“使神号”小型航天飞机是欧洲空间系统(克里斯托弗·哥伦布空间设施、“阿里安5”运载火箭、载人飞行器、中继卫星)的一个重要组成部分。

“使神号”是欧洲空间系统(哥伦布空间设施、“阿里安5”运载火箭、载人飞行器、数据中继卫星)的一个重要组成部分。它的主要任务是为自由飞行哥伦布试验室或空间站哥伦布搭接舱每年提供2—3次服务。其次要任务有，3～4个星期的长期自由飞行，自由飞行器长期停靠，自由飞行器舱外服务，访问苏联“和平号”空间站，救生及利用剩余资源进行机上试验等。

“使神号”可将3t货物(有效载荷1．6t、辅助设备1.4t)送入28.5°倾角、330～483km高度圆轨道，或将1．5t货物(有效载荷0．5t、其它1．0t)带回地面。计划每年飞行3次：与有人照料的自由飞行平台对接1次，访问空间站2次。与哥伦布试验室对接的任务周期最长可达15天。其中3天用于起飞、入轨和返回，10天(最长)轨道对接运行，2天留作轨道操作和安全余量。飞行器由“阿里安5”助推从库鲁(Kourou)发射场起飞，在法国南部依斯特勒(Istres)(东经4°55’、北纬3°31’)着陆场着陆。

“使神号”空间飞机寿命15年、飞行30次。原计划于2000年用使神X2000机进行无人飞行，2004年进行正式的载人飞行。

1976年法国国家空间研究中心(CNES)在研究发展“阿里安5”运载火箭的同时提出了与其配套的载人航天器任务。1977年法国宇航工业公司按照法国国家空间研究中心提出的任务，对可重复使用的有翼高超音速滑翔机和一次使用弹道式再入飞行器方案进行了研究对比。 1979年6月法国国家空间研究中心首次在巴黎航空博览会上介绍了由“阿里安5”发射的小型航天飞机计划。随后由法国宇航工业公司承担了为期2年的预研工作。1983年法国国家空间研究中心选定高超音速滑翔机作为载人运载器并将它命名为“使神号”。1984年3月提出预研工作任务书。当年，法国政府批准了“使神号”计划，并向欧洲空间局建议将“阿里安5”/“使神号”作为欧洲空间计划的一部分。1985年1月欧洲空间局罗马会议决定，欧洲建立独立的载人/运货天地往返运输系统，并委托法国联络欧洲各国实现“使神号”欧洲化。1986年3月法国向欧洲空间局提交了“使神号”的欧洲化方案，并于当年为欧洲空间局采纳，正式开始“使神号”计划。原定计划分两步进行：1986年7月到1988年3月为预备阶段，1988年4月到1999年为研制阶段，1999年进行首次载人飞行。1991年11月欧空局慕尼黑会议决定将“使神号”计划改为三步进行。

第一步研制X—2000无人试验机，掌握发射、高超声速再入和着陆技术，试验机于 2000年首飞；

第二步获得载人运输能力；

第三步掌握在轨(载人)服务技术。试验机外形和尺寸与“使神号”完全相同。但因预算和技术问题“使神号”计划已被迫停止。

1988年底对“使神号”计划的总研制费用概算为50．5亿董元。阶段经费分配为预备阶段 1．19亿美元，占总预算的2．2%；第一研制阶段6．04亿美元，占总预算13%，第二研制阶段 43．3亿美元，占总预算85%。经费由12个国家分担。其比例为：法国43．5%、西德27%、意大利12．1%、比利时5．8%、西班牙4．5%、荷兰2，2%、瑞士2．0%、瑞典1．3%、奥地利0．5%、加拿大0．45%、丹麦0．45%、挪威0，2%。

“使神号”由法国国家空间研究中心和欧洲航天局负责，主承包商为法国宇航工业公司。马 塞尔达索—布雷盖东航浙江公司负责航空飞行研制(还包括再入防热和飞行制导控制)。主要的子承包商有阿埃丽塔里亚公司(负责温控系统)、ANT公司(负责数据收集和通信)、道尼尔公司(负责环境控制和生命保障系统)、ETCA公司(负责电源—配电系统)、福凯尔公司(负责遥控机械臂)、马特拉公司(负责电子系统)、MMB—艾尔诺公司(负责推进系统)和斯费纳公司(负责机上计算机飞行控制系统)等。

全长 18.935m 资源舱：

起飞质量 22．418t 长度 5．9m

结构质量 14．9t 最大直径 5．4m

“使神号”空间飞机：增压容积 31m3

长度 14．58m(头锥到襟翼) 发动机：

机身长 12．875m 轨道机动 6×400N

机身高 3．094m 再入滚动 8×400N

机身宽 2.82m 目标接近 8×20N

机身内径 2．6m 最终交会 8×20N

设计面积 84．67m2 减速 8×20N(冷气)

翼展 9．402m 有效载荷：

翼载 193kg/m2 入轨 3t(9m3)

空气舵面积：出轨 1.5t(3．6m3)

减速板 2×1．24 m2 乘员 3人

升降副翼 2×3．94 m2 运行轨道 28．5°倾角，330～483km圆轨道

襟翼 5．53m 轨道运行时间 12天(7天对接飞机)

