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10.1 航天飛機的結構組成 10.2 航天飛機的控制系統(tǒng) 10.3 航天飛機的飛行控制 10.4 航天飛機再入與著陸的制導與控制,,第十章 航天飛機的制導與控制,航天飛機是一種有人駕駛的、主要部分可以重復使用的空間運輸工具。它可以像火箭那樣垂直起飛，像載人飛船那樣在軌道上運動，像飛機那樣滑翔，在地面上水平著陸。航天飛機除了運載和部署衛(wèi)星以外，還可以檢修、回收衛(wèi)星，或進行空間營救。在軍事方面，航天飛機還可以執(zhí)行載人近地軌道實時偵察、攔截衛(wèi)星、戰(zhàn)略轟炸等任務。在空間科學技術的應用方面也非常廣泛，如發(fā)射空間實驗室和建立永久性國際空間站等。,第十章 航天飛機的制導與控制,10.1 航天飛機的結構組成,航天飛機記錄片,目前，美國的整個航天飛機系統(tǒng)，是由一個軌道器、一個外儲箱和兩個固體火箭助推器所組成，通常所說的航天飛機就是指軌道器。航天飛機每飛行一次就要扔掉一個外儲箱，而固體火箭助推器和軌道器仍能重復使用。軌道器可以重復使用100次，助推器可以重復使用20次。因此當前的航天飛機是一種部分可重復使用的第一代空間運輸工具。,“哥倫比亞”號航天飛機首飛記錄片,航天飛機系統(tǒng)整體外形結構如圖10.1所示。軌道器馱在外儲箱上，兩臺固體火箭助推器則平行地掛在外儲箱的兩側。當航天飛機豎立在發(fā)射臺上時，整個系統(tǒng)依靠助推器的尾裙支撐。整個系統(tǒng)全長56．14 m，高23.34 m，起飛總質量2 000 t多，海平面的起飛總推力為31,400 kN。航天飛機系統(tǒng)的整體幾何尺寸也如圖10.1所示。下面分別針對航天飛機系統(tǒng)的三大部件：軌道器，外儲箱和助推器進行介紹。,第一部件是軌道器，即航天飛機，它是整個系統(tǒng)的核心部分。軌道器是整個系統(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。它的全長37．24 m，起落架放下時高17．27 m；三角形后掠機翼的最大翼展23．97 m；不帶有效載荷時質量68 t，飛行結束后，攜帶有效載荷著陸的軌道器質量可達87 t。它所經(jīng)歷的飛行過程及其環(huán)境比現(xiàn)代飛機要惡劣得多，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外形，又要有承受再人大氣層時高溫氣動加熱的防熱系統(tǒng)。因此，它是整個航天飛機系統(tǒng)中，設計最困難，結構最復雜，遇到的問題最多的部分。,軌道器由前、中、尾三段機身組成，如圖10.2所示。前段結構可分為頭錐和乘員艙兩部分，頭錐處于航天飛機的最前端，具有良好的氣動外形和防熱系統(tǒng)，前段的核心部分是處于正常氣壓下的乘員艙。這個乘員艙又可分為三層：最上層是駕駛臺，有4個座位，中層是生活艙，下層是儀器設備艙。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 航天飛機結構示意圖,航天飛機的中段主要是有效載荷艙。這是一個長18 m，直徑4.5 m，容積300的大型貨艙，一次可攜帶質量達29t多的有效載荷，艙內(nèi)可以裝載各種衛(wèi)星、空間實驗室、大型天文望遠鏡和各種深空探測器等。,航天飛機的后段比較復雜，主要裝有三臺主發(fā)動機，尾段還裝有兩臺軌道機動發(fā)動機和反作用控制系統(tǒng)。在主發(fā)動機熄火后，軌道機動發(fā)動機為航天飛機提供進入軌道、進行變軌機動和對接機動飛行以及返回時脫離軌道所需要的推力。反作用控制系統(tǒng)用來保持航天飛機的飛行穩(wěn)定和姿態(tài)變換。除了動力裝置系統(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控制部件。,航天飛機系統(tǒng)的第二個部件是外儲箱，它的作用就是為航天飛機的主發(fā)動機儲存入軌前所用的全部推進劑。外儲箱裝在航天飛機的下方，夾在兩臺固體火箭助推器的中間。它是航天飛機系統(tǒng)上惟一不可回收的部件。全長47 m，直徑8．