“使神號(hào)”小型航天飛機(jī)是歐洲空間系統(tǒng)(克里斯托弗·哥倫布空間設(shè)施、“阿里安5”運(yùn)載火箭、載人飛行器、中繼衛(wèi)星)的一個(gè)重要組成部分。
基本介紹
“使神號(hào)”是歐洲空間系統(tǒng)(哥倫布空間設(shè)施、“阿里安5”運(yùn)載火箭、載人飛行器、數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星)的一個(gè)重要組成部分。它的主要任務(wù)是為自由飛行哥倫布試驗(yàn)室或空間站哥倫布搭接艙每年提供2—3次服務(wù)。其次要任務(wù)有，3～4個(gè)星期的長(zhǎng)期自由飛行，自由飛行器長(zhǎng)期停靠，自由飛行器艙外服務(wù)，訪問(wèn)蘇聯(lián)“和平號(hào)”空間站，救生及利用剩余資源進(jìn)行機(jī)上試驗(yàn)等。
“使神號(hào)”可將3t貨物(有效載荷1．6t、輔助設(shè)備1.4t)送入28.5°傾角、330～483km高度圓軌道，或?qū)?．5t貨物(有效載荷0．5t、其它1．0t)帶回地面。計(jì)劃每年飛行3次：與有人照料的自由飛行平臺(tái)對(duì)接1次，訪問(wèn)空間站2次。與哥倫布試驗(yàn)室對(duì)接的任務(wù)周期最長(zhǎng)可達(dá)15天。其中3天用于起飛、入軌和返回，10天(最長(zhǎng))軌道對(duì)接運(yùn)行，2天留作軌道操作和安全余量。飛行器由“阿里安5”助推從庫(kù)魯(Kourou)發(fā)射場(chǎng)起飛，在法國(guó)南部依斯特勒(Istres)(東經(jīng)4°55’、北緯3°31’)著陸場(chǎng)著陸。
“使神號(hào)”空間飛機(jī)壽命15年、飛行30次。原計(jì)劃于2000年用使神X2000機(jī)進(jìn)行無(wú)人飛行，2004年進(jìn)行正式的載人飛行。
1976年法國(guó)國(guó)家空間研究中心(CNES)在研究發(fā)展“阿里安5”運(yùn)載火箭的同時(shí)提出了與其配套的載人航天器任務(wù)。1977年法國(guó)宇航工業(yè)公司按照法國(guó)國(guó)家空間研究中心提出的任務(wù)，對(duì)可重復(fù)使用的有翼高超音速滑翔機(jī)和一次使用彈道式再入飛行器方案進(jìn)行了研究對(duì)比。 1979年6月法國(guó)國(guó)家空間研究中心首次在巴黎航空博覽會(huì)上介紹了由“阿里安5”發(fā)射的小型航天飛機(jī)計(jì)劃。隨后由法國(guó)宇航工業(yè)公司承擔(dān)了為期2年的預(yù)研工作。1983年法國(guó)國(guó)家空間研究中心選定高超音速滑翔機(jī)作為載人運(yùn)載器并將它命名為“使神號(hào)”。1984年3月提出預(yù)研工作任務(wù)書(shū)。當(dāng)年，法國(guó)政府批準(zhǔn)了“使神號(hào)”計(jì)劃，并向歐洲空間局建議將“阿里安5”/“使神號(hào)”作為歐洲空間計(jì)劃的一部分。1985年1月歐洲空間局羅馬會(huì)議決定，歐洲建立獨(dú)立的載人/運(yùn)貨天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，并委托法國(guó)聯(lián)絡(luò)歐洲各國(guó)實(shí)現(xiàn)“使神號(hào)”歐洲化。1986年3月法國(guó)向歐洲空間局提交了“使神號(hào)”的歐洲化方案，并于當(dāng)年為歐洲空間局采納，正式開(kāi)始“使神號(hào)”計(jì)劃。原定計(jì)劃分兩步進(jìn)行：1986年7月到1988年3月為預(yù)備階段，1988年4月到1999年為研制階段，1999年進(jìn)行首次載人飛行。1991年11月歐空局慕尼黑會(huì)議決定將“使神號(hào)”計(jì)劃改為三步進(jìn)行。
第一步研制X—2000無(wú)人試驗(yàn)機(jī)，掌握發(fā)射、高超聲速再入和著陸技術(shù)，試驗(yàn)機(jī)于 2000年首飛；
第二步獲得載人運(yùn)輸能力；
第三步掌握在軌(載人)服務(wù)技術(shù)。試驗(yàn)機(jī)外形和尺寸與“使神號(hào)”完全相同。但因預(yù)算和技術(shù)問(wèn)題“使神號(hào)”計(jì)劃已被迫停止。
1988年底對(duì)“使神號(hào)”計(jì)劃的總研制費(fèi)用概算為50．5億董元。階段經(jīng)費(fèi)分配為預(yù)備階段 1．19億美元，占總預(yù)算的2．2%；第一研制階段6．04億美元，占總預(yù)算13%，第二研制階段 43．3億美元，占總預(yù)算85%。經(jīng)費(fèi)由12個(gè)國(guó)家分擔(dān)。其比例為：法國(guó)43．5%、西德27%、意大利12．1%、比利時(shí)5．8%、西班牙4．5%、荷蘭2，2%、瑞士2．0%、瑞典1．3%、奧地利0．5%、加拿大0．45%、丹麥0．45%、挪威0，2%。
“使神號(hào)”由法國(guó)國(guó)家空間研究中心和歐洲航天局負(fù)責(zé)，主承包商為法國(guó)宇航工業(yè)公司。馬 塞爾達(dá)索—布雷蓋東航浙江公司負(fù)責(zé)航空飛行研制(還包括再入防熱和飛行制導(dǎo)控制)。主要的子承包商有阿埃麗塔里亞公司(負(fù)責(zé)溫控系統(tǒng))、ANT公司(負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)收集和通信)、道尼爾公司(負(fù)責(zé)環(huán)境控制和生命保障系統(tǒng))、ETCA公司(負(fù)責(zé)電源—配電系統(tǒng))、福凱爾公司(負(fù)責(zé)遙控機(jī)械臂)、馬特拉公司(負(fù)責(zé)電子系統(tǒng))、MMB—艾爾諾公司(負(fù)責(zé)推進(jìn)系統(tǒng))和斯費(fèi)納公司(負(fù)責(zé)機(jī)上計(jì)算機(jī)飛行控制系統(tǒng))等。
主要技術(shù)性能
全長(zhǎng) 18.935m 資源艙：
起飛質(zhì)量 22．418t 長(zhǎng)度 5．9m
結(jié)構(gòu)質(zhì)量 14．9t 最大直徑 5．4m
“使神號(hào)”空間飛機(jī)：增壓容積 31m3
長(zhǎng)度 14．58m(頭錐到襟翼) 發(fā)動(dòng)機(jī)：
機(jī)身長(zhǎng) 12．875m 軌道機(jī)動(dòng) 6×400N
機(jī)身高 3．094m 再入滾動(dòng) 8×400N
機(jī)身寬 2.82m 目標(biāo)接近 8×20N
機(jī)身內(nèi)徑 2．6m 最終交會(huì) 8×20N
設(shè)計(jì)面積 84．67m2 減速 8×20N(冷氣)
翼展 9．402m 有效載荷：
翼載 193kg/m2 入軌 3t(9m3)
空氣舵面積：出軌 1.5t(3．6m3)
減速板 2×1．24 m2 乘員 3人
升降副翼 2×3．94 m2 運(yùn)行軌道 28．5°傾角，330～483km圓軌道
