東瀛上空的流星——日本返回式衛星發展簡介
作者說
2018
年
11
月
11
日，日本
HTV-7
貨運飛船攜帶的「
HTV
小型再入艙」（
HSRC
）成功濺落於太平洋，並被成功回收。這是
JAXA
首次成功自主從國際空間站帶回實驗材料。
一時間，關於有關日本試驗再入技術相關的報道和消息甚囂塵上
。忽略其中摻雜的與立場相關的爭（
si
）論（
bi
），日本開展與航天器再入試驗相關的航天活動的歷史並不算短。今天，
筆者借著這個過氣半個多月的熱點，簡要地講述一下日本發射過的幾個和再入技術相關的航天器，即日本發射過的幾顆返回式衛星
。（至於隼鳥
1/2
號小行星探測器由於名氣太大和其最重要意義不在本文討論範圍之內等原因，本文將不涉及）。
本文作者：ScarletKaze，所有打賞將轉給作者本人
先來複習一下返回式衛星的概念。
返回式衛星，指在軌道上完成任務後，有部分或全部結構會返回地面的人造衛星
。
其用途主要有三個：
一是作為觀測地球的空間平台
。
這種返回式衛星通常攜帶相機等遙感設備，將拍攝的遙感圖像記錄在膠捲中後，用返回艙帶回地面，早期在數據傳輸式遙感衛星尚未出現之時，人類主要靠這種返回式衛星獲得地面的遙感圖像。二是作為微重力試驗平台。利用微重力條件，在空間進行各種科學實驗，生產和製造地面難以獲得的材料和物品。
雖然空間站出現後，讓微重力試驗有了更大的平台，但是返回式微重力試驗衛星仍然在一些微重力試驗上有著獨到的優勢。
三是作為發展載人航天技術的先導
，
這也是人們關注日本在返回式衛星上的進展的一個重要原因。一般而言，人類利用返回式衛星的最早的動機，是從太空中「偷窺」對手的重要目標，後來則用於地表資源勘測等和平用途，即人類最先發掘的是上文所述返回式衛星的第一個用途。此類返回式衛星中比較著名的美國的鎖眼
1-9號光學偵察衛星、前蘇聯
/俄羅斯的「天頂」系列光學偵察衛星和中國的
FSW系列光學偵察
/國土普查
/微重力實驗衛星（一星多用是我國勤儉節約美德的體現
hhh）。用於微重力試驗的返回式衛星則出現得相對較晚。與美俄中等航天大國不同，日本沒有發射過用於遙感的返回式衛星，其返回式衛星主要用於開展微重力試驗，和一些技術驗證。
「流星」初次划過天邊
日本第一次開展與再入試驗相關的是在
1994年
2月
3日，
H-2型運載火箭一號機成功發射，
攜帶了一個名叫「流星」（
りゅせ
、
Ryusei
）的鈍頭型再入飛行器。
「流星」的正式項目名叫
Orbital Re-entry Experiment（軌道再入試驗，簡稱
OREX），該項目的目的在於獲取再入大氣層的經驗和再入飛行數據。
OREX是當時的日本宇宙開發事業團（
NASDA，現在的
JAXA前身）的「
HOPE」計劃的一部分。
HOPE即
H-2 Orbiting Plane，是一種由
H-2型運載火箭頂推發射的、
10-15噸級的小型無人太空梭，以遙控方式在日本或澳大利亞著陸。
OREX項目即「流星」的主要驗證項目有：
1.
再入期間的空氣動力學和氣動加熱情況；
2.
用於航天器再入的防熱結構；
3.
再入期間的通信中斷現象；
4.
