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發(fā)表于 2013-2-12 10:19:03
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垂直尾翼
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# w' t$ E# s( \% n垂直尾翼為二鋁合金結(jié)構(gòu)件。101、102和099號(hào)軌道飛行器的垂直尾翼由整體機(jī)械加工蒙皮、肋、尾翼盒形件、鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)方向舵/減速板、蒙皮桁條末梢和尾翼盒前緣組成。103及其以后的軌道飛行器有一鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)末梢和一蜂窩結(jié)構(gòu)尾翼盒前緣。鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)翼后緣下部置放動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置。垂直尾翼有一圓錐形密封件，其內(nèi)置有4個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)作動(dòng)器。除了圓錐形密封件外，38.4m2尾翼表面全部由防熱件覆蓋，圓錐形密封件部分裸露，部分覆蓋防熱件。尾翼是用其前翼梁上的2個(gè)抗拉螺栓和后翼梁上的8個(gè)抗剪螺栓連接到尾部機(jī)身上去的。
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$ _6 b* p% ~/ U0 U8 \; ^2 e4 H方向舵/減速板由液壓動(dòng)力裝置/機(jī)械轉(zhuǎn)動(dòng)作動(dòng)器系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。當(dāng)左、右向驅(qū)動(dòng)軸向同一方向轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)可作土27~方向控制；如兩軸相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，作減速控制(轉(zhuǎn)49.30)。
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垂直尾翼在發(fā)射時(shí)可承受163dB噪聲環(huán)境，鋁合金結(jié)構(gòu)最高可承受176.67℃熱環(huán)境、因康鎳結(jié)構(gòu)最高承受643.89℃熱環(huán)境。 ; D8 ?, e. x9 C0 B& i3 r9 \
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兩塊方向舵板和后緣含熱擋密封件。垂直尾翼覆有可重復(fù)使用防熱層。在垂直安定面和尾部機(jī)身的界面處也設(shè)有熱擋層。 " D+ r' x- [, ]3 t2 i9 |+ y9 ?
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吹除、排氣、排液系統(tǒng) 2 [' i- M& U! \! O/ F# n$ ?
9 M( x' D% Y7 P/ f$ E' H吹除系統(tǒng)在發(fā)射前和飛行后通過(guò)T—o臍帶脫落接頭從地面通過(guò)前部機(jī)身、軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)/反作用控制系統(tǒng)艙、機(jī)翼、垂直尾翼管路、中部機(jī)身管路、尾部機(jī)身管路，向軌道飛行器空腔輸送空氣進(jìn)行吹除，為系統(tǒng)組件提供溫控并防止危險(xiǎn)氣體的積聚。 4 k w- B6 Y/ ] u0 U
7 C' E/ {* F' S; [排氣系統(tǒng)用以在吹除時(shí)進(jìn)行壓差控制、上升時(shí)減壓、軌道中排出氣體分子、出軌下降時(shí)重新增壓。軌道飛行器機(jī)身蒙皮共有18個(gè)排氣孔。排氣孔蓋由機(jī)電作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)并在飛行中按程序工作，以防吸氣、高度聲振和再入加熱。 . p& A; h; r2 V% L# }/ l3 k+ \
6 q6 |3 m( s) K排液系統(tǒng)通過(guò)可塑孔、排泄管和脫落接頭排出積聚的液體。
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機(jī)窗空腔空調(diào)系統(tǒng)可防止?jié)駳膺M(jìn)入觀察窗空腔并在飛行時(shí)為空腔減壓或再增壓，也為這些區(qū)域在地面操作時(shí)提供吹除。
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危險(xiǎn)氣體監(jiān)測(cè)系統(tǒng)監(jiān)測(cè)爆炸氣體或毒氣的積聚程度。機(jī)上抽樣導(dǎo)管將艙體氣體送至地面質(zhì)譜儀，以便進(jìn)行分析。
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9 w4 |7 @7 P3 i* K5 o被動(dòng)溫控系統(tǒng) ' {6 T0 D3 ]5 q' w2 }& r) s: f9 g
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軌道飛行器用主動(dòng)和被動(dòng)兩種溫控方法來(lái)維持分系統(tǒng)及其各種組件的溫度環(huán)境。
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r/ H2 }/ c$ {2 l0 ]6 _被動(dòng)溫控系統(tǒng)利用軌道飛行器的熱源和散熱器工作，并輔以絕熱氈、鍍層等其它方法。
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有兩種絕熱氈：纖維體氈和多層結(jié)構(gòu)氈(見(jiàn)前圖)。纖維體氈由0。9kg/m2密度的纖維材料和縫合的加強(qiáng)的雙鍍金聚酰亞胺薄膜覆蓋層組成。覆蓋層每平方米設(shè)145317個(gè)排氣孔。纖維氈縫有絲束以防在排氣時(shí)起浪。
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多層結(jié)構(gòu)氈由16層穿孔、雙鍍金聚酰亞胺薄膜反射層和滌綸網(wǎng)隔層的疊層組成。其覆蓋層、線束和鍍金帶與纖維體氈相類似。 + y# C7 }0 M" c% l1 I& @' ]4 s