襟翼 5．53m 軌道運(yùn)行時(shí)間 12天(7天對(duì)接飛機(jī))
翼稍 2×2．54 m2 橫向機(jī)動(dòng)能力 1500km
增壓容積 42 m2 著陸速度 320km/h
空間飛機(jī)一資源艙 壽命 15年30次，年飛行2～3次
內(nèi)部通道長(zhǎng) 4．2m
總體布局
布局變化
自1976年法國(guó)開(kāi)始探索歐洲載人航天器以來(lái)，“使神號(hào)”方案經(jīng)歷了規(guī)模從小到大、任務(wù)由簡(jiǎn)到繁(1983～1986年)，又從大到小、由繁到簡(jiǎn)(1986～1990年)的曲折過(guò)程。方案變化具體情況如表所示。
促使方案變化的具體原因是：
1)為迅速實(shí)現(xiàn)歐洲全面自主化，歐洲航天局除了讓“使神號(hào)”為460km、28．5°傾角軌道上的克里斯托弗·哥倫布自由飛行平臺(tái)作12天服務(wù)的主任務(wù)外，還追加了自由飛行30天為有人照料飛行平臺(tái) (MTFF)服務(wù)、長(zhǎng)期自由飛行和訪問(wèn)其它空間站等附加任務(wù)。
2)在方案研究過(guò)程中“使神號(hào)”質(zhì)量估值不斷增長(zhǎng)。1986年航天飛機(jī)“挑戰(zhàn)者號(hào)”失事后質(zhì)量變化更大。由于增設(shè)乘員逃逸系統(tǒng)使起飛質(zhì)量上升、運(yùn)載能力不足。增設(shè)彈射系統(tǒng)至少使空間飛機(jī)質(zhì)量增長(zhǎng)1．5t。為此“阿里安5”作了相應(yīng)改動(dòng)。每枚助推器裝藥由190t增為230t，芯級(jí)推進(jìn)劑由140t增為155t，發(fā)動(dòng)機(jī)推力提高10%。但仍不能滿足要求。
3)為了減輕乘員逃逸艙固體分離火箭的質(zhì)量，在增壓貨艙開(kāi)辟乘員生活區(qū)以縮小前部機(jī)身和乘員艙。
4)后期因使命的變更，多數(shù)有效載荷屬增壓型，故改開(kāi)啟型貨艙為增壓型。
5)“使神號(hào)”滑翔著陸，翼載不能超過(guò)190～200kg/m2。機(jī)翼應(yīng)隨機(jī)身加大，如果“阿里安 5”不再提高推力，“使神號(hào)”便無(wú)法再加大翼面。改進(jìn)后的“阿里安5”的同步軌道運(yùn)載能力已達(dá) 6.8t。由于目前尚無(wú)這樣大的衛(wèi)星可以發(fā)射，每次發(fā)射必須同時(shí)發(fā)射3顆(2t左右)衛(wèi)星，但用戶不希望采用這種發(fā)射方式，故提高“阿里安5”的推力已不再可能。這樣就必須將“使神號(hào)”的再入質(zhì)量限制在15t以下。最后被迫將原運(yùn)載器對(duì)接段改為“使神號(hào)”資源艙(HRM)，并將機(jī)身內(nèi)的某些部件移入該艙段，將原來(lái)準(zhǔn)備重復(fù)使用的部件，如推進(jìn)系統(tǒng)、機(jī)械臂、天線、生保系統(tǒng)組件等在再入前隨資源艙一起拋擲以縮小機(jī)身，減輕飛機(jī)再入質(zhì)量。
6)由于技術(shù)上的原因，將原定的碳纖維/環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料機(jī)身方案改為鋁合金冷結(jié)構(gòu)方案。
7)出于安全的需要取消安裝主推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)艙，“使神號(hào)”直接由“阿里安5”送入軌道。
最終方案
最后基本定型的“使神號(hào)”空間運(yùn)載器(HSV)由可重復(fù)使用的“使神號(hào)”空間飛機(jī)(HSP)和位于其后的、在再入前拋擲的一次使用截錐形資源艙組成。
駕駛艙位于機(jī)身前部，機(jī)身中部為乘員生活區(qū)/有效載荷貯存增壓密封艙，機(jī)身尾部設(shè)有非增壓設(shè)備艙。中部增壓艙設(shè)有與駕駛艙和資源艙連接的前后2條通道。
截錐形資源艙連接于“使神號(hào)”空間飛機(jī)尾部。艙體前部(空間飛機(jī)一側(cè))為非增壓區(qū)，裝有環(huán)境生命保障設(shè)備、燃料電池燃料貯瓶、與空間飛機(jī)相連接的400N推力姿控發(fā)動(dòng)機(jī)。。艙體中部為增壓區(qū)，設(shè)有氣閘和對(duì)接口，是存放有效載荷和艙外活動(dòng)組件的空間。尾部(運(yùn)載火箭一側(cè))非增壓區(qū)裝有可置換組件（ORU，每件0.7m3）、氣瓶、機(jī)械臂、天線。艙體外部還裝有溫控系統(tǒng)散熱用的輻射器。
結(jié) 構(gòu)
“使神號(hào)”空間飛機(jī)由頭錐、乘員艙、前部機(jī)身、有效載荷/乘員生活艙、后部機(jī)身和機(jī)翼組成。機(jī)身采用鋁合金結(jié)構(gòu)。
增壓區(qū)結(jié)構(gòu)
增壓區(qū)結(jié)構(gòu)曾考慮過(guò)整體艙、平底艙和可移動(dòng)艙體等3種方案。第三種方案因更符合氣密要求，主結(jié)構(gòu)和各分系統(tǒng)的安裝、拆卸可及性好，制造安裝方便和底部外蒙皮局部過(guò)熱防護(hù)較好等原因被選中。筒形壓力容器安裝于非增壓的機(jī)身下部，容器上部承受總載荷。增壓艙體可移動(dòng)。艙體底部外蒙皮不是增壓艙的蒙皮，因而在產(chǎn)生局部過(guò)冷時(shí)不會(huì)使增壓艙出現(xiàn)突然降壓。
非增壓區(qū)結(jié)構(gòu)
非增壓區(qū)基本由2種結(jié)構(gòu)組成。一種是由蒙皮、桁條、框架和緊固件組成的大型構(gòu)件。另一種是整體結(jié)構(gòu)。
整體結(jié)構(gòu)無(wú)需緊固件、無(wú)螺栓連接和加厚部，故可減輕質(zhì)量。但這種結(jié)構(gòu)安全性差，生產(chǎn)工具復(fù)雜，檢測(cè)困難，須采用長(zhǎng)壽命樹(shù)脂并要求部件外形簡(jiǎn)單，因而整體化程度尚需根據(jù)進(jìn)一步的可行性研究而定。
防 熱 系 統(tǒng)
由于橫向機(jī)動(dòng)范圍大，“使神號(hào)”必須在再入期間以較小的攻角飛行，以取得較好的升阻比，但因此加長(zhǎng)了再入加熱時(shí)間，增加了對(duì)防熱系統(tǒng)的要求。
“使神號(hào)”尺寸小，頭錐和翼前緣半徑小，因而再入溫度高。再入時(shí)其頭錐端部溫度可達(dá)1700℃，腹部溫度可達(dá)1300℃。
“使神號(hào)”防熱系統(tǒng)必須滿足在20min、700～1700℃的外部熱流環(huán)境下，結(jié)構(gòu)溫度保持在 200℃以下的要求。
熱結(jié)構(gòu)
鼻錐、翼前緣、翼梢垂尾、方向舵、升降副翼和襟翼采用熱結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)無(wú)防熱層，故可減輕質(zhì)量。
在熱通量超過(guò)200kW/m的鼻錐、翼前緣和空氣舵，以及不宜采用單獨(dú)防熱層的翼梢等部位采用新型碳化硅或復(fù)合陶瓷材料。與碳—碳材料相比，陶瓷基復(fù)合材料具有較高的抗氧化能力和較高的層間剪切力學(xué)性能。