翼稍 2×2．54 m2 横向机动能力 1500km

增压容积 42 m2 着陆速度 320km/h

空间飞机一资源舱 寿命 15年30次，年飞行2～3次

内部通道长 4．2m

布局变化

自1976年法国开始探索欧洲载人航天器以来，“使神号”方案经历了规模从小到大、任务由简到繁(1983～1986年)，又从大到小、由繁到简(1986～1990年)的曲折过程。方案变化具体情况如表所示。

促使方案变化的具体原因是：

1)为迅速实现欧洲全面自主化，欧洲航天局除了让“使神号”为460km、28．5°倾角轨道上的克里斯托弗·哥伦布自由飞行平台作12天服务的主任务外，还追加了自由飞行30天为有人照料飞行平台 (MTFF)服务、长期自由飞行和访问其它空间站等附加任务。

2)在方案研究过程中“使神号”质量估值不断增长。1986年航天飞机“挑战者号”失事后质量变化更大。由于增设乘员逃逸系统使起飞质量上升、运载能力不足。增设弹射系统至少使空间飞机质量增长1．5t。为此“阿里安5”作了相应改动。每枚助推器装药由190t增为230t，芯级推进剂由140t增为155t，发动机推力提高10%。但仍不能满足要求。

3)为了减轻乘员逃逸舱固体分离火箭的质量，在增压货舱开辟乘员生活区以缩小前部机身和乘员舱。

4)后期因使命的变更，多数有效载荷属增压型，故改开启型货舱为增压型。

5)“使神号”滑翔着陆，翼载不能超过190～200kg/m2。机翼应随机身加大，如果“阿里安 5”不再提高推力，“使神号”便无法再加大翼面。改进后的“阿里安5”的同步轨道运载能力已达 6.8t。由于目前尚无这样大的卫星可以发射，每次发射必须同时发射3颗(2t左右)卫星，但用户不希望采用这种发射方式，故提高“阿里安5”的推力已不再可能。这样就必须将“使神号”的再入质量限制在15t以下。最后被迫将原运载器对接段改为“使神号”资源舱(HRM)，并将机身内的某些部件移入该舱段，将原来准备重复使用的部件，如推进系统、机械臂、天线、生保系统组件等在再入前随资源舱一起抛掷以缩小机身，减轻飞机再入质量。

6)由于技术上的原因，将原定的碳纤维/环氧树脂复合材料机身方案改为铝合金冷结构方案。

7)出于安全的需要取消安装主推进系统的推进舱，“使神号”直接由“阿里安5”送入轨道。

最终方案

最后基本定型的“使神号”空间运载器(HSV)由可重复使用的“使神号”空间飞机(HSP)和位于其后的、在再入前抛掷的一次使用截锥形资源舱组成。

驾驶舱位于机身前部，机身中部为乘员生活区/有效载荷贮存增压密封舱，机身尾部设有非增压设备舱。中部增压舱设有与驾驶舱和资源舱连接的前后2条通道。

截锥形资源舱连接于“使神号”空间飞机尾部。舱体前部(空间飞机一侧)为非增压区，装有环境生命保障设备、燃料电池燃料贮瓶、与空间飞机相连接的400N推力姿控发动机。。舱体中部为增压区，设有气闸和对接口，是存放有效载荷和舱外活动组件的空间。尾部(运载火箭一侧)非增压区装有可置换组件（ORU，每件0.7m3）、气瓶、机械臂、天线。舱体外部还装有温控系统散热用的辐射器。

结 构

“使神号”空间飞机由头锥、乘员舱、前部机身、有效载荷/乘员生活舱、后部机身和机翼组成。机身采用铝合金结构。

增压区结构

增压区结构曾考虑过整体舱、平底舱和可移动舱体等3种方案。第三种方案因更符合气密要求，主结构和各分系统的安装、拆卸可及性好，制造安装方便和底部外蒙皮局部过热防护较好等原因被选中。筒形压力容器安装于非增压的机身下部，容器上部承受总载荷。增压舱体可移动。舱体底部外蒙皮不是增压舱的蒙皮，因而在产生局部过冷时不会使增压舱出现突然降压。

非增压区结构

非增压区基本由2种结构组成。一种是由蒙皮、桁条、框架和紧固件组成的大型构件。另一种是整体结构。

整体结构无需紧固件、无螺栓连接和加厚部，故可减轻质量。但这种结构安全性差，生产工具复杂，检测困难，须采用长寿命树脂并要求部件外形简单，因而整体化程度尚需根据进一步的可行性研究而定。

防 热 系 统

由于横向机动范围大，“使神号”必须在再入期间以较小的攻角飞行，以取得较好的升阻比，但因此加长了再入加热时间，增加了对防热系统的要求。

“使神号”尺寸小，头锥和翼前缘半径小，因而再入温度高。再入时其头锥端部温度可达1700℃，腹部温度可达1300℃。

“使神号”防热系统必须满足在20min、700～1700℃的外部热流环境下，结构温度保持在 200℃以下的要求。 \u003c![endif]\u003e

热结构

鼻锥、翼前缘、翼梢垂尾、方向舵、升降副翼和襟翼采用热结构。结构无防热层，故可减轻质量。

在热通量超过200kW/m的鼻锥、翼前缘和空气舵，以及不宜采用单独防热层的翼梢等部位采用新型碳化硅或复合陶瓷材料。与碳—碳材料相比，陶瓷基复合材料具有较高的抗氧化能力和较高的层间剪切力学性能。

