神舟飞船结构与机构产品研制初期难忘的几件事

娄汉文

1992年9月21日，以“921”为代号的中国载人航天工程诞生了，它包括运载火箭、飞船、发射场、测控及航天员等几个大系统，我有幸参加了神舟飞船的研制工作，负责其中的结构与机构分系统的研制。主要任务包括轨道舱及返回舱密封结构、返回舱防热结构、推进舱结构，以及相应的舱段连接分离机构、舱门机构、返回舱天线盖弹抛锁、返回舱通气阀、航天员座椅及其缓冲机构等产品的研制，还包括总装与安装设计、相应试验验证及地面设备研制。后来，由于组织机构改革，在1997年10月将其中的总装与安装等任务划转到了飞船总体。结构与机构分系统的产品要为航天员提供安全的密封空间，保证航天员在轨飞行过程的安全性；
实现飞船3个舱段之间的可靠连接与分离，保证返回舱与其余2个舱段的可靠分离，进而保证返回舱返回过程的热防护要求；
为航天员提供合理的坐姿，保证发射过程的航天员的合理受力及着陆过程中的有效缓冲，进一步保证航天员的安全。

接手这项工作时，我们认识到了这项工作的重要性，也知道这项工作中我们要担当的责任，为此我们认真分析了当时已经具备的条件，以及与任务要求之间的差距。

事实上，当时我们的条件很不好，一方面缺少对载人航天技术的全面了解，另一方面人手也远远不够。当时最有利的条件是领导强有力的支持及对我们的信任。因为我们有多年搞返回式卫星的成功经验，对密封舱体的结构、防热结构和总装安装比较熟悉，同时又有稳定的生产协助单位，所以对这些工作还是有信心的，但对于相应机构的研制心中没底，特别需要在这方面多下功夫、多想办法。

首先想到的是能否找到可参考的资料。中国空间技术研究院(简称五院)在执行“863计划”时，范剑峰领导的“载人飞船工程总体论证组”做了一些准备工作，给我们提供了一些参考资料。在此基础上，相关部门也协助我们搜集了一些资料，这些宝贵的资料对后来的产品研制起到了很好的指导作用，其中有些资料我们至今还保存着，尽管其已经失去了技术参考价值，但作为历史的见证，它们值得保存。与此同时，我们想方设法请教同行专家，这些专家给我们提出了许多宝贵的建议与原理方案，对我们最终方案的确定提供了很好的帮助，与他们讨论方案的画面似乎就在眼前。现在，他们中的许多人已经永远离开了我们，但他们的名字、他们兢兢业业的工作态度，以及给予我们的帮助，我们将永远铭记。

在分系统成立的初期并没有为其正式命名。为给分系统命名，专门召开了会议。在501部彭成荣主任主持的会议上，讨论分系统名称时，部分同志曾想用机械分系统命名，但考虑其他分系统也有不少机械产品，这个名字就显得太笼统，于是大家同意将分系统的名称定为“结构与机构分系统”，这也是“机构”二字首次出现在分系统的名称中

当时大家都没有什么载人航天器研制经验。飞船总体也难以给分系统提出明确、全面的要求。我们一面和总体讨论、协商相关技术要求，一面开展分系统的相关研制工作，因为我们分系统不能坐等到要求全明确才开始工作。有些工作就是分系统和总体一起先做起来。大家为了一个共同的目标——摸索着努力把工作向前推进，一直配合得很好，这段时光也令我难忘。经过一段时间的摸索，大家心里就有了一些底。

在这一阶段的工作中，我们是抱着先当小学生的心态开展工作的。一边工作，一边学习，一边努力发展队伍，解决人手严重不足的问题。总体部直接从事结构与机构分系统研制的技术人员由1992年初队伍筹建时的13人，发展到1996年的26人，加上临时聘用的同行专家，先后有36人参与了研制工作，他们的名字、所从事的具体工作和技术特长我至今都清晰地记着。

经过了两年多的论证，到1994年年底，总体对结构与机构分系统的初步要求基本明确。经双方进一步论证、协商，于1995年8月正式下达了初样研制任务书，至此我们的工作目标就明确了，接下来的工作也就更紧张了。在这一阶段的工作中，不少关于产品研制的事情值得回忆。

1992年2月9日，国防科工委成立了一个载人飞船论证组和一个论证评审组。在此之前，五院在“863计划”的“载人空间站及其应用”主题论证中也有个载人飞船工程论证组，当时提出了3个构型方案。

第1个方案是两舱方案，即飞船由返回舱和推进舱组成，这个方案的特点是飞船总长较短，但航天员活动空间比较小。第2个方案是三舱方案，返回舱在前端，轨道舱在中间，推进舱在后端，为了保证航天员在返回舱与轨道舱之间穿行方便，必须在返回舱防热大底设置1个舱门。可是在返回舱返回时，防热大底是在迎风面，烧蚀严重，所以在大底上直接设置舱门难度太大。第3个方案是也是三舱方案，相对第2个方案，仅仅将返回舱与轨道舱的位置改变一下，即轨道舱在前端，返回舱在中间，推进舱仍在后端，将用于飞船空间对接的对接机构安装在轨道舱的前面。虽然仅仅是一个微小的位置调整，却解决了第2个方案的所有不足，它充分体现了技术的力量及充分论证的重要性。后来，原国防科工委论证组也采用了这个方案。当时工程大总体还设想，在3个舱段空间分离后，利用轨道舱留轨作为后续对接目标，验证对接机构的性能。因此，最后飞船结构与机构分系统下达的任务书就是第3个方案，也是目前大家看到的神舟飞船的方案。

在总体的任务书中，对分系统的密封要求是在飞船飞行中舱压为91.361 0 kPa的条件下，总漏率不大于1 kg/24 h，相当于9.72×10-3Pa·m3/s。以前我们搞返回式卫星，它的密封舱舱压较低，密封要求也不高，很容易满足使用要求。但飞船的返回舱和轨道舱是航天员的生存空间，对密封性能要求比较高。它的舱体结构比较复杂，结构上的焊缝总长有80多米，密封处有200多个，密封圈的总长有80多米，最大密封直径2.3 m，密封圈种类多达40多种，密封材料有橡胶、聚四氟乙稀、金属、玻璃等多种类型，除了静密封，还有多处动密封。

