航天飛機(jī)結(jié)構(gòu)功能原理介紹.ppt

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10.1 航天飛機(jī)的結(jié)構(gòu)組成 10.2 航天飛機(jī)的控制系統(tǒng) 10.3 航天飛機(jī)的飛行控制 10.4 航天飛機(jī)再入與著陸的制導(dǎo)與控制,,第十章 航天飛機(jī)的制導(dǎo)與控制,航天飛機(jī)是一種有人駕駛的、主要部分可以重復(fù)使用的空間運(yùn)輸工具。它可以像火箭那樣垂直起飛，像載人飛船那樣在軌道上運(yùn)動(dòng)，像飛機(jī)那樣滑翔，在地面上水平著陸。航天飛機(jī)除了運(yùn)載和部署衛(wèi)星以外，還可以檢修、回收衛(wèi)星，或進(jìn)行空間營救。在軍事方面，航天飛機(jī)還可以執(zhí)行載人近地軌道實(shí)時(shí)偵察、攔截衛(wèi)星、戰(zhàn)略轟炸等任務(wù)。在空間科學(xué)技術(shù)的應(yīng)用方面也非常廣泛，如發(fā)射空間實(shí)驗(yàn)室和建立永久性國際空間站等。,第十章 航天飛機(jī)的制導(dǎo)與控制,10.1 航天飛機(jī)的結(jié)構(gòu)組成,航天飛機(jī)記錄片,目前，美國的整個(gè)航天飛機(jī)系統(tǒng)，是由一個(gè)軌道器、一個(gè)外儲(chǔ)箱和兩個(gè)固體火箭助推器所組成，通常所說的航天飛機(jī)就是指軌道器。航天飛機(jī)每飛行一次就要扔掉一個(gè)外儲(chǔ)箱，而固體火箭助推器和軌道器仍能重復(fù)使用。軌道器可以重復(fù)使用100次，助推器可以重復(fù)使用20次。因此當(dāng)前的航天飛機(jī)是一種部分可重復(fù)使用的第一代空間運(yùn)輸工具。,“哥倫比亞”號(hào)航天飛機(jī)首飛記錄片,航天飛機(jī)系統(tǒng)整體外形結(jié)構(gòu)如圖10.1所示。軌道器馱在外儲(chǔ)箱上，兩臺(tái)固體火箭助推器則平行地掛在外儲(chǔ)箱的兩側(cè)。當(dāng)航天飛機(jī)豎立在發(fā)射臺(tái)上時(shí)，整個(gè)系統(tǒng)依靠助推器的尾裙支撐。整個(gè)系統(tǒng)全長56．14 m，高23.34 m，起飛總質(zhì)量2 000 t多，海平面的起飛總推力為31,400 kN。航天飛機(jī)系統(tǒng)的整體幾何尺寸也如圖10.1所示。下面分別針對(duì)航天飛機(jī)系統(tǒng)的三大部件：軌道器，外儲(chǔ)箱和助推器進(jìn)行介紹。,第一部件是軌道器，即航天飛機(jī)，它是整個(gè)系統(tǒng)的核心部分。軌道器是整個(gè)系統(tǒng)中惟一可以載人的、真正在地球軌道上飛行的部件，它很像一架大型的三角翼飛機(jī)。它的全長37．24 m，起落架放下時(shí)高17．27 m；三角形后掠機(jī)翼的最大翼展23．97 m；不帶有效載荷時(shí)質(zhì)量68 t，飛行結(jié)束后，攜帶有效載荷著陸的軌道器質(zhì)量可達(dá)87 t。它所經(jīng)歷的飛行過程及其環(huán)境比現(xiàn)代飛機(jī)要惡劣得多，它既要有適于在大氣層中作高超音速、超音速、亞音速和水平著陸的氣動(dòng)外形，又要有承受再人大氣層時(shí)高溫氣動(dòng)加熱的防熱系統(tǒng)。因此，它是整個(gè)航天飛機(jī)系統(tǒng)中，設(shè)計(jì)最困難，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜，遇到的問題最多的部分。,軌道器由前、中、尾三段機(jī)身組成，如圖10.2所示。前段結(jié)構(gòu)可分為頭錐和乘員艙兩部分，頭錐處于航天飛機(jī)的最前端，具有良好的氣動(dòng)外形和防熱系統(tǒng)，前段的核心部分是處于正常氣壓下的乘員艙。這個(gè)乘員艙又可分為三層：最上層是駕駛臺(tái)，有4個(gè)座位，中層是生活艙，下層是儀器設(shè)備艙。乘員艙為航天員提供寬敞的空間，航天員在艙內(nèi)可穿普通地面服裝工作和生活。一般情況下艙內(nèi)可容納4至7人，緊急情況下也可容納10人。,圖lO.2 航天飛機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖,航天飛機(jī)的中段主要是有效載荷艙。這是一個(gè)長18 m，直徑4.5 m，容積300的大型貨艙，一次可攜帶質(zhì)量達(dá)29t多的有效載荷，艙內(nèi)可以裝載各種衛(wèi)星、空間實(shí)驗(yàn)室、大型天文望遠(yuǎn)鏡和各種深空探測(cè)器等。,航天飛機(jī)的后段比較復(fù)雜，主要裝有三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)，尾段還裝有兩臺(tái)軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)和反作用控制系統(tǒng)。在主發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后，軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)為航天飛機(jī)提供進(jìn)入軌道、進(jìn)行變軌機(jī)動(dòng)和對(duì)接機(jī)動(dòng)飛行以及返回時(shí)脫離軌道所需要的推力。反作用控制系統(tǒng)用來保持航天飛機(jī)的飛行穩(wěn)定和姿態(tài)變換。除了動(dòng)力裝置系統(tǒng)之外，尾段還有升降副翼、襟翼、垂直尾翼、方向舵和減速板等氣動(dòng)控制部件。,航天飛機(jī)系統(tǒng)的第二個(gè)部件是外儲(chǔ)箱，它的作用就是為航天飛機(jī)的主發(fā)動(dòng)機(jī)儲(chǔ)存入軌前所用的全部推進(jìn)劑。外儲(chǔ)箱裝在航天飛機(jī)的下方，夾在兩臺(tái)固體火箭助推器的中間。它是航天飛機(jī)系統(tǒng)上惟一不可回收的部件。全長47 m，直徑8．64 m，凈質(zhì)量33 t，是一個(gè)十分龐大的尖頭圓柱體，由鋁合金制成。內(nèi)有前、后兩個(gè)儲(chǔ)箱，前儲(chǔ)箱裝600 t多液氧，后儲(chǔ)箱裝102 t液氫，外儲(chǔ)箱總共可裝700 t多的推進(jìn)劑。,兩臺(tái)固體火箭助推器是航天飛機(jī)系統(tǒng)的第三個(gè)部件，它平行地安裝在外儲(chǔ)箱的兩側(cè)，航天飛機(jī)的下方。兩臺(tái)固體火箭助推器的結(jié)構(gòu)完全相同，每臺(tái)助推器長約45．46 m，直徑3．