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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。 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。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。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，每台发动机壳体由11件D6AC材料壳段组成。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。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。 因而它是一种部分重复使用组件。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。 设计要求每台至少使用20次。 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 12.7～15.2cm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。 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 76.2～91.44cm。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。 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。 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。 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。 机翼为气动升力面，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。 尾部机身的上部推力结构除了垂直尾翼的支架用钛合金外，其他均为整体铝合金框架结构。 .副结构用来支撑各种内部设备。除了某些部位用钛合金和玻璃纤维对设备进行隔热外，副结构采用普通铝合金结构，由托架、肋、构架和紧固件等组成。 尾部推进系统结构 由轨道机动系统舱体和反作用控制系统舱体两部分组成。结构材料为铝合金和石墨/环氧树脂复合材料。左、右两侧舱体长5m、尾端宽3.46m、前端宽2.56m、面积 40.41m2。 轨道机动系统舱体用11个螺栓连接于尾部机身壳体的肩板上，并用一可调节松紧的螺套与X01307隔板相接，肩板/X0l307界面处设压力密封层。舱体的组件和材料为： 蒙皮：石墨/环氧树脂蜂窝多层结构。 前隔板、后部贮箱支撑隔板、后隔板、底板构架梁：2124-T81铝合金板。 中线梁：2124-T81铝合金板、钛合金加强筋、石墨环氧树脂罩。 框架；石墨环氧树脂。 轨道机动发动机推力结构：普通2124— T851铝合金结构。 十字支撑架：铝合金等。 紧固件；前部紧固件：2124一T851铝合金；后部紧固件：A—286不锈钢。
被动温控系统利用轨道飞行器的热源和散热器工作，并辅以绝热毡、镀层等其它方法。 有两种绝热毡：纤维体毡和多层结构毡(见前图)。纤维体毡由0。9kg/m2密度的纤维材料和缝合的加强的双镀金聚酰亚胺薄膜覆盖层组成。覆盖层每平方米设145317个排气孔。纤维毡缝有丝束以防在排气时起浪。 多层结构毡由16层穿孔、双镀金聚酰亚胺薄膜反射层和涤纶网隔层的叠层组成。其覆盖层、线束和镀金带与纤维体毡相类似。 防热系统 轨道飞行器在发射和再入大气层时，其不同部位要经受317～1648℃的高温，因而必须采用防热措施，以确保飞行过程中飞行器的结构温度保持在可接受的范围内(176℃以下)。 设计要求系统重复使用100次。系统共采用了8种不同的防热材料。它们是1)柔性重复使用表面绝热材料(FRSl)；2)低温重复使用表面绝热材料 (LRSl)，3)高级柔性重复使用表面绝热材料(AFRl)；4)高温重复使用表面绝热材料(HRSl)；5)高温重复使用耐熔纤维复合材料 (FRIC-HRSl)；6)增强碳/碳材料；7)金属；8)二氧化硅织物。
柔性重复使用表面绝热材料(FRSl) FRSI是一种带涂层的聚芳酰胺纤维(NOMEX)毡。这种材料用于再入时温度低于371℃和上升段温度低于398~C的部位，它们是：上部有效载荷舱门、中部机身和尾部机身侧面、上翼面和轨道机动系统/反作用控制系统舱。约有50％的轨道飞行器上表面为FRSI所覆盖。每块 FRSI厚0.4～lcm，面积0。9m×l.2m。毡片直接粘贴在轨道飞行器外壳表面上。毡片涂有白色硅合成橡胶涂层，用以防水并提供所要求的热性能和光学性能。FRSI的辐射率为0.8，太阳吸收率为0.32。 毡片由纤长7.62cm、纤度2支的碱性聚芳酰胺纤维制成。纤维用制片机松结、疏通、制成顺长平行的薄片。将交错搭接的薄片送入编织机制成压片。2 个压片多趟来回缝制直至达到要求的强度。用滚压机压到要求的厚度，然后在选定压力下用加热的滚筒滚压并在约260~C温度下热定型。FRSI用硫化硅粘合剂在室温下与**皮粘接、固化并且用真空袋施压。粘合剂厚 0.02cm。 高温重复使用表面绝热材料(HRSl) HRSI用于102号轨道飞行器温度为648—1260℃的部位，它们是前部机身、中部机身下表面、机翼下表面、垂直尾翼的某些部位和前部机身窗口周围。HRSI有两种：鼻锥周围、主起落架舱周围、鼻锥罩界面、机翼前缘、外贮箱输送管路舱门、垂直尾翼前缘采用9.9kg/m2密度 HRSI瓦，其它部位采用4kg/m2密度HRSI瓦。 HRSI瓦15.24cm见方，采用25.4～50.8/lm厚的低密度、轻质、99.7％高纯度二氧化硅非晶纤维绝热材料。厚度变化在2.54～12cm之间。
