美国航天飞机的演变--转来的挺受教

东海fyh126 · 发表于 2013-2-12 10:16:00

美国航天飞机(SPACE SHUTTLE)介绍 (1)来源：佳工网日期：2011-12-04 点击：87

美国国家航空航天局(NASA)研制的航天飞机是世界上第一种往返于地面和宇宙空间的可重复使用的航天运载器。它由轨道飞行器、外贮箱和固体助推器组成。按设计要求每架轨道飞行器可重复使用100次，每次最多可将29.5t有效载荷送入185—1110km近地轨道，将 14。5t有效载荷带回地面。轨道飞行器可载3—7人，在轨道上逗留7—30天，进行会合、对接、停靠，执行人员和货物运送，空间试验，卫星发射、检修和回收等任务。
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航天飞机可从两个发射场发射。从肯尼迪角发射执行包括地球同步轨道在内的低倾角轨道任务，从范登堡空军基地发射执行包括极轨道在内的高倾角轨道任务。
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航天飞机在发射场垂直起飞，上升过程中抛掷工作完毕的固体助推器壳体和外贮箱。助推器在海上回收、整修后供再次使用，外贮箱不回收。轨道飞行器执行任务后返回机场，水平着陆。轨道飞行器具有2000km横向机动能力。原规定轨道飞行器的维护周期为160h，即2周后便可执行下一次任务。

到目前为止共有6架轨道飞行器，它们是OV—101“企业号”(Enterprise)、OV-102“哥伦比亚号”(Columbia)、OV—099“挑战者号”(Challenger)、OV—103“发现者号”(Discovery)、OV— 104"阿特兰蒂斯号”(Atlantis)和OV—105"奋进号”(Endeavour)。“企业号”为试验机，其它5架为工作机，其中“挑战者号”已在1986年1月的事故中炸毁。

航天飞机的研究工作开始于60年代末。1969年9月“阿波罗”首次登月后2个月，美国总统便指定美国空间工作组研究制定未来空间研究的方针和途径，当年该工作组正式提出研制包括航天飞机在内的新的空间运输系统。1971年政府正式接受了此项建议，并由总统发出命令。自此便正式开始了航天飞机的研制工作。

研制工作共分A、B、C、D 4个阶段。A阶段研究航天飞机外形，并提出进一步研究的要求和方向。B阶段为技术经济指标确定和方案设计阶段。C阶段进行技术设计，D阶段为生产和飞行阶段，二者合称C/D阶段。

A阶段开始于1969年。在该阶段提出两级全部重复使用的航天飞机方案。方案中锄推器和轨道飞行器的连接方式各有不同，有腹部相接、背驮和并联等几种布局。大多为直机翼飞行器，设有18.3m×4.6m货舱，可载乘员10人，载货11.3t。助推器将轨道飞行器送至高空后飞回发射场。推进系统全部采用液氧/液氢作为推进剂。

1970年3月开始由北美洛克维尔(North　America　Rockwell)和麦克唐纳—道格拉斯(Mc— Donnell Douglas)公司承担B阶段研究工作。到1971年6月决定选用满足空军要求的185km轨道运载能力为29.5t并具有高横向机动能力的三角形机翼轨道飞行器方案。后来因苏联放弃登月竞赛，美国航天预算紧缩，航宇局被迫改变方案，将推进剂箱全部移至轨道飞行器外，并取消重复使用的载人助推器方案。

1972年1月15日美国总统正式宣布研制全新的空间运输系统。当年3月确定了接近于现有状态的总体方案。载人回飞型助推器改为弹道回收的并联助推器，轨道飞行器缩小，主发动机由2台大推力发动机改为3台小推力发动机，贮箱移到机体外，姿控和机动发动机改用可贮推进剂。1970～1980年期间方案变动的大致情况如表所示。

1972年7月NASA指派约翰逊航天中心(Johnson Space Flight Center)负责轨道飞行器管理，马歇尔航天飞行中心(Marshall Space Flight Center)负责轨道飞行器主发动机、外贮箱和固体助推器管理，肯尼迪航天中心(Kenndy Space Center)负责航天飞机组件的组装、测试，及发射，此外由洛克维尔公司负责轨道飞行器的设计与研制、由马丁·玛丽埃塔·丹佛航空公司(Martin Marietta Denver Co.)负责外贮箱的研制与制造，由莫顿聚硫橡胶公司(Morton Thiokol Co.)负责固体助推器的研制与制造，由洛克达因公司(RocketdyneDiv)负责主发动机的研制。

第一架轨道飞行器“企业号”于1976年9月17日出厂。1977年2月开始进行进场着陆试验。试验分三组进行。第一组试验5次，检验用波音747飞机驮飞时的稳定、颤振等特性，轨道飞行器中不载人；第二组作载人飞行试验，共3次，由飞行员检查轨道飞行器爷系统的性能；第三组试验5次，飞行中轨道飞行器与波音747飞机分离，滑翔飞行返回发射场，试验于1977年 11月完成。之后，1978年3月“企业号”被运往马歇尔航天飞行中心与外贮箱和固体火箭组装进行发射状态的地面振动试验，1979年4月“企业号”运往肯尼迪发射场，在39A综合发射中心与固体助推器和外贮箱组合进行合练。1981年4月开始飞行试验，原计划试飞6次，但实际在第4次飞行时已携带国防部卫星执行任务。到1994年底共发射66次，成功率98.48％。

美国航天飞机的研制总费用(包括4次试飞的费用)为124.43亿美元(历年经费总和，未经折算)。1988年12月STS—27任务的费用为3.75亿美元(当年币值)。

主要技术性能

全长 56.14m 轨道机动速度增量304～762.5m/s
高 23.34m 乘员3～7人(特殊情况10人)
起飞质量 ≈2041t 有效载荷质量入轨：29.5t
起飞推力 30802.7kN 出轨：14.5t
过载 <3g 额定地面周转时间14d
运行轨道高度 185.0～1110km 横向机动能力≈2000km
轨道运行时间 7～30d

固体助推器

长 45.46m 推进剂质量 2×503.63t
直径3.70m 推进剂氧化剂：过氯酸铵
总质量 2×586.51t 燃料：铝粉
结构质量2×82.88t 海平面推力 2×12899.2kN

外贮箱

长 47m 结构质量33503kg
直径8.38m 液氧质量604195kg
总质量 743253kg液氢质量106606kg

轨道飞行器

长 37，24m 寿命飞行100次
高 17.27m 主发动机3台
翼展23.79m 推进剂液氧/液氢
货舱直径4.5m 推力：真空 3×2090.7kN
货舱长度18.3m 海平面 3×1668.1kN
乘员舱容积 70.8～80.Om2 比冲：真空 4464.5N·s/kg
结构质量68.04t 海平面 3552.5N·s/kg
满载质量≈102t 轨道机动发动机推力 3×26，69kN
横向机动能力≈2000km

总体布局

美国航天飞机由轨道飞行器、外贮箱、固体助推器三大部分和27个分系统组成。其组成和布局如图及表所示。

固体助推器

航天飞机固体助推器是至今使用的一种最大的也是第一种可重复使用的固体发动机。2台助推器为航天飞机起飞到45.7km的上升段提供主要推力。设计要求每台至少使用20次。

助推器的主要组成部分有发动机、结构、分离系统、电子系统、飞行测量系统、配电系统、减速系统和靶场安全自毁系统等。

固体助推器可以互换，它们匹配成对使用，由于助推器喷管延伸段在发动机熄火后抛掉，因而它是一种部分重复使用组件。

结构

助推器由鼻锥罩、截锥段、铣切前裙段、发动机壳段、外贮箱连接环、后座环、后裙段和电缆隧道组成。每台发动机壳体由11件D6AC材料壳段组成。

发动机

发动机药柱由氧化剂(69.93％过氯酸铵)、燃料(16％铝粉)、催化剂(0.07％氧化铁)、粘接剂(12.04％多聚物)和固化剂(1.96％环氧树脂)组成。发动机前部药柱芯孔呈11角星形、尾段和中段呈双截锥形。此种药柱芯孔布局可使发动机在起飞时提供高推力，到起飞后50s下降约 1/3，以免运载器在最大动压段承受过高的应力。固体助推器可互换并配对使用。每台由4个药柱段组成，每对药柱段用同一批次的装药，以最大程度地降低助推器间的推力不平衡。

航天飞机固体发动机装有可摆动的收敛扩散型喷管(见下图)。喷管以其尾部挠性接头作为摆动机构。发动机的推力矢量控制是通过喷管摆动进行的，其各向摆动角为8°。喷管组成如图所示。喷管挠性接头由天然橡胶弹性体和钢质垫片夹层以及前、后端框组成。10层金属填片、11层弹性体和端框热粘在一起。喷管装有推力矢量作动器以及和发动机后壳段适配的连接结构。喷管延伸段在熄火后抛掉，以减轻挠性接头的撞击损伤。喷管膨胀比为7.16：1。

分离系统

航天飞机固体助推器分离系统由连接释放机构、分离发动机、分离电子系统及各种传感器组成。

连接释放机构

固体助推器连接释放机构由8个连接结构和8个分离螺栓组成，每台助推器各4组。

1.前部连接结构前部连接装置位于固体助推器前筒段，它是一种推力紧固件。其球形件允许固体助推器和外贮箱在分离前相对旋转1°。该装置有一铝合金蜂窝结构螺栓抓具，防止碎片散射。

