航天飛機(SPACE陽載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，發射、檢修和回收等任務。道飛行器的周期為160h，2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“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“者號”已19861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“”首次登月后年該工作組正式提出研制包括航天飛機在內的新的空間系統。1971年A、B、C、D4A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。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1970年3月開始由洛克維爾(NorthAmericaRockwell)和麥克唐納道格拉斯(Mc—DonnellDouglas)公司承擔B階段研究工作。到19716月決選用滿足要求的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。后來因放棄登月競賽，航天預算緊縮，航宇變動的大致情況如表所示。1972年7月NASA指派航天中心(JohnsonSpaceFlightCenter)負道飛行器的設計與研制、由馬丁·瑪麗埃塔·丹佛航空公司(MartinDenverCo．)負責外貯箱的研制與制造，由莫頓聚硫橡膠公司(MortonThiokol1976917197723次，由檢查軌道飛行器爺系統的性能；第三組試驗5之后，19783“企業號”裝進行發射狀態的地面振動試驗，1979年 月“企業號”運往肯尼迪發射場，航天飛機的研制總費用(包括4次試飛的費用)為124．43億(經費總和，折算)。1988年12月STS—27任務的費用為3．75億(當年幣 3～7人(特殊情況10人量起飛質 入軌力308027kN間過 力運行軌道高 軌道運行時

5t

燃粉 長 量 量 量長飛100 主發動 臺 劑

空面空面 布體發動機。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。統、配電系統、系統和靶場安全自毀系統等。 環、后裙段和電纜隧道組成。每臺發動機殼體由11D6AC材料殼段組成。 動發動機藥柱由氧化劑(69．93％過氯酸銨)、(16％鋁粉)、催化劑前部藥柱芯孔呈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50s1／3，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。拋掉，以減輕撓性接頭的撞擊損傷。噴管膨脹比為7．16：1。 系前部連接結構前部連接裝置位于固體助推器前筒段，它是一種推力緊后部連接結構固體助推器后部通過3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。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。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，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臺發動機系統，起動。的經2條起爆引信復式接頭和8個起爆引固體助推器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(MDM2MEC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體助推器向軌道飛行器輸送的全部數據通過尾部IEA傳輸。品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。 系1個以上信號、信息或信息單元。3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2～3s4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。 系每枚固體助推器有2套獨立的動力裝置(HPU)。動力裝置由輔助動力裝置(APU)、供給組件(FSM)、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。APUAPU99kg275MPaAPU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APU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 min。液壓泵的轉速為3600r／min，提供21．