冷结构

机身采用冷结构。结构带有外部防热层，使机身结构保持在其要求的极限温度范围之内。

温度较高(热通量为100～200kW/m)的前机身和机身腹部采用刚性外部绝热(REl)结构。该结构由碳—碳化硅陶瓷盖板、柔性垫层、防压层、多屏蔽绝热层、支撑件、紧固件和衬垫组成。

碳—碳化硅陶瓷盖板位于刚性外部绝热结构(以下简称盖板结构)的最外层。由它保持机体气动外形。盖板结构间以及盖板与其它绝热组件间设有用于充填间隙、局部形成空间飞机外形的柔性垫。柔性垫是透气的，允许充气或排气。防压层设在盖板边缘下方。盖板下为用于绝热的多屏蔽绝热层(又称内部多层绝热层IMl)。多层绝热层由双面涂有高反射贵金属(金或铂)的纤维加强陶瓷箔片组成。紧急再入时前机身外表面温度可高达1450~C。该绝热结构的作用是通过相邻屏蔽层的相互辐射和多次反射与吸收来屏蔽辐射热，使再入时“使神号”铝合金结构的温升降至175℃以下。机身腹部多层绝热层厚10cm，背部厚5cm。每块盖板结构有4个支撑件。紧固件和垫圈用来连接盖板与支撑件和支撑件与机体结构。

温度较低(热通量5～20kW/m)的机身背部采用与机身冷结构粘接的柔性外部绝热件。它类似于美国航天飞机轨道飞行器所采用的高级柔性重复使用被式表面绝热层AFRSI。

此外也研究过类似美国航天飞机轨道飞行器所采用的防热瓦，它们用于机体几何外形无法采用盖板式结构的部位(如舱门周围)。

推 进 系 统

“使神号”无主发动机，只有用于姿态控制和轨道机动的辅助推进系统。系统共有14台 400N推力发动机、16台20N推力发动机和8台20N推力冷气推力器。多数发动机安装在资源舱内，它们是6台400N推力的轨道转移发动机、8台20N推力的最终接近目标机动发动机和8台20N推力的减速冷气推力器。此外在“使神号”空间飞机上还装有8台20N推力的最终交会机动发动机和8台400N推力的再入滚动控制发动机。

400N推力发动机的性能为：

真空推力 410N

真空比冲 3030．25N·s/kg

推进剂 四氧化二氮/甲基肼

混合比 1．645

燃烧室压力 0．07MPa

任务次数 30次

寿命 15000s

循环 30000次

最小冲量 20Ns

最短再起动间隔 1OOms

最长起动间隔 90d

20N推力发动机的性能为：

真空推力 20N

真空比冲 2814．5N·s/kg

推进剂 四氧化二氮/

一甲基

混合比 1．65

最小冲量 1Ns

总工作时间 4h

脉冲数 252000

循环 \u003e200次

热 控 系 统

“使神号”空间运载器有地面待射、爬高、在轨(分乘员在舱内和舱外2种状态)、交会、对接、再入、着陆、着陆停机等9种热环境状态。在轨期间有腹部向地、头部向地、背部向地、背部向阳、头部向阳、尾部向阳、腹部向阳等几种姿态。“使神号”内部热载荷集中且不断变化，故采用主动热控方案。

“使神号”热控系统为环境控制和生命保障系统提供良好的接口。系统用于：

1)通过冷凝热交换器和电子件热交换器，传递环境生保系统空气回路热载荷；

2)冷却饮用水(在轨段冷却到8℃，爬高和再入冷却到18℃)；

3)散发燃料电池生成水所产生的热量，将水温降至30～50°C。燃料电池发生故障起用锂电池时，将水温保持在35—45℃范围内；

4)冷却板上的电子件要求保持50℃以下的温度环境，多余的热量由电子件空气回路和热控系统回路传递；

5)出舱活动前通过舱外活动热交换器传热，冷却宇航服；

6)对辅助动力装置(APU)液压工质加热以防轨道燃料冻结，并将乘员舱增压氧气在进入座舱前加热到5℃等。

“使神号”主动热控系统由2条水回路和2条氟利昂回路组成。2套回路同时工作，留一定流量作故障冗余。

水回路

回路先经过电子冷却板和电热交换器后出增压舱，冷却锂蓄电池冷却板。电池冷却液路由．特设的旁通控制，它只在电池工作时才输送所需水量，电池不工作时采用加热器和隔热等被动温控措施。之后回路水通过非增压区电子冷却板和燃料电池热交换器，再通过回路间热交换器 (这是回路中的最冷点(4～?℃))，然后重新进入乘员生活区流经饮用水冷却器、冷凝热交换器和舱外活动热交换器。水回路的热载荷(轨道运行为2．1kW，再入段10，9kW)通过回路间热交换器传递给氟利昂回路。

