半人馬座系列(THECENTAURFAMIIY)“半人馬座”是美國，也是世界上第一種以液氧、液氫為推進劑的高能上面級火箭。它的實際應(yīng)用使美國當時的空間運載能力得到大幅度提高?！鞍肴笋R座”在美國的空間計劃中占有突出地位。“半人馬座”是在美國發(fā)展高軌道早期預(yù)警、地球監(jiān)測、通信和氣象衛(wèi)星的需求下，并以研究液氫技術(shù)為目的而開始研制的。1957年12月美國空軍和通用動力公司提交了“半人馬座”初型設(shè)計。1958年8月美國遠景研究計劃局正式委托空軍研究/發(fā)展司令部為''宇宙神〃火箭研制氫氧上面級。1959年7月轉(zhuǎn)交美國國家航空航天局（NASA）,在NASA劉易斯研究中心指導(dǎo)下，由通用動力公司負責研制。1960年11月進行2臺并聯(lián)發(fā)動機點火試驗，并開始組裝第一發(fā)“半人馬座〃火箭。1962年1月結(jié)束火箭的研究、設(shè)計、及地面試驗。因各種原因,火箭發(fā)射推遲9次。后于1962年5月8日進行了首次試飛,但試驗因貯箱絕熱板結(jié)構(gòu)損壞而告失敗。1963年11月27日試驗取得成功。之后,在1964年6月?1965年8月期間進行了4次一次點火連續(xù)爬升飛行試驗。1966年4月開始進行2次點火試驗，但此次飛行因過氧化氫泵泄漏,發(fā)動機未能再次起動而告失敗。1966年10月2次點火試驗成功,自此火箭投入正式使用?！鞍肴笋R座”共有6種型號，它們是''半人馬座D、D1-A、D1-T、G1〃、“半人馬座II和IA〃。型號的改進與區(qū)別，及其與各種基礎(chǔ)級組合后的運載能力如圖、表所示。"半人馬座系列"火火?(m)榷力QNJW*半丸馬*E9-13.Q52XKL-I0A$SU3rd半人馬■DLA9.61$.052XKLIOA33ABKME.S4351.2半人碼崔圍-T9.Et事o&2XHL-lQA-^3|J3.4fl.844.322XRL-10A33B4277.7I0L533.05IXHLIQA-l-SAH￡.1 1134Ml杯q蜃5YJ.茁iXRL'lOAHNNM⑻.0H嘰］到1994年底止，'半人馬座〃共發(fā)射93次，其中因'半人馬座〃故障導(dǎo)致飛行失敗或僅取得部分成功的有9次，成功率為90．32％。火箭全部從卡納維拉爾角發(fā)射。由'半人馬座〃送入軌道的有效載荷有月球和行星探測器（月球探測器——'勘察者〃、火星探測器——'水手〃、'海盜〃、木星探測器——'先驅(qū)者10〃、星際飛行器——'旅行者〃、金星探測器——'維納斯〃）、太陽探測器（'太陽神〃）、地球同步軌道衛(wèi)星（'應(yīng)用技術(shù)衛(wèi)星〃、'國際通信衛(wèi)星〃、艦隊通信衛(wèi)星等）和極地軌道衛(wèi)星（'高能天文觀察衛(wèi)星〃）。''半人馬座D、DI—A和DI-T〃的總研制經(jīng)費為6.357億美元（1977年幣值），''半人馬座G1〃的研制經(jīng)費為3.79億美元（1986年幣值）。用商業(yè)''宇宙神I/半人馬座〃發(fā)射同步轉(zhuǎn)移軌道衛(wèi)星的費用為0.59億美元（1989年幣值，發(fā)射失敗可免費再發(fā)射一次），''宇宙神I-半人馬座I〃發(fā)射費用為0.7?0.8億美元（1990年幣值）。這里以與''宇宙神〃配合使用的''半人馬座D〃、與''大力神3E〃配合使用的''半人馬座D1-T〃和原定與航天飛機后又改與''大力神4〃配合使用的''半人馬座G1〃為例說明系列火箭各系統(tǒng)組成。

