充氣展開月面居住艙微流星體防護(hù)及隔熱設(shè)計(jì)

徐鏵東， 王玉林， 于 東， 石景富， 崔嘉鑫， 苗常青?

（1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 哈爾濱 150001； 2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076； 3.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院機(jī)械設(shè)計(jì)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(cè)、資源開發(fā)利用及月面科考的基本保障，是構(gòu)建月球基地的關(guān)鍵設(shè)施。 考慮到未來航天員長(zhǎng)期駐留及開展大型科研、探測(cè)及建設(shè)活動(dòng)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(cè)及月球基地建設(shè)的關(guān)鍵。

目前已提出了多種月面居住艙構(gòu)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(yīng)用最為廣泛，如國(guó)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(yùn)輸距離遙遠(yuǎn)，且受火箭運(yùn)載能力（發(fā)射重量、發(fā)射體積）及發(fā)射成本的限制，難以構(gòu)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(hù)殼，以減少月球基地建設(shè)對(duì)地球運(yùn)送資源的需求量，降低月球建設(shè)的發(fā)射成本，但該技術(shù)難度較大，不利于初期的月球基地建設(shè)。

充氣展開結(jié)構(gòu)可柔性折疊、發(fā)射體積小、質(zhì)量輕、發(fā)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(gòu)建提供了一條新的途徑。近年來，充氣展開結(jié)構(gòu)在航天器結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用越來越廣泛。 20 世紀(jì)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(fā)射體積的傳統(tǒng)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(chǔ)能空間，具有很好的應(yīng)用前景。 一系列試驗(yàn)結(jié)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(hù)性能，能夠折疊包裝并在真空中充氣展開，驗(yàn)證了充氣艙空間應(yīng)用的可行性。 2006 年7 月和2007 年6 月，Bigelow 公司相繼成功發(fā)射了起源一號(hào)、起源二號(hào)實(shí)驗(yàn)性充氣艙，完成了在軌充氣展開，并驗(yàn)證了充氣艙的長(zhǎng)期在軌運(yùn)行能力。 2016 年4 月，Bigelow 公司的BEAM充氣艙由龍飛船發(fā)射成功，完成了在軌充氣展開試驗(yàn)驗(yàn)證，成為首個(gè)與國(guó)際空間站對(duì)接并展開的充氣艙。 2017 年11 月，NASA 完成對(duì)BEAM 充氣艙在軌測(cè)試，BEAM 充氣艙由技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)艙正式成為國(guó)際空間站組件，作為貨艙使用。BEAM 艙的應(yīng)用，驗(yàn)證了充氣艙空間應(yīng)用的可行性。 充氣展開驅(qū)動(dòng)方式簡(jiǎn)單、可靠，且建造難度小、周期短、易于維修與擴(kuò)展，適用于月面居住艙的建造。

月面居住艙運(yùn)行期間將面臨復(fù)雜的月面環(huán)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(jié)構(gòu)不再適用，為保證月面居住艙安全可靠使用，需重點(diǎn)考慮其月面環(huán)境防護(hù)功能以及航天員在月面重力下的站立、坐臥等活動(dòng)的方向性要求。

為提高月面居住艙內(nèi)部使用空間、減小發(fā)射體積與發(fā)射質(zhì)量，本文提出并設(shè)計(jì)一種具有多層夾芯多功能防護(hù)層的充氣展開月面居住艙，研制充氣展開月面居住艙樣機(jī)，進(jìn)行微流星體超高速碰撞、隔熱、艙體折疊與充氣展開性能測(cè)試，初步驗(yàn)證充氣展開月面居住艙在月面應(yīng)用的可行性。

2 方案設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)了一種具有多層夾芯多功能防護(hù)層的充氣展開月面居住艙，其結(jié)構(gòu)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(duì)縱向空間進(jìn)行分層利用，形成3層結(jié)構(gòu)，其內(nèi)部主要結(jié)構(gòu)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(nèi)部結(jié)構(gòu)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(fù)合材料艙壁、艙門、舷窗等結(jié)構(gòu)構(gòu)成。 居住艙內(nèi)部包含充氣桁架、基座、支架及氣瓶等設(shè)備，外部安裝有充氣展開氣閘艙，方便航天員進(jìn)出居住艙。

充氣桁架是輔助居住艙充氣展開并為居住艙長(zhǎng)期運(yùn)行提供內(nèi)部支撐的重要結(jié)構(gòu)部件，桁架結(jié)構(gòu)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(huán)構(gòu)成，隨充氣展開月面居住艙一起折疊發(fā)射，并輔助居住艙充氣展開。 展開后充氣桁架可進(jìn)行電加熱剛化，在內(nèi)部形成剛性的充氣桁架，提高整個(gè)居住艙的承壓能力和結(jié)構(gòu)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(huán)境，設(shè)計(jì)了一種具有多層夾芯多功能防護(hù)層的柔性復(fù)合材料艙壁結(jié)構(gòu)，以進(jìn)行月面環(huán)境的一體化防護(hù)設(shè)計(jì)，其結(jié)構(gòu)及材料分布示意圖如圖4 所示。