64 m，凈質量33 t，是一個十分龐大的尖頭圓柱體，由鋁合金制成。內(nèi)有前、后兩個儲箱，前儲箱裝600 t多液氧，后儲箱裝102 t液氫，外儲箱總共可裝700 t多的推進劑。,兩臺固體火箭助推器是航天飛機系統(tǒng)的第三個部件，它平行地安裝在外儲箱的兩側，航天飛機的下方。兩臺固體火箭助推器的結構完全相同，每臺助推器長約45．46 m，直徑3．7 m，自重83 t，可以裝503 t的固體推進劑，推力13 MN，可以重復使用20次。,航天飛機控制系統(tǒng)代表了迄今為止最復雜的一種航天器控制系統(tǒng)，它包括運載火箭、衛(wèi)星和飛機3種不同的控制，而且要求這三者有機地結合。航天飛機的飛行包括發(fā)射上升、人軌、軌道運行、離軌和再人返回等階段。控制系統(tǒng)要保證航天飛機在各種飛行狀況下正常執(zhí)行任務和安全可靠地運行。同時航天飛機又是載人航天器和多次重復使用的，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格的。航天飛機控制系統(tǒng)包括軌道和姿態(tài)控制兩個部分。軌道控制具體包括導航、制導和控制3種功能。另外，還可以使航天飛機與同軌道平面內(nèi)最大相距560 km的目標相會合。,10.2 航天飛機的控制系統(tǒng),盡管航天飛機控制系統(tǒng)具有強大的控制功能和復雜的結構，但它的基本結構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)行機構、計算機依然是構成航天飛機控制系統(tǒng)的3個基本單元。 10.2.1 航天飛機系統(tǒng)的測量敏感器 為了確定航天飛機系統(tǒng)的軌道和姿態(tài)，航天飛機系統(tǒng)上采用了9種導航和姿態(tài)測量設備，總共40個敏感器，在很多場合下把這些軌道和姿態(tài)測量簡稱為導航。機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．慣性測量單元 航天飛機采用三套慣性測量單元，以并行冗余方式裝在一個整體結構里。為了保證慣性測量單元的測量精度和對它進行校準的精度，慣性測量單元與兩個星跟蹤器裝在同一個導航基座上，位于航天飛機的前艙。每套慣性測量單元由四框架平臺、電子設備、輸入／輸出裝置和電源4個主要部分組成。平臺框架的安裝方位從內(nèi)向外是方位軸、內(nèi)滾動軸、俯仰軸、外滾動軸。第四個框架作為冗余，以保證大姿態(tài)運動時框架不少于3個自由度。每個平臺內(nèi)框裝有兩個三自由度撓性陀螺和兩個相互垂直安裝的加速度計。,2．星跟蹤器 星跟蹤器與慣性測量單元在導航基座上的安裝位置如圖10.2所示。兩臺星跟蹤器分別安裝在航天飛機軌道器前艙的Oz軸和Oy軸上。這種星跟蹤器利用電子掃描裝置搜索視場，并捕獲星目標。它由成像裝置——光電析像管、光電倍增管、光學系統(tǒng)、遮光罩和電子線路等5個主要部分組成。星跟蹤器視場1010，通過計算機引導星跟蹤器掃描全視場。測量角度精度為1′，能跟蹤亮度等級為+3到一7等的星。星跟蹤器用來精確測量軌道器在軌道段的姿態(tài)，同時也作為對慣性測量單元中陀螺漂移的校準裝置。,3．航天員光學瞄準具 它由準直儀、光學十字線、光束分離器和光源組成。當慣性測量單元偏差大于O.5或星跟蹤器不在視場內(nèi)時，航天員可人工操作光學瞄準具對慣性測量單元進行校準，同時也可以用來檢查發(fā)動機關機點的軌道器姿態(tài)。 4．速率陀螺 它作為航天飛機的姿態(tài)和速率測量的敏感器，共采用10個。其中4個斜裝用在軌道器上升、離軌和再入著陸階段，另外6個分別安裝在兩臺固體助推火箭上，用于俯仰和偏航通道的測量。,5．氣動參數(shù)測量系統(tǒng) 用來測量軌道器在離軌階段與環(huán)境相對運動的信息。共有兩組，分別裝在軌道器左右兩側，每組含有測量環(huán)境溫度和壓力的兩個敏感元件，共四套。這些相對運動參數(shù)可供離軌階段軌道器進行軟件處理時使用，可為航天員提供專門顯示，在操縱軌道器時使用。 6．微波掃描波束著陸系統(tǒng) 用來測量航天飛機在著陸前最后20 km距離的精確位置。,7．雷達高度表 根據(jù)無線電波反射原理，直接測量航天飛機離地面的高度，而不要求地面輔助。