LANDING GEAR SYSTEM

LANDING GEAR SYSTEM

Sistem peralatan pendaratan pada pengorbit adalah pesawat konvensional konfigurasi roda tiga yang terdiri dari landing gear dan hidung kiri dan kanan roda pendaratan utama. Setiap landing gear termasuk shock strut dengan dua roda dan ban majelis. Setiap roda pendarat utama dilengkapi dengan rem perakitan dengan perlindungan anti-selip. Pendarat hidung adalah steerable. Pendarat hidung terletak di bagian bawah pesawat ke depan, dan roda pendaratan utama terletak di bagian bawah sayap kiri dan kanan berdekatan dengan daerah midfuselage.

Pendarat hidung adalah mencabut ke depan dan naik ke pesawat ke depan yang lebih rendah dan tertutup oleh dua pintu. Roda pendaratan utama juga ditarik ke depan dan naik ke kiri dan kanan bawah daerah sayap, dan masing-masing disertai dengan satu pintu. Hidung dan roda pendaratan utama dapat ditarik kembali tanah hanya selama operasi.

Untuk penyusutan, masing-masing perlengkapan hydraulically diputar ke depan dan ke atas tanah selama operasi sampai melibatkan sebuah uplock hook untuk setiap gigi di roda masing-masing dengan baik. Gantungan kunci yang uplock ke roller pada setiap strut. Linkage mekanik didorong oleh masing-masing landing gear mekanis menutup pintu roda pendarat masing-masing. Semua tiga pintu roda pendarat memiliki temperatur tinggi permukaan dapat digunakan kembali sistem perlindungan thermal insulasi keramik terikat pada permukaan luar mereka dengan penghalang termal untuk melindungi dan mencegah gigi dan roda pendaratan baik dari suhu tinggi beban termal yang ditemui selama pesawat memasuki atmosfir.

Untuk penyebaran dari landing gear, yang uplock hook untuk setiap gigi diaktifkan oleh awak pesawat memulai suatu gear-down perintah. Uplock hook adalah yang dibuka oleh hydraulically sistem hidrolik tekanan 1 diterapkan untuk melepaskannya dari roller pada penyangga untuk memperbolehkan gigi, dibantu oleh mata air dan aktuator hidrolik, untuk memutar ke bawah dan buritan. Linkage mekanik yang dirilis oleh masing-masing peralatan actuates pintu masing-masing posisi terbuka. Gear pendaratan mencapai penuh-down dan posisi diperpanjang dalam waktu 10 detik dan terkunci di posisi bawah oleh pegas downlock bungees. Jika sistem hidrolik tekanan 1 tidak tersedia untuk melepaskan pengait uplock, seorang inisiator piroteknik pada setiap roda pendaratan uplock kait uplock secara otomatis melepaskan pengait pada setiap gigi satu detik setelah awak pesawat telah memerintahkan gigi bawah.

Gigi pendaratan dikerahkan hanya setelah pesawat ruang angkasa memiliki kecepatan menunjukkan kurang dari 300 knot (345 mph) dan berada pada ketinggian sekitar 250 meter.

Shock strut landing gear masing-masing adalah sumber utama shock atenuasi pada pendaratan. The struts punya udara / minyak shock absorbers untuk mengontrol tingkat kompresi penyuluhan dan mencegah kerusakan pada kendaraan dengan mengontrol aplikasi beban bunga dan nilai-nilai puncak.

Setiap roda pendarat utama berisi perakitan electrohydraulic disc brake dengan kendali anti-selip. Roda pendaratan utama rem dikontrol oleh komandan atau pilot menerapkan tekanan kaki ke pedal kemudi; sinyal-sinyal listrik yang dihasilkan oleh tekanan kaki pedal kemudi kontrol hidrolik servovalves pada setiap roda dan biarkan sistem hidrolik tekanan untuk melakukan pengereman. Rem roda pendaratan utama tidak dapat diterapkan sampai berat pada gear utama telah merasakan. Anti-selip roda monitor sistem kontrol kecepatan dan torsi untuk mencegah rem mengunci dan ban roda penyaradan. Pengereman / anti-sistem selip berlebihan dalam sistem ini menggunakan 1 dan 2 tekanan hidrolik sebagai sistem aktif dengan system 3 sebagai siaga dan juga menggunakan tiga sistem kelistrikan dc utama.

