大力神34D运载火箭（Titan 34D Rocket）是由马丁·玛丽埃特公司研制生产，从1982年开始用来发射重型军用卫星。是一种不载人空间运载工具，长约为16O英尺，起飞总重约为760吨。

简介

大力神34D火箭由马丁·玛丽埃特公司研制生产，是美国空军的大型运载火箭,主发动机是两级式液体发动机,在主发动机两侧捆绑了两台直径3.048米、推力共计为1179.36吨、各由5.5个分段组成的固体火箭助推器。是一种不载人空间运载工具，长约为16O英尺，起飞总重约为760吨。它是由下列四大部件组成：

1)0级，为两台固体火箭助推器，每台推力约250万磅，

2)1级，采用藏体推进剂，推力约为5O万磅’

3)2级，采用液体推进剂，推力约为lO万磅，

4)3级/有效载荷，视不同任务而定。

到近地轨道的总的工作时间为8．5分左右。最大的大力神34D运载火箭重780吨，长达62米，最大直径9.82米，发射地球同步转移轨道卫星的运载能力达4.5吨。从1982年开始用来发射重型军用卫星。也发射了太阳神号，海盗号，旅行者号等行星和行星际探测器。

发射记录

1982年10月30日,一枚装有惯性上面级(IUS)的大力神34D火箭从佛罗里达洲的卡纳维拉尔角空军基地首次发射成功。该火箭把590公斤的国防通信卫星2号(DSCSZ)和1040公斤的国防通信卫星3号(DSCS3)送入了同步轨道。这是美国空军发射的第十五颗DSCSZ和第一颗DSCS一3卫星。

1986年4月18日，携带着军事侦察卫星的一枚美国大力神34D运载火箭从加州范登堡空军基地起飞8.5秒后发生爆炸。

1982年10月30日,在卡纳维纳尔角(CapeCanaveral)Complex40试验场发射了第一枚载有惯性顶级的大力神34D运载火箭,将两枚国防卫星通信系统飞行器,即TRW公司的DSCS-2卫星和通用电气公司的DSCS-3卫星送入了同步轨道。大力神34D是美国空军的大型运载火箭,主发动机是两级式液体发动机,在主发动机两侧捆绑了两台直径3.048米、推力共计为1179.36吨、各由5(1/2)个分段组成的固体火箭助推器。

起飞推力约10498千牛（1070吨力），能把13.4吨重的载荷送入低地球轨道或把1.6吨重的载荷送入地球静止卫星轨道。3C火箭去掉过渡级就变成3D火箭，用半人马座火箭取代3C的过渡级就变成3E火箭。3D重590吨，从1971年开始用来发射重型侦察卫星。3E重640吨，从1974年开始用来发射太阳神号探测器、海盗号探测器、旅行者号探测器等行星和行星际探测器，可把3.8吨重的载荷送往金星或火星。3C火箭通过增大芯级和固体火箭助推器的长度，并用惯性上面级取代过渡级，又演变为34D火箭。34D重780吨，从1982年开始用来发射重型军用卫星。大力神号运载火箭在118次成功的发射中已将150多颗卫星送入不同的轨道。

大力神34D的研制工作始于1977年6月,1982年11月30日首次飞行成功,其有效载荷运载能力比大力神C要大得多。火箭的主发动机无需改动便可使用过渡级或惯性上面级。目前计划用它进行的16次发射任务已完成了8次,预计1988年将进行最后一次发射。

改型

“商业大力神3”运载火箭是“大力神34D”的改型，其设计完全出于商业目的，火箭的各种整流罩可适用于目前各种商业有效载荷。火箭长48.2米，最大直径9.82米。

各型号简介

大力神又名泰坦火箭（Titanrocket），是美国研制的抛弃式火箭，在1959年到2005年间共发射368次。

泰坦（大力神）一号火箭

泰坦一号火箭发射泰坦一号火箭为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，他将做为备用泰坦一号火箭，为一台两节式火箭，以煤油及液态氧做为动力，泰坦一号火箭及擎天神洲际导弹并没有快速填充燃料的机制，添加燃料和点火需要30分钟。

泰坦二号火箭

大部分的泰坦机型都由泰坦二号火箭演变而成泰坦二号火箭洲际导弹可酬载备用核子武器（可达900万吨级黄色炸药）的强大威力，如此强大的原因是因为美国正处于冷战时期而泰坦二号火箭正式备用核弹所有的泰坦二号长程洲际导弹（ICBM）的发射场自1987年关闭到只保留一座在亚利桑那州土桑市泰坦导弹博物馆南方的发射场。在1960年代中期至1980年代中期，泰坦二号火箭为美国所使用二节式自燃式火箭，在1980年代晚期，美国因撤销泰坦二号火箭发射核弹的权利，泰坦二号火箭发射时刻改为为美国发射政府卫星，在范登堡空军基地最后一次在2003年10月8日发射这一类型的卫星（DMSP气象卫星）。

在1960年代中期，泰坦二号火箭也曾发射过两次双子星无人太空船及十次双子星有人太空船，泰坦23B火箭及其演变（24B33B34B）改装后皆装上安哥那D（AgenaD）型火箭的末端节。此时用来发射K-8优势串联间谍卫星，这时卫星由范登堡AFB基地发射至极地轨道酬载卫星约中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种型号。截止1994年底该系列火箭共执行17次任务，成功率100%。大力神2lV—4(TITAN2LV—4)

“大力神系列”中最早投入使用的是为“双子星座”载人飞船计划服务的“大力神2LV—4”火箭，又名“双子星座运载火箭”。“双子星座—大力神2”虽为航空航天局民用计划，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“双子星座”飞船的10余次飞行，进行了各种试验。

“大力神2LV—4”是在洲际导弹“大力神2”的基础上发展起来的，1962年初开始改型。航空航天局选用“大力神2s作为“双子星座”飞船运载工具的原因是：1)“大力神2”是当时美国运载能力最大的火箭，只有它具有发射“双子星座”飞船的能力；2）“大力神2”采用可贮推进剂，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会合对接任务。

