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第第十章十章 航天飞机的制导与控制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，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航天天飞飞机机记记录录片片 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。 “哥哥伦伦比比亚亚”号号航航天天飞飞机机首首飞飞记记录录片片 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；三角形后掠机翼的最大翼展232397 m97 m；不带有；不带有效载荷时质量效载荷时质量68 t68 t，飞行结束后，携带有效载荷着陆，飞行结束后，携带有效载荷着陆的轨道器质量可达的轨道器质量可达87 t87 t。它所经历的飞行过程及其环。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层中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外形，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系统。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，结构因此，它是整个航天飞机系统中，设计最困难，结构最复杂，遇到的问题最多的部分。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 航航天天飞飞机机的的中中段段主主要要是是有有效效载载荷荷舱舱。这这是是一一个个长长18 18 m m，直直径径4.5 4.5 m m，容容积积300300的的大大型型货货舱舱，一一次次可可携携带带质质量量达达29t29t多多的的有有效效载载荷荷，舱舱内内可可以以装装载载各各种种卫卫星星、空空间间实实验验室室、大大型型天天文文望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。 航航天天飞飞机机系系统统的的第第二二个个部部件件是是外外储储箱箱，它它的的作作用用就就是是为为航航天天飞飞机机的的主主发发动动机机储储存存入入轨轨前前所所用用的的全全部部推推进进剂剂。外外储储箱箱装装在在航航天天飞飞机机的的下下方方，夹夹在在两两台台固固体体火火箭箭助助推推器器的的中中间间。它它是是航航天天飞飞机机系系统统上上惟惟一一不不可可回回收收的的部部件件。全全长长47 47 m m，直直径径8 864 64 m m，净净质质量量33 33 t t，是是一一个个十十分分庞庞大大的的尖尖头头圆圆柱柱体体，由由铝铝合合金金制制成成。内内有有前前、后后两两个个储储箱箱，前前储储箱箱装装600 600 t t多多液液氧氧，后后储储箱箱装装102 102 t t液液氢氢，外外储储箱箱总总共共可装可装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，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的固体推进的固体推进剂，推力剂，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 尽尽管管航航天天飞飞机机控控制制系系统统具具有有强强大大的的控控制制功功能能和和复复杂杂的的结结构构，但但它它的的基基本本结结构构和和原原理理与与其其他他各各种种控控制制系系统统依依然然一一致致，可可以以由由图图4.14.1表表示示。轨轨道道和和姿姿态态敏敏感感器器、轨轨道道和和姿姿态态执执行行机机构构、计计算算机机依依然然是是构构成成航航天天飞飞机机控控制制系系统统的的3 3个个基本单元。基本单元。10.2.1 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 航航天天飞飞机机采采用用三三套套惯惯性性测测量量单单元元，以以并并行行冗冗余余方方式式装装在在一一个个整整体体结结构构里里。为为了了保保证证惯惯性性测测量量单单元元的的测测量量精精度度和和对对它它进进行行校校准准的的精精度度，惯惯性性测测量量单单元元与与两两个个星星跟跟踪踪器器装装在在同同一一个个导导航航基基座座上上，位位于于航航天天飞飞机机的的前前舱舱。每每套套惯惯性性测测量量单单元元由由四四框框架架平平台台、电电子子设设备备、输输入入输输出出装装置置和和电电源源4 4个个主主要要部部分分组组成成。平平台台框框架架的的安安装装方方位位从从内内向向外外是是方方位位轴轴、内内滚滚动动轴轴、俯俯仰仰轴轴、外外滚滚动动轴轴。第第四四个个框框架架作作为为冗冗余余，以以保保证证大大姿姿态态运运动动时时框框架架不不少少于于3 3个个自自由由度度。每每个个平平台台内内框框装装有有两两个个三三自自由由度度挠挠性性陀陀螺螺和和两两个个相相互互垂垂直直安安装装的的加加速速度度计。