再入和在軌期間的GPS導航試驗。
「流星」
「流星」頭部半徑
1.35 m，底部直徑
3.4m，高
1.46m，重
865kg。其鈍頭部由碳
-碳複合材料和陶瓷防熱瓦組成，這些防熱材料也是
HOPE小型太空梭所要採用的。「流星」內部也安裝了溫度和壓力感測器，用於獲得相關試驗數據。
1994年
2月
3日，
H-2一號機成功將「流星」發射進入
450km的圓軌道，在環繞地球運行一周後，「流星」成功地進行了離軌、再入和海上濺落的試驗飛行。獲得了再入空氣動力學、加熱、防熱系統和通信中斷現象的有關數據。儘管
HOPE項目最後由於種種原因被取消，但「流星」成為了日本第一個真正意義上的再入飛行器，在日本航天發展史上留下了濃墨重彩的一筆。
半路拋錨的「快車」
「流星」是日本在航天器再入技術上的首次嘗試，但它只是一個驗證飛行器，並不能算是返回式試驗衛星。日本關於真正意義上的返回式微重力實驗衛星的研究，早在「流星」幾年前就開始了。
1990年
6月，日本通產省和當時的德國航天事務局（
DARA）簽署了一項協議，
該協議旨在開展一項名為「快車」（
EXPerimentRE-entry Space System
，簡稱
EXRRESS
）的衛星計劃。
該計劃的首要目的是利用地球軌道上的微重力環境進行微重力實驗，其次是為了開發和掌握返回式衛星的再入和回收技術。在協議中，日德的分工如下：
1.
日德共同負責衛星設計，DARA負責衛星抓總製造；
2.
日方提供發射衛星的火箭，具體型號為M-3S-II；
3.
日德分別研發各自的實驗裝置，計劃在軌分別完成3個實驗課題；
4.
發射和回收工作分別由日、德負責。
在衛星研發過程中，由於財政方面的問題，德國放棄自研衛星，轉而提出引進俄羅斯的再入飛行器技術，以降低研發成本。經過日德方面的協調，與
1993年正式達成共識，引進了俄羅斯的再入模塊和服務艙模塊，由赫魯尼切夫國家航天研製中心負責製造，日方和德方為此付出了
3000萬德國馬克。
「快車」號返回式微重力實驗衛星
「快車」號返回式微重力試驗衛星發射重量為
765kg，由再入模塊（
RM）和服務艙模塊（
SM）兩部分組成。「快車」號的主要性能數據如下表：
項目 | 參數 |
再入模塊形狀 | 圓錐狀鈍頭體 |
再入模塊尺寸 | 高 2.3m，最大直徑 1.4m |
發射質量 | 765kg （ RM： 390kg， SM： 375kg） |
實驗裝置質量 | 153kg |
實驗裝置容積 | 25 升 |
電源容量 | 24kWh |
有效載荷功率 | 平均 92W，峰值 400W |
防熱方式 | 被動式，燒蝕防熱 |
姿態控制 | 三軸式姿控 |
推進系統 | 6 個姿控用冷氣推力器 8 個起旋 /消旋用固體推力器 1 個再入離軌反推用固體發動機 |
著陸方式 | 降落傘 |
按計劃，「快車」號衛星將由一枚
M-3S-II型小型運載火箭在日本鹿兒島內之浦發射基地發射升空，進入近地點
210km，遠地點
398km，傾角
31.25°的低地球軌道。「快車」號將在此軌道上運行
5.5天，為星上實驗裝置提供約
10^-4g的微重力環境。衛星任務結束後，
SM上的反推發動機點火制動減速，將「快車」號送入再入軌道而後
SM與
RM分離。
RM在經過大氣減速後，在離地約
7km的高度打開降落傘，計劃落點為澳大利亞的伍默拉沙漠地區，
SM則在大氣層中燒毀。
日德在「快車」號上分別進行了
3項試驗，其中
1項微重力材料實驗，
5項再入技術實驗。實驗項目列表如下：
項目 | 內容 | 實驗單位 |
CATEX ( 催化劑實驗 ) | 生產高性能沸石催化劑 | USEF （日本） |
R-TEX( 再入技術實驗 ) | 再入飛行環境測定和試驗高性能防熱材料 | ISAS （日本） |
