航天飞机结构功能原理介绍.ppt

10.1 航天飞机的结构组成 10.2 航天飞机的控制系统 10.3 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,第十章 航天飞机的制导与控制,航天飞机是一种有人驾驶的、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，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。,第十章 航天飞机的制导与控制,10.1 航天飞机的结构组成,航天飞机记录片,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。轨道器可以重复使用100次，助推器可以重复使用20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间运输工具。,“哥伦比亚”号航天飞机首飞记录片,航天飞机系统整体外形结构如图10.1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5614 m，高23.34 m，起飞总质量2 000 t多，海平面的起飞总推力为31,400 kN。航天飞机系统的整体几何尺寸也如图10.1所示。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。,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、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3724 m，起落架放下时高1727 m；三角形后掠机翼的最大翼展2397 m；不带有效载荷时质量68 t，飞行结束后，携带有效载荷着陆的轨道器质量可达87 t。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。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。,轨道器由前、中、尾三段机身组成，如图10.2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。这个乘员舱又可分为三层：最上层是驾驶台，有4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，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4至7人，紧急情况下也可容纳10人。,图lO.2 航天飞机结构示意图,航天飞机的中段主要是有效载荷舱。这是一个长18 m，直径4.5 m，容积300的大型货舱，一次可携带质量达29t多的有效载荷，舱内可以装载各种卫星、空间实验室、大型天文望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，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控制部件。,航天飞机系统的第二个部件是外储箱，它的作用就是为航天飞机的主发动机储存入轨前所用的全部推进剂。外储箱装在航天飞机的下方，夹在两台固体火箭助推器的中间。它是航天飞机系统上惟一不可回收的部件。全长47 m，直径864 m，净质量33 t，是一个十分庞大的尖头圆柱体，由铝合金制成。内有前、后两个储箱，前储箱装600 t多液氧，后储箱装102 t液氢，外储箱总共可装700 t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，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4546 m，直径37 m，自重83 t，可以装503 t的固体推进剂，推力13 MN，可以重复使用20次。,航天飞机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3种不同的控制，而且要求这三者有机地结合。航天飞机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。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3种功能。另外，还可以使航天飞机与同轨道平面内最大相距560 km的目标相会合。,10.2 航天飞机的控制系统,尽管航天飞机控制系统具有强大的控制功能和复杂的结构，但它的基本结构和原理与其他各种控制系统依然一致，可以由图4.1表示。轨道和姿态敏感器、轨道和姿态执行机构、计算机依然是构成航天飞机控制系统的3个基本单元。 10.2.1 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，航天飞机系统上采用了9种导航和姿态测量设备，总共40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。,1惯性测量单元 航天飞机采用三套惯性测量单元，以并行冗余方式装在一个整体结构里。为了保证惯性测量单元的测量精度和对它进行校准的精度，惯性测量单元与两个星跟踪器装在同一个导航基座上，位于航天飞机的前舱。每套惯性测量单元由四框架平台、电子设备、输入输出装置和电源4个主要部分组成。平台框架的安装方位从内向外是方位轴、内滚动轴、俯仰轴、外滚动轴。第四个框架作为冗余，以保证大姿态运动时框架不少于3个自由度。每个平台内框装有两个三自由度挠性陀螺和两个相互垂直安装的加速度计。