神舟飞船回收着陆系统杂谈

2021-05-04 17:49 作者:HMS_Titanic-073 0人读过 | 我要投稿

0.引言

没心情作甚么引言了，抓紧时间写下去

1.返回舱结构

返回舱是航天员座舱，它和轨道舱一起构成了航天员生活居住区。但在发射和返回段，航天员必须身着舱内航天服，并被束缚在座椅上，以便承受比较大的过载和冲击。

返回舱呈钟形，采用倒锥钝头体结构，长度为2500毫米，最大直径为2517毫米。由于返回舱最大直径比较大（联盟号飞船返回舱最大直径为2200毫米），所以3名航天员乘坐相对来说比较宽敞和舒适。

返回舱可划分为四个象限。

在I象限线上安装了直径250mm的光学瞄准镜和分离密封板。光学瞄准镜可用于对地瞄准，在航天员手动控制返回舱时使用；分离密封板的作用是对返回舱与推进舱的电路、气路和液路进行连接和分离。

在返回舱的Ⅱ、Ⅳ象限线处分别布置一个直径220mm弦窗，航天员可以通过弦窗观察和拍摄舱外的景物。

在Ⅲ象限线的左右有直径九百多毫米的伞舱盖和稳定翼片。这两个伞舱盖用于保护锥段上的两个伞舱（主份伞舱和备份伞舱），伞舱盖前端是为了消除再入过程中不稳定而设计的稳定翼片。

进入到返回舱内部，在位于返回质心平面附近对称布置3个带缓冲装置的航天员座椅，略呈扇形分布，靠背与“地板”的夹角是20°。在座椅周围主要放置方便航天员取用操作的物品和部分设备，有医监设备包、食品袋、生理测试设备专用包和抗噪控制器等。倘若任务中有无人的座椅，则该位置可以放置有效载荷。

座椅上方是上文提到的2个伞舱，在伞舱之间安装有侧壁摄像机和照明灯。在返回舱内的前端侧壁上集中了环控生保分系统需要航天员操作和调节的设备。座椅下方也放置有环控生保分系统的冷凝干燥器组件。

在中间座椅前下方是光学瞄准镜窗口，左右两侧是航天员用于进行人工控制飞船平移和姿态运动的手柄，再往前位于前端半球段靠近舱门的位置，对称布置了三块仪表板，中间的主仪表板上有两个多功能液晶显示屏，用于显示飞船上设备的工作状态和飞船飞行参数，下面有用于航天员人工控制的各种开关。在左右舱壁上还设有副仪表板，副仪表板四周布置了便于航天员操作的设备，如排气调压组件和风扇等。

在座椅后面至防热大底之间是各分系统设备的集中安装区，包括电源和供配电设备、制导导航和控制、测控与通信、数据管理、环控与生保、热控、推进、乘员等分系统的设备，这些设备和座椅均分别装在3根大梁上。

在备份伞舱下设有推进剂隔舱，内装单组元推进分系统的无水肼贮箱、气瓶和阀门等组件，隔舱盖上装有推进剂排放孔。在返回舱前半球段和侧壁上设有8个发动机可分成5个机组，其中：装有2台俯仰控制发动机的机组有1个，安装于返回舱中部偏上；装有1台偏航控制发动机的机组有2个，安装于返回舱的上部；装有2台滚动控制发动机的机组有2个，安装于返回舱的下部。滚动控制发动机的两个机组分主、备份，而控制俯仰、偏航的发动机互为备份。

由于返回舱是唯一参与整个任务过程的舱段，所以它必须时刻满足与航天员的通信要求与着陆定位的需求。为了实现这些目标，返回舱带了4种13副天线——S波段天线（接收、发送分别2副）、2副GPS天线、3副短波天线和4副超短波天线。

S波段天线和GPS天线分别负责通信和定位，由于它们在再入过程中也需要工作，因此它们被平装在返回舱侧壁，需要经受再入过程中的气动力加热。

而短波天线和超短波天线既能通信也能定位，但仅需在着陆后工作，所以它们装在半球段内的天线舱（着陆后使用的闪光灯也装在这）。

不同于前面两个平装天线，超短波天线是杆式伸展天线，由于不确定返回舱着陆后的姿态，所以超短波天线两副安装在大底，一副安装在侧壁（还有一副折叠后藏在舱门内），着陆后由重力开关判断返回舱呈直立还是平躺。若直立，则展开侧壁上的天线；若平躺，则展开大底上的天线。