圖4 柔性復(fù)合材料艙壁結(jié)構(gòu)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(fù)合材料制成，其外層結(jié)構(gòu)為月面環(huán)境多層夾芯多功能防護(hù)層，內(nèi)層結(jié)構(gòu)為密封承壓內(nèi)囊。 其中，多層夾芯多功能防護(hù)層由隔熱層、微流星體超高速碰撞防護(hù)層構(gòu)成，隔熱層為鍍鋁復(fù)合薄膜，微流星體超高速碰撞防護(hù)層由鋁絲網(wǎng)、石英纖維布、芳綸纖維布和開孔聚氨酯泡沫構(gòu)成，上述材料同時(shí)還具有防輻射、抗紫外老化等功能。 密封承壓內(nèi)囊由聚氨酯（TPU）和聚乙烯（PE）等多層薄膜材料復(fù)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(hù)層進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì)，模塊間通過條帶進(jìn)行連接，艙體局部區(qū)域的模塊形狀和連接方式如圖5 所示。

圖5 防護(hù)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(hù)模塊通過軸向條帶和周向條帶進(jìn)行連接，并采用模塊間分塊穿插疊合方案進(jìn)行折疊。 防護(hù)層模塊的展開狀態(tài)、折疊方式和折疊后的狀態(tài)如圖6 所示。

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

防護(hù)模塊采用斜截面設(shè)計(jì)，可使模塊間展開平順，減小摩擦力。 采用如上方法對(duì)居住艙防護(hù)層進(jìn)行折疊，解決了防護(hù)層因厚度太大而難以折疊的問題。

3 微流星體防護(hù)性能分析

當(dāng)前，眾多研究者對(duì)柔性材料的超高速碰撞防護(hù)性能進(jìn)行了研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)鋁金屬絲網(wǎng)、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(duì)低速碎片具有良好的攔截作用。 因此，在微流星體防護(hù)結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)中，將鋁金屬絲網(wǎng)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(shè)計(jì)了7 種多層夾芯多功能防護(hù)結(jié)構(gòu)，其試驗(yàn)編號(hào)及材料分布如表1 所示。

表1 防護(hù)結(jié)構(gòu)及其材料分布Table 1 Material distribution of each bumper of the protective structure

上述防護(hù)結(jié)構(gòu)均為5 屏結(jié)構(gòu)，每個(gè)防護(hù)屏厚度約為2 mm。 在E＃1 ～E＃5 中，屏間距均為18 mm，結(jié)構(gòu)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(jìn)而設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)，其中E＃7 第2 屏中鋁絲網(wǎng)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(jí)輕氣炮對(duì)上述防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行超高速碰撞試驗(yàn)，所用彈丸材料為Al－2017 鋁合金，直徑為3. 97 mm，采用磁測(cè)速方法測(cè)量彈丸的入射速度，圖7 為安裝好的靶架和二級(jí)輕氣炮的靶艙。

圖7 超高速碰撞試驗(yàn)設(shè)備Fig.7 Equipment for hypervelocity impact test

防護(hù)屏是由多層織物或鋁絲網(wǎng)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(nèi)部。 超高速碰撞試驗(yàn)結(jié)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(chǎn)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(chǎn)生撞擊損傷，第5 屏為完整狀態(tài)。

圖8 超高速碰撞試驗(yàn)結(jié)果Fig.8 Results of hypervelocity impact test

為比較每種防護(hù)結(jié)構(gòu)的防護(hù)性能，定義防護(hù)結(jié)構(gòu)剩余質(zhì)量百分比為式（1）所示：

式中，為未被彈丸穿透的材料層數(shù)，為材料總層數(shù)，AD為每一層材料的面密度。 當(dāng)防護(hù)結(jié)構(gòu)剩余質(zhì)量百分比值越高時(shí)，防護(hù)性能越好。 7 種防護(hù)結(jié)構(gòu)總體面密度、彈丸入射速度以及值比較結(jié)果如表2 所示。

表2 超高速碰撞試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Results of hypervelocity impact test

在E＃1～E＃5 中，防護(hù)結(jié)構(gòu)的總面密度、結(jié)構(gòu)總厚度和彈丸速度基本一致，其比較結(jié)果表明：E＃4 中，“鋁絲網(wǎng)＼鋁絲網(wǎng)＼芳綸＼芳綸＼芳綸”的防護(hù)結(jié)構(gòu)具有37.28%的剩余質(zhì)量，優(yōu)于其他結(jié)構(gòu)，確定了防護(hù)結(jié)構(gòu)中鋁絲網(wǎng)放置在前，芳綸纖維布放置在后的材料布設(shè)方案。

