充气式月球基地防护结构技术综述

徐 彦，郑 耀，关富玲

(1.浙江大学航空航天学院，浙江，杭州310027;2.浙江大学建筑工程学院，浙江，杭州310058)

1 引言

月球基地建设是人类移民外太空的重要一步。近年来，美国、中国、欧洲、俄罗斯、日本和印度等都纷纷制定新的探月工程计划，致力于发展月球探测的新技术［1］。人类对月球的探测活动，可以划分为探、登、驻(住)三个阶段:探是指对月球情况进行近距离或有接触的无人探测;登是指人登上月球，与月球直接接触，进行有人直接操作的探测;驻(住)分两个层次:一是驻，即人携带设备登陆月球后很快返回，设备仪器长期驻留月球开展探测活动;二是住，即人在月球上长期居住和工作［2］。由于月面环境的极端恶劣，包括高度真空，缺少水分，陨石冲击，微重力(0.18 g)，恶劣的温度循环变化和辐射暴露［3］，设计和建造月球基地将面对很多挑战。应用于月球基地建设的典型结构体系有:充气结构、刚性展开结构、混合结构和地下结构工程等［4-5］。充气结构是其中最可行的方案之一，它具有高体积/重量比、高折叠率、不需要月球表面的材料和二次辐射危害少等优点［1］。

充气式月球基地概念已经讨论了很久，美国NASA联合ILC公司，希望利用充气结构技术使月球基地方案变成现实。ILC公司在宇航员舱外服和火星着陆减速气囊等方面广泛利用柔性织物［7］。美国 NASA 的 Johnson Space Center(JSC)实验室为了更深入地进行月球和火星探测，一直致力于将充气展开技术应用于宇宙移民地的建设，提出了充气式月球基地概念［8］，如图1所示;在研究居住单元的装载和展开技术基础上，于1998年研制了直径为35英尺的Transhab实验单元实验室模型，如图2所示［9］。近年来，不断将新技术(如3D打印技术)应用于月球基地的构建中［10］，采用月面当地材料和展开结构相结合的形式，通过月壤的微波烧结形成辐射和微小陨石撞击的防护结构。

图1 充气式月球基地结构概念Fig.1 Inflatable lunar habitat structure concept

图2 Transhab实验单元Fig.2 Transhab experimental element

美国国家科学基金会(NSF)和NASA、ILC公司等合作，在南极的极端环境下开展了双层墙充气结构的测试实验［11］，如图3所示。Bigelow公司在美国北拉斯维加斯研究建造了超过50英亩的空间栖息地，并已经在2006-2007年分别进行了两个居住舱模块Genesis I和Genesis II的空间实验［12］，目前还在工作，该实验积累了大量充气结构长期服役的数据。

图3 在南极的充气结构测试实验Fig.3 Experiment of inflatable structures in Antarctica

国外对充气式月球基地的防护结构技术进行了大量的研究，包括其结构体系、设计要点、热防护系统、健康监测系统和地面测试技术等方面［13］，取得了一定的成果，但距离工程实践还存在较大差距，有必要归纳技术发展历程和展望发展方向，为实现充气式月球基地提供技术支撑。

2 月球基地的发展历程

科学家们对月球基地的发展提出了各种各样的想法和建议，最典型的是将整个发展过程分为六个阶段［14］。先建机器人基地，用机器人“开路”;而后是初级基地，航天员居住舱能到各地进行探测和考察;再后是中级月球基地，它由若干个空间站舱组成，舱体之间由接口舱连接在一起，都埋在地表以下;接下来是高级月球基地，它可以建在月球的熔洞内，也可以用钢筋混凝土建在地下，混凝土是用月球上的岩石经开采和加工混合而成;随后是月球工厂，月球工厂除开采月球矿物以外，还要负责生产一些重型设备。这些设备除供应月球移民区的建设外，还供应太阳系其它行星和天体的开发之用;最后是月球移民区，这也是最核心的阶段，该阶段将形成一个超大规模的月球基地网，成为人类在月球上的一个永久性的定居点。月球基地结构体系可以划分为以下几种形式［15］:

