大力神34D運載火箭(大力神34D運載火箭)

大力神34D運載火箭是由馬丁·瑪麗埃特公司研製生產，從1982年開始用來發射重型軍用衛星。也發射了太陽神號，海盜號，旅行者號等行星和行星際探測器。

簡介

大力神34D火箭由馬丁·瑪麗埃特公司研製生產，是一種不載人空間運載工具，長約為16O英尺，起飛總重約為760噸。它是由下列四大部件組成：

1) 0級，為兩台固體火箭助推器，每台推力約 250萬磅，

2) 1級，採用藏體推進劑，推力約為5O萬磅』

3) 2級，採用液體推進劑，推力約為lO萬磅，

4) 3級／有效載荷，視不同任務而定。

到近地軌道的總的工作時間為8．5分左右。最大的大力神34D運載火箭重780噸，長達62米，最大直徑9.82米，發射地球同步轉移軌道衛星的運載能力達4.5噸。從1982年開始用來發射重型軍用衛星。也發射了太陽神號，海盜號，旅行者號等行星和行星際探測器。

發射記錄

1982年10月30日，一枚裝有慣性上面級(IUS)的大力神34D火箭從佛羅里達洲的卡納維拉爾角空軍基地首次發射成功。該火箭把590公斤的國防通信衛星2號(DSCSZ)和1040公斤的國防通信衛星3號(DSCS3)送入了同步軌道。這是美國空軍發射的第十五顆DSCSZ和第一顆DSCS一3衛星。

1986年4月18日，攜帶著軍事偵察衛星的一枚美國大力神34D運載火箭從加州范登堡空軍基地起飛8.5秒后發生爆炸。

1982年10月30日，在卡納維納爾角(Cape Canaveral)Complex 40試驗場發射了第一枚載有慣性頂級的大力神34D 運載火箭，將兩枚國防衛星通信系統飛行器，即 TRW 公司的DSCS-2衛星和通用電氣公司的 DSCS-3衛星送入了同步軌道。大力神34D 是美國空軍的大型運載火箭，主發動機是兩級式液體發動機，在主發動機兩側捆綁了兩台直徑3.048米、推力共計為1179.36噸、各由5(1/2)個分段組成的固體火箭助推器。

起飛推力約10498千牛（1070噸力），能把13.4噸重的載荷送入低地球軌道或把1.6噸重的載荷送入地球靜止衛星軌道。3C火箭去掉過渡級就變成3D火箭，用半人馬座火箭取代 3C 的過渡級就變成3E火箭。3D重590噸，從1971年開始用來發射重型偵察衛星。3E重640噸，從1974年開始用來發射太陽神號探測器、海盜號探測器、旅行者號探測器等行星和行星際探測器，可把3.8噸重的載荷送往金星或火星。3C火箭通過增大芯級和固體火箭助推器的長度，並用慣性上面級取代過渡級，又演變為34D火箭。34D重780噸，從1982年開始用來發射重型軍用衛星。大力神號運載火箭在118次成功的發射中已將150多顆衛星送入不同的軌道。

改型

「商業大力神3」運載火箭是「大力神34D」的改型，其設計完全出於商業目的，火箭的各種整流罩可適用於目前各種商業有效載荷。火箭長48.2米，最大直徑9.82米。

各型號簡介

大力神又名泰坦火箭（Titan rocket），是美國研製的拋棄式火箭，在1959年到2005年間共發射368次。

泰坦（大力神）一號火箭

泰坦一號火箭發射泰坦一號火箭為泰坦系列火箭的第一枚火箭，如果擎天神火箭未能如期完成，他將做為備用泰坦一號火箭，為一台兩節式火箭，以煤油及液態氧做為動力，泰坦一號火箭及擎天神洲際導彈並沒有快速填充燃料的機制，添加燃料和點火需要30分鐘。

泰坦二號火箭

大部分的泰坦機型都由泰坦二號火箭演變而成泰坦二號火箭洲際導彈可酬載備用核子武器（可達900萬噸級黃色炸藥）的強大威力，如此強大的原因是因為美國正處於冷戰時期而泰坦二號火箭正式備用核彈所有的泰坦二號長程洲際導彈（ICBM）的發射場自1987年關閉到只保留一座在亞利桑那州土桑市泰坦導彈博物館南方的發射場。在1960年代中期至1980年代中期，泰坦二號火箭為美國所使用二節式自燃式火箭，在1980年代晚期，美國因撤銷泰坦二號火箭發射核彈的權利，泰坦二號火箭發射時刻改為為美國發射政府衛星，在范登堡空軍基地最後一次在2003年10月8日發射這一類型的衛星（DMSP氣象衛星）。在1960年代中期，泰坦二號火箭也曾發射過兩次雙子星無人太空船及十次雙子星有人太空船，泰坦23B火箭及其演變（24B 33B 34B）改裝后皆裝上安哥那 D（Agena D）型火箭的末端節。此時用來發射K-8優勢串聯間諜衛星，這時衛星由范登堡AFB基地發射至極地軌道酬載衛星約中7500磅（3000公斤）。

「大力神2」系列共有「大力神2LV—4」、「大力神2SLV」和「大力神2S等3種型號。截止1994年底該系列火箭共執行17次任務，成功率100%。大力神2lV—4(TITAN 2LV—4)

「大力神系列」中最早投入使用的是為「雙子星座」載人飛船計劃服務的「大力神2LV—4」火箭，又名「雙子星座運載火箭」。「雙子星座—大力神2」雖為航空航天局民用計劃，但美國空軍不僅直接參与了火箭的研製與發射，而且還利用「雙子星座」飛船的10餘次飛行，進行了各種試驗。

「大力神2LV—4」是在洲際導彈「大力神2」的基礎上發展起來的，1962年初開始改型。航空航天局選用「大力神2s作為「雙子星座」飛船運載工具的原因是：1)「大力神2」是當時美國運載能力最大的火箭，只有它具有發射「雙子星座」飛船的能力；2）「大力神2」採用可貯推進劑，便於操作、處理並具有長時間停放和隨時發射的特點，適合於載人飛行和空間會合對接任務。

