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  目录

  前言 v 管理角色与设施 20
  目的   六   美国宇航局中心 22
  合作伙伴 23
  引言 1   快速概览 24
  阿尔忒弥斯计划概述 2 地面超级重型运输：运输、物流与先导任务 24
  阿尔忒弥斯一号 3
  阿尔忒弥斯二号及后续计划 4
太空发射系统（SLS） 5   猎户座飞船 27
  引言 6   引言 28
  概述 7   概述 29
未来任务与构型配置 7 未来任务与构型配置 29
  元素 10   元素 30
  核心级 10   乘员舱 30
  固体火箭助推器 14   欧洲服务舱 33
临时低温推进级 14   发射中止系统 36
运载火箭级间适配器 15   航空电子与软件 37
  猎户座级间适配器 15   降落伞 42
  航空电子与软件 15 乘员舱扶正系统 43
  测试 17   测试 43
  RS-25 发动机测试 17 探索飞行测试-1 44
  助推器测试 18   热防护罩测试 45
核心级绿色运行测试 18 欧洲服务舱推进系统测试 45
  结构测试 18   验收测试 45
  风洞测试 19   环境测试 46
  结构测试 47
发射中止系统测试 48
Foreword v Management Roles and Facilities 20 Purpose vi NASA Centers 22 Partners 23 Introduction 1 Quick Facts 24 Artemis Overview 2 Super Heavy Lifting on the Ground: Transportation, Logistics, and Pathfinders 24 Artemis I 3 Artemis II and Beyond 4 Space Launch System (SLS) 5 Orion Spacecraft 27 Introduction 6 Introduction 28 Overview 7 Overview 29 Future Missions and Configurations 7 Future Missions and Configurations 29 Elements 10 Elements 30 Core Stage 10 Crew Module 30 Solid Rocket Boosters 14 European Service Module 33 Interim Cryogenic Propulsion Stage 14 Launch Abort System 36 Launch Vehicle Stage Adapter 15 Avionics and Software 37 Orion Stage Adapter 15 Parachutes 42 Avionics and Software 15 Crew Module Uprighting System 43 Testing 17 Testing 43 RS-25 Engine Testing 17 Exploration Flight Test-1 44 Booster Testing 18 Heat Shield Testing 45 Core Stage Green Run Testing 18 European Service Module Propulsion Testing 45 Structural Testing 18 Acceptance Testing 45 Wind Tunnel Testing 19 Environmental Testing 46 Structural Testing 47 Launch Abort System Testing 48| Foreword | v | Management Roles and Facilities | 20 | | :---: | :---: | :---: | :---: | | Purpose | vi | NASA Centers | 22 | | | | Partners | 23 | | Introduction | 1 | Quick Facts | 24 | | Artemis Overview | 2 | Super Heavy Lifting on the Ground: Transportation, Logistics, and Pathfinders | 24 | | Artemis I | 3 | | | | Artemis II and Beyond | 4 | | | | Space Launch System (SLS) | 5 | Orion Spacecraft | 27 | | Introduction | 6 | Introduction | 28 | | Overview | 7 | Overview | 29 | | Future Missions and Configurations | 7 | Future Missions and Configurations | 29 | | Elements | 10 | Elements | 30 | | Core Stage | 10 | Crew Module | 30 | | Solid Rocket Boosters | 14 | European Service Module | 33 | | Interim Cryogenic Propulsion Stage | 14 | Launch Abort System | 36 | | Launch Vehicle Stage Adapter | 15 | Avionics and Software | 37 | | Orion Stage Adapter | 15 | Parachutes | 42 | | Avionics and Software | 15 | Crew Module Uprighting System | 43 | | Testing | 17 | Testing | 43 | | RS-25 Engine Testing | 17 | Exploration Flight Test-1 | 44 | | Booster Testing | 18 | Heat Shield Testing | 45 | | Core Stage Green Run Testing | 18 | European Service Module Propulsion Testing | 45 | | Structural Testing | 18 | Acceptance Testing | 45 | | Wind Tunnel Testing | 19 | Environmental Testing | 46 | | | | Structural Testing | 47 | | | | Launch Abort System Testing | 48 |
2022 年 1 月 19 日，位于佛罗里达州美国宇航局肯尼迪航天中心的车辆装配大楼（VAB）。

  前言

吉姆·弗里，副署长探索系统开发任务理事会（ESDMD）

阿尔忒弥斯 I 号的发射标志着美国宇航局及国家历史上的一个自豪而强大的时刻。这次飞行测试凝聚了一支无与伦比的团队、不懈的工程努力、现代制造与计算技术的进步、强大的行业与国际合作伙伴关系，以及国会和多届政府的重要支持。通往阿尔忒弥斯 I 号的道路历经历史性事件，包括全球疫情和破纪录数量与强度的毁灭性风暴。然而，我们已准备就绪，即将发射！
我们正处于全国乃至全球范围内数千次测试与分析工作的巅峰时刻。如同许多大规模工程领域的首次尝试，尤其是载人深空探测器的研发，其严苛的分析与测试流程无法加速或简化。令人谦卑的是，即便我们最优秀的建模与仿真技术仍需实际操作验证。每次测试，我们都能在某种程度上获得新知。
我们将发射全球唯一设计用于载人深空任务的航天器，搭载于最强大的运载火箭之上，由专业的地面系统团队及发射与任务控制人员协同执行。我们将汲取阿尔忒弥斯一号任务的经验教训，在人类探索之路上不断推进时加以应用。
我们由衷感谢所有助力实现这一重大里程碑的人们，不仅包括孜孜不倦的行业与国际合作伙伴，更特别要感谢的是——
感谢那些家庭，他们支持我们踏上这场始于 39B 发射台的宇宙探索之旅。
除了主要行业承包商和国际合作伙伴的贡献外，全美50个州的数千家企业也为构建这些系统做出了努力。他们的贡献增强了国家航空航天能力，并为所在社区带来了经济效益。
致阿尔忒弥斯一号团队：请珍视任务中的每一刻——从火箭转运、发射到溅落，以及期间的每个瞬间。驻足回望我们共同取得的成就，铭记你们个人和团队为这项伟大使命作出的贡献。
这本《阿尔忒弥斯参考指南》展现了为实现阿尔忒弥斯一号任务而汇聚的所有组成部分，该任务标志着人类重返月球的开始。希望您能抽空细读本文档及线上其他资源，体会将我们带到此刻所倾注的巨大能量与努力。
  是时候启程了！
  吉姆

  目的

Under Artemis, the new era of lunar exploration, NASA and its partners will lead humanity forward to the Moon and prepare us for the next giant leap, human exploration of Mars. This Artemis Reference Guide provides detailed descriptions of the systems and subsystems pertaining to the Artemis I mission, including program overviews; technical elements; testing; and management roles and facilities for the Space Launch System (SLS) rocket, Orion spacecraft, and associated ground systems. 

  引言

A Astronauts Stephanie Wilson, Karen Nyberg, and Rick Mastracchio (left to right) assist in testing the docking hatch on a representative model of the Orion spacecraft at Johnson Space Center. Image credit: NASA 

  阿尔忒弥斯计划概述

We’re going back to the Moon for the benefit of all humanity—scientific discovery, economic benefits, and inspiration for a new generation of explorers: the Artemis Generation. While maintaining American leadership in exploration, we will build a global alliance and explore deep space as one. With Artemis missions, NASA will land the first woman and first person of color on the 
月球，利用创新技术探索比以往更多的月球表面区域。我们将与商业和国际合作伙伴携手，在月球上建立首个长期存在。随后，我们将运用在月球及其周围所学的知识，实现下一个巨大飞跃：将首批宇航员送往火星。

  阿尔忒弥斯一号

阿尔忒弥斯一号将是 NASA 深空探测系统的首次综合飞行测试，包括猎户座飞船、太空发射系统（SLS）火箭，以及位于佛罗里达州 NASA 肯尼迪航天中心的地面支持系统。作为一系列日益复杂任务的首个任务，阿尔忒弥斯一号将为人类深空探索奠定基础，并展示我们将人类存在扩展到月球及更远之地的承诺与能力。阿尔忒弥斯一号的主要目标是在载人任务前全面测试集成系统，包括将猎户座飞船搭载于 SLS 火箭顶部发射、在深空环境中运行飞船、测试猎户座隔热罩，以及在再入、下降和溅落后回收乘员舱。
SLS 火箭将从美国宇航局现代化肯尼迪航天中心的 39B 发射台发射无人驾驶的猎户座飞船。当猎户座飞船绕地球运行时，它将展开太阳能电池阵列，而临时低温推进级（ICPS）将为猎户座提供一次强大的推进——称为跨月球注入——使其脱离地球轨道，飞向月球。随后，猎户座将在发射约两小时后与 ICPS 分离。
猎户座与 ICPS 分离后，将部署 10 颗名为立方体卫星（CubeSats）的小型卫星进行实验和技术演示。这些立方体卫星将执行一系列调查和技术演示任务，包括研究月球或小行星，以及深空辐射环境等。每颗立方体卫星都自带推进和导航系统，以抵达不同的深空目的地。
猎户座飞船将继续沿着通往月球远距离逆行轨道的路径前进，它将飞行至距月球约 4 万英里（约 6.4 万公里）处，或距地球总计约 28 万英里（约 45 万公里）的地方，然后返回地球。此次飞行测试将展示 SLS 火箭在首飞中的性能，并在猎户座以超过 25 , 000 mph 25 , 000 mph 25,000mph25,000 \mathrm{mph} 的速度高速再入地球大气层返回前，全程收集工程数据。高速月球速度再入是任务的首要目标，也是对猎户座飞船隔热罩性能的必要测试——当它进入地球大气层时，表面温度将升至近 5000 华氏度（2760 摄氏度），约为太阳表面温度的一半，最终溅落在太平洋海域进行回收及飞行后工程评估。
∇ ∇ grad\boldsymbol{\nabla} 猎户座飞船返回地球的示意图。图片来源：美国宇航局（NASA）

  阿尔忒弥斯二号及后续计划

阿尔忒弥斯 II 号飞行测试将是 NASA 首次搭载宇航员执行猎户座飞船任务，旨在验证该航天器所有系统在深空环境中载人运行时的设计性能。初始发射阶段与阿尔忒弥斯 I 号类似，由太空发射系统（SLS）将猎户座送入太空。本次任务搭载四名宇航员，猎户座与临时低温推进级（ICPS）将绕地球运行两圈，随后启程前往月球，以确保飞船系统在近地阶段能按预期工作。
猎户座与临时低温推进级分离后，宇航员将以其为目标开展近距离操作演示。机组人员将利用飞船搭载的摄像头和舷窗视野，在接近与远离推进级的过程中进行标定对齐，以评估猎户座的操作特性及相关软硬件性能。该演示将为阿尔忒弥斯 III 号任务起实施的月球轨道交会、近距离操作、对接及分离作业提供地面无法充分获取的性能数据与操作经验。
继阿尔忒弥斯 I 号和 II 号之后，阿尔忒弥斯 III 号任务将再次派遣猎户座飞船及四名宇航员前往月球，这一次他们将创造历史——让 21 世纪的首批宇航员登陆月球表面。从阿尔忒弥斯 III 号开始，NASA 计划每年执行一次载人任务，初期任务重点在于建立月球表面作业能力并建造"门户"（Gateway），这是一个绕月轨道前哨站，将提供前所未有的月球表面探索范围。

  太空发射系统

  引言

SLS 是一种超重型运载火箭，为人类探索地球轨道以外的深空奠定基础。NASA 评估了数千种属性组合，包括推进系统、级段、助推器、性能、研发与运营成本、任务复杂度、可靠性与风险，以及维持工业基础技术能力的可行性。最终诞生了这种可升级的火箭系统，提供载人/货运两种构型，采用经过验证的推进系统，为人类深空探索提供安全可靠的发射能力——这就是 SLS 火箭。
SLS 专为最具挑战性的深空任务而设计，这些任务涉及国家资源、国家声望和人类生命的战略性投入。SLS

  实用资源

欲了解更多关于 SLS 的信息，请访问
https://www.nasa.gov/sls

  社交媒体

Twitter: https://www.twitter.com/NASA_SLS 
Facebook: https://www.facebook.com/NASASLS 
照片墙：https://www.instagram.com/NASAArtemis
代表了任务性能、安全性、成本、经济性和风险的最佳平衡。SLS 还设计为灵活且可升级，为有效载荷开辟了新的可能性，

  SLS 是

world’s most powerful rocket and the backbone of NASA’s human lunar exploration program.
执行阿尔忒弥斯 I 任务的 SLS 火箭矗立于美国宇航局肯尼迪航天中心车辆装配大楼的 3 号高舱内。图片来源：美国宇航局
including robotic scientific missions to places like the Moon, Mars, and beyond. With its unprecedented power and capabilities, SLS has the largest payload mass and volume of any existing rocket and is the only rocket that can safely send Orion, astronauts, and cargo to the Moon on a single mission. More mass and volume translate into fewer launches of fewer pieces, requiring less assembly time in space and less overall risk. 

  概述

SLS is designed for deep space missions and will send the Orion spacecraft and cargo to the Moon, which is nearly 1,000 times farther than where the International Space Station resides in low-Earth orbit. The rocket will provide the power to help Orion reach a speed of 22 , 600 mph 22 , 600 mph 22,600mph22,600 \mathrm{mph}, the speed needed to send it to the Moon. 
SLS 得益于 NASA 在液氧和液氢推进剂方面超过 50 年的经验积累，以及技术和制造工艺的进步。SLS 的研发与制造运营充分利用了为航天飞机建立的资源，包括劳动力、制造流程、工装设备、设施、运输物流、发射基础设施，以及液氧和液氢推进剂。
SLS 的可演进性支持人类在低地球轨道以外进行复杂且要求日益提高的探索任务。所有计划中的 SLS 基础设计变体均基于共同的推进组件：
  • 一个核心级，内装推进剂贮箱、发动机、航电设备，以及一对固体火箭助推器的连接点。
  • 四台由核心级提供的低温（超冷）液氢和低温液氧驱动的 RS-25 液体推进剂发动机。
  • 两个固体燃料、侧挂式助推器，在火箭飞行前两分钟内提供主要推力和转向控制，之后被抛离。
  • 一个以液态氢和液态氧为燃料的上面级，用于核心级分离后在太空中的推进。

未来任务与构型配置

为满足美国未来深空任务需求，太空发射系统（SLS）将逐步升级为更强大的构型。每一代 SLS 区块变体通过发动机、助推器和上面级的改进不断提升性能，为各类载人及机器人深空任务提供灵活平台，无需为提升性能而开发全新火箭。SLS 采用通用设计元素，可与肯尼迪地面系统、猎户座飞船及未来有效载荷对接，随时间推移降低深空任务的复杂性。除搭载猎户座飞船外，SLS 还可配备不同长度的宽直径有效载荷整流罩，用于货物运输和机器人科学任务。
阿尔忒弥斯 I 号任务将使用 SLS 火箭的第一种配置，即 Block 1 型，能够将超过 59,500 磅（27 公吨）的有效载荷送入月球以外的轨道。Block 1B 变体将在阿尔忒弥斯 IV 号任务开始接替 Block 1 配置，能够将超过 83,000 磅（38 公吨）的有效载荷送入深空，包括猎户座飞船及其乘员。Block 1B 变体包含多项升级以提高 SLS 性能，使火箭能够向深空目的地发射更大更重的载荷。SLS Block 1B 采用与 Block 1 火箭相同的核心级和双五段式固体火箭助推器。新生产的 RS-25 发动机将比航天飞机时代的发动机提供稍大的推力，制造成本降低 30%。Block 1B 火箭性能提升的大部分将来自于用更强大的四发动机探索上面级取代单发动机 ICPS，以及一个通用级适配器，用于携带猎户座飞船和支持月球长期驻留所需的大型探索系统货物。
Block 2 变型保留了核心级、RS-25 发动机和新上面级，但将 Block 1 的钢壳助推器设计替换为更轻的复合材料壳体、新型推进剂配方及其他升级，从而提升整体性能。其将提供 950 万磅推力，可向月球运送超过 101,000 磅载荷，向火星运送逾 80,000 磅载荷。

  元素

  核心级

SLS 核心级是 NASA 有史以来建造的最高、最强大的火箭级段。其高度约 212 英尺（约 64.6 米），直径 27.6 英尺（约 8.4 米）（不含热防护系统泡沫层和法兰）。该级段是迄今为止按长度和体积计算最大的建造物，加注燃料后（不含发动机）重量达 240 万磅（约 1089 吨）。核心级主承包商波音公司在 NASA 新奥尔良米舒装配厂利用尖端制造设备完成生产。米舒是 NASA 用于建造航天器部件的独特先进制造设施。
数十年间，包括航天飞机外储箱和土星火箭。
SLS 核心级设计用于执行约 8 分钟的阿尔忒弥斯 I 任务发射及地球轨道上升阶段，在分离 ICPS（临时低温推进级）、猎户座适配器及猎户座飞船前，速度将超过 17 , 500 mph 17 , 500 mph 17,500mph17,500 \mathrm{mph} （约 23 倍音速，即马赫 23），高度超过 530,000 英尺。
核心级是 SLS 项目的重要新研发成果，而其他关键组件如 RS-25 发动机、固体火箭助推器结构及 ICPS 则沿用既有技术。

  • 2021 年 6 月 12 日，SLS 核心级被展示在 NASA 肯尼迪航天中心 VAB 高架 3 号厂房内的移动发射平台上。图片来源：NASA
    拥有丰富可靠的航天飞行历史。与其他 SLS 组件一样，SLS 核心级借鉴了航天飞机的设计经验，其直径与航天飞机外贮箱相同，推进剂输送管线及加注排放管道的尺寸设计沿用了传统接头和现有阀门规格。
As the literal core of SLS, the core stage supports other stages, spacecraft, and payloads atop its uppermost section and serves as the attach point for the two solid rocket boosters. It also includes the four RS-25 main engines, their liquid hydrogen and liquid oxygen propellant supply, and the avionics and software that control SLS operation and flight until the core stage separates from the ICPS. 
核心级由10个主要筒段、4个穹顶段和7个环段组成。每个圆柱形筒段由八块长度和高度各异的铝制面板构成，这些面板通过搅拌摩擦焊或螺栓垂直及水平连接，形成核心级的五大主体部分：
  •   发动机段
  •   液氢贮箱
  •   中间舱
  •   液氧贮箱
  •   前裙部
摩擦搅拌焊接将金属从固态转变为“类塑性”状态，随后在压力下机械搅拌材料使其结合，形成几乎无缺陷的高强度焊接接头。中间舱是唯一采用螺栓连接的部分，它为承载助推器载荷提供了额外的强度。
从底部（即尾端）开始，发动机舱段容纳了四台 RS-25 主发动机、发动机推力结构、推进剂管道、各类航空电子系统以及发动机推力矢量控制系统；同时，它也是两个固体火箭助推器的下部连接点。
发动机舱段由单层圆筒构成，采用焊接铝制等格面板，直径27.6英尺，长22.5英尺。等格结构是铣削在圆筒面板上的图案，能在减轻重量的同时保持结构强度。底部的空气动力学船尾整流罩引导气流，并在发射过程中保护发动机免受极端温度影响。
液氢燃料箱直径为 27.6 英尺，高 130.8 英尺，由五个焊接的桶状段（每段高 22 英尺）和两个端穹顶组成。液氢箱底部包含四条通向 RS-25 发动机的液氢输送管路。该燃料箱可储存 537,000 加仑温度为华氏零下 423 度（摄氏零下 253 度）的液态氢。
中间箱体将液氢箱的上穹顶与液氧箱的下穹顶分隔开，并作为固体火箭助推器的前部连接点。中间箱体包含一个筒体段，直径为 27.6 英尺（约 8.4 米），高度为 21.8 英尺（约 6.6 米）。其内部设有承力结构以承受固体火箭助推器在上升阶段传递的载荷。中间箱体还包含若干航电设备组件，包括两台后向摄像头以及与液氢箱和液氧箱的接口。
直径为21.8英尺，高21.8英尺。其内部装有推力结构以承受固体火箭助推器在上升过程中传递的载荷。级间段还包含多个航电设备组件，包括两台后置摄像头以及与液氢箱和液氧箱的对接接口。
液氧箱直径为27.6英尺，高51.6英尺，由两个等网格铝板制成的桶状段和两个穹顶组成。液氧通过一对从级间段两侧伸出并沿核心级向下延伸的"下行导管"输送至发动机舱和发动机。该液氧箱可储存196,000加仑温度为华氏零下297度（摄氏零下147度）的液态氧。
前裙部位于核心级的顶部，包含一个筒状段，连接核心级与运载火箭级间适配器。该铝制等网格结构直径为 27.6 英尺，高 10.4 英尺，内部容纳了火箭大部分航空电子设备，并设有与发射台公用脐带缆的连接接口、用于固定 SLS 火箭与移动发射平台的稳定系统、检修门、通风系统、增压管路以及通信天线。
核心级的主推进系统由管道、阀门及其他设备组成，用于供应并控制液氢和液氧推进剂的流动，以及为阀门作动和管路或容积吹除提供氦气与氮气增压介质。为实现这些功能，主推进系统包含四个子系统：
  •   液态氧
  •   液态氢
  •   增压
  • 发射前由地面系统提供的气动装置
主推进系统设计的主要考量因素包括主推进剂贮箱配置、主发动机布局、可靠性与成本效益、任务需求以及组件安装。例如，主推进系统的流量参数与接口设计围绕 RS-25 发动机配置展开，需确保在发动机要求的温度和压力条件下输送推进剂。发动机舱内氢氧燃料管线的走向决定了主推进系统供油管路的整体布局。
2021 年 4 月 29 日，探索地面系统（EGS）团队与主承包商 Jacobs 将庞大的 SLS 核心级通过"飞马座"驳船从密西西比州斯坦尼斯航天中心运抵佛罗里达州肯尼迪航天中心车辆装配大楼。图片来源：美国宇航局

  图片来源：美国宇航局
工作原理 - 燃烧是指燃料与氧气结合产生能量以推动车辆的过程。在汽车中，来自大气的氧气与汽油及点火源结合，驱动内燃机运转。而在火箭科学中，推进剂可能同时包含燃料和能释放氧气的化学氧化剂。当燃料与氧化剂混合时，它们通过化学反应点燃，高温且迅速膨胀的气体寻找出口，从而推动火箭或航天器向相反方向运动。

热防护系统

核心级的橙色实际上是热防护系统，即喷涂泡沫隔热层。这种隔热材料与其他如软木等材料共同为火箭的每个部分提供热防护，尽管在核心级上最为显眼。该隔热层足够柔韧以随火箭移动，同时又足够坚固以承受
随着 SLS 火箭在短短 8 分钟内从 0 加速至 17 , 500 mph 17 , 500 mph 17,500mph17,500 \mathrm{mph} ，并攀升至地球上空 100 多英里处时所承受的空气动力压力。
材料工程师对第三代橙色喷涂泡沫绝缘材料进行了认证，以确保其能适应 SLS 将面临的严苛环境。同时，他们使这种泡沫更加环保。当泡沫被喷涂后，火箭会呈现浅黄色，随后在太阳紫外线的长期作用下逐渐“晒黑”，最终形成 SLS 核心级标志性的橙色外观。
该热防护系统提供绝缘保护，确保为 RS-25 发动机提供动力的低温推进剂保持极低温度以维持液态。若温度过高，推进剂将气化。氢气需维持在零下 423 华氏度（零下 253 摄氏度），氧气需维持在零下 297 华氏度（零下 183 摄氏度）。
位于新奥尔良 NASA 米丘德装配设施内的 SLS 核心级上所有四个 RS-25 发动机。图片来源：NASA

太空发射系统 AP 固体火箭助推器 300 S T = R S 300 S T = R S 300 ST=RS300 S T=R S 它们是什么？有什么作用？

两枚 SLS 固体火箭助推器在火箭飞行最初两分钟内与核心级主发动机并联工作，提供额外推力使运载火箭得以摆脱地球引力。
每个 SLS 固体火箭助推器有 3 个
  组件：

  美国国家航空航天局

助推器塔高 17 层……比自由女神像从基座到火炬的高度还要高。事实上，NASA 的“蠕虫”标志本身就高达 28 英尺。
  已组装
  每个助推器
  重量更大
  比...
each booster weighs more than...| each booster | | :--- | | weighs more | | than... |
  前向组件
  马达组件
(
  • 前部组件包括鼻锥和前裙板。前部舱室容纳电子设备，并设有关键连接点，在发射过程中承担火箭的大部分受力。
  • 发动机组件包含五个填充有橡皮擦硬度推进剂的舱段。
  • 后部（或称尾部）组件包含后裙板和推力矢量控制系统，该系统通过移动喷嘴来调整飞行器方向。

  RS-25 发动机

四台阿罗杰特·洛克达因 RS-25 发动机构成 SLS 核心级发动机舱段的核心动力来源。该发动机前身为航天飞机主发动机，已成功执行过 135 次航天飞机任务。其被选用于 SLS 系统，凭借的是卓越的功率、效率与可靠性，以及深厚的知识储备与经验积累。这种以液氢液氧为燃料的发动机结构紧凑、效率极高，能提供强劲性能。
RS-25 是一种被称为分级燃烧循环发动机的引擎类型，它以极高压力燃烧液态氢和液态氧推进剂。在全速运转时，四台引擎将为 SLS 提供其 880 万磅最大推力中的约 200 万磅。SLS 引擎采用交错方式启动：引擎 1、引擎 3、引擎 4，然后是引擎 2，大约在助推器点火前六秒。在上升过程中，引擎会进行万向节调节或枢转，以引导推力并控制火箭方向。
为适应 SLS 运行需求与环境所做的改进。针对 SLS 任务，这些发动机配备了采用现代航电技术的新型发动机控制器，修改了软件以适应更高的推进剂入口压力与更低的温度，并为应对更严苛的高温环境加装了新型排气喷嘴隔热层。这些发动机将在-423 华氏度（-253 摄氏度）至 6,000 华氏度（3,316 摄氏度）的极端温度区间运行，并承受超过 7 , 000 psi ( 48 , 263 kPa ) 7 , 000 psi ( 48 , 263 kPa ) 7,000psi(48,263kPa)7,000 \mathrm{psi}(48,263 \mathrm{kPa}) 的压力值。在执行 SLS 任务时，改进型 RS-25 的推力范围可调整至原始工况的 65 % 65 % 65%65 \% 至 109 % 109 % 109%109 \% ，相较航天飞机项目末期实现了 5 % 5 % 5%5 \% 的最大推力提升。
改进后的 RS-25 发动机可在 SLS 任务中以原始运行推力水平的 109 % 109 % 109%109 \% 运行，比航天飞机项目末期提升了 5%。为未来任务建造的新型 RS-25 发动机将实现 111 % 111 % 111%111 \% 的运行推力水平，并采用先进制造技术以优化成本和生产效率。
尽管 SLS 使用了曾执行航天飞机任务的 RS-25 发动机，工程师们仍对其进行了多项物理和操作上的改进