043±0．3449MPa，高壓卸壓閥門在達25．18MPa時卸壓，以防系統超壓。固體助推器系統可重復使用 系地面發來的2種指令——允爆和系統由天線耦合器(2個)、指令(2臺)、指令 (2臺)、分配 邏輯電路。NASA標準通過保險與解保裝置點燃起爆引信，隨后起爆柔性配 系一母線供電失效時仍能工作。直流額定電壓為28V32V，24V。 系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 貯質量101606kg。箱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的每分鐘輸 71979L 4結構質量5．647t。箱間段為半硬殼式筒形結構，兩端有與箱和液氫箱連接的對接框。箱排氣。箱間段長6．58m，質量6．259t。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43cm184420L／min4m2948m結構質量14．451t。涂厚2．54～5cm的塑料防熱層。開，進行排氣飛行中在液氫氣枕壓力達164．8kPa或氣枕壓力達247lkPa時箱結冰。倒數計時到T—2min時收回蓋帽。快速脫落接頭下游的軌道飛行器輸送管路歧管上。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。但一旦或氧化劑的任意2劑泵空轉前發動機有足夠的時間關機。此外，按規定的6：1(／液氫)混合、譯碼機、天線和品組成。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 外貯箱有5條臍帶管路與軌道飛行器相接。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貯箱一側。螺母和雙則收在軌道飛行器一側的容器中。每塊軌道飛行器帶板收回約6cm，斷開臍帶，釋放液氫／閥門間的流體并由主推進系統高簧，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。個中線閂全部與外貯箱分離后，左、右艙門的2臺雙冗余交流· 系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塊上部還裝有壓力密封件。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RCS16RCS艙體覆有防熱層和熱擋層。42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)／中艙和通花窗、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，它是制為70．8m3，當氣閘裝在有效載荷艙一側時，為80．0m3。飛行層為最。該層共設6個工作臺。指令長、駕駛員工作臺裝有飛行荷操作、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、。在早期研制飛行中設有彈射系統。它由座椅、彈射逃逸口蓋、能量的緊急出口。也可在口蓋彈射后連同座椅一同彈出。口蓋由可壓3以從內、外兩側打開和關閉。艙門直徑101cm，開有一個25．4cm直徑觀間嵌有一因康鎳線網片和陶瓷纖維織物組成的隔熱層。氣閘位于中層，可同時容納2個身穿宇航服的。艙外活動齒輪、檢這樣便可不穿宇航服進入有效載荷艙的空間內。如增設一隧道式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，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翼長約18，28m，最大厚度1．52m。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件使用的防熱瓦，后段的平面安裝增強碳—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，起則為升降副翼、鉸式上部密封板／電氣系統組件提供連接面。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截扇副翼各由3個鉸鏈連接。飛行控制系統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℃。機身為鋁合金結構，長18．28m、寬5．18m、高3．96m、質量6．12t。部覆蓋數控機加整體蒙皮，并具有縱向T形桁條。X01191—X01307截面的底為夾層結構，承載機翼橫向載荷和機體撓曲載荷。X01040-X01307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中部機身X01191—X01307段為中翼盒下部蒙部翼盒蒙皮和7硼／鋁管構架。