氣凝膠隔熱材料在空間探測領域研究與應用進展

孟昊軒 常曉晶 艾素芬 邱家穩 劉 佳

（1 北京衛星制造廠有限公司，北京 100080）

（2 北華航天工業學院，廊坊 065099）

（3 中國空間技術研究院遙感衛星總體部，北京 100094）

文 摘 氣凝膠材料具有納米顆粒組成的骨架結構，形成獨特的納米尺度孔洞，密度和熱導率極低，可以節省航天器空間和質量資源，是空間探測領域極端低溫和高溫溫度環境（-230～1 800 ℃）下優選的隔熱保溫材料。本文詳細綜述了氣凝膠材料在國內外航天器中裝置隔熱、空間電源保溫、低溫儲箱保溫以及星際宇航服等領域應用進展，并對氣凝膠在空間探測中的未來發展進行了展望。

0 引言

氣凝膠是通過溶膠凝膠法，用一定的干燥方式使氣體取代凝膠中的液相而形成的納米級多孔固態材料（圖1）。氣凝膠納米孔洞結構具有非常高的比表面積（200～1 200 m2/g）、高孔隙率（80.0%～99.8%），低密度（1～250 kg/m3）等特征。另一方面，氣凝膠的納米孔結構尺寸可控制在10～50 nm，小于空氣分子平均自由程（70 nm），其納米尺寸孔徑限制空氣分子自由流動，從而具有極佳的抑制對流效果。氣凝膠納米級骨架結構和極低固體比例，最大程度限制了氣體傳熱和固體傳熱，使氣凝膠室溫熱導率達0.013 W/（m·K）。氣凝膠低密度、低熱導率的特點，可以在較小的空間內，以較輕的質量實現絕熱效果，在空間探測等質量資源緊缺領域發揮著重要作用，具有巨大應用優勢。氣凝膠還具有化學結構穩定的特點，可以耐受航天極端的高低溫環境，使用壽命長，適用于高可靠性的航天任務中。

圖1 氣凝膠及其三維網絡結構Fig.1 Aerogel and its three-dimensional network structure

氣凝膠材料最早在1931年由美國科學家S S KISTLER首次使用硅酸鈉酸性溶液合成［1］，之后隨著有機硅烷溶膠-凝膠技術及超臨界CO2干燥技術的完善，氣凝膠制備水平不斷提升，高品質氣凝膠相繼被開發。20世紀末，美國首次將氣凝膠應用在火星探測項目中，氣凝膠在航天器中應用研究愈發重要。隨著國內空間探測任務發展，對于環境隔熱要求越來越嚴苛，氣凝膠材料已在多個型號中實現多個工程應用。本文將對氣凝膠作為隔熱材料在國內外空間探測領域研究與應用進展進行簡要綜述。

1 氣凝膠材料的應用進展

1.1 火星探測隔熱保溫

1.1.1 在火星低溫環境的應用

火星表面存在平均壓力約600 Pa的大氣環境，最低溫度約-123 ℃。為了保證火星車艙內電子設備在正常溫度范圍內工作，迫切需要一種被動、高效的隔熱措施?；鹦巧蠚怏w傳熱和對流換熱方式直接影響著火星車隔熱保溫材料的選擇?？臻g探測中常用的傳統多層隔熱組件基于真空環境抑制輻射換熱性能，真空環境中理論熱導率可達0.85×10-5W/（m·K），然而在有氣體條件下，多層隔熱組件的熱導率衰減至0.038 W/（m·K）。氣凝膠極佳的抗氣體對流性能成為火星車優選絕熱方式。