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 它它由由准准直直仪仪、光光学学十十字字线线、光光束束分分离离器器和和光光源源组组成成。当当惯惯性性测测量量单单元元偏偏差差大大于于O.5O.5或或星星跟跟踪踪器器不不在在视视场场内内时时，航航天天员员可可人人工工操操作作光光学学瞄瞄准准具具对对惯惯性性测测量量单单元元进进行行校校准准，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 用用来来测测量量轨轨道道器器在在离离轨轨阶阶段段与与环环境境相相对对运运动动的的信信息息。共共有有两两组组，分分别别装装在在轨轨道道器器左左右右两两侧侧，每每组组含含有有测测量量环环境境温温度度和和压压力力的的两两个个敏敏感感元元件件，共共四四套套。这这些些相相对对运运动动参参数数可可供供离离轨轨阶阶段段轨轨道道器器进进行行软软件件处处理理时时使使用用，可可为为航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 根根据据无无线线电电波波反反射射原原理理，直直接接测测量量航航天天飞飞机机离离地地面面的的高高度度，而而不不要要求求地地面面辅辅助助。该该装装置置用用在在轨轨道道器器着着陆陆阶阶段。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 该该系系统统引引用用飞飞机机的的战战术术空空中中导导航航系系统统，用用在在轨轨道道器器离离轨轨阶阶段段。它它采采用用军军用用L L波波段段空空中中导导航航系系统统，从从机机上上向向地地面面提提供供斜斜距距和和磁磁定定向向信信息息。机机上上共共装装三三套套，安安装装在在前前电电子子设设备备舱舱内内。每每套套由由控控制制设设备备、多多路路转转换换器器、上上天天线线与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0006g06g。 总之，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 航航天天飞飞机机的的主主发发动动机机采采用用的的是是当当今今世世界界上上最最先先进进的的高高压压补补燃燃氢氢氧氧发发动动机机。航航天天飞飞机机的的主主发发动动机机是是一一种种可可重重复复使使用用的的、高高性性能能、可可调调节节推推力力的的液液体体推推进进剂剂火火箭箭发发动动机机，它它为为航航天天飞飞机机提提供供主主要要推推力力。每每一一架架航航天天飞飞机机上上装装有有三三台台主主发发动动机机，发发动动机机的的结结构构完完全全一一样样，它它们们的的配配置置位位置置如如图图10.210.2所所示示，位位于于轨轨道道器器的的尾尾部部。为为了了严严格格监监控控三三台台主主发发动动机机的的工工作作状状态态并并调调节节其其推推力力的的大大小小和和方方向向，每每台台主主发发动动机机都都有有一一套套可可整整体体更更换换的的发发动动机机电电子子控控制制器器，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。 它它能能自自动动完完成成发发动动机机起起飞飞前前的的飞飞行行准准备备检检验验，在在轨轨道道器器上上执执行行发发动动机机测测试试、启启动动和和关关机机等等功功能能，能能对对发发动动机机的的温温度度和和压压力力等等性性能能参参数数进进行行监监控控，并并以以闭闭环环方方式式对对主主发发动动机机的的推推力力、混混合合比比( (推推进进剂剂油油门门) )和和推推力力方向方向( (喷管摇摆框架喷管摇摆框架) )进行调节。进行调节。 外外储储箱箱用用来来储储存存液液氢氢液液氧氧推推进进剂剂。它它是是航航天天飞飞机机上上最最大大的的一一个个部部件件，也也是是迄迄今今为为止止最最大大的的推推进进剂剂储储箱箱，长长47.1 47.1 m m，直直径径8.64 8.64 m m，共共装装推推进进剂剂700t700t多多。外外储储箱箱在在航航天天飞飞机机主主发发动动机机关关闭闭时时，尚尚未未达达到到轨轨道道速速度度，即即与与航航天天飞飞机机分分离离，然然后后沿沿着着一一条条弹弹道道再再入入路路线线坠坠毁毁并并在海上安全散落。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 航航天天飞飞机机主主发发动动机机及及其其外外储储箱箱推推进进系系统统，虽虽然然具具有有强强大大的的推推力力，但但还还不不足足以以使使整整个个航航天天飞飞机机系系统统飞飞离离发发射射台台并并升升人人空空中中，还还必必须须借借助助辅辅助助的的推推进进装装置置并并提提供供更更多多的的推推力力，以以便便共共同同把把航航天天飞飞机机系系统统推推向向高高空空。航航天天飞飞机机系系统统所所采采用用的的辅辅助助推推进进装装置置，就就是是固固体体火火箭箭助推器，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。 航航天天飞飞机机系系统统上上配配置置了了两两台台固固体体助助推推火火箭箭，这这是是迄迄今今为为止止世世界界上上最最大大和和最最重重的的固固体体火火箭箭发发动动机机。