阿尔忒弥斯 1 号任务 RS-25 发动机飞行履历

FLIGHT DATE ORBITER
  引擎1-2045
STS-089 01 / 22 / 98 01 / 22 / 98 01//22//9801 / 22 / 98   奋进号
STS-092 10 / 11 / 00 10 / 11 / 00 10//11//0010 / 11 / 00   发现号
STS-095 10 / 29 / 98 10 / 29 / 98 10//29//9810 / 29 / 98   发现号
STS-102 03 / 08 / 01 03 / 08 / 01 03//08//0103 / 08 / 01   发现号
STS-105 08 / 10 / 01 08 / 10 / 01 08//10//0108 / 10 / 01   发现号
STS-110 04 / 08 / 02 04 / 08 / 02 04//08//0204 / 08 / 02   亚特兰蒂斯号
STS-113 11 / 23 / 02 11 / 23 / 02 11//23//0211 / 23 / 02   奋进号
STS-118 08 / 08 / 07 08 / 08 / 07 08//08//0708 / 08 / 07   奋进号
STS-121 07 / 04 / 06 07 / 04 / 06 07//04//0607 / 04 / 06   发现号
STS-127 07 / 15 / 09 07 / 15 / 09 07//15//0907 / 15 / 09   奋进号
STS-131 04 / 05 / 10 04 / 05 / 10 04//05//1004 / 05 / 10   发现号
STS-135 07 / 08 / 11 07 / 08 / 11 07//08//1107 / 08 / 11   亚特兰蒂斯号
FLIGHT DATE ORBITER ENGINE 1-2045 STS-089 01//22//98 Endeavour STS-092 10//11//00 Discovery STS-095 10//29//98 Discovery STS-102 03//08//01 Discovery STS-105 08//10//01 Discovery STS-110 04//08//02 Atlantis STS-113 11//23//02 Endeavour STS-118 08//08//07 Endeavour STS-121 07//04//06 Discovery STS-127 07//15//09 Endeavour STS-131 04//05//10 Discovery STS-135 07//08//11 Atlantis| FLIGHT | DATE | ORBITER | | :--- | :--- | :--- | | ENGINE 1-2045 | | | | STS-089 | $01 / 22 / 98$ | Endeavour | | STS-092 | $10 / 11 / 00$ | Discovery | | STS-095 | $10 / 29 / 98$ | Discovery | | STS-102 | $03 / 08 / 01$ | Discovery | | STS-105 | $08 / 10 / 01$ | Discovery | | STS-110 | $04 / 08 / 02$ | Atlantis | | STS-113 | $11 / 23 / 02$ | Endeavour | | STS-118 | $08 / 08 / 07$ | Endeavour | | STS-121 | $07 / 04 / 06$ | Discovery | | STS-127 | $07 / 15 / 09$ | Endeavour | | STS-131 | $04 / 05 / 10$ | Discovery | | STS-135 | $07 / 08 / 11$ | Atlantis |
FLIGHT DATE ORBITER
ENGINE 2 2056
STS-104 07 / 12 / 01 07 / 12 / 01 07//12//0107 / 12 / 01   亚特兰蒂斯号
STS-109 03 / 01 / 02 03 / 01 / 02 03//01//0203 / 01 / 02 Columbia
STS-114 07 / 26 / 05 07 / 26 / 05 07//26//0507 / 26 / 05   发现号
STS-121 07 / 04 / 06 07 / 04 / 06 07//04//0607 / 04 / 06   发现号
ENGINE 2 0 5 8 2 0 5 8 2058\mathbf{2 0 5 8}
STS-116 12 / 09 / 06 12 / 09 / 06 12//09//0612 / 09 / 06   发现号
STS-119 03 / 15 / 09 03 / 15 / 09 03//15//0903 / 15 / 09   发现号
STS-120 10 / 23 / 07 10 / 23 / 07 10//23//0710 / 23 / 07   发现号
STS-124 05 / 31 / 08 05 / 31 / 08 05//31//0805 / 31 / 08   发现号
STS-129 11 / 16 / 09 11 / 16 / 09 11//16//0911 / 16 / 09   亚特兰蒂斯号
STS-133 02 / 24 / 11 02 / 24 / 11 02//24//1102 / 24 / 11   发现号
FLIGHT DATE ORBITER ENGINE 2 2056 STS-104 07//12//01 Atlantis STS-109 03//01//02 Columbia STS-114 07//26//05 Discovery STS-121 07//04//06 Discovery ENGINE 2058 STS-116 12//09//06 Discovery STS-119 03//15//09 Discovery STS-120 10//23//07 Discovery STS-124 05//31//08 Discovery STS-129 11//16//09 Atlantis STS-133 02//24//11 Discovery| FLIGHT | DATE | ORBITER | | :--- | :---: | :--- | | ENGINE | 2 | 2056 | | STS-104 | $07 / 12 / 01$ | Atlantis | | STS-109 | $03 / 01 / 02$ | Columbia | | STS-114 | $07 / 26 / 05$ | Discovery | | STS-121 | $07 / 04 / 06$ | Discovery | | ENGINE | $\mathbf{2 0 5 8}$ | | | STS-116 | $12 / 09 / 06$ | Discovery | | STS-119 | $03 / 15 / 09$ | Discovery | | STS-120 | $10 / 23 / 07$ | Discovery | | STS-124 | $05 / 31 / 08$ | Discovery | | STS-129 | $11 / 16 / 09$ | Atlantis | | STS-133 | $02 / 24 / 11$ | Discovery |
FLIGHT DATE ORBITER
ENGINE 4
2060
STS-127 07 / 15 / 09 07 / 15 / 09 07//15//0907 / 15 / 09   奋进号
STS-131 04 / 05 / 10 04 / 05 / 10 04//05//1004 / 05 / 10   发现号
STS-135 07 / 08 / 11 07 / 08 / 11 07//08//1107 / 08 / 11   亚特兰蒂斯号
FLIGHT DATE ORBITER ENGINE 4 2060 STS-127 07//15//09 Endeavour STS-131 04//05//10 Discovery STS-135 07//08//11 Atlantis| FLIGHT | DATE | ORBITER | | :--- | :---: | :--- | | ENGINE | | 4 | | 2060 | | | | STS-127 | $07 / 15 / 09$ | Endeavour | | STS-131 | $04 / 05 / 10$ | Discovery | | STS-135 | $07 / 08 / 11$ | Atlantis |

  固体火箭助推器

SLS 双固体火箭助推器由主承包商诺斯罗普·格鲁曼公司制造，在发射时及飞行最初两分钟内提供超过 75 % 75 % 75%75 \% 的总 SLS 推力。SLS 助推器设计基于航天飞机助推器，但增加了一个推进剂段以提供更大动力，并进行了多项升级。SLS 助推器高达 177 英尺，是迄今为飞行建造的最大、最强大的固体推进剂助推器，每个助推器可产生超过 300 万磅推力。虽然这些助推器使用了曾在航天飞机任务中飞行的金属外壳和部件，但它们配备了许多新升级和部件，包括新型壳体隔热衬里配置、新型排气喷嘴设计，以及控制飞行的新型航电系统。此外，SLS 助推器还经过改进的无损评估流程，以确认每个发动机的发射准备状态。
2021 年 7 月 5 日，NASA 探索地面系统团队与承包商 Jacobs 在肯尼迪航天中心的垂直装配大楼（VAB）内，将临时低温推进级（ICPS）与火箭核心级顶部的运载火箭适配器（LVSA）集成。图片来源：NASA
工程师们正在设计下一代助推器，这些助推器将在所有可用的航天飞机时代硬件耗尽后为 SLS 飞行提供动力。团队正在测试小型固体火箭发动机，以评估包括推进剂、绝缘材料和喷嘴材料在内的新组件，用于未来的 SLS Block 2 飞行，然后进行全尺寸测试。

临时低温推进级

临时低温推进级（ICPS）高 45 英尺（13.7 米），直径 16.7 英尺（5.1 米），是一种基于液氢和液氧的单引擎系统，在固体火箭助推器和核心级分离后提供太空推进力。ICPS 基于德尔塔低温第二级，使用 RL10 发动机，两者均已完成广泛测试，并曾用于联合发射联盟（ULA）德尔塔 IV 火箭的多次飞行，其中 RL10 发动机在 2020 年完成了第 500 次飞行。对德尔塔低温第二级的修改...
2020 年 7 月 30 日，探索地面系统技术人员将 SLS 火箭的 LVSA 运入肯尼迪航天中心的垂直装配大楼进行处理。图片来源：美国宇航局

2020 年 1 月 8 日，在肯尼迪航天中心 VAB 高湾 4 号，SLS 固体火箭助推器段的全尺寸复制品——路径探测器在训练演习中被堆叠。图片来源：NASA
SLS 火箭的升级包括加长液氢储罐、增加用于姿态控制的肼燃料瓶，以及对航电系统进行小幅改动。其上面级 ICPS 由航空喷气洛克达因公司制造的 RL10 发动机提供动力，最大推力可达 24,750 磅。

运载火箭级间适配器

SLS 适配器用于连接火箭各部件、调整火箭直径，并在上升过程中保护电子设备。锥形发射器级适配器（LVSA）部分包裹着 ICPS，下方与 SLS 核心级相连，上方与猎户座级适配器相接。除了为发射提供结构支撑和分离系统外，LVSA 还能保护 ICPS 中的航空电子设备和电气装置免受发射及上升过程中的振动与声学环境影响。LVSA 高 27.5 英尺，底部直径 27.5 英尺，顶部逐渐收窄至 16.5 英尺。当核心级推进剂耗尽且火箭进入地球轨道后，适配器顶部设计的可断裂部件——气动驱动易碎接头组件——会将核心级和 LVSA 与 ICPS、猎户座级适配器及猎户座飞船分离。
2021 年 8 月 5 日，肯尼迪航天中心内，被称为立方体卫星的小型卫星被固定在 NASA 猎户座飞船适配器中的画面。图片来源：美国宇航局

  猎户座级间适配器

猎户座级间适配器将 ICPS 与猎户座飞船连接。该适配器直径 18 英尺，高 5 英尺，由轻质铝材制成。适配器内装有隔膜，作为屏障防止发射过程中产生的氢气等气体进入猎户座飞船。
在阿尔忒弥斯1号任务中，猎户座级间适配器还将搭载名为立方体卫星的小型卫星作为科研或技术验证的次要载荷。每颗立方体卫星重量不超过30磅，约一个大鞋盒大小，且无需火箭额外供电即可运行。适配器配备完整的次要载荷部署系统，包括商用现成分配器的安装支架、线缆束、振动隔离系统及航电单元。
与猎户座飞船分离且确保安全距离后，次要载荷部署系统中的航电单元将按预设时间发送信号释放载荷。完成次要载荷部署后，猎户座级间适配器仍与 ICPS 保持连接，随 ICPS 继续其处置轨道飞行。

  航空电子与软件

SLS 核心级、助推器及 ICPS 均配备计算机与软件，用于监控并控制其功能。
航空电子设备是飞行必需的电气系统，由软件驱动以指示火箭飞行方向，并通过调控发动机保持正确轨迹。核心级的航空电子设备分布于前裙段、箱间段、发动机舱段及发动机本体。助推器与 ICPS 的航空电子系统与核心级飞行电子设备相连。核心级飞行计算机利用分布式航空电子系统数据及自身飞行计算机控制火箭执行任务，同时将性能数据传至地面控制中心及未来任务中的猎户座飞船乘组。
核心级航空电子与飞行软件堪称火箭的"大脑"。它们负责执行 SLS 的发射准备指令，将数据与指令传输至各系统。
该级段负责分配电力、生成导航与飞行控制数据、生成靶场安全追踪数据、执行飞行终止指令、拍摄动态影像、向地面系统提供遥测数据、同步处理数据、监测级段状态，并接收执行飞行安全指令。
核心级航电系统由四个主要子系统组成：
  •   飞行控制
  •   遥测
  •   飞行安全
  •   电力系统
前裙部配备了三台飞行计算机及四套电源、数据、遥测与导航系统。
航天电子设备通过 SLS 各组件监测火箭状态并控制飞行。
每台飞行计算机采用三个微处理器，均运行相同软件以实现冗余。级间段容纳了26个航电系统，涵盖供电、配电、数据接收处理、遥测及相机控制功能。发动机段部署了10个与导航及发动机监测相关的航电系统。
SLS 飞行软件由马歇尔航天中心研发，提供发射台预发射流程、发射升空直至 ICPS 分离阶段所需的飞行及预飞行软件功能。

  飞行控制系统

飞行控制系统由三台冗余飞行计算机主导，负责监测火箭工况、感知飞行姿态、生成导航与控制数据、作动主推进系统阀门、监控主推进系统及发动机控制装置，并向发动机推力矢量控制系统及控制器传输指令。

核心级遥测系统

核心级遥测系统包含与地面的无线电及以太网通信链路、遥测控制装置、工程与研发飞行仪表，以及动态影像系统。

  飞行安全系统

飞行安全系统提供航迹跟踪数据，并控制位于核心级和助推器中的火箭飞行终止系统。出于安全考虑，所有火箭都必须配备飞行终止系统，可在火箭偏离航线时远程摧毁火箭以终止飞行。

  航电电源系统

航电电源系统负责分配地面电源、储存地面电源以供飞行使用，并向地面控制中心提供数据。

  测试

SLS 计划对火箭进行了广泛的测试，范围涵盖从基础结构材料测试到发动机、助推器、核心级及上面级各元素的组件级测试，以及整个阿尔忒弥斯 I 型 SLS 火箭的全面集成测试。

  RS-25 发动机测试

RS-25 发动机已成功执行 135 次航天飞机任务，累计完成超过 3000 次启动及一百万秒的地面与飞行热试车。NASA 开展了一系列开发型发动机地面测试，将原航天飞机发动机设计适配至 SLS 性能要求及运行环境。14 台曾执行过飞行任务的航天飞机发动机无需额外测试。由航天飞机时代备用件组装的两台新发动机进行了热试车测试。所有 16 台发动机的新控制器作为开发型发动机适配系列的一部分也完成了热试车。该机构持续进行开发型发动机地面测试，作为当前研发工作的一部分
为未来阿尔忒弥斯任务开发新型 RS-25 发动机及组件的计划。
2021 年 1 月 16 日，NASA 太空发射系统（SLS）火箭首飞核心级在斯坦尼斯 B-2 测试台进行绿色运行测试系列的热点火试验场景。图片来源：美国宇航局

  • 2021 年 3 月 18 日斯坦尼斯成功完成绿色运行热试车后，团队将 SLS 火箭首个核心级从 B-2 测试台吊起。图片来源：美国宇航局

  助推器测试

SLS 固体火箭助推器在犹他州普罗蒙特里的诺斯罗普·格鲁曼公司设施中完成了五次水平状态下的试车及鉴定发动机测试。2015 年 3 月进行的首次鉴定发动机测试模拟了高温发射条件下的助推器运行状况，2016 年 6 月进行的第二次也是最后一次鉴定测试则将发动机冷却以检验其在寒冷天气条件下的性能。鉴定测试还验证了多项发动机重大升级，如新型绝缘材料、升级版航电系统以及重新设计的更大喷管。

核心级绿色运行测试

阿尔忒弥斯 I 号核心级及其四台 RS-25 发动机在 2020 年至 2021 年初进行了八次“绿色运行”测试，以全面检验这一全新或“未经实战”的火箭级。
首飞前的火箭级段。该级段在米舒德制造完成后，通过驳船运至斯坦尼斯航天中心，并安装在 B-2 测试台上。
  1. 模态测试：在模态测试中，工程师对火箭级段施加模拟发射及飞行应力的载荷，以验证结构振动"模态"的计算机模型，并为绿色运行测试建立基准数据。
  2. 航空电子设备：第二次测试是对航空电子设备和飞行计算机的检查，这些设备控制火箭前八分钟的飞行。
  3. 故障保护：第三次测试模拟了潜在问题，以检查所有在出现问题时关闭该阶段的安全系统。
  4. 推进系统：该系列中的第四次测试将推进剂流经核心级的管道、导管和供应发动机的阀门。
  5. 推力矢量控制：在第五次测试中，工程师操作了推力矢量控制系统中的执行器，该系统负责引导四个发动机，并检查了所有相关的液压系统。
  6. 倒计时：第六次测试模拟了发射倒计时流程，包括分步燃料加注程序，测试团队演练并验证了倒计时时间线及事件序列。
  7. “湿式”彩排：在第七次测试（即湿式彩排）中，工程师演示了向核心级加注、控制及排出超过70万加仑低温推进剂，随后使该级段恢复安全状态的全过程。
  8. 热点火测试：2021年初，绿色运行系列测试以四台发动机联合点火八分钟（与将猎户座飞船及上面级送入太空所需时间相同）圆满收官。首次测试因保守参数确保飞行级安全而在61秒后中止，测试团队随后修改软件并调整级段配置，最终成功完成全时长热点火测试。

  结构测试

核心级与临时低温推进级（ICPS）的结构测试于 2017 至 2020 年间在马歇尔航天中心进行。这些测试验证了计算机模型对结构性能的预测。
  • 2020 年 12 月 5 日，SLS 液态氢罐被推至极限，以测试导致罐体结构失效所需的力量。这张图片展示了在承受超过预期飞行载荷 260 % 260 % 260%260 \% 并持续 5 小时后，罐体结构最终屈曲失效的情形。图片来源：美国宇航局（NASA）
    设计需确保飞行安全。专用测试台对核心级发动机段、液态氢罐、中间舱和液态氧罐的测试件施加了数百万磅类似飞行状态的推拉、弯曲及扭转载荷。测试还包括故意让推进剂罐超出设计极限以了解其断裂点。这些罐体在工程师预测的相对位置及预期载荷水平附近发生失效，验证了飞行准备状态并为设计者提供了关键数据。
在 2017 年完成的另一项独立测试计划中，SLS 团队对 ICPS（临时低温推进级）和有效载荷舱段（包括 LVSA、猎户座飞船适配器及易碎接头组件）进行了类似的结构测试。

  风洞测试

SLS 团队完成了大量模拟发射与飞行条件的测试。工程师们在位于加利福尼亚州莫菲特场的 NASA 艾姆斯研究中心、弗吉尼亚州汉普顿的兰利研究中心以及马歇尔中心进行了广泛的风洞试验。风洞测试

使用小型火箭模型来优化设计并确保飞行中气流平稳，同时测定火箭脱离发射塔前风的影响、SLS 穿越大气层时的升温情况，以及
其在接近或达到音速时的振动与响应特性。在兰利和艾姆斯进行的数百次测试中，工程师们致力于测量火箭任务各阶段空气诱导产生的力与载荷。

管理角色与设施

马歇尔太空飞行中心

马歇尔航天中心是 SLS 计划办公室所在地，全面负责该计划的各个环节，包括火箭整体规划、采购、研发、测试、评估、生产及运营。马歇尔还自主开发并测试了飞行软件。

米丘德装配厂

在米丘德焊接的硬件包括 SLS 核心级的置信件、鉴定件及飞行组件。置信件用于验证焊接流程按计划执行且工装与硬件接口正确无误，同时让焊接团队积累整合硬件、工装与软件的综合经验。鉴定件高度还原飞行硬件与工艺流程，工程师后续通过结构测试确保火箭设计可靠性。
工程师与技术人员使用六套尖端焊接设备制造核心级，包括全球最大的航天器焊接工装——垂直装配中心。这座高达170英尺的巨型设备是主结构焊接的最终工序站，用于将穹顶、环段和筒体焊接成完整的核心级分段。

凯瑟琳·约翰逊独立验证与确认设施

凯瑟琳·约翰逊独立验证与确认（IV&V）设施确保了 NASA 最高优先级任务软件的安全性和成功。十多年来，IV&V 一直支持 SLS 软件的开发，在改进软件产品以及提高阿尔忒弥斯任务的可靠性、安全性和成功率方面提供了重要价值。通过与开发和测试团队的合作，解决了
在软件开发生命周期中同步发现的 3000 多个高严重性问题的识别——最终为 SLS 项目的阿尔忒弥斯 I 任务飞行准备做出了贡献。

  斯坦尼斯航天中心

SLS 项目在斯坦尼斯航天中心设有驻地管理办公室，负责进行 SLS 发动机及级段的"绿色运行"测试。斯坦尼斯提供推进测试与工程服务，是美国首屈一指的火箭推进测试设施及规模最大的火箭发动机试验基地。

  肯尼迪航天中心

SLS 计划在肯尼迪航天中心设有驻地管理办公室，负责接收和整合 SLS 硬件，并与探索地面系统计划协调，完成与猎户座飞船的总体集成及发射操作。

  艾姆斯研究中心

工程师们在艾姆斯研究中心对 SLS 的小比例火箭模型进行了风洞测试，以优化火箭的设计和稳定性。

  兰利研究中心

兰利研究中心的工程师们完成了 SLS 火箭在低速风洞中的测试工作。

  行业合作伙伴

波音公司是 SLS 核心级和 ICPS 的主要承包商，同时也是从 Artemis IV 任务开始的未来探索上级阶段的承包商。波音公司在米舒德制造核心级，并与位于阿拉巴马州迪凯特的 ULA 合作，将 Delta 低温第二级改装为 Artemis I 至 III 任务中使用的 ICPS。
诺斯罗普·格鲁曼公司是五段式固体火箭助推器的主要承包商，这些助推器是为太空飞行建造的最大助推器。诺斯罗普·格鲁曼公司在犹他州制造助推器发动机，然后通过铁路运输到肯尼迪航天中心，在旋转、处理和激增设施中与后部和前部组件进行堆叠。
Aerojet Rocketdyne 公司是负责将 16 台现有 RS-25 发动机从航天飞机计划升级至 SLS 运行条件和要求的主要承包商，同时重新启动更高推力水平的 RS-25 发动机生产用于飞行。组装和测试在该公司位于斯坦尼斯的设施进行。Aerojet Rocketdyne 还提供单台 RL10 发动机，该发动机在其佛罗里达州西棕榈滩的工厂制造，将为 ICPS 提供动力。
Teledyne Brown Engineering 是发射运载火箭级间适配器的主承包商，为 Artemis I 适配器及结构测试件提供工程、技术支持和硬件制造。Teledyne Brown 利用马歇尔航天中心先进焊接设施中的搅拌摩擦焊工具生产该适配器。

  快速概览

  设计 可进化型超重型运载火箭
  高度 322英尺（98.3米）
  重量 574 万 lb ( 2 , 603 lb ( 2 , 603 lb(2,603\mathrm{lb}(2,603 公吨[t ] ] ]] )燃料状态；350 万磅( 1 , 588 t 1 , 588 t 1,588t1,588 \mathrm{t} )无燃料状态
  主推进系统 四台 RS-25 液体推进发动机及两台五段式固体火箭助推器
  最大推力 880万磅( 39 , 144 kN 39 , 144 kN 39,144kN39,144 \mathrm{kN} )
  最大速度 每小时 22 , 600 mph ( 36 , 371 km 22 , 600 mph ( 36 , 371 km 22,600mph(36,371km22,600 \mathrm{mph}(36,371 \mathrm{~km} 公里（kph），在 ICPS 跨月注入（TLI）主发动机关机时
低地球轨道有效载荷   209,439磅（95吨）
  有效载荷至 TLI > 59 , 525 lb ( 27 t ) > 59 , 525 lb ( 27 t ) > 59,525lb(27t)>59,525 \mathrm{lb}(27 \mathrm{t})
Design Evolvable super heavy-lift Height 322 ft ( 98.3 m ) Weight 5.74 million lb(2,603 metric tons [ t] ) fueled; 3.5 million lb ( 1,588t ) unfueled Main propulsion Four RS-25 liquid propellant engines and two five-segment solid rocket boosters Maximum thrust 8.8 million lb ( 39,144kN ) Maximum speed 22,600mph(36,371km per hour [kph]) at ICPS trans-lunar injection (TLI) main engine cutoff Payload to low-Earth orbit 209,439 lb (95 t) Payload to TLI > 59,525lb(27t)| Design | Evolvable super heavy-lift | | :---: | :---: | | Height | 322 ft ( 98.3 m ) | | Weight | 5.74 million $\mathrm{lb}(2,603$ metric tons [ t$]$ ) fueled; 3.5 million lb ( $1,588 \mathrm{t}$ ) unfueled | | Main propulsion | Four RS-25 liquid propellant engines and two five-segment solid rocket boosters | | Maximum thrust | 8.8 million lb ( $39,144 \mathrm{kN}$ ) | | Maximum speed | $22,600 \mathrm{mph}(36,371 \mathrm{~km}$ per hour [kph]) at ICPS trans-lunar injection (TLI) main engine cutoff | | Payload to low-Earth orbit | 209,439 lb (95 t) | | Payload to TLI | $>59,525 \mathrm{lb}(27 \mathrm{t})$ |

  核心级

  承包商   波音公司
  高度
从前裙部到发动机排气出口平面 212 ft ( 64.6 m ) 212 ft ( 64.6 m ) 212ft(64.6m)212 \mathrm{ft}(64.6 \mathrm{~m})
212ft(64.6m) from forward skirt to engine exhaust exit plane| $212 \mathrm{ft}(64.6 \mathrm{~m})$ from forward skirt to engine | | :--- | | exhaust exit plane |
  直径 27.6 ft ( 8.4 m ) 27.6 ft ( 8.4 m ) 27.6ft(8.4m)27.6 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m})
  重量 未安装发动机且加注燃料 2.4 million lb ( 1 , 088 t ) 2.4 million lb ( 1 , 088 t ) 2.4millionlb(1,088t)2.4 \mathrm{million} \mathrm{lb}(1,088 \mathrm{t})
188 , 000 lb ( 85.3 t ) 188 , 000 lb ( 85.3 t ) 188,000lb(85.3t)188,000 \mathrm{lb}(85.3 \mathrm{t}) 无燃料且无引擎
Contractor Boeing Height "212ft(64.6m) from forward skirt to engine exhaust exit plane" Diameter 27.6ft(8.4m) Weight 2.4millionlb(1,088t) fueled without engines and 188,000lb(85.3t) unfueled without engines| Contractor | Boeing | | ---: | :--- | | Height | $212 \mathrm{ft}(64.6 \mathrm{~m})$ from forward skirt to engine <br> exhaust exit plane | | Diameter | $27.6 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m})$ | | Weight | $2.4 \mathrm{million} \mathrm{lb}(1,088 \mathrm{t})$ fueled without engines and | | | $188,000 \mathrm{lb}(85.3 \mathrm{t})$ unfueled without engines |
,
  容量
537,000 加仑 (2 (2(2(2 百万升 ),317,000 磅 (143.8 吨 ) ),317,000 磅 (143.8 吨 )),317,000 磅(143.8 吨)), 317,000 \mathrm{磅}(143.8 \mathrm{吨}) 液态氢燃料； 196 , 000 gal ( 741 , 941 L ) , 1.86 196 , 000 gal ( 741 , 941 L ) , 1.86 196,000gal(741,941L),1.86196,000 \mathrm{gal}(741,941 \mathrm{~L}), 1.86 百万磅 (843.7 t ) (843.7 t )(843.7 吨)(843.7 \mathrm{吨}) 液态氧氧化剂
537,000 gal (2 million L),317,000lb(143.8t) liquid hydrogen fuel; 196,000gal(741,941L),1.86 million lb (843.7t) liquid oxygen oxidizer| 537,000 gal $(2$ million L$), 317,000 \mathrm{lb}(143.8 \mathrm{t})$ | | :--- | | liquid hydrogen fuel; $196,000 \mathrm{gal}(741,941 \mathrm{~L}), 1.86$ | | million lb $(843.7 \mathrm{t})$ liquid oxygen oxidizer |
  最大推力 约200万 lb ( 8 , 896 kN ) lb ( 8 , 896 kN ) lb(8,896kN)\mathrm{lb}(8,896 \mathrm{kN})
  燃烧时间   8分钟
Capacities "537,000 gal (2 million L),317,000lb(143.8t) liquid hydrogen fuel; 196,000gal(741,941L),1.86 million lb (843.7t) liquid oxygen oxidizer" Maximum thrust Approximately 2 million lb(8,896kN) Burn Time 8 minutes| Capacities | 537,000 gal $(2$ million L$), 317,000 \mathrm{lb}(143.8 \mathrm{t})$ <br> liquid hydrogen fuel; $196,000 \mathrm{gal}(741,941 \mathrm{~L}), 1.86$ <br> million lb $(843.7 \mathrm{t})$ liquid oxygen oxidizer | | ---: | :--- | | Maximum thrust | Approximately 2 million $\mathrm{lb}(8,896 \mathrm{kN})$ | | Burn Time | 8 minutes |