,2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如图10.2所示。两台星跟踪器分别安装在航天飞机轨道器前舱的Oz轴和Oy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。它由成像装置光电析像管、光电倍增管、光学系统、遮光罩和电子线路等5个主要部分组成。星跟踪器视场1010，通过计算机引导星跟踪器扫描全视场。测量角度精度为1，能跟踪亮度等级为+3到一7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漂移的校准装置。,3航天员光学瞄准具 它由准直仪、光学十字线、光束分离器和光源组成。当惯性测量单元偏差大于O.5或星跟踪器不在视场内时，航天员可人工操作光学瞄准具对惯性测量单元进行校准，同时也可以用来检查发动机关机点的轨道器姿态。 4速率陀螺 它作为航天飞机的姿态和速率测量的敏感器，共采用10个。其中4个斜装用在轨道器上升、离轨和再入着陆阶段，另外6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。,5气动参数测量系统 用来测量轨道器在离轨阶段与环境相对运动的信息。共有两组，分别装在轨道器左右两侧，每组含有测量环境温度和压力的两个敏感元件，共四套。这些相对运动参数可供离轨阶段轨道器进行软件处理时使用，可为航天员提供专门显示，在操纵轨道器时使用。 6微波扫描波束着陆系统 用来测量航天飞机在着陆前最后20 km距离的精确位置。,7雷达高度表 根据无线电波反射原理，直接测量航天飞机离地面的高度，而不要求地面辅助。该装置用在轨道器着陆阶段。航天飞机上安装两套作为双重冗余系统。 8战术空中导航系统 该系统引用飞机的战术空中导航系统，用在轨道器离轨阶段。它采用军用L波段空中导航系统，从机上向地面提供斜距和磁定向信息。机上共装三套，安装在前电子设备舱内。每套由控制设备、多路转换器、上天线与下天线和接收变换器等5个部分组成。,9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1g，精度为006g。 总之，航天飞机上共配置以上9种敏感器30套，共40个。,10.2.2 航天飞机系统的执行机构 1主发动机和外储箱 航天飞机的主发动机采用的是当今世界上最先进的高压补燃氢氧发动机。航天飞机的主发动机是一种可重复使用的、高性能、可调节推力的液体推进剂火箭发动机，它为航天飞机提供主要推力。每一架航天飞机上装有三台主发动机，发动机的结构完全一样，它们的配置位置如图10.2所示，位于轨道器的尾部。为了严格监控三台主发动机的工作状态并调节其推力的大小和方向，每台主发动机都有一套可整体更换的发动机电子控制器，其中包括两台相同的互作备份的数字计算机。,它能自动完成发动机起飞前的飞行准备检验，在轨道器上执行发动机测试、启动和关机等功能，能对发动机的温度和压力等性能参数进行监控，并以闭环方式对主发动机的推力、混合比(推进剂油门)和推力方向(喷管摇摆框架)进行调节。 外储箱用来储存液氢液氧推进剂。它是航天飞机上最大的一个部件，也是迄今为止最大的推进剂储箱，长47.1 m，直径8.64 m，共装推进剂700t多。外储箱在航天飞机主发动机关闭时，尚未达到轨道速度，即与航天飞机分离，然后沿着一条弹道再入路线坠毁并在海上安全散落。,航天飞机的三台主发动机和一个外储箱构成了主发动机系统，结构如图103所示。 图103 航天飞机主发动机系统,2固体火箭助推器 航天飞机主发动机及其外储箱推进系统，虽然具有强大的推力，但还不足以使整个航天飞机系统飞离发射台并升人空中，还必须借助辅助的推进装置并提供更多的推力，以便共同把航天飞机系统推向高空。航天飞机系统所采用的辅助推进装置，就是固体火箭助推器，其主要部件是固体火箭发动机。 航天飞机系统上配置了两台固体助推火箭，这是迄今为止世界上最大和最重的固体火箭发动机。这两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。 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，两分钟后依靠分离系统与航天飞机及其外储箱在50 km高空同时分离。 每台助推器装有一套回收系统，它由引导伞、助力伞和三顶主降落伞组成。,3轨道机动系统 轨道机动系统的主要功用是为航天飞机提供人轨、轨道运行、变轨、交会和脱离轨道所需要的推力。轨道机动系统的两台液体火箭发动机安装在位于后机身两侧对称的两个外吊舱内。每个吊舱除了一台液体火箭发动机外还包括一个高压氦气瓶、增压储箱用的减压器和控制组件、一个燃料箱、一个氧化剂箱以及相应管路。航天飞机的左右两个外吊舱组成左右两个机动系统，如图10.4所示。每个系统可以携带4,087 kg的燃料和6,743 kg的氧化剂，在真空中产生27,000 N推力。,图104 航天飞机轨道机动系统与反作用控制系统,轨道机动系统的两台发动机均可重复使用100次，可经受1,000次起动和15 h的连续点火，比推力为313 s，氧化剂和燃料的混合比为1.65。两台发动机的结构和工作情况是完全一样的，根据设计要求，当左、右舱系统中有一个发生故障时，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的质量。,根据需要，轨道机动系统可增加一至三套辅助推进装置，每套装置可多携带5,625 kg的液体推进剂。 轨道机动系统与航天飞机的另一个执行机构系统，即反作用控制系统的推进剂管路是互连的，可从轨道机动发动机储箱向反作用控制系统提供推进剂，也可在左、右两侧的轨道机动发动机和反作用控制系统之间交叉馈给推进剂。