X01191—X01307上部翼盒蒙皮帶有T形桁條。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個活動鉸轉動。艙門由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。艙門亦可承受扭荷、氣動壓力載荷和有效載荷艙排氣滯后壓力。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。Nomex1．52cm。蜂窩芯是用粘接劑粘到面板上去的。個T—0脫落插座、3個尾部電子儀器艙及防閉后其露區由防熱材料覆蓋，艙門裝有機電作動器。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。艙體的組件緊固件；前部緊固件：2124一T851鋁合金；后部緊固件：A—286不銹鋼平板式皮：機械加工鋁合金件完整的襟翼結構。襟翼長2，2m、寬6．42m、最大厚度0．46m。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、全空鋁合金蜂相應的配對鉸鏈部分相接的。有2條潮氣排泄管路和l條流體排泄管路穿襟翼底面。此件用來氣流并防護結構氣動熱影響。垂直尾翼為二鋁合金結構件。101、102099尾翼有一密封件，其內置有4個轉動作動器。除了密封件外，尾翼是用其前翼梁上的28制(轉49．30)。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145317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 系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)，HRSl6)柔性重復使用表面絕熱材料身和尾部機身側面、上翼面和軌道機動系統／反作用控制系統艙。約有50％的08327．62cm2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皮粘接、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HRSI用于102號軌道飛行器溫度為648—1260℃的部位，它們是前部機艙門垂直尾翼前緣99kgm2密度HRSI其它部位采用4kg／m2密度HRSI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，噴涂面輻射率和吸收率均為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 瓦／應力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)099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FRCI—12和FRCI—10HRSI采用由20％的鋁硼硅酸鹽和80％的純二氧化大10倍，在纖體中起預縮凝固加強條作用。低溫重復使用表面絕熱材料(20cm×20cm)，10μm0．32高級柔性重復使用表面絕熱被覆層構上。硅膠層厚0．02cm。增強碳—碳材料軌道飛行器鼻錐和翼前緣用增強碳—碳材料板保護使其在 釜中，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RCC121～℃，熱，以防超過極限溫718A—286緊固件被RCC組件的凸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。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。體內用充填有氧化鋁纖維的織物套防護。 系節范圍為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1.額定轉速為5151r／min；泵的額定轉速為14644r／min。室氧化劑離心泵用于提高氧化劑壓力，并將其送往和氧化劑預燃室。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80．6％77．5：1，3．05m，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、、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3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、起動準備采用冷卻措施的密封、增壓殼體內。渦輪泵的，當超過預定值時，其數值傳送給發動機控制器。夠的壓頭，使高壓泵在高速下工作，并由低壓泵向高壓泵輸送推進劑。用于氧化劑箱增壓和縱向耦合振動(Pogo)抑制。