  补充事实

  •   包括：
  • 核心段有562根电缆；数量最多的231根位于发动机段；
  • 核心段电缆总长45英里，仅发动机段就超过18英里；
  • 775个独立传感器，均配有布线连接；
  • 全核心段约10万个用于固定线缆的夹具与扎带。
  • 液氢罐在注入低温推进剂后，长度收缩约6英寸（152毫米），直径收缩1英寸（25.4毫米）。
  • 液氧罐在注入低温推进剂后，长度收缩约1.5英寸（38.1毫米），直径收缩0.5英寸（12.7毫米）。
  • 为补偿这些变化，所有与之连接的部件——管道、通风管线、系统通道、支架等——必须通过类似手风琴的波纹管段、开槽接头、伸缩段或球铰链进行连接。
  • 中间舱段大约需要钻孔并填充14,500个紧固件。
  • 每台飞行计算机的额定工作温度范围为华氏零下11度至97.7度（摄氏零下24度至36.5度）。

  RS-25 发动机

  承包商 Aerojet Rocketdyne
  高度 14 ft ( 4.3 m ) 14 ft ( 4.3 m ) 14ft(4.3m)14 \mathrm{ft}(4.3 \mathrm{~m})
  直径 8 ft ( 2.4 m ) 8 ft ( 2.4 m ) 8ft(2.4m)8 \mathrm{ft}(2.4 \mathrm{~m})
  重量（单个） 7 , 750 lb ( 3.5 t ) 7 , 750 lb ( 3.5 t ) 7,750lb(3.5t)7,750 \mathrm{lb}(3.5 \mathrm{t})
  推进剂 液态氢、液态氧
  最大推力 在海平面； 512 , 300 lb 512 , 300 lb 512,300lb512,300 \mathrm{lb}
在真空中，功率等级为 109 % 109 % 109%109 \%
  燃烧时间   8分钟
Contractor Aerojet Rocketdyne Height 14ft(4.3m) Diameter 8ft(2.4m) Weight (each) 7,750lb(3.5t) Propellants Liquid hydrogen, liquid oxygen Maximum thrust 418,000lb(1,852kN) at sea level; 512,300lb (2,279kN) in a vacuum at 109% power level Burn time 8 minutes| Contractor | Aerojet Rocketdyne | | ---: | :--- | | Height | $14 \mathrm{ft}(4.3 \mathrm{~m})$ | | Diameter | $8 \mathrm{ft}(2.4 \mathrm{~m})$ | | Weight (each) | $7,750 \mathrm{lb}(3.5 \mathrm{t})$ | | Propellants | Liquid hydrogen, liquid oxygen | | Maximum thrust | $418,000 \mathrm{lb}(1,852 \mathrm{kN})$ at sea level; $512,300 \mathrm{lb}$ | | | $(2,279 \mathrm{kN})$ in a vacuum at $109 \%$ power level | | Burn time | 8 minutes |

  补充事实

  • RS-25 发动机的排气是清洁的过热水蒸气。
  • 驱动 RS-25 高压燃料涡轮泵的每片涡轮叶片产生的马力超过克尔维特 ZR1 的 638 匹马力，其翼型尺寸仅相当于一枚 25 美分硬币大小。
  • RS-25 内部压力相当于海底 3 英里深处的压强——与泰坦尼克号沉船在大西洋底部的静卧深度大致相同。
  • 炽热气体从 RS-25 喷管喷出的速度高达音速的 9 , 600 mph ( 15 , 450 kph ) − 13 9 , 600 mph ( 15 , 450 kph ) − 13 9,600mph(15,450kph)-139,600 \mathrm{mph}(15,450 \mathrm{kph})-13 倍，相当于仅需 15 分钟即可从洛杉矶飞抵纽约。
  • 四台 RS-25 发动机推动 SLS 火箭的加速能力，是印第安纳波利斯 500 赛车极速的 73 倍。
  • RS-25 发动机的功率之强大，足以驱动足够点亮 846 , 591 mi 846 , 591 mi 846,591mi846,591 \mathrm{mi} 盏住宅路灯的电力——这些路灯连成的街道长度足以往返月球一次，再绕地球 15 圈。
  • SLS 火箭的四台 RS-25 发动机在 8 分钟工作期间，每秒消耗 1,500 加仑（约 5 , 678 L 5 , 678 L 5,678L5,678 \mathrm{~L} 升）推进剂——这个速度足以在相同时间内抽干一座奥运会标准游泳池。
  • RS-25 发动机在海平面产生的推力比同等燃料消耗量的煤油发动机高出约 20 % 20 % 20%20 \% 。
  • 尽管 RS-25 发动机的尺寸和重量与 F-15 战斗机的两台涡轮喷气发动机相当，但其产生的推力却是后者的八倍，且能在不到 5 秒内达到工作状态，运行温度范围从零下 400 华氏度（零下 240 摄氏度）到 6,000 华氏度（3,316 摄氏度）。
  • 在 RS-25 发动机中，冷却剂在 2 毫秒内流经主燃烧室，温度提升 400 华氏度（204 摄氏度）。

  固体火箭助推器

  承包商   诺斯罗普·格鲁曼公司
  高度 177 ft ( 54 m ) 177 ft ( 54 m ) 177ft(54m)177 \mathrm{ft} \mathrm{(54} \mathrm{m)}
  直径 12 ft ( 3.7 m ) 12 ft ( 3.7 m ) 12ft(3.7m)12 \mathrm{ft}(3.7 \mathrm{~m})
  重量（单个）
160 万 磅 (726 吨 ) 磅 (726 t ) 磅(726 吨)\mathrm{磅}(726 \mathrm{吨}) 已装载；219,000 磅 (99.3 t ) (99.3 t )(99.3t)(99.3 \mathrm{t}) 空
1.6 million lb(726t) loaded; 219,000 lb (99.3t) empty| 1.6 million $\mathrm{lb}(726 \mathrm{t})$ loaded; 219,000 lb $(99.3 \mathrm{t})$ | | :--- | | | | | | empty |
  固体火箭发动机   五个推进剂分段
  推进剂 聚丁二烯丙烯腈（PBAN）
  最大推力 每台360万 lb ( 16 , 014 kN ) lb ( 16 , 014 kN ) lb(16,014kN)\mathrm{lb}(16,014 \mathrm{kN}) （真空环境）
  燃烧时间   2分6秒
Contractor Northrop Grumman Height 177ft(54m) Diameter 12ft(3.7m) Weight (each) "1.6 million lb(726t) loaded; 219,000 lb (99.3t) empty" Solid rocket motor Five propellant segments Propellants Polybutadiene acrylonitrile (PBAN) Maximum thrust 3.6 million lb(16,014kN) each (vacuum) Burn time 2 minutes, 6 seconds| Contractor | Northrop Grumman | | ---: | :--- | | Height | $177 \mathrm{ft} \mathrm{(54} \mathrm{m)}$ | | Diameter | $12 \mathrm{ft}(3.7 \mathrm{~m})$ | | Weight (each) | 1.6 million $\mathrm{lb}(726 \mathrm{t})$ loaded; 219,000 lb $(99.3 \mathrm{t})$ <br> <br> <br> empty | | Solid rocket motor | Five propellant segments | | Propellants | Polybutadiene acrylonitrile (PBAN) | | Maximum thrust | 3.6 million $\mathrm{lb}(16,014 \mathrm{kN})$ each (vacuum) | | Burn time | 2 minutes, 6 seconds |
临时低温推进级（上级）
Interim Cryogenic Propulsion Stage (Upper Stage)| Interim Cryogenic Propulsion Stage | | :--- | | (Upper Stage) |
  承包商 波音公司与联合发射联盟
  命名
临时低温推进级（改进型德尔塔 IV 低温第二级）
Interim Cryogenic Propulsion Stage (modified Delta IV Cryogenic Second Stage)| Interim Cryogenic Propulsion Stage (modified | | :--- | | | | | | Delta IV Cryogenic Second Stage) |
  直径 45 ft ( 13.7 m ) 45 ft ( 13.7 m ) 45ft(13.7m)45 \mathrm{ft}(13.7 \mathrm{~m})
  重量 72 , 197 ft ( 5.1 mb ) 72 , 197 ft ( 5.1 mb ) 72,197ft(5.1mb)72,197 \mathrm{ft}(5.1 \mathrm{mb})
  发动机 航空喷气洛克达因 RL10B-2 发动机
  推进剂 液态氢、液态氧
  最大推力 24 , 750 lb ( 110 kN ) 24 , 750 lb ( 110 kN ) 24,750lb(110kN)24,750 \mathrm{lb}(110 \mathrm{kN})
  反应控制   肼
  系统
"Interim Cryogenic Propulsion Stage (Upper Stage)" Contractor Boeing and United Launch Alliance Designation "Interim Cryogenic Propulsion Stage (modified Delta IV Cryogenic Second Stage)" Diameter 45ft(13.7m) Weight 72,197ft(5.1mb) Engine Aerojet Rocketdyne RL10B-2 Propellants Liquid hydrogen, liquid oxygen Maximum thrust 24,750lb(110kN) Reaction Control Hydrazine System | Interim Cryogenic Propulsion Stage <br> (Upper Stage) | | | ---: | :--- | | Contractor | Boeing and United Launch Alliance | | Designation | Interim Cryogenic Propulsion Stage (modified <br> <br> <br> Delta IV Cryogenic Second Stage) | | Diameter | $45 \mathrm{ft}(13.7 \mathrm{~m})$ | | Weight | $72,197 \mathrm{ft}(5.1 \mathrm{mb})$ | | Engine | Aerojet Rocketdyne RL10B-2 | | Propellants | Liquid hydrogen, liquid oxygen | | Maximum thrust | $24,750 \mathrm{lb}(110 \mathrm{kN})$ | | Reaction Control | Hydrazine | | System | |

运载火箭级间适配器

  承包商 泰雷兹布朗工程公司
  高度 27.5 ft ( 8.4 m ) 27.5 ft ( 8.4 m ) 27.5ft(8.4m)27.5 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m})
  直径 27.5 ft ( 8.4 m ) 27.5 ft ( 8.4 m ) 27.5ft(8.4m)27.5 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m}) 底部; 16.5 ft ( 5 m ) 16.5 ft ( 5 m ) 16.5ft(5m)16.5 \mathrm{ft}(5 \mathrm{~m}) 顶部
  重量 10 , 000 lb ( 4.5 t ) 10 , 000 lb ( 4.5 t ) 10,000lb(4.5t)10,000 \mathrm{lb}(4.5 \mathrm{t})
  猎户座级间适配器
  制造商 美国宇航局马歇尔太空飞行中心
  高度 5 ft ( 1.5 m ) 5 ft ( 1.5 m ) 5ft(1.5m)5 \mathrm{ft}(1.5 \mathrm{~m})
  直径 18 ft ( 5.5 m ) 18 ft ( 5.5 m ) 18ft(5.5m)18 \mathrm{ft}(5.5 \mathrm{~m})
  重量 1 , 800 lb ( 0.8 t ) 1 , 800 lb ( 0.8 t ) 1,800lb(0.8t)1,800 \mathrm{lb}(0.8 \mathrm{t})
  可用载荷 516 ft ( 14.6 m 3 ) 516 ft 14.6 m 3 516ft(14.6m^(3))516 \mathrm{ft}\left(14.6 \mathrm{~m}^{3}\right)
  体积
Contractor Teledyne Brown Engineering Height 27.5ft(8.4m) Diameter 27.5ft(8.4m) bottom; 16.5ft(5m) top Weight 10,000lb(4.5t) Orion Stage Adapter Manufacturer NASA's Marshall Space Flight Center Height 5ft(1.5m) Diameter 18ft(5.5m) Weight 1,800lb(0.8t) Available payload 516ft(14.6m^(3)) volume | Contractor | Teledyne Brown Engineering | | ---: | :--- | | Height | $27.5 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m})$ | | Diameter | $27.5 \mathrm{ft}(8.4 \mathrm{~m})$ bottom; $16.5 \mathrm{ft}(5 \mathrm{~m})$ top | | Weight | $10,000 \mathrm{lb}(4.5 \mathrm{t})$ | | Orion Stage Adapter | | | Manufacturer | NASA's Marshall Space Flight Center | | Height | $5 \mathrm{ft}(1.5 \mathrm{~m})$ | | Diameter | $18 \mathrm{ft}(5.5 \mathrm{~m})$ | | Weight | $1,800 \mathrm{lb}(0.8 \mathrm{t})$ | | Available payload | $516 \mathrm{ft}\left(14.6 \mathrm{~m}^{3}\right)$ | | volume | |

地面超级重型运输：运输、物流与先导任务

SLS 计划提供了多个全尺寸“探路者”，让运输和地面操作团队有机会在接收阿尔忒弥斯一号硬件前进行演练和完善物流及操作流程，为顺利的运输、装卸及吊装作业铺平道路。
核心级探路者是一个全尺寸模拟件，在形状、尺寸、重量、重心及操作接口上与真实核心级结构相似。虽不具备飞行硬件的内部储箱和设备，该模型被用于在 NASA 新奥尔良的米舒装配厂、密西西比州圣路易斯湾附近的斯坦尼斯航天中心以及肯尼迪航天中心练习运输、搬运和吊装操作。
∇ ∇ grad\boldsymbol{\nabla} 包含太空发射系统核心级探路者详情的资讯图表。图片来源：美国宇航局

太空发射系统核心级探路者 经验是最好的老师

核心级探路者将通过商业驳船从阿拉巴马州科尔多瓦的组装地出发，先后运往米丘德装配厂，之后经由美国宇航局的“飞马座”驳船转运至斯坦尼斯航天中心和肯尼迪航天中心。
www.nasa.gov/sls
SLS 核心级探路者是一个全尺寸模拟件，旨在形状、尺寸和重量上与核心级相似，其建造目的是为了对即将开展的全球最大火箭级——SLS 核心级相关活动进行反复演练。
探路者由钢材制成，尺寸与核心级相同
  探路者位置
探路者将验证地面支持设备，培训操作人员使用不同车辆在各种地形上运输核心级，并展示其与设施的整合能力。

  • 2019 年 9 月 27 日，NASA 的飞马座驳船抵达佛罗里达州肯尼迪航天中心 39 号发射复合体转弯盆地码头，首次为支持该机构的阿尔忒弥斯任务向肯尼迪运送物资。图片来源：NASA
在制造和测试过程中，飞行硬件在设施内部以及转移到轨道车辆、驳船和飞机上时需要谨慎操作和专用设备。虽然 RS-25 发动机通过卡车运输，助推器发动机段通过铁路运输，但核心级和运载火箭级适配器需要各自的运输和搬运设备。
NASA 的超级古比飞机的货舱高 25 英尺，宽 25 英尺，长 111 英尺，可承载超过 26 吨的货物。该飞机拥有独特的铰接式机头，可打开超过 200 度，便于从前方装卸大型货物。超级古比飞机负责运输了 SLS 飞行硬件和猎户座飞船。
美国宇航局的“飞马座”驳船是用于运输太空发射系统（SLS）组件的最大运输工具。飞马座将阿尔忒弥斯 I 任务的核心级从制造地米舒装配厂运送至斯坦尼斯航天中心进行“绿色运行”测试。测试完成后，飞马座又将核心级运往肯尼迪航天中心。此外，飞马座还负责将运载火箭级间适配器从位于阿拉巴马州亨茨维尔的马歇尔太空飞行中心运送至肯尼迪航天中心。
飞马座驳船于 1999 年设计建造，最初用于将航天飞机外部燃料箱从米舒运往肯尼迪。它取代了此前用于运输阿波罗计划中土星火箭各级及硬件的“波塞冬”号和“猎户座”号驳船。2014 年，飞马座进行了改装以适应更长的 SLS 核心级运输需求——移除了一段 115 英尺的舱段，替换为 165 英尺的新舱段，使其载重能力提升且总长度从 260 英尺延长至 310 英尺。飞马座自身没有动力装置，依靠拖船和牵引船只移动。
在地面运输方面，太空发射系统（SLS）依赖于专用的地面支持设备。这套模块化设备包含小型支架、卸扣和销钉，用于将巨型火箭硬件固定在缓慢移动的机动运输工具上，以便在建筑物、驳船和测试台之间转移火箭组件。
与依赖它的飞行硬件一样，这些地面支持设备均按精确规格设计制造；此外，每次转运操作都由任务团队精心编排实施。
2022 年 6 月 14 日，美国宇航局肯尼迪航天中心 39B 发射场上空可见一轮满月。当时，阿尔忒弥斯 1 号任务的太空发射系统（SLS）与猎户座飞船正搭载于移动发射平台上，为湿式彩排做准备，以演练发射时间线和程序。图片来源：美国宇航局

  猎户座飞船

  引言

美国宇航局用于人类深空任务的新型航天器将开启太空探索的新纪元。猎户座飞船由三个主要组件及配套子系统构成。主要组件包括：1) 乘员舱，宇航员在此生活与工作；2) 服务舱，提供动力、推进及关键物资补给；3) 发射中止系统，在发射或上升阶段出现紧急情况时，可将航天器与乘员组安全撤离。
基于五十余年的航天飞行研发经验，猎户座飞船的设计旨在满足我国未来数十年深空探索计划的演进需求。随着猎户座开启深空征程，一系列难度递增的任务正等待着它。

  实用资源

欲了解更多关于猎户座计划的信息，请访问 https://www.nasa.gov/orion
  社交媒体
推特：https://www.twitter.com/NASA_Orion
脸书：https://www.facebook.com/NASAOrion
照片墙：https://www.instagram.com/NASAArtemis
将人类送往比以往更远之处的太空探险，
包括月球附近及更远的深空。
  ……猎户座
飞船的设计旨在满足我国未来数十年深空探索计划不断发展的需求。
> > >> 猎户座飞船接近月球的艺术家概念图。
猎户座飞船与临时低温推进系统分离的艺术家概念图。

  概述

由主承包商洛克希德·马丁为 NASA 建造的猎户座飞船，专为将宇航员送往比以往更远的深空探索任务而设计，需配备一系列功能以确保飞船及乘组安全。深空任务中，距离与时长决定了所需的技术能力与先进科技。其他航天器均不具备应对深空极端环境的技术，如先进环境控制与生命保障系统、导航、通信、辐射防护，以及全球最大的隔热罩，用以保护宇航员并安全返回地球。
阿尔忒弥斯一号任务将派遣猎户座飞船进行无人绕月飞行测试并返回，旨在验证该航天器在深空环境中的系统性能，为后续载人任务（从阿尔忒弥斯二号开始）奠定基础。本次任务将测试猎户座在超出 GPS 覆盖范围、高于地球轨道通信卫星高度时的导航与通信系统；检测脱离地球磁场保护后的辐射传感器与防护罩性能；并验证全球最大隔热罩在月球高速返回过程中的表现。未来的载人任务还将配备专为深空任务需求设计的先进生命支持系统。

未来任务与构型配置

Artemis II 将是首次搭载宇航员的 Orion 飞船飞行任务。该航天器将配备先进的环境控制与生命支持系统，设计上既高度可靠，又为深空任务节省了最大限度的质量与空间。其他乘员系统包括先进的显示控制面板、紧凑型厕所、防止肌肉骨骼萎缩的锻炼设备，以及能在舱内失压情况下维持宇航员六天生存的航天服，以支持从月球返回的为期数日的旅程。
深空任务需要高度可靠的系统，因为在月球的宇航员无法像国际空间站那样频繁接收来自地球的补给物资运送备用零件。深空任务的距离和持续时间影响了猎户座飞船紧凑系统的设计，不仅是为了最大化可用空间以确保乘员舒适度，还需容纳整个任务期间（可能持续数日、数周甚至数月）所需的消耗品体积，如食物和水。阿尔忒弥斯二号之后的任务还将配备交会对接系统，用于与载人着陆系统对接，该系统将运送宇航员至月球表面或绕月轨道上的门户前哨站。

  元素

  乘员舱

乘员舱是猎户座飞船的加压部分，有时也被称为返回舱，未来任务的宇航员将在前往月球并返回地球的旅程中在此生活和工作；它是猎户座飞船中唯一在任务结束时返回地球的部分。尽管阿尔忒弥斯1号是一次无人任务，但乘员舱在未来任务中最多可容纳四名宇航员，在不与其他航天器对接的情况下可持续21天，并将为发射、在轨操作、着陆和回收过程提供安全的居住环境。

  压力容器

乘员舱的基础结构称为压力容器。该压力容器由七块大型铝合金部件通过搅拌摩擦焊接技术连接而成，形成一个坚固、轻量化且气密的舱体。这七大结构部件包括筒体、通道、前后舱壁及三块锥形面板。猎户座最初的设计需要 33 道焊缝来构建压力容器，工程师优化设计后，阿尔忒弥斯 I 号仅需 7 道焊缝，为航天器减重 700 磅。
展示猎户座航天器主要组件的示意图。
猎户座压力容器的 7 道焊缝。
展示将七块铝合金焊接制成猎户座飞船压力舱的示意图。

  后壳

覆盖在压力舱侧面的是由 1,300 块热防护系统瓦片组成的后壳。这些瓦片采用与航天飞机三十多年来使用的硅纤维材料相似，并采用了更坚固的“强化单片纤维绝缘”（TUFI）涂层——该技术在航天飞机项目末期投入使用。这些瓦片能保护飞船免受太空微流星体碎片的撞击，以及应对从太空零下 350 华氏度极寒到以月球返回速度再入地球大气层时 5,000 华氏度高温的极端温差。从月球返回的航天器再入地球大气层时，其速度和温度均高于近地轨道返回的航天器。

  前舱盖

在乘员舱顶部，前舱盖在发射、轨道飞行和再入过程中保护舱体上部及降落伞，其表面覆盖着与后壳相同的隔热瓦。航天器重返地球大气层后，约在23,000英尺高度抛离前舱盖，以便展开降落伞系统。该系统包含11具按顺序展开的降落伞，将舱体速度从约325英里/小时减速至20英里/小时或更低，确保以安全速度溅落海洋。

  隔热罩

猎户座飞船底部覆盖着世界上最大的烧蚀隔热罩，直径达 16.5 英尺。当猎户座以约 25,000 英里每小时的速度返回地球时，该隔热罩能将剧烈热量从乘员舱转移，承受接近太阳表面一半的高温——约 5,000 华氏度（2,760 摄氏度）。隔热罩外层由 186 块名为 Avcoat 的烧蚀材料坯料（或块）构成，这是对阿波罗飞船所用材料的改良版本。Avcoat 材料与钛骨架及复合蒙皮粘合，赋予隔热罩形状，并在下降与溅落过程中为乘员舱提供结构支撑。下降过程中，Avcoat 以可控方式烧蚀（即逐渐燃烧脱落），将热量从飞船转移。
阿夫科特材料首先在 NASA 新奥尔良的米舒德装配厂被制成大型块体，随后运往佛罗里达州的肯尼迪航天中心，经机械加工成 186 个独特形状后敷设于隔热罩上。工程师会检查粘合线中的空隙，并测量块体间的台阶高度与间隙。缝隙填充粘合材料后需重新评估。待热防护系统敷设并检验完毕，工程师和技术人员会对隔热罩进行热循环测试，以确保热防护块体粘合牢固，在任务中承受极端温度时能正常发挥作用。最后，隔热罩表面会涂覆白色环氧树脂涂料，待漆面干燥后贴上铝箔胶带以消散表面静电并维持适宜温度。
全部测试完成后，隔热罩将通过螺栓固定至乘员舱模块。

  推进系统

乘员舱配备了一套由 12 台小型发动机组成的推进系统，这些发动机被称为反作用控制系统推进器，由 Aerojet Rocketdyne 提供，能够全面控制乘员舱的平移和旋转。当乘员舱与服务舱分离以重返地球大气层时，这 12 台推进器通过按不同序列喷射推进剂来控制航天器的返回过程。

  内部结构

在乘员舱内部，用于固定乘员座椅及存放储物柜的底板结构被称为骨架总成，这是一个由九部分螺栓连接的交叉梁结构。该铝制骨架还为乘员舱提供了额外的结构支撑。
乘员舱的座椅设计可适应近 99 % 99 % 99%99 \% 的人类体型范围——从 4 ′ 10 ′ ′ 4 ′ 10 ′ ′ 4^(')10^('')4^{\prime} 10^{\prime \prime} 的女性到 6 ′ 5 ′ ′ 6 ′ 5 ′ ′ 6^(')5^('')6^{\prime} 5^{\prime \prime} 的男性。座椅还配备可调节的座垫、脚踏板和扶手，以及可调式手控制器支架，确保宇航员穿着加压服时能触及所有操控装置。未来任务中乘组在太空生活所需的大部分设备，如食物、医疗包、应急装备（包括面罩和灭火器）、睡袋，以及发射和返回地球时穿着的加压服，都将存放在座椅下方的储物柜中。
在执行载人任务时，乘员舱将配置四个座位。而在无人参与的阿尔忒弥斯 I 号任务中，仅搭载指令长座椅。该座椅（编号为 1 号座位）上将安置一个男性体型的人体模型，配备航天服及两个传感器，用于测试可能对人体产生影响的辐射效应。头枕下方和座椅背部的传感器将全程记录任务期间的加速度与振动数据。座椅下方的空间...
∇ ∇ grad\nabla 在 NASA 阿尔忒弥斯一号任务期间，两个名为赫尔加和佐哈尔的相同“幻影”躯干模型将配备辐射探测器，搭乘猎户座飞船测量太空辐射效应，并通过对比测试防护效果——佐哈尔穿着防护背心，而赫尔加则不穿。图片来源：美国宇航局

位于休斯顿约翰逊航天中心的猎户座飞船中等保真度模型内部。图片来源：美国宇航局
指令长座椅将用于存放“官方飞行包”储物柜，该包裹在绕月往返旅程中携带各类纪念品。
在未来的任务中，原本作为飞行员座位的位置（指定为 2 号座位）将安装质量模拟器板，与加速度计传感器配合测试座椅振动。而在两个后部或下部座位的预定位置，将放置两个被称为"幻影"的人体模型躯干，用于模拟人体组织和器官。这些幻影是任务期间测量辐射水平研究的一部分，并用于评估其中一个幻影穿戴的辐射防护背心。两个加速度计还将安装在无防护背心幻影所在的下部座椅靠背模拟器上，该位置最接近舱门。这些加速度计将提供上下座椅振动的对比数据。在溅落过程中，所有加速度计将测量这些座位位置的冲击加速度。研究团队将把这些加速度数据与 NASA 弗吉尼亚州兰利研究中心进行的水面冲击测试所获测量结果进行对比。
环境控制系统将维持舱内温度、压力及湿度。乘员舱还包含航空电子设备与电力系统，密封舱体为未来任务中的航天器系统及乘员提供必要保护，使其免受深空宇宙射线及太阳辐射的影响。
在未来的载人任务中，生命支持系统将维持氧气与二氧化碳水平，
保障乘员健康与舒适。配备玻璃显示屏和操控面板的驾驶舱让乘员可全面掌控猎户座飞船。水箱及分配器将提供饮用水，并支持简易的食物复热与补水。乘员舱的废物管理系统（即卫生间）专为持续数周的任务设计，可私密满足男女航天员的个人卫生需求。宇航员将使用飞船内置的锻炼设备进行有氧与力量训练。环境控制系统会及时排出运动产生的多余热量、湿气及体味。

  欧洲服务舱

猎户座飞船的欧洲服务舱由欧洲航天局（ESA）提供，主承包商空客公司建造。它是为猎户座飞船在太空中提供燃料和推进的动力核心。服务舱位于乘员舱下方，专为深空长途任务设计，提供包括推进、热控以及由太阳能电池阵列产生的电力等关键功能。
2020年10月13日，工程师们在肯尼迪航天中心尼尔·阿姆斯特朗操作与检测大楼内，为猎户座服务舱安装三个航天器适配器抛罩面板。图片来源：美国宇航局

