1、10.1航天飞机的结构组成航天飞机的结构组成10.2航天飞机的控制系统航天飞机的控制系统10.3航天飞机的飞行控制航天飞机的飞行控制10.4航天飞机再入与着陆的制导与控制航天飞机再入与着陆的制导与控制章航天飞机的制导与控制章航天飞机的制导与控制 航天飞机航天飞机是一种有人驾驶的、主要部分可以重复使用的是一种有人驾驶的、主要部分可以重复使用的空间运输工具。它可以像火箭那样垂直起飞，像载人飞船那空间运输工具。它可以像火箭那样垂直起飞，像载人飞船那样在轨道上运动，像飞机那样滑翔，在地面上水平着陆。航样在轨道上运动，像飞机那样滑翔，在地面上水平着陆。航天飞机除了运载和部署卫星以外，还可以检修、回收卫星
2、，天飞机除了运载和部署卫星以外，还可以检修、回收卫星，或进行空间营救。在军事方面，航天飞机还可以执行载人近或进行空间营救。在军事方面，航天飞机还可以执行载人近地轨道实时侦察、拦截卫星、战略轰炸等任务。在空间科学地轨道实时侦察、拦截卫星、战略轰炸等任务。在空间科学技术的应用方面也非常广泛，如发射空间实验室和建立永久技术的应用方面也非常广泛，如发射空间实验室和建立永久性国际空间站等。性国际空间站等。第十章第十章 航天飞机的制导与控制航天飞机的制导与控制10.1 航天飞机的结构组成航天飞机的结构组成航天飞机记录片航天飞机记录片 目前，美国的整个航天飞机系统，是由一个轨道器、目前，美国的整个航天飞机系
3、统，是由一个轨道器、一个外储箱和两个固体火箭助推器所组成，通常所说的一个外储箱和两个固体火箭助推器所组成，通常所说的航天飞机就是指轨道器。航天飞机每飞行一次就要扔掉航天飞机就是指轨道器。航天飞机每飞行一次就要扔掉一个外储箱，而固体火箭助推器和轨道器仍能重复使用。一个外储箱，而固体火箭助推器和轨道器仍能重复使用。轨道器可以重复使用轨道器可以重复使用100100次，助推器可以重复使用次，助推器可以重复使用2020次。次。因此当前的航天飞机是一种部分可重复使用的第一代空因此当前的航天飞机是一种部分可重复使用的第一代空间运输工具。间运输工具。“哥伦比亚哥伦比亚”号航号航天飞机首飞记录片天飞机首飞记录片
4、 航天飞机航天飞机系统整体外形结构如图系统整体外形结构如图10.110.1所示。轨道器所示。轨道器驮在外储箱上，两台固体火箭助推器则平行地挂在外储驮在外储箱上，两台固体火箭助推器则平行地挂在外储箱的两侧。当航天飞机竖立在发射台上时，整个系统依箱的两侧。当航天飞机竖立在发射台上时，整个系统依靠助推器的尾裙支撑。整个系统全长靠助推器的尾裙支撑。整个系统全长565614 m14 m，高，高23.34 23.34 m m，起飞总质量，起飞总质量2 000 t2 000 t多，海平面的起飞总推力为多，海平面的起飞总推力为31,400 kN31,400 kN。航天飞机系统的整体几何尺寸也如图。航天飞机系统
5、的整体几何尺寸也如图10.110.1所所示。下面分别针对航天飞机系统的三大部件：轨道器，示。下面分别针对航天飞机系统的三大部件：轨道器，外储箱和助推器进行介绍。外储箱和助推器进行介绍。第一部件是轨道器，即航天飞机，它是整个系统第一部件是轨道器，即航天飞机，它是整个系统的核心部分。轨道器是整个系统中惟一可以载人的、的核心部分。轨道器是整个系统中惟一可以载人的、真正在地球轨道上飞行的部件，它很像一架大型的三真正在地球轨道上飞行的部件，它很像一架大型的三角翼飞机。它的全长角翼飞机。它的全长373724 m24 m，起落架放下时高，起落架放下时高171727 m27 m；三角形后掠机翼的最大翼展；三角
6、形后掠机翼的最大翼展232397 m97 m；不；不带有效载荷时质量带有效载荷时质量68 t68 t，飞行结束后，携带有效载荷，飞行结束后，携带有效载荷着陆的轨道器质量可达着陆的轨道器质量可达87 t87 t。它所经历的飞行过程及。它所经历的飞行过程及其环境比现代飞机要恶劣得多，它既要有适于在大气其环境比现代飞机要恶劣得多，它既要有适于在大气层中作高超音速、超音速、亚音速和水平着陆的气动层中作高超音速、超音速、亚音速和水平着陆的气动外形，又要有承受再人大气层时高温气动加热的防热外形，又要有承受再人大气层时高温气动加热的防热系统。因此，它是整个航天飞机系统中，设计最困难，系统。因此，它是整个航天
