“使神號”可將3t貨物(有效載荷1．6t、輔助設備1.4t)送入28.5°傾角、330～483km高度圓軌道，或將1．5t貨物(有效載荷0．5t、其它1．0t)帶回地面。計畫每年飛行3次：與有人照料的自由飛行平台對接1次，訪問空間站2次。與哥倫布試驗室對接的任務周期最長可達15天。其中3天用於起飛、入軌和返回，10天(最長)軌道對接運行，2天留作軌道操作和安全餘量。飛行器由“阿里安5”助推從庫魯(Kourou)發射場起飛，在法國南部依斯特勒(Istres)(東經4°55’、北緯3°31’)著陸場著陸。
“使神號”空間飛機壽命15年、飛行30次。原計畫於2000年用使神X2000機進行無人飛行，2004年進行正式的載人飛行。
1976年法國國家空間研究中心(CNES)在研究發展“阿里安5”運載火箭的同時提出了與其配套的載人太空飛行器任務。1977年法國宇航工業公司按照法國國家空間研究中心提出的任務，對可重複使用的有翼高超音速滑翔機和一次使用彈道式再入飛行器方案進行了研究對比。 1979年6月法國國家空間研究中心首次在巴黎航空博覽會上介紹了由“阿里安5”發射的小型太空梭計畫。隨後由法國宇航工業公司承擔了為期2年的預研工作。1983年法國國家空間研究中心選定高超音速滑翔機作為載人運載器並將它命名為“使神號”。1984年3月提出預研工作任務書。當年，法國政府批准了“使神號”計畫，並向歐洲空間局建議將“阿里安5”/“使神號”作為歐洲空間計畫的一部分。1985年1月歐洲空間局羅馬會議決定，歐洲建立獨立的載人/運貨天地往返運輸系統，並委託法國聯絡歐洲各國實現“使神號”歐洲化。1986年3月法國向歐洲空間局提交了“使神號”的歐洲化方案，並於當年為歐洲空間局採納，正式開始“使神號”計畫。原定計畫分兩步進行：1986年7月到1988年3月為預備階段，1988年4月到1999年為研製階段，1999年進行首次載人飛行。1991年11月歐空局慕尼黑會議決定將“使神號”計畫改為三步進行。
第一步研製X—2000無人試驗機，掌握髮射、高超聲速再入和著陸技術，試驗機於 2000年首飛；
第二步獲得載人運輸能力；
第三步掌握在軌(載人)服務技術。試驗機外形和尺寸與“使神號”完全相同。但因預算和技術問題“使神號”計畫已被迫停止。
1988年底對“使神號”計畫的總研製費用概算為50．5億董元。階段經費分配為預備階段 1．19億美元，占總預算的2．2%；第一研製階段6．04億美元，占總預算13%，第二研製階段 43．3億美元，占總預算85%。經費由12個國家分擔。其比例為：法國43．5%、西德27%、義大利12．1%、比利時5．8%、西班牙4．5%、荷蘭2，2%、瑞士2．0%、瑞典1．3%、奧地利0．5%、加拿大0．45%、丹麥0．45%、挪威0，2%。
“使神號”由法國國家空間研究中心和歐洲空間局負責，主承包商為法國宇航工業公司。馬 塞爾達索—布雷蓋航空公司負責航空飛行研製(還包括再入防熱和飛行制導控制)。主要的子承包商有阿埃麗塔里亞公司(負責溫控系統)、ANT公司(負責數據收集和通信)、道尼爾公司(負責環境控制和生命保障系統)、ETCA公司(負責電源—配電系統)、福凱爾公司(負責遙控機械臂)、馬特拉公司(負責電子系統)、MMB—艾爾諾公司(負責推進系統)和斯費納公司(負責機上計算機飛行控制系統)等。
主要技術性能:
全長 18.935m 資源艙：
起飛質量 22．418t 長度 5．9m
結構質量 14．9t 最大直徑 5．4m
“使神號”空間飛機： 增壓容積 31m3
長度 14．58m(頭錐到襟翼) 發動機：
機身長 12．875m 軌道機動 6×400N
機身高 3．094m 再入滾動 8×400N
機身寬 2.82m 目標接近 8×20N
機身內徑 2．6m 最終交會 8×20N
設計面積 84．67m2 減速 8×20N(冷氣)
翼展 9．402m 有效載荷：
翼載 193kg/m2 入軌 3t(9m3)
空氣舵面積： 出軌 1.5t(3．6m3)
減速板 2×1．24 m2 乘員 3人
升降副翼 2×3．94 m2 運行軌道 28．5°傾角，330～483km圓軌道
襟翼 5．53m 軌道運行時間 12天(7天對接飛機)
翼稍 2×2．54 m2 橫向機動能力 1500km
增壓容積 42 m2 著陸速度 320km/h
空間飛機一資源艙 壽命 15年30次，年飛行2～3次
內部通道長 4．2m
總 體 布 局
布局變化
