航天飞机概述与建模

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1、航天飞机概述与建模一、 航天飞机的发展航天飞机（ Space Shuttle ，又称为太空梭或太空穿梭机）是可重复使用的、往返于太空和地面之间的航天器，结合了飞机与航天器的特点。 作为一种可重复使用的天地往返运输器，航天飞机是现代火箭、飞机、飞船三者结合的产物。它能像火箭一样垂直起飞，像飞船一样绕地球飞行，像飞机一样水平着陆。航天飞机为人类自由进出太空提供了很好的工具，它大大降低航天活动的费用， 是航天史上的一个重要里程碑。1981 年以前，美国的载人航天是通过“水星”、 “双子星座”、 “阿波罗”和“天空实验室” 计划进行的。 用火箭发射载人航天器一次，就要消耗一枚巨大的火箭。一些卫星发射后

2、也无法回收。为了解决这个问题，美国在“阿波罗”登月计划后，就着手研制一种经济的、 可以重复使用的航天器航天飞机。这种航天器既能象火箭那样冲向太空， 也能象飞船那样在轨道上运行， 还能象飞机那样在大气里滑行并自行安全返回地球。美国自 1972 年开始投巨资进行研究，历时9 年，花费约 100 亿美元。整个工程是由美国政府机构、 工业企业和高等院校的庞大队伍合作，并靠国外一些组织的协助，运用科学的管理方法， 按照严格的分工和进度分阶段组织实施的。1981年 4 月 12 日，第一架航天飞机“哥伦比亚”号首次发射飞上太空，两天后安全返回。第一架轨道飞行器“企业号”于1976 年 9 月 17 日出厂

3、。 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

4、 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 9848。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 2玛丽埃塔 2丹佛航空公司(Martin Marietta Denver Co)负责外贮箱

5、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。航天飞机由轨道飞行器 （Orbiter） 、 固体火箭助推器 （SRB ） 和外挂贮箱（ET ）3 大部分组成，中间是一个外形像一架三角翼滑翔机的轨道飞行器，它垂直发射，但再入地球大气层后就像飞机那样下滑着陆。起飞时用两台可重复使用的固体推进剂助推器和 3 台液体推进剂主发动机作动力。 不可重复使用的外挂贮箱内的液氢推进剂输往主发动机， 贮箱在推进剂用尽时分离抛弃。助推器在海上回收、 整修后供再次使用，外贮箱不回收。轨道飞行器执行任

6、务后返回机场，水平着陆。轨道飞行器具有 2000km 横向机动能力。原规定轨道飞行器的维护周期为160h，即 2 周后便可执行下一次任务。 轨道飞行器设计可供100 次飞行，固体火箭助推器可以回收并重复使用。 轨道飞行器有一个巨大的有效载荷舱，卫星及其他材料就放在舱内送进太空或从太空带回。按设计要求每次最多可将295t 有效载荷送入 1851110km近地轨道，将14。5t 有效载荷带回地面。轨道飞行器可载37 人，在轨道上逗留 730 天，进行会合、对接、停靠，执行人员和货物运送，空间试验，卫星发射、检修和回收等任务。美国共有 6 架航天飞机，分别为 OV101 “企业号”(Enterpri

7、se)、 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) 。“开拓者号”只用于测试，一直未进入轨道飞行和执行太空任务。1986 年 1 月28 日， “挑战者”号航天飞机在第10 次飞行时，升空第 73 秒后，由于右侧助推火箭密封装置出现问题，造成燃料外泄，航天飞机发生爆炸，7 名航天员当场遇难。随后航天飞机停飞了32 个月，一些系统进行了重新设计和改进。2003 年 2月 1 日， “哥伦比

8、亚”号航天飞机在即将返回地面前十几分钟失事，7 名宇航员全部丧生。二、 航天飞机的组成与三维建模航天飞机由轨道飞行器（ Orbiter） 、固体火箭助推器（ SRB ）和外挂燃料贮箱（ET ）3 大部分和 27 个分系统组成。1. 外挂燃料储箱（ External Tank ）外表为铁锈颜色， 主要由前部液氧箱、 后部液氢箱以及连接前后两箱的箱间段组成。外部燃料箱负责为航天飞机的3 台主发动机提供燃料。 外部燃料箱是航天飞机三大模块中唯一不能重复使用的部分，发射后约8.5 分钟，燃料耗尽，外部燃料箱便被坠入到大洋中。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

9、增压箱间段和后部液氢箱组成。外贮箱长47m、直径 838m、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。外挂燃料储箱包含一个推进剂输出系统，将推进推输送到轨道器的发动机里，一个加压与通风系统， 负责调控燃料箱的压力， 一个环境调节系统， 负责调控温度， 补充中间燃料箱区域的大气， 还有一个电子系统， 负责分配电力、仪表信号，提供闪电保护。液氧箱为铝合金硬壳式结构， 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 137151kPa压力下工作。 贮箱装有控制流体状态的防晃、防涡流和防

10、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552m2，直径 8.4m，长 16.64m，结构质量 5.647t。箱间段为半硬壳式筒形结构， 由铝合金蒙皮、 桁条和壁板组成， 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。 箱间段长 6 58m， 质量 6 259t

11、。液氢箱为半硬壳式结构， 由熔焊筒段、 环形隔框和椭球形前后底组成。其工作压力为219232kPa 。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。液氢箱设有外贮箱与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与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。外贮箱覆有厚 1.27cm 的环氧树脂复合材料层和喷涂厚2545cm 的泡沫塑料防热层。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

12、达164.8kPa或液氧气枕压力达247kPa时打开。液氢箱前端设有单独的火工品作动翻转排气阀门。分离时阀门打开产生脉冲，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。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。下图为使用 SolidWorks进

13、行建模的外挂燃料储箱。2. 固体火箭助推器（ Solid Rocket Boosters ）这对固体火箭助推器中装有助推燃料，平行安装在外部燃料箱的两侧， 为航天飞机垂直起飞和飞出大气层进入轨道提供额外推力。在发射后的头两分钟内，与航天飞机的主发动机一同工作，到达一定高度后， 与航天飞机分离， 前锥段里降落伞系统启动，使其降落在大西洋上，可回收重复使用。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

14、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。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。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。这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 13，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

15、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感器组成。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通过4 台前部 MDM 与航天飞机通用计算机接口。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和

16、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。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。固体助推器配电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。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