7、飞机系统中，设计最困难，结构最复杂，遇到的问题最多的部分。结构最复杂，遇到的问题最多的部分。轨道器由前、中、尾三段机身组成，如图轨道器由前、中、尾三段机身组成，如图10.210.2所示。所示。前段结构可分为头锥和乘员舱两部分，头锥处于航天飞前段结构可分为头锥和乘员舱两部分，头锥处于航天飞机的最前端，具有良好的气动外形和防热系统，前段的机的最前端，具有良好的气动外形和防热系统，前段的核心部分是处于正常气压下的乘员舱。这个乘员舱又可核心部分是处于正常气压下的乘员舱。这个乘员舱又可分为三层：最上层是驾驶台，有分为三层：最上层是驾驶台，有4 4个座位，中层是生活舱，个座位，中层是生活舱，下层是仪器设备
8、舱。乘员舱为航天员提供宽敞的空间，下层是仪器设备舱。乘员舱为航天员提供宽敞的空间，航天员在舱内可穿普通地面服装工作和生活。一般情况航天员在舱内可穿普通地面服装工作和生活。一般情况下舱内可容纳下舱内可容纳4 4至至7 7人，紧急情况下也可容纳人，紧急情况下也可容纳1010人。人。图图lO.2 lO.2 航天飞机结构示意图航天飞机结构示意图 航天飞机的中段主要航天飞机的中段主要是有效载荷舱。这是一个是有效载荷舱。这是一个长长18 m18 m，直径，直径4.5 m4.5 m，容积，容积300300的大型货舱，一次可携的大型货舱，一次可携带质量达带质量达29t29t多的有效载荷，多的有效载荷，舱内可以
9、装载各种卫星、舱内可以装载各种卫星、空间实验室、大型天文望空间实验室、大型天文望远镜和各种深空探测器等。远镜和各种深空探测器等。航天飞机的后段比较复杂，主要装有三台主发动机，航天飞机的后段比较复杂，主要装有三台主发动机，尾段还装有两台轨道机动发动机和反作用控制系统。在尾段还装有两台轨道机动发动机和反作用控制系统。在主发动机熄火后，轨道机动发动机为航天飞机提供进入主发动机熄火后，轨道机动发动机为航天飞机提供进入轨道、进行变轨机动和对接机动飞行以及返回时脱离轨轨道、进行变轨机动和对接机动飞行以及返回时脱离轨道所需要的推力。反作用控制系统用来保持航天飞机的道所需要的推力。反作用控制系统用来保持航天飞
10、机的飞行稳定和姿态变换。除了动力装置系统之外，尾段还飞行稳定和姿态变换。除了动力装置系统之外，尾段还有升降副翼、襟翼、垂直尾翼、方向舵和减速板等气动有升降副翼、襟翼、垂直尾翼、方向舵和减速板等气动控制部件。控制部件。航天飞机系统的第二个部件是外储箱，它的作用就航天飞机系统的第二个部件是外储箱，它的作用就是为航天飞机的主发动机储存入轨前所用的全部推进剂。是为航天飞机的主发动机储存入轨前所用的全部推进剂。外储箱装在航天飞机的下方，夹在两台固体火箭助推器外储箱装在航天飞机的下方，夹在两台固体火箭助推器的中间。它是航天飞机系统上惟一不可回收的部件。全的中间。它是航天飞机系统上惟一不可回收的部件。全长长
11、47 m47 m，直径，直径8 864 m64 m，净质量，净质量33 t33 t，是一个十分庞大的，是一个十分庞大的尖头圆柱体，由铝合金制成。内有前、后两个储箱，前尖头圆柱体，由铝合金制成。内有前、后两个储箱，前储箱装储箱装600 t600 t多液氧，后储箱装多液氧，后储箱装102 t102 t液氢，外储箱总共液氢，外储箱总共可装可装700 t700 t多的推进剂。多的推进剂。两台固体火箭助推器是航天飞机系统的第三个部件，两台固体火箭助推器是航天飞机系统的第三个部件，它平行地安装在外储箱的两侧，航天飞机的下方。两台它平行地安装在外储箱的两侧，航天飞机的下方。两台固体火箭助推器的结构完全相同，
12、每台助推器长约固体火箭助推器的结构完全相同，每台助推器长约454546 m46 m，直径，直径3 37 m7 m，自重，自重83 t83 t，可以装，可以装503 t503 t的固的固体推进剂，推力体推进剂，推力13 MN13 MN，可以重复使用，可以重复使用2020次。次。航天飞机航天飞机控制系统代表了迄今为止最复杂的一种航天控制系统代表了迄今为止最复杂的一种航天器控制系统，它包括运载火箭、卫星和飞机器控制系统，它包括运载火箭、卫星和飞机3 3种不同的控种不同的控制，而且要求这三者有机地结合。制，而且要求这三者有机地结合。航天飞机航天飞机的飞行包括的飞行包括发射上升、人轨、轨道运行、离轨和再
13、人返回等阶段。发射上升、人轨、轨道运行、离轨和再人返回等阶段。控制系统要保证航天飞机在各种飞行状况下正常执行任控制系统要保证航天飞机在各种飞行状况下正常执行任务和安全可靠地运行。同时航天飞机又是载人航天器和务和安全可靠地运行。同时航天飞机又是载人航天器和多次重复使用的，因此，该控制系统的可靠性和安全性多次重复使用的，因此，该控制系统的可靠性和安全性等方面的要求也都是极其严格的。航天飞机控制系统包等方面的要求也都是极其严格的。航天飞机控制系统包括轨道和姿态控制两个部分。轨道控制具体包括导航、括轨道和姿态控制两个部分。轨道控制具体包括导航、制导和控制制导和控制3 3种功能。另外，还可以使航天飞机与