1)按时间划分，可分为临时性基地、半永久性基地和永久性基地;

2)按活动性划分，可分为活动基地和固定基地;

3)按位置划分，可分为地上基地、半地下基地、地下基地和月球溶洞基地;

4)按建设规模划分，可分为小型基地、中型基地、大型基地和超大型基地;

5)按建筑材料划分，可以分为充气式基地和硬结构式基地。

在以往的研究中，已经提出很多关于月球基地的结构体系，包括充气式、金属框架式或刚性塑料预制构件式及复合式，各种结构体系的特点简介如下:

1)枕状充气式月球基地［16］。防护结构由纤维增强复合材料构成，外部加载了土被进行防护。和传统的球状膨胀式结构体系相比，能使宇航员居住面积最大化，并具有能耐压和伸长的特性，以及良好的吸光性和持久性。

2)承压的薄膜状结构月球基地［17］。它由充满结构型的泡沫材料组成，内部材料能相互挤压展开，圆环形地基能适应不同情况的压力环境。

3)装配式的月球基地［18］。采用不同几何学配置的八位元三维空间设计理念，且各位元是捆绑在一起的，既能做砌块又能做月台扩充结构的空间框架单元。

4)混凝土式的月球基地［19］。采用月球的天然资源材料作为基地的基础材料结构以及防护物，以硫磺取代水作为混凝土材料的粘合物，由机器人采取分层式的建造模式。

5)移动式月球基地［17］。有可移动式的永久性、半永久性月球基地两种形式，可根据任务条件和危险情况进行随处移动。

6)熔岩管道式月球基地［20］。基地位于月表以下，比较适合作为“前哨战”，安全和可靠性比较好，不仅保温性能好，而且还可以有效防护航天员不受宇宙辐射和微陨石雨的伤害，是基地建设的长远发展途径。

月球基地的结构体系概念必须从不同的角度去满足使用功能。为了减少来自太阳的辐射和陨石的撞击，月球基地的表面结构应该既有承载功能又有防护功能。最常用的方法是将很厚的月壤土层覆盖在结构的外部。这给施工过程带来了挑战，对于进出舱体也带来了一定的困难。所以在结构体系确定和详细设计时，需要采用合适的防护技术。

3 防护结构设计技术

3.1 总体设计要求

月球基地防护结构的设计可以从轨道居住舱的经验中获得很多技术储备，但是还需要考虑更多的约束条件和特殊问题。

首先，轨道居住舱由于不处于范爱伦辐射带上，避免了大量的太阳和宇宙辐射。但是在月面上月球基地暴露在太阳和宇宙辐射中，因此月球基地首先要求具备必要的宇宙辐射防护设施。其次，月面上的温度循环对建筑材料来说是重要的环境影响因素。同样需要考虑微小陨石碰撞，虽然大多数辐射/温度防护系统同时提供了对微小陨石碰撞的防护［3］。

对月球基地结构的总体设计要求是:体积-实用面积比小，轻质化，可扩展，装配工作量小，模块化，耐久性能好，安全可靠，最少的舱外活动、最短的建造时间，适当建筑设备和工艺。

所以为了满足这些总体设计要求，结构设计既要进行常规的强度、刚度、疲劳、展开机构和构件连接的分析和设计，还要进行循环热载荷作用下的防护设计、冲击防护设计等，并需要在常规工程设计的基础上，发展合适的结构健康监测技术。

3.2 设计要点

和地球表面建筑相比，由于月球的特殊环境，在月球基地的结构设计和施工过程中应该考虑很多特殊问题［21］:

1)安全和可靠度。对于任何工程而言，人的安全和容许接受的最低风险是应该首先考虑到的。最低的风险意味着结构具有一定的安全储备，当其它所有构件破坏后，居民可以轻易的从结构中逃生。安全因素原本是为在地球上设计和施工的不确定性而考虑的，毋庸置疑，在月球的环境下是需要调整的，至于向上或向下调整取决于人的观察和承受风险的容忍力。

