美國航天飛機的演變--轉來的挺受教

東海fyh126 · 發表于 2013-2-12 10:16:00

美國航天飛機(SPACE SHUTTLE)介紹 (1)來源：佳工網日期：2011-12-04 點擊：87

美國國家航空航天局(NASA)研制的航天飛機是世界上第一種往返于地面和宇宙空間的可重復使用的航天運載器。它由軌道飛行器、外貯箱和固體助推器組成。按設計要求每架軌道飛行器可重復使用100次，每次最多可將29.5t有效載荷送入185—1110km近地軌道，將 14。5t有效載荷帶回地面。軌道飛行器可載3—7人，在軌道上逗留7—30天，進行會合、對接、停靠，執行人員和貨物運送，空間試驗，衛星發射、檢修和回收等任務。
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^/ u% t& s8 S6 {航天飛機可從兩個發射場發射。從肯尼迪角發射執行包括地球同步軌道在內的低傾角軌道任務，從范登堡空軍基地發射執行包括極軌道在內的高傾角軌道任務。
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航天飛機在發射場垂直起飛，上升過程中拋擲工作完畢的固體助推器殼體和外貯箱。助推器在海上回收、整修后供再次使用，外貯箱不回收。軌道飛行器執行任務后返回機場，水平著陸。軌道飛行器具有2000km橫向機動能力。原規定軌道飛行器的維護周期為160h，即2周后便可執行下一次任務。

到目前為止共有6架軌道飛行器，它們是OV—101“企業號”(Enterprise)、OV-102“哥倫比亞號”(Columbia)、OV—099“挑戰者號”(Challenger)、OV—103“發現者號”(Discovery)、OV— 104"阿特蘭蒂斯號”(Atlantis)和OV—105"奮進號”(Endeavour)。“企業號”為試驗機，其它5架為工作機，其中“挑戰者號”已在1986年1月的事故中炸毀。

航天飛機的研究工作開始于60年代末。1969年9月“阿波羅”首次登月后2個月，美國總統便指定美國空間工作組研究制定未來空間研究的方針和途徑，當年該工作組正式提出研制包括航天飛機在內的新的空間運輸系統。1971年政府正式接受了此項建議，并由總統發出命令。自此便正式開始了航天飛機的研制工作。

研制工作共分A、B、C、D 4個階段。A階段研究航天飛機外形，并提出進一步研究的要求和方向。B階段為技術經濟指標確定和方案設計階段。C階段進行技術設計，D階段為生產和飛行階段，二者合稱C/D階段。

A階段開始于1969年。在該階段提出兩級全部重復使用的航天飛機方案。方案中鋤推器和軌道飛行器的連接方式各有不同，有腹部相接、背馱和并聯等幾種布局。大多為直機翼飛行器，設有18.3m×4.6m貨艙，可載乘員10人，載貨11.3t。助推器將軌道飛行器送至高空后飛回發射場。推進系統全部采用液氧/液氫作為推進劑。

1970年3月開始由北美洛克維爾(North　America　Rockwell)和麥克唐納—道格拉斯(Mc— Donnell Douglas)公司承擔B階段研究工作。到1971年6月決定選用滿足空軍要求的185km軌道運載能力為29.5t并具有高橫向機動能力的三角形機翼軌道飛行器方案。后來因蘇聯放棄登月競賽，美國航天預算緊縮，航宇局被迫改變方案，將推進劑箱全部移至軌道飛行器外，并取消重復使用的載人助推器方案。

1972年1月15日美國總統正式宣布研制全新的空間運輸系統。當年3月確定了接近于現有狀態的總體方案。載人回飛型助推器改為彈道回收的并聯助推器，軌道飛行器縮小，主發動機由2臺大推力發動機改為3臺小推力發動機，貯箱移到機體外，姿控和機動發動機改用可貯推進劑。1970～1980年期間方案變動的大致情況如表所示。

1972年7月NASA指派約翰遜航天中心(Johnson Space Flight Center)負責軌道飛行器管理，馬歇爾航天飛行中心(Marshall Space Flight Center)負責軌道飛行器主發動機、外貯箱和固體助推器管理，肯尼迪航天中心(Kenndy Space Center)負責航天飛機組件的組裝、測試，及發射，此外由洛克維爾公司負責軌道飛行器的設計與研制、由馬丁·瑪麗埃塔·丹佛航空公司(Martin Marietta Denver Co.)負責外貯箱的研制與制造，由莫頓聚硫橡膠公司(Morton Thiokol Co.)負責固體助推器的研制與制造，由洛克達因公司(RocketdyneDiv)負責主發動機的研制。

第一架軌道飛行器“企業號”于1976年9月17日出廠。1977年2月開始進行進場著陸試驗。試驗分三組進行。第一組試驗5次，檢驗用波音747飛機馱飛時的穩定、顫振等特性，軌道飛行器中不載人；第二組作載人飛行試驗，共3次，由飛行員檢查軌道飛行器爺系統的性能；第三組試驗5次，飛行中軌道飛行器與波音747飛機分離，滑翔飛行返回發射場，試驗于1977年 11月完成。之后，1978年3月“企業號”被運往馬歇爾航天飛行中心與外貯箱和固體火箭組裝進行發射狀態的地面振動試驗，1979年4月“企業號”運往肯尼迪發射場，在39A綜合發射中心與固體助推器和外貯箱組合進行合練。1981年4月開始飛行試驗，原計劃試飛6次，但實際在第4次飛行時已攜帶國防部衛星執行任務。到1994年底共發射66次，成功率98.48％。

美國航天飛機的研制總費用(包括4次試飛的費用)為124.43億美元(歷年經費總和，未經折算)。1988年12月STS—27任務的費用為3.75億美元(當年幣值)。

主要技術性能

全長 56.14m 軌道機動速度增量304～762.5m/s
高 23.34m 乘員3～7人(特殊情況10人)
起飛質量 ≈2041t 有效載荷質量入軌：29.5t
起飛推力 30802.7kN 出軌：14.5t
過載 <3g 額定地面周轉時間14d
運行軌道高度 185.0～1110km 橫向機動能力≈2000km
軌道運行時間 7～30d

固體助推器

長 45.46m 推進劑質量 2×503.63t
直徑3.70m 推進劑氧化劑：過氯酸銨
總質量 2×586.51t 燃料：鋁粉
結構質量2×82.88t 海平面推力 2×12899.2kN

外貯箱

長 47m 結構質量33503kg
直徑8.38m 液氧質量604195kg
總質量 743253kg液氫質量106606kg

軌道飛行器

長 37，24m 壽命飛行100次
高 17.27m 主發動機3臺
翼展23.79m 推進劑液氧/液氫
貨艙直徑4.5m 推力：真空 3×2090.7kN
貨艙長度18.3m 海平面 3×1668.1kN
乘員艙容積 70.8～80.Om2 比沖：真空 4464.5N·s/kg
結構質量68.04t 海平面 3552.5N·s/kg
滿載質量≈102t 軌道機動發動機推力 3×26，69kN
橫向機動能力≈2000km

總體布局

美國航天飛機由軌道飛行器、外貯箱、固體助推器三大部分和27個分系統組成。其組成和布局如圖及表所示。

固體助推器

航天飛機固體助推器是至今使用的一種最大的也是第一種可重復使用的固體發動機。2臺助推器為航天飛機起飛到45.7km的上升段提供主要推力。設計要求每臺至少使用20次。

助推器的主要組成部分有發動機、結構、分離系統、電子系統、飛行測量系統、配電系統、減速系統和靶場安全自毀系統等。

固體助推器可以互換，它們匹配成對使用，由于助推器噴管延伸段在發動機熄火后拋掉，因而它是一種部分重復使用組件。

結構

助推器由鼻錐罩、截錐段、銑切前裙段、發動機殼段、外貯箱連接環、后座環、后裙段和電纜隧道組成。每臺發動機殼體由11件D6AC材料殼段組成。

發動機

發動機藥柱由氧化劑(69.93％過氯酸銨)、燃料(16％鋁粉)、催化劑(0.07％氧化鐵)、粘接劑(12.04％多聚物)和固化劑(1.96％環氧樹脂)組成。發動機前部藥柱芯孔呈11角星形、尾段和中段呈雙截錐形。此種藥柱芯孔布局可使發動機在起飛時提供高推力，到起飛后50s下降約 1/3，以免運載器在最大動壓段承受過高的應力。固體助推器可互換并配對使用。每臺由4個藥柱段組成，每對藥柱段用同一批次的裝藥，以最大程度地降低助推器間的推力不平衡。

航天飛機固體發動機裝有可擺動的收斂擴散型噴管(見下圖)。噴管以其尾部撓性接頭作為擺動機構。發動機的推力矢量控制是通過噴管擺動進行的，其各向擺動角為8°。噴管組成如圖所示。噴管撓性接頭由天然橡膠彈性體和鋼質墊片夾層以及前、后端框組成。10層金屬填片、11層彈性體和端框熱粘在一起。噴管裝有推力矢量作動器以及和發動機后殼段適配的連接結構。噴管延伸段在熄火后拋掉，以減輕撓性接頭的撞擊損傷。噴管膨脹比為7.16：1。

分離系統

航天飛機固體助推器分離系統由連接釋放機構、分離發動機、分離電子系統及各種傳感器組成。

連接釋放機構

固體助推器連接釋放機構由8個連接結構和8個分離螺栓組成，每臺助推器各4組。

1.前部連接結構前部連接裝置位于固體助推器前筒段，它是一種推力緊固件。其球形件允許固體助推器和外貯箱在分離前相對旋轉1°。該裝置有一鋁合金蜂窩結構螺栓抓具，防止碎片散射。

