我国神舟飞船结构与机构分系统介绍

我国神舟飞船结构与机构分系统介绍

目录

目录..............................................................................1

前言..............................................................................2

1.神舟飞船结构介绍.............................................................2

1.1.轨道舱....................................2

1.2.返回舱....................................................................3

1.3.推进舱.....................................3

1.4.附力口段....................................................................4

2.技术设计.......................................................................4

2.1.主要任务与功能结构与机构分系统..........4

2.2.组成.....................................................................4

2.2.1.名吉才白.................................5

2.2.2.机构.................................................................5

2.3.主要技术性能指标........................................................5

3.技术特点.......................................................................6

3.1.大型结构设计技术..........................6

3.2.载人航天密封舱设计技术...................7

3.2.1.密封件...............................8

3.2.2.密封舱门............................................................8

3.2.3.通气阀...............................9

3.3.再入防热技术.............................11

3.3.1.烧蚀材料的箍选及设计................14

3.3.2.防热结构设计.........................14

3.4.舱段连接分离技术..........................18

3.5.着陆缓冲技术............................................................30

4.环境控制与生命保障.........................................................31

4.1.神舟飞船环控生保技术.....................32

4.2.飞船应急状态下的环控生保技术............35

4.3.微重力环境下的航天员生活保证技术......................................36

4.4.环控生保系统的测量控制技术..............37

5.神舟飞船结构与系统组成及总体布局..........................................37

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5.1.轨道舱的布局........................................................37

5.2.返回舱的布局........................................................38

5.3.推进舱布局..........................................................39

5.4.附加段布局..........................................................40

前言

结构与机构分系统作为飞船的重要分系统之一，其大型结构的设计技术、

密封技术、再入防热技术、舱段连接分离技术、着陆缓冲技术等与飞行成败和

航天员生命安全直接相关。在结构与机构分系统研制过程中，逐步攻克了载人

航天的各项关键技术与技术难点。

1.神舟飞船结构介绍

“神舟”载人飞船全长8.86米，最大处直径2.8米，总重量达到7790公

斤。从构型上来说，由轨道舱，返回舱和推进舱以及一个附加段组成。采用的

是典型的“三舱一段”式结构。整个飞船按照功能还能分为13个不同的分系统。

这13个分系统都是用它的功能来命名的，它们是：有效载荷、结构与机构、热

控制、指导导航与控制、推进、电源、数据管理、测控与通信、环境控制与生

命保障、乘员、回收与着陆、仪表与照明和应急救生分系统。这些系统分别布

置在这“三舱一段”式结构的神州飞船中，相互分工合作，完成一次太空遨游。

下面分别介绍各个舱段的情况：

1.1.轨道舱

尺寸：长2.8米，直径2.2米。

神州飞船的轨道舱的外形为圆柱形的。为了使轨道舱在独自飞行的阶段可

以获得电力，轨道舱的两侧安装了太阳电池翼，每块太阳翼除去三角部分面积

为2.0X34米，轨道舲自由飞行时，可以由它提供0.5千瓦以上的电力。轨道

舱尾部有4组小的推进发动机，每组4个，为飞船提供辅助推力和轨道舱分离

后继续保持轨道运动的能力；轨道舱一侧靠近返回舱部分有一个圆形的舱门，

为航天员进出轨道舱提供了通道，不过，该舱门的最到直径仅65厘米，只有身

体灵巧、受过专门训练的人才能进出自由。舱门的上面有轨道舱的观察窗。

轨道舱是飞船进入轨道后航天员工作、生活的场所。舱内除备有食物、饮

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水和大小便收集器等生活装置外，还有空间应用和科学试验用的仪器设备。