2.后部连接结构固体助推器后部通过3根连杆与外贮箱相接。每根连杆都装有与前部相似的分离螺栓。后部分离系统满足以下特殊要求：1)连杆需适应助推器和外贮箱之间12.7～15.2cm的纵向相对移动；2)连杆传递1746kN轴向载荷；3)连杆需传送来自轨道飞行器的指令；4)0.01s内完成分离。

3根连杆都安装在固体助推器的外贮箱连接环上。下连杆和对角连杆采用同一方案，可以互换。上连杆的设计较为复杂，需满足指令传输和信号测量的要求。

分离发动机

航天飞机2枚固体助推器各装8台固体分离发动机。前部4台、后部4台；发动机与前分离螺栓和连杆的分离起爆器同时点火。发动机工作0.7s，每台产生推力97.9kN。

前部4台发动机安装在截锥体靠轨道飞行器的一侧。航天飞机座落在发射台上时喷管向上。发动机防热罩保证航天飞机上升段热气流不灌入喷管冲击推进剂，以防发动机自动点火。此外，防热罩还必需保证分离发动机点火时无微粒射流影响轨道飞行器防热系统。前部发动机防护装置类似铰链盖或舱门。门打开时铰链受扭弯曲。铰链的弯曲使门的动能转为热能，门被制动后保持在一定位置，保护轨道飞行器免受射流影响。另有一锯齿扣装置，保证门不会在打开后再关上。

尾部分离发动机防护装置要简单得多。分离发动机点火时将其吹开。由于后部分离发动机位于裙段支撑柱部位，故有3台发动机位于支撑柱的一侧，另1台位于另一侧。

分离发动机和结构分离系统同时点火。冗余的分离信号送往前部和后部分离发动机系统，起动起爆器。起爆器的爆炸经2条起爆引信复式接头和8个起爆引信装置传至分离发动机点火器。

分离电子系统

固体助推器火工品装置和控制装置间由2台主事件控制器(MEC)进行信号传递和数据测量。分离系统通过4台尾部信号复合器/信号分离器(MDM)和2台MEC连接。固体助推器手动分离开关通过4台前部MDM与航天飞机通用计算机接口。

固体助推器电子和测量系统(EIS)提供轨道飞行器和固体助推器分离系统间的接口。该系统由集成电子组件(1EA)和火工品引爆控制器(PIC)组成。分离发动机和分离螺栓由IEA进行控制。尾部IEA提供信号调节和放大、指令传递、数据分配、电力传输。位于助推器前部的组件通过尾部IEA向前部IEA传输。固体助推器向轨道飞行器输送的全部数据通过尾部IEA传输。

火工品引爆控制器是一种单通道电容放电装置。它要求发送预备信号，对电容器充电。然后送“点火尸和“点火2”指令放电，起爆火工品。PIC由一组双冗余固体开关作动，开关通过MEC从通用计算机接受信号。

电子系统

每台固体助推器有2套集成电子组件，助推器前后裙段各一套。前部组件负责在助推器熄火后指令抛掷喷管、释放鼻锥罩和截锥段、降落伞开伞、接通回收辅助装置。后部组件安装在外贮箱/固体助推器连接环上，它与前部电子组件以及轨道飞行器电子系统接口，为固体助推器提供点火指令和喷管推力矢量控制。每套电子组件含一信号复合器和信号分离器。它们在单一通道发送或接收1个以上信号、信息或信息单元。

推力矢量控制

每台固体助推器有3台速率陀螺装置。它安装在固体助推器与外贮箱连接点前短壳内的前环框上。装置由俯仰速率陀螺和偏航速率陀螺组成。速率数据通过轨道飞行器前部信号复合器/信号分离器送往计算机。陀螺在助推器分离前2～3s从回路退出，转由轨道飞行器速率陀螺提供俯仰、偏航速率数据。

航天飞机控制系统的4个上升段推力矢量控制(ATVC)驱动器接收制导系统的指令，并将与指令成比例的电信号送往固体助推器的2个伺服作动器。

每个伺服作动器均由4个独立的二级伺服作动器组成。每个伺服作动器都有4个二级伺服作动阀门，由它们控制伺服作动器内的一个滑阀，滑阀确定作动筒的位置，控制推力矢量和运载器的姿态。飞行控制系统向4个二级伺服阀发出4个相同的指令，由4个二级伺服作动器的综合作用确定滑阀位置，这样就可以防止个别错误的指令影响作动器动作。如果一个通道的错误指令持续时间超过预定时间，则所敏感到的压差会起动一选择阀门，隔离并中断有故障的伺服阀液路，利用其余3个通道和伺服阀控制作动器滑阀。如出现第二个故障，用同样方法隔离，留下2条通道工作。每个作动器装有用来向推力矢量控制系统反馈位置信号的位置传感器。作动器还装有卸载组件，防止喷管挠性接头在溅落时损坏。

液压系统

每枚固体助推器有2套独立的液压动力装置(HPU)。液压动力装置由辅助动力装置(APU)、燃料供给组件(FSM)、液压泵、油箱和相应的管路组成。辅助动力装置以肼为燃料，山它向液压泵输送动力。系统各装置位于固体助推器喷管和后裙段间的空间内。APU控制器的电子组件装在助推器后部集成电子组件中。

APU推进剂供给组件可装肼9.9kg，系统用2.75MPa高压氮气挤压输送推进剂。APU起动时推进剂隔离阀打开。推进剂首先通过旁通管路，待泵出口压力大于旁通管路压力后，再全部供给推进剂泵。肼通过泵和控制阀门进入燃气发生器，由催化剂催化分解产生燃气。燃气进入APU二级燃气涡轮，由涡轮依次带动APU齿轮箱、APU燃料泵、液压泵和润滑油泵。涡轮废气流过气体发生器，对其进行冷却后经废气管排出机外。

当APU的转速达100％额定转速时，其主控制阀门关闭，由电子控制器控制转速。当主控制阀门逻辑线路失效时，由副控制阀门接替工作。转速控制极限为112％。

液压动力装置与助推器的2个伺服作动器相接，一套为主液压源，另一套为副液压源。伺服作动器设有转换阀门，当液压降至14.14MPa时即可通过转换阀门转至副液压动力装置，由它为作动器提供动力。并由控制器控制APU的转速，为2个伺服作动器提供足够的液压。辅助动力装置的最高转速为80640r/min。液压泵的转速为3600r/min，提供液压21.043± 0.3449MPa，高压卸压阀门在液压达25.18MPa时卸压，以防系统超压。

固体助推器液压系统可重复使用。

自毁系统

航天飞机共有3套自毁系统。2枚助推器各1套、外贮箱1套。系统只接收地面发来的2种指令——允爆和起爆。

系统由天线耦合器(2个)、指令接收机(2台)、指令译码器(2台)、分配器(1台)、保险与解保装置、起爆引信集流管(2个)和柔性聚能爆炸索(2条)组成。

指令接收机应调节到靶场安全系统指令频率。指令译码器只起用一个编码通道以防其它无效频率信号进入分配器。分配器含有将自毁指令送往系统起爆器的逻辑电路。NASA标准起爆器通过保险与解保装置点燃起爆引信，随后起爆柔性聚能爆炸索。发出的第一个指令是“允爆”，此时驾驶舱显示灯亮。第二个才是“起爆”指令。

2枚固体助推器和外贮箱上的分配器是相互交连的。这样，一个固体助推器接受到的允爆和点火信号就会立即传至另一枚助推器和外贮箱并同时引爆自毁。

配电器A系统由自毁系统专用电池供电，B系统与回收系统共用电源。

配电系统

固体助推器配电系统如图所示。系统通过主直流母线由轨道飞行器电源供电。由轨道飞行器的主直流母线C向助推器A、B母线输送主电流，由轨道飞行器母线B向助推器母线C输送备用电流。这种配电方法使助推器在轨道飞行器某一母线供电失效时仍能工作。直流额定电压为28V。上限32V，下限24V。

回收系统

航天飞机固体助推器在工作结束，与外贮箱和轨道飞行器分离后在海上溅落回收。它的回收系统由用于分离鼻锥罩、截锥段、打开降落伞的各种火工品，装在截锥体顶部环框上的3个推力器，直径为3.5m的引导伞，直径为16m的减速伞，直径为35m的3个主伞以及装在各降落伞上的无线电发射机，闪光灯和声纳信标组成，回收系统电源由1、2号截锥体电池和与靶场安全系统共用的回收电池组成(见前图)。

外贮箱

航天飞机轨道飞行器主发动机所用推进剂全部贮存于外贮箱中，主发动机关机后贮箱被抛掷，再入大气时解体并溅落于远洋中。

外贮箱是航天飞机加注后最重的一个组件。它由前部液氧箱、装有大部分电子组件的非增压箱间段和后部液氢箱组成。外贮箱长47m、直径8.38m、结构质量约33503kg、加注后的质量约743253kg。液氧加注质量604195kg；液氢加注质量101606kg。

外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离结构如图所示。尾部连接区设有在外贮箱和轨道飞行器之间输送液体和气体的管路以及输送电力及电信号的电缆。2枚固体助推器和轨道飞行器之间的各种控制信号也通过此电缆传送。