Roda pendarat hidung berisi kemudi aktuator hidrolik yang electrohydraulically steerable melalui penggunaan onboard komputer untuk keperluan umum, komandan atau pedal kemudi pilot dalam hubungannya dengan sistem kontrol penerbangan pengorbit di kontrol kemudi tongkat modus, atau melalui penggunaan komandan atau pedal kemudi pilot dalam modus langsung. Jika sistem hidrolik 1 adalah yg tdk berlaku, hidung roda kemudi perubahan pada modus kastor, dan komandan atau pilot kemudian akan berlaku tekanan kaki ke pedal rem hidrolik untuk menerapkan tekanan ke kiri dan kanan rem peralatan utama yang dibutuhkan untuk mengendalikan arah menggunakan rem diferensial.

Setiap landing gear strut shock perakitan dibangun dari kekuatan-tinggi, stres-dan tahan korosi baja paduan, aluminium paduan, stainless steel dan aluminium perunggu. Kadmium dan kromium plating dan cat urethane diterapkan ke permukaan penyangga untuk perlindungan penerbangan angkasa. Topangan kejutan adalah shock breker pneudraulic berisi gas nitrogen dan cairan hidrolik. Karena penyangga shock terkena nol-g ruang kondisi selama penerbangan, piston terapung memisahkan gas nitrogen dari fluida hidrolik untuk mempertahankan integritas penyerapan.

Landing gear roda dibuat dalam dua bagian dari memalsukan aluminium dan prima dan dicat dengan dua lapisan cat urethane.

LG hyd isol VLV 1, 2 dan 3 switch di panel kontrol R4 landing gear yang sesuai katup isolasi dalam sistem hidrolik 1, 2 dan 3. Ketika LG hyd isol VLV 1 mengaktifkan panel R4 diposisikan untuk menutup, sistem hidrolik 1 adalah terisolasi dari hidung dan roda pendaratan utama penyebaran kait uplock aktuator aktuator dan penyangga, hidung aktuator roda kemudi dan roda pendaratan utama katup kontrol rem. Sebuah komentar indikator di samping tombol akan menunjukkan cl. Gear pendaratan katup isolasi tidak akan menutup atau membuka kecuali jika tekanan dalam sistem yang minimal 100 psi. Ketika LG hyd isol VLV 1 saklar diposisikan untuk terbuka, memungkinkan sistem hidrolik tekanan untuk 1 sumber arahan utama katup kontrol rem dan yang biasanya tertutup memperpanjang katup. Memperpanjang yang biasanya tertutup katup tidak diberi energi sampai gear-down perintah diprakarsai oleh komandan atau pilot pada panel panel F6 atau F8. Komentar indikator yang akan mengindikasikan op. LG hyd isol VLV 1 saklar kiri dalam posisi dekat selama misi untuk mencegah penyebaran sengaja gigi.

LG hyd isol VLV 2 dan 3 switch di panel R4 diposisikan untuk menutup mengisolasi sistem hidrolik yang sesuai hanya dari roda pendaratan utama katup kontrol rem. Komentar yang berdekatan indikator akan menunjukkan cl. Ketika saklar 2 dan 3 adalah posisi untuk membuka, sistem hidrolik yang sesuai tekanan sumber tersedia untuk roda pendaratan utama katup kontrol rem. Komentar indikator yang sesuai akan menunjukkan op.

Dengan demikian, hanya sistem hidrolik 1 adalah digunakan untuk menempatkan hidung dan roda pendarat utama dan untuk hidung roda kemudi. Ketika hidung-dan main-mendarat-gear-turun perintah diprakarsai oleh komandan atau pilot di panel F6 atau F8, sistem hidrolik tekanan 1 diarahkan ke hidung dan roda pendaratan utama pengait uplock aktuator aktuator dan penyangga (asalkan LG hyd isol VLV 1 saklar dalam posisi terbuka) untuk uplock mekanik actuate hook untuk setiap landing gear dan biarkan gigi yang akan digunakan dan juga menyediakan sistem hidrolik tekanan untuk 1 roda kemudi hidung aktuator. Roda pendaratan utama katup kontrol rem menerima sistem hidrolik tekanan ketika 1 sumber hyd LG isol VLV 1 saklar diposisikan untuk terbuka. Jika sistem hidrolik 1 adalah tidak tersedia, sebuah aktuator piroteknik terpasang pada hidung dan uplock roda pendaratan utama aktuator akan mengerahkan peralatan pendaratan secara otomatis satu detik setelah perintah gigi-down, mekanis actuate hook uplock untuk setiap landing gear dan biarkan gigi yang akan digunakan. Karena hidung powered roda kemudi tidak akan fungsional, kontrol arah kemudi akan dicapai dengan diferensial pengereman untuk kastor roda hidung.