2)微重力场。月球表面的重力场为1/6 g，总的来说，对于一个给定的结构而言，在月球上的承载力是地球上承载力的6倍。因此，为了最大的利用材料，在进行月球基地的结构设计时，应该使用质量计算准则而不是重力计算准则。在月球重力场的环境下，考虑恒荷载和活荷载的问题。

3)内部空气压力。月球基地的结构应该是一个封闭的生物圈，在一个封闭的环境下施加压力，并且内部的压力应该是103，500 Pa，维护结构必须包含本压力，从而可以抵抗由于自然界和事故引起的灾难。

4)真空环境。真空环境对于露在外面的钢筋、合金及其它的高级材料性能的影响以及对于暴露在外部的结构、材料的疲劳性能与月球上气温交替的关系都需要进一步研究。

5)浮尘。在月球的表面悬浮和分布着大量的浮尘。这些浮尘可以吸附在所有物体的表面，因此对于施工的装置具有非常大的危害。

6)防护结构。增加防护结构的最初考虑是抵抗来自月球表面的恶劣环境:例如来自太阳和紫外线的辐射、陨石的冲击、极端的气候变化。防护结构设计需要考虑同一个构件的不同部分对于温度的灵敏性，以及超低温度的影响和材料的脆性破坏;同时还需考虑由于小陨石的冲击而引起新的破坏类型。

月球基地一般由若干个舱体组成，有必要进行不同舱体区块的概念及功能设计［22］。机组操作区包括基本的宇航员生活，例如睡觉、吃饭、卫生设施。舱外活动操作区应拥有额外的舱外活动能力和冗余的气闸室功能，例如冗余气闸室、宇航服保持、备品装载和宇航服装载。后勤操作区包括整个服役期的增强居住，例如闭环生命保障系统硬件、消费品装载、备品装载、和其他居住单元的连接设备。

另外还需要研究月球基地的效率和适居性之间的平衡［23］，从空间分配、表面积、总体积和区块体积等方面进行分析，建立空间效率(工程造价)和适居性(舒适度和生产率)之间的基本关系，寻找适用于月球基地设计的临界平衡。

3.3 设计方法

充气式月球基地由于其服役环境和性能需求的特殊性，防护结构需要研究新的设计方法，主要包括:

1)月球基地选址和月面环境研究，明确重力场、热、浮尘、辐射和微小陨石撞击等;

2)月球基地功能分区设计，确定居住舱体几何拓扑、整体尺寸和内部使用空间;

3)月球基地初始形态设计，考虑柔性结构的几何非线性，分析合适的内部充气气压和充气前的结构初始形态;

4)防护结构力学分析，包括强度分析、刚度分析、热力耦合分析、撞击响应分析、疲劳分析和展开动力学分析等;

5)防护结构的闭合设计，在力学分析的基础上进行闭合设计，确定合适的材料类型和几何参数，确保所有性能参数都在设计要求范围内;

6)工艺设计，包括充气成型工艺、气腔密封工艺和月球基地施工工艺等。

4 柔性热防护技术

对月面充气结构来说恶劣的热环境是最重要的外部环境要素之一。月球表面温度变化幅度很大，从小于 -173℃(暗边)到127℃(临近日下点);月球赤道附近的热环境会在一个月球日(28个地球日)的过程中发生一次循环变化，这种变化容易使结构发生大变形和材料发生热疲劳。此外，在进入照射区和进入阴影区的两个过程，月面建筑所受的外热流急剧变化，容易引起热致振动［24］。为了避免温度循环对月球基地的不利影响，也有建议将月面建筑选址在月极上［25］。不幸的是，这个月面上热流最平稳的区域也是月面上最寒冷的区域，而且由于太阳一直出现在月极的地平线上，月面建筑的一侧被太阳照射，而其他阴影区温度将很低。为了创造适合宇航员居住的人工环境，保持操作舱和电子设备的温度在可以接受的范围内，非常有必要设计月面充气结构的热防护系统。

