氣凝膠隔熱材料在空間探測領(lǐng)域研究與應(yīng)用進(jìn)展

孟昊軒 常曉晶 艾素芬 邱家穩(wěn) 劉 佳

（1 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100080）

（2 北華航天工業(yè)學(xué)院，廊坊 065099）

（3 中國空間技術(shù)研究院遙感衛(wèi)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(jié)構(gòu)，形成獨(dú)特的納米尺度孔洞，密度和熱導(dǎo)率極低，可以節(jié)省航天器空間和質(zhì)量資源，是空間探測領(lǐng)域極端低溫和高溫溫度環(huán)境（-230～1 800 ℃）下優(yōu)選的隔熱保溫材料。本文詳細(xì)綜述了氣凝膠材料在國內(nèi)外航天器中裝置隔熱、空間電源保溫、低溫儲(chǔ)箱保溫以及星際宇航服等領(lǐng)域應(yīng)用進(jìn)展，并對(duì)氣凝膠在空間探測中的未來發(fā)展進(jìn)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(jí)多孔固態(tài)材料（圖1）。氣凝膠納米孔洞結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(dòng)，從而具有極佳的抑制對(duì)流效果。氣凝膠納米級(jí)骨架結(jié)構(gòu)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?zé)釋?dǎo)率達(dá)0.013 W/（m·K）。氣凝膠低密度、低熱導(dǎo)率的特點(diǎn)，可以在較小的空間內(nèi)，以較輕的質(zhì)量實(shí)現(xiàn)絕熱效果，在空間探測等質(zhì)量資源緊缺領(lǐng)域發(fā)揮著重要作用，具有巨大應(yīng)用優(yōu)勢。氣凝膠還具有化學(xué)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定的特點(diǎn)，可以耐受航天極端的高低溫環(huán)境，使用壽命長，適用于高可靠性的航天任務(wù)中。

圖1 氣凝膠及其三維網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)Fig.1 Aerogel and its three-dimensional network structure

氣凝膠材料最早在1931年由美國科學(xué)家S S KISTLER首次使用硅酸鈉酸性溶液合成［1］，之后隨著有機(jī)硅烷溶膠-凝膠技術(shù)及超臨界CO2干燥技術(shù)的完善，氣凝膠制備水平不斷提升，高品質(zhì)氣凝膠相繼被開發(fā)。20世紀(jì)末，美國首次將氣凝膠應(yīng)用在火星探測項(xiàng)目中，氣凝膠在航天器中應(yīng)用研究愈發(fā)重要。隨著國內(nèi)空間探測任務(wù)發(fā)展，對(duì)于環(huán)境隔熱要求越來越嚴(yán)苛，氣凝膠材料已在多個(gè)型號(hào)中實(shí)現(xiàn)多個(gè)工程應(yīng)用。本文將對(duì)氣凝膠作為隔熱材料在國內(nèi)外空間探測領(lǐng)域研究與應(yīng)用進(jìn)展進(jìn)行簡要綜述。