氧化劑驅動渦輪泵，后者高壓渦輪泵輸出的推進劑有20％用來冷卻主燃燒室、驅動低壓渦系統通過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。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該系統用來控制外貯箱推進動機引出氣體通過2條氣體臍帶管路通過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。由推力矢量控制系統閥門控制。共有3套系統，每套裝有1個這樣的閥門。當3個閥門打開時，便送往伺服作動器。每個作動器只與其中的2套系統相接，1套工作，1套備用。它們與每個作動器中的1OMS26．69kN的擠壓式輸送再生冷卻擺動發動機、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。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453kg2RCS在4～37℃之間。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2RCSRCS21013～1315℃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。 系制導、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—安全控、數據處理、通信和、有效載荷操作和系統管理、制導、導航和控制及數據處理系統為航天飛機各分系統提供計算機。系統為多冗余系統，由5臺完全相同的通用計算機、2臺進行大容量的海量器、28條進行數據傳輸的時分、串行數字數據母線、9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％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，因為才能在確認有故障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。 CPU81920CPU。每臺質量25．85kg。海量器為了完成各階段的計算任務約需40萬字的容量。除器外還可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。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(DEU)(KBU)(DUCRT)組成，駕駛層前系統用4臺DEU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，3KBU理的控制接口。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響應離散統2條、有效載荷操作2條、飛量5條、飛行關鍵傳感器和控制器8條。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。脈碼調制器往各計算機并在CRT顯示。儲系統數據的隨機存取器(RAM)和一從計算機而來，送往地面下行遙測裝置的數據的器。員可通過CRT顯示裝置控制計時軟件。 系統軟件由飛行計算機程序、用戶接口程序和系統控制程序組成。飛序地中斷程序、提供高優先級活動以及更新計算機器。用戶接口程序提供鍵飛行段安排多計算機操縱模式。應用軟件有特殊軟件程序、系統管理程序和有效載荷處理程序及航天飛機外該組程序還包括裝訂主發動機計算機內存的指令和檢測測量系統的指令。有行修改。航天飛機檢測程序用來數據管理、進行性能和特殊的處理。HAL／S(高階組合語言／航天飛機)語言編寫而成。程序按功能分組應用軟件的最程序是操作程序(OPS)。每一組OPS是一組用來完成階段在CRT顯示并允許宇航員用鍵盤輸入信息、和航天飛機工作。裝同樣的軟件，4條母線各與一臺以命令模式工作的計算機相接。對此條母線來4條機間母線不與任何航天飛機其它分系統相接。進行非關鍵性軌道飛行時只用1—2臺計算機進行GN&C工作，其它幾臺用于GPC3器用GPC所計算的制導方程的輸入信號進行控制的。GPC(MEC)GPC2MEC進行通信。由GPC控制的2臺MEC提供品保險／解保信號、品點火GPC2GPC2地設備固助器間通。口裝數母線大的接收 系能系統：正式運量系統和研制飛量系統。后者只在研制飛行階段使用。錄和定時。系統由2個脈碼調制主組件、2個運行記錄器、主定時裝置和各種信號45個高級傳感器。器內，數據作周期性更新。脈碼調制主組件(PCMMU)有2個格式器——可編程數據送往運行記錄器并128kb／s64kb／s數據送S波段應答機，向地面PCMMU格式化器和機上計算機。計算機重置或更新數據，也可由宇航員通過面板鍵盤改動，兩個累加器的累加數均為364d23h59min59s999．875ms。S160kb／s3磁道的環路形式記錄。