注：

【1】Titan有“大力神”和“泰坦”两种翻译，本文全部取“大力神”作为该系列火箭的名称。

【2】Gemini有“双子座”和“双子星”两种翻译，本文全部取“双子星”作为该飞船的名称。

【3】大力神系列的芯级（或一级）、二级全部使用普通不共底储箱。

大力神是美国1959年至2005年间使用的火箭家族。大力神1号和大力神2号在1987年之前都是USAF洲际弹道导弹舰队的一部分。在总共368次大力神的发射中，运载火箭占了绝大多数，其中包括20世纪60年代中期双子座项目的所有飞行任务。大力神运载火箭还被用发射军用载荷和少许商业载荷，并且发射了一系列著名的探测器，例如旅行者双兄弟等。

总览

大力神计划起源于1955年开始研制的大力神1洲际弹道导弹，采用液氧/煤油推进剂，于1959年2月6日成功首飞，共进行了67次飞行。大力神1导弹很快被大力神2导弹所替代。大力神2导弹采用四氧化二氮/混肼-50作推进剂，缩短了发射准备时间: 1962年3月16日成功首飞，至1988年退役，共进行了81次飞行。1962年初，在大力神2导弹的基础上研制大力神2运载火箭，用于执行双子星载人飞船计划；从1964年4月完成首飞后，共执行12次双子星飞船发射任务，其中10次是载人发射。1986年， 开始把退役的大力神导弹改装成执行航天发射任务的运载火箭，型号为大力神2SLV或大力神2G, 1988年9月完成首飞。

大力神3运载火箭的研制始于1961年，与大力神2相比，增加了推进剂加注量，增设了可二次启动的上面级（过渡级）,提高了液体发动机推力：同时可根据任务需要，采用直径3.05 m的五段式或五段半式固体火箭发动机作为助推级。大力神3在1964年9月进行了首次飞行试验。根据任务的不同共有8种不同的型号：大力神3A-过渡级无SRM (1964年首飞，4次试验飞行)、大力神3B-阿金纳(1966年首飞,共发射57次)、大力神3C-过渡级-SRM (1965 年首飞，共发射36次)、大力神3D-SRM (1971年首飞，共发射22次)、大力神3E-半人马座-SRM (1974年首飞，共发射7次)、大力神34B-阿金纳(1975年首飞，共发射11次)、大力神34D-过渡级-SRM (五段半式助推器) (1982年首飞，共发射15次)、商业大力神3-SRM (五段半式助推器) (1989 年首飞，共发射4次)。大力神3总共发射156次。作为对航天飞机的补充，1985 年开始研制大力神4运载火箭。最初计划仅在卡纳维拉尔角空军基地发射10枚火箭，后来由于1986年1月挑战者号失事的原因，计划又增加了13枚火箭，其结构形式有5种。同时也对固体推进剂火箭发动机进行了改进，以提高大力神运载火箭的可靠性和性能。针对这个要求，范登堡和卡纳维拉尔角空军基地两个发射场改造了发射设备，卡纳维拉尔角空军基地增加了固体发动机装配、维修设备。1989年12月计划扩大到41枚火箭，在卡纳维拉尔角空军基地增加1个发射台(LC-40，现外租给SpaceX)，在两个发射场安装了先进的地面计算机系统。此外，芯级增加了先进的航天电子设备、改进的液压系统和火工品。从1989年6月14日大力神4A-SRM (七段式助推器)火箭首次发射起，大力神4系列火箭总共执行了39次飞行任务，其中大力神4A发射22次、大力神4B发射17次。从1964年9月首次发射到2005年10月19日完成最后一次发射，大力神运载火箭共飞行220次，成功率接近95%。相对于新型运载火箭而言，大力神火箭发射成本昂贵，而且耗时较长，美国军方已将视线转移到更廉价的运载火箭上。大力神的退役将为相对更廉价、更可靠的宇宙神5与德尔它4等新型火箭让路。

一切的开端：大力神1号（ICBM）

马丁·玛丽埃塔（Martin Marietta，后与洛克希德公司合并为洛克希德·马丁）SM-68A/HGM-25A“大力神1号”是美国第一枚多级洲际弹道导弹（ICBM），从1959年到1962年一直在使用。虽然SM-68A只运行了三年，但它衍生出了许多后续型号，这些型号是美国武器库和太空发射能力的重要部分。大力神1号在大力神家族中是独一无二的，它使用液氧和RP-1作为推进剂。所有后来的版本都改用偏二甲肼/混肼50推进剂。

“大力神”最初是作为空军SM-65 Atlas导弹研制出现问题的备用（宇宙神家族运载火箭的前身），最终被Atlas击败。不管怎样，部署还是继续进行，以更快地增加待命导弹的数量，因为大力神的导弹发射井比Atlas更具生存能力。