1997年，氣凝膠首次應用于火星探測中。美國國家航空航天局（NASA）探路者（Pathfiner）火星探測器釋放的索杰納（Sojourner）火星車，采用了環氧玻璃鋼平板-桁架結合的結構，內部25～32 mm的厚度充滿了密度為20 kg/m3的SiO2氣凝膠材料，在火星大氣環境下（1 kPa，CO2，24 ℃）隔熱裝置熱導率約為0.016 3 W/（m·K）。由于氣凝膠紅外透明性較好，需要增加反射層來減少輻射熱傳導，所以采用夾層結構，利用5 μm厚的鍍金聚酰亞胺膜起到反射作用，增加系統抗輻射性能（圖2）。結果表明，Pathfiner的氣凝膠材料在火星表面CO2低氣壓環境下提供了理想的保溫隔熱效果［2-4］，為系統節省了約為5 kg質量。該應用實例也說明，雖然氣凝膠脆性較大，但是固定得當，氣凝膠結構也可以承受發射和著陸過程中巨大的沖擊。

圖2 Pathfiner隔熱裝置中的氣凝膠Fig.2 Aerogel in Pathfiner insulation device

2003年，美國MER（Mars Exploration Rovers）火星探測器中勇氣號（Spirit）和機遇號（Opportunity）巡游車再次使用SiO2氣凝膠作為保溫材料［5］（圖3）。MER 所使用的SiO2氣凝膠密度為20 kg/m3，氣凝膠塊體上同樣使用了鍍金的聚酰亞胺膜。為了進一步解決氣凝膠紅外透明導致的熱輻射問題，MER 上氣凝膠摻雜了質量分數0.4%的石墨作為遮光劑，提高了MER 上所使用透明SiO2氣凝膠塊體材料的隔熱性能。MER 所使用SiO2氣凝膠密度為20 kg/m3，氣凝膠塊體同樣使用鍍金聚酰亞胺膜。該氣凝膠材料在火星大氣環境（1 kPa，CO2，25 ℃）下熱導率約為0.012 W/（m·K）。MER火星車設計為腔式面板-桁架結構，增加氣凝膠機械性能和可操作性。其中氣凝膠切割成相應塊體結構后，后粘貼到火星車結構板，組成結構組件，實現保溫隔熱功能［6］。

圖3 MER上的氣凝膠隔熱裝置Fig.3 Aerogel insulation device on MER

2021年，我國首輛火星車—“祝融號”登陸火星烏托邦平原，并展開為期90 d 的巡視探測?！白Ｈ谔枴被鹦擒嚥捎眯卵兄泼芏鹊某兔芏燃{米SiO2氣凝膠隔熱復合材料作為熱控系統保溫材料［7-9］，該材料密度極低（30 kg/m3），但經材料設計為復合材料后，具有可機加性能，可加工異型復雜結構，經過封裝后組成納米氣凝膠隔熱裝置［10］，安裝于在火星車的主體結構中。超低密度氣凝膠隔熱板熱導率0.006 9 W/（m·K），遠低于美國“機遇號”和“勇氣號”火星車氣凝膠產品同條件下的熱導率0.012 W/（m·K）（圖4）。祝融號火星車全車使用納米氣凝膠隔熱板面積約為3.2 m2，總質量為1.97 kg，僅占火星車質量的0.8%?！白Ｈ谔枴被鹦擒囋谲墧祿砻?，超低密度納米氣凝膠隔熱板經結構封裝為納米氣凝膠隔熱裝置后，在火夜無太陽外熱流加熱時，艙板內外兩側溫差最大達53.8 ℃，艙內側溫度在-28 ℃以上，保證艙內設備在零加熱功率補償下，溫度仍處于允許范圍內，有力地保障了火星車艙內設備的正常工作和有效探測。

圖4 “祝融號”火星車超低密度納米氣凝膠復合材料及裝配后的火星車結構Fig.4 Ultra-low density nano-aerogel composite material and assembled structure of Zhurong Rover

對于未來火星居住，NASA 噴氣推進實驗室搭建了一個試驗裝置［11］（圖5），模擬太陽光到達火星表面強度對氣凝膠照射，經測量發現照射面與非照射面有超過50 ℃溫差。由于氣凝膠透光性好，植物生長所需波長的光可以穿過，并且阻隔對植物有害的紫外光，SiO2氣凝膠還可以形成溫室效應，為植物生長提供適宜的光照和溫度。

