of the inflatable truss and rigid head

充氣桁架由薄壁的、相互連接的軸向充氣管和周向充氣環構成，隨充氣展開月面居住艙一起折疊發射，并輔助居住艙充氣展開。 展開后充氣桁架可進行電加熱剛化，在內部形成剛性的充氣桁架，提高整個居住艙的承壓能力和結構剛度。

考慮月面的真空、微流星體超高速碰撞、極端溫度、輻射、紫外等月面環境，設計了一種具有多層夾芯多功能防護層的柔性復合材料艙壁結構，以進行月面環境的一體化防護設計，其結構及材料分布示意圖如圖4 所示。

圖4 柔性復合材料艙壁結構示意圖Fig.4 Schematic diagram of the flexible composite bulkhead structure

月面居住艙艙壁由多層柔性復合材料制成，其外層結構為月面環境多層夾芯多功能防護層，內層結構為密封承壓內囊。 其中，多層夾芯多功能防護層由隔熱層、微流星體超高速碰撞防護層構成，隔熱層為鍍鋁復合薄膜，微流星體超高速碰撞防護層由鋁絲網、石英纖維布、芳綸纖維布和開孔聚氨酯泡沫構成，上述材料同時還具有防輻射、抗紫外老化等功能。 密封承壓內囊由聚氨酯（TPU）和聚乙烯（PE）等多層薄膜材料復合而成，具有較好的密封承壓性能。

為方便艙體的折疊和展開，將具有一定厚度的多層夾芯多功能防護層進行模塊化設計，模塊間通過條帶進行連接，艙體局部區域的模塊形狀和連接方式如圖5 所示。

圖5 防護模塊連接示意圖Fig.5 Connection of the protection module

圖5 中，多層夾芯多功能防護模塊通過軸向條帶和周向條帶進行連接，并采用模塊間分塊穿插疊合方案進行折疊。 防護層模塊的展開狀態、折疊方式和折疊后的狀態如圖6 所示。

圖6 防護層的折疊和展開示意圖Fig.6 Folding and deployment of the shielding structure

防護模塊采用斜截面設計，可使模塊間展開平順，減小摩擦力。 采用如上方法對居住艙防護層進行折疊，解決了防護層因厚度太大而難以折疊的問題。

3 微流星體防護性能分析

當前，眾多研究者對柔性材料的超高速碰撞防護性能進行了研究，結果發現鋁金屬絲網、石英纖維織物具有較好的彈丸破碎性能，芳綸纖維、超高分子量聚乙烯（UHMWPE）纖維織物具有較好的能量吸收性能，且對低速碎片具有良好的攔截作用。 因此，在微流星體防護結構方案設計中，將鋁金屬絲網和石英纖維織物放置在前，充分破碎微流星體，分散沖擊載荷；芳綸纖維織物和UHMWPE 纖維織物放置在后，攔截微流星體破碎后形成的碎片。 本文設計了7 種多層夾芯多功能防護結構，其試驗編號及材料分布如表1 所示。

表1 防護結構及其材料分布Table 1 Material distribution of each bumper of the protective structure

上述防護結構均為5 屏結構，每個防護屏厚度約為2 mm。 在E＃1 ～E＃5 中，屏間距均為18 mm，結構總體厚度為80 mm。 艙壁太厚不利于月面居住艙的折疊和展開，進而設計了總體厚度為40 mm 的E＃6 和E＃7，其屏間距均為8 mm。此外，在E＃7 中的第2、3 屏中，采用了混合材料設計，其中E＃7 第2 屏中鋁絲網和石英纖維布各占1／2，第3 屏中石英纖維布和芳綸纖維布各占1／2。

利用二級輕氣炮對上述防護結構進行超高速碰撞試驗，所用彈丸材料為Al－2017 鋁合金，直徑為3. 97 mm，采用磁測速方法測量彈丸的入射速度，圖7 為安裝好的靶架和二級輕氣炮的靶艙。

圖7 超高速碰撞試驗設備Fig.7 Equipment for hypervelocity impact test

防護屏是由多層織物或鋁絲網疊合而成，尺寸為200 mm×200 mm。 將安裝好的靶架四周固定約束，放置在靶艙內部。 超高速碰撞試驗結果如圖8 所示。 在E＃1、E＃2 和E＃6 中，彈丸穿透了前4 屏，并在第5 屏上產生撞擊損傷，而在E＃3、E＃4、E＃5 和E＃7 中，彈丸僅穿透了前3 屏，并在第4 屏上產生撞擊損傷，第5 屏為完整狀態。