為滿足載人飛行的以下4項要求，對「大力神2」採取了11項改進措施。

4項要求是：

1）適應人的生理特點；

2）提高可靠性，保障飛行絕對安全；

3）發生災難性故障時宇航員能及時脫險；

4）改善火箭性能，提高任務成功率。

1l項改進措施是；

1）增設故障探測系統；

2）改用冗餘制導和控制系統；

3）改用冗餘電源系統；

4）一子級改用冗餘液壓系統；

5）用「水星」計劃的無線電制導系統代替原「大力神2」的慣性制導系統；

6）改進推進系統；

7）改進發射場飛行中止系統；

8）改進測量系統；

9）二子級氧化劑箱前增設一用於對接飛船的前裙段；

10）改進二子級儀器架；

11）取消反推火箭和遊動發動機。

「大力神2LV—4」從卡納維拉爾角10號工位發射。1964年4月8日首次飛行，截止1966年11月共進行12次飛行，成功率100%，1966年底停止使用。

主要技術性能

級數 2 起飛推力 1921.7kN

全長 33.22m 推重比 1.315

最大直徑 3.05m 運載能力 483km軌道 3.62t

起飛質量 148.31t

一 子 級

級長 21.64m 地面推力 1912.7kN

直徑 3.05m 地面比沖 2893N·s/kg

發動機 2XLR—87-AJ-7 真空比沖 2932.2N·s八g

推進劑 四氧化二氮/混肼50 _T_作時間 ~150s

二 子 級

級長 5.79m 真空推力 444.8kN

直徑 3.05m 真空比沖 3069.5N·s/kg

發動機 1XLR—9l—AJ-7 _T_.作時間 ~180s

推進劑 四氧化二氮/混肼50

總 體 布 局

「大力神2LV—4」火箭由一、二子級箭體、級間段、動力裝置和儀器艙組成。子級級間和箭體/飛船間裝有分離裝置。火箭制導、控制系統安裝在二子級箱間段的儀器艙內。箭體外部設有電纜通道和自生增壓系統管路。貯箱前部有人孔蓋。儀器艙、尾段和箱間段設有檢修窗口。

箭 體 結 構

火箭箭體採用由隔框加強的硬殼式結構和常規的蒙皮—桁條—隔框半硬殼式結構。蒙皮材料為2014鋁合金，隔框、桁條和大梁採用7075鋁合金。『

一子級結構

一子級長21.64m（包括級間段）由燃料箱、氧化劑箱、箱間段組成。

燃料箱 燃料箱由后裙段、箱體、前裙段和裝在貯箱錐形后底上的發動機架組成。

后裙段為鉚接—螺接桁條—隔框結構。4根大梁從後端框伸向貯箱蒙皮壁板。裙段的4塊內表面銑切蒙皮壁板在大梁處拼接。裙段內側裝有環形框、前部為「T」形框、中部為「I」形框，後部為鍛造鋁合金框。後端框與大梁底端用螺栓連接並與裙段蒙皮鉚接。發動機連接孔位於端框大梁連接部位。

箱體筒段由8塊機加工蒙皮組成。其中4塊為大梁壁板，另4塊為有「T」形內桁條的機加工壁板。10個由板材壓製成形的鋁合金「Z」形框等距地連接在桁條和大梁壁板上。

箱體錐形后底由5個構件焊接而成。錐形底上部由4塊外表面經過化銑的板材組成，中央部分為一壓延成形的倒置截錐體。后底上安裝兩根燃料輸出管路。管路出口處裝有十字形導流器，防止燃料產生漩流或渦流。后底上端由「K」形框與箱壁和后裙段相接。

燃料箱前底為全焊接橢球底，開有人孔和氧化劑輸送管路通孔。箱底由5塊壓延成形的瓜瓣形板材組成。中央頂蓋上有一安裝導管的錐形連接件。箱底通過「Y」形框焊接到貯箱筒段上。

燃料箱內通有一直徑25cm的氧化劑輸送管路。輸送管後端被焊接在貯箱底端的一個Y形管件上，兩個17.8cm直徑的支管被螺接在安裝泵前閥門的法蘭盤上。氧化劑輸送管的前端與氧化劑箱后底連接。』

燃料箱前裙段為一機械加工蒙皮鉚接構件，裙段後端焊接在燃料箱「Y」形框上，前端與氧化劑箱螺接。裙段頂部開有排氣孔。裙段由前後兩部分組成。後段由3塊機械加工壁板組成。壁板內側裝有短桁條，用以加強箱底和「Y」形框連接處的蒙皮。

貯箱外部設有電纜/增壓管路的隧道管。

氧化劑箱 氧化劑箱由箱體及其前後裙段組成。箱體前底和筒段結構與燃料箱相似，但后底呈橢球形。

貯箱筒段由4塊厚度逐漸變薄的機加工壁板焊接而成。每塊壁板上有9條「T」形內桁條。桁條間的蒙皮進行機加工，以削薄板材厚度，減輕結構質量。12個「z」形隔框沿箱壁等距地搭接在桁條上。

貯箱后底除了氧化劑出口中央蒙皮外均與燃料箱前底相似。中央蒙皮壓延成漏斗狀，與通入燃料箱的氧化劑管路相對接，氧化劑箱前底開有人孔，其它與后底相似。前底通過「Y」形框與貯箱筒段焊接。

貯箱后裙段為桁條、隔框、蒙皮結構。蒙皮由3塊從內部銜接的板材組成。裙段有36根鍛造「I」形桁條。氧化劑箱后裙段通過對接框與燃料箱前裙段螺接。裙段「Y」形框開有3個排氣孑L。

貯箱前裙段除了在14處開有排放二子級發動機燃氣流的排焰孔外，其它均與后裙段相似。裙段蒙皮由鍛造的「I」形桁條加強。裙段端框有4個用以與級間段對齊並螺接的導向銷。

裙段內表面和氧化劑箱頂部以及所有暴露於二子級發動機燃氣流的表面均塗有MMS— K421燒蝕材料。

氧化劑箱外部也鋪有電纜/增壓管路隧道管。

級間段級間段長2.44m，底部開有熱分離時排放二子級發動機燃氣的排焰孔。排焰孔分佈於4個區域。每區佔7根桁條、兩個環形框的位置，共兩排開口，上排4個、下排6個。排焰區的桁條、環形框和開口間的蒙皮均塗有MMS-K421燒蝕材料。級間段前部的12根桁條上裝有氣體作動分離螺母緊固件。前端框伸出22個導向銷，它們插入二子級後端框導向孔中，用以定位對接。

二子級結構

二子級長5.79m，箭體由燃料箱、氧化劑箱和儀器艙組成。

燃料箱 燃料箱由箱體和前後裙段組成。箱體為全焊接結構，由機加工筒段、可直接安裝發動機的后底、前底和氧化劑管路組成。

筒段由L 68em厚板材機加工而成的壁板組成。壁板內表面有8.9emX8.9em的機加工方形網格。

后底結構與一子級氧化劑箱相似，但開有偏心的氧化劑管出口。后底焊有一用來安裝發動機的，由桁條加強的截錐形構件。構件上開有推進劑輸送管路和液面感測器的開口。截錐形構件頂端的桁條上焊有安裝發動機架的鍛造機加工承力框。