返回舱返回后，轨道舱相当于一颗对地观察卫星或太空实验室，它将继续

留在轨道上工作半年左右。轨道舱留轨利用是中国飞船的一大特色，俄罗斯和

美国飞船的轨道舱和返回舱分离后，一般是废弃不用的。

1.2.返回舱

尺寸：长2.00米，直径2.40米（不包括防热层）。

神州飞船的返回舱呈钟形，有舱门与轨道舱相通。放回舱式飞船的指挥控

制中心，内设可供3名航天员斜躺的座椅，共航天员起飞、上升和返回阶段乘

坐。座椅前下方是仪表板、手控操纵手柄和光学描准镜等，显示飞船上个系统

机器设备的状况。航天员通过这些仪表进行监视，并在必要时控制飞船上系统

机器设备的工作。轨道舱和返回舱均是密闭的舱段，内有环境控制和生命保障

系统，确保舱内充满一个大气压力的氧氮混合气体，并将温度和湿度调节到人

体合适的范围，确保航天员在整个飞行任务过程中的生命安全。

另外，舱内还安装了供着陆用的主、备两具降落伞。神州好飞船的返回舱

侧壁上开设了两个圆形窗口，一个用于航天员观测窗外的情景，另一个共航天

员操作光学瞄准镜观测地面驾驶飞船。返回舱的底座是金属架层密封结构，上

面安装了返回舱的仪器设备，该底座重量轻便，且十分坚固，在返回舱返回地

面进入大气层时，保护返回舱不被炙热的人气烧毁。

1.3.推进舱

尺寸：长3.05米，直径2.50米底部直径2.80米

神舟号的推进舱又称设备舱，它呈圆柱形，内部装载推进系统的发动机和

推进剂，为飞船提供调整姿态和轨道以及制动减速所需要的动力，还有电源、

环境控制和通信等系统的部分设备。两侧各有一对太阳翼，除去三角部分，太

阳翼的面积为2.0X7.5米。与前面轨道舱的电池翼加起来，产生的电力将三倍

于联盟号，平均1.5千瓦以上，差不多相当于富康AX新浪潮汽车的电源所提供

功率。这几块电池翼除了所提供的电力较大之外，它还可以绕连接点转动，这

样不管飞船怎样运动，它始终可以保持最佳方向获得最大电力，免去了“翘向

太阳”所要进行的大量机动，这样可以在保证太阳电池阵对日定向的同时进行

飞船对地的不间断观测。

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2.2.1.结构

飞船主体结构由推进舱结构、返回舱结构、轨道舱结构和附加段结构组成。

返回舱与轨道舱结构为密封结构，提供航天员生活与工作的密封环境，承

受各种力学载荷。返回舱外层为防热结构，承受再入时的气动热与气动力载荷。

附加段与推进舱结构为非密封承力结构。

附加段与轨道舱之间用螺栓连接，轨道舱与返回舱之间、返回舱与推进舱

之间通过舱段连接、解锁机构连接。

2.2.2.机构

1）返14舱与轨道舱之间的连接分离机构：设置火工机构锁I、火工锁分离推

杆、非电传爆装置、电路断接器、液路断接器、气路断接器等产品

2）返回舱与推进舱之间的连接分离机构：设置火工机构锁H、弹簧分离推杆、

分离密封板组件。

3）部件连接分离机构：设置抛底火工锁、侧壁天线盖锁、大底天线盖锁。

4）着陆缓冲机构：根据飞行任务配置2（或3）个座椅、2（或3）个座椅缓冲器。

5）密封舱门及检测装置：轨道舱舱门组件、返回舱舱门组件、舱门快速检漏

仪、舱门压点开关。

6）其他功能机构：通气阀、伞舱防撞气囊装置。

2.3.主要技术性能指标

D在各种力学载荷条件下，结构不产生有害的永久变形或破坏失效，能够

承受飞行过程中的振动环境，飞船结构应保证整船的主模态应与运载系统配套,

其横向基频“.5Hz,纵向基频“0Hz。

2）结构应满足规定精度要求，提供结构精度基准，为连接分离机构创迨必

要的条件。满足仪器设备安装所需特殊精度要求。

3）在飞行任务过程中保证航天员座舱的密封，在舱压91kPa±10kPa的条件

下，密封舱的总泄露率不大于lkg/d。

4）返回舱结构应能够承受正常和应急再入过程中的气动加热，保证舱壁的

温度环境和密封性，返回舱再入后，金属内壁温度不大于200℃,持续时间不

大于15min。返回舱着陆前，火工品处温度小于110℃。

5）舱段之间相对分离速度和同步性要求必须满足要求。

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6）具有足够的缓冲性能。当返回舱在一定的着陆姿态范围内以垂直8m/s、

水平10m/s速度分量着陆时，经密封大底、座椅缓冲器、赋形垫转动中心的冲

击过载、加速度增长率和作用时间在轻度损伤限以下（含轻度）。

7）可靠性与安全性

a.结构与机构分系统可靠性指标0.9881（丫=0.7）,其中舱间解锁栓、火二推

杆可靠性指标要求0.9999（y=0.9）o

b.安全性指标指9998（丫=0.7）。

c.火工装置工作时间向返回舱内泄露的CO等有害气体浓度小于安全标准。

3.技术特点

飞船结构与机构分系统的复杂程度、载人航天器的特殊设计要求以及高可

靠性与安全性要求所带来的技术难题是以往卫星结构与机构分系统无法比拟

的。

3.1.大型结构设计技术

1）结构构型与接口

神舟飞船结构是迄今为止我国研制的尺寸最大、受载荷最复杂、可靠性与

安全性要求最高的航天器结构系统。飞船结构总高9m多，轨道舱、返回舱与推

进舱结构为回旋体，直径在2.25m~2.5m之间，呈细长型。神舟一号飞船结构外

形如图1所示。

图1神舟一号飞船结构外形

飞船与运载火箭之间的机械接口关系与其他航天器不同，除了推进舱后端

框与运载火箭之间用包带连接之外，还要通过整流罩上9个逃逸支撑机构卡点

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与轨道舱连接，为了保证航天员的生命安全，设置了应急救生系统。一旦运载

火箭出现异常，返回舱与推进舱解锁，逃逸火箭携带返回舱、轨道舱迅速逃逸。

2）结构设计安全系数

除承受正常发射的载荷外，飞船还要承受逃逸载荷。逃逸状态载荷比正常

飞行载荷大得多。结构设计要兼顾两种载荷工况以及密封压力载荷工况，并使

结构设计尽量优化。伊对不同的载荷作用和结构失效的严重程度，制定了飞船

结构不同载荷工况的设计安全规范。对内压设计载荷而言，为保证航天员在轨

的安全性，保证舱体的密封，取较大的安全系数，而对于小概率事件的逃逸载

荷则取较低的安全系数，这样既保证了可靠性又使结构效率提高。

3）优化方案设计

由于功能要求，飞船的密封舱开口多而且尺寸大。返回舱侧壁开口20多处,

其中3200mm以上的开口12个；轨道舱开口近20处，⑴200mm以上的开口5

个。这些开口造成很大的应力集中，尤其是直径（p900多mm的两个伞舱口焊缝

相距仅70多mm,轨道舱两个大开口焊缝仅相距106mm,开口应力集中区相互

迭加。为减轻结构重量，轨道舱与返回舱焊接结构蒙皮设计厚度很薄，为此对

各开口加强法兰进行优化计算，既保证了结构的整体重量较轻又保证了舱体的

强度和刚度，同时保证了开口处的密封性。

在确定轨道舱前后封头的方案时有两种选择：一种是球形封头承受内后有

利；另一种是锥形封头有利于提高整船刚度，通过反复的比较和分析计算发现,

整船横向刚度偏低的矛盾更突出，最终采用了锥形封头的方案，与联盟号的球

形生活舱不大一样。轨道舱前后锥段的半锥角大于55。，超出压力容器设计常规

（半锥角30。〜45。）。在设计中用经典法和有限元进行分析计算，确保了连接框在

内压载荷作用下的稳定性。4）动力学特性

由于9个逃逸卡点的存在，使得飞船/运载系统的动力学特性非常复杂，设

计中首次应用多界而助力学理论建立了飞船的船/箭耦合分析模型，与运载系统

进行耦合分析，解决了飞船与运载多界面连接的动力学问题，提出了复杂边界

条件、大型低基频结构的动力学实验方法，开创性的制定了试验下凹控制准则,

确保了整船各项大型的动力实验一次成功。

3.2.载人航天密封舱设计技术

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飞船的返回舱、轨道舱为载人的密封舱。舱体结构的密封性是保证航天员