; y7 L3 q9 L& e! j* ^1 M7 g防 熱 系 統(tǒng)
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0 u% h$ E( J; u0 p2 }2 A. i軌道飛行器在發(fā)射和再入大氣層時(shí)，其不同部位要經(jīng)受317～1648℃的高溫，因而必須采用防熱措施，以確保飛行過(guò)程中飛行器的結(jié)構(gòu)溫度保持在可接受的范圍內(nèi)(176℃以下)。' @; j& O0 g5 W, x5 \
7 v; u' q" e1 z( w3 |設(shè)計(jì)要求系統(tǒng)重復(fù)使用100次。系統(tǒng)共采用了8種不同的防熱材料。它們是1)柔性重復(fù)使用表面絕熱材料(FRSl)；2)低溫重復(fù)使用表面絕熱材料(LRSl)，3)高級(jí)柔性重復(fù)使用表面絕熱材料(AFRl)；4)高溫重復(fù)使用表面絕熱材料(HRSl)；5)高溫重復(fù)使用耐熔纖維復(fù)合材料 (FRIC-HRSl)；6)增強(qiáng)碳/碳材料；7)金屬；8)二氧化硅織物。
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柔性重復(fù)使用表面絕熱材料(FRSl)
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FRSI是一種帶涂層的聚芳酰胺纖維(NOMEX)氈。這種材料用于再入時(shí)溫度低于371℃和上升段溫度低于398~C的部位，它們是：上部有效載荷艙門(mén)、中部機(jī)身和尾部機(jī)身側(cè)面、上翼面和軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)/反作用控制系統(tǒng)艙。約有50％的軌道飛行器上表面為FRSI所覆蓋。每塊 FRSI厚0.4～lcm，面積0。9m×l.2m。氈片直接粘貼在軌道飛行器外殼表面上。氈片涂有白色硅合成橡膠涂層，用以防水并提供所要求的熱性能和光學(xué)性能。FRSI的輻射率為0.8，太陽(yáng)吸收率為0.32。
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氈片由纖長(zhǎng)7.62cm、纖度2支的堿性聚芳酰胺纖維制成。纖維用制片機(jī)松結(jié)、疏通、制成順長(zhǎng)平行的薄片。將交錯(cuò)搭接的薄片送入編織機(jī)制成壓片。2個(gè)壓片多趟來(lái)回縫制直至達(dá)到要求的強(qiáng)度。用滾壓機(jī)壓到要求的厚度，然后在選定壓力下用加熱的滾筒滾壓并在約260~C溫度下熱定型。FRSI用硫化硅粘合劑在室溫下與外蒙皮粘接、固化并且用真空袋施壓。粘合劑厚 0.02cm。 3 F( K) E9 n: @' }( n( ~
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高溫重復(fù)使用表面絕熱材料(HRSl) % c3 b) @$ y% a0 l/ _, D) j
& `+ Y$ {! j5 P& |- T7 KHRSI用于102號(hào)軌道飛行器溫度為648—1260℃的部位，它們是前部機(jī)身、中部機(jī)身下表面、機(jī)翼下表面、垂直尾翼的某些部位和前部機(jī)身窗口周圍。HRSI有兩種：鼻錐周圍、主起落架艙周圍、鼻錐罩界面、機(jī)翼前緣、外貯箱輸送管路艙門(mén)、垂直尾翼前緣采用9.9kg/m2密度 HRSI瓦，其它部位采用4kg/m2密度HRSI瓦。
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HRSI瓦15.24cm見(jiàn)方，采用25.4～50.8/lm厚的低密度、輕質(zhì)、99.7％高純度二氧化硅非晶纖維絕熱材料。厚度變化在2.54～12cm之間。 $ }' `! w8 E5 R6 \! R' r& ?
$ p+ V( R9 b, `! o6 d將含有粘合液的纖維與水混合后澆注入模，形成多孔軟塊。然后再加澆膠質(zhì)二氧化硅粘合劑溶液，燒結(jié)變硬，切割成塊并加工到要求的尺寸。HRSI瓦頂部和側(cè)面用四硅化合物硼—硅酸鹽混合粉末與液體載體混合后噴涂到瓦面上，噴涂層厚406.4～457.2μm。然后用加熱爐加熱到1260℃，形成黑色涂層。涂層表面輻射率和太陽(yáng)吸收率均為o.85，陶瓷層熱處理后用硅樹(shù)脂進(jìn)行防水處理。 6 Q4 J3 y( a& L5 m% U# H
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HRSI瓦和軌道飛行器蒙皮間設(shè)應(yīng)力隔離墊(SIP)，使防熱瓦免受結(jié)構(gòu)拱曲、膨脹和聲振的影響而破壞。應(yīng)力隔離墊由o.23cm或o.40cm厚的聚芳酰胺纖維氈制成。在室溫下將SIP/防熱瓦粘接到軌道飛行器結(jié)構(gòu)上。與軌道飛行器結(jié)構(gòu)相比，HRSI瓦的熱脹、冷縮率較小，故在瓦間留出635～1651~tm寬的間縫以免瓦塊相互擠壓。在間隙底部用聚芳酰胺纖維氈制成的填條隔熱。填條厚0.23cm或0.4cm、寬1.9cm，與SIP同時(shí)粘貼到結(jié)構(gòu)上。填條防水，可抗426℃高溫。, ~' y! A3 ?) Z3 k1 E; e, l. P2 k
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由于制作應(yīng)力隔離墊時(shí)會(huì)產(chǎn)生纖維極化，曾將部分HRSI瓦換用密化HRSI瓦，使應(yīng)力集中于應(yīng)力隔離墊/防熱瓦粘接面上。瓦塊用一種氨穩(wěn)定形粘接劑Ludoxas進(jìn)行密化。當(dāng)其與二氧化硅片混合時(shí)變成膠泥，與水混合，干后結(jié)成一硬表面。涂層滲入4kg/m3密度瓦0.27cm，9.9kg/m3密度瓦0.17cm，使HRSI瓦/應(yīng)力隔離墊系統(tǒng)的強(qiáng)度和剛度增加一倍。
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3 k" X; Y* c9 e1 R高溫重復(fù)使用耐熔纖維復(fù)合材料(FRCI—12、FRCI—10、HRSl)防熱瓦099號(hào)軌道飛行器的部分密度為9.9kg/m3的HRSI瓦用密度為5.4kg/m3的FRCI—12瓦代替。099號(hào)以后的軌道飛行器用FRCI—12替代全部9.9kg/m3密度HRSI瓦。軌道飛行器 103和104也用密度為5.4kg/m3的FRCI—10HRSI替代4.0kg/m3HRSI。