密封性能的好坏决定了在预期飞行时间内需要为航天员带多少气体，或在一定气体携带量的前提下能飞行多长时间，同时，密封是否可靠还直接关系到航天员的安全。由于我们没有这种高密封性能设计经验，因此我们对这个指标的实现非常重视。为慎重起见，我们和510所从事真空研究的专家专门针对密封性能开展了分析和研究。他们根据初步确定的壳体结构材料和尺寸、焊缝形式和长度、开口数量及密封圈的形式和长度、穿舱插座的形式和数量等，进行了综合分析和研究，初步估算出蒙皮、焊缝、密封圈、密封面、穿舱件等处总漏率，最后得出了在正常的生产和安装条件下可以满足设计要求的结论，这给我们的密封设计以很大的信心。

以此为基础，我们在进行密封设计时，对重要的部件和装置进行了漏率指标的分配，并在研制过程中严格控制漏率这一指标。按常规密封设计，考虑到地面试验结果与在轨飞行状态有一定的差别，取10倍的安全系数。不考虑安装在舱壁上的其他分系统设备的漏率，结构与机构分系统将2个密封舱的总漏率控制在80 Pa·L/s以内。经地面试验和飞行试验证明，轨道舱的漏率一般小于2.8×10-2Pa·m3/s，返回舱的漏率一般小于4.356×10-2Pa·m3/s，2个密封舱及其对接面漏率之和一般小于8×10-2Pa·m3/s。

1994年总体对结构与机构分系统提出的基本刚度要求是横向频率不小于10 Hz(暂定)，纵向频率不小于26 Hz。对于纵向频率的要求，可以接受；
对于横向频率，当时觉得没有把握，因为我们搞过的某返回式卫星，高为4644 mm，直径为2200 mm，它的横向频率仅为9.3 Hz。我们这个飞船,高为8000 mm，直径为2500 mm，在轨道舱与返回舱之间还有1个直径为1米多的细腰，因此要达到这个横向技术指标，确实非常困难。于是我们请教了胡海昌院士，他建议去问问他的老师钱令希教授。但最后谁也想不出令人满意的好办法。经与总体协商，在1995年下达任务书时，将此指标改为横向频率不小于5 Hz(暂定)，最后总体在《载人飞船环境试验条件》中明确飞船结构应保证整船的主模态为：纵向频率20 Hz，横向频率4.5 Hz。

为了在外形不变的情况下满足这个指标要求，在进行结构设计时有意加强了返回舱上端框和轨道框下端框的结构刚度，在轨道舱底部设置了1个钛合金三角架(同时满足了地面起吊、发射时作为整流罩里撑杆的支撑点)，返回舱上面是钛合金对接框，与它连接的5根桁条做成变截面，靠近对接框处截面加大尺寸。

经过分析计算、整船的地面模态和振动试验及飞行试验，证明飞船的结构能保证整船的刚度满足总体要求，测得整船的刚度指标为：一阶纵向频率不小于20 Hz，一阶横向频率不小于4.8 Hz。

4.1 凹舱变形问题(设计问题)

在返回舱III和IV象限之间有一个凹舱，它上面有一个伞舱，用于降落伞的存放，它下面接近下端框。凹舱里面安装推进分系统的设备(气瓶、阀门和管路等)，这个凹舱在做水压试验时产生严重的变形，原因是凹舱和凹舱与锥段的连接处刚度不够，在内压的作用下产生了变形。经过技术分析，我们认为可以通过两种方法予以改进，一是将凹舱下移使其与下端框连成一体，这样就减小了凹舱下平面所受压力，二是进行结构加固，即加固凹舱本身及凹舱和锥段的连接处，这个方法虽然增加了一点质量，但不用更改布局，风险较小。主管设计师刘刚加固了设计，彻底解决了由于内压引起的凹舱变形问题。

4.2 焊接引起的变形

返回舱与锥段连接处有一圈焊缝，在焊接应力的作用下，壳体产生了很大的变形。考虑到返回舱壳体外面还要粘接上一层烧蚀材料，烧蚀层做好以后还要进行加工以保证返回舱外形满足气动要求，所以对返回舱密封壳体的轮廓度要求很高，达不到要求，防热工序就拒不接受。为此，529厂焊接主管工艺师孟松想了很多方法，最后请来哈工大焊接专家，提出通过振动消除应力，于是就由铆工师傅用铆枪沿焊缝进行敲击，这个方法对改善轮廓度有一定的效果。后来又专门研制了一套焊接工装，解决了这个问题。

4.3 泡沫铝缓冲垫

在返回舱着陆过程中，一般是密封大底首先触地，从而产生相应的塑性变形，吸收返回舱的大部分冲击能量。考虑到密封大底需要与端框焊接，设计时选用了焊接性能良好的防锈铝，这种材料也能满足通过塑性变形来吸收冲击能量的要求。为防止密封大底变形后直接撞击支撑梁，在大底和支撑梁之间放置了П字形防锈铝缓冲条。由于总装时大底上需要敷设电缆，缓冲条的设置会影响某些电缆的敷设，最终取消了这个零件。在一次地面着陆试验时，防热大底变形后直接撞击了支撑梁。后来我们改用泡沫铝做吸能垫块，在密封大底与相应的支撑梁之间塞入泡沫铝，起到了良好的缓冲作用。该泡沫铝由东南大学研制，我们一直与他们合作，每艘船由他们提供9块泡沫铝缓冲垫块。

5.1 火工装置的选用

飞船的连接分离包括机械连接与分离，电路、液路和气路的连接与分离，重要的连接分离包括轨道舱与返回舱的连接分离、推进舱与返回舱的连接分离，返回舱防热大底与返回舱结构的连接与弹抛，分离密封板连接与弹抛，位于返回舱大底和侧壁的天线舱盖的压紧与弹抛，以及通气阀打开等。这些连接分离或弹抛的成功与否直接关系到整个飞船的成功飞行。

与卫星上某些部件的连接分离不同，飞船上的分离除了要可靠和安全外，还要求分离时的冲击要尽可能小，以免对航天员造成不利影响。为此，我们在确定连接分离方案时，选用了连接力大而解锁力小的火工锁，而没有直接选用卫星上常用的连接力小、分离力大的爆炸螺栓。在点火器的选择上，也曾经有过不同意见。在卫星研制过程中，我们已经积累了多年的使用敏感点火器的经验，但在载人飞船上，安全性要求更高，敏感点火器的安全性较差，而钝感点火器的点火电流比较大，防静电、防射频干扰和防电磁辐射能力强，安全性更好。所以通过多次讨论，大家认为钝感点火器更适用于载人飞船。