2.后部連接結構固體助推器后部通過3根連桿與外貯箱相接。每根連桿都裝有與前部相似的分離螺栓。后部分離系統滿足以下特殊要求：1)連桿需適應助推器和外貯箱之間12.7～15.2cm的縱向相對移動；2)連桿傳遞1746kN軸向載荷；3)連桿需傳送來自軌道飛行器的指令；4)0.01s內完成分離。

3根連桿都安裝在固體助推器的外貯箱連接環上。下連桿和對角連桿采用同一方案，可以互換。上連桿的設計較為復雜，需滿足指令傳輸和信號測量的要求。

分離發動機

航天飛機2枚固體助推器各裝8臺固體分離發動機。前部4臺、后部4臺；發動機與前分離螺栓和連桿的分離起爆器同時點火。發動機工作0.7s，每臺產生推力97.9kN。

前部4臺發動機安裝在截錐體靠軌道飛行器的一側。航天飛機座落在發射臺上時噴管向上。發動機防熱罩保證航天飛機上升段熱氣流不灌入噴管沖擊推進劑，以防發動機自動點火。此外，防熱罩還必需保證分離發動機點火時無微粒射流影響軌道飛行器防熱系統。前部發動機防護裝置類似鉸鏈蓋或艙門。門打開時鉸鏈受扭彎曲。鉸鏈的彎曲使門的動能轉為熱能，門被制動后保持在一定位置，保護軌道飛行器免受射流影響。另有一鋸齒扣裝置，保證門不會在打開后再關上。

尾部分離發動機防護裝置要簡單得多。分離發動機點火時將其吹開。由于后部分離發動機位于裙段支撐柱部位，故有3臺發動機位于支撐柱的一側，另1臺位于另一側。

分離發動機和結構分離系統同時點火。冗余的分離信號送往前部和后部分離發動機系統，起動起爆器。起爆器的爆炸經2條起爆引信復式接頭和8個起爆引信裝置傳至分離發動機點火器。

分離電子系統

固體助推器火工品裝置和控制裝置間由2臺主事件控制器(MEC)進行信號傳遞和數據測量。分離系統通過4臺尾部信號復合器/信號分離器(MDM)和2臺MEC連接。固體助推器手動分離開關通過4臺前部MDM與航天飛機通用計算機接口。

固體助推器電子和測量系統(EIS)提供軌道飛行器和固體助推器分離系統間的接口。該系統由集成電子組件(1EA)和火工品引爆控制器(PIC)組成。分離發動機和分離螺栓由IEA進行控制。尾部IEA提供信號調節和放大、指令傳遞、數據分配、電力傳輸。位于助推器前部的組件通過尾部IEA向前部IEA傳輸。固體助推器向軌道飛行器輸送的全部數據通過尾部IEA傳輸。

火工品引爆控制器是一種單通道電容放電裝置。它要求發送預備信號，對電容器充電。然后送“點火尸和“點火2”指令放電，起爆火工品。PIC由一組雙冗余固體開關作動，開關通過MEC從通用計算機接受信號。

電子系統

每臺固體助推器有2套集成電子組件，助推器前后裙段各一套。前部組件負責在助推器熄火后指令拋擲噴管、釋放鼻錐罩和截錐段、降落傘開傘、接通回收輔助裝置。后部組件安裝在外貯箱/固體助推器連接環上，它與前部電子組件以及軌道飛行器電子系統接口，為固體助推器提供點火指令和噴管推力矢量控制。每套電子組件含一信號復合器和信號分離器。它們在單一通道發送或接收1個以上信號、信息或信息單元。

推力矢量控制

每臺固體助推器有3臺速率陀螺裝置。它安裝在固體助推器與外貯箱連接點前短殼內的前環框上。裝置由俯仰速率陀螺和偏航速率陀螺組成。速率數據通過軌道飛行器前部信號復合器/信號分離器送往計算機。陀螺在助推器分離前2～3s從回路退出，轉由軌道飛行器速率陀螺提供俯仰、偏航速率數據。

航天飛機控制系統的4個上升段推力矢量控制(ATVC)驅動器接收制導系統的指令，并將與指令成比例的電信號送往固體助推器的2個伺服作動器。

每個伺服作動器均由4個獨立的二級伺服作動器組成。每個伺服作動器都有4個二級伺服作動閥門，由它們控制伺服作動器內的一個滑閥，滑閥確定作動筒的位置，控制推力矢量和運載器的姿態。飛行控制系統向4個二級伺服閥發出4個相同的指令，由4個二級伺服作動器的綜合作用確定滑閥位置，這樣就可以防止個別錯誤的指令影響作動器動作。如果一個通道的錯誤指令持續時間超過預定時間，則所敏感到的壓差會起動一選擇閥門，隔離并中斷有故障的伺服閥液路，利用其余3個通道和伺服閥控制作動器滑閥。如出現第二個故障，用同樣方法隔離，留下2條通道工作。每個作動器裝有用來向推力矢量控制系統反饋位置信號的位置傳感器。作動器還裝有卸載組件，防止噴管撓性接頭在濺落時損壞。

液壓系統

每枚固體助推器有2套獨立的液壓動力裝置(HPU)。液壓動力裝置由輔助動力裝置(APU)、燃料供給組件(FSM)、液壓泵、油箱和相應的管路組成。輔助動力裝置以肼為燃料，山它向液壓泵輸送動力。系統各裝置位于固體助推器噴管和后裙段間的空間內。APU控制器的電子組件裝在助推器后部集成電子組件中。

APU推進劑供給組件可裝肼9.9kg，系統用2.75MPa高壓氮氣擠壓輸送推進劑。APU起動時推進劑隔離閥打開。推進劑首先通過旁通管路，待泵出口壓力大于旁通管路壓力后，再全部供給推進劑泵。肼通過泵和控制閥門進入燃氣發生器，由催化劑催化分解產生燃氣。燃氣進入APU二級燃氣渦輪，由渦輪依次帶動APU齒輪箱、APU燃料泵、液壓泵和潤滑油泵。渦輪廢氣流過氣體發生器，對其進行冷卻后經廢氣管排出機外。

當APU的轉速達100％額定轉速時，其主控制閥門關閉，由電子控制器控制轉速。當主控制閥門邏輯線路失效時，由副控制閥門接替工作。轉速控制極限為112％。

液壓動力裝置與助推器的2個伺服作動器相接，一套為主液壓源，另一套為副液壓源。伺服作動器設有轉換閥門，當液壓降至14.14MPa時即可通過轉換閥門轉至副液壓動力裝置，由它為作動器提供動力。并由控制器控制APU的轉速，為2個伺服作動器提供足夠的液壓。輔助動力裝置的最高轉速為80640r/min。液壓泵的轉速為3600r/min，提供液壓21.043± 0.3449MPa，高壓卸壓閥門在液壓達25.18MPa時卸壓，以防系統超壓。

固體助推器液壓系統可重復使用。

自毀系統

航天飛機共有3套自毀系統。2枚助推器各1套、外貯箱1套。系統只接收地面發來的2種指令——允爆和起爆。

系統由天線耦合器(2個)、指令接收機(2臺)、指令譯碼器(2臺)、分配器(1臺)、保險與解保裝置、起爆引信集流管(2個)和柔性聚能爆炸索(2條)組成。

指令接收機應調節到靶場安全系統指令頻率。指令譯碼器只起用一個編碼通道以防其它無效頻率信號進入分配器。分配器含有將自毀指令送往系統起爆器的邏輯電路。NASA標準起爆器通過保險與解保裝置點燃起爆引信，隨后起爆柔性聚能爆炸索。發出的第一個指令是“允爆”，此時駕駛艙顯示燈亮。第二個才是“起爆”指令。

2枚固體助推器和外貯箱上的分配器是相互交連的。這樣，一個固體助推器接受到的允爆和點火信號就會立即傳至另一枚助推器和外貯箱并同時引爆自毀。

配電器A系統由自毀系統專用電池供電，B系統與回收系統共用電源。

配電系統

固體助推器配電系統如圖所示。系統通過主直流母線由軌道飛行器電源供電。由軌道飛行器的主直流母線C向助推器A、B母線輸送主電流，由軌道飛行器母線B向助推器母線C輸送備用電流。這種配電方法使助推器在軌道飛行器某一母線供電失效時仍能工作。直流額定電壓為28V。上限32V，下限24V。

回收系統

航天飛機固體助推器在工作結束，與外貯箱和軌道飛行器分離后在海上濺落回收。它的回收系統由用于分離鼻錐罩、截錐段、打開降落傘的各種火工品，裝在截錐體頂部環框上的3個推力器，直徑為3.5m的引導傘，直徑為16m的減速傘，直徑為35m的3個主傘以及裝在各降落傘上的無線電發射機，閃光燈和聲納信標組成，回收系統電源由1、2號截錐體電池和與靶場安全系統共用的回收電池組成(見前圖)。

外貯箱

航天飛機軌道飛行器主發動機所用推進劑全部貯存于外貯箱中，主發動機關機后貯箱被拋擲，再入大氣時解體并濺落于遠洋中。

外貯箱是航天飛機加注后最重的一個組件。它由前部液氧箱、裝有大部分電子組件的非增壓箱間段和后部液氫箱組成。外貯箱長47m、直徑8.38m、結構質量約33503kg、加注后的質量約743253kg。液氧加注質量604195kg；液氫加注質量101606kg。

外貯箱通過一前連接點和兩個后連接點與軌道飛行器相接。其連接分離結構如圖所示。尾部連接區設有在外貯箱和軌道飛行器之間輸送液體和氣體的管路以及輸送電力及電信號的電纜。2枚固體助推器和軌道飛行器之間的各種控制信號也通過此電纜傳送。