液氧箱

液氧箱为铝合金硬壳式结构，由化铣三角形网格结构件、板材、机械加工的紧固件和环形构件等预制件熔焊而成。贮箱在137.3～151.OkPa压力下工作。贮箱装有控制流体状态的防晃、防涡流和防间歇流装置。一条直径43.2cm的输送管路穿过箱间段又穿出贮箱尾部与外贮箱和轨道飞行器快速脱落接头相接，每分钟输送液氧71979L。液氧箱的双锥形鼻锥可降低阻力和加热。此处装有上升段大气数据系统，并作为一避雷针。液氧箱容积552m’，直径8.4m，长 16.64m，结构质量5.647t。

箱间段

箱间段为半硬壳式筒形结构，两端有与液氧箱和液氢箱连接的对接框。箱间段设有固体助推器前部连接点，通过连杆和紧固装置向液氧箱和液氢箱传递固体助推器载荷。箱间段装有外贮箱测量仪器和与地面设备对接的脐带板。通过脐带板输送吹除气体。箱间段由铝合金蒙皮、桁条和壁板组成。箱间段在飞行中排气。箱间段长6.58m，质量6.259t。

液氢箱

液氢箱为半硬壳式结构，由熔焊筒段、5个环形隔框和椭球形前后底组成。其工作压力为 219.7～232.4kPa。贮箱中有防涡流缓冲器和将液氢通过直径43cm的管路送往尾部左侧脐带的虹吸管出口。液氢流量为184420L/min。液氢箱设有外贮箱/轨道飞行器前部连接撑杆、2个尾部连接紧固件、推力扩散结构和外贮箱/固体助推器后部连接结构。液氢箱直径8.4m、长 29，48m、容积1573m3、结构质量14.451t。

防热层

外贮箱覆有厚1.27cm的软木/环氧树脂复合材料层(喷涂或预成形件)和喷涂厚2.54～5cm的泡沫塑料防热层。

排气阀

每个贮箱的前端设有排气和泄压阀门。此双功能阀门在发射前由地面氦气打开，进行排气，飞行中在液氢气枕压力达164.8kPa或液氧气枕压力达247。lkPa时打开。

液氢箱前端设有一单独的火工品作动翻转排气阀门。分离时阀门打开产生一脉冲，以辅助分离机动并提供更有利的外贮箱再入气动控制。

发射前氧化剂箱排气口由发射塔摆动臂上的盖帽罩住，吸去液氧蒸气防止贮箱结冰。倒数计时到T—2min时收回盖帽。

传感器

贮箱有8个推进剂耗尽传感器。4个位于燃料箱底部，另4个位于输送管路快速脱落接头下游的轨道飞行器液氧输送管路歧管上。主发动机工作时，轨道飞行器计算机连续计算运载器的瞬时质量，一般主发动机按预定速度值关机。但一旦燃料或氧化剂的任意2个传感器敏感到推进剂耗尽时，发动机便随之关机。

氧化剂传感器置放在能使发动机最大限度利用氧化剂的位置，以保证在氧化剂泵空转前发动机有足够的时间关机。此外，按规定的6：1(液氧/液氢)混合比要求，多加498kg液氢，以保证主发动机在富燃料的状态下关机，否则发动机组件会受到烧蚀和严重的腐蚀。

在2个贮箱的顶部装有4个监控气枕压力的压力传感器。

自毁系统

外贮箱靶场安全系统在接到自毁指令后爆破贮箱，消散推进剂。系统由电池、接收机、译码机、天线和火工品组成。

外贮箱/轨道飞行2S连接分离机构

外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离机构如图所示。前连接点的释放由剪切型分离螺栓完成。活塞剪断螺栓体后将其下部推离球碗，活塞底部与球头、球碗外表面齐平。2个后连接点采用法兰盘式螺母释放装置。每个螺栓设有回缩弹簧。它们在螺母炸碎后将螺栓收回外贮箱一侧半球体内。螺母和双引爆器罩在轨道飞行器一侧的壳罩内，由它收集螺母碎片和引爆气体。

贮箱尾部连接区设有推进剂和气体输送管路及输送电力和信号的电缆。

外贮箱有5条脐带管路与轨道飞行器相接。液氧箱有2条，一条输液，另一条供气；液氢箱有3条：2条输液，1条供气。较细的液氢管为冷却回路，只在射前冷却时使用。此外在外贮箱上还设有2个在轨道飞行器、固体助推器和外贮箱间输送电力和信息的电缆脱落插座。

位于贮箱尾部的2块脐带板与轨道飞行器相应的脐带板对齐并用螺栓连接。外贮箱分离时螺栓由火工品装置断开。安全分离后舱门将输送管路和电缆部分的舱口关死。

轨道飞行器/外贮箱脐带板分离机构由左右2套装置组成。每套含三组双起爆器法兰式螺母/螺栓。每一螺栓都装有回缩弹簧，释放螺母后将螺栓收回外贮箱一侧。螺母和双起爆器则收在轨道飞行器一侧的容器中。每块轨道飞行器脐带板有3个液压作动回缩器，它们在释放3套法兰式螺栓/螺母组合后，将脐带板收回约6cm，断开脐带，释放液氢/液氧阀门间的流体并由主推进系统高压氦气关闭液氧/液氢主输送管路的断流阀门。每块轨道飞行器脐带板有3个跳簧，它们使轨道飞行器脐带板在与外贮箱脐带板分离后保持原位。

轨道飞行器上有2扇脐带舱门(127cm×l27cm)，它们在外贮箱分离、左右脐带板收回后，封闭轨道飞行器结构上的开口。舱门在起飞和上升时，由前后2个中线闩锁咬住，全部打开。与外贮箱分离后，左、右舱门的2台双冗余交流·电机操纵机电作动器使中线闩锁转动31°，松开舱门，收回闩锁并使之与防热系统模线齐平。当舱门距完全关闭位置5cm时，闩锁机械开始工作，咬合2扇舱门外缘处的滚轮将舱门推至关闭位置，闩锁驱动装置将舱门关死，准备入轨。舱门覆有可重复使用的防热层，防热瓦间由气动热阻挡件密封。

轨道飞行器

轨道飞行器是航天飞机唯一能全部重复使用的组件。它由结构系统、推进系统、防热系统、电子系统、环境控制与生命保障系统、电源与配电系统、辅助动力装置、液压系统、警告/报警系统、烟火检测和防火系统、有效载荷持留、释放和回收系统组成。

东海fyh126 · 发表于 2013-2-12 10:17:31

结构系统

为取得最佳气动特性和机动性能，轨道飞行器设计成机翼/机身混合外形，具有常规飞机的结构特点。

轨道飞行器由前部机身、中部机身、尾部机身、机翼、襟翼、垂直尾翼以及辅助结构等部分组成。

前部机身

前部机身分上、下两部分，机身内装有乘员舱并用来支撑反作用控制系统前舱、鼻锥罩、前部起落架轮舱、前部起落架和前部起落架舱门。

前部机身由普通的2024铝合金蒙皮/桁条壁板、框架及隔板组成。壁板由每隔7.62～ 12.7cm铆接有桁条的弯曲—拉伸成型蒙皮组成。框架则是铆接到壁板上去的。主框架的间隔为 76.2～91.44cm。X0378截面处的前隔板为铝合金构件，由上、下两部分组成。上部是一些铆接和螺接在一起的平板，下部是机械加工件，隔板为鼻锥提供安装面。

鼻锥部分有大型的机加梁和支杆。前起落架舱由2根支撑梁、2块上部closeout腹板、拉杆支撑短柱、前起落架支杆、作动器连接件和前起落架舱门连接件组成。左、右2扇起落架舱门是铰接在鼻锥上的。舱门为铝合金蜂窝结构。舱门的前、后两端均装有碰销用以在起落架缩回时关闭舱门。舱门除了热障层外，还装有压力密封件。

除6扇前窗、2扇天花窗、侧舱窗口和前部反作用控制系统发动机周围一些部位外，前部机身全部用重复使用防热瓦覆盖。鼻锥罩为增强碳—碳复合材料(RCC)结构。

鼻锥罩组件如图所示。连接件由因康镍718和A286不锈钢等耐热材料制成，它们位于整流罩深部以防过热。连接时考虑了热膨胀和结构位移等因素。由于RCC是一种良导体，因而附近的铝合金结构和金属连接件均用内部绝热件绝热以防超过温度极限。

前部机身上还有天线支撑、可伸展的大气数据探测仪、星光跟踪器观察孔舱门等结构。

轨道飞行器/外贮箱前部连接点位于X0378隔板和前部起落架舱后的结构上。在前部机身和乘员舱之间，围绕风挡窗、顶部观察窗、乘员舱门窗和星光跟踪仪孔装有柔性罩以作吹除、排气控制。前部机身和有效载荷舱之间用位于X0582处的柔性隔板隔开。挡风窗的外层窗板安装于前部机身，窗框为机加部件。

前部反作用控制系统(RCS)舱体由2024铝合金蒙皮桁条壁板和框架组成。壁板由带有铆接加强件的单曲率、拉伸成形蒙皮组成。框架是铆接到壁板上去的。RCS舱体是用16个紧固件连接到鼻锥和前部机身隔舱上去的，舱体可以拆卸。RCS舱体覆有防热层和热挡层。