5.2 非电传爆装置的使用

为了实现轨道舱和返回舱的可靠连接，并满足当飞船在发射架上出现危险时将返回舱迅速带离危险的要求(该过程称为“零高度逃逸”)，在轨道舱和返回舱的对接框上不止有12个火工锁I，每个火工锁I上有2个点火器，点火时，每个点火器需要5 A的电流，这样就需要60 A的电流，这就给供电带来了较大困难。为此，我们初步决定使用非电传爆技术，即需要10 A的电流引爆2个隔板起爆器，在相应冲击波的作用下引爆12个火工装置，这样既能降低对起爆电流的要求，又能确保火工锁I解锁的一致性。但是也有一种意见认为这种技术比较新，担心技术不可靠，为此，我们进行了必要的调研，这项技术在美国已经使用多年，我国运载火箭技术研究院已经和692厂合作研制多年，并成功应用，另外，工程总师王永志同志在国内也进行过考察，认为没有问题。为慎重起见，我们在第一次使用非电传爆装置做分离试验时，该装置的主管设计师成奇从四川泸州到沈阳111厂的试验现场指导我们使用。第1次试验的成功，证明这套非电传爆装置的研制和应用是成功的，我们选定的这个分离方案也是可行的，试验结果大大地增强了我们大胆使用非电传爆的信心。

这些年来的实践证明，在返回舱和轨道舱连接面上应用非电传爆装置实现解锁，是合理可行的。

5.3 火工锁I的研制

我们最初设计的火工锁I，在湖南湘潭282厂加工生产，在长沙国防科大一系进行原理性试验和部分环境试验，以便发现火工锁I设计上的问题。国防科大的甘楚雄老师和他的团队工作非常认真负责，系领导张育林主任对这项工作非常重视，因此最初三方合作很顺利。通过试验和分析，对我们的设计提出了不少改进意见，试验完成后，初样产品就在282厂生产。随着工作的深入，我们发现282厂在生产过程中使用的兵器部门的工艺标准，与我们使用的航天专业标准有些差别，在与我们协调沟通时不太方便。因此转到航天系统内的工厂生产，以便使相应的标准依据得到统一。这个产品后来就转到111厂生产了。

在火工锁I的研制中，有几处设计改进需要特别提一下。

(1)火工锁I安装螺栓改进。最初设计时，锁座和2个活塞体在同一安装面上。解锁起爆时活塞压扁了活塞体端面和缓冲垫后，相应的冲击力直接作用在安装面上，结果将用于锁体安装的2个连接螺栓拉断，从而使整个火工锁I失去约束，这种情况非常危险，可能导致相应的安全事故。为此做了2处设计改进，一是将活塞筒端面加厚，二是将2个活塞体端面相对锁座端面向上提升0.5 mm，从而与相应的安装面之间预留出0.5 mm的间隙，这一改进彻底避免了上述情况的再次发生。

(2)活塞体与锁体连接螺栓改进。火工锁I的2个活塞体分别用2个M6螺栓连接到锁体上，这4个螺栓起初选用的材料是30CrMnSiA，镀锌防腐，因强度不够，后改为30CrMnSiNi2A，仍采用镀锌防腐。在一次解锁试验中，此螺栓发生了断裂，经中科院沈阳金属研究所分析，认为断裂是由氢脆引起的。

(3)氢脆问题的处理。在发生这次螺栓断裂之前，氢脆问题就引起了“921工程”总体的重视，为此专门发了一份文件提醒各系统重视，我们出现这个问题之后，921办公室胡士祥、王永志和林樹等领导专门为此事去111厂了解情况。会上，领导们做了需要特别关注产品质量问题的指示。这次会议对我们触动很大，让我们认识到氢脆的危害性。为避免再出现氢脆问题，我们对在111厂生产的3种火工锁，即火工锁I、火工锁II和抛底火工锁的相关零件表面处理方法进行了复查并改进了设计。火工锁I中的7个由高强度钢30CrMnSiNi2A制造的零件表面由电镀锌钝化改为化学镀镍(现在已将此螺栓材料改为TM210-A)。火工锁II中由TM210A(GY06-001-99)，30CrMnSiA，30CrMnSiNi2A，40Cr等材料制造的零件，已经是化学镀镍，没有氢脆问题。抛底火工锁的主要承力件为钛合金(TC10),表面阳极化处理，钛合金的氢脆主要是由于原材料氢含量超标和后加工过程中酸洗等工序产生的氢污染，建议工厂在加工前对原材料进行必要的氢含量检查，在加工过程中需要注意防止氢污染。通过这次复查和设计改进，彻底杜绝了氢脆的再次发生。111厂的生产过程、质量控制，都是严格执行航天标准，产品的质量得到有效保证，这个合作一直继续到现在。

5.4 火工锁II的研制

5.4.1 火工锁II设计方案的确定

火工锁II用于返回舱与推进舱之间的连接解锁。当时做了两个方案，一是根据相关专家的提示，由祁玉峰设计了一个有4个点火器、结构有冗余的哑铃式火工锁，并由282厂做出产品，也进行了点火试验，这个锁的特点是解锁可靠性很高，缺点是机构组成相对复杂，加工和装配比较繁琐，生产过程质量控制难度较大。另一方案是委托111厂参考已有的一种小型火工锁设计的，111厂派主管工艺师王智建来完成这项工作，在我们的指导协助下，很快就完成了这把锁的设计和生产。这是一种用爆炸螺栓实现连接与分离的解锁冗余的火工锁。冗余设计的目的是保证火工装置中的2个解锁单元中的任何一个工作就能保证整个装置正常解锁。

图1中火工锁的一个重要连接零件枢轴，我们选用的材料是高强度钢4Cr5MoSiV1，就是这个材料给我们带来了很大的麻烦。我们在对锁进行连接强度试验时，发现枢轴的承载能力不够，尚未达到设计要求时就发生了断裂。中科院沈阳金属研究所对我们提供的断裂枢轴进行了扫描电镜检查、金相分析和断口分析，认为属低应力脆性断裂。它是由于枢轴齿条和螺纹根部留有加工痕迹，加之材料抗裂纹扩张能力太弱，而在低应力作用下破坏。根据超高强度钢的特点，用断裂力学的观点分析，只有当材料有足够的断裂韧性，材料的光滑拉伸强度指标才有实际意义。当材料处在高强度低韧性时，韧性起主要作用。因此，选材时应兼顾强度与韧性。火工锁II枢轴的受力条件比较苛刻，在现有尺寸的限制下，要满足较高强度指标要求，并具备较好的断裂韧性，4Cr5MoSiV1这种材料是不合适的。于是，我们不得不重新寻找能满足要求的新材料。