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FRCI—12和FRCI—10HRSI采用由20％的鋁硼硅酸鹽和80％的純二氧化硅纖維制成的復(fù)合纖維耐熔材料。鋁硼硅酸鹽的膨脹系數(shù)比99.7％純度的二氧化硅大10倍，在纖維基體中起預(yù)縮凝固加強(qiáng)條作用。 : o( H4 _/ K/ V- R( O
3 ]. q* E2 y0 [FRCI—12和FRCI—10HRSI瓦的玻璃涂層在固化時(shí)壓縮不易龜裂，其質(zhì)量比HRSI瓦小10％，抗拉強(qiáng)度大3倍，使用溫度高約37℃。
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0 x! f% y$ C4 z4 ]加工工藝基本同HRSI瓦，只是稀漿在澆注前進(jìn)行“濕端”預(yù)粘合，燒結(jié)溫度較高。0 K3 ? Q$ e0 W! W: O
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低溫重復(fù)使用表面絕熱材料(LRSl)
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, @& Z4 d- @# O+ T8 L" `! S1 ULRSI用于102號(hào)軌道飛行器371～648℃部位，它們是有效載荷艙門(mén)的下部、前部、中部和底部機(jī)身、上翼面和垂直尾翼。
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u) I: u& I% t+ b2 _% ULRSI瓦的結(jié)構(gòu)、制造工藝和粘接方法同HRSI瓦。只是瓦塊薄(0.5～3.Scm)、面積小 (20cm×20cm)，頂面和側(cè)面覆蓋10μm厚的白色光學(xué)防潮層。涂層由二氧化硅和用來(lái)取得光學(xué)性能的二氧化鋁組成。LRSI也進(jìn)行防水處理，輻射率0.8，太陽(yáng)吸收率0.32。 W9 | r3 M( j& O
. @4 ~) N% {9 p1 V$ g5 v高級(jí)柔性重復(fù)使用表面絕熱被覆層(AFRSl) 7 U: ?: S( {/ `+ H
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099和以后的軌道飛行器用(AFRSl)代替LRSI瓦。AFRSI由二氧化硅(玻璃)和99.7％非晶玻璃纖維組成。玻璃纖維由普通石英砂制成，粗1～2pm，用石英線縫在2層二氧化硅玻璃布之間。AFRSI涂有防潮層。AFRSI密度2.7kg/m3，厚0.31～1.27cm。AFRSI被式結(jié)構(gòu)層用室溫固化硅樹(shù)脂直接粘貼在軌道飛行器結(jié)構(gòu)上。硅膠層厚0.02cm。 5 C- l: Y6 X; Y3 Q4 b( A
% n; o9 x, Q% |/ |增強(qiáng)碳—碳材料(RCC) 4 R8 l! @3 c2 A" u4 T; w |" X% L% J
1 i* e* x/ a" E9 H軌道飛行器鼻錐和翼前緣用增強(qiáng)碳—碳材料板保護(hù)，使其在1260℃以上的高溫下保持形狀不變。翼前緣用44塊RCC板，每個(gè)機(jī)翼22塊，鼻錐部分只用1塊。' s, L. m' l8 ?; m. C) S
' H2 Z6 T% I7 M1 HRCC的加工過(guò)程是：將涂過(guò)石墨和用酚醛樹(shù)脂浸漬過(guò)的尼龍織物疊層放在高壓釜中固化，固化后在高熱下進(jìn)行熱解，提出樹(shù)脂，將其轉(zhuǎn)化為碳。然后加工件在真空室中用糖醛乙醇轉(zhuǎn)化為碳。此過(guò)程重復(fù)三次直至達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)為止。將該材料和由鋁、硅、碳化物組成的無(wú)水混合物一起放在一千餾釜中，將干餾釜放入加熱爐中加熱，并在氬氣中進(jìn)行。用階段—時(shí)間—濕度循環(huán)法將溫度升至1760℃，無(wú)水混合物和碳—碳材料層轉(zhuǎn)化為灰白色碳化硅層，保護(hù)碳—碳材料免受氧化。為進(jìn)一步加強(qiáng)其抗氧化性能，再用四乙基原硅酸鹽浸漬。
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! n# P7 q% ?6 LRCC疊層輕而堅(jiān)固，它能促進(jìn)熱滯區(qū)和溫度較低部位的交叉輻射，這樣就能降低翼前緣 (見(jiàn)圖)滯止溫度和溫度梯度。RCC的工作溫度為一121～+1648℃，它能承受爬高及再入時(shí)的高疲勞載荷。% C. T: g2 g( ]
. b: N e" \! W8 q( VRCC板是機(jī)械鉸接在機(jī)翼上的，以減少因機(jī)翼變形而產(chǎn)生的加載。每個(gè)翼前緣板中的 RCC“齒密封”件可作橫向移動(dòng)，允許RCC和軌道飛行器翼前緣后面溫度較低的結(jié)構(gòu)之間有熱膨脹差。此外它也用來(lái)防止再入時(shí)熱邊界層氣流直接進(jìn)入翼前緣空腔。 ' l" s h5 v' g; n
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由于碳不是一種良絕熱體，所以其鄰近的鋁合金和其它金屬附件要作內(nèi)絕熱，以防超過(guò)極限溫度。因康鎳718和A—286緊固件被螺接在RCC組件的凸緣上并連接到鋁合金翼梁和鼻錐艙壁上。用因康鎳覆蓋DYNAFLEX絕熱層，防護(hù)金屬連接件和翼梁免受由RCC機(jī)翼板側(cè)向而來(lái)的熱輻射。
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在102軌道飛行器上鼻錐罩用充填二氧化硅纖維的陶瓷纖維罩及99.7％純度的二氧化硅HRSI瓦進(jìn)行內(nèi)絕熱。099號(hào)及其以后的軌道飛行器用充填二氧化硅纖維的陶瓷纖維罩及FRCI瓦作為內(nèi)絕熱材料。
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( a w, a# n; S' u2 _" g$ K熱擋層
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軌道飛行器各個(gè)組件和防熱系統(tǒng)接壤區(qū)的closeout體均須用熱擋層防護(hù)，其部位如圖所示。采用的材料有白色AB312陶瓷氧化鋁、四氧化三硼、二氧化硅纖維(用于102號(hào)軌道飛行器)，黑色AB312陶瓷纖維(用于099號(hào)及其以后的軌道飛行器)、內(nèi)裝有因康鎳X750絲制成的管形彈簧的二氧化硅纖維套管、氧化鋁墊層、石英線和可機(jī)械加工的MACOR陶瓷。2 Z6 o: y% h8 M
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間隙填料