液氧箱

液氧箱為鋁合金硬殼式結構，由化銑三角形網格結構件、板材、機械加工的緊固件和環形構件等預制件熔焊而成。貯箱在137.3～151.OkPa壓力下工作。貯箱裝有控制流體狀態的防晃、防渦流和防間歇流裝置。一條直徑43.2cm的輸送管路穿過箱間段又穿出貯箱尾部與外貯箱和軌道飛行器快速脫落接頭相接，每分鐘輸送液氧71979L。液氧箱的雙錐形鼻錐可降低阻力和加熱。此處裝有上升段大氣數據系統，并作為一避雷針。液氧箱容積552m’，直徑8.4m，長 16.64m，結構質量5.647t。

箱間段

箱間段為半硬殼式筒形結構，兩端有與液氧箱和液氫箱連接的對接框。箱間段設有固體助推器前部連接點，通過連桿和緊固裝置向液氧箱和液氫箱傳遞固體助推器載荷。箱間段裝有外貯箱測量儀器和與地面設備對接的臍帶板。通過臍帶板輸送吹除氣體。箱間段由鋁合金蒙皮、桁條和壁板組成。箱間段在飛行中排氣。箱間段長6.58m，質量6.259t。

液氫箱

液氫箱為半硬殼式結構，由熔焊筒段、5個環形隔框和橢球形前后底組成。其工作壓力為 219.7～232.4kPa。貯箱中有防渦流緩沖器和將液氫通過直徑43cm的管路送往尾部左側臍帶的虹吸管出口。液氫流量為184420L/min。液氫箱設有外貯箱/軌道飛行器前部連接撐桿、2個尾部連接緊固件、推力擴散結構和外貯箱/固體助推器后部連接結構。液氫箱直徑8.4m、長 29，48m、容積1573m3、結構質量14.451t。

防熱層

外貯箱覆有厚1.27cm的軟木/環氧樹脂復合材料層(噴涂或預成形件)和噴涂厚2.54～5cm的泡沫塑料防熱層。

排氣閥

每個貯箱的前端設有排氣和泄壓閥門。此雙功能閥門在發射前由地面氦氣打開，進行排氣，飛行中在液氫氣枕壓力達164.8kPa或液氧氣枕壓力達247。lkPa時打開。

液氫箱前端設有一單獨的火工品作動翻轉排氣閥門。分離時閥門打開產生一脈沖，以輔助分離機動并提供更有利的外貯箱再入氣動控制。

發射前氧化劑箱排氣口由發射塔擺動臂上的蓋帽罩住，吸去液氧蒸氣防止貯箱結冰。倒數計時到T—2min時收回蓋帽。

傳感器

貯箱有8個推進劑耗盡傳感器。4個位于燃料箱底部，另4個位于輸送管路快速脫落接頭下游的軌道飛行器液氧輸送管路歧管上。主發動機工作時，軌道飛行器計算機連續計算運載器的瞬時質量，一般主發動機按預定速度值關機。但一旦燃料或氧化劑的任意2個傳感器敏感到推進劑耗盡時，發動機便隨之關機。

氧化劑傳感器置放在能使發動機最大限度利用氧化劑的位置，以保證在氧化劑泵空轉前發動機有足夠的時間關機。此外，按規定的6：1(液氧/液氫)混合比要求，多加498kg液氫，以保證主發動機在富燃料的狀態下關機，否則發動機組件會受到燒蝕和嚴重的腐蝕。

在2個貯箱的頂部裝有4個監控氣枕壓力的壓力傳感器。

自毀系統

外貯箱靶場安全系統在接到自毀指令后爆破貯箱，消散推進劑。系統由電池、接收機、譯碼機、天線和火工品組成。

外貯箱/軌道飛行2S連接分離機構

外貯箱通過一前連接點和兩個后連接點與軌道飛行器相接。其連接分離機構如圖所示。前連接點的釋放由剪切型分離螺栓完成。活塞剪斷螺栓體后將其下部推離球碗，活塞底部與球頭、球碗外表面齊平。2個后連接點采用法蘭盤式螺母釋放裝置。每個螺栓設有回縮彈簧。它們在螺母炸碎后將螺栓收回外貯箱一側半球體內。螺母和雙引爆器罩在軌道飛行器一側的殼罩內，由它收集螺母碎片和引爆氣體。

貯箱尾部連接區設有推進劑和氣體輸送管路及輸送電力和信號的電纜。

外貯箱有5條臍帶管路與軌道飛行器相接。液氧箱有2條，一條輸液，另一條供氣；液氫箱有3條：2條輸液，1條供氣。較細的液氫管為冷卻回路，只在射前冷卻時使用。此外在外貯箱上還設有2個在軌道飛行器、固體助推器和外貯箱間輸送電力和信息的電纜脫落插座。

位于貯箱尾部的2塊臍帶板與軌道飛行器相應的臍帶板對齊并用螺栓連接。外貯箱分離時螺栓由火工品裝置斷開。安全分離后艙門將輸送管路和電纜部分的艙口關死。

軌道飛行器/外貯箱臍帶板分離機構由左右2套裝置組成。每套含三組雙起爆器法蘭式螺母/螺栓。每一螺栓都裝有回縮彈簧，釋放螺母后將螺栓收回外貯箱一側。螺母和雙起爆器則收在軌道飛行器一側的容器中。每塊軌道飛行器臍帶板有3個液壓作動回縮器，它們在釋放3套法蘭式螺栓/螺母組合后，將臍帶板收回約6cm，斷開臍帶，釋放液氫/液氧閥門間的流體并由主推進系統高壓氦氣關閉液氧/液氫主輸送管路的斷流閥門。每塊軌道飛行器臍帶板有3個跳簧，它們使軌道飛行器臍帶板在與外貯箱臍帶板分離后保持原位。

軌道飛行器上有2扇臍帶艙門(127cm×l27cm)，它們在外貯箱分離、左右臍帶板收回后，封閉軌道飛行器結構上的開口。艙門在起飛和上升時，由前后2個中線閂鎖咬住，全部打開。與外貯箱分離后，左、右艙門的2臺雙冗余交流·電機操縱機電作動器使中線閂鎖轉動31°，松開艙門，收回閂鎖并使之與防熱系統模線齊平。當艙門距完全關閉位置5cm時，閂鎖機械開始工作，咬合2扇艙門外緣處的滾輪將艙門推至關閉位置，閂鎖驅動裝置將艙門關死，準備入軌。艙門覆有可重復使用的防熱層，防熱瓦間由氣動熱阻擋件密封。

軌道飛行器

軌道飛行器是航天飛機唯一能全部重復使用的組件。它由結構系統、推進系統、防熱系統、電子系統、環境控制與生命保障系統、電源與配電系統、輔助動力裝置、液壓系統、警告/報警系統、煙火檢測和防火系統、有效載荷持留、釋放和回收系統組成。

林霸赫 · 發表于 2013-2-17 20:53:24

很好的教材，謝謝！{:soso_e100:}

袞雪76 · 發表于 2013-2-13 20:14:43

在哪里搜到這么詳細的東西，難得！

成形極限 · 發表于 2013-2-13 19:06:37

別的不說，轉載辛苦了

東海fyh126 · 發表于 2013-2-13 13:50:27

這種方案處理方法，可以借鑒，產品是模塊化，方案也是模塊化的。

工具人 · 發表于 2013-2-13 07:45:26

謝謝樓主分享，先留個腳印，有機會來看看。

t2930 · 發表于 2013-2-12 21:08:59

固體推進劑貌似效能很低，為啥還是使用？

wxljwjt · 發表于 2013-2-12 12:14:41

哇塞，樓主專家呀。

東海fyh126 · 發表于 2013-2-12 10:19:03

垂直尾翼

垂直尾翼為二鋁合金結構件。101、102和099號軌道飛行器的垂直尾翼由整體機械加工蒙皮、肋、尾翼盒形件、鋁合金蜂窩結構方向舵/減速板、蒙皮桁條末梢和尾翼盒前緣組成。103及其以后的軌道飛行器有一鋁合金蜂窩結構末梢和一蜂窩結構尾翼盒前緣。鋁合金蜂窩結構翼后緣下部置放動力驅動裝置。垂直尾翼有一圓錐形密封件，其內置有4個轉動作動器。除了圓錐形密封件外，38.4m2尾翼表面全部由防熱件覆蓋，圓錐形密封件部分裸露，部分覆蓋防熱件。尾翼是用其前翼梁上的2個抗拉螺栓和后翼梁上的8個抗剪螺栓連接到尾部機身上去的。

方向舵/減速板由液壓動力裝置/機械轉動作動器系統驅動。當左、右向驅動軸向同一方向轉動時可作土27~方向控制；如兩軸相反方向轉動時，作減速控制(轉49.30)。

垂直尾翼在發射時可承受163dB噪聲環境，鋁合金結構最高可承受176.67℃熱環境、因康鎳結構最高承受643.89℃熱環境。

兩塊方向舵板和后緣含熱擋密封件。垂直尾翼覆有可重復使用防熱層。在垂直安定面和尾部機身的界面處也設有熱擋層。

吹除、排氣、排液系統

吹除系統在發射前和飛行后通過T—o臍帶脫落接頭從地面通過前部機身、軌道機動系統/反作用控制系統艙、機翼、垂直尾翼管路、中部機身管路、尾部機身管路，向軌道飛行器空腔輸送空氣進行吹除，為系統組件提供溫控并防止危險氣體的積聚。

排氣系統用以在吹除時進行壓差控制、上升時減壓、軌道中排出氣體分子、出軌下降時重新增壓。軌道飛行器機身蒙皮共有18個排氣孔。排氣孔蓋由機電作動器驅動并在飛行中按程序工作，以防吸氣、高度聲振和再入加熱。

