介绍

诺斯罗普·格鲁曼公司(NORTHROP.GRUMMAN)在本目录中描述的空间推进、兵器和发射结构产品反映了60多年来为航天工业提供高性能和可靠推进的经验。其中的产品数据表分为三类(大型发动机、小型发动机和发射结构),并总结了主要设计和性能特征,用于初始评估。诺斯罗普·格鲁曼公司通常通过详细的设计、分析和测试来修改产品,以满足不断变化的客户需求,保持先前的、经过飞行验证的设计传统。

目录

LARGE MOTOR SUMMARY INFORMATION

ORION MOTOR SERIESl猎户座系列产品

ORION 32

 ORION 32XL

ORION 38

 ORION 50 (50T)

ORION 50 XL (50 XLT)

ORION 50S

ORION 50ST

ORION 50SG

ORION 50S XL

 ORION 50S XLT

ORION 50S XLG

CASTOR® MOTOR SERIES

CASTOR IVA

CASTOR IVA-XL

CASTOR IVB

CASTOR 30

CASTOR 30B

CASTOR 30XL

CASTOR 120

CASTOR 120XL

GEM MOTOR SERIES

GEM 40 (Ground Ignited)

GEM 40 (Air Ignited)

GEM 40VN

GEM 46 (Fixed, Ground-Ignited)

GEM 46 (Vectorable, Ground-Ignited)

 GEM 46 (Fixed, Air-Ignited)

GEM 60 (Vectorable)

GEM 60 (Fixed)

GEM 63

GEM 63XL

REUSABLE SOLID ROCKET MOTOR (RSRM)

RSRM

SPACE LAUNCH SYSTEM (SLS) MOTORS

 SLS Booster

       BSM

LAUNCH ABORT MOTOR   

LAUNCH STRUCTURES SUMMARY INFORMATION

ATLAS V STRUCTURES

DELTA IV STRUCTURES

GEM MOTOR CASES

ORION MOTOR CASES

PEGASUS FAIRING

SMALL MOTOR SUMMARY INFORMATION

TALOS II AND CASTOR® IB MOTORS

TALOS IITM

CASTOR® IB

ORION SPACECRAFT LAUNCH ABORT SYSTEM (LAS) ATTITUDE CONTROL MOTOR (ACM)

ORION LAS ACM

STAR™ MOTOR SERIES

 STAR 3

STAR 3A

STAR 4G

STAR 5A

STAR 5C

STAR 5CB

STAR 5D

STAR 5F

STAR 6B

STAR 8

STAR 9

STAR 12GV

STAR 13B

STAR 15G

 STAR 17

STAR 17A

 STAR 20

STAR 24

STAR 24C

STAR 26

STAR 26B

STAR 26C

STAR 27

STAR 27H

STAR 30 SERIES

STAR 30BP

STAR 30C

STAR 30C/BP

 STAR 30E

STAR 31 AND 37 SERIES

STAR 31

STAR 37FM

STAR 37FMV

STAR 37XFP

STAR 37GV

STAR 48 SERIES

STAR 48A

STAR 48A

STAR 48B

STAR 48B

STAR 48BV

STAR 48GXV

STAR 63 SERIES

STAR 63D

STAR 63F

STAR 75 SERIES

STAR 75

STAR 92 SERIES

STAR 92

STAR STAGES

ADVANCED SOLID AXIAL STAGE (ASAS™) MOTORS

ASAS 13-30V

ASAS 21-85V

ASAS 21-120

ASAS 21-120V

ASAS 28-185/185V

 ASAS 32-58V (RAVEN)

ORIOLE

ELECTROMECHANICAL THRUST VECTOR ACTUATION SYSTEM

ORDNANCE PRODUCTS

MODEL 2011

MODEL 2134b

SCB INITIATOR

        ESA                                                                                                  

        EOSA

  • 有关大型发动机产品和启动结构的咨询,地址:psbdev@ngc.com。更多信息请访问northropgrumman.com/ space/propulsion-systems/
  • 有关小型发动机产品的咨询可通过starmotors@ngc.com联系我们的业务拓展代表
  • 有关这些和其他诺斯罗普·格鲁曼产品的信息,请访问www.northropgrumman.com。

大型发动机汇总信息

诺斯罗普·格鲁曼公司的大型发动机系列(ORION、CASTOR、GEM和重型助推器)的尺寸和升力能力范围很大,发动机的重量从大约907.2kg到725 760kg不等。下一页的图提供了这些系列中主要发动机的相对尺寸的图形比较。表1提供了发动机尺寸、重量和性能数据的列表总结,表2提供了测试和飞行经验的总结。

 表1 大发动机汇总

Motor

Nozzle

Diameter (inches)

Overall Length (inches)

Propellant Weight (lbm)

Total Weight (lbm)

Mass Fraction

Total Impulse  (lbf-sec)

Burn Time (sec)

Status

Orion Motor Family

               

Orion 32

Vectorable

32.5

119.6

4,429

4,908

0.90

1,231,750

53.6

Component-qualified

Orion 32 XL

Vectorable

32.5

179.5

6,953

7,756

0.90

1,838,200

52.4

Component-qualified

Orion 38

Vectorable

38

52.6

1,698

1,924

0.88

491,140

66.8

Flight-proven

Orion 50

Vectorable

50.2

103.2

6,669

7,395

0.90

1,949,000

75.1

Flight-proven

Orion 50 XL

Vectorable

50.2

120.9

8,631

9,494

0.91

2,521,900

71.0

Flight-proven

Orion 50S

Fixed

50.2

350.1

26,801

29,529

0.91

7,873,000

74.9

Flight-proven

Orion 50ST

Vectorable

50.2

335.4

26,801

29,103

0.92

7,676,500

74.2

Flight-proven

Orion 50S XL

Fixed

50.2

404.3

33,145

36,153

0.92

9,744,300

69.7

Flight-proven

Orion 50S XLT

Vectorable

50.2

390.8

33,145

35,763

0.93

9,472,400

69.0

Flight-proven

Orion 50S XLG

Vectorable

50.2

344.0

33,145

35,525

0.93

9,061,400

69.0

Flight-proven

CASTOR Motor Family

               