在飞行任务期间生命安全的首要因素，是载人航天首先需要突破的关键技术之

一。我国在返回式卫星密封舱结构设计方面积累了一定的经验，但神舟飞船轨

道舱、返回舱舱体的密封容器在18m3以上，有200多处密封接口，其密封接口

长度达70多米。神舟飞船返回舱、轨道舱结构不仅密封环节多，而且漏率指标

比返回式卫星以及联盟号飞船要低。

结构密封技术涉及到密封接口参数设计、密封材料选择、结构强度和刚度

设计、密封面的加工精度和焊接质量的控制等诸多因素。

在飞船研制中，对影响舱体密封的各种因素进行了研究，根据密封实现的难

易程度对200多处密封环节进行了漏率指标的合理分配，制定了飞船密封舱焊

接技术规范和密封接口尺寸、加工精度和密封圈压缩率等规范。对径向密封与

轴向密封设计了不同的压缩率。针对返回舱、轨道舱不同部位、不同的使用环

境，分别采用不同硬度的“0”型圈、矩形圈和“蕾形”密封圈。

3.2.1.密封件

对舱体密封技术中的核心因素---密封件的材料选择、高低温环境条件下性

能的稳定性和在真空环境下产生的挥发物等进行了系列研究，研制成功了适应

载人飞船空间环境温度变化的要求，其真空挥发物、可凝物和无毒性等指标满

足载人航天安全性要求的40多种规格的密封件。返回舱上最大的密封圈直径

2.3m,是目前国内航天器结构上使用的直径最大的密封圈，研制中采用了分段

硫化技术，解决了平板硫化技术对制造设备要求高的问题，降低了制造的成本。

3.2.2.密封舱门

轨道舱舱门和返回舱舱门是航天员直接操作的机构，其设计需考虑人机

功效特点，能从舱内外方便的开关，并要求开关力小、开关时间短，还需承

受地面反复开启、关证的操作。舱门又是舱体的重要密封部位，航天员一旦

进入飞船，舱门是最后一道密封环节，其密封的好坏直接关系到航天员的安

全。

舱门采用传动机构实现内外开关及舱体间的密封，采用了较高的齿轮传

动比，使开关操作力减小。为确保舱门密封可靠，舱门主轴与主轴安装座之

间设3道密封圈，研制中解决了门轴转动密封压缩率与开关力之间的矛盾。

门体与舱体之间设双道“蕾形”密封圈，确保密封可靠。设有防误操作的提手

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和锁定机构，确保航天员操作的安全性。设计舱门快速检漏仪，使地面工作

人员和航天员在舱门关闭后，能在10分钟之内确认舱门关闭后的密封性。

3.2.3.通气阀

在返回舱返回过程中，多种舱内火工装置点火工作，产生的有害气体有“向

舱内泄漏造成舱内空气污染”的可能性。当飞船着陆后，返回舱自身的空气循环

系统仅能维持很有限的时间。因此着陆后需要及时向舱内补充新鲜空气，平衡

舱内外温度，同时将舱内污浊空气排到舱外，以保障航天员的舒适和安全。返

回舱通气阀是实现返回舱着陆后舱内外通风换气，保障航天员安全的重要功能

部件，同时要求其在轨期间保持良好的密封性能，前苏联的“联盟-11”飞船曾因

通气阀过早打开而导致3名航天员丧失。所以通气阀的设计至关重要。

通气阀安装在载人飞船返回舱的顶部，在飞船返回前始终处于锁紧密封状

态。返回舱着陆后通气阀阀盖打开，向舱内补充新鲜空气，保障航天员生命安

全。因此通气阀除需要满足接口要求、可靠性及安全性要求外，还应该满足以

下功能要求：

1）返回舱着陆前，通气阀能保证良好的密封性能；

2）在振动、冲击环境下，保证锁紧可靠，有效防止意外动作；

3）返回舱着陆后，能够可靠弹抛阀盖，打开通气管道，满足返回舱通风要

求；

4）当空气中混有雨水时。能够将空气中的雨水隔离，有效防止雨水进入返

回舱，而造成其它危害。

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通气阀结构示意图

通气阀主要由锁紧分离装置、通气管道、密封装置和防水装置等部分组成,

如图所示。其工作原理是：从飞船发射到返回舱着陆前，锁紧机构锁住整个分

离装置，同时，在受到振动、冲击时，能够有效防止通气管意外打开。密封装

置能保证通气阀的气密性。在返回舱着陆后，分离装置接到点火指令后分离，

将阀盖抛出，实现舱内外通风换气。通气后如果空气中混有雨水，防水装置可

以防止雨水直接进入返回舱内。

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防水设计示意图

3.3.再入防热技术

再入防热技术是载人航天关键技术，更是神舟一号飞船首要突破的关键技

术之一。国内返回式系列卫星在再入防热领域取得了许多经验，但是，返回式

卫星与联盟飞船一样，防热结构采用的是高密度烧蚀材料，防热结构所占重量

大。神舟飞船对结构与机构分系统的重量指标要求很严，必须新的解决途径。

另外，返回式卫星的回收舱为非密封舱，而神舟飞船返回舱是载人密封舱，要

解决舷窗、发动机舱等20多个大小舱盖的热密封技术难题。

载人飞船的返回舱采用钝头体加倒锥外形的半升力的再入方式，这样可以

尽量减小再入过程给返回舱的总加热量，同时也确保返回段的减速过载在航天

员能承受的范围之内。利用返回舱质心向一侧的偏离，使返回舱姿态按预定的

配平攻角再入，同时，返回舱上的一个面始终处于迎风面。返回舱上的热流密

度既与所处位置有关，同时又随飞行高度而变化。整个返回舱上，再入某一时

刻的气动加热的热流密度各处的加热差别很大；迎风面的钝头面上热流密度最

大，倒锥在飞行的后方，其热流密度较小，而侧壁上的迎风面的热流密度又比

背风面的高许多。在返回舱上的每一个固定位置上，热流密度乂随再入的时刻

而变化。用再入过程中气动加热最严重时刻防热层表面各处的辐射平衡温度可

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以一目了然地表示出返回舱表面各处受热的差别。按辐射平衡温度的定义，它

是给定热流条件下，防热层表面可能出现的最高温度。根据神舟飞船返回舲再

入过程气动加热最严重时刻估计，返回舱表面的辐射平衡温度的分市如下：再

入的迎风大底上，最高温度为2200~2600K；倒锥部分的迎风母线上600~1800K；

倒锥的背风面大部分在600K以下。

图1飞船返回舱外形

根据再入热环境选择合适的防热形式是防热设计的第一步。常用的有三种

防热形式可供选用，它们是辐射防热、烧蚀防热、吸热式防热，最后一种形式

早已淘汰，方案选择时未作考虑。

辐射防热结构由外蒙皮和金属结构以及两者之间的隔热层组成。外蒙皮需

承受高温，并以辐射的形式将大部分气动热散去，根据返回舱各处的表面最高

温度和耐温材料的目前现实，返回舱的倒锥部分无疑可以采用辐射防热结构，

而大底的表面温度过高，唯一的选择时烧蚀防热。在倒锥部分的辐射防热加大

底部分的烧蚀防热相结合的防热结构，与整个飞船返回舱采用全烧蚀的防热两

种方案比较中，最终采用了全烧蚀方案，其原因是：

1）可靠性高

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烧蚀是以消耗材料为代价取得防热效果的，只要有足够的材料层，防热的