HIPMEX ( 高性能材料實驗 ) | 試驗高性能防熱層材料 | RIMCOF （日本） |
CETXT ( 陶瓷瓦實驗 ) | 試驗高性能防熱層材料 | DLR Stuttgart （德國） |
PYREX( 高溫計試驗 ) | 對高性能防熱層材料進行溫度測定 | TU Stuttgart （德國） |
RAFLEX( 稀薄氣流實驗 ) | 再人時的壓力環境 | HTG （德國） |
其中，關於再入技術實驗，「快車」號的
RM在再入過程中，以馬赫數
20-30的速度進行高超音速飛行，再入艙的前面暴露在由強衝擊波產生的高溫大氣中，受到高熱流量密度的作用。熱流量密度峰值約為
2MW/m2。由於再入艙前面的高溫大氣的作用，產生了包括大氣分子分離的各種化學反應，還有估計在再入艙的裙部的接合部分會產生氣流分離。
RM再入過程中產生的上述氣動和熱環境，為其上搭載的各種實驗裝置提供了理想的實驗環境。
下面是其中幾項再入技術實驗的概況：
R-TEX
：再入技術實驗（
R-TEX）是日本宇宙科學研究所計劃的實驗
,試驗新研製的防熱材料，並對各種熱空氣動力學的環境進行測量。熱空氣動力學的測量包括測量頭部前面的高溫大氣的光發射、壓力分布、氣動力熱分布等。通過對側面的壓力分布和氣動力熱流量密度分布的測量
,可以知道再入艙圓筒部與裙部的連接部分的氣流分離的程度。再有根據地面試驗難以預測再入艙底部的熱空氣動力學的環境
,因此說對於底部的壓力分布、熱流量密度、輻射加熱率等參數的測量對於再入體的設計而言是重要的。
CETEX
：該項實驗是對由碳和碳化硅組成的輻射冷卻型耐熱材料的評價試驗。直徑為
30cm的耐熱材料布置在再入艙頭部。實驗要求對頭部許多位置進行溫度測量。
PYREX
：該項實驗是用輻射高溫計測定
CETEX防熱瓦背面的溫度。
RAFLEX
：該項實驗目的旨在測定再入艙四周的壓力分布
,以及測量再入艙頭部、駐點附近的壓力
,還測量裙部周圍方向
3點的壓力。通過裙部的壓力測量
,測定再入艙對氣流的姿態。再有在這些壓力測定點用熱量計測定氣動加熱量。
「快車」上實驗載荷的布置情況
M-3S-II
型運載火箭
M-3S-II
實物圖發射「快車」號的是
M-3S-II型運載火箭。這是一種小型固體運載火箭，用於發射各種科學衛星和行星探測器。
M-3S-II為三級半結構，起飛質量
61.7噸，
250km，
31°軌道運載能力為
780kg。為了適應各種地球軌道和行星際探測的需求，
M-3S-II還搭配了多型末級入軌固體發動機。發射「快車」號使用的是
KM-M入軌發動機，推力
32.11kN，真空比沖
2874.33m/s，碳纖維纏繞殼體。
M-3S-II
型火箭的典型飛行程序，以
5號機為例
1995
年
1月
15日
22時
45分，鹿兒島發射指揮中心下達了發射指令，火箭成功點火升空，不一會就收到了一級工作正常，一二級成功分離，二級點火正常的信息。但這時問題發生了，
二級發動機在工作過程中產生了
0.1°
的橫向振動，
儘管振幅不大，但是二級推力矢量控制系統還是不得不連續向發動機噴管內噴射過氯酸鈉溶液，以抑制這一振動（
註：
M-3S-II
二級固體發動機採用的是所謂的液體噴射推力矢量控制，通過噴管圓周上均分的
8個孔噴入過氯酸鈉溶液，產生不對稱推力以控制火箭的俯仰和偏航
）。
二級攜帶的過氯酸鈉溶液很快就消耗殆盡，隨後火箭姿態失控，偏離預定軌道。
儘管二三級分離後三級按預定程序點火，火箭控制權也順利移交給三級火箭的控制系統，姿態基本被穩定住了，但是沒人知道火箭此時的姿態信息和飛行方向，三級點火後地面就失去了對火箭的追蹤，連三級是否正常點火都無法確認。16日
0時
19分
26秒，宇宙科學研究院鹿兒島觀測站、
1時
