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发表于 2013-2-12 10:19:03
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垂直尾翼
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* m% i! R0 Z3 ~& \2 F6 B0 b/ }/ M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。5 x# k. _5 y0 S. [; ?# ^) t5 L% O
) R C6 T8 v) r2 p2 K/ H! o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)。
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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。
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9 [) [+ W) e( X/ z( ]) I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。 # \" ?# g1 i, R# A3 ^, e5 y4 E
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吹除、排气、排液系统
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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。 # H5 K9 `* ]+ j6 z3 y5 h
$ c& M+ m+ m( Y0 Z# ]$ c% _6 y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。 p/ ~$ ?- s7 G( [1 n7 M! k
$ C3 H- I% \7 O: c1 D排液系统通过可塑孔、排泄管和脱落接头排出积聚的液体。 $ a' L! J' _0 z
3 N) _/ G6 H# k7 ~/ R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。 $ _+ T$ z, I6 @/ a. x; z
" A% G1 ~( j5 {( ^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。
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3 v$ s# j$ y% S被动温控系统
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: B. G' w. C& Q5 X; _" g/ [9 X3 T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。
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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。
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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。 7 ]: C+ m' ]+ U" h& r; Z# j4 l
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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。 % }4 m4 m, |# [
; Q- n A3 L6 v* `+ a防 热 系 统 6 a4 j2 ~2 x% w Q A
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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)。0 |+ R" z: f6 _% `# p
( O O3 t9 K: m A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。
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8 D! K1 O! @9 \0 C# Q: e8 h柔性重复使用表面绝热材料(FRSl) n* h1 \+ O& }% l6 m
; t5 K* E, Q! J9 e% k- q/ gFRSI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。
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# J# o/ X S2 J7 M* j+ U" ?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。 ) ?6 u& {* v& c0 n+ K% ]
) x/ T- w4 {. r* H/ W! k高温重复使用表面绝热材料(HRSl) * E1 O1 k! Y2 e6 ]) y* i' o2 q
4 H$ O0 {; C$ m, oHRSI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。 6 {8 k" a, F+ G$ t! I7 k4 E! i
8 W7 Y" A/ e# }5 U& j5 k% j& qHRSI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。
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. t; R( {9 D& e) Q2 ~; S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。 6 n5 w& B6 @; s: J! z/ {/ ~
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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。
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9 i, u( J$ f# i8 p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。
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, M% {1 \) q8 X% C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。
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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。
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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℃。 l7 Y, O4 P4 ^
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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。 }! L2 h9 f3 l
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低温重复使用表面绝热材料(LRSl)
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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。 4 E% m* \* H- Y' ]
5 R/ K8 v3 h2 [3 g' g! MLRSI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。 3 a; D5 t1 {5 L) G% M
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高级柔性重复使用表面绝热被覆层(AFRSl)
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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。
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$ N7 r, T; S: V) n; e. h& }. d& I增强碳—碳材料(RCC) 6 X1 F! s* Q' w' v9 K
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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。
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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。
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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。5 X! z' H' t" A5 x' y
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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。
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% y1 ^# e, U' _2 S! K( ]0 _' d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。 - z" C1 x+ {0 p' Z# q2 A5 T
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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。' n t% C3 `) L; c5 M
; [0 u8 n& p. ^9 ]/ m热挡层
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% V1 @, d- z' D" V+ L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。: ?8 W5 Q6 Q7 {% O) U M9 m5 @
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间隙填料 1 _; Y: y- Y# ~* c5 ~) L
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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。
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插头和塞件
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7 u( n, o3 o- {9 N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。5 N6 n3 I7 g. y
t4 Q+ z% p3 Z/ u8 X2 V- [7 t推 进 系 统 : T7 S, {$ `5 o6 U
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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。
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% \2 }- F) ~ G9 u/ V5 k主推进系统 9 z N9 F/ h2 c* p- p
6 C& o% Z, ^2 z2 l0 Q- M- Q* I8 L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。 7 T# q& F b" J
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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。1 _+ S0 V. h Y3 a
- z: G5 q4 e- D8 H- ~0 ]1 O3 G6 `主发动机 # U/ k0 |. @5 Y8 n
$ Q, D: I6 ?2 Y3 U! q. b$ \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 * P3 j0 d* n0 d! ?$ W0 ]
3 l/ ^3 ]1 c5 i8 W% h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 \7 f& _6 D. Y1 W
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1. 主发动机主要组件
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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。 * h& l8 I, K! c0 P
9 C5 F% b: W+ w. Q8 p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。 % @* V; x8 A* n$ s# \
1 q, @& S' F, S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。
