《美国航天飞机系统全介绍cbyi.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《美国航天飞机系统全介绍cbyi.docx（124页珍藏版）》请在taowenge.com淘文阁网|工程机械CAD图纸|机械工程制图|CAD装配图下载|SolidWorks_CaTia_CAD_UG_PROE_设计图分享下载上搜索。
1、美国航天飞机(SPACE SHUTTLE)介绍到目前为止共有6架轨道飞行器，它们是OV101“企业号”(Enterprise)、OV-102“哥伦比亚号”(Columbia)、OV099“挑战者号”(Challenger)、OV103“发现者号”(Discovery)、OV 104阿特兰蒂斯号”(Atlantis)和OV105奋进号”(Endeavour)。“企业号”为试验机，其它5架为工作机，其中“挑战者号”已在1986年1月的事故中炸毁。 航天飞机的研究工作开始于60年代末。1969年9月“阿波罗”首次登月后2个月，美国总统便指定美国空间工作组研究制定未来空间研究的方针和途径，当年该工作组
2、正式提出研制包括航天飞机在内的新的空间运输系统。1971年政府正式接受了此项建议，并由总统发出命令。自此便正式开始了航天飞机的研制工作。 研制工作共分A、B、C、D 4个阶段。A阶段研究航天飞机外形，并提出进一步研究的要求和方向。B阶段为技术经济指标确定和方案设计阶段。C阶段进行技术设计，D阶段为生产和飞行阶段，二者合称C/D阶段。 A阶段开始于1969年。在该阶段提出两级全部重复使用的航天飞机方案。方案中锄推器和轨道飞行器的连接方式各有不同，有腹部相接、背驮和并联等几种布局。大多为直机翼飞行器，设有18.3m4.6m货舱，可载乘员10人，载货11.3t。助推器将轨道飞行器送至高空后飞回发射场
3、。推进系统全部采用液氧/液氢作为推进剂。 1970年3月开始由北美洛克维尔(NorthAmericaRockwell)和麦克唐纳道格拉斯(Mc Donnell Douglas)公司承担B阶段研究工作。到1971年6月决定选用满足空军要求的185km轨道运载能力为29.5t并具有高横向机动能力的三角形机翼轨道飞行器方案。后来因苏联放弃登月竞赛，美国航天预算紧缩，航宇局被迫改变方案，将推进剂箱全部移至轨道飞行器外，并取消重复使用的载人助推器方案。 1972年1月15日美国总统正式宣布研制全新的空间运输系统。当年3月确定了接近于现有状态的总体方案。载人回飞型助推器改为弹道回收的并联助推器，轨道飞行器
4、缩小，主发动机由2台大推力发动机改为3台小推力发动机，贮箱移到机体外，姿控和机动发动机改用可贮推进剂。19701980年期间方案变动的大致情况如表所示。 1972年7月NASA指派约翰逊航天中心(Johnson Space Flight Center)负责轨道飞行器管理，马歇尔航天飞行中心(Marshall Space Flight Center)负责轨道飞行器主发动机、外贮箱和固体助推器管理，肯尼迪航天中心(Kenndy Space Center)负责航天飞机组件的组装、测试，及发射，此外由洛克维尔公司负责轨道飞行器的设计与研制、由马丁玛丽埃塔丹佛航空公司(Martin Marietta D
5、enver Co.)负责外贮箱的研制与制造，由莫顿聚硫橡胶公司(Morton Thiokol Co.)负责固体助推器的研制与制造，由洛克达因公司(RocketdyneDiv)负责主发动机的研制。 第一架轨道飞行器“企业号”于1976年9月17日出厂。1977年2月开始进行进场着陆试验。试验分三组进行。第一组试验5次，检验用波音747飞机驮飞时的稳定、颤振等特性，轨道飞行器中不载人；第二组作载人飞行试验，共3次，由飞行员检查轨道飞行器爷系统的性能；第三组试验5次，飞行中轨道飞行器与波音747飞机分离，滑翔飞行返回发射场，试验于1977年 11月完成。之后，1978年3月“企业号”被运往马歇尔航天
