中国返回式卫星研制攻关亲历记
□ 李颐黎
1973年底，我被调往北京空间机电研究所回收技术研究室系统组（三室一组），从事返回式卫星回收系统的系统设计工作。三室副主任林华宝、系统组组长陆章福以及组内其他同志热情地向我介绍情况，我过去曾从事过返回式卫星的返回轨道设计，因此较快地掌握了我国返回式卫星返回轨道的设计状况和回收系统的设计情况。
当时，尽管我国返回式卫星回收系统的研制取得了很大进展，但还面临四大难题：回收系统的控制方案尚未确定；再入舱底盖弹射时所需的最小弹射分离速度未确定；弹射筒地面模拟试验的相似准则没有找到；过载开关启动可靠性试验方案未确定。
1974年5月至1978年5月我担任系统组返回式卫星回收系统负责人，在此期间，我和同事们潜心研究，逐一攻克了上述四大难题，确保了卫星的回收工作获得圆满成功。
攻克四大难题
一、回收系统的控制方案
虽然返回式卫星回收系统早在1967年就提出了使用控制钟表及过载开关控制底盖分离及弹出引导伞、拉出减速伞的方案，但是到1973年底回收系统的控制方案仍未确定。
要制定出合理的回收控制方案，必须依据合理的返回轨道。1973年10月，北京空间飞行器总体设计部给出的各干扰轨道的偏差是按代数和计算的偏差返回轨道，以致使得回收系统在正常返回轨道情况下都无法设计出有效的回收控制方案。为此，我向总体设计部提出应采用各轨道参数按均方和偏差计算返回轨道。1974年上半年，总体设计部给出了各种偏差引起的干扰轨道。我们用概率论方法分析，确定了第一颗星回收系统可以采用以时间控制为主的方案。
1976年发射的返回式卫星上采用了在制动发动机工作后对再入舱实施消旋的方案，从而可以采用更为先进的“过载-时间”控制为主的方案。在方案中，我们给出了回收控制方案的具体参数，比如载开关在达到多少个g值时接通，接通后经过多少秒发出弹射再入舱底盖信号，多少秒发出弹出引导伞、拉出减速伞信号，多少秒发出减速伞脱伞、拉出主伞的信号等，还给出了由时间控制切换至“过载-时间”控制的控制切换判别准则，圆满解决了回收系统控制方案的确定这一难题。
二、再入舱底盖弹射时所需的最小弹射分离速度
返回式卫星底盖（又称防热罩）的弹射是回收系统的关键技术之一。返回式卫星在返回地面的过程中，当下降到距地面15千米左右的高度时，需要将防热罩弹射掉，以便为弹出降落伞做好准备。弹掉再入舱防热罩并保证其逃逸（即不再与回收舱重新结合）是回收系统的关键动作之一。如果弹掉后的再入舱防热罩与回收舱重新结合，降落伞就弹不出来或伞绳与防热罩发生缠绕，导致回收失败。
风洞试验表明：空气流过钝底状物体后在物体后面形成一个尾流区，在尾流区内靠近物体底部的一段区域内，气流的流动方向与来流方向相反，称为回流区。回流区之后是一个低能量气流区。在返回式卫星返回地面的
1976年发射的返回式卫星的返回过程：1.在轨运行姿态；2.调整姿态结束；3.两舱分离；4.返回舱起旋；5.制动发动机点火；6.制动发动机熄火；7.返回舱消旋；8.返回舱再入大气层；9.返回舱下降至50千米高度；10.返回舱抛防热罩（连同制动发动机壳体）；11.回收舱飞行段；12.打开减速伞；13.打开主伞；14.回收舱着陆
过程中，当防热罩被弹掉后，在回收舱尾流中运动时，在回流区由于回流的作用，防热罩受一个向前的力，使防热罩相对于回收舱的速度降低；在刚刚过了回收区之后的一段低能量气流区中，由阻力产生的防热罩减速度小于由阻力产生的回收舱减速度。因此，为了避免分离后的防热罩与回收舱重新结合，防热罩必须有一定的初始分离速度。
1973—1974年，我引入了有效尾流长度的概念并导出了返回式卫星防热罩被弹射时所需的最小弹射速度的计算公式。按照杨礼明、朱富林、沈祖炜提出的尾流区风洞试验任务书，北京气动力研究所进行了风洞试验，针对我提出的补充尾流区风洞试验任务书，北京气动力研究所也进行了风洞试验。利用这些数据，我们计算出了各种状态下的最小分离速度，再利用数理统计方法计算出了返回式卫星再入舱防热罩分离所需的最小分离速度，并以此作为弹射筒设计依据。
当下降到十几千米的高度时，返回式卫星的再入舱需利用两个分离弹射筒将再入舱的防热罩（含制动火箭发动机壳体）弹掉，以便为开伞做好准备。防热罩的弹射分离速度及弹射时的最大弹射力直接影响着防热罩的分离及再入舱的结构设计。因此，在地面试验中，准确地求得飞行中的防热罩的分离速度及最大弹射力是卫星回收系统设计必须解决的一个问题。