該裝置用在軌道器著陸階段。航天飛機上安裝兩套作為雙重冗余系統(tǒng)。 8．戰(zhàn)術空中導航系統(tǒng) 該系統(tǒng)引用飛機的戰(zhàn)術空中導航系統(tǒng)，用在軌道器離軌階段。它采用軍用L波段空中導航系統(tǒng)，從機上向地面提供斜距和磁定向信息。機上共裝三套，安裝在前電子設備艙內(nèi)。每套由控制設備、多路轉換器、上天線與下天線和接收變換器等5個部分組成。,9．加速度計 在軌道器前電子設備艙裝一套橫向和法向加速度計，用來測量和控制航天飛機的過載。加速度計量程為1g，精度為0．06g。 總之，航天飛機上共配置以上9種敏感器30套，共40個。,10.2.2 航天飛機系統(tǒng)的執(zhí)行機構 1．主發(fā)動機和外儲箱 航天飛機的主發(fā)動機采用的是當今世界上最先進的高壓補燃氫氧發(fā)動機。航天飛機的主發(fā)動機是一種可重復使用的、高性能、可調節(jié)推力的液體推進劑火箭發(fā)動機，它為航天飛機提供主要推力。每一架航天飛機上裝有三臺主發(fā)動機，發(fā)動機的結構完全一樣，它們的配置位置如圖10.2所示，位于軌道器的尾部。為了嚴格監(jiān)控三臺主發(fā)動機的工作狀態(tài)并調節(jié)其推力的大小和方向，每臺主發(fā)動機都有一套可整體更換的發(fā)動機電子控制器，其中包括兩臺相同的互作備份的數(shù)字計算機。,它能自動完成發(fā)動機起飛前的飛行準備檢驗，在軌道器上執(zhí)行發(fā)動機測試、啟動和關機等功能，能對發(fā)動機的溫度和壓力等性能參數(shù)進行監(jiān)控，并以閉環(huán)方式對主發(fā)動機的推力、混合比(推進劑油門)和推力方向(噴管搖擺框架)進行調節(jié)。 外儲箱用來儲存液氫液氧推進劑。它是航天飛機上最大的一個部件，也是迄今為止最大的推進劑儲箱，長47.1 m，直徑8.64 m，共裝推進劑700t多。外儲箱在航天飛機主發(fā)動機關閉時，尚未達到軌道速度，即與航天飛機分離，然后沿著一條彈道再入路線墜毀并在海上安全散落。,航天飛機的三臺主發(fā)動機和一個外儲箱構成了主發(fā)動機系統(tǒng)，結構如圖10．3所示。 圖10．3 航天飛機主發(fā)動機系統(tǒng),2．固體火箭助推器 航天飛機主發(fā)動機及其外儲箱推進系統(tǒng)，雖然具有強大的推力，但還不足以使整個航天飛機系統(tǒng)飛離發(fā)射臺并升人空中，還必須借助輔助的推進裝置并提供更多的推力，以便共同把航天飛機系統(tǒng)推向高空。航天飛機系統(tǒng)所采用的輔助推進裝置，就是固體火箭助推器，其主要部件是固體火箭發(fā)動機。 航天飛機系統(tǒng)上配置了兩臺固體助推火箭，這是迄今為止世界上最大和最重的固體火箭發(fā)動機。這兩臺助推器的結構完全一樣，是細長形圓柱體結構。,每臺固體助推器均由固體火箭發(fā)動機、推力矢量控制系統(tǒng)、分離、回收、自爆安全、電子設備、推力終止、故障檢測等分系統(tǒng)以及頭錐、前段、尾裙、支撐等結構組成。 兩臺固體火箭助推器是與航天飛機主發(fā)動機幾乎同時工作的，與主發(fā)動機平行燃燒，以提供最初的上升推力，兩分鐘后依靠分離系統(tǒng)與航天飛機及其外儲箱在50 km高空同時分離。 每臺助推器裝有一套回收系統(tǒng)，它由引導傘、助力傘和三頂主降落傘組成。,3．軌道機動系統(tǒng) 軌道機動系統(tǒng)的主要功用是為航天飛機提供人軌、軌道運行、變軌、交會和脫離軌道所需要的推力。軌道機動系統(tǒng)的兩臺液體火箭發(fā)動機安裝在位于后機身兩側對稱的兩個外吊艙內(nèi)。每個吊艙除了一臺液體火箭發(fā)動機外還包括一個高壓氦氣瓶、增壓儲箱用的減壓器和控制組件、一個燃料箱、一個氧化劑箱以及相應管路。航天飛機的左右兩個外吊艙組成左右兩個機動系統(tǒng)，如圖10.4所示。每個系統(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 航天飛機軌道機動系統(tǒng)與反作用控制系統(tǒng),軌道機動系統(tǒng)的兩臺發(fā)動機均可重復使用100次，可經(jīng)受1,000次起動和15 h的連續(xù)點火，比推力為313 s，氧化劑和燃料的混合比為1.65。