东瀛上空的流星日本返回式卫星发展简介

　　作者｜跆拳道大灰狼
　　来源｜航天爱好者公众号 航天爱好者网
　　『作者说』
　　2018年11月11日，日本HTV-7货运飞船携带的＂HTV小型再入舱＂（HSRC）成功溅落于太平洋，并被成功回收。这是JAXA首次成功自主从国际空间站带回实验材料。一时间，关于有关日本试验再入技术相关的报道和消息甚嚣尘上。忽略其中掺杂的与立场相关的争（si）论（bi），日本开展与航天器再入试验相关的航天活动的历史并不算短。今天，笔者借着这个过气半个多月的热点，简要地讲述一下日本发射过的几个和再入技术相关的航天器，即日本发射过的几颗返回式卫星。（至于隼鸟1/2号小行星探测器由于名气太大和其最重要意义不在本文讨论范围之内等原因，本文将不涉及）。
　　先来复习一下返回式卫星的概念。返回式卫星，指在轨道上完成任务后，有部分或全部结构会返回地面的人造卫星。其用途主要有三个：一是作为观测地球的空间平台。这种返回式卫星通常携带相机等遥感设备，将拍摄的遥感图像记录在胶卷中后，用返回舱带回地面，早期在数据传输式遥感卫星尚未出现之时，人类主要靠这种返回式卫星获得地面的遥感图像。二是作为微重力试验平台。利用微重力条件，在空间进行各种科学实验，生产和制造地面难以获得的材料和物品。虽然空间站出现后，让微重力试验有了更大的平台，但是返回式微重力试验卫星仍然在一些微重力试验上有着独到的优势。三是作为发展载人航天技术的先导，这也是人们关注日本在返回式卫星上的进展的一个重要原因。一般而言，人类利用返回式卫星的最早的动机，是从太空中＂偷窥＂对手的重要目标，后来则用于地表资源勘测等和平用途，即人类最先发掘的是上文所述返回式卫星的第一个用途。此类返回式卫星中比较著名的美国的锁眼1-9号光学侦察卫星、前苏联/俄罗斯的＂天顶＂系列光学侦察卫星和中国的FSW系列光学侦察/国土普查/微重力实验卫星（一星多用是我国勤俭节约美德的体现hhh）。用于微重力试验的返回式卫星则出现得相对较晚。与美俄中等航天大国不同，日本没有发射过用于遥感的返回式卫星，其返回式卫星主要用于开展微重力试验，和一些技术验证。＂流星＂初次划过天边
　　日本第一次开展与再入试验相关的是在1994年2月3日，H-2型运载火箭一号机成功发射，携带了一个名叫＂流星＂（りゅせ、Ryusei）的钝头型再入飞行器。＂流星＂的正式项目名叫Orbital Re-entry Experiment（轨道再入试验，简称OREX），该项目的目的在于获取再入大气层的经验和再入飞行数据。OREX是当时的日本宇宙开发事业团（NASDA，现在的JAXA前身）的＂HOPE＂计划的一部分。HOPE即H-2 Orbiting Plane，是一种由H-2型运载火箭顶推发射的、10-15吨级的小型无人航天飞机，以遥控方式在日本或澳大利亚着陆。OREX项目即＂流星＂的主要验证项目有：
　　1.再入期间的空气动力学和气动加热情况；
　　2.用于航天器再入的防热结构；
　　3.再入期间的通信中断现象；
　　4.再入和在轨期间的GPS导航试验。
　　▲＂流星＂
　　＂流星＂头部半径1.35 m，底部直径3.4m，高1.46m，重865kg。其钝头部由碳-碳复合材料和陶瓷防热瓦组成，这些防热材料也是HOPE小型航天飞机所要采用的。＂流星＂内部也安装了温度和压力传感器，用于获得相关试验数据。1994年2月3日，H-2一号机成功将＂流星＂发射进入450km的圆轨道，在环绕地球运行一周后，＂流星＂成功地进行了离轨、再入和海上溅落的试验飞行。获得了再入空气动力学、加热、防热系统和通信中断现象的有关数据。尽管HOPE项目最后由于种种原因被取消，但＂流星＂成为了日本第一个真正意义上的再入飞行器，在日本航天发展史上留下了浓墨重彩的一笔。半路抛锚的＂快车＂