6、飞行中心与外贮箱和固体火箭组装进行发射状态的地面振动试验，1979年4月“企业号”运往肯尼迪发射场，在39A综合发射中心与固体助推器和外贮箱组合进行合练。1981年4月开始飞行试验，原计划试飞6次，但实际在第4次飞行时已携带国防部卫星执行任务。到1994年底共发射66次，成功率98.48。美国航天飞机的研制总费用(包括4次试飞的费用)为124.43亿美元(历年经费总和，未经折算)。1988年12月STS27任务的费用为3.75亿美元(当年币值)。 主要技术性能 全长 56.14m 轨道机动速度增量304762.5m/s 高 23.34m 乘员37人(特殊情况10人) 起飞质量 2041t 有效
7、载荷质量入轨：29.5t 起飞推力 30802.7kN 出轨：14.5t 过载 3g 额定地面周转时间14d 运行轨道高度 185.01110km 横向机动能力2000km 轨道运行时间 730d 固体助推器 长 45.46m 推进剂质量 2503.63t 直径3.70m 推进剂 氧化剂：过氯酸铵 总质量 2586.51t 燃 料：铝粉 结构质量282.88t 海平面推力 212899.2kN 外贮箱 长 47m 结构质量33503kg 直径8.38m 液氧质量604195kg 总质量 743253kg液氢质量106606kg 轨道飞行器 长 37，24m 寿命飞行100次 高 17.27m
8、主发动机3台 翼展23.79m 推进剂 液氧/液氢 货舱直径4.5m 推力：真空 32090.7kN 货舱长度18.3m 海平面 31668.1kN 乘员舱容积 70.880.Om2 比冲：真空 4464.5Ns/kg 结构质量68.04t 海平面 3552.5Ns/kg 满载质量102t 轨道机动发动机推力 326，69kN 横向机动能力2000km 总 体 布 局 美国航天飞机由轨道飞行器、外贮箱、固体助推器三大部分和27个分系统组成。其组成和布局如图及表所示。 固体助推器 航天飞机固体助推器是至今使用的一种最大的也是第一种可重复使用的固体发动机。2台助推器为航天飞机起飞到45.7km的上
9、升段提供主要推力。设计要求每台至少使用20次。 助推器的主要组成部分有发动机、结构、分离系统、电子系统、飞行测量系统、配电系统、减速系统和靶场安全自毁系统等。 固体助推器可以互换，它们匹配成对使用，由于助推器喷管延伸段在发动机熄火后抛掉，因而它是一种部分重复使用组件。 结构 助推器由鼻锥罩、截锥段、铣切前裙段、发动机壳段、外贮箱连接环、后座环、后裙段和电缆隧道组成。每台发动机壳体由11件D6AC材料壳段组成。 发 动 机 发动机药柱由氧化剂(69.93过氯酸铵)、燃料(16铝粉)、催化剂(0.07氧化铁)、粘接剂(12.04多聚物)和固化剂(1.96环氧树脂)组成。发动机前部药柱芯孔呈11角星
10、形、尾段和中段呈双截锥形。此种药柱芯孔布局可使发动机在起飞时提供高推力，到起飞后50s下降约 1/3，以免运载器在最大动压段承受过高的应力。固体助推器可互换并配对使用。每台由4个药柱段组成，每对药柱段用同一批次的装药，以最大程度地降低助推器间的推力不平衡。发 动 机 发动机药柱由氧化剂(69.93过氯酸铵)、燃料(16铝粉)、催化剂(0.07氧化铁)、粘接剂(12.04多聚物)和固化剂(1.96环氧树脂)组成。发动机前部药柱芯孔呈11角星形、尾段和中段呈双截锥形。此种药柱芯孔布局可使发动机在起飞时提供高推力，到起飞后50s下降约 1/3，以免运载器在最大动压段承受过高的应力。固体助推器可互换并
11、配对使用。每台由4个药柱段组成，每对药柱段用同一批次的装药，以最大程度地降低助推器间的推力不平衡。 航天飞机固体发动机装有可摆动的收敛扩散型喷管(见下图)。喷管以其尾部挠性接头作为摆动机构。发动机的推力矢量控制是通过喷管摆动进行的，其各向摆动角为8。喷管组成如图所示。喷管挠性接头由天然橡胶弹性体和钢质垫片夹层以及前、后端框组成。10层金属填片、11层弹性体和端框热粘在一起。喷管装有推力矢量作动器以及和发动机后壳段适配的连接结构。喷管延伸段在熄火后抛掉，以减轻挠性接头的撞击损伤。喷管膨胀比为7.16：1。 分 离 系 统 航天飞机固体助推器分离系统由连接释放机构、分离发动机、分离电子系统及各种传