7 m，自重83 t，可以裝503 t的固體推進(jìn)劑，推力13 MN，可以重復(fù)使用20次。,航天飛機(jī)控制系統(tǒng)代表了迄今為止最復(fù)雜的一種航天器控制系統(tǒng)，它包括運(yùn)載火箭、衛(wèi)星和飛機(jī)3種不同的控制，而且要求這三者有機(jī)地結(jié)合。航天飛機(jī)的飛行包括發(fā)射上升、人軌、軌道運(yùn)行、離軌和再人返回等階段?？刂葡到y(tǒng)要保證航天飛機(jī)在各種飛行狀況下正常執(zhí)行任務(wù)和安全可靠地運(yùn)行。同時(shí)航天飛機(jī)又是載人航天器和多次重復(fù)使用的，因此，該控制系統(tǒng)的可靠性和安全性等方面的要求也都是極其嚴(yán)格的。航天飛機(jī)控制系統(tǒng)包括軌道和姿態(tài)控制兩個(gè)部分。軌道控制具體包括導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制3種功能。另外，還可以使航天飛機(jī)與同軌道平面內(nèi)最大相距560 km的目標(biāo)相會(huì)合。,10.2 航天飛機(jī)的控制系統(tǒng),盡管航天飛機(jī)控制系統(tǒng)具有強(qiáng)大的控制功能和復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，但它的基本結(jié)構(gòu)和原理與其他各種控制系統(tǒng)依然一致，可以由圖4.1表示。軌道和姿態(tài)敏感器、軌道和姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)、計(jì)算機(jī)依然是構(gòu)成航天飛機(jī)控制系統(tǒng)的3個(gè)基本單元。 10.2.1 航天飛機(jī)系統(tǒng)的測(cè)量敏感器 為了確定航天飛機(jī)系統(tǒng)的軌道和姿態(tài)，航天飛機(jī)系統(tǒng)上采用了9種導(dǎo)航和姿態(tài)測(cè)量設(shè)備，總共40個(gè)敏感器，在很多場(chǎng)合下把這些軌道和姿態(tài)測(cè)量簡稱為導(dǎo)航。機(jī)上自主軌道確定往往需要精確的姿態(tài)信息，才能精確確定軌道。,1．慣性測(cè)量單元 航天飛機(jī)采用三套慣性測(cè)量單元，以并行冗余方式裝在一個(gè)整體結(jié)構(gòu)里。為了保證慣性測(cè)量單元的測(cè)量精度和對(duì)它進(jìn)行校準(zhǔn)的精度，慣性測(cè)量單元與兩個(gè)星跟蹤器裝在同一個(gè)導(dǎo)航基座上，位于航天飛機(jī)的前艙。每套慣性測(cè)量單元由四框架平臺(tái)、電子設(shè)備、輸入／輸出裝置和電源4個(gè)主要部分組成。平臺(tái)框架的安裝方位從內(nèi)向外是方位軸、內(nèi)滾動(dòng)軸、俯仰軸、外滾動(dòng)軸。第四個(gè)框架作為冗余，以保證大姿態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)框架不少于3個(gè)自由度。每個(gè)平臺(tái)內(nèi)框裝有兩個(gè)三自由度撓性陀螺和兩個(gè)相互垂直安裝的加速度計(jì)。,2．星跟蹤器 星跟蹤器與慣性測(cè)量單元在導(dǎo)航基座上的安裝位置如圖10.2所示。兩臺(tái)星跟蹤器分別安裝在航天飛機(jī)軌道器前艙的Oz軸和Oy軸上。這種星跟蹤器利用電子掃描裝置搜索視場(chǎng)，并捕獲星目標(biāo)。它由成像裝置——光電析像管、光電倍增管、光學(xué)系統(tǒng)、遮光罩和電子線路等5個(gè)主要部分組成。星跟蹤器視場(chǎng)1010，通過計(jì)算機(jī)引導(dǎo)星跟蹤器掃描全視場(chǎng)。測(cè)量角度精度為1′，能跟蹤亮度等級(jí)為+3到一7等的星。星跟蹤器用來精確測(cè)量軌道器在軌道段的姿態(tài)，同時(shí)也作為對(duì)慣性測(cè)量單元中陀螺漂移的校準(zhǔn)裝置。,3．航天員光學(xué)瞄準(zhǔn)具 它由準(zhǔn)直儀、光學(xué)十字線、光束分離器和光源組成。當(dāng)慣性測(cè)量單元偏差大于O.5或星跟蹤器不在視場(chǎng)內(nèi)時(shí)，航天員可人工操作光學(xué)瞄準(zhǔn)具對(duì)慣性測(cè)量單元進(jìn)行校準(zhǔn)，同時(shí)也可以用來檢查發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)的軌道器姿態(tài)。 4．速率陀螺 它作為航天飛機(jī)的姿態(tài)和速率測(cè)量的敏感器，共采用10個(gè)。其中4個(gè)斜裝用在軌道器上升、離軌和再入著陸階段，另外6個(gè)分別安裝在兩臺(tái)固體助推火箭上，用于俯仰和偏航通道的測(cè)量。,5．氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng) 用來測(cè)量軌道器在離軌階段與環(huán)境相對(duì)運(yùn)動(dòng)的信息。共有兩組，分別裝在軌道器左右兩側(cè)，每組含有測(cè)量環(huán)境溫度和壓力的兩個(gè)敏感元件，共四套。這些相對(duì)運(yùn)動(dòng)參數(shù)可供離軌階段軌道器進(jìn)行軟件處理時(shí)使用，可為航天員提供專門顯示，在操縱軌道器時(shí)使用。 6．微波掃描波束著陸系統(tǒng) 用來測(cè)量航天飛機(jī)在著陸前最后20 km距離的精確位置。,7．雷達(dá)高度表 根據(jù)無線電波反射原理，直接測(cè)量航天飛機(jī)離地面的高度，而不要求地面輔助。該裝置用在軌道器著陸階段。航天飛機(jī)上安裝兩套作為雙重冗余系統(tǒng)。 8．戰(zhàn)術(shù)空中導(dǎo)航系統(tǒng) 該系統(tǒng)引用飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)空中導(dǎo)航系統(tǒng)，用在軌道器離軌階段。它采用軍用L波段空中導(dǎo)航系統(tǒng)，從機(jī)上向地面提供斜距和磁定向信息。機(jī)上共裝三套，安裝在前電子設(shè)備艙內(nèi)。每套由控制設(shè)備、多路轉(zhuǎn)換器、上天線與下天線和接收變換器等5個(gè)部分組成。,9．加速度計(jì) 在軌道器前電子設(shè)備艙裝一套橫向和法向加速度計(jì)，用來測(cè)量和控制航天飛機(jī)的過載。加速度計(jì)量程為1g，精度為0．06g。 總之，航天飛機(jī)上共配置以上9種敏感器30套，共40個(gè)。,10.2.2 航天飛機(jī)系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu) 1．