兩臺發(fā)動機的結構和工作情況是完全一樣的，根據(jù)設計要求，當左、右艙系統(tǒng)中有一個發(fā)生故障時，只用另一個系統(tǒng)仍可完成軌道機動任務。 軌道機動系統(tǒng)采用推力矢量控制，發(fā)動機噴管裝在兩軸擺動框架上?？刂仆屏κ噶靠刂频闹噶钣尚巧峡刂朴嬎銠C發(fā)出。航天飛機若要進入更高的軌道以完成所需要的各種任務，除了使用左、右艙軌道機動系統(tǒng)外，還可在航天飛機貨艙內(nèi)增設輔助推進裝置，但要相應地減少有效載荷的質量。,根據(jù)需要，軌道機動系統(tǒng)可增加一至三套輔助推進裝置，每套裝置可多攜帶5,625 kg的液體推進劑。 軌道機動系統(tǒng)與航天飛機的另一個執(zhí)行機構系統(tǒng)，即反作用控制系統(tǒng)的推進劑管路是互連的，可從軌道機動發(fā)動機儲箱向反作用控制系統(tǒng)提供推進劑，也可在左、右兩側的軌道機動發(fā)動機和反作用控制系統(tǒng)之間交叉饋給推進劑。若增加輔助推進裝置，則推進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)可以分為獨立工作的3個部分，即機身前部頭錐內(nèi)的前艙系統(tǒng)和分別位于軌道機動系統(tǒng)的兩個外吊艙內(nèi)的左、右艙系統(tǒng)。主推力器對航天飛機進行正常狀態(tài)的姿態(tài)控制，游動推力器僅提供有限的控制，進行微調。所有44個推力器的控制指令既可來自于星上計算機，也可來自于航天員的手動操作。,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個主推力器，2個游動推力室，1個可儲存600 kg的燃料箱，1個可儲存381 kg的氧化劑箱，2個高壓氦氣瓶。尾部的左、右艙系統(tǒng)完全相同，各包括3個垂直向上，3個垂直向下，2個向后，4個與航天飛機橫軸平行向外的主推力器，每個艙還各有2個游動推力器。 另外，左、右艙之間相互連接，設有交叉供應管路，需要時可允許左、右艙之間交叉供應推進劑。,5．氣動力控制系統(tǒng) 軌道器的主要氣動力控制裝置是機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，升降副翼做成開裂式，分為內(nèi)翼和外翼兩片。此外，機身后部下面還有一對襟翼，如圖10.2所示。每個升降副翼有效面積為19.19 ㎡，偏轉角從-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，從機身的縱對稱面向左、右各可轉動22.8；用作速度制動時，可沿縱剖面對稱地裂開，兩半各可向一側偏轉87.2，總的偏轉角為174.4。,升降副翼用于俯仰和滾動姿態(tài)控制，方向舵用于偏航姿態(tài)控制。機身下面的一對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)行機構系統(tǒng)就構成了航天飛機系統(tǒng)的全部控制手段，保證航天飛機系統(tǒng)在各 個飛行階段的正常運行。,10.2.3 航天飛機的星載控制計算機 星載控制計算機是航天飛機控制系統(tǒng)的核心。 航天飛機的星載控制計算機系統(tǒng)是一個十分復雜而可靠性又很高的系統(tǒng)，它的最突出的特點是同時采用了5臺相同又各自獨立的通用數(shù)字計算機，通過數(shù)字數(shù)據(jù)總線相互連成一個冗余計算機組。 在航天飛機的關鍵性飛行階段，如上升、再人和著陸等，這5臺通用數(shù)字計算機中的4臺作為一個協(xié)調式冗余組來執(zhí)行導航、制導和控制任務。即這4臺通用數(shù)字機接收相同的輸入數(shù)據(jù)，執(zhí)行相同的計算并傳送相同的輸出命令，而且每一臺計算機的計算都由其他3臺計算機來檢驗。,由于航天飛機的計算機系統(tǒng)采用了先進的結構體系，多重的數(shù)據(jù)和指令格式，綜合的指令系統(tǒng)和微程序設計，以及使用較高級的語言，從而保證了航天飛機計算機系統(tǒng)具有高性能、高可靠性和靈活性。特別是通過采用多重計算機系統(tǒng)冗余管理技術實現(xiàn)故障操作／故障保險，使系統(tǒng)性能和可靠性得到很大提高。