美国陆基战略核力量演变史（四）阿特拉斯

之前的那三篇是美国固体燃料导弹的发展脉络，虽然就现在来看，美国的固体燃料导弹技术依然保持领先地位，但美国也不是先发展的固体燃料导弹。事实上，所有能够研发生产洲际导弹的国家（法国一开始就走的固体燃料导弹的技术路线，先排除；朝鲜至今没有固体燃料洲际导弹）一般都会先研制液体燃料洲际导弹，再研制固体燃料洲际导弹。因此，从此篇文章往下，我将带你一览美国液体燃料洲际导弹的发展脉络。

一．研制简史

1947年，美苏开始冷战。双方为了威慑对方，大力发展战略武器。随着短程弹道导弹发展速度越来越快，美国着手研制射程更大的洲际导弹。

1951年，美军空中研究发展司令部要求迅速研制第一种全尺寸的洲际导弹。同年1月，洲际弹道导弹的方案论证工作正式启动。

1953年10月31日，美军建立战略导弹评估司令部，专门负责评估战略导弹技术和研发的规划，该部对发展洲际战略导弹进行了研究探讨。

1954年2月10日，美军战略导弹评估司令部提交了有关洲际战略导弹发展的报告。次年1月，美国军方正式启动SM-65弹道导弹的技术设计和试验工作，并确定该导弹由通用动力公司康维尔分公司负责研制。

1957年6月11日，SM-65弹道导弹进行首次飞行试验。由于发动机故障，试验失败。本来吧，有哪一款导弹在试验时不会遇到问题呢？大不了优化改进完成后再接着试验。可一件令美国人心急如焚的事出现了，1957年10月4日，苏联于当日使用R-7洲际导弹把人类第一颗人造地球卫星送入太空。面对苏联在导弹/火箭技术上的领先，美国舆论认为政府在维护国家安全方面措施不力。于是，时任美国总统艾森豪威尔下令采取应急补救措施。

1957年10月9日，在苏联卫星升空5天后，美国国防部长更换，新国防部长上任后立即启动加速发展洲际导弹。同年11月，美军将原计划成立的洲际导弹中队数量扩大一倍多，从8个增加到17个，洲际导弹的计划部署日期提前，战略导弹的研发经费也相应增加到占美军整个军费的25%。

1957年末至1962年，SM-65弹道导弹共进行了87次研制性飞行试验，其中59次成功，18次部分成功，10次失败；训练性发射共29次，其中21次成功，5次部分成功，3次失败。可见早期的洲际弹道导弹试验成功率实在不咋地，但以那时的技术水平来说这就不错了。

二．服役部署

1959年9月，SM-65D型弹道导弹正式定型并装备部队。随后SM-65E/F弹道导弹列装服役。SM-65弹道导弹各型入役后，美国共建造11个导弹发射基地，装备13个导弹中队，总计126枚导弹。

1965年，SM-65弹道导弹退役，被新型LGM-30A/B弹道导弹取代。

1965年后，SM-65弹道导弹发动机被改型成运载火箭的发动机，与不同的上面级组合发射美国的多种航天器。这点下文将详述。

SM-65弹道导弹有A、B、C、D、E和F共6种型号，其中A、B和C型为试验型；D型为训练型；E、F型为实战部署型号。

三．整体设计

SM-65弹道导弹弹体呈圆柱形，上端为锥形头部，尾段两侧有锥形整流罩。导弹由弹头、贮箱、尾段、动力装置等组成。

导弹的贮箱由圆筒形壳段、上底、下底和中间共底组成。贮箱为薄壳结构，装配好后内部充以氦气以保持其形状。这种薄壳结构在导弹燃料泄漏时极易发生爆炸事故，比如苏联R-16洲际导弹的“涅杰林灾难”。

贮箱上部呈截锥形，便于和弹头对接。上底为半球形，下底为锥形，紧靠发动机舱。中间共底为半球形，位于贮箱箱体中间，将贮箱分隔成煤油箱和液氧箱两部分。为防止贮箱中液体在导弹飞行中晃动和出现漩涡，贮箱内装有12块宽101.6毫米的防晃板和防涡装置。贮箱两侧有两条电缆和导管整流罩。导弹尾段整流罩是由桁条和波纹形蒙皮构成的半硬壳式结构。

导弹的分离系统为两部分，第一部分是助推器和芯级的分离系统，第二部分是弹头与弹体的分离系统。其中助推器和芯级的分离是在主发动机仍工作时进行，该分离系统由爆炸螺栓、气压式分离机构和导轨系统组成，必须考虑结构安排、液体与气动管路的快速分离和密封。弹头与弹体的分离系统则包括两个反推火箭、一个分离机构、两个电爆管和两个限流电阻，其中反推火箭装在弹体中部，用于给弹体减速。

