CERV 航天飞机（CERV Shuttle）

CERV 航天飞机Composite Enhanced Reusable Vehicle

CERV 采用轨道器、8.4 米外挂燃料箱和两枚 4 米液体燃料助推器的三段式发射布局，乘员舱具备整体逃逸能力。

全称：Composite Enhanced Reusable Vehicle

中文译名：复合增强可重复使用运载器

类型：可重复使用载人航天飞机

世代：第二代航天飞机

前身：STS 航天飞机（第一代）

后继：秃鹫航天飞机（第三代）

研发阶段：2005 年 - 2015 年

首飞：2015 年 6 月（CERV-F1，地平线号执飞）

服役阶段：2017 年 - 2040 年

末飞：2040 年 6 月 15 日（CERV-F666，发现号执飞）

发射场：文昌航天发射场 / 卡纳维拉尔角

主要着陆场：卡纳维拉尔角 Shuttle Landing Facility / 文昌航天器着陆跑道

构型：垂直发射 / 水平着陆

轨道器机身：铝合金—复合材料混合结构

轨道器干重：63 吨

最大起飞重量：2,169.9 吨（含 30 吨载荷）

全长：轨道器 36 米 / 组合体 55.4 米

翼展：24.3 米

载荷能力：30 吨（上行）/ 20 吨（返回）

乘员能力：8 人（常规 2 名飞行员 + 0-6 名任务人员）

运行状态：已退役（2040 年）

本文描述的是架空时间线中的内容。在该时间线中，CERV 航天飞机（全称 Composite Enhanced Reusable Vehicle，中文译名"复合增强可重复使用运载器"，简称 CERV）是继 STS 航天飞机之后开发的第二代载人航天飞机。该型号继承 STS 的轨道器、8.4 米外挂燃料箱和三台 RS-25D 主发动机构型，于 2005 年启动研发，2015 年 6 月由地平线号执飞首飞任务 CERV-F1，2017 年正式接替退役的 STS 承担载人和货运任务，于 2040 年由第三代秃鹫航天飞机接替退役，末飞任务 CERV-F666 于 2040 年 6 月 15 日由发现号执飞。

CERV 在继承 STS 基础构型的同时进行了四项根本性改进：大量采用复合材料实现结构减重，使轨道器干重降至 63 吨；首次引入整体式乘员舱逃逸系统；将固体助推器更换为可RTLS 返场着陆的液体燃料助推器；将气动布局从单片中央垂尾改为双翼尖垂尾加前置鸭翼。此外，CERV 还配备了两台喷气发动机以支持着陆辅助、横向航程扩展和复飞能力，是首款具备着陆复飞能力的载人航天飞机。

CERV 支持从文昌航天发射场和卡纳维拉尔角发射，最多可将 30 吨载荷送入 600×600 km × 51° 轨道，并能携带 20 吨载荷进行再入返回。轨道器采用电传飞控设计，具备全阶段全自动飞行能力（含着陆）。在轨燃料电池可支持 35 天自由飞行，生命维持系统支持 30 天，驻留空间站或轨道船坞时通过外部供电最长可达 120 天。CERV 的液体助推器设计、乘员舱逃逸方案、翼型布局和热防护体系为后继秃鹫航天飞机提供了直接的工程基础。

在航天飞机体系中，CERV 定位为"安全改进型航天飞机"。该级并不追求 STS 之后的全面性能跃升，而是以哥伦比亚事故教训为核心驱动力，系统性地解决上升段乘员安全、结构老化、助推器不可回收和着陆灵活性不足等问题。退役后，其液体助推器技术、整体式逃逸理念、复合材料应用和改进型热防护体系被秃鹫航天飞机继承和发展。

背景与发展

哥伦比亚事故与安全改进需求

2003 年哥伦比亚航天飞机事故是推动 CERV 立项的核心事件。STS-107 任务再入阶段，因发射时外挂燃料箱泡沫脱落击穿左翼前缘热防护瓦，导致超高温气体侵入翼内结构，轨道器解体，七名航天员遇难。事故调查不仅指出了泡沫脱落和热防护脆弱性的直接原因，还暴露了 STS 体系在上升段乘员逃生能力、在轨热防护检查和组织性风险评估方面的系统性缺陷。

事故后，NASA 对剩余三架 STS 轨道器进行了大规模返厂升级，包括改进泡沫喷涂工艺、增加在轨机械臂热防护检查、优化上升段摄像覆盖和修订任务中止规则。然而这些改进无法从根本上解决 STS 的两大结构问题：轨道器侧挂在燃料箱旁、乘员在上升段无逃生路径。泡沫脱落风险只能降低而不能消除；固体助推器一旦点燃就无法关机和节流；单片大型垂尾和 STS 的滑翔特性使得着陆阶段几乎没有复飞余地。

同期，STS 轨道器在 1980 年代的原始结构设计中大量使用铝合金，机身空重偏高，限制了载荷能力和任务弹性。轨道器机队经过二十余年高频飞行后，结构疲劳积累和维护成本持续上升。美国在 2004 年提出星座计划后，STS 按原计划将在 2010 年退役，但替代系统的研发进度一再推迟，航天飞机继承线出现空白风险。

CERV 的立项与定位

2005 年，CERV 项目正式立项。项目目标明确为：在 STS 运营经验和地面设施基础上，开发一型安全余量更高、可维护性更好、运力不低于 STS 并具备乘员整体逃逸能力的航天飞机，而非追求完全新一代的运载体系。CERV 的名称——Composite Enhanced Reusable Vehicle——直接反映了项目的核心工程策略：以复合材料减重换取安全增强和性能提升。