CASTOR IVA

Fixed

40.1

363.4

22,286

25,737

0.87

5,967,840

55.2

Flight-proven

CASTOR IVA-XL

Fixed

40.1

457.0

28,906

33,031

0.88

8,140,170

58.0

Flight-proven

CASTOR IVB

Vectorable

40.1

353.7

21,990

25,441

0.86

5,880,600

63.6

Flight-proven

CASTOR 30

Vectorable

92

144.2

28,098

30,590

0.92

8,239,110

149.8

Flight-proven

CASTOR 30B

Vectorable

92

169.9

28,405

30,800

0.92

8,539,320

126.7

Flight-proven

CASTOR 30XL

Vectorable

92

235.8

54,949

58,217

0.94

16,174,800

155.0

Flight-proven

CASTOR 120

Vectorable

92

355

107,914

116,993

0.92

30,000,000

79.4

Flight-proven

CASTOR 120XL

Vectorable

92.1

378.3

114,194

123,383

0.93

31,872,000

83.5

Qualified

Graphite Epoxy Motor (GEM) Family

               

GEM 40

Fixed  (Air- Ignited)

40.4

449.1

25,940

28,883

0.90

7,351,000

63.3

Flight-proven

GEM 40 VN

Vectorable

40.4

425.1

25,940

28,886

0.90

6,950,000

64.6

Flight-proven

GEM 46

Fixed (GroundIgnited)

45.1

495.8

37,180

41,590

0.89

10,425,000

75.9

Flight-proven

GEM 46

Vectorable (Ground-Ignited)

45.1

491.5

37,180

42,196

0.88

10,400,000

76.9

Flight-proven

GEM 46

Fixed (Air- Ignited)

45.1

508.6

37,180

42,039

0.88

10,803,000

75.9

Flight-proven

                                3

Motor

Nozzle

Diameter (inches)

Overall Length (inches)

Propellant Weight (lbm)

Total Weight (lbm)

Mass Fraction

Total Impulse  (lbf-sec)

Burn Time (sec)

Status

GEM 60

Fixed

60

518

65,472

73,156

0.89

17,965,776

90.8

Flight-proven

GEM 60

Vectorable

60

518

65,472

74,185

0.88

17,928,000

90.8

Flight-proven

GEM 63

Fixed

63.2

792.2

97,195

108,781

0.89

27,110,000

97.6

Flight-proven

GEM 63XL

Fixed

63.7

865.3

105,497

116,920

0.90

29,570,000

87.3

Production

可重复使用的固体火箭发动机 (RSRM)

               

RSRM

Vectorable

146.1

1,513.5

1,106,059

1,255,334

0.88

297,001,731

122.2

Flight-proven

空射系统 (SLS)发动机

               

SLS Booster

(5-Segment)

Vectorable

146.1

1,864.7

1,427,807

1,616,123

0.87

298,000,000

132.8

Production

Booster Separation Motor

(BSM)

Fixed

12.88

31.1

77

167

0.46

18,400

0.68

Flight-proven

Launch Abort Motor

Turn-flow manifold/vectorable

36.7 (82.0 if manifold is  

included)

223.7

4,750

7,629

0.632

1,046,600

4.3

Flight-proven

                                                              

Table 2.  Large Motor Test and Flight History

Motor

Applications/Uses

Number of

Static Fire

Tests

Number of Motors Flown

TVC

Production Status

Orion 32

Technology Demonstration

1

0

Yes

Component-qualified

Orion 32XL

Technology Demonstration

1

0

Yes

Component-qualified

Orion 38

Pegasus/Taurus/Pegasus XL/ Taurus

XL/Minotaur I/Minotaur IV/Minotaur-C/

GMD OBV

3

86

Optional

Production

Orion 38HP

Technology Demonstration

1

0

Yes

Development

Orion 50

Pegasus Std

1

10

Optional

Out of Production

Orion 50T

Taurus Std

0

6

Optional

Out of Production

Orion 50 XL

Pegasus XL/Minotaur/OBV

2

62

Optional

Production

Orion 50 XLT

Taurus XL/Minotaur-C

0

12

Optional

Production

Orion 50S

Pegasus Std/Hyper-X

1

13

No

Out of Production

Orion 50ST

Taurus Std

1

6

Optional

Out of Production

Orion 50SG

 

0

0

Optional

Out of Production

Orion 50S XL

Pegasus XL

1

34

No

Production

Orion 50S XLG

GMD OBV/ALV/IRBM Target

5

26

Optional

Production

Orion 50S XLT

Taurus XL/Minotaur-C

0

4

Optional

Production

CASTOR IVA

Delta II/Atlas 2AS

7

313

No

Out of Production

CASTOR IVB

MAXUS/Targets

3

34

Yes

Production

CASTOR IVA-XL

HII-A

4

34

No

Out of Production

CASTOR 30

Antares/Athena Ic/Athena IIc

1

2

Yes

Production

CASTOR 30B

Antares

0

2

Yes

Production

CASTOR 30XL

Antares

1

10

Yes

Production

CASTOR 120

Athena Ic/Athena IIc/ Taurus/Taurus

XL/Minotaur-C

4

17

Yes

Out of production

CASTOR 120XL

 

0

0

Yes

Out of production

GEM 40

Delta 2

13

1003

No

Out of Production

GEM 40VN

GMD BV+

3

3

Yes

Out of Production

GEM 46

Delta 2 Heavy/Delta 3

6

81

Fixed/TVC

Out of Production

GEM 60

Delta 4

14

68

Fixed/TVC

Out of Production

             

Motor

Applications/Uses

Number of

Static Fire

Tests

Number of Motors Flown

TVC

Production Status

GEM 63

Atlas V

3

3

Fixed

Production

GEM 63XL

Vulcan

2

0

Fixed

Production

RSRM

Space Shuttle

28

(+5-seg ETM-3)

220

Yes

Out of Production

SLS Booster

(5-Segment)

Space Launch System (SLS) / formerly Ares I First Stage

6

0

(+Ares I-X, 4-seg)

Yes

Production

BSM

Space Shuttle/Ares I-X/SLS

41

240

No

Production

Launch Abort Motor

SLS Orion Crew Module

3

2

No

Completing development and qualification

可靠性/成功率:在飞行和静态测试中证明的成功率为99.79%。在2,446次测试和飞行中有一次静态测试失败和四次飞行失败(两次与TVC相关)。两起飞行故障随后被归因于处理和交付后的飞行处理造成的损坏。