　　＂流星＂是日本在航天器再入技术上的首次尝试，但它只是一个验证飞行器，并不能算是返回式试验卫星。日本关于真正意义上的返回式微重力实验卫星的研究，早在＂流星＂几年前就开始了。1990年6月，日本通产省和当时的德国航天事务局（DARA）签署了一项协议，该协议旨在开展一项名为＂快车＂（EXPerimentRE-entry Space System，简称EXRRESS）的卫星计划。该计划的首要目的是利用地球轨道上的微重力环境进行微重力实验，其次是为了开发和掌握返回式卫星的再入和回收技术。在协议中，日德的分工如下：
　　1.日德共同负责卫星设计，DARA负责卫星抓总制造；
　　2.日方提供发射卫星的火箭，具体型号为M-3S-II；
　　3.日德分别研发各自的实验装置，计划在轨分别完成3个实验课题；
　　4.发射和回收工作分别由日、德负责。
　　在卫星研发过程中，由于财政方面的问题，德国放弃自研卫星，转而提出引进俄罗斯的再入飞行器技术，以降低研发成本。经过日德方面的协调，与1993年正式达成共识，引进了俄罗斯的再入模块和服务舱模块，由赫鲁尼切夫国家航天研制中心负责制造，日方和德方为此付出了3000万德国马克。
　　▲＂快车＂号返回式微重力实验卫星
　　＂快车＂号返回式微重力试验卫星发射重量为765kg，由再入模块（RM）和服务舱模块（SM）两部分组成。＂快车＂号的主要性能数据如下表：
　　按计划，＂快车＂号卫星将由一枚M-3S-II型小型运载火箭在日本鹿儿岛内之浦发射基地发射升空，进入近地点210km，远地点398km，倾角31.25°的低地球轨道。＂快车＂号将在此轨道上运行5.5天，为星上实验装置提供约10^-4g的微重力环境。卫星任务结束后，SM上的反推发动机点火制动减速，将＂快车＂号送入再入轨道而后SM与RM分离。RM在经过大气减速后，在离地约7km的高度打开降落伞，计划落点为澳大利亚的伍默拉沙漠地区，SM则在大气层中烧毁。
　　日德在＂快车＂号上分别进行了3项试验，其中1项微重力材料实验，5项再入技术实验。实验项目列表如下：
　　其中，关于再入技术实验，＂快车＂号的RM在再入过程中，以马赫数20-30的速度进行高超音速飞行，再入舱的前面暴露在由强冲击波产生的高温大气中，受到高热流量密度的作用。热流量密度峰值约为2MW/m²。由于再入舱前面的高温大气的作用，产生了包括大气分子分离的各种化学反应，还有估计在再入舱的裙部的接合部分会产生气流分离。RM再入过程中产生的上述气动和热环境，为其上搭载的各种实验装置提供了理想的实验环境。
　　下面是其中几项再入技术实验的概况：
　　R-TEX：再入技术实验（R-TEX）是日本宇宙科学研究所计划的实验, 试验新研制的防热材料，并对各种热空气动力学的环境进行测量。热空气动力学的测量包括测量头部前面的高温大气的光发射、压力分布、气动力热分布等。通过对侧面的压力分布和气动力热流量密度分布的测量, 可以知道再入舱圆筒部与裙部的连接部分的气流分离的程度。再有根据地面试验难以预测再入舱底部的热空气动力学的环境, 因此说对于底部的压力分布、热流量密度、辐射加热率等参数的测量对于再入体的设计而言是重要的。
　　CETEX：该项实验是对由碳和碳化硅组成的辐射冷却型耐热材料的评价试验。直径为30cm的耐热材料布置在再入舱头部。实验要求对头部许多位置进行温度测量。
　　PYREX：该项实验是用辐射高温计测定CETEX 防热瓦背面的温度。