LGM-25C（大力神二号）在美国的核威慑力量中服役到1987年，它的容量和射程相对于大力神1号也有所增加。

大力神一号数据

升空推力：132.1t

整箭质量：105.1t

芯径：3.1m

总长度：31m

发射费用：15w美元（1962年币值）

一级：

总质量：76.2t

空重：4t

推力(真空)：149.5t

推力(海平面)：132.1t

比冲(真空)：290 s

比冲(海平面)：256s

燃烧时间：138s

直径：3.1m

跨度：3.1m

长度：16.0m

推进剂：液氧+煤油

引擎数：LR-87-AJ-3*2

二级：

总重量：28.9t

空重：1.73t

推力(真空)：36.3t

比冲(真空)：308 s

燃烧时间：225s

直径：2.3m

跨度：2.3m

长度：9.8m

推进剂：液氧+煤油

引擎：LR-91-AJ-3

大力神2号（运载火箭）

大力神2系列运载火箭共有大力神2LV-4、大力神2SLV和大力神2S等3种型号。

大力神2LV-4 (TITAN 2LV-4)

大力神系列运载火箭中最早投入使用的是为双子星载人飞船计划服务的大力神2LV-4火箭，又名双子星运载火箭。双子星-大力神2火箭虽为NASA民用计划，但美国空军不仅直接参与了火箭的研制与发射，而且还利用双子星飞船的12飞行，进行了各种试验，而且大力神2LV-4是专为载人定制的火箭，所以只发射过12发，但全部成功。

大力神2LV-4火箭是在大力神2洲际导弹的基础上发展起来的，1962年初开始改型。NASA选用大力神2火箭作为双子星飞船的运载工具的原因是:

1)大力神2火箭是当时美国运载能力最大的火箭，只有它具有发射观子星飞船的能力；

2)大力神2火箭采用可储推进剂，便于操作、处理并具有长时间停放和随时发射的特点，适合于载人飞行和空间交会对接任务。

为满足载人飞行的以下4项要求，对大力神2火箭采取了11项改进措施。

4项要求是:

【1】适应人的生理特点；

【2】提高可靠性，保障飞行绝对安全（扯淡）；

【3】发生灾难性故障时航天员能及时脱险（扯淡）；

【4】改善火箭性能，提高任务成功率。

11项改进措施是:

【1】增设故障探测系统；

【2】改用冗余制导和控制系统；

【3】改用冗余电源系统；

【4】一子级改用冗余液压系统；

【5】用水星计划的无线电制导系统代替原大力神2的惯性制导系统；

【6】改进推进系统；

【7】改进发射场飞行中止系统；

【8】改进测量系统；

【9】二子级氧化剂箱前增设用于对接飞船的前裙段；

【10】改进二子级仪器架；

【11】取消反推火箭和游机。

大力神2LV-4火箭从卡纳维拉尔角SLC-10工位发射。1964年4月8日首次飞行，截至1966年11月共进行12次飞行，成功率为100%，1966年底停止使用。

大力神2LV-4火箭是大力神家族的一大转折点，LR-87和LR-91系列引擎在极少的改动下从原来的“喝煤油”变成了“喝混肼”，也就是从煤油燃料变为了有毒常温燃料（主要是因为ICBM使用常温燃料更具有优势）。

大力神2LV-4数据

【1】整体数据

级数：2

全长：33.2m

最大直径：3.05m

起飞质量：148.3t

起飞推力：195.9t

推重比：1.3

运载能力：3.62t (483 km，28.5°圆近地轨道)

整箭材料：2014铝合金（蒙皮），7075铝合金（隔框、桁条和大梁）

【2】一级数据

级长：21.64 m

直径：3.05 m

发动机：LR-87-AJ-7*2

推进剂：四氧化二氮/混肼50

海平面推力：195t

真空比冲：298.9

工作时间：~150s

【3】二级数据

级长：5.79 m

直径：3.05 m

发动机：LR 91-AJ-7*1

推进剂：四氧化二氮/混肼50

真空推力：45.3t

真空比冲：312.9s

工作时间：~180s

【4】换发换燃料？不不不，只是换燃料！

（Up你这不是扯淡吗，发动机不大改怎么换燃料？？？）

LR-91和LR-87是世界上几个换燃料而又不大改的发动机之二，在尽可能少的改动下，让煤油机换成毒发，主要目的是为了战备（不要忘了大力神2号运载火箭是从大力神2号ICBM改过来的），从此，大力神开启了“美国毒发教父”的一生。

大力神2SLV (TITAN 2SLV)

1986年美国国会要求USAF将退役的56枚大力神2ICBM改造成为具有中、低量级极地轨道运载能力、发射费用低于航天飞机的运载火箭。当年10月便由马丁·玛丽埃塔公司按4.84亿美元(1986年币值)合同对13枚导弹进行改造。1987 年10月公布的每枚成本为2460万美元。改造的项目有：改造二子级前部结构，以适应麦克唐纳·道格拉斯公司3.05 m直径大力神34D有效载荷整流罩；修整发动机；改进德尔可公司惯性制导系统;研制和安装指令、自毁和遇测系统。

大力神2SLV (又称大力神2G)为二级火箭，从范登堡基地发射的185km极地轨道运载能力（不是SSO）为1.9t，从卡纳维拉尔角发射的185 km、28.6°的LEO运载能力为3.2t。 它也可加上面级发射SSO和GEO轨道卫星，它与Star-37发动机上面级配合，可将3t有效载荷送入~550km的SSO；与SSPS上面级配合，从卡纳维拉尔角发射，可将1t有效载荷送入GTO。大力神2SLV火箭于1988年9月进行首次发射，到1994年年底共发射5次，成功率为100%。

大力神2SLV数据

【1】整体数据

级数：2

全长：36~42.9 m

直径：3.05 m .