猎户座发动机系列

负担得起,低风险的灵活能力

猎户座系列发动机最初设计用于Pegasus®运载火箭的三级。对原来的三个Orion发动机进行了修改,首先是加长长度(XL)版,然后是推力裙、喷管和其他较小的差异,以适应更多的应用和增强的性能。使用猎户座发动机成功飞行的发动机应用包括飞马、金牛座®、飞马XL、牛头怪®、Hyper-X、金牛座®Lite和金牛座XL( Pegasus, Taurus®, Pegasus XL, Minotaur®, Hyper-X, Taurus® Lite, and Taurus XL l)运载火箭,以及陆基中段防御陆基拦截器。新的应用继续发展,如导弹防御局的目标发动机配置。

目前存在的多种配置和应用表明,这些经过飞行验证的发动机很容易适应广泛的发射场景(例如,地面启动、空中启动、发射井等)和任务。诺斯罗普·格鲁曼公司还演示了对其部署和使用的支持,包括多个非美国大陆的发射场和现场位置。此外,应该指出的是,大部分的适应已经完成了相对较小的变化(裙摆厚度和孔模式,喷管长度,等),很少或没有改变基本的发动机。

目前主要的发动机应用和Orion发动机的变体显示在下面的表格页。发动机识别关键提供了在猎户座发动机系列的命名法命名的进一步解释。

飞行验证猎户座发动机配置

 

Orion Motor

   
       

Vehicle Application

First Stage

Second Stage

Third Stage

Fourth Stage

 

50S

50

38

 

Pegasus

50S XL

50 XL

38

 

Pegasus XL

50ST

50T

38

 

Taurus

50S XLT

50 XLT

38

 

Taurus XL/

Minotaur-C

50S XLG

50 XL

38

 

Taurus Lite

   

50 XL

38

38

Minotaur I

Minotaur IV

50S

     

Hyper-X

50S XLG

50 XL

38

 

GMD GBI

50S XLG*

50 XLT

   

IRBM target

* 有加长喷管


            



ORION 32      

矢量潜入喷管助推器
猎户座32是一种低成本、高性能的现有上一级发动机的衍生产品。这个发动机是120英寸长,名义上设计作为第二级发动机。用于第一级加长版(Orion 32XL)也在设计评估中。这种发动机配置没有飞行;然而,除了连接裙,所有的部件都是经过飞行检验的。            

发动机尺寸

Motor diameter, in. ………………………………………..32.5(32.5×25.4=825.5mm)

Overall motor length (including nozzle), in. …….119.6(119.6×25.4=3037.84mm)

发动机性能 (73°F VACUUM, VACUUM)

((73-32)/1.8=22.7℃)

Burn time, sec ………………………………………………53.6

Average chamber pressure, psia ……………………..756

(756/145.03773800722=5.2MPa)

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,231,750

(1231750×4.4482216153=5479096N-sec=5479.096kN-sec)

Burn time average thrust, lbf ………………………22,970

(22970×4.4482216153=102175.6505N=102.176kN)

喷管

Housing material …………………………………..Aluminum

Exit diameter, in. …………………………………………22.04

(22.04×25.4=559.816mm)

Expansion ratio, average ……………………………….21.8

质量, lbm

Total loaded ……………………………………………….4,908

(4908×0.4536=2226.2688kg)

Propellant  …………………………………………………4,429

(4429×0.4536=2008.9944kg)

Burnout ………………………………………………………..449

(449×0.4536=203.6664kg)

推进剂名称

…………….. QDL, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

RACEWAY  ……………………………….. OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

温度极限

Operation ………………………………………….+20°-100°F

((20-32)/1.8=-6.666667℃)

((100-32)/1.8=37.77778℃)

Storage …………………………………………….+20°-100°F

产品状态 ………研制

For more information, contact: psbdev@ngc.com northropgumman.com

其他表中可依此关系转换,应工作量较大,就不再一一转化



Orion 32XL矢量嵌入喷管助推器

Orion 32XL是现有上一级发动机的低成本、高性能衍生产品。这个开发动机是180英寸长,名义上设计为第一级发动机。一个更短的版本(猎户座32)可用作第二级应用也在设计评估中。这种发动机还没有飞行;然而,除了连接裙,所有的部件都是经过飞行检验的。

发动机尺寸

Motor diameter, in. ………………………………………..32.5

Overall motor length (incl nozzle/fairing), in. …..179.5

发动机性能 (73°F VACUUM, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………52.4

Average chamber pressure, psia ……………………..922

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,838,200

Burn time average thrust, lbf ………………………35,056

喷管

Housing material …………………………………..Aluminum

Exit diameter, in. …………………………………………..15.5

Expansion ratio, average ……………………………….7.99

质量, lbm

Total loaded ……………………………………………….7,756

Propellant  …………………………………………………6,953

Burnout ………………………………………………………..745

推进剂 

……………. QEM, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

RACEWAY  ……………………………….. OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

温度

Operation ………………………………………….+20°-100°F

Storage …………………………………………….+20°-100°F

生产状态 ………研制

For more information, contact: psbdev@ngc.com northropgumman.com



Orion 38空中点火,矢量喷管上面级助推器

猎户座38是作为飞马座运载火箭的低成本、高性能的第三级开发的,并包含一个±5度矢量喷管。它还作为其他运载火箭的标准第三级发动机,如飞马座XL、金牛座、金牛座XL、金牛座Lite和牛头怪- c(Pegasus XL, Taurus, Taurus XL, Taurus Lite,  Minotaur-C )运载火箭,以及牛头怪- I和牛头怪- IV(Minotaur-I 和 Minotaur IV)运载火箭的第四级发动机。这种发动机在20多年的使用中已经成功地完成了80多次飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..38.0

Overall motor length (including nozzle), in. ………52.6

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………20.7

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….66.8

Maximum thrust, lbf… ………………………………….8,303

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 286.97*

Total impulse, lbf-sec …………………………….. 491,140*

Burn time average thrust, lbf ………………………..7,352 * Includes 14.6 lbm of expended inerts