結(jié)構(gòu)總厚度為40 mm 的E＃6 是E＃4 的改進(jìn)方案，發(fā)現(xiàn)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(hù)性能大幅降低。 E＃7 是在E＃6 的基礎(chǔ)上進(jìn)行的材料分布改進(jìn)設(shè)計(jì)，將石英纖維布放置在第2 屏后部和第3 屏的前部，結(jié)果發(fā)現(xiàn)值為23.19%，較E＃6 有很大的性能提升。 所設(shè)計(jì)的E＃7 不僅能防護(hù)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(zhì)量，能防護(hù)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(hù)性能，采用E＃7 中的防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并以此進(jìn)行隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和月面居住艙樣機(jī)加工。

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

4 隔熱性能測(cè)試

為有效降低防護(hù)層的導(dǎo)熱性能，在微流星體多層夾芯防護(hù)層結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，增加了開孔泡沫、鍍鋁復(fù)合薄膜等隔熱材料，進(jìn)行隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。 開孔泡沫材料放置在相鄰2 個(gè)防護(hù)屏中間，形成多孔結(jié)構(gòu)，增大屏間接觸熱阻；鍍鋁復(fù)合薄膜（Coating Aluminum Membrane， AM）作為反射層放置在多層夾芯防護(hù)結(jié)構(gòu)的前＼中＼后位置，提高隔熱性能，同時(shí)可提高結(jié)構(gòu)抗輻射及紫外老化性能。 經(jīng)過隔熱設(shè)計(jì)的月面環(huán)境多層夾芯防護(hù)層蒙皮結(jié)構(gòu)及材料分布如表3 所示。

表3 多層夾芯防護(hù)層結(jié)構(gòu)及材料分布Table 3 Multilayer sandwich sheilding structure and material distribution of each bumper

根據(jù)表3 中的材料及結(jié)構(gòu)方案，研制了月面居住艙縮比樣機(jī)（1 ∶3），并利用臨近空間環(huán)境模擬裝置進(jìn)行了隔熱性能試驗(yàn)測(cè)試，以得到月面居住艙在熱真空環(huán)境下的導(dǎo)熱系數(shù)，評(píng)估其隔熱性能。

試驗(yàn)過程中，先將臨近空間環(huán)境模擬裝置內(nèi)進(jìn)行抽真空操作。 月面居住艙縮比樣機(jī)在內(nèi)部剩余氣體作用下展開，待其完全展開后再進(jìn)行加熱，加熱時(shí)長(zhǎng)為90 min。 研制的縮比樣機(jī)及其在臨近空間環(huán)境模擬裝置中的放置位置如圖9 所示。

圖9 縮比樣機(jī)及其隔熱性能測(cè)試Fig.9 Scaled prototype and thermal insulation test

縮比樣機(jī)的內(nèi)、外表面共布置有4 個(gè)測(cè)溫點(diǎn)，分別位于外防護(hù)層蒙皮上端、中部，密封承壓內(nèi)囊上段、中部。 試驗(yàn)記錄的溫度數(shù)據(jù)曲線如圖10 所示。 縮比樣機(jī)外部測(cè)溫點(diǎn)1 初始溫度＝12.4 ℃，外部測(cè)溫點(diǎn)1 結(jié)束溫度＝135.0 ℃；外部測(cè)溫點(diǎn)2 初始溫度＝12.2 ℃，外部測(cè)溫點(diǎn)2 結(jié)束溫度＝127.4 ℃；內(nèi)部測(cè)溫點(diǎn)1 初始溫度＝13.8 ℃，內(nèi)部測(cè)溫點(diǎn)1 結(jié)束溫度＝26.8 ℃；內(nèi)部測(cè)溫點(diǎn)2 初始溫度＝13.0 ℃， 內(nèi)部測(cè)溫點(diǎn)2 結(jié)束溫度＝40.7 ℃。

圖10 縮比樣機(jī)及其隔熱性能測(cè)試Fig.10 Scaled prototype and thermal insulation test

在熱真空環(huán)境下，樣機(jī)內(nèi)部升溫所需能量來源于多層夾芯防護(hù)層的導(dǎo)熱過程，即氣密層內(nèi)囊由于外部材料導(dǎo)熱吸收的能量導(dǎo)致其溫度升高。根據(jù)傳熱學(xué)公式，氣密層由外部材料導(dǎo)熱所吸收的能量為式（2）：