自1976年法國開始探索歐洲載人太空飛行器以來，“使神號”方案經歷了規模從小到大、任務由簡到繁(1983～1986年)，又從大到小、由繁到簡(1986～1990年)的曲折過程。方案變化具體情況如表所示。
促使方案變化的具體原因是：
1)為迅速實現歐洲全面自主化，歐空局除了讓“使神號”為460km、28．5°傾角軌道上的哥倫布自由飛行平台作12天服務的主任務外，還追加了自由飛行30天為有人照料飛行平台 (MTFF)服務、長期自由飛行和訪問其它空間站等附加任務。
2)在方案研究過程中“使神號”質量估值不斷增長。1986年美國太空梭“挑戰者號”失事後質量變化更大。由於增設乘員逃逸系統使起飛質量上升、運載能力不足。增設彈射系統至少使空間飛機質量增長1．5t。為此“阿里安5”作了相應改動。每枚助推器裝藥由190t增為230t，芯級推進劑由140t增為155t，發動機推力提高10%。但仍不能滿足要求。
3)為了減輕乘員逃逸艙固體分離火箭的質量，在增壓貨艙開闢乘員生活區以縮小前部機身和乘員艙。
4)後期因使命的變更，多數有效載荷屬增壓型，故改開啟型貨艙為增壓型。
5)“使神號”滑翔著陸，翼載不能超過190～200kg/m2。機翼應隨機身加大，如果“阿里安 5”不再提高推力，“使神號”便無法再加大翼面。改進後的“阿里安5”的同步軌道運載能力已達 6.8t。由於目前尚無這樣大的衛星可以發射，每次發射必須同時發射3顆(2t左右)衛星，但用戶不希望採用這種發射方式，故提高“阿里安5”的推力已不再可能。這樣就必須將“使神號”的再入質量限制在15t以下。最後被迫將原運載器對接段改為“使神號”資源艙(HRM)，並將機身內的某些部件移入該艙段，將原來準備重複使用的部件，如推進系統、機械臂、天線、生保系統組件等在再入前隨資源艙一起拋擲以縮小機身，減輕飛機再入質量。
6)由於技術上的原因，將原定的碳纖維/環氧樹脂複合材料機身方案改為鋁合金冷結構方案。
7)出於安全的需要取消安裝主推進系統的推進艙，“使神號”直接由“阿里安5”送入軌道。
最終方案
最後基本定型的“使神號”空間運載器(HSV)由可重複使用的“使神號”空間飛機(HSP)和位於其後的、在再入前拋擲的一次使用截錐形資源艙組成。
駕駛艙位於機身前部，機身中部為乘員生活區/有效載荷貯存增壓密封艙，機身尾部設有非增壓設備艙。中部增壓艙設有與駕駛艙和資源艙連線的前後2條通道。
截錐形資源艙連線於“使神號”空間飛機尾部。艙體前部(空間飛機一側)為非增壓區，裝有環境生命保障設備、燃料電池燃料貯瓶、與空間飛機相連線的400N推力姿控發動機。。艙體中部為增壓區，設有氣閘和對接口，是存放有效載荷和艙外活動組件的空間。尾部(運載火箭一側)非增壓區裝有可置換組件（ORU，每件0.7m3）、氣瓶、機械臂、天線。艙體外部還裝有溫控系統散熱用的輻射器。
結 構
“使神號”空間飛機由頭錐、乘員艙、前部機身、有效載荷/乘員生活艙、後部機身和機翼組成。機身採用鋁合金結構。
增壓區結構
增壓區結構曾考慮過整體艙、平底艙和可移動艙體等3種方案。第三種方案因更符合氣密要求，主結構和各分系統的安裝、拆卸可及性好，製造安裝方便和底部外蒙皮局部過熱防護較好等原因被選中。筒形壓力容器安裝於非增壓的機身下部，容器上部承受總載荷。增壓艙體可移動。艙體底部外蒙皮不是增壓艙的蒙皮，因而在產生局部過冷時不會使增壓艙出現突然降壓。
非增壓區結構
非增壓區基本由2種結構組成。一種是由蒙皮、桁條、框架和緊固件組成的大型構件。另一種是整體結構。
整體結構無需緊固件、無螺栓連線和加厚部，故可減輕質量。但這種結構安全性差，生產工具複雜，檢測困難，須採用長壽命樹脂並要求部件外形簡單，因而整體化程度尚需根據進一步的可行性研究而定。
防 熱 系 統
由於橫向機動範圍大，“使神號”必須在再入期間以較小的攻角飛行，以取得較好的升阻比，但因此加長了再入加熱時間，增加了對防熱系統的要求。
“使神號”尺寸小，頭錐和翼前緣半徑小，因而再入溫度高。再入時其頭錐端部溫度可達1700℃，腹部溫度可達1300℃。
“使神號”防熱系統必須滿足在20min、700～1700℃的外部熱流環境下，結構溫度保持在 200℃以下的要求。 <![endif]>
熱結構
鼻錐、翼前緣、翼梢垂尾、方向舵、升降副翼和襟翼採用熱結構。結構無防熱層，故可減輕質量。
在熱通量超過200kW/m的鼻錐、翼前緣和空氣舵，以及不宜採用單獨防熱層的翼梢等部位採用新型碳化矽或複合陶瓷材料。與碳—碳材料相比，陶瓷基複合材料具有較高的抗氧化能力和較高的層間剪下力學性能。