WEIGHTS, lbm

Total motor …………………………………………………1,924

Propellant  …………………………………………………1,698

Burnout ………………………………………………………..206

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY …………………………………………….NO

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



ORION 50空中点火, 矢量喷管

猎户座50是作为飞马座(Pegasus)运载火箭的低成本、高性能的第二级开发的。它包含了一个可动的喷管,具有±5度矢量能力。该发动机是为上面级应用而设计的,但使用截断的喷管可以轻松适应较低的膨胀比,例如用于地面发射。猎户座50已经推动了几项卫星任务成功进入轨道,包括:Pegsat、Microsat、SCD-1(巴西的第一颗数据采集卫星)、Alexis和空间测试实验平台(STEP)-2。几乎相同的版本略微增强连接裙,猎户座50T,也成功地作为第二阶段在金牛座运载火箭飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..38.0

Overall motor length (including nozzle), in. ………52.6

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………20.7

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….66.8

Maximum thrust, lbf… ………………………………….8,303

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 286.97*

Total impulse, lbf-sec …………………………….. 491,140*

Burn time average thrust, lbf ………………………..7,352 * Includes 14.6 lbm of expended inerts

WEIGHTS, lbm

Total motor …………………………………………………1,924

Propellant  …………………………………………………1,698

Burnout ………………………………………………………..206

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY …………………………………………….NO

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



ORION 50 XL (50 XLT)空中点火,矢量喷管

一种经过飞行验证的、加长长度的初始猎户座50也可用。猎户座50XL比猎户座50长18英寸,包含近2000磅多的推进剂。它在1995年的太空测试实验平台(STEP)-3任务中飞行,作为飞马做XL的第二级。它还作为美国空军“牛头怪”运载火箭的第三级发动机飞行,作为轨道/亚轨道计划的一部分,并作为“金牛座”轻型运载火箭的第二级发动机。此外,几乎相同的版本与较重的连接裙,猎户座50 XLT,在2004年5月作为第二级发动机在增强金牛座XL运载火箭和在2017年10月在Minotaur-C上发射。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….120.9

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………33.9

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….71.0

Maximum thrust, lbf… ………………………………..43,713

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 290.65*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 2,521,900* Burn time average thrust, lbf ………………………35,511 * Includes 46.4 lbm of expended inerts

WEIGHTS, lbm

Total motor …………………………………………………9,494

Propellant  …………………………………………………8,631

Burnout ………………………………………………………..808

PROPELLANT DESIGNATION

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



ORION 50S 空中点火、固定喷管

猎户座50S是作为飞马做(Pegasus)运载火箭的低成本、高性能第一级开发的。下面所示的50年代的配置,将一个腹部连接,有固定的喷管,空中点燃的发动机,5秒后从大约40000英尺抛掉。猎户座50S把飞马卫星任务成功送入轨道,其中一些是Pegsat, Microsat, SCD1(巴西的第一数据收集卫星),亚历克西斯,空间试验实验平台(STEP)这种发动机经过一些额外的修改,也被用作Hyper-X飞行的助推器,以支持超燃冲压发动机的飞行测试。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….350.1

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………56.0

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….74.9 Maximum thrust, lbf …………………………………126,641

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm… ……. 292.25*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 7,873,000* Burn time average thrust, lbf …………………….105,097 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….29,529

Propellant  ……………………………………………….26,801

Burnout ……………………………………………………..2,533

PROPELLANT DESIGNATION

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE ……………………………… OPTIONAL

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage…. ………………………………………..+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



ORION 50ST空中点火,矢量喷管

另一个版本,猎户座50ST,包含了一个±5度的可动喷管,用于空中点火的金牛座一级。这个版本已经在所有“金牛座”任务(空军和商业版本)飞行,如多光谱热成像仪(MTI), Orbview-4,韩国多用途卫星(KOMPSAT)等。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….335.4

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………47.6

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………74.2 Maximum thrust, lbf …………………………………122,099

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm… ……. 284.97*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 7,676,500* Burn time average thrust, lbf …………………….103,356 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….29,103

Propellant  ……………………………………………….26,801

Burnout ……………………………………………………..2,165

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



ORION 50SG 地面点火, 矢量喷管

另一个版本Orion 50SG采用了一个±3度可移动喷管,用于地面点火的第1级配置。这个版本与标准的金牛座飞行任务相似,但喷管更短。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….318.3

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………36.0

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………74.2 Maximum thrust, lbf …………………………………117,358

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm… ……… 273.7*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 7,372,900* Burn time average thrust, lbf ………………………99,268 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….28,865

Propellant  ……………………………………………….26,801

Burnout ……………………………………………………..1,930

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………. QUALIFIED, INACTIVE PRODUCTION



ORION 50S XL 空中点火,固定喷管

猎户座50S的性能升级,猎户座50S XL加长55.4英寸,包含6500磅多的推进剂。这个固定喷管XL版本已经成功执行了所有Pegasus XL运载火箭的任务,如太阳辐射和气候实验(SORCE),快速极光快照(Fast),高能太阳光谱成象仪(HESSI), Orbview-3,过渡区和日冕探测器(TRACE)。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2 Overall motor length (including nozzle), in. …….404.3

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………56.0

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL,

VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….69.7 Maximum thrust, lbf …………………………………160,404 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm… ……. 292.78* Total impulse, lbf-sec ………………………….. 9,744,300* Burn time average thrust, lbf …………………….139,726 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….36,153

Propellant  ……………………………………………….33,145

Burnout ……………………………………………………..2,837

PROPELLANT DESIGNATION 

……QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY  ……………………………….. OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………. +36°-100°F

Storage ……………………………………. +30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



ORION 50S XLT 空中点火,矢量喷管

Orion 50S XL增加矢量喷管,以支持多功能性和新的应用。其中一种配置,猎户座50S XLT,已经被用作增强的金牛座XL运载火箭的二级发动机,该火箭于2004年5月首次发射。这个版本包含一个±5度矢量喷管和更厚的连接裙。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….390.8

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………47.6

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….69.0

Maximum thrust, lbf… ………………………………156,823

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 284.61*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 9,472,400* Burn time average thrust, lbf …………………….137,192 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….35,763