排液系統通過可塑孔、排泄管和脫落接頭排出積聚的液體。

機窗空腔空調系統可防止濕氣進入觀察窗空腔并在飛行時為空腔減壓或再增壓，也為這些區域在地面操作時提供吹除。

危險氣體監測系統監測爆炸氣體或毒氣的積聚程度。機上抽樣導管將艙體氣體送至地面質譜儀，以便進行分析。

被動溫控系統

軌道飛行器用主動和被動兩種溫控方法來維持分系統及其各種組件的溫度環境。

被動溫控系統利用軌道飛行器的熱源和散熱器工作，并輔以絕熱氈、鍍層等其它方法。

有兩種絕熱氈：纖維體氈和多層結構氈(見前圖)。纖維體氈由0。9kg/m2密度的纖維材料和縫合的加強的雙鍍金聚酰亞胺薄膜覆蓋層組成。覆蓋層每平方米設145317個排氣孔。纖維氈縫有絲束以防在排氣時起浪。

多層結構氈由16層穿孔、雙鍍金聚酰亞胺薄膜反射層和滌綸網隔層的疊層組成。其覆蓋層、線束和鍍金帶與纖維體氈相類似。

防熱系統

軌道飛行器在發射和再入大氣層時，其不同部位要經受317～1648℃的高溫，因而必須采用防熱措施，以確保飛行過程中飛行器的結構溫度保持在可接受的范圍內(176℃以下)。

設計要求系統重復使用100次。系統共采用了8種不同的防熱材料。它們是1)柔性重復使用表面絕熱材料(FRSl)；2)低溫重復使用表面絕熱材料(LRSl)，3)高級柔性重復使用表面絕熱材料(AFRl)；4)高溫重復使用表面絕熱材料(HRSl)；5)高溫重復使用耐熔纖維復合材料 (FRIC-HRSl)；6)增強碳/碳材料；7)金屬；8)二氧化硅織物。

柔性重復使用表面絕熱材料(FRSl)

FRSI是一種帶涂層的聚芳酰胺纖維(NOMEX)氈。這種材料用于再入時溫度低于371℃和上升段溫度低于398~C的部位，它們是：上部有效載荷艙門、中部機身和尾部機身側面、上翼面和軌道機動系統/反作用控制系統艙。約有50％的軌道飛行器上表面為FRSI所覆蓋。每塊 FRSI厚0.4～lcm，面積0。9m×l.2m。氈片直接粘貼在軌道飛行器外殼表面上。氈片涂有白色硅合成橡膠涂層，用以防水并提供所要求的熱性能和光學性能。FRSI的輻射率為0.8，太陽吸收率為0.32。

氈片由纖長7.62cm、纖度2支的堿性聚芳酰胺纖維制成。纖維用制片機松結、疏通、制成順長平行的薄片。將交錯搭接的薄片送入編織機制成壓片。2個壓片多趟來回縫制直至達到要求的強度。用滾壓機壓到要求的厚度，然后在選定壓力下用加熱的滾筒滾壓并在約260~C溫度下熱定型。FRSI用硫化硅粘合劑在室溫下與外蒙皮粘接、固化并且用真空袋施壓。粘合劑厚 0.02cm。

高溫重復使用表面絕熱材料(HRSl)

HRSI用于102號軌道飛行器溫度為648—1260℃的部位，它們是前部機身、中部機身下表面、機翼下表面、垂直尾翼的某些部位和前部機身窗口周圍。HRSI有兩種：鼻錐周圍、主起落架艙周圍、鼻錐罩界面、機翼前緣、外貯箱輸送管路艙門、垂直尾翼前緣采用9.9kg/m2密度 HRSI瓦，其它部位采用4kg/m2密度HRSI瓦。

HRSI瓦15.24cm見方，采用25.4～50.8/lm厚的低密度、輕質、99.7％高純度二氧化硅非晶纖維絕熱材料。厚度變化在2.54～12cm之間。

將含有粘合液的纖維與水混合后澆注入模，形成多孔軟塊。然后再加澆膠質二氧化硅粘合劑溶液，燒結變硬，切割成塊并加工到要求的尺寸。HRSI瓦頂部和側面用四硅化合物硼—硅酸鹽混合粉末與液體載體混合后噴涂到瓦面上，噴涂層厚406.4～457.2μm。然后用加熱爐加熱到1260℃，形成黑色涂層。涂層表面輻射率和太陽吸收率均為o.85，陶瓷層熱處理后用硅樹脂進行防水處理。

HRSI瓦和軌道飛行器蒙皮間設應力隔離墊(SIP)，使防熱瓦免受結構拱曲、膨脹和聲振的影響而破壞。應力隔離墊由o.23cm或o.40cm厚的聚芳酰胺纖維氈制成。在室溫下將SIP/防熱瓦粘接到軌道飛行器結構上。與軌道飛行器結構相比，HRSI瓦的熱脹、冷縮率較小，故在瓦間留出635～1651~tm寬的間縫以免瓦塊相互擠壓。在間隙底部用聚芳酰胺纖維氈制成的填條隔熱。填條厚0.23cm或0.4cm、寬1.9cm，與SIP同時粘貼到結構上。填條防水，可抗426℃高溫。

由于制作應力隔離墊時會產生纖維極化，曾將部分HRSI瓦換用密化HRSI瓦，使應力集中于應力隔離墊/防熱瓦粘接面上。瓦塊用一種氨穩定形粘接劑Ludoxas進行密化。當其與二氧化硅片混合時變成膠泥，與水混合，干后結成一硬表面。涂層滲入4kg/m3密度瓦0.27cm，9.9kg/m3密度瓦0.17cm，使HRSI瓦/應力隔離墊系統的強度和剛度增加一倍。

高溫重復使用耐熔纖維復合材料(FRCI—12、FRCI—10、HRSl)防熱瓦099號軌道飛行器的部分密度為9.9kg/m3的HRSI瓦用密度為5.4kg/m3的FRCI—12瓦代替。099號以后的軌道飛行器用FRCI—12替代全部9.9kg/m3密度HRSI瓦。軌道飛行器 103和104也用密度為5.4kg/m3的FRCI—10HRSI替代4.0kg/m3HRSI。

FRCI—12和FRCI—10HRSI采用由20％的鋁硼硅酸鹽和80％的純二氧化硅纖維制成的復合纖維耐熔材料。鋁硼硅酸鹽的膨脹系數比99.7％純度的二氧化硅大10倍，在纖維基體中起預縮凝固加強條作用。

FRCI—12和FRCI—10HRSI瓦的玻璃涂層在固化時壓縮不易龜裂，其質量比HRSI瓦小10％，抗拉強度大3倍，使用溫度高約37℃。

加工工藝基本同HRSI瓦，只是稀漿在澆注前進行“濕端”預粘合，燒結溫度較高。

低溫重復使用表面絕熱材料(LRSl)

LRSI用于102號軌道飛行器371～648℃部位，它們是有效載荷艙門的下部、前部、中部和底部機身、上翼面和垂直尾翼。

LRSI瓦的結構、制造工藝和粘接方法同HRSI瓦。只是瓦塊薄(0.5～3.Scm)、面積小 (20cm×20cm)，頂面和側面覆蓋10μm厚的白色光學防潮層。涂層由二氧化硅和用來取得光學性能的二氧化鋁組成。LRSI也進行防水處理，輻射率0.8，太陽吸收率0.32。

高級柔性重復使用表面絕熱被覆層(AFRSl)

099和以后的軌道飛行器用(AFRSl)代替LRSI瓦。AFRSI由二氧化硅(玻璃)和99.7％非晶玻璃纖維組成。玻璃纖維由普通石英砂制成，粗1～2pm，用石英線縫在2層二氧化硅玻璃布之間。AFRSI涂有防潮層。AFRSI密度2.7kg/m3，厚0.31～1.27cm。AFRSI被式結構層用室溫固化硅樹脂直接粘貼在軌道飛行器結構上。硅膠層厚0.02cm。

增強碳—碳材料(RCC)

軌道飛行器鼻錐和翼前緣用增強碳—碳材料板保護，使其在1260℃以上的高溫下保持形狀不變。翼前緣用44塊RCC板，每個機翼22塊，鼻錐部分只用1塊。

RCC的加工過程是：將涂過石墨和用酚醛樹脂浸漬過的尼龍織物疊層放在高壓釜中固化，固化后在高熱下進行熱解，提出樹脂，將其轉化為碳。然后加工件在真空室中用糖醛乙醇轉化為碳。此過程重復三次直至達到標準為止。將該材料和由鋁、硅、碳化物組成的無水混合物一起放在一千餾釜中，將干餾釜放入加熱爐中加熱，并在氬氣中進行。用階段—時間—濕度循環法將溫度升至1760℃，無水混合物和碳—碳材料層轉化為灰白色碳化硅層，保護碳—碳材料免受氧化。為進一步加強其抗氧化性能，再用四乙基原硅酸鹽浸漬。

RCC疊層輕而堅固，它能促進熱滯區和溫度較低部位的交叉輻射，這樣就能降低翼前緣 (見圖)滯止溫度和溫度梯度。RCC的工作溫度為一121～+1648℃，它能承受爬高及再入時的高疲勞載荷。

RCC板是機械鉸接在機翼上的，以減少因機翼變形而產生的加載。每個翼前緣板中的 RCC“齒密封”件可作橫向移動，允許RCC和軌道飛行器翼前緣后面溫度較低的結構之間有熱膨脹差。此外它也用來防止再入時熱邊界層氣流直接進入翼前緣空腔。

由于碳不是一種良絕熱體，所以其鄰近的鋁合金和其它金屬附件要作內絕熱，以防超過極限溫度。因康鎳718和A—286緊固件被螺接在RCC組件的凸緣上并連接到鋁合金翼梁和鼻錐艙壁上。用因康鎳覆蓋DYNAFLEX絕熱層，防護金屬連接件和翼梁免受由RCC機翼板側向而來的熱輻射。