圖8 超高速碰撞試驗結果Fig.8 Results of hypervelocity impact test

為比較每種防護結構的防護性能，定義防護結構剩余質量百分比為式（1）所示：

式中，為未被彈丸穿透的材料層數，為材料總層數，AD為每一層材料的面密度。 當防護結構剩余質量百分比值越高時，防護性能越好。 7 種防護結構總體面密度、彈丸入射速度以及值比較結果如表2 所示。

表2 超高速碰撞試驗結果Table 2 Results of hypervelocity impact test

在E＃1～E＃5 中，防護結構的總面密度、結構總厚度和彈丸速度基本一致，其比較結果表明：E＃4 中，“鋁絲網＼鋁絲網＼芳綸＼芳綸＼芳綸”的防護結構具有37.28%的剩余質量，優于其他結構，確定了防護結構中鋁絲網放置在前，芳綸纖維布放置在后的材料布設方案。

結構總厚度為40 mm 的E＃6 是E＃4 的改進方案，發現屏間距由80 mm 減小為40 mm 后，值由原來的37.28%降低為14.34%，防護性能大幅降低。 E＃7 是在E＃6 的基礎上進行的材料分布改進設計，將石英纖維布放置在第2 屏后部和第3 屏的前部，結果發現值為23.19%，較E＃6 有很大的性能提升。 所設計的E＃7 不僅能防護直徑為3.97 mm、速度為4.20 km／s 的微流星體，而且還有較高的剩余質量，能防護直徑更大、速度更高的微流星體。

考慮到月面艙的折疊、展開以及微流星體防護性能，采用E＃7 中的防護結構設計方案，并以此進行隔熱結構設計和月面居住艙樣機加工。

綜上所述，PCOS患者的性激素紊亂較為明顯，同時PTX3明顯下降，而瘦素水平明顯上升，相關指標與PCOS患者肥胖、胰島素抵抗的發生可能密切相關。

4 隔熱性能測試

為有效降低防護層的導熱性能，在微流星體多層夾芯防護層結構基礎上，增加了開孔泡沫、鍍鋁復合薄膜等隔熱材料，進行隔熱結構設計。 開孔泡沫材料放置在相鄰2 個防護屏中間，形成多孔結構，增大屏間接觸熱阻；鍍鋁復合薄膜（Coating Aluminum Membrane， AM）作為反射層放置在多層夾芯防護結構的前＼中＼后位置，提高隔熱性能，同時可提高結構抗輻射及紫外老化性能。 經過隔熱設計的月面環境多層夾芯防護層蒙皮結構及材料分布如表3 所示。

表3 多層夾芯防護層結構及材料分布Table 3 Multilayer sandwich sheilding structure and material distribution of each bumper

根據表3 中的材料及結構方案，研制了月面居住艙縮比樣機（1 ∶3），并利用臨近空間環境模擬裝置進行了隔熱性能試驗測試，以得到月面居住艙在熱真空環境下的導熱系數，評估其隔熱性能。

試驗過程中，先將臨近空間環境模擬裝置內進行抽真空操作。 月面居住艙縮比樣機在內部剩余氣體作用下展開，待其完全展開后再進行加熱，加熱時長為90 min。 研制的縮比樣機及其在臨近空間環境模擬裝置中的放置位置如圖9 所示。

圖9 縮比樣機及其隔熱性能測試Fig.9 Scaled prototype and thermal insulation test

縮比樣機的內、外表面共布置有4 個測溫點，分別位于外防護層蒙皮上端、中部，密封承壓內囊上段、中部。 試驗記錄的溫度數據曲線如圖10 所示。 縮比樣機外部測溫點1 初始溫度＝12.4 ℃，外部測溫點1 結束溫度＝135.0 ℃；外部測溫點2 初始溫度＝12.2 ℃，外部測溫點2 結束溫度＝127.4 ℃；內部測溫點1 初始溫度＝13.8 ℃，內部測溫點1 結束溫度＝26.8 ℃；內部測溫點2 初始溫度＝13.0 ℃， 內部測溫點2 結束溫度＝40.7 ℃。

圖10 縮比樣機及其隔熱性能測試Fig.10 Scaled prototype and thermal insulation test

在熱真空環境下，樣機內部升溫所需能量來源于多層夾芯防護層的導熱過程，即氣密層內囊由于外部材料導熱吸收的能量導致其溫度升高。根據傳熱學公式，氣密層由外部材料導熱所吸收的能量為式（2）：