主發(fā)動(dòng)機(jī)和外儲(chǔ)箱 航天飛機(jī)的主發(fā)動(dòng)機(jī)采用的是當(dāng)今世界上最先進(jìn)的高壓補(bǔ)燃?xì)溲醢l(fā)動(dòng)機(jī)。航天飛機(jī)的主發(fā)動(dòng)機(jī)是一種可重復(fù)使用的、高性能、可調(diào)節(jié)推力的液體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，它為航天飛機(jī)提供主要推力。每一架航天飛機(jī)上裝有三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)完全一樣，它們的配置位置如圖10.2所示，位于軌道器的尾部。為了嚴(yán)格監(jiān)控三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)并調(diào)節(jié)其推力的大小和方向，每臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)都有一套可整體更換的發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器，其中包括兩臺(tái)相同的互作備份的數(shù)字計(jì)算機(jī)。,它能自動(dòng)完成發(fā)動(dòng)機(jī)起飛前的飛行準(zhǔn)備檢驗(yàn)，在軌道器上執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試、啟動(dòng)和關(guān)機(jī)等功能，能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度和壓力等性能參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控，并以閉環(huán)方式對(duì)主發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、混合比(推進(jìn)劑油門)和推力方向(噴管搖擺框架)進(jìn)行調(diào)節(jié)。 外儲(chǔ)箱用來儲(chǔ)存液氫液氧推進(jìn)劑。它是航天飛機(jī)上最大的一個(gè)部件，也是迄今為止最大的推進(jìn)劑儲(chǔ)箱，長47.1 m，直徑8.64 m，共裝推進(jìn)劑700t多。外儲(chǔ)箱在航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉時(shí)，尚未達(dá)到軌道速度，即與航天飛機(jī)分離，然后沿著一條彈道再入路線墜毀并在海上安全散落。,航天飛機(jī)的三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)和一個(gè)外儲(chǔ)箱構(gòu)成了主發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)如圖10．3所示。 圖10．3 航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng),2．固體火箭助推器 航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)及其外儲(chǔ)箱推進(jìn)系統(tǒng)，雖然具有強(qiáng)大的推力，但還不足以使整個(gè)航天飛機(jī)系統(tǒng)飛離發(fā)射臺(tái)并升人空中，還必須借助輔助的推進(jìn)裝置并提供更多的推力，以便共同把航天飛機(jī)系統(tǒng)推向高空。航天飛機(jī)系統(tǒng)所采用的輔助推進(jìn)裝置，就是固體火箭助推器，其主要部件是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。 航天飛機(jī)系統(tǒng)上配置了兩臺(tái)固體助推火箭，這是迄今為止世界上最大和最重的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。這兩臺(tái)助推器的結(jié)構(gòu)完全一樣，是細(xì)長形圓柱體結(jié)構(gòu)。,每臺(tái)固體助推器均由固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、推力矢量控制系統(tǒng)、分離、回收、自爆安全、電子設(shè)備、推力終止、故障檢測(cè)等分系統(tǒng)以及頭錐、前段、尾裙、支撐等結(jié)構(gòu)組成。 兩臺(tái)固體火箭助推器是與航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)幾乎同時(shí)工作的，與主發(fā)動(dòng)機(jī)平行燃燒，以提供最初的上升推力，兩分鐘后依靠分離系統(tǒng)與航天飛機(jī)及其外儲(chǔ)箱在50 km高空同時(shí)分離。 每臺(tái)助推器裝有一套回收系統(tǒng)，它由引導(dǎo)傘、助力傘和三頂主降落傘組成。,3．軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng) 軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)的主要功用是為航天飛機(jī)提供人軌、軌道運(yùn)行、變軌、交會(huì)和脫離軌道所需要的推力。軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)的兩臺(tái)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在位于后機(jī)身兩側(cè)對(duì)稱的兩個(gè)外吊艙內(nèi)。每個(gè)吊艙除了一臺(tái)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)外還包括一個(gè)高壓氦氣瓶、增壓儲(chǔ)箱用的減壓器和控制組件、一個(gè)燃料箱、一個(gè)氧化劑箱以及相應(yīng)管路。航天飛機(jī)的左右兩個(gè)外吊艙組成左右兩個(gè)機(jī)動(dòng)系統(tǒng)，如圖10.4所示。每個(gè)系統(tǒng)可以攜帶4,087 kg的燃料和6,743 kg的氧化劑，在真空中產(chǎn)生27,000 N推力。,圖10．