短波天线也是同理，一副在侧壁，一副在大底，还有一副在主伞伞绳上。

在侧壁上还有静压高度计取样孔、氧气加注孔和排气调压孔等。返回舱与轨道舱之间的电、气、液路接口处的断接器都布置在返回舱前端面上，返回舱与推进舱的接口则位于背风面靠近大底端框的分离密封板上。返回舱的烧蚀大底在主降落伞打开后即被抛弃，露出的密封大底上安装有四台固体缓冲发动机、与之配套工作的伽马高度计。

出于密封性起见，返回舱只在前端开有一个直径为650mm的内开式密封舱门，因此航天员要在发射前进入飞船，必须先通过轨道舱舱门进入，再坐到返回舱座椅上。

3.气动与防热

（1）再入弹道分类

返回舱在进入大气层时，会受到空气动力的作用，空气动力可分解为气动阻力D和升力L。气动阻力沿着飞行速度相反的方向作用在进入器上，直接起到减速作用；升力沿着与速度垂直方向作用在进入器上，起到改变下降速度的作用。因此，升力和阻力的比值（称为升阻比，K=L/D）成为进入器在大气里运动的一个重要特征参数。根据作用在航天器上气动力的升阻比大小以及对升力是否加以控制，航天器的进入方式可以分为弹道式进入、半弹道式进入和升力式进入三种方式。

弹道式航天器（K=0~0.5）在大气层里飞行时产生很有限的升力，而且此升力是无控制的。由于升力很小，甚至没有升力，因此进入器下降速度很快，在大气层里经历的时间很短，不超过400s。这样气动力加热的总加热量相对地要小一些，防热结构可以做得简单（原理见下方视频）。

它的主要缺点是在再入过程的运动是无控制的。一旦制动完毕，返回舱就沿着一定的弹道返回到地面，落点位置也就相应地决定了，这也就是叫“弹道式”返回的原因。但返回舱在返回过程中，有许多影响返回弹道的干扰因素，如制动精度低、航天器的位置偏差和大气数据偏差等，返回舱又无法调整，因而落点的偏差比较大。

它的另一个缺点是再入制动过载相当大，即使是以2°左右的再入角进入稠密大气层，其最大制动过载也可达到8~10g。

升力式航天器升阻比一般大于1，如航天飞机的轨道器采用带翼升力体的结构外形，形状似飞机，升阻比达1.3~3.0。在进入大气层过程中轨道器受强大的气动升力作用，可以沿着比较平缓的轨道滑翔下降，同时通过姿态控制系统控制俯仰和滚动以改变升力的大小和方向，使航天飞机能在几千千米航程内机动飞行，选择最佳的再入路线飞向预定目标地。

神舟飞船则介于二者之间，是半弹道式航天器

（2）神舟返回舱升力控制

返回舱在再入大气层的过程中，作用在返回舱上的空气对返回舱产生压力，这些压力可以合成一个对返回舱任何一点的一个力和一个力矩。但是在返回舱上有这样一个点，对该点求合力时只有力R，而没有力矩为零，那么这个点就叫气动力中心。设返回舱的飞行速度为V，V和返回舱纵轴的夹角是α，称作攻角。如果在某一攻角α下产生的空气动力R正好在质心与气动力中的连线的延长线方向，那么作用在返回舱上的就只有空气动力而没有空气动力力矩，那么角α就称为配平攻角。在此状态下，理论上不需要有作用在返回舱上的其他力矩，飞舟就可以保证在配平攻角状态下飞行。

