舱外航天服被动热防护技术

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1、技术论文载人航天2010年第3期舱外航天服被动热防护技术杨冬晖李志刘洪静(中国航天员科研训练中心)摘要舱外航天服的被动热防护是系统面对空间环境屏蔽防护的关键功能之一。在介绍航天服被动热防护功能需求、主要技术要求、材料特性及其选择和热防护结构实现的基础上．阐述飞天舱外服的热防护性能验证情况和对未来登月和火星服热防护的技术需求。关键词舱外航天服被动热防护防护材料多层绝热结构分类号V444．3文献标识码A文章编号1674—5825(2010)03一0009_051引言2被动热防护结构的功能要求舱外航天服是出舱活动的核心装备，而热防护是舱外航天服空间环境屏蔽防护的关键技术之一，是系统正常

2、工作、航天员安全及操作工效的基本保障。由于出舱活动面临极为严酷的热环境，面向太阳时和在太阳阴影区的辐射热流有巨大的差别，典型物体在这种条件下其温度交变范围可达±150℃。如不采取特别的防护措施，人体将无法生存，主动热控在如此巨大的交变条件下也无法实现。目前国际上广泛采用的舱外航天服热控方案是通过高效的被动热防护结构实现航天员与外环境的热隔离，在此基础上通过主动热控实现人体热平衡控制，从而保证航天员的生存和必要的工效能力【l】。在轨道空间和登月环境下，由于没有气体对流效应也缺少其它导热效应，辐射传热将是舱外航天服内外环境热交换的主要方式，目前美俄舱外航天服都采用多层反射式绝热隔热方

3、法进行系统被动热防护。美国和俄罗斯出舱用航天服的真空屏蔽隔热层均采用了多层镀铝聚酯薄膜复合结构。目前在用航天服的漏热水平可达到在朝阳面最大漏人热量和在太阳阴影区最大漏出热量的要求，可以保证主动温控系统的外加热负荷和热扰动控制在可以接受的水平，从而保证航天员在较大的代谢范围内具有良好的热舒适性。被动热防护的目的是对月面和低地球轨道的极端环境进行有效隔绝，使其对舱外航天服热控系统的影响最小。从结构实现上，被动热防护结构是在舱外航天服压力防护结构的外层，也是航天服结构的最外层，因此其不仅要保证热防护的基本要求，同时也必须适应相关的结构要求，这些要求包括：(1)热防护能力在朝阳面向航天服

4、内的热泄漏量和在背阴面空间冷背景条件下，向航天服外的热泄漏量满足设计要求。(2)必须保证航天服活动部分的柔软灵活性和耐疲劳性能，以适应内部活动性和尺寸调节要求。(3)必须保证其有足够的机械强度，耐磨、耐划伤和撕裂。(4)极端环境条件下的稳定性，如耐热、耐化学腐蚀，耐氧化，在原子氧环境和紫外线照射下性能不应发生下降(或使其尽可能低)。(5)材料应具有阻燃和自熄性能。(6)满足航天服活动部组件的反复活动、弯折要求。(7)结构应尽可能轻薄，降低对航天服活动性的阻碍，降低系统质量。这些要求构成了被动热防护的基本约束，美俄来稿日期：20lO-06．12；修回日期：201伽8—28。作者简介

5、：杨冬晖(1971．01一)。女，硕士，副研究员，主要从事航天服热防护技术研究。9载人航天20lO年第3期技术论文舱外服的被动热防护均采用外结构防护层加上多层反射真空绝热层结构的真空屏蔽隔热服。这种热控结构可以很好的实现航天服内外的热隔绝，为主动温控提供了保证。3被动热防护结构的技术方案3．1舱外服被动热防护原理及特殊要求在轨道空间出舱活动时，周围环境的大气密度极低，气压约为lO。5Pa，在这种情况下，航天服与外界的热交换为辐射热交换。对于一个在地球轨道上的物体，当它吸收的热流量等于它辐射的热量，物体表面的温度便达到稳定状态。空间物体表面的平衡温度与其表面的吸收率和发射率比值的l

6、，4次方成正比，通常要求外层织物材料的仅居的比值较小，即减少材料对太阳能量的吸收系数，增大远红外区的辐射黑度。从而得到合适的平衡温度，减少辐射热源与航天服的热交换。根据辐射换热原理，对于表面积为F、黑度为占的两平行平板之间辐射热为：Q：掣!罕型(1)上+上一l占l乞式中：％—斯一玻常数；卜面积：正疋一两表面绝对温度；占，岛一两表面的辐射率。若在两表面间置一大小相同的平面隔热屏，且平板的长度与宽度远大于它们之间的距离，假定屏的两侧的黑度相同并与面l、面2的相等，即均为F，则：Q=争铧(2)如果两表面间由n层隔热屏，则传热量为：Q-者铧(3)如果用黑度较小的材料作隔热屏，适当设计层数

7、n，可以显著降低辐射换热。实际上由于反射屏不可能悬空放置。相互之间总有一定接触，因此它们之间不仅有辐射传热，而且还有相当的接触导热，两面之间的传热量要大于纯10辐射的传热量，实际中可用当量热导率、当量传热系数来表示隔热效果。在根据上述原理进行热隔绝的情况下，实际反射层间的接触导热不可避免。应尽量避免反射层间接触；并应设法减小层间残余气体压力的影响，保证隔热层的真空度；结构上尽量避免层间的压紧，从设计和工艺实施中减少热的其它导通途径，恰当处理加工方式、安装固定方式、产品接口形式等。