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. q, h/ t% Z$ y7 `" k1 Y, H! N9 Q1 [在表面壓力梯度可能引起邊界層氣流穿入瓦隙的部位，要用填料充填間隙，以盡量減少間隙加熱。102號(hào)軌道飛行器用白色AB312陶瓷氧化鋁、三氧化二硼、二氧化硅纖維織物作瓦隙填料。099號(hào)及其以后的軌道飛行器用黑色的AB312陶瓷纖維織物作瓦隙填料。前部機(jī)身鼻錐前緣風(fēng)罩、側(cè)部艙門(mén)、機(jī)翼、垂直尾翼、升降副翼的尾部邊緣、方向舵/減速板、機(jī)身襟翼和主發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)罩周圍和殼體內(nèi)用充填有氧化鋁纖維的織物套防護(hù)。- x4 c' A5 n8 n& j; f
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插頭和塞件 . A# m: Z: S/ j: A7 }4 ~
% t1 D+ [& \" v3 i軌道飛行器某些部位的陶瓷瓦上嵌有熔化二氧化硅嵌線插頭和塞件，以便通過(guò)這些開(kāi)口穿過(guò)瓦塊移動(dòng)艙門(mén)或通道蓋板的部件，其部位如圖所示。
2 c& d- z! e! e/ [; y2 l: f9 S7 ]* z2 k5 y+ ^4 p. v
推 進(jìn) 系 統(tǒng)
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0 O2 W0 h* {. q& m: ?/ }- y r航天飛機(jī)軌道飛行器推進(jìn)系統(tǒng)由主推進(jìn)系統(tǒng)、軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)和反作用控制系統(tǒng)組成。
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主推進(jìn)系統(tǒng) * b: q8 E6 Y: ^
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航天飛機(jī)主推進(jìn)系統(tǒng)由主發(fā)動(dòng)機(jī)、外貯箱、推進(jìn)劑輸送、管理、加注與泄出、調(diào)節(jié)、增壓控制、氣動(dòng)和吹除等分系統(tǒng)組成。 $ J6 I, y( H' F6 h; A8 p+ k
" J, k" y* r! `6 u% c7 I除外貯箱和部分輸送管路以及氦氣瓶外，系統(tǒng)的其它組件均位于軌道飛行器尾部機(jī)身。氦氣瓶置放于有效載荷艙下的中部機(jī)身后側(cè)。
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主發(fā)動(dòng)機(jī)
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航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)為泵壓輸送、高壓補(bǔ)燃液氧/液氫發(fā)動(dòng)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)在地面點(diǎn)火，提供上升
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3 u8 Q% I. t/ @& o( d/ {6 a* j入軌的速度增量，同時(shí)也可在因故障需中止飛行時(shí)使用。發(fā)動(dòng)機(jī)推力可調(diào)，調(diào)節(jié)范圍為65％一 109％，因而可將運(yùn)載器過(guò)載限制在3g以內(nèi)，也可在較高的高度上中止飛行。8 [ o2 M# V+ a* o8 T5 a' h7 X4 r
* `" n! A% h' _4 z9 F2 V1. 主發(fā)動(dòng)機(jī)主要組件 * L! J3 X9 n# ]# a
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渦輪泵：該系統(tǒng)共有4臺(tái)渦輪泵，低壓燃料、氧化劑渦輪泵各1臺(tái)，高壓燃料、氧化劑渦輪泵各1臺(tái)。
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) N( l; r4 Q9 C+ r2 M兩臺(tái)低壓渦輪泵與推進(jìn)劑導(dǎo)管相聯(lián)并支撐在一固定的位置。每臺(tái)低壓泵的出口用一柔性導(dǎo)管與高壓泵入口相聯(lián)，以便發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)進(jìn)行推力矢量控制。低壓泵為軸流泵，以較低的轉(zhuǎn)速工作，為高壓泵提供必要的壓頭。低壓氧化劑泵的額定轉(zhuǎn)速為5151r/min；燃料泵的額定轉(zhuǎn)速為14644r/min。
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$ ]; k! B1 Y0 {+ f高壓燃料渦輪泵是一種三級(jí)離心泵，直接由一臺(tái)兩級(jí)燃?xì)鉁u輪驅(qū)動(dòng)。渦輪泵安裝在燃?xì)馄绻苌稀u輪泵的泵后管路為預(yù)燃室、噴管和燃燒室冷卻循環(huán)管路提供液氫。高壓氧化劑泵也安裝在燃?xì)馄绻苌希?臺(tái)離心泵(主離心泵和預(yù)燃室離心泵)組成。2臺(tái)泵共用一軸，由l臺(tái)兩級(jí)燃?xì)鉁u輪驅(qū)動(dòng)。主渦輪泵為主燃燒室噴注器、熱交換器、低壓氧化劑泵和預(yù)燃室氧化劑離心泵提供液氧。預(yù)燃室氧化劑離心泵用于提高氧化劑壓力，并將其送往燃料和氧化劑預(yù)燃室。! m7 B. G _' d5 f; ?: E
& p9 B- [' q3 K
燃?xì)馄绻苁前l(fā)動(dòng)機(jī)支撐預(yù)燃室、高壓泵、主噴注器、主燃燒室和熱交換器的結(jié)構(gòu)支柱。通過(guò)燃?xì)馄绻苁谷剂虾脱趸瘎╊A(yù)燃室與主燃燒室連通。 , W. [! d6 B! h2 ?. }# t7 T
, n$ p- K' [; Q! t
預(yù)燃室；2個(gè)預(yù)燃室焊接在燃?xì)馄绻苌希a(chǎn)生驅(qū)動(dòng)高壓渦輪裝置的低混合比富氫燃?xì)狻ｎA(yù)燃室由一單通路燃燒室、燃料冷卻套和裝有隔板的同軸元件噴注器組成。
- k. U1 G! K, S; u& g
$ ?; p* T. d7 Z" [主噴注器采用隔板和同軸元件方案。噴注器雙面板用汽化氫冷卻。發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)軸螺接于主噴注器，全部裝置可擺動(dòng)，作飛行推力矢量控制。主噴注器基本上為一全焊接裝置，由結(jié)構(gòu)件、同軸噴射組件、2塊多孔金屬板和增強(qiáng)電火花點(diǎn)火器組成。