起飞质量：155t

起飞推力：195t

推重比：1.26

运载能力（185 km极地轨道）：1.9t

【2】一级数据

级长：21.43 m

直径：3.05 m

子级质量：122 t

推进剂质量：118t

发动机：LR-87-AJ-5*2

推进剂：四氧化二氮/混肼50

海平面推力：195t

真空平均推力：213t

真空比冲：295.9s

工作时间：147s

【3】二级数据

级长：8.56 m .

直径：3.05 m

子级质量：30t

发动机：LR-91-AJ-5*1

推进剂：四氧化二氮/混肼50.

真空推力：45.3t

真空比冲：315.9s

工作时间：182s

【4】整流罩（加长版）数据

长度：9.2 m

外直径：3.05 m

总质量：909 kg

内直径：2.83 m

大力神2S（TITAN 2S）【停留在PPT】

大力神2S火箭是计划由大力神2SLV发展而来的运载火箭一该火箭以大力神2SLV作为芯级，一子级捆绑2~10台Castor-4A发动机。加装4枚、8枚或10枚固体推进剂助推器的大力神2S的185 km极地轨道运载能力分别为2680kg、3360 kg和3720 kg。火箭也可加装Star 63-F固体推进剂发动机三子级。三级状态的大力神2S的28°倾角近地轨道最大运载能力为4896.7 kg。

大力神2S数据（10助推）

【1】整体数据

级数：3+助推

全长：39m 

最大直径：5.1m

起飞质量：272.76 t

起飞推力：468.4t

推重比：1.72

LEO运载能力：4.9t

逃逸轨道运力：1.1t

【2】助推数据

长度：11.18 m

直径：1.01 m

发动机：TX-780*10

海平面推力：46.8t*6

每台工作时间：~60s

【3】上面级

级长：2.72 m

直径：1.62 m

发动机：STAR 63-F

平均推力：

大力神3系列

大力神3火箭是美国国防部主持研制的第1种航天运载火箭。1961年提出设想，1962年12月开始研制，1964年9月进行首次发射，至1983年6月大力神3系列火箭执行最后一次任务为止，共发射126次，失败9次，成功率为92.86%。大力神3系列火箭共有A, B, C, D和E共5种母型号。该系列火箭可用作单星或多星发射。发射的有效载荷有LEO、极轨道、GEO、HEO和日心轨道等各种卫星。火箭从东部卡纳维拉尔角或西部范登堡空军基地发射。

大力神3A (TITAN 3A)

大力神3A是大力神2运载火箭的改型，由换用了LR-87-AJ-9 和LR-91-AJ-9发动机的大力神2一、二子级和新的上面级一过渡级 (详见大力神3C)组成。火箭于1964年9月1日首飞，飞行4次后由大力神3B火箭取代。失败1次（首飞失败），成功率为75%。火箭全部从卡纳维拉尔角发射。

大力神3A数据

【1】整体数据

级数：3

起飞推力：195t

全长：39.2 m

推重比：1.15

最大直径：3.05 m

运载能力（185km LEO）：3.3t

起飞质量：~169t

【2】一级数据

级长：22.18 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

海平面推力：195t

发动机：LR-87-AJ-9*2

工作时间：149 s

【3】二级数据

级长：8.56 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：45.3t

发动机：LR-91-AJ-9

工作时间：206 s

【4】三级数据

级长：4.48 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空总推力：7.3t

子级质量：12.47 t

真空比冲：301.9s

发动机：AJ10-138*2

工作时间：430s

大力神3B（TITAN 3B）

大力神3B火箭由大力神3A的一、二子级加装上面级一阿金纳 D组成，并将惯性制导系统换为无线电制导系统。后期火箭一、二子级换用LR-87-AJ-11和LR-91-AJ-11发动机。大力神3A火箭被大力神3B取代的原因是过渡级的质量比比阿金纳D的差。过渡级质量为12.47t、结构质量为1.99t,而阿金纳D的质量为6.8t,其结构质量仅0.68 t。

大力神3B火箭主要用于发射极地轨道军事卫星，火箭从西部空军范登堡基地发射。火箭于1965年开始研制,自1966年7月首次飞行到1984年停止使用的18年内共进行57次发射,失败4次,成功率92.98%。大力神3B是大力神系列中发射次数最多的一种型号。

大力神3B数据

【1】整体数据

级数：3

起飞推力：2 313 kN

全长：39.84~41.54 m .