与同时期星座计划中的阿瑞斯火箭和猎户座飞船不同，CERV 不脱离航天飞机的"垂直发射、水平着陆"和载人/载荷同舱运输范式。项目方认为，STS 的运营体系、发射工位、总装厂房、运输履带车、着陆跑道和任务控制中心是航天飞机继承线的战略资产，不应被废弃；航天飞机继承线自身需要完成的不是范式转换，而是补足安全课。

项目早期曾评估过多种替代方案，包括完全可重复使用两级入轨飞行器、小型载人飞船加货运火箭的组合，以及保留 STS 固体助推器、仅更换轨道器的方案。方案评估最终确定：液体助推器路线虽然研发成本更高，但提供了节流、关机、中止和RTLS 返场着陆能力，综合安全收益和全生命周期成本优于固体助推器路线。复合材料机身和整体式乘员逃逸舱则被列为不可妥协的安全需求。

研发阶段

设计

轨道器

结构与材料

轨道器机身采用铝合金—复合材料混合结构，主承力框架使用铝合金以保持热稳定性，机翼蒙皮、货舱门、机身面板和非承力隔框大量使用碳纤维增强复合材料。复合材料的大量应用使轨道器干重降至 63 吨，较 STS 轨道器（约 78 吨）减少约 19%。结构减重直接转化为额外载荷能力，并为乘员舱逃逸系统、喷气发动机和增强型航电腾出重量包线。

复合材料选型和制造由波音与诺斯罗普·格鲁曼联合承担。机翼蒙皮采用共固化整体加筋壁板，减少了紧固件数量并降低了装配工时。货舱门采用复合材料蜂窝夹层结构，在保持与 STS 货舱门同等刚度的前提下减重约 30%。机身中段和尾段的次级结构大量应用复合材料面板，仅在发动机推力架、起落架连接点和翼身连接区保留钛合金或高强度铝合金加强件。

结构减重的意义超出了单纯的质量指标。轨道器干重降低后，在相同推力条件下可获得更充裕的上升段中止选项、更低的翼载和更灵活的着陆质量窗口。这对 CERV 的核心安全目标至关重要：更低的翼载意味着更低的进近速度和更长的跑道选择时间，直接支撑了喷气发动机辅助着陆和复飞操作。

热防护系统

CERV 的机身使用改进后的通用隔热瓦，在 STS 热防护体系基础上提升了耐久性和可维护性。通用隔热瓦采用标准化尺寸和模块化安装接口，减少了不同位置所需隔热瓦的规格数量，从而降低了制造、库存和更换成本。单块隔热瓦的更换时间较 STS 缩短约 40%，维护团队可在常规任务周转周期内完成高热流区域的全面检查与局部换瓦。第二批轨道器使用了增强配方隔热涂层，进一步提高了再入后的涂层完整性保持率；第三批在此基础上引入了改进型隔热瓦基体材料，提升了高能返回后的重复使用裕度。

隔热瓦下方设有隔热涂层，可在隔热瓦部分破碎或脱落的情况下继续提供一定的隔热保护。该冗余设计直接对应哥伦比亚事故的教训——当一块或多块隔热瓦失效时，下层涂层可延缓高温气体侵入机身主体结构，为轨道器争取更多反应时间。隔热涂层在再入后需通过热像扫描检查完整性，热流异常区域需在下次飞行前补涂。

机翼前缘和机头等极端热流区使用增强碳碳材料，边条和发动机短舱周边使用耐高温合金。复合材料蒙皮的热膨胀特性与金属结构不同，设计团队在热防护瓦与复合材料蒙皮之间增加了柔性中间层和分段间隙补偿，以避免再入热循环造成的脱瓦或应力集中。

气动布局

CERV 在气动布局上完成了从 STS 到新一代航天飞机的过渡。该级放弃了 STS 的中央大型单片垂直尾翼，改用位于三角翼翼尖的两片小型垂直安定面。翼尖双垂尾在再入和滑翔阶段提供方向稳定性和偏航控制，同时取消了 STS 垂尾对机身中轴线的结构质量集中，有利于复合材料机身的匀载设计和减重。

机头两侧设有一对前置鸭翼，承担起飞抬轮、再入后段俯仰配平和低速复飞功能。主翼为后掠三角翼，每侧后缘设有多组控制面，可按任务阶段组合为副翼、升降舵、襟翼或阻力板。该翼型布局随后被秃鹫航天飞机整体继承和放大，构成航天飞机继承线 2010 年代以后的标准气动方案。第三批轨道器在鸭翼控制面上引入了电驱动替代液压驱动，降低了维护复杂性和液压管路泄漏风险。

乘员舱整体逃逸系统

CERV 是航天飞机继承线上首款实现乘员舱整体逃逸能力的轨道器。乘员舱位于轨道器前部，为独立加压结构，可在任何飞行阶段——包括地面待发、上升段、在轨飞行和再入阶段——与轨道器主体物理分离。逃逸系统不限于特定的高度窗口或飞行状态，在设计上要求从发射台静态逃逸到再入大气层的全剖面内均保持可用。

分离由两枚安装在乘员舱后部的固体燃料推进器启动。固体逃逸发动机主要用于地面至 100 km 高度的阶段，尤其是最大动压区逃逸——该区域内气动载荷极高，需要固体发动机的瞬时高峰值推力将乘员舱快速推离全栈。一旦乘员舱离开轨道器主体达到 5 米距离，四台双组元常温燃料逃逸发动机即点火，与剩余燃烧的固体发动机同时工作，提供更大的总推力以确保乘员舱安全脱离危险区域。

逃逸飞行中，乘员舱使用自身的 RCS 推进器和前置鸭翼进行基础姿态控制。逃逸发动机燃尽后，乘员舱通过降落伞系统实施水面或陆地着陆。降落伞系统包括一具引导伞、三具主伞和备份开伞逻辑，设计着陆速度不高于 8 m/s。第二批轨道器升级了降落伞展开电子时序控制器，缩短了着陆准备时间；第三批引入了冗余高度计和自适应伞释放逻辑，提高了不同地形条件下的着陆安全性。