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" y- `( C2 }$ W* q% D) t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。 ! h" r+ M, R* a p5 _: C- q
3 l* }+ P L4 }( ?& {# t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。
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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。
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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。 6 o: c( {* `. p8 \5 ~, H
1 s# R, K2 ?- C; m9 j8 C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。
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/ j& t' E$ a9 E7 G" x4 Q, A6 d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。
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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。 , m H% L6 X# v. u8 D4 T5 x
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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。 ; J0 }9 S# R. b: P# j
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2、主发动机工作流程 * y% e/ C5 V: v. h5 k* S% K
4 _% M+ M7 `8 J; k( h& T$ B0 N+ A0 H发动机工作流程如图所示。
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5 y7 U/ U8 D! y! s8 p* W& Z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。
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" `& r& @/ @( ^4 E6 t, {6 b+ F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。
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* S6 R; Y6 q( i3 Z6 M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。 7 i* T% |, H1 s6 y- R+ v
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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。
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+ k1 H7 x, \- M7 y% V5 g% M外贮箱增压
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# X; U! }# n% I, }9 i! p' [) U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。
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推进剂输送系统
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1 c$ [. ^2 j9 d1 d+ t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。
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氦气存贮和供给系统
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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。 ( O) }- @/ _ m: x# _
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推进剂管理系统
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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。
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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。 : v# v" B8 d9 d& W4 W/ ^: D1 l
1 h7 o# A0 y8 N1 ~( ?5 D液压摆动作动器 ; p, _, }9 R: H- }7 z! s. ^8 c7 `
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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。
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- x! d9 k9 y9 M% \3 f1 |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。 / a I2 E# w2 n
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轨道机动系统
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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。 # J) H+ p. f7 k8 V* s9 h
) I+ _; Q* b6 ?; T& C9 u0 D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。
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# k4 y P4 O, g2 W/ iOMS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。 , U$ o5 u8 o5 K- D, t# c
9 }( g# `2 j( y( |! J2 d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。 $ j) N% N7 |! G
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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。& H$ ~5 m8 j) W9 \
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反作用控制系统
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) Q X+ K6 Q' j; _0 P1 j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。
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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。
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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。
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6 r$ l) C# O/ B- e! M F! @电 子 系 统
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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。
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0 q( @5 c% w% f3 A/ R L! m5 A2 m6 R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。
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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。 . O# s3 I/ o. E9 |% W& u; A+ h. V
$ F) Y- m& y) e) ^+ }6 d数据处理系统 $ g0 i0 B2 i5 y
" ]- x3 E$ J3 s1 }; N2 B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。
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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。 ) g7 T9 c! H% z1 P% G
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硬件
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IBMAPl01通用计算机(GPC)
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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。
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海量存储器(MM) 5 t2 y Y* n( G8 T
; C! h% V% V7 S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。 0 N& ]3 f: r' \ S
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多功能显示系统
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: K% ?" o: N0 ?9 @+ o9 H, [& v6 i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。
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! I" I: Y& }) j: S数据母线
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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。 & _9 Y; i- Q8 m7 k
4 k; O6 o8 l5 T7 n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。7 ?/ q" v, `/ o4 Q' M. L4 m M
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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。
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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。 $ G) A, n9 e' F) I2 |
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信号复合器/信号分离器(MDM) 0 L6 r; B3 G4 S( M, L! [9 R
% T( m: q; V/ W. G+ i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。 2 x/ x9 C% s: {3 L K6 @
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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。 5 ]7 r6 w- g5 t* v. @7 Z5 C- a, P4 b
% M6 C( f6 R: ~9 p! I1 t+ @( k) V脉码调制器(PCM)
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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。
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' e, I9 C+ q7 I& S/ MPCM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。 " B( W" [4 W \1 q
8 [: k8 E" u* F* K. L* j9 i! q7 z定时器
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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) |
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