14、同轨道种功能。另外，还可以使航天飞机与同轨道平面内最大相距平面内最大相距560 km560 km的目标相会合。的目标相会合。10.2 航天飞机的控制系统航天飞机的控制系统 尽管航天飞机控制系统具有强大的控制功能和复杂的尽管航天飞机控制系统具有强大的控制功能和复杂的结构，但它的基本结构和原理与其他各种控制系统依然结构，但它的基本结构和原理与其他各种控制系统依然一致，可以由图一致，可以由图4.14.1表示。轨道和姿态敏感器、轨道和姿表示。轨道和姿态敏感器、轨道和姿态执行机构、计算机依然是构成航天飞机控制系统的态执行机构、计算机依然是构成航天飞机控制系统的3 3个个基本单元。基本单元。10.2.1
15、10.2.1 航天飞机系统的测量敏感器航天飞机系统的测量敏感器 为了确定航天飞机系统的轨道和姿态，航天飞机系为了确定航天飞机系统的轨道和姿态，航天飞机系统上采用了统上采用了9 9种导航和姿态测量设备，总共种导航和姿态测量设备，总共4040个敏感器，个敏感器，在很多场合下把这些轨道和姿态测量简称为导航。机上在很多场合下把这些轨道和姿态测量简称为导航。机上自主轨道确定往往需要精确的姿态信息，才能精确确定自主轨道确定往往需要精确的姿态信息，才能精确确定轨道。轨道。1 1惯性测量单元惯性测量单元 航天飞机采用三套惯性测量单元，以并行冗余方式装航天飞机采用三套惯性测量单元，以并行冗余方式装在一个整体结构
16、里。为了保证惯性测量单元的测量精度和在一个整体结构里。为了保证惯性测量单元的测量精度和对它进行校准的精度，惯性测量单元与两个星跟踪器装在对它进行校准的精度，惯性测量单元与两个星跟踪器装在同一个导航基座上，位于航天飞机的前舱。每套惯性测量同一个导航基座上，位于航天飞机的前舱。每套惯性测量单元由四框架平台、电子设备、输入输出装置和电源单元由四框架平台、电子设备、输入输出装置和电源4 4个主要部分组成。平台框架的安装方位从内向外是方位轴、个主要部分组成。平台框架的安装方位从内向外是方位轴、内滚动轴、俯仰轴、外滚动轴。第四个框架作为冗余，以内滚动轴、俯仰轴、外滚动轴。第四个框架作为冗余，以保证大姿态运
17、动时框架不少于保证大姿态运动时框架不少于3 3个自由度。每个平台内框个自由度。每个平台内框装有两个三自由度挠性陀螺和两个相互垂直安装的加速度装有两个三自由度挠性陀螺和两个相互垂直安装的加速度计。计。2 2星跟踪器星跟踪器 星跟踪器与惯性测量单元在导航基座上的安装位置星跟踪器与惯性测量单元在导航基座上的安装位置如图如图10.210.2所示。两台星跟踪器分别安装在航天飞机轨道所示。两台星跟踪器分别安装在航天飞机轨道器前舱的器前舱的OzOz轴和轴和OyOy轴上。这种星跟踪器利用电子扫描装轴上。这种星跟踪器利用电子扫描装置搜索视场，并捕获星目标。它由成像装置置搜索视场，并捕获星目标。它由成像装置光电析
18、光电析像管、光电倍增管、光学系统、遮光罩和电子线路等像管、光电倍增管、光学系统、遮光罩和电子线路等5 5个个主要部分组成。星跟踪器视场主要部分组成。星跟踪器视场10101010，通过计算机，通过计算机引导星跟踪器扫描全视场。测量角度精度为引导星跟踪器扫描全视场。测量角度精度为11，能跟踪，能跟踪亮度等级为亮度等级为+3+3到一到一7 7等的星。星跟踪器用来精确测量轨道等的星。星跟踪器用来精确测量轨道器在轨道段的姿态，同时也作为对惯性测量单元中陀螺器在轨道段的姿态，同时也作为对惯性测量单元中陀螺漂移的校准装置。漂移的校准装置。3 3航天员光学瞄准具航天员光学瞄准具 它由准直仪、光学十字线、光束分
19、离器和光源组成。它由准直仪、光学十字线、光束分离器和光源组成。当惯性测量单元偏差大于当惯性测量单元偏差大于O.5O.5或星跟踪器不在视场内时，或星跟踪器不在视场内时，航天员可人工操作光学瞄准具对惯性测量单元进行校准，航天员可人工操作光学瞄准具对惯性测量单元进行校准，同时也可以用来检查发动机关机点的轨道器姿态。同时也可以用来检查发动机关机点的轨道器姿态。4 4速率陀螺速率陀螺 它作为航天飞机的姿态和速率测量的敏感器，共采它作为航天飞机的姿态和速率测量的敏感器，共采用用1010个。其中个。其中4 4个斜装用在轨道器上升、离轨和再入着陆个斜装用在轨道器上升、离轨和再入着陆阶段，另外阶段，另外6 6个