若增加辅助推进装置，则推进剂也与上述管路相连接。,4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道控制所需的控制力矩和控制力。 反作用控制系统可以分为独立工作的3个部分，即机身前部头锥内的前舱系统和分别位于轨道机动系统的两个外吊舱内的左、右舱系统。主推力器对航天飞机进行正常状态的姿态控制，游动推力器仅提供有限的控制，进行微调。所有44个推力器的控制指令既可来自于星上计算机，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10.4所示。其中，前舱系统共有14个主推力器，2个游动推力室，1个可储存600 kg的燃料箱，1个可储存381 kg的氧化剂箱，2个高压氦气瓶。尾部的左、右舱系统完全相同，各包括3个垂直向上，3个垂直向下，2个向后，4个与航天飞机横轴平行向外的主推力器，每个舱还各有2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，需要时可允许左、右舱之间交叉供应推进剂。,5气动力控制系统 轨道器的主要气动力控制装置是机翼尾部的升降副翼和垂直尾翼上的方向舵。升降副翼位于轨道器尾部两侧，升降副翼做成开裂式，分为内翼和外翼两片。此外，机身后部下面还有一对襟翼，如图10.2所示。每个升降副翼有效面积为19.19 ，偏转角从-40+25。方向舵高8.23 m，根部翼弦长6.70 m，有效面积为9.08 。方向舵用作方向控制时，从机身的纵对称面向左、右各可转动22.8；用作速度制动时，可沿纵剖面对称地裂开，两半各可向一侧偏转87.2，总的偏转角为174.4。,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俯仰控制。 垂直尾翼上的方向舵主要用作偏航控制。 以上5种执行机构系统就构成了航天飞机系统的全部控制手段，保证航天飞机系统在各 个飞行阶段的正常运行。,10.2.3 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。 航天飞机的星载控制计算机系统是一个十分复杂而可靠性又很高的系统，它的最突出的特点是同时采用了5台相同又各自独立的通用数字计算机，通过数字数据总线相互连成一个冗余计算机组。 在航天飞机的关键性飞行阶段，如上升、再人和着陆等，这5台通用数字计算机中的4台作为一个协调式冗余组来执行导航、制导和控制任务。即这4台通用数字机接收相同的输入数据，执行相同的计算并传送相同的输出命令，而且每一台计算机的计算都由其他3台计算机来检验。,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，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。航天飞机星载控制计算机系统自从1981年首次在轨成功运行以来，至今已成功完成100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。,综合以上所述，整个航天飞机控制系统具有以下控制硬件： 轨道测量和姿态敏感器 40个 通用计算机(包括海量存储器2个) 5台 驱动装置(控制指令与执行机构之间的接口装置)14个 执行机构(包括主发动机、轨道机动发动机和反作用控制推力器等) 66个 轨道手动操纵器 2个 姿态手动操纵器 2个 显示设备和接口装置 4套 操纵台显示器 2套,10.3.1 飞行过程与控制,10.3 航天飞机的飞行控制,航天飞机每次飞行所执行的任务是各不相同的，所携带的有效载荷也是多种多样的。但是，无论执行什么任务，携带哪些有效载荷，航天飞机的基本飞行过程都是相同的，可分为5个主要阶段，即上升段、入轨段、轨道段、离轨段和再入着陆段。相应的具体过程有发射前的准备和点火起飞、固体火箭助推器的分离和回收、外储箱的分离和坠毁、航天飞机进人轨道、轨道运行和作业、航天飞机离轨和再入返回以及着陆等飞行的全过程，参见图10.5。下面简述航天飞机系统5个基本飞行阶段的过程和控制。,图10.5 航天飞机系统飞行全过程示意,1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十分相似。航天飞机起飞前24 h，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。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，即到发射时刻。,零秒时点燃三台主发动机，34 s后两台固体火箭助推器开始点火。先点燃主发动机的目的一方面是为了使推力达到预定水平，另一方面是为了稳定航天飞机姿态。由于三台主发动机的起飞总推力为5,100kN，真空总推力为6,300kN，小于整个航天飞机系统的总起飞质量2,000t，所以要借助于两台固体火箭助推器提供辅助推力，航天飞机才能离开发射台升空。由于每台固体火箭助推器的起飞推力为13,150kN，因此航天飞机整个推进系统的起飞推力可达31,400kN，产生约O,5g的初始加速度。 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。,在125s左右，两台助推器燃料耗尽熄火。此时航天飞机轨道高度达50km以上，速度约1,500 ms。利用爆炸螺栓和前、后各4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，助推器仍具有约1,500ms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越远。