前底結構與一子級前底結構相似。前底中央開有直徑為15.2~m的氧化劑輸送管通過口。箱底還設有安裝增壓管路、排氣管路和測量儀器的接管嘴。

后裙用「I」形桁條和環形框加強。桁條頂端裝有氣體作動分離螺母緊固件。裙段後端設有與級間段對接的導向銷孔。

前裙與一子級氧化劑箱后裙相似。裙段由桁條和環形框加強。裙段前端有一與氧化劑箱后裙段對接的受拉對接框。

貯箱和裙段外設有電纜和增壓管路隧道管。

氧化劑箱氧化劑箱箱體筒段由4塊機加工壁板組成。內壁有同燃料箱一樣的方形網格。前、后底類似一子級氧化劑箱，前底有一15.2em直徑的出口，后底用「Y」形框焊接到箱壁上。

后裙類似二子級燃料箱，長約1.4m，由框和桁條加強。

直徑為3.05m的前裙是為與「雙子星座」飛船對接而新設計的。裙段骨架由36條「I」形桁條和3個框組成。與框平行的部位上還裝有加強蒙皮的環形構件。裙段前端框設有用於對接的導向銷，桁條和端框上設有螺接孔。

儀器艙

儀器艙

位於二子級箱間段，其輕型儀器架是專為「雙子星座」任務新設計的。艙內裝有電池、故障診斷系統組件、靶場安全指令控制系統、程序裝置、三軸基準系統、無線電制導系統、自動駕駛儀及測量、遙測系統。

推 進 系 統

一子級推進系統

一子級推進系統由子級發動機和推進劑輸送和增壓系統組成。

發動機

火箭一子級採用LR—87-AJ—7型發動機，由二套同時工作的獨立系統組成。各系統分別由推力室、渦輪泵、燃氣發生器、發動機起動系統、推進劑輸送管路和控制電路組成。

LR—87-AJ—7型發動機高3.13m、寬2.72m，質量約1600kg，採用四氧化二氮/混肼50作為推進劑，推進劑混合比1.93，產生地面推力1912.7kN，地面比沖2893N·s/kg，『工作約150s。

發動機的燃料再生冷卻推力室用多根不鏽鋼管沿縱向焊接而成。2個燃氣發生器共用一套點火系統同時工作。

倒數計時：7=0時，兩個固體火藥起動器由28V直流電源起動，點燃后產生燃氣。燃氣通過渦輪噴嘴驅動渦輪。渦輪藉助齒輪箱帶動燃料泵和氧化劑泵轉動，將推進劑壓送至推力室主閥門。待燃料出口管路壓力達預定值時，由壓力作動閥門打開推進劑主閥門。燃料經推力室冷卻通道通過噴注器進入燃燒室與直接進入燃燒室的氧化劑接觸自燃點火，燃氣從噴管排出產生推力。燃氣發生器輸送管路上裝有文氏管，以穩定發動機推力，並在推進劑輸送管路上設平衡孔以控制推進劑混合比。燃氣發生器燃燒由燃燒室閥門引出的推進劑，由文氏管控制其流量。由推進劑壓力打開管路的單向閥門，富燃料的推進劑進入燃氣發生器並自燃點火。燃氣進入渦輪使渦輪持續工作。正常情況下，發動機採用推進劑耗盡關機，當燃燒室壓力感測器敏感壓力下降時發出發動機關機指令。

兩個推力室可在俯仰和偏航方向擺動，並提供滾動控制。

增壓系統

火箭一子級採用自生增壓系統，由第二套發動機系統提供能源。燃料箱用經冷卻的燃氣發生器燃氣增壓，氧化劑箱則通過氣化部分氧化劑進行增壓。系統組成如下圖所示。

二子級推進系統

發動機

二子級採用單推力室LR—91—AJ—7型發動機。它實際是由按比例縮小的LR—87-AJ—7發動機的一套系統，因而在很多方面與LR—87-AJ—7發動機相似。

LR—91—AJ—7發動機高2.796m、寬1.74m、質量約460kg，亦採用四氧化二氮/混肼50作為推進劑，推進劑混合比1.8，真空推力444.8kN，真空比沖3069.5N.s/kg，工作約180s。

與一子級發動機相仿，燃燒室為不鏽鋼管束式結構。不同於前者的是只有燃燒室（包括面積比13c1以上部分噴管）是再生冷卻式的。面積比13：1到49.2c1的噴管延伸段是燒蝕冷卻式的，該段由玻璃纖維外殼、玻璃纖維蜂窩芯和石棉內層組成。發動機起動方式與一子級相

同。與一子級發動機一樣，也在燃氣發生器輸送管路上裝有穩定推力的文氏管，在推進劑輸送管路上設有控制混合比的平衡孔。

發動機推力室可在俯仰和偏航方向擺動。滾動控制則由用渦輪廢氣作工質的旋轉滾動控制噴管完成。

增壓系統

二子級燃料箱增壓方法與一子級相同，但氧化劑箱不增壓。系統組成如下圖所示。

為載人飛行所作的改進

「雙子星座」運載火箭的推進系統基本同「大力神2」。專為載人飛行所作的改進有：

1）增設POGO抑制器：在推進劑輸送管路中增設POGO（縱向藕合振動）抑制器，將「大力神2」首次飛行發現的土2.5g振動過載降到「雙子星座」任務要求的土0.25g。土2.5g級的振動過載對洲際導彈是可接受的，但對宇航員卻會降低完成飛行任務的能力。抑制器由設於氧化劑輸送管路豎管中衰減振動壓力的調壓器和置於燃料管路中的彈簧載入蓄壓器組成。

2）改進二子級發動機噴注器：為增強發動機燃燒動態穩定性，改進了二子級發動機的噴注器。噴注器噴孔加大，孔數減少一半，隔板從「大力神2」的6塊增為？塊並去掉中央葉轂。去掉葉轂能降低隔板與噴注器表面連接點的熱應力，並能減少焊點、簡化工藝。

3）增設故障監測系統：一、二子級都增設了監視發動機性能的監測系統。系統由安裝在三個推力室上的壓力開關組成。發動機系統的壓力是發動機性能的直接函數，當發動機性能異常壓力隨之下降時，開關接通飛船指示燈電路，報警燈亮。系統是雙冗餘的，每一推力室設2個壓力開關。當系統壓力低於70%額定值時，2個開關都接通，表示故障確實發生。

4）增設射前故障監測系統：該系統由安裝在貯箱增壓管路上的壓力開關組成。發動機起動瞬間開關啟動表示貯箱增壓滿足要求，如果一子級貯箱增壓壓力低於最低要求值則發動機會在發射台上自動關機。