推重比：1.42

最大直径：3.05 m

运载能力（GTO）：1.1t

起飞质量：~166t

【2】一级数据

级长：22.23 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

海平面推力：235.8t

子级质量：121.7 t

海平面比冲：299s

推进剂质量：115.0 t

工作时间：156 s

发动机：LR-87-AJ-11*2

【3】二级数据

级长：8.56 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：45.8t

子级质量：33.60 t

真空比冲：318.6s

推进剂质量：31.1t

工作时间：225s

发动机：LR-91-AJ-11*1

【4】三级数据（与Atlas-阿金纳上面级同款）

级长：7.09 m

推进剂：红烟硝酸/偏二甲肼

直径：1.53 m

真空推力：7.25t

子级质量：6.8t

真空比冲：284.9s

结构质量：0.68t

工作时间：240s

发动机：BELL 8096*2

【5】整流罩数据

长度：1.96~3.66 m

最大直径：1.53 m

结构质量：~90kg（小型整流罩）

大力神3C（TITAN 3C）

大力神3C运载火箭是在大力神3A的基础上发展起来的。它是以大力神3A为芯级，一级加装2枚固体助推器的捆绑式火箭。

为加装固体助推器，芯级做了以下相应改动：

【1】在一子级推进剂箱蒙皮外加加强筋，加强了发动机传力结构；

【2】一子级燃料箱下半部壁厚由0.435 cm增加到0.838 cm，将结构的安全系数由1.25提高到2.0；

【3】为减少固体助推器的高声能，以及分离时冲击波所引起的影响，惯性制导系统的常平架作了相应改动,以保证加速度计正常工作；

【4】为防护尾段和发动机壳体免受固体助推器点火高温和铝粉回射的损伤，在一级尾段和发动机上加了防护罩。

大力神3C火箭从美国东部卡纳维拉尔角发射。火箭主要用于发射军用同步轨道卫星。大力神3C可向同一轨道或不同轨道作多星发射，最多1次可发射8颗卫星。火箭于1962年开始研制，1965年6月18日首次飞行。到1982年3月共飞行36次，失败4次，成功率为88.89%。大力神3C生产成本为3500万美元（1979年币值）。

大力神3C数据

【1】整体数据

级数：3

推重比：1.71

全长：39.86~50.6 m

最大直径：9.7m (含助推器)

起飞质量：~636t

起飞推力：1088.2t

运载能力：13.4t（LEO），1.63t（GEO）

【2】助推器数据

长度：25.91 m

推进剂：高 氯 酸 铵/聚丁二烯丙烯酸丙烯腈+铝粉

直径.：3.05 m

质量：230.5 t*2

海平面推力：544.1t*2

推进剂质量：192t*2

海平面比冲：265.9s

发动机：UA1205*2

工作时间：117s

【3】芯一级数据

级长：22.23 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：235.9t

子级质量：125.6t

真空比冲：301s

推进剂质量：118.85t

工作时间：165s

发动机：LR-87-AJ-11*2

【4】二级数据

级长：8.56 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：50.9t

子级质量：33.6t

真空比冲：318.6s

推进剂质量：31.1t

工作时间：225t

发动机：LR-91-AJ-11

【5】三级数据

级长：4.48 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径.：3.05 m

真空推力：7.3t

子级质量：12.47t

真空比冲：301.9t

推进剂质量：10.48t

工作时间：430s

发动机：AJ-10-138*2

【6】整流罩数据

长度：4.57~15.24 m

直径：3.05 m

【TIP】以下内容摘自《世界航天运载器大全（2007版）》，非Up创作，未修改。

【1】总体布局

大力神3C运载火箭为一子级捆绑 2枚固体助推器的三级火箭。

火箭一、二子级自下而上各由发动机、尾段、燃料箱、氧化剂箱和贮箱前后裙段组成。贮箱外设有电缆/增压管路隧道管。二子级发动机装在没有子级热分离排焰孔的级间段内。一子级箱间段没有速率陀螺、自毁系统组件和电源。二子级箱间段设有分离反推火箭及自毁系统组件。飞行控制系统和遥测跟踪系统的大部分组件安装在二子级前裙段内。

火箭三子级或过渡级的总体布局比较独特，它由2个独立的控制舱及动力舱组成，控制舱在前、动力舱在后。控制舱装有制导、控制系统和电气系统以及滑行段姿态控制系统。动力舱装有2个推进剂箱、发动机架及增压系统等。由于推进剂用量不多，为缩短长度，设计了2个小直径贮箱，并排安装于3.05 m直径的箭体内。为了同样的原因也未采用单管大推力主发动机，而是选用了2台并联的发动机组。2台固体助推器连接于一子级箭体两侧。每台助推器前、后各设有4台小分离火箭，靠近芯级一侧装有液体喷射推力矢量控制系统贮箱。

火箭总体布局如下图所示。

【2】箭体结构

大力神3C运载火箭一、二子级的箭体为用隔框加强的硬壳式结构和常规的蒙皮_桁条=隔框半硬壳式结构。蒙皮采用2014铝合金，隔框、桁条和大梁采用7075铝合金。

（1）一子级结构

一级由燃料箱、氧化剂箱、级间段和发动机防热罩组成。

①燃料箱

燃料箱由后裙段、箱体、前裙段和装在贮箱锥形后底上的发动机架(见下图)组成。

后裙段为铆接螺接桁条隔框结构，长95.25cm。4根长1.44m的大梁从后端框伸向贮箱蒙皮壁板。裙段的4块内表面铣切蒙皮壁板在大梁处拼接。裙段内侧装有环形框，前部为T形框、中部为I形框、后.部为锻造铝合金框。后端框与大梁底端用螺栓连接并与裙段蒙皮铆接。发动机连接孔位于端框大梁连接部位。后端框和大梁还钻有固体助推器连接孔。