乘员舱逃逸系统不依赖轨道器飞控或主电源，拥有独立的电池、惯性导航单元和降落伞展开逻辑。逃逸触发的决策可由机组手动激活，也可由发射中止计算机根据推力丧失、结构过载、级间分离异常或轨迹偏离自动触发。该系统的整体式逃逸理念——将乘员舱而非单个座椅弹射作为逃逸单元——此后被秃鹫航天飞机直接继承并扩展。

喷气发动机

轨道器尾部配有两台涡扇喷气发动机，用于着陆阶段辅助飞行、扩展横向航程和提供复飞能力。着陆标准流程中，轨道器在降至 10,000 米以下时启动喷气发动机，建立推力后进入正常着陆程序。喷气发动机使 CERV 具备了航天飞机继承线上此前从未实现的复飞能力：若进近不稳定、跑道被占或风切变超过限制，轨道器可执行复飞绕场重新进近，无需依赖无动力滑翔的一次性着陆尝试。

复飞时需要打开加力燃烧器，否则在满载返回质量和短跑道条件下推力不足以完成复飞爬升。喷气发动机使用独立于 OMS 和逃逸系统的航空煤油燃料系统，仅在着陆阶段使用。若喷气发动机在下降过程中启动异常，轨道器将切换为直接滑翔着陆模式，采用目视飞行规则进近。该备份模式在多次任务中被列为最低配置着陆方案，并经过模拟和飞行验证。第三批轨道器配备了改进型喷气发动机启动系统，将冷态启动时间缩短了约 25%，进一步扩大了可用的复飞决策窗口。

喷气发动机的引入也扩展了 CERV 的着陆备降灵活性。与 STS 仅能依赖少数长跑道和海外备降场不同，CERV 在喷气发动机可用时可以将更多机场纳入候补备降清单，提升了对轨道交会延迟、天气恶化和跑道拥堵的适应能力。

航电与电传飞控

CERV 采用电传飞控（fly-by-wire）设计，在 STS 玻璃化座舱的基础上进行了全面数字化升级。第一批飞控计算机采用四余度架构，确保在任何单点故障的情况下系统仍能继续安全飞行；第二批升级为增强型飞控处理器，引入了基于任务阶段的自适应控制律切换；第三批采用新一代综合航电平台，统一了飞行控制、任务管理和通信导航功能，减少了独立处理器数量和布线重量。

轨道器具备全阶段全自动飞行能力，覆盖发射、入轨、交会、对接、再入和着陆全流程——着陆阶段同样由自动系统独立完成，无需飞行员手动接管。常规任务配置仍为两名飞行员，但自动系统可在无人状态下独立执行完整任务。

在轨期间，航电系统提供自动交会、对接保持、货舱操作和热控管理。飞控软件按阶段门组织任务决策：再入前检查热防护、客舱压力和备降点天气；着陆前检查喷气发动机状态、跑道可用性和复飞窗口；若任一条件不满足，系统自动建议延迟、备降或中止选项。

气闸舱与对接口

轨道器货舱前部设有内置气闸舱，供乘组执行舱外活动（EVA）。气闸舱可容纳两名着舱外航天服的乘员，支持空间站维护、载荷部署和应急修复等出舱作业。第三批轨道器的气闸舱面积增大约 15%，可同时容纳两名乘员外加一件大型工具包或小型设备，提升了复杂出舱任务的效率。

气闸舱上方安装有一个可伸缩式 1.875 米通用对接口，用于与其他航天器交会对接。该对接口在不使用时收入货舱壁内，对接时伸出并完成硬捕获和密封。可伸缩设计减少了发射和再入阶段对接口的气动载荷和热负荷，并降低了对接机构的热防护维护需求。第二批轨道器引入了改进型对接密封圈，延长了在轨长期停泊时的密封寿命。

外挂燃料箱

CERV 的外挂燃料箱延续 STS 体系的 8.4 米直径规格，为三台 RS-25D 主发动机提供液氢和液氧推进剂。与 STS 外挂燃料箱的大面积泡沫保温方案不同，CERV 版本采用了保温涂层加保温泡沫的双层设计：底层为喷涂式保温涂层，覆盖燃料箱绝大部分表面积；泡沫保温层仅用于气动加热最严重的局部区域和结构连接部位。该设计显著减少了保温泡沫的总用量，从而降低了发射阶段泡沫脱落并撞击轨道器热防护系统的风险。

保温涂层方案的技术难点在于涂层与铝合金箱壁的热膨胀匹配、低温下的附着力维持，以及多次发射周期中的老化和检测。CERV 在验证阶段对涂层进行了多次热循环和振动测试，确认其在液氢温度至发射气动加热范围内的完整性和附着力。

外挂燃料箱由洛克希德·马丁位于米舒的工厂制造，通过驳船转运至文昌发射场或肯尼迪航天中心。燃料箱在上升段为主发动机供气，主发动机关机后与轨道器分离，在再入大气层时烧毁。CERV 运营期间未发生因外挂燃料箱泡沫脱落导致的热防护损伤事件，涂层加泡沫的双层保温方案随后被秃鹫航天飞机继承。

液体燃料助推器

CERV 将固体助推器更换为液体燃料助推器是该型号最具工程意义的改动之一。两枚 4 米直径液体燃料助推器对称安装在 8.4 米外挂燃料箱两侧，每枚助推器底部安装 9 台增推版 TH-12 液氧煤油发动机，采用富氧补燃循环，单台真空推力 1,132.67 kN。9 台发动机以 8+1 布局排列——外圈 8 台固定推力，中央 1 台用于节流和推力矢量控制。助推器具备节流、关机和重启能力，支持上升段推力调节和发射中止场景下的受控关机。