为满足载人飞行的以下4项要求，对“大力神2”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；

3）发生灾难性故障时宇航员能及时脱险；

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一用于对接飞船的前裙段；

10）改进二子级仪器架；

11）取消反推火箭和游动发动机。

“大力神2LV—4”从卡纳维拉尔角10号工位发射。1964年4月8日首次飞行，截止1966年11月共进行12次飞行，成功率100%，1966年底停止使用。

主要技术性能

级数：2；起飞推力：1921.7kN；全长：33.22m；推重比：1.315；最大直径：3.05m；运载能力：483km；起飞质量：148.31t。

一子级

级长：21.64m；地面推力：1912.7kN；直径：3.05m；地面比冲：2893N·s/kg；发动机：2XLR—87-AJ-7；真空比冲：2932.2N·s/g；推进剂：四氧化二氮/混肼；工作时间：150s。

二子级

级长：5.79m；真空推力：444.8kN；直径：3.05m；真空比冲：3069.5N·s/kg；发动机：1XLR—9l—AJ-7；工作时间：180s；推进剂：四氧化二氮/混肼。

总体布局

“大力神2LV—4”火箭由一、二子级箭体、级间段、动力装置和仪器舱组成。子级级间和箭体/飞船间装有分离装置。火箭制导、控制系统安装在二子级箱间段的仪器舱内。箭体外部设有电缆通道和自生增压系统管路。贮箱前部有人孔盖。仪器舱、尾段和箱间段设有检修窗口。

箭体结构

火箭箭体采用由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。蒙皮材料为2014铝合金，隔框、桁条和大梁采用7075铝合金。‘

一子级结构

一子级长21.64m（包括级间段）由燃料箱、氧化剂箱、箱间段组成。

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组成。

后裙段为铆接—螺接桁条—隔框结构。4根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。

箱体筒段由8块机加工蒙皮组成。其中4块为大梁壁板，另4块为有“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。后底上安装两根燃料输出管路。管路出口处装有十字形导流器，防止燃料产生漩流或涡流。后底上端由“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路通孔。箱底由5块压延成形的瓜瓣形板材组成。中央顶盖上有一安装导管的锥形连接件。箱底通过“Y”形框焊接到贮箱筒段上。

燃料箱内通有一直径25cm的氧化剂输送管路。输送管后端被焊接在贮箱底端的一个Y形管件上，两个17.8cm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械加工蒙皮铆接构件，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块机械加工壁板组成。壁板内侧装有短桁条，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。

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。

贮箱筒段由4块厚度逐渐变薄的机加工壁板焊接而成。每块壁板上有9条“T”形内桁条。桁条间的蒙皮进行机加工，以削薄板材厚度，减轻结构质量。12个“z”形隔框沿箱壁等距地搭接在桁条上。

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，其它与后底相似。前底通过“Y”形框与贮箱筒段焊接。

贮箱后裙段为桁条、隔框、蒙皮结构。蒙皮由3块从内部衔接的板材组成。裙段有36根锻造“I”形桁条。氧化剂箱后裙段通过对接框与燃料箱前裙段螺接。裙段“Y”形框开有3个排气孑L。

贮箱前裙段除了在14处开有排放二子级发动机燃气流的排焰孔外，其它均与后裙段相似。裙段蒙皮由锻造的“I”形桁条加强。裙段端框有4个用以与级间段对齐并螺接的导向销。

裙段内表面和氧化剂箱顶部以及所有暴露于二子级发动机燃气流的表面均涂有MMS—K421烧蚀材料。

氧化剂箱外部也铺有电缆/增压管路隧道管。

级间段级间段长2.44m，底部开有热分离时排放二子级发动机燃气的排焰孔。排焰孔分布于4个区域。每区占7根桁条、两个环形框的位置，共两排开口，上排4个、下排6个。排焰区的桁条、环形框和开口间的蒙皮均涂有MMS-K421烧蚀材料。级间段前部的12根桁条上装有气体作动分离螺母紧固件。前端框伸出22个导向销，它们插入二子级后端框导向孔中，用以定位对接。

二子级结构

二子级长5.79m，箭体由燃料箱、氧化剂箱和仪器舱组成。

燃料箱燃料箱由箱体和前后裙段组成。箱体为全焊接结构，由机加工筒段、可直接安装发动机的后底、前底和氧化剂管路组成。

筒段由L68em厚板材机加工而成的壁板组成。壁板内表面有8.9emX8.9em的机加工方形网格。

后底结构与一子级氧化剂箱相似，但开有偏心的氧化剂管出口。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承力框。

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

后裙用“I”形桁条和环形框加强。桁条顶端装有气体作动分离螺母紧固件。裙段后端设有与级间段对接的导向销孔。

前裙与一子级氧化剂箱后裙相似。裙段由桁条和环形框加强。裙段前端有一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。

氧化剂箱氧化剂箱箱体筒段由4块机加工壁板组成。内壁有同燃料箱一样的方形网格。前、后底类似一子级氧化剂箱，前底有一15.2em直径的出口，后底用“Y”形框焊接到箱壁上。

后裙类似二子级燃料箱，长约1.4m，由框和桁条加强。

直径为3.05m的前裙是为与“双子星座”飞船对接而新设计的。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。裙段前端框设有用于对接的导向销，桁条和端框上设有螺接孔。

仪器舱

位于二子级箱间段，其轻型仪器架是专为“双子星座”任务新设计的。舱内装有电池、故障诊断系统组件、靶场安全指令控制系统、程序装置、三轴基准系统、无线电制导系统、自动驾驶仪及测量、遥测系统。

推进系统

一子级推进系统

一子级推进系统由子级发动机和推进剂输送和增压系统组成。

发动机

火箭一子级采用LR—87-AJ—7型发动机，由二套同时工作的独立系统组成。各系统分别由推力室、涡轮泵、燃气发生器、发动机起动系统、推进剂输送管路和控制电路组成。

LR—87-AJ—7型发动机高3.13m、宽2.72m，质量约1600kg，采用四氧化二氮/混肼50作为推进剂，推进剂混合比1.93，产生地面推力1912.7kN，地面比冲2893N·s/kg，‘工作约150s。

