【航天】Star系列固体火箭发动机大全·上

2020-06-27 15:34 作者:Charon_S丶 0人读过 | 我要投稿

本专栏为Charon_S丶编写、出品，有错误出请各位指出，如有问题可在评论区提问，各路奆佬们会随时为您解答~

本专栏专门介绍家喻户晓妇孺皆知著名的Star系列固体火箭发动机，不保证型号全部收录、数据全部准确，有遗漏、错误请各位指出，数据截止至2020.06。

此篇为本专栏上篇。

本专栏含大量数据，数据较硬核，请合理食用。

（务必先读下边注释）

本专栏共收录有94个型号：

Star-3 (TE-M-1082-1)

Star-3A (TE-M-1089)

Star-4G (TE-M-1061)

Star-5 (TE-M-500)

Star-5A (TE-M-863-1)

Star-5C (TE-M-344-15)

Star-5CB (TE-M-344-16)

Star-5D (TE-M-989-2)

Star-5F (TE-M-1198)

Star-6 (TE-M-541-3)

Star-6A (TE-M-542-3)

Star-6B (TE-M-790-1)

Star-8 (TE-M-1076-1)

Star-9 (TE-M-956-2)

Star-10 (TE-M-195)

Star-12 (TE-M-236)

Star-12A (TE-M-236-3)

Star-12GV (TE-M-951)

Star-13 (TE-M-458)

Star-13A (TE-M-516)

Star-13B (TE-M-763)

Star-13C (TE-M-345-11/12)

Star-13D (TE-M-375)

Star-13E (TE-M-385)

Star-13F (TE-M-444)

Star-15 (TE-M-456-2)

Star-15G (TE-M-1030-1)

Star-17 (TE-M-479)

Star-17A (TE-M-521-5)

Star-20 (TE-M-640-1)

Star-20A (TE-M-640-3)

Star-20B (TE-M-640-4)

Star-20D (?)

Star-20-Spherical (TE-M-251)

Star-24 (TE-M-604)

Star-24A (TE-M-604-2)

Star-24B (TE-M-604-3)

Star-24C (TE-M-604-4)

Star-25 (TE-M-184-3)

Star-26 (TE-M-442)

Star-26B (TE-M-442-1)

Star-26C (TE-M-442-2)

Star-27 (TE-M-616)

Star-27A (TE-M-616-1)

Star-27B (TE-M-616-4)

Star-27C (TE-M-616-5)

Star-27D (TE-M-616-8)

Star-27E (TE-M-616-9)

Star-27H (TE-M-1157)

Star-30 (TE-M-700-2)

Star-30A (TE-M-700-4)

Star-30B (TE-M-700-5)

Star-30BP (TE-M-700-20)

Star-30C (TE-M-700-18)

Star-30C/BP (TE-M-700-25)

Star-30E (TE-M-700-19)

Star-31 (TE-M-762)

Star-37 (TE-M-364-1)

Star-37B (TE-M-364-2)

Star-37C (TE-M-364-18)

Star-37D (TE-M-364-3)

Star-37E (TE-M-364-4)

Star-37F (TE-M-364-19)

Star-37FM (TE-M-783)

Star-37FMV (TE-M-1139)

Star-37G (TE-M-364-11)

Star-37GV (TE-M-1007-1)

Star-37N (TE-M-364-14)

Star-37S (TE-M-364-15)

Star-37X (TE-M-714-1)

Star-37XE (TE-M-714-4)

Star-37XF (TE-M-714-6)

Star-37XF-8 (TE-M-714-8)

Star-37XFP (TE-M-714-16/17)

Star-37XFPV (TE-M-988-1)

Star-37Y (TE-M-714-2)

Star-37YGDS (?)

Star-40 (TE-M-186-2)

Star-48 (TE-M-711-3)

Star-48-8 (TE-M-711-8)

Star-48AS (TE-M-799-1)

Star-48AL (TE-M-799)

Star-48BS (TE-M-711-17)

Star-48BL (TE-M-711-18)

Star-48BV (TE-M-940-1)

Star-48B (TE-M-940-1)

Star-48GXV (?)

Star-62 (TE-M-731)

Star-63 (?)

Star-63D (TE-M-936)

Star-63DV (?)

Star-63F (TE-M-963-2)

Star-75 (TE-M-775-1)

Star-92 (?)