冷結構
機身採用冷結構。結構帶有外部防熱層，使機身結構保持在其要求的極限溫度範圍之內。
溫度較高(熱通量為100～200kW/m)的前機身和機身腹部採用剛性外部絕熱(REl)結構。該結構由碳—碳化矽陶瓷蓋板、柔性墊層、防壓層、多禁止絕熱層、支撐件、緊固件和襯墊組成。
碳—碳化矽陶瓷蓋板位於剛性外部絕熱結構(以下簡稱蓋板結構)的最外層。由它保持機體氣動外形。蓋板結構間以及蓋板與其它絕熱組件間設有用於充填間隙、局部形成空間飛機外形的柔性墊。柔性墊是透氣的，允許充氣或排氣。防壓層設在蓋板邊緣下方。蓋板下為用於絕熱的多禁止絕熱層(又稱內部多層絕熱層IMl)。多層絕熱層由雙面塗有高反射貴金屬(金或鉑)的纖維加強陶瓷箔片組成。緊急再入時前機身外表面溫度可高達1450~C。該絕熱結構的作用是通過相鄰禁止層的相互輻射和多次反射與吸收來禁止輻射熱，使再入時“使神號”鋁合金結構的溫升降至175℃以下。機身腹部多層絕熱層厚10cm，背部厚5cm。每塊蓋板結構有4個支撐件。緊固件和墊圈用來連線蓋板與支撐件和支撐件與機體結構。
溫度較低(熱通量5～20kW/m)的機身背部採用與機身冷結構粘接的柔性外部絕熱件。它類似於美國太空梭軌道飛行器所採用的高級柔性重複使用被式表面絕熱層AFRSI。
此外也研究過類似美國太空梭軌道飛行器所採用的防熱瓦，它們用於機體幾何外形無法採用蓋板式結構的部位(如艙門周圍)。
推 進 系 統
“使神號”無主發動機，只有用於姿態控制和軌道機動的輔助推進系統。系統共有14台 400N推力發動機、16台20N推力發動機和8台20N推力冷氣推力器。多數發動機安裝在資源艙內，它們是6台400N推力的軌道轉移發動機、8台20N推力的最終接近目標機動發動機和8台20N推力的減速冷氣推力器。此外在“使神號”空間飛機上還裝有8台20N推力的最終交會機動發動機和8台400N推力的再入滾動控制發動機。
400N推力發動機的性能為：
真空推力 410N
真空比沖 3030．25N·s/kg
推進劑 四氧化二氮/一甲基肼
混合比 1．645
燃燒室壓力 0．07MPa
任務次數 30次
壽命 15000s
循環 30000次
最小衝量 20Ns
最短再起動間隔 1OOms
最長起動間隔 90d
20N推力發動機的性能為：
真空推力 20N
真空比沖 2814．5N·s/kg
推進劑 四氧化二氮/
一甲基肼
混合比 1．65
最小衝量 1Ns
總工作時間 4h
脈衝數 252000
循環 >200次
熱 控 系 統
“使神號”空間運載器有地面待射、爬高、在軌(分乘員在艙內和艙外2種狀態)、交會、對接、再入、著陸、著陸停機等9種熱環境狀態。在軌期間有腹部向地、頭部向地、背部向地、背部向陽、頭部向陽、尾部向陽、腹部向陽等幾種姿態。“使神號”內部熱載荷集中且不斷變化，故採用主動熱控方案。
“使神號”熱控系統為環境控制和生命保障系統提供良好的接口。系統用於：
1)通過冷凝熱交換器和電子件熱交換器，傳遞環境生保系統空氣迴路熱載荷；
2)冷卻飲用水(在軌段冷卻到8℃，爬高和再入冷卻到18℃)；
3)散發燃料電池生成水所產生的熱量，將水溫降至30～50°C。燃料電池發生故障起用鋰電池時，將水溫保持在35—45℃範圍內；
4)冷卻板上的電子件要求保持50℃以下的溫度環境，多餘的熱量由電子件空氣迴路和熱控系統迴路傳遞；
5)出艙活動前通過艙外活動熱交換器傳熱，冷卻太空衣；
6)對輔助動力裝置(APU)液壓工質加熱以防軌道燃料凍結，並將乘員艙增壓氧氣在進入座艙前加熱到5℃等。
“使神號”主動熱控系統由2條水迴路和2條氟里昂迴路組成。2套迴路同時工作，留一定流量作故障冗餘。
水迴路
迴路先經過電子冷卻板和電熱交換器後出增壓艙，冷卻鋰蓄電池冷卻板。電池冷卻液路由．特設的旁通控制，它只在電池工作時才輸送所需水量，電池不工作時採用加熱器和隔熱等被動溫控措施。之後迴路水通過非增壓區電子冷卻板和燃料電池熱交換器，再通過迴路間熱交換器 (這是迴路中的最冷點(4～?℃))，然後重新進入乘員生活區流經飲用水冷卻器、冷凝熱交換器和艙外活動熱交換器。水迴路的熱載荷(軌道運行為2．1kW，再入段10，9kW)通過迴路間熱交換器傳遞給氟里昂迴路。
迴路水泵按界面溫度控制要求提供所需流量。根據任務各階段變化的熱載量設0．028 kg/s(軌道飛行)和0．054kg/s(上升，再入段)2種流量，流量由變速泵選擇並控制。