在102軌道飛行器上鼻錐罩用充填二氧化硅纖維的陶瓷纖維罩及99.7％純度的二氧化硅HRSI瓦進行內絕熱。099號及其以后的軌道飛行器用充填二氧化硅纖維的陶瓷纖維罩及FRCI瓦作為內絕熱材料。

熱擋層

軌道飛行器各個組件和防熱系統接壤區的closeout體均須用熱擋層防護，其部位如圖所示。采用的材料有白色AB312陶瓷氧化鋁、四氧化三硼、二氧化硅纖維(用于102號軌道飛行器)，黑色AB312陶瓷纖維(用于099號及其以后的軌道飛行器)、內裝有因康鎳X750絲制成的管形彈簧的二氧化硅纖維套管、氧化鋁墊層、石英線和可機械加工的MACOR陶瓷。

間隙填料

在表面壓力梯度可能引起邊界層氣流穿入瓦隙的部位，要用填料充填間隙，以盡量減少間隙加熱。102號軌道飛行器用白色AB312陶瓷氧化鋁、三氧化二硼、二氧化硅纖維織物作瓦隙填料。099號及其以后的軌道飛行器用黑色的AB312陶瓷纖維織物作瓦隙填料。前部機身鼻錐前緣風罩、側部艙門、機翼、垂直尾翼、升降副翼的尾部邊緣、方向舵/減速板、機身襟翼和主發動機熱防護罩周圍和殼體內用充填有氧化鋁纖維的織物套防護。

插頭和塞件

軌道飛行器某些部位的陶瓷瓦上嵌有熔化二氧化硅嵌線插頭和塞件，以便通過這些開口穿過瓦塊移動艙門或通道蓋板的部件，其部位如圖所示。

推進系統

航天飛機軌道飛行器推進系統由主推進系統、軌道機動系統和反作用控制系統組成。

主推進系統

航天飛機主推進系統由主發動機、外貯箱、推進劑輸送、管理、加注與泄出、調節、增壓控制、氣動和吹除等分系統組成。

除外貯箱和部分輸送管路以及氦氣瓶外，系統的其它組件均位于軌道飛行器尾部機身。氦氣瓶置放于有效載荷艙下的中部機身后側。

主發動機

航天飛機主發動機為泵壓輸送、高壓補燃液氧/液氫發動機。發動機在地面點火，提供上升

入軌的速度增量，同時也可在因故障需中止飛行時使用。發動機推力可調，調節范圍為65％一 109％，因而可將運載器過載限制在3g以內，也可在較高的高度上中止飛行。

1. 主發動機主要組件

渦輪泵：該系統共有4臺渦輪泵，低壓燃料、氧化劑渦輪泵各1臺，高壓燃料、氧化劑渦輪泵各1臺。

兩臺低壓渦輪泵與推進劑導管相聯并支撐在一固定的位置。每臺低壓泵的出口用一柔性導管與高壓泵入口相聯，以便發動機擺動進行推力矢量控制。低壓泵為軸流泵，以較低的轉速工作，為高壓泵提供必要的壓頭。低壓氧化劑泵的額定轉速為5151r/min；燃料泵的額定轉速為14644r/min。

高壓燃料渦輪泵是一種三級離心泵，直接由一臺兩級燃氣渦輪驅動。渦輪泵安裝在燃氣歧管上。渦輪泵的泵后管路為預燃室、噴管和燃燒室冷卻循環管路提供液氫。高壓氧化劑泵也安裝在燃氣歧管上，由2臺離心泵(主離心泵和預燃室離心泵)組成。2臺泵共用一軸，由l臺兩級燃氣渦輪驅動。主渦輪泵為主燃燒室噴注器、熱交換器、低壓氧化劑泵和預燃室氧化劑離心泵提供液氧。預燃室氧化劑離心泵用于提高氧化劑壓力，并將其送往燃料和氧化劑預燃室。

燃氣歧管是發動機支撐預燃室、高壓泵、主噴注器、主燃燒室和熱交換器的結構支柱。通過燃氣歧管使燃料和氧化劑預燃室與主燃燒室連通。

預燃室；2個預燃室焊接在燃氣歧管上，產生驅動高壓渦輪裝置的低混合比富氫燃氣。預燃室由一單通路燃燒室、燃料冷卻套和裝有隔板的同軸元件噴注器組成。

主噴注器采用隔板和同軸元件方案。噴注器雙面板用汽化氫冷卻。發動機擺動軸螺接于主噴注器，全部裝置可擺動，作飛行推力矢量控制。主噴注器基本上為一全焊接裝置，由結構件、同軸噴射組件、2塊多孔金屬板和增強電火花點火器組成。

主燃燒室；為一圓柱形再生冷卻組件。燃氣噴出燃燒室，以5:1膨脹比膨脹。燃燒室用法蘭連接在燃氣歧管上，并由NARLOG-Z(含銀和二氧化鋁的銅合金)冷卻管路和高強度鎳合金套進行冷卻。

噴管裝置：由歧管和噴管組成，噴管與歧管焊接并通過歧管的法蘭與主燃燒室連接。

燃料再生冷卻、80.6％鐘形噴管膨脹比77.5：1，長約3.05m，出口直徑2.39m。它螺接在主燃燒室5:1膨脹比截面處。歧管由歧管殼、擴散器、混合器、推力室冷卻閥殼和推力室冷卻管路組成。噴管由1080根連接于噴管前端冷卻出口歧管和噴管出口處的冷卻入口歧管的管子組成。

發動機控制器由3個減震緊固件連接在發動機上。它是一種固態集成電路組件，由數字計算機和相應的電子件組成。它與發動機傳感器、作動器和電火花點火器配合可進行發動機閉路控制、發動機測試、發動機極限監控、起動準備狀態檢驗、起動和關機程序控制、收集發動機維護數據。控制器組件被集裝在一采用冷卻措施的密封、增壓殼體內。

飛行加速度安全關機系統由電子件、電纜和加速度計組成，它敏感2臺高壓渦輪泵的震動，當超過預定值時，其數值傳送給發動機控制器。

2、主發動機工作流程

發動機工作流程如圖所示。

航天飛機主發動機采用分級燃燒循環。推進劑在低混合比、低壓、低溫下在預燃室部分燃燒。之后，再在高混合比、高壓、高溫下在主燃燒室全部燃燒。

兩臺低壓渦輪泵低速工作，使貯箱處于低壓環境。其作用是為高壓泵提供足夠的入口壓頭，使高壓泵在高速下工作，并由低壓泵向高壓泵輸送推進劑。

高壓氧化劑泵輸出的推進劑有75％流向主燃燒室，約10％流向預燃燒室離心泵。由該泵將壓力提高到預燃室要求值。另有一小部分推進劑通過熱交換器，用于氧化劑箱增壓和縱向耦合振動(Pogo)抑制。氧化劑驅動液壓渦輪泵，后者驅動低壓氧化劑渦輪泵，然后再循環進入高壓氧化劑渦輪泵。

高壓燃料渦輪泵輸出的推進劑有20％用來冷卻主燃燒室、驅動低壓燃料渦輪泵、冷卻燃氣歧管和噴注器，并給燃料箱增壓。剩余的推進劑對噴管進行冷卻后送往預燃室。由預燃室產生的富油燃氣蒸氣先驅動高壓渦輪泵，然后流入主噴注器與補加的氧化劑和燃料混合噴入主燃燒室。

外貯箱增壓

外貯箱由地面加注的氦氣和液壓頭提供發動機起動前的泵入口壓力，發動機建壓后由推進劑蒸氣壓力維持貯箱壓力。

推進劑輸送系統

系統通過2條直徑43cm的管路從外貯箱向軌道飛行器主發動機輸送液氫、液氧。在軌道飛行器機身尾部處，2條43cm直徑管路各分為3條30cm直徑管路通往3臺主發動機。

氦氣存貯和供給系統

系統分為氣動和發動機氦氣存貯和供給2個子系統。前者為推進劑管理系統中的氣動作動閥門提供氦氣作動壓力、輔助主推進系統排液并在再入前對推進劑管路再增壓。后者在飛行中對發動機進行吹除和應急起動(關閉)推進劑閥門。

推進劑管理系統

該系統用來控制外貯箱推進劑加注，從發動機引出氣體通過2條氣體臍帶管路送回貯箱以維持貯箱壓力并為主發動機提供低壓備用關機。發動機工作時推進劑通過2條臍帶、歧管、管路和閥門送往發動機。

軌道飛行器共有2條43cm直徑推進劑輸送管路、6條30cm直徑推進劑輸送管路和6條 1.6cm直徑增壓管路。

液壓擺動作動器

每臺主發動機有2個液壓擺動伺服作動器，1個用于俯仰，另1個用于偏航。

液壓由推力矢量控制系統隔離閥門控制。共有3套液壓系統，每套裝有1個這樣的隔離閥門。當3個閥門打開時，液壓便送往伺服作動器。每個作動器只與其中的2套液壓系統相接， 1套工作，1套備用。它們與每個作動器中的1個轉換閥門相接，當敏感到主液壓系統失效時，會自動切換到備用系統以防推力矢量控制失效。

軌道機動系統

軌道機動系統(OMS)為入軌、軌道轉移、會合、出軌提供速度增量。系統由2個獨立的部分組成，它們裝在尾部機身兩側的艙體內。該系統能給攜帶有29.45t有效載荷并已與外貯箱分離的軌道飛行器提供304m/s速度增量。安裝在有效載荷艙尾部的3個副貯箱所裝的推進劑和氣體，可補加3×152.5m/s速度增量，這樣可使總AV提高為762.5m/s。再入前剩余推進劑從尾部2個排液管排出。