航天飛機星載控制計算機系統(tǒng)自從1981年首次在軌成功運行以來，至今已成功完成100多次各項飛行任務，充分證明該系統(tǒng)設計是正確的，硬件和軟件具有很高的可靠性。,綜合以上所述，整個航天飛機控制系統(tǒng)具有以下控制硬件： 軌道測量和姿態(tài)敏感器 40個 通用計算機(包括海量存儲器2個) 5臺 驅動裝置(控制指令與執(zhí)行機構之間的接口裝置)14個 執(zhí)行機構(包括主發(fā)動機、軌道機動發(fā)動機和反作用控制推力器等) 66個 軌道手動操縱器 2個 姿態(tài)手動操縱器 2個 顯示設備和接口裝置 4套 操縱臺顯示器 2套,10.3.1 飛行過程與控制,10.3 航天飛機的飛行控制,航天飛機每次飛行所執(zhí)行的任務是各不相同的，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，攜帶哪些有效載荷，航天飛機的基本飛行過程都是相同的，可分為5個主要階段，即上升段、入軌段、軌道段、離軌段和再入著陸段。相應的具體過程有發(fā)射前的準備和點火起飛、固體火箭助推器的分離和回收、外儲箱的分離和墜毀、航天飛機進人軌道、軌道運行和作業(yè)、航天飛機離軌和再入返回以及著陸等飛行的全過程，參見圖10.5。下面簡述航天飛機系統(tǒng)5個基本飛行階段的過程和控制。,圖10.5 航天飛機系統(tǒng)飛行全過程示意,1．上升階段 航天飛機的發(fā)射程序與一次使用的消耗性運載火箭十分相似。航天飛機起飛前24 h，全部系統(tǒng)將被垂直地裝到發(fā)射臺上，開始發(fā)射前的最后準備工作。航天飛機之所以采用與普通運載火箭相同的垂直發(fā)射方法，是為了盡快通過大氣層，以減少航天飛機的氣動加熱時間。當發(fā)射前的最后準備工作結束時，計時系統(tǒng)就開始倒計時，一秒一秒地往下減，計時系統(tǒng)到達零點，即到發(fā)射時刻。,零秒時點燃三臺主發(fā)動機，3～4 s后兩臺固體火箭助推器開始點火。先點燃主發(fā)動機的目的一方面是為了使推力達到預定水平，另一方面是為了穩(wěn)定航天飛機姿態(tài)。由于三臺主發(fā)動機的起飛總推力為5,100kN，真空總推力為6,300kN，小于整個航天飛機系統(tǒng)的總起飛質量2,000t，所以要借助于兩臺固體火箭助推器提供輔助推力，航天飛機才能離開發(fā)射臺升空。由于每臺固體火箭助推器的起飛推力為13,150kN，因此航天飛機整個推進系統(tǒng)的起飛推力可達31,400kN，產(chǎn)生約O,5g的初始加速度。 在航天飛機起飛階段，如遇到應急情況，要使航天飛機緊急著陸時，兩臺固體火箭助推器和外儲箱可立即予以炸離，航天飛機作必要的機動操縱，可像飛機一樣滑翔返回并在發(fā)射場的跑道上降落。,在125s左右，兩臺助推器燃料耗盡熄火。此時航天飛機軌道高度達50km以上，速度約1,500 m／s。利用爆炸螺栓和前、后各4個固體推進劑的分離火箭，使兩臺巨型固體火箭助推器與航天飛機和外儲箱分離。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和外儲箱發(fā)生碰撞，分離發(fā)動機都安裝在助推器面向外儲箱的一側，以使助推器在分離發(fā)動機的反推力作用下距正在繼續(xù)爬升的航天飛機越來越遠。當助推器分離約1min后，慣性飛行到67km高空時，助推器在空氣阻力作用下開始自由回落。由于兩臺助推器頭部裝有電子設備和撈救裝置，在其與外儲箱分離6min后，便以30m／s的速度淺落于離發(fā)射場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,點擊觀看虛擬現(xiàn)實演示,固體火箭助推器分離后，三臺主發(fā)動機推動著航天飛機繼續(xù)上升。在點火起飛約8min之后，航天飛機達到約110km的高空，速度已達7.8km／s，即將進入地球軌道。這時外儲箱推進劑基本耗盡，停止輸送推進劑，主發(fā)動機關機。經(jīng)過18s后，外儲箱與軌道器分離。