回路水泵按界面温度控制要求提供所需流量。根据任务各阶段变化的热载量设0．028 kg/s(轨道飞行)和0．054kg/s(上升，再入段)2种流量，流量由变速泵选择并控制。

变速泵装有电子件驱动的控制器。它可按回路压降变化情况维持要求的流量。系统还设有一流体蓄留器以提供适量增压，补偿可能出现的泄漏和由温差引起的热膨胀。

里昂回路

发射前地面设备热交换器将废热传递给外部冷却装置，并对辐射器进行预冷。然后用地面热交换器冷却氟利昂。起飞后达30～40km高空时水蒸发器(WEA)起动，直到入轨。然后辐射器开始工作。再入段水蒸发器再次起动直到外部背压使水蒸发无效为止(高压、高饱和温度不能冷却氟里昂)。此时氨蒸发器(ABA)开始工作，直至着陆。着陆后重新起用地面冷却装置。氟里昂泵按要求提供氟里昂流量。轨道运行段为o．13kg/s，爬高、再入段为0．3kg/s。由多层辐射板组成的空间辐射器将回路间热交换器的入口温度维持在3℃左右。辐射器设有专用旁通管。水蒸发器和氨蒸发器通过可膨胀流体(水和氨)的调节进行温控。2种蒸发器均带有内部专用电子控制器。回路流程如图所示。

2种回路的监控功能由2台分系统级电子组件完成。组件采用微处理器结构并直接与分系统母线相接。故障监测和隔离由低一层次(如泵、水蒸发器、氨蒸发器)控制器完成。由液压温控组件(THCU)直接控制阀门的操作和温度、压力、流量传感器的信号。

回路主要组件

1．泵 每套装置由离心泵、过滤器和止回阀门组成。组件全部为冗余件。流量由复式流量计测定。流量计信号由控制转速的电子组件管理。泵的上游有用于阻尼泵的起动及转换效应和防止气蚀的蓄留器，该装置还设有温度、压力传感器和测定蓄留器液面的冗余传感器。

2．热交换器 热交换器为交叉流或逆流型。除氧化剂热交换器为螺旋形外，其它均为板形件或叶片。

3．冷却板 冷却板用于冷却电子组件。当冗余电子组件为2个独立的组件时，每条回路装一块冷却板，只冷却一个电子组件。此时采用“单”冷却板(只由一条回路冷却)；当冗余电子组件要求2条冗余回路都对其进行控制时采用“双”冷却板(由2条回路冷却)。

4．宇宙辐射器“使神号”宇宙辐射器安装在资源舱外。辐射板由氟利昂管系网络、辐射铝合金蒙皮、镀银泰氟隆带和蜂窝结构支撑板组成。氟里昂由一方形截面歧管分配进入一组平行的圆形管，然后集合于一出口歧管，通过一塑料管送往其它辐射板。管网粘接在一覆有镀银泰氟隆带的辐射铝合金蒙皮上，并与蜂窝结构板组装。

5.散热装置 在爬高和再入段系统的热载荷由水蒸发器和氨沸腾器泄放。水由喷管喷射在一管状热交换器槽形内表面上。外部背压低于水的饱和压力时，水蒸发，冷却氟里昂。随着飞行高度的降低，水的沸点升高，在水蒸发无效时，氨沸腾器起动，氨通过套管热交换器蒸发，冷却氟利昂。

环境控制和生命保障系统

环境控制和生命保障系统(ECLSS)为3名乘员在全任务过程中提供生活环境，在发生紧急状况时为乘员提供保护措施。系统的主要用水由燃料电池提供，也考虑回收一部分冷凝液作卫生用水。新设计了厨房和活动洗脸台。乘员舱压力调节系统不仅能提供标准的101．3kPa总压力，而且还可在70kPa下工作，以简化出舱准备工作(零预呼吸)。

大气输送和压力控制系统

系统用氧气和氮气组成标准大气，由氧/氮控制装置提供大气压力控制。凡有人活动的区域都设有控制面板。由增压区外的贮瓶作正常供气。乘员逃逸时座舱贮瓶可应急供氧。

空气循环、空气冷却和污染控制设备均安装在机身中部的底层地板区。

大气净化系统

乘员舱设有2种空气循环风扇。低速风扇用于轨道飞行段，高速风扇用于再入飞行段。执行短期任务时用氢氧化锂过滤器清除二氧化碳。空气中的水(新陈代谢物+氢氧化锂反应释放的水)在冷凝热交换器中凝结，用水分离器分离水份并存放于贮箱中。少量的污染物和尘土通过过滤器中的活性碳清除。

液体管理系统

该系统共有3个贮箱。贮箱1贮存热控系统蒸发器用水和饮用、卫生保健用水，该贮箱由燃料电池供水；贮箱2贮存用于座舱湿度控制的冷凝液；贮箱 3贮存厨房废水和人体废液。

空调系统

系统由空气回路及其与热控系统的氟利昂回路 和水回路的接口装置组成。乘员舱和增压舱生活区的热量由空气回路传递给水回路和氟里昂 回路。共有串联、混合、并联和独立4种回路方案，以混合方案最佳。它既能提供良好的气量分 配(轨道运行和再入飞行段气量不同)且对空气加热最佳。