艺术家绘制的搭载欧空局服务舱的猎户座飞船概念图。该模块直接位于乘员舱下方，为四名宇航员提供推进、电力、热控及水与空气供应。其太阳能电池翼展达 19 米，发电量可满足两户家庭需求。图片来源：美国宇航局（NASA）
包括推进系统、热控制系统以及由太阳能电池阵列产生的电力在内的猎户座飞船功能。
服务舱的消耗品存储系统将在载人任务中为乘员舱提供饮用水、氮气和氧气。饮用水由水输送系统提供，并储存在四个带有金属波纹管的储罐中，满足任务期间乘员的用水需求。氧气和氮气则由气体输送系统提供，储存在四个储罐内。
该圆柱形模块为非加压结构，高约 13 英尺，包含主发动机及气体与推进剂储罐。发射过程中，服务模块置于直径 17 英尺的整流罩内，由三块整流罩面板包围保护，以抵御发射过程中的极端环境（如高温、强风及声振）。当猎户座飞船进入大气层外，服务模块周围的整流罩面板将被抛离，四组太阳能电池阵列随即展开。在飞船
与 SLS 火箭上面级分离后，服务舱将为猎户座飞船提供任务推进力并协助其返回地球，在乘员舱进入地球大气层前完成分离。
航天器在太空中航行得越远，其推进系统就需要越强大，以精确保持航向并确保安全返回。除作为猎户座飞船的主推进系统外，服务舱还负责轨道机动和姿态控制。它共配备33台发动机：1台主发动机、8台辅助发动机和24台反作用控制推进器。
主发动机是一种轨道机动系统发动机，曾执行过航天飞机任务，由 NASA 提供并由 Aerojet Rocketdyne 制造。辅助发动机为 R4D-11 型，同样由 Aerojet Rocketdyne 生产并由 NASA 提供。反作用控制推进器由欧洲航天局（ESA）提供，其型号与自动货运飞船上使用的相同，该飞船由
ESA 建造，曾在 2008 年至 2015 年间执行从地球向国际空间站运送货物和补给物资的任务。
主发动机将在整个任务期间提供主要的太空机动能力，包括将"猎户座"飞船送入绕月远距离逆行轨道，以及产生足够推力使其脱离月球轨道返回地球。八台辅助发动机也用于平移机动，主要作为主发动机的备份。24个反作用控制推进器用于在轨道上操控"猎户座"飞船，但通常仅使用其中12个，其余12个主要作为备用。推进系统还可在发射末段某些阶段用于可能的紧急中止场景。
轨道机动系统发动机
阿尔忒弥斯1号飞行历史
FLIGHT DATE ORBITER
STS-41G 10 / 05 / 84 10 / 05 / 84 10//05//8410 / 05 / 84   挑战者号
STS-51J 10 / 03 / 85 10 / 03 / 85 10//03//8510 / 03 / 85   亚特兰蒂斯号
STS-61B 11 / 26 / 85 11 / 26 / 85 11//26//8511 / 26 / 85   亚特兰蒂斯号
STS-27 12 / 02 / 88 12 / 02 / 88 12//02//8812 / 02 / 88   亚特兰蒂斯号
STS-30 05 / 04 / 89 05 / 04 / 89 05//04//8905 / 04 / 89   亚特兰蒂斯号
STS-33 11 / 22 / 89 11 / 22 / 89 11//22//8911 / 22 / 89   发现号
STS-31 04 / 24 / 90 04 / 24 / 90 04//24//9004 / 24 / 90   发现号
STS-41 10 / 06 / 90 10 / 06 / 90 10//06//9010 / 06 / 90   发现号
STS-37 04 / 05 / 91 04 / 05 / 91 04//05//9104 / 05 / 91   亚特兰蒂斯号
STS-43 08 / 02 / 91 08 / 02 / 91 08//02//9108 / 02 / 91   亚特兰蒂斯号
STS-44 11 / 24 / 91 11 / 24 / 91 11//24//9111 / 24 / 91   亚特兰蒂斯号
STS-45 03 / 24 / 92 03 / 24 / 92 03//24//9203 / 24 / 92   亚特兰蒂斯号
STS-46 07 / 31 / 92 07 / 31 / 92 07//31//9207 / 31 / 92   亚特兰蒂斯号
STS-101 05 / 19 / 00 05 / 19 / 00 05//19//0005 / 19 / 00   亚特兰蒂斯号
STS-106 09 / 08 / 00 09 / 08 / 00 09//08//0009 / 08 / 00   亚特兰蒂斯号
STS-98 02 / 07 / 01 02 / 07 / 01 02//07//0102 / 07 / 01   亚特兰蒂斯号
STS-104 07 / 12 / 01 07 / 12 / 01 07//12//0107 / 12 / 01   亚特兰蒂斯号
STS-110 04 / 08 / 02 04 / 08 / 02 04//08//0204 / 08 / 02   亚特兰蒂斯号
STS-112 10 / 07 / 02 10 / 07 / 02 10//07//0210 / 07 / 02   亚特兰蒂斯号
FLIGHT DATE ORBITER STS-41G 10//05//84 Challenger STS-51J 10//03//85 Atlantis STS-61B 11//26//85 Atlantis STS-27 12//02//88 Atlantis STS-30 05//04//89 Atlantis STS-33 11//22//89 Discovery STS-31 04//24//90 Discovery STS-41 10//06//90 Discovery STS-37 04//05//91 Atlantis STS-43 08//02//91 Atlantis STS-44 11//24//91 Atlantis STS-45 03//24//92 Atlantis STS-46 07//31//92 Atlantis STS-101 05//19//00 Atlantis STS-106 09//08//00 Atlantis STS-98 02//07//01 Atlantis STS-104 07//12//01 Atlantis STS-110 04//08//02 Atlantis STS-112 10//07//02 Atlantis| FLIGHT | DATE | ORBITER | | :--- | :--- | :--- | | STS-41G | $10 / 05 / 84$ | Challenger | | STS-51J | $10 / 03 / 85$ | Atlantis | | STS-61B | $11 / 26 / 85$ | Atlantis | | STS-27 | $12 / 02 / 88$ | Atlantis | | STS-30 | $05 / 04 / 89$ | Atlantis | | STS-33 | $11 / 22 / 89$ | Discovery | | STS-31 | $04 / 24 / 90$ | Discovery | | STS-41 | $10 / 06 / 90$ | Discovery | | STS-37 | $04 / 05 / 91$ | Atlantis | | STS-43 | $08 / 02 / 91$ | Atlantis | | STS-44 | $11 / 24 / 91$ | Atlantis | | STS-45 | $03 / 24 / 92$ | Atlantis | | STS-46 | $07 / 31 / 92$ | Atlantis | | STS-101 | $05 / 19 / 00$ | Atlantis | | STS-106 | $09 / 08 / 00$ | Atlantis | | STS-98 | $02 / 07 / 01$ | Atlantis | | STS-104 | $07 / 12 / 01$ | Atlantis | | STS-110 | $04 / 08 / 02$ | Atlantis | | STS-112 | $10 / 07 / 02$ | Atlantis |
服务舱的结构覆盖有凯夫拉材料，用于吸收微流星体和碎片撞击产生的冲击。发射过程中，服务舱被固定在
猎户座乘员舱适配器（连接服务舱与航天器乘员舱）与航天器适配器之间，后者则与猎户座级适配器相连，形成猎户座/服务舱与 SLS 火箭的连接。乘员舱适配器内装有通信、供电及控制电子设备，并包含一个脐带式连接器，用于桥接各模块间的电气、数据及流体系统。
计算机控制服务舱的所有功能。服务舱的航空电子设备管理模块的动力设备及数据交换服务，这些操作均基于从乘员舱内猎户座飞行计算机接收的指令执行。近七英里长的电缆负责传输命令并接收传感器信息。
服务舱的电力系统为猎户座飞船提供动力，管理由服务舱四个太阳能电池翼产生的电力，并为乘员舱的主电池充电。每个太阳能电池翼由三个面板部分组成，每块面板大约6.5英尺乘6.5英尺（2米乘2米）。每个翼的总长度接近23英尺（7米）。四个阵列上共有15,000个砷化镓电池用于将光能转化为电能，且这些阵列可沿双轴转动以保持与太阳对齐，实现最大功率输出。一个电力控制与分配单元提供服务舱与乘员舱适配器之间的电力接口，将电力分配给服务舱的电气设备，并保护电力线路。
服务舱的热控制系统包含散热器和热交换器，以确保设备和未来宇航员处于舒适的温度环境中。该系统分为主动部分和被动部分：主动部分负责将整个航天器的热量传递至服务舱的散热器；被动部分则保护服务舱免受内外热环境的影响。
在美国宇航局肯尼迪航天中心的发射中止系统设施（LASF）内，为阿尔忒弥斯 I 任务完全组装的猎户座航天器正在进行运输准备。图片来源：NASA

  发射中止系统

猎户座发射中止系统（LAS）专为在 NASA 太空发射系统（SLS）火箭升空或上升阶段出现紧急情况时，迅速将宇航员转移至安全区域而设计。该系统能在毫秒级内启动，将飞船从火箭上拉开，并调整舱体姿态以确保安全着陆。
LAS 由两部分组成：整流罩组件和发射中止塔。整流罩组件采用轻质复合材料制成，作为保护壳可抵御发射、上升及中止过程中产生的热量、强风及噪音环境。发射中止塔则包含系统的三台发动机。
三台固体火箭发动机协同工作，在紧急情况下推动猎户座乘员舱安全脱离：中止发动机负责将乘员舱与火箭分离；姿态控制发动机负责调整并定向舱体；随后抛弃发动机点火，在降落伞展开前实现 LAS 与乘员舱的分离。
由诺斯罗普·格鲁曼公司制造的17英尺长、直径3英尺的中止发动机，配备有四个排气喷嘴的歧管，可在发射过程中出现问题时迅速提供推力将乘员舱拉至安全区域。这种高冲量发动机设计在最初三秒内燃烧大部分推进剂，燃烧速度比同尺寸常规发动机快三倍，以立即提供将乘员舱拉至安全所需的推力。若在发射紧急情况下需要，乘员舱可在短短两秒内从零加速至 400 − 500 mph 400 − 500 mph 400-500mph400-500 \mathrm{mph} 。
同样由诺斯罗普·格鲁曼公司制造的姿态控制发动机，包含一个固体推进剂气体发生器及八个等距分布的阀门，每个阀门能提供7,000磅的推力且可朝任意方向。独特的阀门控制系统使每个阀门能独立开闭以引导气流方向。该发动机在乘员舱被中止发动机拉离火箭后，负责保持其受控飞行轨迹，随后调整模块姿态以确保降落伞顺利展开及着陆。
抛弃发动机由 Aerojet Rocketdyne 公司制造，是唯一一个在每次任务中都会点火的发射中止系统（LAS）发动机。在正常发射过程中，一旦太空发射系统（SLS）成功穿越大部分大气层且不再需要 LAS 时，抛弃发动机点火将 LAS 与航天器分离。此后，任何中止情况将由服务舱的发动机处理。在发射台中止或载人发射中止场景中，姿态控制发动机重新调整航天器方向后，抛弃发动机点火将 LAS 与猎户座飞船分离，随后降落伞展开并着陆。
阿尔忒弥斯 I 号任务期间不会有宇航员在航天器内，因此中止和姿态控制发动机不会激活。一旦猎户座飞船进入轨道，抛弃发动机仍会点火，使航天器能够继续其剩余旅程。完整的中止
该系统已通过全面测试，并获准从阿尔忒弥斯二号任务开始执行载人飞行任务。
这座塔状中止结构专为深空任务设计，用于搭载大推力火箭。其独特之处在于将发动机置于猎户座乘员舱上方，通过拉动而非底部推进的方式使舱体与火箭分离——这与为其他目的地设计的逃逸系统不同。该设计尤其适合深空任务，因其在紧急中止时通过抛弃服务舱来最小化逃逸质量，并在无需使用后完全抛离整个发射逃逸系统，从而避免将数千磅无用质量带入深空。
猎户座发射逃逸系统还拥有迄今测试过的最大推力和加速度逃逸能力，可产生 40 万磅推力。在上升段中止任务时，其逃逸速度甚至能超越产生 880 万磅推力的 SLS 火箭。这种顶部牵引式逃逸塔设计开创了行业先河，
能够在与火箭分离后控制航天器的姿态。

  航空电子与软件

猎户座主飞行计算机搭载了超过 75 万行代码，负责操控航天器的所有系统，包括电源、通信、制导、导航、控制、热管理、仪表及推进系统。在阿尔忒弥斯 1 号任务中，该软件完全自动化运行，能够自主执行任务并处理多种潜在故障，例如辐射干扰引发的异常，无需地面支持。此外，软件配备了一套强大的指令与遥测系统，为 NASA 任务控制中心（MCC）提供实时洞察能力，使其能够应对突发状况并调整软件运行模式。
若再入阶段所有飞行计算机均发生故障，猎户座飞船配备有搭载独立开发软件的备用飞行计算机，可接管控制权并确保航天器安全着陆。此功能将

将扩展至覆盖未来任务飞行的所有阶段。除主飞行计算机外的其他计算机软件负责处理各类任务，如视频处理与光学导航。所有软件已在多个实验室及正常与非正常条件下进行广泛测试，以确保各子系统协同工作，执行既定任务。
猎户座飞船还配备了一系列先进的航空电子设备单元，用于处理由机载系统生成的数据、控制飞船的各项功能、执行来自任务控制中心（或未来任务中宇航员）发送的指令，并返回系统遥测数据以了解系统状态。
猎户座采用的航电及其他电子设备几乎完全由经过强化处理、能承受极端辐射与温度波动的软件及商用处理器技术驱动。其升级后的
航空电子设备还能应对与发射、轨道运行、炽热的地球大气层再入以及盐水着陆相关的严酷声学与振动环境。
猎户座飞船的航空电子系统由以下子系统组成：
  • 指令与数据处理
  • 制导、导航、控制与推进
  • 通信与跟踪
  •   动力
  •   仪表
  •   显示与控制

指令与数据处理

猎户座飞船的大脑由两台飞行管理计算机组成，为猎户座飞船提供的计算能力超过以往任何载人航天器。
综合测试实验室（ITL）配备了与猎户座完全相同的全套航电设备、线束系统、传感器及飞行软件。利用这些真实飞行级硬件和软件，该实验室可模拟并测试从发射到溅落的 EM-1 任务全流程。图片来源：美国宇航局
每台飞行器管理计算机由两个飞行计算机模块（FCM）组成，负责飞行控制和其他软件；一个通信控制模块，用于在猎户座飞船和任务控制中心（MCC）之间传输指令和数据；以及一个显示控制模块，用于未来载人阿尔忒弥斯任务中宇航员的显示屏。FCM 提供了一个高完整性平台来承载软件应用，并具备足够的处理能力执行猎户座飞船的指令与控制。四个 FCM 各自内部均采用冗余设计，持续检查所有操作以确保一致性。如果 FCM 因硬件故障或辐射干扰检测到彼此间存在差异，出现差异的 FCM 会通过停止所有输出实现"静默失效"，从而避免潜在损坏的 FCM 向航天器发出关键指令。随后该 FCM 会自行重置，通过监听其他 FCM 重新获取航天器状态信息，并在 22 秒内重新加入控制航天器的行列。 航天器上配备四个飞行控制模块（FCM），使得飞行软件能够在猎户座飞船穿越范艾伦辐射带这一充满挑战的辐射环境时持续点火推进并保持飞行，因为四个 FCM 在同一 22 秒内全部出现故障的概率极低。
四套冗余的 FCM 极大提升了系统可靠性，但猎户座还通过增加一台完全不同的计算机（可运行不同代码以备不时之需）提供了另一层备份能力，该功能称为备份飞行软件。若主飞行计算机发生罕见故障，这套异构处理平台搭载于视觉处理单元（VPU）上，运行差异化的飞行软件。在飞行关键阶段，该异构计算机与软件为冗余 FCM 提供备份功能，重点保障在极端情况下（如所有 FCM 失效）乘组生存与返回能力。VPU 还能在飞船与地面失联时充当数据存储介质。
八个电源与数据单元（PDU）将飞行计算机及软件与猎户座飞船的其他部分相连。这些 PDU 每个包含两张卡，每张卡上设有两个冗余通道，负责控制飞船所有设备的电力供应。
团队在休斯顿约翰逊航天中心任务控制中心的载荷支持室内，为猎户座相对导航风险缓解传感器测试（STORRM）进行通电与对接操作。图片来源：美国宇航局（NASA）
航天器上的组件，它们控制着诸如阀门、推进器和加热器等执行机构。所有传感器数据，如温度和压力，也通过 PDU（电源分配单元）传输。PDU 还与 SLS（太空发射系统）通信，在发射猎户座飞船并将其送上月球轨道时发挥作用。
猎户座飞船的机载数据网络采用三重冗余设计，使飞行控制模块(FCMs)能够与飞船上所有其他航空电子组件通信。该系统采用名为"时间触发千兆以太网"的网络技术，其数据传输速度比航天飞机和国际空间站所用系统快 1000 倍。该技术允许 NASA 工程师对数据类型进行分类并确定其在机载网络中的传输优先级。涉及导航、生命支持等关键系统的时间敏感数据（称为时间触发数据）享有带宽和传输时序保障，确保始终准时送达；对传输可靠性要求高但时效性不强的数据（如文件传输）称为速率约束数据，在没有时间触发数据时立即发送；用于非关键任务（如乘员视频会议）的数据则利用剩余带宽传输。这项技术首次实现了航天器上关键数据与非关键数据通过单一网络安全共传。 该系统构建于一种可靠的商用数据总线之上，该总线经过强化以抵御太空辐射，并已在猎户座探索飞行测试 1 号任务中得到验证。数据系统通过抗辐射网络交换机与包括服务舱在内的所有组件实现接口连接。
包括服务舱在内，通过抗辐射网络交换机进行连接。

制导、导航、控制与推进系统

制导、导航、控制与推进（GNC&P）系统负责始终掌握航天器的位置及航向，并通过控制推进系统确保猎户座飞船指向正确方向并保持在预定轨道上。
该系统的核心是运行在飞行器管理计算机上的 GNC&P 飞行软件。该软件接收来自导航传感器和飞行员控制的输入，并指令乘员舱、服务舱和 LAS 上的相应执行机构，以实现任务目标。Orion GNC&P 软件在多个任务阶段运行，包括发射前、上升段、地球轨道、往返月球的转移段以及各种中止场景，还包括未来任务中的待机、交会、对接和进入阶段。该软件必须能在手动和自动模式下运行，并必须处理来自地面和未来任务中乘员的指令。此外，在再入、上升中止和轨道机动等高度动态的配置控制过程中，该软件还需运行复杂的制导和导航算法。
猎户座飞船的机载导航系统由多个冗余传感器组成，用于测量飞船在太空中的位置（即空间坐标）和姿态（即飞船指向的方向）。与飞船大多数系统一样，每种传感器通常至少配备两套以提高整体系统的可靠性。由于飞船在上升段、再入大气层、近地轨道及近月空间等不同环境中运行，需要配置多种类型的传感器，具体包括：
  • 猎户座惯性测量单元：每个单元包含三个称为陀螺仪的装置用于测量飞船本体旋转速率，以及三个加速度计用于测量飞船本体加速度。这些惯性数据由飞行管理计算机用于机载导航计算，以确定飞船的位置、速度和姿态。
  • GPS 接收器：猎户座飞船上的 GPS 接收器与地面接收器类似，但前者能够在太空飞行的高速环境下工作。GPS 传感器系统在近地轨道运行、上升段和再入阶段提供位置与速度更新数据。基于 GPS 的高度值是进入阶段事件的主要触发依据。在深空超出 GPS 覆盖范围时，猎户座将依赖 NASA 深空网络，通过测量飞船与地面大型跟踪天线间通信信号的精密数据来确定航天器位置。
  • 气压高度计组件：通过感知飞船上升和再入过程中外部大气压力，这些组件可测量猎户座的高度。它们为进入阶段的降落伞及其他装置展开提供备用高度数值。
  • 星敏感器：星敏感器工作原理类似相机，但灵敏度更高且仅拍摄恒星图像。通过将图像与已知星图数据库比对，该传感器可确定航天器在轨道运行期间的姿态。
  • 光学导航相机：该相机拍摄月球和地球的图像。通过分析画面中这些天体的尺寸和位置，相机可确定猎户座飞船相对于该目标的距离与方位。光学导航相机是猎户座应急返回系统的组成部分，在飞船与地球通信中断时实现自主运行。
  • 太阳传感器：太阳传感器位于服务舱，用于在应急安全模式下确定太阳方位。掌握太阳位置能确保猎户座飞船正确调整太阳能电池板朝向，维持飞船电力供应。

通信与跟踪系统

“猎户座”采用高速通信系统，配备四部乘员舱相控阵天线和两部服务舱相控阵天线。相控阵天线无需物理转动即可控制信号指向，用于飞船的视频、数据及语音通信，同时向地面站上传指令并下传遥测数据至 NASA 跟踪网络。
  • 戈达德网络集成中心（如图所示）协调了为猎户座飞船和德尔塔 IV 火箭提供的通信支持，通过 NASA 的太空网络及跟踪与数据中继卫星系统确保全程通信覆盖。图片来源：美国国家航空航天局
    以及离开地球轨道后连接的数据中继卫星系统和 NASA 深空网络。
在未来的载人任务中，应急无线电系统将在主通信系统失效时确保任务全程语音通信畅通，着陆后还将配备搜救无线电和卫星电话以便与回收团队联络。舱载音频系统将使宇航员在穿着航天服时仍能彼此交谈并与任务控制中心保持通讯。

  动力

猎户座电力系统能够生成并供应其轨道运行所需的全部电力。位于服务舱上的四组太阳能电池阵列可产生约 11 千瓦的电力。电力通过电源与数据单元在太阳能电池阵列、蓄电池组及终端系统之间传输。猎户座的四个主电池组安装在乘员舱内，采用小单元封装技术确保宇航员安全，同时为飞船众多系统提供 120 伏电力。发射前电池组会充满电，以维持航天器运行直至太阳能阵列在轨展开。当太阳能阵列无法对准太阳或飞船处于地球/月球阴影区时，蓄电池组同样为航天器提供电力。
月球。太阳能电池阵列在进入地球大气层前随服务舱一同抛离，因此蓄电池还需提供宇航员安全返回地球及溅落后24小时内所需全部电力。

  仪表

实现飞行测试目标需要一套专用仪器系统，用于测量阿尔忒弥斯任务关键阶段中所有猎户座子系统性能的动态响应。
开发性飞行仪器（DFI）数据系统在任务全阶段（从发射、太空飞行到返回地球）测量独特的子系统性能参数，如航天器温度与振动。该系统需测量新设计组件和结构对工程模型的响应，以验证并预测其未来性能。
DFI 系统的架构坚固可靠，依赖经过验证的硬件和软件提供高可靠性。核心组件是数据采集单元，具有两个接口：一个用于传感器接口，另一个用于控制接口。传感器接口与温度、应变、加速度计等设备通信。
2014 年 12 月 5 日，猎户座飞船在首次飞行测试后，借助三顶巨大的红白相间主降落伞降落地球。图片来源：美国宇航局（NASA）
声学传感器。控制接口与电源、控制、记录、遥测和时间同步硬件通信。传感器可在不同飞行任务间更换，使工程师能根据前次飞行获得的数据进行调整。

  显示与控制

在未来的任务中，舱内的显示与控制设备将成为宇航员与"猎户座"系统交互的界面。由于"阿尔忒弥斯 1 号"任务中没有宇航员在轨测试这些设备，飞船将搭载显示控制面板的质量模拟器及一套支持语音指令的数字乘员接口技术验证载荷。从"阿尔忒弥斯 2 号"开始，显示控制系统将包含三个显示单元、七个开关接口面板、两个旋转手控器、两个平移手控器及两个光标控制装置。"猎户座"的
“玻璃驾驶舱”提供了完全冗余的乘员控制与显示系统，拥有超过60种图形用户界面格式和交互式电子程序——这在航天器历史上尚属首次。

  降落伞

乘员舱内还配备了确保猎户座安全返回地球的系统。猎户座的降落伞系统专为保障宇航员从深空任务以超过 25 , 000 mph 25 , 000 mph 25,000mph25,000 \mathrm{mph} 的速度返回地球乘员舱时的安全着陆而设计，同时适用于中止任务场景。地球大气层会先将航天器减速至325英里/小时，随后降落伞将把猎户座进一步减速至20英里/小时或更低的安全速度，实现在太平洋上的平稳着陆。
降落伞系统包含11具降落伞，由36,000平方英尺的伞衣材料制成，并通过超过13英里长的凯夫拉绳索连接至航天器顶部。降落伞在约5英里高度开始展开，首先使用三具前舱盖降落伞配合烟火线性推进器确保前舱盖分离——该舱盖在再入大气层的高温中保护猎户座及其降落伞。前舱盖降落伞采用液压机打包，压力高达3,000磅。
两具减速伞在下降过程中展开，以减缓并稳定乘员舱的下落速度，同时为后续主降落伞的展开创造适宜条件。减速伞由乘员舱前舱类似火炮的发射筒以每秒100英尺（68英里/小时）的速度弹射而出。减速伞采用液压机进行封装，封装压力可高达10,000磅。
三具引导伞将把主降落伞从乘员舱前舱提升并展开。它们由发射筒从乘员舱前舱以每秒112英尺（76英里/小时）的速度弹射部署。为便于操作，引导伞使用液压机封装，但其密度低得多，必要时可进行"手工封装"。
随后三个主降落伞将把乘员舱减速至确保宇航员安全着陆的速度。猎户座飞船的每个主降落伞重达 270 磅。
主伞被压缩至橡木密度以适配航天器顶部空间，但完全充气后，三具主伞可覆盖近整个足球场面积。主伞采用液压机封装，封装压力高达50,000磅。封装过程中需将降落伞置于190华氏度（88摄氏度）的真空高压釜内48小时，以固化封装结构并去除大气水分。
多个降落伞内嵌有烟火式吊带切割器，这些装置使用定时引信点燃，通过推动刀片穿透防弹材料，在精确时刻切断绳索，使降落伞完全展开以完成部署序列。在穿越地球大气层下降的10分钟内，所有部件必须按精确顺序展开并组装，以减缓"猎户座"飞船及其乘组的下落速度，实现海洋安全溅落。该降落伞系统还需确保在多种故障情况下乘组安全，例如可能导致单个降落伞无法展开的发射药失效、发射中止或其他产生接近或超过材料最大承受极限载荷的情况。

乘员舱扶正系统

当"猎户座"飞船在圣迭戈海岸外的太平洋溅落时，会以两种姿态之一稳定：舱体顶部朝上或朝下。乘员舱扶正系统（CMUS）会在舱顶部署五个亮橙色氦气气囊，若飞船呈倒立姿态稳定，该系统可将其翻转至正向位置。
构成 CMUS 系统的五个气囊被封装在硬质容器内，安装于舱体顶部结构加强筋之间，位于降落伞与其他设备之间。气囊通过附近储压容器中的氦气进行充气，每个气囊均配备独立的充气系统。CMUS 系统在启动后
着陆后开启阀门，使氦气流入扶正气囊。随着气体充满气囊，它们从容器中展开并膨胀至最大体积。
CMUS 系统将无论着陆舱的落点位置如何都会展开部署。该系统能在不到四分钟内扶正着陆舱，并在海洋溅落后保持猎户座飞船直立稳定状态至少 24 小时（如有必要）。舱体必须保持直立，以确保乘员舱通信系统正常运行，并保护未来任务中舱内宇航员的健康，避免因长时间倒挂在座椅安全带上对健康造成影响。
猎户座乘员舱扶正系统（CMUS）与中性浮力实验室团队在德克萨斯州加尔维斯顿海岸附近成功完成了两次海上测试。CMUS 设计用于在猎户座飞船及其乘组从深空任务返回溅落后，通过充气五个气囊使舱体自行扶正。图片来源：美国宇航局