冷結(jié)構(gòu)
機(jī)身采用冷結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)帶有外部防熱層，使機(jī)身結(jié)構(gòu)保持在其要求的極限溫度范圍之內(nèi)。
溫度較高(熱通量為100～200kW/m)的前機(jī)身和機(jī)身腹部采用剛性外部絕熱(REl)結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)由碳—碳化硅陶瓷蓋板、柔性墊層、防壓層、多屏蔽絕熱層、支撐件、緊固件和襯墊組成。
碳—碳化硅陶瓷蓋板位于剛性外部絕熱結(jié)構(gòu)(以下簡(jiǎn)稱蓋板結(jié)構(gòu))的最外層。由它保持機(jī)體氣動(dòng)外形。蓋板結(jié)構(gòu)間以及蓋板與其它絕熱組件間設(shè)有用于充填間隙、局部形成空間飛機(jī)外形的柔性墊。柔性墊是透氣的，允許充氣或排氣。防壓層設(shè)在蓋板邊緣下方。蓋板下為用于絕熱的多屏蔽絕熱層(又稱內(nèi)部多層絕熱層IMl)。多層絕熱層由雙面涂有高反射貴金屬(金或鉑)的纖維加強(qiáng)陶瓷箔片組成。緊急再入時(shí)前機(jī)身外表面溫度可高達(dá)1450~C。該絕熱結(jié)構(gòu)的作用是通過(guò)相鄰屏蔽層的相互輻射和多次反射與吸收來(lái)屏蔽輻射熱，使再入時(shí)“使神號(hào)”鋁合金結(jié)構(gòu)的溫升降至175℃以下。機(jī)身腹部多層絕熱層厚10cm，背部厚5cm。每塊蓋板結(jié)構(gòu)有4個(gè)支撐件。緊固件和墊圈用來(lái)連接蓋板與支撐件和支撐件與機(jī)體結(jié)構(gòu)。
溫度較低(熱通量5～20kW/m)的機(jī)身背部采用與機(jī)身冷結(jié)構(gòu)粘接的柔性外部絕熱件。它類(lèi)似于美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器所采用的高級(jí)柔性重復(fù)使用被式表面絕熱層AFRSI。
此外也研究過(guò)類(lèi)似美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器所采用的防熱瓦，它們用于機(jī)體幾何外形無(wú)法采用蓋板式結(jié)構(gòu)的部位(如艙門(mén)周?chē)?。
推 進(jìn) 系 統(tǒng)
“使神號(hào)”無(wú)主發(fā)動(dòng)機(jī)，只有用于姿態(tài)控制和軌道機(jī)動(dòng)的輔助推進(jìn)系統(tǒng)。系統(tǒng)共有14臺(tái) 400N推力發(fā)動(dòng)機(jī)、16臺(tái)20N推力發(fā)動(dòng)機(jī)和8臺(tái)20N推力冷氣推力器。多數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在資源艙內(nèi)，它們是6臺(tái)400N推力的軌道轉(zhuǎn)移發(fā)動(dòng)機(jī)、8臺(tái)20N推力的最終接近目標(biāo)機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)和8臺(tái)20N推力的減速冷氣推力器。此外在“使神號(hào)”空間飛機(jī)上還裝有8臺(tái)20N推力的最終交會(huì)機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)和8臺(tái)400N推力的再入滾動(dòng)控制發(fā)動(dòng)機(jī)。
400N推力發(fā)動(dòng)機(jī)的性能為：
真空推力 410N
真空比沖 3030．25N·s/kg
混合比 1．645
燃燒室壓力 0．07MPa
任務(wù)次數(shù) 30次
壽命 15000s
循環(huán) 30000次
最小沖量 20Ns
最短再起動(dòng)間隔 1OOms
最長(zhǎng)起動(dòng)間隔 90d
20N推力發(fā)動(dòng)機(jī)的性能為：
真空推力 20N
真空比沖 2814．5N·s/kg
推進(jìn)劑 四氧化二氮/
一甲基
混合比 1．65
最小沖量 1Ns
總工作時(shí)間 4h
脈沖數(shù) 252000
循環(huán) >200次
熱 控 系 統(tǒng)
“使神號(hào)”空間運(yùn)載器有地面待射、爬高、在軌(分乘員在艙內(nèi)和艙外2種狀態(tài))、交會(huì)、對(duì)接、再入、著陸、著陸停機(jī)等9種熱環(huán)境狀態(tài)。在軌期間有腹部向地、頭部向地、背部向地、背部向陽(yáng)、頭部向陽(yáng)、尾部向陽(yáng)、腹部向陽(yáng)等幾種姿態(tài)。“使神號(hào)”內(nèi)部熱載荷集中且不斷變化，故采用主動(dòng)熱控方案。
“使神號(hào)”熱控系統(tǒng)為環(huán)境控制和生命保障系統(tǒng)提供良好的接口。系統(tǒng)用于：
1)通過(guò)冷凝熱交換器和電子件熱交換器，傳遞環(huán)境生保系統(tǒng)空氣回路熱載荷；
2)冷卻飲用水(在軌段冷卻到8℃，爬高和再入冷卻到18℃)；
3)散發(fā)燃料電池生成水所產(chǎn)生的熱量，將水溫降至30～50°C。燃料電池發(fā)生故障起用鋰電池時(shí)，將水溫保持在35—45℃范圍內(nèi)；
4)冷卻板上的電子件要求保持50℃以下的溫度環(huán)境，多余的熱量由電子件空氣回路和熱控系統(tǒng)回路傳遞；
5)出艙活動(dòng)前通過(guò)艙外活動(dòng)熱交換器傳熱，冷卻宇航服；
6)對(duì)輔助動(dòng)力裝置(APU)液壓工質(zhì)加熱以防軌道燃料凍結(jié)，并將乘員艙增壓氧氣在進(jìn)入座艙前加熱到5℃等。
“使神號(hào)”主動(dòng)熱控系統(tǒng)由2條水回路和2條氟利昂回路組成。2套回路同時(shí)工作，留一定流量作故障冗余。
水回路
回路先經(jīng)過(guò)電子冷卻板和電熱交換器后出增壓艙，冷卻鋰蓄電池冷卻板。電池冷卻液路由．特設(shè)的旁通控制，它只在電池工作時(shí)才輸送所需水量，電池不工作時(shí)采用加熱器和隔熱等被動(dòng)溫控措施。之后回路水通過(guò)非增壓區(qū)電子冷卻板和燃料電池?zé)峤粨Q器，再通過(guò)回路間熱交換器 (這是回路中的最冷點(diǎn)(4～?℃))，然后重新進(jìn)入乘員生活區(qū)流經(jīng)飲用水冷卻器、冷凝熱交換器和艙外活動(dòng)熱交換器。水回路的熱載荷(軌道運(yùn)行為2．1kW，再入段10，9kW)通過(guò)回路間熱交換器傳遞給氟利昂回路。
回路水泵按界面溫度控制要求提供所需流量。根據(jù)任務(wù)各階段變化的熱載量設(shè)0．028 kg/s(軌道飛行)和0．054kg/s(上升，再入段)2種流量，流量由變速泵選擇并控制。
變速泵裝有電子件驅(qū)動(dòng)的控制器。它可按回路壓降變化情況維持要求的流量。系統(tǒng)還設(shè)有一流體蓄留器以提供適量增壓，補(bǔ)償可能出現(xiàn)的泄漏和由溫差引起的熱膨脹。