当助推器分离约1min后，惯性飞行到67km高空时，助推器在空气阻力作用下开始自由回落。由于两台助推器头部装有电子设备和捞救装置，在其与外储箱分离6min后，便以30ms的速度浅落于离发射场30 km以外的海面，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10.6所示。,图10.6 固体火箭助推器回收过程,点击观看虚拟现实演示,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8min之后，航天飞机达到约110km的高空，速度已达7.8kms，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，主发动机关机。经过18s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，使朝下喷管点火，产生1.2 ms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150km的海面上，如图10.5所示。,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10.7所示，上升段俯仰和偏航姿态控制如图10.8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。,图10.7 升段滚动姿态控制图 10.8 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,2入轨阶段 在主发动机关机后，航天飞机已基本达到了人轨速度，少量不足需要依靠轨道机动发动机提供推力完成最后的入轨飞行。 主发动机关机后两分钟启动两台轨道机动发动机，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。,航天飞机入轨后立即开始检测各分系统的工作状态，若检测中出现危及飞行计划的故障和不测事件，即可采取措施予以排除；如须返回，则可开动轨道机动发动机系统和反作用控制系统脱离地球轨道，按再人返回程序进入返回轨道。如检测结果一切正常，航天飞机就开始预定的工作。首先利用轨道机动系统的两台小型火箭发动机作末速度修正，按照飞行任务和发射时间要求进行轨道变换，把轨道修正成精确的圆轨道，并利用反作用控制系统将航天飞机的姿态调整到预定任务所需的位置和方向。 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(有时需要作些姿态控制或轨道修正)，进行各种轨道作业。,3轨道运行阶段 航天飞机进入轨道以后，作无动力飞行。根据飞行任务的需要，可在1851,100km的高度上运行730d，速度为7.68kms。 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，以满足有效载荷的要求。其定向精度可达0.5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、飞船等其他航天器控制的基本原理都是一致的。,航天飞机最有意义的一项活动是能够在轨道上回收并检修卫星，尔后再重新施放到空间轨道。航天飞机在轨道平面内具有一定的机动飞行能力，它可以同失效的卫星交会并用机械手将其收回，然后由航天员在货舱内进行检修，拆换陈旧或失效的系统和部件，安装新的敏感器或实验件，补充卫星上的消耗物品，如给气瓶充气、加注燃料等。检修过的卫星经过测试后，再通过机械手将其施放到轨道上。整个回收、检修和再施放过程见图l0.9。,图10.9 航天飞机在轨道上检修卫星,4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，如图105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10min后，轨道器已降到最有利于再入大气层的高度，此时约为122km，速度7.9 kms，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统一同工作，保证轨道器以约-1的再入角和34的攻角通过再入点进入大气层。,5再入与着陆阶段 再入与着陆阶段是航天飞机飞行的最后过程，也是控制与操纵最复杂的过程。 这阶段分为再入、末端能量管理和着陆3个过程。再入过程的轨道高度为12221 km。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目的。当再入8 min后，航天飞机高度降到7684 km，速度为779 kms。由于此时气动压力已达102 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，并靠调整偏转角来保持动压与速度的关系。再入后30 min 30 s，航天飞机降到25 km高度，速度为731 ms。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,控制改用气动控制方法，机翼成为决定性的操纵部件，从此开始了无动力飞行。当再入后31 min 33 s，航天飞机降到21 km的高度，再入过程结束，开始转入末端能量管理过程。 6.末端能量管理阶段 末端能量管理过程的轨道高度约213 km，该过程控制完全采用气动阻力方法。航天飞机调整其攻角，把动压保持在6814 Pa这个范围内。航天飞机能否正常安全着陆完全取决于这一过程的飞行。