圖5 火星溫室概念圖Fig.5 Mars greenhouse concept

1.1.2 在火星高溫環境下應用

火星車進入火星大氣時，探測器會和大氣劇烈摩擦產生上千度高溫。針對著陸時熱防護，NASA 開展極音速充氣氣動減速器（HIAD）研制工作［12］。其中，J A DELCORSO 等人開始探索其主要環節——柔性熱防護系統（FTPS），FTPS 一般分為三層，由外至內分別為熱防護層、隔熱層、氣密層，其中的隔熱層主要采用氣凝膠，包括PI-POSS 型聚酰亞胺氣凝膠，以及可耐1 100 ℃高溫、纖維增強Pyrogel 3350型SiO2氣凝膠等［13］。國內北京空間機電研究所曹旭等［14］設計的FTPS，隔熱層采用耐高溫織物與氣凝膠多層鋪設結構，在熱沖擊試驗中，耐熱效果顯著。

2021年，NASA“毅力號”（Perseverance）火星車搭載了面包機大小“火星氧氣原位資源利用實驗（MOXIE）”裝置（圖6），該裝置能夠制造“火星氧氣”，將稀薄、高CO2含量的火星大氣轉化為O2。轉化過程中需要大量的熱，環境溫度約為800 ℃。為保證MOXIE 裝置正常工作，其主要部件由耐高溫材料制作，并使用了氣凝膠材料作為隔熱材料。

圖6 “毅力號”火星車的火星氧氣原位資源利用實驗（MOXIE）裝置Fig.6 The Mars Oxygen in Situ Resource Utilization Experiment （MOXIE） device for the Rover Perseverance

針對發動機等高溫應用環境，耐高溫氣凝膠也發揮重要作用。我國“天問一號”探測器在著陸過程中，采用推力發動機逐步減小下落速度的方式，穩定點火時噴管平均溫度超過1 000 ℃，設計采用可耐受1 200 ℃的SiO2氣凝膠高溫隔熱裝置（圖7），隔絕發動機其他部位熱量［15-16］。

圖7 耐高溫SiO2氣凝膠實物Fig.7 SiO2 aerogel of high temperature resistant

1.2 空間同位素電源保溫

基于深空探測的惡劣自然條件以及對電源更高穩定性和耐久性要求，空間工作的供電系統性能決定著深空探測進程的發展?？臻g電源技術發展至今應用最為成熟的是同位素溫差電池（RTG）。在過去40年中，NASA有關地球軌道、月球、火星等太空船車載電力項目基本采用RTG。在空間工作過程中，RTG 通過放射性同位素衰變產生熱能，同時利用余熱為熱控系統提供熱能，以在極低溫度條件下保護探測器。如何減少熱量散失損耗，以提高熱電轉換效率是其中RTG技術應用的關鍵問題。

目前技術在真空條件中絕熱效果最好的多層絕熱（MLI）形式，其由反射膜和滌綸網組成的多層結構，不具有組裝性能，易引起系統漏熱。耐高溫氣凝膠材料真空、室溫熱導率可低至0.001 W/（m·K），且具有一定結構強度，能夠通過機械加工出溝、槽等結構，從而組裝形成異型結構，搭建完整的隔熱裝置。相比較于多層結構，氣凝膠材料更能有效地避免系統漏熱。因此RTG的隔熱主要采用氣凝膠材料。

RTG 的核心部件是溫差電組件，其基本單元是溫差電元件，通過N型和P型兩端的溫差持續產生電流。氣凝膠合成采用溶膠-凝膠成型方法，可在狹窄空間內實現分子尺度構筑。該方法可以在氣凝膠制備前期液體狀態下與溫差電組件P-N 電元件形成分子尺寸的結合凝膠膜，經超臨界干燥后在電極外表面形成氣凝膠材料。采用SiO2氣凝膠作為冷熱兩端絕熱材料，通過與電極完整貼合，極大地降低了熱損耗，提高了RTG的熱效率。

