半人马座系列

半人马座系列(THECENTAURFAMIIY)“半人马座”是美国，也是世界上第一种以液氧、液氢为推进剂的高能上面级火箭。它的实际应用使美国当时的空间运载能力得到大幅度提高。“半人马座”在美国的空间计划中占有突出地位。“半人马座”是在美国发展高轨道早期预警、地球监测、通信和气象卫星的需求下，并以研究液氢技术为目的而开始研制的。1957年12月美国空军和通用动力公司提交了“半人马座”初型设计。1958年8月美国远景研究计划局正式委托空军研究/发展司令部为''宇宙神〃火箭研制氢氧上面级。1959年7月转交美国国家航空航天局（NASA）,在NASA刘易斯研究中心指导下，由通用动力公司负责研制。1960年11月进行2台并联发动机点火试验，并开始组装第一发“半人马座〃火箭。1962年1月结束火箭的研究、设计、及地面试验。因各种原因,火箭发射推迟9次。后于1962年5月8日进行了首次试飞,但试验因贮箱绝热板结构损坏而告失败。1963年11月27日试验取得成功。之后,在1964年6月〜1965年8月期间进行了4次一次点火连续爬升飞行试验。1966年4月开始进行2次点火试验，但此次飞行因过氧化氢泵泄漏,发动机未能再次起动而告失败。1966年10月2次点火试验成功,自此火箭投入正式使用。“半人马座”共有6种型号，它们是''半人马座D、D1-A、D1-T、G1〃、“半人马座II和IA〃。型号的改进与区别，及其与各种基础级组合后的运载能力如图、表所示。"半人马座系列"火火«(m)榷力QNJW*半丸马*E9-13.Q52XKL-I0A$SU3rd半人马■DLA9.61$.052XKLIOA33ABKME.S4351.2半人码崔圍-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叽］到1994年底止，'半人马座〃共发射93次，其中因'半人马座〃故障导致飞行失败或仅取得部分成功的有9次，成功率为90．32％。火箭全部从卡纳维拉尔角发射。由'半人马座〃送入轨道的有效载荷有月球和行星探测器（月球探测器——'勘察者〃、火星探测器——'水手〃、'海盗〃、木星探测器——'先驱者10〃、星际飞行器——'旅行者〃、金星探测器——'维纳斯〃）、太阳探测器（'太阳神〃）、地球同步轨道卫星（'应用技术卫星〃、'国际通信卫星〃、舰队通信卫星等）和极地轨道卫星（'高能天文观察卫星〃）。''半人马座D、DI—A和DI-T〃的总研制经费为6.357亿美元（1977年币值），''半人马座G1〃的研制经费为3.79亿美元（1986年币值）。用商业''宇宙神I/半人马座〃发射同步转移轨道卫星的费用为0.59亿美元（1989年币值，发射失败可免费再发射一次），''宇宙神I-半人马座I〃发射费用为0.7〜0.8亿美元（1990年币值）。这里以与''宇宙神〃配合使用的''半人马座D〃、与''大力神3E〃配合使用的''半人马座D1-T〃和原定与航天飞机后又改与''大力神4〃配合使用的''半人马座G1〃为例说明系列火箭各系统组成。

«Twi»i&亍油•橹si•着兔“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的电ffttt■攝园业FEW«Twi»i&亍油•橹si•着兔“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的电ffttt■攝园业FEW掙并-畀斗¥盅iSJrl ■kfc・哉週】酒\-收看（・阳啊第WLJ臥寻:mi-:k・「孑谢肄I>“1比imJ菽哇lA力和》cn】骋虬呂首"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/丰人码吨d卡廊神SLV-3D/半人.