发动机的燃料再生冷却推力室用多根不锈钢管沿纵向焊接而成。2个燃气发生器共用一套点火系统同时工作。

倒数计时：7=0时，两个固体火药起动器由28V直流电源起动，点燃后产生燃气。燃气通过涡轮喷嘴驱动涡轮。涡轮借助齿轮箱带动燃料泵和氧化剂泵转动，将推进剂压送至推力室主阀门。待燃料出口管路压力达预定值时，由压力作动阀门打开推进剂主阀门。燃料经推力室冷却通道通过喷注器进入燃烧室与直接进入燃烧室的氧化剂接触自燃点火，燃气从喷管排出产生推力。燃气发生器输送管路上装有文氏管，以稳定发动机推力，并在推进剂输送管路上设平衡孔以控制推进剂混合比。燃气发生器燃烧由燃烧室阀门引出的推进剂，由文氏管控制其流量。由推进剂压力打开管路的单向阀门，富燃料的推进剂进入燃气发生器并自燃点火。燃气进入涡轮使涡轮持续工作。正常情况下，发动机采用推进剂耗尽关机，当燃烧室压力传感器敏感压力下降时发出发动机关机指令。两个推力室可在俯仰和偏航方向摆动，并提供滚动控制。

尽管大力神运载火箭所有零部件都是多年前设计的,但是通过较高量级的试验后仅有极少量需要重新设计,这表明这些零部件具有极好的设计完善性。

增压系统

火箭一子级采用自生增压系统，由第二套发动机系统提供能源。燃料箱用经冷却的燃气发生器燃气增压，氧化剂箱则通过气化部分氧化剂进行增压。

二子级推进系统

发动机

二子级采用单推力室LR—91—AJ—7型发动机。它实际是由按比例缩小的LR—87-AJ—7发动机的一套系统，因而在很多方面与LR—87-AJ—7发动机相似。

LR—91—AJ—7发动机高2.796m、宽1.74m、质量约460kg，亦采用四氧化二氮/混肼50作为推进剂，推进剂混合比1.8，真空推力444.8kN，真空比冲3069.5N.s/kg，工作约180s。

与一子级发动机相仿，燃烧室为不锈钢管束式结构。不同于前者的是只有燃烧室（包括面积比13c1以上部分喷管）是再生冷却式的。面积比13：1到49.2c1的喷管延伸段是烧蚀冷却式的，该段由玻璃纤维外壳、玻璃纤维蜂窝芯和石棉内层组成。发动机起动方式与一子级相同。与一子级发动机一样，也在燃气发生器输送管路上装有稳定推力的文氏管，在推进剂输送管路上设有控制混合比的平衡孔。

发动机推力室可在俯仰和偏航方向摆动。滚动控制则由用涡轮废气作工质的旋转滚动控制喷管完成。

增压系统

二子级燃料箱增压方法与一子级相同，但氧化剂箱不增压。

为载人飞行所作的改进

“双子星座”运载火箭的推进系统基本同“大力神2”。专为载人飞行所作的改进有：

1）增设POGO抑制器：在推进剂输送管路中增设POGO（纵向藕合振动）抑制器，将“大力神2”首次飞行发现的土2.5g振动过载降到“双子星座”任务要求的土0.25g。土2.5g级的振动过载对洲际导弹是可接受的，但对宇航员却会降低完成飞行任务的能力。抑制器由设于氧化剂输送管路竖管中衰减振动压力的调压器和置于燃料管路中的弹簧加载蓄压器组成。

2）改进二子级发动机喷注器：为增强发动机燃烧动态稳定性，改进了二子级发动机的喷注器。喷注器喷孔加大，孔数减少一半，隔板从“大力神2”的6块增为?块并去掉中央叶毂。去掉叶毂能降低隔板与喷注器表面连接点的热应力，并能减少焊点、简化工艺。

3）增设故障监测系统：一、二子级都增设了监视发动机性能的监测系统。系统由安装在三个推力室上的压力开关组成。发动机系统的压力是发动机性能的直接函数，当发动机性能异常压力随之下降时，开关接通飞船指示灯电路，报警灯亮。系统是双冗余的，每一推力室设2个压力开关。当系统压力低于70%额定值时，2个开关都接通，表示故障确实发生。

4）增设射前故障监测系统：该系统由安装在贮箱增压管路上的压力开关组成。发动机起动瞬间开关启动表示贮箱增压满足要求，如果一子级贮箱增压压力低于最低要求值则发动机会在发射台上自动关机。

5）增设二子级冗余关机系统：该系统用来在主关机系统失效时确保发动机在火箭达到入轨速度时准时关机，以免将飞船送入一错误的轨道。系统由一安装在燃气发生器的氧化剂管路上的电爆阀门组成。该系统能在发出推力室阀门关闭信号的同时切断通往燃气发生器的氧化剂液流，发动机随即熄火。

6）其它更改为：测量系统从40mY系统转为5mV系统，以提供更好的数据和易于判读；一子级发动机架重新设计，以适应新的串联作动器；一子级发动机系统中认为有可能引起火灾的部件均进行防火绝缘。

制导与控制系统

虽然“双子星座”运载火箭的制导和控制系统是在“大力神2”组件的基础上研制的，但二者的差别甚大。“双子星座”运载火箭采用了全系统冗余的制导与控制系统。

美国国家航空航天局曾通过“水星”宇航员进行过模拟研究。模拟结果表明，除了发动机失控外，宇航员均可在发生故障时进行手动中止飞行。故障预警时间试验结果表明，一级飞行中发动机滚动失控后1s便超过宇航员的生理极限。要在一秒钟的时间内进行故障监测、显示、观察判断、起动逃逸装置是绝对来不及的。发生急速发展的故障（如发动机失控）时逃逸救生时间的不足，是采用可自动切换（仅需15ms）的全冗余制导控制系统的主要原因。