功能就不会丧失。而且，一般的烧蚀材料防热效率随热流密度和气流熠值的提

高而增大，这个特性可以消失设计的输入条件（如外热流和局部干扰热流）误差而

引起的隐患，提高系统的可靠性。辐射防热结构则相反，局部热环境的偶然增

大都可使整个系统破坏从而导致结构解体。因此在热流条件不可能准确的预测,

或有可能出现波动时•，不应采用辐射防热结构。

2）结构较简单

烧蚀防热结构在史理局部防热上较为简单，往往只要在当地增厚防热层或

改变烧蚀材料即可，整个防热层与金属内壳的连接可以采用胶接的方式。辐射

防热则远比烧蚀防热复杂：局部防热往往要采用其他的防热措施；内外两层蒙

皮要采用耐高温、有应力释放条件的连接方法。

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采用，而国内则有返回式

卫星的成熟技术，所以采用这种结构国内外都有较多可借鉴的经验和教训。

4）结构重量轻

国内外设计的经验表明，当采用较低密度（p/0.8g/cm3）的烧蚀防热层后，结

构的重量可以做的比辐射防热结构更轻。神舟飞船由于发展了一种更轻

S=0.S6~0.72g/cm3）的烧蚀防热结构，最后上天的神舟飞船返叵I舱的结构比俄罗

斯联盟号飞船返回舱结构单位面积重量轻35%。

为降低飞船结构重量，提出了采用低密度烧蚀材料作为返回舱的防热结构,

这在国内没有先例。经过两年多的攻关，对十几种材料进行筛选，找到了合适

的低密度防热材料。在研制过程中，解决了材料匹配、强度和胶接等一系列难

题。将返回舱侧壁防热结构设计成等厚度、变密度的形式，即背风面的密度比

迎风面还要低，这样，既保证了返回舱的气动外形又满足了不同部位不同热流

密度的需要，同时使防热结构的质心向迎风面偏离，有利于返回舱质心向【II象

限偏移的总体要求。在热流密度最大的防热大底处，则全部采用迎风面材料密

度。在侧壁20多处开口处，采用中等密度的玻璃钢防热环。采用中、低密度结

合蜂窝增强的结构形式，较国外飞船简单、可靠。返回舱单位面积防热层质量

比联盟号轻35%；低密度烧蚀材料密度比国内返回系列卫星的烧蚀材料平均轻

50%左右。

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根据烧蚀机理分析，获得了提高防热性能的以下原则：选择或提高烧蚀材

料性能的原则，具体为：

1）材料热解温度低、热解潜热大；

2）热解时的气化量大，能使这些气流大量的注入热边界层，有效的阻隔外

接高温气体对返回舱表面的加热；

3）材料本身、热解后的炭层以及热解后的气体具有高比热容，从增大吸热

效果；

4）材料本身、热解后的炭层的导热率低，增加了防热层的隔热能力；

5）热解后炭层表面的辐射率高，也不易被气流冲刷掉。

3.3.1.烧蚀材料的筛选及设计

以上原则用以指导烧蚀材料的研制。最后性能的评定则要依靠材料筛选试

验和一维烧蚀计算。神舟飞船防热所用的材料，是一种经过精心设计、筛选改

进而成的橡胶基低密度烧蚀材料。这种材料由基体和填料两大组分组成：基体

树脂又由硅橡胶及其配合剂、环氧树脂及其配合剂组成；填料由空心酚醛微球、

空心玻璃微球、高硅氧纤维等组成。最后确定的配方约十多种，在这些配方中,

主要组分对性能的影响、主要指标的控制、剂量的多少均进行了综合优化设计。

各种填料的主要目的是降低密度提高隔热性，同时保证烧蚀材料表面的抗气流

剪切能力。混制成的低密度烧蚀材料要填充到封我钢蜂窝里，后者主要用来提

高材料自身的强度和抗剪切力。

3.3.2.防热结构设计

防热结构设计的主要条件是：在返回舱的各种设计再入条件下，舱内壁的

最高温度不超过200℃,有火工品的个别部位，内壁的最高温度不超过80℃。

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图2烧蚀防热大底和例壁防热结构的连接

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：外部是p=0.75g/cm3的烧蚀层，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个整

体模压成型的MD-2材料的拐角换。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，同时也是舱间传力构件。突出防热层的钛管是两

舱（返回舱和推进舱）连接用的，但是，它的突出部位必须在再入开始就尽快烧去

（以保证局部热流和温度不产生巨变），否则会引起周围很大的干扰热流。

侧壁防热结构，就是一层密度变化的烧蚀层，它直接胶接于金属内壳.匕

在迎风侧面，由于热流密度较大，用p=0.72g/cm3的H96烧蚀材料，背风侧面用

p=0.56g/cm3的H88烧蚀材料层。由于侧壁上开有22个大小不同的舱口，所以

低密度烧蚀材料层的上下两端和开口边缘均加有MDZ（中等密度的玻璃钢防热

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环）材料制成的边缘防然环。

应特别指出，侧壁与烧蚀大底都是一个非金属材料、用胶接工艺连接的整

体结构。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（包括受力变形和热膨胀变形），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的防热密封结构。

它们既要承受再入时匚千摄氏度的高温乂要密封和承受舱体在轨飞行时的内压

载荷。在型号研制开始时即对舷窗的热密封技术进行攻关，在防热材料的匹配

性、结构形式和结构参数的选择等方面进行了大量的实验，在烧蚀计算和内部

温度计算等方面进行了深入的研究，最终确定了舷窗的结构方案，即由外层玻

璃实现防热，内部两层玻璃承受内压载荷并保证密封。通过全尺寸舷窗的高低

温交变实验和再入模拟加热实验，验证了设计思想。图3是舷窗结构的示意图

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承压玻璃

防热玻璃

图3舷窗结构的示意图

整体的窗口由三层玻璃构成，最外层是高温防热玻璃（一般用耐热性很高的

高硅氧玻璃或石英玻璃），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（用热稳定性好、强度高的化学强化铝硅酸盐玻璃）制成，

完成承压和密封。这种结构形式的特点：

1）防热玻璃与密封玻璃分开，避免了一处同时要求防热和密封的难点；

2）内两层玻璃比较易于在中、低温度下实现密封；

3）双层玻璃箔封，保证了密封的冗余设计，提高了密封的可靠性。

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3.4.舱段连接分离技术

神舟号飞船组成示意图

舱段连接分离技术是神舟飞船首先需要突破的关键技术之一，舱段连接分

离的成败直接关系到整个飞行任务的成败。

要保证飞船舱段之间的连接、分离的可靠性，就必须首先保证舱段之间连

接与分离系统方案设计的正确性，以及执行机构的可靠性。连接与分离系统方

案是依据飞船总体给定的输入条件，如分离体的质量特性、分离速度和角速度、

燃气排放速度等参数，进行分析计算而确定的。连接与分离系统方案的确定包

括：提出机构的设计要求并进行技术指标分配；确定执行机构的种类与性能参

数；确定系统实验方案等内容。它涉及到结构、电源、供配电、热控、环控生

保、姿态控制等分系统，是多个系统协调、合作的结果。舱段连接分离需解决

以下技术难点：

1）连接机构必须承受舱段之间的巨大载荷，通过连接机构实现整船的刚度;