但如果质心和气动力中心都在返回器纵轴上，那么无论如何滚动返回舱，升力的大小、方向都不变（保持纵轴指向）。

于是设计人员对返回舱的结构和仪器设备的安装部位作了精心设计，并采用增加一定配重块的方式，使得返回舱的质心不在返回舱的纵轴上，而是与纵轴偏离一个δ的距离，同时将质心配置在返回舱气动力中心之前的一定位置。这样在配平攻角状态下飞行，升力不再与纵轴平行，且处在质心与纵轴所在平面，此时如能控制返回舱绕度矢量V旋转，则可以控制作用在返回舱上的升力的水平分量和垂分量的大小和方向，这样就可以控制返回舱的再入轨迹，使返舱的再入过载峰值不大于4g。但随着返回舱速度的减慢，无法产生足够的升力，返回舱就会停控，此时高度在20千米左右。

（3）气动力加热

假定返回舱在开始返回时的速度为v=7.65km/s，则每千克质量所拥有的动能约为29260kJ。这样大的动能如果全部转化为热量，足以将30kg的钢材完全熔化。但实际上，返回舱的能量所转化的热量，有相当大的一部分通过冲击波和辐射作用，扩散到周围的空气里，只有很少一部分是传递给飞行器的结构（大约2％）。

返回舱在这高超声速的气流中，不断猛烈地压缩其前面的空气，使受压缩的空气的密度增加了10多倍，温度增高到6000~8000℃，在返回舱的前方形成了一个很强的冲激波。

空气分子撞击返回舱的表面，又弹跳回去；其中有许多分子在弹跳回去的过程中，又和迎面新冲来的分子相碰撞，将新来的分子挡回去，使之不能与返回舱的表面接触，而是把它们散射到气流中去，从而防止了这部分新冲来的空气分子把自己的能量传送给返回舱。这样，把大量热量排卸在冲激波与飞行器表面之间的空间里。冲激波从返回舱的四周向外、向后延伸到很远的地方，形成一个很大的尾流。这个尾流是由炽热的空气组成的，其中包含了返回舱在再入大气层过程中产生的绝大部分热量；尾流中的热量又逐渐扩散在周围的大气里。

（4）防热结构

再入防热结构通常是由防热层、隔热层和承力结构三部分组成。

防热层是防热结构的最外层，直接承受再入气动力加热的部分，是由金属或非金属材料制成的壳体，通过材料本身的热理化性能，热容量、相变、辐射以及质量引射等，来吸收和耗散气动力加热的热量。在同一个航天器上，返回舱不同部位的受热强度不同，采用的防热方法、防热材料以及防热层厚度都不相同。

隔热层是由轻质隔热材料组成。它的作用是把外壳的热量与内部舱体结构隔开，阻止或延缓外壳的热量传入，使舱体内壁温度在整个再入过程不超过预定的设计值。隔热层有时安排在防热层与承力结构之间；有时是粘贴在承力结构的内壁；有时为简化结构设计，往往利用防热材料本身的隔热作用，或采用蜂窝夹层结构的隔热作用，将这一层与外部防热层或内部承力结构合二为一。

承力结构是返回舱的骨架，承受整个飞行过程中的各种力学载荷，通常采用金属壳体或蜂窝夹层结构。

防热结构根据防热原理的不同，分为如下3种方法

1)热沉防热结构

物体吸收热量后温度会升高，而物体的热容量越大，温度每升高一度所吸收的热量也就越多。吸热防热结构就是利用包覆在返回舱结构外面的防热层，吸收大部分气动热的一种防热方法。防热层采用热容量较大的材料，这层材料吸收返回舱表面的大部分气动热，从而使传入结构内部的热量减少。但防热材料除了要求热容量大，还要求材料导热率大和熔点高，就好比大坝不仅要容量大，还要蓄洪快和不易溃堤

2)辐射防热结构

任何物体表面都会向外辐射热量，这种现象称为热辐射。辐射的热量与表面温度的四次方和表面的辐射系数成正比。辐射防热结构就是利用防热层表面的高辐射特性，主要以辐射散热方式将大部分气动热散发到舱外的一种防热形式。为了提高散热效率，返回器表面常常涂有高辐射层

3)烧蚀防热结构

材料从固体状态变成液体状态，或由液体状态变成气体状态，或由固体状态直接变为气体状态时都要吸热，所吸收的热量称为相变潜热。还有一些有机材料在受热后会发生分解，同时吸收热量，所吸收的热量称为分解潜热。