記錄器用來永久2種數據——由環路記錄器來 號，提醒用戶在2個記錄器之間切換環路和 記錄器用來記錄有效載荷數據并在飛行中通過S波段應答機和Ku波段發射字化、格式化、分頻分路、分配和記錄。其設備包括2個脈碼調制主組件、3個通信 系機載部分通信與系統由頻空通系統、S波段網絡系統、S系統的功能為：1)選擇和維持完成任務要求的射頻通信線路，處理和分配接收到令信號和數據；2)為地面站雙路多普勒速度返回射頻通信線路載波。在上升、再入和著陸過程中提供往返測距理：a)從地面站接收并向地面站發送國防部任務的話音和數據；b)向分離的國交通話音；5)在軌道飛行器內部乘員工作站之間提供音頻話音通信，與連線路進行聯系；6)產生、傳送和分配閉路電視信號并通過射頻線路向地面產生NASA中繼衛星的信息或向它輸送信息。過中繼與地面通信。在軌道飛行中，當不用中繼Ku—波段，或軌道飛空間—地面通信線路系統模式、與數據中繼模式。S波段地面—空間網絡如圖所示，由13個NASA地面站和2 如圖所示，S波段網絡通信設備按功能可分為調相和調頻兩部分。二者唯4事故時，可通過機上控制面板向計算機輸入信號，進行控制。系統由22標準化的遙測數據格式均能以Ku在機上進行處理以供顯示、記錄或。這些數據被送往有效載荷站分配面板，將其送往有效載荷問答機及送往分離的有效載荷。Ku波段通信系統可作交會使用或通信，但2種功能不能同時完成。作交會使用時，以脈沖多普勒方式工作，確定交會目標的坐標，作為通信系統時，則屑天—地通信系統的一部分，通過中繼傳送高達50Mb／s速率的數據系統由釋放裝置、電子裝置1、電子裝置2和信號處理器裝置組成(見圖)。可展開的91cm直徑天線安裝在右側有效載荷艙門大梁上。上升時天線裝在有效載荷系統以模式工作時完成以下工作1)搜索、發現和無源(未放大的)和有源(應答機)目標；2)為軌道飛行器會合軸(Z軸)的角度、角速度等。據。模式2可從軌道飛行器—搭載的有效載荷傳輸4．5Mb/s有效載荷數字數據和頻／空通系該系統負責之間和與地勤人員之間的相互通信。系統也能在某設備發生故障、發生緊急狀況時接收和警告音響信號，從地面站接收塔8統組件和發射臍帶接口。組件的全部音響信號電路都是冗余的。在開始幾次的研制飛行中采用“—”號試驗計劃的設備，后換用2臺機及其裝置和接口裝置組成。 系統為4冗余、全數字、全電纜飛行系統。它能滿足發射、上升、入軌、軌冗余組件，如慣性測量組件、大氣數據系統、塔康導航系統、高度表等。系統采用自動和手動2種操作模式。自動模式由計算機全部飛行過程。員直接各系統的機械聯動裝置。通過手動控制器發出的指令必須通過計算航天飛機通用計算機不具備全部任務的能力。任務各階段的軟件程序第一次點火后改變裝訂內容。25Hz。敏感器輸入信號到產每秒處理1次。航天飛機動力飛行段的實時狀態根據慣性測量組件所敏感韻加速度來確測量組件的校準以及用這些組件測得的狀態矢量的精度將隨時間的推移而惡微波著陸系統、大氣數據系統和高度表等導航輔助設備。3臺慣性測量組件保持初始基準，并在微波著陸系統捕獲目標前提供速度變化信息。再入時，從開始起用高度表。系統由慣性測量組件(IMU)、星光(ST)、光學瞄準儀(COAS)、塔康導航組件(TACAN)、微波掃瞄著陸系統(MSBLS)、大氣數據系統(ADS)和1．慣性測量組件該組件由425．6kg、體積軸重合，前端向下傾斜10．6°±0．5°。IMU2(11感此運動，并施一電壓予以抵銷。將電壓轉換成脈沖信息累加，并將累加值通90°，并對內系統由操作程序(SOP)和冗余管理<RM)程2組軟件進行控制。SOP負責：IMUIMU式，如2、星光2個星光(ST)用來在軌道中校準IMU，它們位于乘員艙前部軌道飛行器IMU導航基座左側延伸部分。這種星光是一種捷聯、寬視野、圖像分析、光電裝置，由光罩和電子裝置組成。5°3、光學瞄準儀可用光學瞄準儀(COAS)瞄準發光體。、ST手動機動軌道飛行器，使發光體落入十字線中心。魂定從COAS到星體的矢量2個星體的視線矢量便可確定軌道飛行器在慣性空間的姿態并與IMU4、大氣數據系統大氣數據系統(ADS)提供軌道飛行器在大氣中運動的有關ADS由位于軌道飛行器兩側的2個可伸展的探測器和4臺大氣數據傳感裝置53L(TACAN)收發報機、天線、TACAN控制寄存器、TACAN控制面板等。6、微波掃瞄著陸系統微波掃瞄著陸系統(MSBLS)由地面和機上兩部分組成。裝置具有和計算能力；當與目標跑道有關的通道被選定時，MSBLS機上部分從地面站接收仰角、方位和航程數據。系統為著陸提供最后13—16km的準確位軌道飛行器裝有3立的MSBLS裝置裝置由一Ku波段射頻裝置和一解組成。每臺Ku波段收發報機用其器和計算能力確定軌道飛行器相對于系統的地面部分由2個掩體(仰角掩體和方位／測距裝置掩體)組成。前者靠7、高度表高度表(RA)是“自動著陸”系統的主要傳感裝置，它(FCOS)理。UPP為制導、控制、顯示及其它用戶計算提供與狀態有關的參數。一次，用MS—BLS時每2s一次。 