?Twi?i&亍油?櫓si?著兔“丫nRiL1“”2.'AI,ANi'I帕l:、，、"坪??3D"RL10^1U2XJX価曙程歲ri?鮒可尊乳<L1043伽瓠"rN?M的電ffttt■攝園業(yè)FEW?Twi?i&亍油?櫓si?著兔“丫nRiL1“”2.'AI,ANi'I帕l:、，、"坪??3D"RL10^1U2XJX価曙程歲ri?鮒可尊乳<L1043伽瓠"rN?M的電ffttt■攝園業(yè)FEW掙并-畀斗￥盅iSJrl ■kfc?哉週】酒\-收看（?陽啊第WLJ臥尋:mi-:k?「孑謝肄I>“1比imJ菽哇lA力和》cn】騁虬呂首"希sb段0.93m?愧赴詞増粒fti^nuAjxrtiiiiAidu.加?■“虺尊冋歩大助椎小戲椎干宙f?siv-ac/豐人碼噸d卡廊神SLV-3D/半人.^J#P1A宇宙種半扎丐座DI-A字苗神J/半扎馬犢PJAI/半人馬建1宇南神IA/■半人罵座IA宇簾押IAS/r\馬止［A人力神3E/半九馬應(yīng)D1-T大力押V半.人馬應(yīng)<51航天芯機/年丸馬座右1推進系統(tǒng)“半人馬座D”推進系統(tǒng)由主推進系統(tǒng)和過氧化氫輔助推進系統(tǒng)組成。主推進系統(tǒng)系統(tǒng)由推進劑加注、輸送系統(tǒng)、推進劑利用系統(tǒng)、發(fā)動機冷卻系統(tǒng)和主發(fā)動機組成。系統(tǒng)為火箭提供主要推力并在動力飛行段提供姿態(tài)控制力。主發(fā)動機主發(fā)動機系統(tǒng)由2臺液氧／液氫RL—10A—3—3發(fā)動機組成。RL—10A—3—3為泵壓輸送、再生冷卻、恒定推力發(fā)動機。2臺發(fā)動機有各自的氧化劑和燃料渦輪泵、電磁閥門、推進劑閥門、點火系統(tǒng)和推力室。發(fā)動機可在長期滑行后進行多次起動。發(fā)動機按補能原則工作。泵輸出的燃料在推力室管束中進行循環(huán)。其目的是：1）冷卻推力室；2）在通過渦輪膨脹前提高燃料的能量。在90．6km高空及泵的標準入口條件下，發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)性能為：推力（額定）比沖（最低）（額定）混合比燃燒室壓力（額定）連續(xù)工作時間66．7kN推力（額定）比沖（最低）（額定）混合比燃燒室壓力（額定）連續(xù)工作時間66．7kN4305.1N?s/kg4354．2N，s／kg5.0：12.75MPa450s液氧流量（額定） 12．78kg／s液氫流量（額定） 2．54kg／s泵的標準入口條件為：液氫溫度一259.9°C,液氫總壓力205.9kPa,液氧溫度一175.8°C,液氧總壓力415.8kPa。吹除起飛前發(fā)動機用氦氣吹除。吹除氣體從渦輪進入后，路經(jīng)推力室噴注器、發(fā)動機泵密封件、推進劑利用閥門空腔、液氫輸送管路絕熱件、預(yù)壓泵密封件、級間段對接件、液氦收集器歧管排泄孔、液壓動力組件發(fā)動機輔助驅(qū)動裝置界面、渦輪泵、齒輪箱和燃料輸送系統(tǒng)。預(yù)冷渦輪泵必須在發(fā)動機工作前冷卻和灌注以防推進劑在泵工作瞬變過程中過熱而汽化。飛行中用推進劑將渦輪冷卻到工作溫度，并通過發(fā)動機泄出液氫和液氧。為減少推進劑損失，發(fā)射前15min用液氦將渦輪泵溫度降至一190C或一190C以下。地面預(yù)冷系統(tǒng)的箭上部分由輸送導(dǎo)管、連接緊固件、排泄管、收集器歧管、排氣管翼形支撐架、冷氦管路脫落接頭組成。液氦從地面高壓容器通過箭上脫落接頭、預(yù)冷單向閥送往發(fā)動機燃料泵。液氦從齒輪箱排泄孔和冷卻閥流出并通過級間分離導(dǎo)管從級間段收集器歧管排入大氣。)*1卄從準DT；左韻機檢稈圏飛行中，主發(fā)動機起動前電磁閥通電打開，氣動作動打開燃?料入口斷流閥。第一次點火時需提前8s預(yù)冷，第二次點火時根據(jù)情況提前17s或24s預(yù)冷。由預(yù)壓泵驅(qū)動燃料，使其通過發(fā)動機排泄管排入空間，其余燃料通過渦輪泵第二級經(jīng)排泄閥排出箭外。另一部分燃料直接流向渦輪軸承和齒輪箱進行冷卻并起潤滑作用。氧化劑系統(tǒng)與燃料系統(tǒng)同時進行預(yù)冷。液氧從預(yù)壓泵經(jīng)氧化劑入口閥、渦輪泵、氧化劑流量控制閥和噴注器進入推力室。