这这两两台助推器的结构完全一样，是细长形圆柱体结构。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 轨轨道道机机动动系系统统的的主主要要功功用用是是为为航航天天飞飞机机提提供供人人轨轨、轨轨道道运运行行、变变轨轨、交交会会和和脱脱离离轨轨道道所所需需要要的的推推力力。轨轨道道机机动动系系统统的的两两台台液液体体火火箭箭发发动动机机安安装装在在位位于于后后机机身身两两侧侧对对称称的的两两个个外外吊吊舱舱内内。每每个个吊吊舱舱除除了了一一台台液液体体火火箭箭发发动动机机外外还还包包括括一一个个高高压压氦氦气气瓶瓶、增增压压储储箱箱用用的的减减压压器器和和控控制制组组件件、一一个个燃燃料料箱箱、一一个个氧氧化化剂剂箱箱以以及及相相应应管管路路。航航天天飞飞机机的的左左右右两两个个外外吊吊舱舱组组成成左左右右两两个个机机动动系系统统，如如图图10.410.4所所示示。每每个个系系统统可可以以携携带带4,087 4,087 kgkg的的燃燃料料和和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作用控制系统 轨轨道道机机动动系系统统的的两两台台发发动动机机均均可可重重复复使使用用100100次次，可可经经受受1,0001,000次次起起动动和和15 15 h h的的连连续续点点火火，比比推推力力为为313 313 s s，氧氧化化剂剂和和燃燃料料的的混混合合比比为为1.651.65。两两台台发发动动机机的的结结构构和和工工作作情情况况是是完完全全一一样样的的，根根据据设设计计要要求求，当当左左、右右舱舱系系统统中中有有一一个发生故障时，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。 根根据据需需要要，轨轨道道机机动动系系统统可可增增加加一一至至三三套套辅辅助助推推进进装置，每套装置可多携带装置，每套装置可多携带5,625 kg5,625 kg的液体推进剂。的液体推进剂。 轨轨道道机机动动系系统统与与航航天天飞飞机机的的另另一一个个执执行行机机构构系系统统，即即反反作作用用控控制制系系统统的的推推进进剂剂管管路路是是互互连连的的，可可从从轨轨道道机机动动发发动动机机储储箱箱向向反反作作用用控控制制系系统统提提供供推推进进剂剂，也也可可在在左左、右右两两侧侧的的轨轨道道机机动动发发动动机机和和反反作作用用控控制制系系统统之之间间交交叉叉馈馈给给推推进进剂剂。若若增增加加辅辅助助推推进进装装置置，则则推推进进剂剂也也与与上上述述管管路相连接。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。 反反作作用用控控制制系系统统可可以以分分为为独独立立工工作作的的3 3个个部部分分，即即机机身身前前部部头头锥锥内内的的前前舱舱系系统统和和分分别别位位于于轨轨道道机机动动系系统统的的两两个个外外吊吊舱舱内内的的左左、右右舱舱系系统统。主主推推力力器器对对航航天天飞飞机机进进行行正正常常状状态态的的姿姿态态控控制制，游游动动推推力力器器仅仅提提供供有有限限的的控控制制，进进行行微微调调。所所有有4444个个推推力力器器的的控控制制指指令令既既可可来来自自于于星星上上计算机，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 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 轨轨道道器器的的主主要要气气动动力力控控制制装装置置是是机机翼翼尾尾部部的的升升降降副副翼翼和和垂垂直直尾尾翼翼上上的的方方向向舵舵。升升降降副副翼翼位位于于轨轨道道器器尾尾部部两两侧侧，升升降降副副翼翼做做成成开开裂裂式式，分分为为内内翼翼和和外外翼翼两两片片。此此外外，机机身身后后部部下下面面还还有有一一对对襟襟翼翼，如如图图10.210.2所所示示。每每个个升升降降副副翼翼有有效效面面积积为为19.19 19.19 ，偏偏转转角角从从-40-40+25+25。方方向向舵舵高高8.23 8.23 m m，根根部部翼翼弦弦长长6.70 6.70 m m，有有效效面面积积为为9.08 9.08 。方方向向舵舵用用作作方方向向控控制制时时，从从机机身身的的纵纵对对称称面面向向左左、右右各各可可转转动动22.822.8；用用作作速速度度制制动动时时，可可沿沿纵纵剖剖面面对对称称地地裂裂开开，两两半半各可向一侧偏转各可向一侧偏转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。 以以上上5 5种种执执行行机机构构系系统统就就构构成成了了航航天天飞飞机机系系统统的的全全部控制手段，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。 航航天天飞飞机机的的星星载载控控制制计计算算机机系系统统是是一一个个十十分分复复杂杂而而可可靠靠性性又又很很高高的的系系统统，它它的的最最突突出出的的特特点点是是同同时时采采用用了了5 5台台相相同同又又各各自自独独立立的的通通用用数数字字计计算算机机，通通过过数数字字数数据据总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。 