神舟飞船舱段的连接机构必须有足够的强度和刚度，一般而言，连接强度安全

系数不低于2：

2）密封要求

轨道舱与返回舱之间的对接面具有密封要求。考虑到“0”高度逃逸救生的需

要，对于二者之间的连接机构，要施加适当的预紧力矩以承担舱内气体压力的

作用以及逃逸救生时的载荷，保证气密性要求；

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3）分离速度与分离姿态要求

舱段分离时.，其相对分离速度的大小应保证被分离出去的对象，不会与留

轨继续工作的轨道舱发生撞击。分离后返回舱与轨道舱的姿态（角速度）必须在航

天器姿态控制系统允许的误差范围内；

4）分离冲击环境要求

分离时结构产生的冲击，不能破坏结构件以及安装在舱内和舱壁上仪器设

备的完整性，特别是解锁、分离时的冲击和噪音不能损害航天员的健康；

5）解锁同步性要求高；为了保持分离的同步性和分离后的姿态稳定性，对

于分离推杆组，不仅要求每个推杆的分离速度相同，还要求它们在同一时刻产

生的推力一致，一般来说，分离冲量的误差应在10%以内；

6）连接与分离的高可靠性要求

神舟飞船舱段之间连接与分离的成败，关系到航天员的生命安全，以及整

个飞行试验的成败，对它的工作可靠性有更为严格的要求。在系统方案以及执

行机构方案设计时采取了许多行之有效的措施，如所有火工结构采用钝感型起

爆器、双起爆器引爆；连接解锁机构采用了两套解锁执行机构；在装药量较大

的火工机构内设置缓冲器，减小火药爆炸或燃烧时产生的冲击；安装在舱壁上

的火工装置，在结构上留有向舱外排放火药燃气的通道；在舱壁上设置联通舱

内空气呼吸阀和进行舱内外空气循环的排气通风装置.，随时讲有害气体排到舱

外，避免返回舱返回后由于火工品点火产生的有害气体污染舱内环境。

7）高安全性要求

对于载人飞船所用的火工装置，其安全性要求包括两个方面的内容：一是

地面操作安全，即在地面进行操作时，不允许发生火工品误起爆、燃气泄漏、

结构破坏以致飞出碎片等事件，以免造成对地面操作人员的伤害和对仪器设备

的损坏。二是载人飞行中的安全，不能因为连接失效或分离失效、发生火工品

误起爆、燃气严重泄漏、结构破坏等机械故障威胁航天员的生命和健康以及损

伤航天器。同时，即使在正常工作过程中，火药爆炸或燃烧产生的气体不能对

航天器表面和安装在航天器上的仪器设备如太阳能电池板、光学敏感元件和光

学镜头等造成污染，火工装置工作后产生的有害气体不能影响航天员的健康；

我国返回式卫星的舱段连接分离机构过去通常采用爆炸螺栓实现。爆炸螺

栓可根据连接力要求设计螺栓直径，根据分离质量的要求设计装药量，随着连

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接螺栓直径的增大和火药的增加，爆炸螺栓工作时产生的冲击也越大。用爆炸

螺栓实现连接分离的方式不适用载人飞船高可靠、低冲击的要求。

在飞船研制期间，借鉴国外载人航天器连接分离设计经验，对返回舱与轨

道舱之间、返回舱与推进舱之间采用火工机构锁实现连接，火工机构锁后用分

离推杆实现分离，提供所需的分离速度。为了解决连接强度、刚度、密封、防

热与分离可靠性、同步性之间的矛盾，对各连接分离而的特点进行了系统的分

析与研究，确定了优化的系统设计方案。

1）返回舱与轨道舱之间的连接与分离

轨道舱的下端匡平面与返回舱上端匡平面对接。为了满足二者之间的密封

要求，在对接面处设有一道密封圈；为了保证两舱之间气、液工质的联通，在

对接面处设有2个气、液断接器，一进一出形成回路；返回舱与轨道舱之间的

连接机构需承受发射时、特别是逃逸时巨大载荷，并且需保证对接面的密封。

保证整船连接强度、刚度和密封所需连接机构数量和保证解锁可靠性及同步性

所允许数量之间的矛盾是非常突出的。综合分析之后，设置了12个火工机械锁

I保证连接强度和密封压紧力，设置4个火工分离推杆提供合适的分离速度。

在对接面上设置电路、气路和液路快速断接器，实现两舱之间电信号的传递和

气体、液体工质的输送。对接面上的火工机构锁、火工分离推杆、电、气、液

路快速断接器等设备按对称原则布置.，以减少分离时对姿态的干扰c

两舱即将分离时，电起爆器点火，引爆14路限制性导爆索，其中12路导

爆索引爆锁I隔板点火器，使火工锁解锁，将连接螺栓释放，接触两舱的连接。

为了保证12个火工锁全部解锁以后分离推杆才开始工作，在引爆火工锁I的同

时，歧管I里的另外2路限制性导爆索引爆延时点火滞，延时30ms后引爆歧管

II中的4路限制性导爆索，进而引爆隔板点火器，火工分离推杆工作，两舲分

离。

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火工锁I连接示意图

为了提高两舱连接的可靠性，在对接面上设置了12件火工锁实现连接，其

中每件锁的承载力高达80KN。即使1件锁连接失效，也能保证两舱的可靠连接

与密封。

为了解决解锁同步性和分离同步性问题，研制了非电传爆装置。实现12个

火工机构锁I的起爆和四个火工分离推杆的延时引爆。该装置能以较高的同步

精度起爆多个点火器，保证了解锁和分离同步性，能够有效防止杂散电流、静

电等影响，提高了安全性。因采用了多路传爆歧管，降低了对供配电分系统瞬

时供电峰值的要求。在系统设计上，设置了2套非电传爆装置，大大提高了舱

段解锁、分离的可靠性。

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非电传爆袋置组成示意图

2）返回舱与推进舱之间的机构连接与分离

为了保证返回舱的顺利返回，返回舱外壁有一层防热层，因此，在返回舱

上没有与推进舱连接的金属端框。返回舱与推进舱机械连接面为球形防热大底

与推进舱上平面之间的连接。为了实现二者的对接，在防热大底预埋5个钛合

金支撑管引出球面，再通过连接解锁机构与此传力构件相连，并与推进舱相连。

返回时在气动热的作用，钛合金支撑管很快被烧掉。与其它金属相比，钛管具

有较好的隔热性，避免了将大量热量传给抛底锁。（舱段间连接强度和刚度所需

此构件壁厚与防热设计允许的壁厚之间是矛盾的，从防热设计角度考虑，此承

力构件若不能在返回舱再入初期快速烧掉将导致灾难性的后果。）

5个火工锁II将返回舱防热大底上的5个钛管与推进舱上端框连接起来，提

供舱段间的连接刚度，并实现两舱之间的解锁。为提高连接面的刚度，在防热

底外表面与推进舱上端框之间，增加了一个辅助支撑套筒。安装在推进舱上端

框的5个弹簧分离推杆实现两舱的分离，使两舱的相对分离速度达到

另外，分离机构设计必须考虑返回舱质心偏离中心线较远的要求。综合考

虑上述各种因素与矛盾，采用在防热大底上预埋五个钛管与火工机构锁n相连,

火工机构锁n与推进舱上端框相连以实现连接与解锁。采用弹簧分离推杆实现

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舱段分离。通过控制每个推杆分离力的大小，保证舱段能平稳分离，使由于舱