變速泵裝有電子件驅動的控制器。它可按迴路壓降變化情況維持要求的流量。系統還設有一流體蓄留器以提供適量增壓，補償可能出現的泄漏和由溫差引起的熱膨脹。
氟里昂迴路
發射前地面設備熱交換器將廢熱傳遞給外部冷卻裝置，並對輻射器進行預冷。然後用地面熱交換器冷卻氟里昂。起飛後達30～40km高空時水蒸發器(WEA)起動，直到入軌。然後輻射器開始工作。再入段水蒸發器再次起動直到外部背壓使水蒸發無效為止(高壓、高飽和溫度不能冷卻氟里昂)。此時氨蒸發器(ABA)開始工作，直至著陸。著陸後重新起用地面冷卻裝置。氟里昂泵按要求提供氟里昂流量。軌道運行段為o．13kg/s，爬高、再入段為0．3kg/s。由多層輻射板組成的空間輻射器將迴路間熱交換器的入口溫度維持在3℃左右。輻射器設有專用旁通管。水蒸發器和氨蒸發器通過可膨脹流體(水和氨)的調節進行溫控。2種蒸發器均帶有內部專用電子控制器。迴路流程如圖所示。
2種迴路的監控功能由2台分系統級電子組件完成。組件採用微處理器結構並直接與分系統母線相接。故障監測和隔離由低一層次(如泵、水蒸發器、氨蒸發器)控制器完成。由液壓溫控組件(THCU)直接控制閥門的操作和溫度、壓力、流量感測器的信號。
迴路主要組件
1．泵 每套裝置由離心泵、過濾器和止回閥門組成。組件全部為冗餘件。流量由複式流量計測定。流量計信號由控制轉速的電子組件管理。泵的上游有用於阻尼泵的起動及轉換效應和防止氣蝕的蓄留器，該裝置還設有溫度、壓力感測器和測定蓄留器液面的冗餘感測器。
2．熱交換器 熱交換器為交叉流或逆流型。除氧化劑熱交換器為螺鏇形外，其它均為板形件或葉片。
3．冷卻板 冷卻板用於冷卻電子組件。當冗餘電子組件為2個獨立的組件時，每條迴路裝一塊冷卻板，只冷卻一個電子組件。此時採用“單”冷卻板(只由一條迴路冷卻)；當冗餘電子組件要求2條冗餘迴路都對其進行控制時採用“雙”冷卻板(由2條迴路冷卻)。
4．宇宙輻射器 “使神號”宇宙輻射器安裝在資源艙外。輻射板由氟里昂管系網路、輻射鋁合金蒙皮、鍍銀泰氟隆帶和蜂窩結構支撐板組成。氟里昂由一方形截面歧管分配進入一組平行的圓形管，然後集合於一出口歧管，通過一塑膠管送往其它輻射板。管網粘接在一覆有鍍銀泰氟隆帶的輻射鋁合金蒙皮上，並與蜂窩結構板組裝。
5.散熱裝置 在爬高和再入段系統的熱載荷由水蒸發器和氨沸騰器泄放。 水由噴管噴射在一管狀熱交換器槽形內表面上。外部背壓低於水的飽和壓力時，水蒸發，冷卻氟里昂。隨著飛行高度的降低，水的沸點升高，在水蒸發無效時，氨沸騰器起動，氨通過套管熱交換器蒸發，冷卻氟里昂。
環境控制和生命保障系統
環境控制和生命保障系統(ECLSS)為3名乘員在全任務過程中提供生活環境，在發生緊急狀況時為乘員提供保護措施。系統的主要用水由燃料電池提供，也考慮回收一部分冷凝液作衛生用水。新設計了廚房和活動洗臉台。乘員艙壓力調節系統不僅能提供標準的101．3kPa總壓力，而且還可在70kPa下工作，以簡化出艙準備工作(零預呼吸)。
大氣輸送和壓力控制系統
系統用氧氣和氮氣組成標準大氣，由氧/氮控制裝置提供大氣壓力控制。凡有人活動的區域都設有控制臺。由增壓區外的貯瓶作正常供氣。乘員逃逸時座艙貯瓶可應急供氧。
空氣循環、空氣冷卻和污染控制設備均安裝在機身中部的底層地板區。
大氣淨化系統
乘員艙設有2種空氣循環風扇。低速風扇用於軌道飛行段，高速風扇用於再入飛行段。執行短期任務時用氫氧化鋰過濾器清除二氧化碳。空氣中的水(新陳代謝物+氫氧化鋰反應釋放的水)在冷凝熱交換器中凝結，用水分離器分離水份並存放於貯箱中。少量的污染物和塵土通過過濾器中的活性碳清除。
液體管理系統
該系統共有3個貯箱。貯箱1貯存熱控系統蒸發器用水和飲用、衛生保健用水，該貯箱由燃料電池供水；貯箱2貯存用於座艙濕度控制的冷凝液；貯箱 3貯存廚房廢水和人體廢液。
空調系統
系統由空氣迴路及其與熱控系統的氟里昂迴路 和水迴路的接口裝置組成。乘員艙和增壓艙生活區的熱量由空氣迴路傳遞給水迴路和氟里昂 迴路。共有串聯、混合、並聯和獨立4種迴路方案，以混合方案最佳。它既能提供良好的氣量分 配(軌道運行和再入飛行段氣量不同)且對空氣加熱最佳。
營養和衛生
與美國太空梭軌道飛行器類同。
歐洲太空衣系統
歐洲太空衣系統(ESSS)是以2人6h+1h應急操作指標設計的。太空衣設計壓力 0．05MPa，與“使神號”降低的艙壓0．07MPa情況配合可用於歐洲太空衣系統的零預呼吸 (ZEROPREBREATH)