乘员舱

乘员舱共有上、中、下三层，由有整体加强桁条以及内连接凸缘的2219铝合金板加工而成。凸缘用来在内部连接焊接件以保证舱体密封。舱体取截锥形，前、后舱壁均为平面，舱体与前机身只有4处连接点，保证高度绝热。有2个连接点位于上层地板后隔板处，法向载荷承力连杆位于前隔板中线处，侧向载荷承力连杆位于后隔板下段。

乘员舱有3个舱口：正常活动进、出口、气闸(Airlock)/中舱进出口和通过后隔板进入有效载荷舱，进行舱内、外活动的进出口。在乘员舱上装有风挡窗、天花窗、后观察窗、侧舱门窗的第二层窗板。后隔舱有一可移动的壁板，它是制造和组装时进出乘员舱的通道。也为安装和拆卸气闸提供了条件。

乘员舱由飞行层、中层和下部仪器舱组成。当中层装气闸时，乘员舱的容积为70.8m3，当气闸装在有效载荷舱一侧时，为80.0m3。

飞行层为最高层。该层共设6个工作台。指令长、驾驶员工作台装有飞行控制的各种仪器设备。任务专家工作台位于右侧，装有监控、通信管理、有效载荷操作、有效载荷/轨道飞行器对接操作的控制和显示器。有效载荷专家工作台位于左侧，负责监控、操纵货舱有效载荷、控制轨道飞行器和有效载荷间的环境和电气接口。轨道工作台面向货舱，在轨道运行时通过顶部和后部观察窗进行观察、监控。

在早期研制飞行中设有飞行员弹射系统。它由座椅、弹射逃逸口盖、能量传递系统程序装置以及地面进出用的非弹射壁板分离作动装置组成。弹射口盖是飞行员的紧急出口。飞行员也可在口盖弹射后连同座椅一同弹出。口盖由可压缩蜂窝结构减震垫、带有分离铰链的乘员舱、前机身持留缆绳、断开装置和推力器等组成。正式飞行时弹射座椅由工作座椅代替。

中层硅有乘员舱设备和3个电子仪器舱。废物收集系统正前方为侧舱门，是乘员的正常出入口。汽密舱门是用铰链、抗扭管和支撑件安装到乘员舱上去的，可以从内、外两侧打开和关闭。舱门直径101cm，中央开有一个25.4cm直径观察窗。舱门压力密封。密封件在舱门关紧时由闭锁机械装置压紧。舱门和防热瓦间嵌有一因康镍线网片和陶瓷纤维织物组成的隔热层。

研制飞行中，中层装2个睡袋、2个饮用水箱和测量组件。正式飞行中，增设厨房、3个客座，如移去睡袋还可增设3个座位。中层沿四壁有3.96m3设备存放空间，并设有进入下层的活动地板。

气闸位于中层，可同时容纳2个身穿宇航服的飞行员。舱外活动齿轮、检测板、再充气装置等全部装于内壁。需要时可将气闸从中层移至有效载荷舱内，这样飞行员便可不穿宇航服进入有效载荷舱的空间实验室内。如增设一隧道式对接件，并将气闸安置在对接件上方，则可提供乘员舱和空间实验室均不减压情况下的舱外活动能力。当气闸装在有效载荷舱内时则必须在气闸外装隔热层，以免受空间环境的影响。执行对接任务时可用对接舱代替气闸，也可将其装在隧道式对接件上。对接件可以伸缩，伸开时可容2个乘员，收拢时只能容纳一个。

轨道飞行器共有11扇观察窗；前部6扇，顶部2扇、后部2扇、侧舱门1扇。

轨道飞行器观察窗为3层结构。外层窗板与前部机身相接、中层和内层与乘员舱相接。外层为防热层，采用耐熔氧化硅CGW7940韧化玻璃。外表面可承温482℃，内表面可承温 426℃。内层为承压层，采用硅酸铝CGWl732回火玻璃，外表面镀有红外反射层。中层为防热层和承压的备用层，取材同防热层。内、外表面镀有高效抗反射镀层，以增强可见光传输。中层可在115℃的高温下承受59.29MPa压力和1.7％相对湿度。每扇窗户均备有遮光/滤光罩以减弱入射光线。但它们只在需要时才装上。

机翼

机翼为一气动升力面，为轨道飞行器提供升力和控制力。机翼由前翼盒、中段机翼(包括主起落架舱)、抗扭盒、前部翼梁、机翼/升降副翼对接段、升降副翼密封板、升降副翼和翼套组成。

机翼为多肋—翼梁/桁条加强蒙皮或者蜂窝结构铝合金壳体结构。机身段机翼长约 18，28m，最大厚度1.52m。

机翼最前部为翼盒，是主机翼的延伸，翼盒为铝合金肋、铝合金管组、支杆结构，覆有桁条加强的蒙皮。101、099和102号轨道飞行器的前梁closeout件为铝合金蜂窝结构，103为铝合金波纹结构。翼盒的前段设计成可以安装能重复使用的防热瓦，后段的平面安装增强碳—碳翼前缘。

中段机翼为铝合金多肋—管系/蜂窝蒙皮结构。中段机翼内含主起落架，起落架舱门。中段机翼有一肋，用采支撑外侧主起落架舱门铰链、起落架耳轴和拉杆。内侧舱门的耳轴和拉杆连接在中部机身上。起落架舱门为普通的多肋/翼梁结构。

抗扭盒形部段为构架式多肋/城堡形肋帽结构，以与翼展方向加强蒙皮板的桁条相适应。为了将热载荷降至最低，4条主翼梁采用波纹铝合金结构。但103号以后的轨道飞行器的 1249，1307翼梁、1191翼梁外侧部分均改用石墨/环氧树脂腹梁。前部大梁为铝合金蜂窝结构，是增强碳—碳翼前缘的连接面。后翼梁则为升降副翼、铰式上部密封板液压/电气系统组件提供连接面。

抗扭盒/升降副翼对接段上表面由铰接板组成，它为机翼和升降副翼间的孔腔提供盖板。 Yw＝312.5截面外侧的铰接板为因康镍蜂窝夹心结构，Yw＝312.5截面内侧的铰接板为钛合金蜂窝夹心结构。此处未覆盖防热瓦，因为所选材料能适应上表面高温。

机翼尾部接有两扇升降副翼。副翼为铝合金多肋、梁/蜂窝蒙皮结构。两扇副翼各由3个铰链连接。飞行控制系统液压作动器连接在升降副翼前端。全部铰链力矩作用在这些点上，升降副翼可向上转动40℃，向下转动25℃。

主起落架舱门宽1.53m、长3.66m，在102号以前的轨道飞行器上为蒙皮桁条结构，099号和103号以后的轨道飞行器则改为蜂窝结构。它由内侧的3个铰链，外侧的3个上位锁和前侧的1个上位锁支撑。

除升降副翼密封区外，机翼、主起落架舱门和升降副翼均覆盖有防热层。升降副翼的下覆盖面进行热密封。主起落架舱门设有压力密封件和热挡层。

机翼与机身下表面沿中翼盒用抗剪螺栓连接，与机身上表面用抗拉螺栓连接。

中部机身

中部机身与前部机身、尾部机身和机翼对接。它支撑有效载荷舱门、铰链、系留紧固件及有效载荷。

中部机身的两端是开启的。其大梁与前部机身和尾部机身的隔框相接。中部机身为铝合金结构，长18.28m、宽5.18m、高3.96m、质量6.12t。

除X01040-X01037截面靠机翼上方的壁板为铝合金蜂窝结构外，中部机身全部覆盖数控机加整体蒙皮，并具有纵向T形桁条。X01191—X01307截面的底部壁板为夹层结构，承载机翼横向载荷和机体挠曲载荷。X01040-X01307截面机翼对接段侧壁蒙皮也是机械加工蒙皮，但有法向T形桁条。X01278-X01307截面机翼对接段侧壁蒙皮为夹层结构。

有12个用于稳定中部机身结构并承受机翼和有效载荷作用力的主框架。框架由法向侧部组件和水平方向的组件组成。侧向组件为机械加工件，水平方向为钛合金端头紧固件连接的硼铝管抗剪构架。此外还有13个侧壁短柱框架。

中部机身上端装有板式大梁和舱门大梁，在舱门大梁上装有13个有效载荷舱门铰链，台板式大梁也用来支撑和存放机械臂、Ku波段天线和有效载荷作动系统。

中部机身X01191—X01307段为中翼盒结构，它由下部蒙皮，上部翼盒蒙皮和7根纵向肋组成。中间肋由机加整体盖、剪切腹板和垂向加强件组成，其他6个为硼/铝管构架。X01191— X01307上部翼盒蒙皮带有T形桁条。

中翼盒侧壁为主起落架的内侧支撑点。起落架全部侧向载荷作用于中部机身结构上。

中部机身还装有2块支撑乘员舱—尾部机身导线的托板。机身底部的管路和导线由玻璃纤维垫板支撑。

中部机身由重复使用防热瓦覆盖。

有效载荷舱门

两扇有效载荷舱门铰接于中部机身两侧，舱门沿顶部中线打开。舱门长18.28m、弦3.04m、直径4.57m、面积148.64m2。除最前部2.54m外，舱门轮廓不变。

每扇舱门由5段组成，除了尾部55.9cra外，各段均由圆周膨胀接点连接，前部9.15m舱门内装有可展开的辐射器，辐射板是铰接和锁定在舱门内表面上的。前部辐射板可在轨道中展开。它由机电作动系统操纵(开锁、闭锁、伸展、收回)。后部的辐射板是固定的。