Posisi yang GPC LG hyd isol VLV 1, 2 dan 3 switch di panel R2 onboard memungkinkan komputer untuk secara otomatis mengontrol katup dalam hubungannya dengan kontrol komputer corre sponding pompa sirkulasi sistem hidrolik. LG hyd isol VLV 2 dan 3 switch memberikan sirkulasi cairan hanya roda pendaratan utama sistem rem, yang mati-berakhir pada katup kontrol rem. LG hyd isol VLV 1 saklar kiri sengaja ditutup untuk mencegah penyebaran gigi.

Yang biasanya sistem hidrolik terbuka 1 redundan shutoff katup cadangan untuk menarik kembali / sirkulasi katup untuk mencegah tekanan hidrolik dari yang diarahkan ke sisi menarik hidung dan roda pendaratan utama pengait uplock aktuator aktuator dan penyangga jika mencabut / sirkulasi katup gagal buka selama hidung dan roda pendaratan utama penyebaran.

Yang biasanya tertutup sistem hidrolik katup 1 membuang energi terbuka untuk memungkinkan sistem hidrolik untuk kembali 1 cairan dari hidung dan area roda pendaratan utama ketika penggelaran dari roda pendaratan diperintahkan oleh awak pesawat.

Pengaktifan / penonaktifan batas dari sistem sirkulasi fluida hidrolik dapat diubah selama misi oleh awak pesawat atau Pusat Kontrol Misi-Houston. Program ini juga mencakup timer untuk membatasi waktu maksimum pompa sirkulasi akan berjalan dan sistem prioritas yang secara otomatis memonitor tekanan hidrolik bootstrap untuk membolehkan semua tiga pompa sirkulasi berada pada pada waktu yang sama. Software penghitung waktu memungkinkan perangkat lunak ini dapat digunakan dalam situasi kontingensi waktu untuk''dikuasai''operasi pompa sirkulasi dalam rangka untuk meningkatkan secara berkala akumulator hidrolik yang kehilangan cairan melalui prioritas bocor katup atau katup unloader.

Selama masuk, jika diperlukan, Alcatel hyd isol VLV 1, 2 dan 3 yang diposisikan untuk GPC. Pada 19.000 kaki per detik, pendaratan gear katup isolasi urutan pembukaan otomatis dimulai GN & P di bawah kontrol perangkat lunak. Jika landing gear katup isolasi tidak dibuka secara otomatis, awak pesawat akan diminta oleh Pusat Kontrol Misi untuk membuka katup dengan pemosisian yang berlaku LG hyd isol VLV untuk membuka. Landing gear 2 adalah katup isolasi secara otomatis dibuka enam menit dan 37 detik kemudian, dan ini diikuti dengan pembukaan otomatis isolasi katup landing gear 1 jika pengorbit kecepatan kecepatan 800 meter per detik atau kurang. Katup isolasi landing gear 3 adalah tanah secara otomatis dibuka pada kecepatan aktifkan. Katup isolasi landing gear 1 adalah sebelah terakhir untuk memastikan bahwa peralatan sengaja penyebaran akan terjadi sebagai akhir (kecepatan rendah) sebagai mungkin.

Perhatikan bahwa sistem hidrolik 1 menarik kembali / sirkulasi katup akan tertutup secara otomatis ketika sistem roda pendarat bersenjata untuk penyebaran.

Komandan dan pilot memiliki penyebaran roda pendarat lengan dan dn (bawah) dijaga saklar tombol / lampu indikator dan arahan kiri, hidung dan kanan indikator. Komandan kontrol dan indikator pada panel F6, dan pilot kontrol dan panel indikator pada F8. The dn push button, ketika tertekan, memberi energi pada sistem hidrolik memperluas 1 biasanya tertutup katup, yang memungkinkan sistem hidrolik tekanan untuk 1 sumber penyebaran dan hidung gigi roda kemudi.

Switch kedekatan pada hidung dan pintu roda pendarat utama dan struts memberikan sinyal-sinyal listrik untuk mengendalikan roda pendarat hidung, kiri dan kanan pada panel indikator F6 dan F8. Sinyal output dari pintu landing gear dan switch uplock mendorong posisi landing gear up indikator dan sistem rilis piroteknik cadangan. Sinyal output dari switch downlock landing gear landing gear mendorong posisi dn indikator. Gear pendaratan indikator barberpole ketika gigi gov ini adalah (atau menyusut).

Kiri dan kanan roda pendaratan utama berat badan-on-roda saklar menghasilkan output sinyal ke bimbingan, navigasi dan kontrol software untuk mengkonfigurasi ulang sistem kontrol penerbangan untuk mendarat.