4 航天飛機(jī)軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)與反作用控制系統(tǒng),軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)的兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)均可重復(fù)使用100次，可經(jīng)受1,000次起動(dòng)和15 h的連續(xù)點(diǎn)火，比推力為313 s，氧化劑和燃料的混合比為1.65。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和工作情況是完全一樣的，根據(jù)設(shè)計(jì)要求，當(dāng)左、右艙系統(tǒng)中有一個(gè)發(fā)生故障時(shí)，只用另一個(gè)系統(tǒng)仍可完成軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)。 軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)采用推力矢量控制，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管裝在兩軸擺動(dòng)框架上?？刂仆屏κ噶靠刂频闹噶钣尚巧峡刂朴?jì)算機(jī)發(fā)出。航天飛機(jī)若要進(jìn)入更高的軌道以完成所需要的各種任務(wù)，除了使用左、右艙軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)外，還可在航天飛機(jī)貨艙內(nèi)增設(shè)輔助推進(jìn)裝置，但要相應(yīng)地減少有效載荷的質(zhì)量。,根據(jù)需要，軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)可增加一至三套輔助推進(jìn)裝置，每套裝置可多攜帶5,625 kg的液體推進(jìn)劑。 軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)與航天飛機(jī)的另一個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)，即反作用控制系統(tǒng)的推進(jìn)劑管路是互連的，可從軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)儲(chǔ)箱向反作用控制系統(tǒng)提供推進(jìn)劑，也可在左、右兩側(cè)的軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)和反作用控制系統(tǒng)之間交叉饋給推進(jìn)劑。若增加輔助推進(jìn)裝置，則推進(jìn)劑也與上述管路相連接。,4．反作用控制系統(tǒng) 反作用控制系統(tǒng)為航天飛機(jī)提供三軸姿態(tài)控制和軌道控制所需的控制力矩和控制力。 反作用控制系統(tǒng)可以分為獨(dú)立工作的3個(gè)部分，即機(jī)身前部頭錐內(nèi)的前艙系統(tǒng)和分別位于軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)的兩個(gè)外吊艙內(nèi)的左、右艙系統(tǒng)。主推力器對(duì)航天飛機(jī)進(jìn)行正常狀態(tài)的姿態(tài)控制，游動(dòng)推力器僅提供有限的控制，進(jìn)行微調(diào)。所有44個(gè)推力器的控制指令既可來自于星上計(jì)算機(jī)，也可來自于航天員的手動(dòng)操作。,反作用控制系統(tǒng)的布局和安裝位置如圖10.4所示。其中，前艙系統(tǒng)共有14個(gè)主推力器，2個(gè)游動(dòng)推力室，1個(gè)可儲(chǔ)存600 kg的燃料箱，1個(gè)可儲(chǔ)存381 kg的氧化劑箱，2個(gè)高壓氦氣瓶。尾部的左、右艙系統(tǒng)完全相同，各包括3個(gè)垂直向上，3個(gè)垂直向下，2個(gè)向后，4個(gè)與航天飛機(jī)橫軸平行向外的主推力器，每個(gè)艙還各有2個(gè)游動(dòng)推力器。 另外，左、右艙之間相互連接，設(shè)有交叉供應(yīng)管路，需要時(shí)可允許左、右艙之間交叉供應(yīng)推進(jìn)劑。,5．氣動(dòng)力控制系統(tǒng) 軌道器的主要?dú)鈩?dòng)力控制裝置是機(jī)翼尾部的升降副翼和垂直尾翼上的方向舵。升降副翼位于軌道器尾部兩側(cè)，升降副翼做成開裂式，分為內(nèi)翼和外翼兩片。此外，機(jī)身后部下面還有一對(duì)襟翼，如圖10.2所示。每個(gè)升降副翼有效面積為19.19 ㎡，偏轉(zhuǎn)角從-40～+25。方向舵高8.23 m，根部翼弦長6.70 m，有效面積為9.08 ㎡。方向舵用作方向控制時(shí)，從機(jī)身的縱對(duì)稱面向左、右各可轉(zhuǎn)動(dòng)22.8；用作速度制動(dòng)時(shí)，可沿縱剖面對(duì)稱地裂開，兩半各可向一側(cè)偏轉(zhuǎn)87.2，總的偏轉(zhuǎn)角為174.4。,升降副翼用于俯仰和滾動(dòng)姿態(tài)控制，方向舵用于偏航姿態(tài)控制。機(jī)身下面的一對(duì)襟翼也可提供一定程度的俯仰控制。 垂直尾翼上的方向舵主要用作偏航控制。 以上5種執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)就構(gòu)成了航天飛機(jī)系統(tǒng)的全部控制手段，保證航天飛機(jī)系統(tǒng)在各 個(gè)飛行階段的正常運(yùn)行。,10.2.3 航天飛機(jī)的星載控制計(jì)算機(jī) 星載控制計(jì)算機(jī)是航天飛機(jī)控制系統(tǒng)的核心。 航天飛機(jī)的星載控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)是一個(gè)十分復(fù)雜而可靠性又很高的系統(tǒng)，它的最突出的特點(diǎn)是同時(shí)采用了5臺(tái)相同又各自獨(dú)立的通用數(shù)字計(jì)算機(jī)，通過數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)總線相互連成一個(gè)冗余計(jì)算機(jī)組。 在航天飛機(jī)的關(guān)鍵性飛行階段，如上升、再人和著陸等，這5臺(tái)通用數(shù)字計(jì)算機(jī)中的4臺(tái)作為一個(gè)協(xié)調(diào)式冗余組來執(zhí)行導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制任務(wù)。