（注1：“Star-XX”的数字部分指的是以英寸为单位的发动机外壳近似直径，例如“Star-48”中“48”就是指该发动机外壳直径大约为48英寸；“TE-M-XXX”中，“T”代表Thiokol公司（莫顿·锡奥科尔公司），“E”代表Thoikol公司位于美国马里兰州埃尔克顿镇（Elkton）的埃尔克顿分部（Elkton, MD division），“M”代表Motor（发动机），之后的“XXX/XXX-XX”则是一系列数字后缀。）

（注2：由于固体发动机资料较少，所以以部分冷门发动机只列出最基本的数据，部分知名度较高的发动机会列出更加详细的信息。）

（注3：以下推力未说明情况下皆为平均推力，推力/比冲皆为有效真空数据。）

（注4：部分资料短缺的发动机的推力及燃烧时间不得而知，本文用总冲量（千克力·秒）附加。）

（注5：本文中“基本数据”包括“湿重”、“干重”、“推力”、“比冲”、“燃料”、“燃烧时间”和“直径”，“*”为附加数据，“**”见“注4”。）

正篇

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Star-3

(TE-M-1082-1)

Star-3于2003年研发并成为JPL下属的“勇气号”及“机遇号”火星车（Mars Exploration Rover (MER)）的着陆反推发动机（Transverse Impulse Rocket System (TIRS)）。每个MER上配备有3台Star-3。当然Star-3也可用于自旋/取消自旋。

基本数据：

湿重：1.157kg

干重：0.676kg

推力：1.935kN

比冲：266s

燃料：HTPB

燃烧时间：0.62s

直径：80.772mm

*高：288.544mm

*最大推力：2.05kN

*平均室压：10.36MPa

*最大室压：11MPa

*喉部直径：11.7094mm

*喷管最大直径：52.6288mm

*扩张比：20.2

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Star-3A

(TE-M-1089)

Star-3的欠装药和缩短版本。它有一个较短的外壳和截短的出口锥，以适应较低的推进剂重量和较小的可用体积。Star-3A非常适合分离、自旋/俯仰、脱离轨道和小型卫星使用。

基本数据：

湿重：0.89kg

干重：0.77kg

推力：0.614kN

比冲：241.2s

燃料：HTPB

燃烧时间：0.44s

直径：80.772mm

*高：288.544mm

*最大推力：0.8kN

*平均室压：3.585MPa

*最大室压：4.661MPa

*喉部直径：11.684mm

*喷管最大直径：27.94mm

*扩张比：5.7

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Star-4G

(TE-M-1061)

2000年1月，美国宇航局戈达德航天飞行中心（NASA Goddard Space Flight Center）开发并测试了一种低成本、高干质比的轨道调整发动机，用于部署非常非常非常小的卫星（纳米卫星）。STAR-4G样机的首次静态试验是在程序启动8个月后进行的。根据设计，发动机在高燃烧室压力下运行，并包含一个非棒喉塞，以最大化比冲。

基本数据：

湿重：1.497kg

干重：0.508kg

推力：0.258kN

比冲：269.4s

燃料：HTPB

燃烧时间：10.3s

直径：113.03mm

*高：137.922mm

*最大推力：0.307kN

*平均室压：15.065MPa

*最大室压：17.926MPa

*喉部直径：3.81mm

*喷管最大直径：28.702mm

*扩张比：56.8

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Star-5

(TE-M-500)

基本数据：

湿重：1.98kg

干重：0.26kg

推力：？

比冲：189s

燃料：HTPB

燃烧时间：？

直径：128.3mm

**总冲量：405kgf·s

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Star-5A

(TE-M-863-1) (32.02-KS-38) (Space Gnat)

Star-5A的应用此设计是为了提供最小的加速度，延长燃烧时间，增加Delta-V，由于较低平均推力和独特的偏心喷嘴设计，该发动机可用于许多非标准几何结构的小有效载荷更换或自旋稳定。与大多数Star发动机一样，Star-5A已被证明具有20%的欠装药能力。发动机壳体为铝合金，喷管出口锥为硅/酚醛。

基本数据：

湿重：4.645kg

干重：2.345kg

推力：0.169kN

比冲：250.8s

燃料：HTPB

燃烧时间：32s

直径：130.302mm

*高：224.536mm

*最大推力：0.169kN

*平均室压：3.123MPa

*最大室压：3.558MPa

*喉部直径：6.096mm

*喷管最大直径：32.6136mm

*扩张比：28.6

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Star-5C

(TE-M-344-16) (2.67-KS-459)

设计为大力神运载火箭的分离引擎，用于将二级与上面级分离开来。发动机壳体为钢，喷管出口锥为硅/酚醛。

基本数据：

湿重：4.47kg

干重：2.4kg

推力：1.953kN

比冲：268.1s

燃料：HTPB

燃烧时间：2.8s

直径：121.158mm

*高：341.122mm

*最大推力：2.024kN

*平均室压：9.25MPa

*最大室压：9.584MPa

*喉部直径：12.2682mm

*喷管最大直径：59.436mm

*扩张比：23.5

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Star-5CB

(TE-M-344-15) (2.80-KS-439)