Propellant  ……………………………………………….33,145

Burnout ……………………………………………………..2,472

PROPELLANT DESIGNATION  

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



ORION 50S XLG 地面点火,矢量喷管

一种地面点或的矢量喷管配置,具有±5度矢量能力,指定猎户座50S XLG也已开发。这个发动机在2003年2月首次在金牛座轻型运载火箭上飞行,作为地面点火的第一级。它也被用于导弹防御局(MDA)陆基中段防御(GMD)的轨道助推运载器(OBV)和MDA的中程弹道导弹(IRBM)靶标。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..50.2

Overall motor length (including nozzle), in. …….344.0

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………36.0

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time to 30 psia, sec ……………………………….69.0

Maximum thrust, lbf… ………………………………150,010

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 272.26*

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 9,061,400* Burn time average thrust, lbf …………………….131,200 * Includes 137 lbm of expended inerts

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….35,525

Propellant  ……………………………………………….33,145

Burnout ……………………………………………………..2,237

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE ……………………………… OPTIONAL

TVA  …………………………………………. OPTIONAL

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+36°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………………………..FLIGHT-PROVEN, PRODUCTION



CASTOR® 发动机系列

低成本、高可靠助推器

CASTOR发动机系列最初是在1950年代中后期开发的,以支持NASA的Scout和Little Joe飞行器。在1969年,CASTOR IV被发展为 Athena H提供第一级推进,后来被改装为Delta II的捆绑式助推器。CASTOR I-IV系列总共有超过1900次飞行,证明可靠性为99.95%。从那时起,包括CASTOR IVA, IVA- XL和IVB在内的更新的改进型已经取代了CASTOR IV发动机。

•CASTOR IVA,高性能捆绑式推进运载火箭

•CASTOR IVA-XL, 8英尺长的扩展版本,提高30%的发射能力

•CASTOR IVB,推力矢量控制版与第一级,第二级,或捆绑助推器应用

诺斯罗普·格鲁曼公司目前生产完整的第一级和第二级和捆绑式固体火箭发动机。美国50%以上的太空发射都携带商业卫星,而CASTOR发动机的设计旨在提供低成本、高可靠的推进,以支持进入太空。诺斯罗普·格鲁曼公司已经使用了四代弹道导弹助推器的基础技术,以及不重复使用的运载火箭项目的技术和经验,继续增加CASTOR系列。

CASTOR 120发动机开发始于1989年。CASTOR 120的设计,使用经过验证的技术,以满足中型、可靠、固体火箭助推器的需要。该计划的主要目标是实现a>0.999的可靠性评级和50%的成本降低。CASTOR 120发动机已经作为洛克希德·马丁雅典娜I级和雅典娜II级的一级和二级发动机,诺斯罗普·格鲁曼公司的 Taurus 和 Minotaur-C运载火箭使用它作为初始级(第0级)助推器。

CASTOR 30/30B/30XL上一级已经在诺斯罗普·格鲁曼公司的Antares运载火箭上成功飞行,用于国际空间站再补给任务。

关于CASTOR发动机产品的咨询,通过psbdev@ngc.com联系我们的业务发展代表。



CASTOR IVA固定喷管

CASTOR IVA发动机是在1980年代早期为美国宇航局开发的。通过转换到HTPB推进剂(从早期的CASTOR IV), NASA能够将“德尔塔”II的性能提高11%。1983年启动了开发和鉴定发动机。另外进行了三次资格测试。直到1993年,每个德尔塔飞行器都携带9个CASTOR IVA捆绑式发动机。此外,在1995年10月,康内斯托加号上有一个直喷管驱动轨道科学公司的“勘探者”亚轨道飞行器和两个发动机飞行。CASTOR IVA发动机也在洛克希德·马丁阿Atlas IIAS飞机上飞行,该飞机于1993年首次飞行。Atlas IIAS上的四个捆绑式助推器增加了1500磅的负载能力,其中两个助推器点火时地面点火,另两个空中点火。有两种配置;-03号,带有11度倾斜喷管;-04号,带有7度倾斜喷管。

CASTOR IVA真空推力与时间

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….363.4

Nozzle exit cone diameter, in……… ………………..33.6

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………55.2 Maximum thrust, lbf …………………………………120,880

Specific impulse, lbf-sec/lbm… ……………………..265.3

Total impulse, lbf-sec …………………………….5,967,840 Burn time average thrust, lbf …………………….108,190

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….25,737

Propellant ………………………………………………..22,286

Burnout ……………………………………………………..3,239

PROPELLANT DESIGNATION

…….. TP-H8299, HTPB POLYMER, 20% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION….. ……………. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE ………………………………………..YES

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage………… ………………………………..+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



CASTOR IVA-XL固定喷管

CASTOR IVA- XL发动机是CASTOR IVA发动机的8英尺延伸,于1992年首次测试。1992年和1993年又通过了资格测试。最近的一次发动机测试是在1999年进行的。日本H-IIA运载火箭使用改进的CASTOR IVA-XL发动机与6度倾斜喷喷管作为固体捆绑助推器。H-IIA可以使用两个或四个固体捆绑式助推器,这取决于任务要求和运载器配置。2002年,第一个CASTOR IVA-XL固体捆绑助推器发动机在H-IIA运载火箭上飞行。

CASTOR®IVACASTOR IVA-XL真空推力-Time

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….457.0

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………50.5

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………58.0 Maximum thrust, lbf …………………………………172,060

Specific impulse, lbf-sec/lbm… ……………………..282.4

Total impulse, lbf-sec …………………………….8,140,170 Burn time average thrust, lbf …………………….140,480

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….33,031

Propellant  ……………………………………………….28,906

Burnout ……………………………………………………..3,653

PROPELLANT DESIGNATION 

…….. TP-H8299, HTPB POLYMER, 20% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE ………………………………………..YES

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage… …………………………………………+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION

 

VECTORABLE NOZZLE IN-LINE

BOOSTER



CASTOR IVB矢量喷管,潜入式助推器

CASTOR IVB发动机是CASTOR IV系列发动机中第一个将推力矢量控制和递减式推力-时间曲线结合起来的发动机。它是为欧洲航天局的MAXUS探空火箭开发的,于1991年首次飞行。CASTOR IVB发动机为所有MAXUS飞行提供了一级助推。CASTOR IVB发动机也担任第一级为美国陆军的三个TCMP项目(Theater Critical Measurement Program),启动于1996年和1997年, 美国空军的ait-2(1999年从科迪亚克,阿拉斯加),在1997年,西班牙Capricornio作为康内斯托加运载火箭的第一和第二级1995年,以及导弹防御局的众多目标飞行器。