20、分别安装在两台固体助推火箭上，用于俯个分别安装在两台固体助推火箭上，用于俯仰和偏航通道的测量。仰和偏航通道的测量。5 5气动参数测量系统气动参数测量系统 用来测量轨道器在离轨阶段与环境相对运动的信息。用来测量轨道器在离轨阶段与环境相对运动的信息。共有两组，分别装在轨道器左右两侧，每组含有测量环共有两组，分别装在轨道器左右两侧，每组含有测量环境温度和压力的两个敏感元件，共四套。这些相对运动境温度和压力的两个敏感元件，共四套。这些相对运动参数可供离轨阶段轨道器进行软件处理时使用，可为航参数可供离轨阶段轨道器进行软件处理时使用，可为航天员提供专门显示，在操纵轨道器时使用。天员提供专门显示，在操纵轨道
21、器时使用。6 6微波扫描波束着陆系统微波扫描波束着陆系统 用来测量航天飞机在着陆前最后用来测量航天飞机在着陆前最后20 km20 km距离的精确距离的精确位置。位置。7 7雷达高度表雷达高度表 根据无线电波反射原理，直接测量航天飞机离地面根据无线电波反射原理，直接测量航天飞机离地面的高度，而不要求地面辅助。该装置用在轨道器着陆阶的高度，而不要求地面辅助。该装置用在轨道器着陆阶段。航天飞机上安装两套作为双重冗余系统。段。航天飞机上安装两套作为双重冗余系统。8 8战术空中导航系统战术空中导航系统 该系统引用飞机的战术空中导航系统，用在轨道器该系统引用飞机的战术空中导航系统，用在轨道器离轨阶段。它采
22、用军用离轨阶段。它采用军用L L波段空中导航系统，从机上向地波段空中导航系统，从机上向地面提供斜距和磁定向信息。机上共装三套，安装在前电面提供斜距和磁定向信息。机上共装三套，安装在前电子设备舱内。每套由控制设备、多路转换器、上天线与子设备舱内。每套由控制设备、多路转换器、上天线与下天线和接收变换器等下天线和接收变换器等5 5个部分组成。个部分组成。9 9加速度计加速度计 在轨道器前电子设备舱装一套横向和法向加速度计，在轨道器前电子设备舱装一套横向和法向加速度计，用来测量和控制航天飞机的过载。加速度计量程为用来测量和控制航天飞机的过载。加速度计量程为1g1g，精度为精度为0 006g06g。总之
23、，航天飞机上共配置以上总之，航天飞机上共配置以上9 9种敏感器种敏感器3030套，共套，共4040个。个。10.2.2 10.2.2 航天飞机系统的执行机构航天飞机系统的执行机构 1 1主发动机和外储箱主发动机和外储箱 航天飞机的主发动机采用的是当今世界上最先进的航天飞机的主发动机采用的是当今世界上最先进的高压补燃氢氧发动机。航天飞机的主发动机是一种可重高压补燃氢氧发动机。航天飞机的主发动机是一种可重复使用的、高性能、可调节推力的液体推进剂火箭发动复使用的、高性能、可调节推力的液体推进剂火箭发动机，它为航天飞机提供主要推力。每一架航天飞机上装机，它为航天飞机提供主要推力。每一架航天飞机上装有三
24、台主发动机，发动机的结构完全一样，它们的配置有三台主发动机，发动机的结构完全一样，它们的配置位置如图位置如图10.210.2所示，位于轨道器的尾部。为了严格监控所示，位于轨道器的尾部。为了严格监控三台主发动机的工作状态并调节其推力的大小和方向，三台主发动机的工作状态并调节其推力的大小和方向，每台主发动机都有一套可整体更换的发动机电子控制器，每台主发动机都有一套可整体更换的发动机电子控制器，其中包括两台相同的互作备份的数字计算机。其中包括两台相同的互作备份的数字计算机。它能自动完成发动机起飞前的飞行准备检验，在它能自动完成发动机起飞前的飞行准备检验，在轨道器上执行发动机测试、启动和关机等功能，能
25、对轨道器上执行发动机测试、启动和关机等功能，能对发动机的温度和压力等性能参数进行监控，并以闭环发动机的温度和压力等性能参数进行监控，并以闭环方式对主发动机的推力、混合比方式对主发动机的推力、混合比(推进剂油门推进剂油门)和推力和推力方向方向(喷管摇摆框架喷管摇摆框架)进行调节。进行调节。外储箱用来储存液氢液氧推进剂。它是航天飞机外储箱用来储存液氢液氧推进剂。它是航天飞机上最大的一个部件，也是迄今为止最大的推进剂储箱，上最大的一个部件，也是迄今为止最大的推进剂储箱，长长47.1 m47.1 m，直径，直径8.64 m8.64 m，共装推进剂，共装推进剂700t700t多。外储箱多。外储箱在航天飞