箱体简段由8块机加工厚度逐渐变薄的蒙皮组成。其中4块为大梁壁板，另4块为带有8根T形内桁条的机加工壁板。10 个由板材压制成形的铝合金Z形框等距离地连接在桁条和大梁壁板上。

箱体锥形后底由5个构件焊接而成。锥形底上部由4块外表面经过化铣的板材组成，中央部分为一压延成形的倒置截锥体。后底上安装2根直径15.2 cm的燃料输出管路。管路出口处装有十字形导流器，防止燃料产生旋涡或涡流。后底上端用K形框与箱壁和后裙段相接。

燃料箱前底为全焊接椭球底，开有人孔和氧化剂输送管孔。箱底由5块压延成形的瓜瓣形板材组成。中央顶盖上有- -安装导管的锥形连接件。箱底通过Y形框焊接到贮箱简段上。

燃料箱内通有一直径 25 cm的氧化剂输送管路。输送管后端被焊接在贮箱底端的1个Y形管件上，2个17.78cm直径的支管被螺接在安装泵前阀门的法兰盘上。氧化剂输送管的前端与氧化剂箱后底连接。

燃料箱前裙段为一机加工蒙皮铆接构件，裙段后端焊接在燃料箱Y形框上,前端与氧化剂箱螺接。裙段顶部开有排气孔。裙段由前、后两部分组成。后段由3块机加工壁板组成，壁板内装有177根短桁条, 用以加强箱底和Y形框连接处的蒙皮。贮箱外部设有电缆/增压管路的隧道管。

②氧化剂箱

氧化剂箱由箱体及其前、后裙段组成。箱体前底和筒段结构与燃料箱相似，但后底呈椭球形。

贮箱简段长6.05 m，由4块机加工厚度逐渐变薄的壁板焊接而成。每块壁板上有9条T形内桁条。桁条间的蒙皮进行机加工以削薄板材料厚度，减轻结构质量。12个Z形隔框沿箱壁等距离地搭接在桁条上。贮箱后底除了氧化剂出口中央蒙皮外均与燃料箱前底相似。中央蒙皮压延成漏斗状，与通入燃料箱的氧化剂管路相对接。氧化剂箱前底开有人孔，其他与后底相似。前底通过Y形框与贮箱简段焊接。

贮箱后裙段长81.28 cm,为桁条-隔框-蒙皮结构。蒙皮由3块从内部桁接的板材组成。共有36根锻造的I形桁条，桁条下端与端框连接。氧化剂箱后裙段与燃料箱前裙段用72个螺栓(每根桁条2个)通过对接框连接。在Y形框上开有3个排气孔。氧化剂箱前裙段除了在14处开有排放二子级发动机燃气的排焰孔外，其他均与后裙段相似。裙段蒙皮由36条锻造的I字形桁条加强。在I形桁条端部蒙皮上装有一T形框。I形桁条前端还装有一与级间段对接的对接框。端框有4个导向销，用以与级间段对齐，以便进行螺接。裙段内表面和氧化剂箱顶部都涂有MMS-K421烧蚀材料。所有暴露于二子级发动机燃气流的表面均涂有1层0.15cm厚的MMS-K421烧蚀材料。

氧化剂箱外部也铺有电缆/增压管路隧道管。

③防热罩

防热罩用于保护发动机免受来自助推器射流的高温辐射。它由上部简形罩、钟形罩和防护盖组成。上部简形罩与一子级尾端框相接，从喉部向上罩住发动机。简形罩为涂有烧蚀材料的铝合金-桁条-环形框板材结构。简形罩底部有一厚约 3.81cm,并有2个开口的铝合金蜂窝板。开口处用硅橡胶/玻璃纤维织物柔性單密封，便于喷管摆动。.

钟形防护罩罩住喷管。防护罩由0.305cm厚的浸酚醛树脂玻璃纤维布制成，外部覆有因康镍合金薄板材，并用缠线束紧。

防护盖罩住喷管出口,防止固体发动机燃气流进入-子级发动机推力室。防护盖为铝合金蜂窝结构件，由铝合金带固定。飞行中由导火索切断铝合金带，释放防护盖。

除防护盖外，其他均为非抛掷结构。

（2）二子级结构

二子级箭体由燃料箱、氧化剂箱、贮箱裙段和防热层组成。

①燃料箱

燃料箱由箱体和前、后裙段组成。箱体为全焊接结构，由机加工简段、带有发动机安装架的后底、前底和氧化剂管路组成。.

简段由1.68 cm厚板材机加工而成的壁板组成。壁板内表面有8.9 cmx8.9 cm的机加工网格。

后底结构与一子级氧化剂箱相似，但开有偏心的氧化剂管路出口。氧化剂输送管路出口靠近燃料管路出口，箱底中央蒙皮压延成形，并焊有出口短管。后底焊有一用来安装发动机的，由桁条加强的截锥形构件。构件上开有推进剂输送管路和液面传感器的开口。截锥形构件顶端的桁条上焊有安装发动机架的锻造机加工板。

前底结构与一子级前底结构相似，前底中央开有直径为15.2cm的氧化剂输送管通过口。箱底还没有安装增压管、排气管和测量仪器的接管嘴。

后裙段长1.68m,用36根I形桁条和4个环形框加强。桁条顶端装有气体作动分离螺母紧固件。裙段后端设有22个与级间段对接的导销孔。.