12、感器组成。 连接释放机构 固体助推器连接释放机构由8个连接结构和8个分离螺栓组成，每台助推器各4组。 1.前部连接结构 前部连接装置位于固体助推器前筒段，它是一种推力紧固件。其球形件允许固体助推器和外贮箱在分离前相对旋转1。该装置有一铝合金蜂窝结构螺栓抓具，防止碎片散射。 2.后部连接结构 固体助推器后部通过3根连杆与外贮箱相接。每根连杆都装有与前部相似的分离螺栓。后部分离系统满足以下特殊要求：1)连杆需适应助推器和外贮箱之间12.715.2cm的纵向相对移动；2)连杆传递1746kN轴向载荷；3)连杆需传送来自轨道飞行器的指令；4)0.01s内完成分离。 3根连杆都安装在固体助推器的外贮箱连
13、接环上。下连杆和对角连杆采用同一方案，可以互换。上连杆的设计较为复杂，需满足指令传输和信号测量的要求。 分离发动机 航天飞机2枚固体助推器各装8台固体分离发动机。前部4台、后部4台；发动机与前分离螺栓和连杆的分离起爆器同时点火。发动机工作0.7s，每台产生推力97.9kN。 前部4台发动机安装在截锥体靠轨道飞行器的一侧。航天飞机座落在发射台上时喷管向上。发动机防热罩保证航天飞机上升段热气流不灌入喷管冲击推进剂，以防发动机自动点火。此外，防热罩还必需保证分离发动机点火时无微粒射流影响轨道飞行器防热系统。前部发动机防护装置类似铰链盖或舱门。门打开时铰链受扭弯曲。铰链的弯曲使门的动能转为热能，门被制
14、动后保持在一定位置，保护轨道飞行器免受射流影响。另有一锯齿扣装置，保证门不会在打开后再关上。 尾部分离发动机防护装置要简单得多。分离发动机点火时将其吹开。由于后部分离发动机位于裙段支撑柱部位，故有3台发动机位于支撑柱的一侧，另1台位于另一侧。 分离发动机和结构分离系统同时点火。冗余的分离信号送往前部和后部分离发动机系统，起动起爆器。起爆器的爆炸经2条起爆引信复式接头和8个起爆引信装置传至分离发动机点火器。 分离电子系统 固体助推器火工品装置和控制装置间由2台主事件控制器(MEC)进行信号传递和数据测量。分离系统通过4台尾部信号复合器/信号分离器(MDM)和2台MEC连接。固体助推器手动分离开关
15、通过4台前部MDM与航天飞机通用计算机接口。 固体助推器电子和测量系统(EIS)提供轨道飞行器和固体助推器分离系统间的接口。该系统由集成电子组件(1EA)和火工品引爆控制器(PIC)组成。分离发动机和分离螺栓由IEA进行控制。尾部IEA提供信号调节和放大、指令传递、数据分配、电力传输。位于助推器前部的组件通过尾部IEA向前部IEA传输。固体助推器向轨道飞行器输送的全部数据通过尾部IEA传输。 火工品引爆控制器是一种单通道电容放电装置。它要求发送预备信号，对电容器充电。然后送“点火尸和“点火2”指令放电，起爆火工品。PIC由一组双冗余固体开关作动，开关通过MEC从通用计算机接受信号。 电 子 系
16、 统 每台固体助推器有2套集成电子组件，助推器前后裙段各一套。前部组件负责在助推器熄火后指令抛掷喷管、释放鼻锥罩和截锥段、降落伞开伞、接通回收辅助装置。后部组件安装在外贮箱/固体助推器连接环上，它与前部电子组件以及轨道飞行器电子系统接口，为固体助推器提供点火指令和喷管推力矢量控制。每套电子组件含一信号复合器和信号分离器。它们在单一通道发送或接收1个以上信号、信息或信息单元。 推力矢量控制 每台固体助推器有3台速率陀螺装置。它安装在固体助推器与外贮箱连接点前短壳内的前环框上。装置由俯仰速率陀螺和偏航速率陀螺组成。速率数据通过轨道飞行器前部信号复合器/信号分离器送往计算机。陀螺在助推器分离前23s
17、从回路退出，转由轨道飞行器速率陀螺提供俯仰、偏航速率数据。 航天飞机控制系统的4个上升段推力矢量控制(ATVC)驱动器接收制导系统的指令，并将与指令成比例的电信号送往固体助推器的2个伺服作动器。 每个伺服作动器均由4个独立的二级伺服作动器组成。每个伺服作动器都有4个二级伺服作动阀门，由它们控制伺服作动器内的一个滑阀，滑阀确定作动筒的位置，控制推力矢量和运载器的姿态。飞行控制系统向4个二级伺服阀发出4个相同的指令，由4个二级伺服作动器的综合作用确定滑阀位置，这样就可以防止个别错误的指令影响作动器动作。如果一个通道的错误指令持续时间超过预定时间，则所敏感到的压差会起动一选择阀门，隔离并中断有故障的