　　RAFLEX：该项实验目的旨在测定再入舱四周的压力分布, 以及测量再入舱头部、驻点附近的压力, 还测量裙部周围方向3 点的压力。通过裙部的压力测量, 测定再入舱对气流的姿态。再有在这些压力测定点用热量计测定气动加热量。
　　▲＂快车＂上实验载荷的布置情况
　　▲M-3S-II型运载火箭
　　▲M-3S-II实物图
　　发射＂快车＂号的是M-3S-II型运载火箭。这是一种小型固体运载火箭，用于发射各种科学卫星和行星探测器。M-3S-II为三级半结构，起飞质量61.7吨，250km，31°轨道运载能力为780kg。为了适应各种地球轨道和行星际探测的需求，M-3S-II还搭配了多型末级入轨固体发动机。发射＂快车＂号使用的是KM-M入轨发动机，推力32.11kN，真空比冲2874.33m/s，碳纤维缠绕壳体。
　　▲M-3S-II型火箭的典型飞行程序，以5号机为例
　　1995年1月15日22时45分，鹿儿岛发射指挥中心下达了发射指令，火箭成功点火升空，不一会就收到了一级工作正常，一二级成功分离，二级点火正常的信息。但这时问题发生了，二级发动机在工作过程中产生了0.1°的横向振动，尽管振幅不大，但是二级推力矢量控制系统还是不得不连续向发动机喷管内喷射过氯酸钠溶液，以抑制这一振动（注：M-3S-II二级固体发动机采用的是所谓的液体喷射推力矢量控制，通过喷管圆周上均分的8个孔喷入过氯酸钠溶液，产生不对称推力以控制火箭的俯仰和偏航）。二级携带的过氯酸钠溶液很快就消耗殆尽，随后火箭姿态失控，偏离预定轨道。尽管二三级分离后三级按预定程序点火，火箭控制权也顺利移交给三级火箭的控制系统，姿态基本被稳定住了，但是没人知道火箭此时的姿态信息和飞行方向，三级点火后地面就失去了对火箭的追踪，连三级是否正常点火都无法确认。16日0时19分26秒，宇宙科学研究院鹿儿岛观测站、1时2分圣地亚哥地面站接受到了＂快车＂号在轨第一圈发出的信号，这才确认三级和入轨发动机正常点火了，卫星进入了轨道。然而，在收到＂快车＂号飞行第1圈的信号后，地面就再也没收到卫星发回的任何电波。
　　▲＂快车＂号在轨想象图，及回收的残骸照片
　　10个月后，在非洲加纳，＂快车＂号的残骸被发现并被回收。后来的调查发现，由于二级的喷射液过早耗尽，无法纠正姿态，导致火箭在二三级分离时处于不正常的姿态。尽管三级和入轨发动机正常工作了，但是M-3S-II在三级点火后靠自旋稳定，无法主动纠正火箭姿态，所以＂快车＂号被送入了120×250km的错误轨道。卫星仅在轨道上运行了两圈，在第三圈就被大气阻力和地心引力的魔掌拉入了浓密的大气层中，坠毁在了非洲的加纳地区，而不是预定的澳大利亚伍默拉沙漠附近。＂快车＂号的失败无疑是日本发展返回式卫星道路上的重大挫折，但日本人不会就此止步。迈入次时代的USERS
　　EXPRESS项目因卫星发射失败而无果而终，在这之后，日本和德国航天部门的官员表示，有可能再次联合开展微重力空间试验。但在当时，双方并没有进一步对试验计划作出具体的安排。在这个背景下，日本提出了独立发展可返回微重力空间实验平台的计划。1995年，日本经济产业省和新能源产业技术综合开发机构（新エネルギー・産業技術総合開発機構，简称NEDO）委托无人空间实验系统研究开发机构（無人宇宙実験システム研究開発機構，简称USEF）（注：现一般財団法人宇宙システム開発利用推進機構，J-spacesystems）进行日本自主返回式微重力实验卫星的开发。根据USEF之前在EXPRESS项目和SFU项目（Space Flyer Unit，由NASDA主导的另一项微重力空间实验计划，不返回）中获得的经验，对新的返回式微重力实验卫星的研发工作提出了以下目标：