里昂回路
發(fā)射前地面設(shè)備熱交換器將廢熱傳遞給外部冷卻裝置，并對(duì)輻射器進(jìn)行預(yù)冷。然后用地面熱交換器冷卻氟利昂。起飛后達(dá)30～40km高空時(shí)水蒸發(fā)器(WEA)起動(dòng)，直到入軌。然后輻射器開(kāi)始工作。再入段水蒸發(fā)器再次起動(dòng)直到外部背壓使水蒸發(fā)無(wú)效為止(高壓、高飽和溫度不能冷卻氟里昂)。此時(shí)氨蒸發(fā)器(ABA)開(kāi)始工作，直至著陸。著陸后重新起用地面冷卻裝置。氟里昂泵按要求提供氟里昂流量。軌道運(yùn)行段為o．13kg/s，爬高、再入段為0．3kg/s。由多層輻射板組成的空間輻射器將回路間熱交換器的入口溫度維持在3℃左右。輻射器設(shè)有專用旁通管。水蒸發(fā)器和氨蒸發(fā)器通過(guò)可膨脹流體(水和氨)的調(diào)節(jié)進(jìn)行溫控。2種蒸發(fā)器均帶有內(nèi)部專用電子控制器。回路流程如圖所示。
2種回路的監(jiān)控功能由2臺(tái)分系統(tǒng)級(jí)電子組件完成。組件采用微處理器結(jié)構(gòu)并直接與分系統(tǒng)母線相接。故障監(jiān)測(cè)和隔離由低一層次(如泵、水蒸發(fā)器、氨蒸發(fā)器)控制器完成。由液壓溫控組件(THCU)直接控制閥門(mén)的操作和溫度、壓力、流量傳感器的信號(hào)。
回路主要組件
1．泵 每套裝置由離心泵、過(guò)濾器和止回閥門(mén)組成。組件全部為冗余件。流量由復(fù)式流量計(jì)測(cè)定。流量計(jì)信號(hào)由控制轉(zhuǎn)速的電子組件管理。泵的上游有用于阻尼泵的起動(dòng)及轉(zhuǎn)換效應(yīng)和防止氣蝕的蓄留器，該裝置還設(shè)有溫度、壓力傳感器和測(cè)定蓄留器液面的冗余傳感器。
2．熱交換器 熱交換器為交叉流或逆流型。除氧化劑熱交換器為螺旋形外，其它均為板形件或葉片。
3．冷卻板 冷卻板用于冷卻電子組件。當(dāng)冗余電子組件為2個(gè)獨(dú)立的組件時(shí)，每條回路裝一塊冷卻板，只冷卻一個(gè)電子組件。此時(shí)采用“單”冷卻板(只由一條回路冷卻)；當(dāng)冗余電子組件要求2條冗余回路都對(duì)其進(jìn)行控制時(shí)采用“雙”冷卻板(由2條回路冷卻)。
4．宇宙輻射器“使神號(hào)”宇宙輻射器安裝在資源艙外。輻射板由氟利昂管系網(wǎng)絡(luò)、輻射鋁合金蒙皮、鍍銀泰氟隆帶和蜂窩結(jié)構(gòu)支撐板組成。氟里昂由一方形截面歧管分配進(jìn)入一組平行的圓形管，然后集合于一出口歧管，通過(guò)一塑料管送往其它輻射板。管網(wǎng)粘接在一覆有鍍銀泰氟隆帶的輻射鋁合金蒙皮上，并與蜂窩結(jié)構(gòu)板組裝。
5.散熱裝置 在爬高和再入段系統(tǒng)的熱載荷由水蒸發(fā)器和氨沸騰器泄放。水由噴管?chē)娚湓谝还軤顭峤粨Q器槽形內(nèi)表面上。外部背壓低于水的飽和壓力時(shí)，水蒸發(fā)，冷卻氟里昂。隨著飛行高度的降低，水的沸點(diǎn)升高，在水蒸發(fā)無(wú)效時(shí)，氨沸騰器起動(dòng)，氨通過(guò)套管熱交換器蒸發(fā)，冷卻氟利昂。
環(huán)境控制和生命保障系統(tǒng)
環(huán)境控制和生命保障系統(tǒng)(ECLSS)為3名乘員在全任務(wù)過(guò)程中提供生活環(huán)境，在發(fā)生緊急狀況時(shí)為乘員提供保護(hù)措施。系統(tǒng)的主要用水由燃料電池提供，也考慮回收一部分冷凝液作衛(wèi)生用水。新設(shè)計(jì)了廚房和活動(dòng)洗臉臺(tái)。乘員艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)不僅能提供標(biāo)準(zhǔn)的101．3kPa總壓力，而且還可在70kPa下工作，以簡(jiǎn)化出艙準(zhǔn)備工作(零預(yù)呼吸)。
大氣輸送和壓力控制系統(tǒng)
系統(tǒng)用氧氣和氮?dú)?/a>組成標(biāo)準(zhǔn)大氣，由氧/氮控制裝置提供大氣壓力控制。凡有人活動(dòng)的區(qū)域都設(shè)有控制面板。由增壓區(qū)外的貯瓶作正常供氣。乘員逃逸時(shí)座艙貯瓶可應(yīng)急供氧。
空氣循環(huán)、空氣冷卻和污染控制設(shè)備均安裝在機(jī)身中部的底層地板區(qū)。
大氣凈化系統(tǒng)
乘員艙設(shè)有2種空氣循環(huán)風(fēng)扇。低速風(fēng)扇用于軌道飛行段，高速風(fēng)扇用于再入飛行段。執(zhí)行短期任務(wù)時(shí)用氫氧化鋰過(guò)濾器清除二氧化碳。空氣中的水(新陳代謝物+氫氧化鋰反應(yīng)釋放的水)在冷凝熱交換器中凝結(jié)，用水分離器分離水份并存放于貯箱中。少量的污染物和塵土通過(guò)過(guò)濾器中的活性碳清除。
液體管理系統(tǒng)
該系統(tǒng)共有3個(gè)貯箱。貯箱1貯存熱控系統(tǒng)蒸發(fā)器用水和飲用、衛(wèi)生保健用水，該貯箱由燃料電池供水；貯箱2貯存用于座艙濕度控制的冷凝液；貯箱 3貯存廚房廢水和人體廢液。
空調(diào)系統(tǒng)
系統(tǒng)由空氣回路及其與熱控系統(tǒng)的氟利昂回路 和水回路的接口裝置組成。乘員艙和增壓艙生活區(qū)的熱量由空氣回路傳遞給水回路和氟里昂 回路。共有串聯(lián)、混合、并聯(lián)和獨(dú)立4種回路方案，以混合方案最佳。它既能提供良好的氣量分 配(軌道運(yùn)行和再入飛行段氣量不同)且對(duì)空氣加熱最佳。
營(yíng)養(yǎng)和衛(wèi)生
歐洲宇航服系統(tǒng)
歐洲宇航服系統(tǒng)(ESSS)是以2人6h+1h應(yīng)急操作指標(biāo)設(shè)計(jì)的。宇航服設(shè)計(jì)壓力 0．05MPa，與“使神號(hào)”降低的艙壓0．07MPa情況配合可用于歐洲宇航服系統(tǒng)的零預(yù)呼吸 (ZEROPREBREATH)
歐洲宇航服系統(tǒng)生命保障系統(tǒng)為開(kāi)環(huán)系統(tǒng)。用氫氧化鋰清除二氧化碳。用冷凝熱交換器和升華器進(jìn)行熱控制。由液體(水)冷卻外套和排氣網(wǎng)絡(luò)代謝冷卻。宇航服外殼內(nèi)設(shè)有管路。氧氣由高壓氣瓶供給。
導(dǎo)航控制系統(tǒng)
系統(tǒng)功能
制導(dǎo)系統(tǒng)的功能是為制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制系統(tǒng)的工作提供基準(zhǔn)狀態(tài)——特定時(shí)刻或下一時(shí)刻的基準(zhǔn)位置和速度矢量[X(t)]或[Xf(t)]。基準(zhǔn)狀態(tài)可由基準(zhǔn)軌道或飛行前任務(wù)分析確定的機(jī)動(dòng)方案算出，然后再與導(dǎo)航系統(tǒng)估算的狀態(tài)矢量進(jìn)行比較(見(jiàn)制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制功能框圖)。