两扇舱门各铰接在13个因康镍一718外铰链上(5个剪切铰链，8个活动铰链)。铰链的下半部连接在中部机身铰链和台板式大梁上，铰链绕双转动面轴承转动。舱门由专用的作动系统驱动到要求的开启或闭合位置。每套机械装置各由一台机电动力驱动装置和6个转动齿轮作动器组成。转动作动器间由抗扭管连接，并与动力驱动装置、有效载荷舱门联动装置连接。

舱门关闭后被锁定于前部和尾部隔板和顶部中线。闩锁系统由8组闩锁机械装置组成。每组各由4个闩锁以及相应的直角横杆、推杆、旋转杆、滚轴和一台机电作动器组成。此外在每扇舱门和4个膨胀接点上各有5个用来连接舱门段的惰性抗剪销钉。沿舱门顶部中线装有4个抗剪紧固连接件，前4段各一个。

舱门关闭时也被固定在尾部机身隔板上，但允许在前段机身处沿纵向移动。舱门亦可承受扭转载荷、气动压力载荷和有效载荷舱排气滞后压力。

舱门的主要结构是复合材料蜂窝/框架结构。面板由石墨/环氧树脂带和纤维方向为0°/±45°/0°的石墨环氧树脂织物组成。每张蒙皮的总厚为0.0406cm。Nomex蜂窝芯高1.52cm。蜂窝芯是用粘接剂粘到面板上去的。外蒙皮粘接有200×200铝丝避雷网。舱门共有28个中间框，8个膨胀接点closeout框，1个前部closeout框，1个后部closeout框。舱门框架由多层石墨/环氧树脂浸渍增强织物构成。宇航员舱外活动把手位于抗扭盒形件部位。

前、后机身界面、舱门顶部中线和圆周膨胀接点处均嵌有热密封件和压力密封件。舱门外表面覆有重复使用绝热物。

舱门可承受163dB噪声以及一112℃～+57℃的温度变化。

尾部机身

尾部机身由外壳、推力结构和内部辅助结构组成，长5.48m、宽6.7m、高6.09m；尾部机身用来支撑以下结构或与其对接：3台主发动机、轨道机动系统舱体、2台轨道机动发动机、翼梁、垂直尾翼、襟翼、2个外贮箱尾部连接件、2个T—0脱落插座、3个尾部电子仪器舱及防热罩。

1.尾部机身外壳主要由整体机械加工铝合金蒙皮和框架组成，除了轨道机动系统舱体外均覆有防热材料。垂直尾翼支撑框、底板紧固件等高承载区采用机械加工扩散连接钛合金组件。低承载区采用一般的铝合金蒙皮桁条结构。

尾部机身前隔板是中部机身和有效载荷舱门的对接面，由机械加工熔焊铝合金薄板组成，其上部与垂直尾翼的前翼梁相搭接。

尾部机身底板有2扇脐带舱门，舱门由铍金属制成，有热屏障保护。舱门关闭后其裸露区由防热材料覆盖，舱门装有机电作动器。

上升和再入时，由底部防热罩和穹形防热罩防护尾部机身及其内部的设备。底部防热罩为铝合金机械加工件，与其相接的是一穹形蜂窝结构。该结构用来支撑塑性滑动密封装置并与主发动机因康镍结构防热罩相接。除因康镍结构部分外，防热罩均覆有隔热件。

2.内部推力结构为一多组件螺接结构，它由主发动机承载框架结构、发动机对接装置、作动器、发动机、低压泵和推进剂管路支撑结构组成。轨道飞行器/外贮箱后部连接点位于大梁紧固件部位。

内部推力结构主要由28个机械加工的、扩散连接的钛合金框架组成。钛合金条是加温、加压后连接在一起的。扩散连接的钛合金条被熔成单一的多孔匀质物。它比一般的铸件轻而结实，其交界处看来似有一条焊缝而实际却是无填料的匀质母体金属。多数钛合金构件粘结硼/环氧树脂以加强其刚度并达到尽量减轻质量的目的。

尾部机身的上部推力结构除了垂直尾翼的支架用钛合金外，其他均为整体铝合金框架结构。

3.副结构用来支撑各种内部设备。除了某些部位用钛合金和玻璃纤维对设备进行隔热外，副结构采用普通铝合金结构，由托架、肋、构架和紧固件等组成。

尾部推进系统结构

该部分结构由轨道机动系统舱体和反作用控制系统舱体两部分组成。结构材料为铝合金和石墨/环氧树脂复合材料。左、右两侧舱体长 6.45m、尾端宽3.46m、前端宽2.56m、面积 40.41m2。

1.轨道机动系统舱体用11个螺栓连接于尾部机身壳体的肩板上，并用一可调节松紧的螺套与X01307隔板相接，肩板/X0l307界面处设压力密封层。舱体的组件和材料为：

1)蒙皮：石墨/环氧树脂蜂窝多层结构。
2)前隔板、后部贮箱支撑隔板、后隔板、底板构架梁：2124-T81铝合金板。
3)中线梁：2124-T81铝合金板、钛合金加强筋、石墨环氧树脂罩。
4)框架；石墨环氧树脂。
5)轨道机动发动机推力结构：普通2124— T851铝合金结构。
6)十字支撑架：铝合金等。
7)紧固件；前部紧固件：2124一T851铝合金；后部紧固件：A—286不锈钢。

2.反作用控制系统舱体搭接于轨道机动系统舱体。舱体的组件和材料为：

1)平板式外蒙皮：机械加工铝合金件。
2)曲形外蒙皮；石墨/环氧树脂蜂窝多层结构。
3)前隔板：机械加工铝合金件。
4)内框架和架子：普通铝合金/钛合金薄板。
5)喷管安装面板：机械加工钛合金蒙皮。

尾部推进系统蒙皮有24个检修孔，舱体裸露区覆有重复使用表面防热层，与尾部机身交界处设有压力密封层和绝热层。反作用控制系统喷管和重复使用表面防热物之间装有热障层。

机身襟翼

襟翼为铝合金结构，由肋、襟梁、蒙皮和翼后缘装置组成。上、下部主蜂窝蒙皮用紧固件与肋、腹板及蜂窝结构翼后缘相接，加上上部前蜂窝结构蒙皮组成完整的襟翼结构。襟翼长2，2m、宽6.42m、最大厚度0.46m。

再入时襟翼为三台主发动机提供热屏蔽，再入后为轨道飞行器大气飞行提供俯仰微调控制。

襟翼的上部蒙皮、前翼梁尾部和整个下蒙皮机械连接到肋上。上部前蒙皮由5块可移动的壁板组成，它们是用快速紧固装置与肋相连接的。有4个整体加工铝合金肋，它们通过自动对位轴承与尾部机身相对接。每根肋有2个轴承，通过它们与位于尾部机身的4个转动作动器相连接。除4个机械加工作动器肋外，还有8个稳定肋和2个封闭式肋。这些肋均由铝合金蜂窝芯体和化铣铝合金腹板组成。前翼梁腹板由带有卷边减重孔和加强波纹的化铣薄板组成。前翼梁腹板是通过加劲角铆接在肋上的。翼后缘装置由琴键链、化铣蒙皮、全空铝合金蜂窝芯、封闭式端肋和壁板组成，翼后缘的琴键链部分是通过链销与上、下主壁板相应的配对铰链部分相接的。有2条潮气排泄管路和l条液压流体排泄管路穿过后缘蜂窝芯以满足轨道飞行器水平方向和法向的排泄要求。

襟翼覆有可重复使用隔热物。其前部覆盖区铰接一压力/热密封件，它位于襟翼底面。此件用来屏蔽气流并防护结构气动热影响。

襟翼装到尾部机身后用防热塞充填开口区。

东海fyh126 · 发表于 2013-2-12 10:19:03

垂直尾翼

垂直尾翼为二铝合金结构件。101、102和099号轨道飞行器的垂直尾翼由整体机械加工蒙皮、肋、尾翼盒形件、铝合金蜂窝结构方向舵/减速板、蒙皮桁条末梢和尾翼盒前缘组成。103及其以后的轨道飞行器有一铝合金蜂窝结构末梢和一蜂窝结构尾翼盒前缘。铝合金蜂窝结构翼后缘下部置放动力驱动装置。垂直尾翼有一圆锥形密封件，其内置有4个转动作动器。除了圆锥形密封件外，38.4m2尾翼表面全部由防热件覆盖，圆锥形密封件部分裸露，部分覆盖防热件。尾翼是用其前翼梁上的2个抗拉螺栓和后翼梁上的8个抗剪螺栓连接到尾部机身上去的。

方向舵/减速板由液压动力装置/机械转动作动器系统驱动。当左、右向驱动轴向同一方向转动时可作土27~方向控制；如两轴相反方向转动时，作减速控制(转49.30)。

垂直尾翼在发射时可承受163dB噪声环境，铝合金结构最高可承受176.67℃热环境、因康镍结构最高承受643.89℃热环境。

两块方向舵板和后缘含热挡密封件。垂直尾翼覆有可重复使用防热层。在垂直安定面和尾部机身的界面处也设有热挡层。

吹除、排气、排液系统

吹除系统在发射前和飞行后通过T—o脐带脱落接头从地面通过前部机身、轨道机动系统/反作用控制系统舱、机翼、垂直尾翼管路、中部机身管路、尾部机身管路，向轨道飞行器空腔输送空气进行吹除，为系统组件提供温控并防止危险气体的积聚。