设计为大力神运载火箭的分离引擎，用于将二级与上面级分离开来。还有其它用处。该发动机采用了减少铝含量（2%铝）的推进剂，以尽量减少污染，并提供与Star-5C几乎相同的比冲。外壳、喷嘴和点火器与Star-5C保持不变，这些相同的部件适合更恶劣的泰坦四号环境。该发动机已在-4到+177华氏度的温度范围内成功地进行了静态测试。

基本数据：

湿重：4.504kg

干重：2.4kg

推力：2.042kN

比冲：262s

燃料：HTPB

燃烧时间：2.67s

直径：121.158mm

*高：341.122mm

*最大推力：2.189kN

*平均室压：9.57MPa

*最大室压：9.887MPa

*喉部直径：12.2682mm

*喷管最大直径：59.436mm

*扩张比：23.5

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Star-5D

(TE-M-989-2)

Star-5D火箭发动机经过设计和鉴定，作为火星探路者（Mars Pathfinder）任务中的火箭辅助减速（rocket-assisted deceleration, RAD）发动机。三个发动机被点燃，以使探测器在接触火星表面之前将速度降为零。

基本数据：

湿重：10.2285kg

干重：3.325kg

推力：5.565kN

比冲：256s

燃料：HTPB

燃烧时间：3.03s

直径：123.952mm

*高：830.58mm

*最大推力：6.272kN

*平均室压：8.956MPa

*最大室压：9.694MPa

*喉部直径：22.0726mm

*喷管最大直径：59.563mm

*扩张比：7.3

*喷管倾斜角：7°

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Star-5F

(TE-M-1198)

Star-5F火箭发动机被设计用于Atlas V运载火箭一级的分离发动机。它融合了来自Star-5CB、Star-5D和Star-5E设计的众多设计功能，以最大限度地继承传统并提高可靠性。Star-5F采用不锈钢外壳、密封件和出口锥；头部点火系统；严重倾斜的喷嘴设计；减少铝含量的推进剂，以尽量减少航天器在发射过程中的污染。

基本数据：

湿重：14.039kg

干重：10.22kg

推力：5.2845kN

比冲：254.2s

燃料：HTPB

燃烧时间：1.75s

直径：123.19mm

*高：946.404mm

*最大推力：6.063kN

*平均室压：9.067MPa

*最大室压：12.114MPa

*喉部直径：21.59mm

*喷管最大直径：64.77mm

*扩张比：9.1

*喷管倾斜角：20°

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Star-6

(TE-M-541-3)

Star-6是美国秘密军事任务用的低轨道制动发动机。Star-6发动机在空间可放置30天，空间使用温度-35℃~+60℃，地面储存温度-12℃~+60℃。壳体材料为玻璃纤维/环氧，推进剂代号TP-H-3062，装药量4.85kg。

基本数据：

湿重：6.11kg

干重：1.25kg

推力：?（最大2.14kN）

比冲：287s

燃料：CTPB

燃烧时间：？

直径：157.5mm

*高：356mm

*喷管最大直径：120.9mm

**总冲量：1395kgf·s

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Star-6A

(TE-M-542-3)

Star-6发动机壳体材料为玻璃纤维/环氧复合材料，推进剂代号TP-H-3062。

基本数据：

湿重：4.52kg

干重：1.25kg

推力：？

比冲：285.3s

燃料：CTPB

燃烧时间：？

直径：157.5mm

*高：356mm

**总冲量：935kgf·s

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Star-6B

(TE-M-790-1) (5.9-KS-565)

Star-6B是为再入飞行器研制的一种旋转和推进发动机。设计包括一个铝外壳和一个塑料喷嘴。该发动机能够在发射过程中以每秒16转的速度旋转。推进剂装药范围为5.7至15.7磅。1992年10月还用于瑞典Freja科学卫星，使其进入圆轨道。

基本数据：

湿重：10.26kg

干重：4.16kg

推力：2.513kN

比冲：269s

燃料：CTPB

燃烧时间：5.9s

直径：185.928mm

*高：403.606mm

*最大推力：2.82kN

*平均室压：5.833MPa

*最大室压：6.254MPa

*喉部直径：16.8148mm

*喷管最大直径：95.504mm

*扩张比：32.1

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Star-8

(TE-M-1076-1)

Star-8是为火星探测车（MER）项目开发的火箭辅助减速（RAD）发动机。该发动机基于JPL为火星探路者计划（Mars Pathfinder program）开发的Star-5D发动机技术研发。Star-8于2004年1月首次飞行，当时使用了三个发动机来使“勇气”号和“机遇”号探测器减速，以便在火星上的古谢夫环形山（Gusev Crater）和子午线平原（Meridiani Planum）着陆。

基本数据：

湿重：17.432kg

干重：5.13kg

推力：7.477kN

比冲：272.9s

燃料：HTPB

燃烧时间：4.33s

直径：204.724mm

*高：687.578mm

*最大推力：7.749kN

*平均室压：10.342MPa

*最大室压：10.839MPa

*喉部直径：22.3266mm

*喷管最大直径：104.013mm

*扩张比：21.7

*喷管倾斜角：17°

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Star-9

(TE-M-956-2)