由于这个过程完全是无推力飞行，只能利用现有能量来调整各种气动力，从而控制航天飞机飞行，因此不管是利用自动控制或人工操作都要求严格控制航天飞机的能量、高度、速度、飞行路线、航向、距离等参数。,再入阶段的核心技术是对一个具有100 t质量的航天飞机巨大能量(动能和势能)如何处置的问题。再入阶段的制导和控制是确保航天飞机安全返回地面的一项关键技术。 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陆3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其不同特点。,10.4 航天飞机再入与着陆的制导与控制,像航天飞机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，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。 1再入阶段控制系统的特点 航天飞机再入阶段的控制系统是迄今为止航天器所使用的最为复杂的再入返回技术。,它具有如下特点： (1)飞行速度变化范围很大，马赫数Ma地从25到O25，同时要求航天飞机的机动能力强，可以在几千公里范围内作机动飞行，最佳地选择再入路线和着陆场。 (2)航天飞机能像普通飞机那样在机场跑道上水平着陆。 (3)飞行控制系统要能适应纯空间的航天器工作方式，以及进场着陆时的纯气动的航空器工作方式。并且在这两种工作方式之间还要有适当平衡，即能适应过渡状态工作方式。 (4)再人阶段气动减速将使航天员和设备受到过载作用，控制系统要保证减速过程任何时候过载不大于15 g。 (5)气动减速过程实质上是一个能量转移过程。除了设有防热措施以外，控制系统要使航天飞机不断滚动，保证机身侧面不受过度的气动加热。 (6)地面的导航跟踪设备比较庞大。,2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形式。再人阶段的轨道和姿态确定采用下列7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、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。气动面操纵装置包括左、右、内、外4个升降副翼、垂直尾翼方向舵(兼作速度制动)、机体襟翼和着落架(轮)。这些敏感器和执行机构在再人阶段的具体工作状态(启动，关闭时间)如表10.1所示。,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，飞行控制系统总共要进行6次控制结构的改变。 第一次控制结构改变是在动压 = 97.7 Pa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气动的混合控制。,第二次控制结构改变是在动压 = 488 Pa时，此时，关闭滚动轴推力器，这是为了节省燃料，因为这时滚动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 = 977 Pa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馈。 第四次控制结构的改变是在Ma = 10时，这时首次启动气动减速制动装置，从而改善横向控制效果。,第五次控制结构的改变是在Ma=3.5时，此时启动垂直尾翼方向舵。 第六次控制结构的改变是在Ma=1时，关闭偏航推力器。此后航天飞机进入亚音速飞行，已经完全过渡到气动控制-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，随时作好手动控制的准备。,3再入与着陆阶段的飞行过程 现在通过图10.10图10.12所示来进一步了解航天飞机从再入到着陆的控制飞行过程。图10.10表示再入阶段飞行剖面。在图中4点表示开始再入，此时轨道高度为122.0 km，速度为7.9 kms，距离着陆跑道为8 153.2 km，这就是再入阶段初始状态。再入阶段制导任务使轨道高度下降到25.O km，速度762 ms，距离着陆跑道缩短到96.4 km。然后进入第二阶段，即末端能量管理阶段，正如图中5点所示。末端能量管理阶段结束状态为轨道高度为3.5 km，速度为1506 ms，正如图中9点所示。,图10.10 航天飞机再人阶段飞行剖面图 航天飞机再入后约在80 km高度进入黑障区，该区一直延续到548 km高度，正如图中6点所示。在这个区域里无线电信号中断约20 min，到图中8点的时候才恢复正常。,图1011 末端能量管理制导过程 1-再入末端能量管理界面；2-S形转弯；3-搜索； 4-航向校正；5-末段；6-跑道入口；7-航向校正柱面,航天飞机的着陆过程可以采用自动着陆系统，也可由航天员操纵。开始进入最后的进场着陆阶段前，航天飞机要精确地修正和选择着陆方向，攻角降到10左右。然后在着陆跑道外11 km处，从3 km的高度下滑；降到520 m高度时，轨道器开始作拉平机动；降到150 m高度时，放下着落架，准确着陆。着陆跑道全长4 570 m，宽152 m。从再人点后大约40 min左右，航天飞机像飞机一样，在指定跑道上触地滑行，完成最后的着陆，着陆速度约为340360 kmh。至此，航天飞机的一次飞行任务就全部完成了，经160 h的检修和燃料加注，便可进入下一次使用。,航天飞机返回机场后，必须进行彻底而仔细地检修，这是航天飞机再次使用的关键。上述各项工作将占用整个维修工时160 h的23。剩下的13时间则在总装间把助推器、外储箱与轨道器组装成为一个整体的航天飞机系统，然后运到发射场，待命发射。两次发射间隔时间仅为14 d。,