Kedua berat badan-on-hidung-sinyal perlengkapan lari ke roda pendaratan utama rem / selip kotak kontrol untuk mencegah rem roda pendaratan utama dari diterapkan sampai hidung peralatan kontak dengan landasan dan juga untuk GN & P perangkat lunak, yang menghitung hidung roda kemudi memungkinkan sinyal. Hal ini memungkinkan sinyal ini kemudian dikirim ke kotak kontrol NWS NWS untuk mencegah gigi hidung sampai kontak dengan landasan.

Enam kelompok 1 saklar sinyal dikondisikan oleh sensor jarak roda pendaratan kotak elektronik 1, terletak di teluk avionik 1. Enam grup 2 saklar sinyal dikondisikan oleh sensor jarak roda pendaratan kotak elektronik 2, terletak di teluk avionik 2.

Landing gear penyebaran dimulai ketika komandan atau pilot yang dijaga lengan menekan saklar tombol / lampu indikator dan kemudian dijaga dn saklar tombol / lampu indikator setidaknya 15 detik sebelum touchdown dan diperkirakan pada kecepatan tidak lebih besar dari 300 knot (345 mph ).

Lengan menekan saklar tombol / lampu indikator menempel energi relay yang menutup sistem hidrolik landing gear 1 menarik kembali / sirkulasi katup dan berlebihan yang biasanya terbuka shutoff menarik kembali katup ke / sirkulasi katup. Ini juga lengan hidung dan roda pendaratan utama inisiator piroteknik controller dan menerangi cahaya kuning di lengan saklar tombol / lampu indikator.

Para saklar tombol dn / lampu indikator ini kemudian tertekan. Energi ini menempel relay yang membuka sistem hidrolik landing gear 1 biasanya tertutup katup kontrol memperluas, memungkinkan cairan di dalam sistem hidrolik 1 sampai mengalir ke landing gear uplock dan aktuator dan hidung penyangga roda kemudi. The relay juga membuka katup dump biasanya tertutup, sehingga roda pendaratan baris menarik fluida mengalir ke sistem hidrolik kembali 1 baris. Lampu hijau di saklar tombol dn / lampu indikator menyala.

Sistem hidrolik tekanan 1 sumber diteruskan ke hidung dan uplock roda pendaratan utama aktuator, yang melepaskan hidung dan roda pendarat utama dan pintu uplock kait. Sebagai kait uplock dilepaskan, gear dimulai dengan penyebaran dan hubungan mekanik melekat pada pintu dan pesawat diaktifkan oleh camming strut landing gear tindakan, selama ekstensi gigi, yang membuka pintu roda pendarat. Ada dua pintu roda pendarat hidung untuk peralatan dan satu untuk masing-masing peralatan utama. Gear pendaratan bebas jatuh ke posisi diperpanjang, dibantu oleh aktuator penyangga dan Airstream dalam penyebaran. Topangan aktuator hidrolik hidrolik menggabungkan aliran fluida melalui lubang (snubber) untuk mengendalikan laju roda pendarat ekstensi dan dengan demikian mencegah kerusakan pada gigi's downlock keterkaitan.

Jika sistem hidrolik 1 gagal untuk melepaskan landing gear dalam satu detik setelah tombol dn tertekan, hidung dan kiri dan kanan roda pendaratan utama uplock sensor (proximity switch) akan memberikan masukan kepada inisiator Pyro kontroler untuk inisiasi dari NASA berlebihan standar detonator (hidung, kiri dan kanan roda pendaratan utama piroteknik rilis cadangan sistem). Mereka melepaskan kait uplock yang sama sebagai sistem hidrolik. Hidung landing gear, di samping itu, memiliki PIC dan berlebihan melakukan NSDs bahwa kekuatan pendorong piroteknik dua detik setelah tombol dn tertekan untuk membantu penyebaran gigi.

Pendaratan penjepit gear seret overcenter kunci dan pegas bungee mengunci hidung dan roda pendaratan utama di posisi bawah.

The ldg gr / arm / dn reset beralih diposisikan untuk dijalankan pada panel A12 unlatches yang relay yang terkunci selama penggelaran landing gear landing gear oleh lengan dan tombol dn lampu / saklar indikator. Hal ini terutama sebuah fungsi tanah, yang akan dilakukan hanya selama roda pendarat penonaktifan.

Posisi reset juga akan memadamkan cahaya kuning di lengan saklar tombol / lampu indikator dan lampu hijau di saklar tombol dn / lampu indikator. Selain itu, sistem hidrolik landing gear dump 1 katup tertutup, katup kontrol memperluas tertutup, yang mencabut / sirkulasi katup dibuka hanya jika saklar dalam posisi terbuka, dan shutoff berlebihan katup dibuka (de-energized) dan de-energi pada rangkaian PIC landing gear.