Star-9火箭发动机是1993年在独立研发基金会（IR&D）的资助下开发的，用于论证一些低成本的发动机技术。其中包括一个整体后极轴凸台/出口锥、二维碳-碳喉衬和推进剂制造及装药技术。

基本数据：

湿重：18.597kg

干重：4.173kg

推力：4.23kN

比冲：289.1s

燃料：HTPB

燃烧时间：9.4s

直径：228.6mm

*高：506.984mm

*最大推力：5.83kN

*平均室压：7.391MPa

*最大室压：9.901MPa

*喉部直径：19.3802mm

*喷管最大直径：165.608mm

*扩张比：73.0

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Star-10

(TE-M-195) (9.00-KS-755) (SARV Retro MK I)

Star-10是一种小型、高性能的发动机，设计用来作为卫星、探测器的反推火箭。由于设计要求，导致长径比夸张。该发动机内部药柱采用星型中空结构。由于库存的推进剂存量不足，主药柱推进剂将从TP-G-3012改为TP-H-3340。由于TP-H-3340推进剂燃烧温度较高，钼喉衬将改为G-90石墨材料。

基本数据：

湿重：17.65kg

干重：6kg

推力：3.35kN

比冲：251.1s

燃料：HTPB

燃烧时间：9s

直径：254mm

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Star-12

(TE-M-236) (7.5-KS-1250) (SARV Retro MK IV)

Star-12是一个60磅重的发动机，使用40磅的推进剂。它被设计用来作为卫星、探测器的反推火箭。基本上就是Star-10的加强版。

基本数据：

湿重：27.7kg

干重：9.4kg

推力：5.56kN

比冲：252s

燃料：HTPB

燃烧时间：7.5s

直径：304.8mm

*高：324mm

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Star-12A

(TE-M-236-3) (7.5-KS-1630) (Super SARV Retro)

Star-12A大体上就是一款比Star-12更长，比冲更高的发动机。

基本数据：

湿重：33.99kg

干重：11.2kg

推力：7.25kN

比冲：270.1s

燃料：HTPB

燃烧时间：7.5s

直径：307.3mm

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Star-12GV

(TE-M-951)

Star-12GV火箭发动机是美国海军猎犬轻型大气层外射弹（Lightweight Exoatmospheric Projectile (LEAP)）实验器的第三级。这台发动机于1995年3月首次飞行。具有推力矢量系统，前端飞行销毁炸药，并采用石墨环氧复合材料外壳。它可以与尾部姿态控制系统（ACS）模块兼容。ATK公司在1992年至1995年期间根据先进的固体轴向级（ASAS）计划开发了该发动机的设计和部件技术。矢量双向摆动±5°。

基本数据：

湿重：41.9573kg

干重：8.981kg

推力：6.472kN

比冲：282.4s

燃料：CTPB

燃烧时间：13.9s

直径：310.896mm

*高：571.5mm

*最大推力：8.8075kN

*平均室压：10.687MPa

*最大室压：13.445MPa

*喉部直径：17.5514mm

*喷管最大直径：133.604mm

*扩张比：58.0

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Star-13

(TE-M-458)

一款NASA用于星际系留监视平台计划（Anchored Interplanetary Monitoring Platform program）的制动发动机。在1992年10月使用它来将瑞典的Freja科学卫星送入远地点。该发动机采用自旋方式稳定，允许最大转速为27r/min，点火前静态配重0.5kg·cm，动态配重10kg·cm²，在空间使用温度-17℃~+48℃。发动机壳体材料为钛合金（Ti-6Al-4V），推进剂质量31kg，喷管出口锥直径0.187m，喉衬材料为石墨。

基本数据：

湿重：35.65kg

干重：4.7kg

推力：3.8kN

比冲：273s

燃料：CTPB

燃烧时间：21.8s

直径：342.9mm

*高：359mm

*最大推力：4.075kN

*喷管最大直径：187.19mm

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Star-13A

(TE-M-516) (15.3-KS-1320)

Star-13A固体火箭发动机是美国Thor-Burner 2火箭的抛射级发动机，用于发射Secor和Aurora卫星，也用作Comet返回舱的脱轨发动机。Star-13A发动机是由Star-13F发动机的推进剂和喷管，以及Star-13发动机的壳体和点火装置组合而成。采用自旋方式稳定，最大允许转速160r/min，在空间使用温度-17℃~+48℃。壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，推进剂代号 TP-H3062，固体含量 86%，装药量33kg。喷管出口直径208.5mm，喉衬材料石墨，出口锥材料为硅/酚醛。