四．动力系统

SM-65弹道导弹采用MA-2型和MA-3型火箭发动机动力装置。采用“一级半”的设计。导弹发射后助推发动机和主发动机工作136-145秒后助推发动机脱离，主发动机继续工作126秒直至弹道导弹达到关机速度。之后，弹道导弹将依靠游动发动机进行姿控和变轨，并导引弹头飞向目标。

MA-2型发动机用于SM-65 A/B/C/D弹道导弹，由1台LR-105主发动机（推力266KN）、2台LR-89助推发动机（每台推力667KN）及2台LR-101游动发动机（每台推力454kg）组成。采用泵压式输送系统，涡轮泵由燃气驱动，涡轮废气从排气管排出。主发动机和助推发动机合用一套燃气发生器和涡轮泵。发动机采用再生冷却燃烧室，安装在导弹轴线上的万向支架上，可以根据制导和控制系统的指令双向摆动，以控制导弹的俯仰和偏航状态。助推发动机位于主发动机两侧，安装在万向支架上，可以摆动使导弹保持稳定飞行。LR-105发动机和LR-89发动机均采用液氧煤油推进剂，可以看到，这款弹道导弹有一个致命缺点——准备时间过长，燃料不便贮存。

你问为什么？氧气的沸点为-183℃，RP-1煤油还能在常温下保持液态，这就使得液氧无法长期保存，必须在发射前加注，就像长征5号火箭一样，在起飞前加注燃料，完全无法像固体燃料火箭一样快速反应，降低了核打击的突然性。

MA-3型发动机用于SM-65 E/F弹道导弹，由1台XLR-105 NA-5主发动机、2台XLR-89 NA-5助推发动机和2台XLR-101-NA-7游动发动机组成。主发动机工作约300秒；助推发动机工作约145秒。燃烧室由玻璃纤维复合材料缠绕制成，质量轻，工作可靠，发动机推力大。

哦对，顺便说一下RP-1型煤油，这家伙极其出名，出名到现在几乎所有航天大国或空间探索组织的液氧煤油火箭燃料都是它或它的变体。RP-1，别称火箭推进器-1号，是高度提炼的煤油，类似航空煤油。虽然比冲比液氢低，但更廉价，室温下更稳定，更安全，同样体积的燃料产生的冲量，也就是密度比冲比液氢大。它的最大优点在于热稳定性极好，抗热不分解，同时其烯烃和芳香烃含量降到了很低的水平。这些不饱和的碳氢化合物在高温下或在储存中都会聚合。也因为烯烃和芳香烃的含量低，RP-1比柴油更无毒，更不用说有毒的汽油了。

但是，不完美。不完美在哪里？

第一个，这得看你的产地了。如果你的煤油产地是俄罗斯的秋明油田，那可就恭喜你了。众所周知，原油含硫量很大，但俄罗斯的秋明油田所产的石油含硫量极低，这意味着什么呢？硫在高温下会腐蚀金属，也会加剧碳氢燃料的聚合，影响燃料的流动性。因此就会导致发动机爆炸等事故，为了杜绝此等事故，就得降低燃烧室室压。而燃烧室室压是提高液体火箭发动机比冲的重要途径。因此人类史上推力最大的单室发动机F-1火箭发动机室压仅7MPa，而苏联的RD-170发动机室压达到了惊人的24.5MPa。究其原因就在于含硫量极低的煤油。当然这还不是液体火箭发动机极限呢，室压最高的液体火箭发动机是苏联用在RSM-54潜射弹道导弹上的RD-0244发动机，为27.5MPa，当然，用的是N2O4/UDMH燃料组合。

第二个，就是成本极高。人们合成了更合适的同分异构体，消除了线形的烷烃，取而代之的是高度分支和环状的分子，但是由于燃料的特殊性，又必须加强其润滑特性。结果就增加了生产成本。

五．制导系统与弹头

SM-65弹道导弹采用过两种制导系统，一是无线电-惯性混合制导系统，二是全惯性制导系统。无线电-惯性混合制导系统用于SM-65D弹道导弹，该系统由地面多普勒雷达、精密跟踪雷达、地面数字计算机和弹上雷达信标机组成。全惯性制导系统用于SM-65 E/F弹道导弹，由3个陀螺和3个加速度计组成，整套质量约160千克。该弹误差巨大，训练的D型误差为1890米，而战备值班的E/F型误差为惊人的2770米！要知道，这可是战备状态的实战化导弹！