; q% H$ Z. A# Y( ^0 c
5 L- `9 P' q @. s9 p4 a主燃燒室；為一圓柱形再生冷卻組件。燃?xì)鈬姵鋈紵遥?:1膨脹比膨脹。燃燒室用法蘭連接在燃?xì)馄绻苌希⒂蒒ARLOG-Z(含銀和二氧化鋁的銅合金)冷卻管路和高強(qiáng)度鎳合金套進(jìn)行冷卻。 $ C$ k* T% u; R; R
2 L4 {" v2 t0 y# n0 s6 T8 X6 c噴管裝置：由歧管和噴管組成，噴管與歧管焊接并通過(guò)歧管的法蘭與主燃燒室連接。 ) M5 _6 |( n6 A
; \7 _+ T, N! X5 B燃料再生冷卻、80.6％鐘形噴管膨脹比77.5：1，長(zhǎng)約3.05m，出口直徑2.39m。它螺接在主燃燒室5:1膨脹比截面處。歧管由歧管殼、擴(kuò)散器、混合器、推力室冷卻閥殼和推力室冷卻管路組成。噴管由1080根連接于噴管前端冷卻出口歧管和噴管出口處的冷卻入口歧管的管子組成。
7 d+ m' f* i2 f/ i0 B
* A- h+ z7 _" S/ U發(fā)動(dòng)機(jī)控制器由3個(gè)減震緊固件連接在發(fā)動(dòng)機(jī)上。它是一種固態(tài)集成電路組件，由數(shù)字計(jì)算機(jī)和相應(yīng)的電子件組成。它與發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器、作動(dòng)器和電火花點(diǎn)火器配合可進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)閉路控制、發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試、發(fā)動(dòng)機(jī)極限監(jiān)控、起動(dòng)準(zhǔn)備狀態(tài)檢驗(yàn)、起動(dòng)和關(guān)機(jī)程序控制、收集發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)數(shù)據(jù)。控制器組件被集裝在一采用冷卻措施的密封、增壓殼體內(nèi)。 7 U# R5 Z; w0 q1 u
: j: _# ?& Q' T1 i( n
飛行加速度安全關(guān)機(jī)系統(tǒng)由電子件、電纜和加速度計(jì)組成，它敏感2臺(tái)高壓渦輪泵的震動(dòng)，當(dāng)超過(guò)預(yù)定值時(shí)，其數(shù)值傳送給發(fā)動(dòng)機(jī)控制器。 , B, T2 S# e/ L$ R: o9 w. V# r( Z
; c5 G% n$ W4 H7 ~# i% U1 I2、主發(fā)動(dòng)機(jī)工作流程
+ Y, U9 e0 m6 o, m3 P4 B, Y" s g
$ g% w/ Q! k# @ [' `/ G! }$ }' _發(fā)動(dòng)機(jī)工作流程如圖所示。9 S5 e9 t' ?+ @# w2 d
: n `9 S. h# Q9 R4 @! W
航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)采用分級(jí)燃燒循環(huán)。推進(jìn)劑在低混合比、低壓、低溫下在預(yù)燃室部分燃燒。之后，再在高混合比、高壓、高溫下在主燃燒室全部燃燒。
# e y. B; C' y* X! G5 a& q
; f2 b. _' M8 O& `% H& d兩臺(tái)低壓渦輪泵低速工作，使貯箱處于低壓環(huán)境。其作用是為高壓泵提供足夠的入口壓頭，使高壓泵在高速下工作，并由低壓泵向高壓泵輸送推進(jìn)劑。 3 e% u) t. @1 d8 N
- \; D; m1 e4 N; L5 R/ w
高壓氧化劑泵輸出的推進(jìn)劑有75％流向主燃燒室，約10％流向預(yù)燃燒室離心泵。由該泵將壓力提高到預(yù)燃室要求值。另有一小部分推進(jìn)劑通過(guò)熱交換器，用于氧化劑箱增壓和縱向耦合振動(dòng)(Pogo)抑制。氧化劑驅(qū)動(dòng)液壓渦輪泵，后者驅(qū)動(dòng)低壓氧化劑渦輪泵，然后再循環(huán)進(jìn)入高壓氧化劑渦輪泵。
& F7 c0 C+ y$ D- c5 M4 D' a# Q0 \1 J: x- ]3 u0 w3 g- k% ^
高壓燃料渦輪泵輸出的推進(jìn)劑有20％用來(lái)冷卻主燃燒室、驅(qū)動(dòng)低壓燃料渦輪泵、冷卻燃?xì)馄绻芎蛧娮⑵鳎⒔o燃料箱增壓。剩余的推進(jìn)劑對(duì)噴管進(jìn)行冷卻后送往預(yù)燃室。由預(yù)燃室產(chǎn)生的富油燃?xì)庹魵庀闰?qū)動(dòng)高壓渦輪泵，然后流入主噴注器與補(bǔ)加的氧化劑和燃料混合噴入主燃燒室。 o: R6 _3 K) w7 K M6 h
$ V3 w$ J2 q4 m. w7 f k( q外貯箱增壓
6 [( f9 Q) r4 i2 V* g" f6 g* x5 g
外貯箱由地面加注的氦氣和液壓頭提供發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前的泵入口壓力，發(fā)動(dòng)機(jī)建壓后由推進(jìn)劑蒸氣壓力維持貯箱壓力。 ' {" j& J/ G- P7 p: v
6 J0 ^$ B0 |* x, ^9 |6 c, g% g推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)
" l2 ], d% V! J
! k2 l( N- p& S0 \; D' t系統(tǒng)通過(guò)2條直徑43cm的管路從外貯箱向軌道飛行器主發(fā)動(dòng)機(jī)輸送液氫、液氧。在軌道飛行器機(jī)身尾部處，2條43cm直徑管路各分為3條30cm直徑管路通往3臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)。 4 T* b e" |0 `9 E( G
) q9 Y0 T+ J* I" e" T' u氦氣存貯和供給系統(tǒng) ' g+ [" M' U4 C! }8 Z. u; t6 ?' ^( v
1 {6 v- A* |, `+ z( M! O' t& h系統(tǒng)分為氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)氦氣存貯和供給2個(gè)子系統(tǒng)。前者為推進(jìn)劑管理系統(tǒng)中的氣動(dòng)作動(dòng)閥門(mén)提供氦氣作動(dòng)壓力、輔助主推進(jìn)系統(tǒng)排液并在再入前對(duì)推進(jìn)劑管路再增壓。后者在飛行中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行吹除和應(yīng)急起動(dòng)(關(guān)閉)推進(jìn)劑閥門(mén)。