26、机主发动机关闭时，尚未达到轨道速度，即在航天飞机主发动机关闭时，尚未达到轨道速度，即与航天飞机分离，然后沿着一条弹道再入路线坠毁并与航天飞机分离，然后沿着一条弹道再入路线坠毁并在海上安全散落。在海上安全散落。航天飞机的三台主发动机和一个外储箱构成了主发航天飞机的三台主发动机和一个外储箱构成了主发动机系统，结构如图动机系统，结构如图10103 3所示。所示。图图10103 3 航天飞机主发动机系统航天飞机主发动机系统 2 2固体火箭助推器固体火箭助推器 航天飞机主发动机及其外储箱推进系统，虽然具航天飞机主发动机及其外储箱推进系统，虽然具有强大的推力，但还不足以使整个航天飞机系统飞离有强大的推力，
27、但还不足以使整个航天飞机系统飞离发射台并升人空中，还必须借助辅助的推进装置并提发射台并升人空中，还必须借助辅助的推进装置并提供更多的推力，以便共同把航天飞机系统推向高空。供更多的推力，以便共同把航天飞机系统推向高空。航天飞机系统所采用的辅助推进装置，就是固体火箭航天飞机系统所采用的辅助推进装置，就是固体火箭助推器，其主要部件是固体火箭发动机。助推器，其主要部件是固体火箭发动机。航天飞机系统上配置了两台固体助推火箭，这是航天飞机系统上配置了两台固体助推火箭，这是迄今为止世界上最大和最重的固体火箭发动机。这两迄今为止世界上最大和最重的固体火箭发动机。这两台助推器的结构完全一样，是细长形圆柱体结构。
28、台助推器的结构完全一样，是细长形圆柱体结构。每台固体助推器均由固体火箭发动机、推力矢量控制每台固体助推器均由固体火箭发动机、推力矢量控制系统、分离、回收、自爆安全、电子设备、推力终止、故系统、分离、回收、自爆安全、电子设备、推力终止、故障检测等分系统以及头锥、前段、尾裙、支撑等结构组成。障检测等分系统以及头锥、前段、尾裙、支撑等结构组成。两台固体火箭助推器是与航天飞机主发动机几乎同时两台固体火箭助推器是与航天飞机主发动机几乎同时工作的，与主发动机平行燃烧，以提供最初的上升推力，工作的，与主发动机平行燃烧，以提供最初的上升推力，两分钟后依靠分离系统与航天飞机及其外储箱在两分钟后依靠分离系统与航天
29、飞机及其外储箱在50 km50 km高高空同时分离。空同时分离。每台助推器装有一套回收系统，它由引导伞、助力伞每台助推器装有一套回收系统，它由引导伞、助力伞和三顶主降落伞组成。和三顶主降落伞组成。3 3轨道机动系统轨道机动系统 轨道机动系统的主要功用是为航天飞机提供人轨、轨道机动系统的主要功用是为航天飞机提供人轨、轨道运行、变轨、交会和脱离轨道所需要的推力。轨道轨道运行、变轨、交会和脱离轨道所需要的推力。轨道机动系统的两台液体火箭发动机安装在位于后机身两侧机动系统的两台液体火箭发动机安装在位于后机身两侧对称的两个外吊舱内。每个吊舱除了一台液体火箭发动对称的两个外吊舱内。每个吊舱除了一台液体火箭
30、发动机外还包括一个高压氦气瓶、增压储箱用的减压器和控机外还包括一个高压氦气瓶、增压储箱用的减压器和控制组件、一个燃料箱、一个氧化剂箱以及相应管路。航制组件、一个燃料箱、一个氧化剂箱以及相应管路。航天飞机的左右两个外吊舱组成左右两个机动系统，如图天飞机的左右两个外吊舱组成左右两个机动系统，如图10.410.4所示。每个系统可以携带所示。每个系统可以携带4,087 kg4,087 kg的燃料和的燃料和6,743 6,743 kgkg的氧化剂，在真空中产生的氧化剂，在真空中产生27,000 N27,000 N推力。推力。图图10104 4 航天飞机轨道机动系统与反作用控制系统航天飞机轨道机动系统与反
31、作用控制系统 轨道机动系统的两台发动机均可重复使用轨道机动系统的两台发动机均可重复使用100100次，可次，可经受经受1,0001,000次起动和次起动和15 h15 h的连续点火，比推力为的连续点火，比推力为313 s313 s，氧，氧化剂和燃料的混合比为化剂和燃料的混合比为1.651.65。两台发动机的结构和工作情。两台发动机的结构和工作情况是完全一样的，根据设计要求，当左、右舱系统中有一况是完全一样的，根据设计要求，当左、右舱系统中有一个发生故障时，只用另一个系统仍可完成轨道机动任务。个发生故障时，只用另一个系统仍可完成轨道机动任务。轨道机动系统采用推力矢量控制，发动机喷管装在两轨道机动