烧蚀防热结构就是利用烧蚀材料受热后发生的一系列物理、化学过程吸收大量热量，来达到防热目的。烧蚀材料要经过特殊研制，材料的分解潜热和相变潜热越大，防热效率就越高。

在航天器结构外铺设一层烧蚀材料，就构成了烧蚀防热结构。

5)神舟飞船防热方案设计

按神舟返回舱再入过程气动加热最严重时刻估计，返回舱表面温度分布大致如下：再入的迎风大底上，最高温度为2200K~2600K；倒锥部分的迎风面（即下面）上600K~1800K；倒锥的背风面大部分在600K以下。

根据这些数据，设计人员最终采用了全烧蚀方案，返回舱的外表面（除前端舱门外）均被不同厚度的低密度烧熔材料所包敷。其原因是：

①可靠性高

一般的烧蚀材料防热效率随热流密度的提高而增大，这个特性可以消除设计输入条件误差而引起的隐患，提高系统的可靠性。

②结构简单

烧蚀防热结构处理局部防热较为简单，往往只要在该处增厚防热层或改变烧蚀材料即可，整个防热层与金属内壳的连接可采用胶结方式。

③技术成熟

烧蚀防热结构在国外所有的载人飞船上都已成功应用，并且国内已有返回式卫星的成熟技术，所以采用这种结构有较多可借鉴的国内、外的经验。

④结构重量轻

国内、外设计的经验表明，当采用较低密度(ρ≤0.8g/cm3)的烧蚀防热层后，结构的重量可大大减轻。

神舟系列载人飞船防热所用的低密度烧蚀材料为硅橡胶基材料，这种材料由基体和填料两大组分组成。

填料包括增强纤维、酚醛空心微球及玻璃空心微球，其主要目的是降低材料密度并提高隔热性能，同时保证烧蚀材料表面的抗气流剪切能力。制成的低密度烧蚀材料预混料要填充到玻璃钢蜂窝里，后者主要用来提高烧蚀材料自身的强度和抗剪能力。　

整个返回舱的防热结构由两大部分组成，即烧蚀防热大底和侧壁防热结构。

烧蚀防热大底处在返回舱再入过程的飞行迎风面上，其遇到的热流密度较高，同时迎风面的气动外压也主要作用在烧蚀大底上。针对受热、受力的实际情况，烧蚀大底采用双层壳结构：外部是ρ=0.75g/cm³的H96材料烧蚀层，专门用以防热，内层是玻璃钢蜂窝夹层结构，主要用以维持外形和承受外压。上述两层壳的边缘是整体模压成形的MD-2材料的拐角环。该拐角环一方面可将烧蚀大底的防热层和蜂窝夹层结构层连成一个整体，同时也是舱间传力的构件。

侧壁防热结构是一层密度变化的烧蚀层，它直接胶结于金属内壳上。在迎风侧面，由于热流密度较大，用ρ=0.72g/cm³的H96烧蚀材料，背风侧面用ρ=0.56g/cm³的H88烧蚀材料。由于侧壁上开有22个大小不同的舱口，造成很大的应力集中，因此需要低密度烧蚀材料层的开口边缘均加有MDZ材料制成的边缘防热环。

特别指出，胶结采用的胶层大多为弹性硅橡胶，可以使整个防热层有比较协调的抗变形能力（包括受力变形和热变形），防止各材料膨胀率不同，受冷热后产生应力。同时，防热层与金属壳不采用机械连接也比较容易维持金属内壳的密封性。

舷窗和光学瞄准镜窗口代表了飞船返回舱上典型开口处防热密封结构。整体窗口由三层玻璃构成，最外层是高温防热玻璃，这层玻璃并无密封要求，其功能专门用以防热，内两层则用钢化的承压玻璃制成，完成承压和密封。

3.降落伞减速系统

（1）工程目标与限制

返回舱在经过气动外形减速段后，已减去大部分速度，在15km高度处气动阻力接近于重力，速度维持在200m/s。但如果不再进行进一步减速，依然无法满足安全着陆的要求因此，必须设计出一种降落伞系统，并满足以下目标及限制：降落伞系统重量不大于200 kg，各级降落伞开伞过载不大于5 g，过载大于3.5 g的时间不大于0.5 s。