基本数据：

湿重：38.1kg

干重：4.9kg

推力：5.87kN

比冲：286s

燃料：CTPB

燃烧时间：15.3s

直径：342.9mm

*高：581mm

*最大推力：7.562kN

*喷管最大直径：208.5mm

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Star-13B

(TE-M-763) (14.8-KS-1708)

Star-13B固体火箭发动机Star-13发动机基础上增加一个55mm长的筒段构成的。首飞时间 1984年。该发动机用于调整Delta运载火箭发射的卫星的轨道倾角。

基本数据：

湿重：47.0375kg

干重：5.806kg

推力：7.5976kN

比冲：285s

燃料：CTPB

(TE-M-385)

(TE-M-1030-1)

Star-15G火箭发动机在1997年设计并通过了两种不同的设计方案。发动机基于ASAS的15英寸的测试发动机而设计。在1988年12月至1991年6月中共进行了七次试验，来对设计特征、组件和材料技术进行评估。ATK公司在Star-15G上采用了Thiokol公司的复合树脂（TCR）技术，这也是采用缠绕石墨-环氧复合材料外壳设计的几种Star发动机之一。该发动机独特的回归式的推力-时间曲线是由于推进剂颗粒的特殊制作工艺，运用这种技术可以限制推力，保持较低加速度。在鉴定期间，还测试了用131磅质量的推进剂装载的发动机的可行性。

基本数据：

湿重：93.712kg

干重：14.016kg

推力：6.539kN

比冲：281.8s

燃料：HTPB

燃烧时间：33.3s

直径：382.016mm

*高：801.878mm

*最大推力：12.455kN

*平均室压：6.102MPa

*最大室压：10.928MPa

*喉部直径：24.638mm

*喷管最大直径：206.248mm

*扩张比：70.0

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Star-17

(TE-M-479) (17.6-KS-2460)

Star-17固体火箭发动机是美国NASA射电天文学探测器卫星的远地点发动机，1966年5 月开始研制，1968年7月首飞。采用自旋方式稳定姿态，最大允许转速150r/min，推力不同轴度0.0009mrad，推力偏心0.75mm，点火前静态配重0.44kg·cm，动态配重6.3kg·cm²。发动机在空间使用温度-17℃~+48℃。发动机壳体为球形，材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，壁厚1.02mm。衬层为TCC TL-H-304，绝热层为石棉充填的丁腈橡胶，前端有人工脱粘层。推进剂代号TP-H-3062，危险等级为2，燃气比热比 1.18。药型为8角星型，高氯酸铵含量70%，铝粉16%。装药量 69.4kg。喷管喷管长度330mm，潜入比 26%，扩张半角14.2(°)，收敛半角23.7(°)。喉衬材料为C-90 石墨，出口锥材料为硅酚醛。点火装置点火器代号为TE-P-386-7，壳体材料为钛合金，发火药为硼硝酸钾，主点火药为聚硫推进剂，点火电流 4A，维持 0.3s。

基本数据：

湿重：79.061kg

干重：9.435kg

推力：10.943kN

比冲：286.2s

燃料：CTPB

燃烧时间：17.6s

直径：441.96mm

*高：687.324mm

*最大推力：12.344kN

*平均室压：5.5365MPa

*最大室压：6.895MPa

*喉部直径：34.8488mm

*喷管长度：330mm

*喷管最大直径：271.526mm

*扩张比：60.7

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Star-17A

(TE-M-521-5) (19.4-KS-3600)

Star-17A固体火箭发动机是“天网1”(Skynet 1)、NATO 1、IMP-H、IMP-J等卫星的远地点发动机，于1967年5月开始研制，1969年11月首飞。Star-17A是在Star-17发动机基础上增加一个长175mm的圆柱段构成的。壳体长度609mm，壁厚1.55m，壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)。绝热层材料为石棉充填的丁腈橡胶。推进剂代号TP-H-3062，药型为8角星形，高氯酸铵(AP)含量70%，铝粉(Al)16%。装药量112kg。喷管喷管长度427mm，潜入比19%，扩张半角13.9(°)，收敛半角24.3(°)，喉衬材料为G-90石墨。

基本数据：

湿重：125.6451kg

干重：13.381kg

推力：16.0136kN

比冲：286.7s

燃料：CTPB

燃烧时间：19.4s

直径：441.96mm

*高：981.465mm

*最大推力：17.3481kN

*平均室压：4.6195MPa

*最大室压：4.826MPa

*喉部直径：47.8536mm

*喷管最大直径：349.25mm

*扩张比：53.2

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Star-20

(TE-M-640-1) (27.5-KS-6,100) (Altair 3)

Star-20，又称Altair 3，被研发用作Scout运载火箭的第四级，有一种纤维缠绕的玻璃纤维环氧外壳，装有CTPB推进剂颗粒。该发动机的轻质的喷嘴是由石墨、塑料和钢的复合材料所制成的。由两个6秒延迟电起爆器或两个SBASI零延迟起爆器点火。