; ]/ z% x6 v) w8 H9 U. N9 W9 E
推進(jìn)劑管理系統(tǒng)
5 }: @4 r T; Z3 ?9 R. v) l6 [0 }% t& m: K, L! M
該系統(tǒng)用來(lái)控制外貯箱推進(jìn)劑加注，從發(fā)動(dòng)機(jī)引出氣體通過(guò)2條氣體臍帶管路送回貯箱以維持貯箱壓力并為主發(fā)動(dòng)機(jī)提供低壓備用關(guān)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)推進(jìn)劑通過(guò)2條臍帶、歧管、管路和閥門(mén)送往發(fā)動(dòng)機(jī)。 0 \0 ` _) J! {
' R# h0 A" T/ g1 ~) }, ~軌道飛行器共有2條43cm直徑推進(jìn)劑輸送管路、6條30cm直徑推進(jìn)劑輸送管路和6條 1.6cm直徑增壓管路。 8 |3 r: J3 F% m0 a! C" |7 I
& @, K" r$ ]9 p) }7 c液壓擺動(dòng)作動(dòng)器 7 \* |% r, d) |9 B5 A
0 s, m7 R+ [/ n- m9 u: E, m+ ?% A% n每臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)有2個(gè)液壓擺動(dòng)伺服作動(dòng)器，1個(gè)用于俯仰，另1個(gè)用于偏航。 2 U& N+ q2 m$ H, f; a
; b) C1 V4 J+ A; l, C
液壓由推力矢量控制系統(tǒng)隔離閥門(mén)控制。共有3套液壓系統(tǒng)，每套裝有1個(gè)這樣的隔離閥門(mén)。當(dāng)3個(gè)閥門(mén)打開(kāi)時(shí)，液壓便送往伺服作動(dòng)器。每個(gè)作動(dòng)器只與其中的2套液壓系統(tǒng)相接， 1套工作，1套備用。它們與每個(gè)作動(dòng)器中的1個(gè)轉(zhuǎn)換閥門(mén)相接，當(dāng)敏感到主液壓系統(tǒng)失效時(shí)，會(huì)自動(dòng)切換到備用系統(tǒng)以防推力矢量控制失效。 , M7 c* g$ z& b
2 w, [) \) b, z6 }. q
軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)
$ {% q5 b& |# p$ U- M
" x. E+ \$ E# J! m! w: m軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)(OMS)為入軌、軌道轉(zhuǎn)移、會(huì)合、出軌提供速度增量。系統(tǒng)由2個(gè)獨(dú)立的部分組成，它們裝在尾部機(jī)身兩側(cè)的艙體內(nèi)。該系統(tǒng)能給攜帶有29.45t有效載荷并已與外貯箱分離的軌道飛行器提供304m/s速度增量。安裝在有效載荷艙尾部的3個(gè)副貯箱所裝的推進(jìn)劑和氣體，可補(bǔ)加3×152.5m/s速度增量，這樣可使總AV提高為762.5m/s。再入前剩余推進(jìn)劑從尾部2個(gè)排液管排出。 - I2 ]/ k1 B5 n v
: j. {# N0 D% U3 ^4 r# N5 l4 S每個(gè)OMS艙裝有推力為26.69kN的擠壓式輸送再生冷卻擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)、燃料箱、氧化劑箱、高壓氦氣瓶、推進(jìn)劑擠壓輸送調(diào)節(jié)器、控制器和推進(jìn)劑分配系統(tǒng)。
r0 u. p) }- }2 b. [6 H! d
4 k5 f& P$ H: O, I" vOMS發(fā)動(dòng)機(jī)可重復(fù)使用100次，起動(dòng)1000次，總工作時(shí)間15h，最短點(diǎn)火時(shí)間2s，每秒提供 0.9～1.8m/。速度增量。每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)裝有2個(gè)機(jī)電作動(dòng)器，進(jìn)行偏航和俯仰擺動(dòng)，系統(tǒng)的正常工作模式為一臺(tái)OMS發(fā)動(dòng)機(jī)工作。 4 S2 k+ I+ g) v8 x
: f, s6 d9 r$ \/ M# U
每個(gè)推進(jìn)劑箱裝有推進(jìn)劑捕獲裝置、測(cè)量裝置和推進(jìn)劑分配系統(tǒng)。推進(jìn)劑連通管具有為任一OMS發(fā)動(dòng)機(jī)從任一貯箱提供推進(jìn)劑的能力。位于軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)連通管間的轉(zhuǎn)接管路和尾部反作用控制系統(tǒng)(RCS)推進(jìn)劑歧管可為RCS提供453kg推進(jìn)劑，供軌道內(nèi)機(jī)動(dòng)用，也可為2個(gè)尾部RCS交叉輸送推進(jìn)劑。
6 {( A; `2 a; ]) N; X6 V
1 k. _0 U2 I) v' X+ _& FOMS用艙壁和設(shè)于管路和OMS結(jié)構(gòu)上的加熱器進(jìn)行溫控，使推進(jìn)劑溫度保持在4～ 37℃之間。4 l2 b- Y$ X( V; V# `4 u
# w/ s! ~! E/ O% o* P反作用控制系統(tǒng) 1 r1 F1 q+ C, E6 u
: ~0 Y, }% l# m$ O7 ~' k( F反作用控制系統(tǒng)(RCS)由。個(gè)獨(dú)立的部分組成。—部分裝在駕駛艙前部，另兩部分裝在尾部OMS艙內(nèi)。RCS提供姿態(tài)控制和軌道飛行器三軸平移。外貯箱分離、入軌和軌道機(jī)動(dòng)時(shí)三部分同時(shí)工作，返回地面的姿態(tài)控制只用尾部2套R(shí)CS。 ' i0 k, C+ V: K- u9 m8 `4 a6 J
' M% ^6 X( f5 l* I1 |" U每套R(shí)CS由2個(gè)高壓氦氣瓶、貯箱壓力控制器、減壓閥、推進(jìn)劑箱；推進(jìn)劑分配系統(tǒng)、主推力器和游動(dòng)推力器組成。每個(gè)貯箱設(shè)推進(jìn)劑捕獲系統(tǒng)，在各種狀態(tài)下為貯箱出口供液。系統(tǒng)共有38個(gè)主推力器，前部14個(gè)，尾部?jī)蓚?cè)各12個(gè)；6個(gè)游動(dòng)推力器，前部2個(gè)、尾部?jī)蓚?cè)各2個(gè)(推力器性能見(jiàn)表)。RCS采用OMS同樣的推進(jìn)劑。尾部左右RCS以及RCS和OMS之間通過(guò)交流電機(jī)輸送閥門(mén)交叉供液。