Pendarat hidung ban adalah 32 oleh 8,8 inci dan akan menahan tekanan ledakan tidak kurang dari 3,2 kali tekanan inflasi normal 300 psi. Agen inflasi adalah gas nitrogen. Beban maksimum yang diperbolehkan per hidung landing gear ban adalah sekitar £ 45.000 dan nilai di 224 knot (258 mph) kecepatan pendaratan.

Hidung shock landing gear strut memiliki 22-inch stroke. Maksimum yang diperbolehkan adalah sekitar derotation laju 9,4 derajat per detik atau 11 meter per detik, tingkat tenggelam vertikal.

Roda pendaratan utama ban adalah 44,5 oleh 16 dan 21 inci. Tekanan inflasi normal adalah 315 psi, dan agen inflasi adalah gas nitrogen. Beban maksimum yang diperbolehkan per ban roda pendarat utama adalah £ 123,000. Jika pengorbit menyentuh ke bawah dengan distribusi beban 60/40 persen pada dua penyangga ban, dengan satu ban mendukung beban maksimum, maka ban lain dapat mendukung beban hanya £ 82.410. Oleh karena itu, beban ban maksimum pada penyangga adalah £ 205.410 dengan beban ban 60/40 persen distribusi. Ban dinilai pada 225 knot (258 mph).

Pendarat utama penyangga shock stroke adalah 16 inci. Peralatan utama yang diizinkan untuk menilai wastafel 212.000 pon pengorbit adalah 9,6 meter per detik; untuk Pengorbit 240.000 pound, itu adalah 6 meter per detik. Dengan 20-simpul (23-mph) crosswind, gear maksimum yang diperbolehkan untuk menilai wastafel 212.000 pound pengorbit adalah 6 meter per detik; untuk pengorbit 240.000 pon, adalah sekitar 5 meter per detik.

Gear pendaratan ban memiliki kehidupan yang satu arahan.

UTAMA LANDING GEAR Brakes

Masing-masing dari pengorbit empat roda pendarat utama telah electrohydraulic rem cakram dan sistem anti-selip.

Setiap gir pendaratan utama memiliki rem cakram yang terdiri dari sembilan majelis cakram, empat rotor, tiga stators, sebuah tekanan backplate dan piring. Berlapis karbon berilium rotor adalah splined ke bagian dalam dan memutar roda dengan kemudi. Berlapis karbon adalah stators berilium splined ke luar as roda perakitan dan tidak memutar dengan roda.

Masing-masing dari empat roda pendaratan utama majelis rem roda disertakan dengan tekanan dari dua sistem hidrolik yang berbeda. Setiap rem piston hidrolik perumahan memiliki dua rem terpisah pasokan kamar. Satu ruang sumber hidrolik menerima tekanan dari sistem hidrolik 1 dan yang lain dari sistem hidrolik 2. Ada delapan hidrolik piston di setiap rem perakitan. Empat adalah manifolded bersama-sama dari sistem hidrolik rem 1 di kamar. Sisanya empat piston manifolded bersama-sama dari sistem hidrolik 2. Ketika rem diterapkan, delapan hidrolik piston tekan cakram bersama-sama, memberikan torsi rem.

Dalam hal hilangnya sistem hidrolik 1 atau 2 sumber tekanan, katup menyediakan switching otomatis beralih ke modus sistem hidrolik ketika 3 sistem hidrolik aktif turun di bawah tekanan sumber sekitar 1.000 psi. Jika sistem hidrolik 1 adalah tidak tersedia, itu tidak berpengaruh pada sistem pengereman, karena sistem siaga 3 akan secara otomatis menggantikan sistem 1. Kehilangan sistem hidrolik 2 atau keduanya 1 dan 2 akan juga tidak berpengaruh pada sistem pengereman, karena sistem 3 akan secara otomatis berganti ke sistem menggantikan 2 atau 1 dan 2. Kehilangan sistem hidrolik 1 dan 3 akan menyebabkan hilangnya setengah dari tenaga pengereman pada setiap roda dan jarak pengereman tambahan akan diperlukan. Kehilangan sistem hidrolik 2 dan 3 akan juga menyebabkan hilangnya setengah dari tenaga pengereman pada setiap roda, membutuhkan tambahan jarak pengereman.