^J#P1A宇宙种半扎丐座DI-A字苗神J/半扎马犢PJAI/半人马建1宇南神IA/■半人骂座IA宇帘押IAS/r\马止［A人力神3E/半九马应D1-T大力押V半.人马应<51航天芯机/年丸马座右1推进系统“半人马座D”推进系统由主推进系统和过氧化氢辅助推进系统组成。主推进系统系统由推进剂加注、输送系统、推进剂利用系统、发动机冷却系统和主发动机组成。系统为火箭提供主要推力并在动力飞行段提供姿态控制力。主发动机主发动机系统由2台液氧／液氢RL—10A—3—3发动机组成。RL—10A—3—3为泵压输送、再生冷却、恒定推力发动机。2台发动机有各自的氧化剂和燃料涡轮泵、电磁阀门、推进剂阀门、点火系统和推力室。发动机可在长期滑行后进行多次起动。发动机按补能原则工作。泵输出的燃料在推力室管束中进行循环。其目的是：1）冷却推力室；2）在通过涡轮膨胀前提高燃料的能量。在90．6km高空及泵的标准入口条件下，发动机的稳态性能为：推力（额定）比冲（最低）（额定）混合比燃烧室压力（额定）连续工作时间66．7kN推力（额定）比冲（最低）（额定）混合比燃烧室压力（额定）连续工作时间66．7kN4305.1N•s/kg4354．2N，s／kg5.0：12.75MPa450s液氧流量（额定） 12．78kg／s液氢流量（额定） 2．54kg／s泵的标准入口条件为：液氢温度一259.9°C,液氢总压力205.9kPa,液氧温度一175.8°C,液氧总压力415.8kPa。吹除起飞前发动机用氦气吹除。吹除气体从涡轮进入后，路经推力室喷注器、发动机泵密封件、推进剂利用阀门空腔、液氢输送管路绝热件、预压泵密封件、级间段对接件、液氦收集器歧管排泄孔、液压动力组件发动机辅助驱动装置界面、涡轮泵、齿轮箱和燃料输送系统。预冷涡轮泵必须在发动机工作前冷却和灌注以防推进剂在泵工作瞬变过程中过热而汽化。飞行中用推进剂将涡轮冷却到工作温度，并通过发动机泄出液氢和液氧。为减少推进剂损失，发射前15min用液氦将涡轮泵温度降至一190C或一190C以下。地面预冷系统的箭上部分由输送导管、连接紧固件、排泄管、收集器歧管、排气管翼形支撑架、冷氦管路脱落接头组成。液氦从地面高压容器通过箭上脱落接头、预冷单向阀送往发动机燃料泵。液氦从齿轮箱排泄孔和冷却阀流出并通过级间分离导管从级间段收集器歧管排入大气。)*1卄从准DT；左韵机检稈圏飞行中，主发动机起动前电磁阀通电打开，气动作动打开燃•料入口断流阀。第一次点火时需提前8s预冷，第二次点火时根据情况提前17s或24s预冷。由预压泵驱动燃料，使其通过发动机排泄管排入空间，其余燃料通过涡轮泵第二级经排泄阀排出箭外。另一部分燃料直接流向涡轮轴承和齿轮箱进行冷却并起润滑作用。氧化剂系统与燃料系统同时进行预冷。液氧从预压泵经氧化剂入口阀、涡轮泵、氧化剂流量控制阀和喷注器进入推力室。起动和工作过程预冷结束，电磁阀通电打开。由氦气部分关闭涡轮泵级间冷却阀门，全部关闭涡轮泵泵后预冷阀门，打开主燃料断流阀门。燃料开始流动时，气体通过两级涡轮时膨胀，驱动涡轮转动。涡轮通过齿轮箱驱动推进剂泵工作。燃料泵泵后压力不断升高并反馈给涡轮泵级间冷却阀门作动器，使其完全关闭。由涡轮流出的气态氢通过断流阀门进入喷注器。氧化剂通过氧化剂流量控制阀控制，保证所要求的混合比。推进剂进入燃烧室由电火花点火器点火燃烧。推力控制阀敏感燃烧室压力并改变经过涡轮的燃料流量、涡轮的转速，从而改变推进剂流量，使发动机在恒定的推力下工作。推进剂输送系统推进剂输送系统由加注泄出阀门、蓄留器、预压泵以及相应的输送管路组成。预压泵在规定的泵入口压力下向主发动机输送推进剂。预压泵为混流离心泵，各由一台热气驱动的涡轮带动。热气由90％浓度过氧化氢经催化分解而得的过热水蒸气和氧气混合而成。涡轮的恒定功率通过限流孔恒定过氧化氢的流量来保持。每台涡轮有一限速系统来控制由于偶然的卸载而引起的过速。