月地高速再入返回飞行器（英文：High-Speed Circumlunar Return and Reentry 未来航天飞机，代号：CE-5/T1）又称探月工程三期再入返回飞行试验器、嫦娥五号T1飞行试验器，绰号舞娣（取“5T”之谐音） 、小飞，是中国探月工程第三阶段月球采样返回任务前用于验证半弹道跳跃式再入气动、热防护、制导导航控制等关键技术的一颗探路星。

月地高速再入返回飞行器由服务舱和返回器两部分组成，服务舱以嫦娥二号卫星平台为基础改造而成，返回器为新研产品，具备返回着陆功能，外形类似神舟飞船返回舱的缩小版。

月地高速再入返回飞行器于北京时间2014年10月24日02时00分从西昌卫星发射中心由长征三号丙改II型运载火箭发射升空，三日后绕月并返回地球。 11月1日06时42分返回器在中国乌兰察布市四子王旗境内着陆，使中国成为继苏联/俄罗斯和美国之后第三个成功实施航天器从月球轨道重返地面的国家。飞行器服务舱则留在地月空间继续开展拓展任务。

2009年，中国在开展探月二期工程实施的同时，为衔接探月工程一、二期，兼顾未来载人登月和深空探测发展，中国正式启动了探月三期工程的方案论证和预先研究。嫦娥二号卫星和嫦娥三号探测器分别在2010年与2013年成功发射，中国探月二期工程目标基本完成。三期工程于2011年立项，将在2017年发射嫦娥五号探测器，任务目标是实现月面无人采样返回。为了突破和掌握月球探测器再入返回地球的关键技术，中国决定先期实施再入返回飞行试验，用于对未来嫦娥五号返回的相关关键技术进行试验验证。

月地高速再入返回飞行器由返回器和服务舱组成，包含结构、机构、热控、供配电、数管、测控数传、天线、GNC、推进、回收和工程参数测量11个分系统。

基本构型

月地高速再入返回飞行器共有发射状态、太阳翼展开后在轨飞行状态、舱器分离后服务舱在轨飞行状态和返回器在轨飞行状态及返回器开伞后在轨飞行状态四种基本构型。

技术参数

月地高速再入返回飞行器服务舱以嫦娥二号卫星平台，即改进的东方红三号卫星平台为基础进行适应性改进设计研制，具备留轨开展科研试验功能。

技术参数

月地高速再入返回飞行器返回器为新研产品，外形与中国神舟飞船返回舱类似，与探月三期正式任务中嫦娥五号探测器返回器的状态基本一致。

构型布局

• 大梁结构安装在返回器内部，将大梁上的设备与舱外恶劣的环境隔离；大梁采用“井”字梁形式；将主要电子设备布置在大梁上，实现集中的热管理与电缆布线设计，减少转接电缆及其安装支架；

• 侧壁结构为返回器结构外形的主体，其外侧为防热结构，内侧为金属结构，将推进系统、回收系统、天线系统集中布置在侧壁上，有利于提高推力器的力臂、保证天线的视场和出伞通道的安全，避免跨舱段间的状态设置；

• 大底结构在整器的最下部，主要用于承受高速再入返回过程中的力热环境和着陆冲击过程中的冲击载荷，大底结构不安装任何设备，提高系统的可靠性，

• 由于前端结构距离返回器着陆冲击受力点较远，前端安装有样品容器舱；

• 将环路热管的蒸发器布置在大梁，冷凝器布置在侧壁，可以保证将大梁上密集设备工作产生的热量传导到侧壁散热面，环路热管整体抽样、安装，在整器分合舱时拆装大梁上管路及蒸发器，保证环路热管的漏率和在轨使用安全。

技术参数

搭载物品

接口

服务舱通过四套火工锁实现与返回器的连接、解锁。服务舱通过四套弹簧分离推杆实现与返回器分离；

整器状态下，服务舱与返回器之间通过压紧的电分离摆杆机构及快速分离电连接器实现电气连接。在舱器联合飞行阶段，服务舱为返回器供电。分离前通过切换开关转为返回器蓄电池组供电。在舱器联合飞行阶段，通过穿舱1553B总线实现舱器间信息交换；当舱器分离时，通过服务舱总线开关实现总线变结构切换；