助推器姿态控制采用液氧/煤油双组元 RCS 推进器，与主发动机共享推进剂种类。相比 STS 固体助推器使用的肼类单组元 RCS，双组元液氧/煤油 RCS 具有更大的推力，且单一燃料种类降低了系统复杂性和地面处理成本。该方案随后被秃鹫助推器直接继承。第三批轨道器对应的助推器升级了 RCS 阀组和推力室涂层，将单次回收后的 RCS 维护工时降低了约 20%。

助推器在分离后执行 boost-back burn 返场机动，随后受控再入并反推着陆至发射场附近的专用着陆台（RTLS，Return To Launch Site）。早期回收测试（CERV-F1 至 CERV-F5）在近海空域进行，以降低着陆失败对发射场设施的风险；CERV-F5 成功回收后，所有常规运营任务均采用发射场 RTLS 着陆模式。助推器着陆后经初步安全化处理，转运至整备设施进行飞行后检查和下一轮任务准备。

复用与维护

CERV 助推器设计复用寿命为 50 次，每飞行 10 次需进行一次计划内维护。维护内容包括发动机涡轮泵检查、推力室烧蚀评估、RCS 阀组测试、栅格翼展开机构润滑和结构无损检测。与后续 Vulture 助推器相比，CERV 助推器的维护间隔较短，且不具备免维护长时间运行能力。

Vulture 使用的改进版 TH-12 在发动机基本性能指标上保持不变（真空推力仍为 1,132.67 kN），但通过涡轮泵轴承升级、推力室冷却通道优化和材料改进，大幅提升了维护效率并降低了维护成本。Vulture 助推器在没有维护的情况下可连续飞行 75 次，进行计划内维护后可继续使用 200-300 次。CERV 助推器的 50 次设计寿命和 10 次维护间隔为 Vulture 提供了关键的使用基线数据。

助推器回收测试历程

CERV 前五次飞行的助推器均为反推回收测试，每次任务逐步推进回收技术的成熟度：

CERV-F5 任务后，助推器回收进入常规运营状态。CERV-F12 任务首次使用回收后的助推器执行二次发射，并再次成功回收，标志着液体助推器复用的工程闭环。此后，CERV 助推器机队逐渐过渡为以复用助推器为主，新造助推器仅用于补充损耗和特殊任务需求。

液体助推器路线是 CERV 对航天飞机继承线影响最深远的工程决策之一。4 米助推器在 CERV 运营期间积累了数百次飞行和回收数据，为 2030 年代秃鹫航天飞机放大至 5 米直径的液体助推器提供了推力、结构、热防护、着陆控制和复用经济性方面的直接工程基础。

推进与电源

主推进

CERV 主推进系统继承 STS 构型：三台 RS-25D 液氢液氧分级燃烧发动机安装在轨道器尾部，通过 8.4 米外挂燃料箱供气。RS-25D 是 RS-25 系列的后期改进版本，海平面推力约 1,860 kN（单台），真空推力约 2,279 kN。三台发动机在上升段持续工作直至主发动机关机，随后外挂燃料箱分离并在大气层中烧毁。

与 STS 相比，CERV 在 RS-25D 的发动机控制器、涡轮泵健康监测和节流范围方面做了改进，以配合液体助推器的上升段推力曲线调整。主发动机不支持空中重启，入轨后的所有机动由轨道机动系统完成。在助推器单发失效等异常场景下，轨道器可通过延长 RS-25D 燃烧时间以补偿推力损失，该能力在 CERV-F2 任务中首次得到实际验证。

轨道机动系统

轨道机动系统由两台 60 kN 常温燃料发动机组成，安装在轨道器尾部的 OMS 吊舱中。OMS 发动机使用四氧化二氮/一甲基肼推进剂，用于入轨圆化、轨道机动、交会调相、离轨制动和部分中止模式。

OMS 燃料与乘员舱逃逸引擎燃料通用，共享同一套推进剂储罐和输送管路。这一设计基于安全和经济考虑：在正常任务中，OMS 储罐中的推进剂全部用于轨道机动；在逃逸场景下，同一批推进剂可被逃逸引擎调用。共用推进剂避免了为逃逸系统单独设置储罐的质量代价，但要求推进剂在逃逸激活时能以足够流量和压力输送到乘员舱尾部的逃逸发动机。

逃逸动力

乘员舱逃逸系统采用两级动力配置，两级之间存在推力重叠。逃逸激活后，两枚固体燃料推进器首先点火，提供初始高峰值推力以将乘员舱从全栈上快速拉离，克服上升段气动压力和轨道器主体惯性。固体发动机主要用于地面至 100 km 高度阶段，尤其是最大动压区逃逸——该区域内气动载荷极高，需要固体发动机的瞬时高峰值推力。固体推进器点火后，一旦乘员舱离开轨道器主体达到 5 米距离，四台双组元常温燃料逃逸发动机立即点火，与仍在燃烧的固体发动机同时工作，以最大总推力确保乘员舱安全脱离。固体推进器燃尽后，常温燃料发动机继续独立工作，提供持续推力和姿态控制，将乘员舱送至安全高度和轨迹。两级之间的推力重叠设计避免了固体推进器燃尽到常温发动机建立稳定推力之间出现推力空档。

逃逸系统在设计上覆盖所有飞行阶段——包括发射台静态逃逸、上升段逃逸、在轨飞行逃逸和再入阶段逃逸。在 100 km 高度以上或再入阶段，气动压力较低，逃逸系统可跳过固体推进器阶段，直接由常温燃料发动机执行分离。无论轨道器处于何种飞行状态，逃逸系统均能在触发后迅速响应，确保乘员舱安全脱离危险区域。