每個OMS艙裝有推力為26.69kN的擠壓式輸送再生冷卻擺動發動機、燃料箱、氧化劑箱、高壓氦氣瓶、推進劑擠壓輸送調節器、控制器和推進劑分配系統。

OMS發動機可重復使用100次，起動1000次，總工作時間15h，最短點火時間2s，每秒提供 0.9～1.8m/。速度增量。每臺發動機裝有2個機電作動器，進行偏航和俯仰擺動，系統的正常工作模式為一臺OMS發動機工作。

每個推進劑箱裝有推進劑捕獲裝置、測量裝置和推進劑分配系統。推進劑連通管具有為任一OMS發動機從任一貯箱提供推進劑的能力。位于軌道機動系統連通管間的轉接管路和尾部反作用控制系統(RCS)推進劑歧管可為RCS提供453kg推進劑，供軌道內機動用，也可為2個尾部RCS交叉輸送推進劑。

OMS用艙壁和設于管路和OMS結構上的加熱器進行溫控，使推進劑溫度保持在4～ 37℃之間。

反作用控制系統

反作用控制系統(RCS)由。個獨立的部分組成。—部分裝在駕駛艙前部，另兩部分裝在尾部OMS艙內。RCS提供姿態控制和軌道飛行器三軸平移。外貯箱分離、入軌和軌道機動時三部分同時工作，返回地面的姿態控制只用尾部2套RCS。

每套RCS由2個高壓氦氣瓶、貯箱壓力控制器、減壓閥、推進劑箱；推進劑分配系統、主推力器和游動推力器組成。每個貯箱設推進劑捕獲系統，在各種狀態下為貯箱出口供液。系統共有38個主推力器，前部14個，尾部兩側各12個；6個游動推力器，前部2個、尾部兩側各2個(推力器性能見表)。RCS采用OMS同樣的推進劑。尾部左右RCS以及RCS和OMS之間通過交流電機輸送閥門交叉供液。

RCS發動機采用鎘金屬燃燒室，內壁燃料液膜冷卻和噴管輻射冷卻。燃燒室和噴管設防熱層，以防止1013～1315℃高溫輻射進入軌道飛行器結構。用加熱器使推進劑溫度保持在15～37℃之間。

電子系統

航天飛機電子系統由數據處理系統、測量系統、通信系統、輔助導航系統和制導、導航、控制系統組成。系統共有300多個主要電子“黑盒子”，由300多公里長的電纜連接，分布于航天飛機的各個部位，并通過公用數據母線與系統的5臺計算機相接。

航天飛機電子系統為多冗余系統，是按照故障—工作/故障—安全的原則設計的。即要求出現一次故障時，系統能正常工作，出現第二次故障時，仍能確保航天飛機及飛行人員安全返回地面。

該系統負責航天飛機大部分系統的控制，其功能為；自動測定航天飛機狀態和運行準確程度、程序測量、外貯箱和固體助推器的發射和上升控制、性能監控、數據處理、通信和跟蹤、有效載荷操作和系統管理、制導、導航和控制及電源分配。除了對接由宇航員手動操縱外，任務的各個階段均有手動和自動兩種工作模式可供選用。

數據處理系統

數據處理系統為航天飛機各分系統提供計算機監控。系統為多冗余系統，由5臺完全相同的通用計算機、2臺進行大容量存儲的海量存儲器、28條進行數據傳輸的時分、串行數字數據母線、9臺進行數據組合和格式化的信號復合器/信號分離器、3個發動機接口和4臺多功能電視顯示裝置組成。

系統采用多臺計算機的冗余組合方案是為了在某臺計算機發生故障時，100％地覆蓋有故障的計算機，由組內其它計算機保障任務正常進行。為保證故障后航天飛機仍能繼續正常工作，需要3臺計算機，因為只有這樣才能在確認有故障的計算機后由系統否決其計算結果。如果要求在出現第2次故障仍能繼續飛行，保證安全返回地面則至少要用4臺計算機。第5臺計算機采用完全不同的軟件以檢查軟件錯誤，作為產生軟件錯誤時的后備機。

硬件

IBMAPl01通用計算機(GPC)

每臺通用計算機由中央存儲器、中央處理機(CPU)和輸入/輸出處理機(10P)組成。中央存儲器容量為106496字，由CPU和lOP共用。GPC內存共分9個存儲組。CPU的功能是對數據進行邏輯運算、對lOP進行程序控制、控制并處理中斷、控制傳感器等冗余系統。每臺計算機的CPU容量為81920字。計算機與各系統間的數據傳輸由IOP在CPU的控制下進行。 lOP從CPU接收數據，格式化并轉換成命令后送往各系統，它也從各系統接收數據，格式化后送往CPU。每臺計算機的IOP容量為24576字。CPU和IOP高19.05cm、寬25.7cm、長 49.53cm、質量25.85kg。

海量存儲器(MM)

為了完成各階段的計算任務約需40萬字的容量。除中央存儲器外還可將34兆的信息存入2臺磁帶機。可將全部軟件裝入磁帶機，需用時將所需程序轉貯內存。關鍵程序和數據同時裝入2臺磁帶機。一般情況下一臺使用，另一臺備用，也可通過2條單獨的母線同時使用。磁帶機高19.05cm、寬29.21cm、長38.1cm、質量9.97kg。

多功能顯示系統

系統使機組人員具有機裝軟件接口以及控制機裝軟件的能力。機組人員可通過它觀察航天飛機數據、監視錯誤和故障信息。系統由顯示裝置電子組件(DEU)、鍵盤(KBU)、顯示裝置 (DU，包括陰極射線管CRT)組成，駕駛層前中央顯示/控制臺有3臺DU/CRT，2臺KBU，后中央顯示臺有DU/CRT、KBU各1臺，系統用4臺DEU存儲顯示數據、提供接口、進行顯示、更新和再生、檢測KBU輸入錯誤并將輸入信息回送給顯示裝置，3臺KBU為機組人員提供軟件操作和管理的控制接口。

數據母線

計算機的輸入/輸出處理機有28個獨立的處理器，分別控制28條數據母線。

系統采用脈碼調制、時分多路轉換的數據傳輸技術，通道用多路轉換器連接在一起。按離散信息用一串二進制脈沖信號將信息編碼到任意指定通道。信息傳輸字長為28位。頭3位用于同步并指出信息是命令還是數據，下5位指明信息的源或目的。如是命令，則以后的19位指明要進行哪一種數據傳輸或操作；如是數據則其中的16位是數據本身，3位指明數據的有效度，每個字的最后一位都是奇校驗位。

28路數據母線通過多路轉換器接口適配器(MIA)與IOP相接。MIA響應離散信號，傳輸或接收可用數據的要求，接收、轉換、校驗串行數據。

28路數據母線按功能分為7組：機間通信5條、海量存儲器2條、顯示系統2條、有效載荷操作2條、飛行測量5條、飛行關鍵傳感器和控制器8條。

信號復合器/信號分離器(MDM)

數據母線網絡和大部分分系統之間的接口適配是通過MDM完成的。MDM對與數字數據母線有關的數據串進行時分信號復合/信號分離，調節數據。它實際上是一種從數據母線取送數據的轉換器。

MDM從各系統接收上百個一5～+5V直流和28V直流離散模擬信號以及串行字或數字字，將這些模擬信號轉換成數字/串行輸出信號并通過母線輸送到計算機和脈碼調制主組件去，MDM也從計算機向各系統輸送數據。

脈碼調制器(PCM)

計算機將串行/數字下行數據通過測量母線送往脈碼調制主組件，與測量數據及有效載荷數據混合后送往地面下行遙測裝置。PCM也將測量信號變成串行數字送往遙測裝置。從PCM主組件而來的航天飛機非關鍵數據通過4條測量母線送往各計算機并在CRT顯示。

PCM主組件含有一用來訪問分系統數據的可編程序只讀存儲器(PROM)、一存儲系統數據的隨機存取存儲器(RAM)和一存儲從計算機而來，送往地面下行遙測裝置的數據的存儲器。

定時器

全部數據由3個主定時器(MTU)定時。由定時器提供格林威治標準時間(GMT)、任務經過時間和事件時間。系統軟件從主定時器或計算機內部時鐘選擇GMT，并經常由MTU更新，進行計時冗余管理。MTU也負責向其它電路送同步信號。宇航員可通過CRT顯示裝置控制計時軟件。(end)

東海fyh126 · 發表于 2013-2-12 10:17:31

結構系統

為取得最佳氣動特性和機動性能，軌道飛行器設計成機翼/機身混合外形，具有常規飛機的結構特點。

軌道飛行器由前部機身、中部機身、尾部機身、機翼、襟翼、垂直尾翼以及輔助結構等部分組成。

前部機身

前部機身分上、下兩部分，機身內裝有乘員艙并用來支撐反作用控制系統前艙、鼻錐罩、前部起落架輪艙、前部起落架和前部起落架艙門。

前部機身由普通的2024鋁合金蒙皮/桁條壁板、框架及隔板組成。壁板由每隔7.62～ 12.7cm鉚接有桁條的彎曲—拉伸成型蒙皮組成。框架則是鉚接到壁板上去的。主框架的間隔為 76.2～91.44cm。X0378截面處的前隔板為鋁合金構件，由上、下兩部分組成。上部是一些鉚接和螺接在一起的平板，下部是機械加工件，隔板為鼻錐提供安裝面。

鼻錐部分有大型的機加梁和支桿。前起落架艙由2根支撐梁、2塊上部closeout腹板、拉桿支撐短柱、前起落架支桿、作動器連接件和前起落架艙門連接件組成。左、右2扇起落架艙門是鉸接在鼻錐上的。艙門為鋁合金蜂窩結構。艙門的前、后兩端均裝有碰銷用以在起落架縮回時關閉艙門。艙門除了熱障層外，還裝有壓力密封件。