歐洲太空衣系統生命保障系統為開環系統。用氫氧化鋰清除二氧化碳。用冷凝熱交換器和升華器進行熱控制。由液體(水)冷卻外套和排氣網路代謝冷卻。太空衣外殼內設有管路。氧氣由高壓氣瓶供給。
制導、導航、控制系統
系統功能
制導系統的功能是為制導、導航、控制系統的工作提供基準狀態——特定時刻或下一時刻的基準位置和速度矢量[X(t)]或[Xf(t)]。基準狀態可由基準軌道或飛行前任務分析確定的機動方案算出，然後再與導航系統估算的狀態矢量進行比較(見制導、導航、控制功能框圖)。
導航系統的功能是根據各種導航儀器測得的位置和速度[Z(t)]或預測的飛行器狀態值 [X(t)]計算飛行軌跡。預測值通過模擬飛行器移動(軌道運動模型)擴展前一估算值而得。擴展器對施加于飛行器的力和發動機可能產生的加速度進行積分，根據狀態預測t+Δt的飛行 器的位置和速度[X(t)]。由於測量誤差(初始位置和速度誤差)和飛行器運動模擬誤差，導航系統實際測量值不可能與預測或理論值相一致。故需進一步通過卡爾曼數學濾波求得折中最 佳估算值[X(t)]。
控制系統的功能是使“使神號”按預定軌道飛行或至少要達到任務規定的目標。控制系統必須要計算作怎樣的機動[U(t)]或怎樣機動得更精確，怎樣調整原定機動以消除制導基準狀態矢量[X(t)]和導航估算狀態矢量[X(t)]間的偏差。將飛行器加速度計和陀螺儀測得的飛行器機動結果[U(t)]，與計算結果[U(t)]相比較，然後送往狀態矢量硬體裝置，預測位置和狀態。最後，通過擴展器進行下一時刻狀態的預測。
導航系統
系統按故障工作/故障安全原則設計，即要求系統在第一次故障後可繼續執行任務——故障工作，第二次故障後人員可安全返回地面——故障安全。
系統由慣性測量組件(1MU)、星光感測器 (SST)、交會感測器(SRV)、全球定位系統(GPS)接收機、頂部顯示器(HUD)、無線電高度表(RA)、三叉戟4等組成。
1．慣性測量組件 “使神號”慣性導航採用環形雷射陀螺捷聯繫統。陀螺儀和加速度計的精度為：
陀螺儀
尺度因子 10ppm
一次通電漂移率 0．0056°/h
環境附加漂移 0．1°/h
隨機遊走 0．003°/√h
不重合度 ll/μrad
加速度計
尺度因子 100ppm
接通偏差 50/μg
運行偏差/附加飛行偏差 100/μg
非正交性 50/xrad
2．星光感測器用於軌道飛行姿態測量。由於受質量和電源的限制採用帶計算機控制顯示(CCD)探測器的感測器，其特徵是：
視場 7°×9°
白噪聲 10rad
偏差 10rad
3．交會感測器 在離目標100m到對接的期間使用。探測器選用雷射二極體照明，提供光線(2個軸)、距離、相對姿態4種信息。
4．全球定位系統接收機 由美國國防部研製的三維導航全球定位系統是一種衛星無線電定位實時導航系統。它由運行於高20180km、周期llh57min的圓軌道上的18顆(將來可能21顆)衛星組成。衛星分布在與赤道夾角為55°的6個軌道面上。軌道面相隔60°。另有3顆備用星用於衛星發生故障時保障系統正常工作。全球定位系統為全球乃至全空間覆蓋系統，定位及時且精確。
“使神號”在任務的以下三個階段利用全球定位系統：
1)軌道運行和再入時，相對於全球大地測量系統基準的絕對導航；
2)交會時，相對於其它飛行器的相對導航；
3)著陸時，相對於地面站的差分導航。
此外全球定位系統接收機還可提供非常精確的 時間測量。
5．頂部顯示器 精度為0．25°～0．37°(3σ)，用來提供粗略的在軌姿態信息、起動制導和在慣性測量組件失效後重新獲得信息。
6．無線電高度表 有2種類型，一種是脈衝發 射高度表，另一種是調頻連續波(FMCW)高度表。 為控制最後階段飛行和著陸，可用的只有調頻連續波技術。其測量精度為：平整地形lm+1%，不平整地形lm+5%。高度表配置發射和接收天 線各一副。
7．阻力導出高度(DDA) 在再入通信中斷的黑障區，導航數據的更新只能採用目前美國 太空梭所採用的方法——阻力導出高度法。這種方法只適用於不產生推力的滑翔飛行器。將實際加速度值(用機上慣性器件測得)和計算所得阻力值(用阻力模型和空氣速度求得)進行比 較求得大氣密度，然後用大氣模型求得高度值，進行卡爾曼濾波，求得法向和橫向速度值。黑障段結束時的精度為；高度0．9km，法向速度 4m/s。機上大氣模型是一種受緯度和季節影響 的兩維模型。