逃逸发动机在启动前通过快速切换阀组从 OMS 推进剂储罐获取燃料。乘员舱配备独立的 RCS 推进器和惯性导航单元，在逃逸飞行中维持稳定姿态并为降落伞展开创造条件。降落伞系统包括一具引导伞、三具主伞和备份开伞逻辑，设计着陆速度不高于 8 m/s。

喷气发动机

轨道器尾部配有两台涡扇喷气发动机，使用独立于推进系统的航空煤油燃料。喷气发动机在轨道器降至 10,000 米以下后启动，为着陆进近提供推力。正常着陆流程中，喷气发动机启动后轨道器绕场一圈以消耗多余能量，随后建立 ILS 仪表进近并着陆。

若喷气发动机在下降过程中出现启动异常或推力不足，轨道器切换为直接滑翔着陆模式，采用 VFR 进近。滑翔着陆模式不依赖喷气发动机，但需要在更高高度开始瞄准跑道，且不保留复飞选项。该备份模式在 CERV 运营期间经过模拟器训练和若干次实际飞行验证。

复飞操作需要打开加力燃烧器以在满载返回质量下获得足够爬升推力。加力燃烧器打开后燃油消耗显著增加，因此复飞后通常不会再次绕场——第二次进近将直接切入短五边或选择备降机场。

电源

CERV 配备两台燃料电池（fuel cell），以低温液氢和液氧为反应物，为轨道器提供电力、热量和饮用水。两台燃料电池支持轨道器自由飞行 35 天。各批次燃料电池输出功率和可靠性逐步提升：第一批为基线设计，第二批升级了膜电极组件，第三批进一步提升了输出功率以支持新增的通信载荷和 EVA 设备。

轨道器顶部设有可伸缩式 1.875 米通用对接口，可通过外部供电线路从空间站、轨道船坞或其他航天器接收电力输入。外部供电模式下，燃料电池可转入低功率待命状态，显著延长在轨驻留时间。该能力使 CERV 能够在空间站或后续大型轨道设施停泊期间保持系统温热待命，无需消耗自身推进剂和燃料电池反应物。第三批轨道器的外部供电接口进行了升级，支持更高的输入功率以满足 120 天级长期停泊的保温和系统维持需求。

乘员与载荷

CERV 乘员舱标准配置为 8 人，常规任务中由两名飞行员和最多六名任务人员组成。乘员舱具备全阶段全自动飞行能力（含着陆），可在无人状态下独立执行完整任务流程。

货舱位于乘员舱后方，内部尺寸与 STS 货舱相当——长约 18.3 米、直径约 4.6 米。CERV 最多可将 30 吨载荷送入 600×600 km × 51° 轨道，最多可携带 20 吨载荷进行再入返回。载荷能力较 STS 有所提升，主要得益于复合材料减重和液体助推器更高的运力效率。

任务剖面

发射与上升段

CERV 可从文昌航天发射场或卡纳维拉尔角垂直发射。升空后，两枚液体助推器和三台 RS-25D 主发动机共同提供上升推力。助推器在燃料耗尽前约 30 秒受控节流，随后与全栈分离，执行再入和反推着陆，目标为发射场对应的RTLS 返场着陆。主发动机继续燃烧直至主发动机关机，外挂燃料箱随后分离。若助推器出现单发失效，轨道器可延长 RS-25D 燃烧时间以补偿推力损失，维持正常入轨。

上升段任一时刻若触发中止条件，乘员舱逃逸系统可立即激活。在 100 km 高度以下，固体逃逸推进器提供初始分离推力；乘员舱脱离轨道器 5 米后，常温燃料逃逸发动机同步点火增强推力。高于 100 km 或再入阶段，逃逸系统可跳过固体推进器阶段，直接由常温燃料发动机执行分离和脱离。

在轨运行

入轨后，OMS 发动机完成圆化和轨道调整。货舱门打开以暴露散热器和机械臂，燃料电池提供电力和水，乘员开始执行任务计划。CERV 自由飞行状态下可在轨自持 15-20 天（视批次而定）；若与空间站或轨道船坞对接并通过 1.875 米对接口接收外部供电，最长在轨驻留时间可延长至 120 天。标准任务通常持续 7-12 天，特殊任务可延至 20 天。货舱前部的气闸舱支持乘组在整个任务期间执行 EVA 作业。

返回与着陆

离轨前，OMS 发动机执行制动点火，轨道器进入再入轨迹。再入阶段由改进型通用隔热瓦和机翼前缘碳碳材料承受气动加热，隔热瓦下层涂层在瓦片局部破损时提供冗余防护。电传飞控系统管理攻角、滚转和侧滑以控制热流和航程。

进入大气层后，轨道器以升力体滑翔方式继续减速。高度降至约 10,000 米时，轨道器启动两台喷气发动机。喷气发动机建立推力后，轨道器按标准流程绕场一圈以消耗多余能量，随后切入 ILS 仪表进近程序并由自动飞控系统完成着陆。着陆阶段为全自动，无需飞行员手动接管。

主要着陆场为卡纳维拉尔角的 Shuttle Landing Facility 或文昌航天器着陆跑道。此外，CERV 可在任何一个配备 CAT III 仪表着陆系统且跑道长度大于 3,000 米的民用机场着陆，这一能力在备用着陆场选择和应急情况下提供了显著灵活性。

若喷气发动机启动异常或推力不足，备份模式直接由滑翔方式执行 VFR 进近着陆。该备份模式无复飞选项，因此任务控制需在再入前确认至少一个满足天气、跑道长度和交叉风限制的备降机场。

复飞操作仅在喷气发动机正常工作且打开加力燃烧器的前提下可用。加力燃烧器为满载返回质量下的爬升提供额外推力。复飞后通常不执行第二次绕场，直接切入短五边或选择备降机场。