18、伺服阀液路，利用其余3个通道和伺服阀控制作动器滑阀。如出现第二个故障，用同样方法隔离，留下2条通道工作。每个作动器装有用来向推力矢量控制系统反馈位置信号的位置传感器。作动器还装有卸载组件，防止喷管挠性接头在溅落时损坏。 液 压 系 统 每枚固体助推器有2套独立的液压动力装置(HPU)。液压动力装置由辅助动力装置(APU)、燃料供给组件(FSM)、液压泵、油箱和相应的管路组成。辅助动力装置以肼为燃料，山它向液压泵输送动力。系统各装置位于固体助推器喷管和后裙段间的空间内。APU控制器的电子组件装在助推器后部集成电子组件中。 APU推进剂供给组件可装肼9.9kg，系统用2.75MPa高压氮气挤压输送
19、推进剂。APU起动时推进剂隔离阀打开。推进剂首先通过旁通管路，待泵出口压力大于旁通管路压力后，再全部供给推进剂泵。肼通过泵和控制阀门进入燃气发生器，由催化剂催化分解产生燃气。燃气进入APU二级燃气涡轮，由涡轮依次带动APU齿轮箱、APU燃料泵、液压泵和润滑油泵。涡轮废气流过气体发生器，对其进行冷却后经废气管排出机外。 当APU的转速达100额定转速时，其主控制阀门关闭，由电子控制器控制转速。当主控制阀门逻辑线路失效时，由副控制阀门接替工作。转速控制极限为112。 液压动力装置与助推器的2个伺服作动器相接，一套为主液压源，另一套为副液压源。伺服作动器设有转换阀门，当液压降至14.14MPa时即可
20、通过转换阀门转至副液压动力装置，由它为作动器提供动力。并由控制器控制APU的转速，为2个伺服作动器提供足够的液压。辅助动力装置的最高转速为80640r/min。液压泵的转速为3600r/min，提供液压21.043 0.3449MPa，高压卸压阀门在液压达25.18MPa时卸压，以防系统超压。 固体助推器液压系统可重复使用。 自 毁 系 统 航天飞机共有3套自毁系统。2枚助推器各1套、外贮箱1套。系统只接收地面发来的2种指令允爆和起爆。 系统由天线耦合器(2个)、指令接收机(2台)、指令译码器(2台)、分配器(1台)、保险与解保装置、起爆引信集流管(2个)和柔性聚能爆炸索(2条)组成。 指令接
21、收机应调节到靶场安全系统指令频率。指令译码器只起用一个编码通道以防其它无效频率信号进入分配器。分配器含有将自毁指令送往系统起爆器的逻辑电路。NASA标准起爆器通过保险与解保装置点燃起爆引信，随后起爆柔性聚能爆炸索。发出的第一个指令是“允爆”，此时驾驶舱显示灯亮。第二个才是“起爆”指令。 2枚固体助推器和外贮箱上的分配器是相互交连的。这样，一个固体助推器接受到的允爆和点火信号就会立即传至另一枚助推器和外贮箱并同时引爆自毁。 配电器A系统由自毁系统专用电池供电，B系统与回收系统共用电源。 配 电 系 统 固体助推器配电系统如图所示。系统通过主直流母线由轨道飞行器电源供电。由轨道飞行器的主直流母线C
22、向助推器A、B母线输送主电流，由轨道飞行器母线B向助推器母线C输送备用电流。这种配电方法使助推器在轨道飞行器某一母线供电失效时仍能工作。直流额定电压为28V。上限32V，下限24V。 回 收 系 统 航天飞机固体助推器在工作结束，与外贮箱和轨道飞行器分离后在海上溅落回收。它的回收系统由用于分离鼻锥罩、截锥段、打开降落伞的各种火工品，装在截锥体顶部环框上的3个推力器，直径为3.5m的引导伞，直径为16m的减速伞，直径为35m的3个主伞以及装在各降落伞上的无线电发射机，闪光灯和声纳信标组成，回收系统电源由1、2号截锥体电池和与靶场安全系统共用的回收电池组成(见前图)。 外 贮 箱 航天飞机轨道飞行
23、器主发动机所用推进剂全部贮存于外贮箱中，主发动机关机后贮箱被抛掷，再入大气时解体并溅落于远洋中。 外贮箱是航天飞机加注后最重的一个组件。它由前部液氧箱、装有大部分电子组件的非增压箱间段和后部液氢箱组成。外贮箱长47m、直径8.38m、结构质量约33503kg、加注后的质量约743253kg。液氧加注质量604195kg；液氢加注质量101606kg。 外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离结构如图所示。尾部连接区设有在外贮箱和轨道飞行器之间输送液体和气体的管路以及输送电力及电信号的电缆。2枚固体助推器和轨道飞行器之间的各种控制信号也通过此电缆传送。 液氧箱 液氧箱为铝合