2分聖地亞哥地面站接受到了「快車」號在軌第一圈發出的信號，這才確認三級和入軌發動機正常點火了，衛星進入了軌道。然而，在收到「快車」號飛行第
1圈的信號後，地面就再也沒收到衛星發回的任何電波。
「快車」號在軌想像圖，及回收的殘骸照片
10
個月後，在非洲迦納，「快車」號的殘骸被發現並被回收。後來的調查發現，
由於二級的噴射液過早耗盡，無法糾正姿態，導致火箭在二三級分離時處於不正常的姿態。儘管三級和入軌發動機正常工作了，但是
M-3S-II
在三級點火後靠自旋穩定，無法主動糾正火箭姿態，所以「快車」號被送入了
120×
250km的錯誤軌道。
衛星僅在軌道上運行了兩圈，在第三圈就被大氣阻力和地心引力的魔掌拉入了濃密的大氣層中，墜毀在了非洲的迦納地區，而不是預定的澳大利亞伍默拉沙漠附近。「快車」號的失敗無疑是日本發展返回式衛星道路上的重大挫折，但日本人不會就此止步。
邁入次時代的USERS
EXPRESS
項目因衛星發射失敗而無果而終，在這之後，日本和德國航天部門的官員表示，有可能再次聯合開展微重力空間試驗。但在當時，雙方並沒有進一步對試驗計劃作出具體的安排。在這個背景下，日本提出了獨立發展可返回微重力空間實驗平台的計劃。
1995
年，日本經濟產業省和新能源產業技術綜合開發機構（新エネルギー
?
産業技術総合開発機構，簡稱
NEDO
）委託無人空間實驗系統研究開發機構（無人宇宙実験システム研究開発機構，簡稱
USEF
）（註：現一般財団法人宇宙システム開発利用推進機構，
J-spacesystems
）進行日本自主返回式微重力實驗衛星的開發。
根據
USEF之前在
EXPRESS項目和
SFU項目（
Space Flyer Unit，由
NASDA主導的另一項微重力空間實驗計劃，不返回）中獲得的經驗，對新的返回式微重力實驗衛星的研發工作提出了以下目標：
1.
發展具有返回能力的無人空間實驗平台；
2.
在軌
進行超導材料的加工實驗，並將成果帶回地面；
3.
驗證在LEO衛星平台上使用商用器件和技術的可能性。
USERS分解示意圖
該項目中開發的衛星被定名為下一代無人空間實驗系統（次世代型無人宇宙実験システム），英文名為
UnmannedSpace Experiment Recovery Systems
，
簡稱
USERS
。
這是日本既「快車」號衛星之後，第二次挑戰返回式微重力實驗衛星。
USER除了要進行微重力材料加工實驗外，還要負責先進LEO衛星平台的技術驗證。所以USERS被設計成由兩部分組成：再入模塊（REM）和服務模塊（SEM）。
REM用以實現USERS的首要目標：進行微重力條件下的超導材料加工實驗，並將實驗成果帶回地面。
大尺寸超導材料加工實驗（Super-conductive bulk MAterial Processing experiment，簡稱SMAP）是USERS最重要的功能載荷，它的主要功能是在一個叫超導材料梯度熱加工爐（Super-conductive bulk processing Gradient Heating Furnace，簡稱SGHF）的儀器中實驗加工在地麵條件下無法加工的大尺寸超導材料。
USERS尺寸示意圖
與「快車」號衛星不同，
USERS的服務模塊（SEM）不僅負責為整個航天器提供動力和能源，在USERS上，SEM自身也承擔了一部分技術驗證試驗。
在SEM上進行的是在LEO衛星平台上使用商用零件的技術驗證，
該項試驗的目的是驗證市場上大量流通的商用成熟產品，是否能替代衛星上採用的價格高昂的航天專用高可靠性產品，以降低未來航天器的研發成本
。在SEM上，將進行5項航天高可靠性器件和成熟商用器件的對比試驗。SEM將在REM完成使命重返地面後，獨自留軌作為一顆技術驗證衛星繼續工作。
USERS發射質量約為1.68噸，其中SEM的尺寸為1.66m×1.49m×1.23m，太陽能電池翼展開後的長度為15m。