最终设计出来的伞系正常工作范围是：相对地面高度1300~12000米，速度30~220米/秒，动压440~10000帕。

（2）伞系组成

降落伞减速系统由串联式双引导伞、减速伞和主伞三级伞组成，采用伞舱盖弹射牵引，倒拉式开伞（这些知识点在下面这篇专栏里）

引导伞用于稳定返回舱姿态，为减速伞张开提供条件。正常情况下，开伞动压7500Pa；但在发射台逃生的紧急状态下，动压最小只有500Pa，而且因开伞高度的限制需开伞迅速以减速高度的损失。为了适应不同工况的使用要求，神舟飞船在设计上采用一大一小串联式引导伞的结构形式, 两者之间设有限力机构. 在发射台救生状态下, 开伞动压较低, 大引导伞起作用, 提供足够的阻力用于拉出减速伞伞包；在其他工况，开伞动压较高时, 大引导伞的阻力超过了连接大小引导伞的限力连接机构的承载能力, 限力连接机构断裂,大引导伞飞离, 只有小引导伞起作用, 这样就限制了减速伞伞包的冲击载荷。

减速伞面积24m²，不仅用于稳定姿态，还是第一级减速，可减少主伞开伞冲击。主伞则用于对返回舱进一步减速。

对于神舟飞船这种特大型主伞，其开伞过程特别复杂。由于其拉直和充气时间较长，在伞衣拉直之后，第一股空气团开始从伞衣底部给伞衣充气，并迅速向伞顶推进，在空气团推进的过程中，伞衣顶部会在周围气流的作用下迅速甩动，并出现抽打现象，这种抽打很容易造成伞衣的损伤。由抽打造成的初始损伤,，在伞衣继续充气过程中，在气动力作用下，进一步扩展，从而造成伞衣的损伤破坏。因此主伞还包括一个牵顶伞，顾名思义，该伞用于提供牵引力，防止主伞伞衣抽打损坏。

对于载人航天，飞船的安全可靠性是在第一位的，因而神舟飞船的降落伞系统由两个独立的主、备份系统组成。其中，主、备份的引导伞和减速伞完全相同，为通用件，而主、备份主伞也仅伞衣面积不同（前者1200m²，后者760m²）。

这种备份方式称为“冷备份”，即在主降落伞失效的情况下,才启用备份主降落伞，而每套装置中的各级降落伞均为单伞；还有一种是以阿波罗飞船为代表的’’热备份’’模式，在返回舱上仅设有一套降落伞装置，但装置中的各级降落伞均由两具或多具完全相同的降落伞并联而成，呈热备份方式配置，即任何一级中的各具降落伞同时展开，共同工作、互为备份。

（3）工作时序

1)当返回舱下降到10千米高度时，10千米静压高度控制器使程序控制器置零（t=0秒），并开始按预定程序发出时序指令。

2)t=0.5秒时，引爆伞舱盖分离装置，弹掉伞舱盖，拉出引导伞。

3)伞舱盖分离过程中，将引导伞从伞舱中拉出。引导伞张满后，拉出减速伞伞包。

4)减速伞拉直，呈收口状态张满。

5)减速伞以收口状态工作8秒后，切断收口绳，解除收口状态。

6)减速伞完全张满。

7)t=16.5秒(返回舱大约下降到8千米高度)，引爆降落伞连接分离机构上的脱伞装置，使减速伞与返回舱分离。

8)减速伞分离过程中拉出主伞。

9)主伞拉直后，呈收口状态张满。

10)主伞以收口状态工作8秒后，解除收口状态。

11)主伞完全张满，返回舱呈单点吊挂状态下降。当返回舱下降到6千米高度时，静压高度控制器使程序控制再次置零，t=0秒。

12)t=58秒时，引爆防热大底盖火工装置，抛掉防热大底，使着陆反推发动机的喷口暴露在舱外。

13)t=68秒时，启动垂直吊挂释放器。

14)主伞由单点吊挂转换成两点对称垂直吊挂，返回舱呈垂直下降状态，为着陆反推发动机工作创造必要条件。t=78秒时，引爆座椅上的火工装置，使座椅缓冲器提升，进入待工作状态。