32、系统采用推力矢量控制，发动机喷管装在两轴摆动框架上。控制推力矢量控制的指令由星上控制计算轴摆动框架上。控制推力矢量控制的指令由星上控制计算机发出。航天飞机若要进入更高的轨道以完成所需要的各机发出。航天飞机若要进入更高的轨道以完成所需要的各种任务，除了使用左、右舱轨道机动系统外，还可在航天种任务，除了使用左、右舱轨道机动系统外，还可在航天飞机货舱内增设辅助推进装置，但要相应地减少有效载荷飞机货舱内增设辅助推进装置，但要相应地减少有效载荷的质量。的质量。根据需要，轨道机动系统可增加一至三套辅助推进根据需要，轨道机动系统可增加一至三套辅助推进装置，每套装置可多携带装置，每套装置可多携带5,625 k
33、g5,625 kg的液体推进剂。的液体推进剂。轨道机动系统与航天飞机的另一个执行机构系统，即轨道机动系统与航天飞机的另一个执行机构系统，即反作用控制系统的推进剂管路是互连的，可从轨道机动反作用控制系统的推进剂管路是互连的，可从轨道机动发动机储箱向反作用控制系统提供推进剂，也可在左、发动机储箱向反作用控制系统提供推进剂，也可在左、右两侧的轨道机动发动机和反作用控制系统之间交叉馈右两侧的轨道机动发动机和反作用控制系统之间交叉馈给推进剂。若增加辅助推进装置，则推进剂也与上述管给推进剂。若增加辅助推进装置，则推进剂也与上述管路相连接。路相连接。4 4反作用控制系统反作用控制系统 反作用控制系统为航天飞
34、机提供三轴姿态控制和轨反作用控制系统为航天飞机提供三轴姿态控制和轨道控制所需的控制力矩和控制力。道控制所需的控制力矩和控制力。反作用控制系统可以分为独立工作的反作用控制系统可以分为独立工作的3 3个部分，即机个部分，即机身前部头锥内的前舱系统和分别位于轨道机动系统的两身前部头锥内的前舱系统和分别位于轨道机动系统的两个外吊舱内的左、右舱系统。主推力器对航天飞机进行个外吊舱内的左、右舱系统。主推力器对航天飞机进行正常状态的姿态控制，游动推力器仅提供有限的控制，正常状态的姿态控制，游动推力器仅提供有限的控制，进行微调。所有进行微调。所有4444个推力器的控制指令既可来自于星上个推力器的控制指令既可来
35、自于星上计算机，也可来自于航天员的手动操作。计算机，也可来自于航天员的手动操作。反作用控制系统的布局和安装位置如图反作用控制系统的布局和安装位置如图10.410.4所示。所示。其中，前舱系统共有其中，前舱系统共有1414个主推力器，个主推力器，2 2个游动推力室，个游动推力室，1 1个可储存个可储存600 kg600 kg的燃料箱，的燃料箱，1 1个可储存个可储存381 kg381 kg的氧化剂箱，的氧化剂箱，2 2个高压氦气瓶。尾部的左、右舱系统完全相同，各包括个高压氦气瓶。尾部的左、右舱系统完全相同，各包括3 3个垂直向上，个垂直向上，3 3个垂直向下，个垂直向下，2 2个向后，个向后，4
36、 4个与航天飞机个与航天飞机横轴平行向外的主推力器，每个舱还各有横轴平行向外的主推力器，每个舱还各有2 2个游动推力器。个游动推力器。另外，左、右舱之间相互连接，设有交叉供应管路，另外，左、右舱之间相互连接，设有交叉供应管路，需要时可允许左、右舱之间交叉供应推进剂。需要时可允许左、右舱之间交叉供应推进剂。5 5气动力控制系统气动力控制系统 轨道器的主要气动力控制装置是机翼尾部的升轨道器的主要气动力控制装置是机翼尾部的升降副翼和垂直尾翼上的方向舵。升降副翼位于轨道降副翼和垂直尾翼上的方向舵。升降副翼位于轨道器尾部两侧，升降副翼做成开裂式，分为内翼和外器尾部两侧，升降副翼做成开裂式，分为内翼和外翼
37、两片。此外，机身后部下面还有一对襟翼，如图翼两片。此外，机身后部下面还有一对襟翼，如图10.210.2所示。每个升降副翼有效面积为所示。每个升降副翼有效面积为19.19 19.19，偏，偏转角从转角从-40-40+25+25。方向舵高。方向舵高8.23 m8.23 m，根部翼弦，根部翼弦长长6.70 m6.70 m，有效面积为，有效面积为9.08 9.08。方向舵用作方向控。方向舵用作方向控制时，从机身的纵对称面向左、右各可转动制时，从机身的纵对称面向左、右各可转动22.822.8；用作速度制动时，可沿纵剖面对称地裂开，两半各用作速度制动时，可沿纵剖面对称地裂开，两半各可向一侧偏转可向一侧偏转
38、87.287.2，总的偏转角为，总的偏转角为174.4174.4。升降副翼用于俯仰和滚动姿态控制，方向舵用于偏升降副翼用于俯仰和滚动姿态控制，方向舵用于偏航姿态控制。机身下面的一对襟翼也可提供一定程度的航姿态控制。机身下面的一对襟翼也可提供一定程度的俯仰控制。俯仰控制。垂直尾翼上的方向舵主要用作偏航控制。垂直尾翼上的方向舵主要用作偏航控制。以上以上5 5种执行机构系统就构成了航天飞机系统的全种执行机构系统就构成了航天飞机系统的全部控制手段，保证航天飞机系统在各部控制手段，保证航天飞机系统在各个飞行阶段的正常运行。个飞行阶段的正常运行。10.2.3 10.2.3 航天飞机的星载控制计算机航天飞机