在地面进行防热罩弹射分离试验时，一般采用将一个弹射筒一端固定的方案，即将弹射筒一端（外筒）用螺纹连接在固定座上，另一端（内筒）固定在一试验车（上面加配重）上。当弹射筒点火工作后，弹射筒内的高压燃气推动弹射筒（内筒）向外移动，和内筒连接的试验车在导轨上也随之向外移动。弹射过程中的约束力可用加在试验车上的拉杆或其他办法模拟，试验中弹射筒的弹射力可通过贴在固定座上的应变片测量，而弹射分离速度可通过测试验车的速度来得到。
由于弹射筒工作段是一边燃烧火药，一边内筒产生相对于外筒运动，而火药的燃速基本上是不变的，所以弹射筒的弹射力随时间的变化受其所推动的试验车（包括弹射筒内筒及配重）的质量及试验车所受的约束力-时间曲线而变化。在典型的存在约束力的情况下，弹射筒的弹射力的最大值比无约束力情况下增大了62%。
那么，应该采用什么样的相似准则，即如何选取试验车的质量及约束力，从而使地面试验的结果精确的用于飞行试验的状态呢？
在1974年7月前，弹射筒的地面模拟试验是用单筒推整个防热罩（含底盖及制动火箭壳体）的质量，将测出的分离速度乘以1.41来得到实际的分离速度。1974年7月，我发现此种测试方案不合理，因弹射筒的工作状态不反映实际飞行的状态，故测出的速度及推力值不合理、不可靠。于是，我潜心钻研，推导出了弹射筒地面试验模拟相似准则，根据这一相似准则，我提出采用单弹射筒推二分之一防热罩质量的试验方案，就可获得飞行状态下的分离速度和弹射力。对于有约束力情况，也给出符合相似准则的模拟约束力计算公式。这一方案得到了林华宝、陆章福等同志的支持，并在1974年8月的首批返回式卫星弹射筒地面模拟试验中采用，并在之后的发射任务中取得圆满成功，而且在后续型号中继续使用。
防热罩弹射分离地面试验装置示意图
四、过载开关启动可靠性试验方案
在1974年9月前，回收系统过载开关在再入舱返回过程中在振动过载及定常过载联合作用下是否会误启动的问题，尚未找到地面模拟的试验方法。
1974年10月，在酒泉卫星发射中心执行返回式卫星发射任务期间，我们经讨论提出了地面模拟试验方法，经支委扩大会议讨论，决定派陆永发同志和我回北京进行地面模拟试验，北京空间机电研究所总工程师王希季也参加了试验。试验结果表明，过载开关启动值为5.5g以上是可靠的，不会产生误启动，于是决定在1974年发射的返回式卫星上不取消“过载-时间”控制，而且在之后的发射任务中均未产生过载开关误启动的故障，回收系统获得圆满成功。
FSW-0-2卫星返回舱在山坡上一块菜地上安全着陆，降落伞整齐地舒展在菜地上
FSW-0-2卫星返回舱着陆后壳体完整无损，壳体上突出的天线被烧掉属设计状态
FSW-0-2卫星返回舱着陆后舱内所有的仪器完好无损
返回舱消旋方案
1974年4月1日，在返回式卫星方案问题研究会上，我提出，希望立即考虑返回舱设计的改进方案，增设消旋火箭或冷气装置，在制动发动机工作结束后及返回舱再入大气层这段时间内对返回舱实施消旋，以解决返回舱的防热问题。以后又多次提出此意见。
1975年9月15日，中国空间技术研究院召开用消旋方案解决返回舱再入大气层过程中外压过大问题的技术讨论会。为了准备采用消旋改进方案后回收控制方案的论证，国庆节前，我去院总体设计部朱仁璋家里取回他计算的消旋方案返回轨道的原始数据。回所后，我和组内的朱富林、黄元美、周培德等同志对消旋方案的返回轨道参数最大偏差量完成了计算。通过计算进一步得到的结果是：消旋方案不仅对解决返回舱防热有利，而且对于回收系统采用“过载-时间”控制方案也是很有利的。
针对1975年发射的返回式卫星返回舱裙部被烧坏及返回舱落点偏差大两个主要问题，中国空间技术研究院有关单位认真进行了故障分析工作。1976年5月，中国空间技术研究院确定了在1976年发射的返回式卫星上采用多项改进措施的方案。5月15日，在所召开的返回式卫星任务动员会上，王希季说：“去年卫星最大的问题是返回问题，返回轨道偏差大，再入防热没有解决；今后，凡是对返回方案改进的项目，我们所要积极支持。”