营养和卫生

与航天飞机轨道飞行器类同。

欧洲宇航服系统

欧洲宇航服系统(ESSS)是以2人6h+1h应急操作指标设计的。宇航服设计压力 0．05MPa，与“使神号”降低的舱压0．07MPa情况配合可用于欧洲宇航服系统的零预呼吸 (ZEROPREBREATH)

欧洲宇航服系统生命保障系统为开环系统。用氢氧化锂清除二氧化碳。用冷凝热交换器和升华器进行热控制。由液体(水)冷却外套和排气网络代谢冷却。宇航服外壳内设有管路。氧气由高压气瓶供给。

系统功能

制导系统的功能是为制导、导航、控制系统的工作提供基准状态——特定时刻或下一时刻的基准位置和速度矢量[X(t)]或[Xf(t)]。基准状态可由基准轨道或飞行前任务分析确定的机动方案算出，然后再与导航系统估算的状态矢量进行比较(见制导、导航、控制功能框图)。

导航系统的功能是根据各种导航仪器测得的位置和速度[Z(t)]或预测的飞行器状态值 [X(t)]计算飞行轨迹。预测值通过模拟飞行器移动(轨道运动模型)扩展前一估算值而得。扩展器对施加于飞行器的力和发动机可能产生的加速度进行积分，根据状态预测t+Δt的飞行 器的位置和速度[X(t)]。由于测量误差(初始位置和速度误差)和飞行器运动模拟误差，导航系统实际测量值不可能与预测或理论值相一致。故需进一步通过卡尔曼数学滤波求得折中最 佳估算值[X(t)]。

控制系统的功能是使“使神号”按预定轨道飞行或至少要达到任务规定的目标。控制系统必须要计算作怎样的机动[U(t)]或怎样机动得更精确，怎样调整原定机动以消除制导基准状态矢量[X(t)]和导航估算状态矢量[X(t)]间的偏差。将飞行器加速度计和陀螺仪测得的飞行器机动结果[U(t)]，与计算结果[U(t)]相比较，然后送往状态矢量硬件装置，预测位置和状态。最后，通过Zen Coding进行下一时刻状态的预测。

导航系统

系统按故障工作/故障安全原则设计，即要求系统在第一次故障后可继续执行任务——故障工作，第二次故障后人员可安全返回地面——故障安全。

系统由惯性测量组件(1MU)、星光传感器 (SST)、交会传感器(SRV)、全球定位系统(GPS)接收机、顶部显示器(HUD)、无线电高度表(RA)、三叉戟4等组成。

1．惯性测量组件“使神号”惯性导航采用环形激光陀螺捷联系统。陀螺仪和加速度计的精度为：

陀螺仪

尺度因子 10ppm

一次通电漂移率 0．0056°/h

环境附加漂移 0．1°/h

随机游走 0．003°/√h

不重合度 ll/μrad

加速度计

尺度因子 100ppm

接通偏差 50/μg

运行偏差/附加飞行偏差 100/μg

非正交性 50/xrad

2．星光传感器用于轨道飞行姿态测量。由于受质量和电源的限制采用带计算机控制显示(CCD)探测器的传感器，其特征是：

视场 7°×9°

白噪声 10rad

偏差 10rad

3．交会传感器 在离目标100m到对接的期间使用。探测器选用激光二极管照明，提供光线(2个轴)、距离、相对姿态4种信息。

4．全球定位系统接收机 由美国国防部研制的三维导航全球定位系统是一种卫星无线电定位实时导航系统。它由运行于高20180km、周期llh57min的圆轨道上的18颗(将来可能21颗)卫星组成。卫星分布在与赤道夹角为55°的6个轨道面上。轨道面相隔60°。另有3颗备用星用于卫星发生故障时保障系统正常工作。全球定位系统为全球乃至全空间覆盖系统，定位及时且精确。

“使神号”在任务的以下三个阶段利用全球定位系统：

1)轨道运行和再入时，相对于全球大地测量系统基准的绝对导航；

2)交会时，相对于其它飞行器的相对导航；

3)着陆时，相对于地面站的差分导航。

此外全球定位系统接收机还可提供非常精确的 时间测量。

5．顶部显示器 精度为0．25°～0．37°(3σ)，用来提供粗略的在轨姿态信息、起动制导和在惯性测量组件失效后重新获得信息。

6．无线电高度表 有2种类型，一种是脉冲发 射高度表，另一种是调频连续波(FMCW)高度表。为控制最后阶段飞行和着陆，可用的只有调频连续波技术。其测量精度为：平整地形lm+1%，不平整地形lm+5%。高度表配置发射和接收天 线各一副。

7．阻力导出高度(DDA) 在再入通信中断的黑障区，导航数据的更新只能采用目前美国 航天飞机所采用的方法——阻力导出高度法。这种方法只适用于不产生推力的滑翔飞行器。将实际加速度值(用机上惯性器件测得)和计算所得阻力值(用阻力模型和空气速度求得)进行比 较求得大气密度，然后用大气模型求得高度值，进行卡尔曼滤波，求得法向和横向速度值。黑障段结束时的精度为；高度0．9km，法向速度 4m/s。机上大气模型是一种受纬度和季节影响 的两维模型。