8．三叉戟 4 它是一種利用地面信標的地 基導航系統。信標依次詢問機上應答機。系統用測距裝置(DME)同樣的原理向飛行器提供測距值，並至少用3個測量值估出飛行器的位置，其特性為：頻率1．2GHz應答機質量 3．5kg；信標質量5kg；距離7200km測距精度 非修正偏差1m；干擾2m。三叉戟4要求採用全向天線。
軌道和姿態控制系統
控制管理及控制模式
“使神號”姿態和軌道控制系統分3級進行控制。它們是機動管理、機動控制和姿態控制。各級控制的主要任務是：
機動管理級
1)指令和控制輸入/輸出處理；
2)模式程式管理；
3)故障管理。
機動控制級
1)機動最佳化；
2)前饋控制。
姿態控制級
1)穩定、阻尼、極限循環的抑制；
2)干擾補償；
3)控制基本動力學性能。
“使神號”的控制模式如表所示。
輔助推進控制系統
輔助推進控制系統主要由以下主模組組成：
1)機動控制系統；
2)姿態平移機動控制系統；
3)推力選擇；
4)調節系統。
調節系統的發動機起動/停止信號直接影響飛行器動力學特性。飛行器的動力學和運動學特性通過慣性測量組件反饋。交會模式工作時由交會感測器反饋“使神號”和交會目標的位置。
輔助推進系統的姿態控制可分為反饋和前饋2個功能部分。
反饋控制迴路的任務是：
1)確保閉環穩定性。考慮的因素有燃料晃動動力學、柔性結構(機 械臂)動力學和參數變化(質量、慣量和重心)；
2)運行狀態變化時減少擾動；3)飛行器預定軌跡跟蹤，提供閉路基準動力學特性。
前饋控制的任務是通過處理飛行器的姿態、角速度、角加速度(力矩)指令，最佳化閉環動力學跟蹤特性。
軌道和姿態控制發動機
“使神號”軌道和姿態控制系統負責從“使神號”—“阿里安5”分離到再入大氣時的軌道和姿態控制。系統由38台輔助推進系統發動機組成。
6台400N推力發動機安裝在資源艙尾部，它們在調相、尋的和出軌階段提供軌道轉移脈衝。
位於資源艙的8台20N推力推力器用於目標最終逼近機動。
資源艙還裝有8台冷氣推力器，它們用來降低“使神號”對空間站的相對速度。
8台20N推力推力器安裝在“使神號”頭部，用於最終交會機動。裝在尾部的8台400N推力發動機用於空氣舵不能工作時的再入段滾動控制。
制導、導航與控制
“使神號”的基準任務是訪問有人照料的自由飛行平台，並帶乘員和有效載荷返回地面。從發射到返回著陸共15天，分發射、交會和再入三個階段。
制導與控制
1．發射 正確選擇發射時間，使“使神號”軌道面與有人照料的自由飛行平台的軌道面儘量重合。T+595s“阿里安5”與“使神號”分離。
2．調相 由於哥倫布自由飛行平台要與空間站沿同一軌道飛行，故每隔180天必需調整一次軌道。在發射時，“使神號”與“哥倫布”軌道面有角度差，因此需進行調相。入軌後“使神號”飛行在半長軸小於空間站運行軌道半長軸的軌道上，其角速度大於空間站角速度，必須調整調相軌道半長軸，以消除角度差。為此共需進行3次機動：第1次機動(M1)使“使神號”從入軌狀態到達調相軌道，後2次機動(M2和M3)使“使神號”從調相軌道轉到初始尋的軌道或漂移軌道。
第一次機動 “使神號”由“阿里安5”送入軌道，達到第一個轉移軌道，其遠地點等於調相 準圓軌道的半徑。當“使神號”到達轉移軌道的第一個遠地點(入軌後半圈)時，資源艙小發動機點火，將“使神號”送入一準圓軌道。飛行到要求的圈數後資源艙發動機再次點火。
第二次機動 此次機動使“使神號”進入橢圓軌道，其遠地點低於目標飛行器準圓軌道 1Okm。
第三次機動 當“使神號”達到要求高度時進行調相的最後一次機動。達到尋的初始軌道 後，推力矢量對準“使神號”和目標飛行器橫軸。
3．尋的 尋的機動使“使神號”進入相對於目標的停候軌道。此軌道以“停候點”為特徵，其 高度與目標飛行器高度相等，並在其後lkm處。尋的最長時間為1.5h，飛行約一圈。
4．停候 “使神號”在離目標飛行器lkm處等待交會/對接所需的良好日照條件。
5．最終逼近 “使神號”先進行幾次徑向推力機動，轉移到離目標lOOm遠處，然後作“U” 形轉彎，使計算機控制顯示攝影機捕獲對接軸後再產生軸向推力，2小時內與“哥倫布”交會對接，最長可停泊10天。
該階段採用連續推力型制導與控制。 <![endif]>
6．再入 再入段從“使神號”與所對接的自由飛行體分離開始，離開該飛行體並作軌道飛 行，等待再入時機。從出軌機動到“使神號”停在跑道上，前後共1h，經過以下6個階段：
1)出軌機動；
2)下降到120km高度，再入大氣；
3)120～90km高度飛行；
4)90～55km黑障區飛行；
5)55km到著陸場上空25km高度飛行；
6)進場著陸。
導航