　　1.发展具有返回能力的无人空间实验平台；
　　2.在轨进行超导材料的加工实验，并将成果带回地面；
　　3.验证在LEO卫星平台上使用商用器件和技术的可能性。
　　▲USERS分解示意图
　　该项目中开发的卫星被定名为下一代无人空间实验系统（次世代型無人宇宙実験システム），英文名为UnmannedSpace Experiment Recovery Systems，简称USERS。这是日本既＂快车＂号卫星之后，第二次挑战返回式微重力实验卫星。
　　USER除了要进行微重力材料加工实验外，还要负责先进LEO卫星平台的技术验证。所以USERS被设计成由两部分组成：再入模块（REM）和服务模块（SEM）。REM用以实现USERS的首要目标：进行微重力条件下的超导材料加工实验，并将实验成果带回地面。大尺寸超导材料加工实验（Super-conductive bulk MAterial Processing experiment，简称SMAP）是USERS最重要的功能载荷，它的主要功能是在一个叫超导材料梯度热加工炉（Super-conductive bulk processing Gradient Heating Furnace，简称SGHF）的仪器中实验加工在地面条件下无法加工的大尺寸超导材料。
　　▲USERS尺寸示意图
　　与＂快车＂号卫星不同，USERS的服务模块（SEM）不仅负责为整个航天器提供动力和能源，在USERS上，SEM自身也承担了一部分技术验证试验。在SEM上进行的是在LEO卫星平台上使用商用零件的技术验证，该项试验的目的是验证市场上大量流通的商用成熟产品，是否能替代卫星上采用的价格高昂的航天专用高可靠性产品，以降低未来航天器的研发成本。在SEM上，将进行5项航天高可靠性器件和成熟商用器件的对比试验。SEM将在REM完成使命重返地面后，独自留轨作为一颗技术验证卫星继续工作。
　　USERS发射质量约为1.68吨，其中SEM的尺寸为1.66m×1.49m×1.23m，太阳能电池翼展开后的长度为15m。SEM的功能是负责整个航天器的电力、姿态和轨道控制、数据处理以及REM和SEM共同在轨工作期间的对地通信。在USERS两模块的功能分配中，有一个原则是严格限制REM除了微重力实验和再入之外的功能，所以在REM和SEM共同在轨工作的期间，USERS的主导权在SEM手里，REM各项数据的发送和接受都通过SEM进行，自身的通信系统处于关闭状态，这使得REM能＂专心致志＂地进行自己的工作，＂两耳不闻窗外事＂。为了给REM提供良好的微重力条件，SEM配备了反作用飞轮和磁力矩器。在USERS的在轨实验阶段，航天器通过反作用飞轮进行姿态控制，用磁力矩器进行动量轮卸载，以尽可能减少使用传统推力器进行姿态控制时对航天器微重力环境的扰动。采用以上措施后，航天器可以为载荷提供10^-5g的微重力环境。
　　▲SEM
　　SEM的另一项功能是可作为标椎化LEO卫星平台，而不仅仅是REM的服务模块。SEM可以提供850kg的有效载荷搭载能力和700W的有效载荷功率。未来可以用通信或者对地观测载荷来替代REM，这时USERS就将摇身一变，成为一颗LEO通信卫星或者对地观测卫星。此外，在SEM上，还首次采用了一体化的航天器控制系统（Integrated Spacecraft Controller，简称ISC），ISC的运用也是降低小型LEO平台成本的关键。以往的卫星数据处理系统和姿态轨道控制系统是分开的, 而ISC则把这两者的控制系统统一起来，还增加了功率管理和热控等系统管理功能。一个由32位处理器组成的系统统一控制这些功能，实现了功能软件化，省略了接口部分，这样就可做到硬件单一化轻量化。由于实现了功能统一，在进行其它的任务之际，就可以采用相同的硬件设计, 只要改变软件即可满足任务要求，从而达到降低小型LEO平台成本的目的。