段质心偏离引起的干扰角速度在控制指标以内。

火工锁II连接示意图

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分离弹簧分布图

弹簧分离推杆安装示意图

3）返回舱与推进舱之间电、气、液路连接与分离

从防热设计角度考虑，要避免在热流密度最大的防热大底上开孔。为实现

返回舱与推进舱之间的电信号、气体和液体介质的连接与分离，在返回舱舲体

的侧壁设置专门的分离密封板组件。分离密封板组件由内板、外板及摆杆机构

组成。内板上安装电路、气路、液路断接器的密封部分，外板上安装各断接器

的可分离部分，两板之间用一个火工机构锁实现连接与解锁，由弹簧和火工锁

共同提供外板的分离力。摆杆机构一端与密封板外板连接，另一端安装在推进

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舱侧壁，电缆和气液管路捆绑在摆杆机构上，火工机构锁点火的同时弹簧动作,

在额定时间内，内外板在摆杆机构的引导下完成与内板的分离，在返回舱与推

进舱机构分离之前切断两舱间电气液路的连接。分离密封板组件在设计时除需

要保证连接分离可靠性之外，还需要考虑再入防热和密封问题以及摆杆机构反

弹（采用集单向运动、反向自锁和阻尼于一身的摆动导杆锁止机构，保证了分离

板不论在正常飞行还是在逃逸救生情况下均能成功分离）的问题。分离板与固定

板对后，通过火工锁III实现连接，同时电、气、液路接通。分离时火工锁111点

火解锁，在火工锁HI和弹簧分离推杆的作用下，分离板和固定板分离。在摆动

导杆锁止机构的引导、缓冲下，被锁定在某一位置。为了提高连接的可靠性，

火工锁的连接力是弹簧分离推杆推力的3倍，保证连接可靠。

为了提高分离的可靠性，只在固定板的中心使用了1个火工锁，只要该火工

锁解锁，处于压缩状态的弹簧分离推杆就能自动实现两板的分离。

对接面III方案示意图

4）防热大底的连接分离

通过抛底锁实现防热大底与返回舱下端匡的连接。每个抛底锁承载力都在

80KN以上，保证了连接的可靠性。

在防热大底的连接与分离设计中，由于受空间位置的限制，不能像返回舱

与轨道舱，返回舱与推进舱之间一样，分别设置连接解锁机构和分离机构，而

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是设计了集连接、解锁、分离于一体的抛底火工锁。抛底火工锁与返回舱的主

传力桁条、防热大底钛管、火工锁1【设置在同一轴线上，保证了传力路线的连

续性，确保了整船的连接强度与刚度。抛底火工锁的另一个特点是直接安装在

返回舱舱壁上，必须保证舱体密封并且工作时产生的燃气不能泄漏到返回舱内。

弹抛防热大底时返回舱呈倾斜状态，每个抛底火工锁承受的配合阻力大小、方

向各不相同，对保证同步、可靠分离带来了困难。通过对纵向和横向尺寸链的

分析，合理的设置了定位面和定位销，确定了适合的配合间隙，因而确保了对

接的同轴度和对象限线偏扭的限制，保证了分离的可靠性。

分离时，抛底锁通电点火，火药产生的燃气准动抛底火工锁的解锁杆移动,

将连接锁块释放，实现防热大底与侧壁下端匡的解锁。抛底火工锁内活塞继续

移动，活塞将连接杆组件连同防热大底一起以大于O.lm/s的速度分离出去。

批庾锁与分离弹簧分布图

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防热大底抛出后返回舱的状态

5）机构可靠性设计与试验

如前所述，舱段间连接分离的可靠性要求非常高，为了实现这一目标，在

系统设计、产品设计、试验方法研究、产品质量左制等方面摸索了一整套方法。

首先，通过分析系统的可靠性分析和故障树分析，找出了影响分系统可靠

性指标的关键产品。舱段对接面上各种火工机构锁和火工分离推杆，必须同步

可靠工作，任何一个失效均会导致舱段分离失效。对这些关键的火工机构，设

计上采用双路起爆器和双火工机构，相对单起爆器和单火工机构而言，其解锁

可靠度提高了4倍。

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火工钺冗余设计示惠图

火工领I解锁冗余设计示意图

为了保证连接装置在解锁时各零部件之间运动灵活可靠，通过润滑措施来

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减小摩擦系数。对于一般的相对运动，普通的润滑膜就可以满足要求，但对于