在在航航天天飞飞机机的的关关键键性性飞飞行行阶阶段段，如如上上升升、再再人人和和着着陆陆等等，这这5 5台台通通用用数数字字计计算算机机中中的的4 4台台作作为为一一个个协协调调式式冗冗余余组组来来执执行行导导航航、制制导导和和控控制制任任务务。即即这这4 4台台通通用用数数字字机机接接收收相相同同的的输输入入数数据据，执执行行相相同同的的计计算算并并传传送送相相同同的的输输出出命命令令，而而且且每每一一台台计计算算机机的的计计算算都都由由其其他他3 3台台计计算算机机来来检验。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。 综综合合以以上上所所述述，整整个个航航天天飞飞机机控控制制系系统统具具有有以以下下控控制硬件：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个个执执行行机机构构( (包包括括主主发发动动机机、轨轨道道机机动动发发动动机机和和反反作作用用控控制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 航航天天飞飞机机每每次次飞飞行行所所执执行行的的任任务务是是各各不不相相同同的的，所所携携带带的的有有效效载载荷荷也也是是多多种种多多样样的的。但但是是，无无论论执执行行什什么么任任务务，携携带带哪哪些些有有效效载载荷荷，航航天天飞飞机机的的基基本本飞飞行行过过程程都都是是相相同同的的，可可分分为为5 5个个主主要要阶阶段段，即即上上升升段段、入入轨轨段段、轨轨道道段段、离离轨轨段段和和再再入入着着陆陆段段。相相应应的的具具体体过过程程有有发发射射前前的的准准备备和和点点火火起起飞飞、固固体体火火箭箭助助推推器器的的分分离离和和回回收收、外外储储箱箱的的分分离离和和坠坠毁毁、航航天天飞飞机机进进人人轨轨道道、轨轨道道运运行行和和作作业业、航航天天飞飞机机离离轨轨和和再再入入返返回回以以及及着着陆陆等等飞飞行行的的全全过过程程，参参见见图图10.510.5。下下面面简简述述航航天天飞飞机机系系统统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，即到发射时刻。时刻。 零零秒秒时时点点燃燃三三台台主主发发动动机机，3 34 4 s s后后两两台台固固体体火火箭箭助助推推器器开开始始点点火火。先先点点燃燃主主发发动动机机的的目目的的一一方方面面是是为为了了使使推推力力达达到到预预定定水水平平，另另一一方方面面是是为为了了稳稳定定航航天天飞飞机机姿姿态态。由由于于三三台台主主发发动动机机的的起起飞飞总总推推力力为为5,100kN5,100kN，真真空空总总推推力力为为6,300kN6,300kN，小小于于整整个个航航天天飞飞机机系系统统的的总总起起飞飞质质量量2,000t2,000t，所所以以要要借借助助于于两两台台固固体体火火箭箭助助推推器器提提供供辅辅助助推推力力，航航天天飞飞机机才才能能离离开开发发射射台台升升空空。由由于于每每台台固固体体火火箭箭助助推推器器的的起起飞飞推推力力为为13,150kN13,150kN，因因此此航航天天飞飞机机整整个个推推进进系系统统的的起起飞飞推推力力可可达达31,400kN31,400kN，产产生生约约O,5gO,5g的的初初始始加加速速度。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，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，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点击击观观看看虚虚拟拟现现实实演演示示 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110km110km的高空，速度已达的高空，速度已达7.8km7.8kms s，即将进入地球轨道。，即将进入地球轨道。这时外储箱推进剂基本耗尽，停止输送推进剂，主发动这时外储箱推进剂基本耗尽，停止输送推进剂，主发动机关机。经过机关机。经过18s18s后，外储箱与轨道器分离。轨道器与外后，外储箱与轨道器分离。轨道器与外储箱分离后开始滑行，此时机上自动驾驶仪发出指令，储箱分离后开始滑行，此时机上自动驾驶仪发出指令，使朝下喷管点火，产生使朝下喷管点火，产生1.2 m1.2 ms s垂直速度增量，轨道器垂直速度增量，轨道器与外储箱之间距离加大，然后外储箱沿一条相隔较远的与外储箱之间距离加大，然后外储箱沿一条相隔较远的轨道以亚轨道速度沿弹道轨道陨落到大气层，并在大气轨道以亚轨道速度沿弹道轨道陨落到大气层，并在大气层中焚毁，剩下的碎片坠落后在远离发射场约层中焚毁，剩下的碎片坠落后在远离发射场约150km150km的海的海面上，如图面上，如图10.510.5所示。所示。 航天飞机在上升段开始时是三台主发动机和两台助航天飞机在上升段开始时是三台主发动机和两台助推器一起工作的，后期只有三台主发动机工作，或者在推器一起工作的，后期只有三台主发动机工作，或者在三台主发动机中任意两台工作。