由于充气式月球基地的可折叠和展开特性，一般采用柔性热防护系统(FTPS)，如图4所示［26］。柔性热防护系统由柔性层合薄膜材料构成，包括:防热层、隔热层、阻气层，每一层又由多层薄膜组成。美国NASA Langley研究中心对充气阻尼式再入飞行器PAIDAE进行MLI热防护研究［27］，充分利用“货架产品”(0ff the shelf)，使用成熟的商业产品研制多种柔性防热材料试样，并进行了热防护试验。柔性热防护系统研究主要集中在材料热性能测试，此外还包括可折叠性能和热传导性能、机械张拉性能、防陨石碰撞性能等测试。Del Corso等［28］综述了近年来柔性热防护系统的试验装置、实验方法、热分析方法和结果。

现有的柔性热防护系统性能研究主要针对充气式再入锥［29］，目前大多采用试验手段，研究层合薄膜在气动力/热作用下的服役性能［30］。限于试验条件的限制，针对柔性热防护系统整体的试验还很少。现有的数值分析研究相对较简单，采用顺序求解框架［31］，按照气动热分析-传热分析-结构应力分析-材料选择的顺序进行数值模拟，没有考虑其中的流-固-热耦合效应。针对月球基地的柔性热防护系统的性能研究也很少，在层合薄膜材料设计等方面可以借鉴充气式再入锥的研究成果。

图4 柔性热防护系统Fig.4 Flexible thermal protection system

层合薄膜是热防护系统的隔热结构，也是月球基地的承载构件。柔性热防护系统中层合薄膜的传热和热力学研究引起了广泛关注，现有的研究大多基于一维非稳态传热模型［32-34］，考虑相互并列的导热、辐射两条传热途径。这些一维传热模型及对应的数值算法，即“点”设计方法，不能完全真实地反映热防护实际三维结构的温度分布，也不能考虑由于结构大尺寸引起的表面热流分布不均的影响。

层合薄膜现有的一维分析模型，不能解决自遮挡问题和准确地分析加强索对结构整体的热力性能的影响。现有的柔性热防护性能分析模型大多采用顺序分析框架，无法准确地模拟耦合效应。为了更好地预测柔性热防护系统的服役行为及评估其服役性能，有必要进行柔性热防护系统的分析模型、工作机理和防热/承载性能研究。

前述的柔性热防护系统属于被动热控，也有人尝试将属于主动热控的蛇形蒸发器用于月球基地的热防护中［35］，但现有的设计方案中蒸发器的质量仍然较大，如何实现其轻质化设计以适用于充气式月球基地还有待研究。

柔性热防护系统和承载/防冲击系统结合在一起，构成充气式月球基地的防护系统［36］，如图5所示。承载/防冲击系统由 Kevlar(凯夫拉)、Nextel等高强纤维复合材料和钢垫片构成，而图中的多层隔热结构由单层铝箔和Kapton层合薄膜、多层铝箔和Kapton层合薄膜、涤纶网间隔层等构成。

图5 充气式月球基地的防护系统方案Fig.5 Protection system scheme of inflatable lunar habitat

5 结构健康监测技术

5.1 健康监测需求分析

对于所有载人航天器而言，保证宇航员的安全性是最主要的。有效地监控结构受到的冲击破坏，并迅速精确地将冲击破坏的分布和程度反馈给宇航员是健康监测系统首当其冲的任务。冲击破坏包括高速粒子(比如微型流星)造成的冲击［37］，以及由于宇航员和太空车在结构内部或者外部活动造成的缓慢移动冲击。结构健康监测系统要求能够识别每次冲击的时间、位置分布、贯穿深度和造成伤害的程度范围，并告知宇航员是否需要迅速地做出反应。