5）增設二子級冗餘關機系統：該系統用來在主關機系統失效時確保發動機在火箭達到入軌速度時準時關機，以免將飛船送入一錯誤的軌道。系統由一安裝在燃氣發生器的氧化劑管路上的電爆閥門組成。該系統能在發出推力室閥門關閉信號的同時切斷通往燃氣發生器的氧化劑液流，發動機隨即熄火。

6）其它更改為：測量系統從40mY系統轉為5mV系統，以提供更好的數據和易於判讀；一子級發動機架重新設計，以適應新的串聯作動器；一子級發動機系統中認為有可能引起火災的部件均進行防火絕緣。

制導與控制系統

雖然「雙子星座」運載火箭的制導和控制系統是在「大力神2」組件的基礎上研製的，但二者的差別甚大。「雙子星座」運載火箭採用了全系統冗餘的制導與控制系統。

美國國家航空航天局曾通過「水星」宇航員進行過模擬研究。模擬結果表明，除了發動機失控外，宇航員均可在發生故障時進行手動中止飛行。故障預警時間試驗結果表明，一級飛行中發動機滾動失控后1s便超過宇航員的生理極限。要在一秒鐘的時間內進行故障監測、顯示、觀察判斷、起動逃逸裝置是絕對來不及的。發生急速發展的故障（如發動機失控）時逃逸救生時間的不足，是採用可自動切換（僅需15ms）的全冗餘制導控制系統的主要原因。

系統在「大力神2」基礎上的改進點有：

1）系統採用冗餘技術，由主、副兩套系統組成（見圖）；

2）主系統中用無線電制導系統和三軸基準系統代替原「大力神2」的慣性制導系統；

3）為使三軸基準系統的輸出信號能與「大力神2」自動駕駛儀兼容，增加一適配器；

4)副系統用飛船的慣性制導系統作備用制導系統；

5）一子級採用兩套液壓系統和兩套系統共用的串聯作動器；

6）為完成主、副系統的切換，增加了功率放大器和切換繼電器；「雙子星座」運載火箭制導控制系統的特點是；1）可在一級飛行出現任何單一故障時完成任務，並提供二級飛行的部分冗餘；2）可在一、二級動力飛行段進行自動或手動切換；3）儘可能利用經過「大力神1」和「大力神2」飛行考驗的部件；4）主系統和副系統之間進行完全的電氣和物理隔離；5）簡單的切換電路設計，使切換失敗或意外切換的可能性降至最低程度。

主制導控制系統

主制導、控制系統由無線電制導系統、三軸基準系統、適配器、一子級速率陀螺和自動駕駛儀組成。一級飛行時，主系統由三軸基準系統、適配器、自動駕駛儀和速率陀螺組成。二級飛行時引入無線電制導系統，由它對三軸基準系統提供俯仰和偏航制導信號，使飛船精確入軌。

三軸基準系統

三軸基準系統安裝在位於二子級箱間段的儀器艙內。它用陀螺儀提供滾動、偏航和俯仰軸的角位移信息。在三軸基準系統裝置中含一程序裝置，在一級飛行中起定時器的作用。由它按預定的飛行軌道改變火箭俯仰和滾動軸的角基準，因而也改變火箭沿此二個軸的飛行方向。在一級飛行中由三軸基準系統提供製導功能，由它通過適配器、自動駕駛儀向液壓系統等其它組件發出信號指令。

根據任務需要（如執行交會、對接任務時）滾動程序可在倒數計時時不斷更改；但俯仰程序是根據每個特定任務預先裝訂的，在倒數計時時不能更改。

二級飛行時，三軸基準系統從無線電制導系統接受控制信號和俯仰和偏航軸的角基準變化信息，並向控制系統其它系統發送信號、執行指令。此外三軸基準系統還負責按預定時間發

出級間分離等時間指令信號。

適配器組件

該組件也位於二子級箱間段。它用來調節由三軸基準系統來的信號，並將其送往自動駕駛儀。它也在三軸基準系統程序指定時刻，調節由無線電制導系統來的經三軸基準系統制導放大器放大的俯仰和偏航控制信號。適配器裝有(冗餘）切換繼電器，在主切換繼電器發生故障時，由副繼電器進行主、副系統的切換。在火箭進行測試時，飛行控制系統的15個陀螺均通過適配器放大的信號進行監控。

一子級速率陀螺

速率陀螺位於級間段，它是「大力神2」控制系統的組件，由3個陀螺測量一級飛行時的俯仰？滾動和偏航角速率分量。速率陀螺的輸出信號送往自動駕駛儀。

自動駕駛儀

自動駕駛儀位於二子級箱間段，它是洲際導彈「大力神」自動駕駛儀的改型。自動駕駛儀由二級飛行用的三個軸向陀螺，一個為一、二子級速率陀螺提供磁放大和電源的800Hz靜態轉換器，以及用於接收從一、二子級速率陀螺來的信號，放大、分配、調節從適配器來的姿態基準信號並將其送往液壓系統的電路等組成。

無線電制導系統

該系統用來在二級飛行時向三軸基準系統提供俯仰和偏航制導信號。

如下圖所示，系統由箭上和地面二部分組成。箭上系統由速率信標脈衝信標和解碼機組成；地面系統由速率系統、位置測量系統和「寶來A—廣型計算機組成。通用電器公司ModⅡ系統產生速率和位置數據，並將其送往「寶來」計算機。計算機按預先設定的制導方程，計算俯仰和偏航控制命令，並送往火箭，使火箭在達到要求的入軌速度時處於正確的高度和姿態。此時，計算機產生一時間指令信號，指令發動機關機。

「雙子星座」計劃所採用的無線電制導系統是「水星」制導系統的改型，二者基本相同。為「雙子星座」計劃所作的改進主要集中在「寶來」計算機系統。該系統增加一用以與發射設施、飛船慣性制導系統、NASA任務中心、載人飛船中心進行實時通信提供緩衝能力的數據交換器。

該計算機的特殊功能有：

1）自動接收和鑒定來自任務控制中心的目標飛行器位置推算數據；

2）完成目標計算，並將其送往慣性制導系統作上升段制導（備用模式）；

3）計算所要求的發射方位，並向發射控制室和慣性制導系統發送滾動程序；

4）向任務控制中心傳送用於緩慢發展型故障監控的制導參數；

5）一級飛行時計算修正指令，並送往慣性制導系統以補償方位校準誤差。

副制導、控制系統

副制導、控制系統由飛船慣性制導系統、一子級速率陀螺（主系統的冗餘件）和自動駕駛儀（主系統的冗餘件）組成。

飛船慣性制導系統按程序在切換到副系統時，為副系統自動駕駛儀提供姿態穩定信號。「雙子星座」飛船慣性制導系統如下圖所示。

主、副系統的切換

有手動和自動兩種切換方式。

一級飛行時，在發生以下任一情況時進行主、副系統的切換；1）發動機失控（自動切換）；2)