  测试

猎户座计划对航天器进行了严格测试，包括使用测试件进行的元件级测试
乘员舱、服务舱、发射中止系统（LAS）、降落伞系统及其他支持系统——包括飞行测试
  • 洛克希德·马丁公司的技术人员在佛罗里达州 NASA 肯尼迪航天中心尼尔·阿姆斯特朗操作与检测大楼的高架区内，对"猎户座"飞船隔热罩背板面板进行适配测试。这些背板面板作为飞船的外层防护，将在深空返回时抵御极端温度。图片来源：NASA
    和地面测试——直至将用于阿尔忒弥斯 I 任务的全航天器集成测试。

探索飞行测试-1

猎户座飞船的首次无人测试飞行，即探索飞行测试-1（EFT-1），验证并展示了猎户座乘员舱对宇航员安全至关重要的系统性能，包括隔热罩表现、分离事件、航电与软件运行、姿态控制与导航、降落伞展开及回收操作等。
EFT-1 测试飞行使用 ULA 德尔塔 IV 重型火箭，从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地的 37 号航天发射复合体升空，搭载了高保真乘员舱和模拟服务舱。在近四个半小时的测试中，猎户座绕地球两圈，最高抵达距地约 3,600 英里（约为国际空间站轨道高度的 15 倍）的太空深处后返回地球。飞行测试结束时，
猎户座飞船降落在太平洋上，由美国国家航空航天局与美国海军联合回收。
将“猎户座”飞船送至如此高的高度，使其能够以接近 20 , 000 mph 20 , 000 mph 20,000mph20,000 \mathrm{mph} 的速度返回地球。以这一速度返回——自阿波罗计划以来，任何载人航天器所经历的最快速度——使隔热罩承受了近 4000 华氏度的高温， 80 % 80 % 80%80 \% 相当于从月球附近返回时乘员舱将承受的温度。EFT-1 任务收集的数据有助于 NASA 降低风险，为从“阿尔忒弥斯 II”任务开始搭乘“猎户座”的宇航员保驾护航。此次首飞还让 NASA 有机会继续完善其生产与协调流程，“猎户座”团队也获得了重要经验与训练，为将来与 SLS 火箭首次集成飞行做准备。

  热防护罩测试

在探索飞行测试-1 任务后，“猎户座”隔热罩从整体式设计改为分块材料系统。在采用这种节省时间的模块化系统前，需先将纤维玻璃-酚醛蜂窝结构粘合到外壳上，然后手工向 32 万个微型蜂窝单元逐个注入 Avcoat 材料，经 X 光检测后放入大型烘箱固化，最后用机器人加工至精确的厚度要求。
新设计引入了多项需进一步测试以降低风险的考量。工程师们在美国各地对新设计进行了超过30次测试，研究可能扰乱平稳气流并导致局部过热点的块状结构效应。通过理解这两方面影响，确认了该隔热罩能在宇航员重返地球大气层时提供有效的热防护。
团队在 NASA 艾姆斯研究中心的电弧喷射复合设施及约翰逊航天中心的大气再入材料与结构评估设施对 Avcoat 材料进行了测试，并在约翰逊的辐射热测试设施开展热力测试。测试期间，Avcoat 表面温度超过 3000 华氏度（1649 摄氏度）。隔热罩测试还在 NASA 兰利研究中心进行，使用 6 英寸猎户座隔热罩模型置于 20 英寸马赫 6 风洞中。该模型经精密加工呈现小尺度特征，包括隔热罩在返回地球时烧蚀预期的纹路形态。

欧洲服务舱推进系统测试

工程师们在美国宇航局白沙试验设施使用了一个被称为推进鉴定模块（PQM）的服务舱推进子系统复制品进行测试。这些测试数据有助于为阿尔忒弥斯 I 和 II 任务及后续任务认证服务舱推进系统。PQM 旨在验证服务舱发动机、推进剂输送系统以及各种其他推进操作在预期和非预期条件下的性能。对 PQM 的测试确保了所有发动机和推进器能够安全、精确地点火，以证明它们在深空探索任务中能可靠地将航天器送达预定目的地。
安全且精确地验证其在深空探测任务中能够可靠地将航天器送达预定位置。
PQM（原型鉴定模块）共配备 21 台发动机：1 台美国航天飞机轨道机动系统（OMS）主发动机、8 台辅助推进器，以及 12 台由德国空客公司生产的较小反应控制系统推进器。而执行阿尔忒弥斯任务的服务模块将搭载总计 33 台发动机，其中反应控制系统推进器数量是 PQM 的两倍。该完整模块采用不锈钢材质，近似 15 英尺立方体结构，为测试推进器、燃料管路及猎户座飞船发动机点火提供了全系统组件。
NASA 和 ESA 的团队在白沙试验场分两个阶段完成了 48 次热试车及三次独立增压测试。这些点火测试的重点是发动机与推进子系统间的相互作用，以及增压控制组件的性能表现。工程师还在 PQM 上对辅助发动机进行了五次额外热试车，并对压力控制组件的阀门进行了测试，包括冷却阀门并执行多次循环以复现异常情况。
团队成功进行了 12 分钟推进系统点火测试，模拟发射中止入轨场景——即当逃逸塔分离后出现故障时，服务舱需将猎户座飞船送入安全轨道。此次测试使用了 PQM 来点火 OMS 发动机、八台辅助推进器和六台反作用控制系统推进器，创造了白沙试验场 OMS 发动机连续燃烧时长的新纪录。

  验收测试

在肯尼迪航天中心，阿尔忒弥斯 1 号任务的猎户座乘员舱与服务舱在尼尔·阿姆斯特朗操作与检验大楼（简称 O&C）的高架区内进行了功能与性能测试，以确保其在进入地面处理流程并与太空发射系统（SLS）火箭在车辆装配大楼集成前的工艺质量。

  耐压测试

为确保"猎户座"飞船能够承受太空飞行的严苛考验，工程师们完成了一系列测试。
压力容器。在验证压力舱内的测试台上，技术人员将数百个应变片附着在结构的内外表面。这些应变片测量了焊接点的强度，压力容器在两天内分阶段加压至飞行中预期承受的最大压力值。测试证实焊接点能经受住阿尔忒弥斯任务发射、太空飞行、再入地球大气层及着陆阶段中的极端力学环境。

乘员舱与服务舱功能与性能测试

阿尔忒弥斯1号猎户座乘员舱完成了初始通电测试，这是飞行管理计算机、电源及数据单元首次被安装到乘员舱上，并加载飞行软件进行测试。这些测试验证了猎户座核心计算机与电源数据单元的健康状态，同时确保各系统间能精确通信，从而在航天器内准确传输电力与指令。
阿尔忒弥斯1号猎户座服务舱也独立进行了初始通电测试。测试使技术人员能够检查所有电缆连接情况，确认数据以猎户座要求的速度传输，并验证整个模块的电力分配状况。
在初始通电后，猎户座乘员舱和服务舱分别进行了功能测试，确保每个模块的系统按设计启动并运行。工程师完成功能测试后，团队对乘员舱和服务舱分别进行了性能测试。这些测试验证了各模块系统不仅能正常启动，还能在正确参数范围内运行。两个模块对接后也进行了性能测试。

  环境测试

环境测试模拟了航天器在发射、深空飞行和回收过程中将经历的环境；同时评估航天器在这些条件下的结构和系统性能。在阿尔忒弥斯 1 号任务中连接乘员舱和服务模块之前
在肯尼迪航天中心，工程师们在操作与检查设施的高架厂房内分别对每个模块进行了声学和热循环测试。
  • 直接场声学测试：在此测试中，乘员舱或服务舱被扬声器包围，暴露于猎户座在太空中将经历的最大声级环境中。工程师将模块固定在测试舱内，并安装麦克风、应变仪和加速度计。模块承受了高达141分贝的极端振动和声级——相当于喷气发动机起飞时的噪音——以确保航天器及其系统能够承受发射期间预期的噪声。
  • 模块热循环测试：在一个专门建造的热循环舱内，团队在数天内快速循环调节乘员舱或服务舱的温度，使其在高温和低温之间交替变化，以对硬件进行热应力测试，确保模块硬件及其子系统操作的工艺质量。在105小时的测试过程中，初始热测试的温度循环范围为华氏29度至129度。
肯尼迪航天中心的工程师完成对阿尔忒弥斯 I 号乘员舱和服务舱的单独测试后，将其移至最终装配与系统测试（FAST）单元进行集成，并在运往俄亥俄州桑达斯基附近的 NASA 尼尔·A·阿姆斯特朗测试设施前完成最终系统测试。该设施拥有全球最大、最强大的空间环境模拟测试能力，飞船将在此接受为期三个月的严格模拟太空环境测试。
一支国际工程师和技术人员团队在空间模拟舱内分两个阶段完成了环境测试：
  • 综合航天器热平衡与热真空测试：第一阶段为持续 47 天的热真空测试，期间猎户座飞船系统在模拟太空环境的真空条件下保持运行。航天器需承受从零下 250 华氏度至 300 华氏度（零下 157 至 149 摄氏度）的极端温度变化，以复现进出太空时的飞行环境。
    太空中的阳光与阴影模拟。为了模拟这些环境条件，采用了一种名为热通量系统的特殊设计硬件，用于在特定时间对航天器的指定部位进行加热。该系统四周还环绕着一组称为低温屏蔽罩的大型面板，以提供太空的寒冷背景温度。测试确保了猎户座飞船系统在极端飞行条件下的正确运行。
  • 综合航天器电磁干扰/兼容性测试：第二阶段为为期14天的电磁干扰与兼容性测试。所有电子元件都会产生可能影响周边其他电子设备的电磁场。此项测试验证了航天器电子设备在同时运行及遭受外部电磁源干扰时的正常工作性能。测试活动确认了航天器各系统均按设计性能运作。
在俄亥俄州进行了数月的测试后，猎户座飞船被运回佛罗里达州，重返肯尼迪航天中心操作与检查大楼的 FAST 测试间，进行最后一轮测试与组装工作。这包括对航天器各子系统进行端到端性能验证、检查推进系统是否存在泄漏、安装太阳能电池翼、完成航天器封装工序，以及为飞行前准备对部分储罐加压。之后，飞船将被转运至多载荷处理设施（MPPF）进行燃料加注等作业，随后与火箭集成。

  结构测试

在洛克希德·马丁公司科罗拉多州设施中，利用猎户座飞船的"结构孪生体"进行的测试验证了飞船结构强度，使工程师能够将结构测试推进至超出设计标准，模拟实际任务中将影响猎户座飞船物理状态的严苛环境。NASA 与洛克希德·马丁公司建造的这个结构测试件与猎户座主体结构要素完全一致，包含乘员舱、服务舱和发射中止系统，但未安装非结构部件（如航天器计算机、推进系统和座椅）用于这些测试。
测试包含了一系列 21 项试验，采用了六种不同配置——从单一元件到完整系统堆栈，以及介于两者之间的各种组合。这些不同配置模拟了飞行过程中可能遇到的各种条件，例如
发射、返回地球、降落伞展开及水上着陆——这是猎户座飞船在执行任务期间将经历的完整流程。在某些测试阶段，工程师们将预期的压力、机械负荷、振动和冲击条件提升至任务中最严酷预期条件的 40 % 40 % 40%40 \% 以上，通过数据分析确认飞船结构能够承受太空极端环境。
这些测试验证了猎户座飞船为阿尔忒弥斯月球任务设计结构的耐久性。
  • 压力测试：施加相当于任务期间最大预期负荷 140 % 140 % 140%140 \% 的压力进行推拉测试，确保飞船结构能承受发射与再入时的巨大负荷。
  • 模态测试：在模态测试中，对飞船结构施加动态压力负荷。仅猎户座服务舱就由超过20,000个部件组成，模态测试评估了飞船整体结构在动态载荷下的响应特性。
探索任务-1 的猎户座乘员舱近期完成了直接场声学测试，模拟了航天器在太空中将承受的最大声学水平。通过麦克风、应变仪和加速度计收集了航天器响应及声压数据，最大分贝值为-12 分贝。图片来源：美国宇航局

2019 年 7 月 2 日，搭载猎户座测试版的完整功能发射中止系统，由诺斯罗普·格鲁曼公司提供的助推器搭载，从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地 46 号发射台升空执行 NASA 的上升中止-2 任务。图片来源：美国宇航局
组件受到振动影响，特别是在连接点处。
  • 刚度测试：刚度测试持续稳定地对航天器结构施加压力，以测试结构在任务中将承受的静态载荷下的响应情况。
  • 声学测试：声学测试用模拟发射时振动轰鸣的声波冲击结构，声压级超过160分贝。
  • 爆炸冲击测试：冲击测试重现了飞行中分离事件所需的强力爆炸冲击，例如发射成功后发射中止系统与乘员舱的分离。
  • 抛投测试：抛投测试模拟了前舱盖分离所需的部署机制，并确保各组件能够承受飞行过程中预期的冲击等级。
  • 雷电测试：雷电测试评估了火箭与航天器在发射前遭遇雷击时可能对飞行硬件造成的损害。

发射中止系统测试

针对猎户座发射中止系统的测试包括两次主要飞行测试，以及各发动机的点火测试。

  发射台中止-1

美国宇航局的发射台中止-1 测试是“猎户座”飞船首次重大飞行试验，也是发射中止系统（LAS）的首次全面集成测试。2010 年 5 月 6 日，该机构在新墨西哥州拉斯克鲁塞斯附近的美军白沙导弹靶场成功发射了乘员舱测试版及其发射中止堆栈。此次飞行测试验证了 LAS 在发射台地面启动中止时，将乘员舱推进至安全距离的能力。
测试从发射到乘员舱测试版在发射台以北约一英里处着陆，持续约2.5分钟。乘员舱在前三秒内速度达到约445英里/小时，上升过程中最大速度达539英里/小时。
飞行轨迹最高点约1.2英里高。降落伞引导乘员舱以16.2英里/小时的速度着陆。

  上升中止-2

美国宇航局于2019年7月2日进行了第二次主要的发射中止系统飞行测试，称为“上升中止-2”，旨在测试猎户座飞船在上升阶段（此时航天器预计会承受最大气动应力）的发射中止系统性能。结合子系统资格测试及成功的“发射台中止-1”测试，此次测试使得该发射中止系统获得认证，可搭载宇航员执行阿尔忒弥斯任务。
在持续约三分钟的测试中，由诺斯罗普·格鲁曼公司提供的助推器从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地的46号太空发射复合体升空。它携带了一个全功能发射中止系统及猎户座测试舱至近6英里高度，速度超过 1 , 000 mph 1 , 000 mph 1,000mph1,000 \mathrm{mph} 。此时，发射中止系统强大的逆流中止发动机以40万磅推力点火，将猎户座测试舱推至与火箭的安全距离外，溅落于大西洋。出于成本节约考虑，测试舱未配备降落伞，也未从海中回收。

  发动机测试

工程师已完成对 LAS 各发动机（姿态控制发动机、分离发动机和逃逸发动机）的最终资格测试。这些测试考察了发动机在佛罗里达州发射时可能遇到的最高温和最低温条件，以提供关于发动机在高温或低温应力条件下反应的数据。

空气动力学、气动热力学和气动声学测试

工程师利用风洞测试和模拟来了解猎户座飞船在地球大气层中的飞行行为，并建立猎户座飞船的空气动力学、气动热力学和气动声学数据库。这些数据库通过实现精确的飞行模拟并为航天器设计提供依据，有助于验证在所有大气飞行阶段（包括发射中止）的性能、可控性、热防护系统、结构及安全性。
定义乘员舱的静态和动态空气动力学特性，有助于确保从进入地球大气层到降落伞展开及下降过程中的飞行稳定性和可控性。同样，确定发射中止系统（LAS）的空气动力学特性，有助于确保从发射台升空至入轨阶段的成功中止发射。明确乘员舱和 LAS 的气动热环境，确保热防护系统能在大气层再入、上升及上升中止过程中有效抵御高温。此外，表征气动声学特性对于设计和测试猎户座飞船及 LAS 结构在上升与再入阶段承受的振动和载荷也至关重要。
作为开发"猎户座"气动、气动热和气动声学数据库的一部分，团队完成了超过 120 项测试。这些测试在美国各地的 25 个不同风洞、4 个弹道靶场、2 个激波隧道和 3 个研究实验室进行，地点包括 NASA 位于弗吉尼亚州、加利福尼亚州和俄亥俄州的设施；国防部位于田纳西州、马里兰州和佛罗里达州的设施；以及纽约州布法罗大学等高校。测试速度范围覆盖了从 38 英里/小时到约 15 , 000 mph 15 , 000 mph 15,000mph15,000 \mathrm{mph} 。

  降落伞测试

NASA 通过在美国陆军亚利桑那州尤马试验场进行的 17 次开发性测试和 8 次资格测试，全面认证了载人飞行用降落伞系统。
在开发系列测试中，工程师们测试了不同类型的故障场景和极端下降条件，以完善"猎户座"飞船的降落伞设计，确保降落伞能在各种情况下正常工作。在资格认证测试阶段，工程师评估了降落伞系统在正常着陆序列中的性能，以及多种故障场景和潜在空气动力学条件下的表现，以确保宇航员能够从深空任务中安全返回。
虽然空投测试是"猎户座"降落伞研发过程中至关重要且高度可见的环节，但地面测试与分析对于确保成功同样不可或缺。空投测试无法物理覆盖所有可能的
太空飞行部署条件，但其数据帮助生成了降落伞性能的计算机模型，使团队能够评估在无法全面进行空投测试的高度和空速范围内的降落伞表现。通过采用蒙特卡洛方法对降落伞进行多参数重复模拟，团队得以预估整个项目周期内降落伞载荷与性能的预期范围边界。结合材料能力的地面测试与降落伞模拟，确定了系统中存在的结构余量。这种地面测试、空投测试与分析相结合的方式，使该系统获得了搭载宇航员执行阿尔忒弥斯任务的资质。

乘员舱扶正系统测试

工程师们测试了乘员舱扶正系统（CMUS），作为“猎户座”首次飞行测试的一部分，并实施了一系列设计改进以提升其性能。在 EFT-1 任务期间，系统的五个气囊中有三个未能正常充气。虽然飞船最终在水中保持直立状态着陆，但若返回舱呈倒立姿态着陆，仅靠两个正常工作的 CMUS 气囊很可能无法完全将其扶正。设计改进包括加厚每个气囊的内层囊体以增强耐用性、调整气囊封装方式，以及开发硬质保护外壳。

与美国海岸警卫队“柏树号”快艇、空军人员及德州农工大学加尔维斯顿分校合作完成。团队还在北卡罗来纳州大西洋滩附近海域，与美国海岸警卫队梅肯堡站及“枫树号”快艇协同进行了四次额外测试。这些测试验证了系统在自然波浪环境中的性能，为 CMUS 的认证提供了关键数据。

  水面冲击测试

团队在 NASA 兰利研究中心的着陆与冲击研究设施中的水冲击试验池进行了水体冲击测试，以获取高精度数据，分析“猎户座”飞船结构及其宇航员在着陆过程中可能承受的力，从而保障乘员安全并为未来设计提供依据。水体冲击测试用于评估飞船在不同风速和浪高条件下借助降落伞着陆时的可能表现。
随着飞船设计在测试系列中不断优化，工程师使用了三个不同版本的“猎户座”测试件。最终阶段的跌落测试采用了此前在洛克希德·马丁公司科罗拉多设施进行结构测试的样机，该样机基于将执行“阿尔忒弥斯2号”任务的最終构型。团队将综合跌落测试数据与即将开展的“阿尔忒弥斯1号”飞行测试数据，用于“阿尔忒弥斯2号”任务前的载荷与结构最终计算机建模。

航电与软件测试

猎户座计划采用了一套集成测试实验室网络，旨在通过在项目开发阶段早期提供系统级航空电子设备及软件在真实环境中的测试机会，从而降低成本和进度风险。
工程师们利用洛克希德·马丁公司位于休斯顿的先进设施——探索开发实验室进行此类测试，包括航电系统测试以在 Pad Abort-1 测试和探索飞行测试-1 之前降低风险。系统的初始测试还包括制导、导航与控制，以及自动交会对接和乘员界面。工程师们还利用该设施进行猎户座航电硬件的早期开发、集成和预演测试。
团队在兰利着陆与冲击研究设施的水力冲击池中对猎户座测试件进行垂直跌落试验，作为水冲击测试的一部分。图片来源：NASA
以及软件与相关内外乘员舱接口，使用具有飞行代表性的软件及一套适当的地面支持工具、系统和软件。
洛克希德·马丁公司的猎户座集成测试实验室（ITL）位于丹佛附近，可运行从发射前到着陆的完整任务场景或特定飞行阶段。该实验室采用全尺寸猎户座模型，配备完全集成的乘员舱与服务舱航空电子设备、电源、布线、制导、导航及控制硬件。实验室系统与任务控制中心（MCC）相连，实现对休斯顿航天器的实时监控与指令发送，以模拟阿尔忒弥斯一号任务。
在集成测试实验室进行的测试对于识别软件问题、验证航天器航空电子系统功能正常及性能达标至关重要。
ITL 配置是 Orion 航空电子硬件和软件在组装航天器实际测试前所能经历的最高保真度测试平台，提供了在实验室环境下尽可能接近“如飞行般测试”的环境。

飞行控制团队培训与测试

飞行控制团队自 2019 年起开始为阿尔忒弥斯一号任务进行训练，并将持续至发射前数周。他们不断优化并演练地面监控、指令发送及操控猎户座飞船的流程。任务控制中心的飞行控制员通过模拟猎户座从发射到月球外缘动力飞越的各个阶段（包括将飞船送出地球轨道、飞向月球的跨月球注入点火）来备战。控制中心还模拟了飞船绕月运行、从月球返回的动力飞越，以及再入大气层、下降、着陆与回收全过程，包括最后的轨迹修正。
以及 Orion 需要进行的点火操作以进入大气层并在太平洋溅落。
模拟测试涵盖了行业合作伙伴与 NASA 飞行操作团队的联合演练，NASA 通过休斯顿任务控制中心实时监控并指挥丹佛综合测试实验室内的猎户座模拟器。测试还使用了低精度猎户座模型以及
位于休斯顿探索开发实验室的实际 Orion 航天器。
工程师们还对猎户座通信系统进行了测试，以确保航天器与任务控制中心（MCC）能够通过 NASA 在太空和地面的卫星网络无缝通信并传输数据。MCC 验证了这些通信系统在不同阿尔忒弥斯 I 任务场景（从发射到着陆）测试中与猎户座的协同工作。

管理角色与设施

阿姆斯特朗飞行研究中心

阿姆斯特朗飞行研究中心为支持阿尔忒弥斯 I 任务，参与了猎户座飞船的飞行测试准备工作。该中心曾主导上升中止-2 测试（Ascent Abort-2）的飞行测试仪器开发，并支持飞行测试开发与系统集成、地面操作定义、规划及人员配置，同时承担了组件测试工作。团队还领导了发射台中止-1（PA-1）飞行测试的测试飞行器集成及飞行测试仪器开发，并担任该次飞行发射场建设的集成产品团队负责人。阿姆斯特朗还操控"伊卡纳"远程驾驶飞机，在探索飞行测试-1 任务期间实时拍摄猎户座再入与着陆画面。此外，该中心在猎户座飞船降落伞组件系统（CPAS）的降落伞资格测试中提供了支持。

戈达德太空飞行中心

戈达德太空飞行中心通过 NASA 的近空网络（NSN）为"猎户座"提供通信与导航支持，包括跟踪与数据中继卫星（TDRS）星座及相关地面站。该中心还通过其飞行动力学设施提供跟踪与导航服务。
戈达德中心负责维护 NASA 通信网络（NASCOM），该网络传输指令与遥测数据，并在各地面站、任务控制中心及其他地面设施间建立关键任务语音回路。戈达德团队同时为 NASA 的搜索
以及救援办公室，为"猎户座"乘组回收提供快速定位服务。

喷气推进实验室

喷气推进实验室为"猎户座"提供系统工程与集成支持，其团队还独立验证飞船热防护系统及降落伞性能，并提供先进的航天器环境监测服务。

  约翰逊航天中心

美国宇航局的猎户座计划由约翰逊航天中心管理，工程师们在此监督航天器的设计、开发和测试，以及分布在美国各地和欧洲的航天器制造工作。约翰逊航天中心还是国家宇航员队伍和标志性的克里斯托弗·C·克拉夫特任务控制中心的所在地。

任务控制中心（MCC）

自 1965 年以来，美国宇航局的任务控制中心一直是美国载人航天飞行的指挥中心，是飞行控制人员指挥和控制载人航天任务的主要设施。在阿尔忒弥斯任务期间，飞行操作人员将从 MCC 远程监控和操作猎户座飞船，并接收来自猎户座和 SLS 火箭的数据。
MCC 由多个飞行控制室（FCRs）组成，包括 FCR-1、FCR-2 以及红、白、蓝三色 FCRs。约翰逊航天中心将白色 FCR 从
将其航天飞机时代的旧式配置升级为现代化任务控制配置，以作为 NASA 猎户座飞船飞行任务的控制中心。

白沙试验基地

美国宇航局位于新墨西哥州的白沙试验设施是约翰逊航天中心的一部分，负责为 NASA 各中心、其他政府机构及商业行业测试评估潜在危险材料、航天组件及火箭推进系统。相关工作包括测试“猎户座”服务舱——该航天器的动力核心，提供太空推进、电力及其他宇航员生命支持系统，包括水、氧气和氮气等消耗品。

  肯尼迪航天中心

尼尔·阿姆斯特朗操作与检验大楼
当“阿尔忒弥斯 1 号”猎户座航天器在新奥尔良米舒装配厂完成初步制造后运抵肯尼迪航天中心时，被安置在 O&C 大楼内。该设施包含一个被称为高湾区的大型厂房，作为高科技工厂运作，航天器就是在这里完成组装并做好执行“阿尔忒弥斯 1 号”任务的准备。高湾区配有专用工具站、测试夹具、测试舱及洁净室，用于航天器的组装与测试。
该设施能同时处理处于不同生产阶段的多个航天器。已完成 EFT-1 和“阿尔忒弥斯 1 号”任务的猎户座航天器均在 O&C 大楼完成组装，而后续“阿尔忒弥斯”任务的航天器组装工作也正在积极推进中。

马歇尔太空飞行中心

马歇尔中心的机械车间已为航天器制造了超过 1500 个零件，包括用于“猎户座”飞船独特连接的夹子、套筒和杆端件。马歇尔中心通过提供“猎户座”隔离阀翻新与气体阀座材料测试，以及为“猎户座”服务舱推进系统进行子系统级热点火测试操作与数据评审，协助欧洲服务舱（ESM）集成办公室的工作。
其他贡献包括支持涉及空间与地球环境的研究，涵盖辐射、等离子体、海洋
各州大气与风场；以及羽流与气动热力学分析咨询。
马歇尔中心负责 LAS（发射中止系统）的集成及向生产运营过渡的管理工作，洛克希德·马丁公司为主承包商。马歇尔中心还为 NASA“猎户座”计划各团队提供制造、生产与组装支持，包括“猎户座”飞船与 SLS 火箭的集成任务。

米丘德装配厂

米舒是马歇尔航天飞行中心的一部分，负责制造和组装猎户座飞船的一些最大部件，包括猎户座的压力舱。在米舒进行的工作包括猎户座乘员舱压力舱结构的制造与焊接、乘员舱适配器结构的制造、隔热瓦块材料及复合面板的生产、服务舱整流罩的生产，以及发射中止系统（LAS）结构部件的组装与集成。