排气系统用以在吹除时进行压差控制、上升时减压、轨道中排出气体分子、出轨下降时重新增压。轨道飞行器机身蒙皮共有18个排气孔。排气孔盖由机电作动器驱动并在飞行中按程序工作，以防吸气、高度声振和再入加热。

排液系统通过可塑孔、排泄管和脱落接头排出积聚的液体。

机窗空腔空调系统可防止湿气进入观察窗空腔并在飞行时为空腔减压或再增压，也为这些区域在地面操作时提供吹除。

危险气体监测系统监测爆炸气体或毒气的积聚程度。机上抽样导管将舱体气体送至地面质谱仪，以便进行分析。

被动温控系统

轨道飞行器用主动和被动两种温控方法来维持分系统及其各种组件的温度环境。

被动温控系统利用轨道飞行器的热源和散热器工作，并辅以绝热毡、镀层等其它方法。

有两种绝热毡：纤维体毡和多层结构毡(见前图)。纤维体毡由0。9kg/m2密度的纤维材料和缝合的加强的双镀金聚酰亚胺薄膜覆盖层组成。覆盖层每平方米设145317个排气孔。纤维毡缝有丝束以防在排气时起浪。

多层结构毡由16层穿孔、双镀金聚酰亚胺薄膜反射层和涤纶网隔层的叠层组成。其覆盖层、线束和镀金带与纤维体毡相类似。

防热系统

轨道飞行器在发射和再入大气层时，其不同部位要经受317～1648℃的高温，因而必须采用防热措施，以确保飞行过程中飞行器的结构温度保持在可接受的范围内(176℃以下)。

设计要求系统重复使用100次。系统共采用了8种不同的防热材料。它们是1)柔性重复使用表面绝热材料(FRSl)；2)低温重复使用表面绝热材料(LRSl)，3)高级柔性重复使用表面绝热材料(AFRl)；4)高温重复使用表面绝热材料(HRSl)；5)高温重复使用耐熔纤维复合材料 (FRIC-HRSl)；6)增强碳/碳材料；7)金属；8)二氧化硅织物。

柔性重复使用表面绝热材料(FRSl)

FRSI是一种带涂层的聚芳酰胺纤维(NOMEX)毡。这种材料用于再入时温度低于371℃和上升段温度低于398~C的部位，它们是：上部有效载荷舱门、中部机身和尾部机身侧面、上翼面和轨道机动系统/反作用控制系统舱。约有50％的轨道飞行器上表面为FRSI所覆盖。每块 FRSI厚0.4～lcm，面积0。9m×l.2m。毡片直接粘贴在轨道飞行器外壳表面上。毡片涂有白色硅合成橡胶涂层，用以防水并提供所要求的热性能和光学性能。FRSI的辐射率为0.8，太阳吸收率为0.32。

毡片由纤长7.62cm、纤度2支的碱性聚芳酰胺纤维制成。纤维用制片机松结、疏通、制成顺长平行的薄片。将交错搭接的薄片送入编织机制成压片。2个压片多趟来回缝制直至达到要求的强度。用滚压机压到要求的厚度，然后在选定压力下用加热的滚筒滚压并在约260~C温度下热定型。FRSI用硫化硅粘合剂在室温下与外蒙皮粘接、固化并且用真空袋施压。粘合剂厚 0.02cm。

高温重复使用表面绝热材料(HRSl)

HRSI用于102号轨道飞行器温度为648—1260℃的部位，它们是前部机身、中部机身下表面、机翼下表面、垂直尾翼的某些部位和前部机身窗口周围。HRSI有两种：鼻锥周围、主起落架舱周围、鼻锥罩界面、机翼前缘、外贮箱输送管路舱门、垂直尾翼前缘采用9.9kg/m2密度 HRSI瓦，其它部位采用4kg/m2密度HRSI瓦。

HRSI瓦15.24cm见方，采用25.4～50.8/lm厚的低密度、轻质、99.7％高纯度二氧化硅非晶纤维绝热材料。厚度变化在2.54～12cm之间。

将含有粘合液的纤维与水混合后浇注入模，形成多孔软块。然后再加浇胶质二氧化硅粘合剂溶液，烧结变硬，切割成块并加工到要求的尺寸。HRSI瓦顶部和侧面用四硅化合物硼—硅酸盐混合粉末与液体载体混合后喷涂到瓦面上，喷涂层厚406.4～457.2μm。然后用加热炉加热到1260℃，形成黑色涂层。涂层表面辐射率和太阳吸收率均为o.85，陶瓷层热处理后用硅树脂进行防水处理。

HRSI瓦和轨道飞行器蒙皮间设应力隔离垫(SIP)，使防热瓦免受结构拱曲、膨胀和声振的影响而破坏。应力隔离垫由o.23cm或o.40cm厚的聚芳酰胺纤维毡制成。在室温下将SIP/防热瓦粘接到轨道飞行器结构上。与轨道飞行器结构相比，HRSI瓦的热胀、冷缩率较小，故在瓦间留出635～1651~tm宽的间缝以免瓦块相互挤压。在间隙底部用聚芳酰胺纤维毡制成的填条隔热。填条厚0.23cm或0.4cm、宽1.9cm，与SIP同时粘贴到结构上。填条防水，可抗426℃高温。

由于制作应力隔离垫时会产生纤维极化，曾将部分HRSI瓦换用密化HRSI瓦，使应力集中于应力隔离垫/防热瓦粘接面上。瓦块用一种氨稳定形粘接剂Ludoxas进行密化。当其与二氧化硅片混合时变成胶泥，与水混合，干后结成一硬表面。涂层渗入4kg/m3密度瓦0.27cm，9.9kg/m3密度瓦0.17cm，使HRSI瓦/应力隔离垫系统的强度和刚度增加一倍。

高温重复使用耐熔纤维复合材料(FRCI—12、FRCI—10、HRSl)防热瓦099号轨道飞行器的部分密度为9.9kg/m3的HRSI瓦用密度为5.4kg/m3的FRCI—12瓦代替。099号以后的轨道飞行器用FRCI—12替代全部9.9kg/m3密度HRSI瓦。轨道飞行器 103和104也用密度为5.4kg/m3的FRCI—10HRSI替代4.0kg/m3HRSI。

FRCI—12和FRCI—10HRSI采用由20％的铝硼硅酸盐和80％的纯二氧化硅纤维制成的复合纤维耐熔材料。铝硼硅酸盐的膨胀系数比99.7％纯度的二氧化硅大10倍，在纤维基体中起预缩凝固加强条作用。

FRCI—12和FRCI—10HRSI瓦的玻璃涂层在固化时压缩不易龟裂，其质量比HRSI瓦小10％，抗拉强度大3倍，使用温度高约37℃。

加工工艺基本同HRSI瓦，只是稀浆在浇注前进行“湿端”预粘合，烧结温度较高。

低温重复使用表面绝热材料(LRSl)

LRSI用于102号轨道飞行器371～648℃部位，它们是有效载荷舱门的下部、前部、中部和底部机身、上翼面和垂直尾翼。

LRSI瓦的结构、制造工艺和粘接方法同HRSI瓦。只是瓦块薄(0.5～3.Scm)、面积小 (20cm×20cm)，顶面和侧面覆盖10μm厚的白色光学防潮层。涂层由二氧化硅和用来取得光学性能的二氧化铝组成。LRSI也进行防水处理，辐射率0.8，太阳吸收率0.32。

高级柔性重复使用表面绝热被覆层(AFRSl)

099和以后的轨道飞行器用(AFRSl)代替LRSI瓦。AFRSI由二氧化硅(玻璃)和99.7％非晶玻璃纤维组成。玻璃纤维由普通石英砂制成，粗1～2pm，用石英线缝在2层二氧化硅玻璃布之间。AFRSI涂有防潮层。AFRSI密度2.7kg/m3，厚0.31～1.27cm。AFRSI被式结构层用室温固化硅树脂直接粘贴在轨道飞行器结构上。硅胶层厚0.02cm。

增强碳—碳材料(RCC)

轨道飞行器鼻锥和翼前缘用增强碳—碳材料板保护，使其在1260℃以上的高温下保持形状不变。翼前缘用44块RCC板，每个机翼22块，鼻锥部分只用1块。

RCC的加工过程是：将涂过石墨和用酚醛树脂浸渍过的尼龙织物叠层放在高压釜中固化，固化后在高热下进行热解，提出树脂，将其转化为碳。然后加工件在真空室中用糖醛乙醇转化为碳。此过程重复三次直至达到标准为止。将该材料和由铝、硅、碳化物组成的无水混合物一起放在一千馏釜中，将干馏釜放入加热炉中加热，并在氩气中进行。用阶段—时间—湿度循环法将温度升至1760℃，无水混合物和碳—碳材料层转化为灰白色碳化硅层，保护碳—碳材料免受氧化。为进一步加强其抗氧化性能，再用四乙基原硅酸盐浸渍。

RCC叠层轻而坚固，它能促进热滞区和温度较低部位的交叉辐射，这样就能降低翼前缘 (见图)滞止温度和温度梯度。RCC的工作温度为一121～+1648℃，它能承受爬高及再入时的高疲劳载荷。