系统在“大力神2”基础上的改进点有：

1）系统采用冗余技术，由主、副两套系统组成；

2）主系统中用无线电制导系统和三轴基准系统代替原“大力神2”的惯性制导系统；

3）为使三轴基准系统的输出信号能与“大力神2”自动驾驶仪兼容，增加一适配器；

4)副系统用飞船的惯性制导系统作备用制导系统；

5）一子级采用两套液压系统和两套系统共用的串联作动器；

6）为完成主、副系统的切换，增加了功率放大器和切换继电器；“双子星座”运载火箭制导控制系统的特点是；1）可在一级飞行出现任何单一故障时完成任务，并提供二级飞行的部分冗余；2）可在一、二级动力飞行段进行自动或手动切换；3）尽可能利用经过“大力神1”和“大力神2”飞行考验的部件；4）主系统和副系统之间进行完全的电气和物理隔离；5）简单的切换电路设计，使切换失败或意外切换的可能性降至最低程度。

主制导、控制系统

主制导、控制系统由无线电制导系统、三轴基准系统、适配器、一子级速率陀螺和自动驾驶仪组成。一级飞行时，主系统由三轴基准系统、适配器、自动驾驶仪和速率陀螺组成。二级飞行时引入无线电制导系统，由它对三轴基准系统提供俯仰和偏航制导信号，使飞船精确入轨。

三轴基准系统

三轴基准系统安装在位于二子级箱间段的仪器舱内。它用陀螺仪提供滚动、偏航和俯仰轴的角位移信息。在三轴基准系统装置中含一程序装置，在一级飞行中起定时器的作用。由它按预定的飞行轨道改变火箭俯仰和滚动轴的角基准，因而也改变火箭沿此二个轴的飞行方向。在一级飞行中由三轴基准系统提供制导功能，由它通过适配器、自动驾驶仪向液压系统等其它组件发出信号指令。

根据任务需要（如执行交会、对接任务时）滚动程序可在倒数计时时不断更改；但俯仰程序是根据每个特定任务预先装订的，在倒数计时时不能更改。

二级飞行时，三轴基准系统从无线电制导系统接受控制信号和俯仰和偏航轴的角基准变化信息，并向控制系统其它系统发送信号、执行指令。此外三轴基准系统还负责按预定时间发

出级间分离等时间指令信号。

适配器组件

该组件也位于二子级箱间段。它用来调节由三轴基准系统来的信号，并将其送往自动驾驶仪。它也在三轴基准系统程序指定时刻，调节由无线电制导系统来的经三轴基准系统制导放大器放大的俯仰和偏航控制信号。适配器装有(冗余）切换继电器，在主切换继电器发生故障时，由副继电器进行主、副系统的切换。在火箭进行测试时，飞行控制系统的15个陀螺均通过适配器放大的信号进行监控。

一子级速率陀螺

速率陀螺位于级间段，它是“大力神2”控制系统的组件，由3个陀螺测量一级飞行时的俯仰?滚动和偏航角速率分量。速率陀螺的输出信号送往自动驾驶仪。

自动驾驶仪

自动驾驶仪位于二子级箱间段，它是洲际导弹“大力神”自动驾驶仪的改型。自动驾驶仪由二级飞行用的三个轴向陀螺，一个为一、二子级速率陀螺提供磁放大和电源的800Hz静态转换器，以及用于接收从一、二子级速率陀螺来的信号，放大、分配、调节从适配器来的姿态基准信号并将其送往液压系统的电路等组成。

无线电制导系统

该系统用来在二级飞行时向三轴基准系统提供俯仰和偏航制导信号。

系统由箭上和地面二部分组成。箭上系统由速率信标脉冲信标和译码机组成；地面系统由速率系统、位置测量系统和“宝来A—广型计算机组成。通用电器公司ModⅡ系统产生速率和位置数据，并将其送往“宝来”计算机。计算机按预先设定的制导方程，计算俯仰和偏航控制命令，并送往火箭，使火箭在达到要求的入轨速度时处于正确的高度和姿态。此时，计算机产生一时间指令信号，指令发动机关机。

“双子星座”计划所采用的无线电制导系统是“水星”制导系统的改型，二者基本相同。为“双子星座”计划所作的改进主要集中在“宝来”计算机系统。该系统增加一用以与发射设施、飞船惯性制导系统、NASA任务中心、载人飞船中心进行实时通信提供缓冲能力的数据交换器。

该计算机的特殊功能有：

1）自动接收和鉴定来自任务控制中心的目标飞行器位置推算数据；

2）完成目标计算，并将其送往惯性制导系统作上升段制导（备用模式）；

3）计算所要求的发射方位，并向发射控制室和惯性制导系统发送滚动程序；

4）向任务控制中心传送用于缓慢发展型故障监控的制导参数；

5）一级飞行时计算修正指令，并送往惯性制导系统以补偿方位校准误差。

副制导、控制系统

副制导、控制系统由飞船惯性制导系统、一子级速率陀螺（主系统的冗余件）和自动驾驶仪（主系统的冗余件）组成。

飞船惯性制导系统按程序在切换到副系统时，为副系统自动驾驶仪提供姿态稳定信号。

主、副系统的切换有手动和自动两种切换方式。

一级飞行时，在发生以下任一情况时进行主、副系统的切换；1）发动机失控（自动切换）；2)“双子星座”飞船惯性制导系统超过俯仰、偏航、滚动速率极限（自动切换）；3）一子级主液压系统压力丧失（自动切换）；4）宇航员判断，手动切换。一级飞行时切换是一次性的，即一旦切换发生便不能由副系统返回主系统，只有待一子级分离后才能由宇航员手动切换回主系统。

二级飞行时的动压要小的多，故切换只在以下二种情况下进行；1）超过俯仰、偏航、滚动速率极限（自动切换）；2）宇航员判断，手动切换。接到切换信号的惯性制导系统进行信号衰减，将信号减为零，然后再按一指数规律注入信号。这样能将切换时运载火箭的载荷降至最低。

液压系统

火箭液压系统按飞行控制系统的指令信号控制一、二子级发动机推力室的位置，改变推力方向，调整俯仰或偏航轴，使火箭沿预定的轨道飞行。

一子级液压系统

火箭一子级采用冗余液压系统，由通过串联作动器互联的两套独立的动力装置组成。除了为提供冗余而设的串联作动器外，其它组件与“大力神2”相同。系统为一子级两台发动机推力矢量控制提供20.68MPa压力。