軌道器與外儲箱分離后開始滑行，此時機上自動駕駛儀發(fā)出指令，使朝下噴管點火，產(chǎn)生1.2 m／s垂直速度增量，軌道器與外儲箱之間距離加大，然后外儲箱沿一條相隔較遠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離發(fā)射場約150km的海面上，如圖10.5所示。,航天飛機在上升段開始時是三臺主發(fā)動機和兩臺助推器一起工作的，后期只有三臺主發(fā)動機工作，或者在三臺主發(fā)動機中任意兩臺工作。航天飛機控制系統(tǒng)可以利用每臺發(fā)動機和助推器尾噴管所具有的兩軸擺動能力組合成滾動、俯仰、偏航三軸姿態(tài)控制。上升段滾動姿態(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。從這兩個圖中可以看出，航天飛機控制系統(tǒng)在上升段的執(zhí)行機構配置具有冗余度。,圖10.7 升段滾動姿態(tài)控制圖 10.8 上升段俯仰和偏航姿態(tài)控制 發(fā)動機噴管位置 發(fā)動機噴管位置,2．入軌階段 在主發(fā)動機關機后，航天飛機已基本達到了人軌速度，少量不足需要依靠軌道機動發(fā)動機提供推力完成最后的入軌飛行。 主發(fā)動機關機后兩分鐘啟動兩臺軌道機動發(fā)動機，人工控制提高軌道遠地點和近地點高 度。根據(jù)任務對軌道的要求，約幾分鐘后第二次人工控制提高軌道遠地點和近地點的高度。經(jīng)過上述軌道機動后，軌道器入軌。,航天飛機入軌后立即開始檢測各分系統(tǒng)的工作狀態(tài)，若檢測中出現(xiàn)危及飛行計劃的故障和不測事件，即可采取措施予以排除；如須返回，則可開動軌道機動發(fā)動機系統(tǒng)和反作用控制系統(tǒng)脫離地球軌道，按再人返回程序進入返回軌道。如檢測結果一切正常，航天飛機就開始預定的工作。首先利用軌道機動系統(tǒng)的兩臺小型火箭發(fā)動機作末速度修正，按照飛行任務和發(fā)射時間要求進行軌道變換，把軌道修正成精確的圓軌道，并利用反作用控制系統(tǒng)將航天飛機的姿態(tài)調整到預定任務所需的位置和方向。 入軌階段大約要花費幾分鐘到十幾分鐘時問。爾后，航天飛機就在選定的軌道上，日夜作無動力飛行(有時需要作些姿態(tài)控制或軌道修正)，進行各種軌道作業(yè)。,3．軌道運行階段 航天飛機進入軌道以后，作無動力飛行。根據(jù)飛行任務的需要，可在185～1,100km的高度上運行7～30d，速度為7.68km／s。 在軌道運行過程中，航天飛機可按需要完成各項操縱飛行。軌道機動系統(tǒng)和反作用控制系統(tǒng)是軌道運行階段的執(zhí)行機構。利用軌道機動系統(tǒng)，能夠完成軌道機動、修正和保持；利用反作用控制系統(tǒng)，航天飛機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或空間目標，以滿足有效載荷的要求。其定向精度可達0.5以內(nèi)。如果有效載荷的特殊實驗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)設備，如三軸實驗定向平臺等。此時，航天飛機的姿態(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。,航天飛機最有意義的一項活動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。航天飛機在軌道平面內(nèi)具有一定的機動飛行能力，它可以同失效的衛(wèi)星交會并用機械手將其收回，然后由航天員在貨艙內(nèi)進行檢修，拆換陳舊或失效的系統(tǒng)和部件，安裝新的敏感器或實驗件，補充衛(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)過測試后，再通過機械手將其施放到軌道上。整個回收、檢修和再施放過程見圖l0.9。,圖10.9 航天飛機在軌道上檢修衛(wèi)星,4．離軌階段 在軌道器完成預定飛行任務后，準備離開軌道。首先由反作用控制系統(tǒng)對軌道器進行姿態(tài)調整和控制，一般是把軌道器掉轉，讓軌道機動發(fā)動機噴管朝向飛行前方，如圖10．5所示。然后通過航天飛機星載控制計算機系統(tǒng)發(fā)出離軌指令，點燃軌道機動發(fā)動機，對軌道器實行制動減速。