航天飞机控制系统可以三台主发动机中任意两台工作。航天飞机控制系统可以利用每台发动机和助推器尾喷管所具有的两轴摆动能力利用每台发动机和助推器尾喷管所具有的两轴摆动能力组合成滚动、俯仰、偏航三轴姿态控制。上升段滚动姿组合成滚动、俯仰、偏航三轴姿态控制。上升段滚动姿态控制如图态控制如图10.710.7所示，上升段俯仰和偏航姿态控制如图所示，上升段俯仰和偏航姿态控制如图10.810.8所示。从这两个图中可以看出，航天飞机控制系统所示。从这两个图中可以看出，航天飞机控制系统在上升段的执行机构配置具有冗余度。在上升段的执行机构配置具有冗余度。 图图10.7 10.7 升段滚动姿态控制图升段滚动姿态控制图 10.8 10.8 上升段俯仰和偏航姿态控制上升段俯仰和偏航姿态控制 发动机喷管位置发动机喷管位置 发动机喷管位置发动机喷管位置 2 2入轨阶段入轨阶段 在在主主发发动动机机关关机机后后，航航天天飞飞机机已已基基本本达达到到了了人人轨轨速速度度，少少量量不不足足需需要要依依靠靠轨轨道道机机动动发发动动机机提提供供推推力力完完成最后的入轨飞行。成最后的入轨飞行。 主主发发动动机机关关机机后后两两分分钟钟启启动动两两台台轨轨道道机机动动发发动动机机，人工控制提高轨道远地点和近地点高人工控制提高轨道远地点和近地点高度。根据任务对轨道的要求，约几分钟后第二次人工度。根据任务对轨道的要求，约几分钟后第二次人工控制提高轨道远地点和近地点的高度。经过上述轨道控制提高轨道远地点和近地点的高度。经过上述轨道机动后，轨道器入轨。机动后，轨道器入轨。 航航天天飞飞机机入入轨轨后后立立即即开开始始检检测测各各分分系系统统的的工工作作状状态态，若若检检测测中中出出现现危危及及飞飞行行计计划划的的故故障障和和不不测测事事件件，即即可可采采取取措措施施予予以以排排除除；如如须须返返回回，则则可可开开动动轨轨道道机机动动发发动动机机系系统统和和反反作作用用控控制制系系统统脱脱离离地地球球轨轨道道，按按再再人人返返回回程程序序进进入入返返回回轨轨道道。如如检检测测结结果果一一切切正正常常，航航天天飞飞机机就就开开始始预预定定的的工工作作。首首先先利利用用轨轨道道机机动动系系统统的的两两台台小小型型火火箭箭发发动动机机作作末末速速度度修修正正，按按照照飞飞行行任任务务和和发发射射时时间间要要求求进进行行轨轨道道变变换换，把把轨轨道道修修正正成成精精确确的的圆圆轨轨道道，并并利利用用反反作作用用控控制制系系统统将将航航天天飞飞机机的的姿姿态态调调整整到到预预定定任任务务所所需需的的位位置置和方向。和方向。 入轨阶段大约要花费几分钟到十几分钟时问。尔后，入轨阶段大约要花费几分钟到十几分钟时问。尔后，航天飞机就在选定的轨道上，日夜作无动力飞行航天飞机就在选定的轨道上，日夜作无动力飞行( (有时需有时需要作些姿态控制或轨道修正要作些姿态控制或轨道修正) )，进行各种轨道作业。，进行各种轨道作业。 3 3轨道运行阶段轨道运行阶段 航天飞机进入轨道以后，作无动力飞行。根据飞行航天飞机进入轨道以后，作无动力飞行。根据飞行任务的需要，可在任务的需要，可在1851851,100km1,100km的高度上运行的高度上运行7 730d30d，速度为速度为7.68km7.68kms s。 在轨道运行过程中，航天飞机可按需要完成各项操在轨道运行过程中，航天飞机可按需要完成各项操纵飞行。轨道机动系统和反作用控制系统是轨道运行阶纵飞行。轨道机动系统和反作用控制系统是轨道运行阶段的执行机构。利用轨道机动系统，能够完成轨道机动、段的执行机构。利用轨道机动系统，能够完成轨道机动、修正和保持；利用反作用控制系统，航天飞机在轨道上修正和保持；利用反作用控制系统，航天飞机在轨道上可以采用任何所希望的飞行姿态并加以保持，可以使它可以采用任何所希望的飞行姿态并加以保持，可以使它的敏感器固定轴指向某一地面目标或空间目标，以满足的敏感器固定轴指向某一地面目标或空间目标，以满足有效载荷的要求。其定向精度可达有效载荷的要求。其定向精度可达0.50.5以内。如果有以内。如果有效载荷的特殊实验需要更精确的定向和稳定精度，必须效载荷的特殊实验需要更精确的定向和稳定精度，必须自备稳定和控制系统设备，如三轴实验定向平台等。此自备稳定和控制系统设备，如三轴实验定向平台等。此时，航天飞机的姿态控制和轨道控制与卫星、飞船等其时，航天飞机的姿态控制和轨道控制与卫星、飞船等其他航天器控制的基本原理都是一致的。他航天器控制的基本原理都是一致的。 航航天天飞飞机机最最有有意意义义的的一一项项活活动动是是能能够够在在轨轨道道上上回回收收并并检检修修卫卫星星，尔尔后后再再重重新新施施放放到到空空间间轨轨道道。航航天天飞飞机机在在轨轨道道平平面面内内具具有有一一定定的的机机动动飞飞行行能能力力，它它可可以以同同失失效效的的卫卫星星交交会会并并用用机机械械手手将将其其收收回回，然然后后由由航航天天员员在在货货舱舱内内进进行行检检修修，拆拆换换陈陈旧旧或或失失效效的的系系统统和和部部件件，安安装装新新的的敏敏感感器器或或实实验验件件，补补充充卫卫星星上上的的消消耗耗物物品品，如如给给气气瓶瓶充充气气、加加注注燃燃料料等等。