兰利研究中心着陆与冲击研究设施

工程师们在兰利着陆与冲击研究设施的水力冲击池中对猎户座进行了水面冲击测试。该水池长 115 英尺、宽 90 英尺、深 20 英尺，位于一座 240 英尺高、400 英尺长、265 英尺宽的 A 型钢架龙门吊的西端。该龙门吊能够控制测试件的姿态，同时施加垂直和水平方向的冲击速度，这是载人航天器适航认证所必需的。

  格伦研究中心

格伦中心担任欧空局/空客集成与管理的主导角色，同时在航天器机械装置、烟火装置及结构领域处于领先地位。此外，该中心还共同主导乘员舱与服务舱以及航天器适配器的研发工作，并为航天器集成、测试与验证、航电子系统、电源与布线子系统以及软件和制导导航控制系统提供支持。

尼尔·A·阿姆斯特朗测试设施

尼尔·A·阿姆斯特朗测试设施（前身为普拉姆布鲁克站）是位于俄亥俄州桑达斯基附近的远程测试基地，拥有四座世界一流的测试设施。
为国际航天界开展复杂且创新的地面测试。工程师们在该设施的太空环境模拟综合体中对猎户座飞船进行了重要测试，该综合体拥有全球最大、能力最强的太空环境模拟设施。其中包括模拟太空热真空条件并提供电磁干扰测试环境的太空模拟舱；10万立方英尺的混响式声学测试设施；以及能够沿三轴对整艘航天器进行振动测试的机械振动设施。

  艾姆斯研究中心

艾姆斯研究中心参与了“猎户座”飞船的多种测试与开发工作。该中心的工程师利用艾姆斯电弧喷射设施，在模拟飞行条件的多种加热与压力环境下，协助开发并测试了“猎户座”飞船热防护罩及锥形后壳的材料。团队还借助艾姆斯统一规划风洞，对“猎户座”飞船模型进行了超音速气流测试。此外，艾姆斯的研究人员运用超级计算能力，预测并深入分析了从发射台到太空边缘不同逃逸场景对航天器振动水平的影响。

行业与国际合作伙伴

  洛克希德·马丁公司

洛克希德·马丁公司是美国宇航局阿尔忒弥斯任务中猎户座飞船设计、开发测试及生产的主承包商。作为猎户座的主承包商，洛克希德·马丁负责制造飞船的乘员舱、发射中止系统（LAS）以及乘员舱适配器。该公司还负责将猎户座的服务模块集成至完整的飞船中。洛克希德·马丁的猎户座项目办公室位于休斯顿，团队在此进行工程与设计工作。大部分猎户座工程工作在丹佛完成，乘员舱压力容器和热防护材料在米舒德制造，最终飞船组装在肯尼迪航天中心的 O&C 大楼及附近的洛克希德·马丁航天器测试、组装与资源中心完成。

  诺斯罗普·格鲁曼公司

诺斯罗普·格鲁曼公司根据与洛克希德·马丁的协议，为猎户座飞船的发射中止系统（LAS）生产中止发动机和姿态控制发动机。中止发动机在该公司位于犹他州马格纳、普罗蒙特里和克利尔菲尔德的设施制造，姿态控制发动机则在其位于马里兰州埃尔克顿的工厂生产。

Aerojet Rocketdyne

航空喷气洛克达因公司根据与洛克希德·马丁的合同，为"猎户座"载人舱提供八台辅助发动机和十二台反作用控制推进器，以及发射逃逸系统的抛离发动机。该公司还制造了高压氦气罐，用于"猎户座"水上着陆时的漂浮系统充气。"猎户座"的辅助发动机和反作用控制推进器在航空喷气洛克达因公司位于华盛顿州雷德蒙德的工厂生产，抛离发动机则由该公司弗吉尼亚州奥兰治市和阿拉巴马州亨茨维尔市的工厂协作完成。
航空喷气洛克达因还将为"猎户座"飞船开发主发动机，该发动机将集成到"猎户座"服务模块中，用于阿尔忒弥斯计划第七至第十四次任务，取代从航天飞机计划改造而来、同样由航空喷气洛克达因制造的轨道机动系统发动机。

欧洲航天局与空中客车公司

猎户座飞船的欧洲服务舱由欧洲航天局（ESA）提供，主承包商空中客车公司负责建造。来自 10 个欧洲国家及美国的多家供应商为服务舱提供组件，包括德国、意大利、瑞士、法国、比利时、瑞典、丹麦、挪威、西班牙和荷兰。最终产品在德国不来梅的空中客车工厂完成组装后运往美国国家航空航天局（NASA）。

  快速概览

  猎户座飞船概要

  总起飞重量
Gross liftoff weight| Gross liftoff | | ---: | | weight |
 72 , 000 lb ( 32 , 650 kg ) 72 , 000 lb ( 32 , 650 kg ) 72,000lb(32,650kg)72,000 \mathrm{lb}(32,650 \mathrm{~kg})
地月转移轨道注入质量
Trans-lunar injection mass| Trans-lunar | | ---: | | injection mass |
 53 , 000 lb ( 24 , 050 kg ) 53 , 000 lb ( 24 , 050 kg ) 53,000lb(24,050kg)53,000 \mathrm{lb}(24,050 \mathrm{~kg})
地月转移轨道后注入质量
Post-trans lunar injection mass| Post-trans lunar | | ---: | | injection mass |
 51 , 500 lb ( 23 , 850 kg ) 51 , 500 lb ( 23 , 850 kg ) 51,500lb(23,850kg)51,500 \mathrm{lb}(23,850 \mathrm{~kg})
  可用推进剂 16 , 000 lb ( 7 , 250 kg ) 16 , 000 lb ( 7 , 250 kg ) 16,000lb(7,250kg)16,000 \mathrm{lb}(7,250 \mathrm{~kg})
  发射中止系统
  高度 50 ft from LAS tip to LAS / SM 50 ft from LAS tip to LAS / SM 50ftfromLAStiptoLAS//SM50 \mathrm{ft} \mathrm{from} \mathrm{LAS} \mathrm{tip} \mathrm{to} \mathrm{LAS} / \mathrm{SM} 界面，带卵形头锥
  面板
"Gross liftoff weight" 72,000lb(32,650kg) "Trans-lunar injection mass" 53,000lb(24,050kg) "Post-trans lunar injection mass" 51,500lb(23,850kg) Usable propellant 16,000lb(7,250kg) Launch Abort System Height 50ftfromLAStiptoLAS//SM interface, with ogive panels | Gross liftoff <br> weight | $72,000 \mathrm{lb}(32,650 \mathrm{~kg})$ | | ---: | :--- | | Trans-lunar <br> injection mass | $53,000 \mathrm{lb}(24,050 \mathrm{~kg})$ | | Post-trans lunar <br> injection mass | $51,500 \mathrm{lb}(23,850 \mathrm{~kg})$ | | Usable propellant | $16,000 \mathrm{lb}(7,250 \mathrm{~kg})$ | | Launch Abort System | | | Height | $50 \mathrm{ft} \mathrm{from} \mathrm{LAS} \mathrm{tip} \mathrm{to} \mathrm{LAS} / \mathrm{SM}$ interface, with ogive | | panels | |
乘员舱（人员与货物运输）
  高度 11 ft ( 3.3 m ) 11 ft ( 3.3 m ) 11ft(3.3m)11 \mathrm{ft}(3.3 \mathrm{~m})
  直径 16.5 ft ( 5 m ) 16.5 ft ( 5 m ) 16.5ft(5m)16.5 \mathrm{ft}(5 \mathrm{~m})
加压 690.6 ft 3 ( 19.5 m 3 ) 690.6 ft 3 19.5 m 3 690.6ft^(3)(19.5m^(3))690.6 \mathrm{ft}^{3}\left(19.5 \mathrm{~m}^{3}\right) 容积（总计）
Pressurized 690.6ft^(3)(19.5m^(3)) volume (total) | Pressurized | $690.6 \mathrm{ft}^{3}\left(19.5 \mathrm{~m}^{3}\right)$ | | ---: | :--- | | volume (total) | |
  宜居体积 316 ft 3 ( 9 m 3 ) 316 ft 3 9 m 3 316ft^(3)(9m^(3))316 \mathrm{ft}^{3}\left(9 \mathrm{~m}^{3}\right)
  （净）
Height 11ft(3.3m) Diameter 16.5ft(5m) "Pressurized 690.6ft^(3)(19.5m^(3)) volume (total) " Habitable volume 316ft^(3)(9m^(3)) (net) | Height | $11 \mathrm{ft}(3.3 \mathrm{~m})$ | | ---: | :--- | | Diameter | $16.5 \mathrm{ft}(5 \mathrm{~m})$ | | Pressurized $690.6 \mathrm{ft}^{3}\left(19.5 \mathrm{~m}^{3}\right)$ <br> volume (total) | | | Habitable volume | $316 \mathrm{ft}^{3}\left(9 \mathrm{~m}^{3}\right)$ | | (net) | |
反应控制系统真空发动机推力 160磅力（75千克力）/发动机
  返回有效载荷 220 lb ( 100 kg ) 220 lb ( 100 kg ) 220lb(100kg)220 \mathrm{lb}(100 \mathrm{~kg})
着陆重量 总起飞重量 18 , 200 lb ( 8 , 250 kg ) 20 , 600 lb ( 9 , 350 kg ) 18 , 200 lb ( 8 , 250 kg ) 20 , 600 lb ( 9 , 350 kg ) {:[18","200lb(8","250kg)],[20","600lb(9","350kg)]:}\begin{aligned} & 18,200 \mathrm{lb}(8,250 \mathrm{~kg}) \\ & 20,600 \mathrm{lb}(9,350 \mathrm{~kg}) \end{aligned}
  服务模块存储) e（推进系统、电力系统、流体系统
  长度 15.7 ft ( 4.75 m ) 15.7 ft ( 4.75 m ) 15.7ft(4.75m)15.7 \mathrm{ft} \mathrm{(4.75} \mathrm{m)}
  直径 16.5英尺（5米）
  总起飞重量 30 , 900 lb ( 14 , 000 kg ) 30 , 900 lb ( 14 , 000 kg ) 30,900lb(14,000kg)30,900 \mathrm{lb}(14,000 \mathrm{~kg})
  发动机/推进器 24台反作用控制系统推进器，每台推力0#；8台辅助发动机，每台推力1#；1套轨道机动系统，推力2#
  太阳能电池阵列
4个阵列 15,000个太阳能电池 展开时62英尺（19米） 11千瓦可再生电力
4 arrays 15,000 solar cells 62 ft (19 m) when deployed 11 kW of regenerable electrical power| 4 arrays | | :--- | | 15,000 solar cells | | 62 ft (19 m) when deployed | | 11 kW of regenerable electrical power |
  航天器适配器
航天器适配器重量 2 , 800 lb ( 1 , 300 kg ) 2 , 800 lb ( 1 , 300 kg ) 2,800lb(1,300kg)2,800 \mathrm{lb}(1,300 \mathrm{~kg}) 抛离整流罩
航天器适配器重量 1 , 000 lb ( 450 kg 1 , 000 lb ( 450 kg 1,000lb(450kg1,000 \mathrm{lb}(450 \mathrm{~kg} )
Reaction control system vacuum engine thrust 160 lbf ( 75 kgf )/engine Return payload 220lb(100kg) Landing weight Gross liftoff weight "18,200lb(8,250kg) 20,600lb(9,350kg)" Service Modu Storage) e (Propulsion, Electrical Power, Fluid Length 15.7ft(4.75m) Diameter 16.5 ft ( 5 m ) Gross liftoff weight 30,900lb(14,000kg) Engines/thrusters 24 reaction control system thrusters 50lb(23kg) of thrust each 8 auxiliary engines 110lb(50kg) of thrust each 1 Orbital Maneuvering System 6,000lb(2,700kg) of thrust Solar arrays "4 arrays 15,000 solar cells 62 ft (19 m) when deployed 11 kW of regenerable electrical power" Spacecraft Adapter Weight of spacecraft adapter 2,800lb(1,300kg) jettisoned fairings Weight of spacecraft adapter 1,000lb(450kg ) | Reaction control system vacuum engine thrust | 160 lbf ( 75 kgf )/engine | | :---: | :---: | | Return payload | $220 \mathrm{lb}(100 \mathrm{~kg})$ | | Landing weight Gross liftoff weight | $\begin{aligned} & 18,200 \mathrm{lb}(8,250 \mathrm{~kg}) \\ & 20,600 \mathrm{lb}(9,350 \mathrm{~kg}) \end{aligned}$ | | Service Modu Storage) | e (Propulsion, Electrical Power, Fluid | | Length | $15.7 \mathrm{ft} \mathrm{(4.75} \mathrm{m)}$ | | Diameter | 16.5 ft ( 5 m ) | | Gross liftoff weight | $30,900 \mathrm{lb}(14,000 \mathrm{~kg})$ | | Engines/thrusters | 24 reaction control system thrusters $50 \mathrm{lb}(23 \mathrm{~kg})$ of thrust each 8 auxiliary engines $110 \mathrm{lb}(50 \mathrm{~kg})$ of thrust each 1 Orbital Maneuvering System $6,000 \mathrm{lb}(2,700 \mathrm{~kg})$ of thrust | | Solar arrays | 4 arrays <br> 15,000 solar cells <br> 62 ft (19 m) when deployed <br> 11 kW of regenerable electrical power | | Spacecraft Adapter | | | Weight of spacecraft adapter $2,800 \mathrm{lb}(1,300 \mathrm{~kg})$ jettisoned fairings | | | Weight of spacecraft adapter $1,000 \mathrm{lb}(450 \mathrm{~kg}$ ) | |
  航天器适配器

  降落伞

三个前舱盖降落伞
  直径 7 ft ( 2.15 m ) 7 ft ( 2.15 m ) 7ft(2.15m)7 \mathrm{ft}(2.15 \mathrm{~m})
  长度 100 ft ( 30 m ) 100 ft ( 30 m ) 100ft(30m)100 \mathrm{ft}(30 \mathrm{~m})
  重量   每件
  材料   所有凯夫拉尔材质
  部署 26 , 500 ft ( 8 , 000 kg ) 26 , 500 ft ( 8 , 000 kg ) 26,500ft(8,000kg)26,500 \mathrm{ft}(8,000 \mathrm{~kg})
  高度
Diameter 7ft(2.15m) Length 100ft(30m) Weight 8lb(3.5kg) each Material All Kevlar materials Deployment 26,500ft(8,000kg) altitude | Diameter | $7 \mathrm{ft}(2.15 \mathrm{~m})$ | | ---: | :--- | | Length | $100 \mathrm{ft}(30 \mathrm{~m})$ | | Weight | $8 \mathrm{lb}(3.5 \mathrm{~kg})$ each | | Material | All Kevlar materials | | Deployment | $26,500 \mathrm{ft}(8,000 \mathrm{~kg})$ | | altitude | |
quad\quad
  部署速度 每秒 475 ft ( 145 m ) 475 ft ( 145 m ) 475ft(145m)475 \mathrm{ft}(145 \mathrm{~m}) ( 324 mph ) ( 520 kph ) ( 324 mph ) ( 520 kph ) (324mph)(520kph)(324 \mathrm{mph})(520 \mathrm{kph})
  密度 大约每立方英尺 49 lb ( 785 kg ) 49 lb ( 785 kg ) 49lb(785kg)49 \mathrm{lb}(785 \mathrm{~kg}) （大致相同
  如橡木 ) ) ))
  最终包装尺寸 由 6.9 − in ( 18 − cm 6.9 − in ( 18 − cm 6.9-in(18-cm6.9-\mathrm{in}(18-\mathrm{cm} 由 17 − cm ) ( 0.16 − ft 3 ) 17 − cm ) 0.16 − ft 3 17-cm)(0.16-ft^(3))17-\mathrm{cm})\left(0.16-\mathrm{ft}^{3}\right)
   ( .005 m 3 ) .005 m 3 (.005m^(3))\left(.005 \mathrm{~m}^{3}\right) 圆柱体
Deployment speed 475ft(145m) per second (324mph)(520kph) Density Approx. 49lb(785kg) per ft 3 (roughly the same as oak ) Final packed size 7.2-in by 6.9-in(18-cm by 17-cm)(0.16-ft^(3)) (.005m^(3)) cylinder| Deployment speed | $475 \mathrm{ft}(145 \mathrm{~m})$ per second $(324 \mathrm{mph})(520 \mathrm{kph})$ | | ---: | :--- | | Density | Approx. $49 \mathrm{lb}(785 \mathrm{~kg})$ per ft 3 (roughly the same | | | as oak $)$ | | Final packed size | $7.2-\mathrm{in}$ by $6.9-\mathrm{in}(18-\mathrm{cm}$ by $17-\mathrm{cm})\left(0.16-\mathrm{ft}^{3}\right)$ | | | $\left(.005 \mathrm{~m}^{3}\right)$ cylinder |

  两具减速伞

  直径   23英尺（7米）
  长度   100英尺（30米）
  重量   每件
  材料 凯夫拉与尼龙材质
  部署高度   25,000英尺（7,600米）
  部署速度 每秒 450 ft ( 140 m ) 450 ft ( 140 m ) 450ft(140m)450 \mathrm{ft}(140 \mathrm{~m}) （307英里/小时）（500公里/小时）
  密度 约每英尺 40 lb ( 640 kg ) 40 lb ( 640 kg ) 40lb(640kg)40 \mathrm{lb}(640 \mathrm{~kg}) （大致与橡木相同）
  最终包装尺寸
 
16.5 − in 16.5 − in 16.5-in16.5-\mathrm{in} by 16.2 − in ( 42 − cm 16.2 − in ( 42 − cm 16.2-in(42-cm16.2-\mathrm{in}(42-\mathrm{cm} by 41 − cm ) ( 2 − ft 3 ) 41 − cm ) 2 − ft 3 41-cm)(2-ft^(3))41-\mathrm{cm})\left(2-\mathrm{ft}^{3}\right)
(. 06 m 3 06 m 3 06m^(3)06 \mathrm{~m}^{3} ) cylinder
16.5-in by 16.2-in(42-cm by 41-cm)(2-ft^(3)) (. 06m^(3) ) cylinder| $16.5-\mathrm{in}$ by $16.2-\mathrm{in}(42-\mathrm{cm}$ by $41-\mathrm{cm})\left(2-\mathrm{ft}^{3}\right)$ | | :--- | | (. $06 \mathrm{~m}^{3}$ ) cylinder |
Diameter 23 ft (7 m) Length 100 ft (30 m) Weight 60lb(27kg) each Material Kevlar and nylon materials Deployment altitude 25,000 ft (7,600 m) Deployment speed 450ft(140m) per second (307 mph) (500 kph) Density Approx. 40lb(640kg) per ft ^(3) (roughly the same as oak) Final packed size "16.5-in by 16.2-in(42-cm by 41-cm)(2-ft^(3)) (. 06m^(3) ) cylinder"| Diameter | 23 ft (7 m) | | :---: | :---: | | Length | 100 ft (30 m) | | Weight | $60 \mathrm{lb}(27 \mathrm{~kg})$ each | | Material | Kevlar and nylon materials | | Deployment altitude | 25,000 ft (7,600 m) | | Deployment speed | $450 \mathrm{ft}(140 \mathrm{~m})$ per second (307 mph) (500 kph) | | Density | Approx. $40 \mathrm{lb}(640 \mathrm{~kg})$ per ft ${ }^{3}$ (roughly the same as oak) | | Final packed size | $16.5-\mathrm{in}$ by $16.2-\mathrm{in}(42-\mathrm{cm}$ by $41-\mathrm{cm})\left(2-\mathrm{ft}^{3}\right)$ <br> (. $06 \mathrm{~m}^{3}$ ) cylinder |
  三顶引导伞
  直径 10 ft ( 3 m ) 10 ft ( 3 m ) 10ft(3m)10 \mathrm{ft} \mathrm{(3} \mathrm{~m})
  长度 70 ft ( 21 m ) 70 ft ( 21 m ) 70ft(21m)70 \mathrm{ft}(21 \mathrm{~m})
  重量   每件
  材料 凯夫拉与尼龙材质
  部署高度
Deployment altitude| Deployment | | ---: | | altitude |
 9 , 500 ft ( 2 , 895 m ) 9 , 500 ft ( 2 , 895 m ) 9,500ft(2,895m)9,500 \mathrm{ft}(2,895 \mathrm{~m}) altitude
  部署速度 每秒 190 ft ( 58 m ) 190 ft ( 58 m ) 190ft(58m)190 \mathrm{ft}(58 \mathrm{~m}) ( 130 mph ) ( 81 kph ) ( 130 mph ) ( 81 kph ) (130mph)(81kph)(130 \mathrm{mph})(81 \mathrm{kph})
  密度 约 35 lb ( 560 kg ) 35 lb ( 560 kg ) 35lb(560kg)35 \mathrm{lb}(560 \mathrm{~kg}) 每英尺 3 ( roughly 3 ( roughly ^(3)(roughly{ }^{3}(\mathrm{roughly} 相同
  与松木 ) ) )) 相同
  最终包装尺寸 由 13.3 − in ( 17 − cm 13.3 − in ( 17 − cm 13.3-in(17-cm13.3-\mathrm{in}(17-\mathrm{cm} 由 34 − cm ) ( 0.3 − ft 3 ) 34 − cm ) 0.3 − ft 3 34-cm)(0.3-ft^(3))34-\mathrm{cm})\left(0.3-\mathrm{ft}^{3}\right)
   ( .008 m 3 ) .008 m 3 (.008m^(3))\left(.008 \mathrm{~m}^{3}\right) 圆柱体
Diameter 10ft(3m) Length 70ft(21m) Weight 9lb(4kg) each Material Kevlar and nylon materials "Deployment altitude" 9,500ft(2,895m) altitude Deployment speed 190ft(58m) per second (130mph)(81kph) Density Approx. 35lb(560kg) per ft^(3)(roughly the same as pine ) Final packed size 6.8-in by 13.3-in(17-cm by 34-cm)(0.3-ft^(3)) (.008m^(3)) cylinder| Diameter | $10 \mathrm{ft} \mathrm{(3} \mathrm{~m})$ | | ---: | :--- | | Length | $70 \mathrm{ft}(21 \mathrm{~m})$ | | Weight | $9 \mathrm{lb}(4 \mathrm{~kg})$ each | | Material | Kevlar and nylon materials | | Deployment <br> altitude | $9,500 \mathrm{ft}(2,895 \mathrm{~m})$ altitude | | Deployment speed | $190 \mathrm{ft}(58 \mathrm{~m})$ per second $(130 \mathrm{mph})(81 \mathrm{kph})$ | | Density | Approx. $35 \mathrm{lb}(560 \mathrm{~kg})$ per ft${ }^{3}(\mathrm{roughly}$ the same | | | as pine $)$ | | Final packed size | $6.8-\mathrm{in}$ by $13.3-\mathrm{in}(17-\mathrm{cm}$ by $34-\mathrm{cm})\left(0.3-\mathrm{ft}^{3}\right)$ | | | $\left(.008 \mathrm{~m}^{3}\right)$ cylinder |

  三个主降落伞

  直径   116英尺（35米）
  长度 220 ft ( 67 m ) 220 ft ( 67 m ) 220ft(67m)220 \mathrm{ft}(67 \mathrm{~m})
  重量   每件
  材料 凯夫拉与尼龙材质
  部署高度   9000英尺（2750米）
  部署速度 每秒 190 ft ( 60 m ) 190 ft ( 60 m ) 190ft(60m)190 \mathrm{ft}(60 \mathrm{~m}) （130英里/小时）（210公里/小时）
  密度 约每英尺 44 lb ( 700 kg ) 44 lb ( 700 kg ) 44lb(700kg)44 \mathrm{lb}(700 \mathrm{~kg}) （大致与橡木相同）
  最终包装尺寸 约 7 ft 3 ( .2 m 3 ) 7 ft 3 .2 m 3 7ft^(3)(.2m^(3))7 \mathrm{ft}^{3}\left(.2 \mathrm{~m}^{3}\right) ；不规则形状以适应猎户座前舱
Diameter 116 ft (35 m) Length 220ft(67m) Weight 270lb(120kg) each Material Kevlar and nylon materials Deployment altitude 9,000 ft (2,750 m) Deployment speed 190ft(60m) per second ( 130 mph ) (210 kph) Density Approx. 44lb(700kg) per ft ^(3) (roughly the same as oak) Final packed size Approx. 7ft^(3)(.2m^(3)); irregular shape to fit into the Orion forward bay| Diameter | 116 ft (35 m) | | :---: | :---: | | Length | $220 \mathrm{ft}(67 \mathrm{~m})$ | | Weight | $270 \mathrm{lb}(120 \mathrm{~kg})$ each | | Material | Kevlar and nylon materials | | Deployment altitude | 9,000 ft (2,750 m) | | Deployment speed | $190 \mathrm{ft}(60 \mathrm{~m})$ per second ( 130 mph ) (210 kph) | | Density | Approx. $44 \mathrm{lb}(700 \mathrm{~kg})$ per ft ${ }^{3}$ (roughly the same as oak) | | Final packed size | Approx. $7 \mathrm{ft}^{3}\left(.2 \mathrm{~m}^{3}\right)$; irregular shape to fit into the Orion forward bay |

SLS 及猎户座飞船涂装与外部标识

在这幅描绘阿耳忒弥斯 I 号任务中猎户座飞船在月球附近太空的插图中，可以看到 NASA 的标识（即“蠕虫”标志）和 ESA 的标志。图片来源：NASA
除了 SLS 核心级标志性的橙色外观外，火箭和猎户座飞船外部还可见其他多种标记。
最显眼的是国家及机构涂装，即独特的外部标识，如“USA”字样、美国国旗、NASA 徽章（俗称“肉丸”）或“蠕虫”字标，以及 ESA 标志。
SLS 火箭、猎户座飞船及移动发射平台还带有黑白相间的标记，这些标记在阿耳忒弥斯 I 号任务中起到关键作用。被称为摄影测量标记的黑白棋盘格、方块和圆形图案分布于火箭外部，为工程照片和视频记录提供影像参考，用于分析 SLS 在起飞和上升阶段相对于地面结构的姿态与位置。标记尺寸从 0.2 英寸到 3×3 英尺不等，固体火箭助推器上的多重棋盘格图案标记尺寸为 24×130 英寸。
部分标记仅对内部摄像头可见，用于捕捉分离与抛射事件。运载火箭级间适配器有 8 个内部标记；临时低温推进段（ICPS）有 12 个；猎户座服务舱前舱有 30 个；航天器适配器有 12 个；航天器适配器抛射面板 1 则有 12 个标记。
工程师们关注火箭从发射台到返回地球的每个飞行阶段中的每一次运动。大多数标记将在分离事件中使用，例如太空发射系统（SLS）与移动发射平台的分离、
助推器从核心级分离，核心级与运载火箭级间适配器从 ICPS 分离，以及 ICPS 与猎户座级间适配器从猎户座及其服务模块分离。
这些标记有助于量化上述运动过程，相关数据将反馈至计算机模型中，帮助工程师理解实际运动与预测的差异。每个关键发射事件及其标记位置均经过分析确定，重点考量因素包括如何在严酷发射环境中确保机载摄像头存活，以及地面摄像头的最佳布设位置。

涂装与摄影测量标记系统

猎户座飞船为阿尔忒弥斯一号任务装饰了多处独特的外部标识。NASA 的徽标（俗称“肉丸”）与欧空局（ESA）的标志一同出现在航天器适配器抛罩面板上，这些面板在发射台上可见，并在发射过程中保护服务舱。NASA 的文字标识（被称为“蠕虫”）绘制在飞船乘员舱适配器的外侧壁上，在发射台及太空中均可看到。蠕虫标志与 ESA 标志还出现在乘员舱适配器底部，但仅在太空中的猎户座可见。NASA 肉丸徽标及一面美国国旗也被绘制在乘员舱外部，当猎户座在太空中或重返地球经历炽热大气层再入时可能可见。
猎户座硬件上还设有摄影测量标记，这些标记与 SLS 火箭上的类似标记共同作为工程照片和视频记录的图像参考，用于记录起飞及上升阶段。