CASTOR IVB Vacuum Thrust vs. Time

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….353.7

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………37.0

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………63.6

Maximum thrust, lbf…. ……………………………..119,150

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………..267.3

Total impulse, lbf-sec …………………………….5,880,600 Burn time average thrust, lbf ………………………92,490

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….25,441

Propellant ………………………………………………..21,990

Burnout ……………………………………………………..3,254

PROPELLANT DESIGNATION

……. TP-H8299, HTPB POLYMER, 20% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION….. ……………. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  ……………………………………….YES

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage……. ……………………………………..+30°-100°F

PRODUCTION STATUS ………………………

………………………..FLIGHT PROVEN, PRODUCTION



CASTOR 30矢量喷管潜入上面级助推器

CASTOR 30是一种低成本、稳健、最先进的上面级发动机。这款商用开发的发动机长144英寸,名义上设计为上一级,可以作为第二或第三级,这取决于飞行器配置。CASTOR 30的设计使用了所有经过飞行验证的技术和材料。

真空推力vs.时间

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..92

Overall motor length (including nozzle), in. …….144.2

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………49.7

MOTOR PERFORMANCE (70°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec …………………………………………….149.8

Maximum thrust, lbf …………………………………..74,359

Specific impulse, lbf-sec/lbm…. …………………….293.1 Total impulse, lbf-sec …………………………….8,239,110 Burn time average thrust, lbf ………………………53,700

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….30,590

Propellant ………………………………………………..28,098

Burnout ……………………………………………………..2,268

PROPELLANT DESIGNATION

…… TP-H1265, HTPB POLYMER, 20% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE ……………………………… OPTIONAL

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage…. ………………………………………..+30°-105°F

PRODUCTION STATUS ………. FLIGHT-PROVEN



CASTOR 30B矢量喷管潜入式上面级助推器

CASTOR 30B是一种低成本、稳健、最先进的上级发动机。这个生产发动机合并了CASTOR 30的一些修改,主要是改变推进剂和一个更长的喷管。它是169.9英寸长,名义上设计为上面级,可以作为第二或第三级的功能,取决于飞行器配置。

CASTOR 30B真空推力与时间

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..92

Overall motor length (including nozzle), in. …….169.9

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………62.4

MOTOR PERFORMANCE (70°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec …………………………………………….126.7

Maximum thrust, lbf …………………………………..89,090

Specific impulse, lbf-sec/lbm… ……………………..300.6

Total impulse, lbf-sec …………………………….8,539,320 Burn time average thrust, lbf ………………………67,370

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….30,800

Propellant ………………………………………………..28,405

Burnout ……………………………………………………..2,203

PROPELLANT DESIGNATION

…….. TP-H8299, HTPB POLYMER, 20% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY ………………………………… OPTIONAL

ORDNANCE  …………………………….. OPTIONAL

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage… …………………………………………+30°-105°F

PRODUCTION STATUS ………. FLIGHT-PROVEN



CASTOR 30XL 矢量喷管,嵌入式上面级助推器

CASTOR 30XL是一种低成本、稳健、最先进的上面级发动机。CASTOR 30XL不仅仅是CASTOR 30的拉伸版本。发动机还利用了现有的通用设计和材料,加上在开发大型级阶段I和III的经验教训。发动机为235.8英寸长,名义上设计为上面级,可以作为第二或第三级,这取决于飞行器配置。喷管长8英尺,采用潜入式设计,具有高性能膨胀比(55.9:1)和双密度出口锥,非常适合高空操作。它的特点是一个发动机推力矢量驱动系统与执行器,热电池,和电子控制器。

Antares的首次飞行是在2016年10月。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..92

Overall motor length (including nozzle), in. …….235.8

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………78.7

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM, VACUUM)

Burn time, sec …………………………………………….155.0 Maximum thrust, lbf …………………………………119,900

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm… ………..294.4

Total impulse, lbf-sec …………………………..16,174,800 Burn time average thrust, lbf …………………….104,350

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….58,217

Propellant ………………………………………………..54,949

Burnout (est.) ……………………………………………..3,069

PROPELLANT DESIGNATION

………….QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………….NO

ORDNANCE  …………………………………………NO

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………+55°-85°F

Storage… …………………………………………+30°-100°F

PRODUCTION STATUS ……………FLIGHT-PROVEN, 

……………………………………………….IN PRODUCTION



CASTOR 120 矢量喷管

CASTOR 120的设计,使用经过验证的技术,以满足中型、可靠的固体火箭助推器的需要。虽然预计CASTOR 120发动机主要用于在线使用,但也可以配置为带可动喷管和冷气体排放系统推力矢量控制的捆绑式助推器。推力矢量控制系统可以拆除,喷管可以固定。推进剂装药也可以进行定制,以减少在max-Q压力期间的推力,为高初始推力或递减推力,以减少加速度。到目前为止,CASTOR 120已经在一级和二级应用中使用。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..92.0

Overall motor length (including nozzle), in. ……….355

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………59.7

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM,

VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………79.4 Maximum thrust, lbf …………………………………440,000

Specific impulse, lbf-sec/lbm…. ……………………….280

Total impulse, lbf-sec …………………………..30,000,000 Burn time average thrust, lbf …………………….379,000

WEIGHTS, lbm

Total motor ……………………………………………..116,993

Propellant  ……………………………………………..107,914

Burnout ……………………………………………………..9,097

PROPELLANT DESIGNATION

……. TP-H1246, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION….. ……………. 1.3

RACEWAY  ………………………………………….YES

ORDNANCE  ……………………………………….YES

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………. FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



CASTOR 120XL矢量喷管助推器

CASTOR 120XL是一种新的低成本、稳健、最先进的助推器级。CASTOR 120XL不仅仅是CASTOR 120的拉伸版。该发动机还利用了现有的通用设计和材料,以及为美国空军开发大型一级和三级的经验教训。发动机是378.3英寸长,名义上设计为一个中型在线助推器。它的特点是一个机电推力矢量驱动系统与执行器,热电池和电子控制器。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..92.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….378.3

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………59.8

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM,

VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………83.5 Maximum thrust, lbf …………………………………458,500