導(dǎo)航系統(tǒng)的功能是根據(jù)各種導(dǎo)航儀器測(cè)得的位置和速度[Z(t)]或預(yù)測(cè)的飛行器狀態(tài)值 [X(t)]計(jì)算飛行軌跡。預(yù)測(cè)值通過(guò)模擬飛行器移動(dòng)(軌道運(yùn)動(dòng)模型)擴(kuò)展前一估算值而得。擴(kuò)展器對(duì)施加于飛行器的力和發(fā)動(dòng)機(jī)可能產(chǎn)生的加速度進(jìn)行積分，根據(jù)狀態(tài)預(yù)測(cè)t+Δt的飛行 器的位置和速度[X(t)]。由于測(cè)量誤差(初始位置和速度誤差)和飛行器運(yùn)動(dòng)模擬誤差，導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)際測(cè)量值不可能與預(yù)測(cè)或理論值相一致。故需進(jìn)一步通過(guò)卡爾曼數(shù)學(xué)濾波求得折中最 佳估算值[X(t)]。
控制系統(tǒng)的功能是使“使神號(hào)”按預(yù)定軌道飛行或至少要達(dá)到任務(wù)規(guī)定的目標(biāo)。控制系統(tǒng)必須要計(jì)算作怎樣的機(jī)動(dòng)[U(t)]或怎樣機(jī)動(dòng)得更精確，怎樣調(diào)整原定機(jī)動(dòng)以消除制導(dǎo)基準(zhǔn)狀態(tài)矢量[X(t)]和導(dǎo)航估算狀態(tài)矢量[X(t)]間的偏差。將飛行器加速度計(jì)和陀螺儀測(cè)得的飛行器機(jī)動(dòng)結(jié)果[U(t)]，與計(jì)算結(jié)果[U(t)]相比較，然后送往狀態(tài)矢量硬件裝置，預(yù)測(cè)位置和狀態(tài)。最后，通過(guò)Zen Coding進(jìn)行下一時(shí)刻狀態(tài)的預(yù)測(cè)。
導(dǎo)航系統(tǒng)
系統(tǒng)按故障工作/故障安全原則設(shè)計(jì)，即要求系統(tǒng)在第一次故障后可繼續(xù)執(zhí)行任務(wù)——故障工作，第二次故障后人員可安全返回地面——故障安全。
系統(tǒng)由慣性測(cè)量組件(1MU)、星光傳感器 (SST)、交會(huì)傳感器(SRV)、全球定位系統(tǒng)(GPS)接收機(jī)、頂部顯示器(HUD)、無(wú)線電高度表(RA)、三叉戟4等組成。
1．慣性測(cè)量組件“使神號(hào)”慣性導(dǎo)航采用環(huán)形激光陀螺捷聯(lián)系統(tǒng)。陀螺儀和加速度計(jì)的精度為：
陀螺儀
尺度因子 10ppm
一次通電漂移率 0．0056°/h
環(huán)境附加漂移 0．1°/h
隨機(jī)游走 0．003°/√h
不重合度 ll/μrad
加速度計(jì)
尺度因子 100ppm
接通偏差 50/μg
運(yùn)行偏差/附加飛行偏差 100/μg
非正交性 50/xrad
2．星光傳感器用于軌道飛行姿態(tài)測(cè)量。由于受質(zhì)量和電源的限制采用帶計(jì)算機(jī)控制顯示(CCD)探測(cè)器的傳感器，其特征是：
視場(chǎng) 7°×9°
白噪聲 10rad
偏差 10rad
3．交會(huì)傳感器 在離目標(biāo)100m到對(duì)接的期間使用。探測(cè)器選用激光二極管照明，提供光線(2個(gè)軸)、距離、相對(duì)姿態(tài)4種信息。
4．全球定位系統(tǒng)接收機(jī) 由美國(guó)國(guó)防部研制的三維導(dǎo)航全球定位系統(tǒng)是一種衛(wèi)星無(wú)線電定位實(shí)時(shí)導(dǎo)航系統(tǒng)。它由運(yùn)行于高20180km、周期llh57min的圓軌道上的18顆(將來(lái)可能21顆)衛(wèi)星組成。衛(wèi)星分布在與赤道夾角為55°的6個(gè)軌道面上。軌道面相隔60°。另有3顆備用星用于衛(wèi)星發(fā)生故障時(shí)保障系統(tǒng)正常工作。全球定位系統(tǒng)為全球乃至全空間覆蓋系統(tǒng)，定位及時(shí)且精確。
“使神號(hào)”在任務(wù)的以下三個(gè)階段利用全球定位系統(tǒng)：
1)軌道運(yùn)行和再入時(shí)，相對(duì)于全球大地測(cè)量系統(tǒng)基準(zhǔn)的絕對(duì)導(dǎo)航；
2)交會(huì)時(shí)，相對(duì)于其它飛行器的相對(duì)導(dǎo)航；
3)著陸時(shí)，相對(duì)于地面站的差分導(dǎo)航。
此外全球定位系統(tǒng)接收機(jī)還可提供非常精確的 時(shí)間測(cè)量。
5．頂部顯示器 精度為0．25°～0．37°(3σ)，用來(lái)提供粗略的在軌姿態(tài)信息、起動(dòng)制導(dǎo)和在慣性測(cè)量組件失效后重新獲得信息。
6．無(wú)線電高度表 有2種類(lèi)型，一種是脈沖發(fā) 射高度表，另一種是調(diào)頻連續(xù)波(FMCW)高度表。為控制最后階段飛行和著陸，可用的只有調(diào)頻連續(xù)波技術(shù)。其測(cè)量精度為：平整地形lm+1%，不平整地形lm+5%。高度表配置發(fā)射和接收天 線各一副。
7．阻力導(dǎo)出高度(DDA) 在再入通信中斷的黑障區(qū)，導(dǎo)航數(shù)據(jù)的更新只能采用目前美國(guó) 航天飛機(jī)所采用的方法——阻力導(dǎo)出高度法。這種方法只適用于不產(chǎn)生推力的滑翔飛行器。將實(shí)際加速度值(用機(jī)上慣性器件測(cè)得)和計(jì)算所得阻力值(用阻力模型和空氣速度求得)進(jìn)行比 較求得大氣密度，然后用大氣模型求得高度值，進(jìn)行卡爾曼濾波，求得法向和橫向速度值。黑障段結(jié)束時(shí)的精度為；高度0．9km，法向速度 4m/s。機(jī)上大氣模型是一種受緯度和季節(jié)影響 的兩維模型。
8．三叉戟 4 它是一種利用地面信標(biāo)的地 基導(dǎo)航系統(tǒng)。信標(biāo)依次詢問(wèn)機(jī)上應(yīng)答機(jī)。系統(tǒng)用測(cè)距裝置(DME)同樣的原理向飛行器提供測(cè)距值，并至少用3個(gè)測(cè)量值估出飛行器的位置，其特性為：頻率1．2GHz應(yīng)答機(jī)質(zhì)量 3．5kg；信標(biāo)質(zhì)量5kg；距離7200km測(cè)距精度 非修正偏差1m；干擾2m。三叉戟4要求采用全向天線。
姿態(tài)控制系統(tǒng)
控制管理及控制模式
“使神號(hào)”姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)分3級(jí)進(jìn)行控制。它們是機(jī)動(dòng)管理、機(jī)動(dòng)控制和姿態(tài)控制。各級(jí)控制的主要任務(wù)是：
機(jī)動(dòng)管理級(jí)
1)指令和控制輸入/輸出處理；
2)模式程序管理；
3)故障管理。
機(jī)動(dòng)控制級(jí)
1)機(jī)動(dòng)優(yōu)化；
2)前饋控制。
姿態(tài)控制級(jí)