15)t=95秒时，启动伽马高度控制器，在临近地面约1米高度，伽马高度控制器发出指令，点燃着陆反推发动机，返回舱以1~4米/秒的速度着陆。

16)着陆后，航天员根据地面气象情况作出判断，若风大，可发出指令，将主伞抛掉。

在此过程中，返回舱从开伞前的质量约3400kg，不断降低到到最后着陆时的约3000kg。

（4）应急处置

开伞高度主要是根据完成上述工作程序所需的最小行程来确定的，同时兼顾备份降落伞装置所需的工作高度。因此在返回工作程序中，当返回舱下降到6~7千米时，自动检测装置会判断出主伞工作是否正常，一旦检测到异常现象，就立即切换到备份降落伞装置。

如果在发射台上发生意外事故，返回舱由逃逸火箭带离事故现场，返回舱与逃逸火箭分离后飞行到顶点高度之前2s，弹射伞舱盖，拉出串联引导伞，引导伞展开后，相继拉出减速伞，减速伞收口状态工作6s后就与返回舱分离，随即拉出主伞，主伞收口状态工作8s后，解除收口，并逐渐张满。中、高空应急救生由于其飞行高度都在10km以上，所以降落伞工作程序均按正常返回程序工作。

（5）一些细节

①风修正技术

上文曾提到返回舱升力控制停控点在20千米高度，那么只要把停控点对准在目标着陆点O上就万事大吉吗？然而现实的风不尽如人意，偏差OP'常常存在。解决办法也简单，停控点瞄准反向等距延长的P点就行，但这就需要气象的精准预报了。

②单点吊挂转垂直吊挂

为保证降落伞拉直程序的可靠性，载人飞船伞舱安置在返回舱的侧面。这导致在主伞开伞的初始阶段，主伞与返回舱之间是采用单点连接，连接点设置在伞舱出口处。在单点连接情况下，返回舱以倾斜姿态吊挂在降落伞上，与降落伞一起下降。如果以倾斜吊挂姿态着陆，缓冲装置就不能有效发挥缓冲作用。因此，必须使返回舱在着陆前转成垂直吊挂形式。

转换成垂直吊挂，就是返回舱由单点倾斜吊挂转换成使返回舱成纵轴垂直于地面的双点对称吊挂，使返回舱以垂直姿态下降，为着陆缓冲装置工作创造有利条件。

转换吊挂方式的关键在于降落伞连接分离机构的设计。

其主要部件主伞接头必须设计得非常紧凑、灵巧、可靠，并且不得阻碍伞包拉出。主伞接头的上方通过主吊带与主伞连接，下方与一根长吊带和一根短吊带连接，短吊带下方又与吊索（金属制品）相连接。主伞接头通过分离螺栓与返回舱连接。此外，返回舱着陆后，主伞接头还具有切断主吊带，实现抛掉主伞的功能。

推销式连接与分离方案。单点吊挂时，主伞通过主伞接头和分离销实现返回舱与主伞的连接。当返回舱下降到一定高度需要由单点吊挂转换成垂直吊挂时，启动火工装置，利用其产生的燃气压力将分离销推出，主伞接头与返回舱分离，同时拉起原本松弛不受力的长、短吊带，实现返回舱的垂直吊挂。

短吊带拉直后，将埋设在返回舱出口处周边的垂挂吊索从保护层底下拉出；当长吊带拉直时，将底端的连接摇杆扳动约90°位置，限制吊带位置，以免吊带紧贴舱壁而磨损。于是返回舱就转换成双点垂直吊挂形式。

③降落伞收口

航天器回收着陆系统的降落伞开伞速度比较高，相应的开伞冲击力也很大。为了减小开伞动载荷，一般通过控制展开伞衣阻力面积和增加减速行程等措施来实现。为控制伞衣阻力面积，目前最常用、最有效的措施是采用伞衣底边收口技术。伞衣底边收口控制方法就是在伞衣底边采用一根限制伞衣完全张满的收口绳，收口绳的长度按伞衣底边完全张满时的周长缩短一定比例，从而限制了伞衣的张满程度，使其外形像一只倒挂的灯泡，进而使得伞衣阻力面积较之完全张满时的面积明显减小。