在離軌制動點火瞬間，反作用控制系統(tǒng)要確保軌道器處于精確的返回姿態(tài)。制動點火10min后，軌道器已降到最有利于再入大氣層的高度，此時約為122km，速度7.9 km／s，通常稱此點為再入點，由此航天飛機進入再入階段。在制動點火的同時，反作用控制系統(tǒng)也與軌道機動系統(tǒng)一同工作，保證軌道器以約-1的再入角和34的攻角通過再入點進入大氣層。,5．再入與著陸階段 再入與著陸階段是航天飛機飛行的最后過程，也是控制與操縱最復雜的過程。 這階段分為再入、末端能量管理和著陸3個過程。再入過程的軌道高度為122～21 km。再入開始時采用反作用控制系統(tǒng)進行姿態(tài)控制以達到制動和降低軌道高度的目的。當再入8 min后，航天飛機高度降到76．84 km，速度為7．79 km／s。由于此時氣動壓力已達1．02 Pa，所以對航天飛機進行俯仰和滾動兩個方向的姿態(tài)控制可以不用反作用控制系統(tǒng)，而改用氣動面控制。此時，航天飛機飛行控制系統(tǒng)靠調整攻角來消除距離誤差，并靠調整偏轉角來保持動壓與速度的關系。再入后30 min 30 s，航天飛機降到25 km高度，速度為731 m／s。此后航天飛機反作用控制系統(tǒng)完全停止工作，下一步的下降,控制改用氣動控制方法，機翼成為決定性的操縱部件，從此開始了無動力飛行。當再入后31 min 33 s，航天飛機降到21 km的高度，再入過程結束，開始轉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阻力方法。航天飛機調整其攻角，把動壓保持在68～14 Pa這個范圍內(nèi)。航天飛機能否正常安全著陸完全取決于這一過程的飛行。由于這個過程完全是無推力飛行，只能利用現(xiàn)有能量來調整各種氣動力，從而控制航天飛機飛行，因此不管是利用自動控制或人工操作都要求嚴格控制航天飛機的能量、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是對一個具有100 t質量的航天飛機巨大能量(動能和勢能)如何處置的問題。再入階段的制導和控制是確保航天飛機安全返回地面的一項關鍵技術。 根據(jù)再入要求，航天飛機再入階段控制系統(tǒng)分為初期再人、末端能量管理和進場與著陸3個過程。整個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。,10.4 航天飛機再入與著陸的制導與控制,像航天飛機這種有翼升力式再人飛行器卻具有許多優(yōu)點，其主要特點是在再入過程中可以產(chǎn)生相當?shù)纳?，而且升力可控，再人大氣層后能夠像普通航空飛機一樣在大氣層里滑翔、盤旋、機動飛行數(shù)千公里的航程，可以在預定機場的跑道上使用著陸架水平著陸，從而可以多次重復使用。 1．再入階段控制系統(tǒng)的特點 航天飛機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雜的再入返回技術。,它具有如下特點： (1)飛行速度變化范圍很大，馬赫數(shù)Ma地從25到O．25，同時要求航天飛機的機動能力強，可以在幾千公里范圍內(nèi)作機動飛行，最佳地選擇再入路線和著陸場。 (2)航天飛機能像普通飛機那樣在機場跑道上水平著陸。 (3)飛行控制系統(tǒng)要能適應純空間的航天器工作方式，以及進場著陸時的純氣動的航空器工作方式。并且在這兩種工作方式之間還要有適當平衡，即能適應過渡狀態(tài)工作方式。 (4)再人階段氣動減速將使航天員和設備受到過載作用，控制系統(tǒng)要保證減速過程任何時候過載不大于1．5 g。 (5)氣動減速過程實質上是一個能量轉移過程。除了設有防熱措施以外，控制系統(tǒng)要使航天飛機不斷滾動，保證機身側面不受過度的氣動加熱。 (6)地面的導航跟蹤設備比較龐大。,2．變結構再入控制系統(tǒng) 根據(jù)再人階段的特點，飛行控制系統(tǒng)設計為變結構形式。再人階段的軌道和姿態(tài)確定采用下列7種敏感器：慣性測量單元、空中戰(zhàn)術導航系統(tǒng)、氣動參數(shù)測量系統(tǒng)、微波掃描波束著陸系統(tǒng)、雷達高度表、速率陀螺、加速度表。