式中，為熱通量，為氣密層面積，為時(shí)間。 熱通量可進(jìn)一步表示為式（3）：

式中，為導(dǎo)熱系數(shù)；為柔性蒙皮厚度，試驗(yàn)測(cè)得＝40.219 mm；Δ為內(nèi)外溫差，此處取加熱結(jié)束時(shí)刻的溫度差平均值為式（4）：

經(jīng)計(jì)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(nèi)囊材料的比熱容，＝1.7 J／g·℃；Δ為氣密層初始至結(jié)束溫差，取內(nèi)部測(cè)溫點(diǎn)初始與結(jié)束溫差平均值為式（6）：

經(jīng)計(jì)算，其值為19.65 ℃。 氣密層材料質(zhì)量為式（7）：

式中，為氣密層材料密度，試驗(yàn)測(cè)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(jù)氣密層由外部材料導(dǎo)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(jù)式（2）、（3）和（5）得導(dǎo)熱系數(shù)為式（9）：

可得多層夾芯防護(hù)層蒙皮的導(dǎo)熱系數(shù)為0.0006 W／m·K，低于航天器常用的多層隔熱材料導(dǎo)熱系數(shù)0.03 W／m·K，具有更優(yōu)的隔熱性能。

5 折疊展開性能測(cè)試

月面居住艙發(fā)射前需包裝折疊，到達(dá)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(guān)鍵。

月面居住艙由密封承壓內(nèi)囊和多層夾芯多功能月面環(huán)境防護(hù)層構(gòu)成，首先對(duì)內(nèi)囊進(jìn)行折疊展開試驗(yàn)，分析展開過程，然后將多層夾芯多功能月面環(huán)境防護(hù)層安裝在內(nèi)囊外部，對(duì)月面居住艙整體樣機(jī)進(jìn)行折疊展開試驗(yàn)，以分析月面艙的折疊展開性能，并驗(yàn)證月面應(yīng)用可行性。

密封承壓內(nèi)囊采用手風(fēng)琴式折疊，該折疊方式簡(jiǎn)單，便于操作，易于控制展開。 全尺寸內(nèi)囊結(jié)構(gòu)樣機(jī)折疊后的形狀如圖11 所示。 內(nèi)囊折疊后為邊長(zhǎng)1. 5 m、高0. 1 m 的長(zhǎng)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(nèi)囊折疊效率較高，其折疊體積與展開體積之比約為1 ∶40，對(duì)更大尺寸的內(nèi)囊，其折疊效率將會(huì)更高。 對(duì)折疊后的內(nèi)囊進(jìn)行了充氣展開試驗(yàn)，圖12 為展開過程。可以看出，折疊的密封承壓內(nèi)囊可在充氣壓力驅(qū)動(dòng)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(nèi)囊Fig.11 Shape of the sealed pressure?bearing internal capsule after folding

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

根據(jù)第3 節(jié)中多層夾芯多功能防護(hù)層結(jié)構(gòu)與材料方案，制作了全尺寸月面環(huán)境防護(hù)層樣機(jī)，并安裝在密封承壓內(nèi)囊外部。 通過模塊穿插疊合方式折疊后的防護(hù)層及手風(fēng)琴折疊后的內(nèi)囊組成的全尺寸月面艙樣機(jī)如圖13 所示。

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

月面艙樣機(jī)折疊后為圓柱形結(jié)構(gòu)。 密封承壓內(nèi)囊和月面艙樣機(jī)折疊性能參數(shù)如表4 所示。

表4 樣機(jī)折疊性能參數(shù)Table 4 Folding performance parameters of the proto?type

折疊后的月面艙樣機(jī)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(dá)到10.5。 月面艙樣機(jī)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(qū)動(dòng)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(jī)充氣展開過程Fig. 14 Deployment process of the inflatable deployable lunar habitation prototype

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

6 結(jié)論

1）本文設(shè)計(jì)的多層夾芯微流星體防護(hù)結(jié)構(gòu)能夠有效防護(hù)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(zhì)量百分比，可進(jìn)一步防護(hù)速度更高、質(zhì)量更大的微流星體，具有較好的防護(hù)性能。

2）在微流星體防護(hù)結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，通過增加鍍鋁復(fù)合薄膜，設(shè)計(jì)了多屏隔熱結(jié)構(gòu)，其等效導(dǎo)熱系數(shù)為0.0006 W／m·K，優(yōu)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(fā)射體積發(fā)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(huán)境。

現(xiàn)階段，國(guó)內(nèi)充氣艙關(guān)鍵技術(shù)方面的研究基本與國(guó)際保持技術(shù)同步，但在在軌飛行驗(yàn)證和空間應(yīng)用技術(shù)研究方面還有所欠缺，建議在關(guān)鍵技術(shù)突破基礎(chǔ)上，廣泛開展新型充氣艙樣機(jī)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證，并完成部分樣機(jī)的在軌應(yīng)用研究。