Seperti dalam pengerahan peralatan pendaratan, pendaratan peralatan isolasi di sistem hidrolik katup 1, 2 dan 3 harus terbuka untuk membolehkan sumber yang berlaku tekanan hidrolik ke rem roda pendaratan utama.

Rem MN A, B dan MN MN switch C terletak di dek penerbangan layar dan kontrol panel O14, O15 dan O16 dan memungkinkan daya listrik untuk rem / kendali anti-selip kotak A dan B. pengisian terletak di panel saklar L2 menyediakan tenaga listrik untuk mengaktifkan anti-selip bagian dari sistem pengereman kotak A dan B. rem MN A, B dan MN MN C saklar diposisikan ke atas untuk memasok tenaga listrik untuk rem kotak A dan B dan untuk pergi untuk menghilangkan daya listrik . The pengisian saklar diposisikan untuk di untuk mengaktifkan sistem anti-selip dan untuk pergi untuk menonaktifkan sistem.

Ketika berat dirasakan pada roda pendaratan utama, rem / anti-selip kotak A dan B diaktifkan, yang memungkinkan roda pendaratan utama rem untuk menjadi operasional.

Roda pendaratan utama rem yang dikendalikan oleh komandan atau pilot pedal rem terletak pada pedal kemudi majelis pada komandan dan pilot stasiun. Pedal 'posisi yang dapat disesuaikan dengan pegangan. Perintah pengereman dilakukan oleh komandan atau pilot memulai tekanan kaki di atas pedal rudder assembly.

Setiap pedal rem (kiri dan kanan) telah empat transduser diferensial variabel linear. Transduser pedal kiri unit akan menampilkan empat rem terpisah sinyal melalui rem / selip kotak kontrol untuk mengendalikan pengereman dua roda utama kiri. Pedal transduser yang tepat unit tidak juga untuk dua roda utama kanan. Ketika kaki tekanan diberikan pada pedal rem, yang transduser mengirimkan sinyal listrik dari nol sampai 5 volt dc ke rem / kendali anti-selip kotak. Jika kedua kanan digerakkan pedal, pedal dengan tekanan kaki terbesar menjadi pengendali ATAU pedal melalui sirkuit elektronik. Sinyal listrik yang sebanding dengan tekanan jari kaki. Keluaran energi listrik roda pendaratan utama kumparan rem pedal rem secara proporsional kepada defleksi, sehingga tekanan hidrolik yang dikehendaki untuk diarahkan ke rem roda pendaratan utama bagi aksi pengereman. Sistem rem pada setiap bungee pedal rem menyediakan buatan pengereman merasa ke anggota awak.

Masing-masing dari tiga sistem hidrolik 'sumber tekanan 3.000 psi dikurangi oleh regulator di masing-masing sistem hidrolik rem sampai 1.500 psi.

Anti-selip bagian dari sistem rem menyediakan pengereman optimal dengan mencegah selip ban atau roda mengunci dan kerusakan ban berikutnya.

Masing-masing roda gigi pendaratan utama memiliki dua kecepatan roda sensor yang menyediakan kecepatan rotasi informasi ke sirkuit kontrol selip di rem / selip kontrol kotak. Kecepatan setiap roda secara terus-menerus dibandingkan dengan rata-rata kecepatan roda empat roda. Setiap kali kecepatan roda satu roda berada di bawah 30 persen dari kecepatan rata-rata dari empat roda, rem selip menghilangkan kendali tekanan dari roda lambat sampai kecepatan roda itu meningkat menjadi kisaran yang dapat diterima. Sistem rem berisi delapan rem / selip katup kontrol yang menerima sinyal dari rem / selip kotak kontrol. Setiap katup mengontrol tekanan rem hidrolik ke salah satu kamar rem. Rem / selip katup kontrol rem berisi kumparan dan kumparan selip. Kumparan rem memungkinkan tekanan hidrolik untuk memasuki ruang rem. Koil yang selip, ketika disemangati oleh rangkaian kontrol selip, memberikan polaritas terbalik ke kumparan rem, mencegah kumparan rem dari tekanan untuk memungkinkan rem rem kamar.

Anti-selip kontrol secara otomatis dinonaktifkan di bawah 9-14 knot (11-17 mph) untuk mencegah hilangnya untuk manuver pengereman dan / atau datang ke benar-benar berhenti.