服务舱与返回器采用隔热设计，返回器支架与服务舱的连接面采用隔热垫进行隔热。

并行运行

舱器协同工作实现返回器惯性测量单元标定，提高返回器导航精度；

舱器联合建立返回器分离状态。利用服务舱完成返回器分离状态建立所需指令和数据注入，并完成返回器下行遥测及舱器分离状况图像监视传输；

舱器联合工作期间，将服务舱测控信道作为与地面站通信的主要通道，提供在轨测控服务，服务舱接收并转发地面站上行的返回器信息及来自返回器的下行遥测信息；也可以利用返回器上行测控信道接收地面站上行注入的服务舱指令数据并转发给服务舱。

从2009 年7月开始，中国空间技术研究院组织开展了探月工程三期探测器系统及月地高速再入返回飞行器的相关关键技术的预先研究。

关键技术攻关与方案设计阶段

月地高速再入返回飞行器于2011年1月获得国家批复立项至2012年6月间完成了关键技术攻关和方案研制工作。主要完成了飞行器指标论证、顶层规范制定、服务平台选型、总体方案设计、关键技术攻关、重要单机试制及整器技术状态基线的确定等工作，给出合理可行的技术方案。

初样阶段

月地高速再入返回飞行器于2012年7月至2013年12月完成了初样阶段的研制工作。主要开展了初样详细设计、初样产品研制、电性器、结构器、热控器与辐射模型器的总装与试验验证、专项试验验证、技术风险识别与控制、新工艺和新产品鉴定、系统级和分系统级试验验证等工作，验证初样设计的正确性。此外，初样阶段还开展了正样先行件的研制。

正样阶段

月地高速再入返回飞行器于2014 年1月至2014年10月完成了正样阶段的研制工作。主要开展了正样详细设计、正样产品研制、分系统级试验验证、正样器总装厂总装与试验验证、专项试验验证、技术风险识别与控制、故障预案设计及演练、发射场总装与测试等工作，对飞行器器上产品功能性能进行了测试和验证。

月地高速再入返回飞行器飞行过程划分为6个飞行阶段，分别为发射段、地月转移段、月球近旁转向段、月地转移段、再入返回段和回收着陆段。

2014年10月24日2时，月地高速再入返回飞行器由长征三号丙改II型运载火箭发射。与飞行器一起升空的还有卢森堡LuxSpace公司制造的4M无线电信标。

发射属于降轨发射，飞行器在发射阶段由结构承受主动段载荷，器上设备处于主动段工作模式。

星箭分离后月地高速再入返回飞行器进入近地点高度为209公里、远地点高度41.3万公里、轨道倾角28.5°的地月转移轨道。

地月转移段是指从器箭分离开始到飞行器到达距离月球约66200km的影响球边界为止的飞行阶段。全过程飞行时间约81小时，完成对日定向、太阳翼展开、服务舱推力器标定、返回器GNC分系统IMU标定试验、新技术试验和三次轨道中途修正（第一-三次）。实际飞行过程只进行了第一和第二次轨道修正，第三次取消。

月球近旁转向段是指从飞行器进入月球影响球开始到飞行器飞出月球影响球为止的飞行阶段。飞行器在该段借助月球引力改变自身相对地球的轨道倾角，同时开展新技术试验任务，全过程飞行时间约32小时。

月地高速再入返回飞行器在月球近旁转向段借助地球引力改变轨道倾角，倾角改变量超过70°，从设计上减少了一次依靠大推力长时间轨控改变倾角的需求。

实际任务中，北京时间10月27日11时30分左右，再入返回飞行器飞抵距月球6万公里附近，进入月球引力影响球，开始月球近旁转向飞行。28日凌晨3时，试验器到达距月面约1.2万公里的近月点，随后，在北京航天飞行控制中心控制下，飞行试验器系统启动多台相机对月球、地球进行多次拍摄，获取了清晰的地球、月球和地月合影图像。