基本数据：

湿重：300.414kg

干重：27.533kg

推力：24.465kN

比冲：286.5s

燃料：CTPB

燃烧时间：27.4s

直径：500.38mm

*高：1485.9mm

*最大推力：29.892kN

*平均室压：4.509MPa

*最大室压：5.564MPa

*喉部直径：58.42mm

*喷管最大直径：419.1mm

*扩张比：50.2

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Star-20A

基本数据：

湿重：123kg

干重：8.1kg

推力：？

比冲：234s

燃料：CTPB

燃烧时间：？

直径：508mm

**总冲量：30198kgf·s

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Star-24

(TE-M-604) (29.6-KS-4170)

Star-24固体火箭发动机是英国天网(Skynet) 卫星和美国Lageos卫星的远地点发动机，经改进后又用于发射美国紫外线探测器，1978年美国将其作为到达金星的探测器（Pioneer-Venus）的入轨发动机。Star-24发动机由燃烧室、喷管、点火装置等组成。以自旋方式稳定飞行姿态，最大允许转速100r/min，使用温度-17℃~+43℃，点火前静态配重2.43kg·cm，动态配重85.78kg·cm²。发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，推进剂代号TP-H-3061，组分为：高氯酸铵70%，铝粉16%。装药量198kg，喷管长度434mm，潜入比10%，扩张半角14.10(°)，收敛半角26.7(°)，喉衬材料为石墨，出口锥材料为碳酚醛。

基本数据：

湿重：218.178kg

干重：18.325kg

推力：18.5491kN

比冲：282.9s

燃料：CTPB

(TE-M-604-4) (28-KS-4825)

改进版的Star-24，包括一个1.5英寸长的圆柱形部分，增加了推进剂重量和更大的喷嘴及喉部，比之前Star-24的室压稍高。推进剂代号TP-H-3062。装药量219kg。

基本数据：

湿重：239.27kg

干重：19.731kg

推力：20.684kN

比冲：282.3s

燃料：CTPB

燃烧时间：28s

直径：622.3mm

*高：1066.8mm

*最大推力：21.3515kN

*平均室压：3.751MPa

*最大室压：4.1231MPa

*喉部直径：61.468mm

*喷管最大直径：377.952mm

*扩张比：37.8

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Star-25

(TE-M-184-3)

装药量 216.6kg。

基本数据：

湿重：236.25kg

干重：19kg

推力：？

比冲：282.2s

燃料：PSPC

燃烧时间：？

直径：638mm

**总冲量：61086kgf·s

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Star-26

(TE-M-442) (17.8-KS-7500)

用作Sandia Strypi IV的上面级发动机。使用温度范围10℃~32℃。发动机壳体材料为钛合金，喷管出口锥直径328mm，采用自旋式稳定飞行姿态，最大允许转速420r/min。推进剂质量234kg。

基本数据：

湿重：269.434kg

干重：38.782kg

推力：33.362kN

比冲：271s

燃料：CTPB

燃烧时间：17.8s

直径：660.4mm

*高：838.2mm

*最大推力：35.586kN

*平均室压：3.9645MPa

*最大室压：4.4816MPa

*喉部直径：77.724mm

*喷管最大直径：317.5mm

*扩张比：16.7

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Star-26B

(TE-M-442-1) (17.8-KS-7784)

Star-26B固体火箭发动机是美国“雷神-博纳2A”(Thor-Burner2A) 运载火箭第三级发动机，于1969年6月开始研制。采用自旋稳定，使用温度范围10℃~32℃。发动机壳体材料为钛合金。推进剂配方为高氯酸铵69%，铝粉16%， Fe2O3 1%，装药量237.7kg。喷管长度0.335m，潜入程度40%，扩张半角20(°)，收敛半角20(°)。

基本数据：

湿重：261.088kg

干重：23.405kg

推力：34.625kN

比冲：271.7s

燃料：CTPB

燃烧时间：17.8s

直径：662.94mm

*高：840.74mm

*最大推力：38.9264kN

*平均室压：4.2955MPa

*最大室压：4.6885MPa

*喉部直径：75.2602mm

*喷管长度：335mm

*喷管最大直径：317.5mm

*扩张比：17.8

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Star-26C

(TE-M-442-2) (16.8-KS-7870)

采用钛合金外壳和Star-26B的喷嘴连接环设计，以提供高干质比，并提高在高转速下的性能。该发动机被用作桑迪亚国家实验室（Sandia National Laboratories）的Strypi IV火箭和美国陆军指定的光学跟踪器的上面级。

基本数据：

湿重：263.63kg

干重：30.663kg

推力：35.008kN

比冲：272.1s

燃料：CTPB

燃烧时间：16.8s

直径：662.94mm

*高：840.74mm

*最大推力：38.25471kN

*平均室压：4.41265MPa

*最大室压：4.7574MPa

*喉部直径：75.2602mm

*喷管长度：335mm

*喷管最大直径：317.5mm

*扩张比：17.8

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Star-27

(TE-M-616) (34.35-KS-6010)