式中，為熱通量，為氣密層面積，為時間。 熱通量可進一步表示為式（3）：

式中，為導熱系數；為柔性蒙皮厚度，試驗測得＝40.219 mm；Δ為內外溫差，此處取加熱結束時刻的溫度差平均值為式（4）：

經計算，其值為97.45 ℃。 氣密層溫度升高所需能量為式（5）：

式中，為氣密層內囊材料的比熱容，＝1.7 J／g·℃；Δ為氣密層初始至結束溫差，取內部測溫點初始與結束溫差平均值為式（6）：

經計算，其值為19.65 ℃。 氣密層材料質量為式（7）：

式中，為氣密層材料密度，試驗測得其值為1.073 g／cm，為氣密層體積，為氣密層面積，為氣密層厚度，其值為0.219 mm。 根據氣密層由外部材料導熱所吸收的能量與氣密層溫度升高所需能量平衡，可得式（8）：

根據式（2）、（3）和（5）得導熱系數為式（9）：

可得多層夾芯防護層蒙皮的導熱系數為0.0006 W／m·K，低于航天器常用的多層隔熱材料導熱系數0.03 W／m·K，具有更優的隔熱性能。

5 折疊展開性能測試

月面居住艙發射前需包裝折疊，到達月面后解鎖釋放，充氣展開成型為航天員居住艙，艙體的折疊展開性能是其正常工作的關鍵。

月面居住艙由密封承壓內囊和多層夾芯多功能月面環境防護層構成，首先對內囊進行折疊展開試驗，分析展開過程，然后將多層夾芯多功能月面環境防護層安裝在內囊外部，對月面居住艙整體樣機進行折疊展開試驗，以分析月面艙的折疊展開性能，并驗證月面應用可行性。

密封承壓內囊采用手風琴式折疊，該折疊方式簡單，便于操作，易于控制展開。 全尺寸內囊結構樣機折疊后的形狀如圖11 所示。 內囊折疊后為邊長1. 5 m、高0. 1 m 的長方體，折疊后總體積約0. 325 m（含剛性艙門體積0. 1 m）。 可以看出，內囊折疊效率較高，其折疊體積與展開體積之比約為1 ∶40，對更大尺寸的內囊，其折疊效率將會更高。 對折疊后的內囊進行了充氣展開試驗，圖12 為展開過程。可以看出，折疊的密封承壓內囊可在充氣壓力驅動下可靠有序地展開，并最終在充氣20 min后完全展開成型。

圖11 折疊后的密封承壓內囊Fig.11 Shape of the sealed pressure?bearing internal capsule after folding

圖12 密封承壓內囊充氣展開過程Fig.12 Deployment process of the sealed pressure?bearing internal capsule

根據第3 節中多層夾芯多功能防護層結構與材料方案，制作了全尺寸月面環境防護層樣機，并安裝在密封承壓內囊外部。 通過模塊穿插疊合方式折疊后的防護層及手風琴折疊后的內囊組成的全尺寸月面艙樣機如圖13 所示。

圖13 月面居住艙樣機折疊后形狀Fig.13 The shape of the inflatable deployable lunar habitation prototype after folding

月面艙樣機折疊后為圓柱形結構。 密封承壓內囊和月面艙樣機折疊性能參數如表4 所示。

表4 樣機折疊性能參數Table 4 Folding performance parameters of the proto?type

折疊后的月面艙樣機直徑為1.44 m，高度為0.88 m，體積為1.43 m，相比展開后的體積15.1 m，其折疊效率達到10.5。 月面艙樣機充氣展開過程如圖14 所示。 折疊后的月面艙可以在充氣壓力驅動下可靠有序地展開，并最終在充氣10 min后完全展開成型。

圖14 月面居住艙樣機充氣展開過程Fig. 14 Deployment process of the inflatable deployable lunar habitation prototype

采用柔性復合材料制成的月面居住艙可柔性折疊、折疊效率高，可根據需要折疊成所需要的形狀，折疊后的月面艙具有很小的發射體積，并可展開成型為大容積密封艙。

6 結論

1）本文設計的多層夾芯微流星體防護結構能夠有效防護直徑為3.97 mm、速度為4.20 km／s的鋁彈丸，并具有較高的剩余質量百分比，可進一步防護速度更高、質量更大的微流星體，具有較好的防護性能。

2）在微流星體防護結構基礎上，通過增加鍍鋁復合薄膜，設計了多屏隔熱結構，其等效導熱系數為0.0006 W／m·K，優于航天器常用多層隔熱材料的隔熱性能，滿足艙體隔熱需求。

3）充氣展開月面居住艙可柔性折疊，折疊效率高，展開過程快速、有序、可控，可利用較小的發射體積發射，在月面展開成為大容積月面居住艙，可為航天員提供良好的月面工作和生活環境。

現階段，國內充氣艙關鍵技術方面的研究基本與國際保持技術同步，但在在軌飛行驗證和空間應用技術研究方面還有所欠缺，建議在關鍵技術突破基礎上，廣泛開展新型充氣艙樣機的地面試驗驗證，并完成部分樣機的在軌應用研究。