检检修修过过的的卫卫星星经经过过测测试试后后，再再通通过过机机械械手手将将其其施施放放到到轨轨道道上上。整整个个回回收收、检检修和再施放过程见图修和再施放过程见图l0.9l0.9。 图图10.9 10.9 航天飞机在轨道上检修卫星航天飞机在轨道上检修卫星4 4离轨阶段离轨阶段 在轨道器完成预定飞行任务后，准备离开轨道。首先在轨道器完成预定飞行任务后，准备离开轨道。首先由反作用控制系统对轨道器进行姿态调整和控制，一般是由反作用控制系统对轨道器进行姿态调整和控制，一般是把轨道器掉转，让轨道机动发动机喷管朝向飞行前方，如把轨道器掉转，让轨道机动发动机喷管朝向飞行前方，如图图10105 5所示。然后通过航天飞机星载控制计算机系统发所示。然后通过航天飞机星载控制计算机系统发出离轨指令，点燃轨道机动发动机，对轨道器实行制动减出离轨指令，点燃轨道机动发动机，对轨道器实行制动减速。在离轨制动点火瞬间，反作用控制系统要确保轨道器速。在离轨制动点火瞬间，反作用控制系统要确保轨道器处于精确的返回姿态。制动点火处于精确的返回姿态。制动点火10min10min后，轨道器已降到后，轨道器已降到最有利于再入大气层的高度，此时约为最有利于再入大气层的高度，此时约为122km122km，速度，速度7.9 7.9 kmkms s，通常称此点为再入点，由此航天飞机进入再入阶，通常称此点为再入点，由此航天飞机进入再入阶段。在制动点火的同时，反作用控制系统也与轨道机动系段。在制动点火的同时，反作用控制系统也与轨道机动系统一同工作，保证轨道器以约统一同工作，保证轨道器以约-1-1的再入角和的再入角和3434的攻角的攻角通过再入点进入大气层。通过再入点进入大气层。 5 5再入与着陆阶段再入与着陆阶段 再再入入与与着着陆陆阶阶段段是是航航天天飞飞机机飞飞行行的的最最后后过过程程，也也是是控制与操纵最复杂的过程。控制与操纵最复杂的过程。 这阶段分为再入、末端能量管理和着陆这阶段分为再入、末端能量管理和着陆3 3个过程。再个过程。再入过程的轨道高度为入过程的轨道高度为12212221 km21 km。再入开始时采用反作。再入开始时采用反作用控制系统进行姿态控制以达到制动和降低轨道高度的用控制系统进行姿态控制以达到制动和降低轨道高度的目的。当再入目的。当再入8 min8 min后，航天飞机高度降到后，航天飞机高度降到767684 km84 km，速度为速度为7 779 km79 kms s。由于此时气动压力已达。由于此时气动压力已达1 102 Pa02 Pa，所以对航天飞机进行俯仰和滚动两个方向的姿态控制可所以对航天飞机进行俯仰和滚动两个方向的姿态控制可以不用反作用控制系统，而改用气动面控制。此时，航以不用反作用控制系统，而改用气动面控制。此时，航天飞机飞行控制系统靠调整攻角来消除距离误差，并靠天飞机飞行控制系统靠调整攻角来消除距离误差，并靠调整偏转角来保持动压与速度的关系。再入后调整偏转角来保持动压与速度的关系。再入后30 min 30 30 min 30 s s，航天飞机降到，航天飞机降到25 km25 km高度，速度为高度，速度为731 m731 ms s。此后航。此后航天飞机反作用控制系统完全停止工作，下一步的下降天飞机反作用控制系统完全停止工作，下一步的下降控控制制改改用用气气动动控控制制方方法法，机机翼翼成成为为决决定定性性的的操操纵纵部部件件，从从此此开开始始了了无无动动力力飞飞行行。当当再再入入后后31 31 min min 33 33 s s，航航天天飞飞机机降降到到21 21 kmkm的的高高度度，再再入入过过程程结结束束，开开始始转转入入末末端端能能量量管理过程。管理过程。6.6.末端能量管理阶段末端能量管理阶段末末端端能能量量管管理理过过程程的的轨轨道道高高度度约约21213 3 kmkm，该该过过程程控控制制完完全全采采用用气气动动阻阻力力方方法法。航航天天飞飞机机调调整整其其攻攻角角，把把动动压压保保持持在在686814 14 PaPa这这个个范范围围内内。航航天天飞飞机机能能否否正正常常安安全全着着陆陆完完全全取取决决于于这这一一过过程程的的飞飞行行。由由于于这这个个过过程程完完全全是是无无推推力力飞飞行行，只只能能利利用用现现有有能能量量来来调调整整各各种种气气动动力力，从从而而控控制制航航天天飞飞机机飞飞行行，因因此此不不管管是是利利用用自自动动控控制制或或人人工工操操作作都都要要求求严严格格控控制制航航天天飞飞机机的的能能量量、高高度度、速速度度、飞飞行行路线、航向、距离等参数。路线、航向、距离等参数。 再再入入阶阶段段的的核核心心技技术术是是对对一一个个具具有有100 100 t t质质量量的的航航天天飞飞机机巨巨大大能能量量( (动动能能和和势势能能) )如如何何处处置置的的问问题题。再再入入阶阶段段的的制制导导和和控控制制是是确确保保航航天天飞飞机机安安全全返返回回地地面面的的一一项项关关键键技术。技术。 根据再入要求，航天飞机再入阶段控制系统分为初根据再入要求，航天飞机再入阶段控制系统分为初期再人、末端能量管理和进场与着陆期再人、末端能量管理和进场与着陆3 3个过程。整个再入个过程。整个再入阶段采用升力式再人方式，这与弹道式再入方式相比有阶段采用升力式再人方式，这与弹道式再入方式相比有其不同特点。