8．三叉戟 4 它是一种利用地面信标的地 基导航系统。信标依次询问机上应答机。系统用测距装置(DME)同样的原理向飞行器提供测距值，并至少用3个测量值估出飞行器的位置，其特性为：频率1．2GHz应答机质量 3．5kg；信标质量5kg；距离7200km测距精度 非修正偏差1m；干扰2m。三叉戟4要求采用全向天线。

控制管理及控制模式

“使神号”姿态和轨道控制系统分3级进行控制。它们是机动管理、机动控制和姿态控制。各级控制的主要任务是：

机动管理级

1)指令和控制输入/输出处理；

2)模式程序管理；

3)故障管理。

机动控制级

1)机动优化；

2)前馈控制。

姿态控制级

1)稳定、阻尼、极限循环的抑制；

2)干扰补偿；

3)控制基本动力学性能。

“使神号”的控制模式如表所示。

辅助推进控制系统

辅助推进控制系统主要由以下主模块组成：

1)机动控制系统；

2)姿态平移机动控制系统；

3)推力选择；

4)调节系统。

调节系统的发动机起动/停止信号直接影响飞行器动力学特性。飞行器的动力学和运动学特性通过惯性测量组件反馈。交会模式工作时由交会传感器反馈“使神号”和交会目标的位置。

辅助推进系统的姿态控制可分为反馈和前馈2个功能部分。

反馈控制回路的任务是：

1)确保闭环稳定性。考虑的因素有燃料晃动动力学、柔性结构(机 械臂)动力学和参数变化(质量、惯量和重心)；

2)运行状态变化时减少扰动；3)飞行器预定轨迹跟踪，提供闭路基准动力学特性。

前馈控制的任务是通过处理飞行器的姿态、角速度、角加速度(力矩)指令，优化闭环动力学跟踪特性。

轨道和姿态控制发动机

“使神号”轨道和姿态控制系统负责从“使神号”—“阿里安5”分离到再入大气时的轨道和姿态控制。系统由38台辅助推进系统发动机组成。

6台400N推力发动机安装在资源舱尾部，它们在调相、寻的和出轨阶段提供轨道转移脉冲。

位于资源舱的8台20N推力推力器用于目标最终逼近机动。

资源舱还装有8台冷气推力器，它们用来降低“使神号”对空间站的相对速度。

8台20N推力推力器安装在“使神号”头部，用于最终交会机动。装在尾部的8台400N推力发动机用于空气舵不能工作时的再入段滚动控制。

制导、导航与控制

“使神号”的基准任务是访问有人照料的自由飞行平台，并带乘员和有效载荷返回地面。从发射到返回着陆共15天，分发射、交会和再入三个阶段。

制导与控制

1．发射 正确选择发射时间，使“使神号”轨道面与有人照料的自由飞行平台的轨道面尽量重合。T+595s“阿里安5”与“使神号”分离。

2．调相 由于克里斯托弗·哥伦布自由飞行平台要与空间站沿同一轨道飞行，故每隔180天必需调整一次轨道。在发射时，“使神号”与“哥伦布”轨道面有角度差，因此需进行调相。入轨后“使神号”飞行在半长轴小于空间站运行轨道半长轴的轨道上，其角速度大于空间站角速度，必须调整调相轨道半长轴，以消除角度差。为此共需进行3次机动：第1次机动(M1)使“使神号”从入轨状态到达调相轨道，后2次机动(M2和M3)使“使神号”从调相轨道转到初始寻的轨道或漂移轨道。

第一次机动“使神号”由“阿里安5”送入轨道，达到第一个转移轨道，其远地点等于调相 准圆轨道的半径。当“使神号”到达转移轨道的第一个远地点(入轨后半圈)时，资源舱小发动机点火，将“使神号”送入一准圆轨道。飞行到要求的圈数后资源舱发动机再次点火。

第二次机动 此次机动使“使神号”进入椭圆轨道，其远地点低于目标飞行器准圆轨道 1Okm。

第三次机动 当“使神号”达到要求高度时进行调相的最后一次机动。达到寻的初始轨道 后，推力矢量对准“使神号”和目标飞行器横轴。

3．寻的 寻的机动使“使神号”进入相对于目标的停候轨道。此轨道以“停候点”为特征，其 高度与目标飞行器高度相等，并在其后lkm处。寻的最长时间为1.5h，飞行约一圈。

4．停候“使神号”在离目标飞行器lkm处等待交会/对接所需的良好日照条件。

5．最终逼近“使神号”先进行几次径向推力机动，转移到离目标lOOm远处，然后作“U”形转弯，使计算机控制显示摄影机捕获对接轴后再产生轴向推力，2小时内与“克里斯托弗·哥伦布”交会对接，最长可停泊10天。

该阶段采用连续推力型制导与控制。 \u003c![endif]\u003e

6．再入 再入段从“使神号”与所对接的自由飞行体分离开始，离开该飞行体并作轨道飞 行，等待再入时机。从出轨机动到“使神号”停在跑道上，前后共1h，经过以下6个阶段：