氣凝膠包裹RTG電極另一個作用是防止電極在高溫下升華。如圖8所示，SiO2氣凝膠包裹Sb電極，成為一種防止Sb升華有效手段。首先，SiO2氣凝膠對Sb蒸汽具有化學穩定性。第二，氣凝膠具有較低彈性模量，可以通過擴張與熱電極相結合，通過多次熱循環仍然能保持緊密接觸。最后，氣凝膠的微孔和介孔使Sb蒸汽的逃逸路徑高度曲折，因此升華率顯著降低。實驗表明，包裹有氣凝膠的熱電極升華率在數百個小時后，其升華率只有未被氣凝膠包裹電極的1/1 000［17］。

圖8 氣凝膠包裹的RTG電池中P-N電極Fig.8 P-N electrodes in the aerogel-coated RTG cell

RTG 中的同位素作為熱源，也需要嚴格隔熱，減少熱散失，對空間熱源保溫也是提高RTG 電源熱電轉換效率手段之一。RTG 電源中的熱源模組主要采用氣凝膠復合材料作為保溫材料［18］。純氣凝膠在熱源工作溫度范圍（700～800 ℃），納米結構被破壞隔熱能力大大減弱，通過添加增強纖維減小氣凝膠納米結構在高溫下的收縮，添加TiO2作為高溫遮光劑降低氣凝膠材料高溫下的熱輻射，因此同位素熱源一般采用氣凝膠復合材料作為保溫材料，其真空下熱導率可低至0.002 4 W/（m·K）（圖9）。

圖9 RTG中的熱源氣凝膠保溫復合板Fig.9 Heat source aerogel insulation composite board in RTG

中國電子科技集團公司第十八研究所［19］在百毫瓦級同位素電源中采用SiO2氣凝膠作為238Pu 同位素熱源保溫材料。結果表明，238Pu 同位素溫差電池經過3 307 h 放電試驗，其最大電輸出功率為409.5 MW，平均熱電轉換效率為3.66%，遠超技術指標要求。嫦娥四號探測器的RTG［20］內部填充了低熱導率SiO2氣凝膠以減少熱量損失，使熱量盡可能多地通過溫差電單體實現熱-電能量轉換。隔熱層還對內部連接件起到定位和電絕緣作用（圖10）。

圖10 同位素溫差電池整體結構以及所用氣凝膠材料Fig.10 The overall structure of isotope thermobattery and the aerogel material used

在空間電源其他部分，NASA 的火星科學實驗室（MSL）于2011年發射，采用SiO2氣凝膠為同位素熱動力裝置（MMRTG）上熱交換器提供隔熱，隔熱交換器采用氣凝膠來使冷熱兩端分開，采用蜂窩板為天線結構支撐，且將摻雜了石墨的氣凝膠填充入樹脂基蜂窩板起到隔熱作用，保證其在火星表面環境穩定提供動力。圖11為換熱器的絕熱板［21］。

圖11 美國好奇號火星車同位素熱電發生器的熱交換器絕熱板Fig.11 The heat exchanger insulation panel for the isotope thermoelectric generator of the Curiosity Rover

1.3 低溫儲箱保溫

低溫液體在空間中用途廣泛，隨著空間技術的發展，對于低溫液體儲存條件的要求越來越高，具有低密度、低導熱等特性氣凝膠在低溫液體儲存方面可以做到更長壽命、更低損耗。NASA 將阿斯彭（Aspen）技術成熟的低溫氣凝膠氈和MLI 聯合制成隔熱組件［22］，這種低密度氣凝膠復合材料與MLI 組裝有望成為一種滿足隔熱及相關空間性能需求的隔熱構件，它可以克服MLI 目前面臨的問題：（1）組裝過程中容易破損；（2）價格高；（3）時間長性能退化。氣凝膠/MLI 組合結構可以提供一種可靠、性能優異的方案。