图1 火工锁II结构

5.4.2 火工锁II枢轴材料的更换

我们了解到，北京钢铁研究总院研制了一种名为TM210A的超低碳的马氏体时效超高强度钢，具有较高的强度和断裂韧性，TM210A钢的多项力学性能指标优于4Cr5MoSiV1，并已通过鉴定。于是我们用该材料制作了新的枢轴零件，而后继续试验，结果证明枢轴承载能力满足要求。继续加载，直到锁齿脱开，枢轴也没有断裂，从而彻底解决了枢轴低应力断裂问题。

5.4.3 火工锁II爆炸螺栓设计改进

火工锁II装有2个微型爆炸螺栓，由当时的5534厂研制，最早选用的爆炸螺栓是在资源一号和实践五号等卫星上所用的爆炸螺栓方案的基础上改进的。这种爆炸螺栓是用剪切销承受拉伸载荷，在火工锁II装配完成之后，剪切销一直处于受剪状态，所以就会产生蠕变，爆炸螺栓会慢慢伸长，致使锁的承载能力下降，为此，经与111厂、474厂(此时5534厂更名为474厂)协商，将爆炸螺栓改为断裂槽式，这样就避免力产生蠕变现象，这一更改很成功，但是断裂槽的尺寸控制很麻烦，因为每个爆炸螺栓的承载能力是固定的，药盒装药量确定之后，必须根据每批材料的机械性能确定断口的尺寸，这就需要做不少试验。1998年11月底在试验中心进行结构船II整船振动试验时，发现有一件火工锁II解锁。经检查发现，是由一个爆炸螺栓工艺件断裂引起的。通过对这个爆炸螺栓工艺件进行材料化学成分、硬度和断层的金相分析，得出以下结论：一是硬度偏高，设计硬度为洛氏硬度36～42，而实际测得的洛氏硬度大于51；
二是从金相图上发现断裂面有镉脆现象。为此进行了设计更改，将爆炸螺栓的表面处理改为化学镀镍，不再电镀镉，从而彻底解决了这个问题。

在上述问题的解决过程中，有一次试验到凌晨才结束，111厂的四位参试人员在由抚顺返回沈阳的途中，由于司机困乏导致视觉错误，撞上了隔离带，所有乘员全部受伤，万幸的是没有生命危险，治疗、休养一段时间后，他们再次走上了工作岗位。这是他们曾为“921工程”付出的代价，我们不应忘记他们。

1999年，神舟一号进入发射场时，火工锁II的鉴定试验还没有全部完成，我们在靶场还真有些提心吊胆，直到111厂把合格的产品送到发射场，大家才都松了一口气。

5.5 抛大底火工锁

顾名思义，抛大底火工锁主要用于返回舱防热大底的连接与弹抛，它通过防热大底上的钛管和火工锁II与推进舱的上端框连接，它是集连接、解锁和分离于一身的火工锁，每艘飞船上使用5件产品。抛大底火工锁安装在返回舱的下端框上，再穿过防热大底并通过胶结在大底上的钛管完成与大底的连接，为保证连接处有足够的强度和刚度，防热大底周边的拐角防热环用密度为1.4 mm/cm3的MD2材料模压成型，钛管通过火工锁II实现返回舱与推进舱之间的载荷传递。其连接方式如图2所示。在弹抛防热大底时，5个锁必须同步解锁、弹抛，但此处受到结构空间的限制，难以实现解锁的冗余设计，所以该锁的研制难度很大。

图2 返回舱下端框、防热大底、钛管、抛大底火工锁、火工锁II和推进舱上端框连接示意

5.5.1 材料缺陷问题

在所有火工锁的研制过程中，对完成装配的产品都要进行X光检查，看看有没有漏装火药。在某抛大底火工锁产品进行X检查时，发现了内部有缺陷，分解后检查发现，原来是一个零件的材料(钛合金TC4)有缺陷。为此，我们要求工厂修改了工艺流程，钛合金材料在加工前全部进行X检查，免得有缺陷的材料进入生产线，在装配完成之后再进行一次X检查，以免漏装药。这样把住了前后2个重要的产品质量控制环节。

5.5.2 燃气泄漏的发现与解决

随着飞船研制进度的推进，对返回舱内的环境控制要求也在逐步深入，其中一条就是返回舱内气体成分的控制，确保舱内气体不会给航天员带来伤害。为考核抛大底火工锁解锁分离后产生的燃气是否会泄漏到返回舱内，2002年在航天城分别进行过3次点火试验。第2次试验时，活塞被打坏，是产品解锁前未按预期使用载荷施加预紧力，也未施加相应的模拟负载所致(防热大底质量约270 kg,平均到每个锁的质量负载约为54 kg)。在施加相应负载情况下，锁可提供的分离速度约为3 m/s,而这次试验速度达63.8 m/s，比正常工作状态的速度高得多，活塞对壳体的撞击力大很多，导致活塞断裂。这件事再次提醒我们，尽管不同试验的目的不同，为了加快试验进度，可能对某些试验的状态进行简化，但要事先分析简化的可能结果，当不能明确简化结果时，还应尽可能按产品使用状态进行加载，以避免出现难以预料的结果。

试验结果发现，抛大底火工锁确有燃气泄漏情况。第一想法就是封堵，即设法提高密封性能将解锁工作后剩余的高压燃气密封在舱体内部，后来发现这一目的很难实现，因为泄漏是绝对的，密封是相对的，而返回舱的容积不大，为保证航天员的安全，对燃气泄漏量的限制极严。后来改变了设计思路，改燃气的被动封堵为主动排泄，即将解锁后的剩余高压燃气主动排泄至舱外，杜绝高压燃气的存在，从而消除了燃气泄漏的风险。为此，主管设计师祁玉锋修改了设计，在壳体内壁开8个纵向泄压槽，在活塞侧壁开4个泄压槽，从而彻底解决了这个问题。图3为抛大底火工锁结构。