机队

测试机

轨道器机队

CERV 共建造了 8 架轨道器，分三个批次生产，在 2015 年至 2040 年间累计执行 666 次飞行任务。末飞任务 CERV-F666 于 2040 年 6 月 15 日由发现号执飞。

第一批次（初始生产批次，2015-2017 年首飞）

首批 3 架轨道器采用 CERV 初始生产构型，包括基线复合材料机身、四余度飞控计算机、第一代通用隔热瓦与隔热涂层、35 天燃料电池 / 30 天生命维持和初始版可伸缩对接口。该批次承担了全部验证试飞和初期运营任务，为后续批次提供了关键的设计改进反馈。

第二批次（改进批次，2020-2021 年首飞）

第二批 2 架轨道器基于首批运营数据进行了升级：增强型飞控处理器引入自适应控制律切换；隔热涂层配方改进，提升了高能返回后的完整性保持率；生命支持系统可靠性进一步提升；改进型对接密封圈延长了在轨停泊寿命；关键疲劳节点处增加了结构加强件。该批次标志着 CERV 设计从验证向成熟运营的过渡。

第三批次（增强批次，2025-2026 年首飞）

第三批 3 架轨道器代表了 CERV 设计的最终形态：新一代综合航电平台统一了飞行控制、任务管理和通信导航功能；气闸舱面积增大约 15%；外部供电接口升级支持 120 天级长期停泊；鸭翼控制面改为电驱动；喷气发动机启动系统改进缩短了冷态启动时间；逃逸系统引入自适应伞释放逻辑。该批次的改进直接为秃鹫航天飞机的航电架构和长期在轨能力提供了验证。

运营历史

早期验证阶段（2015-2016）

验证阶段仅有首批两架轨道器（地平线号和探路者号）可用，先驱者号尚在总装中，飞行频次保持在较低水平。

2015 年 6 月，地平线号执飞 CERV-F1，完成首次无人轨道飞行。任务中两侧助推器成功完成了 boost-back burn，但在再入段失联，后续分析判断可能为热防护失效。轨道器段飞行正常，完成主发动机关机、ET 分离、OMS 入轨圆化和无人再入着陆全流程。

CERV-F2 至 CERV-F5 任务重点攻克助推器回收，均由地平线号和探路者号交替执飞。CERV-F2 中左侧助推器在 T+77 秒单发失效但仍按预定时间关机，轨道器通过延长 RS-25D 燃烧时间正常入轨；右侧助推器成功反推但着陆点火失败。CERV-F3 中右侧助推器完成反推点火和着陆，但中央发动机 TVC 失效导致溅落后倾覆爆炸。CERV-F4 采用更新航电系统的新助推器设计，两侧均正常溅落。CERV-F5 完成首次助推器全面成功回收，标志着回收全流程达到可运营成熟度。

CERV-F12 任务首次使用回收后的助推器执行二次发射，并再次成功回收，完成液体助推器复用的工程闭环。载人认证于 2016 年完成。

常态化运营（2017-2040）

2017 年，STS 正式退役，先驱者号入列使首批三架轨道器全部到位，CERV 全面接替载人和货运任务，飞行频次逐步提升。初期任务以国际空间站和天宫空间站的乘员轮换与补给运输为主，同时承担自由飞行科学任务和探测器发射。

2020 至 2021 年，第二批轨道器旅行者号和勇气号先后入列，机队规模扩大至 5 架，飞行频次进一步攀升。2025 至 2026 年，第三批轨道器希望号、发现号和团结号先后入列，机队达到 8 架全盛规模，飞行频次在 2026 至 2036 年间达到巅峰。

CERV 在运营生涯中参与了多座空间站的建设与运营，承担了大量深空探测任务发射和商业载人飞行。2037 年起，首批轨道器地平线号和探路者号先后退役，飞行频次开始下降。秃鹫航天飞机于 2037 年完成首次无人轨道飞行、2039 年正式服役后，CERV 开始分阶段移交任务。2040 年 6 月 15 日，发现号执飞 CERV-F666，完成 CERV 机队的最后一次飞行任务。机队中的部分轨道器转为地面训练机和博物馆展示品，液体助推器经评估后部分转入秃鹫备件池。

全生命周期飞行统计

红色高亮条为 2040 年，发现号执飞末飞任务 CERV-F666。验证阶段仅 2 架轨道器可用，飞行频次较低；第二批入列后频次逐步攀升；第三批入列后达到全盛期（峰值 42 次/年，2030 年）；末期因首批退役和秃鹫航天飞机接替逐步降低频次。

重要载荷

空间站建设与运营

CERV 参与了多座空间站的建设与运营。在边疆空间站和凌霄宫空间站建造之前，CERV 主要承担国际空间站和天宫空间站的乘员轮换、补给运输和故障设备回收任务，积累了大量的在轨对接和长期停泊运营经验。

边疆空间站（Front Station）于 2030 年启动建设，2035 年竣工，后更名为启明空间站。该站是 CERV 时代首个由航天飞机继承线主导建造的大型轨道设施，采用模块化桁架结构。CERV 为其运送了核心桁架段、太阳能电池翼、散热器、节点舱和多个加压实验模块，累计执行超过 50 次建设飞行。2030 至 2035 年的建设高峰期间，CERV 机队将约 30% 的年度飞行频次投入边疆站建设。

凌霄宫空间站于 2033 年启动建设，2037 年竣工。该站为近地轨道大型永久设施，CERV 为其运送了核心舱段、实验舱、太阳能阵列、加压对接适配器和外部实验平台。凌霄宫建设与边疆站建设在 2033-2035 年间重叠，CERV 机队的 8 架轨道器在此期间同时支持两座空间站的并行建造，是 CERV 运营史上任务强度最高的时期之一。在两座空间站的运营阶段，CERV 持续提供乘员轮换、补给运输和设备回收服务，是连接地面和轨道设施的核心物流载体。