「雙子星座」飛船慣性制導系統超過俯仰、偏航、滾動速率極限（自動切換）；3）一子級主液壓系統壓力喪失（自動切換）；4）宇航員判斷，手動切換。

一級飛行時切換是一次性的，即一旦切換髮生便不能由副系統返回主系統，只有待一子級分離后才能由宇航員手動切換回主系統。

二級飛行時的動壓要小的多，故切換隻在以下二種情況下進行；1）超過俯仰、偏航、滾動速率極限（自動切換）；2）宇航員判斷，手動切換。

接到切換信號的慣性制導系統進行信號衰減，將信號減為零，然後再按一指數規律注入信號。這樣能將切換時運載火箭的載荷降至最低。

液 壓 系 統

火箭液壓系統按飛行控制系統的指令信號控制一、二子級發動機推力室的位置，改變推力方向，調整俯仰或偏航軸，使火箭沿預定的軌道飛行。

一子級液壓系統

火箭一子級採用冗餘液壓系統，由通過串聯作動器互聯的兩套獨立的動力裝置組成。除了為提供冗餘而設的串聯作動器外，其它組件與「大力神2」相同。系統為一子級兩台發動機推力矢量控制提供20.68MPa壓力。

一子級主液壓系統

該系統由高壓渦輪驅動泵、電動馬達、高壓電動馬達驅動泵、高壓管路和歧管、過濾器、調節裝置、4個與副液壓系統共用的串聯作動器、測量設備和連接器組成。液壓工質為MIL—H6083油。

一子級渦輪驅動泵是一種流量可調、壓力補償液壓系統。它在一子級發動機工作時提供液流和液壓。驅動泵有9個活塞。活塞由發動機渦輪泵裝置花鍵軸帶動的盤板驅動。由活塞的滑動套提供壓力補償，按要求提高或降低系統壓力。渦輪泵流量0.057m』/min、壓力20.68MPa、轉速3760r/min。

系統的調節裝置為蓄壓器/油箱組件。功能有：1）使系統保持常壓；2）作為液壓系統油箱；3）敏感液壓系統的壓力和液面變化。裝置為串聯作動器提供壓力。該裝置容積為1560em』、氣體體積410cm』、高壓20.68MPa、低壓0.76MPa。

10L1m級過濾器為可置換組件，裝有壓差指示器，當二端壓差超過0.4MPa時有紅色顯示。

四個由主、副系統共用的作動器為串聯組件。每個作動器由二個完整的電動—液壓伺服系統部分組成。一個伺服部分與主系統相接，另一個與副系統相接。兩個伺服部分是相互獨立的，但由一專用的切換閥連接，任何時刻只允許其中一個部分參與工作。作動器行程土2.78cm，可使發動機在俯仰方向擺動土4.38『、偏航方向擺動土4.12』。作動器壓差為20.68MPa時的輸出·力為131.85kN，最大作動速度為13.74*/s。

電動馬達驅動泵只在地面測試時使用。

一子級副液壓系統

副液壓系統只參與副控制系統的工作，但在整個飛行中，即使未被起用也始終處於加壓狀態。

副系統由主系統一樣的組件組成。電動馬達驅動泵是主、副兩系統共用的，在測試時用系統試驗選擇閥切換。作動器切換閥設計成能夠敏感主系統的壓力，並在主系統發生故障，液壓降至規定值以下時，自動起動向副系統的切換。

主、副系統的切換

共有以下四種切換方式：

1）主液壓系統壓力喪失，由作動器切換閥自動切換；

2）運載火箭速率超過預定極限值時，由故障監測系統速率開關組件起動切換；

3）一子級發動機失控時，由串聯作動器預置極限開關監測和起動切換；

4）宇航員根據飛船面板顯示和地面監控人員報告的信息判定主系統發生故障時，由宇航員向故障監測系統發出切換信號。

二子級液壓系統

故障模式研究結果表明二子級無需設冗餘系統。

二子級液壓系統除了渦輪驅動泵流量較小（0.019m』/min），作動器換用一般線性作動器和另採用一滾動控制噴管作動器外，其它組件與一子級液壓系統相仿。

二子級主發動機偏航和俯仰伺服作動器行程為土1.24cm，可使發動機相對中線擺動土2.04』。作動器在壓差為20.68MPa時的輸出力為34.03kN，其最大驅動速度16.38~/s。滾動控制伺服作動器行程為土3.56cm，可使噴管擺動土33.83』，壓差20.68MPa時的輸出力為5.54kN，作動器最大驅動速度為8.75~/s。

「雙子星座」運載火箭採用全系統冗餘的電源系統，由電源配電分系統和程序分系統組成』。系統供28V、25V直流電和400Hz200V交流電。

電源配電系統

電源配電系統由輔助電源系統和測量電源系統組成。二個子系統各由相應的電池和轉換開關組成。電源系統與運載火箭各系統的介面如圖所示。電源系統通過二個接線盒與飛船接通。系統是全冗餘的，電路沿火箭兩邊走線。一子級發動機區的電纜用絕緣材料和鍍鋁玻璃纖維帶包紮。

程序系統

全冗餘程序系統由繼電器和馬達—驅動開關邏輯線路組成。系統為火箭各系統提供各種離散信號。系統框圖如下所示。為保證二子級發動機按指令準確關機，系統增設一備用電源。

故障監測系統

故障監測系統是為保證宇航員安全、提高任務成功率而專門設計的一個全新的系統，是火箭在「大力神2」基礎上所作的最重要的改進。「雙子星座」運載火箭的故障監測系統為全冗餘系統，採用了冗餘的感測器、指示器和電路，其可靠性很高。根據5次「大力神2」搭載飛行和7次「雙子星座」飛行結果統計，該系統部件336件次工作中只有三件次出現過輕微的異常現象。

故障監測系統監控「雙子星座」運載火箭最重要的分系統的工作，並在系統出現故障時通過飛船顯示面板向宇航員發出信號，以供判斷並採取相應措施，或在一級起飛初期發動機失控時，自動進行主、副飛行控制系統、液壓系統和電源系統的切換。這也正是「雙子星座」故障監測系統與「水星」故障敏感執行系統的根本不同點。

在「雙子星座」計劃中宇航員是駕駛員，他們不僅根據故障監測系統的信號，而且還能憑藉生理反應（如加速度反應、音頻—神經反應等）和經驗來判斷情況，作出正確的決擇，保證任務順利完成。而「水星」的宇航員則不然，他們只是飛船的乘員，發生故障時全憑自動的故障敏感執行系統處理，以致在「水星」計劃的早期無人飛行中無謂地毀壞了飛船。