图3 抛大底火工锁结构

5.5.3 钛管尺寸的确定和烧蚀问题

返回舱防热大底上装有5个钛管，钛管上端连接抛底锁，下端与火工锁II相连，它承担了连接返回舱和推进舱的重任，因此必须有足够的强度和刚度。但是在返回舱进入大气层后，防热大底处于迎风面，必须尽快把钛管突出在防热大底外部的部分尽快烧掉，否则在热流的作用下，这5个凸起可能会造成烧蚀层的破坏，进而影响返回舱的安全返回，所以又希望钛管的体积、壁厚尽量小，以确保其能够尽快被烧掉。因此，需要确定一个既能满足强度刚度要求又能满足防热要求的合理尺寸。按着上述原则，我们初步确定了钛管的尺寸，并把试验件在绵阳风洞试验中心和701所进行了烧蚀试验，结果表明：15 s就可以把钛管突出的部分烧光，这个时间是可以满足防热要求的，所以就把这个尺寸确定为最终尺寸。

5.5.4 研制双执行机构抛底锁的设想

火工锁I和火工锁II都是双执行机构，即解锁时只要其中一套执行组件工作，就可以完成解锁，因此可靠性很高。但所用的抛大底火工锁，是单执行机构，有发生单点失效的可能。因此，后来又设计了一个双执行机构的抛大底火工锁，原理上它的可靠性比现在使用的抛大底火工锁有很大的提高。但是考虑到现在的产品技术已经成熟，且试验中从未发生过未解锁的情况，因此原产品一直在使用。新的双执行机构抛大底火工锁作为技术储备，在将来有机会时使用。

5.6 分离密封板组件

神舟飞船的返回舱和轨道舱之间有相应的对接框，二者之间的电路、气路、液路的连接与分离，直接通过安装在舱体对接框上的相应穿舱插座来实现，这种连接方式简单易行。由于返回舱返回过程中的气动外形要求，不允许在其下端再置对接面，因此无法直接通过对接框实现它与推进舱之间电路、气路、液路的连接与分离，这样就使该问题变得非常复杂。

为解决该问题，在返回舱的侧壁背风面专门设置了一个电路、气路、液路连接与分离的密封板组件，该组件由2块板组成，其功能相当于2个对接框，电路、气路和液路断接器穿舱插座部分分别安装在2块板上。其中：1块板称为固定板，通过螺接实现与返回舱侧壁固定、密封；
另外1块板称为分离板，通过1个火工弹子锁实现与固定板的连接，并由此实现了对应电路、气路和液路断接器接通。2块板之间还有2个弹簧，当返回舱与推进舱需要分离时，弹子锁解锁，在弹簧作用下将分离板弹离固定板，从而实现返回舱与推进舱之间电路、气路、液路的分离。在分离板的外侧还有2根跨越两舱的摆杆，摆杆底部与推进舱相连，顶端与分离板相连，两舱之间的管路和电缆附着在摆杆上。在分离板分离时，它推动摆杆进而带动电缆一起摆开。由于推进舱始终通过摆杆与分离板相连，所以即使分离板分离后依旧连接在推进舱上，随推进舱一起坠落大气层中，而不会成为空间碎片。由于该组件装在返回舱侧壁上，板上安装有24个电路、气路、液路穿舱插头，因此对它的密封要求很高，安装完闭后需要单独检漏。

为保证插接件之间的顺利脱开，两板分离时必须保证分离板先平移一段距离，而后再随摆杆一起摆动，同时，摆动到一定角度必须停止，以免在返回舱发射前需要逃逸时分离后的分离板与运载火箭的隔框之间产生钩挂，停摆过程中必须将相应的动能有效吸收，避免系统内部因可能的刚性撞击而断裂失控，还要有效防止缓冲过程中摆杆的反向摆动，避免由此导致的分离板与固定板之间的再次钩挂。分离板分离后，以及两舱完全分离后，都要通过该组件给出相应信号。

分离板与固定板的分离信息很容易获得，而返回舱与推进舱之间分离信息的获取却耗费了我们许多精力。因为不希望返回舱侧壁有明显的凸起，以避免给防热带来影响。最后我们想出了一个简便方法，就是采用1对插针和插孔及2根导线，导线一端直接连接到固定板上，导线另一端连接到推进舱上，分离时依靠舱段的分离力将插针和插孔件拔开，发出分离信号。密封板组件的研制工作量很大，负责这个项目的主管设计师杨建中，从方案确定到设计、协调、生产和大量试验，都安排得井井有条，工作进行得很顺利。

试验包括拔脱力测量、密封性能试验、力学环境试验，以及连接、分离性能试验。分离性能试验包括：常温条件连接、分离性能试验，在考核连接和分离性能的同时，确定缓冲元件的尺寸和弹子锁的装药量；
模拟空间环境下的连接、分离性能试验；
为了模拟太空失重状态，设计了一套悬挂随动装置，克服了分离过程重力的影响；
温控系统故障状态下的连接、分离性能试验，这项试验是总师提出来的，目的是模拟热控系统在空间发生故障、液体工质结冰时，能否完成分离。这些试验做得比较充分，都得到了满意的结果。

1999年神舟一号发射前，王壮副总师到塔架上检查时发现了一个问题，就是热控分系统在实施热控包覆时，将摆杆组件的摆动部分和固定部分缝在了一起，于是告诉热控分系统研制人员马上拆开，重新包覆，这样就保证了摆杆能够正常分离。后来专门固定了热控包覆方法，避免了类似问题的再次发生。由此联想到了1969年苏联联盟5号飞船返回时发生的一次重大事故，返回前推进舱与返回舱分离时，相应的分离板没打开，于是返回舱拖着推进舱进入大气层，因为无法控制姿态，返回舱烧蚀严重，幸运的是摆杆组件上面的电缆导管等全被烧掉，才使得返回舱脱离推进舱，最终保住了航天员沃雷诺夫的生命。

后来，密封板组件的分离设计思想又应用到了月球及深空探测器等多个航天器。

5.7 电路断接器

在结构与机构分系统所说的电路断接器，实际就是一个电连接器，它具备一些普通电连接器的电性能(如接触阻值、绝缘阻值、额定电流电压)，以及机械性能(如插拔力和密封性能)，可以把它看作是一个有电性能要求的机械产品，所以分系统一开始接受了这个产品的研制任务。513所得知后，就想争取研制这个产品，我们经过考察，决定把液路和气路断接器留给513所，而把电路断接器委托给693厂，这个工厂当时条件一般，设备比较老旧，但考虑到该厂是系统内专业厂，他们的领导对接受飞船产品的研制非常积极。于是主管这个产品的马锐明就和693厂的设计师陈京生一起研究并确定了设计方案，693厂出了一份设计图，壳体选用和硅硼硬玻璃线胀系数接近的可伐合金4J29，每对针孔对的拔脱力控制为1 N，另外还加了一个保护板，在插头拔出以后，它可以自动将插座上的针孔遮住，这样就可以防止返回舱返回时烧蚀形成的积碳落入针孔中，后来和电总体协商，认为没有必要，就取消了这个防护板。这个产品研制成功后，用在电性船和神舟一号和二号上，后来，按总师的意见，把这个产品转给电总体了，改名为Y35电连接器。