  摄像头

SLS 和猎户座飞船在火箭上、飞船内外均配备多台摄像机，用于收集工程图片与视频，检查系统状态并记录任务期间的影像。
SLS 共配备八台摄像头，其中四台位于发动机段朝上拍摄，两台在中间舱段朝向火箭底部，另有两台安装在运载火箭级间适配器内部以捕捉 ICPS 分离事件。猎户座飞船则有七台外部摄像头和五台内部摄像头。
飞船每侧太阳能电池翼末端装有无线摄像头，可调整角度检查飞船外部；乘员舱适配器上安装三台摄像机——两台以不同角度指向服务舱，一台朝上对准适配器内的乘员舱，用于拍摄再入前的分离过程。猎户座内部另有三台摄像机：一台通过顶部对接舱口窗口拍摄外部画面，一台通过前部驾驶员窗口取景，还有一台安装在驾驶员座椅之间，对准未来任务中仪表盘的预设位置。此外，另有两台外部摄像机朝向前舱盖区域。
除了 SLS 火箭和猎户座飞船上的摄像头外，还有超过 150 台地面摄像机用于发射期间对火箭进行检测或监测。
已完成组装的固体火箭发动机分段上可见 NASA"蠕虫"标识和黑白摄影测量标记。图片来源：美国宇航局
主承包商诺斯罗普·格鲁曼公司的技术人员正在 SLS 固体火箭发动机的某段箭体上喷涂用于摄影测量的标记。

探索地面系统

  引言

探索地面系统（EGS）计划正在肯尼迪航天中心助力构建多元化的太空飞行未来，该中心作为国家探索宇宙的门户已逾 50 载。EGS 汲取 NASA 辉煌航天历史中的知识与资产，其使命是将这一传统政府专属的发射场转型为能够同时支持政府及商业多种航天器与火箭的现代化太空港。
与以往专注于单一火箭或航天器（如土星五号或航天飞机）的工作不同，EGS 正在建设支持包括 SLS 火箭和猎户座飞船（用于阿尔忒弥斯 1 号任务）在内的多种航天器的基础设施。其中关键环节在于

  实用资源

欲了解更多关于探索地面系统（EGS）的信息，请访问 https://www.nasa.gov/groundsystems

  社交媒体

Twitter: https://www.twitter.com/NASAGroundSys
Facebook: https://www.facebook.com/
  美国宇航局地面系统

  概述

EGS（探索地面系统）的成立旨在开发和运营处理、组装、运输及发射火箭与航天器所需的系统与设施。雅各布斯公司作为肯尼迪航天中心 EGS 项目的主要地面与发射运营承包商，负责执行所有阿尔忒弥斯 I 号飞行硬件的验收、处理、堆叠、集成、测试以及发射支持工作。
针对阿尔忒弥斯任务，EGS 专注于确保猎户座飞船与 SLS 火箭安全对接所需的设备、管理与操作；将火箭转运至发射台；成功将其发射入太空；并在飞船溅落后实施回收。为应对这一挑战，EGS 对 39B 发射台、履带运输车、52 层高的飞行器装配大楼（VAB）、发射控制中心 YoungCrippen 一号点火室及其他设施进行了升级改造。

未来任务与构型配置

在无人驾驶的阿尔忒弥斯 I 任务之后，EGS 将继续升级，以支持使用 SLS 火箭 Block 1 配置的阿尔忒弥斯 II 和 III 载人任务。发射台 39B 已为阿尔忒弥斯 I 做好准备，而发射台新增的液氢储罐和紧急逃生系统将为首次载人发射的阿尔忒弥斯 II 提供支持。新液氢储罐可容纳约 125 万加仑可用液氢推进剂，用于支持 SLS 火箭，这是 NASA 有史以来建造的最大储罐。紧急逃生系统将在移动发射平台上乘员通道臂高度发生极低概率危险情况时，为宇航员和地面人员提供逃生路径。
阿尔忒弥斯 III 任务后，NASA 将建造第二个移动发射平台（简称 ML2），以支持 SLS Block 1B 和 Block 2 配置。后续 SLS 配置将采用探索上面级替代 ICPS 作为火箭上面级，使 NASA 能够
通过单次发射将宇航员和重型货物送往月球。ML2 将适配新型上面级和结构适配器，这些组件会增加更强大配置下 SLS 的高度。尽管下一代 SLS 配置将比 Block 1 高出约 40 英尺，但第二座移动发射台的塔架计划仅比第一座高出约 7 英尺，以适应垂直装配大楼(VAB)和 39B 发射台的空间。然而，风对火箭更高配置的影响会更大，对移动发射台施加的载荷也会更高。此外，ML2 需在不同高度布置特定的摆臂和接口以适应高度增加，新型上面级还需要与 ML1 不同的接口配置以及两个新的摆臂。

  元素

  39号发射复合体

发射复合体 39 号包括用于火箭和航天器最终组装与测试的垂直装配大楼（VAB）；供履带运输车使用的爬行道，该运输车将搭载移动发射平台上的火箭在 VAB 与发射台之间移动；发射控制中心，内含指挥发射的发射操作室；各类运营支持建筑；以及独立的发射台子复合体，其中包括 39A 和 39B 发射台——其中 39B 发射台支持 SLS 火箭发射，执行将猎户座飞船送往月球的阿尔忒弥斯任务。

飞行器组装大楼

作为世界体积最庞大的建筑之一，VAB 占地 8 英亩，高 525 英尺（约 160 米），宽 518 英尺（约 158 米）。该建筑最初为组装阿波罗计划中的土星五号月球火箭（当时人类建造的最大火箭）而建，共使用 65,000 立方码混凝土，钢结构框架重达 98,590 吨。其地基由 4,225 根钢桩构成，这些钢桩深入基岩 164 英尺（约 50 米）。VAB 的最后一道结构梁于 1965 年安装完成，包括可伸缩工作平台在内的内部建造工程则于 1966 年竣工。该建筑
2022 年 3 月 16 日，这张从肯尼迪航天中心垂直装配大楼（VAB）高湾 3 区向上拍摄的视角图中，环绕阿尔忒弥斯 1 号 SLS 火箭和猎户座飞船的所有工作平台已完全收回。图片来源：美国国家航空航天局（NASA）
  • 2021 年 7 月 8 日，美国国家航空航天局（NASA）肯尼迪航天中心团队在发射控制中心 1 号发射室参与了阿尔忒弥斯 1 号首次联合综合发射倒计时模拟演练。画面顶部可见阿尔忒弥斯 1 号发射总监查理·布莱克威尔-汤普森（右）。此次训练集结了来自肯尼迪、马歇尔和约翰逊航天中心的工程师，共同演练发射倒计时的全流程。图片来源：美国国家航空航天局（NASA）
    距离 39A 发射台 3.5 英里，距离 39B 发射台 4.2 英里。
这一标志性设施是美国宇航局首要多用户航天发射场的核心枢纽，能同时容纳多种不同类型的火箭和航天器。无论火箭与航天器是前往地球轨道还是被送往深空，VAB 都具备为它们执行任务做好准备的基础设施。
VAB 建筑的最高部分被称为高舱。该建筑共有四个高舱，东西两侧各分布两个。每个高舱配备一扇 456 英尺高的门，便于火箭垂直组装后转运至发射台。这些高舱门为全球最大，完全开启或关闭需耗时约 45 分钟。
VAB 内部设有五台桥式起重机，其中两台起重能力达 325 吨。操作室位于建筑顶部附近，这些起重机精度极高，甚至能将物体轻放于鸡蛋上而不使其破裂。
美国宇航局拆除了航天飞机时代的工作平台，在 3 号高舱内安装了十层全新工作平台（共 20 个半平台），以环绕 SLS 火箭
以及为阿尔忒弥斯任务处理期间提供访问的猎户座飞船。同时拆除了数英里阿波罗时代和航天飞机时代遗留的铜芯铅屏蔽电缆，为安装最先进的测试验证用指挥、通信和控制系统腾出空间，这些系统是火箭转运至发射台前进行测试验证所必需的。

  A-K 号平台

每座巨型钢制平台长约38英尺，宽62英尺，重量介于30万至32.5万磅之间。这些平台通过轨道梁连接，轨道梁既提供结构支撑，又内含驱动机构以实现平台的伸缩移动。每个平台由四套希尔曼滚轮系统承托——两侧各安装两套，其运行原理与厨房抽屉的推拉机制类似。
  • A 平台（距 VAB 地面 346 英尺）用于接触猎户座飞船的发射中止系统，执行提升吊索拆除及整流罩面板安装作业。该层还进行 LAS 天线测试（需安装测试用天线罩）。
  • B 平台（距 VAB 地面 311 英尺）可通达猎户座服务舱脐带接口，并设有来自乘员通道臂白屋的紧急疏散楼梯。
  • C 平台（距 VAB 地面 280 英尺）提供对猎户座级间适配器和 ICPS 的作业通道。工程师在此层级执行 ICPS 与运载火箭级间适配器的对接操作，以及 ICPS 脐带接口的连接工作。该平台还能开启 LVSA 上部舱门，以便人员进入 ICPS 顶部区域。
  • D 平台（位于 VAB 地面以上 264 英尺处）使得能够打开 LVSA 下部检修门，进入 ICPS 以在设备架上安装飞行电池和计算机。
  • E 平台（位于 VAB 地面以上 246 英尺处）提供了对核心级前裙部脐带接口的访问。工程师在此层使用高架作业平台进行 LVSA 与核心级的连接操作。进入核心级前裙部内部是必要的，以便对火箭航电系统的组件进行验证操作。
  • F F F\mathbf{F} 平台（位于 VAB 地面以上 192 英尺处）提供了对核心级箱间段及箱间段脐带接口的访问。工程师在此层使用被称为 F − 1 F − 1 F-1\mathrm{F}-1 的多层地面支持设备作业平台，以接近助推器前部组件和核心级与助推器前部连接点。 F − 1 F − 1 F-1\mathrm{F}-1 的上层用于助推器堆叠过程中吊带的移除，以完成前部组件的连接。
  • G 平台（位于 VAB 地面以上 166 英尺处）为助推器前段与前中段堆叠操作、助推器系统隧道电缆布线与封闭作业提供了访问通道。
  • 平台 H（位于垂直装配大楼地面以上 139 英尺处）为助推器段操作提供通道，用于将前中心段与中心段连接，以及助推器系统隧道电缆布线和封闭作业。
  • 平台 J（位于垂直装配大楼地面以上 112 英尺处）为助推器中段连接操作提供访问通道。
    至后中心段，以及助推器系统隧道电缆布线和封闭作业。
  • 平台 K（位于垂直装配大楼地面以上 86 英尺处）为助推器段堆叠操作提供通道，实现后中心段与助推器尾部组件的对接，以及助推器系统隧道电缆布线和封闭作业。K-1 层安装在平台下方，用于接触核心级和下部助推器连接点。

  39B 发射台

美国宇航局已对 39B 发射台进行了升级，从阿波罗计划和航天飞机计划时期的用途转变为支持 SLS 火箭及其他潜在用户。升级改造的核心原则是将该区域打造为“清洁发射台”，以便多种火箭能够在此发射。所有火箭所需的基础设施，如电力供应、供水系统、火焰导流槽和安全发射区均已就位。其他针对个别火箭的需求，包括进入通道等，也已准备就绪。
2022 年 3 月 18 日，在肯尼迪航天中心 39B 发射台上，NASA 的太空发射系统（火箭与猎户座飞船）矗立于移动发射平台之上。图片来源：NASA

2018 年 9 月 8 日，NASA 的移动发射平台由爬行者运输车 2 号搭载，正驶入肯尼迪航天中心车辆装配大楼（VAB）的 3 号高舱。图片来源：NASA
工作人员可通过塔架或其他结构将火箭运送至发射台。
在翻新工程中，团队用30万英尺光纤电缆替换了130万英尺铜缆，安装了新的旁路线路和阀门，拆除了传统液氧蒸发器，增设了液氢分离蒸发器，更新了传统环境控制系统设备，并更换了整个发射台综合体的消防管道。这些蒸发器将液氧或液氢转化为气体，随后回输至储罐加压，以启动向火箭的燃料输送流程。

发射台系统与组件 声波抑制系统

声抑制系统的目的是在火箭发射时减弱声音、振动及极端高温，以保护火箭和发射台的安全。点火超压与声抑制系统的水塔
可容纳约40万加仑的水，相当于注满27个标准游泳池的水量。在点火升空时，这些水会在不到30秒内倾泻到移动发射平台和火焰导流槽中。峰值流速高达每分钟110万加仑，足以在一分钟内排空约两个奥林匹克规格的游泳池。水塔经过喷砂处理和重新涂装，以持续抵御来自附近大西洋的腐蚀性盐雾空气。

  火焰沟槽

火焰沟槽内装有火焰偏转器，用于在发射时安全引导 SLS 火箭的排气羽流。翻新后的火焰沟槽长达 450 英尺——相当于一个半足球场的长度——新型火焰偏转器在发射过程中将承受高达 2200 华氏度（1204 摄氏度）的峰值温度。团队移除了阿波罗时代的耐火砖，并在沟槽内铺设了超过 96,000 块三种不同尺寸的耐热砖，使用粘结砂浆固定，并在必要处加装钢板锚固件。
需要安装钢板锚固件。在可能承受显著温度和压力的区域，技术人员以一定间距在墙体上固定钢板锚固件，以增强砖砌系统的结构强度。
导流器由150块钢板组成，每块重达4000磅，整体宽57英尺、高43英尺、长70英尺。导流器北侧呈约58度倾斜角，将在火箭升空时将尾焰、压力及剧烈热流导向北方。
火焰导流槽与偏转器位于地面以上，导流槽两侧的两座主要建筑作为支撑移动发射平台和火箭的基座。东侧为地下设施（catacombs），西侧则是火焰导流槽区域的发射台终端通信室（PTCR）及环境控制系统（ECS）机房，该区域包含水管线路系统。在翻新工程中，团队还加固了地下设施的顶部结构，使其能承受 2550 万磅的重量。

  避雷塔

施工团队安装了3根600英尺高的避雷塔，通过塔顶架空导线在发射台周边形成电网，为火箭在组装发射过程中提供雷电防护。

  推进剂系统

发射台周边设有存储液氧的西北方位球罐与存储液氢的东北方位球罐。液氧系统容量超过 85 万加仑，通过从球罐延伸至发射台的管线，在发射倒计时期间将液氧输送至 SLS 火箭。液氢系统同样拥有超过 85 万加仑的储存能力，通过真空绝热管线从球罐输送至发射台为火箭加注。目前正在建设第二个液氢球罐，其容量将超过 125 万加仑，计划从 SLS 火箭第二次发射任务开始投入使用。

  移动发射平台

这座重达 1100 万磅、高达 400 英尺的地面结构——移动发射平台，将用于
用于在前三次阿尔忒弥斯任务中，于 39B 发射台完成 SLS 火箭与猎户座飞船的组装、处理及发射工作。
发射台设计用于支持火箭的组装、测试、检查及维护工作，同时承担将火箭转运至发射平台的功能，并作为其发射时的结构基座。在发射准备阶段，履带运输车将移动发射台抬升并运往垂直装配大楼（VAB）的 3 号高舱。发射台将被固定在称为支撑机构的基座上，随后履带运输车移出作业区域。
SLS 火箭 Block 1 构型的移动发射台由两层基座组成，高 25 英尺、长 165 英尺、宽 135 英尺。该基座既是火箭的支撑平台，也承载着一座配备多组连接管线（称为脐带式管线）的塔架及发射辅助设备，用于在发射前为 SLS 火箭和猎户座飞船提供电力、通信、冷却剂、推进剂及稳定支持。塔架高约 345 英尺，内含供发射准备期间人员与设备进入乘员舱的通道，以及载人任务中宇航员使用的走道。塔架每 20 英尺设有一个工作层，便于人员接触火箭及地面支持设备。
发射器将由履带运输车运载 SLS 火箭和猎户座飞船，滚动至发射台准备发射。履带运输车耗时八小时完成四英里多的行程抵达发射台后，工程师会将发射器降下安置于发射台并移走运输车。发射过程中，每根脐带式管线及发射辅助设备将从连接点释放，确保火箭与航天器安全离开发射台升空。

  脐带式管线

后裙部电气脐带缆：两根后裙部电气脐带缆连接于 SLS 火箭每个助推器底部外侧边缘，在火箭离开发射台前为其提供电力与数据连接。这些脐带缆如同电话线路，将信号传递至移动发射平台上的另一子系统——发射释放系统。该系统负责将发射信号分发至整个发射流程的其他环节。
  • SLS 火箭脐带缆及发射辅助设备示意图。
    辅助设备与 SLS 助推器，并启动发射释放指令。
后裙部净化脐带：两根后裙部净化脐带连接于 SLS 火箭每台助推器底部外缘，通过加热的气态氮气吹扫至助推器后裙腔体，用于清除潜在危险气体并维持部件所需温度范围。团队在垂直装配厂房进行堆叠操作时连接这些脐带，它们将保持连接状态直至升空时释放。
尾部服务塔脐带：两条尾部服务塔脐带将移动发射平台上的零层甲板与 SLS 火箭核心级后部相连。这些脐带
这些脐带塔高约 33 英尺，为 SLS 核心级发动机段提供液氧和液氢流体管线以及电缆连接，以支持发射前操作中的推进剂处理。在发射前，脐带塔会向后倾斜，确保所有硬件在火箭升空时能安全可靠地断开并收回。
核心级中间舱脐带塔：核心级中间舱脐带塔是一种摆动臂式脐带塔，连接至 SLS 核心级中间舱。其主要功能是排出核心级中由极低温液氢燃料蒸发产生的气态氢。该臂还为核心级提供调节空气、加压气体以及电力与数据连接。此脐带塔位于移动发射塔 140 英尺高度处，在发射时摆动撤离。
核心级前裙脐带塔：核心级前裙脐带塔位于移动发射塔的 180 英尺高度处，液氧储箱上方。该脐带塔将摆动到位，与 SLS 火箭的核心级前裙连接，随后在发射前摆离。其主要功能是为 SLS 核心级前裙腔提供调节空气和氮气。
临时低温推进级脐带塔：临时低温推进级脐带塔位于移动发射塔约 240 英尺高度处。该脐带塔为 SLS 火箭的临时低温推进级提供燃料、氧化剂、净化空气、气态氮和氦气以及电气连接。脐带塔还具备危险气体泄漏检测功能，并在发射前摆离。
猎户座服务舱脐带塔连接器：该连接器将移动发射塔与猎户座服务舱相连，位于发射塔 280 英尺高度处。在发射前，它负责输送电子设备所需的液态冷却剂和空气，以及环境控制系统所需的净化空气与氮气，以支持航天器及发射中止系统（LAS）。脐带塔连接器会在发射前向后倾斜。
发射辅助设备乘组进出臂：乘组进出臂位于移动发射塔 274 英尺高度处。
发射塔访问臂：该臂从收回位置旋转展开，与 SLS 火箭在猎户座乘员舱口位置对接，用于在垂直组装大楼（VAB）及发射台操作期间为乘员舱提供进出通道。访问臂为人员和设备进入乘员舱提供了一个清洁可控的工作区域，同时也是紧急情况下的逃生路径，并能接触猎户座乘员舱和服务舱的维护面板。在执行载人任务时，访问臂还为宇航员提供进出通道。该臂会在发射前从猎户座航天器上收回。
车辆稳定系统：车辆稳定系统位于移动发射塔 200 英尺高度处，为 SLS 核心级提供结构接口。该系统有助于减少核心级在转运至发射台、处理操作、发射台遭遇强风事件以及发射倒计时期间的晃动。稳定器在发射时会向下并远离火箭移动。
车辆支撑柱：八根支撑柱承载固体火箭助推器的重量，每个助推器由四根支撑柱支撑。这些由铸钢制成的支撑柱高五英尺，每根重约 10,000 磅。它们位于移动发射平台的甲板上，并装有应变仪以测量在堆叠、集成、转运及发射操作期间的载荷。支撑柱将在 T-0 时刻及升空过程中为 SLS 火箭提供结构支撑。

  爬行运输车

美国宇航局已升级了一对巨型机械装置中的一台，称为爬行者运输车，以适应 SLS 火箭与移动发射平台的组合需求。为阿尔忒弥斯计划，NASA 对编号为 CT-2 的爬行者运输车 2 进行了改造，从其原先用于运输航天飞机和土星五号火箭的用途升级，重新设计并更新了滚柱轴承、新增了能承载更大负荷的组件以及改进了润滑系统。该爬行器的额定承载能力提升至 1800 万磅，比原设计高出 50 % 50 % 50%50 \% 。爬行器不与火箭直接对接，因此无需额外改装即可适配未来其他火箭的运输任务。
体型超过棒球场内野大小，由机车和大型发电机组引擎驱动，
这台爬行者运输车自重约 660 万磅，整体尺寸为长 131 英尺、宽 114 英尺，高度根据调平液压缸位置在 20 至 26 英尺间变化。其设计空载行驶速度为 2 英里/小时，载运火箭及航天器时的速度需通过平稳性分析确定。截至 2021 年底，CT-2 累计行驶里程达 2365 英里。
该履带运输车能够独立升降其侧面和角落，设计用于在车辆装配大楼（VAB）内滚动至移动发射平台下方，将其抬起，并稳定地运载 4.2 英里至 39B 发射台。运输车表面设有四个加固的承重点，用于在移动发射平台下方固定位置，将其运送至发射台。四个承重点中的三个设有夹紧块，以确保运输负载的安全。运输车利用其液压悬挂系统保持平台水平，直至抵达建于斜坡金字塔顶部的发射台，并在该处将平台安置到位。
一旦履带运输车搭载工程师和技术人员完成八小时跋涉抵达发射台，移动发射平台和太空发射系统（SLS）将被降下并安置在发射台基座机构上。待工作平台降下且电力切换完成后，履带运输车将沿发射台斜坡撤回，停泊在围栏外的指定区域。除非发射前几日需执行回撤操作，否则它将在此待命，随后转移至受保护的发射期间停放区。

  爬行轨道

这条建于 1964 年的履带运输通道全长 4.2 英里（约 6.8 公里），连接垂直装配大楼（VAB）与 39B 发射台。通道外缘间距 130 英尺（约 40 米），由两条 40 英尺（约 12 米）宽的车道和 50 英尺（约 15 米）宽的中央绿化带构成。表层铺设河砾石，直线段厚度 4 英寸（10 厘米），弯道段加厚至 8 英寸（20 厘米）。其下方是至少四英尺（约 1.2 米）厚的碎石灰岩基层，再往下则是深达 20 英尺（约 6 米）的液压压实填土层。整条通道从装配大楼至 B 发射台共使用了约 4.5 万吨岩石材料。
执行阿尔忒弥斯 1 号任务时，从垂直装配大楼到 39B 发射台的运输路径必须至少能承载
为承载爬行者运输车以及 SLS 火箭、猎户座飞船和移动发射平台的巨大重量，团队已对爬行道路进行了加固处理，确保其强度足以支撑阿特弥斯 I 号任务的重压并保持稳定，同时为未来更重载荷任务提前做好准备。
加固爬行道路对于防止液化现象至关重要。该现象中，爬行运输车、移动发射平台及其负载会导致道路振动，使土壤剧烈晃动至呈现液态而非固态特性，可能造成运输车向一侧倾斜。
在道路加固作业中，技术人员将数十块每块重逾 4 万磅的混凝土块吊装至曾用于航天飞机和 CT-2 的移动发射平台上。工程师随后驾驶载重运输车在垂直装配大楼与发射台之间的路径上反复碾压，通过每次通行逐步压实土壤。

  软件

航天器指挥与控制系统

操作、监控并协调 SLS 火箭和猎户座飞船发射地面设备的计算机软硬件被称为航天器指挥控制系统（SCCS）。SLS 火箭和猎户座飞船产生约 100 兆字节

在发射升空时每秒处理大量数据，需要一个强大的计算机系统，能够实时处理这些信息的容量和速度，以便将数据传送给发射团队和相应的任务系统。该系统是电子枢纽，往返于 SLS 核心级、火箭的 ICPS、猎户座飞船、地面系统以及发射控制室内操作人员之间的信息交汇点。在加注和发射过程中，该软件每秒将处理多达 575,000 次变更。
SCCS 代表了一套专为 SLS 和猎户座飞船独特需求量身定制的高级软件套件。该系统旨在利用现代计算机、服务器及信息技术，构建一个比以往为支持航天飞机开发的系统更快速、更安全、更可靠的网络。工程师们还设计其具备可升级和适应性，以支持火箭和飞船在不同构型及先进变体中的飞行任务。

  回收作业

除了作为地面发射系统组成部分的硬件设施外，由肯尼迪航天中心 EGS 领导的着陆与回收团队将负责在溅落后安全回收猎户座舱体，并在未来任务中回收宇航员，将其运送回陆地。跨机构着陆与回收团队由美国国防部下属人员及装备组成，包括海军两栖专家、空军气象专家，以及来自肯尼迪航天中心、约翰逊航天中心和洛克希德·马丁公司的工程师与技术员。
在航天器溅落前，回收团队将乘坐一艘海军两栖舰出海，该舰艇在水线处设有井甲板，以便小艇停靠进舰尾内部。在 NASA 回收指挥官的指令下，海军潜水员及团队成员将驾驶多艘充气艇接近"猎户座"。当"猎户座"准备被拖入井甲板时，潜水员会为航天器上的连接点系上称为绞车缆的钢索，并附加最多四条稳定索，以将航天器拖入舰内。绞车会将"猎户座"拉入舰艇井甲板内特制的支架上，其余缆索则用于控制航天器的横向移动。待"猎户座"准确定位在支架上方后
2019 年 6 月 27 日，NASA 的移动发射平台独自沿着履带运输车 2 号顶部的爬行车道，前往肯尼迪航天中心的 39B 发射复合体。图片来源：NASA
组装完成后，团队将排干船坞甲板积水并将猎户座固定在支架上。
在载人任务期间，宇航员可在开放水域或舰船坞舱中获救，具体取决于着陆当天的海况及其他因素。对于开放水域的乘员撤离，海军潜水员将在航天器周围安装稳定环以及一个被称为“前廊”的充气平台，以协助稳定猎户座飞船并帮助回收宇航员。在坞舱内进行乘员回收时，技术人员会预先放置乘员撤离支架，以便在飞船完全回收到坞舱后接近并回收乘员。
开放水域工作人员将负责将猎户座飞船的前舱盖和三顶主降落伞回收到海军舰艇的左舷侧，随后由起重机将其吊装至舰船主甲板。若团队成功回收抛落的舱盖及降落伞，工程师便可检查硬件并收集更多性能数据。团队将把飞船及其他硬件从着陆点通过舰船运输至美国圣地亚哥海军基地的码头。此后
2021 年 9 月 20 日，肯尼迪航天中心车辆装配大楼内的高架 3 号工位，工作平台从阿尔忒弥斯 I 号太空发射系统周围收回。作为脐带测试的一部分，所有 10 层平台均完成了伸展与收回操作。图片来源：美国国家航空航天局（NASA）
技术人员将猎户座飞船及其他相关硬件固定在回收运输装置——绰号“犰狳”的平台上，随后通过卡车将其运送至肯尼迪航天中心。