除6扇前窗、2扇天花窗、側艙窗口和前部反作用控制系統發動機周圍一些部位外，前部機身全部用重復使用防熱瓦覆蓋。鼻錐罩為增強碳—碳復合材料(RCC)結構。

鼻錐罩組件如圖所示。連接件由因康鎳718和A286不銹鋼等耐熱材料制成，它們位于整流罩深部以防過熱。連接時考慮了熱膨脹和結構位移等因素。由于RCC是一種良導體，因而附近的鋁合金結構和金屬連接件均用內部絕熱件絕熱以防超過溫度極限。

前部機身上還有天線支撐、可伸展的大氣數據探測儀、星光跟蹤器觀察孔艙門等結構。

軌道飛行器/外貯箱前部連接點位于X0378隔板和前部起落架艙后的結構上。在前部機身和乘員艙之間，圍繞風擋窗、頂部觀察窗、乘員艙門窗和星光跟蹤儀孔裝有柔性罩以作吹除、排氣控制。前部機身和有效載荷艙之間用位于X0582處的柔性隔板隔開。擋風窗的外層窗板安裝于前部機身，窗框為機加部件。

前部反作用控制系統(RCS)艙體由2024鋁合金蒙皮桁條壁板和框架組成。壁板由帶有鉚接加強件的單曲率、拉伸成形蒙皮組成。框架是鉚接到壁板上去的。RCS艙體是用16個緊固件連接到鼻錐和前部機身隔艙上去的，艙體可以拆卸。RCS艙體覆有防熱層和熱擋層。

乘員艙

乘員艙共有上、中、下三層，由有整體加強桁條以及內連接凸緣的2219鋁合金板加工而成。凸緣用來在內部連接焊接件以保證艙體密封。艙體取截錐形，前、后艙壁均為平面，艙體與前機身只有4處連接點，保證高度絕熱。有2個連接點位于上層地板后隔板處，法向載荷承力連桿位于前隔板中線處，側向載荷承力連桿位于后隔板下段。

乘員艙有3個艙口：正常活動進、出口、氣閘(Airlock)/中艙進出口和通過后隔板進入有效載荷艙，進行艙內、外活動的進出口。在乘員艙上裝有風擋窗、天花窗、后觀察窗、側艙門窗的第二層窗板。后隔艙有一可移動的壁板，它是制造和組裝時進出乘員艙的通道。也為安裝和拆卸氣閘提供了條件。

乘員艙由飛行層、中層和下部儀器艙組成。當中層裝氣閘時，乘員艙的容積為70.8m3，當氣閘裝在有效載荷艙一側時，為80.0m3。

飛行層為最高層。該層共設6個工作臺。指令長、駕駛員工作臺裝有飛行控制的各種儀器設備。任務專家工作臺位于右側，裝有監控、通信管理、有效載荷操作、有效載荷/軌道飛行器對接操作的控制和顯示器。有效載荷專家工作臺位于左側，負責監控、操縱貨艙有效載荷、控制軌道飛行器和有效載荷間的環境和電氣接口。軌道工作臺面向貨艙，在軌道運行時通過頂部和后部觀察窗進行觀察、監控。

在早期研制飛行中設有飛行員彈射系統。它由座椅、彈射逃逸口蓋、能量傳遞系統程序裝置以及地面進出用的非彈射壁板分離作動裝置組成。彈射口蓋是飛行員的緊急出口。飛行員也可在口蓋彈射后連同座椅一同彈出。口蓋由可壓縮蜂窩結構減震墊、帶有分離鉸鏈的乘員艙、前機身持留纜繩、斷開裝置和推力器等組成。正式飛行時彈射座椅由工作座椅代替。

中層硅有乘員艙設備和3個電子儀器艙。廢物收集系統正前方為側艙門，是乘員的正常出入口。汽密艙門是用鉸鏈、抗扭管和支撐件安裝到乘員艙上去的，可以從內、外兩側打開和關閉。艙門直徑101cm，中央開有一個25.4cm直徑觀察窗。艙門壓力密封。密封件在艙門關緊時由閉鎖機械裝置壓緊。艙門和防熱瓦間嵌有一因康鎳線網片和陶瓷纖維織物組成的隔熱層。

研制飛行中，中層裝2個睡袋、2個飲用水箱和測量組件。正式飛行中，增設廚房、3個客座，如移去睡袋還可增設3個座位。中層沿四壁有3.96m3設備存放空間，并設有進入下層的活動地板。

氣閘位于中層，可同時容納2個身穿宇航服的飛行員。艙外活動齒輪、檢測板、再充氣裝置等全部裝于內壁。需要時可將氣閘從中層移至有效載荷艙內，這樣飛行員便可不穿宇航服進入有效載荷艙的空間實驗室內。如增設一隧道式對接件，并將氣閘安置在對接件上方，則可提供乘員艙和空間實驗室均不減壓情況下的艙外活動能力。當氣閘裝在有效載荷艙內時則必須在氣閘外裝隔熱層，以免受空間環境的影響。執行對接任務時可用對接艙代替氣閘，也可將其裝在隧道式對接件上。對接件可以伸縮，伸開時可容2個乘員，收攏時只能容納一個。

軌道飛行器共有11扇觀察窗；前部6扇，頂部2扇、后部2扇、側艙門1扇。

軌道飛行器觀察窗為3層結構。外層窗板與前部機身相接、中層和內層與乘員艙相接。外層為防熱層，采用耐熔氧化硅CGW7940韌化玻璃。外表面可承溫482℃，內表面可承溫 426℃。內層為承壓層，采用硅酸鋁CGWl732回火玻璃，外表面鍍有紅外反射層。中層為防熱層和承壓的備用層，取材同防熱層。內、外表面鍍有高效抗反射鍍層，以增強可見光傳輸。中層可在115℃的高溫下承受59.29MPa壓力和1.7％相對濕度。每扇窗戶均備有遮光/濾光罩以減弱入射光線。但它們只在需要時才裝上。

機翼

機翼為一氣動升力面，為軌道飛行器提供升力和控制力。機翼由前翼盒、中段機翼(包括主起落架艙)、抗扭盒、前部翼梁、機翼/升降副翼對接段、升降副翼密封板、升降副翼和翼套組成。

機翼為多肋—翼梁/桁條加強蒙皮或者蜂窩結構鋁合金殼體結構。機身段機翼長約 18，28m，最大厚度1.52m。

機翼最前部為翼盒，是主機翼的延伸，翼盒為鋁合金肋、鋁合金管組、支桿結構，覆有桁條加強的蒙皮。101、099和102號軌道飛行器的前梁closeout件為鋁合金蜂窩結構，103為鋁合金波紋結構。翼盒的前段設計成可以安裝能重復使用的防熱瓦，后段的平面安裝增強碳—碳翼前緣。

中段機翼為鋁合金多肋—管系/蜂窩蒙皮結構。中段機翼內含主起落架，起落架艙門。中段機翼有一肋，用采支撐外側主起落架艙門鉸鏈、起落架耳軸和拉桿。內側艙門的耳軸和拉桿連接在中部機身上。起落架艙門為普通的多肋/翼梁結構。

抗扭盒形部段為構架式多肋/城堡形肋帽結構，以與翼展方向加強蒙皮板的桁條相適應。為了將熱載荷降至最低，4條主翼梁采用波紋鋁合金結構。但103號以后的軌道飛行器的 1249，1307翼梁、1191翼梁外側部分均改用石墨/環氧樹脂腹梁。前部大梁為鋁合金蜂窩結構，是增強碳—碳翼前緣的連接面。后翼梁則為升降副翼、鉸式上部密封板液壓/電氣系統組件提供連接面。

抗扭盒/升降副翼對接段上表面由鉸接板組成，它為機翼和升降副翼間的孔腔提供蓋板。 Yw＝312.5截面外側的鉸接板為因康鎳蜂窩夾心結構，Yw＝312.5截面內側的鉸接板為鈦合金蜂窩夾心結構。此處未覆蓋防熱瓦，因為所選材料能適應上表面高溫。

機翼尾部接有兩扇升降副翼。副翼為鋁合金多肋、梁/蜂窩蒙皮結構。兩扇副翼各由3個鉸鏈連接。飛行控制系統液壓作動器連接在升降副翼前端。全部鉸鏈力矩作用在這些點上，升降副翼可向上轉動40℃，向下轉動25℃。

主起落架艙門寬1.53m、長3.66m，在102號以前的軌道飛行器上為蒙皮桁條結構，099號和103號以后的軌道飛行器則改為蜂窩結構。它由內側的3個鉸鏈，外側的3個上位鎖和前側的1個上位鎖支撐。

除升降副翼密封區外，機翼、主起落架艙門和升降副翼均覆蓋有防熱層。升降副翼的下覆蓋面進行熱密封。主起落架艙門設有壓力密封件和熱擋層。

機翼與機身下表面沿中翼盒用抗剪螺栓連接，與機身上表面用抗拉螺栓連接。

中部機身

中部機身與前部機身、尾部機身和機翼對接。它支撐有效載荷艙門、鉸鏈、系留緊固件及有效載荷。

中部機身的兩端是開啟的。其大梁與前部機身和尾部機身的隔框相接。中部機身為鋁合金結構，長18.28m、寬5.18m、高3.96m、質量6.12t。

除X01040-X01037截面靠機翼上方的壁板為鋁合金蜂窩結構外，中部機身全部覆蓋數控機加整體蒙皮，并具有縱向T形桁條。X01191—X01307截面的底部壁板為夾層結構，承載機翼橫向載荷和機體撓曲載荷。X01040-X01307截面機翼對接段側壁蒙皮也是機械加工蒙皮，但有法向T形桁條。X01278-X01307截面機翼對接段側壁蒙皮為夾層結構。