　　关于上采用商用器件代替航天高可靠性器件的试验。SEM上主要搭载了5中商用器件进行评估：
　　①使用汽车电子控制技术的星载计算机（OBCA）
　　②可展开式毛细管辐射散热器（CPDR）
　　③空间双频GPS接收机（DFSG）
　　④先进星敏感器系统（AS3）
　　⑤先进惯性基准装置（AIRU）
　　SEM将在轨运行3年，以进行商用器件的性能验证实验。SEM将在轨道上对商用器件的功能、性能进行验证的同时还对商用器件在实际空间环境中的抗辐照能力进行评价。对民用器件在空间环境中抗辐照能力的评价结果与在地面上的验证结果进行比较，验证在地面对民用器件评价方法的稳妥性，然后将这一验证结论反馈给地面验证部门。
　　SEM的主要参数及搭载部件如下表：
　　REM是USERS返回地面的部分，负责进行超导材料微重力加工实验，并把成果带回地面。REM为钝头锥形体，高1.94m，最大直径1.48m。REM包括两部分：再入载具（REV）和可分离的推进模块（PM）。其中REV在重返大气层时，将受到超过3MW/m²的气动加热量，表面温度最高将超过2000摄氏度。为了保护REV内部设备不受到高温的破坏，REV表面覆盖了由碳纤维和苯酚树脂固结而成的烧蚀防热材料。REV在经过大气减速后，将通过降落伞进一步减速。为了海上溅落回收，REV还配备了两个浮囊，和标定自身位置的GPS信标和无线电信标。
　　▲REM
　　PM位于REM尾端，主要负责REM与SEM分离后到再入前这段时间的离轨动力和姿态控制。PM主要包括一个再入反推固体发动机（RBM）和用于REM姿控的反作用飞轮及其控制系统。如上文所述，REM除了再入和微重力实验之外的功能是尽可能简化的。具体来说，REM自身的电源的容量仅能支持REM工作几个小时，进行超导材料加工实验时REM所需的电源由SEM供应，REM也仅与SEM进行数据交换，REM的通信系统处于关闭状态。在REM任务结束后，USERS使用SEM的姿控功能，把整个航天器调整到适合RBM点火的姿态，然后REM与SEM分离，SEM继续留轨工作。PM上的RBM点火前，REM将启动自旋发动机。也就是说，REM在RBM工作段的姿态，是靠自旋稳定的，其他国家很多型号的返回式卫星也是这么做的。RBM工作结束后，消旋发动机点火刹住自旋，然后PM从REM分离，使用反作用飞轮将REV调整为大头冲下的姿态，等待再入大气层。
　　在REM中进行的是铼钡铜氧超导材料（RE-Ba-Cu-O）的微重力加工实验，也就是上文中提到的SMAP。铼钡铜氧是一种有望在电力、运输。医疗等领域大规模应用的高温超导磁体材料，这种材料产生的磁场强度与其直径成正比关系。然而，在地面重力环境下，由于基材和坩埚等原因产生的污染，导致获得的大尺寸铼钡铜氧晶体的纯净度很难达到预期。SMAP的目的，是在微重力环境下，使晶体在生长期间悬浮在加工容器中，仅靠晶体上的一点支撑，最大限度地避免晶体与容器壁的接触，以获得高纯净度、大尺寸的铼钡铜氧晶体，为以后超导材料微重力环境加工的大规模应用开辟道路。
　　▲USERS正常工作运行时，USOC内部的景象