一般在每个伞衣幅底边装上一个收口环，并在伞衣底边安装数个收口绳切割器。用一根绳子穿过每个收口环和收口绳切割器穿绳孔，收拢到某一程度，两端结牢，使伞衣展开后呈收缩状态。伞绳拉直瞬间，借用拉直力，通过旁系支绳，启动收口绳切割器击发装置，按预定的延迟时间，切割器把绳子切断，解除伞衣状态，然后完全充满。

伞衣收口装置主要由收口环、收口绳和收口绳切割器组成。收口环是由金属制成的如同戒指形的小圆环，固定在伞衣底边内侧的每根伞绳上方。收口绳依序穿过每一个收口环及收口绳切割器的穿孔，然后两端系牢，展开后形成一个封闭圆圈。收口绳切割器是一种具有延时切断绳索功能的火工装置。在伞绳拉直过程中，通过伞绳分支的连接绳，启动切割器击发支耳，击发火帽，引燃延时火药，经预定数秒钟的燃烧后，点燃推进剂，推动圆筒形切刀，将穿过其穿绳孔的收口绳切断。收口绳切断松绑后，伞衣就可伞上要安装2个或3个收口绳切割器，只要其中1个工作，就可以接触收口状态

④开伞控制

神舟飞船采用压力高度控制法，就是利用大气静压和高度的对应关系控制开伞。它基于飞机上常用的气压式高度表的工作原理，即通过气压式高度表感应当地的大气静压力，间接推算出当地的高度。

在飞机上，气压式高度表是通过皮托管来感受大气静压的，但航天器上安装皮托管是比较困难的，只能在其侧壁上开孔取压。这样，高度信号器不是真实地感受当地的大气静压，而是航天器上的总压，即动压和静压之和。因此，对于航天器进入过程中动压的影响，需要通过风洞试验加以修正，以保证控制精确性。

由于开伞是回收着陆关键的第一步，高度控制装置的可靠性至关重要。因此在其设计上一般要采取以下：

采用多组高度控制开关来进行备份。神舟号飞船压力高度控制器采用了10km、6km、5km三组高度控制开关，其中在正常返回情况下，6km高度控制开关作为10km高度控制开关的冷备份；在中空救生情况下，5km高度控制开关作为6km高度控制开关的冷备份，从而提高神舟号飞船开伞控制的可靠性；

方法对每个高度控制点采用“三取二”冗余措施，以保证其工作可靠，神舟号飞船的10km、6km、5km三组高度控制开关，每组均采用了三个高度信号器，采用“三取二”冗余设计。

4.着陆缓冲装置

有一个公式——mg=1/2ρv²CᴰA₀

其中Cᴰ是降落伞阻力系数，A₀是降落伞名义面积。可以看出，下降平衡速度v的平方正比于降落伞名义面积A₀的倒数。因此，若单纯用降落伞把返回舱减到着陆速度，所需的降落伞面积要大得无法想象，这是得不偿失的，应当再觅一种减速方式。最终确定主降落伞装置的伞降终端速度应≤8 m/s，而备份降落伞装置的伞降终端速度应≤10 m/s 。

（1）着陆反推发动机减速

着陆反推发动机一般采用小型固体火箭发动机，主要部件有点火装置、燃烧室、装药和喷管。图中神舟号飞船采用的着陆反推发动机，主要由燃烧室壳体、喷管、点火器、带垫片包覆药柱、前挡药板、后挡药板、挡环等组成。

由于缓冲发动机的总冲量下，所以要求点火时间精确，能有效起到降低着陆冲击的作用。但上文所提到的气压高度计就无法满足需求了，因为发动机要求离地1.2m处点火，而气压高度计无法做到这样精确。于是设计人员使用了伽马高度计，利用伽马源向地面发射伽马光子，通过测量地面反散射的伽马光子数来进行测距。