SM-65弹道导弹采用两种弹头：一种是MK-2热沉式弹头；另一种是MK-3或MK-4烧蚀式弹头。当量300-500万吨。这个当量的核弹头是为了克服指导系统误差巨大的缺陷而设计的。MK-2热沉式弹头为钝锥体，锥体内装有球形热核弹头；质量大、再入速度低、再入时在其后面会由于电离作用而产生“尾迹”，容易被雷达发现并遭到拦截。

SM-65D弹道导弹采用MK-3烧蚀式弹头，长3.05米，锥角60度，防热材料采用尼龙-酚醛和高硅氧-酚醛。该弹头质量轻，再入速度高，防热材料质量较轻，头锥尾部有双重裙部，可增进弹头的气动稳定性，提高命中精度。

SM-65E/F弹道导弹采用MK-4烧蚀式弹头，性能比MK-3更好。防热材料采用金属蜂窝陶瓷，酚醛树脂浸渍二氧化硅和玻璃-环氧增强塑料。

六．余魂闪耀，为航天事业奉献余生

1.“宇宙神-半人马”组合火箭

1957年，SM-65弹道导弹首次发射后不久，美国军方就用该型导弹发射了一系列的空间有效载荷，包括美国的第一个载人轨道飞行器。接着美国军方又在SM-65弹道导弹基础级上增加了一个“半人马座”上面级。“半人马座”上面级是通用动力公司根据与国防部签订的合同研制，组合后称之为“宇宙神-半人马”运载火箭。随后，“宇宙神-半人马”运载火箭的后续研制和发射操作转移到NASA。1962年5月试飞，但是火箭在起飞后45秒爆炸，随后，1963年11月，第二次发射取得圆满成功。它发射了大量的有效载荷，包括国际通讯卫星4/4A/5/5A、ATS、HEAO试验卫星、先驱者号，旅行者号空间探测器和其它飞行器。可以说，先驱者号等将人类目光移向宇宙深处的探测器，都离不开它和此后衍生的一系列运载火箭。

宇宙神-半人马座火箭由“宇宙神”洲际弹道导弹为基础作为第一级和“半人马座”上面级组成，由美国通用动力公司制造。该火箭第一级为“宇宙神”级，采用液氧和RP-1煤油为推进剂，不再详述。

“半人马座”上面级直到今天仍在使用，值得一提。1957年，美国宇航局成立的前一年，美国空军对通用动力公司的一项建议进行了研究，该建议提出研制一种新型航天运载工具，以使美国尽快拥有重型有效载荷运输能力。这种高能运输工具用作运载火箭的第二级，推进剂使用液氧/液氢组合，能用于运送重3856公斤的有效载荷，它就是后来的半人马座上面级。它是美国第一种高能上面级运载工具，使用液氧/液氢推进剂组合，能量高，火箭比冲大。其发动机为大名鼎鼎的RL-10氢氧低温发动机（该发动机后来发展有一系列改进的衍生产品）。与以前挤压循环和蒸汽（燃气）发生器泵压循环的方式不同，RL-10发动机采用的是膨胀循环。简单的说，膨胀循环就是利用泵后的推进剂，流经推力室再生冷却通道，吸热膨胀后驱动涡轮，给燃料泵和液氧泵带来动力，涡轮做功后的气态工质（氢气）进入燃烧室参与燃烧。

膨胀循环也是泵压循环的一种，只是传统的泵压循环带有蒸汽或燃气发生器（双氧水在发生器中分解或者推进剂在发生器中燃烧）作为涡轮泵的动力装置，而RL-10发动机直接将发生器省去，简化设计，将受热膨胀后的推进剂直接作为涡轮泵的动力。

RL-10发动机的推力室采用的是束管式再生冷却，其目的是让液氢得到足够的热量来驱动涡轮，提供足够的动力。这样的推力室壁通道结构是将金属导管钎焊在一起。这些金属导管原本是直上直下的，被压制成具有一定的弧度，使得推力室外围看上去呈现钟型结构。

火箭全长39.81米，直径3.05米，起飞质量147吨，起飞推力约2255千牛。地球同步轨道运载能力为1.85吨，近地轨道的最大运载能力为4吨。一共进行了61次发射，其中发射失败11次，成功率83%。最后一次发射在1983年进行，随后被宇宙神G火箭取代。所有该型号的火箭全部在卡纳维拉尔角发射。

2.宇宙神J运载火箭

1989年，美国通用动力公司研制了宇宙神J型新式运载火箭。宇宙神J运载火箭采用SM-65弹道导弹第一级为基础，捆绑卡斯托Ⅳ型固体推进器，可以把特种卫星送入地球同步转移轨道