SEM的功能是負責整個航天器的電力、姿態和軌道控制、數據處理以及REM和SEM共同在軌工作期間的對地通信。在USERS兩模塊的功能分配中，有一個原則是嚴格限制REM除了微重力實驗和再入之外的功能，所以在REM和SEM共同在軌工作的期間，USERS的主導權在SEM手裡，REM各項數據的發送和接受都通過SEM進行，自身的通信系統處於關閉狀態，這使得REM能「專心致志」地進行自己的工作，「兩耳不聞窗外事」。為了給REM提供良好的微重力條件，SEM配備了反作用飛輪和磁力矩器。在USERS的在軌實驗階段，航天器通過反作用飛輪進行姿態控制，用磁力矩器進行動量輪卸載，以儘可能減少使用傳統推力器進行姿態控制時對航天器微重力環境的擾動。採用以上措施後，航天器可以為載荷提供10^-5g的微重力環境。
SEM
SEM的另一項功能是可作為標椎化LEO衛星平台，而不僅僅是REM的服務模塊。SEM可以提供850kg的有效載荷搭載能力和700W的有效載荷功率。未來可以用通信或者對地觀測載荷來替代REM，這時USERS就將搖身一變，成為一顆LEO通信衛星或者對地觀測衛星。
此外，在SEM上，還首次採用了一體化的航天器控制系統（Integrated Spacecraft Controller，簡稱ISC），ISC的運用也是降低小型LEO平台成本的關鍵。
以往的衛星數據處理系統和姿態軌道控制系統是分開的, 而ISC則把這兩者的控制系統統一起來，還增加了功率管理和熱控等系統管理功能。一個由32位處理器組成的系統統一控制這些功能，實現了功能軟體化，省略了介面部分，這樣就可做到硬體單一化輕量化。由於實現了功能統一，在進行其它的任務之際，就可以採用相同的硬體設計, 只要改變軟體即可滿足任務要求，從而達到降低小型LEO平台成本的目的。
關於上採用商用器件代替航天高可靠性器件的試驗。SEM上主要搭載了5中商用器件進行評估：
使用汽車電子控制技術的星載計算機（OBCA）
可展開式毛細管輻射散熱器（CPDR）
空間雙頻GPS接收機（DFSG）
先進星敏感器系統（AS3）
先進慣性基準裝置（AIRU）
SEM將在軌運行3年，以進行商用器件的性能驗證實驗。SEM將在軌道上對商用器件的功能、性能進行驗證的同時還對商用器件在實際空間環境中的抗輻照能力進行評價。對民用器件在空間環境中抗輻照能力的評價結果與在地面上的驗證結果進行比較，驗證在地面對民用器件評價方法的穩妥性，然後將這一驗證結論反饋給地面驗證部門。
SEM的主要參數及搭載部件如下表：
尺寸 | 1.66m×1.49m×1.23m，太陽能電池翼展開後15m |
質量 | 790.7kg |
電源系統 | 鎳氫蓄電池：50Ah |
太陽能電池翼 | 2510W |
一體化航天器控制系統 | CCSDS推薦的標準的信息包指令、信息包遙測 半導體存儲器, 容量為1Gb 姿控精度：太陽指向(精度±1°)，地球指向、慣性指向(REM分離時) 系統管理：功率控制器、散熱控制器 |
姿態和軌道控制 | 慣性基準裝置、太陽敏感器、地球敏感器、反作用飛輪、磁力矩器、GPS接收機 |
推進系統 | 單組元肼，1N和23N推力器，推進劑質量126kg |
通信系統 | 遙測：USB（統一S波段）：2048bps,最大262144bps 指令：USB：4000bps |
結構 | 中央承力筒-面板 |
熱控系統 | 主動熱控系統 |
環境測量裝置 | 輻射計量器和劑量檢測儀 |
載荷 | 使用汽車電子控制技術的星載計算機（OBCA） 可展開式毛細管輻射散熱器（CPDR） 空間雙頻GPS接收機（DFSG） 先進星敏感器系統（AS3） 先進慣性基準裝置（AIRU） |
REM