1)穩(wěn)定、阻尼、極限循環(huán)的抑制；
2)干擾補(bǔ)償；
3)控制基本動(dòng)力學(xué)性能。
“使神號(hào)”的控制模式如表所示。
輔助推進(jìn)控制系統(tǒng)
輔助推進(jìn)控制系統(tǒng)主要由以下主模塊組成：
1)機(jī)動(dòng)控制系統(tǒng)；
2)姿態(tài)平移機(jī)動(dòng)控制系統(tǒng)；
3)推力選擇；
4)調(diào)節(jié)系統(tǒng)。
調(diào)節(jié)系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)/停止信號(hào)直接影響飛行器動(dòng)力學(xué)特性。飛行器的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)特性通過(guò)慣性測(cè)量組件反饋。交會(huì)模式工作時(shí)由交會(huì)傳感器反饋“使神號(hào)”和交會(huì)目標(biāo)的位置。
輔助推進(jìn)系統(tǒng)的姿態(tài)控制可分為反饋和前饋2個(gè)功能部分。
反饋控制回路的任務(wù)是：
1)確保閉環(huán)穩(wěn)定性。考慮的因素有燃料晃動(dòng)動(dòng)力學(xué)、柔性結(jié)構(gòu)(機(jī) 械臂)動(dòng)力學(xué)和參數(shù)變化(質(zhì)量、慣量和重心)；
2)運(yùn)行狀態(tài)變化時(shí)減少擾動(dòng)；3)飛行器預(yù)定軌跡跟蹤，提供閉路基準(zhǔn)動(dòng)力學(xué)特性。
前饋控制的任務(wù)是通過(guò)處理飛行器的姿態(tài)、角速度、角加速度(力矩)指令，優(yōu)化閉環(huán)動(dòng)力學(xué)跟蹤特性。
軌道和姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)
“使神號(hào)”軌道和姿態(tài)控制系統(tǒng)負(fù)責(zé)從“使神號(hào)”—“阿里安5”分離到再入大氣時(shí)的軌道和姿態(tài)控制。系統(tǒng)由38臺(tái)輔助推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)組成。
6臺(tái)400N推力發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在資源艙尾部，它們?cè)谡{(diào)相、尋的和出軌階段提供軌道轉(zhuǎn)移脈沖。
位于資源艙的8臺(tái)20N推力推力器用于目標(biāo)最終逼近機(jī)動(dòng)。
資源艙還裝有8臺(tái)冷氣推力器，它們用來(lái)降低“使神號(hào)”對(duì)空間站的相對(duì)速度。
8臺(tái)20N推力推力器安裝在“使神號(hào)”頭部，用于最終交會(huì)機(jī)動(dòng)。裝在尾部的8臺(tái)400N推力發(fā)動(dòng)機(jī)用于空氣舵不能工作時(shí)的再入段滾動(dòng)控制。
制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制
“使神號(hào)”的基準(zhǔn)任務(wù)是訪問(wèn)有人照料的自由飛行平臺(tái)，并帶乘員和有效載荷返回地面。從發(fā)射到返回著陸共15天，分發(fā)射、交會(huì)和再入三個(gè)階段。
制導(dǎo)與控制
1．發(fā)射 正確選擇發(fā)射時(shí)間，使“使神號(hào)”軌道面與有人照料的自由飛行平臺(tái)的軌道面盡量重合。T+595s“阿里安5”與“使神號(hào)”分離。
2．調(diào)相 由于克里斯托弗·哥倫布自由飛行平臺(tái)要與空間站沿同一軌道飛行，故每隔180天必需調(diào)整一次軌道。在發(fā)射時(shí)，“使神號(hào)”與“哥倫布”軌道面有角度差，因此需進(jìn)行調(diào)相。入軌后“使神號(hào)”飛行在半長(zhǎng)軸小于空間站運(yùn)行軌道半長(zhǎng)軸的軌道上，其角速度大于空間站角速度，必須調(diào)整調(diào)相軌道半長(zhǎng)軸，以消除角度差。為此共需進(jìn)行3次機(jī)動(dòng)：第1次機(jī)動(dòng)(M1)使“使神號(hào)”從入軌狀態(tài)到達(dá)調(diào)相軌道，后2次機(jī)動(dòng)(M2和M3)使“使神號(hào)”從調(diào)相軌道轉(zhuǎn)到初始尋的軌道或漂移軌道。
第一次機(jī)動(dòng)“使神號(hào)”由“阿里安5”送入軌道，達(dá)到第一個(gè)轉(zhuǎn)移軌道，其遠(yuǎn)地點(diǎn)等于調(diào)相 準(zhǔn)圓軌道的半徑。當(dāng)“使神號(hào)”到達(dá)轉(zhuǎn)移軌道的第一個(gè)遠(yuǎn)地點(diǎn)(入軌后半圈)時(shí)，資源艙小發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，將“使神號(hào)”送入一準(zhǔn)圓軌道。飛行到要求的圈數(shù)后資源艙發(fā)動(dòng)機(jī)再次點(diǎn)火。
第二次機(jī)動(dòng) 此次機(jī)動(dòng)使“使神號(hào)”進(jìn)入橢圓軌道，其遠(yuǎn)地點(diǎn)低于目標(biāo)飛行器準(zhǔn)圓軌道 1Okm。
第三次機(jī)動(dòng) 當(dāng)“使神號(hào)”達(dá)到要求高度時(shí)進(jìn)行調(diào)相的最后一次機(jī)動(dòng)。達(dá)到尋的初始軌道 后，推力矢量對(duì)準(zhǔn)“使神號(hào)”和目標(biāo)飛行器橫軸。
3．尋的 尋的機(jī)動(dòng)使“使神號(hào)”進(jìn)入相對(duì)于目標(biāo)的停候軌道。此軌道以“停候點(diǎn)”為特征，其 高度與目標(biāo)飛行器高度相等，并在其后lkm處。尋的最長(zhǎng)時(shí)間為1.5h，飛行約一圈。
4．停候“使神號(hào)”在離目標(biāo)飛行器lkm處等待交會(huì)/對(duì)接所需的良好日照條件。
5．最終逼近“使神號(hào)”先進(jìn)行幾次徑向推力機(jī)動(dòng)，轉(zhuǎn)移到離目標(biāo)lOOm遠(yuǎn)處，然后作“U”形轉(zhuǎn)彎，使計(jì)算機(jī)控制顯示攝影機(jī)捕獲對(duì)接軸后再產(chǎn)生軸向推力，2小時(shí)內(nèi)與“克里斯托弗·哥倫布”交會(huì)對(duì)接，最長(zhǎng)可停泊10天。
該階段采用連續(xù)推力型制導(dǎo)與控制。
6．再入 再入段從“使神號(hào)”與所對(duì)接的自由飛行體分離開(kāi)始，離開(kāi)該飛行體并作軌道飛 行，等待再入時(shí)機(jī)。從出軌機(jī)動(dòng)到“使神號(hào)”停在跑道上，前后共1h，經(jīng)過(guò)以下6個(gè)階段：
1)出軌機(jī)動(dòng)；
2)下降到120km高度，再入大氣；