從發射到返回著陸的全過程中慣性導航系統始終工作，並以全球定位系統為輔助導航手 段。各飛行階段的導航手段如下表所示。
三台捷聯慣性測量組件為“使神號”提供姿態基準。組件斜交置放以提高“使神號”故障自 檢能力。慣性測量組件的姿態測量值在正常狀態下由帶計算機控制顯示(CCD)探測器的星光感測器周期性地進行修正，出現故障時由頂部顯示器修正。
大氣飛行段(爬高和再入段)靠慣性測量組件進行位置和速度的測量。
軌道飛行時，位置和姿態通過慣性測量組件或軌道移動模型和2台全球定位系統接收機 提供的測量值(偽距和偽距率)確定。在全球定位系統失效或接收機發生故障時，軌道移動模型位置和速度預測值由星光感測器或地面定位信息修正。
在尋的和對接段，“使神號”通過天線接收由空間站所得之測量值，並與“使神號”全球定位 系統測量值一起進行處理。
在再入黑障段無法對慣性導航進行修正，沿法向軸的導航誤差通過“偽阻尼高度”限制。 從黑障段結束到著陸，慣性裝置的位置和姿態測量值由全球定位系統測量值或在全球定位系統失效時用“三叉戟4”無線電導航信標修正。3台無線電高度表使“使神號”獲得正確的著陸高度。
地面定位由“使神號”飛行控制中心執行，飛行控制中心監控任務進程和機上導航功能，在 導航設備發生故障時修正機上位置和速度狀態矢量。
參與地面定位的設備有S波段和C波段地面站、雷達或數據中繼衛星。
通信線路
“使神號”在完成各種任務過程中所需的通信線路有：
1)“使神號”一歐空局、法國國家空間研究中心和日本宇宙開發事業團的測控網地面站；
2)“使神號”一數據中繼衛星(歐洲數據中繼衛星和美國跟蹤數據中繼衛星)；
3)“使神號”一空間站；
4)“使神號”一艙外活動太空人；
5)“使神號”一著陸場；
6)“使神號”一導航衛星和“三叉戟4”等其它導航裝置。
主要的遙控和遙測數據速率見表。
“使神號”和地面飛行控制中心之間採用高可靠通信線路，通信速率不大於10kb/s。線路保證在緊急狀態下進行壓縮的全雙工話音和(或)甚低速率遙控通信。機上的電視圖象經高速率遙測線路傳送至地面。
系統以S波段作為彎管和直接通信的基本線路。系統採用的S波段天線有用於地面直接通信的半球天線，用於歐洲數據中繼衛星或美國跟蹤數據中繼衛星通信的正方形天線和用於低速率多路訪問及高速率單路訪問的彎管通信的定向天線。對艙外活動的太空人用甚高頻波 段通信。與地面的通信線路特點如表所示。
硬體:
空間組件
“使神號”空間飛機機上通信系統由2部應答機、2部解碼機、1組放大器、1組天線和開關矩陣組成。機上數據傳輸輸出功能由2條通信線路同時處理，每組輸入、輸出信號均可與鄰組相通，這樣可減少設備並提高冗餘度。
軟體
“使神號”設有資料庫，存貯完成任務以及通信所需的全部信息，如階段特徵(通信線路、功 能要求、軌道資源、姿態特徵)、資源描述(功能、質量、容量；體積、電耗、滯後、可靠性、位置、容量、成本等)、結構描述和系統布局等。利用資料庫信息可直接評估質量、電耗、資源可用性、通 信滯後、通信線路工作狀態和“使神號”與其對接目標的能見度。通過專用模組可在任意時刻起用各種數據。系統用DBASElPLAS建庫，用FORTRAN77作科學計算。
“使神號”用燃料電池作為主要電源，其12h任務的能量—質量Lg(包括氫和氧)為 1500wh/kg，而一般電池僅為35Wh/kg。對燃料電池的性能要求為：
功率 2～6．5kW 電壓 115～9V直流
功率/質量比 >50W/kg 功率/體積比 >40W/L
4kW時的燃料耗量 H2<0．173kg/h
02<1．372kg/h
“使神號”氫氧燃料電池採用氫氧化鉀作為電解質，用覆有Ni拉尼鎳(Raney)拉尼銀的多孔金屬作為電極。電極安裝在一石棉基體上。 <![endif]>
電池產生的熱量由水迴路傳遞給氫迴路。
“使神號”機械臂系統安裝在資源艙中段，完成作業後，在再入前隨資源艙一起拋擲。系統由3部分裝置組成，它們是：
1)機械臂主設備；
2)機械臂乘員艙主設備；
3)機械臂地面設備。
機械臂主設備:
機械臂主設備由機械臂、末端操縱器、感測器、伸展系統、持留系統、分離系統和工具箱組成。
1．機械臂 由臂、肘和腕組成。臂由碳纖維複合材料製成，裝有金屬末端法蘭。法蘭用來與關節機構連線。肘為單關節機構。腕有滾動、俯仰、偏航3個關節。腕在完成肩功能時偏航關節保持一固定位置。各關節均帶有諧調驅動機構。