1 氣凝膠材料的應(yīng)用進(jìn)展

1.1 火星探測隔熱保溫

1.1.1 在火星低溫環(huán)境的應(yīng)用

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

1997年，氣凝膠首次應(yīng)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(huán)氧玻璃鋼平板-桁架結(jié)合的結(jié)構(gòu)，內(nèi)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(huán)境下（1 kPa，CO2，24 ℃）隔熱裝置熱導(dǎo)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(dǎo)，所以采用夾層結(jié)構(gòu)，利用5 μm厚的鍍金聚酰亞胺膜起到反射作用，增加系統(tǒng)抗輻射性能（圖2）。結(jié)果表明，Pathfiner的氣凝膠材料在火星表面CO2低氣壓環(huán)境下提供了理想的保溫隔熱效果［2-4］，為系統(tǒng)節(jié)省了約為5 kg質(zhì)量。該應(yīng)用實(shí)例也說明，雖然氣凝膠脆性較大，但是固定得當(dāng)，氣凝膠結(jié)構(gòu)也可以承受發(fā)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(hào)（Spirit）和機(jī)遇號(hào)（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(jìn)一步解決氣凝膠紅外透明導(dǎo)致的熱輻射問題，MER 上氣凝膠摻雜了質(zhì)量分?jǐn)?shù)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(huán)境（1 kPa，CO2，25 ℃）下熱導(dǎo)率約為0.012 W/（m·K）。MER火星車設(shè)計(jì)為腔式面板-桁架結(jié)構(gòu)，增加氣凝膠機(jī)械性能和可操作性。其中氣凝膠切割成相應(yīng)塊體結(jié)構(gòu)后，后粘貼到火星車結(jié)構(gòu)板，組成結(jié)構(gòu)組件，實(shí)現(xiàn)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(hào)”登陸火星烏托邦平原，并展開為期90 d 的巡視探測。“祝融號(hào)”火星車采用新研制密度的超低密度納米SiO2氣凝膠隔熱復(fù)合材料作為熱控系統(tǒng)保溫材料［7-9］，該材料密度極低（30 kg/m3），但經(jīng)材料設(shè)計(jì)為復(fù)合材料后，具有可機(jī)加性能，可加工異型復(fù)雜結(jié)構(gòu)，經(jīng)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(jié)構(gòu)中。超低密度氣凝膠隔熱板熱導(dǎo)率0.006 9 W/（m·K），遠(yuǎn)低于美國“機(jī)遇號(hào)”和“勇氣號(hào)”火星車氣凝膠產(chǎn)品同條件下的熱導(dǎo)率0.012 W/（m·K）（圖4）。祝融號(hào)火星車全車使用納米氣凝膠隔熱板面積約為3.2 m2，總質(zhì)量為1.97 kg，僅占火星車質(zhì)量的0.8%?！白Ｈ谔?hào)”火星車在軌數(shù)據(jù)表明，超低密度納米氣凝膠隔熱板經(jīng)結(jié)構(gòu)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(shí)，艙板內(nèi)外兩側(cè)溫差最大達(dá)53.8 ℃，艙內(nèi)側(cè)溫度在-28 ℃以上，保證艙內(nèi)設(shè)備在零加熱功率補(bǔ)償下，溫度仍處于允許范圍內(nèi)，有力地保障了火星車艙內(nèi)設(shè)備的正常工作和有效探測。

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

對(duì)于未來火星居住，NASA 噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室搭建了一個(gè)試驗(yàn)裝置［11］（圖5），模擬太陽光到達(dá)火星表面強(qiáng)度對(duì)氣凝膠照射，經(jīng)測量發(fā)現(xiàn)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(duì)植物有害的紫外光，SiO2氣凝膠還可以形成溫室效應(yīng)，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(huán)境下應(yīng)用

火星車進(jìn)入火星大氣時(shí)，探測器會(huì)和大氣劇烈摩擦產(chǎn)生上千度高溫。針對(duì)著陸時(shí)熱防護(hù)，NASA 開展極音速充氣氣動(dòng)減速器（HIAD）研制工作［12］。其中，J A DELCORSO 等人開始探索其主要環(huán)節(jié)——柔性熱防護(hù)系統(tǒng)（FTPS），F(xiàn)TPS 一般分為三層，由外至內(nèi)分別為熱防護(hù)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(qiáng)Pyrogel 3350型SiO2氣凝膠等［13］。國內(nèi)北京空間機(jī)電研究所曹旭等［14］設(shè)計(jì)的FTPS，隔熱層采用耐高溫織物與氣凝膠多層鋪設(shè)結(jié)構(gòu)，在熱沖擊試驗(yàn)中，耐熱效果顯著。

2021年，NASA“毅力號(hào)”（Perseverance）火星車搭載了面包機(jī)大小“火星氧氣原位資源利用實(shí)驗(yàn)（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(zhuǎn)化為O2。轉(zhuǎn)化過程中需要大量的熱，環(huán)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(hào)”火星車的火星氧氣原位資源利用實(shí)驗(yàn)（MOXIE）裝置Fig.6 The Mars Oxygen in Situ Resource Utilization Experiment （MOXIE） device for the Rover Perseverance