即這4臺(tái)通用數(shù)字機(jī)接收相同的輸入數(shù)據(jù)，執(zhí)行相同的計(jì)算并傳送相同的輸出命令，而且每一臺(tái)計(jì)算機(jī)的計(jì)算都由其他3臺(tái)計(jì)算機(jī)來檢驗(yàn)。,由于航天飛機(jī)的計(jì)算機(jī)系統(tǒng)采用了先進(jìn)的結(jié)構(gòu)體系，多重的數(shù)據(jù)和指令格式，綜合的指令系統(tǒng)和微程序設(shè)計(jì)，以及使用較高級(jí)的語言，從而保證了航天飛機(jī)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)具有高性能、高可靠性和靈活性。特別是通過采用多重計(jì)算機(jī)系統(tǒng)冗余管理技術(shù)實(shí)現(xiàn)故障操作／故障保險(xiǎn)，使系統(tǒng)性能和可靠性得到很大提高。航天飛機(jī)星載控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)自從1981年首次在軌成功運(yùn)行以來，至今已成功完成100多次各項(xiàng)飛行任務(wù)，充分證明該系統(tǒng)設(shè)計(jì)是正確的，硬件和軟件具有很高的可靠性。,綜合以上所述，整個(gè)航天飛機(jī)控制系統(tǒng)具有以下控制硬件： 軌道測(cè)量和姿態(tài)敏感器 40個(gè) 通用計(jì)算機(jī)(包括海量存儲(chǔ)器2個(gè)) 5臺(tái) 驅(qū)動(dòng)裝置(控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的接口裝置)14個(gè) 執(zhí)行機(jī)構(gòu)(包括主發(fā)動(dòng)機(jī)、軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)和反作用控制推力器等) 66個(gè) 軌道手動(dòng)操縱器 2個(gè) 姿態(tài)手動(dòng)操縱器 2個(gè) 顯示設(shè)備和接口裝置 4套 操縱臺(tái)顯示器 2套,10.3.1 飛行過程與控制,10.3 航天飛機(jī)的飛行控制,航天飛機(jī)每次飛行所執(zhí)行的任務(wù)是各不相同的，所攜帶的有效載荷也是多種多樣的。但是，無論執(zhí)行什么任務(wù)，攜帶哪些有效載荷，航天飛機(jī)的基本飛行過程都是相同的，可分為5個(gè)主要階段，即上升段、入軌段、軌道段、離軌段和再入著陸段。相應(yīng)的具體過程有發(fā)射前的準(zhǔn)備和點(diǎn)火起飛、固體火箭助推器的分離和回收、外儲(chǔ)箱的分離和墜毀、航天飛機(jī)進(jìn)人軌道、軌道運(yùn)行和作業(yè)、航天飛機(jī)離軌和再入返回以及著陸等飛行的全過程，參見圖10.5。下面簡述航天飛機(jī)系統(tǒng)5個(gè)基本飛行階段的過程和控制。,圖10.5 航天飛機(jī)系統(tǒng)飛行全過程示意,1．上升階段 航天飛機(jī)的發(fā)射程序與一次使用的消耗性運(yùn)載火箭十分相似。航天飛機(jī)起飛前24 h，全部系統(tǒng)將被垂直地裝到發(fā)射臺(tái)上，開始發(fā)射前的最后準(zhǔn)備工作。航天飛機(jī)之所以采用與普通運(yùn)載火箭相同的垂直發(fā)射方法，是為了盡快通過大氣層，以減少航天飛機(jī)的氣動(dòng)加熱時(shí)間。當(dāng)發(fā)射前的最后準(zhǔn)備工作結(jié)束時(shí)，計(jì)時(shí)系統(tǒng)就開始倒計(jì)時(shí)，一秒一秒地往下減，計(jì)時(shí)系統(tǒng)到達(dá)零點(diǎn)，即到發(fā)射時(shí)刻。,零秒時(shí)點(diǎn)燃三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)，3～4 s后兩臺(tái)固體火箭助推器開始點(diǎn)火。先點(diǎn)燃主發(fā)動(dòng)機(jī)的目的一方面是為了使推力達(dá)到預(yù)定水平，另一方面是為了穩(wěn)定航天飛機(jī)姿態(tài)。由于三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)的起飛總推力為5,100kN，真空總推力為6,300kN，小于整個(gè)航天飛機(jī)系統(tǒng)的總起飛質(zhì)量2,000t，所以要借助于兩臺(tái)固體火箭助推器提供輔助推力，航天飛機(jī)才能離開發(fā)射臺(tái)升空。由于每臺(tái)固體火箭助推器的起飛推力為13,150kN，因此航天飛機(jī)整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的起飛推力可達(dá)31,400kN，產(chǎn)生約O,5g的初始加速度。 在航天飛機(jī)起飛階段，如遇到應(yīng)急情況，要使航天飛機(jī)緊急著陸時(shí)，兩臺(tái)固體火箭助推器和外儲(chǔ)箱可立即予以炸離，航天飛機(jī)作必要的機(jī)動(dòng)操縱，可像飛機(jī)一樣滑翔返回并在發(fā)射場(chǎng)的跑道上降落。,在125s左右，兩臺(tái)助推器燃料耗盡熄火。此時(shí)航天飛機(jī)軌道高度達(dá)50km以上，速度約1,500 m／s。利用爆炸螺栓和前、后各4個(gè)固體推進(jìn)劑的分離火箭，使兩臺(tái)巨型固體火箭助推器與航天飛機(jī)和外儲(chǔ)箱分離。分離后，助推器仍具有約1,500m／s的速度，按慣性繼續(xù)升高。為避免助推器與航天飛機(jī)和外儲(chǔ)箱發(fā)生碰撞，分離發(fā)動(dòng)機(jī)都安裝在助推器面向外儲(chǔ)箱的一側(cè)，以使助推器在分離發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力作用下距正在繼續(xù)爬升的航天飛機(jī)越來越遠(yuǎn)。當(dāng)助推器分離約1min后，慣性飛行到67km高空時(shí)，助推器在空氣阻力作用下開始自由回落。由于兩臺(tái)助推器頭部裝有電子設(shè)備和撈救裝置，在其與外儲(chǔ)箱分離6min后，便以30m／s的速度淺落于離發(fā)射場(chǎng)30 km以外的海面，由艦只回收，維修后可供下次再用。助推器的整個(gè)回收過程如圖10.6所示。,圖10.6 固體火箭助推器回收過程,點(diǎn)擊觀看虛擬現(xiàn)實(shí)演示,固體火箭助推器分離后，三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)著航天飛機(jī)繼續(xù)上升。