2001年10月在神舟三号发射前，发生了某个连接点不能导通的问题，飞船总指挥袁家军问我相关情况，我只能说不知道，因为后来这个产品转给了电总体，工厂换了设计人员，修改过设计图，具体是怎样修改的我们就不知道了。为了确保神舟三号任务的完成，领导决定在发射场全部更换安装在舱体上的27个穿舱密封插座，要求693厂重新修改设计，重新生产，推迟3个月发射。我们从发射场回来等待，上述的密封板组件重新装配新的电连接器后，又进行验收试验，所有试验通过后，相关人员再次进场发射，取得了圆满成功。

5.8 液路断接器

气路和液路断接器由513所研制，我们首先确定了基本设计方案，并提出了设计要求，特别是拔脱力要求。513所完成了产品的详细设计、生产和试验。其中，液路断接器的研制有些特殊问题需要解决，即零件材料与热控工质的兼容性和表面处理的选择；
为克服壳体内孔圆度、直线度误差，以及与其配合的滑阀形状对分离的影响，并保证配合间隙的一致性，将二者的完全互换性装配改为分组装配，这样有效降低了加工精度，并提高了产品的合格率。为进行拔脱试验，513所还专门制造专用试验台，用于产品的研制和验收。

舱门是飞船上的重要组件，也是由航天员直接在轨进行开关操作的产品，其组成比较复杂，功能要求比较多，性能要求高，比如关闭密封性能、关闭检漏、关闭指示、开关性能、在特定位置的稳停性能等。因此，在没接到总体明确要求之前，我们就开始了舱门的攻关工作，先后有3位设计师做过4个方案，经过反复比对，最后确定了飞船舱门的方案。舱门的压点开关由我们提出方案，由539厂研制，舱门的中心轴要穿过舱壁，有6个动密封圈，这些密封圈既要保证密封，又要有小的摩擦阻力，因此一般的密封圈生产厂家不会做，最后落实到621所，他们研制的这种密封圈既能满足密封要求，又能控制较小的摩擦系数。

航天员进舱后，关上舱门，就要给密封舱充气，如果舱门没有关好，舱内充气就会受到影响，为此需要在舱体充气之前增加1次对舱门的检漏，要求在10 min内给出舱门检漏结果，判断舱门是否关好。为此，就要增加1台快速检漏装置。510所承担了该产品的研制工作，他们采用高灵敏度压力传感器，用测量舱门密封腔压降的方法来确定漏率，成功研制了一款具有中国特色的快速检漏仪。

轨道舱舱门设在轨道舱侧壁，本来可以设计得简单一些，由于当时时间太紧，就采用了返回舱舱门的设计，只是个别尺寸做了修改。

座椅缓冲器安装在航天员座椅靠近头部一段的下面，用于吸收着陆瞬时可能的冲击。返回舱着陆前通过座椅缓冲器动作将座椅的头部抬高一段距离，着陆瞬时由于冲击作用座椅头部又可以下降一段距离，这个下降的过程就是缓冲器吸收冲击能量的过程。移动距离是由吸收冲击能量的大小决定的，所以这个座椅缓冲器也是个吸能器，它的作用就是将瞬间冲击的加速度峰值拉宽、削平，比如通过缓冲器缓冲，将输入峰值为80gn、脉宽为20 ms的半正弦波，输出为峰值15gn、脉宽50 ms的半正弦波。它的研制历经的时间最长，研制道路也最曲折，其中很多的事情也最难忘。

20世纪70年代在研制曙光号飞船时，就进行过着陆缓冲器的研究，当时的方案是用铝蜂窝做缓冲元件，到了“921工程”攻关时，我们考虑过用液压阻尼的方式，但是太复杂，后来我们看到林华宝院士(已故)有一篇关于胀环缓冲器的介绍，我们决定探索一下这个方案。它的原理是缓冲过程中，使薄壁金属环通过一个锥环，从而使薄壁金属环扩径变形，从而将冲击能量转变为材料的塑性变形能。当时主管设计师孙悦年与哈工大的张鹏顺老师共同对缓冲机理进行了分析和研究，并做了一些基础试验验证，发现原理上可行但有许多问题需要解决。后来一个偶然的机会，我们了解到有人曾探索过拉削缓冲方案，即利用拉刀切削金属的原理，在缓冲过程中通过拉刀切削金属，从而将冲击能量转变为切削变形能。这个原理更清晰，我们也更熟悉，于是我们就沿着这个方案开展设计，并结合这个缓冲方案设计了用燃气实现提升的完整的座椅缓冲器方案。

后来就开始了很长时间的试验验证和调试，由于所需要的缓冲力在几千牛顿的范围，所需的切削深度只有1×10-2mm，这与一般的机械加工精度相同，因此，要想保证缓冲力的稳定性，一方面需要提高拉刀及对应切削杆的尺寸及形状精度，另一方面需要准确控制拉刀的切入深度，进而保证切削过程中切削层面积的稳定性。在实际加工调试中发现，这两个条件的准确控制都是很困难的，因此拉削式缓冲器的性能很不稳定，缓冲性能时好时坏，怎么下功夫调整，也得不到满意的结果。

经过几年的努力，虽然没有成功研制性能稳定的产品，但对问题的认识却越来越深刻，拉削式方案原理上没有问题，但不适合在座椅缓冲器上使用，因为需要的缓冲力太小，对于缓冲力较大的情况，该方案才适用。大家也学到了不少东西，认识到方案是决定成败的关键，如果方案有问题，做多少努力也是没有用的。

我们再次想起了胀环方案，并认真对比了二者的技术特点及结构组成特点，胀环方案通过胀环在受到挤压时产生的塑性变形吸收能量，相应的尺寸和形状误差对吸能性能的影响不大，因此更换为胀环方案可以保证缓冲性能的稳定性。