Star-27固体火箭发动机是加拿大通信技术卫星(CTS) 的远地点发动机，于1972年6月开始研制。此外还用于发射日本、美国空军、美国NASA等卫星，1975年首飞。发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，绝热层为石棉充填的丁腈橡胶。装药量334kg，推进剂代号TP-H-3135，药型为8角星形，高氯酸铵(AP)72%，铝粉(Al)16%。发动机喷管长度0.554m，潜入程度18%，扩张半角14.8(°)，收敛半角24.5(°)，喉衬材料为G-90石墨。

基本数据：

湿重：361.15kg

干重：27.4877kg

推力：25.444kN

比冲：287.9s

燃料：CTPB

(TE-M-1157)

Star-27H是在2006年为美国宇航局星际边界探索者（IBEX）任务开发的远地点发动机，并在2007年7月完成了鉴定测试。Star-27H是Star-27发动机的更新版本，更换为了钛外壳，带有正向和径向连接的凸缘。该喷嘴设计也基于Star-30C发动机，包括一个独特的喷嘴与一个完整的环形点火器和碳酚醛出口锥。

基本数据：

湿重：367.8kg

干重：26.7kg

推力：20.684kN

比冲：291.4s

燃料：HTPB

燃烧时间：46.3s

直径：693.42mm

*高：1219.2mm

*最大推力：23.353kN

*平均室压：4.1093MPa

*最大室压：4.3644MPa

*喉部直径：55.88mm

*喷管长度：554mm

*喷管最大直径：507.492mm

*扩张比：81.7

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Star-30

(TE-M-700-2)

Star-30固体火箭发动机是美国“西联星”(Westar)、Palape等卫星的远地点发动机，运载工具为美国“德尔塔”、“宇宙神”、“航天飞机”等。发动机壳体为钛合金材料(Ti-6Al-4V)，长850.9mm，壁厚1.02mm，绝热层为石棉充填的三元乙丙橡胶。推进剂代号TP-H-3340，总固体含量89%，含高氯酸铵71%，铝粉18%，装药量463.4kg，燃速7.16mm/s(15.5℃,6.9MPa)，压力指数0.30，密度1.802g/cm³。喷管初始扩张比73，平均扩张比为65.3，喉衬材料为G-90石墨，出口锥材料二锥碳/碳。

基本数据：

湿重：491.45kg

干重：28kg

推力：26.6kN

比冲：293.1s

燃料：HTPB

燃烧时间：54.6s

直径：762mm

*高：1438mm

*最大推力：33kN

*平均室压：3.15MPa

*最大室压：4.34MPa

*扩张比：73.0

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Star-30A

(TE-M-700-4)

Star-30A固体火箭发动机是美国的卫星远地点发动机，于1975年开始研制。它和TE-M-700发动机在外形尺寸上完全相同，只是推进剂有所改变，使用了含奥克托金(HMX)的TP-H-3363配方，能量水平有所提高。发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，长850.9mm，壁厚1.02mm，绝热层为石棉充填的三元乙丙橡胶。发动机装药量为463.1kg，推进剂代号TP-H-3363，总固体含量89.7%，配方中高氯酸铵(AP)含量55.5%，奥克托金(HMX)16.2%，铝粉(Al)18%。燃速7.24mm/s(15.5℃,6.9MPa)，压力指数0.34，密度1.817g/cm³。喷管初始扩张比71.3，平均扩张比67.5，喉衬材料为G-90石墨，出口锥材料为二维碳/碳。

基本数据：

湿重：491.65kg

干重：28.5kg

推力：？（最大30.8kN）

比冲：294.8s

燃料：HTPB

燃烧时间：57s

直径：762mm

*高：1438mm

*平均室压：3.12MPa

*最大室压：4.15MPa

*扩张比：73.0

**总冲量：137095kgf·s

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Star-30B

(TE-M-700-5)

Star-30B固体火箭发动机是SBS和AN K-C等卫星的远地点发动机。发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，绝热层为石棉充填的三元乙丙橡胶，推进剂代号TP-H-3340，总固体含量89%，配方含高氯酸铵71%，铝粉18%，燃速7.16mm/s(15.5℃,6.9MPa)，压力指数0.30，密度1.802g/cm，装药量505.1kg。喷管出口面直径590mm，喉衬材料石墨，出口维材料二维碳/碳。

基本数据：

湿重：536.8kg

干重：31.7kg

推力：？

比冲：292.8s

燃料：HTPB

燃烧时间：54s

直径：762mm

*高：1506mm

*喷口最大直径：590mm

**总冲量：148816kgf·s

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Star-30BP

(TE-M-700-20) (54-KS-6070)