執(zhí)行機構采用反作用推力器和氣動面操縱裝置。氣動面操縱裝置包括左、右、內(nèi)、外4個升降副翼、垂直尾翼方向舵(兼作速度制動)、機體襟翼和著落架(輪)。這些敏感器和執(zhí)行機構在再人階段的具體工作狀態(tài)(啟動，關閉時間)如表10.1所示。,從再入階段開始，航天飛機飛行完全按空間條件實現(xiàn)純噴氣三軸姿態(tài)控制。隨著航天飛機高度和其相對地球速度的下降，噴氣執(zhí)行機構逐步關閉，首先關閉滾動軸推力器，其次是俯仰軸，最后是偏航軸。相應地由氣動面操縱裝置逐步投入工作來代替推力器，同時依靠氣動面操縱裝置產(chǎn)生升阻力，使航天飛機滑翔。由于采用升阻力可控再人方式，所以航天飛機再入著陸階段的機動范圍較大。為了適應整個再人階段的需要，飛行控制系統(tǒng)總共要進行6次控制結構的改變。 第一次控制結構改變是在動壓 = 97.7 Pa時，首次啟動氣動升降副翼和機體襟翼，從而實現(xiàn)反作用噴氣與氣動的混合控制。,第二次控制結構改變是在動壓 = 488 Pa時，此時，關閉滾動軸推力器，這是為了節(jié)省燃料，因為這時滾動控制可以由操縱升降副翼來實現(xiàn)。 第三次控制結構改變是在動壓 = 977 Pa時，此時，關閉俯仰推力器。從這時起直到航天飛機著陸，俯仰控制完全依靠氣動控制升降副翼的偏轉來實現(xiàn)。同時偏航軸控制系統(tǒng)接上橫向加速度反饋來代替原來的偏航角反饋。 第四次控制結構的改變是在Ma = 10時，這時首次啟動氣動減速制動裝置，從而改善橫向控制效果。,第五次控制結構的改變是在Ma=3.5時，此時啟動垂直尾翼方向舵。 第六次控制結構的改變是在Ma=1時，關閉偏航推力器。此后航天飛機進入亞音速飛行，已經(jīng)完全過渡到氣動控制----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和手動兩種功能。為了安全和慎重起見，飛行控制系統(tǒng)處在自動控制狀態(tài)下，同時航天員手握操縱桿，隨時作好手動控制的準備。,3．再入與著陸階段的飛行過程 現(xiàn)在通過圖10.10～圖10.12所示來進一步了解航天飛機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點表示開始再入，此時軌道高度為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)。再入階段制導任務使軌道高度下降到25.O km，速度762 m／s，距離著陸跑道縮短到96.4 km。然后進入第二階段，即末端能量管理階段，正如圖中5點所示。末端能量管理階段結束狀態(tài)為軌道高度為3.5 km，速度為1506 m／s，正如圖中9點所示。,圖10.10 航天飛機再人階段飛行剖面圖 航天飛機再入后約在80 km高度進入黑障區(qū)，該區(qū)一直延續(xù)到54．8 km高度，正如圖中6點所示。在這個區(qū)域里無線電信號中斷約20 min，到圖中8點的時候才恢復正常。,圖10．11 末端能量管理制導過程 1-再入／末端能量管理界面；2-S形轉彎；3-搜索； 4-航向校正；5-末段；6-跑道入口；7-航向校正柱面,航天飛機的著陸過程可以采用自動著陸系統(tǒng)，也可由航天員操縱。開始進入最后的進場著陸階段前，航天飛機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，軌道器開始作拉平機動；降到150 m高度時，放下著落架，準確著陸。著陸跑道全長4 570 m，寬152 m。從再人點后大約40 min左右，航天飛機像飛機一樣，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，航天飛機的一次飛行任務就全部完成了，經(jīng)160 h的檢修和燃料加注，便可進入下一次使用。,航天飛機返回機場后，必須進行徹底而仔細地檢修，這是航天飛機再次使用的關鍵。上述各項工作將占用整個維修工時160 h的2／3。剩下的1／3時間則在總裝間把助推器、外儲箱與軌道器組裝成為一個整體的航天飛機系統(tǒng)，然后運到發(fā)射場，待命發(fā)射。兩次發(fā)射間隔時間僅為14 d。,