结构健康监测的另一项要求即不同界面的结构应变评价，尤其是刚性材料和柔性材料的交接界面。绝大多数的基地设计方案中都包含了柔性和刚性构件，其中柔性构件包括气囊薄膜、纤维约束层等;刚性构件包括金属隔板、气闸、窗户等。这些柔性和刚性材料的交接界面以及结构特性的突变情况很难被建模和分析［38］。因此，通过接触界面两侧的内置传感器对相应的物理量进行实际测量，对于验证设计方案的正确性就显得尤为重要。

还有一些结构健康监测的需求，对于保障长期任务中宇航员的安全不甚重要，却是成功建造充气式月球基地的关键。比如这些基地必须在宇航员登月之前完成发射、着陆和展开，在此过程中，动态检测系统能够确保充气展开过程平稳。监测结构的最终尺寸和基地形状，因此也被考虑为结构健康管理系统的可能任务。动态监测系统能够让地面工作人员利用嵌入式的传感器网络和船载摄像头确认整个基地构建情况正常，在这之后才能进行载人登月。基于集成驱动器的调节能力，如果在展开过程中发生问题［39］，使得结构能够根据需要进行形状或构型的调整。鉴于充气式月球基地独特的设计方案、材料特性和监测需求，要求有新的系统构成和监测手段来满足其工程应用需求。

5.2 健康监测系统构成

之前大多数宇航结构的健康监测技术都是针对刚性结构发展而来［40］，对此类结构来说，传感器的集成和装配不是显著的问题。不管是数据传输还是供能分配的有线电缆和光纤布线，都能适用于大量的航空电子子系统。

如果在充气式月球基地结构中采用传统技术(如黏贴式应变计和光纤传感器)，有线电缆和光纤必须在装载包装之前安装好(且在折叠和展开过程中必须保持完整)，或者在整个展开过程结束之后再进行安装［41］。后者将会增加展开过程的复杂性和人力投入，且只有在电缆光纤安装好之后，才能启用传感器。这就意味着这一部分传感器不能用于展开过程中的结构健康监测。传统技术中，庞大数量的分散式节点传感器，在供能和数据采集方面也带来巨大的设计挑战。

充气式月球基地的健康检测系统将综合使用无线点式传感器和嵌入式弹性传感器，弹性传感技术可用于监测冲击伤害或者大面积应变监测，而无线点式传感器更适用于无需大面积覆盖监测的情况，例如撞击监测(通过加速计)或者泄漏检测(通过超声波和声学传感器)。

对于分散式传感器系统，综合考虑能源分布、产能和储能，可以发现:传统的有线电力分布系统由于其庞大的导线导体、连接器、功率转换设备和故障检测线路，占据了月球基地的很大的质量百分比。当传感器网络中采用低能耗分散式节点时，也要重新考虑相应的设计概念。比如每个节点采用低压供电，就可以取消节点上的功率转换设备;在某一个遥控节点采用电池或者电容储能装置，就能减少某些电源的实时电流要求，从而减少有线电缆光纤和故障检测线路的规模。

在充气式月球基地结构中安装这类传感器时，要保障传感器在展开前后保持位置不变且不能干扰展开，还有一些待解决的问题，比如安装固定点引起的应变集中、黏贴或者其他连接技术改变了基层物质特性，都对结构本身有一定的损伤和影响。规避以上问题的一个方法就是采用某种多功能的材料，在分层之间整合或者嵌入式弹性材料传感器和相关电子设备，用于数据采集和处理。

5.3 相关算法研究

针对充气式月球基地的冲击分析，需要考虑风化土防护层和气压引起的预应力刚度，冲击荷载为作用在膜面上的移动冲击力，利用非线性有限元技术研究其动力响应分析［42］。因为月面缺少空气，内部气压对于任何的月面建筑来说是必不可少的，然而这将提高结构的预应力刚度，影响结构响应。建筑材料尽可能利用月球当地的材料，例如风化土可以用于辐射、温度和冲击的防护，同时也增加了整体结构的质量，大大影响了结构动力响应。

基于加速度传感器阵和无线传感技术，对充气式月球建筑的微小陨石撞击进行监测［43］，目的在于使得健康监测系统能够识别每次冲击的时间、位置分布、贯穿深度和造成伤害的程度。通过检测从撞击点传出的表面波，基于小波分析研究撞击定位算法和撞击强度算法。