一子级主液压系统

该系统由高压涡轮驱动泵、电动马达、高压电动马达驱动泵、高压管路和歧管、过滤器、调节装置、4个与副液压系统共用的串联作动器、测量设备和连接器组成。液压工质为MIL—H6083油。

一子级涡轮驱动泵是一种流量可调、压力补偿液压系统。它在一子级发动机工作时提供液流和液压。驱动泵有9个活塞。活塞由发动机涡轮泵装置花键轴带动的盘板驱动。由活塞的滑动套提供压力补偿，按要求提高或降低系统压力。涡轮泵流量0.057m’/min、压力20.68MPa、转速3760r/min。

系统的调节装置为蓄压器/油箱组件。功能有：1）使系统保持常压；2）作为液压系统油箱；3）敏感液压系统的压力和液面变化。装置为串联作动器提供压力。该装置容积为1560em’、气体体积410cm’、高压20.68MPa、低压0.76MPa。

10L1m级过滤器为可置换组件，装有压差指示器，当二端压差超过0.4MPa时有红色显示。

四个由主、副系统共用的作动器为串联组件。每个作动器由二个完整的电动—液压伺服系统部分组成。一个伺服部分与主系统相接，另一个与副系统相接。两个伺服部分是相互独立的，但由一专用的切换阀连接，任何时刻只允许其中一个部分参与工作。作动器行程土2.78cm，可使发动机在俯仰方向摆动土4.38‘、偏航方向摆动土4.12’。作动器压差为20.68MPa时的输出·力为131.85kN，最大作动速度为13.74*/s。

电动马达驱动泵只在地面测试时使用。

一子级副液压系统

副液压系统只参与副控制系统的工作，但在整个飞行中，即使未被起用也始终处于加压状态。

副系统由主系统一样的组件组成。电动马达驱动泵是主、副两系统共用的，在测试时用系统试验选择阀切换。作动器切换阀设计成能够敏感主系统的压力，并在主系统发生故障，液压降至规定值以下时，自动起动向副系统的切换。

主、副系统的切换

共有以下四种切换方式：

1）主液压系统压力丧失，由作动器切换阀自动切换；

2）运载火箭速率超过预定极限值时，由故障监测系统速率开关组件起动切换；

3）一子级发动机失控时，由串联作动器预置极限开关监测和起动切换；

4）宇航员根据飞船面板显示和地面监控人员报告的信息判定主系统发生故障时，由宇航员向故障监测系统发出切换信号。

二子级液压系统

故障模式研究结果表明二子级无需设冗余系统。

二子级液压系统除了涡轮驱动泵流量较小（0.019m’/min），作动器换用一般线性作动器和另采用一滚动控制喷管作动器外，其它组件与一子级液压系统相仿。

二子级主发动机偏航和俯仰伺服作动器行程为土1.24cm，可使发动机相对中线摆动土2.04’。作动器在压差为20.68MPa时的输出力为34.03kN，其最大驱动速度16.38~/s。滚动控制伺服作动器行程为土3.56cm，可使喷管摆动土33.83’，压差20.68MPa时的输出力为5.54kN，作动器最大驱动速度为8.75~/s。

“双子星座”运载火箭采用全系统冗余的电源系统，由电源配电分系统和程序分系统组成’。系统供28V、25V直流电和400Hz200V交流电。

电源配电系统

电源配电系统由辅助电源系统和测量电源系统组成。二个子系统各由相应的电池和转换开关组成。电源系统通过二个接线盒与飞船接通。系统是全冗余的，电路沿火箭两边走线。一子级发动机区的电缆用绝缘材料和镀铝玻璃纤维带包扎。

程序系统

全冗余程序系统由继电器和马达—驱动开关逻辑线路组成。系统为火箭各系统提供各种离散信号。为保证二子级发动机按指令准确关机，系统增设一备用电源。

故障监测系统

故障监测系统是为保证宇航员安全、提高任务成功率而专门设计的一个全新的系统，是火箭在“大力神2”基础上所作的最重要的改进。“双子星座”运载火箭的故障监测系统为全冗余系统，采用了冗余的传感器、指示器和电路，其可靠性很高。根据5次“大力神2”搭载飞行和7次“双子星座”飞行结果统计，该系统部件336件次工作中只有三件次出现过轻微的异常现象。

故障监测系统监控“双子星座”运载火箭最重要的分系统的工作，并在系统出现故障时通过飞船显示面板向宇航员发出信号，以供判断并采取相应措施，或在一级起飞初期发动机失控时，自动进行主、副飞行控制系统、液压系统和电源系统的切换。这也正是“双子星座”故障监测系统与“水星”故障敏感执行系统的根本不同点。

在“双子星座”计划中宇航员是驾驶员，他们不仅根据故障监测系统的信号，而且还能凭借生理反应（如加速度反应、音频—神经反应等）和经验来判断情况，作出正确的决择，保证任务顺利完成。而“水星”的宇航员则不然，他们只是飞船的乘员，发生故障时全凭自动的故障敏感执行系统处理，以致在“水星”计划的早期无人飞行中无谓地毁坏了飞船。

“双子星座”宇航员可作以下三种切换：向副制导、控制系统切换；返回主制导、控制系统；中止飞行。

监测参数的选择

为了确定系统的设计准则，马丁公司进行了“大力神2”的飞行数据和故障分析。经分析表明，虽然“双子星座”运载火箭有5万多个电子和机械元器件，但贮箱压力丧失、发动机推力丧

失或失控、火箭俯仰、偏航、滚动速率超过极限，均会使箭体在飞行中遭到破坏而造成灾难性的事故，故必须对这三种参数进行监控。

有宇航员参与的飞行故障模拟试验表明，除了在起飞初期发动机失控超过其摆动极限，火箭在一秒钟内便会遭到破坏的这一种情况外，系统提供的报警时间是足够宇航员进行判断并作出抉择的。在前种情况下，系统便自动起动向副系统切换，并以视频信号向宇航员显示切换已发生。向宇航员显示的性能参数有：