前裙段与一子级氧化剂箱后裙段相似。裙段长88.9 cm，由36根桁条和2个环形框加强。裙段前端有与氧化剂箱后裙段对接的受拉对接框。

贮箱和裙段外设有电缆和增压管路隧道管。

②氧化剂箱

氧化剂箱箱体简段长53.3 cm,由4块机加工壁板组成。内壁有同燃料箱- -样的方网格。前、后底类似一子级氧化剂箱，前底有一15.2 cm直径的出口，后底用Y形框焊接到箱壁上。

后裙段类似二子级燃料箱后裙段，长约1.42 m，由36根桁条和3个框加强。箱间段设有安装4枚反推火箭的连接点。

前裙段长1.94 m。裙段骨架由36条I形桁条和3个框组成。与框平行的部位.上还装有加强蒙皮的环形构件。前裙用来支撑上面级对接件和安装仪器支架，前裙还设有空调脐带脱落插座、电气设备安装孔和排气孔。矩形和平镶的遥测/指令控制天线也设于此段。裙段前端框还没有4个与上面级级间段对接的导向销。桁条和端框上共有72个直径为0.95 cm的螺接孔。

（3）一二级箭体结构

（4）三级结构

三子级(过渡级)的壳体结构比较简单(见下图)。控制舱为铝合金铆接结构，其中设有2个构架，

全部仪器设备都安装在这里。推进舱(见下图)是1个具有8根纵梁的隔框蒙皮桁条铝合金铆接结构，其后端框与二子级结构相对接。过渡级的2个推进剂贮箱为T16-AI-4V钛合金材料，比2014铝合金结构轻122 kg,均由椭球前底、简段和1个以球面过渡的与圆简段对接的锥形后底组成。每个贮箱均有内框、纵桁梁和在每个构架连接点上安装的，用于扩散载荷的内十字形构件。推进剂蓄留器和附着筛装置支撑在贮箱锥形底的隔框.上。燃料箱和氧化剂箱容积分别为4.0 m3和5.0 m',可容纳10.63 t推进剂。贮箱安全系数为1.25.

（5）助推器连接机构

大力神3C火箭的2枚固体推进剂助推器只在2处与芯级相接，一处在助推器的前部，另一处在其尾部。

①前部连接装置

前部连接装置允许固体推进剂火箭和芯级间有轴向运动，以适应因增压而引起的箭体变形，但它限制全部径向位移。前部有3个连接点。其中一处剪切连接于离芯级最近的下死点(Bottom Dead Center, BDC),另两处径向连接于BDC两侧，并与之相隔90°的位置。助推器前环框提供与芯级的机械连接。环框为1个4340钢I形剖面锻件。对接件为410不锈钢锻件。助推器与芯级间的全部连接点均采用标准的U形钩和(或)球头紧固装置，以消除局部接点力矩。BDC连接紧固夹可调整对准芯级的紧固装置并与其.对接。助推器前简段和前环框(见右图)的全部螺栓接头可以互换。除BDC接点外，固体助推器还通过2根撑杆与芯级相接。芯级级间段上有4个相应的撑杆连接接头。连接接头为一机加工球碗，用来与助推器撑杆上的球头配合。球头和球碗中央钻孔，安装分离螺栓，由气体作动螺母将二者拉紧。

②后部连接装置

助推器后部在两处与芯级相接，由固体推进剂发动机后部的助推器-芯级结构支撑套筒提供连接结构。支撑套简及其防热罩装置如下图所示。套筒由2个4340钢锻造的工字形截面环框、5根锻造铝合金纵梁、12 根铝合金桁条、1根钢质管梁、化铣铝合金蒙皮板和各种紧固件组成。助推器通过套筒的2个支撑构架与芯级连接。构架由3根钢管、钢质端部螺纹紧固件和与芯级连接的锻造钢质紧固件，用U形件和枢轴连接组合而成。三角形构架通过其一端的突出件与套简上的孔紧密配合,并用螺栓固定于固体助推器上。构架另--端的球头形紧固件与芯级套筒盒形件上的凸缘相接。盒中装有用于分离的剪切爆炸螺栓。

引用完毕

大力神3D（TATIN 3D）

大力神3C运载火箭去掉上面级就成为大力神3D.火箭是由助推器和一、二子级组成的二级火箭。与大力神3B一样，火箭采用无线电制导系统。大力神3D火箭从范登堡空军基地发射。其185 km LEO运载能力为13.59t。火箭主要用来发射大型军事侦察卫星，1971 年6月15日首次发射，1984 年为大力神34D火箭所取代。共发射23次，成功率为100%。

大力神3D总体数据

级数：2

起飞推力：10 675.7 kN

全长.：47.2 m

推重比：1.72

箭体最大直径：9.70m(含助推器)

运载能力（185km，28.5° LEO）：13.6t

起飞质量：~634t

大力神3E（TITAN 3E）

大力神3E运载火箭由大力神3D加半人马座D1-T上面级组成。火箭改用惯性制导系统。大力神3E火箭从卡纳维拉尔角发射。火箭主要用于发射日心轨道行星探测器。1972 年开始设计，1974 年投入使用。到1977年9月共执行7次任务，失败1次（首发），成功率为85.71%。而且这7次任务都是探测器任务，且大力神3E还发射了远近闻名的旅行者双兄弟。

大力神3E的部分数据（助推与一级与大力神3C相同）

【1】整体数据

级数：3

全长：48.76 m .