# I. }6 C% ]1 X/ A9 L- `: Q9 [3 n: V, ?
RCS發(fā)動(dòng)機(jī)采用鎘金屬燃燒室，內(nèi)壁燃料液膜冷卻和噴管輻射冷卻。燃燒室和噴管設(shè)防熱層，以防止1013～1315℃高溫輻射進(jìn)入軌道飛行器結(jié)構(gòu)。用加熱器使推進(jìn)劑溫度保持在15～37℃之間。: Y0 i, K6 t3 i3 W u( X
& {# A2 H7 i- i電 子 系 統(tǒng)
( h6 [! A1 ` q* {; u
Y/ X$ G! v+ h0 w# b! ^航天飛機(jī)電子系統(tǒng)由數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、通信系統(tǒng)、輔助導(dǎo)航系統(tǒng)和制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制系統(tǒng)組成。系統(tǒng)共有300多個(gè)主要電子“黑盒子”，由300多公里長(zhǎng)的電纜連接，分布于航天飛機(jī)的各個(gè)部位，并通過(guò)公用數(shù)據(jù)母線與系統(tǒng)的5臺(tái)計(jì)算機(jī)相接。
- Z3 _: H7 K9 W6 J( J
7 V+ |& V$ T e4 D& k航天飛機(jī)電子系統(tǒng)為多冗余系統(tǒng)，是按照故障—工作/故障—安全的原則設(shè)計(jì)的。即要求出現(xiàn)一次故障時(shí)，系統(tǒng)能正常工作，出現(xiàn)第二次故障時(shí)，仍能確保航天飛機(jī)及飛行人員安全返回地面。 6 y, n2 c; s+ g/ C; j# [$ z( r6 ]# \6 F
, J8 `0 X# z& W! w) ?
該系統(tǒng)負(fù)責(zé)航天飛機(jī)大部分系統(tǒng)的控制，其功能為；自動(dòng)測(cè)定航天飛機(jī)狀態(tài)和運(yùn)行準(zhǔn)確程度、程序測(cè)量、外貯箱和固體助推器的發(fā)射和上升控制、性能監(jiān)控、數(shù)據(jù)處理、通信和跟蹤、有效載荷操作和系統(tǒng)管理、制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制及電源分配。除了對(duì)接由宇航員手動(dòng)操縱外，任務(wù)的各個(gè)階段均有手動(dòng)和自動(dòng)兩種工作模式可供選用。
4 E' B" K) S* |3 w6 z0 S- ^, Y" \9 ]4 p+ n, G4 E
數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)
; u+ ] } E" e$ R4 z8 l+ b: O( k
數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)為航天飛機(jī)各分系統(tǒng)提供計(jì)算機(jī)監(jiān)控。系統(tǒng)為多冗余系統(tǒng)，由5臺(tái)完全相同的通用計(jì)算機(jī)、2臺(tái)進(jìn)行大容量存儲(chǔ)的海量存儲(chǔ)器、28條進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸?shù)臅r(shí)分、串行數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)母線、9臺(tái)進(jìn)行數(shù)據(jù)組合和格式化的信號(hào)復(fù)合器/信號(hào)分離器、3個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)接口和4臺(tái)多功能電視顯示裝置組成。
* L8 S7 {6 z- t0 N! @+ ^% c
5 I c% b2 p- W/ ]/ @: S7 `$ b5 P1 [系統(tǒng)采用多臺(tái)計(jì)算機(jī)的冗余組合方案是為了在某臺(tái)計(jì)算機(jī)發(fā)生故障時(shí)，100％地覆蓋有故障的計(jì)算機(jī)，由組內(nèi)其它計(jì)算機(jī)保障任務(wù)正常進(jìn)行。為保證故障后航天飛機(jī)仍能繼續(xù)正常工作，需要3臺(tái)計(jì)算機(jī)，因?yàn)橹挥羞@樣才能在確認(rèn)有故障的計(jì)算機(jī)后由系統(tǒng)否決其計(jì)算結(jié)果。如果要求在出現(xiàn)第2次故障仍能繼續(xù)飛行，保證安全返回地面則至少要用4臺(tái)計(jì)算機(jī)。第5臺(tái)計(jì)算機(jī)采用完全不同的軟件以檢查軟件錯(cuò)誤，作為產(chǎn)生軟件錯(cuò)誤時(shí)的后備機(jī)。
" q/ O, y# R! f' E* v
G6 R4 I; T- H2 P! j) y$ `硬件
+ H5 |3 u( r; f9 P4 T# q. J
# @% n t9 S& q4 IIBMAPl01通用計(jì)算機(jī)(GPC) 4 c( \4 }4 u5 u; ^' k
( m" ?* H6 w& ?; Z' [/ ]
每臺(tái)通用計(jì)算機(jī)由中央存儲(chǔ)器、中央處理機(jī)(CPU)和輸入/輸出處理機(jī)(10P)組成。中央存儲(chǔ)器容量為106496字，由CPU和lOP共用。GPC內(nèi)存共分9個(gè)存儲(chǔ)組。CPU的功能是對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行邏輯運(yùn)算、對(duì)lOP進(jìn)行程序控制、控制并處理中斷、控制傳感器等冗余系統(tǒng)。每臺(tái)計(jì)算機(jī)的CPU容量為81920字。計(jì)算機(jī)與各系統(tǒng)間的數(shù)據(jù)傳輸由IOP在CPU的控制下進(jìn)行。 lOP從CPU接收數(shù)據(jù)，格式化并轉(zhuǎn)換成命令后送往各系統(tǒng)，它也從各系統(tǒng)接收數(shù)據(jù)，格式化后送往CPU。每臺(tái)計(jì)算機(jī)的IOP容量為24576字。CPU和IOP高19.05cm、寬25.7cm、長(zhǎng) 49.53cm、質(zhì)量25.85kg。 ) z* t8 I; w( j. h
. e: A8 c; U' K6 B, x5 q海量存儲(chǔ)器(MM) ' d$ T& ]- d; \
+ e D% m _& v為了完成各階段的計(jì)算任務(wù)約需40萬(wàn)字的容量。除中央存儲(chǔ)器外還可將34兆的信息存入2臺(tái)磁帶機(jī)。可將全部軟件裝入磁帶機(jī)，需用時(shí)將所需程序轉(zhuǎn)貯內(nèi)存。關(guān)鍵程序和數(shù)據(jù)同時(shí)裝入2臺(tái)磁帶機(jī)。一般情況下一臺(tái)使用，另一臺(tái)備用，也可通過(guò)2條單獨(dú)的母線同時(shí)使用。磁帶機(jī)高19.05cm、寬29.21cm、長(zhǎng)38.1cm、質(zhì)量9.97kg。
% n4 t! A2 B" s7 ], n* j, S p* q- M, [6 {' a1 n# W( G4 w1 q$ r
多功能顯示系統(tǒng)
% x) u0 K0 X. W! O }8 G6 F