24、金硬壳式结构，由化铣三角形网格结构件、板材、机械加工的紧固件和环形构件等预制件熔焊而成。贮箱在137.3151.OkPa压力下工作。贮箱装有控制流体状态的防晃、防涡流和防间歇流装置。一条直径43.2cm的输送管路穿过箱间段又穿出贮箱尾部与外贮箱和轨道飞行器快速脱落接头相接，每分钟输送液氧71979L。液氧箱的双锥形鼻锥可降低阻力和加热。此处装有上升段大气数据系统，并作为一避雷针。液氧箱容积552m，直径8.4m，长 16.64m，结构质量5.647t。 箱间段 箱间段为半硬壳式筒形结构，两端有与液氧箱和液氢箱连接的对接框。箱间段设有固体助推器前部连接点，通过连杆和紧固装置向液氧箱和液氢箱传递固
25、体助推器载荷。箱间段装有外贮箱测量仪器和与地面设备对接的脐带板。通过脐带板输送吹除气体。箱间段由铝合金蒙皮、桁条和壁板组成。箱间段在飞行中排气。箱间段长6.58m，质量6.259t。 液氢箱 液氢箱为半硬壳式结构，由熔焊筒段、5个环形隔框和椭球形前后底组成。其工作压力为 219.7232.4kPa。贮箱中有防涡流缓冲器和将液氢通过直径43cm的管路送往尾部左侧脐带的虹吸管出口。液氢流量为184420L/min。液氢箱设有外贮箱/轨道飞行器前部连接撑杆、2个尾部连接紧固件、推力扩散结构和外贮箱/固体助推器后部连接结构。液氢箱直径8.4m、长 29，48m、容积1573m3、结构质量14.451t
26、。 防热层 外贮箱覆有厚1.27cm的软木/环氧树脂复合材料层(喷涂或预成形件)和喷涂厚2.545cm的泡沫塑料防热层。 排气阀 每个贮箱的前端设有排气和泄压阀门。此双功能阀门在发射前由地面氦气打开，进行排气，飞行中在液氢气枕压力达164.8kPa或液氧气枕压力达247。lkPa时打开。 液氢箱前端设有一单独的火工品作动翻转排气阀门。分离时阀门打开产生一脉冲，以辅助分离机动并提供更有利的外贮箱再入气动控制。 发射前氧化剂箱排气口由发射塔摆动臂上的盖帽罩住，吸去液氧蒸气防止贮箱结冰。倒数计时到T2min时收回盖帽。 传感器 贮箱有8个推进剂耗尽传感器。4个位于燃料箱底部，另4个位于输送管路快速脱
27、落接头下游的轨道飞行器液氧输送管路歧管上。主发动机工作时，轨道飞行器计算机连续计算运载器的瞬时质量，一般主发动机按预定速度值关机。但一旦燃料或氧化剂的任意2个传感器敏感到推进剂耗尽时，发动机便随之关机。 氧化剂传感器置放在能使发动机最大限度利用氧化剂的位置，以保证在氧化剂泵空转前发动机有足够的时间关机。此外，按规定的6：1(液氧/液氢)混合比要求，多加498kg液氢，以保证主发动机在富燃料的状态下关机，否则发动机组件会受到烧蚀和严重的腐蚀。 在2个贮箱的顶部装有4个监控气枕压力的压力传感器。 自毁系统 外贮箱靶场安全系统在接到自毁指令后爆破贮箱，消散推进剂。系统由电池、接收机、译码机、天线和火
28、工品组成。 外贮箱/轨道飞行2S连接分离机构 外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离机构如图所示。前连接点的释放由剪切型分离螺栓完成。活塞剪断螺栓体后将其下部推离球碗，活塞底部与球头、球碗外表面齐平。2个后连接点采用法兰盘式螺母释放装置。每个螺栓设有回缩弹簧。它们在螺母炸碎后将螺栓收回外贮箱一侧半球体内。螺母和双引爆器罩在轨道飞行器一侧的壳罩内，由它收集螺母碎片和引爆气体。 贮箱尾部连接区设有推进剂和气体输送管路及输送电力和信号的电缆。 外贮箱有5条脐带管路与轨道飞行器相接。液氧箱有2条，一条输液，另一条供气；液氢箱有3条：2条输液，1条供气。较细的液氢管为冷却回路，只
29、在射前冷却时使用。此外在外贮箱上还设有2个在轨道飞行器、固体助推器和外贮箱间输送电力和信息的电缆脱落插座。 位于贮箱尾部的2块脐带板与轨道飞行器相应的脐带板对齐并用螺栓连接。外贮箱分离时螺栓由火工品装置断开。安全分离后舱门将输送管路和电缆部分的舱口关死。 轨道飞行器/外贮箱脐带板分离机构由左右2套装置组成。每套含三组双起爆器法兰式螺母/螺栓。每一螺栓都装有回缩弹簧，释放螺母后将螺栓收回外贮箱一侧。螺母和双起爆器则收在轨道飞行器一侧的容器中。每块轨道飞行器脐带板有3个液压作动回缩器，它们在释放3套法兰式螺栓/螺母组合后，将脐带板收回约6cm，断开脐带，释放液氢/液氧阀门间的流体并由主推进系统高压