限速系统由转速传感器、电子组件和一个安装在催化器前过氧化氢输送管路上的常开电磁阀门组成。当速度超过规定值时电子组件内的2个串联备分继电器闭合，导通并关闭电磁阀门，切断流向催化器的过氧化氢液流。当涡轮转速低于规定值时继电器打开，电磁阀门断电，阀门打开，过氧化氢液流重新流入催化器。预压泵在完全浸没于推进剂时开始工作。诱导轮钟形件上安装的叶片防止推进剂预旋。预压泵涡轮带动的齿轮箱传速比为9．1，1，液氧齿轮箱传速比为5．97：1。氧化剂从预压泵通过6．35cm直径的不锈钢输送管送入发动机。输送管装有波纹管接头，以便发动机摆动。输送管的外部覆有泡沫绝热层，以减轻待发状态下大气对液氧的热传导。飞行时泡沫塑料外表面以辐射热传递的方式最大限度地减少向液氧传递的热量。连接在发动机推进剂管路上的回流管放出积聚在管道中的气体，并可冷却推进剂管路。循环流回液氧箱的液流用来加速预压泵推进系统“半人马座G”用2台RL10A—3—3再生式冷却氢氧发动机，其真空推力共为133.4kN,液氧与液氢的混合比为5：1时的比冲可达4354.2N・s/kg；半人马座G—1的主发动机用2台RL10A—3—3A发动机，真空推力共为145.6kN,混合比511时产生的比冲为4354.2N・s/kg，与大力神4配合时采用混合比为6.5：1的RL10A—3—3B型发动机。发动机除提供恒定推力外，还能在高空长时间滑行后多次起动，在发动机起动前，必须使推进剂沉到箱底和涡轮泵前的输送管道内，并用液氧和液氢预冷系统对涡轮泵、管道和发动机进行预冷，以防止发动机起动瞬间推进剂蒸气进入涡轮泵产生气蚀。发动机涡轮泵的辅助传动轴带动液压系统高压泵工作，提供摆动主发动机所需的液压动力。辅助推进系统用于“半人马座”滑行段的姿态控制和主发动机起动前的推进剂沉底。该系统包括12台控制发动机其中4台提供轴向推力使推进剂沉底，其余的用于姿态控制。控制发动机用的单组元推进剂，贮存在一个球形箱内，用挤压方式输送。推进剂加注/排泄系统的设计，保证在航天飞机出现故障时“半人马座G—1”未升举分离之前，在30km高空以上,外界大气压低于689Pa的条件下，在250至300s内将全部推进剂排出机外，以便航天飞机轨道飞行器安全返回着陆。半人马座II (CENTAURII)王丹阳“半人马座II”是“半人马座D1—A”的改型，箭体加长0.92m，发动机推力提高2.1kN，与宇宙神II组合后的同步转移轨道运载能力为2.77t,比“宇宙神1/半人马座DI-A”提高430kg。型号于1991年12月正式投入使用，到1994年底共发射5次，成功率100％“半人马座IIA”是“半人马座II”的改型。火箭换用2台RL—10A—4N型发动机。发动机喷管加长，膨胀比由RL—10A—3—3A的61：1提高为85：1,真空比冲由4344.3N・s/kg提高为4408.1N・s/kg，推力提高33kN。与宇宙神IIA组合后的地球同步转移轨道运载能力为2.9t。“半人马座IA”已于1992年6月正式投入使用。到1994年底共发射5次，成功率100％。缪系列(M^9—)孙继桐顾松南

概述缪系列通常简称为M系列。它是由日本宇宙科学研究所(1SAS)开发研制用于发射科学卫星的多级固体运载火箭系列。M系列运载火箭的开发研制计划是在1963年(昭和38年)制定的。作为M系列的原型的第1代火箭M—4S是4级固体火箭，靠一子级尾翼和箭体旋转的所谓无诱导方式保持飞行姿态稳定。为了获得这种技术，进行了M计划的预备试验火箭L—4S型火箭的研制，并在1970年2月11日用L—4S—5号火箭成功地发射了日本第1颗人造卫星“大隅”号，从而为M系列运载火箭的研制打下了基础。M系列的第2代是M—3C型火箭，这是一种3级火箭，采用了与M—4S相同的一子级发动机，但二、三子级发动机是新研制的，在二子级上引入了推力向量控制系统(TVC装置)，从而大大提高了轨道精度。