起動和工作過程預(yù)冷結(jié)束，電磁閥通電打開。由氦氣部分關(guān)閉渦輪泵級間冷卻閥門，全部關(guān)閉渦輪泵泵后預(yù)冷閥門，打開主燃料斷流閥門。燃料開始流動時，氣體通過兩級渦輪時膨脹，驅(qū)動渦輪轉(zhuǎn)動。渦輪通過齒輪箱驅(qū)動推進劑泵工作。燃料泵泵后壓力不斷升高并反饋給渦輪泵級間冷卻閥門作動器，使其完全關(guān)閉。由渦輪流出的氣態(tài)氫通過斷流閥門進入噴注器。氧化劑通過氧化劑流量控制閥控制，保證所要求的混合比。推進劑進入燃燒室由電火花點火器點火燃燒。推力控制閥敏感燃燒室壓力并改變經(jīng)過渦輪的燃料流量、渦輪的轉(zhuǎn)速，從而改變推進劑流量，使發(fā)動機在恒定的推力下工作。推進劑輸送系統(tǒng)推進劑輸送系統(tǒng)由加注泄出閥門、蓄留器、預(yù)壓泵以及相應(yīng)的輸送管路組成。預(yù)壓泵在規(guī)定的泵入口壓力下向主發(fā)動機輸送推進劑。預(yù)壓泵為混流離心泵，各由一臺熱氣驅(qū)動的渦輪帶動。熱氣由90％濃度過氧化氫經(jīng)催化分解而得的過熱水蒸氣和氧氣混合而成。渦輪的恒定功率通過限流孔恒定過氧化氫的流量來保持。每臺渦輪有一限速系統(tǒng)來控制由于偶然的卸載而引起的過速。限速系統(tǒng)由轉(zhuǎn)速傳感器、電子組件和一個安裝在催化器前過氧化氫輸送管路上的常開電磁閥門組成。當速度超過規(guī)定值時電子組件內(nèi)的2個串聯(lián)備分繼電器閉合，導(dǎo)通并關(guān)閉電磁閥門，切斷流向催化器的過氧化氫液流。當渦輪轉(zhuǎn)速低于規(guī)定值時繼電器打開，電磁閥門斷電，閥門打開，過氧化氫液流重新流入催化器。預(yù)壓泵在完全浸沒于推進劑時開始工作。誘導(dǎo)輪鐘形件上安裝的葉片防止推進劑預(yù)旋。預(yù)壓泵渦輪帶動的齒輪箱傳速比為9．1，1，液氧齒輪箱傳速比為5．97：1。氧化劑從預(yù)壓泵通過6．35cm直徑的不銹鋼輸送管送入發(fā)動機。輸送管裝有波紋管接頭，以便發(fā)動機擺動。輸送管的外部覆有泡沫絕熱層，以減輕待發(fā)狀態(tài)下大氣對液氧的熱傳導(dǎo)。飛行時泡沫塑料外表面以輻射熱傳遞的方式最大限度地減少向液氧傳遞的熱量。連接在發(fā)動機推進劑管路上的回流管放出積聚在管道中的氣體，并可冷卻推進劑管路。循環(huán)流回液氧箱的液流用來加速預(yù)壓泵推進系統(tǒng)“半人馬座G”用2臺RL10A—3—3再生式冷卻氫氧發(fā)動機，其真空推力共為133.4kN,液氧與液氫的混合比為5：1時的比沖可達4354.2N?s/kg；半人馬座G—1的主發(fā)動機用2臺RL10A—3—3A發(fā)動機，真空推力共為145.6kN,混合比511時產(chǎn)生的比沖為4354.2N?s/kg，與大力神4配合時采用混合比為6.5：1的RL10A—3—3B型發(fā)動機。發(fā)動機除提供恒定推力外，還能在高空長時間滑行后多次起動，在發(fā)動機起動前，必須使推進劑沉到箱底和渦輪泵前的輸送管道內(nèi)，并用液氧和液氫預(yù)冷系統(tǒng)對渦輪泵、管道和發(fā)動機進行預(yù)冷，以防止發(fā)動機起動瞬間推進劑蒸氣進入渦輪泵產(chǎn)生氣蝕。發(fā)動機渦輪泵的輔助傳動軸帶動液壓系統(tǒng)高壓泵工作，提供擺動主發(fā)動機所需的液壓動力。輔助推進系統(tǒng)用于“半人馬座”滑行段的姿態(tài)控制和主發(fā)動機起動前的推進劑沉底。該系統(tǒng)包括12臺控制發(fā)動機其中4臺提供軸向推力使推進劑沉底，其余的用于姿態(tài)控制?？刂瓢l(fā)動機用的單組元推進劑，貯存在一個球形箱內(nèi)，用擠壓方式輸送。推進劑加注/排泄系統(tǒng)的設(shè)計，保證在航天飛機出現(xiàn)故障時“半人馬座G—1”未升舉分離之前，在30km高空以上,外界大氣壓低于689Pa的條件下，在250至300s內(nèi)將全部推進劑排出機外，以便航天飛機軌道飛行器安全返回著陸。