30、氦气关闭液氧/液氢主输送管路的断流阀门。每块轨道飞行器脐带板有3个跳簧，它们使轨道飞行器脐带板在与外贮箱脐带板分离后保持原位。 轨道飞行器上有2扇脐带舱门(127cml27cm)，它们在外贮箱分离、左右脐带板收回后，封闭轨道飞行器结构上的开口。舱门在起飞和上升时，由前后2个中线闩锁咬住，全部打开。与外贮箱分离后，左、右舱门的2台双冗余交流电机操纵机电作动器使中线闩锁转动31，松开舱门，收回闩锁并使之与防热系统模线齐平。当舱门距完全关闭位置5cm时，闩锁机械开始工作，咬合2扇舱门外缘处的滚轮将舱门推至关闭位置，闩锁驱动装置将舱门关死，准备入轨。舱门覆有可重复使用的防热层，防热瓦间由气动热阻挡件密
31、封。 轨道飞行器 轨道飞行器是航天飞机唯一能全部重复使用的组件。它由结构系统、推进系统、防热系统、电子系统、环境控制与生命保障系统、电源与配电系统、辅助动力装置、液压系统、警告/报警系统、烟火检测和防火系统、有效载荷持留、释放和回收系统组成。 结 构 系 统 为取得最佳气动特性和机动性能，轨道飞行器设计成机翼/机身混合外形，具有常规飞机的结构特点。 轨道飞行器由前部机身、中部机身、尾部机身、机翼、襟翼、垂直尾翼以及辅助结构等部分组成。 前部机身 前部机身分上、下两部分，机身内装有乘员舱并用来支撑反作用控制系统前舱、鼻锥罩、前部起落架轮舱、前部起落架和前部起落架舱门。 前部机身由普通的2024铝
32、合金蒙皮/桁条壁板、框架及隔板组成。壁板由每隔7.62 12.7cm铆接有桁条的弯曲拉伸成型蒙皮组成。框架则是铆接到壁板上去的。主框架的间隔为 76.291.44cm。X0378截面处的前隔板为铝合金构件，由上、下两部分组成。上部是一些铆接和螺接在一起的平板，下部是机械加工件，隔板为鼻锥提供安装面。 鼻锥部分有大型的机加梁和支杆。前起落架舱由2根支撑梁、2块上部closeout腹板、拉杆支撑短柱、前起落架支杆、作动器连接件和前起落架舱门连接件组成。左、右2扇起落架舱门是铰接在鼻锥上的。舱门为铝合金蜂窝结构。舱门的前、后两端均装有碰销用以在起落架缩回时关闭舱门。舱门除了热障层外，还装有压力密封件
33、。 除6扇前窗、2扇天花窗、侧舱窗口和前部反作用控制系统发动机周围一些部位外，前部机身全部用重复使用防热瓦覆盖。鼻锥罩为增强碳碳复合材料(RCC)结构。 鼻锥罩组件如图所示。连接件由因康镍718和A286不锈钢等耐热材料制成，它们位于整流罩深部以防过热。连接时考虑了热膨胀和结构位移等因素。由于RCC是一种良导体，因而附近的铝合金结构和金属连接件均用内部绝热件绝热以防超过温度极限。 前部机身上还有天线支撑、可伸展的大气数据探测仪、星光跟踪器观察孔舱门等结构。 轨道飞行器/外贮箱前部连接点位于X0378隔板和前部起落架舱后的结构上。在前部机身和乘员舱之间，围绕风挡窗、顶部观察窗、乘员舱门窗和星光跟
34、踪仪孔装有柔性罩以作吹除、排气控制。前部机身和有效载荷舱之间用位于X0582处的柔性隔板隔开。挡风窗的外层窗板安装于前部机身，窗框为机加部件。 前部反作用控制系统(RCS)舱体由2024铝合金蒙皮桁条壁板和框架组成。壁板由带有铆接加强件的单曲率、拉伸成形蒙皮组成。框架是铆接到壁板上去的。RCS舱体是用16个紧固件连接到鼻锥和前部机身隔舱上去的，舱体可以拆卸。RCS舱体覆有防热层和热挡层。 乘员舱 乘员舱共有上、中、下三层，由有整体加强桁条以及内连接凸缘的2219铝合金板加工而成。凸缘用来在内部连接焊接件以保证舱体密封。舱体取截锥形，前、后舱壁均为平面，舱体与前机身只有4处连接点，保证高度绝热。
35、有2个连接点位于上层地板后隔板处，法向载荷承力连杆位于前隔板中线处，侧向载荷承力连杆位于后隔板下段。 乘员舱有3个舱口：正常活动进、出口、气闸(Airlock)/中舱进出口和通过后隔板进入有效载荷舱，进行舱内、外活动的进出口。在乘员舱上装有风挡窗、天花窗、后观察窗、侧舱门窗的第二层窗板。后隔舱有一可移动的壁板，它是制造和组装时进出乘员舱的通道。也为安装和拆卸气闸提供了条件。 乘员舱由飞行层、中层和下部仪器舱组成。当中层装气闸时，乘员舱的容积为70.8m3，当气闸装在有效载荷舱一侧时，为80.0m3。 飞行层为最高层。该层共设6个工作台。指令长、驾驶员工作台装有飞行控制的各种仪器设备。任务专家工