M系列的第3代是M—3H型火箭，也是3级火箭，与M-3C火箭的主要区别是将M—3C的一子级发动机延长到原来的：6倍，从而提高了火箭的运载能力。M系列的第4代是M—3S型火箭，结构型式和结构尺寸与M—3H型火箭大致相同，其区别仅在于M—3S火箭是给M—3H火箭一子级安装了推力向量控制系统和固体发动机型滚控系统SMRC装置，从而提高了轨道精度。M系列的第5代是M—3S1型火箭，它是在M—3S基础上进行了较大改进而成的。即将M—3S型火箭的二子级、三

子级发动机大型化，将M—3S火箭的8枚助推器改为2枚大型的助推器，从而大大提高了火箭的运载能力。另外将整流罩也大型化了。M系列运载火箭的发展可分为二个阶段，由M—4S到M—3S的4代火箭为第一阶段，主要是发射中小型卫星；M—3SII型火箭为第二阶段，运载能力比M—3S火箭增大到2.7倍，可以发射较大型卫星。M系列运载火箭的研制成功，为日本的宇宙开发、空间探测开辟了新局面，奠定了良好的基础。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・冋如现在的日本宇宙科学研究所(1SAS)是1981年由东京大学宇宙航空研究所改组成的。该所除了继续以M—3SII型火箭为支柱发射科学卫星和空间探测器外，现在正在研制M系列的新型火箭M—V火箭，它是直径2.5m的3级固体火箭。具有将2.0t级的人造卫星送入低轨道的能力。三个子级都是新研制的，一子级采用新的高强度钢(HT—230)，不用捆绑助推器，将在短时间内燃烧70t推进剂，产生3698.4kN推力；二子级燃烧30t推进剂，产生1382.2kN推力，为提高在稀薄空气中燃烧效率，二、三子级采用折叠式延伸喷管；三子级球型发动机为复合材料壳体。M—V火箭1990年开始研制，预定1995年发射。用于月球、火星探测器的发射。M—V火箭将使日本宇宙科学研究所在九十年代具有保持每年发射一颗中型航天器的发射能力。M系列运载火箭的总体性能参数如表所列。M廉列运总感1«启律喲谊ft惟力就ttIm)大(m)<1(K>起弋n力£藪髭力r時Okm册蜿].fM輪和城出;A#"4~5-1.47iZ.&8M-4S1Y14前闻訓1加M-3C33tJ.3711936.1的I曲32^07、In时，制M-JS3；羽.£"1对的心Silt5M3SIa27.B81H201DLT15,033L.CE.5口1300110M系列火箭开发过程如图所示。M系列火箭的各型火箭的推移演变和主要区别点如图所示。

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推进剂质量10.0t工作时间整流罩101s长度8.8m结构质量650kg最大直径2.5m结构材料CFRP复合材料总体布局M—v型火箭总体形貌和总体布局如图所示。有效载荷舱和整流罩的总长度8.80m,直径2.5m，质量650kg，结构分瓣数目为2,结构为蜂窝夹层结构，材料为碳纤维复合材料面板。其总体布局如图所示。有建栽描部并■m弋型曲他总膵布局al宜径还E 雹面忙花M-V31火和百戏載荷雄利話诧单的布同M—V型火箭箭体结构按布局情况如表所列。

护号结构咽式结构材料1蝉窩宪层结构CFRF盧咅材料面桩获层结构2扎轨览和机腿充式结构CFRP靂會林料聲堀结构S二.干级境动机M-34堆壷式紡构.廷伸顒蚕4二于缓世功机M-E*匪養式第楷■建仲囲胃高栄痕刪HT2305一子谨发功机制14高为度钢Hjr-23a推进系统M—V型火箭的推进系统主要是由一子级发动机M—14、二子级发动机M—24、三子级发动机M—34和入轨发动机组成。另外还有一子级的可动喷管推力向量控制系统(MNTVC)、二子级液体喷射推力向量控制系统(LITVC)、三子级可动喷管推力向量控制系统(MNTVC