「雙子星座」宇航員可作以下三種切換：向副制導、控制系統切換；返回主制導、控制系統；中止飛行。

監測參數的選擇

為了確定系統的設計準則，馬丁公司進行了「大力神2」的飛行數據和故障分析。經分析表明，雖然「雙子星座」運載火箭有5萬多個電子和機械元器件，但貯箱壓力喪失、發動機推力喪

失或失控、火箭俯仰、偏航、滾動速率超過極限，均會使箭體在飛行中遭到破壞而造成災難性的事故，故必須對這三種參數進行監控。

有宇航員參與的飛行故障模擬試驗表明，除了在起飛初期發動機失控超過其擺動極限，火箭在一秒鐘內便會遭到破壞的這一種情況外，系統提供的報警時間是足夠宇航員進行判斷並作出抉擇的。在前種情況下，系統便自動起動向副系統切換，並以視頻信號向宇航員顯示切換已發生。向宇航員顯示的性能參數有：

1）火箭的俯仰、偏航和滾動逾限率；

2）一子級發動機推力室壓力變化；

3）二子級燃料噴注器壓力變化；

4）一、二子級推進劑貯箱壓力；

5）向副制導、控制系統的切換。

系統組成

「雙子星座」運載火箭故障監測系統由箭載感測器、船載顯示器和相應的電路組成。系統採用冗餘的感測器和電路，並在冗餘件間採取隔離措施以將因某單一或局部故障而使系統失效的可能性降至最低。此外，在組件設計和選擇電路設計時考慮、研究了各種故障模式，使故障監測系統具有比其所監測的系統有更高的可靠性。系統組成如下圖所示

貯箱壓力監測系統

為監測貯箱壓力，每一個貯箱都安裝2個相同的模擬式壓力感測器。由膜盒氣壓表式感測器測得的壓力信息被送往飛船儀錶顯示。飛行中貯箱的正常壓力為482.63—68.95kPa絕壓。飛船上的貯箱壓力指示器有8個刻度尺和8個指針。火箭上的每一貯箱壓力感測器由單獨的直流電源供電，通過單獨的電路與飛船壓力指示器的相應顯示器件相連接。

貯箱壓力感測器很小很輕。每個感測器長7.62~m、直徑2.54cm、質量227g。感測器的輸出信號精度為全電壓區間的土2%，電源變化18～34VDC時，輸出信號變化不超過土0.1%。感測器可承受持續短路而不被破壞。

經驗表明，組件和電路的故障多數由開路引起。因而將系統設計成：壓力感測器的電壓輸出信號與標準敏感元件的信號是顛倒的。壓力最高時感測器輸出電壓為零；壓力為零時輸出電壓達最高值—5VDC。這種故障—安全技術可使宇航員快速、準確地區分是貯箱喪失壓力還是測量系統或輔助電源、測量電源的故障。如果兩個指針中的一個指示正常壓力，而另一個指在標尺的最高值上那麼顯然有一個測量通道發生了故障（開路或電源故障），而不是貯箱壓力異常。此外還可間接指示電源系統的故障，如果主電源或副電源發生故障不能供電時，四個貯箱壓力顯示指針中就會有一個指在刻度尺的最大值上。

發動機性能監測系統

為監測發動機性能，在火箭三台發動機推力室上安裝了冗餘壓力開關，每台發動機2個。當發動機推力降至正常推力值的30%～40%時，壓力開關觸點使飛船上的報警燈亮。2個冗餘的壓力開關串聯連接，在發動機工作正常時是打開的，在發動機的壓力或推力值低於預定值時2個開關都閉合后才能向飛船送一28V直流信號。採用冗餘對組件串聯連接技術，可將發送偽發動機故障信號的可能性降至最低。試驗表明，宇航員對發動機測量信號的反應時間是0.4s。系統採用的壓力開關為單刀、雙擲、速動、先開后合的氣密型開關，可在0—88.9K的溫度環境中穩定工作。

發動機故障也可由宇航員通過雜訊和加速度等間接信息判定。

箭體角速度監測系統

火箭沿俯仰、偏航和滾動軸的轉動速率由速率開關組件監測，該組件由6個速率陀螺組成，每軸2個。每對冗餘速率開關是串聯連接的，當火箭轉動速率超過允許的極限2.5%時，

二個開關同時閉合，並向飛船輸送一28V直流信號，接通飛船報警燈，同時進行主、副制導控制系統的切換。

速率敏感能力由一台轉速為每分24000轉的磁滯型同步馬達提供。馬達安裝在一彈簧約束的萬向架上。陀螺支架聯接一開關以提供輸出信號。跨開關滑臂的整流條驅動陀螺的2個獨立的單刀、雙擲開關。該雙擲開關可敏感相對箭體各軸的順時針或逆時針轉動。

當陀螺馬達轉速喪失時速率陀螺失效。如果一個速率陀螺不以同步速率轉動，它的速率開關在其轉動速率變得非常大時是不閉合的。為了能使該軸的另一陀螺繼續進行速率敏感，要為失效的速率陀螺設一旁通電路和開關。

裝在陀螺轉子里的永久磁鐵和裝在陀螺里的電動勢感應線圈提供一與轉子轉速成正比的交流電壓信號並送往旋轉馬達轉動監測組件中的一個放大器。信號通過一窄帶濾波器，它只在轉子以同步速度旋轉時輸出信號。無此輸出信號時，繼電器掉電，接通一組接點，旁通低速陀螺的開關。其餘陀螺和開關繼續工作，敏感箭體轉動速率。

中止飛行與救生

飛行中火箭出現故障時可按以下四種模式中止飛行：

1）模式I 飛行高度低於4.6km時發生故障，乘員用彈射座椅救生。

2）模式Ⅱ4.6—21.4kin高空發生故障時，宇航員必須在動壓已降至能保證飛船分離時，才能起動中止飛行，延時約5s，待壓力下降後用反推火箭分離飛船。宇航員隨飛船再入艙一起用降落傘在海上回收。

泰坦三號火箭

泰坦三號火箭是泰坦二號火箭的延伸，但可以隨意的選擇是否加固態助推火箭，是由美國空軍改良而成，可酬載離地重量的衛星，主要是為了協助美國空軍發射DSP快速警報間諜衛星和防禦通訊衛星，但泰坦三號E型火箭不同，它還有負責發射一些科學探測衛星，例如：航海家一、二號衛星至木星、土星、天王星及海王星及維京號（海盜號）一、二號探測船至火星。

泰坦四號火箭

泰坦四號火箭是泰坦三號火箭的延伸，但一定要加裝固態輔助推進器，它可使用半人馬座末端節引擎，，美國空軍很少使用此種酬載系統；雖然他過去被拿來發射卡西尼號到土星（1997年），在美國泰坦四號火箭是最有火力的自動化火箭，而其缺點為需要花費大筆資金。