36、作台位于右侧，装有监控、通信管理、有效载荷操作、有效载荷/轨道飞行器对接操作的控制和显示器。有效载荷专家工作台位于左侧，负责监控、操纵货舱有效载荷、控制轨道飞行器和有效载荷间的环境和电气接口。轨道工作台面向货舱，在轨道运行时通过顶部和后部观察窗进行观察、监控。 在早期研制飞行中设有飞行员弹射系统。它由座椅、弹射逃逸口盖、能量传递系统程序装置以及地面进出用的非弹射壁板分离作动装置组成。弹射口盖是飞行员的紧急出口。飞行员也可在口盖弹射后连同座椅一同弹出。口盖由可压缩蜂窝结构减震垫、带有分离铰链的乘员舱、前机身持留缆绳、断开装置和推力器等组成。正式飞行时弹射座椅由工作座椅代替。 中层硅有乘员舱设备和
37、3个电子仪器舱。废物收集系统正前方为侧舱门，是乘员的正常出入口。汽密舱门是用铰链、抗扭管和支撑件安装到乘员舱上去的，可以从内、外两侧打开和关闭。舱门直径101cm，中央开有一个25.4cm直径观察窗。舱门压力密封。密封件在舱门关紧时由闭锁机械装置压紧。舱门和防热瓦间嵌有一因康镍线网片和陶瓷纤维织物组成的隔热层。 研制飞行中，中层装2个睡袋、2个饮用水箱和测量组件。正式飞行中，增设厨房、3个客座，如移去睡袋还可增设3个座位。中层沿四壁有3.96m3设备存放空间，并设有进入下层的活动地板。 气闸位于中层，可同时容纳2个身穿宇航服的飞行员。舱外活动齿轮、检测板、再充气装置等全部装于内壁。需要时可将气
38、闸从中层移至有效载荷舱内，这样飞行员便可不穿宇航服进入有效载荷舱的空间实验室内。如增设一隧道式对接件，并将气闸安置在对接件上方，则可提供乘员舱和空间实验室均不减压情况下的舱外活动能力。当气闸装在有效载荷舱内时则必须在气闸外装隔热层，以免受空间环境的影响。执行对接任务时可用对接舱代替气闸，也可将其装在隧道式对接件上。对接件可以伸缩，伸开时可容2个乘员，收拢时只能容纳一个。 轨道飞行器共有11扇观察窗；前部6扇，顶部2扇、后部2扇、侧舱门1扇。 轨道飞行器观察窗为3层结构。外层窗板与前部机身相接、中层和内层与乘员舱相接。外层为防热层，采用耐熔氧化硅CGW7940韧化玻璃。外表面可承温482，内表面
39、可承温 426。内层为承压层，采用硅酸铝CGWl732回火玻璃，外表面镀有红外反射层。中层为防热层和承压的备用层，取材同防热层。内、外表面镀有高效抗反射镀层，以增强可见光传输。中层可在115的高温下承受59.29MPa压力和1.7相对湿度。每扇窗户均备有遮光/滤光罩以减弱入射光线。但它们只在需要时才装上。机翼 机翼为一气动升力面，为轨道飞行器提供升力和控制力。机翼由前翼盒、中段机翼(包括主起落架舱)、抗扭盒、前部翼梁、机翼/升降副翼对接段、升降副翼密封板、升降副翼和翼套组成。 机翼为多肋翼梁/桁条加强蒙皮或者蜂窝结构铝合金壳体结构。机身段机翼长约 18，28m，最大厚度1.52m。 机翼最前部
40、为翼盒，是主机翼的延伸，翼盒为铝合金肋、铝合金管组、支杆结构，覆有桁条加强的蒙皮。101、099和102号轨道飞行器的前梁closeout件为铝合金蜂窝结构，103为铝合金波纹结构。翼盒的前段设计成可以安装能重复使用的防热瓦，后段的平面安装增强碳碳翼前缘。 中段机翼为铝合金多肋管系/蜂窝蒙皮结构。中段机翼内含主起落架，起落架舱门。中段机翼有一肋，用采支撑外侧主起落架舱门铰链、起落架耳轴和拉杆。内侧舱门的耳轴和拉杆连接在中部机身上。起落架舱门为普通的多肋/翼梁结构。 抗扭盒形部段为构架式多肋/城堡形肋帽结构，以与翼展方向加强蒙皮板的桁条相适应。为了将热载荷降至最低，4条主翼梁采用波纹铝合金结构。
41、但103号以后的轨道飞行器的 1249，1307翼梁、1191翼梁外侧部分均改用石墨/环氧树脂腹梁。前部大梁为铝合金蜂窝结构，是增强碳碳翼前缘的连接面。后翼梁则为升降副翼、铰式上部密封板液压/电气系统组件提供连接面。 抗扭盒/升降副翼对接段上表面由铰接板组成，它为机翼和升降副翼间的孔腔提供盖板。 Yw312.5截面外侧的铰接板为因康镍蜂窝夹心结构，Yw312.5截面内侧的铰接板为钛合金蜂窝夹心结构。此处未覆盖防热瓦，因为所选材料能适应上表面高温。 机翼尾部接有两扇升降副翼。副翼为铝合金多肋、梁/蜂窝蒙皮结构。两扇副翼各由3个铰链连接。飞行控制系统液压作动器连接在升降副翼前端。全部铰链力矩作用在