半人馬座II (CENTAURII)王丹陽“半人馬座II”是“半人馬座D1—A”的改型，箭體加長0.92m，發(fā)動機推力提高2.1kN，與宇宙神II組合后的同步轉(zhuǎn)移軌道運載能力為2.77t,比“宇宙神1/半人馬座DI-A”提高430kg。型號于1991年12月正式投入使用，到1994年底共發(fā)射5次，成功率100％“半人馬座IIA”是“半人馬座II”的改型?；鸺龘Q用2臺RL—10A—4N型發(fā)動機。發(fā)動機噴管加長，膨脹比由RL—10A—3—3A的61：1提高為85：1,真空比沖由4344.3N?s/kg提高為4408.1N?s/kg，推力提高33kN。與宇宙神IIA組合后的地球同步轉(zhuǎn)移軌道運載能力為2.9t?！鞍肴笋R座IA”已于1992年6月正式投入使用。到1994年底共發(fā)射5次，成功率100％?？娤盗?M^9—)孫繼桐顧松南

概述繆系列通常簡稱為M系列。它是由日本宇宙科學(xué)研究所(1SAS)開發(fā)研制用于發(fā)射科學(xué)衛(wèi)星的多級固體運載火箭系列。M系列運載火箭的開發(fā)研制計劃是在1963年(昭和38年)制定的。作為M系列的原型的第1代火箭M—4S是4級固體火箭，靠一子級尾翼和箭體旋轉(zhuǎn)的所謂無誘導(dǎo)方式保持飛行姿態(tài)穩(wěn)定。為了獲得這種技術(shù)，進行了M計劃的預(yù)備試驗火箭L—4S型火箭的研制，并在1970年2月11日用L—4S—5號火箭成功地發(fā)射了日本第1顆人造衛(wèi)星“大隅”號，從而為M系列運載火箭的研制打下了基礎(chǔ)。M系列的第2代是M—3C型火箭，這是一種3級火箭，采用了與M—4S相同的一子級發(fā)動機，但二、三子級發(fā)動機是新研制的，在二子級上引入了推力向量控制系統(tǒng)(TVC裝置)，從而大大提高了軌道精度。M系列的第3代是M—3H型火箭，也是3級火箭，與M-3C火箭的主要區(qū)別是將M—3C的一子級發(fā)動機延長到原來的：6倍，從而提高了火箭的運載能力。M系列的第4代是M—3S型火箭，結(jié)構(gòu)型式和結(jié)構(gòu)尺寸與M—3H型火箭大致相同，其區(qū)別僅在于M—3S火箭是給M—3H火箭一子級安裝了推力向量控制系統(tǒng)和固體發(fā)動機型滾控系統(tǒng)SMRC裝置，從而提高了軌道精度。M系列的第5代是M—3S1型火箭，它是在M—3S基礎(chǔ)上進行了較大改進而成的。即將M—3S型火箭的二子級、三

子級發(fā)動機大型化，將M—3S火箭的8枚助推器改為2枚大型的助推器，從而大大提高了火箭的運載能力。另外將整流罩也大型化了。M系列運載火箭的發(fā)展可分為二個階段，由M—4S到M—3S的4代火箭為第一階段，主要是發(fā)射中小型衛(wèi)星；M—3SII型火箭為第二階段，運載能力比M—3S火箭增大到2.7倍，可以發(fā)射較大型衛(wèi)星。M系列運載火箭的研制成功，為日本的宇宙開發(fā)、空間探測開辟了新局面，奠定了良好的基礎(chǔ)。仁.mm.M-45仁.mm.M-45M-3CISM-3SI M-VL9T01-977/L9B01^*5WP5iJ323S3,瞧冶*Sm19mJ-41m-1.43mI.-41m].4]m2-5jjitlHIUhg4訂少拆IfQdVUkg】9出?冋如現(xiàn)在的日本宇宙科學(xué)研究所(1SAS)是1981年由東京大學(xué)宇宙航空研究所改組成的。該所除了繼續(xù)以M—3SII型火箭為支柱發(fā)射科學(xué)衛(wèi)星和空間探測器外，現(xiàn)在正在研制M系列的新型火箭M—V火箭，它是直徑2.5m的3級固體火箭。具有將2.0t級的人造衛(wèi)星送入低軌道的能力。