6 地面测试技术

国外学者已经对充气式月球基地进行了一系列性能测试，主要包括:材料性能测试、展开过程测试、风洞实验、区块功能测试、防护系统性能测试等［44］。

ILC公司设计并测试了一个圆柱体的充气式月球基地居住单元［45］，包括两个刚性端头和中间柔性可展开部件，柔性部件可折叠包装在刚性端头内，展开后长度方向大致变为两倍。为了验证充气式月球居住单元在特定荷载条件下的包装和展开，进行了地面展开过程验证实验，如图6所示。

美国马里兰大学借鉴其在增压服方面的几十年研究经验，研制了一个足尺的X-Hab充气居住单元［46］。设计了宇航员居住的内部空间，内部布置包括4个独立的卧室、一个多功能娱乐/保健区块、储藏空间、窗户、照明、通风设备、紧急出口和电源出口，居住单元还包括压力监测器和一系列环境传感器。完成了一系列商业研究及实验测试，包括各种样机模型的张拉强度实验、风洞实验、液压实验及居住单元所有连接界面的有限元分析。

图6 展开过程验证实验Fig.6 Deployment process confirmatory experiment

在充气式月球基地的结构健康监测系统中，为了检测高速粒子对传感器单元模型的损伤并建立损伤模型，NASA进行了一系列的高速粒子冲击试验［3］，如图7所示。试验装置由数层基材组成，以模拟月球基地的防护结构，包括玻璃纤维-7781(五层)、电容传感器(3层)、凯夫拉710(5层)和一层0.508毫米厚的6061-T6型铝板。高速粒子采用直径为1.0 mm和2.8 mm的铝制小球，小球运动速度为7 km/s。冲击后直接观测各层的损伤情况，电容传感器的电容变化量则由标准LCR计测量。

图7 高速粒子冲击试验Fig.7 High-speed particle impact test

7 展望

为了在不久的将来建设我国的充气式月球基地，需要系统地开展防护结构技术研究，包括结构体系、结构设计技术、热防护系统、结构健康监测系统和地面测试技术等。在后续的研究中需要特别关注以下几个科学问题:

1)混合结构的刚柔耦合界面分析。它包括刚性构件和柔性构件间的连接设计和有限元分析，考虑连接界面两侧的单元选择、自由度耦合关系、材料特性突变等对力学性能的影响。

2)充气式月球基地的流-固-热耦合分析和热防护设计。建立充气式结构的流-固-热非线性耦合分析框架，尤其要考虑层合薄膜的三维传热行为和耦合界面场信息的高精度传递。

3)充气式月球基地的非线性展开动力学分析。它包括刚性展开构件运动副中的间隙、柔性构件充气展开中的流固耦合非线性动力学行为、刚性构件和柔性构件之间的碰撞和缠绕现象等。

4)防护系统的材料/结构多功能一体化设计。选择合适的防护结构方案和材料方案，进行复合材料结构设计，以满足承载、隔热、防热、防冲击、防辐射、阻气等多功能要求。

5)分布式网络中无线传感器的组网技术。针对大型月球基地的结构健康监测无线传感器网络节点数量庞大、单个节点能源极其有限和数据远距离传输等问题，研究无线传感器网络时间同步技术，设计高效节能的路由协议。

6)自修复功能性材料应用技术。研究太阳紫外线辐射等太空因素对于自修复高聚物的影响，使得自修复材料在低温环境下能够保持自我修复性能。

目前我国对充气式月球基地防护系统的研究还比较少［47］，相信通过开展对月球基地防护结构的相关研究，能够为早日建设我国月球基地奠定基础。

［1］士元.日本拉开探、登、驻的序幕“月女神”空间探测器升空［J］. 太空探索，2007，11:26-31.

［2］欧阳自远.我国月球探测的总体科学目标与发展战略［J］. 地球科学进展，2004，19(3):351-357.