其不同特点。 10.4 航天飞机再入与着陆的制导与航天飞机再入与着陆的制导与控制控制 像像航天飞机航天飞机这种有翼升力式再人飞行器却具有许多这种有翼升力式再人飞行器却具有许多优点，其主要特点是在再入过程中可以产生相当的升力，优点，其主要特点是在再入过程中可以产生相当的升力，而且升力可控，再人大气层后能够像普通航空飞机一样而且升力可控，再人大气层后能够像普通航空飞机一样在大气层里滑翔、盘旋、机动飞行数千公里的航程，可在大气层里滑翔、盘旋、机动飞行数千公里的航程，可以在预定机场的跑道上使用着陆架水平着陆，从而可以以在预定机场的跑道上使用着陆架水平着陆，从而可以多次重复使用。多次重复使用。 1 1再入阶段控制系统的特点再入阶段控制系统的特点 航航天天飞飞机机再再入入阶阶段段的的控控制制系系统统是是迄迄今今为为止止航航天天器器所所使用的最为复杂的再入返回技术。使用的最为复杂的再入返回技术。它具有如下特点：它具有如下特点： (1)(1)飞飞行行速速度度变变化化范范围围很很大大，马马赫赫数数MaMa地地从从2525到到O O2525，同同时时要要求求航航天天飞飞机机的的机机动动能能力力强强，可可以以在在几几千千公公里里范范围围内内作作机机动动飞飞行行，最最佳佳地地选选择择再入路线和着陆场。再入路线和着陆场。 (2) (2)航天飞机能像普通飞机那样在机场跑道上水平着陆。航天飞机能像普通飞机那样在机场跑道上水平着陆。 (3)(3)飞飞行行控控制制系系统统要要能能适适应应纯纯空空间间的的航航天天器器工工作作方方式式，以以及及进进场场着着陆陆时时的的纯纯气气动动的的航航空空器器工工作作方方式式。并并且且在在这这两两种种工工作作方方式式之之间间还还要要有有适适当当平衡，即能适应过渡状态工作方式。平衡，即能适应过渡状态工作方式。 (4)(4)再再人人阶阶段段气气动动减减速速将将使使航航天天员员和和设设备备受受到到过过载载作作用用，控控制制系系统统要要保证减速过程任何时候过载不大于保证减速过程任何时候过载不大于1 15 g5 g。 (5)(5)气气动动减减速速过过程程实实质质上上是是一一个个能能量量转转移移过过程程。除除了了设设有有防防热热措措施施以以外外，控控制制系系统统要要使使航航天天飞飞机机不不断断滚滚动动，保保证证机机身身侧侧面面不不受受过过度度的的气气动动加加热。热。 (6) (6)地面的导航跟踪设备比较庞大。地面的导航跟踪设备比较庞大。2 2变结构再入控制系统变结构再入控制系统 根据再人阶段的特点，飞行控制系统设计为变结构根据再人阶段的特点，飞行控制系统设计为变结构形式。再人阶段的轨道和姿态确定采用下列形式。再人阶段的轨道和姿态确定采用下列7 7种敏感器：种敏感器：惯性测量单元、空中战术导航系统、气动参数测量系统、惯性测量单元、空中战术导航系统、气动参数测量系统、微波扫描波束着陆系统、雷达高度表、速率陀螺、加速微波扫描波束着陆系统、雷达高度表、速率陀螺、加速度表。执行机构采用反作用推力器和气动面操纵装置。度表。执行机构采用反作用推力器和气动面操纵装置。气动面操纵装置包括左、右、内、外气动面操纵装置包括左、右、内、外4 4个升降副翼、垂直个升降副翼、垂直尾翼方向舵尾翼方向舵( (兼作速度制动兼作速度制动) )、机体襟翼和着落架、机体襟翼和着落架( (轮轮) )。这些敏感器和执行机构在再人阶段的具体工作状态这些敏感器和执行机构在再人阶段的具体工作状态( (启动，启动，关闭时间关闭时间) )如表如表10.110.1所示。所示。 从再入阶段开始，航天飞机飞行完全按空间条件实从再入阶段开始，航天飞机飞行完全按空间条件实现纯喷气三轴姿态控制。随着航天飞机高度和其相对地现纯喷气三轴姿态控制。随着航天飞机高度和其相对地球速度的下降，喷气执行机构逐步关闭，首先关闭滚动球速度的下降，喷气执行机构逐步关闭，首先关闭滚动轴推力器，其次是俯仰轴，最后是偏航轴。相应地由气轴推力器，其次是俯仰轴，最后是偏航轴。相应地由气动面操纵装置逐步投入工作来代替推力器，同时依靠气动面操纵装置逐步投入工作来代替推力器，同时依靠气动面操纵装置产生升阻力，使航天飞机滑翔。由于采用动面操纵装置产生升阻力，使航天飞机滑翔。由于采用升阻力可控再人方式，所以航天飞机再入着陆阶段的机升阻力可控再人方式，所以航天飞机再入着陆阶段的机动范围较大。为了适应整个再人阶段的需要，飞行控制动范围较大。为了适应整个再人阶段的需要，飞行控制系统总共要进行系统总共要进行6 6次控制结构的改变。次控制结构的改变。 第一次控制结构改变是在动压第一次控制结构改变是在动压 = 97.7 Pa = 97.7 Pa时，首次时，首次启动气动升降副翼和机体襟翼，从而实现反作用喷气与启动气动升降副翼和机体襟翼，从而实现反作用喷气与气动的混合控制。气动的混合控制。 第第二二次次控控制制结结构构改改变变是是在在动动压压 = = 488 488 PaPa时时，此此时时，关关闭闭滚滚动动轴轴推推力力器器，这这是是为为了了节节省省燃燃料料，因因为为这这时时滚滚动动控制可以由操纵升降副翼来实现。控制可以由操纵升降副翼来实现。 第三次控制结构改变是在动压第三次控制结构改变是在动压 = 977 Pa = 977 Pa时，此时，时，此时，关闭俯仰推力器。