三個子級都是新研制的，一子級采用新的高強度鋼(HT—230)，不用捆綁助推器，將在短時間內(nèi)燃燒70t推進劑，產(chǎn)生3698.4kN推力；二子級燃燒30t推進劑，產(chǎn)生1382.2kN推力，為提高在稀薄空氣中燃燒效率，二、三子級采用折疊式延伸噴管；三子級球型發(fā)動機為復(fù)合材料殼體。M—V火箭1990年開始研制，預(yù)定1995年發(fā)射。用于月球、火星探測器的發(fā)射。M—V火箭將使日本宇宙科學(xué)研究所在九十年代具有保持每年發(fā)射一顆中型航天器的發(fā)射能力。M系列運載火箭的總體性能參數(shù)如表所列。M廉列運總感1?啟律喲誼ft惟力就ttIm)大(m)<1(K>起弋n力￡藪髭力r時Okm冊蜿].fM輪和城出;A#"4~5-1.47iZ.&8M-4S1Y14前聞訓(xùn)1加M-3C33tJ.3711936.1的I曲32^07、In時，制M-JS3；羽.￡"1對的心Silt5M3SIa27.B81H201DLT15,033L.CE.5口1300110M系列火箭開發(fā)過程如圖所示。M系列火箭的各型火箭的推移演變和主要區(qū)別點如圖所示。

S計Ay*大盹人鯊弋越％3%養(yǎng)霽住庵農(nóng)I書工￡nlw丸*Wit讐他發(fā)功擁空推丄ST宜轉(zhuǎn)發(fā)荷機M-20重動機_.|耳冋曲“潮上\二蘭于慢總權(quán)S計Ay*大盹人鯊弋越％3%養(yǎng)霽住庵農(nóng)I書工￡nlw丸*Wit讐他發(fā)功擁空推丄ST宜轉(zhuǎn)發(fā)荷機M-20重動機_.|耳冋曲“潮上\二蘭于慢總權(quán)査嗔吋鷹—弓窖時眾功現(xiàn)1由林?汕世胞機?fM蕊準詢嘰、」sfli^^ra.,1VJiWl^WKhktt）"啓琢L 「：f嵋磺泌應(yīng)一1隔卻弋-構(gòu)欝評華崛耗■優(yōu)」說井iftU書R,花住『I黑1,.wE黑陰叱%詢衣動吧畑B制:?*牯斬％輩益托俺輕錄化勺H雄十一火麥;■霍芒刊吃腿-EM-3&4屯帯計妄割￡料電1■臨訝鄒肝【遜勿『麹E氓和控制用恥』定時劉｛由電弋機K戎+

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推進劑質(zhì)量10.0t工作時間整流罩101s長度8.8m結(jié)構(gòu)質(zhì)量650kg最大直徑2.5m結(jié)構(gòu)材料CFRP復(fù)合材料總體布局M—v型火箭總體形貌和總體布局如圖所示。有效載荷艙和整流罩的總長度8.80m,直徑2.5m，質(zhì)量650kg，結(jié)構(gòu)分瓣數(shù)目為2,結(jié)構(gòu)為蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，材料為碳纖維復(fù)合材料面板。其總體布局如圖所示。有建栽描部并■m弋型曲他總膵布局al宜徑還E 雹面忙花M-V31火和百戲載荷雄利話詫單的布同M—V型火箭箭體結(jié)構(gòu)按布局情況如表所列。

護號結(jié)構(gòu)咽式結(jié)構(gòu)材料1蟬窩憲層結(jié)構(gòu)CFRF盧咅材料面樁獲層結(jié)構(gòu)2扎軌覽和機腿充式結(jié)構(gòu)CFRP靂會林料聲堀結(jié)構(gòu)S二.干級境動機M-34堆壷式紡構(gòu).廷伸顒蠶4二于緩世功機M-E*匪養(yǎng)式第楷■建仲囲胃高栄痕刪HT2305一子謹發(fā)功機制14高為度鋼Hjr-23a推進系統(tǒng)M—V型火箭的推進系統(tǒng)主要是由一子級發(fā)動機M—14、二子級發(fā)動機M—24、三子級發(fā)動機M—34和入軌發(fā)動機組成。另外還有一子級的可動噴管推力向量控制系統(tǒng)(MNTVC)、二子級液體噴射推力向量控制系統(tǒng)(LITVC)、三子級可動噴管推力向量控制系統(tǒng)(MNTVC