NASA肯尼迪航天中心（Kennedy Space Center）及其低溫測試實驗室（Cryogenics Test Laboratory，CTL）研究了氣凝膠/MLI組合結構，并與MLI結構（0.304 8 m厚，90層）在低溫，不同真空度條件下進行對比考察（圖12）。實驗在CTL進行，真空度控制在高真空（<10-3Pa）到常壓（103Pa）范圍（1 Torr = 133.32 Pa）。熱量通過隔熱系統傳入冷質容器的傳遞速率與液氮蒸發流速成正比。通過平面熱傳導測試熱導率。熱流速度是由總熱傳遞速率除以有效傳熱面積得到。

圖12 3種氣凝膠/MLI結構方案Fig.12 Three aerogel /MLI structural schemes

圖13（a）表明在真空測試范圍內，Prototype#2 性能都優于Prototype#1。Prototype#2 隔熱性能比Prototype#1 高出23%～30%，即使是真空條件下Prototype#2 也優于MLI。Prototype#3 曲線形狀形成原因主要是層間大尺寸空隙有利于氣相熱傳導，相比之下，Prototype #1 和Prototype#2 中的氣凝膠存在納米孔結構可以有效地限制氣相熱傳導。從圖13（b）可以看出，低密度氣凝膠/MLI 組合結構對隔熱性能相對純氣凝膠氈有更明顯提升。在高真空條件下隔熱性能比MLI 更優。另外，低密度氣凝膠/MLI 組合結構由于氣凝膠存在，可以對易損壞的MLI 有一定力學支撐作用。

圖13 3種氣凝膠/MLI結構方案的熱導率變化曲線Fig.13 Thermal conductivity curves of three aerogel /MLI structural schemes

FESMIRE 通過氣凝膠絕熱來儲存液氫［23］，箱體金屬頂部利用氣凝膠作為絕熱材料，幾乎不影響原有結構，因為氣凝膠低密度特性，相較于其他隔熱材料大大減輕了箱體質量。Aspen 的R BEGAG 等人利用氣凝膠與MLI 相結合研制出一種復合材料［24］，魯棒性良好，且真空下性能優于MLI，目前主要應用于低溫推進劑儲存絕熱。NASA 研制了一種組合材料［22，24］，利用鍍鋁聚酯薄膜和B4A 滌綸隔層組成多層結構與纖維增強氣凝膠組合，既能保證推進劑儲存箱達到良好的絕熱效果，還可以抵擋微流星和軌道碎片撞擊。

氣凝膠材料應用于低溫儲箱隔熱另外一種應用形式是將氣凝膠與RTV655 進行結合。RTV655 是一種硫化硅橡膠，2022年美國孟菲斯大學將氣凝膠嵌入RTV655 基體［26］，進行了探索性試驗，他們搭建了RTV655 低溫儲箱實驗平臺，結合目前文獻數據對RTV655 低溫儲箱建立熱力學模型。通過實驗與模型結果對比，發現RTV655材料性能具有復雜的溫度依賴性。對于RTV655和氣凝膠，熱力學性能參數是只有少數已知測量值，許多材料參數無法確定，后續還將結合文獻和實驗，獲取一套更完整、更精確的機械和熱性能數據。RTV655 和氣凝膠的組合將是低溫液體儲箱隔熱的重要發展方向，不過目前還處于探索階段。

1.4 星際宇航服保溫

隨著空間技術發展，針對宇航服絕熱需求主要針對兩種應用環境：高真空環境和氣體星際環境。在火星大氣環境下，傳統多層材料隔熱效果降低。而氣凝膠材料新型宇航服可適應真空或低壓大氣，還具備傳統壓力服性能，因此氣凝膠材料是理想選擇［27］。約翰遜航天中心（JSC）著力于氣凝膠和MLI隔熱材料研究和應用，經過試驗驗證，在高真空環境下MLI 比氣凝膠的熱導率更低，但二者都能滿足目標熱導率0.005 W/（m·K），而在低真空環境下氣凝膠比MLI熱導率更低。