是USERS返回地面的部分，負責進行超導材料微重力加工實驗，並把成果帶回地面。REM為鈍頭錐形體，高1.94m，最大直徑1.48m。REM包括兩部分：再入載具（REV）和可分離的推進模塊（PM）。其中REV在重返大氣層時，將受到超過3MW/m2的氣動加熱量，表面溫度最高將超過2000攝氏度。
為了保護REV內部設備不受到高溫的破壞，REV表面覆蓋了由碳纖維和苯酚樹脂固結而成的燒蝕防熱材料。REV在經過大氣減速後，將通過降落傘進一步減速。為了海上濺落回收，REV還配備了兩個浮囊，和標定自身位置的GPS信標和無線電信標。
REM
PM位於REM尾端，主要負責REM與SEM分離後到再入前這段時間的離軌動力和姿態控制。PM主要包括一個再入反推固體發動機（RBM）和用於REM姿控的反作用飛輪及其控制系統。如上文所述，REM除了再入和微重力實驗之外的功能是儘可能簡化的。具體來說，REM自身的電源的容量僅能支持REM工作幾個小時，進行超導材料加工實驗時REM所需的電源由SEM供應，REM也僅與SEM進行數據交換，REM的通信系統處於關閉狀態。
在REM任務結束後，USERS使用SEM的姿控功能，把整個航天器調整到適合RBM點火的姿態，然後REM與SEM分離，SEM繼續留軌工作。
PM上的RBM點火前，REM將啟動自旋發動機。也就是說，REM在RBM工作段的姿態，是靠自旋穩定的，其他國家很多型號的返回式衛星也是這麼做的。RBM工作結束後，消旋發動機點火剎住自旋，然後PM從REM分離，使用反作用飛輪將REV調整為大頭衝下的姿態，等待再入大氣層。
在REM中進行的是錸鋇銅氧超導材料（RE-Ba-Cu-O）的微重力加工實驗，
也就是上文中提到的SMAP。錸鋇銅氧是一種有望在電力、運輸。醫療等領域大規模應用的高溫超導磁體材料，這種材料產生的磁場強度與其直徑成正比關係。然而，在地面重力環境下，由於基材和坩堝等原因產生的污染，導致獲得的大尺寸錸鋇銅氧晶體的純凈度很難達到預期。SMAP的目的，是在微重力環境下，使晶體在生長期間懸浮在加工容器中，僅靠晶體上的一點支撐，最大限度地避免晶體與容器壁的接觸，以獲得高純凈度、大尺寸的錸鋇銅氧晶體，為以後超導材料微重力環境加工的大規模應用開闢道路。
USERS正常工作運行時，USOC內部的景象
USERS在正常在軌運行時，只需要日本國內的增田、沖繩兩個地面站參與測控。而在發射和初期運行時，需要借用NASA的戈德斯通天文台等海外地面站完成測控。而在REM再入階段，ESA和CNES位於南美和非洲的地面站也將參與測控。所有地面站的測控信息將回傳到NASDA的筑波追蹤與控制中心（筑波追跡管制センター），再發給負責USERS運行管理的USEF太空活動中心（USEF Space Operation Center）。
REM的主要參數和搭載部件如下表：
尺寸 | 高1.94m,最大直徑1.48m |
質量 | 884.4kg |
電源系統 | 鎳鎘蓄電池，13.5Ah×2 |
姿態控制 | 雙自旋穩定，反作用飛輪（50Nms），慣性基準裝置 |
推進系統 | 再入反推固體發動機（RBM）×1，自旋/消旋固體發動機×2，滾控固體發動機×1 |
通信系統 | 遙測：USB：2048bps 指令：USB：4000bps |
熱防護系統 | 燒蝕 |
回收系統 | 降落傘 浮囊 GPS無線電信標，ARGOS信號發射器 |
環境測量裝置 | 微重力環境測量（3軸方向，±880μG，30Hz） |
載荷 | SGHF×3 再入環境光學測量（READ） |
H-2A3號機發射升空
H-2A3號機載荷布置情況，及一部分飛行程序
2002年9月10日17時20分（所有時間均為當地時間，反正就差一小時），一枚H-2A-2024型火箭點火升空，這也是H-2A型運載火箭的第三次發射。除了USERS外，這枚火箭還搭載了一顆名叫DRTS（Data Relay & Tracking Satellite）的GEO中繼衛星。