  测试

为飞行准备的综合测试与检测

在 SLS 于垂直装配大楼组装完毕并运抵发射台后进行的综合测试与检测系列工作，全面验证了发射前所有系统的端到端性能。
  • 模态测试：这些测试利用液压振动器和校准锤对集成结构的振动“模态”进行特性分析。
  • 接口验证测试：同样使用猎户座级适配器测试件和猎户座模拟器以及阿尔忒弥斯 I 猎户座飞船进行，该测试验证了 SLS 与猎户座之间接口的功能性和互操作性。
  • 端到端通信测试：此测试通过 VAB 内的射频天线、覆盖发射最初几秒的发射台附近天线，以及利用跟踪与数据中继卫星系统和深空网络的更强功率天线，验证集成火箭与航天器及地面之间的通信。
  • 脐带式缆线释放与收回测试：此流程测试助推器解除保险与点火的时序，以及脐带式缆线释放指令的执行。
  • 运载火箭组装大楼专项工程测试：该测试在 VAB 中对 SLS 进行元件级测试。
  • 倒计时序列测试：通过在 VAB 内模拟发射倒计时，该测试演示地面发射软件和地面发射序列器的功能，检查火箭及航天器在发射台上的状态与健康状况。
  • 飞行安全系统测试：此测试作为湿彩排前后及弹药与飞行终止系统通信的演练。
  • 动态转运测试：该测试将集成后的火箭与航天器从 VAB 转运至发射台。
从 39B 发射台往返，将实际载荷与分析模型进行对比。
  • 发射台专项工程测试：这些在发射台进行的程序测试射频、制导导航与控制，并完成最终火工品测试。
  • 湿式彩排：此流程测试推进剂加注程序、结构响应、热调节与加注程序、飞行器控制系统、航电与软件检查、电磁干扰、制导导航、主推进系统、发动机与助推器喷管转向等。

  爬行运输车

工程师们对 CT-2 进行了新改装的逐步测试，为 SLS 与猎户座的首次综合飞行测试做准备。这些为期 20 年的寿命改装包括测试新型 1500 千瓦发电机、驻车及维修
制动系统、控制系统改装、柴油发动机翻新、通风罩、排气装置及其他升级部件。

声学抑制测试

在 38B 发射台进行的水流消音测试是阿尔忒弥斯 I 号发射前的最后检查项目之一。发射时，SLS 火箭将产生近 900 万磅的推力，同时伴随巨大声响。该系统的目的是减少并抑制可能对移动发射平台、发射台基础设施、火焰导流槽乃至火箭本身造成损害的声学与热能以及高压声波。升空过程中，噪音水平可达 176 分贝，而水流系统能将振动和噪音降低几分贝，足以最大限度减轻发射台损伤。
2019 年 9 月 13 日，39B 发射台进行湿流测试，验证将用于 NASA 太空发射系统执行阿尔忒弥斯 I 任务的声音抑制系统。测试期间约 45 万加仑水流向 B 发射台火焰偏转器、移动发射平台火焰孔及发射台防爆甲板。图片来源：美国宇航局
2021 年 11 月 3 日，海军潜水员在一次航行回收测试中演练打捞模拟猎户座太空舱。图片来源：美国国家航空航天局（NASA）

航行回收测试

团队已在约翰逊中性浮力实验室水池及加利福尼亚海岸外的开放水域中，通过使用猎户座飞船测试版本及其他回收操作设备，完成了一系列航行回收测试流程演练。"航行"一词特指舰船在海上进行的回收测试。
这些测试有助于评估和改进回收流程与硬件，为猎户座飞船执行阿尔忒弥斯 I 号任务及首次载人任务阿尔忒弥斯 II 号做准备。测试还包括回收飞船首次飞行测试 EFT-1 后的返回舱，当时猎户座在测试结束时溅落在距加利福尼亚圣迭戈海岸约 600 英里的太平洋海域。

  发射模拟演练

为阿尔忒弥斯一号任务做准备，发射控制中心（LCC）的团队一直在进行发射模拟演练，涵盖倒计时全流程。在阿尔忒弥斯一号发射总监的领导下，肯尼迪航天中心的工程师团队分别就座于 LCC 一号和二号发射室的操控台前，通过软件模拟发射日将执行的指令与操作监控。倒计时模拟还纳入了来自约翰逊航天中心和马歇尔航天中心的工程师及测试主管的参与。
模拟训练包含设置虚构但逼真的故障场景，供工程师识别并解决。演练内容从为 SLS 核心级贮箱加注超低温液态氢和氧的推进剂装载环节，一直覆盖到倒计时及升空全过程。这些测试确保阿尔忒弥斯一号发射团队为发射日做好充分准备。

管理角色与设施

  肯尼迪航天中心

肯尼迪航天中心是探索地面系统计划的所在地，已将许多设施从原有的航天飞机、土星五号和阿波罗任务角色转变为支持阿尔忒弥斯任务，专注于安全处理、组装、运输及发射猎户座飞船和 SLS 火箭所需的设备、管理和操作。

多载荷处理设施

作为肯尼迪航天中心的一处独特设施，多载荷处理设施（MPPF）用于为猎户座飞船加注危险推进剂及其他绕月飞行所需的流体。
飞船通过置于运输车顶部的运输托盘及气垫系统从 O & C O & C O&C\mathrm{O} \& \mathrm{C} 移出，在 MPPF 内被移至服务台架中。
that provides 360 -degree access, allowing engineers and technicians from EGS, Jacobs, and other support organizations to fuel and service the spacecraft. Crane operators remove the transportation cover and use fuel lines and several fluid ground support equipment panels to load the various gases and fluids into the crew and service modules. 
When Orion returns to Earth after its mission, technicians will transport it to the MPPF, where they will use specialized equipment to remove unused hazardous propellants from its tanks during spacecraft post-flight processing. 

Launch Abort System Facility 

在 MPPF 完成燃料加注后，团队将"猎户座"飞船转移至发射中止系统设施。这座 50 英尺高的 LAS（包括卵形整流罩面板）在设施内水平状态下完成准备，随后被垂直安置于"猎户座"顶部，用于发射及升空入轨。该设施高度超过肯尼迪中心多数处理厂房，以确保"猎户座"飞船与 LAS 进行垂直组装时的操作空间。设施内配备起重机等设备，支持发射处理期间的系统集成作业。

助推器制造设施

助推器制造设施（BFF）是肯尼迪航天中心一处占地 45 英亩的场地，毗邻垂直装配大楼和移动发射平台区域。作为助推器主承包商的诺斯罗普·格鲁曼公司与 NASA 工程师在此设施中，对 SLS 火箭的双固体火箭助推器进行后裙部组件和前部组件的翻新、制造及组装工作。
BFF 由七栋建筑组成，包含 SLS 项目固体火箭助推器处理设施及行政办公楼。其中对助推器硬件处理贡献最显著的建筑包括制造大楼、多功能后勤保障设施以及后裙部测试设施。

旋转、处理与缓冲设施

旋转、处理与缓冲设施（RPSF）接收 SLS 火箭的助推器分段，并在发射前与运载火箭装配大楼（VAB）内的其他硬件进行集成准备。
该设施高度超过 90 英尺，长度逾 190 英尺，宽度约 90 英尺。其内部被称为
高跨区设有多个工作台和平台，便于在加工过程中接触硬件。两台200吨起重机分别位于建筑东西两端，用于将助推器分段从水平位置吊装至垂直位置。起重机控制室可供两名操作员同时作业。
铁路轨道延伸至设施内部，便于大型分段的运输交付。SLS 火箭处理作业期间，五个助推器分段将通过铁路运抵 RPSF。技术人员将检查各分段并将其旋转至垂直状态以便进行堆叠操作。
RPSF 还将从 BFF 接收助推器后裙部。在加工过程中，后段会与后裙部及覆盖喷管的后出口锥体相连，组成被称为后部组件的下部结构。团队会将后部组件、三个中心段以及前段运输至 RPSF 综合设施内两座小型备用设施之一进行存储，待需要堆叠时使用。

发射设备测试设施

发射设备测试设施（LETF）是一个多功能测试与开发区域，用于测试各类大型硬件及地面支持设备组件。
该设施自航天飞机时代升级而来，现用于支持阿尔忒弥斯任务，为安全评估支持 SLS 火箭发射的机械系统提供了试验场。设施内的设备能模拟起飞及运行条件以测试组件性能，并可提供低温、液压、电气系统、环境控制系统及其他配套资源。工程师们在 LETF 建造原型机，并在复制发射台局部结构的机械装置上测试设计方案，通过模拟发射时的压力与力量来创造类飞行条件进行测试。

  LETF 组件

  • Vehicle Motion Simulator: The vehicle motion simulator emulates all the movements a rocket makes as it is rolled to the launch pad and, more importantly, through the first 30 milliseconds of flight. This process allows exact simulations of the force and conditions under which umbilicals and other launch equipment must work to become qualified for use. 
  • 北塔与东塔：LETF 设施内设有两座模拟火箭发射塔的塔架。这些仿真塔虽比实际发射台的结构矮小，但配备了相同功能，以便工程师在火箭正式部署前评估发射台设计方案。北塔高 60 英尺，东塔高 40 英尺。塔架上可安装脐带式管线臂和进出通道臂，结合飞行器运动模拟器进行资格测试。
  • 测试夹具：工程师使用这个600吨级的多功能测试夹具进行验证载荷测试及实验，确保硬件和地面支撑组件能满足工程要求。
  • 水流测试循环系统：团队在测试装置中验证流体管路及阀门、泵、计量表等组件，通过高流量测试运行部件和管路，以确认其适用于操作及其他用途。
  • 低温系统：LETF 配备了一套低温系统，用于安全处理和使用火箭技术中常见的超低温化学品与推进剂。液氮和液氢可被泵送至 LETF 的各个区域，结合运载器运动模拟器、发射塔及设施其他部分，精确模拟发射操作。
  • 控制室、车间与高顶棚区：LETF 设有完整的控制室及配套基础设施，可向控制人员提供视频和高速数据，同时配备危险气体泄漏检测等系统，确保发射支持设备的安全运行。
此外，LETF 还设有各类车间，用于制造和组装电缆以及气动、液压和气体压力系统，供肯尼迪航天中心各设施使用。其中包括机械加工车间、焊接车间和电气车间。
LETF 高架厂房是一个室内建筑，空间足够大，可以容纳大型地面支撑结构的组装。它配备了环境控制系统和一台桥式起重机。

  发射控制中心

罗科·A·佩特龙发射控制中心（LCC）内设有多间被称为发射操作室的指挥室，用于监督和指挥倒计时及发射操作。火箭一旦离开发射塔，控制权即从 LCC 移交至约翰逊航天中心的 MCC。工程师们可以通过发射操作室内的计算机终端控制火箭、航天器及有效载荷的诸多准备工作。同样，发射台的所有活动也可由发射操作室远程操控。LCC 还配备了一套复杂软件系统，将主发射操作室内的发射团队操作员与位于垂直总装大楼、移动发射平台等处理区域的 SLS 火箭及猎户座飞船，以及肯尼迪航天中心 39B 发射工位、东部靶场的航天部队控制人员和其他 NASA 控制中心的人员紧密连接。
  • 杨-克里彭发射控制室：当今现代化的发射控制室是发射操作的中枢。EGS 为阿尔忒弥斯计划改造了杨-克里彭发射控制室（即 1 号发射控制室），配备了先进的计算机和软件系统，以提升发射控制人员对发射状况的感知能力。1 号发射控制室将成为阿尔忒弥斯 I 任务的主控室。
  • 2 号与 3 号发射控制室：这两处控制室也将为阿尔忒弥斯计划提供支持。EGS 升级了 2 号控制室，用于软件验证与确认测试、模拟支持，并在发射日作为阿尔忒弥斯任务支援团队的集结地。团队重新规划了 3 号控制室的功能，将其打造为专注于地面及飞行硬件操作控制所需软件的开发设计环境。

行业合作伙伴 雅各布工程公司

Jacobs 公司作为 EGS 承包商，为 NASA 阿尔忒弥斯任务、猎户座飞船计划及太空发射系统提供全方位服务，是地面系统领域的领先服务商。
作为肯尼迪航天中心 EGS 项目的发射运营承包商，负责执行阿尔忒弥斯 I 号所有飞行硬件的验收、处理、堆叠、集成、测试及发射支持工作。团队协助开发了阿尔忒弥斯 I 号发射控制软件，并在 LCC 发射控制室为 NASA 提供所有倒计时活动的支持。在马歇尔航天中心，雅各布斯公司

  快速概览

  移动发射平台 1 号（ML1）
地面以上总高度 ∼ 400 ft ( ∼ 122 m ) ∼ 400 ft ( ∼ 122 m ) ∼400ft(∼122m)\sim 400 \mathrm{ft}(\sim 122 \mathrm{~m})
  双层基座 25 ft ( 7.7 m ) high × 165 ft ( 50.3 m ) long × 135 ft ( 41.1 m ) wide 25 ft ( 7.7 m )  high  × 165 ft ( 50.3 m )  long  × 135 ft ( 41.1 m )  wide  {:[25ft(7.7m)" high "xx165ft(50.3m)],[" long "xx135ft(41.1m)" wide "]:}\begin{aligned} & 25 \mathrm{ft}(7.7 \mathrm{~m}) \text { high } \times 165 \mathrm{ft}(50.3 \mathrm{~m}) \\ & \text { long } \times 135 \mathrm{ft}(41.1 \mathrm{~m}) \text { wide } \end{aligned}
  离地高度
22 ft ( 6.7 m ) 22 ft ( 6.7 m ) 22ft(6.7m)22 \mathrm{ft}(6.7 \mathrm{~m}) ，"0"号甲板离地47英尺 ( 14.3 m ) ( 14.3 m ) (14.3m)(14.3 \mathrm{~m})
22ft(6.7m), " 0 " deck is 47 ft (14.3m) off the ground| $22 \mathrm{ft}(6.7 \mathrm{~m})$, " 0 " deck is 47 ft | | :--- | | $(14.3 \mathrm{~m})$ off the ground |
六个钢制安装机构的高度 22 ft ( 6.7 m ) 22 ft ( 6.7 m ) 22ft(6.7m)22 \mathrm{ft}(6.7 \mathrm{~m}) （在垂直装配大楼或发射台上）
移动发射台置于六个钢制支架上时，其甲板离地高度 47 ft ( 14.3 m ) 47 ft ( 14.3 m ) 47ft(14.3m)47 \mathrm{ft}(14.3 \mathrm{~m}) （在垂直装配大楼或发射台上）
助推器尾裙坐落在车辆支撑柱（VSPs）上 八个支撑柱用于在移动发射平台转运至发射台及升空时支撑火箭（每个助推器四个）
  塔 约345英尺（105.2米）高的方形结构
  塔楼层级 每 20 ft ( 6.1 m ) 20 ft ( 6.1 m ) 20ft(6.1m)20 \mathrm{ft}(6.1 \mathrm{~m}) 供人员进出火箭及地面支持设备使用
  近似 ML1 重量 ∼ 11.3 ∼ 11.3 ∼11.3\sim 11.3 百万磅（ ∼ 5 , 125.6 t ∼ 5 , 125.6 t ∼5,125.6t\sim 5,125.6 \mathrm{t} ）
Mobile Launcher 1 (ML1) Total height above ground ∼400ft(∼122m) Two-story base "25ft(7.7m) high xx165ft(50.3m) long xx135ft(41.1m) wide " Height off ground "22ft(6.7m), " 0 " deck is 47 ft (14.3m) off the ground" Height of six steel mount mechanisms 22ft(6.7m) (in VAB or on launch pad) Height above the ground of mobile launcher deck when positioned on six steel mounts 47ft(14.3m) (in VAB or on launch pad) The booster aft skirt sits on Vehicle Support Posts (VSPs) Eight to support the rocket (four per booster) on the mobile launcher platform during transfer to the pad and at liftoff Tower 40ft(12.2m) square, about 345 ft ( 105.2 m ) tall Tower floor levels Every 20ft(6.1m) for personnel access to the rocket and ground support equipment Approximate ML1 weight ∼11.3 million lb ( ∼5,125.6t )| Mobile Launcher 1 (ML1) | | | :---: | :---: | | Total height above ground | $\sim 400 \mathrm{ft}(\sim 122 \mathrm{~m})$ | | Two-story base | $\begin{aligned} & 25 \mathrm{ft}(7.7 \mathrm{~m}) \text { high } \times 165 \mathrm{ft}(50.3 \mathrm{~m}) \\ & \text { long } \times 135 \mathrm{ft}(41.1 \mathrm{~m}) \text { wide } \end{aligned}$ | | Height off ground | $22 \mathrm{ft}(6.7 \mathrm{~m})$, " 0 " deck is 47 ft <br> $(14.3 \mathrm{~m})$ off the ground | | Height of six steel mount mechanisms | $22 \mathrm{ft}(6.7 \mathrm{~m})$ (in VAB or on launch pad) | | Height above the ground of mobile launcher deck when positioned on six steel mounts | $47 \mathrm{ft}(14.3 \mathrm{~m})$ (in VAB or on launch pad) | | The booster aft skirt sits on Vehicle Support Posts (VSPs) | Eight to support the rocket (four per booster) on the mobile launcher platform during transfer to the pad and at liftoff | | Tower | $40 \mathrm{ft}(12.2 \mathrm{~m})$ square, about 345 ft ( 105.2 m ) tall | | Tower floor levels | Every $20 \mathrm{ft}(6.1 \mathrm{~m})$ for personnel access to the rocket and ground support equipment | | Approximate ML1 weight | $\sim 11.3$ million lb ( $\sim 5,125.6 \mathrm{t}$ ) |

  爬行运输车

高度范围大约从 20 ft ( 6.1 m ) 20 ft ( 6.1 m ) 20ft(6.1m)20 \mathrm{ft}(6.1 \mathrm{~m}) 到 26 ft ( 1.8 m ) 26 ft ( 1.8 m ) 26ft(1.8m)26 \mathrm{ft}(1.8 \mathrm{~m}) ，具体取决于顶升、平衡及调平油缸的位置
整体尺寸：长 131 ft ( 40 m ) 131 ft ( 40 m ) 131ft(40m)131 \mathrm{ft}(40 \mathrm{~m}) ，宽 × 114 ft ( 35 m ) × 114 ft ( 35 m ) xx114ft(35m)\times 114 \mathrm{ft}(35 \mathrm{~m}) 。移动发射平台通过四个接触点与履带运输车相连，呈 90 − ft ( 27.4 − m ) 90 − ft ( 27.4 − m ) 90-ft(27.4-m)90-\mathrm{ft}(27.4-\mathrm{m}) 的正方形排列（与职业棒球场的本垒打线相同）
为核心级系统提供了工程与集成支持，而在约翰逊中心，团队负责猎户座降落伞系统的开发与制造支持。
  重量
约665万磅（相当于15座自由女神像或1000辆皮卡的重量）
Approximately 6.65 million Ib (or the weight of about 15 Statues of Liberty or 1,000 pickup trucks)| Approximately 6.65 million Ib (or the weight of about 15 | | :--- | | | | | | Statues of Liberty or 1,000 pickup trucks) |
  速度   负载：1 英里/小时
  空载：2 英里/小时
Weight "Approximately 6.65 million Ib (or the weight of about 15 Statues of Liberty or 1,000 pickup trucks)" Speed Loaded: 1 mph Unloaded: 2 mph| Weight | Approximately 6.65 million Ib (or the weight of about 15 <br> <br> <br> Statues of Liberty or 1,000 pickup trucks) | | ---: | :--- | | Speed | Loaded: 1 mph | | | Unloaded: 2 mph |
quad\quad
  负载 能够运输1800万磅（约3,016.4吨）（相当于
  容量 超过20架满载的777飞机重量）
Load Able to transport 18 million lb (3,016.4 t) (or the weight of capacity more than 20 fully loaded 777 airplanes)| Load | Able to transport 18 million lb (3,016.4 t) (or the weight of | | ---: | :--- | | capacity | more than 20 fully loaded 777 airplanes) |

飞行器组装大楼

  • 作为世界上占地面积最大的建筑之一，垂直装配大楼占地8英亩，高525英尺（160米），宽518英尺（158米）。
  • 其容积达 130 , 130 , 415 130 , 130 , 415 130,130,415130,130,415 立方英尺（ ( 3 , 684 , 883 ( 3 , 684 , 883 (3,684,883(3,684,883 立方米），是全球体积最庞大的建筑物之一。
  • 该建筑使用了65,000立方码（49,696立方米）的混凝土，钢结构框架重达98,590吨。其地基由4,225根钢桩支撑，这些钢桩深入基岩164英尺（50米）。
  • 垂直装配大楼的高舱门是世界上最高的，高达456英尺（139米），完全开启或关闭需耗时约45分钟。
  • 该建筑外墙绘有一幅覆盖 12,300 平方英尺（约 0#平方米）的 NASA 标志，以及一面高达 209 英尺（64 米）、宽 110 英尺（33.5 米）的美国国旗，这是世界上最大的国旗涂装，位于垂直装配大楼（VAB）侧面。
  • 这面国旗最初于1976年为纪念美国建国两百周年的"空间与技术博览会"而绘制在垂直装配大楼上。
  • 2020 年，重新绘制美国国旗和 NASA 标志共耗费了超过 500 加仑（1,893 升）的油漆。
  • 垂直装配大楼内未设"I 号平台"，以避免与数字"1"混淆。
  • 该建筑被列入国家历史遗迹名录，并被指定为国家历史土木工程地标。

  39B 发射台

  • 在翻新工程期间，移除了130万英尺（396,240米）的铜缆，替换为30万英尺（91,440米）的光纤电缆。
  • 用于点火超压和声音抑制系统的水塔可容纳约40万加仑（1,818,436升）水，相当于27个标准泳池的容量。这些水在不到30秒内倾泻至移动发射平台和火焰导流槽中，峰值流速达每分钟110万加仑（约合 4 , 163 , 953 4 , 163 , 953 4,163,9534,163,953 升/分钟），足以在一分钟内排空约两个奥林匹克规格的游泳池。
  • 三座避雷塔高约 600 英尺（183 米），比垂直装配大楼（VAB）的 525 英尺（160 米）还要高。
  • 地下墓穴的顶部经过加固，可承受2550万磅（11,340吨）的重量——相当于2125头平均体型的非洲象。
  • 翻新后的火焰导流槽及新型火焰偏转器能承受发射时3000至5600华氏度（1649至3093摄氏度）的高温。
  • 在火焰导流槽的翻新工程中，其墙壁上铺设了超过96,000块砖。
  • 火焰沟槽长450英尺（137米），相当于约1.5个足球场的长度。
  • 火焰偏转器由约150块钢板组成，每块重达4000磅（1814公斤）。
  • 液氧和液氢储罐分别储存着超低温液态气体（用作推进剂），温度低至零下297华氏度和零下423华氏度（零下147摄氏度和零下253摄氏度）。
  • 阿波罗 10 号是首个从 39B 发射台启程的任务，它于 1969 年 5 月 18 日升空，为首次登月进行演练。
  • 1973 年，三组宇航员从 39B 发射台升空前往天空实验室空间站。
  • 执行历史性阿波罗-联盟测试计划任务、实现太空对接的三名阿波罗宇航员同样从 39B 发射台升空。

空间通信与导航系统

阿尔忒弥斯任务将依赖 NASA 全球通信网络服务实现月球轨道之旅。NASA 的全球网络基础设施将提供无缝通信服务，随着猎户座飞船离开地球、绕月飞行及安全返回，提供不同等级的服务支持。
美国宇航局的近空网络和深空网络将提供通信与导航支持服务。通信服务使飞行控制人员能够向航天器发送指令，并接收来自猎户座飞船、太空发射系统及火箭上面级的数据。导航或跟踪服务则帮助飞行控制人员计算航天器在太空飞行轨迹中的实时位置。

美国宇航局近空网络

美国宇航局近空网络通过商业和政府所有、承包商运营的网络基础设施，提供一系列通信与导航服务。该网络将在发射阶段提供通信支持，并在月球之旅的各个关键节点提供导航服务。

近空网络直连地球服务

近空网络的发射通信段（LCS）包括佛罗里达海岸沿线的三个地面站，以满足 SLS 火箭的特定需求，并将在阿尔忒弥斯 I 任务的前期准备和发射阶段为猎户座飞船和 SLS 火箭提供通信链路。具体而言，沿火箭飞行路径的前两个地面站将在火箭与任务控制中心之间建立上行和下行通信。在上升的最后阶段，第三个地面站将从 SLS 火箭下行高速遥测数据和视频，同时猎户座飞船与通信中继卫星建立连接。近空网络的导航服务通过智利圣地亚哥和南非哈特比斯霍克的地面站，延伸至猎户座飞船从低地球轨道到月球再返回的全程。

近空网络中继服务

近地空间网络还通过 NASA 的跟踪与数据中继卫星（TDRS）星座为阿尔忒弥斯一号任务提供服务，该星座可提供近乎连续的通信服务。TDRS 位于地球上空约 22,000 英里处，在阿尔忒弥斯一号任务的发射和低地球轨道阶段，将来自低高度航天器的数据中继至地面天线。TDRS 将持续提供服务，直到猎户座飞船和临时低温推进段（ICPS）离开其覆盖范围，届时 NASA 的深空网络将接管通信，并在猎户座返回地球时再次介入——从最后的返回轨迹修正燃烧阶段直至溅落。

NASA 深空网络

深空网络（DSN）将负责处理超出近地轨道范围的通信任务。此外，该网络还将为作为阿尔忒弥斯 I 号次级载荷发射、执行独立科学与技术任务的立方卫星在部署阶段提供通信支持。DSN 由分布在全球经度上近似相隔 120 度、彼此等距的三处地面站组成，分别位于美国加州巴斯托附近的戈尔德斯通、西班牙马德里附近以及澳大利亚堪培拉附近。这种战略布局确保随着地球自转，当遥远航天器即将从一处 DSN 站点地平线消失时，另一站点可立即接续信号，实现持续通信。
近空网络与深空网络将协同为猎户座飞船提供导航支持，使工程师能够运用名为三向多普勒追踪的技术。该方法通过两个地面站（每个网络各出一个站点）同时与猎户座保持联系，NASA 可据此以地面站为基准三角定位飞船的实时位置。
    • 美国宇航局宇航员妮可·曼在猎户座模拟舱内竖起大拇指。图片来源：NASA/Bill Ingalls
  2. ∇ ∇ grad\nabla 太空发射系统主要组件示意图。图片来源：美国宇航局
  3. 阿尔忒弥斯 II 任务的 RS-25 发动机被指定为阿尔忒弥斯 I 发动机的备用引擎。2047、2059、2062 和 2063 号发动机已完成改装，随时可执行飞行任务。
  4. ∇ ∇ grad\nabla 在兰利单计划风洞中测试 SLS 模型，通过向固体火箭助推器注入高压气体模拟助推器分离发动机点火。图片来源：George Homich
  5. 在 NASA 新奥尔良米丘德装配厂，阿尔忒弥斯 III 任务中猎户座飞船新完工的压力容器正从焊接工具中吊出。图片来源：NASA
  6. NASA 休斯顿约翰逊航天中心的工程师们正在评估身着改进型高级乘员逃生太空服的机组人员如何在猎户座飞船模拟舱内操作旋转手动控制器和光标控制装置。图片来源：NASA
  7. 工作人员正在检查亮橙色稳定器的压力，这些稳定器将在必要时保持猎户座飞船在水中的直立状态。NASA、洛克希德·马丁公司与美国海军正在圣地亚哥海岸附近的太平洋上进行这项测试。图片来源：NASA
    • 2022 年 1 月 19 日日出时分，NASA 肯尼迪航天中心车辆装配大楼的景观，内部已组装好用于阿尔忒弥斯 I 任务的 SLS 火箭与猎户座飞船。图片来源：NASA
  9. T T T\boldsymbol{T} 肯尼迪航天中心的团队在 2021 年 1 月 22 日通过驾驶履带运输车 2 号（CT-2）来回行驶于发射台移动通道上，以加强其承重能力。该运输车搭载了航天飞机计划时期使用的移动发射平台，并装载了多个水泥块，每个重约 40,000 磅。图片来源：NASA