3)120～90km高度飛行；
4)90～55km黑障區(qū)飛行；
5)55km到著陸場(chǎng)上空25km高度飛行；
6)進(jìn)場(chǎng)著陸。
導(dǎo)航
從發(fā)射到返回著陸的全過(guò)程中慣性導(dǎo)航系統(tǒng)始終工作，并以全球定位系統(tǒng)為輔助導(dǎo)航手 段。各飛行階段的導(dǎo)航手段如下表所示。
三臺(tái)捷聯(lián)慣性測(cè)量組件為“使神號(hào)”提供姿態(tài)基準(zhǔn)。組件斜交置放以提高“使神號(hào)”故障自 檢能力。慣性測(cè)量組件的姿態(tài)測(cè)量值在正常狀態(tài)下由帶計(jì)算機(jī)控制顯示(CCD)探測(cè)器的星光傳感器周期性地進(jìn)行修正，出現(xiàn)故障時(shí)由頂部顯示器修正。
大氣飛行段(爬高和再入段)靠慣性測(cè)量組件進(jìn)行位置和速度的測(cè)量。
軌道飛行時(shí)，位置和姿態(tài)通過(guò)慣性測(cè)量組件或軌道移動(dòng)模型和2臺(tái)全球定位系統(tǒng)接收機(jī) 提供的測(cè)量值(偽距和偽距率)確定。在全球定位系統(tǒng)失效或接收機(jī)發(fā)生故障時(shí)，軌道移動(dòng)模型位置和速度預(yù)測(cè)值由星光傳感器或地面定位信息修正。
在尋的和對(duì)接段，“使神號(hào)”通過(guò)天線接收由空間站所得之測(cè)量值，并與“使神號(hào)”全球定位 系統(tǒng)測(cè)量值一起進(jìn)行處理。
在再入黑障段無(wú)法對(duì)慣性導(dǎo)航進(jìn)行修正，沿法向軸的導(dǎo)航誤差通過(guò)“偽阻尼高度”限制。從黑障段結(jié)束到著陸，慣性裝置的位置和姿態(tài)測(cè)量值由全球定位系統(tǒng)測(cè)量值或在全球定位系統(tǒng)失效時(shí)用“UGM-96A彈道導(dǎo)彈4”無(wú)線電導(dǎo)航信標(biāo)修正。3臺(tái)無(wú)線電高度表使“使神號(hào)”獲得正確的著陸高度。
地面定位由“使神號(hào)”飛行控制中心執(zhí)行，飛行控制中心監(jiān)控任務(wù)進(jìn)程和機(jī)上導(dǎo)航功能，在 導(dǎo)航設(shè)備發(fā)生故障時(shí)修正機(jī)上位置和速度狀態(tài)矢量。
參與地面定位的設(shè)備有S波段和C波段地面站、雷達(dá)或中繼衛(wèi)星。
通信線路
“使神號(hào)”在完成各種任務(wù)過(guò)程中所需的通信線路有：
1)“使神號(hào)”一歐空局、法國(guó)國(guó)家空間研究中心和日本宇宙開(kāi)發(fā)事業(yè)團(tuán)的測(cè)控網(wǎng)地面站；
2)“使神號(hào)”一數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星(歐洲數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星和美國(guó)跟蹤數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星)；
3)“使神號(hào)”一空間站；
4)“使神號(hào)”一艙外活動(dòng)宇航員；
5)“使神號(hào)”一著陸場(chǎng)；
6)“使神號(hào)”一導(dǎo)航衛(wèi)星和“三叉戟4”等其它導(dǎo)航裝置。
主要的遙控和遙測(cè)數(shù)據(jù)速率見(jiàn)表。
“使神號(hào)”和地面飛行控制中心之間采用高可靠通信線路，通信速率不大于10kb/s。線路保證在緊急狀態(tài)下進(jìn)行壓縮的全雙工話音和(或)甚低速率遙控通信。機(jī)上的電視圖象經(jīng)高速率遙測(cè)線路傳送至地面。
系統(tǒng)以S波段作為彎管和直接通信的基本線路。系統(tǒng)采用的S波段天線有用于地面直接通信的半球天線，用于歐洲中繼衛(wèi)星或美國(guó)跟蹤數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星通信的正方形天線和用于低速率多路訪問(wèn)及高速率單路訪問(wèn)的彎管通信的定向天線。對(duì)艙外活動(dòng)的宇航員用甚高頻波 段通信。與地面的通信線路特點(diǎn)如表所示。
所需硬件
空間組件
“使神號(hào)”空間飛機(jī)機(jī)上通信系統(tǒng)由2部應(yīng)答機(jī)、2部譯碼機(jī)、1組放大器、1組天線和開(kāi)關(guān)矩陣組成。機(jī)上數(shù)據(jù)傳輸輸出功能由2條通信線路同時(shí)處理，每組輸入、輸出信號(hào)均可與鄰組相通，這樣可減少設(shè)備并提高冗余度。
軟件
“使神號(hào)”設(shè)有數(shù)據(jù)庫(kù)，存貯完成任務(wù)以及通信所需的全部信息，如階段特征(通信線路、功 能要求、軌道資源、姿態(tài)特征)、資源描述(功能、質(zhì)量、容量；體積、電耗、滯后、可靠性、位置、容量、成本等)、結(jié)構(gòu)描述和系統(tǒng)布局等。利用數(shù)據(jù)庫(kù)信息可直接評(píng)估質(zhì)量、電耗、資源可用性、通 信滯后、通信線路工作狀態(tài)和“使神號(hào)”與其對(duì)接目標(biāo)的能見(jiàn)度。通過(guò)專用模塊可在任意時(shí)刻起用各種數(shù)據(jù)。系統(tǒng)用DBASElPLAS建庫(kù)，用Fortran77作科學(xué)計(jì)算。
“使神號(hào)”用燃料電池作為主要電源，其12h任務(wù)的能量—質(zhì)量Lg(包括氫和氧)為 1500wh/kg，而一般電池僅為35Wh/kg。對(duì)燃料電池的性能要求為：
功率 2～6．5kW 電壓 115～9V直流
功率/質(zhì)量比 >50W/kg 功率/體積比 >40W/L
4kW時(shí)的燃料耗量 H2<0．173kg/h
02<1．372kg/h
“使神號(hào)”氫氧燃料電池采用氫氧化鉀作為電解質(zhì)，用覆有Ni拉尼(Raney)拉尼銀的多孔金屬作為電極。電極安裝在一石棉基體上。
電池產(chǎn)生的熱量由水回路傳遞給氫回路。
“使神號(hào)”機(jī)械臂系統(tǒng)安裝在資源艙中段，完成作業(yè)后，在再入前隨資源艙一起拋擲。系統(tǒng)由3部分裝置組成，它們是：
1)機(jī)械臂主設(shè)備；
2)機(jī)械臂乘員艙主設(shè)備；
3)機(jī)械臂地面設(shè)備。
機(jī)械臂主設(shè)備:
機(jī)械臂主設(shè)備由機(jī)械臂、末端操縱器、傳感器、伸展系統(tǒng)、持留系統(tǒng)、分離系統(tǒng)和工具箱組成。
1．機(jī)械臂 由臂、肘和腕組成。臂由碳纖維復(fù)合材料制成，裝有金屬末端法蘭。法蘭用來(lái)與關(guān)節(jié)機(jī)構(gòu)連接。肘為單關(guān)節(jié)機(jī)構(gòu)。腕有滾動(dòng)、俯仰、偏航3個(gè)關(guān)節(jié)。腕在完成肩功能時(shí)偏航關(guān)節(jié)保持一固定位置。各關(guān)節(jié)均帶有諧調(diào)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。