系飛行控制系統從導航系統接收姿態和速度數據，從制導系統接收滾動、偏以及航天飛機動態信息(姿態、速度、加速度)輸入控制方程處理成各種硬件命姿態、空氣舵位置、飛行速度、加速度與實際值之間的差值。2、加速度計裝置4臺軌道飛行器加速度計裝置(AA)用來在上升和再入段5min的預熱時間。3轉動手動控制器可用轉動手動控制器(RHC)軌道機動發動機33RHC，指令長、駕駛員工作臺、后部工作臺各一臺。每個轉動控制器有9個傳感器，3個一組地敏感俯仰、滾動、偏航偏轉。傳感器產生一與RHC偏轉成比例的電信號。3個傳感器各以1、2、3通道為代號，通道由冗余管理軟件選擇，每個位移手動控制器位移手動控制器(THC)行器沿3個軸移動。軌道飛行器共有2個位移手動控制器，各安裝在指令長和后THC63，314(ATVC)。制導系統的指令送至ATVC驅動器后，驅動器再將與指令成比例的電信號送往各主發主發動機／固體助推器伺服作動器該作動器由4個獨立的二級伺服作動器組成。它們接收從ATVC而來的信號。每個作動器都有4個二級伺服作動器閥門，由它們控制伺服作動器內的一個滑閥，滑閥確定作動器的位置以及相應的發動機的位置。飛行控制系統向4個二級伺服閥門發出4個相應的指令，由它們的綜合作用確定閥門位置，以防錯誤指令影響作動器動作。如錯誤指令時間RCS3863870N80μs106N、最短點火時間80μs。12．5Hz輯／噴管點火指令導出角速率增值。姿態處理器從慣性測量組件接收主要輸入控制器。根據拋物線和線性轉換曲線確定噴管點火時間并產生轉動指令，選擇軌道機動系統軌道機動系統(OMS)2與軌道飛行器X-Y面呈15．9°夾角，偏航作動器呈0．5°夾角。采用自動推力矢量控制時，由交叉功能產生一速度指令(代表預定3臺主發動機提供熱防護，進入大氣后提供俯仰修正，減小升降副翼的轉角。方向舵／板同時向左或向右偏轉時作偏航機動；向相反方向開啟時，增加氣動阻力使飛行器。空氣舵伺服放大器空氣舵伺服放大器(ASA)從控制系統軟件接收命令并使服回路，接通升降副翼、方向舵／板等4個獨立回路中的一條回路。襟翼空氣舵伺服作動器各空氣舵由伺服作動器擺動。由軌道飛行器系統提供，由轉換閥門選擇主源，其它作備用。一定位滑閥的力。由滑閥控制送往作動筒的工質流量，控制作動筒移動的從有故障的通道移走，使旁通。DAPDAP數控自動駕駛和制導／模式排序和初始化所需要的指示符。姿態處理與制與實際姿態間的誤差。備用飛行控制系統(BFC)只在特別緊急的狀況下起用。它由第5臺通用計算種單字符串飛行控制系統。這樣可以避免產生與主計算機或主系統軟件同樣的問題。BPC與主飛行控制系統同時工作，但 3(APU)組成。APU軌道飛行器泵提供機械傳動力的裝置。3套APU及其系統雖相互隔絕，但3套系統卻是壓力連通的。這樣便可保證在1臺APU或1套系統出故障時，由其它2套來調節總的載荷。第2套系統再出現故障時，第3套系統尚可產生足夠的動力，但以降低的速率驅動全部作動器。3套APU／泵系統在發射和助推段工作。它們為3臺主發動機提供推進落架釋放、控制、制動提供動力。APU位于軌道飛行器尾部機身。每套APU由 APU控制器、排氣管路、潤滑油冷卻系統、 組成。電加熱器系統和隔熱裝置將系統溫度控制為7．2℃，以防凍結、保持油的粘度，并將APU工作時向軌道飛行器散射的熱量減至最低。電子控制器器、流量控制閥門、加注、排泄耦合器和測試耦合器。APU在超出極限轉速時自動關機。每臺APU功率為99．3～108．9kW。系統共有3個箱，每個裝肼158kg， 正推隔膜將肼在0．55～2．45MPa壓力下送往 泵，由泵將壓力增加到10.3MPa。高壓 器在8．65MPa下將 制閥門、電子控制器和速度傳感器將轉速控制在土8％之內。渦輪軸上裝有3兩種模式均失敗時，APU就會在轉速達93000r／min時自動關機。氣體發生器冷卻系統用于熱再起動。3個氣體發生器共用一氮氣正推。泵水冷卻系統在APU在軌關機后起動，以防因吸熱在系統中產生氣體。該系統為雙冗余系統，每套由氮氣正推、管路、控制閥和水噴射器組成。每個APU寬45cm、高55cm、長50em。APU的無工作時間為50h，氣體發生器20h，如更換催化裝置，則可延長至60h。 系動機關機到出場的任務。但是在最惡劣的下降條件下要求用2統由輔助動力裝置APU驅動的20．6MPa變排量泵提供。由APU—驅動泵提供，進行主發動機擺動和閥門控制。上升段結束后，在統在著陸前為起落架開鎖、下放和著陸后的剎車—止滑系統提供系統采用變排量泵。每臺變排量泵裝有電動減壓閥，由各自的壓力減壓閥打開，油泵出口壓力由正常的19．91～21．28MPa降為3．43～6．86MPa。額定轉速，油泵工作壓力為20．03MPa時，油泵排量為0～0．238m3／min；APU高速轉動，油泵壓力為20．7MPa時，油泵排量為0．263m3／min。泵出口壓力的壓力傳感器，當油壓超過26．43MPa時，組件的高壓安全閥門將高壓各系統的回油管路均通往各自的水噴蒸發器，3臺水噴蒸發器在發射 滑油系統提供膨脹吸熱。在通向水噴蒸發器的回油管裝有 它在工質壓力超過329．5kPa時打開，只允許在通過水噴蒸發器的壓差為3432kPa0．