有12個用于穩定中部機身結構并承受機翼和有效載荷作用力的主框架。框架由法向側部組件和水平方向的組件組成。側向組件為機械加工件，水平方向為鈦合金端頭緊固件連接的硼鋁管抗剪構架。此外還有13個側壁短柱框架。

中部機身上端裝有板式大梁和艙門大梁，在艙門大梁上裝有13個有效載荷艙門鉸鏈，臺板式大梁也用來支撐和存放機械臂、Ku波段天線和有效載荷作動系統。

中部機身X01191—X01307段為中翼盒結構，它由下部蒙皮，上部翼盒蒙皮和7根縱向肋組成。中間肋由機加整體蓋、剪切腹板和垂向加強件組成，其他6個為硼/鋁管構架。X01191— X01307上部翼盒蒙皮帶有T形桁條。

中翼盒側壁為主起落架的內側支撐點。起落架全部側向載荷作用于中部機身結構上。

中部機身還裝有2塊支撐乘員艙—尾部機身導線的托板。機身底部的管路和導線由玻璃纖維墊板支撐。

中部機身由重復使用防熱瓦覆蓋。

有效載荷艙門

兩扇有效載荷艙門鉸接于中部機身兩側，艙門沿頂部中線打開。艙門長18.28m、弦3.04m、直徑4.57m、面積148.64m2。除最前部2.54m外，艙門輪廓不變。

每扇艙門由5段組成，除了尾部55.9cra外，各段均由圓周膨脹接點連接，前部9.15m艙門內裝有可展開的輻射器，輻射板是鉸接和鎖定在艙門內表面上的。前部輻射板可在軌道中展開。它由機電作動系統操縱(開鎖、閉鎖、伸展、收回)。后部的輻射板是固定的。

兩扇艙門各鉸接在13個因康鎳一718外鉸鏈上(5個剪切鉸鏈，8個活動鉸鏈)。鉸鏈的下半部連接在中部機身鉸鏈和臺板式大梁上，鉸鏈繞雙轉動面軸承轉動。艙門由專用的作動系統驅動到要求的開啟或閉合位置。每套機械裝置各由一臺機電動力驅動裝置和6個轉動齒輪作動器組成。轉動作動器間由抗扭管連接，并與動力驅動裝置、有效載荷艙門聯動裝置連接。

艙門關閉后被鎖定于前部和尾部隔板和頂部中線。閂鎖系統由8組閂鎖機械裝置組成。每組各由4個閂鎖以及相應的直角橫桿、推桿、旋轉桿、滾軸和一臺機電作動器組成。此外在每扇艙門和4個膨脹接點上各有5個用來連接艙門段的惰性抗剪銷釘。沿艙門頂部中線裝有4個抗剪緊固連接件，前4段各一個。

艙門關閉時也被固定在尾部機身隔板上，但允許在前段機身處沿縱向移動。艙門亦可承受扭轉載荷、氣動壓力載荷和有效載荷艙排氣滯后壓力。

艙門的主要結構是復合材料蜂窩/框架結構。面板由石墨/環氧樹脂帶和纖維方向為0°/±45°/0°的石墨環氧樹脂織物組成。每張蒙皮的總厚為0.0406cm。Nomex蜂窩芯高1.52cm。蜂窩芯是用粘接劑粘到面板上去的。外蒙皮粘接有200×200鋁絲避雷網。艙門共有28個中間框，8個膨脹接點closeout框，1個前部closeout框，1個后部closeout框。艙門框架由多層石墨/環氧樹脂浸漬增強織物構成。宇航員艙外活動把手位于抗扭盒形件部位。

前、后機身界面、艙門頂部中線和圓周膨脹接點處均嵌有熱密封件和壓力密封件。艙門外表面覆有重復使用絕熱物。

艙門可承受163dB噪聲以及一112℃～+57℃的溫度變化。

尾部機身

尾部機身由外殼、推力結構和內部輔助結構組成，長5.48m、寬6.7m、高6.09m；尾部機身用來支撐以下結構或與其對接：3臺主發動機、軌道機動系統艙體、2臺軌道機動發動機、翼梁、垂直尾翼、襟翼、2個外貯箱尾部連接件、2個T—0脫落插座、3個尾部電子儀器艙及防熱罩。

1.尾部機身外殼主要由整體機械加工鋁合金蒙皮和框架組成，除了軌道機動系統艙體外均覆有防熱材料。垂直尾翼支撐框、底板緊固件等高承載區采用機械加工擴散連接鈦合金組件。低承載區采用一般的鋁合金蒙皮桁條結構。

尾部機身前隔板是中部機身和有效載荷艙門的對接面，由機械加工熔焊鋁合金薄板組成，其上部與垂直尾翼的前翼梁相搭接。

尾部機身底板有2扇臍帶艙門，艙門由鈹金屬制成，有熱屏障保護。艙門關閉后其裸露區由防熱材料覆蓋，艙門裝有機電作動器。

上升和再入時，由底部防熱罩和穹形防熱罩防護尾部機身及其內部的設備。底部防熱罩為鋁合金機械加工件，與其相接的是一穹形蜂窩結構。該結構用來支撐塑性滑動密封裝置并與主發動機因康鎳結構防熱罩相接。除因康鎳結構部分外，防熱罩均覆有隔熱件。

2.內部推力結構為一多組件螺接結構，它由主發動機承載框架結構、發動機對接裝置、作動器、發動機、低壓泵和推進劑管路支撐結構組成。軌道飛行器/外貯箱后部連接點位于大梁緊固件部位。

內部推力結構主要由28個機械加工的、擴散連接的鈦合金框架組成。鈦合金條是加溫、加壓后連接在一起的。擴散連接的鈦合金條被熔成單一的多孔勻質物。它比一般的鑄件輕而結實，其交界處看來似有一條焊縫而實際卻是無填料的勻質母體金屬。多數鈦合金構件粘結硼/環氧樹脂以加強其剛度并達到盡量減輕質量的目的。

尾部機身的上部推力結構除了垂直尾翼的支架用鈦合金外，其他均為整體鋁合金框架結構。

3.副結構用來支撐各種內部設備。除了某些部位用鈦合金和玻璃纖維對設備進行隔熱外，副結構采用普通鋁合金結構，由托架、肋、構架和緊固件等組成。

尾部推進系統結構

該部分結構由軌道機動系統艙體和反作用控制系統艙體兩部分組成。結構材料為鋁合金和石墨/環氧樹脂復合材料。左、右兩側艙體長 6.45m、尾端寬3.46m、前端寬2.56m、面積 40.41m2。

1.軌道機動系統艙體用11個螺栓連接于尾部機身殼體的肩板上，并用一可調節松緊的螺套與X01307隔板相接，肩板/X0l307界面處設壓力密封層。艙體的組件和材料為：

1)蒙皮：石墨/環氧樹脂蜂窩多層結構。
2)前隔板、后部貯箱支撐隔板、后隔板、底板構架梁：2124-T81鋁合金板。
3)中線梁：2124-T81鋁合金板、鈦合金加強筋、石墨環氧樹脂罩。
4)框架；石墨環氧樹脂。
5)軌道機動發動機推力結構：普通2124— T851鋁合金結構。
6)十字支撐架：鋁合金等。
7)緊固件；前部緊固件：2124一T851鋁合金；后部緊固件：A—286不銹鋼。

2.反作用控制系統艙體搭接于軌道機動系統艙體。艙體的組件和材料為：

1)平板式外蒙皮：機械加工鋁合金件。
2)曲形外蒙皮；石墨/環氧樹脂蜂窩多層結構。
3)前隔板：機械加工鋁合金件。
4)內框架和架子：普通鋁合金/鈦合金薄板。
5)噴管安裝面板：機械加工鈦合金蒙皮。

尾部推進系統蒙皮有24個檢修孔，艙體裸露區覆有重復使用表面防熱層，與尾部機身交界處設有壓力密封層和絕熱層。反作用控制系統噴管和重復使用表面防熱物之間裝有熱障層。

機身襟翼

襟翼為鋁合金結構，由肋、襟梁、蒙皮和翼后緣裝置組成。上、下部主蜂窩蒙皮用緊固件與肋、腹板及蜂窩結構翼后緣相接，加上上部前蜂窩結構蒙皮組成完整的襟翼結構。襟翼長2，2m、寬6.42m、最大厚度0.46m。

再入時襟翼為三臺主發動機提供熱屏蔽，再入后為軌道飛行器大氣飛行提供俯仰微調控制。

襟翼的上部蒙皮、前翼梁尾部和整個下蒙皮機械連接到肋上。上部前蒙皮由5塊可移動的壁板組成，它們是用快速緊固裝置與肋相連接的。有4個整體加工鋁合金肋，它們通過自動對位軸承與尾部機身相對接。每根肋有2個軸承，通過它們與位于尾部機身的4個轉動作動器相連接。除4個機械加工作動器肋外，還有8個穩定肋和2個封閉式肋。這些肋均由鋁合金蜂窩芯體和化銑鋁合金腹板組成。前翼梁腹板由帶有卷邊減重孔和加強波紋的化銑薄板組成。前翼梁腹板是通過加勁角鉚接在肋上的。翼后緣裝置由琴鍵鏈、化銑蒙皮、全空鋁合金蜂窩芯、封閉式端肋和壁板組成，翼后緣的琴鍵鏈部分是通過鏈銷與上、下主壁板相應的配對鉸鏈部分相接的。有2條潮氣排泄管路和l條液壓流體排泄管路穿過后緣蜂窩芯以滿足軌道飛行器水平方向和法向的排泄要求。

襟翼覆有可重復使用隔熱物。其前部覆蓋區鉸接一壓力/熱密封件，它位于襟翼底面。此件用來屏蔽氣流并防護結構氣動熱影響。

襟翼裝到尾部機身后用防熱塞充填開口區。

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美國航天飛機的演變--轉來的挺受教

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