Anti-selip berisi sirkuit kontrol sistem deteksi kesalahan logika. Kuning yang pengisian lampu peringatan hati-hati dan terletak di dek penerbangan layar dan panel kontrol F3 akan diterangi jika anti-selip rangkaian deteksi kesalahan mendeteksi terbuka atau pendek dalam kecepatan roda sensor, terbuka atau pendek dalam anti-selip katup kontrol servocoil atau kegagalan dalam anti-selip rangkaian kontrol. Sebuah kegagalan item ini hanya akan menonaktifkan sirkuit yang gagal, bukan total anti-selip kontrol. Jika saklar daya rem pada dan saklar pengisian dinonaktifkan, maka pengisian lampu peringatan hati-hati dan akan diterangi.

Isolasi dan pemanas listrik dipasang pada bagian-bagian dari sistem hidrolik yang tidak memadai termal dikondisikan oleh individu sirkulasi sistem pompa hidrolik karena cairan hidrolik daerah stagnan.

Redundant pemanas listrik dipasang pada arahan utama garis fleksibel hidrolik terletak di sisi belakang setiap roda pendaratan utama penyangga antara modul dan rem rem. Pemanas ini diperlukan karena sistem fluida hidrolik mati-berakhir dan cairan tidak dapat diedarkan dengan pompa sirkulasi. Selain itu, pada OV-103 dan OV-104, sistem hidrolik 1 baris ke hidung roda pendarat berada di sebuah terowongan antara kompartemen dan maju awak pesawat. Termal pasif sistem kontrol pada OV-103 dan OV-104 yang melekat pada awak kabin, yang meninggalkan sistem hidrolik 1 baris ke roda pendarat hidung terkena suhu lingkungan, sehingga membutuhkan listrik pemanas pada garis di dalam terowongan. Karena sistem pengendalian termal pasif pada OV-102 melekat pada bagian dalam badan pesawat maju daripada awak kompartemen, tidak ada alat pemanas yang diperlukan pada sistem hidrolik 1 baris ke hidung landing gear on OV-102.

Sistem hidrolik rem Pemanas A, B, dan C switch di panel R4 mengaktifkan sirkuit pemanas. On OV-103 dan OV-104, rem hidrolik pemanas switch A, B dan C memberikan tenaga listrik dari bus utama yang terkait A, B dan C ke pemanas yang berlebihan pada roda pendaratan utama garis-garis yang fleksibel dan sistem hidrolik dalam 1 baris terowongan antara kompartemen awak pesawat dan ke depan mengarah ke hidung landing gear. Termostat pada setiap listrik A, B dan C siklus sistem pemanas secara otomatis mati atau di.

Sistem hidrolik rem Pemanas A, B dan C switch di R4 panel sirkuit mengaktifkan pemanas hanya pada roda pendaratan utama garis fleksibel hidrolik OV-102.

Karena kendala yang muncul dengan roda pendaratan utama sistem pengereman dalam mayoritas 24 pendaratan pertama, program perbaikan telah dilaksanakan untuk pendaratan utama gigi dan sistem pengereman di samping jangka panjang program perbaikan roda pendaratan utama rem.

As roda pendarat utama kekakuan telah ditingkatkan untuk mengurangi rem-ke-poros rem defleksi untuk mencegah kerusakan, yang terjadi pada pendaratan sebelumnya. Ini juga harus meminimalkan memakai ban. Poros dengan peningkatan ketebalan, ada poros / bantalan dan poros / sensor interface dipertahankan. Semua as roda pendarat utama akan diubah sebelum tiga pesawat pengorbit kembali.

Enam lubang ditambahkan ke dalam bagian-bagian hidrolik rem piston hidrolik sirkuler perumahan untuk membatasi aliran fluida dalam ruang-ruang untuk menghentikan fenomena berputar, yang telah diidentifikasi sebagai penyebab kerusakan rem.

Kontrol rem elektronik kotak-kotak itu diubah untuk memberikan tekanan hidrolik rem menyeimbangkan antara batas dalam rangka untuk menyamakan aplikasi energi. Hal ini mengakibatkan efisiensi yang lebih tinggi dan memungkinkan kemampuan penuh yang berdekatan rem. Anti-selip sirkuit yang mengurangi tekanan rem ke roda sebaliknya jika ban kempes dideteksi telah dihapus.

Sebelumnya, lebih tipis, berlapis karbon berilium cakram stator sedang digantikan dalam dua posisi dengan piringan tebal untuk menyediakan peningkatan yang signifikan pada kemampuan energi pengereman. Bahan tambahan ditambahkan ke stators meningkatkan kapasitas panas, dengan menghasilkan suhu yang lebih rendah, dan menyediakan stators dengan kekuatan yang lebih besar. Perhatikan bahwa rem roda pendaratan utama, yang dihadapkan pada dua 14-juta-kaki-pon wear-dalam siklus ditambahkan sebelum instalasi pada pengorbit, mengurangi kerusakan pada rem saat mendarat. Cakram stator yang tebal akan memberikan sekitar 65 juta kaki pon penyerapan energi, yang merupakan peningkatan yang signifikan atas cakram stator yang lebih tipis.