2．末端操縱器 主要組件為基本末端操縱器(BEE)。基本末端操縱器由一標(biāo)準(zhǔn)末端操縱器和一個(gè)用來(lái)運(yùn)送軌道可置換組件(ORU)的抓具組成。末端操縱器裝有抓勾驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、電子件、輸送電力與數(shù)據(jù)的接頭和一傳遞機(jī)械力(0．5rad/s 100Nm)的集裝式勤務(wù)工具。標(biāo)準(zhǔn)抓具也可作為宇航員把手用。末端操縱器還設(shè)有一力矩/力傳感器。傳感器測(cè)量6個(gè)相互垂直的力和相對(duì)基本末端操縱器一固定坐標(biāo)的力矩分量。末端操縱器還設(shè)有用于其它任務(wù)的專用工具，如帶美國(guó)航空航天局抓具的自由飛行目標(biāo)飛行器抓具、帶電視攝像機(jī)和照明器材的觀察工具、帶腳蹬的宇航員支撐工具和工具架等。
3．外部狀態(tài)信號(hào)器 除了關(guān)節(jié)傳感器和末端操縱器力矩/力傳感器外，還通過(guò)電視攝像機(jī)為操作員和操作系統(tǒng)提供圖象信息。
臂攝像機(jī)安裝在腕關(guān)節(jié)附近，提供腕/有效載荷工作區(qū)的全景視場(chǎng)。末端操縱器攝像機(jī)提供工作站直接、詳細(xì)的視象。在距離小于1．5m時(shí)，此攝像機(jī)也用來(lái)精確測(cè)量安裝在標(biāo)準(zhǔn)抓具上的目標(biāo)。此外在觀察工具上也裝有一臺(tái)攝像機(jī)。各攝像機(jī)視景通過(guò)肩部末端操縱器送給機(jī)械臂艙體設(shè)備、更遠(yuǎn)的視景由裝在“使神號(hào)”和自由飛行體上的攝像機(jī)提供。
4．伸展系統(tǒng) 為雙位機(jī)械裝置，由驅(qū)動(dòng)電子組件、傳感器、電纜和溫控裝置組成。系統(tǒng)用來(lái)釋放連接機(jī)械臂的基板，使機(jī)械臂從貯存狀態(tài)轉(zhuǎn)為工作狀態(tài)。
5．持留系統(tǒng) 用來(lái)在發(fā)射上升段為機(jī)械臂提供結(jié)構(gòu)支撐。系統(tǒng)由閂鎖作動(dòng)器、控制電子組件和狀態(tài)傳感器組成。
機(jī)械臂乘員艙主設(shè)備
機(jī)械臂由“使神號(hào)”駕駛艙中的設(shè)備控制。其電氣結(jié)構(gòu)如圖所示。機(jī)械臂乘員艙主設(shè)備由機(jī)械臂飛行電子組件、飛行遙控操作設(shè)備、轉(zhuǎn)換和接近裝置組成。
1．機(jī)械臂飛行電子組件 集裝于“使神號(hào)”制導(dǎo)導(dǎo)航計(jì)算機(jī)中。它包括用來(lái)指令和控制機(jī)械臂動(dòng)作，數(shù)據(jù)輸送和通信的全部電子件(和軟件)。
2．飛行遙控設(shè)備 包括程序可控鍵盤(pán)、圖表顯示、電視顯示、2個(gè)3軸手控控制器和一光標(biāo)定位裝置。它們均由“使神號(hào)”任務(wù)管理控制計(jì)算機(jī)監(jiān)控。另外還有一供應(yīng)急處理用的“使神號(hào)”機(jī)械臂專用開(kāi)關(guān)板。
3．轉(zhuǎn)換和接近裝置 是機(jī)械臂和駕駛艙組件間的數(shù)據(jù)、電力和應(yīng)急信號(hào)接口裝置。部分組件為連接在機(jī)械臂攝像機(jī)上的視頻處理裝置(VPU)。在捕捉時(shí)視頻處理裝置借助末端操縱器攝像機(jī)圖象獲得目標(biāo)的相對(duì)位置，作為機(jī)械臂控制的輸入信號(hào)。
系統(tǒng)操作模式
機(jī)械臂共有以下5種操作模式：
1)程序控制模式 程序由操作員用地面軟件編輯；
2)自動(dòng)模式 機(jī)械臂按基本功能預(yù)裝訂程序工作；
3)操作員控制模式 操作員控制機(jī)械臂的一個(gè)或多個(gè)自由度，直接操縱機(jī)械臂相對(duì)于末端操縱器或有效載荷的運(yùn)動(dòng)；
4)單關(guān)節(jié)模式 該模式為備用模式，用最少量的硬件和軟件驅(qū)動(dòng)一個(gè)關(guān)節(jié)；
5)應(yīng)急模式 模式通過(guò)機(jī)械臂專用開(kāi)關(guān)板執(zhí)行。功能上相當(dāng)于單關(guān)節(jié)模式。
安全與救生
航天飛機(jī)“挑戰(zhàn)者號(hào)”失事后，在“使神號(hào)”設(shè)計(jì)中提出載人飛行任務(wù)必須首先保障宇航員安全的政策，引起“使神號(hào)”方案極大變動(dòng)。
任務(wù)段安全措施
1．發(fā)射段 此段共分3個(gè)階段：第一階段為“阿里安5”固體助推器工作段，歷時(shí)約120s。此階段可能發(fā)生的故障有助推器局部過(guò)熱、助推器未準(zhǔn)時(shí)釋放分離、藥柱裂紋、起火爆炸、一臺(tái)助推器未點(diǎn)燃、失控、超壓和芯級(jí)失控等。此飛行段還經(jīng)過(guò)飛行60s時(shí)的最大動(dòng)壓段和運(yùn)載器最大加速段，因此采用乘員彈射救生方案。
第二階段從固體助推器分離后開(kāi)始，歷時(shí)約460s。可能產(chǎn)生的毀壞性故障有渦輪泵堵塞、管路斷裂，貯箱超壓、失控等。此階段采用“使神號(hào)”與低溫級(jí)分離，滑翔飛行到可彈射高度后彈射的方法救生。如事故發(fā)生在飛行6～7min時(shí)，“使神號(hào)”可在達(dá)卡機(jī)場(chǎng)和大西洋佛得角群島著陸，如在水上迫降則需彈射乘員，在海上回收。
第三階段延伸到“使神號(hào)”入軌，約歷時(shí)300s。在此期間如果發(fā)生故障采用備用跑道方式救生。
2．軌道運(yùn)行段 此階段發(fā)生突發(fā)性故障的機(jī)遇大大降低。可有幾個(gè)小時(shí)的故障處理時(shí)間，故可進(jìn)行整機(jī)救生。“使神號(hào)”空間飛機(jī)必須保存其返回地面的能力。它需裝備用于維持生命的宇航服。
3．再入段 高超音速飛機(jī)階段乘員的安全只能靠“使神號(hào)”本身的可靠性，只有再入到一定階段后才能采用乘員彈射救生方案。
彈射方案
乘員救生曾考慮過(guò)彈射座艙和彈射座椅兩種方案。后者因具以下優(yōu)點(diǎn)而被選中：
1)方案簡(jiǎn)單，風(fēng)險(xiǎn)小；
2)彈射座椅質(zhì)量輕，約1t，而彈射座艙則至少3t；
3)節(jié)省研制費(fèi)。一種叫作“大力士”的彈射座椅研制費(fèi)為50MAu(百萬(wàn)歐洲貨幣計(jì)算單位)，而座艙方案則需400MAu；
4)產(chǎn)品可靠 可在“使神號(hào)”樣機(jī)上作大量全尺寸試驗(yàn)。
“大力士”彈射座椅如圖所示。“使神號(hào)”失事時(shí)，宇航員將在一個(gè)密封且?guī)в幸还腆w火箭的彈射座椅筒中被彈射。從關(guān)閉筒蓋到彈離“使神號(hào)”的時(shí)間僅需3s。
參考資料 >