神舟飞船上锁类连接件的受力面，其面积一般都比较小，局部接触应力比较大,

摩擦力也很大，因而润滑有特殊的要求。通过对润滑膜材料、干膜厚度、机体

材料的处理和滑动面间隙的选择、润滑膜与金属机体粘连的牢固程度的研究，

采取了相应的措施，保证了机构的灵活运动、工作可靠。

在横向载荷的作用下，对接而有开缝的趋势，为了保证不产生缝隙，必须

对连接件施加足够的预紧力。预紧力与安装力矩的关系涉及到各种机构的结构

形式、舱体法兰结构刚度与精度、表面状态、润滑方式、材料性能等各个方面,

目前没有成熟、准确的计算方法。针对神舟飞船各连接分离面的特点，通过实

验手段确定了各种连接机构的安装力矩，保证连接可靠。

为了验证舱段连接分离设计的可靠性，必须进行大量的可靠性试验。对各

种连接分离机构产品进行了全面的分析，研究出一套适合我国国情的各种机构

产品可靠性加严试验方法和评估方法，发展了航天器机构可靠性分析与试验技

术。

6）机构安全性设计

安全性问题是神舟载人飞船需要着重考虑的问题，在连接分离机构研制中,

采取了一系列确保载人安全性的技术手段。各种连接分离机构为低冲击火工机

构，设计上只用微量的起爆药和少量的主装药-在火工锁.I的摆杆等机构的设

计中，设置了专门的缓冲元件进一步降低冲击载荷，保证传递到航天员座椅上

冲击响应低于安全容许限。各种机构的运动部件采用全封闭设计，确保工作时

不会产生碎片。火工装置采用了对杂散电流、静电不敏感的钝感型起爆器，确

保安全性。

在舱段连接分离机构设计中，遇到的另一个安全性设计难题是如何确保火

工机构工作时产生的有害气体不泄漏到舱内。常规的设计是采取严格的密封措

施，使火工机构工作后有害燃气密封在机构内腔内。为此，专门研制了相应的

密封型起爆器、对各种密封环境采取了优化设计，这些措施对燃气工作压力较

低的火工机构是可行的、安全的。但是对于尺寸小、容腔小的产品，火工口点

火后产生的燃气压力很高，常规的密封措施难以保证密封绝对可靠，为此，研

究了一种新的设计思路，采用内部密封、外部排泄的方式，将安装在返回舱舱

壁上火工装置工作后产生的有害气体排到舱外，确保舱内一端的密封性，此种

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设计思想应用在抛底锁上取得了显著的效果。

3.5.着陆缓冲技术

载人飞船依靠缓冲发动机实现航天员的软着陆。如何保证即使缓冲发动机

工作不正常，航天员也能安全着陆，这是载人航天特有的技术难题。我搞无论

是理论分析还是试验验证方法都没有可借鉴的技术。面对这一难题，进行了大

量探索性的研究工作。

神舟飞船的着陆缓冲系统由结构与机构分系统的密封大底、座椅缓冲器、

座椅与束缚装置以及航天员系统的赋形垫组成。座椅缓冲器安装在密封底的大

梁上，座椅缓冲器支撑着座椅头部和航天员。着陆前座椅缓冲器接到指令，电

起爆器点火，引燃燃气发生器，高压燃气将座椅提升到一定高度，着陆时冲击

载荷通过大底的塑形变形降低到一定程度，传递到座椅缓冲器，座椅缓冲器向

下运动，内部的缓冲元件工作，吸收纵向能量，赋形垫实现横向缓冲，保证航

天员的安全。

1）密封大底

密封大底为缓冲吸能额第一个环节。通过结构塑形变形吸能的结构形式通

常为夹层结构，综合比较了蜂窝夹层结构与金属夹层结构的特点，采用了工艺

性较好的金属夹层结构方案，此种方案的另一优点是可以在夹层中方便地设置

总体所需的配重。由于受设备安装要求的影响，密封大底在着陆冲击时的变形

空间有限，为了更有效降低大梁上的冲击响应，通过分析比较，在内蒙皮与大

梁之间，采用了高空隙率吸能泡沫铝新材料，使座椅缓冲器底部的输入大大降

低。

2）座椅缓冲器

座椅缓冲器是着陆缓冲系统中的关键产品。座椅缓冲器的设计需要考虑强

度、提升与锁定、缓冲、密封等各环节。为了避免提升过程中冲击过大，采用

了压力燃气包技术使座椅缓冲器在着陆前缓慢提升到位，并设置锁定机构锁定。

设有7道橡胶密封圈和2道金属密封圈保证密封。缓冲吸能部件是座椅缓冲器

的核心部件。对两种缓冲吸能原理进行了深入的研究。一种是利用金属切削吸

收冲击能量，另一种是利用金属塑形变形和摩擦来吸收能量。按这两种原理分

别制作了拉刀式座椅缓冲器和胀环式库椅缓冲器，通过大量的对比试验与分析,

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发现胀环式座椅缓冲器缓冲性能稳定，对加工、装配精度要求不高，并且对横

向冲击不敏感，缓冲力具有很好的可设计性，可以根据需要的缓冲力调整缓冲

元件参数，从而得到满意的缓冲效果。

3）试验验证

着陆缓冲技术涉及到冲击动力学、结构动力学和人体生物力学等各个领域。

在研制过程中，通过对座椅缓冲否的单元试验、人椅系统联合试验、整舱验证

试验，建立了我国自己的着陆缓冲研究体系和研究方法。通过这些试验，确定

了胀环式座椅缓冲系统的设计参数，验证了在各种随机着陆状态下着陆缓冲系

统的性能。地面试验表明，主伞开伞、缓冲发动机、平均地面风速的情况下，

航天员受到的冲击载荷能满足医学要求。

4.环境控制与生命保障

1968年中国航天员科研训练中心开始进行“曙光”号飞船环控生保系统的预

先研究，开展了环控生保系统的总体研究，进行了环控生保供气调压、通风净

化、温湿控制、特种航天传感器等关键设备的研究，并对这些技术进行了一定

程度的整合，进行了系统水平的地面试验。

在预先研究的基础上，环控生保系统于20世纪80年代和90年代初利用卫

星进行了一些局部技术的飞行试验研究和飞行验证，其中包括返回式1型卫星

（FSW-1）密闭舱压力控制系统和生物搭载试验舱等。FSW-1卫星密闭压力控制系

统从1981年开始研制，经过了模样、初样、正样研制阶段，1987年9月第一次

成功应用于FSW-1卫星的飞行试验任务中，这是环控生保技术第一次在我国航

天器上得到局部实际飞行试验验证。该系统后来又多次成功的参加了卫星飞行

试验。

20世纪80年代后期，中心着手在FSW-1卫星上进行生物搭载实验研究，

环控生保系统自行研制了CBS-1生物搭载舱系统。该系统是一个用于动物（小白

鼠）空间飞行试验的功能完整的小型环控生保系统。1990年10月5日，CBS-1

生物搭载舱随FSW-1卫星在我国酒泉卫星发射中心发射升空。1990年10月13

日，经过8天的轨道飞行后卫星安全返回地面。根据卫星在轨飞行测试数据和

卫星返回地面后对生物舱的分解表明，生物舱在飞行过程中舱内大气压力、舱

温舱湿、二氧化碳浓度等参数均符合设计指标要求。

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环控生保系统的预先研究和局部技术卫星飞行试验为日后我国载人飞船环

控生保系统的研制打

下了一个良好的基础。

4.1.神舟飞船环控生保技术

1992年我国启动载人航天工程，环控生保技术进入工程研制阶段。环控生

保系统虽经过预研和局部的卫星飞行试验验证，但作为一个系统，它是神舟飞

船系统中最新的系统之一，也是我国载人航天需要突破的多项关键技术之一。

根据飞船总体的要求，环控生保系统的主要功能是：

1）确保返回舱和轨道舱内具有合适的大气总压和氧分压；

2）排除航天员代谢产生的二氧化碳，控制密羽舱内有害气体的浓度；

3）控制舱内气体的温度、湿度，提供必要的通风环境；

4）在压力应急情况下，给航天服连续供氧，保证航天员穿着航天服安全返

回地面；

5）具有烟火检测能力，并具备相应的灭火设施；

6）为航天员提供微重力环境下的饮水、就餐、大小便等生活设施。神舟飞

船环控生保技术与我国以往的卫星技术和地面相关技术相比有几方面的特点：

1）环控生保系统是以控制密封舱内的大气环境为主，这个技术在卫星技术

上从未使用过；

2）许多地面上很成熟的事情到天上微重力环境下会变得很复杂，尤其是人

们在地面已经习以为常的生活方式，像吃饭、喝水、大小便等日常生活在太空

微重力环境下变得很麻烦；

3）环控生保系统是保障航天员在外层空间的生命和生活的技术，因此，必

然要涉及医学和人机工效问题。以下对这些技术特点作重点介绍。座舱大气压

力控制技术座舱压力控制系统主要由气源、气路管阀件及执行部分组成。系统

具有以下几个特点：

1）座舱总压压力制度设计选择与地面大气压力一致的压力制度，这一设计

与目前国际上的载人航天器是一致的；

2）设计采用的高压氧系统涉及到高压设计和氧安全；

3）座舱大气压力控制系统是航天员的保命系统，因此系统设计要求有很高

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的可靠性，包括单机产品的高可靠性和系统的可靠性;