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm…. ……….279.1

Total impulse, lbf-sec …………………………..31,892,000 Burn time average thrust, lbf …………………….381,701

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………..123,383

Propellant  ……………………………………………..114,194

Burnout (est) ………………………………………………8,850

PROPELLANT DESIGNATION

……. TP-H1246, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION….. ……………. 1.3

RACEWAY  ………………………………………….. Yes

ORDNANCE  ……………………………………….. Yes

TVA  ……………………………………………………. Yes

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

…………………QUALIFIED, INACTIVE PRODUCTION



GEM 发动机系列

可靠的、低成本的助推器

GEM系列源于GEM 40发动机。诺斯罗普·格鲁曼公司为Delta II运载火箭开发了GEM 40,以支持波音公司和其他用户的商业和政府发射。GEM 40助推器增加了Delta II的发射能力。GEMs已经通过资格认证和飞行证明,它们是最可靠、成本最低的助推器。地面和空气点火版与倾斜固定喷管可用于捆绑应用。此外,带有潜入式矢量喷管的版已添加到在线应用中。
GEM 46是一个较大的源于高可靠的GEM 40发动机。第二代GEM发动机增加了长度,直径,和可选矢量喷管。这个发动机已经在Delta III,随后,Delta II重型运载火箭上使用。
GEM 60发动机为Delta IV演化一次性运载火箭进行商业开发。这第三代70英尺的GEM发动机为德尔塔IV中型+ (M+)飞行器提供辅助起飞能力。它可有固定和矢量喷嘴配置。
GEM 63发动机已商业化开发,配置计划用于联合发射联盟的Atlas V和Vulcan运载火箭。这些第四代GEM利用通用的设计和材料和低成本的制造过程中开发的前GEM,ORION,和CASTOR发动机。
最先进的自动化、机器人、商业实践和过程控制被用于生产GEMs。外壳采用高强度石墨纤维和耐用的环氧树脂,由计算机控制的缠绕机缠绕成型。诺斯罗普·格鲁曼公司是世界上最大的丝绕火箭发动机生产商。关键过程(例如,外壳粘结应用,推进剂混合,发动机浇注)使用广泛的计算机网络和机器人设备来确保制造的精确控制。交付的产品一致、可靠、可重复、质量高、价格有竞争力、交货准时。
GEM系列包括:
•GEM 40,多配置
•GEM 46,多配置
•GEM 60,多配置
•GEM 63,多配置
如欲查询GEM发动机产品,请联系业务拓展代表psbdev@ngc.com。



GEM 40 (地面点火)

固定喷管,地面点火
40英寸直径的石墨环氧树脂发动机(GEM 40)是一种捆绑式助推器系统,用于为“德塔”II运载火箭提供推力增强。GEM 40具有IM7/55A石墨环氧树脂发动机外壳,芳纶填充三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层,和10度倾斜,固定喷管组件。喷管具有高性能的三维碳碳喉衬和碳酚醛绝热。点火是由前置的烟火剂点火器完成的。GEM 40发动机还包括滚道组件,前级间,和后连接球接口。GEM 40捆绑式助推器于1990年开始发射德尔塔II运载火箭,并于2018年9月进行最后一次飞行,结束了长达28年的1003发动机的成功时代。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.4

Overall motor length (including nozzle), in. ……….435

Nozzle exit cone diameter, in ………………………..32.17

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL)

Burn time, sec ………………………………………………63.3 Maximum thrust, lbf …………………………………144,740

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………..274.0

Total impulse, lbf-sec …………………………….7,107,800 Burn time average thrust, lbf …………………….112,200

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….28,577

Propellant  ……………………………………………….25,940

Burnout ……………………………………………………..2,429

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION… ……………… 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE ………………………………………….NO

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 40 固定喷管,空中点火

40英寸直径石墨环氧树脂发动机(GEM 40)是一种捆绑助推器系统,为“德塔”II运载火箭提供推力增强。GEM 40具有IM7/55A石墨复合发动机壳体,芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层,和10度倾斜,固定喷管组件。对于Delta II九发动机配置,六个发动机在地面点火,三个在空中点火。高空点火GEM 40发动机配置有一个加长喷管出口锥与更高的膨胀率,出口平面安装喷管封闭系统,在空中发动机点火时弹出,和一个不同的外部热防护方案。自1991年以来,GEM 40已经在德尔塔II上飞行。GEM 40捆绑式助推器于1990年开始发射德尔塔II运载火箭,并于2018年9月进行最后一次飞行,结束了长达28年的1003发动机的成功时代。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.4

Overall motor length (including nozzle), in. …….449.1

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….38.80

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL)

Burn time, sec ………………………………………………63.3

Maximum thrust, lbf…. ……………………………..149,660

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………283.4

Total impulse, lbf-sec …………………………….7,351,000 Burn time average thrust, lbf …………………….116,050

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….28,883

Propellant  ……………………………………………….25,940

Burnout ……………………………………………………..2,649

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE ………………………………………….NO

TVA ………………………………………………………NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

……….FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 40VN 矢量喷管,地面点火,潜入式发动机

 GEM 40VN 助推器源自成功的 GEM 40 助推器。 GEM 40VN 保持与 GEM 40 相同的载荷发动机配置,但对喷管组件进行了设计修改,以提供 ±6 度的推力矢量能力。 也可以很容易地提供带有加长喷管的空中点火。 GEM 40VN 可用于串联和捆绑式助推器。 该发动机的一个版本已经开发出来,并符合在陆基中段防御导弹拦截计划的助推飞行器/助推飞行器 Plus (BV/BV+) 配置上使用的资格。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..40.4

Overall motor length (including nozzle), in. …….425.1

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………32.3

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL)

Burn time, sec ………………………………………………64.6

Maximum thrust…. ………………………………….139,036

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………265.3

Total impulse, lbf-sec …………………………….6,950,000 Burn time average thrust, lbf …………………….107,625

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….28,886

Propellant  ……………………………………………….25,940

Burnout ……………………………………………………..2,607

PROPELLANT DESIGNATION 

…………..QDL-1, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  …………………………………………NO