考慮到USER和DRTS的分離順序，兩顆衛星在整流罩中的位置是USERS在上，DRTS在下。發射14分鐘22秒後，二級第一次關機，USERS成功分離，進入了高度450.3km，傾角30.4°的軌道。
發射後44分鐘，地面確認了USERS的太陽翼成功展開。發射後2小時36分鐘，USERS啟動了地球敏感器，開始調整衛星姿態。發射後13小時11分鐘，1N推力器停止工作，USERS的姿控被反作用飛輪和磁力矩器接管，進入正常模式（ノーマルモード）。
9
月12日15時58分24秒，使用23N推力器的第一次軌道控制完成。USERS的軌道高度提升至459.4km。後經9月14日和16日的兩次軌道控制，USERS最終進入了515.3km的工作軌道。
在正式的微重力實驗開始之前，USERS進行了初期檢查（初期チェックアウト），確保了每個設備都工作正常。
USERS初期運行情況
SGHF及加工基材
2002
年10月6日，位於REM中的三個SGHF電熱爐開始進行超導材料的微重力加工實驗。在實驗過程中，USERS僅靠反作用飛輪和磁力矩器控制姿態，所有的肼推力器都不能使用，
這樣才能將REM內的重力維持在10^-5g左右，在磁力矩器工作時才會偶爾飆升至最大10^-3g。一旦加工中的材料碰到容器壁，所有的努力將前功盡棄，所以必須小心保持電熱爐中微重力環境的穩定。直徑127mm的圓盤狀基材在懸浮在電熱爐中，僅靠圓心的一個支撐點固定。然後在充滿氬氣的環境中被施加強熱，基材熔化，在微重力的下均勻混合。在地面進行這種操作會因為基材中各種元素的不同密度而產生沉澱，得不到理想的晶體。5個多月後，2003年3月18到31日，3個SGHF結束實驗，開始為返回地面做準備。一種填充物被注入到3個電熱爐中，然後凝固，將實驗獲得的錸鋇銅氧超導磁體材料牢牢地固定在容器中，實驗產生的氬氣和氧氣等無用的廢氣也被排出航天器。然後USERS的一部分，已經做好了回家的準備。
（USERS在正常模式下，僅靠反作用飛輪和磁力矩器控制姿態）
2003年4月4日，沉寂了7個多月的23N推力器再次點火，將USERS的軌道高度稍作提升。4月4日到30日，在REM為回家做準備的同時，SEM負責的商用器件技術驗證試驗也開始了。5月3日到22日，USERS再次點火，進行再入前的軌道相位和高度調整，REM的著陸精度很大一部分取決於這個階段SEM的軌道和姿態控制精度。USERS最終降軌至483km。22日當天，由於當年的第三號颱風「燦鴻」對落區海域的影響，原定於26日進行的再入回收操作被延後。
29日16時35分，地面下達了於30號開始再入操作的決定。
30
日1時10分，地面確認了SEM已建立了指向地球的姿態；
2
時45分，REM內部電源開始工作，USERS正式進入再入工作狀態；
4
時05分，USOC通過ESA設在非洲的馬林迪地面站向USERS下達了REM/SEM分離的命令；
25
分鐘後，地面確認SEM已完成了規避機動；
RBM
點火前8秒，REM的自旋發動機啟動；
5
時45分，RBM點火，REM開始離軌，
此時REM位於非洲肯亞東海岸上空約483km，星下點經緯度為0.35°N、49°E。
RBM
工作18秒後燃盡熄火，消旋發動機點火。約22分鐘後，PM與REM分離。剩下的REV調整姿態使鈍頭沖著前進方向，然後一頭扎入濃密的大氣層中。
這是一個標準的彈道式再入返回。
預定落區海域，長寬為160×760km
此時在預定濺落海域，小笠原群島東部海域附近，一張海陸空天的搜索網已經拉開。NASDA的沖繩和增田站、ISAS和USEF的跟蹤和控制設施，海上的回收、監視和警戒船隻，空中的搜索機以及軌道上的銥星、海事衛星和GPS等都參與了搜索工作。其中包括了當時世界最大的海上巡邏船——海上保安廳的「敷島」（しきしま）號。