　　USERS在正常在轨运行时，只需要日本国内的增田、冲绳两个地面站参与测控。而在发射和初期运行时，需要借用NASA的戈德斯通天文台等海外地面站完成测控。而在REM再入阶段，ESA和CNES位于南美和非洲的地面站也将参与测控。所有地面站的测控信息将回传到NASDA的筑波追踪与控制中心（筑波追跡管制センター），再发给负责USERS运行管理的USEF太空活动中心（USEF Space Operation Center）。
　　REM的主要参数和搭载部件如下表：
　　▲H-2A3号机发射升空
　　▲H-2A3号机载荷布置情况，及一部分飞行程序
　　2002年9月10日17时20分（所有时间均为当地时间，反正就差一小时），一枚H-2A-2024型火箭点火升空，这也是H-2A型运载火箭的第三次发射。除了USERS外，这枚火箭还搭载了一颗名叫DRTS（Data Relay & Tracking Satellite）的GEO中继卫星。考虑到USER和DRTS的分离顺序，两颗卫星在整流罩中的位置是USERS在上，DRTS在下。发射14分钟22秒后，二级第一次关机，USERS成功分离，进入了高度450.3km，倾角30.4°的轨道。发射后44分钟，地面确认了USERS的太阳翼成功展开。发射后2小时36分钟，USERS启动了地球敏感器，开始调整卫星姿态。发射后13小时11分钟，1N推力器停止工作，USERS的姿控被反作用飞轮和磁力矩器接管，进入正常模式（ノーマルモード）。9月12日15时58分24秒，使用23N推力器的第一次轨道控制完成。USERS的轨道高度提升至459.4km。后经9月14日和16日的两次轨道控制，USERS最终进入了515.3km的工作轨道。在正式的微重力实验开始之前，USERS进行了初期检查（初期チェックアウト），确保了每个设备都工作正常。
　　▲USERS初期运行情况
　　▲SGHF及加工基材
　　2002年10月6日，位于REM中的三个SGHF电热炉开始进行超导材料的微重力加工实验。在实验过程中，USERS仅靠反作用飞轮和磁力矩器控制姿态，所有的肼推力器都不能使用，这样才能将REM内的重力维持在10^-5g左右，在磁力矩器工作时才会偶尔飙升至最大10^-3g。一旦加工中的材料碰到容器壁，所有的努力将前功尽弃，所以必须小心保持电热炉中微重力环境的稳定。直径127mm的圆盘状基材在悬浮在电热炉中，仅靠圆心的一个支撑点固定。然后在充满氩气的环境中被施加强热，基材熔化，在微重力的下均匀混合。在地面进行这种操作会因为基材中各种元素的不同密度而产生沉淀，得不到理想的晶体。5个多月后，2003年3月18到31日，3个SGHF结束实验，开始为返回地面做准备。一种填充物被注入到3个电热炉中，然后凝固，将实验获得的铼钡铜氧超导磁体材料牢牢地固定在容器中，实验产生的氩气和氧气等无用的废气也被排出航天器。然后USERS的一部分，已经做好了回家的准备。
　　（USERS在正常模式下，仅靠反作用飞轮和磁力矩器控制姿态）
　　2003年4月4日，沉寂了7个多月的23N推力器再次点火，将USERS的轨道高度稍作提升。4月4日到30日，在REM为回家做准备的同时，SEM负责的商用器件技术验证试验也开始了。5月3日到22日，USERS再次点火，进行再入前的轨道相位和高度调整，REM的着陆精度很大一部分取决于这个阶段SEM的轨道和姿态控制精度。USERS最终降轨至483km。22日当天，由于当年的第三号台风＂灿鸿＂对落区海域的影响，原定于26日进行的再入回收操作被延后。29日16时35分，地面下达了于30号开始再入操作的决定。
　　30日1时10分，地面确认了SEM已建立了指向地球的姿态；
　　2时45分，REM内部电源开始工作，USERS正式进入再入工作状态；
　　4时05分，USOC通过ESA设在非洲的马林迪地面站向USERS下达了REM/SEM分离的命令；