1)出轨机动；

2)下降到120km高度，再入大气；

3)120～90km高度飞行；

4)90～55km黑障区飞行；

5)55km到着陆场上空25km高度飞行；

6)进场着陆。

导航

从发射到返回着陆的全过程中惯性导航系统始终工作，并以全球定位系统为辅助导航手 段。各飞行阶段的导航手段如下表所示。

三台捷联惯性测量组件为“使神号”提供姿态基准。组件斜交置放以提高“使神号”故障自 检能力。惯性测量组件的姿态测量值在正常状态下由带计算机控制显示(CCD)探测器的星光传感器周期性地进行修正，出现故障时由顶部显示器修正。

大气飞行段(爬高和再入段)靠惯性测量组件进行位置和速度的测量。

轨道飞行时，位置和姿态通过惯性测量组件或轨道移动模型和2台全球定位系统接收机 提供的测量值(伪距和伪距率)确定。在全球定位系统失效或接收机发生故障时，轨道移动模型位置和速度预测值由星光传感器或地面定位信息修正。

在寻的和对接段，“使神号”通过天线接收由空间站所得之测量值，并与“使神号”全球定位 系统测量值一起进行处理。

在再入黑障段无法对惯性导航进行修正，沿法向轴的导航误差通过“伪阻尼高度”限制。从黑障段结束到着陆，惯性装置的位置和姿态测量值由全球定位系统测量值或在全球定位系统失效时用“UGM-96A弹道导弹4”无线电导航信标修正。3台无线电高度表使“使神号”获得正确的着陆高度。

地面定位由“使神号”飞行控制中心执行，飞行控制中心监控任务进程和机上导航功能，在 导航设备发生故障时修正机上位置和速度状态矢量。

参与地面定位的设备有S波段和C波段地面站、雷达或中继卫星。

通信线路

“使神号”在完成各种任务过程中所需的通信线路有：

1)“使神号”一欧空局、法国国家空间研究中心和日本宇宙开发事业团的测控网地面站；

2)“使神号”一数据中继卫星(欧洲数据中继卫星和美国跟踪数据中继卫星)；

3)“使神号”一空间站；

4)“使神号”一舱外活动宇航员；

5)“使神号”一着陆场；

6)“使神号”一导航卫星和“三叉戟4”等其它导航装置。

主要的遥控和遥测数据速率见表。

“使神号”和地面飞行控制中心之间采用高可靠通信线路，通信速率不大于10kb/s。线路保证在紧急状态下进行压缩的全双工话音和(或)甚低速率遥控通信。机上的电视图象经高速率遥测线路传送至地面。

系统以S波段作为弯管和直接通信的基本线路。系统采用的S波段天线有用于地面直接通信的半球天线，用于欧洲中继卫星或美国跟踪数据中继卫星通信的正方形天线和用于低速率多路访问及高速率单路访问的弯管通信的定向天线。对舱外活动的宇航员用甚高频波 段通信。与地面的通信线路特点如表所示。

空间组件

“使神号”空间飞机机上通信系统由2部应答机、2部译码机、1组放大器、1组天线和开关矩阵组成。机上数据传输输出功能由2条通信线路同时处理，每组输入、输出信号均可与邻组相通，这样可减少设备并提高冗余度。

软件

“使神号”设有数据库，存贮完成任务以及通信所需的全部信息，如阶段特征(通信线路、功 能要求、轨道资源、姿态特征)、资源描述(功能、质量、容量；体积、电耗、滞后、可靠性、位置、容量、成本等)、结构描述和系统布局等。利用数据库信息可直接评估质量、电耗、资源可用性、通 信滞后、通信线路工作状态和“使神号”与其对接目标的能见度。通过专用模块可在任意时刻起用各种数据。系统用DBASElPLAS建库，用Fortran77作科学计算。

“使神号”用燃料电池作为主要电源，其12h任务的能量—质量Lg(包括氢和氧)为 1500wh/kg，而一般电池仅为35Wh/kg。对燃料电池的性能要求为：

功率 2～6．5kW 电压 115～9V直流

功率/质量比 \u003e50W/kg 功率/体积比 \u003e40W/L

4kW时的燃料耗量 H2\u003c0．173kg/h

02\u003c1．372kg/h

“使神号”氢氧燃料电池采用氢氧化钾作为电解质，用覆有Ni拉尼(Raney)拉尼银的多孔金属作为电极。电极安装在一石棉基体上。 \u003c![endif]\u003e

电池产生的热量由水回路传递给氢回路。

“使神号”机械臂系统安装在资源舱中段，完成作业后，在再入前随资源舱一起抛掷。系统由3部分装置组成，它们是：

1)机械臂主设备；

2)机械臂乘员舱主设备；

3)机械臂地面设备。

机械臂主设备:

机械臂主设备由机械臂、末端操纵器、传感器、伸展系统、持留系统、分离系统和工具箱组成。

1．机械臂 由臂、肘和腕组成。臂由碳纤维复合材料制成，装有金属末端法兰。法兰用来与关节机构连接。肘为单关节机构。腕有滚动、俯仰、偏航3个关节。腕在完成肩功能时偏航关节保持一固定位置。各关节均带有谐调驱动机构。