4）系统设计时必须符合医学要求和工效学要求，包括大气增压速率和减压

速率必须符合医学指标要求，涉及航天员操作的手动部件设计需要考虑工效学

要求；5）飞船在返回前要对轨道舱进行泄压，以确保返回舱与轨道舱的安全分

离。

环控生保系统设计时充分考虑了这一功能的可靠性和安全性，而且保证了

泄压过程中不对飞船的飞行姿态造成干扰影响。

通过神舟1-4号无人飞行试验的验证，神舟5和6号两次载人飞行任务的

考核，表明环控生保系统的大气压力控制技术从系统设计到产品设计形成了自

主研制的体系，为我国载人航天后续任务中对不同载人密闭座舱的大气压力控

制系统的设计奠定了基础。座舱大气净化技术

载人舱内由人体代谢产生的二氧化碳和其他气体以及座舱内由材料或设备

产生的有害气体需要净化。净化系统技术在我国航天器上首次研制和应用，其

技术特点有：

1）采用的净化剂有很高的净化效率，研制的氢氧化锂净化效率达80%以上;

2）装填易碎的氢黛化锂颗粒化学材料的净化罐产品满足航天力学环境要求

是以往航天产品所未遇到过的；

町飞船密闭舱内大气的有害气体的产生是多方面的因素，要根据密封舱内

可能出现的有害气体，采取相应的净化措施，神舟4号返回舱返回后在舱内测

出气体中一氧化碳浓度超标，为了确保神舟-5号首次载人飞行的安全，环控生

保系统专门研制了用活性炭浸渍珀把贵金属催化剂的一氧化碳净化罐；

4）净化罐设计时充分考虑了防止氢氧化锂粉尘的析出，结构上有多层过滤

层，因此，净化罐在净化有害气体的同时，对密封舱内的空气尘埃也起到清洁

过滤作用；

5）航天员大小便时产生氨气、硫化氢等异味气体进行净化处理。

环控生保系统的大气净化系统经过神舟5号和6号的飞行考验，表明设备

运行安全可靠。杨利伟、费俊龙、聂海胜3名航天员返回地面后都反应舱内空

气飞船清新适宜。环控生保系统的气体系统技术是载人航天器技术中一项非常

特殊又非常重要的技术，神舟飞船这项技术的突破为后续任务奠定了基础。座

舱大气温湿度控制技术

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由于航天器的热管理和热控制技术关系到航天器的安全可靠性问题，所以

一直是航天器系统研究的重点之一。卫星平台大部分是非密封结构，热控制技

术以被动式温控技术为主。载人航天器座舱内空气的温度控制就需要以强迫对

流换热为主的主动式温控技术，即液体回路式主动温控技术。环控生保系统的

温湿度控制回路（内回路）采用乙二醇水溶液为流体回路工质，飞船热控系统外回

路采用全氟三乙胺溶液为工质。内外回路通过中间热交换器耦合形成一个完整

的流体式主动温控系统。外回路中的辐射器是整个流体回路的主冷源。内回路

的设备分两类，一类是控制流体流动的设备，另一类是热交换设备。其中冷凝

干燥换热器上的风机将舱内的空气强迫流过换热表面，对空气进行降温。同时

空气中的水蒸气冷凝成液态水。这种降温除湿原理的流体回路热控制技术在我

国航天器上首次应用。

温湿度控制技术的另一大特点是微重力环境下的冷凝水收集和水气分离技

术。冷凝干燥换热器表面之间装填了高吸水性能的聚乙烯醇索甲醛毛细材料，

当水蒸气在冷凝器表面凝结成液态水时被毛细吸水材料捕获，在此实现第一次

气水分离。当吸水材料吸附水量达到一定量时，通过抽吸泵将吸水材料中的冷

凝水向冷凝水储箱输送。这一过程抽吸的水中往往带有气体，利用在冷凝水储

箱中装填吸水材料，而储箱的顶端安装了一块透气不透水材料，抽入储箱的水

气混合液中的水被吸水材料吸附，分离出的气体透过透气不透水材料进入座舱,

从而实现第二次水气分离。

环控生保系统在飞船座舱大气温湿度控制中是一个重要的实施环节，但舱

内大气的温湿度控制主要还取决于整个飞船的热平衡状态。因此，环控生保系

统所承担的空气温湿度控制还必须与飞船总体、热控和结构多个系统密切配合。

座舱空气通风技术

环控生保系统在对座舱内空气的五大参数进行控制的时候离不开强迫通

风。在微重力环境下，舱内的空气假如不进行通风的话，人呼出的二氧化碳会

在人的口鼻区造成局部的浓度积累，影响到航天员的安全。另外，为了满足仪

器设备散热的需要，设备周围也要一定的通风环境。通风主要靠风机来实现。

在飞船座舱总体布局设计时应精心布局各类风机的安装位置，使整舱形成一定

的风场。在载人航天任务中，对噪声的控制也是一项特殊的要求。而在座舱内

风机的噪音是主要的噪音源，囚此，风机设计必须考虑噪音控制问题。通风系

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统中的特种风机设计是环控生保系统技术中的一项重要的单机设备设计技术。

航天风机在航天器其他系统中基本不用，而在地面其他领域里的小型风机无法

适应航天的特殊需要。中心自主研制了多种离心式小型风机和轴流式小型风机,

研发了无刷直流微特电机。从设计方法到工艺制造行程了自主的载人航天特种

风机的技术标准，为今后载人航天器的通风系统设计奠定了基础。

4.2.飞船应急状态下的环控生保技术

环控生保系统在考虑飞船应急状态下的生命保障主要针对3种应急状况：

密封舱压力应急飞船密封舱压力应急是对航天员生命安全威胁最大的故障之

一，因此必须要有航天服作为飞船密封舱的安全备份。中国航天科研训练中心

研制的舱内压力服是祖舟飞船的主要个人救生防护设备。环控生保系统有专门

保证舱内航天服供氧的系统，航天员在飞行中一些特定的时段，为了安全起见,

在正常的舱压环境下也需要穿航天服，这时需要给航天服通风，因此，环控生

保系统的航天服循环子系统就有这两方面的功能，我国在神舟5号首次载人飞

行任务中为了确保航天员的安全，杨利伟在整个任务期间都是身着航天服，并

保持服装内通风。座舱火灾应急飞船座舱出现火灾也是对航天员造成生命安全

威胁的一个重点关注设计问题，因此，飞船的防火灭火设计是非常重要的一个

方面。载人航天器的灭火安全设计技术是一项很复杂的技术，飞船总体从系统

角度建立必需的防火安全设计原则和规范，环控生保系统提供一定的烟火火情

探测设备和一定的灭火设备，系统还配置了个人呼吸面罩，以备急需时保证航

天员的生命安全。飞船着陆后的应急状态

飞船返回舱着陆后的