　　25分钟后，地面确认SEM已完成了规避机动；
　　RBM点火前8秒，REM的自旋发动机启动；
　　5时45分，RBM点火，REM开始离轨，此时REM位于非洲肯尼亚东海岸上空约483km，星下点经纬度为0.35°N、49°E。
　　RBM工作18秒后燃尽熄火，消旋发动机点火。约22分钟后，PM与REM分离。剩下的REV调整姿态使钝头冲着前进方向，然后一头扎入浓密的大气层中。这是一个标准的弹道式再入返回。
　　▲预定落区海域，长宽为160×760km
　　此时在预定溅落海域，小笠原群岛东部海域附近，一张海陆空天的搜索网已经拉开。NASDA的冲绳和增田站、ISAS和USEF的跟踪和控制设施，海上的回收、监视和警戒船只，空中的搜索机以及轨道上的铱星、海事卫星和GPS等都参与了搜索工作。其中包括了当时世界最大的海上巡逻船——海上保安厅的＂敷岛＂（しきしま）号。
　　▲REV的搜索网构成
　　6时22分，空中的搜索机收到了已经溅落的REV的GPS位置信号；
　　6时34分，搜索机报告，目视发现了溅落在海面上的REV，坐标为22°40.18′N、150°42.25′E。其携带的染色剂将周围的海面染成了绿色；
　　▲搜索机拍摄的REV着水点情况
　　8时57分，回收船在搜索机报告的位置发现了REV，并开始打捞；
　　▲从回收船拍摄的着水点照片
　　9时50分，REV的打捞回收工作完成。6月4日，回收船带着REV回到了港口。
　　▲REV 打捞作业现场
　　在REM返回地面后，留轨的SEM在6月1日到5日，分三次将轨道提升至580km，继续进行其试验计划。
　　▲USEF发布的SEM再入情况通报
　　2005年2月25日，完成使命的SEM由于大气阻力，轨道开始降低。2007年6月15日18:16（日本时间），确认了SEM已于大西洋东北部上空，约1.2°N、41.6°E的位置再入大气层，没有对地面造成任何损失和人员伤亡。以此为止，USERS出色地完成了它的使命。
　　▲展出的REV实物
　　USERS的成功发射和运行，标志着日本成为了世界既美、俄、中后，第四个独立掌握了返回式卫星技术的国家。不仅如此，在USERS上，日本还探索了在微重力环境下加工获得大尺寸高纯净度超导材料的可能性，尽管现阶段这样做的成本还很高昂。SEM上的对照实验也为日本未来标准化低成本LEO平台的发展探索了道路。可以说，USERS的意义不只是一颗返回式卫星，它是日本的一个综合性的无人空间实验平台。在USERS完美地结束了它的任务之后，有人提出了继续使用USER进行微重力环境下物理、材料、生物等领域的试验。但由于种种原因，USERS二号机最终未能如愿诞生。
　　▲本子的传统艺能，不管什么玩意，都能娘化给你看…
　　到此为止，本文的主要内容就讲完了。日本最初为了验证小型航天飞机的防热材料技术，借H-2首飞之际，发射了第一个钝头体再入飞行器；后来与德国合作，使用购自俄罗斯的技术挑战了返回式微重力实验卫星，然而因为火箭开了小差而失败；独立发展了自己的无人空间实验平台，不仅验证了返回式卫星技术，还取得了其他的成果。那么关于很多人关心的那个问题，也就是本文最开始讲述的返回式卫星的第三个用途：作为发展载人航天技术的先导。再入与回收技术只是实现载人航天的一个方面，本文只是介绍了日本之前的几个和再入技术相关的航天器的情况（还有一个升力体再入的和大家耳熟能详的隼鸟1/2号感觉和本文联系不大所以就没有写）。至于上面那个问题，载人航天对于每一个国家来说都是漫长的征程路，路漫漫兮其修远。希望本文能成为各位读者思考的一个参考。