1）火箭的俯仰、偏航和滚动逾限率；

2）一子级发动机推力室压力变化；

3）二子级燃料喷注器压力变化；

4）一、二子级推进剂贮箱压力；

5）向副制导、控制系统的切换。

系统组成

“双子星座”运载火箭故障监测系统由箭载传感器、船载显示器和相应的电路组成。系统采用冗余的传感器和电路，并在冗余件间采取隔离措施以将因某单一或局部故障而使系统失效的可能性降至最低。此外，在组件设计和选择电路设计时考虑、研究了各种故障模式，使故障监测系统具有比其所监测的系统有更高的可靠性。

贮箱压力监测系统

为监测贮箱压力，每一个贮箱都安装2个相同的模拟式压力传感器。由膜盒气压表式传感器测得的压力信息被送往飞船仪表显示。飞行中贮箱的正常压力为482.63—68.95kPa绝压。飞船上的贮箱压力指示器有8个刻度尺和8个指针。火箭上的每一贮箱压力传感器由单独的直流电源供电，通过单独的电路与飞船压力指示器的相应显示器件相连接。

贮箱压力传感器很小很轻。每个传感器长7.62~m、直径2.54cm、质量227g。传感器的输出信号精度为全电压区间的土2%，电源变化18～34VDC时，输出信号变化不超过土0.1%。传感器可承受持续短路而不被破坏。

经验表明，组件和电路的故障多数由开路引起。因而将系统设计成：压力传感器的电压输出信号与标准敏感元件的信号是颠倒的。压力最高时传感器输出电压为零；压力为零时输出电压达最高值—5VDC。这种故障—安全技术可使宇航员快速、准确地区分是贮箱丧失压力还是测量系统或辅助电源、测量电源的故障。如果两个指针中的一个指示正常压力，而另一个指在标尺的最高值上那么显然有一个测量通道发生了故障（开路或电源故障），而不是贮箱压力异常。此外还可间接指示电源系统的故障，如果主电源或副电源发生故障不能供电时，四个贮箱压力显示指针中就会有一个指在刻度尺的最大值上。

发动机性能监测系统

为监测发动机性能，在火箭三台发动机推力室上安装了冗余压力开关，每台发动机2个。当发动机推力降至正常推力值的30%～40%时，压力开关触点使飞船上的报警灯亮。2个冗余的压力开关串联连接，在发动机工作正常时是打开的，在发动机的压力或推力值低于预定值时2个开关都闭合后才能向飞船送一28V直流信号。采用冗余对组件串联连接技术，可将发送伪发动机故障信号的可能性降至最低。试验表明，宇航员对发动机测量信号的反应时间是0.4s。系统采用的压力开关为单刀、双掷、速动、先开后合的气密型开关，可在0—88.9K的温度环境中稳定工作。

发动机故障也可由宇航员通过噪声和加速度等间接信息判定。

箭体角速度监测系统

火箭沿俯仰、偏航和滚动轴的转动速率由速率开关组件监测，该组件由6个速率陀螺组成，每轴2个。每对冗余速率开关是串联连接的，当火箭转动速率超过允许的极限2.5%时，

二个开关同时闭合，并向飞船输送一28V直流信号，接通飞船报警灯，同时进行主、副制导控制系统的切换。

速率敏感能力由一台转速为每分24000转的磁滞型同步马达提供。马达安装在一弹簧约束的万向架上。陀螺支架联接一开关以提供输出信号。跨开关滑臂的整流条驱动陀螺的2个独立的单刀、双掷开关。该双掷开关可敏感相对箭体各轴的顺时针或逆时针转动。

当陀螺马达转速丧失时速率陀螺失效。如果一个速率陀螺不以同步速率转动，它的速率开关在其转动速率变得非常大时是不闭合的。为了能使该轴的另一陀螺继续进行速率敏感，要为失效的速率陀螺设一旁通电路和开关。

装在陀螺转子里的永久磁铁和装在陀螺里的电动势感应线圈提供一与转子转速成正比的交流电压信号并送往旋转马达转动监测组件中的一个放大器。信号通过一窄带滤波器，它只在转子以同步速度旋转时输出信号。无此输出信号时，继电器掉电，接通一组接点，旁通低速陀螺的开关。其余陀螺和开关继续工作，敏感箭体转动速率。

中止飞行与救生

飞行中火箭出现故障时可按以下四种模式中止飞行：

1）模式I飞行高度低于4.6km时发生故障，乘员用弹射座椅救生。

2）模式Ⅱ4.6—21.4kin高空发生故障时，宇航员必须在动压已降至能保证飞船分离时，才能起动中止飞行，延时约5s，待压力下降后用反推火箭分离飞船。宇航员随飞船再入舱一起用降落伞在海上回收。

泰坦三号火箭

泰坦三号火箭是泰坦二号火箭的延伸，但可以随意的选择是否加固态助推火箭，是由美国空军改良而成，可酬载离地重量的卫星，主要是为了协助美国空军发射DSP快速警报间谍卫星和防御通讯卫星，但泰坦三号E型火箭不同，它还有负责发射一些科学探测卫星，例如：航海家一、二号卫星至木星、土星、天王星及海王星及维京号（海盗号）一、二号探测船至火星。

泰坦四号火箭

泰坦四号火箭是泰坦三号火箭的延伸，但一定要加装固态辅助推进器，它可使用半人马座末端节引擎，，美国空军很少使用此种酬载系统；虽然他过去被拿来发射卡西尼号到土星（1997年），在美国泰坦四号火箭是最有火力的自动化火箭，而其缺点为需要花费大笔资金。

中国的“大力神”火箭将横空出世

在2006年珠海航展上，航天科技集团为我们带来了一个不小的惊喜－"长征"－5号大型运载火箭公开展出了！该型火箭显而易见意义非常重大－它不仅是中国数十年航天运载技术的集大成者，更是未来5－20年间中国发射大型卫星、空间站等近地航天器的首选运输工具，甚至还可以作为未来深空探测和太阳系行星登陆的发射载具！同时"长征"－5号大型运载火箭的研制成功也必将带动中国航天发射基地布局的大变革，从而将对未来中国航天事业的发展带来深远影响。◆新运载平台：瞄准最新技术前沿