纖維增強氣凝膠劣勢體現在其易碎、易掉粉、機械性差、封裝整合困難等問題。氣凝膠在重復使用后，其中硅系氣凝膠容易破裂并從纖維基質中分離。為增強氣凝膠機械性能，愈來愈多的研究團隊從硅系氣凝膠轉向了有機氣凝膠體系。2011年，美國俄亥俄州宇航研究所、NASA 及Akron 大學國家聚合體研發中心聯合首次報道了交聯多面體低聚倍半硅氧烷聚酰亞胺氣凝膠合成物（圖14）。此種氣凝膠密度約為0.1 g /cm3、孔隙率超過90%、比表面積達230 ～280 m2/g、室溫下熱導率可達0.014 W/（m·K）。并且此種氣凝膠機械性好，可以簡單地被加工成塊狀或薄膜，是一種理想的宇航服絕熱材料［28］。

圖14 柔性聚酰亞胺氣凝膠Fig.14 Flexible polyimide aerogel

Aspen Aerogels 公司LEE 等人開發出不易掉粉、密度更小、納米孔洞細密的聚脲氣凝膠材料，并檢測其在室溫（1 Pa）～-120 ℃（1 067 Pa）的熱導率，這將是星際宇航服的理想材料之一［29-30］。

氣凝膠纖維具有許多優點，包括較大的比表面積和良好的柔韌性、延伸性和懸垂性，具有廣泛的工業應用潛力。但由于其缺乏靈活性、擴展性，而且網絡結構脆弱，導致應用受限。2020年中國科學技術大學利用反應紡絲法制備了透明SiO2纖維［31］，將正硅酸乙酯和HCl 按一定濃度制作紡絲液，同時用濃氨水作為縮合催化劑和凝固劑。通過凝固浴使其實現快速凝膠化，從而實現連續反應紡絲。透明SiO2氣凝膠纖維具有比表面積高（可達890 m2/g）、工作溫度靈活、隔熱性能優異（0.018～0.023 W/m?K）和可疏水功能化等優點，在包括宇航服在內的等許多領域都具有潛在應用前景。2020年美國加州大學采用濕法紡絲空心纖維，將空心纖維注入氣凝膠前驅體，制備出纖維素納米氣凝膠纖維［32］。纖維鞘層具有多尺度的孔隙，包括微孔（14.5 μm）、亞微米孔（133 nm）和約25～26 nm 表面納米孔。該多孔同軸纖維具有低密度（0.2 g/cm3）、高孔隙率（85%）、高拉伸強度（23.5 MPa/g·cm-3）、寬工作溫度范圍（-20～150 ℃），以及可連續大規模生產、可生物降解性等優點，為該領域開發建立了基礎。

以上結果表明，氣凝膠在真空或者大氣環境下隔熱效果都能滿足宇航服要求，尤其在大氣環境下體現出較大優勢。并且隨著氣凝膠纖維等新型產品發展，氣凝膠產品將在空間探測領域發揮重要作用。但是其工程性還有待提高，需要適應現有的加工技術水平，目前來看聚酰亞胺氣凝膠具備較好力學性能，未來航天服隔熱應用中具有一定優勢。

2 結語

SiO2氣凝膠由于有優異的隔熱性能，廣泛應用于航天器部組件熱控系統，產品有塊體材料、塊體/蜂窩結構、氣凝膠復合材料，及氣凝膠復合材料/MLI 復合結構等多種應用形式，可滿足在-230～1 200 ℃的使用需求。隨著氣凝膠基礎研究和工程應用發展，將在航天熱控系統中發揮著越來越重要的作用。未來我國還需著力于氣凝膠理論基礎研究，加快空間探測應用、火星探測和低溫儲存等方面應用技術的研究。