这时已经是2002年的4月，距离首次载人飞行的时间2003年的10月，仅有半年的时间。可想而知，在这个时候，首先提出否定自我的已有研究成果，并提出用不到半年的时间完成一个基于新方案的产品研制，需要多大的勇气、信心、决心和胆量。这个建议的提出也给飞船两总和921办公室大系统两总出了难题，后续的2～3周时间内，密集召开多次技术论证会，最终决定：为确保首次载人航天的成功，在座椅缓冲器现有方案基础上，将缓冲方案由拉削式改为胀环式方案，各部门要全力配合，所需条件全力保障。

有了顶层领导的决策，相关各部门立刻行动起来，包括分系统设计师、总体技术人员、航天员中心的相关人员，以及外场试验人员等，各负其责，相互配合。主管设计师杨建中带领满建峰、曾福明等同志组成的这个团队昼夜奋战，连续作战，一面分析计算、一面设计，一面试制、一面试验，最后确定了胀环材料为铝材5A06，锥环材料为轴承钢GCr15。胀环和锥环的润滑方式采用二硫化钼干膜加二硫化钼锂基脂。试制过程的相关零件是在总体部车间和529厂完成的，试制完成后的正式产品在282厂生产。当时还遇到了北京“非典”、282厂的供电能力不足等特殊问题，现在想起来都觉得难。那时候的物流还很不方便，考虑到其中的胀环为消耗件，为了实现加工与试验验证的并行开展，车间加工好一批胀环马上派人乘飞机送往北京，考虑到北京“非典”，282厂的送货人员不进北京城，和总体部的接货人在机场交接产品。交接完成，282厂的送货人员立刻准备返回，总体部的人则把产品转送到621所去润滑，之后紧接着在511所做缓冲单元冲击试验，再到507所冲击塔上做全负载试验，最后在朱庄试验场进行试验。

这样从产品试制，到所有试验完成，连续紧张工作近5个月后，得出以下结论：胀环式缓冲器最大冲击响应加速度幅值、冲击响应时间及加速度增长率等均优于拉削式缓冲器，特别是航天员系统最关心的加速度增长率仅为拉削式的42%，满足了航天员安全医学评价指标要求。这种缓冲元件加工简单，安装后不用再调整，性能稳定，易于保证。

2003年9月16日，用于飞行的胀环式座椅缓冲器按时送到酒泉卫星发射中心，换下已经装在神舟五号飞船上的拉削式缓冲器，我国首位航天员杨利伟就是通过该缓冲器安全回到地面的。

在神舟五号座椅缓冲器改进的同时，507所根据“921工程”总体于2003年8月的两师会议精神，对当时已有座垫头盆向缓冲性能做进一步挖潜。他们在配合五院参加胀环式缓冲器试验任务的同时，开展座垫挖潜工作，双方密切合作，相应的工作进展也很顺利。通过缓冲器和座垫的改进工作，我们和507所的技术人员也结下了深厚的友谊。我们双方年轻一代的设计师，依旧延续着这种友谊。

关于座椅缓冲器的提升动作，有3次改进设计。原设计的座椅缓冲器的提升是靠火药产生的高压燃气推动活塞运动完成的。与上述抛大底火工锁相似，由于座椅缓冲器也在返回舱内，高压燃气的存在有泄漏的可能，从而会影响航天员的生命安全。为此也改进了设计，取消了火药燃气提升方案，改为通过氮气瓶中的氮气提升，再后来又取消氮气瓶，改用环控生保系统返回时的剩余气体来提升，这个设计的改进是由复杂改为简单，越改可靠性与安全性越高，这种改进是非常必要的

通气阀是安装在返回舱上端框上的一个阀门，通气阀的后面还有手动的一个闸板阀，这个阀门用一根钢丝绳连接一个手柄，手柄安装在舷窗旁边航天员操作方便的地方，类似于自行车的手闸，这2个阀门做成一体，在降落伞打开之前先把通气阀上的密封堵盖弹开，此时，密封舱与大气还不能连通，坐在舷窗旁的航天员可以根据对窗外环境的观察结果决定何时打开闸板阀。闸板阀一打开，密封舱就与舱外大气连通了，闸板阀上的风机就会加速空气循环，这样在提升坐椅和抛防热大底等过程中由于火工装置作动产生的有害气体很快就会被排到舱外。如果落点不好，比如水面，闸板阀就再关上，避免返回舱内进水。

我们返回舱使用的肼类推进剂，在推进剂排放时闸板阀必须关上，防止有害气体进入舱内，这就要求我们的火工品不能往舱内排放有害气体，这增加了某些火工装置的研制难度。

经总师协调，我们将上述2个阀的组合体分开，将闸板阀转给环控生保分系统，我们只留下通气阀。接受通气阀设计任务是位刚参加工作的年轻人，在进行原理试验时，活塞被卡住，分析发现解锁时由于冲击，造成活塞直径被墩粗，结果活塞被卡在套筒里。

1971年，苏联联盟11号飞船在返回时，曾经发生过在轨舱、返回舱两舱解锁分离时，由于强大的火工品爆炸冲击引起通气阀打开，致使密封舱漏气、3名航天丧生。为了防止我们的通气阀在受到振动和冲击时意外打开，也为了保证通气阀点火时产生的冲击不威胁航天员的安全、不损坏舱内的设备，在壳体和芯部装上一个金属橡胶缓冲垫，使用这种缓冲垫后，相应的冲击值由3000gn降到1500gn以下。

由于我们的返回舱在返回时不通风，因此要求安装在舱内和舱壁的火工装置不能漏气，还要求引爆装置也必须具备良好的密封性能，692厂为结构与机构分系统提供2种起爆器FSJ-13A和FSJ-13，但这些起爆器的密封性能都不好，为此，他们根据我们的要求专门研制了高压密封起爆器HgQB-6，密封性能很好，满足了我们的使用要求。

舷窗是位于返回舱侧壁的一个圆形玻璃窗，透过舷窗航天员可以观察舱外的环境。返回舱在穿过大气层时，舷窗的外层玻璃将被挥发的防热材料污染。在联盟TM-17返回舱的舷窗外有一个可以抛掉的防护玻璃。防热大底和防护玻璃用一个弹簧机构连接，大底上有一个解锁杆，一端连接在玻璃外框上，通过防热层里面的一个通道，另一点被弹簧压在防热大底上，当大底抛开时，解锁杆被弹簧拉出，防护玻璃解锁，并被4个小弹簧弹开，露出里面未被污染的舷窗。