经过近四十年的努力，中国运载火箭技术取得了举世瞩目的进展。但"长征"系列火箭也有明显不足，特别是与国外火箭近几年的发展相比，差距日趋加大。这主要体现在：型号偏多，型谱重叠，可靠性有待提高－在世界10种主要运载火箭中，"长征"系列火箭的发射成功率列第7位，处在中间偏下位置，发射准备周期长－"长征"火箭发射准备周期几乎是国外火箭的两倍；缺少大运载能力火箭，整体适应能力不强。

为此，中国航天科技集团在其2000年公布的远景规划中，对新一代大型运载火箭提出了具体的发展指导思想与原则。概括地讲，新一代运载火箭的基本技术发展途径可以归纳为：一个重点、两种动力系统、三个模块，即以发展5米箭体直径的大型运载火箭基本型为重点，采用50吨级推力氢氧发动机和120吨级推力液氧/煤油发动机两种新型动力运输系统，以5米、3．35米和2．25米三种直径火箭为三个基本模块，通过模块化的不同组合，形成不同数量的新一代运载火箭系列，满足各种发射任务的需求。

与现有火箭相比，新一代大型火箭的技术改进主要有以下三点：

关键技术之一：大推力环保发动机技术

现在无毒、无污染的大型火箭已经成为二十一世纪运载火箭发展的主流。国外早在二十世纪八十年代已经开始着手研制大推力且环保的液氧/煤油或液氢/液氧发动机，至今已取得丰硕的成果，有的甚至已用于大型运载火箭。

采用新型燃料的火箭发动机具有明显的优点。首先，煤油作为常温推进剂，使用极为方便、安全性好，而甲烷、丙烷、液氢是低温推进剂，不好贮存，运输、加注和操作都不方便，泄漏后易起火爆炸。其次，煤油价格便宜，每千克煤油的价格只有偏二甲肼的1/30，可以较大幅度地降低发动机的研制成本和运载火箭的发射费用。发射一颗20吨重的低轨道卫星，如用四氧化二氮/偏二甲肼组成的二级半方案，推进剂费需3000万元，而用全液氧/煤油方案只需100万元。第三，液氧/煤油组合密度比冲高，是理想的助推级发动机燃料。第四，中国煤油资源丰富、贮量极大，可满足长远的需要。最后，使用液氧/煤油发动机可完全消除四氧化二氮/偏二甲胼有毒且污染环境的严重不足。

而中国目前拥有的"长征"系列火箭多采用以偏二甲肼/四氧化二氮为推进剂的中等推力液体发动机作为火箭的主级发动机。众所周知，偏二甲肼毒性较大，损害人体的肝脏。尤其是四氧化二氮/偏二甲肼的燃烧产物，对人体损害更大，并严重污染环境。

虽然中国目前已经在研制新型火箭发动机方面取得了一定进展，但因为研制时间起步较晚，因此在无毒、无污染、大推力发动机研制方面仍处于落后位置。如果中国要缩小与国外的差距，并在二十一世纪继续保持在国际航天领域的一席之地，必须加快大推力无毒发动机的研究。

关键技术之二：提高可靠性

运载火箭的高可靠性是获得商业发射市场优势最重要的因素之一。但目前中国"长征"系列火箭的发射成功率与目前国外使用的火箭相比仍有差距。提高中国现有火箭的可靠性、研制新型高可靠性运载火箭将是保持和扩大中国运载火箭在国际商业发射市场份额的重要课题。据悉，在可靠性方面，"长征"－5号将采用成熟的"长征"－3液氢液氧发动机技术。此外，为了进一步提高可靠性，"长征"－5号火箭的芯级与助推器还将采用独立结构的贮箱，而不再采用共底结构，上面级的液氢箱采用与芯一级液氢箱相同的结构形式。助推器与芯级的捆绑连接采用成熟的静定连接方式。为降低分离过程中的冲击、提高可靠性，火箭的分离系统将采用线性分离装置。这些新措施，将大幅度提高"长征"－5号运载火箭的系统可靠性。

关键技术之三：模块化设计

中国现有用于发射任务的"长征"火箭多达十几种型号，已经形成了不同运载能力的"长征"火箭系列。但与国外相比，中国在火箭系列化发展上仍有不足。国外当前运载火箭的发展，总体结构力求简化－减少火箭级数和发动机数量，结构设计趋于通用化、模块化和系列化－主要通过采用不同的上面级、捆绑不同数量的固体或液体助推器并使用不同的整流罩，来满足不同重量有效载荷的发射需要，增加了选择性和发射的灵活性。如"阿里亚娜"－5计划采用不同的上面级和改进主级，可达到发射从5．9－11吨有效载荷的能力，并能够实现高轨和低轨的多星发射，美国"德尔塔"－4和日本H一2A则计划通过捆绑液体或固体助推器形成运载能力从4－10吨级的多个品种。

令人欣喜的是，"长征"－5火箭研制中也贯彻了模块化的思想，通过将5米、3．35米和2．25米直径的几种舱段进行不同组合，可以衍生发展出14种型号各异的火箭家族。

大运载能力：昭示航天大发展

随着航天技术的迅猛发展和社会生活中对卫星服务的与日俱增，今后大型卫星的尺寸和重量会进一步加大。目前类似"哈勃"天文望远镜（直径4．3米，重11．6吨）、"联盟TMA"飞船（重7．1吨）、"锁眼"侦察卫星（重15吨）等大型航天器已经屡见不鲜，更何况还有国际空间站之类重达200余吨、规划重量400余吨的"庞然大物"。与此同时，小型卫星的发射任务也摒弃了以往昂贵的"一箭单星"模式，而采用一枚火箭发射十几颗卫星的"一箭多星"模式，如俄罗斯"第聂伯"火箭就曾在2006年7月27日试图将18颗小卫星送入轨道高533千米的太阳同步轨道。大型卫星和小卫星多星发射需求以及激烈的市场竞争，决定了大运载能力火箭将成为航天发射任务的主力军。国内航天器发展也不可避免地要遵循上面的普遍规律。1970年中国第一颗人造卫星"东方红一号"重173千克，1984年第一颗地球静止轨道通信卫星"东方红二号"重433千克，1988年发射的"东方红二号甲"卫星总重量为1040千克，而2005年发射的"神舟六号"飞船重约8吨！从这一系列数字的对比中，可以清晰地看出国产航天器的重量在迅速攀升。