RCC板是机械铰接在机翼上的，以减少因机翼变形而产生的加载。每个翼前缘板中的 RCC“齿密封”件可作横向移动，允许RCC和轨道飞行器翼前缘后面温度较低的结构之间有热膨胀差。此外它也用来防止再入时热边界层气流直接进入翼前缘空腔。

由于碳不是一种良绝热体，所以其邻近的铝合金和其它金属附件要作内绝热，以防超过极限温度。因康镍718和A—286紧固件被螺接在RCC组件的凸缘上并连接到铝合金翼梁和鼻锥舱壁上。用因康镍覆盖DYNAFLEX绝热层，防护金属连接件和翼梁免受由RCC机翼板侧向而来的热辐射。

在102轨道飞行器上鼻锥罩用充填二氧化硅纤维的陶瓷纤维罩及99.7％纯度的二氧化硅HRSI瓦进行内绝热。099号及其以后的轨道飞行器用充填二氧化硅纤维的陶瓷纤维罩及FRCI瓦作为内绝热材料。

热挡层

轨道飞行器各个组件和防热系统接壤区的closeout体均须用热挡层防护，其部位如图所示。采用的材料有白色AB312陶瓷氧化铝、四氧化三硼、二氧化硅纤维(用于102号轨道飞行器)，黑色AB312陶瓷纤维(用于099号及其以后的轨道飞行器)、内装有因康镍X750丝制成的管形弹簧的二氧化硅纤维套管、氧化铝垫层、石英线和可机械加工的MACOR陶瓷。

间隙填料

在表面压力梯度可能引起边界层气流穿入瓦隙的部位，要用填料充填间隙，以尽量减少间隙加热。102号轨道飞行器用白色AB312陶瓷氧化铝、三氧化二硼、二氧化硅纤维织物作瓦隙填料。099号及其以后的轨道飞行器用黑色的AB312陶瓷纤维织物作瓦隙填料。前部机身鼻锥前缘风罩、侧部舱门、机翼、垂直尾翼、升降副翼的尾部边缘、方向舵/减速板、机身襟翼和主发动机热防护罩周围和壳体内用充填有氧化铝纤维的织物套防护。

插头和塞件

轨道飞行器某些部位的陶瓷瓦上嵌有熔化二氧化硅嵌线插头和塞件，以便通过这些开口穿过瓦块移动舱门或通道盖板的部件，其部位如图所示。

推进系统

航天飞机轨道飞行器推进系统由主推进系统、轨道机动系统和反作用控制系统组成。

主推进系统

航天飞机主推进系统由主发动机、外贮箱、推进剂输送、管理、加注与泄出、调节、增压控制、气动和吹除等分系统组成。

除外贮箱和部分输送管路以及氦气瓶外，系统的其它组件均位于轨道飞行器尾部机身。氦气瓶置放于有效载荷舱下的中部机身后侧。

主发动机

航天飞机主发动机为泵压输送、高压补燃液氧/液氢发动机。发动机在地面点火，提供上升

入轨的速度增量，同时也可在因故障需中止飞行时使用。发动机推力可调，调节范围为65％一 109％，因而可将运载器过载限制在3g以内，也可在较高的高度上中止飞行。

1. 主发动机主要组件

涡轮泵：该系统共有4台涡轮泵，低压燃料、氧化剂涡轮泵各1台，高压燃料、氧化剂涡轮泵各1台。

两台低压涡轮泵与推进剂导管相联并支撑在一固定的位置。每台低压泵的出口用一柔性导管与高压泵入口相联，以便发动机摆动进行推力矢量控制。低压泵为轴流泵，以较低的转速工作，为高压泵提供必要的压头。低压氧化剂泵的额定转速为5151r/min；燃料泵的额定转速为14644r/min。

高压燃料涡轮泵是一种三级离心泵，直接由一台两级燃气涡轮驱动。涡轮泵安装在燃气歧管上。涡轮泵的泵后管路为预燃室、喷管和燃烧室冷却循环管路提供液氢。高压氧化剂泵也安装在燃气歧管上，由2台离心泵(主离心泵和预燃室离心泵)组成。2台泵共用一轴，由l台两级燃气涡轮驱动。主涡轮泵为主燃烧室喷注器、热交换器、低压氧化剂泵和预燃室氧化剂离心泵提供液氧。预燃室氧化剂离心泵用于提高氧化剂压力，并将其送往燃料和氧化剂预燃室。

燃气歧管是发动机支撑预燃室、高压泵、主喷注器、主燃烧室和热交换器的结构支柱。通过燃气歧管使燃料和氧化剂预燃室与主燃烧室连通。

预燃室；2个预燃室焊接在燃气歧管上，产生驱动高压涡轮装置的低混合比富氢燃气。预燃室由一单通路燃烧室、燃料冷却套和装有隔板的同轴元件喷注器组成。

主喷注器采用隔板和同轴元件方案。喷注器双面板用汽化氢冷却。发动机摆动轴螺接于主喷注器，全部装置可摆动，作飞行推力矢量控制。主喷注器基本上为一全焊接装置，由结构件、同轴喷射组件、2块多孔金属板和增强电火花点火器组成。

主燃烧室；为一圆柱形再生冷却组件。燃气喷出燃烧室，以5:1膨胀比膨胀。燃烧室用法兰连接在燃气歧管上，并由NARLOG-Z(含银和二氧化铝的铜合金)冷却管路和高强度镍合金套进行冷却。

喷管装置：由歧管和喷管组成，喷管与歧管焊接并通过歧管的法兰与主燃烧室连接。

燃料再生冷却、80.6％钟形喷管膨胀比77.5：1，长约3.05m，出口直径2.39m。它螺接在主燃烧室5:1膨胀比截面处。歧管由歧管壳、扩散器、混合器、推力室冷却阀壳和推力室冷却管路组成。喷管由1080根连接于喷管前端冷却出口歧管和喷管出口处的冷却入口歧管的管子组成。

发动机控制器由3个减震紧固件连接在发动机上。它是一种固态集成电路组件，由数字计算机和相应的电子件组成。它与发动机传感器、作动器和电火花点火器配合可进行发动机闭路控制、发动机测试、发动机极限监控、起动准备状态检验、起动和关机程序控制、收集发动机维护数据。控制器组件被集装在一采用冷却措施的密封、增压壳体内。

飞行加速度安全关机系统由电子件、电缆和加速度计组成，它敏感2台高压涡轮泵的震动，当超过预定值时，其数值传送给发动机控制器。

2、主发动机工作流程

发动机工作流程如图所示。

航天飞机主发动机采用分级燃烧循环。推进剂在低混合比、低压、低温下在预燃室部分燃烧。之后，再在高混合比、高压、高温下在主燃烧室全部燃烧。

两台低压涡轮泵低速工作，使贮箱处于低压环境。其作用是为高压泵提供足够的入口压头，使高压泵在高速下工作，并由低压泵向高压泵输送推进剂。

高压氧化剂泵输出的推进剂有75％流向主燃烧室，约10％流向预燃烧室离心泵。由该泵将压力提高到预燃室要求值。另有一小部分推进剂通过热交换器，用于氧化剂箱增压和纵向耦合振动(Pogo)抑制。氧化剂驱动液压涡轮泵，后者驱动低压氧化剂涡轮泵，然后再循环进入高压氧化剂涡轮泵。

高压燃料涡轮泵输出的推进剂有20％用来冷却主燃烧室、驱动低压燃料涡轮泵、冷却燃气歧管和喷注器，并给燃料箱增压。剩余的推进剂对喷管进行冷却后送往预燃室。由预燃室产生的富油燃气蒸气先驱动高压涡轮泵，然后流入主喷注器与补加的氧化剂和燃料混合喷入主燃烧室。

外贮箱增压

外贮箱由地面加注的氦气和液压头提供发动机起动前的泵入口压力，发动机建压后由推进剂蒸气压力维持贮箱压力。

推进剂输送系统

系统通过2条直径43cm的管路从外贮箱向轨道飞行器主发动机输送液氢、液氧。在轨道飞行器机身尾部处，2条43cm直径管路各分为3条30cm直径管路通往3台主发动机。

氦气存贮和供给系统

系统分为气动和发动机氦气存贮和供给2个子系统。前者为推进剂管理系统中的气动作动阀门提供氦气作动压力、辅助主推进系统排液并在再入前对推进剂管路再增压。后者在飞行中对发动机进行吹除和应急起动(关闭)推进剂阀门。

推进剂管理系统

该系统用来控制外贮箱推进剂加注，从发动机引出气体通过2条气体脐带管路送回贮箱以维持贮箱压力并为主发动机提供低压备用关机。发动机工作时推进剂通过2条脐带、歧管、管路和阀门送往发动机。

轨道飞行器共有2条43cm直径推进剂输送管路、6条30cm直径推进剂输送管路和6条 1.6cm直径增压管路。

液压摆动作动器

每台主发动机有2个液压摆动伺服作动器，1个用于俯仰，另1个用于偏航。

液压由推力矢量控制系统隔离阀门控制。共有3套液压系统，每套装有1个这样的隔离阀门。当3个阀门打开时，液压便送往伺服作动器。每个作动器只与其中的2套液压系统相接， 1套工作，1套备用。它们与每个作动器中的1个转换阀门相接，当敏感到主液压系统失效时，会自动切换到备用系统以防推力矢量控制失效。