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)等高溫應(yīng)用環(huán)境，耐高溫氣凝膠也發(fā)揮重要作用。我國“天問一號(hào)”探測器在著陸過程中，采用推力發(fā)動(dòng)機(jī)逐步減小下落速度的方式，穩(wěn)定點(diǎn)火時(shí)噴管平均溫度超過1 000 ℃，設(shè)計(jì)采用可耐受1 200 ℃的SiO2氣凝膠高溫隔熱裝置（圖7），隔絕發(fā)動(dòng)機(jī)其他部位熱量［15-16］。

圖7 耐高溫SiO2氣凝膠實(shí)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(duì)電源更高穩(wěn)定性和耐久性要求，空間工作的供電系統(tǒng)性能決定著深空探測進(jìn)程的發(fā)展?？臻g電源技術(shù)發(fā)展至今應(yīng)用最為成熟的是同位素溫差電池（RTG）。在過去40年中，NASA有關(guān)地球軌道、月球、火星等太空船車載電力項(xiàng)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(chǎn)生熱能，同時(shí)利用余熱為熱控系統(tǒng)提供熱能，以在極低溫度條件下保護(hù)探測器。如何減少熱量散失損耗，以提高熱電轉(zhuǎn)換效率是其中RTG技術(shù)應(yīng)用的關(guān)鍵問題。

目前技術(shù)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(wǎng)組成的多層結(jié)構(gòu)，不具有組裝性能，易引起系統(tǒng)漏熱。耐高溫氣凝膠材料真空、室溫?zé)釋?dǎo)率可低至0.001 W/（m·K），且具有一定結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，能夠通過機(jī)械加工出溝、槽等結(jié)構(gòu)，從而組裝形成異型結(jié)構(gòu)，搭建完整的隔熱裝置。相比較于多層結(jié)構(gòu)，氣凝膠材料更能有效地避免系統(tǒng)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(xù)產(chǎn)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(nèi)實(shí)現(xiàn)分子尺度構(gòu)筑。該方法可以在氣凝膠制備前期液體狀態(tài)下與溫差電組件P-N 電元件形成分子尺寸的結(jié)合凝膠膜，經(jīng)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(gè)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(duì)Sb蒸汽具有化學(xué)穩(wěn)定性。第二，氣凝膠具有較低彈性模量，可以通過擴(kuò)張與熱電極相結(jié)合，通過多次熱循環(huán)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(shí)驗(yàn)表明，包裹有氣凝膠的熱電極升華率在數(shù)百個(gè)小時(shí)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(yán)格隔熱，減少熱散失，對(duì)空間熱源保溫也是提高RTG 電源熱電轉(zhuǎn)換效率手段之一。RTG 電源中的熱源模組主要采用氣凝膠復(fù)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(jié)構(gòu)被破壞隔熱能力大大減弱，通過添加增強(qiáng)纖維減小氣凝膠納米結(jié)構(gòu)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?zé)嵩匆话悴捎脷饽z復(fù)合材料作為保溫材料，其真空下熱導(dǎo)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(fù)合板Fig.9 Heat source aerogel insulation composite board in RTG

中國電子科技集團(tuán)公司第十八研究所［19］在百毫瓦級(jí)同位素電源中采用SiO2氣凝膠作為238Pu 同位素?zé)嵩幢夭牧?。結(jié)果表明，238Pu 同位素溫差電池經(jīng)過3 307 h 放電試驗(yàn)，其最大電輸出功率為409.5 MW，平均熱電轉(zhuǎn)換效率為3.66%，遠(yuǎn)超技術(shù)指標(biāo)要求。嫦娥四號(hào)探測器的RTG［20］內(nèi)部填充了低熱導(dǎo)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(shí)現(xiàn)熱-電能量轉(zhuǎn)換。隔熱層還對(duì)內(nèi)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(jié)構(gòu)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(xué)實(shí)驗(yàn)室（MSL）于2011年發(fā)射，采用SiO2氣凝膠為同位素?zé)釀?dòng)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(jié)構(gòu)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(huán)境穩(wěn)定提供動(dòng)力。圖11為換熱器的絕熱板［21］。

圖11 美國好奇號(hào)火星車同位素?zé)犭姲l(fā)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(chǔ)箱保溫