6 z M- l6 D l% k, y7 R系統(tǒng)使機(jī)組人員具有機(jī)裝軟件接口以及控制機(jī)裝軟件的能力。機(jī)組人員可通過(guò)它觀察航天飛機(jī)數(shù)據(jù)、監(jiān)視錯(cuò)誤和故障信息。系統(tǒng)由顯示裝置電子組件(DEU)、鍵盤(pán)(KBU)、顯示裝置 (DU，包括陰極射線管CRT)組成，駕駛層前中央顯示/控制臺(tái)有3臺(tái)DU/CRT，2臺(tái)KBU，后中央顯示臺(tái)有DU/CRT、KBU各1臺(tái)，系統(tǒng)用4臺(tái)DEU存儲(chǔ)顯示數(shù)據(jù)、提供接口、進(jìn)行顯示、更新和再生、檢測(cè)KBU輸入錯(cuò)誤并將輸入信息回送給顯示裝置，3臺(tái)KBU為機(jī)組人員提供軟件操作和管理的控制接口。 9 n- K3 w" g1 r0 g9 T8 B2 x
# v! z. o8 _% D數(shù)據(jù)母線 D s/ s6 P6 a8 K
" e. D* W! C1 A/ q1 a計(jì)算機(jī)的輸入/輸出處理機(jī)有28個(gè)獨(dú)立的處理器，分別控制28條數(shù)據(jù)母線。
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3 x4 B3 l, r0 [7 R5 z+ h系統(tǒng)采用脈碼調(diào)制、時(shí)分多路轉(zhuǎn)換的數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)，通道用多路轉(zhuǎn)換器連接在一起。按離散信息用一串二進(jìn)制脈沖信號(hào)將信息編碼到任意指定通道。信息傳輸字長(zhǎng)為28位。頭3位用于同步并指出信息是命令還是數(shù)據(jù)，下5位指明信息的源或目的。如是命令，則以后的19位指明要進(jìn)行哪一種數(shù)據(jù)傳輸或操作；如是數(shù)據(jù)則其中的16位是數(shù)據(jù)本身，3位指明數(shù)據(jù)的有效度，每個(gè)字的最后一位都是奇校驗(yàn)位。
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& K/ g; T' x. C+ F28路數(shù)據(jù)母線通過(guò)多路轉(zhuǎn)換器接口適配器(MIA)與IOP相接。MIA響應(yīng)離散信號(hào)，傳輸或接收可用數(shù)據(jù)的要求，接收、轉(zhuǎn)換、校驗(yàn)串行數(shù)據(jù)。
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+ B) u9 r6 n; z6 a6 q$ Z28路數(shù)據(jù)母線按功能分為7組：機(jī)間通信5條、海量存儲(chǔ)器2條、顯示系統(tǒng)2條、有效載荷操作2條、飛行測(cè)量5條、飛行關(guān)鍵傳感器和控制器8條。 : M* k! H1 L+ z+ k1 J+ c
0 l# O5 o2 J. e1 }( W4 ]信號(hào)復(fù)合器/信號(hào)分離器(MDM) K7 Q- k4 p. s$ l7 ^3 l( C8 s. K: V
4 T2 m( R( m3 `$ v7 r數(shù)據(jù)母線網(wǎng)絡(luò)和大部分分系統(tǒng)之間的接口適配是通過(guò)MDM完成的。MDM對(duì)與數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)母線有關(guān)的數(shù)據(jù)串進(jìn)行時(shí)分信號(hào)復(fù)合/信號(hào)分離，調(diào)節(jié)數(shù)據(jù)。它實(shí)際上是一種從數(shù)據(jù)母線取送數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)換器。 % F5 e3 q4 s- u% |- N0 S( _
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MDM從各系統(tǒng)接收上百個(gè)一5～+5V直流和28V直流離散模擬信號(hào)以及串行字或數(shù)字字，將這些模擬信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字/串行輸出信號(hào)并通過(guò)母線輸送到計(jì)算機(jī)和脈碼調(diào)制主組件去，MDM也從計(jì)算機(jī)向各系統(tǒng)輸送數(shù)據(jù)。 * X% Q; Q" c0 E0 f/ F- Y/ Y
& z5 B$ `3 d- D& n3 Y% ~脈碼調(diào)制器(PCM)
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# L6 [% v# V+ j9 R) ]3 V+ t! `計(jì)算機(jī)將串行/數(shù)字下行數(shù)據(jù)通過(guò)測(cè)量母線送往脈碼調(diào)制主組件，與測(cè)量數(shù)據(jù)及有效載荷數(shù)據(jù)混合后送往地面下行遙測(cè)裝置。PCM也將測(cè)量信號(hào)變成串行數(shù)字送往遙測(cè)裝置。從PCM主組件而來(lái)的航天飛機(jī)非關(guān)鍵數(shù)據(jù)通過(guò)4條測(cè)量母線送往各計(jì)算機(jī)并在CRT顯示。
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PCM主組件含有一用來(lái)訪問(wèn)分系統(tǒng)數(shù)據(jù)的可編程序只讀存儲(chǔ)器(PROM)、一存儲(chǔ)系統(tǒng)數(shù)據(jù)的隨機(jī)存取存儲(chǔ)器(RAM)和一存儲(chǔ)從計(jì)算機(jī)而來(lái)，送往地面下行遙測(cè)裝置的數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)器。
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8 K$ z6 a* z( j/ k! d! R( [% h# @( S定時(shí)器 , A) R8 n. p5 g% [% c M
% l* e; [, ^: l9 A" a+ x; U全部數(shù)據(jù)由3個(gè)主定時(shí)器(MTU)定時(shí)。由定時(shí)器提供格林威治標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間(GMT)、任務(wù)經(jīng)過(guò)時(shí)間和事件時(shí)間。系統(tǒng)軟件從主定時(shí)器或計(jì)算機(jī)內(nèi)部時(shí)鐘選擇GMT，并經(jīng)常由MTU更新，進(jìn)行計(jì)時(shí)冗余管理。MTU也負(fù)責(zé)向其它電路送同步信號(hào)。宇航員可通過(guò)CRT顯示裝置控制計(jì)時(shí)軟件。(end) |
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發(fā)表于 2013-2-12 10:16:00
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