2．末端操纵器 主要组件为基本末端操纵器(BEE)。基本末端操纵器由一标准末端操纵器和一个用来运送轨道可置换组件(ORU)的抓具组成。末端操纵器装有抓勾驱动机构、电子件、输送电力与数据的接头和一传递机械力(0．5rad/s 100Nm)的集装式勤务工具。标准抓具也可作为宇航员把手用。末端操纵器还设有一力矩/力传感器。传感器测量6个相互垂直的力和相对基本末端操纵器一固定坐标的力矩分量。末端操纵器还设有用于其它任务的专用工具，如带美国航空航天局抓具的自由飞行目标飞行器抓具、带电视摄像机和照明器材的观察工具、带脚蹬的宇航员支撑工具和工具架等。

3．外部状态信号器 除了关节传感器和末端操纵器力矩/力传感器外，还通过电视摄像机为操作员和操作系统提供图象信息。

臂摄像机安装在腕关节附近，提供腕/有效载荷工作区的全景视场。末端操纵器摄像机提供工作站直接、详细的视象。在距离小于1．5m时，此摄像机也用来精确测量安装在标准抓具上的目标。此外在观察工具上也装有一台摄像机。各摄像机视景通过肩部末端操纵器送给机械臂舱体设备、更远的视景由装在“使神号”和自由飞行体上的摄像机提供。

4．伸展系统 为双位机械装置，由驱动电子组件、传感器、电缆和温控装置组成。系统用来释放连接机械臂的基板，使机械臂从贮存状态转为工作状态。

5．持留系统 用来在发射上升段为机械臂提供结构支撑。系统由闩锁作动器、控制电子组件和状态传感器组成。

机械臂乘员舱主设备

机械臂由“使神号”驾驶舱中的设备控制。其电气结构如图所示。机械臂乘员舱主设备由机械臂飞行电子组件、飞行遥控操作设备、转换和接近装置组成。

1．机械臂飞行电子组件 集装于“使神号”制导导航计算机中。它包括用来指令和控制机械臂动作，数据输送和通信的全部电子件(和软件)。

2．飞行遥控设备 包括程序可控键盘、图表显示、电视显示、2个3轴手控控制器和一光标定位装置。它们均由“使神号”任务管理控制计算机监控。另外还有一供应急处理用的“使神号”机械臂专用开关板。

3．转换和接近装置 是机械臂和驾驶舱组件间的数据、电力和应急信号接口装置。部分组件为连接在机械臂摄像机上的视频处理装置(VPU)。在捕捉时视频处理装置借助末端操纵器摄像机图象获得目标的相对位置，作为机械臂控制的输入信号。

系统操作模式

机械臂共有以下5种操作模式：

1)程序控制模式 程序由操作员用地面软件编辑；

2)自动模式 机械臂按基本功能预装订程序工作；

3)操作员控制模式 操作员控制机械臂的一个或多个自由度，直接操纵机械臂相对于末端操纵器或有效载荷的运动；

4)单关节模式 该模式为备用模式，用最少量的硬件和软件驱动一个关节；

5)应急模式 模式通过机械臂专用开关板执行。功能上相当于单关节模式。

安全与救生

航天飞机“挑战者号”失事后，在“使神号”设计中提出载人飞行任务必须首先保障宇航员安全的政策，引起“使神号”方案极大变动。

任务段安全措施

1．发射段 此段共分3个阶段：第一阶段为“阿里安5”固体助推器工作段，历时约120s。此阶段可能发生的故障有助推器局部过热、助推器未准时释放分离、药柱裂纹、起火爆炸、一台助推器未点燃、失控、超压和芯级失控等。此飞行段还经过飞行60s时的最大动压段和运载器最大加速段，因此采用乘员弹射救生方案。

第二阶段从固体助推器分离后开始，历时约460s。可能产生的毁坏性故障有涡轮泵堵塞、管路断裂，贮箱超压、失控等。此阶段采用“使神号”与低温级分离，滑翔飞行到可弹射高度后弹射的方法救生。如事故发生在飞行6～7min时，“使神号”可在达卡机场和大西洋佛得角群岛着陆，如在水上迫降则需弹射乘员，在海上回收。

第三阶段延伸到“使神号”入轨，约历时300s。在此期间如果发生故障采用备用跑道方式救生。

2．轨道运行段 此阶段发生突发性故障的机遇大大降低。可有几个小时的故障处理时间，故可进行整机救生。“使神号”空间飞机必须保存其返回地面的能力。它需装备用于维持生命的宇航服。

3．再入段 高超音速飞机阶段乘员的安全只能靠“使神号”本身的可靠性，只有再入到一定阶段后才能采用乘员弹射救生方案。

弹射方案

乘员救生曾考虑过弹射座舱和弹射座椅两种方案。后者因具以下优点而被选中：

1)方案简单，风险小；

2)弹射座椅质量轻，约1t，而弹射座舱则至少3t；

3)节省研制费。一种叫作“大力士”的弹射座椅研制费为50MAu(百万欧洲货币计算单位)，而座舱方案则需400MAu；

4)产品可靠 可在“使神号”样机上作大量全尺寸试验。

“大力士”弹射座椅如图所示。“使神号”失事时，宇航员将在一个密封且带有一固体火箭的弹射座椅筒中被弹射。从关闭筒盖到弹离“使神号”的时间仅需3s。