低溫液體在空間中用途廣泛，隨著空間技術(shù)的發(fā)展，對(duì)于低溫液體儲(chǔ)存條件的要求越來越高，具有低密度、低導(dǎo)熱等特性氣凝膠在低溫液體儲(chǔ)存方面可以做到更長壽命、更低損耗。NASA 將阿斯彭（Aspen）技術(shù)成熟的低溫氣凝膠氈和MLI 聯(lián)合制成隔熱組件［22］，這種低密度氣凝膠復(fù)合材料與MLI 組裝有望成為一種滿足隔熱及相關(guān)空間性能需求的隔熱構(gòu)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(jià)格高；（3）時(shí)間長性能退化。氣凝膠/MLI 組合結(jié)構(gòu)可以提供一種可靠、性能優(yōu)異的方案。

NASA肯尼迪航天中心（Kennedy Space Center）及其低溫測試實(shí)驗(yàn)室（Cryogenics Test Laboratory，CTL）研究了氣凝膠/MLI組合結(jié)構(gòu)，并與MLI結(jié)構(gòu)（0.304 8 m厚，90層）在低溫，不同真空度條件下進(jìn)行對(duì)比考察（圖12）。實(shí)驗(yàn)在CTL進(jìn)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(tǒng)傳入冷質(zhì)容器的傳遞速率與液氮蒸發(fā)流速成正比。通過平面熱傳導(dǎo)測試熱導(dǎo)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(jié)構(gòu)方案Fig.12 Three aerogel /MLI structural schemes

圖13（a）表明在真空測試范圍內(nèi)，Prototype#2 性能都優(yōu)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(yōu)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(dǎo)，相比之下，Prototype #1 和Prototype#2 中的氣凝膠存在納米孔結(jié)構(gòu)可以有效地限制氣相熱傳導(dǎo)。從圖13（b）可以看出，低密度氣凝膠/MLI 組合結(jié)構(gòu)對(duì)隔熱性能相對(duì)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(yōu)。另外，低密度氣凝膠/MLI 組合結(jié)構(gòu)由于氣凝膠存在，可以對(duì)易損壞的MLI 有一定力學(xué)支撐作用。

圖13 3種氣凝膠/MLI結(jié)構(gòu)方案的熱導(dǎo)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(chǔ)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(jié)構(gòu)，因?yàn)闅饽z低密度特性，相較于其他隔熱材料大大減輕了箱體質(zhì)量。Aspen 的R BEGAG 等人利用氣凝膠與MLI 相結(jié)合研制出一種復(fù)合材料［24］，魯棒性良好，且真空下性能優(yōu)于MLI，目前主要應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑儲(chǔ)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(jié)構(gòu)與纖維增強(qiáng)氣凝膠組合，既能保證推進(jìn)劑儲(chǔ)存箱達(dá)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(yīng)用于低溫儲(chǔ)箱隔熱另外一種應(yīng)用形式是將氣凝膠與RTV655 進(jìn)行結(jié)合。RTV655 是一種硫化硅橡膠，2022年美國孟菲斯大學(xué)將氣凝膠嵌入RTV655 基體［26］，進(jìn)行了探索性試驗(yàn)，他們搭建了RTV655 低溫儲(chǔ)箱實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，結(jié)合目前文獻(xiàn)數(shù)據(jù)對(duì)RTV655 低溫儲(chǔ)箱建立熱力學(xué)模型。通過實(shí)驗(yàn)與模型結(jié)果對(duì)比，發(fā)現(xiàn)RTV655材料性能具有復(fù)雜的溫度依賴性。對(duì)于RTV655和氣凝膠，熱力學(xué)性能參數(shù)是只有少數(shù)已知測量值，許多材料參數(shù)無法確定，后續(xù)還將結(jié)合文獻(xiàn)和實(shí)驗(yàn)，獲取一套更完整、更精確的機(jī)械和熱性能數(shù)據(jù)。RTV655 和氣凝膠的組合將是低溫液體儲(chǔ)箱隔熱的重要發(fā)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(shù)發(fā)展，針對(duì)宇航服絕熱需求主要針對(duì)兩種應(yīng)用環(huán)境：高真空環(huán)境和氣體星際環(huán)境。在火星大氣環(huán)境下，傳統(tǒng)多層材料隔熱效果降低。而氣凝膠材料新型宇航服可適應(yīng)真空或低壓大氣，還具備傳統(tǒng)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(yīng)用，經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，在高真空環(huán)境下MLI 比氣凝膠的熱導(dǎo)率更低，但二者都能滿足目標(biāo)熱導(dǎo)率0.005 W/（m·K），而在低真空環(huán)境下氣凝膠比MLI熱導(dǎo)率更低。