月地转移段是指飞行器从飞出月球影响球开始到舱器分离的飞行阶段。飞行器在该段完成返回器GNC分系统IMU 标定、新技术试验和三次轨道中途修正（第四-六次），并根据需要进行再入航程调整，同时完成返回器与服务舱分离的准备工作，全过程飞行时间约83小时。

北京时间10月28日19时40分左右，再入返回飞行器离开月球引力影响球，进入月地转移轨道。月地转移阶段实际只进行了第五次轨道修正，第四，六次取消。完成第五次中途修正后返回器再入角偏差0.024°，再入点处轨道倾角偏差0.004°，实现了高精度再入走廊进入。

1.

分离前40min，飞行器调姿机动，建立舱器分离姿态。飞行器+X轴指向飞行反方向，与飞行速度负方向的夹角为30°，指向地球一侧。

2.

分离前10min，返回器由自身携带的蓄电池提供整器电源，做好舱器分离准备。

3.

分离前5min，服务舱照明灯打开，分离监视相机工作，开始执行分离监视程序。

4.

舱器分离前返回器GNC完成导航建立，为舱器分离后惯性导航提供初始导航数据。

5.

服务舱发送电分离摆杆摆开指令，实现电分离。起爆电分离摆杆机构上的压紧释放火工装置，之后在分离弹簧的作用下分离摆杆摆开，从而实现快速分离电连接器断路。

6.

电分离摆杆摆开指令发出625ms后，服务舱数管发送火工锁解锁指令，实现舱器机械分离。

7.

返回器GNC分系统根据采集的电分离信号以及数管转发的机械分离信号和电分离信号，采取三取二的方式判断舱器分离情况，确认分离后延时4s启控。

为保证服务舱在分离后快速、可靠规避，将飞行器在月地转移过程至距地面约5000km高度处设为舱器分离点。

实际工作中，2014年11月1日5时53分44秒，服务舱和返回器分离。舱器分离前40分钟，月地高速再入返回飞行器完成了分离姿态建立，姿态偏差小于0.1°。舱器分离过程中，返回器三轴姿态角速度小于0.6°/s，分离相对速度为0.591m/s。

为保证舱器分离后返回器的飞行安全且能够利用服务舱继续进行拓展试验任务，舱器分离后利用服务舱实施规避机动，将服务舱飞行轨道的近地点高度由约60抬升至130km以上的安全高度。

实际任务中，服务舱在舱器分离后成功实现规避机动，规避完成后服务舱近地点高度为138km，服务舱成功拉起，继续开展在轨试验。

再入返回段是指月地高速再入返回飞行器从舱器分离点到返回器弹射开伞的飞行阶段。返回器在该阶段首先滑行飞行，并以再入姿态进入地球大气层。其后采用半弹道跳跃式方式飞行，到达开伞高度时自主开伞。全过程飞行时间约40min。从舱器分离后到10km开伞点，返回器再入返回分为4个阶段：

从舱器分离点至返回器距地面120km高度的自由飞行阶段，舱器分离后建立并保持飞行姿态。从舱器分离点至返回器距地面300km高度的飞行过程中，确保返回器卫星导航信号天线指向天顶，距地面高度300km处建立配平姿态，做好再入大气的准备。

返回器从距地120km再入大气至重新跳出大气层的一次再入段，返回器通过大气减速，降低返回器飞行能量，同时通过防热材料烧蚀带走产生的热能，一次再入过程中返回器通过升力控制，保证返回器二次再入大气的再入点状态满足二次再入走廊的要求。

返回器跳出大气层至二次进入大气层的跳出阶段，返回器沿约翰尼斯·开普勒轨道飞行，通过一次再入过程控制该阶段的飞行路径来调整再入航程。返回器在该阶段完成一次再入大气过程的数据下传，在卫星导航可用的情况下完成对返回器GNC导航偏差的修正。