39、的星载控制计算机 星载控制计算机是航天飞机控制系统的核心。星载控制计算机是航天飞机控制系统的核心。航天飞机的星载控制计算机系统是一个十分复杂而航天飞机的星载控制计算机系统是一个十分复杂而可靠性又很高的系统，它的最突出的特点是同时采用了可靠性又很高的系统，它的最突出的特点是同时采用了5 5台相同又各自独立的通用数字计算机，通过数字数据总台相同又各自独立的通用数字计算机，通过数字数据总线相互连成一个冗余计算机组。线相互连成一个冗余计算机组。在航天飞机的关键性飞行阶段，如上升、再人和着在航天飞机的关键性飞行阶段，如上升、再人和着陆等，这陆等，这5 5台通用数字计算机中的台通用数字计算机中的4 4台作
40、为一个协调式冗台作为一个协调式冗余组来执行导航、制导和控制任务。即这余组来执行导航、制导和控制任务。即这4 4台通用数字机台通用数字机接收相同的输入数据，执行相同的计算并传送相同的输接收相同的输入数据，执行相同的计算并传送相同的输出命令，而且每一台计算机的计算都由其他出命令，而且每一台计算机的计算都由其他3 3台计算机来台计算机来检验。检验。由于航天飞机的计算机系统采用了先进的结构体系，由于航天飞机的计算机系统采用了先进的结构体系，多重的数据和指令格式，综合的指令系统和微程序设计，多重的数据和指令格式，综合的指令系统和微程序设计，以及使用较高级的语言，从而保证了航天飞机计算机系以及使用较高级的
41、语言，从而保证了航天飞机计算机系统具有高性能、高可靠性和灵活性。特别是通过采用多统具有高性能、高可靠性和灵活性。特别是通过采用多重计算机系统冗余管理技术实现故障操作故障保险，重计算机系统冗余管理技术实现故障操作故障保险，使系统性能和可靠性得到很大提高。航天飞机星载控制使系统性能和可靠性得到很大提高。航天飞机星载控制计算机系统自从计算机系统自从19811981年首次在轨成功运行以来，至今已年首次在轨成功运行以来，至今已成功完成成功完成100100多次各项飞行任务，充分证明该系统设计是多次各项飞行任务，充分证明该系统设计是正确的，硬件和软件具有很高的可靠性。正确的，硬件和软件具有很高的可靠性。综合
42、以上所述，整个航天飞机控制系统具有以下控综合以上所述，整个航天飞机控制系统具有以下控制硬件：制硬件：轨道测量和姿态敏感器轨道测量和姿态敏感器4040个个通用计算机通用计算机(包括海量存储器包括海量存储器2 2个个)5 5台台驱动装置驱动装置(控制指令与执行机构之间的接口装置控制指令与执行机构之间的接口装置)14)14个个执行机构执行机构(包括主发动机、轨道机动发动机和反作用控制包括主发动机、轨道机动发动机和反作用控制推力器等推力器等)66 66个个轨道手动操纵器轨道手动操纵器 2 2个个姿态手动操纵器姿态手动操纵器 2 2个个显示设备和接口装置显示设备和接口装置 4 4套套操纵台显示器操纵台显
43、示器 2 2套套10.3.1 10.3.1 飞行过程与控制飞行过程与控制10.3 航天飞机的飞行控制航天飞机的飞行控制 航天飞机每次飞行所执行的任务是各不相同的，航天飞机每次飞行所执行的任务是各不相同的，所携带的有效载荷也是多种多样的。但是，无论执行所携带的有效载荷也是多种多样的。但是，无论执行什么任务，携带哪些有效载荷，航天飞机的基本飞行什么任务，携带哪些有效载荷，航天飞机的基本飞行过程都是相同的，可分为过程都是相同的，可分为5 5个主要阶段，即上升段、入个主要阶段，即上升段、入轨段、轨道段、离轨段和再入着陆段。相应的具体过轨段、轨道段、离轨段和再入着陆段。相应的具体过程有发射前的准备和点火
44、起飞、固体火箭助推器的分程有发射前的准备和点火起飞、固体火箭助推器的分离和回收、外储箱的分离和坠毁、航天飞机进人轨道、离和回收、外储箱的分离和坠毁、航天飞机进人轨道、轨道运行和作业、航天飞机离轨和再入返回以及着陆轨道运行和作业、航天飞机离轨和再入返回以及着陆等飞行的全过程，参见图等飞行的全过程，参见图10.510.5。下面简述航天飞机系。下面简述航天飞机系统统5 5个基本飞行阶段的过程和控制。个基本飞行阶段的过程和控制。图图10.5 10.5 航天飞机系统飞行全过程示意航天飞机系统飞行全过程示意 1 1上升阶段上升阶段 航天飞机的发射程序与一次使用的消耗性运载火箭航天飞机的发射程序与一次使用的