纖維增強(qiáng)氣凝膠劣勢體現(xiàn)在其易碎、易掉粉、機(jī)械性差、封裝整合困難等問題。氣凝膠在重復(fù)使用后，其中硅系氣凝膠容易破裂并從纖維基質(zhì)中分離。為增強(qiáng)氣凝膠機(jī)械性能，愈來愈多的研究團(tuán)隊(duì)從硅系氣凝膠轉(zhuǎn)向了有機(jī)氣凝膠體系。2011年，美國俄亥俄州宇航研究所、NASA 及Akron 大學(xué)國家聚合體研發(fā)中心聯(lián)合首次報(bào)道了交聯(lián)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(dá)230 ～280 m2/g、室溫下熱導(dǎo)率可達(dá)0.014 W/（m·K）。并且此種氣凝膠機(jī)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(fā)出不易掉粉、密度更小、納米孔洞細(xì)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(dǎo)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(yōu)點(diǎn)，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(yè)應(yīng)用潛力。但由于其缺乏靈活性、擴(kuò)展性，而且網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)脆弱，導(dǎo)致應(yīng)用受限。2020年中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)利用反應(yīng)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(shí)用濃氨水作為縮合催化劑和凝固劑。通過凝固浴使其實(shí)現(xiàn)快速凝膠化，從而實(shí)現(xiàn)連續(xù)反應(yīng)紡絲。透明SiO2氣凝膠纖維具有比表面積高（可達(dá)890 m2/g）、工作溫度靈活、隔熱性能優(yōu)異（0.018～0.023 W/m?K）和可疏水功能化等優(yōu)點(diǎn)，在包括宇航服在內(nèi)的等許多領(lǐng)域都具有潛在應(yīng)用前景。2020年美國加州大學(xué)采用濕法紡絲空心纖維，將空心纖維注入氣凝膠前驅(qū)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(qiáng)度（23.5 MPa/g·cm-3）、寬工作溫度范圍（-20～150 ℃），以及可連續(xù)大規(guī)模生產(chǎn)、可生物降解性等優(yōu)點(diǎn)，為該領(lǐng)域開發(fā)建立了基礎(chǔ)。

以上結(jié)果表明，氣凝膠在真空或者大氣環(huán)境下隔熱效果都能滿足宇航服要求，尤其在大氣環(huán)境下體現(xiàn)出較大優(yōu)勢。并且隨著氣凝膠纖維等新型產(chǎn)品發(fā)展，氣凝膠產(chǎn)品將在空間探測領(lǐng)域發(fā)揮重要作用。但是其工程性還有待提高，需要適應(yīng)現(xiàn)有的加工技術(shù)水平，目前來看聚酰亞胺氣凝膠具備較好力學(xué)性能，未來航天服隔熱應(yīng)用中具有一定優(yōu)勢。

2 結(jié)語

SiO2氣凝膠由于有優(yōu)異的隔熱性能，廣泛應(yīng)用于航天器部組件熱控系統(tǒng)，產(chǎn)品有塊體材料、塊體/蜂窩結(jié)構(gòu)、氣凝膠復(fù)合材料，及氣凝膠復(fù)合材料/MLI 復(fù)合結(jié)構(gòu)等多種應(yīng)用形式，可滿足在-230～1 200 ℃的使用需求。隨著氣凝膠基礎(chǔ)研究和工程應(yīng)用發(fā)展，將在航天熱控系統(tǒng)中發(fā)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(chǔ)研究，加快空間探測應(yīng)用、火星探測和低溫儲(chǔ)存等方面應(yīng)用技術(shù)的研究。