［3］Erik J B，Max V，Elizabeth A K.Structural health management technologies for in fl atable/deployable structures:Integrating sensing and self-healing［J］.Acta Astronautica，2011，68(7-8):883-903.

［4］Ruess F，Schaenzlin J，Benaroya H.Structural design of a lunar habitat［J］.Journal of Aerospace Engineering，2006 ，19(3):133-157.

［5］Spudis P.D..The moon and the new presidential space vision［J］.Earth Moon Planets，2005，94:213-219.

［6］Cadogan D.，Stein J.，Grahne M..Inflatable composite hab-itat structures for lunar and Mars exploration［J］.Acta Astronautica，1999，44(7-12):399-406.

［7］Kramer R.M.J.，Cirak F.，Pantano C..Fluid-structure interaction simulations of a tension-cone inflatable aerodynamic decelerator［J］.AIAA Journal，2013，51(7):1640-1656.

［8］Cadogan D，Stein J，Grahne M.Inflatable composite habitat structures for lunar and mars exploration［J］.Acta Astronautica，1999，44(7-12):399-406.

［9］Andreas V.，Arch E..Modular Inflatable Space Habitats［C］//Noordwijk:First European Workshop on Inflatable Space Structures，2002:1-8.

［10］Tomas R，Katarina E，Ondrej D.SinterHab［J］.Acta Astronautica，2012，74(7-8):98-111.

［11］祝魏玮.美国将在南极测试充气月球基地［J/OL］.科学时报.2007(11-19).［2013-11-12］.http://scitech.people.com.cn/BIG5/6547011.html.

［12］Byrne C.NASA“Inflatable”Space Station Module［J/OL］.2013(01-17).［2013-11-12］.http://www.planetsforkids.org/news/nasa-inflatable-space-station-module/.

［13］Kristina R.，Todd H.，Scott H..Inflatable Habitat Health Monitoring:Implementation，Lessons Learned，and Application to Lunar or Martian Habitat Health Monitoring［C］//Pasadena:AIAA SPACE 2009 Conference ＆ Exposition，2009:1-15.

［14］吴国兴.如何在月球上建设基地［J］.太空探索，2006(6):46-49.

［15］邓连印，郭继峰，崔乃刚.月球基地工程研究进展及展望［J］.导弹与航天运载技术，2009，2:25-30.

［16］Nowak P S，Criswell M E，Sadeh W Z.Inflatable structures for a lunar base，SPACE 90 engineering，construction，and operations in space［C］//New York:Proceedings of the ASCE，1990:510-519.

［17］Moon Prospective Energy and Material Resources［M］.Viorel Badescu(Ed.)，Springer，2012:486-499.

［18］Gary T M，Patrick J R.Aerospace Architecture:a comparative analysis of five lunar habitats［R］.AIAA 92-1096:1-10.

［19］Lin T D，Senseney J A，Arp L D，et al.Concrete lunar base investigation［J］.ACSE Journal of Aerospace Engineering，1989，2(1):10-19.

［20］Daga A W，Daga M A，Wendell W R.A preliminary assessment of the potential of lava tube-situated lunar base architecture，SPACE 90 engineering，construction，and operations in space［C］//New York:Proceedings of the ASCE，1990:568-577.

［21］Aulesa V.Architecture of lunar habitats［C］//Netherlands:ICEUM4，2000:289-292.

［22］Toups L，Kennedy K J.Constellation architecture team-lunar lunar habitat concepts［C］//AIAA 2008-7633:1-40.

［23］Gary T M，Patrick J R.Aerospace architecture:a comparative analysis of five lunar habitats［C］//AIAA 92-1096:1-10.

［24］Stephen R A.Overview of NASA’s thermal control system development for exploration project［C］//SAEICES，Paper 2009-01-2436:1-12.

［25］Ruess F，Schaenzlin J，Benaroya H.Structural design of a lunar habitat［J］.Journal of Aerospace Engineering，2006，19(3):133-157.