最长直径：9.7m

起飞质量：~644t

起飞推力：10 675.7 kN

推重比：1.69

【2】三级数据

级长：9.60 m

推进剂：液氧/液氢

直径：3.05 m

真空推力：6.8t*2

子级质量：15.4 t

真空比冲：443.8s

推进剂质量：13.48 t

发动机：RL10-A3-3*2

工作时间：380s

【3】整流罩

长度：17.69 m

直径：4.27 m

大力神34系列

1977年美国空军要求波音公司研制惯性上面级，以与大力神3D火箭配合使用，并计划在20世纪80年代初形成向航天飞机过渡的国防部标准发射系统。这样便形成了大力神34系列火箭。该系列火箭由五段半式固体助推器，加长的大力神3-子级、大力神3二子级和上升阿金纳、惯性.上面级、过渡级等上面级组合而成。系列火箭共有大力神34B、34D、 34D- 惯性.上面级、34D-过渡级等几种型号。该系列火箭自1971年3月首次发射以来，截止1989年9月共发射27次，失败4次，成功率为85.19%。

大力神34B（TITAN 34B）

1971年将大力神3B的一子级加长1.47 m,换用上升阿金纳三子级并改用3.05 m直径整流罩，形成大力神34B,用来发射数据系统卫星(SDS)或将电子侦察卫星送入远地点位于苏联上空的闪电型轨道。1971年3月21日进行首次发射，到1987 年2月共进行13次发射，全部获得成功。火箭均从范登堡空军基地发射。

大力神34B数据

【1】整体数据

级数：3

起飞推力：239.9t

最大直径：3.05 m

推重比：1.31

起飞质量：184 t

LEO运载能力（185km，28.5°）：3.74t

【2】一级数据

级长：23.7 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

海平面推力：239.9t

发动机：LR-87-AJ-11*2

工作时间：164s

【3】二级数据

级长：8.56 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径.：3.05 m

真空推力：45.8t

发动机：LR-91-AJ-11*1

工作时间：225s

【4】三级数据

级长：6.3 m

推进剂：红烟硝酸/偏二甲肼

直径：1.52 m

真空推力：7.25t

子级质量：6.64 t

真空比冲：290.9s

发动机：BELL8096*1

工作时间：240 s

【5】整流罩数据

直径：3.05 m

长度.：4.5~18.3 m .

大力神34D（TITAN 34D）

大力神34D由大力神34B一、二子级、2枚直径3.11 m的五段半式助推器和直径3.05~3.2 m、高4.6~18.3 m的整流罩组成。火箭可带惯性上面级或过渡级或不带上面级使用。不带上面级时采用无线电制导系统，以三级状态工作时换用惯性制导系统。火箭可从范登堡空军基地或卡纳维拉尔角发射。1982 年10月开始执行任务，到1989年9月停止使用，共进行14次发射，失败4次，成功率为71.43%。

大力神34D部分数据

（一、二级与大力神34B相同不再介绍，三级与大力神3C相同不再介绍）

【1】整体数据

级数：2或3

推重比：1.84

全长：49.35

箭体最大直径：9.82 m (含助推器)

起飞质量：~688.8 t

起飞推力：1266t

【2】助推器数据

级长：27.55 m

推进剂：UTP-30001B

直径：3.11 m

海平面推力：633t*2

子级质量：250.4 t*2

真空推力：634.8t*2

推进剂质量：216.63 t*2

海平面比冲：265.1s

发动机：UA 1205 *2

工作时间：113.7 s

【3】整流罩数据

长度：4.57~18.28 m (a型)；12.2~16.8m (b型)

直径：3.05m (a型)；3.2m(b型)

商业大力神3（COMMERCIAL TITAN 3）

1986年8月15日，美国政府因挑战者号事件重新考虑航天飞机的用途，并决定进一步发挥私人公司发射商业卫星的作用。4天后马丁公司便以商业大力神3火箭对政府的决定作出反应。

商业大力神3火箭是-一种使用4 m直径大型整流罩的三级火箭。由2枚五段半式固体助推器、芯级、延伸舱和整流罩组成。其基本型可将2个有效载荷送入近地轨道，配上各种上面级后可执行地球同步转移轨道、地球同步轨道、月球轨道和星际飞行等任务。火箭各种整流罩可适用于目前设想的全部商业有效载荷。

商业大力神3火箭是大力神34D的改型。改进的项目有: 