在點(diǎn)火起飛約8min之后，航天飛機(jī)達(dá)到約110km的高空，速度已達(dá)7.8km／s，即將進(jìn)入地球軌道。這時(shí)外儲(chǔ)箱推進(jìn)劑基本耗盡，停止輸送推進(jìn)劑，主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)。經(jīng)過18s后，外儲(chǔ)箱與軌道器分離。軌道器與外儲(chǔ)箱分離后開始滑行，此時(shí)機(jī)上自動(dòng)駕駛儀發(fā)出指令，使朝下噴管點(diǎn)火，產(chǎn)生1.2 m／s垂直速度增量，軌道器與外儲(chǔ)箱之間距離加大，然后外儲(chǔ)箱沿一條相隔較遠(yuǎn)的軌道以亞軌道速度沿彈道軌道隕落到大氣層，并在大氣層中焚毀，剩下的碎片墜落后在遠(yuǎn)離發(fā)射場(chǎng)約150km的海面上，如圖10.5所示。,航天飛機(jī)在上升段開始時(shí)是三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)和兩臺(tái)助推器一起工作的，后期只有三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)工作，或者在三臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)中任意兩臺(tái)工作。航天飛機(jī)控制系統(tǒng)可以利用每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和助推器尾噴管所具有的兩軸擺動(dòng)能力組合成滾動(dòng)、俯仰、偏航三軸姿態(tài)控制。上升段滾動(dòng)姿態(tài)控制如圖10.7所示，上升段俯仰和偏航姿態(tài)控制如圖10.8所示。從這兩個(gè)圖中可以看出，航天飛機(jī)控制系統(tǒng)在上升段的執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置具有冗余度。,圖10.7 升段滾動(dòng)姿態(tài)控制圖 10.8 上升段俯仰和偏航姿態(tài)控制 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管位置 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管位置,2．入軌階段 在主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，航天飛機(jī)已基本達(dá)到了人軌速度，少量不足需要依靠軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力完成最后的入軌飛行。 主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后兩分鐘啟動(dòng)兩臺(tái)軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，人工控制提高軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)和近地點(diǎn)高 度。根據(jù)任務(wù)對(duì)軌道的要求，約幾分鐘后第二次人工控制提高軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)和近地點(diǎn)的高度。經(jīng)過上述軌道機(jī)動(dòng)后，軌道器入軌。,航天飛機(jī)入軌后立即開始檢測(cè)各分系統(tǒng)的工作狀態(tài)，若檢測(cè)中出現(xiàn)危及飛行計(jì)劃的故障和不測(cè)事件，即可采取措施予以排除；如須返回，則可開動(dòng)軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和反作用控制系統(tǒng)脫離地球軌道，按再人返回程序進(jìn)入返回軌道。如檢測(cè)結(jié)果一切正常，航天飛機(jī)就開始預(yù)定的工作。首先利用軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)的兩臺(tái)小型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作末速度修正，按照飛行任務(wù)和發(fā)射時(shí)間要求進(jìn)行軌道變換，把軌道修正成精確的圓軌道，并利用反作用控制系統(tǒng)將航天飛機(jī)的姿態(tài)調(diào)整到預(yù)定任務(wù)所需的位置和方向。 入軌階段大約要花費(fèi)幾分鐘到十幾分鐘時(shí)問。爾后，航天飛機(jī)就在選定的軌道上，日夜作無動(dòng)力飛行(有時(shí)需要作些姿態(tài)控制或軌道修正)，進(jìn)行各種軌道作業(yè)。,3．軌道運(yùn)行階段 航天飛機(jī)進(jìn)入軌道以后，作無動(dòng)力飛行。根據(jù)飛行任務(wù)的需要，可在185～1,100km的高度上運(yùn)行7～30d，速度為7.68km／s。 在軌道運(yùn)行過程中，航天飛機(jī)可按需要完成各項(xiàng)操縱飛行。軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)和反作用控制系統(tǒng)是軌道運(yùn)行階段的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。利用軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)，能夠完成軌道機(jī)動(dòng)、修正和保持；利用反作用控制系統(tǒng)，航天飛機(jī)在軌道上可以采用任何所希望的飛行姿態(tài)并加以保持，可以使它的敏感器固定軸指向某一地面目標(biāo)或空間目標(biāo)，以滿足有效載荷的要求。其定向精度可達(dá)0.5以內(nèi)。如果有效載荷的特殊實(shí)驗(yàn)需要更精確的定向和穩(wěn)定精度，必須自備穩(wěn)定和控制系統(tǒng)設(shè)備，如三軸實(shí)驗(yàn)定向平臺(tái)等。此時(shí)，航天飛機(jī)的姿態(tài)控制和軌道控制與衛(wèi)星、飛船等其他航天器控制的基本原理都是一致的。,航天飛機(jī)最有意義的一項(xiàng)活動(dòng)是能夠在軌道上回收并檢修衛(wèi)星，爾后再重新施放到空間軌道。航天飛機(jī)在軌道平面內(nèi)具有一定的機(jī)動(dòng)飛行能力，它可以同失效的衛(wèi)星交會(huì)并用機(jī)械手將其收回，然后由航天員在貨艙內(nèi)進(jìn)行檢修，拆換陳舊或失效的系統(tǒng)和部件，安裝新的敏感器或?qū)嶒?yàn)件，補(bǔ)充衛(wèi)星上的消耗物品，如給氣瓶充氣、加注燃料等。