Star-30BP固体火箭发动机是“泰国通信卫星”(Thaicom) ，休斯飞机公司的HS 376卫星、RCA SATCOM卫星、Spacenet卫星和G-STAR卫星等卫星的远地点发动机。发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，装药量504.9kg，推进剂组分为粘合剂、高氯酸铵氧化剂和铝粉，可欠装药20%，喷管喉衬为碳/碳。

基本数据：

湿重：542.28kg

干重：32.84kg

推力：26.6226kN

比冲：292.3s

燃料：HTPB

燃烧时间：54s

直径：762mm

*高：1506.22mm

*最大推力：30.893kN

*平均室压：3.544MPa

*最大室压：4.1024MPa

*喉部直径：68.072mm

*喷管最大直径：584.2mm

*扩张比：73.7

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Star-30C

(TE-M-700-18) (51-KS-7340)

Star-30C固体火箭发动机是美国洛克希德·马丁公司的3000系列通信卫星的远地点发动机，用“航天飞机”或“阿里安”火箭发射。1985年8月进行首次飞行，用于“航天飞机”上把ASC-1卫星送人同步轨道。Star-30C是Star-30B的加长型，主要目的是把壳体加长126.24mm，多装81.65kg推进剂，而为了维持总发动机壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，质量16.24kg。绝热层为硅充填的三元乙丙(EPDM) 橡胶，质量8.66kg。衬层质量0.63kg。推进剂代号TP-H-3340，总固体含量89%，高氯酸铵(AP)含量71%，铝粉(Al)18%，燃速7.16mm/s(15.5℃,6.9MPa)，压力指数0.30，密度1.802g/cm。喷管质量13.05kg，喉衬长度不变，出口锥缩短126.24mm。喉衬材料三维碳/碳，出口锥材料为碳酚醛。安全点火装置代号为2134A，发火药质量13.6g，主点火药代号为TP-H-3340，质量226.8g，点火器有12个喷孔，点火延迟时间0.075s，点火时间0.164s。

基本数据：

湿重：630.1759kg

干重：38.465kg

推力：32.472kN

比冲：286.4s

燃料：HTPB

燃烧时间：51s

直径：762mm

*高：1493.52mm

*最大推力：37.5875kN

*平均室压：3.806MPa

*最大室压：4.1645MPa

*喉部直径：73.406mm

*喷管最大直径：500.38mm

*扩张比：46.4

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Star-30C/BP

(TE-M-700-25)

Star-30C/BP火箭发动机将Star-30C发动机壳体与Star-30BP和Star-30E发动机的喷嘴组件结合在一起。首次飞行前未进行地面测试。这种组合增加了发动机的总长度，并改善了比冲。该发动机已经运送过休斯/BSS HS-376和轨道科学Start-1总线卫星。89%固体丁羟推进剂装在6Al-4V钛壳中，用填充二氧化硅的三元乙丙橡胶绝缘。它有一个带有整体环形点火器和碳酚醛出口锥的喷嘴。

基本数据：

湿重：632.126kg

干重：41.0955kg

推力：32.917kN

比冲：291.8s

燃料：HTPB

燃烧时间：51s

直径：762mm

*高：1633.22mm

*最大推力：38.0323kN

*平均室压：3.806MPa

*最大室压：4.1645MPa

*喉部直径：73.406mm

*喷管最大直径：584.2mm

*扩张比：63.2

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Star-30E

(TE-M-700-19) (49-KS-7955)

Star-30E固体火箭发动机是Skynet 4、Thaicom、Korea sat等卫星的远地点发动机，由美国锡奥科尔(Thiokol)公司根据英国航宇公司空间与通信分部的合同于1985年开始研制，并用于美国ORBEX小型运载火箭的第四级。壳体材料为钛合金(Ti-6Al-4V)，质量17.4kg，绝热层材料为充填硅的三元乙丙橡胶，质量为9.30kg，衬层质量0.72kg。推进剂代号TP-H-3340，装药量621.6kg，总固体含量89%，含高氯酸铵71%，铝粉18%。燃速7.16mm/s(15.5℃,6.9MPa)，压力指数0.30，密度1.802g/cm。喷管质量16.98kg，喉衬材料为三维碳/碳，出口锥材料为碳酚醛，安全点火装置代号为2134A，发火药质量13.6g，主点火药代号为TP-H-3340，质量226.8g。点火器有12个喷孔。

基本数据：

湿重：673.902kg

干重：42.502kg

推力：35.141kN

比冲：290.4s

燃料：HTPB

燃烧时间：51.1s

直径：762mm

*高：1684.02mm

*最大推力：39.367kN

*平均室压：3.7025MPa

*最大室压：4.068MPa

*喉部直径：76.2mm

*喷管最大直径：584.2mm

*扩张比：58.6

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