太空旅游

CERV 多次参与太空游客计划，累计搭载超过 100 名太空游客进入轨道。2024 年，CERV 执行了首次全商业乘员飞行任务，将 6 名付费乘客和 2 名专业航天员送入国际空间站，驻留 8 天后安全返回，标志着 CERV 正式进入商业载人市场。边疆空间站和凌霄宫空间站建成之前，CERV 的商业乘员任务主要以国际空间站、天宫空间站和自由飞行轨道体验为目的地。此后，CERV 每年安排 1-2 次商业乘员任务。

游客构成从早期的高净值个人逐渐扩展至企业赞助的研究人员、教育项目的教师代表和国际合作任务的文化交流使者。CERV 的 8 人乘员容量和全自动飞行能力使其在商业载人市场中具有较高的任务灵活性——可在不增加专业航天员配置的情况下搭载更多付费乘客。2030 年，CERV 首次执行了完全由自动系统控制的商业轨道飞行任务，全程无需飞行员手动干预，进一步降低了商业任务的运营成本。边疆空间站和凌霄宫空间站竣工后，商业乘员任务的目的地扩展至这两座新建设施。累计超过 100 名游客的飞行记录使 CERV 成为同时代载人航天商业化程度最高的轨道飞行器。

深空探测任务支持

CERV 在深空探测领域的主要角色是探测器与上面级组合体的发射平台。利用 30 吨上行能力和 18.3 米货舱长度，CERV 可将大型上面级及其搭载的探测器一次送入近地轨道，由上面级负责后续的地月转移、行星际注入或深空巡航。

全生命周期中，CERV 累计执行了 25 次火星探测任务发射。代表任务包括 2022 年发射的"火星样本返回"轨道器与着陆器组合体、2028 年部署的"火星全球高分辨率测绘"星座（4 颗卫星由一次 CERV 任务送入轨道后分批进入火星轨道）、以及 2034 年发射的载人火星任务预置补给舱。77 次月球任务涵盖了嫦娥后续工程的轨道器、着陆器和采样返回器，以及国际合作的月球门户舱段和商业月球着陆器。18 次金星任务包括轨道雷达测绘卫星和大气探测试验器。42 次外太阳系任务覆盖了木星冰卫星轨道器、土星大气探测器、天王星和海王星飞越探测器，以及多颗柯伊伯带天体探测任务。

CERV 在执行这类任务时的优势在于其货舱容积和返回能力：部分探测器在入轨部署前可利用 CERV 在轨期间的乘组进行检查、调试和必要时的手动干预，降低了高风险深空任务的前期不确定性。探测器出现问题无法部署时，CERV 还可将其带回地面进行分析和修复，避免了高价值科学载荷的完全损失。

在轨服务与维护

CERV 执行了哈勃空间望远镜的回收任务。2032 年，哈勃望远镜的姿态控制系统和科学仪器电源模块先后出现不可修复的故障，NASA 决定由 CERV 将其完整带回地面。执行该任务的先驱者号与哈勃成功交会后，乘组通过 EVA 将望远镜收纳入货舱并固定，随后安全返回卡纳维拉尔角 SLF。回收后的哈勃望远镜经修复后陈列于史密森尼国家航空航天博物馆。

CERV 还支持了巡天望远镜的部署和维护任务。巡天望远镜于 2030 年由 CERV 送入日地 L2 转移轨道，此后 CERV 多次执行巡天望远镜的维护任务——包括仪器更换、制冷剂补充和陀螺仪替换。与哈勃时代依赖航天飞机进行在轨维护不同，巡天望远镜的维护任务结合了 CERV 的载人运输能力和望远镜自身的模块化服务设计，大幅缩短了每次维护的 EVA 时间。

深空通讯网 2.0

深空通讯网 2.0 是 CERV 参与的最具系统性的基础设施项目之一。该项目旨在将原有的地面深空通讯网络扩展为天地一体化的中继通讯体系，在月球和火星轨道部署专用中继卫星网络，为载人深空探索和无人探测任务提供连续、高带宽的通讯覆盖。

CERV 承担了鹊桥中继卫星网络的月球轨道部署任务。鹊桥网络由 6 颗中继卫星组成，分布在月球近直线晕轨道和远月逆行轨道上，为月球背面、南极和远月面提供全天候通讯中继。CERV 分 3 次任务将 6 颗卫星送入地月转移轨道，每次任务携带 2 颗卫星和一个固体上面级。首颗鹊桥卫星于 2026 年入轨，网络于 2028 年完成部署并投入运营。

萤火虫中继卫星网络服务于火星轨道，由 8 颗中继卫星组成。CERV 分 4 次任务完成发射，每次携带 2 颗卫星和一套火星转移级。与鹊桥网络的发射方式类似，CERV 将组合体送入近地轨道后由上面级完成火星转移和入轨。萤火虫网络于 2033 年完成部署，为后续的火星表面探测、样本返回和载人任务准备提供了通讯基础设施。

CERV 在深空通讯网 2.0 项目中的角色不仅限于发射。在卫星在轨部署前，CERV 乘组可在货舱内对卫星进行最终状态检查和功能验证；部分卫星部署后出现异常时，CERV 还可执行近距离检查和修复任务。这一"发射+检查+修复"的综合能力使 CERV 成为大型通讯基础设施项目中的独特资产。

与 STS 和秃鹫航天飞机的关系

CERV 作为第二代航天飞机，向前继承第一代 STS 的运载能力和任务运营体系，向后为第三代秃鹫航天飞机提供液体助推器、乘员逃逸和气动布局的工程基础。

该级与 STS 相比，在安全架构上实现了根本性升级——整体式乘员逃逸、液体助推器节流和中止能力、电传飞控、喷气发动机着陆辅助和复飞——但任务模式和运力级别仍处于 STS 级范畴。CERV 不是航天飞机继承线的性能飞跃，而是该继承线补齐安全短板、延续运营能力和积累新一代工程数据的过渡代。