檢修過的衛(wèi)星經(jīng)過測(cè)試后，再通過機(jī)械手將其施放到軌道上。整個(gè)回收、檢修和再施放過程見圖l0.9。,圖10.9 航天飛機(jī)在軌道上檢修衛(wèi)星,4．離軌階段 在軌道器完成預(yù)定飛行任務(wù)后，準(zhǔn)備離開軌道。首先由反作用控制系統(tǒng)對(duì)軌道器進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整和控制，一般是把軌道器掉轉(zhuǎn)，讓軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管朝向飛行前方，如圖10．5所示。然后通過航天飛機(jī)星載控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)出離軌指令，點(diǎn)燃軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)軌道器實(shí)行制動(dòng)減速。在離軌制動(dòng)點(diǎn)火瞬間，反作用控制系統(tǒng)要確保軌道器處于精確的返回姿態(tài)。制動(dòng)點(diǎn)火10min后，軌道器已降到最有利于再入大氣層的高度，此時(shí)約為122km，速度7.9 km／s，通常稱此點(diǎn)為再入點(diǎn)，由此航天飛機(jī)進(jìn)入再入階段。在制動(dòng)點(diǎn)火的同時(shí)，反作用控制系統(tǒng)也與軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)一同工作，保證軌道器以約-1的再入角和34的攻角通過再入點(diǎn)進(jìn)入大氣層。,5．再入與著陸階段 再入與著陸階段是航天飛機(jī)飛行的最后過程，也是控制與操縱最復(fù)雜的過程。 這階段分為再入、末端能量管理和著陸3個(gè)過程。再入過程的軌道高度為122～21 km。再入開始時(shí)采用反作用控制系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)控制以達(dá)到制動(dòng)和降低軌道高度的目的。當(dāng)再入8 min后，航天飛機(jī)高度降到76．84 km，速度為7．79 km／s。由于此時(shí)氣動(dòng)壓力已達(dá)1．02 Pa，所以對(duì)航天飛機(jī)進(jìn)行俯仰和滾動(dòng)兩個(gè)方向的姿態(tài)控制可以不用反作用控制系統(tǒng)，而改用氣動(dòng)面控制。此時(shí)，航天飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)靠調(diào)整攻角來消除距離誤差，并靠調(diào)整偏轉(zhuǎn)角來保持動(dòng)壓與速度的關(guān)系。再入后30 min 30 s，航天飛機(jī)降到25 km高度，速度為731 m／s。此后航天飛機(jī)反作用控制系統(tǒng)完全停止工作，下一步的下降,控制改用氣動(dòng)控制方法，機(jī)翼成為決定性的操縱部件，從此開始了無動(dòng)力飛行。當(dāng)再入后31 min 33 s，航天飛機(jī)降到21 km的高度，再入過程結(jié)束，開始轉(zhuǎn)入末端能量管理過程。 6.末端能量管理階段 末端能量管理過程的軌道高度約21～3 km，該過程控制完全采用氣動(dòng)阻力方法。航天飛機(jī)調(diào)整其攻角，把動(dòng)壓保持在68～14 Pa這個(gè)范圍內(nèi)。航天飛機(jī)能否正常安全著陸完全取決于這一過程的飛行。由于這個(gè)過程完全是無推力飛行，只能利用現(xiàn)有能量來調(diào)整各種氣動(dòng)力，從而控制航天飛機(jī)飛行，因此不管是利用自動(dòng)控制或人工操作都要求嚴(yán)格控制航天飛機(jī)的能量、高度、速度、飛行路線、航向、距離等參數(shù)。,再入階段的核心技術(shù)是對(duì)一個(gè)具有100 t質(zhì)量的航天飛機(jī)巨大能量(動(dòng)能和勢(shì)能)如何處置的問題。再入階段的制導(dǎo)和控制是確保航天飛機(jī)安全返回地面的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。 根據(jù)再入要求，航天飛機(jī)再入階段控制系統(tǒng)分為初期再人、末端能量管理和進(jìn)場(chǎng)與著陸3個(gè)過程。整個(gè)再入階段采用升力式再人方式，這與彈道式再入方式相比有其不同特點(diǎn)。,10.4 航天飛機(jī)再入與著陸的制導(dǎo)與控制,像航天飛機(jī)這種有翼升力式再人飛行器卻具有許多優(yōu)點(diǎn)，其主要特點(diǎn)是在再入過程中可以產(chǎn)生相當(dāng)?shù)纳?，而且升力可控，再人大氣層后能夠像普通航空飛機(jī)一樣在大氣層里滑翔、盤旋、機(jī)動(dòng)飛行數(shù)千公里的航程，可以在預(yù)定機(jī)場(chǎng)的跑道上使用著陸架水平著陸，從而可以多次重復(fù)使用。 1．再入階段控制系統(tǒng)的特點(diǎn) 航天飛機(jī)再入階段的控制系統(tǒng)是迄今為止航天器所使用的最為復(fù)雜的再入返回技術(shù)。,它具有如下特點(diǎn)： (1)飛行速度變化范圍很大，馬赫數(shù)Ma地從25到O．25，同時(shí)要求航天飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)，可以在幾千公里范圍內(nèi)作機(jī)動(dòng)飛行，最佳地選擇再入路線和著陸場(chǎng)。 (2)航天飛機(jī)能像普通飛機(jī)那樣在機(jī)場(chǎng)跑道上水平著陸。 (3)飛行控制系統(tǒng)要能適應(yīng)純空間的航天器工作方式，以及進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)的純氣動(dòng)的航空器工作方式。并且在這兩種工作方式之間還要有適當(dāng)平衡，即能適應(yīng)過渡狀態(tài)工作方式。 (4)再人階段氣動(dòng)減速將使航天員和設(shè)備受到過載作用，控制系統(tǒng)要保證減速過程任何時(shí)候過載不大于1．5 g。 (5)氣動(dòng)減速過程實(shí)質(zhì)上是一個(gè)能量轉(zhuǎn)移過程。除了設(shè)有防熱措施以外，控制系統(tǒng)要使航天飛機(jī)不斷滾動(dòng)，保證機(jī)身側(cè)面不受過度的氣動(dòng)加熱。 (6)地面的導(dǎo)航跟蹤設(shè)備比較龐大。,2．變結(jié)構(gòu)再入控制系統(tǒng) 根據(jù)再人階段的特點(diǎn)，飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)為變結(jié)構(gòu)形式。再人階段的軌道和姿態(tài)確定采用下列7種敏感器：慣性測(cè)量單元、空中戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)航系統(tǒng)、氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)、微波掃描波束著陸系統(tǒng)、雷達(dá)高度表、速率陀螺、加速度表。執(zhí)行機(jī)構(gòu)采用反作用推力器和氣動(dòng)面操縱裝置。氣動(dòng)面操縱裝置包括左、右、內(nèi)、外4個(gè)升降副翼、垂直尾翼方向舵(兼作速度制動(dòng))、機(jī)體襟翼和著落架(輪)。這些敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)在再人階段的具體工作狀態(tài)(啟動(dòng)，關(guān)閉時(shí)間)如表10.1所示。,從再入階段開始，航天飛機(jī)飛行完全按空間條件實(shí)現(xiàn)純噴氣三軸姿態(tài)控制。隨著航天飛機(jī)高度和其相對(duì)地球速度的下降，噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)逐步關(guān)閉，首先關(guān)閉滾動(dòng)軸推力器，其次是俯仰軸，最后是偏航軸。相應(yīng)地由氣動(dòng)面操縱裝置逐步投入工作來代替推力器，同時(shí)依靠氣動(dòng)面操縱裝置產(chǎn)生升阻力，使航天飛機(jī)滑翔。由于采用升阻力可控再人方式，所以航天飛機(jī)再入著陸階段的機(jī)動(dòng)范圍較大。為了適應(yīng)整個(gè)再人階段的需要，飛行控制系統(tǒng)總共要進(jìn)行6次控制結(jié)構(gòu)的改變。 第一次控制結(jié)構(gòu)改變是在動(dòng)壓 = 97.7 Pa時(shí)，首次啟動(dòng)氣動(dòng)升降副翼和機(jī)體襟翼，從而實(shí)現(xiàn)反作用噴氣與氣動(dòng)的混合控制。,第二次控制結(jié)構(gòu)改變是在動(dòng)壓 = 488 Pa時(shí)，此時(shí)，關(guān)閉滾動(dòng)軸推力器，這是為了節(jié)省燃料，因?yàn)檫@時(shí)滾動(dòng)控制可以由操縱升降副翼來實(shí)現(xiàn)。 第三次控制結(jié)構(gòu)改變是在動(dòng)壓 = 977 Pa時(shí)，此時(shí)，關(guān)閉俯仰推力器。從這時(shí)起直到航天飛機(jī)著陸，俯仰控制完全依靠氣動(dòng)控制升降副翼的偏轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)。同時(shí)偏航軸控制系統(tǒng)接上橫向加速度反饋來代替原來的偏航角反饋。 第四次控制結(jié)構(gòu)的改變是在Ma = 10時(shí)，這時(shí)首次啟動(dòng)氣動(dòng)減速制動(dòng)裝置，從而改善橫向控制效果。,第五次控制結(jié)構(gòu)的改變是在Ma=3.5時(shí)，此時(shí)啟動(dòng)垂直尾翼方向舵。 第六次控制結(jié)構(gòu)的改變是在Ma=1時(shí)，關(guān)閉偏航推力器。此后航天飛機(jī)進(jìn)入亞音速飛行，已經(jīng)完全過渡到氣動(dòng)控制----也是末端能量管理。 再入階段控制系統(tǒng)與其他階段一樣都具有自動(dòng)和手動(dòng)兩種功能。為了安全和慎重起見，飛行控制系統(tǒng)處在自動(dòng)控制狀態(tài)下，同時(shí)航天員手握操縱桿，隨時(shí)作好手動(dòng)控制的準(zhǔn)備。,3．再入與著陸階段的飛行過程 現(xiàn)在通過圖10.10～圖10.12所示來進(jìn)一步了解航天飛機(jī)從再入到著陸的控制飛行過程。圖10.10表示再入階段飛行剖面。在圖中4點(diǎn)表示開始再入，此時(shí)軌道高度為122.0 km，速度為7.9 km／s，距離著陸跑道為8 153.2 km，這就是再入階段初始狀態(tài)。再入階段制導(dǎo)任務(wù)使軌道高度下降到25.O km，速度762 m／s，距離著陸跑道縮短到96.4 km。然后進(jìn)入第二階段，即末端能量管理階段，正如圖中5點(diǎn)所示。末端能量管理階段結(jié)束狀態(tài)為軌道高度為3.5 km，速度為1506 m／s，正如圖中9點(diǎn)所示。,圖10.10 航天飛機(jī)再人階段飛行剖面圖 航天飛機(jī)再入后約在80 km高度進(jìn)入黑障區(qū)，該區(qū)一直延續(xù)到54．8 km高度，正如圖中6點(diǎn)所示。在這個(gè)區(qū)域里無線電信號(hào)中斷約20 min，到圖中8點(diǎn)的時(shí)候才恢復(fù)正常。,圖10．11 末端能量管理制導(dǎo)過程 1-再入／末端能量管理界面；2-S形轉(zhuǎn)彎；3-搜索； 4-航向校正；5-末段；6-跑道入口；7-航向校正柱面,航天飛機(jī)的著陸過程可以采用自動(dòng)著陸系統(tǒng)，也可由航天員操縱。開始進(jìn)入最后的進(jìn)場(chǎng)著陸階段前，航天飛機(jī)要精確地修正和選擇著陸方向，攻角降到10左右。然后在著陸跑道外11 km處，從3 km的高度下滑；降到520 m高度時(shí)，軌道器開始作拉平機(jī)動(dòng)；降到150 m高度時(shí)，放下著落架，準(zhǔn)確著陸。著陸跑道全長4 570 m，寬152 m。從再人點(diǎn)后大約40 min左右，航天飛機(jī)像飛機(jī)一樣，在指定跑道上觸地滑行，完成最后的著陸，著陸速度約為340～360 km／h。至此，航天飛機(jī)的一次飛行任務(wù)就全部完成了，經(jīng)160 h的檢修和燃料加注，便可進(jìn)入下一次使用。,航天飛機(jī)返回機(jī)場(chǎng)后，必須進(jìn)行徹底而仔細(xì)地檢修，這是航天飛機(jī)再次使用的關(guān)鍵。上述各項(xiàng)工作將占用整個(gè)維修工時(shí)160 h的2／3。剩下的1／3時(shí)間則在總裝間把助推器、外儲(chǔ)箱與軌道器組裝成為一個(gè)整體的航天飛機(jī)系統(tǒng)，然后運(yùn)到發(fā)射場(chǎng)，待命發(fā)射。兩次發(fā)射間隔時(shí)間僅為14 d。,