中國的「大力神」火箭將橫空出世

在2006年珠海航展上，航天科技集團為我們帶來了一個不小的驚喜－”長征”－5號大型運載火箭公開展出了！該型火箭顯而易見意義非常重大－它不僅是中國數十年航天運載技術的集大成者，更是未來5－20年間中國發射大型衛星、空間站等近地航天器的首選運輸工具，甚至還可以作為未來深空探測和太陽系行星登陸的發射載具！同時”長征”－5號大型運載火箭的研製成功也必將帶動中國航天發射基地布局的大變革，從而將對未來中國航天事業的發展帶來深遠影響。　　◆新運載平台：瞄準最新技術前沿

經過近四十年的努力，中國運載火箭技術取得了舉世矚目的進展。但”長征”系列火箭也有明顯不足，特別是與國外火箭近幾年的發展相比，差距日趨加大。這主要體現在：型號偏多，型譜重疊，可靠性有待提高－在世界10種主要運載火箭中，”長征”系列火箭的發射成功率列第7位，處在中間偏下位置，發射準備周期長－”長征”火箭發射準備周期幾乎是國外火箭的兩倍；缺少大運載能力火箭，整體適應能力不強。

為此，中國航天科技集團在其2000年公布的遠景規劃中，對新一代大型運載火箭提出了具體的發展指導思想與原則。概括地講，新一代運載火箭的基本技術發展途徑可以歸納為：一個重點、兩種動力系統、三個模塊，即以發展5米箭體直徑的大型運載火箭基本型為重點，採用50噸級推力氫氧發動機和120噸級推力液氧/煤油發動機兩種新型動力運輸系統，以5米、3．35米和2．25米三種直徑火箭為三個基本模塊，通過模塊化的不同組合，形成不同數量的新一代運載火箭系列，滿足各種發射任務的需求。

與現有火箭相比，新一代大型火箭的技術改進主要有以下三點：

◎關鍵技術之一：大推力環保發動機技術

現在無毒、無污染的大型火箭已經成為二十一世紀運載火箭發展的主流。國外早在二十世紀八十年代已經開始著手研製大推力且環保的液氧/煤油或液氫/液氧發動機，至今已取得豐碩的成果，有的甚至已用於大型運載火箭。

採用新型燃料的火箭發動機具有明顯的優點。首先，煤油作為常溫推進劑，使用極為方便、安全性好，而甲烷、丙烷、液氫是低溫推進劑，不好貯存，運輸、加註和操作都不方便，泄漏后易起火爆炸。其次，煤油價格便宜，每千克煤油的價格只有偏二甲肼的1/30，可以較大幅度地降低發動機的研製成本和運載火箭的發射費用。發射一顆20噸重的低軌道衛星，如用四氧化二氮/偏二甲肼組成的二級半方案，推進劑費需3000萬元，而用全液氧/煤油方案只需100萬元。第三，液氧/煤油組合密度比沖高，是理想的助推級發動機燃料。第四，中國煤油資源豐富、貯量極大，可滿足長遠的需要。最後，使用液氧/煤油發動機可完全消除四氧化二氮/偏二甲胼有毒且污染環境的嚴重不足。

而中國目前擁有的”長征”系列火箭多採用以偏二甲肼/四氧化二氮為推進劑的中等推力液體發動機作為火箭的主級發動機。眾所周知，偏二甲肼毒性較大，損害人體的肝臟。尤其是四氧化二氮/偏二甲肼的燃燒產物，對人體損害更大，並嚴重污染環境。

雖然中國目前已經在研製新型火箭發動機方面取得了一定進展，但因為研製時間起步較晚，因此在無毒、無污染、大推力發動機研製方面仍處於落後位置。如果中國要縮小與國外的差距，並在二十一世紀繼續保持在國際航天領域的一席之地，必須加快大推力無毒發動機的研究。

◎關鍵技術之二：提高可靠性

運載火箭的高可靠性是獲得商業發射市場優勢最重要的因素之一。但目前中國”長征”系列火箭的發射成功率與目前國外使用的火箭相比仍有差距。提高中國現有火箭的可靠性、研製新型高可靠性運載火箭將是保持和擴大中國運載火箭在國際商業發射市場份額的重要課題。據悉，在可靠性方面，”長征”－5號將採用成熟的”長征”－3液氫液氧發動機技術。此外，為了進一步提高可靠性，”長征”－5號火箭的芯級與助推器還將採用獨立結構的貯箱，而不再採用共底結構，上面級的液氫箱採用與芯一級液氫箱相同的結構形式。助推器與芯級的捆綁連接採用成熟的靜定連接方式。為降低分離過程中的衝擊、提高可靠性，火箭的分離系統將採用線性分離裝置。這些新措施，將大幅度提高”長征”－5號運載火箭的系統可靠性。

◎關鍵技術之三：模塊化設計

中國現有用於發射任務的”長征”火箭多達十幾種型號，已經形成了不同運載能力的”長征”火箭系列。但與國外相比，中國在火箭系列化發展上仍有不足。國外當前運載火箭的發展，總體結構力求簡化－減少火箭級數和發動機數量，結構設計趨於通用化、模塊化和系列化－主要通過採用不同的上面級、捆綁不同數量的固體或液體助推器並使用不同的整流罩，來滿足不同重量有效載荷的發射需要，增加了選擇性和發射的靈活性。如”阿里亞娜”－5計劃採用不同的上面級和改進主級，可達到發射從5．9－11噸有效載荷的能力，並能夠實現高軌和低軌的多星發射，美國”德爾塔”－4和日本H一2A則計劃通過捆綁液體或固體助推器形成運載能力從4－10噸級的多個品種。

令人欣喜的是，”長征”－5火箭研製中也貫徹了模塊化的思想，通過將5米、3．35米和2．25米直徑的幾種艙段進行不同組合，可以衍生髮展出14種型號各異的火箭家族。

◆大運載能力：昭示航天大發展

隨著航天技術的迅猛發展和社會生活中對衛星服務的與日俱增，今後大型衛星的尺寸和重量會進一步加大。目前類似”哈勃”天文望遠鏡（直徑4．3米，重11．6噸）、”聯盟TMA”飛船（重7．1噸）、”鎖眼”偵察衛星（重15噸）等大型航天器已經屢見不鮮，更何況還有國際空間站之類重達200餘噸、規劃重量400餘噸的”龐然大物”。與此同時，小型衛星的發射任務也摒棄了以往昂貴的”一箭單星”模式，而採用一枚火箭發射十幾顆衛星的”一箭多星”模式，如俄羅斯”第聶伯”火箭就曾在2006年7月27日試圖將18顆小衛星送入軌道高533千米的太陽同步軌道。大型衛星和小衛星多星發射需求以及激烈的市場競爭，決定了大運載能力火箭將成為航天發射任務的主力軍。國內航天器發展也不可避免地要遵循上面的普遍規律。1970年中國第一顆人造衛星”東方紅一號”重173千克，1984年第一顆地球靜止軌道通信衛星”東方紅二號”重433千克，1988年發射的”東方紅二號甲”衛星總重量為1040千克，而2005年發射的”神舟六號”飛船重約8噸！從這一系列數字的對比中，可以清晰地看出國產航天器的重量在迅速攀升。