该级与秃鹫航天飞机相比，在规模、运力、重载能力和深空支援任务方面存在代差。CERV 的 30 吨上行运力和 8.4 米 ET 不足以支持母舰分段建造和高轨重型部署任务；秃鹫航天飞机则将运力提升至 120 吨级低月轨能力，并采用 10 米级 ET 和 5 米级助推器，承接 CERV 之后的航天飞机继承线重任。CERV 第三批轨道器的综合航电平台、120 天级长期停泊能力和改进型喷气发动机启动系统等设计经验和飞行数据直接输出了秃鹫项目的设计评审。

在 CERV 退役之后，航天飞机继承线继续发展：回声级航天飞机（Echo Shuttle）于 2056 年首飞、2057 年服役，进取级航天飞机（Enterprise Shuttle）于 2057 年首飞、2058 年服役，两者均为第四代 SSTO 能力航天飞机，与秃鹫航天飞机Block 2 共同构成 2050 年代后期的航天飞机机队。

在航天飞机体系中，CERV 的工程贡献集中体现在多个方面：液体助推器验证了节流、回收和复用全流程，使该路线在秃鹫项目中成为主导方案而非冒险方案；整体式乘员舱全阶段逃逸验证了分离、动力转移、姿态控制和着陆回收的全流程，确立此后航天飞机的乘员安全范式；三个批次的渐进式改进——从第一代的基线设计经第二代运营反馈优化到第三代增强型配置——为航天飞机的迭代开发和批次管理提供了范例；复合材料机身积累了铝合金—复合材料混合结构在再入热循环、长期疲劳和维护环境中的长期数据；改进型通用隔热瓦和隔热涂层体系验证了热防护冗余设计；ET 涂层加泡沫双层保温方案提供了比纯泡沫方案更安全的保温路径。

技术参数

评价

CERV 航天飞机是航天飞机继承线从第一代（STS）向第三代（秃鹫）过渡的关键型号。该级以哥伦比亚事故的安全教训为核心驱动，在保留 STS 任务范式的前提下，系统性地解决了上升段乘员逃生、助推器不可回收、结构重量偏高、热防护维护成本高和着陆灵活性不足等多项短板，使航天飞机体系在 2010 至 2040 年间得以持续运营，并为下一代技术积累了大量飞行数据。

该级的主要工程贡献包括：首次在载人航天飞机上实现整体式乘员舱全阶段逃逸，固体/常温燃料两级动力配置覆盖从发射台到再入的完整飞行剖面；首次以液体燃料可回收助推器替代固体助推器，以前五次飞行任务逐步攻克 boost-back、再入热防护、姿态控制、航电和着陆全流程，并在 CERV-F12 完成复用闭环；以复合材料实现约 19% 的轨道器结构减重，并验证了混合结构在再入热循环和长期疲劳环境中的可用性；通过翼尖双垂尾和鸭翼布局替代单片中央垂尾，与喷气发动机着陆辅助和电传飞控配合，使航天飞机首次具备全自动着陆和复飞能力；改进型通用隔热瓦加隔热涂层的双层热防护体系降低了维护成本并提供了冗余防护；ET 保温涂层加保温泡沫方案减少了泡沫脱落风险。三批次渐进改进模式——从基线设计经运营反馈至增强配置——为航天飞机的迭代开发和批次管理提供了完整的工程范例。

CERV 在运营领域的成就同样突出。通过参与凌霄宫和启明空间站的建设运营、累计搭载超过 100 名太空游客、执行 162 次深空探测任务发射、完成哈勃望远镜回收和巡天望远镜部署维护、以及部署鹊桥和萤火虫中继卫星网络，CERV 将其能力从航天飞机继承线的安全过渡平台扩展为同时代最具任务多样性的轨道飞行器之一。该型号的"发射+在轨检查+必要时带回"能力在深空探测任务和大型通讯基础设施项目中体现出了不可替代的价值。

CERV 的限制同样明确：该级不追求运力代际跃升——30 吨上行和 20 吨返回的载荷能力仍属 STS 量级；8.4 米 ET 和 RS-25D 主发动机构型限制了进一步放大的空间；助推器 50 次寿命和 10 次维护间隔在工程上可行，但维护成本较高，无法满足后续重载系统的高频次复用需求；复合材料机身虽然验证了减重路径，但 2040 年退役时其累计疲劳寿命数据尚不足以直接支撑更大尺寸的秃鹫轨道器复合材料机身决策——后者最终仍以铝合金为主结构。Vulture 助推器的长寿命改进（免维护 75 次、维护后 200-300 次）正是基于 CERV 助推器运营数据中识别出的涡轮泵、推力室和热防护瓶颈。

在航天飞机体系中，CERV 完成了从"一次性固体助推器 + 无逃生轨道器"的第一代模式到"可复用液体助推器 + 全阶段乘员逃逸轨道器"的第三代模式的核心工程切换。该级不承担秃鹫航天飞机改进乙型的重载干线角色，不涉及回声级/进取级的 SSTO 技术路线，也不参与星际探索母舰的推进和部署，但作为第二代航天飞机承前启后，使航天飞机继承线从 STS 时代安全过渡至 Vulture 时代。

相关条目

• 秃鹫航天飞机
• 秃鹫航天飞机改进乙型
• 回声级航天飞机
• 进取级航天飞机
• 羲和级星际探索母舰
• 万星源级星际探索母舰
• 凌霄宫空间站
• 启明空间站
• 巡天望远镜
• 哈勃空间望远镜
• STS 航天飞机
• RS-25 发动机
• TH-12 发动机