162m30．236m3／min峰值溫度上升至98~C時，分流閥使工質通過水噴蒸發器進行冷卻。各系統回油管的油箱向主泵和循環泵提供工質。油箱內裝30321cm3833．8kPa蓄壓器在11．33～12．03MPa壓力下，預加注243cm3氮氣。工質的容量為主動溫控系統氟利昂21冷卻回路／熱交換器向系統傳熱的方法對液分齒輪箱、方向舵、板混合齒輪、4個升降作動器、尾部機身襟翼A和B密馬達和機械傳動作動器驅動。卻出艙活動乘員液體冷卻套；(5)對機載空間進行空調。乘員艙布有送氣和回氣的管路，艙內空氣經300μm過濾器過濾后用1—2還設有專門用于冷卻33負壓力安全閥門。正壓安全閥門使艙差保持為106．9～110．4kPa，負壓安全閥門將艙體壓差限制在6．8kPa以下。T+125s工作。從36．58km高度起開始用氨沸騰器散發氟利昂冷卻回路熱量。氟利昂—2l冷卻回路系統有2套完全相同的回路，2套回路同時工作，當其中1套出現故障時，另1套仍可維持低動力再入。每套回路有2臺氟利昂冷卻泵，l臺工作、1臺備連接裝置固定在2扇有效載荷艙門上。3．2m4．59m只一面覆有芯體高度為L27cm的蜂窩板，且只在面布有管路并粘貼鍍層。2612.5cm0．45cm輻射板與2條氟利昂冷卻回路相連接，氟利昂旁通輻射器，由流量控制器將輻射器出口溫度控制為3．3℃。超過4．4℃時，速蒸蒸發器自動起動。沸騰器為薄殼管形件共有2條氨通路氟利昂冷卻回路從氨管方通過，得到冷卻。調節氨流量使氟利昂—21溫度保持為1．1℃。航員供3頓正餐和小吃，再入時只供一頓正餐。此外還有96小時的壓縮食品。系統是按21天到730天的方案設計的。系統為宇航員提供449kg飲用水。飲用水由電池產生，每小時最多可生產5．89kg水。由電池產生的富氫水通過氫收集器除去水中95％過剩的氫氣。收集器由一組對氫氣有親合力的銀鈀合金管組成。所收集的氫氣通過排氣口排出機外，水送往由6個組成的水系統。系統設有水冷卻器，可選用溫水或冷水。冷卻器將熱量反射給空氣冷卻回路。1500r／min時，鉸刀向外展開。前推門閥控制器打開門閥，由鎮重氣流刀具上部移動，然后收集到收集器底部。鎮重氣流通過碎物過濾器和水過濾器氟利昂冷卻回路。艙外活動組件罩有冷卻套，套內布有很多冷卻循環軟管。22．2kg，可幫助血液循環并防止承受過載時出現脫水現象。 系每一貯瓶都設有多層絕熱裝置和用來在減壓時為反應劑補充能量、進行壓力控6．18MPa1．72MPa下供氫。到電池裝置后壓力調節為0．38～0．44MPa。加熱器由 232電池冷卻系統采用液態氟化烴(FC—40)作致冷劑，系統將來自電控將電池堆的工作溫度保持在93℃左右。為2000h或9000kWh。功率提高時以非線性比例下降，當平均功率為6．7kW時，降低一半，為1000h或6700kWh。配電裝置內的電源控制器(由直流電機驅動的500A開關)與相應的母線相源控制器裝置和負荷控制器裝置(LCA)用開關裝置配電。PCA裝有電源相應于12kW和2kW功率的電池額定電壓為22．5～32．5V，主母線額定電壓為27～32V。每條直流主母線向3個固態、單相換流器供電。這樣共有9個換流器組成1軌道飛行器共有10個馬達控制器裝置用來向排氣蓋、大氣數據裝置艙門、有起落架的減震組件是一種裝有氮氣和工質的氣動減震器。由于軌道飛行器是在零重力狀態下工作的，因而用移動隔膜將氮氣和工質隔開，以保鑄鋁鉚接件，涂底漆和2層硝基甲酸乙酯。架在按動按扭后10s內全部下落。前起落架和主起落架艙門由連接在艙門和機身上的連桿打開。支柱凸輪轉架555km／h1號系統是打開起落架上位鎖的唯一動力源。品作為備用系統。1號系統也是前起落架作動器的唯一源。主起落架用1號和2前起落架輪胎尺寸為81．28cm×22．35cm，其正常充氣壓力為2．06MPa，它200．17kN，最高速度為416．25km／h的沖程為55cm止起落架和輪胎破壞的抬頭速度為9．4°／s，3．3m／s。主起落架輪胎尺寸為113．79cm×40．64～53．34cm，正常充氣壓力為主起落架的下降速度為1．5m／s。8各 系統1和2驅動8

430％時(機輪鎖住或打滑時)，該輪控制閥的防滑線圈激勵，倒轉制于各機輪平均轉速的30％達2s時，機輪可能漏氣，此時相鄰機輪的被限549io69MP185～時，停機距離為1330m，壓力為10．29MPa。1532m5m長18m、質量29484kg的有效載荷。機械肩由關節、電子設備盒、臂管桿和撐桿組成。共有2條臂管，上系統的俯仰軸力矩。機械臂由標準或末端 ，末端器可捕獲有效載荷，并按 端器有2種功能：捕獲／釋放和牢抓／放松。裝在RMS轉動手動控制器上的一個開關，轉動一含有3條線形套的內殼裝置，套住或放開裝在有效載荷上的標準抓具緊固件，完成捕獲／釋放功能；將線形套拉入末端 3構(MRL)，將機械臂支撐在肘、腕俯仰、腕偏航電子儀器盒上。關閉貨艙時MPM系統由顯示和控制面板、位移和轉動手動控制器(THC，RHC)組成。系統為轉動手動控制器主要用來機動