在目前中國研製生產的運載火箭中，”長征”－3、”長征”－3A、”長征”－2E運載火箭的地球同步轉移軌道運載能力分別為1500千克、2500千克和3200千克，運載能力相當於”阿里亞娜”－4火箭系列，其中”長征”－3B火箭的地球同步轉移軌道運載能力與”阿里亞娜”－44L、”質子”K相當。對比上面提到的未來航天器的重量指標，可以發現”長征”系列目前的運載能力難以滿足迅猛發展的中國航天事業的需求。

在可以預見的將來，隨著中國經濟、軍事和科技的進步，對航天器的功能和壽命還會有進一步的需求。那麼，未來中國究竟會研製多大的衛星或航天器呢？其實這從”長征”－5系列火箭的運載能力上即可看出端倪。目前，需要較大運載能力的大型航天器主要包括地球同步衛星、大型遙感衛星、深空探測衛星和有人照料的長期在軌空間站。以”長征”－5系列火箭25噸的低軌道運載能力計算，我們可以將類似”鎖眼”約20噸重的地球資源遙感衛星運送到太陽同步軌道，確保其能夠始終在白天飛經目標上空，以利於其裝備的大口徑照相偵察器材獲得最佳拍攝效果；也可以將重量達到或接近20噸的低軌道太空站一次性發射入軌，建立我們自己的太空基地，在世界空間技術競爭中牢牢站穩腳跟；甚至還可以經過幾次發射，建立自己的類似”國際空間站”這樣的組合式大型載人空間研究中心。以”長征”－5系列火箭14噸的地球同步軌道運載能力，我們可以向月球發射大約5噸重的有效載荷，足以滿足未來繞月甚至無人登月等探月工程的需要。

同時還應考慮到爭奪商業發射市場的需求。為了爭奪航天發射市場，主要航天國家均發展研製了大型、重型火箭或提高現有火箭的運載能力，以實現衛星的一箭多星發射或重型衛星的發射。近兩年已經有”阿里亞娜”－5、”德爾塔”－3、”質子”M投入使用，未來的7年內將有”德爾塔”－4、”宇宙神”5、”安加拉”、改進型”阿里亞娜”－5等新型火箭進入發射市場。特別值得重視的是這些新型火箭的發展計劃均以低發射價格和高可靠性為研製重點，發射費用可能會比目前價格降低25－50%，從而具有強大的市場競爭力。在這種形勢下，中國也只有通過研製發展具備大運載能力的”長征”－5號運載火箭，方能與之進行勢均力敵的競爭。

◆新航天基地：未來的中國”卡納維拉爾角”

隨著”長征”－5號系列大型運載火箭方案的公開，中國未來的大型航天發射基地建設計劃也逐漸浮出水面。筆者認為，新發射基地的選址主要應考慮如下幾點：

首先，由於目前中國鐵路隧道直徑的限制，超過3．5米直徑的火箭箭體和發動機就不能使用鐵路運輸了。而目前中國主要的三大發射基地酒泉、西昌和太原衛星發射中心都深處內陸，周圍崇山峻岭阻隔，必須依賴鐵路運輸。因此，5米直徑的新型火箭將無法在這些地點發射。

其次，當火箭助推器和一級箭體工作完畢后被拋掉時，這些殘骸一般將墜落在發射點以東1000千米以內。環顧三大發射中心，除酒泉外，其餘都存在殘骸落人人口密集區域的可能，不利於安全。

最後，三大發射中心的緯度都比較高，最低的西昌發射場在北緯28．2度，目前主要用於廣播、通信和氣象地球同步軌道衛星的發射任務。對於軌道傾角接近0度的地球同步軌道發射任務而言，西昌的緯度還是有點高。由於運載火箭發射時大致在一個包括發射點在內的發射平面里運動，所以衛星軌道平面和發射平面??不考慮相當費能量的橫向機動，發射點緯度值就是從該發射場可能發射的最小軌道傾角值。因此理論上講，發射場因盡量靠近赤道。那麼，中國的這個”最接近赤道”的發射場應該選在哪裡呢？

日前，海南省省長衛留成透露，文昌衛星發射基地項目已完成論證評審。文昌這個小小縣城突然成為了海內外媒體關注的焦點。文昌位於海南島東北部，大致在東經11度、北緯19度位置，地處熱帶北緣，氣候溫和。在成為航天發射中心之前，這裡僅有一道叫做”文昌雞”的菜肴比較有名。但以航天發射中心的標準來重新衡量這個地方，她的價值就凸現出來。首先，文昌位於濱海地區，其最大港口清瀾港是海南省五大樞紐港之一，可泊5000噸級船隻，稍加改建就可以容納運送大型火箭的滾裝船。其次，其東向1000千米之內幾乎都是南海，只有幾個零星島嶼，極大地提高了殘骸墜落的安全性。最後，由於文昌的低緯度，其火箭發射的運載效率高。與西昌發射場相比，在海南發射地球同步衛星，衛星的定點質量可以提高5．1%一7．4%，衛星在軌壽命可延長2．7～3．9年。與酒泉發射場相比，衛星定點質量可提高16．3%一18．5%，衛星在軌壽命可延長8，7－9．8年。如此眾多的誘人之處，難怪會吸引眾多專家學者的目光。在工程院院士龍樂豪的《中國運載火箭技術的成就與展望》一文中就反覆強調了建立文昌發射場的緊迫性和必要性。去年”神六”發射時，載人航天工程運載火箭系統總設計師劉竹生說，為配套發射中國未來新一代運載火箭，中國應該在海南設立新發射場。中國運載火箭技術研究院新一代運載火箭負責人李東也表示，像海南文昌這樣的地方就特別適合建設新發射場。一旦項目立項后，文昌將陸續得到高達數百億的投資，建立佔地40平方千米的發射基地，其中包括2個發射工位，和一個預留的發射工位。未來將有許多大型航天器從這裡出發，踏上探索太空的偉大征程……

總之，從”長征”－5號大推力新型運載火箭上，我們不僅看到航天技術數十年來發展的累累碩果，更可以憑藉其展望充滿希望的未來