航天飞机主发动机为泵压输送、高压补燃液氧/液氢发动机。发动机推力可调，调节范围为65％一 109％，因而可将运载器过载限制在3g以内，1. 主发动机主要组件 涡轮泵：该系统共有4台涡轮泵，低压燃料、氧化剂涡轮泵各1台，高压燃料、氧化剂涡轮泵各1台。 两台低压涡轮泵与推进剂导管相联并支撑在一固定的位置。每台低压泵的出口用一柔性导管与高压泵入口相联，以便发动机摆动进行推力矢量控制。低压泵为轴流泵，以较低的转速工作，为高压泵提供必要的压头。低压氧化剂泵的额定转速为5151r/min；燃料泵的额定转速为14644r/min。 高压燃料涡轮泵是一种三级离心泵，直接由一台两级燃气涡轮驱动。涡轮泵安装在燃气歧管上。涡轮泵的泵后管路为预燃室、喷管和燃烧室冷却循环管路提供液氢。高压氧化剂泵也安装在燃气歧管上，由2台离心泵(主离心泵和预燃室离心泵)组成。2台泵共用一轴，由l台两级燃气涡轮驱动。主涡轮泵为主燃烧室喷注器、热交换器、低压氧化剂泵和预燃室氧化剂离心泵提供液氧。预燃室氧化剂离心泵用于提高氧化剂压力，并将其送往燃料和氧化剂预燃室。 燃气歧管是发动机支撑预燃室、高压泵、主喷注器、主燃烧室和热交换器的结构支柱。通过燃气歧管使燃料和氧化剂预燃室与主燃烧室连通。 预燃室；2个预燃室焊接在燃气歧管上，产生驱动高压涡轮装置的低混合比富氢燃气。预燃室由一单通路燃烧室、燃料冷却套和装有隔板的同轴元件喷注器组成。
主喷注器采用隔板和同轴元件方案。喷注器双面板用汽化氢冷却。发动机摆动轴螺接于主喷注器，全部装置可摆动，作飞行推力矢量控制。主喷注器基本上为一全焊接装置，由结构件、同轴喷射组件、2块多孔金属板和增强电火花点火器组成。 主燃烧室；为一圆柱形再生冷却组件。燃气喷出燃烧室，以5:1膨胀比膨胀。燃烧室用法兰连接在燃气歧管上，并由NARLOG-Z(含银和二氧化铝的铜合金)冷却管路和高强度镍合金套进行冷却。 喷管装置：由歧管和喷管组成，喷管与歧管焊接并通过歧管的法兰与主燃烧室连接。
发动机工作流程如图所示 燃料再生冷却、80.6％钟形喷管膨胀比77.5：1，长约3.05m，出口直径2.39m。它螺接在主燃烧室5:1膨胀比截面处。歧管由歧管壳、扩散器、混合器、推力室冷却阀壳和推力室冷却管路组成。喷管由1080根连接于喷管前端冷却出口歧管和喷管出口处的冷却入口歧管的管子组成。 发动机控制器由3个减震紧固件连接在发动机上。它是一种固态集成电路组件，由数字计算机和相应的电子件组成。它与发动机传感器、作动器和电火花点火器配合可进行发动机闭路控制、发动机测试、发动机极限监控、起动准备状态检验、起动和关机程序控制、收集发动机维护数据。控制器组件被集装在一采用冷却措施的密封、增压壳体内。 飞行加速度安全关机系统由电子件、电缆和加速度计组成，它敏感2台高压涡轮泵的震动，当超过预定值时，其数值传送给发动机控制器。
反作用控制系统 多功能显示系统系统使机组人员具有机装软件接口以及控制机装软件的能力。机组人员可通过它观察航天飞机数据、监视错误和故障信息。系统由显示装置电子组件 (DEU)、键盘(KBU)、显示装置 (DU，包括阴极射线管CRT)组成，驾驶层前中央显示/控制台有3**/CRT，2台KBU，后中央显示台有DU/CRT、KBU各1台，系统用4台 DEU存储显示数据、提供接口、进行显示、更新和再生、检测KBU输入错误并将输入信息回送给显示装置，3台KBU为机组人员提供软件操作和管理的控制接口数据母线
其他电路图太多，就不发了，太长没人看了，发个数据完工 美国航天飞机主要技术性能 全长 56.14m 轨道机动速度增量304～762.5m/s 高 23.34m 乘员3～7人(特殊情况10人) 起飞质量 ≈2041t 有效载荷质量入轨：29.5t 起飞推力 30802.7kN 出轨：14.5t 过载 固体助推器 长 45.46m 推进剂质量 2×503.63t 直径3.70m 推进剂 氧化剂：过氯酸铵 总质量 2×586.51t 燃 料：铝粉 结构质量2×82.88t 海平面推力 2×12899.2kN 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 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 3×2090.7kN 货舱长度18.3m 海平面 3×1668.1kN 乘员舱容积 70.8～80.Om2 比冲：真空 4464.5N·s/kg 结构质量68.04t 海平面 3552.5N·s/kg 满载质量≈102t 轨道机动发动机推力 3×26，69kN 横向机动能力≈2000km |
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