北京空间机电研究所从事返回式卫星回收系统和消旋方案研制的同志们积极行动起来，在1975年对返回式卫星消旋方案分析的基础上，进一步分析了1976年发射的返回式卫星在制动发动机工作后、再入大气层前采用消旋方案下的回收控制方案。
1976年发射的返回式卫星圆满回收成功的事实，证明了回收控制方案的正确。为了增发消旋信号，回收系统修改了配电盒设计，并重新在北京卫星总装厂加工生产。第一批5只电路盒出现了质量不够好的情况，有的配电盒有时出现短路故障，我们主张改进加工工艺重新投产，得到了所领导的支持。当时北京正遭受唐山大地震的影响，人们都住在防震棚中，楼一池、姜永宽和我到总体设计部防震棚里找人取配电盒上的接插件，北京卫星总装厂老师傅加班加点，终于生产出优质配电盒。
由于增加了消旋指令和再入舱充气指令，钟表触点电流增大，在此情况会不会将触点烧坏导致信号不能发出呢？为了保证充分的试验验证，我向北京空间飞行器总体设计部借来了返回式卫星上为回收系统供电的第五组电池，向北京控制工程研究所要来了充气电爆管，向我所四室要来了点火器和引火头，和楼一池同志一起做了模拟实际飞行状态的可靠性试验，并写出了试验报告。试验结果表明，虽然在试验过程中钟表的触点被烧焦一部分，但仍可正常发出指令和信号。
FSW-0-2卫星返回舱着陆接触地面时，把地面冲出直径为95厘米、深度为20厘米的浅坑
《FSW-0-2卫星回收系统飞行试验技术总结》的封面
亲历我国返回式卫星圆满回收
1976年12月7日12时许，我国第二颗返回式卫星（代号FSW-0-2）成功发射，卫星准确入轨。在卫星进入轨道运行段之后，我和林华宝等人转场到渭南测控中心执行卫星运行段和返回段的飞行控制任务。
为了监视卫星的工作状况和讨论应对措施，我们卫星试验队和渭南卫星测控中心的测控人员连续战斗三天三夜。三天里我和林华宝每天只能睡两、三个小时。现场指挥员集中了大家的正确意见，决定仍按运行三天后回收的方案安排，并根据仪器舱内的压力调整了两舱解锁指令发出的时刻，使返回舱落入四川省预定的回收区。
12月10日，当卫星运行到第47圈时，遥控站发出姿态调整指令，卫星开始调整到返回姿态。调姿完成后，遥测大角度传感器给出的姿态角表明：返回姿态正常。接着，地面遥控站准时发出两舱解锁指令，卫星两舱顺利解锁，同时返回舱内的时间控制器启动；两台回收时间控制器依次发出起旋火箭点火、制动火箭点火、消旋火箭点火、回收信标机开机等指令，返回舱按预定返回轨道飞向地面。
渭南测控中心利用雷达测得的制动火箭熄火后的外测数据进行计算，根据北京空间机电研究所制定的回收控制的切换判别准则，发出遥控指令，把回收控制切换成“过载-时间”控制。返回舱再入地球大气层的过程中，当返回舱的轴向过载达到6.5g时，过载开关触点闭合，再次启动时间控制器，此后由时间控制器依次发出弹射防热罩及制动火箭壳体、弹引导伞、减速伞分离拉出主伞等信号。这几个信号均正常发出，相应动作均正常，返回舱乘主伞以每秒14米左右的速度在四川省预定回收区内安全着陆，卫星圆满回收。
1976年发射的FSW-0-2卫星圆满回收后，我和林华宝等人非常重视对该星回收系统飞行试验的技术总结工作。我根据该颗卫星再入遥测缓变数据的分析和处理等资料，计算和分析了卫星实际的两舱（返回舱和仪器舱）的分离过程和分离速度，计算和分析了卫星实际的返回过程中防热罩与回收舱的分离状况和分离速度，并编写了相应的计算和分析报告。同时，对回收系统返回地面的回收控制钟表、过载开关、电路转换盒、降落伞等产品，由该产品主管人员和系统组人员进行了回收后的测试或检查，对发现的问题提出了在后续卫星上改进的建议。在此基础上，1977年8月，由我和林华宝编写了《FSW-0-2卫星回收系统飞行试验技术总结》，王希季批准了这一总结。
1978年1月26日，我国又成功发射了一颗返回式卫星，卫星在轨道上运行了三天后，完成了卫星遥感试验等项任务，取得了大量遥感信息，于1月29日按预定计划成功返回，圆满回收。
在1978年春召开的全国科学大会上，我国返回式卫星的多项科学技术成果受到了表彰。1980年2月，由国防科委批准“返回式卫星回收系统”获得1978年至1979年国防尖端科研成果一等奖。这是北京空间机电研究所全体从事返回式卫星回收系统研制人员的光荣，我为自己是团队的一员而感到欣慰。