从这时起直到航天飞机着陆，俯仰控关闭俯仰推力器。从这时起直到航天飞机着陆，俯仰控制完全依靠气动控制升降副翼的偏转来实现。同时偏航制完全依靠气动控制升降副翼的偏转来实现。同时偏航轴控制系统接上横向加速度反馈来代替原来的偏航角反轴控制系统接上横向加速度反馈来代替原来的偏航角反馈。馈。 第第四四次次控控制制结结构构的的改改变变是是在在Ma Ma = = 1010时时，这这时时首首次次启启动气动减速制动装置，从而改善横向控制效果。动气动减速制动装置，从而改善横向控制效果。 第第五五次次控控制制结结构构的的改改变变是是在在Ma=3.5Ma=3.5时时，此此时时启启动动垂垂直尾翼方向舵。直尾翼方向舵。 第六次控制结构的改变是在第六次控制结构的改变是在Ma=1Ma=1时，关闭偏航推力时，关闭偏航推力器。此后航天飞机进入亚音速飞行，已经完全过渡到气器。此后航天飞机进入亚音速飞行，已经完全过渡到气动控制动控制-也是末端能量管理。也是末端能量管理。 再入阶段控制系统与其他阶段一样都具有自动和手再入阶段控制系统与其他阶段一样都具有自动和手动两种功能。为了安全和慎重起见，飞行控制系统处在动两种功能。为了安全和慎重起见，飞行控制系统处在自动控制状态下，同时航天员手握操纵杆，随时作好手自动控制状态下，同时航天员手握操纵杆，随时作好手动控制的准备。动控制的准备。 3 3再入与着陆阶段的飞行过程再入与着陆阶段的飞行过程 现现在在通通过过图图10.1010.10图图10.1210.12所所示示来来进进一一步步了了解解航航天天飞飞机机从从再再入入到到着着陆陆的的控控制制飞飞行行过过程程。图图10.1010.10表表示示再再入入阶阶段段飞飞行行剖剖面面。在在图图中中4 4点点表表示示开开始始再再入入，此此时时轨轨道道高高度度为为122.0 122.0 kmkm，速速度度为为7.9 7.9 kmkms s，距距离离着着陆陆跑跑道道为为8 8 153.2 153.2 kmkm，这这就就是是再再入入阶阶段段初初始始状状态态。再再入入阶阶段段制制导导任任务务使使轨轨道道高高度度下下降降到到25.O 25.O kmkm，速速度度762 762 m ms s，距距离离着着陆陆跑跑道道缩缩短短到到96.4 96.4 kmkm。然然后后进进入入第第二二阶阶段段，即即末末端端能能量量管管理理阶阶段段，正正如如图图中中5 5点点所所示示。末末端端能能量量管管理理阶阶段段结结束束状状态态为为轨轨道道高高度度为为3.5 3.5 kmkm，速速度度为为1506 1506 m ms s，正如图中，正如图中9 9点所示。点所示。 图图10.10 10.10 航天飞机再人阶段飞行剖面图航天飞机再人阶段飞行剖面图 航天飞机再入后约在航天飞机再入后约在80 km80 km高度进入黑障区，该区高度进入黑障区，该区一直延续到一直延续到54548 km8 km高度，正如图中高度，正如图中6 6点所示。在这个区点所示。在这个区域里无线电信号中断约域里无线电信号中断约20 min20 min，到图中，到图中8 8点的时候才恢复点的时候才恢复正常。正常。 图图101011 11 末端能量管理制导过程末端能量管理制导过程 1- 1-再入末端能量管理界面；再入末端能量管理界面；2-S2-S形转弯；形转弯；3-3-搜索；搜索； 4- 4-航向校正；航向校正；5-5-末段；末段；6-6-跑道入口；跑道入口；7-7-航向校正柱面航向校正柱面 航航天天飞飞机机的的着着陆陆过过程程可可以以采采用用自自动动着着陆陆系系统统，也也可可由由航航天天员员操操纵纵。开开始始进进入入最最后后的的进进场场着着陆陆阶阶段段前前，航航天天飞飞机机要要精精确确地地修修正正和和选选择择着着陆陆方方向向，攻攻角角降降到到1010左左右右。然然后后在在着着陆陆跑跑道道外外11 11 kmkm处处，从从3 3 kmkm的的高高度度下下滑滑；降降到到520 520 m m高高度度时时，轨轨道道器器开开始始作作拉拉平平机机动动；降降到到150 150 m m高高度度时时，放放下下着着落落架架，准准确确着着陆陆。着着陆陆跑跑道道全全长长4 4 570 570 m m，宽宽152 152 m m。从从再再人人点点后后大大约约40 40 minmin左左右右，航航天天飞飞机机像像飞飞机机一一样样，在在指指定定跑跑道道上上触触地地滑滑行行，完完成成最最后后的的着着陆陆，着着陆陆速速度度约约为为340340360 360 kmkmh h。至至此此，航航天天飞飞机机的的一一次次飞飞行行任任务务就就全全部部完完成成了了，经经160 160 h h的的检检修修和和燃燃料料加加注注，便便可可进进入入下一次使用下一次使用。 航航天天飞飞机机返返回回机机场场后后，必必须须进进行行彻彻底底而而仔仔细细地地检检修修，这这是是航航天天飞飞机机再再次次使使用用的的关关键键。上上述述各各项项工工作作将将占占用用整整个个维维修修工工时时160 160 h h的的2 23 3。剩剩下下的的1 13 3时时间间则则在在总总装装间间把把助助推推器器、外外储储箱箱与与轨轨道道器器组组装装成成为为一一个个整整体体的的航航天天飞飞机机系系统统，然然后后运运到到发发射射场场，待待命命发发射射。两两次次发发射射间间隔隔时时间间仅为仅为14 d14 d。