在目前中国研制生产的运载火箭中，"长征"－3、"长征"－3A、"长征"－2E运载火箭的地球同步转移轨道运载能力分别为1500千克、2500千克和3200千克，运载能力相当于"阿里亚娜"－4火箭系列，其中"长征"－3B火箭的地球同步转移轨道运载能力与"阿里亚娜"－44L、"质子"K相当。对比上面提到的未来航天器的重量指标，可以发现"长征"系列目前的运载能力难以满足迅猛发展的中国航天事业的需求。

在可以预见的将来，随着中国经济、军事和科技的进步，对航天器的功能和寿命还会有进一步的需求。那么，未来中国究竟会研制多大的卫星或航天器呢？其实这从"长征"－5系列火箭的运载能力上即可看出端倪。目前，需要较大运载能力的大型航天器主要包括地球同步卫星、大型遥感卫星、深空探测卫星和有人照料的长期在轨空间站。以"长征"－5系列火箭25吨的低轨道运载能力计算，我们可以将类似"锁眼"约20吨重的地球资源遥感卫星运送到太阳同步轨道，确保其能够始终在白天飞经目标上空，以利于其装备的大口径照相侦察器材获得最佳拍摄效果；也可以将重量达到或接近20吨的低轨道太空站一次性发射入轨，建立我们自己的太空基地，在世界空间技术竞争中牢牢站稳脚跟；甚至还可以经过几次发射，建立自己的类似"国际空间站"这样的组合式大型载人空间研究中心。以"长征"－5系列火箭14吨的地球同步轨道运载能力，我们可以向月球发射大约5吨重的有效载荷，足以满足未来绕月甚至无人登月等探月工程的需要。

同时还应考虑到争夺商业发射市场的需求。为了争夺航天发射市场，主要航天国家均发展研制了大型、重型火箭或提高现有火箭的运载能力，以实现卫星的一箭多星发射或重型卫星的发射。近两年已经有"阿里亚娜"－5、"德尔塔"－3、"质子"M投入使用，未来的7年内将有"德尔塔"－4、"宇宙神"5、"安加拉"、改进型"阿里亚娜"－5等新型火箭进入发射市场。特别值得重视的是这些新型火箭的发展计划均以低发射价格和高可靠性为研制重点，发射费用可能会比目前价格降低25－50%，从而具有强大的市场竞争力。在这种形势下，中国也只有通过研制发展具备大运载能力的"长征"－5号运载火箭，方能与之进行势均力敌的竞争。

新航天基地：未来的中国"卡纳维拉尔角"

随着"长征"－5号系列大型运载火箭方案的公开，中国未来的大型航天发射基地建设计划也逐渐浮出水面。笔者认为，新发射基地的选址主要应考虑如下几点：

首先，由于目前中国铁路隧道直径的限制，超过3．5米直径的火箭箭体和发动机就不能使用铁路运输了。而目前中国主要的三大发射基地酒泉、西昌和太原卫星发射中心都深处内陆，周围崇山峻岭阻隔，必须依赖铁路运输。因此，5米直径的新型火箭将无法在这些地点发射。

其次，当火箭助推器和一级箭体工作完毕后被抛掉时，这些残骸一般将坠落在发射点以东1000千米以内。环顾三大发射中心，除酒泉外，其余都存在残骸落人人口密集区域的可能，不利于安全。

最后，三大发射中心的纬度都比较高，最低的西昌发射场在北纬28．2度，目前主要用于广播、通信和气象地球同步轨道卫星的发射任务。对于轨道倾角接近0度的地球同步轨道发射任务而言，西昌的纬度还是有点高。由于运载火箭发射时大致在一个包括发射点在内的发射平面里运动，所以卫星轨道平面和发射平面??不考虑相当费能量的横向机动，发射点纬度值就是从该发射场可能发射的最小轨道倾角值。因此理论上讲，发射场因尽量靠近赤道。那么，中国的这个"最接近赤道"的发射场应该选在哪里呢？

日前，海南省省长卫留成透露，文昌卫星发射基地项目已完成论证评审。文昌这个小小县城突然成为了海内外媒体关注的焦点。文昌位于海南岛东北部，大致在东经11度、北纬19度位置，地处热带北缘，气候温和。在成为航天发射中心之前，这里仅有一道叫做"文昌鸡"的菜肴比较有名。但以航天发射中心的标准来重新衡量这个地方，她的价值就凸现出来。首先，文昌位于滨海地区，其最大港口清澜港是海南省五大枢纽港之一，可泊5000吨级船只，稍加改建就可以容纳运送大型火箭的滚装船。其次，其东向1000千米之内几乎都是南海，只有几个零星岛屿，极大地提高了残骸坠落的安全性。最后，由于文昌的低纬度，其火箭发射的运载效率高。与西昌发射场相比，在海南发射地球同步卫星，卫星的定点质量可以提高5．1%一7．4%，卫星在轨寿命可延长2．7～3．9年。与酒泉发射场相比，卫星定点质量可提高16．3%一18．5%，卫星在轨寿命可延长8，7－9．8年。如此众多的诱人之处，难怪会吸引众多专家学者的目光。在工程院院士龙乐豪的《中国运载火箭技术的成就与展望》一文中就反复强调了建立文昌发射场的紧迫性和必要性。去年"神六"发射时，载人航天工程运载火箭系统总设计师刘竹生说，为配套发射中国未来新一代运载火箭，中国应该在海南设立新发射场。中国运载火箭技术研究院新一代运载火箭负责人李东也表示，像海南文昌这样的地方就特别适合建设新发射场。一旦项目立项后，文昌将陆续得到高达数百亿的投资，建立占地40平方千米的发射基地，其中包括2个发射工位，和一个预留的发射工位。未来将有许多大型航天器从这里出发，踏上探索太空的伟大征程……

总之，从"长征"－5号大推力新型运载火箭上，我们不仅看到航天技术数十年来发展的累累硕果，更可以凭借其展望充满希望的未来