2．末端操縱器 主要組件為基本末端操縱器(BEE)。基本末端操縱器由一標準末端操縱器和一個用來運送軌道可置換組件(ORU)的抓具組成。末端操縱器裝有抓勾驅動機構、電子件、輸送電力與數據的接頭和一傳遞機械力(0．5rad/s 100Nm)的集裝式勤務工具。標準抓具也可作為太空人把手用。末端操縱器還設有一力矩/力感測器。感測器測量6個相互垂直的力和相對基本末端操縱器一固定坐標的力矩分量。末端操縱器還設有用於其它任務的專用工具，如帶NASA抓具的自由飛行目標飛行器抓具、帶電視攝像機和照明器材的觀察工具、帶腳蹬的太空人支撐工具和工具架等。
3．外部狀態信號器 除了關節感測器和末端操縱器力矩/力感測器外，還通過電視攝像機為操作員和作業系統提供圖象信息。
臂攝像機安裝在腕關節附近，提供腕/有效載荷工作區的全景視場。末端操縱器攝像機提供工作站直接、詳細的視象。在距離小於1．5m時，此攝像機也用來精確測量安裝在標準抓具上的目標。此外在觀察工具上也裝有一台攝像機。各攝像機視景通過肩部末端操縱器送給機械臂艙體設備、更遠的視景由裝在“使神號”和自由飛行體上的攝像機提供。
4．伸展系統 為雙位機械裝置，由驅動電子組件、感測器、電纜和溫控裝置組成。系統用來釋放連線機械臂的基板，使機械臂從貯存狀態轉為工作狀態。
5．持留系統 用來在發射上升段為機械臂提供結構支撐。系統由閂鎖作動器、控制電子組件和狀態感測器組成。
機械臂乘員艙主設備
機械臂由“使神號”駕駛艙中的設備控制。其電氣結構如圖所示。機械臂乘員艙主設備由機械臂飛行電子組件、飛行遙控操作設備、轉換和接近裝置組成。
1．機械臂飛行電子組件 集裝於“使神號”制導導航計算機中。它包括用來指令和控制機械臂動作，數據輸送和通信的全部電子件(和軟體)。
2．飛行遙控設備 包括程式可控鍵盤、圖表顯示、電視顯示、2個3軸手控控制器和一游標定位裝置。它們均由“使神號”任務管理控制計算機監控。另外還有一供應急處理用的“使神號”機械臂專用開關板。
3．轉換和接近裝置 是機械臂和駕駛艙組件間的數據、電力和應急信號接口裝置。部分組件為連線在機械臂攝像機上的視頻處理裝置(VPU)。在捕捉時視頻處理裝置藉助末端操縱器攝像機圖象獲得目標的相對位置，作為機械臂控制的輸入信號。
系統操作模式
機械臂共有以下5種操作模式：
1)程式控制模式 程式由操作員用地面軟體編輯；
2)自動模式 機械臂按基本功能預裝訂程式工作；
3)操作員控制模式 操作員控制機械臂的一個或多個自由度，直接操縱機械臂相對於末端操縱器或有效載荷的運動；
4)單關節模式 該模式為備用模式，用最少量的硬體和軟體驅動一個關節；
5)應急模式 模式通過機械臂專用開關板執行。功能上相當於單關節模式。
安全與救生
美國太空梭“挑戰者號”失事後，在“使神號”設計中提出載人飛行任務必須首先保障太空人安全的政策，引起“使神號”方案極大變動。
任務段安全措施
1．發射段 此段共分3個階段：第一階段為“阿里安5”固體助推器工作段，歷時約120s。此階段可能發生的故障有助推器局部過熱、助推器未準時釋放分離、藥柱裂紋、起火爆炸、一台助推器未點燃、失控、超壓和芯級失控等。此飛行段還經過飛行60s時的最大動壓段和運載器最大加速段，因此採用乘員彈射救生方案。
第二階段從固體助推器分離後開始，歷時約460s。可能產生的毀壞性故障有渦輪泵堵塞、管路斷裂，貯箱超壓、失控等。此階段採用“使神號”與低溫級分離，滑翔飛行到可彈射高度後彈射的方法救生。如事故發生在飛行6～7min時，“使神號”可在達卡機場和大西洋維德角群島著陸，如在水上迫降則需彈射乘員，在海上回收。
第三階段延伸到“使神號”入軌，約歷時300s。在此期間如果發生故障採用備用跑道方式救生。
2．軌道運行段 此階段發生突發性故障的機遇大大降低。可有幾個小時的故障處理時間，故可進行整機救生。“使神號”空間飛機必須保存其返回地面的能力。它需裝備用於維持生命的太空衣。
3．再入段 高超音速飛行階段乘員的安全只能靠“使神號”本身的可靠性，只有再入到一定階段後才能採用乘員彈射救生方案。
彈射方案
乘員救生曾考慮過彈射座艙和彈射座椅兩種方案。後者因具以下優點而被選中：
1)方案簡單，風險小；
2)彈射座椅質量輕，約1t，而彈射座艙則至少3t；
3)節省研製費。一種叫作“大力士”的彈射座椅研製費為50MAu(百萬歐洲貨幣計算單位)，而座艙方案則需400MAu；
4)產品可靠 可在“使神號”樣機上作大量全尺寸試驗。
“大力士”彈射座椅如圖所示。“使神號”失事時，太空人將在一個密封且帶有一固體火箭的彈射座椅筒中被彈射。從關閉筒蓋到彈離“使神號”的時間僅需3s。