45、消耗性运载火箭十分相似。航天飞机起飞前十分相似。航天飞机起飞前24 h24 h，全部系统将被垂直地，全部系统将被垂直地装到发射台上，开始发射前的最后准备工作。航天飞机装到发射台上，开始发射前的最后准备工作。航天飞机之所以采用与普通运载火箭相同的垂直发射方法，是为之所以采用与普通运载火箭相同的垂直发射方法，是为了尽快通过大气层，以减少航天飞机的气动加热时间。了尽快通过大气层，以减少航天飞机的气动加热时间。当发射前的最后准备工作结束时，计时系统就开始倒计当发射前的最后准备工作结束时，计时系统就开始倒计时，一秒一秒地往下减，计时系统到达零点，即到发射时，一秒一秒地往下减，计时系统到达零点，即到发射时
46、刻。时刻。零秒时点燃三台主发动机，零秒时点燃三台主发动机，3 34 s4 s后两台固体火箭后两台固体火箭助推器开始点火。先点燃主发动机的目的一方面是为了助推器开始点火。先点燃主发动机的目的一方面是为了使推力达到预定水平，另一方面是为了稳定航天飞机姿使推力达到预定水平，另一方面是为了稳定航天飞机姿态。由于三台主发动机的起飞总推力为态。由于三台主发动机的起飞总推力为5,100kN5,100kN，真空总，真空总推力为推力为6,300kN6,300kN，小于整个航天飞机系统的总起飞质量，小于整个航天飞机系统的总起飞质量2,000t2,000t，所以要借助于两台固体火箭助推器提供辅助推，所以要借助于两台
47、固体火箭助推器提供辅助推力，航天飞机才能离开发射台升空。由于每台固体火箭力，航天飞机才能离开发射台升空。由于每台固体火箭助推器的起飞推力为助推器的起飞推力为13,150kN13,150kN，因此航天飞机整个推进，因此航天飞机整个推进系统的起飞推力可达系统的起飞推力可达31,400kN31,400kN，产生约，产生约O,5gO,5g的初始加速的初始加速度。度。在航天飞机起飞阶段，如遇到应急情况，要使航天在航天飞机起飞阶段，如遇到应急情况，要使航天飞机紧急着陆时，两台固体火箭助推器和外储箱可立即飞机紧急着陆时，两台固体火箭助推器和外储箱可立即予以炸离，航天飞机作必要的机动操纵，可像飞机一样予以炸离
48、，航天飞机作必要的机动操纵，可像飞机一样滑翔返回并在发射场的跑道上降落。滑翔返回并在发射场的跑道上降落。在在125s125s左右，两台助推器燃料耗尽熄火。此时航天左右，两台助推器燃料耗尽熄火。此时航天飞机轨道高度达飞机轨道高度达50km50km以上，速度约以上，速度约1,500 m1,500 ms s。利用爆。利用爆炸螺栓和前、后各炸螺栓和前、后各4 4个固体推进剂的分离火箭，使两台巨个固体推进剂的分离火箭，使两台巨型固体火箭助推器与航天飞机和外储箱分离。分离后，型固体火箭助推器与航天飞机和外储箱分离。分离后，助推器仍具有约助推器仍具有约1,500m1,500ms s的速度，按惯性继续升高。为
49、的速度，按惯性继续升高。为避免助推器与航天飞机和外储箱发生碰撞，分离发动机避免助推器与航天飞机和外储箱发生碰撞，分离发动机都安装在助推器面向外储箱的一侧，以使助推器在分离都安装在助推器面向外储箱的一侧，以使助推器在分离发动机的反推力作用下距正在继续爬升的航天飞机越来发动机的反推力作用下距正在继续爬升的航天飞机越来越远。当助推器分离约越远。当助推器分离约1min1min后，惯性飞行到后，惯性飞行到67km67km高空时，高空时，助推器在空气阻力作用下开始自由回落。由于两台助推助推器在空气阻力作用下开始自由回落。由于两台助推器头部装有电子设备和捞救装置，在其与外储箱分离器头部装有电子设备和捞救装置
50、，在其与外储箱分离6min6min后，便以后，便以30m30ms s的速度浅落于离发射场的速度浅落于离发射场30 km30 km以外的以外的海面，由舰只回收，维修后可供下次再用。助推器的整海面，由舰只回收，维修后可供下次再用。助推器的整个回收过程如图个回收过程如图10.610.6所示。所示。图图10.6 10.6 固体火箭助推器回收过程固体火箭助推器回收过程点击观看虚拟现实演示点击观看虚拟现实演示 固体火箭助推器分离后，三台主发动机推动着航天固体火箭助推器分离后，三台主发动机推动着航天飞机继续上升。在点火起飞约飞机继续上升。在点火起飞约8min8min之后，航天飞机达到之后，航天飞机达到约约1