REV的搜索網構成
6
時22分，空中的搜索機收到了已經濺落的REV的GPS位置信號；
6
時34分，搜索機報告，目視發現了濺落在海面上的REV，
坐標為22°40.18′N、150°42.25′E。
其攜帶的染色劑將周圍的海面染成了綠色；
搜索機拍攝的REV著水點情況
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時57分，回收船在搜索機報告的位置發現了REV，並開始打撈；
從回收船拍攝的著水點照片
9
時50分，REV的打撈回收工作完成。6月4日，回收船帶著REV回到了港口。
REV 打撈作業現場
在REM返回地面後，留軌的SEM在6月1日到5日，分三次將軌道提升至580km，繼續進行其試驗計劃。
USEF發布的SEM再入情況通報
2005年2月25日，完成使命的SEM由於大氣阻力，軌道開始降低。
2007年6月15日18:16（日本時間），確認了SEM已於大西洋東北部上空，約1.2°N、41.6°E的位置再入大氣層，
沒有對地面造成任何損失和人員傷亡。以此為止，USERS出色地完成了它的使命。
展出的REV實物
USERS
的成功發射和運行，標誌著日本成為了世界既美、俄、中後，第四個獨立掌握了返回式衛星技術的國家。
不僅如此，在USERS上，日本還探索了在微重力環境下加工獲得大尺寸高純凈度超導材料的可能性，
儘管現階段這樣做的成本還很高昂。SEM上的對照實驗也為日本未來標準化低成本LEO平台的發展探索了道路。可以說，USERS的意義不只是一顆返回式衛星，它是日本的一個綜合性的無人空間實驗平台。在USERS完美地結束了它的任務之後，有人提出了繼續使用USER進行微重力環境下物理、材料、生物等領域的試驗。但由於種種原因，USERS二號機最終未能如願誕生。
本子的傳統藝能，不管什麼玩意，都能娘化給你看。。。
到此為止，本文的主要內容就講完了。
日本最初為了驗證小型太空梭的防熱材料技術，借H-2首飛之際，發射了第一個鈍頭體再入飛行器；後來與德國合作，使用購自俄羅斯的技術挑戰了返回式微重力實驗衛星，然而因為火箭開了小差而失敗；獨立發展了自己的無人空間實驗平台，不僅驗證了返回式衛星技術，還取得了其他的成果。
那麼關於很多人關心的那個問題，也就是本文最開始講述的返回式衛星的第三個用途：作為發展載人航天技術的先導。再入與回收技術只是實現載人航天的一個方面，本文只是介紹了日本之前的幾個和再入技術相關的航天器的情況（還有一個升力體再入的和大家耳熟能詳的隼鳥1/2號感覺和本文聯繫不大所以就沒有寫）。至於上面那個問題，
載人航天對於每一個國家來說都是漫長的征程路，路漫漫兮其修遠。
希望本文能成為各位讀者思考的一個參考。（全文完）
參考文獻/資料：
一般財団法人宇宙システム開発利用推進機構/J-space systems
馬宏林.返回式衛星EXPRESS的再入技術試驗.航天返回與遙感，1996.9
日德共同研製的返回式衛星發射失敗.控制工程，1995（5）
日本下一代不載人空間實驗系統——USERS.伊地智幸一 國井喜則 等，控制工程，1999（1）
日本將訂購微重力試驗衛星.米廣，中國航天，1996（3）
現代萌衛星圖鑑，しきしまふげん，亞里 譯，楓葉社文化，ISBN：9789866033032
該作者往期文章：
大不列顛的通天之塔——「雲霄塔」空天飛機及SABRE簡介（前傳）
（本文的前傳，介紹了雲霄塔的前身）
大不列顛的通天之塔——「雲霄塔」空天飛機簡介（上）（此文已太監，想看下篇的瘋狂給作者留言吧）
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