上述设计既简单又可靠，但是解锁杆必须通过防热层，联盟TM-17的防热层厚度为60 mm,里面可以留一个穿解锁杆的通道，但是我们的防热层只有25 mm,无法形成安装这个解锁杆的通道，如果在壳体结构上做，设计和工艺上难度太大，所以我们不能采用这个方案，我们改用在最外层舷窗外侧涂防护层的方法。

我们的舷窗主要由窗框、三层玻璃、隔热件和密封件组成。三层玻璃从外到内依次为防热玻璃、中层承压玻璃和内层承压玻璃。外层是石英玻璃，可耐温1400 ℃左右，只让它承受热载荷，不承受内压，中、内层为钢化处理后的铝硅酸盐玻璃，可承压、可耐温(中层为400 ℃，内层为200 ℃)，双层玻璃构成双承压、双密封保险，确保窗口在返回过程中既防热又密封。

在外层防热玻璃的外侧，由上海硅酸盐所涂敷一层氟塑料膜，使沉积在玻璃上的防热材料烧蚀物在着陆之前脱离并被吹走，这样依旧能保证航天员着陆后可通过舷窗清晰地观察周围情况。

为了检验这层膜的防护效果，专门做了风洞试验，从试验结果来看，玻璃颜色有点变化，但还是透明的。在实际飞行时，由于外界环境不稳定，透明的程度会有些差别，但可以满足航天员对外观察的需要。

结构与机构的研制涉及到很多学科和专业，需要多种技能的人才、设备和检测仪器，单靠我们总体部是无法满足研制需求的，因此必须进行必要的协作。协作单位需要慎重选择，我们选择协作单位时，遵循以下几条原则：协作单位的研发和生产能力是否突出，质量保证体系是否健全，执行标准是否满足航天要求，合作的意愿是否强烈等。最终我们选定了以下合作单位。

10.1 壳体结构研制协作单位

壳体结构的研制涉及到的工作较多，协作单位包括529厂(返回舱与轨道舱生产，水压与气密试验)、703所(返回舱防热结构研制和生产)、805所(推进舱结构和总装设计)和149厂(推进舱结构生产与总装)、508所(静力试验)、511所(动强度试验)、沈阳铸造研究所(返回舱钛框铸造)、西北橡胶工业公司(密封圈生产)、42所(密封圈研制和生产)、701所(返回舱钛管烧蚀试验)、上海硅酸盐所(舷窗涂层研制)、东南大学(密封大底缓冲用蜂窝铝研制)、加里宁格勒中央试验中心(返回舱舷窗风洞试验)13个单位。

10.2 总装协作单位

1992年到1996年，总体将总装任务下达给了结构分系统(1996年后总装工作划归总体)，这期间总装的某些工作也进行了协作，包括539厂(整船总装平台的设计和制造)、518所(根据539厂的设计，完成第2个整船总装平台的生产、总装地面设备研制)、中科院化学所(为总装研制螺纹锁固胶KS和MS)。

10.3 机构产品的生产制造与研制协作单位

机构产品的种类多，且涉及不少火工产品，需要专门的工厂生产或研制。包括529厂(舱门、座椅零件、座椅组件、分离密封板组件中的密封板和摆杆机构的生产制造)、111厂(火工锁、分离弹簧、舱段分离试验台生产制造)、282厂(初样火工锁、座椅缓冲器、压力燃气包的生产制造)、508所(火工锁III、抛天线盖火工锁、通气阀、伞舱盖防撞气囊的研制及整船舱段分离试验)、474厂(原兵器部5534厂，火工分离推杆生产制造及火工锁II的爆炸螺栓的研制)、510所(整船漏率分析及舱门平衡阀、排气阀、舱门快速检漏仪、舱门机构干膜润滑、金属阻尼橡胶垫圈的研制)、708所(连接分离可靠性分析)、513所(气路和液路断接器的研制)、哈工大(活动部件运动间隙分析与设计、座椅缓冲器胀环原理试验)、国防科大一系(火工锁和座椅缓冲器分析计算与原理试验)、692厂(各种起爆器、非电传爆装置研制)、693厂(电路快速断接器、分离信号装置研制)、610所(座椅束缚带生产)、621所(舱门轴专用密封圈研制及座椅缓冲器胀环润滑)、539厂(舱门压点开关研制)、清华大学汽车工程系(着陆缓冲系统分析)、北航机器人研究所(舱门检漏专用设备研制)17个单位。

另外，还有协作厂家委托的给其所研制产品配套的一些单位，为了保证产品质量，我们必须了解这些配套单位的情况。这些厂家有570厂(航空部三江机械厂，为快速检漏仪研制的减压阀)、无锡航空开关厂(为539厂舱门压点开关提供开关元件)、606所(为111厂做环境试验)、410厂(航空部沈阳发动机厂，为529厂加工座椅模具)和哈工大(解决返回舱焊接变形问题)。

经过与上述这些厂家的长期协作与磨合，双方的意图比较容易理解，意见比较容易统一，因此大部分协作厂家都固定了下来，中止合作和更换的厂家只有少数几家。在协作中，双方的几代设计师及管理人员都结下了深厚的友谊，协作范围也从飞船延伸到多个航天器。

上述这些问题，有的是产品设计方案问题，有的是产品生产问题，现在虽然都经历了10余次的飞行试验，已经成为成熟的产品，但并不意味着产品已经十分完美，实际上很多产品都有待继续改进的地方。但从工程的角度看，多年的成功应用证明，它们是满足使用要求的，是可靠的，这就够了，就当前的应用讲，无需再改进了。尽管每位设计师都希望自己设计的产品十全十美，但是在工程上这是不可能的。只能把积累的经验和相应的改进方案应用到以后的新产品研制上。事实上，相关设计师通过对上述很多产品的方案进行改进设计，将其成功应用到月球探测和火星探测的工程上。

时光荏苒，我国载人航天走过了30年光辉岁月。这里讲述的主要是飞船结构与机构分系统从1992年组建队伍直到1999年发射神舟一号这七年间在产品研制过程中发生的一些事，也提到了神舟二号到神舟五号的改进和完善期间发生的一些事，其中主要的是产品研制中出现的一些问题，从中可以看到结构与机构分系统如何根据任务书、按要求来开展产品研制的，以及这些产品怎样从无到有，经过不停地改进，最后演变到现在这个样子的基本过程。这里介绍了一些成功的经验，也介绍了出现的一些失误和错误，不管经验还是教训，都是许多人花费了多年的心血得来的，把这些记录下来留给我们年轻的设计师，也许对他们还有用。

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