42、这些点上，升降副翼可向上转动40，向下转动25。 主起落架舱门宽1.53m、长3.66m，在102号以前的轨道飞行器上为蒙皮桁条结构，099号和103号以后的轨道飞行器则改为蜂窝结构。它由内侧的3个铰链，外侧的3个上位锁和前侧的1个上位锁支撑。 除升降副翼密封区外，机翼、主起落架舱门和升降副翼均覆盖有防热层。升降副翼的下覆盖面进行热密封。主起落架舱门设有压力密封件和热挡层。 机翼与机身下表面沿中翼盒用抗剪螺栓连接，与机身上表面用抗拉螺栓连接。 中部机身 中部机身与前部机身、尾部机身和机翼对接。它支撑有效载荷舱门、铰链、系留紧固件及有效载荷。 中部机身的两端是开启的。其大梁与前部机身和尾部机身的
43、隔框相接。中部机身为铝合金结构，长18.28m、宽5.18m、高3.96m、质量6.12t。 除X01040-X01037截面靠机翼上方的壁板为铝合金蜂窝结构外，中部机身全部覆盖数控机加整体蒙皮，并具有纵向T形桁条。X01191X01307截面的底部壁板为夹层结构，承载机翼横向载荷和机体挠曲载荷。X01040-X01307截面机翼对接段侧壁蒙皮也是机械加工蒙皮，但有法向T形桁条。X01278-X01307截面机翼对接段侧壁蒙皮为夹层结构。 有12个用于稳定中部机身结构并承受机翼和有效载荷作用力的主框架。框架由法向侧部组件和水平方向的组件组成。侧向组件为机械加工件，水平方向为钛合金端头紧固件连接
44、的硼铝管抗剪构架。此外还有13个侧壁短柱框架。 中部机身上端装有板式大梁和舱门大梁，在舱门大梁上装有13个有效载荷舱门铰链，台板式大梁也用来支撑和存放机械臂、Ku波段天线和有效载荷作动系统。 中部机身X01191X01307段为中翼盒结构，它由下部蒙皮，上部翼盒蒙皮和7根纵向肋组成。中间肋由机加整体盖、剪切腹板和垂向加强件组成，其他6个为硼/铝管构架。X01191 X01307上部翼盒蒙皮带有T形桁条。 中翼盒侧壁为主起落架的内侧支撑点。起落架全部侧向载荷作用于中部机身结构上。 中部机身还装有2块支撑乘员舱尾部机身导线的托板。机身底部的管路和导线由玻璃纤维垫板支撑。 中部机身由重复使用防热瓦覆
45、盖。 有效载荷舱门 两扇有效载荷舱门铰接于中部机身两侧，舱门沿顶部中线打开。舱门长18.28m、弦3.04m、直径4.57m、面积148.64m2。除最前部2.54m外，舱门轮廓不变。 每扇舱门由5段组成，除了尾部55.9cra外，各段均由圆周膨胀接点连接，前部9.15m舱门内装有可展开的辐射器，辐射板是铰接和锁定在舱门内表面上的。前部辐射板可在轨道中展开。它由机电作动系统操纵(开锁、闭锁、伸展、收回)。后部的辐射板是固定的。 两扇舱门各铰接在13个因康镍一718外铰链上(5个剪切铰链，8个活动铰链)。铰链的下半部连接在中部机身铰链和台板式大梁上，铰链绕双转动面轴承转动。舱门由专用的作动系统驱
46、动到要求的开启或闭合位置。每套机械装置各由一台机电动力驱动装置和6个转动齿轮作动器组成。转动作动器间由抗扭管连接，并与动力驱动装置、有效载荷舱门联动装置连接。 舱门关闭后被锁定于前部和尾部隔板和顶部中线。闩锁系统由8组闩锁机械装置组成。每组各由4个闩锁以及相应的直角横杆、推杆、旋转杆、滚轴和一台机电作动器组成。此外在每扇舱门和4个膨胀接点上各有5个用来连接舱门段的惰性抗剪销钉。沿舱门顶部中线装有4个抗剪紧固连接件，前4段各一个。 舱门关闭时也被固定在尾部机身隔板上，但允许在前段机身处沿纵向移动。舱门亦可承受扭转载荷、气动压力载荷和有效载荷舱排气滞后压力。 舱门的主要结构是复合材料蜂窝/框架结构
47、。面板由石墨/环氧树脂带和纤维方向为0/45/0的石墨环氧树脂织物组成。每张蒙皮的总厚为0.0406cm。Nomex蜂窝芯高1.52cm。蜂窝芯是用粘接剂粘到面板上去的。外蒙皮粘接有200200铝丝避雷网。舱门共有28个中间框，8个膨胀接点closeout框，1个前部closeout框，1个后部closeout框。舱门框架由多层石墨/环氧树脂浸渍增强织物构成。宇航员舱外活动把手位于抗扭盒形件部位。 前、后机身界面、舱门顶部中线和圆周膨胀接点处均嵌有热密封件和压力密封件。舱门外表面覆有重复使用绝热物。 舱门可承受163dB噪声以及一112+57的温度变化。 尾部机身 尾部机身由外壳、推力结构和内部辅助结构组成