Jangka panjang rem karbon struktural program yang sedang berlangsung untuk memberikan kemampuan pengereman yang lebih tinggi dengan meningkatkan kemampuan penyerapan energi maksimum untuk 82 juta kaki pon dan untuk mengurangi biaya perbaikan. Rem baru ini akan terdiri dari lima rotor, cakram karbon tipe konfigurasi untuk masing-masing roda pendarat utama rem. Tujuannya adalah untuk menunjukkan bahwa heat sink rem karbon desain akan memiliki kemampuan untuk menyediakan satu kali berhenti dari 100 juta kaki pound. Lampu hijau untuk desain rem karbon diberikan pada bulan Januari 1986, dengan pengiriman dijadwalkan pada akhir April 1988.

Setelah kembali ke penerbangan dari pesawat luar angkasa, end-of-misi pendaratan yang direncanakan untuk Pangkalan Angkatan Udara Edwards di California sampai kinerja sistem roda pendarat sepenuhnya dipahami dan keyakinan yang lebih tinggi dalam kemampuan prediksi cuaca didirikan di Kennedy Center.shuttle ruang kawasan landasan pacu fasilitas pendaratan di Florida.

Regangan telah ditambahkan ke setiap hidung dan gir pendaratan utama untuk memantau tekanan ban dan memberikan status tekanan ban selama tinggal di landasan peluncuran, peluncuran, orbit, deorbit dan mendarat ke awak pesawat dan Pusat Kontrol Misi di Houston.

Sebuah ban roda pendarat perbaikan dan permukaan landasan-studi yang berlangsung di NASA Langley Research Center untuk menentukan cara terbaik untuk memakai ban penurunan alami selama Kennedy Space Center.landings sebelumnya dan meningkatkan kemampuan arahan crosswind. Enam desain ban baru akan dievaluasi di Langley Research Center dengan berbagai yaw dan kemiringan sudut pada kecepatan hingga 253 mph. Tes tambahan di Langley Research Center adalah untuk memberikan kemampuan untuk model matematis ban gaya samping karakteristik.

Modifikasi yang dilakukan pada Kennedy Space Center.shuttle fasilitas pendaratan landasan pacu. Penuh width 300-kaki-kaki 3.500 bagian di kedua ujung landasan itu tanah untuk meratakan permukaan landasan pacu dan menghapus alur lintas. Korduroi pegunungan yang lebih kecil dari orang-orang yang menggantikan dan menjalankan panjang landasan pacu daripada di lebarnya. Zona pendaratan yang ada lampu juga dimodifikasi, dan tanda-tanda dari seluruh landasan dan overruns dicat. Tujuan utama dari modifikasi adalah untuk meningkatkan keselamatan dengan mengurangi memakai ban saat pendaratan.

Kekuatan saat ini pengorbit sistem arahan maksimum 240.000 pound. Evaluasi untuk pendaratan banyak £ 256,000, berhubungan dengan membatalkan pendaratan, harus selesai pada musim semi tahun 1988.

Studi-studi lain sedang berlangsung adalah penangkapan di tempat pendaratan hambatan (kecuali danau tempat tidur landasan pacu) untuk memberikan aman berhenti pada saat terjadi rem roda pendaratan utama kegagalan atau tak terduga kondisi landasan basah. Studi bersih penghalang akan menentukan apakah penghalang dapat dengan aman menghentikan pengorbit 256.000 pound bepergian pada 100 knot (115 mph) di ujung landasan. Juga sedang dipelajari adalah (1) instalasi tergelincir pada roda pendaratan yang dapat menghalangi potensi ditiup kedua ban di roda gigi yang satu ban telah ditiup, (2) sebuah lingkaran yang akan memberikan gulungan diprediksi dalam acara hilangnya kedua ban pada satu atau beberapa peralatan dan (3) penambahan sebuah penahan laju.

NOSE WHEEL STEERING

Hidung pengorbit roda adalah roda hidung steerable setelah touchdown di pendaratan. Roda hidung electrohydraulically steerable melalui penggunaan komputer untuk keperluan umum dan komandan atau pedal kemudi pilot, dalam hubungannya dengan sistem kontrol penerbangan pesawat pengorbit pada tongkat kontrol modus kemudi. Selain itu, roda hidung juga mungkin steerable melalui penggunaan komandan atau pedal kemudi pilot dalam modus langsung.