轨道机动系统

轨道机动系统(OMS)为入轨、轨道转移、会合、出轨提供速度增量。系统由2个独立的部分组成，它们装在尾部机身两侧的舱体内。该系统能给携带有29.45t有效载荷并已与外贮箱分离的轨道飞行器提供304m/s速度增量。安装在有效载荷舱尾部的3个副贮箱所装的推进剂和气体，可补加3×152.5m/s速度增量，这样可使总AV提高为762.5m/s。再入前剩余推进剂从尾部2个排液管排出。

每个OMS舱装有推力为26.69kN的挤压式输送再生冷却摆动发动机、燃料箱、氧化剂箱、高压氦气瓶、推进剂挤压输送调节器、控制器和推进剂分配系统。

OMS发动机可重复使用100次，起动1000次，总工作时间15h，最短点火时间2s，每秒提供 0.9～1.8m/。速度增量。每台发动机装有2个机电作动器，进行偏航和俯仰摆动，系统的正常工作模式为一台OMS发动机工作。

每个推进剂箱装有推进剂捕获装置、测量装置和推进剂分配系统。推进剂连通管具有为任一OMS发动机从任一贮箱提供推进剂的能力。位于轨道机动系统连通管间的转接管路和尾部反作用控制系统(RCS)推进剂歧管可为RCS提供453kg推进剂，供轨道内机动用，也可为2个尾部RCS交叉输送推进剂。

OMS用舱壁和设于管路和OMS结构上的加热器进行温控，使推进剂温度保持在4～ 37℃之间。

反作用控制系统

反作用控制系统(RCS)由。个独立的部分组成。—部分装在驾驶舱前部，另两部分装在尾部OMS舱内。RCS提供姿态控制和轨道飞行器三轴平移。外贮箱分离、入轨和轨道机动时三部分同时工作，返回地面的姿态控制只用尾部2套RCS。

每套RCS由2个高压氦气瓶、贮箱压力控制器、减压阀、推进剂箱；推进剂分配系统、主推力器和游动推力器组成。每个贮箱设推进剂捕获系统，在各种状态下为贮箱出口供液。系统共有38个主推力器，前部14个，尾部两侧各12个；6个游动推力器，前部2个、尾部两侧各2个(推力器性能见表)。RCS采用OMS同样的推进剂。尾部左右RCS以及RCS和OMS之间通过交流电机输送阀门交叉供液。

RCS发动机采用镉金属燃烧室，内壁燃料液膜冷却和喷管辐射冷却。燃烧室和喷管设防热层，以防止1013～1315℃高温辐射进入轨道飞行器结构。用加热器使推进剂温度保持在15～37℃之间。

电子系统

航天飞机电子系统由数据处理系统、测量系统、通信系统、辅助导航系统和制导、导航、控制系统组成。系统共有300多个主要电子“黑盒子”，由300多公里长的电缆连接，分布于航天飞机的各个部位，并通过公用数据母线与系统的5台计算机相接。

航天飞机电子系统为多冗余系统，是按照故障—工作/故障—安全的原则设计的。即要求出现一次故障时，系统能正常工作，出现第二次故障时，仍能确保航天飞机及飞行人员安全返回地面。

该系统负责航天飞机大部分系统的控制，其功能为；自动测定航天飞机状态和运行准确程度、程序测量、外贮箱和固体助推器的发射和上升控制、性能监控、数据处理、通信和跟踪、有效载荷操作和系统管理、制导、导航和控制及电源分配。除了对接由宇航员手动操纵外，任务的各个阶段均有手动和自动两种工作模式可供选用。

数据处理系统

数据处理系统为航天飞机各分系统提供计算机监控。系统为多冗余系统，由5台完全相同的通用计算机、2台进行大容量存储的海量存储器、28条进行数据传输的时分、串行数字数据母线、9台进行数据组合和格式化的信号复合器/信号分离器、3个发动机接口和4台多功能电视显示装置组成。

系统采用多台计算机的冗余组合方案是为了在某台计算机发生故障时，100％地覆盖有故障的计算机，由组内其它计算机保障任务正常进行。为保证故障后航天飞机仍能继续正常工作，需要3台计算机，因为只有这样才能在确认有故障的计算机后由系统否决其计算结果。如果要求在出现第2次故障仍能继续飞行，保证安全返回地面则至少要用4台计算机。第5台计算机采用完全不同的软件以检查软件错误，作为产生软件错误时的后备机。

硬件

IBMAPl01通用计算机(GPC)

每台通用计算机由中央存储器、中央处理机(CPU)和输入/输出处理机(10P)组成。中央存储器容量为106496字，由CPU和lOP共用。GPC内存共分9个存储组。CPU的功能是对数据进行逻辑运算、对lOP进行程序控制、控制并处理中断、控制传感器等冗余系统。每台计算机的CPU容量为81920字。计算机与各系统间的数据传输由IOP在CPU的控制下进行。 lOP从CPU接收数据，格式化并转换成命令后送往各系统，它也从各系统接收数据，格式化后送往CPU。每台计算机的IOP容量为24576字。CPU和IOP高19.05cm、宽25.7cm、长 49.53cm、质量25.85kg。

海量存储器(MM)

为了完成各阶段的计算任务约需40万字的容量。除中央存储器外还可将34兆的信息存入2台磁带机。可将全部软件装入磁带机，需用时将所需程序转贮内存。关键程序和数据同时装入2台磁带机。一般情况下一台使用，另一台备用，也可通过2条单独的母线同时使用。磁带机高19.05cm、宽29.21cm、长38.1cm、质量9.97kg。

多功能显示系统

系统使机组人员具有机装软件接口以及控制机装软件的能力。机组人员可通过它观察航天飞机数据、监视错误和故障信息。系统由显示装置电子组件(DEU)、键盘(KBU)、显示装置 (DU，包括阴极射线管CRT)组成，驾驶层前中央显示/控制台有3台DU/CRT，2台KBU，后中央显示台有DU/CRT、KBU各1台，系统用4台DEU存储显示数据、提供接口、进行显示、更新和再生、检测KBU输入错误并将输入信息回送给显示装置，3台KBU为机组人员提供软件操作和管理的控制接口。

数据母线

计算机的输入/输出处理机有28个独立的处理器，分别控制28条数据母线。

系统采用脉码调制、时分多路转换的数据传输技术，通道用多路转换器连接在一起。按离散信息用一串二进制脉冲信号将信息编码到任意指定通道。信息传输字长为28位。头3位用于同步并指出信息是命令还是数据，下5位指明信息的源或目的。如是命令，则以后的19位指明要进行哪一种数据传输或操作；如是数据则其中的16位是数据本身，3位指明数据的有效度，每个字的最后一位都是奇校验位。

28路数据母线通过多路转换器接口适配器(MIA)与IOP相接。MIA响应离散信号，传输或接收可用数据的要求，接收、转换、校验串行数据。

28路数据母线按功能分为7组：机间通信5条、海量存储器2条、显示系统2条、有效载荷操作2条、飞行测量5条、飞行关键传感器和控制器8条。

信号复合器/信号分离器(MDM)

数据母线网络和大部分分系统之间的接口适配是通过MDM完成的。MDM对与数字数据母线有关的数据串进行时分信号复合/信号分离，调节数据。它实际上是一种从数据母线取送数据的转换器。

MDM从各系统接收上百个一5～+5V直流和28V直流离散模拟信号以及串行字或数字字，将这些模拟信号转换成数字/串行输出信号并通过母线输送到计算机和脉码调制主组件去，MDM也从计算机向各系统输送数据。

脉码调制器(PCM)

计算机将串行/数字下行数据通过测量母线送往脉码调制主组件，与测量数据及有效载荷数据混合后送往地面下行遥测装置。PCM也将测量信号变成串行数字送往遥测装置。从PCM主组件而来的航天飞机非关键数据通过4条测量母线送往各计算机并在CRT显示。

PCM主组件含有一用来访问分系统数据的可编程序只读存储器(PROM)、一存储系统数据的随机存取存储器(RAM)和一存储从计算机而来，送往地面下行遥测装置的数据的存储器。

定时器

全部数据由3个主定时器(MTU)定时。由定时器提供格林威治标准时间(GMT)、任务经过时间和事件时间。系统软件从主定时器或计算机内部时钟选择GMT，并经常由MTU更新，进行计时冗余管理。MTU也负责向其它电路送同步信号。宇航员可通过CRT显示装置控制计时软件。(end)

wxljwjt · 发表于 2013-2-12 12:14:41

哇塞，楼主专家呀。

t2930 · 发表于 2013-2-12 21:08:59

固体推进剂貌似效能很低，为啥还是使用？

工具人 · 发表于 2013-2-13 07:45:26

谢谢楼主分享，先留个脚印，有机会来看看。

东海fyh126 · 发表于 2013-2-13 13:50:27

这种方案处理方法，可以借鉴，产品是模块化，方案也是模块化的。

成形极限 · 发表于 2013-2-13 19:06:37

别的不说，转载辛苦了

衮雪76 · 发表于 2013-2-13 20:14:43

在哪里搜到这么详细的东西，难得！

林霸赫 · 发表于 2013-2-17 20:53:24

很好的教材，谢谢！{:soso_e100:}

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美国航天飞机的演变--转来的挺受教

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