【1】一、二子级改用LR-87-AJ-11A和LR-91-AJ-11A发动机，推力各提高3%和5%；

【2】一子级贮箱加长0.43 m；

【3】提高姿态控制系统发动机推力，并增强其职能；

【4】增设安装双星支架的延伸舱

【5】增设二子级与延伸舱的对接结构一转接舱；

【6】增设4m大直径整流罩。

截至1994年年底共执行3次任务，失败1次，成功率为66.7%。

二级商业大力神3部分数据（固推数据与大力神34D相同）

【1】整体数据

级数：2或3

最大直径：9.82m (含助推器)

全长：48.2m (双星整流罩)

起飞质量：~693t (二级版本)

起飞推力：1266t

【2】一级数据

级长：23.95 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：2 428.7 kN

推进剂质量：133.18t

真空比冲：2 957.69 m/s

发动机：LR-87-AJ-11A*2

工作时间：160 s

【3】二级数据

级长：8.99 m

推进剂：四氧化二氮/混肼50

直径：3.05 m

真空推力：47.2t

推进剂质量：31.12 t

真空比冲：315.9s

发动机：LR-91-AJ-11A

工作时间：225 s

【4】整流罩数据

长度：8.6~11.1 m/4.5~15.2 m

直径.：4.0 m/3.05 m

家族的终章：大力神4系列（TITAN 4 FAMILY）

1984年3月，美国空军考虑到航天飞机不能发射质量达14.5t的新- -代极地轨道侦察卫星，启动了辅助性一次性使用运载火箭计划(CELV)。马丁·玛丽埃塔公司参与了方案的竞标，是在大力神34D的基础上，把固体捆绑助推器、一子级和二子级加长， 整流罩直径增加到5.08 m,形成大力神34D7。当时参加竞标的还有另外2个方案，一个是通用动力公司的宇宙神2，另一个是在航天飞机固体助推器基础上改型的SRB-X，大力神34D7方案最终胜出，形成后来的大力神4系列运载火箭。1985 年2月，美国空军签订采购10枚大力神4的合同，合同额21亿美元。1986年挑战者号航天飞机失事之后，大力神4成为发射美国空军大型军用卫星的主要运载火箭。1986 年8月，追加订购13枚，合同金额19.7亿美元，1989 年11月，再次订购18枚，合同金额16亿美元。美国空军曾计划采购55枚大力神4火箭，由于预算削减、后续新型火箭投入使用等原因，最终决定采购40枚，发射39枚。

大力神4系列火箭分为大力神4A(Titan4A)和大力神4B(Titan 4B)两种型号。大力神4A于1989年6月首飞，1998 年退役，取而代之的是大力神4B火箭。大力神4B火箭1997年首飞，于2005年10月19日完成大力神系列火箭投入使用50年以来的最后一次发射。 大力神4火箭总共执行了39次发射任务, .其中12次从范登堡空军基地发射，27次从卡纳维拉尔角空军基地发射。

大力神4可以在无上面级的状态下把有效载荷送入近地轨道(LEO)，也可以使用惯性上面级(IUS)或半人马座上面级，把有效载荷直接送入地球同步轨道(GEO)。

大力神4A与大力神4B的最大差别在于使用不同的固体推进剂助推器。大力神4A使用2枚金属壳体的7段式固体推进剂助推器，大力神4B则使用2枚复合材料壳体的3段式固体推进剂助推器，同时还改进了导航和电子设备以及新型地面处理系统，其GEO运载能力比大力神4A提高了25%。

大力神4A（TITAN 4A）

大力神4A用于发射美国国防支援计划卫星、军用卫星系统和美国卫星侦察局的卫星。大力神4A可以在无上面级的状态下把有效载荷送到近地轨道:加惯性.上面级或半人马座上面级，可把有效载荷直接送到地球同步轨道。大力神4A于1989年首次发射，到1998年退役，共计发射22次，成功20次，失败2次，成功率为90.91%。

大力神4A数据

【1】数据（wiki没有数据，所以参考《世界航天运载器大全（2007版）》）

大力神4B（TITAN 4B）

大力神4B是大力神4A的后继型号，主承包商是洛克希德·马丁公司。其主要任务是将重型军事有效载荷发射到近地轨道或地球同步轨道，分别从范登堡空军基地SLC-4E 发射台和卡纳维拉尔角空军基地LC-40发射台发射。

大力神4B的研制思路是:通过增大固体推进剂助推器的装药量和推力、减轻结构质量等措施，使其运载能力比大力神4A提高25%;通过减少固体助推器壳段的数量和采取更合理的设计、更先进的检测手段，提高可靠性:通过减少部件数量，调整操作流程，大幅度缩短靶场操作时间，从而降低发射成本。

大力神4B从1987年10月开始研制，1997年2月首次发射，到2005年10月执行最后--次发射后退役。共发射17次，成功15次，失败2次，成功率为88.24%。

大力神4B数据

【1】数据（wiki没有数据，所以参考《世界航天运载器大全（2007版）》）

END

资料来自：《世界航天运载器大全（2007版）》，wiki百科，可按照规范自由转载，ASPT不享有本文章版权，版权归WIKI相关词条编辑人和《世界航天运载器大全（2007版）》所有