［26］Belvin W K，Watson J J，Singhal S N.Structural concepts and materials for lunar exploration habitats［C］//AIAA-2006-7338:1-15.

［27］Hughes S J，Ware J S.Deployable aeroshell flexible thermal protection system testing［R］.NASA，2009:1-21.

［28］Corso J A D，Cheatwood F M，Bruce III W E.Advanced high-temperature flexible TPS for inflatable aerodynamic decelerators［C］//AIAA 2011-2510:1-23.

［29］Brandon P S，Christopher L T，Milad M，et al.A historical review of inflatable aerodynamic decelerator technology development［C］//IEEEAC paper 1276，Version 3，2010:1-18.

［30］Walter E B，Nathaniel J M，Paul G F，et al.Aerothermal ground testing of flexible thermal protection systems for hypersonic inflatable aerodynamic decelerators［C］//Toulouse，France:9th International Planetary Probe Workshop，2012:1-11.

［31］Smith B P，Clark I G，Braun R D.Thermal，structural，and inflation modeling of an isotensoid Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator［C］//AerospaceConference， 2011 IEEE.IEEE，2011:1-16.

［32］马忠辉，孙秦，王小军，等.热防护系统多层隔热结构传热分析及性能研究［J］.宇航学报，2003，24(5):543-546.

［33］Cheng W，Li H，Liu N.Thermal performance analysis of space debris protection enhanced multilayer perforated insulation［J］.Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2010，24(4):833-838.

［34］Mavromatidis L E，Bykalyuk A，Mankibi M E.Numerical estimation of air gaps’influence on the insulating performance of multilayer thermal insulation［J］.Building and Environment，2012，49(3):227-237.

［35］Semenic T，Advanced evaporators for lunar lander and lunar habitat thermal control applications［C］//AIP Conf.Proc.1208，2010:21-33.

［36］Rais-Rohani M.On structural design of a mobile lunar habitat with multi-layered environmental shielding［R］.NASA/CR-2005-213845:17-19.

［37］Suggs R M，Cooke W J，Suggs R J.The NASA lunar impact monitoring program［J］.Earth Moon Planets，2008，102:293-298.

［38］Massimiliano Di Capua，David L.Akin，Design，Development，and Testing of an Inatable Habitat Element for NASA Lunar Analogue Studies［C］//Portland:41st International Conference on Environmental Systems，2011，:1-20.

［39］Joachim B，Marco S，Martin W.Ultralight deployable booms for solar sails and other large gossamer structures in space［J］.Acta Astronautica，2011，68(7-8):984-992.

［40］Martinez M，Rocha B，Li M，et al.Load monitoring of aerospace structures utilizing micro-electro-mechanical systems for static and quasi-static loading conditions［J］.Smart Materials and Structures，22(11):1-11.

［41］张博明，郭艳丽.基于光纤传感网络的航空航天复合材料结构健康监测技术研究现状［J］.上海大学学报:自然科学版，2014，20(1):33-42.

［42］Malla R B，Chaudhuri D.Dynamic Analysis of a 3-D Frame-Membrane Lunar Structure Subjected to Impact［C］//Earth ＆Space 2008@sEngineering，Science，Construction，and Operations in Challenging Environments.ASCE，2008:1-10.

［43］Schrader K，Abedi A，Caccese V.Impact localization and scaling for SHM of inflatable habitats［C］//Caneus:Wireless Workshop(FBW)，2010:20-21.

［44］Stanley E W，Bryant D T，Thomas W J.Method to Have Multilayer Thermal Insulation Provide Damage Detection［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2011，48(6):920-930.

［45］Hinkle J，Lin J K H，Watson J.Deployment testing of an expandable lunar habitat［R］.AIAA 2009-6447:1-9.

［46］Di Capua M，Akin D L，Davis K.Design，development，and testing of an inflatable habitat element for NASA lunar analogue studies［R］.AIAA 2011-5044:1-20.

［47］于登云，葛之江，王乃东.月球基地结构形式设想［J］.宇航学报，2012，33(12):1840-1844.