返回器二次再入大气层至距地面10km高度开伞点的二次再入段，返回器进一步减速，降低飞行能量，通过防热材料进一步烧蚀带走产生的热能。返回器通过升力控制保证返回器开伞点精度，在开伞时控制返回器飞行姿态满足开伞要求，确保正常开伞。

月地高速再入返回飞行器采用半弹道跳跃式返回，因为跳跃式返回可以通过增加飞行距离的方式减小过载和总热流，降低对返回舱结构强度和热控方面的压力，使过载限制在人体可接受的范围内。

其次，在选择嫦娥五号探测器主着陆场时，中国航天专家曾提出着陆于中国中国西南地区，但后来考虑西南地域山区多，担心嫦娥五号带回的样品落地后难以寻找，另外中国航天器过去传统的降落地点是在内蒙草原，所以着陆场最终选择在北部草原地区。返回舱需要飞行更远的距离才能着陆，而跳跃式再入恰恰可以满足延长再入路径，使返回舱落到理想降落地点的要求。

回收着陆段是指返回器从弹射开伞开始到着陆并成功回收为止的飞行阶段。其中由弹射开伞至返回器着陆的飞行时间约10min，返回器着陆后回收信标的最长工作时间为48小时。回收着陆过程中返回器依次完成减速伞和主伞的拉出和展开，通过降落伞进一步减速，返回器按照预定的速度安全着陆，自主开启回收信标和卫星救援示位标，做好回收准备。

2014年11月1日6时42分，再入返回飞行器返回器在内蒙古自治区中部区域着陆。7时，中探月工程总指挥许达哲在北京航天飞行控制中心宣布中国探月工程三期再入返回飞行试验获得成功。

月地高速再入返回飞行器服务舱在2014年11月1日与返回器分离后，经过两次轨道控制，返回到远地点54万千米、近地点600千米的大椭圆轨道，开展拓展试验任务。

2014年11月9日和17日服务舱先后完成绕地大椭圆轨道远地点变轨控制和近地点变轨控制，进入地月转移轨道飞行。11月21日实施了地月转移轨道中途修正控制，11月23日到达近月点，并实施月球借力轨道机动控制，飞向地月系统约瑟夫·拉格朗日2点（称地月L2点）。

11月27日，服务舱进入环绕地月L2点的李萨如轨道进行探测，轨道振幅X轴2万公里，Y轴4万公里，Z轴3.5万公里，周期14天。为保持在环绕地月L2点的李萨如轨道，11月28日、12月1日、12月26日服务舱分别实施了三次轨道维持控制。

2014年1月4日，完成绕地月L2点三圈环绕飞行后，服务舱飞离地月L2点，2015年1月11日到达近月点，实施第一次近月制动；1月12日、13日分别进行了第二次、第三次近月制动，进入高度200公里的环月圆轨道。

2015年2月6日，服务舱在环月轨道上开始进行调相实验，第二阶段拓展试验展开。在此过程中服务舱模拟嫦娥五号探测器着陆器月面采样期间轨道器的飞行控制过程，验证轨道设计、飞控时序、轨道精度等相关技术项目。

调相试验分别于2月6日和7日开展了三次。第一次调整服务舱在轨道上的运行速度，进入调相轨道运行；第二次调整近月点高度；第三次圆化轨道。

第三阶段试验于2015年3月3日至7日进行，服务舱拟作嫦娥五号上升器，模拟与轨道器在月球轨道交会对接之前的飞行控制过程，验证嫦娥五号上升器远程导引控制策略、天地协同控制时序、轨道测量与飞行控制精度等相关技术，获取试验数据和经验，评估轨道设计和交会方案。

3月3日至7日间，首先通过三次控制，将服务舱飞行轨道由200公里环月圆轨道降低至近月点18公里、远月点180公里的轨道；然后进行四次远程导引控制，模拟嫦娥五号探测器上升器由距离月面18公里处开始，通过不断调整姿态和轨道，追赶轨道器，最终飞行至适合于两器交会对接位置的过程。

2014年11月2日上午举行了中国探月工程三期再入返回飞行试验返回器交接仪式和开仓仪式，全部搭载物品顺利取出。