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

……….FLIGHT PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 46  固定喷管,地面发射

更大直径、加长长度的石墨环氧树脂发动机(GEM 46)是一种捆绑助推器系统,最初开发用于增加德尔塔III运载火箭的有效载荷-轨道能力。GEM 46具有IM7/55A石墨复合材料壳体,芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层,和10度倾斜,固定喷管组件。该喷管具有高性能的三维碳-碳喉和碳酚醛绝热层。点火是由前置烟火剂点火器完成的。GEM 46助推器包括滚道总成,前级间和后连接球接口。GEM 46发动机已经在德尔塔II重型和德尔塔III运载火箭上使用。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..45.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….495.8

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….39.93

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………75.9

Maximum thrust…. ………………………………….198,800

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………..277.8

Total impulse, lbf-sec …………………………..10,425,000 Burn time average thrust, lbf …………………….137,300

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….41,590

Propellant  ……………………………………………….37,180

Burnout ……………………………………………………..4,050

PROPELLANT DESIGNATION 

……………. QEM, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY  ………………………………………….YES

ORDNANCE  …………………………………………NO

TVA  ……………………………………………………..NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

……….FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 46 矢量喷管,地面点火

更大直径、加长长度的石墨环氧树脂发动机(GEM 46)是一种捆绑助推器系统,最初开发用于增加Delta III运载火箭的有效载荷-轨道能力。GEM 46具有IM7/55A石墨复合材料壳体和芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层。这种配置有一个5度倾斜,±5度可动喷管组件与高性能三维碳碳喉衬和碳酚醛热防护层。点火是由前向安装的烟火剂点火器完成的。这个GEM 46助推器包括推力矢量驱动,滚道组件,前端级间连接,和尾部连接球接口。每个发动机上都使用了三个矢量喷管地面点火发动机
Delta III。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..45.1

Overall motor length (including nozzle), in. …….491.5

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….36.93

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………76.9

Maximum thrust, lbf…. ……………………………..196,600

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………..279.8

Total impulse, lbf-sec …………………………..10,400,000 Burn time average thrust, lbf …………………….135,200

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….42,196

Propellant ………………………………………………..37,180

Burnout ……………………………………………………..4,656

PROPELLANT DESIGNATION 

……………. QEM, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  …………………………………………NO

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

………..FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 46  固定喷管,空中点火

更大直径、加长长度的石墨环氧树脂发动机(GEM 46)是一种捆绑助推器系统,最初开发用于增加德尔塔III运载火箭的有效载荷-轨道能力。GEM 46具有IM7/55A石墨复合复合材料壳体,芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层,和10度倾斜,固定喷管组件。喷管具有高性能的三维碳碳喉衬和碳酚醛热防护。这种空中点火(高空点火)GEM 46发动机配置有一个加长喷喷管出口锥与更高的膨胀比。点火是由前置烟火剂点火器完成的。GEM 46助推器包括滚道总成,前端级间连接和后端连接球接口。这种GEM 46发动机已经在德尔塔II重型和德尔塔III运载火箭上使用。



GEM 60 矢量喷管

60英寸(1.524m)直径的石墨环氧树脂发动机(GEM 60)是一种捆绑助推器系统,用于增加德塔IV中型+ (M+)运载火箭的有效载荷到轨道能力。GEM 60的两个和四个捆绑发动机配置,可以在德尔塔IV M+飞行器上飞行。GEM 60具有IM7R/ CLRF-100石墨复合材料壳体和芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层。这种配置有一个5度倾斜,±5度可移动喷管组件。喷管具有高性能的三维碳-碳喉衬,三元乙丙橡胶和碳酚醛热防护层。点火是由前置烟火剂点火器完成的。GEM 60助推器包括滚道组件、前端级间、后端附加球接口连接、鼻锥、客户提供的材料军械/布线和清理硬件。这个发动机的第一次飞行发生在2002年11月,是空军升级一次性运载火箭计划(Air Force’s Evolved Expendable Launch Vehicle)的第一次飞行;最后一次飞行是在2019年8月的德尔塔IV。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..60

Overall motor length (including nozzle), in. ……….518

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….43.12

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………90.8

Maximum thrust…. ………………………………….277,852

Specific impulse, lbf-sec/lbm …………………………..274

Total impulse, lbf-sec …………………………..17,928,000 Burn time average thrust, lbf …………………….199,403

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….74,185

Propellant  ……………………………………………….65,472

Burnout ……………………………………………………..8,203

PROPELLANT DESIGNATION 

…………….QEY, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY  ………………………………………….YES

ORDNANCE ………………………………………..YES

TVA  ……………………………………………………YES

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

……….FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 60固定喷管

60英寸直径的石墨环氧树脂发动机(GEM 60)是一种捆绑助推器系统,用于增加德塔IV中型+ (M+)运载火箭的有效载荷到轨道能力。GEM 60的两个和四个捆绑发动机配置可以在德尔塔IV M+车辆上飞行。GEM 60具有IM7R/ CLRF-100石墨复合材料壳体和芳纶填充三元乙丙橡胶绝热层。这种配置有一个10度倾斜,固定喷管组件。喷管具有高性能的三维碳喉衬,三元乙丙橡胶和碳酚醛热防护层。点火是由前置烟火剂点火器完成的。GEM 60助推器包括滚道组件、前端级间、后端附加球接口、鼻锥、客户提供的材料军械/布线和清理硬件。该发动机的首次飞行是在2009年12月,最后一次飞行是在2019年8月。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..60

Overall motor length (including nozzle), in. ……….518

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….43.12

MOTOR PERFORMANCE (73°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………90.8

Maximum thrust…. ………………………………….280,767

Specific impulse, lbf-sec/lbm …………………………..275

Total impulse, lbf-sec …………………………..17,965,776 Burn time average thrust, lbf …………………….201,260

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………….73,156

Propellant  ……………………………………………….65,472

Burnout ……………………………………………………..7,207

PROPELLANT DESIGNATION 

…………….QEY, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  ……………………………………….YES

TVA ………………………………………………………NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….+30°-100°F

Storage …………………………………………….+30°-100°F

PRODUCTION STATUS

……….FLIGHT-PROVEN, INACTIVE PRODUCTION



GEM 63

GEM 63是一种低成本、稳健、最先进的捆绑式助推器,设计用于ULA的Atlas V运载火箭。它利用了现有的通用设计和材料,加上经验教训和低成本制造工艺,从之前的GEM, Orion,和CASTOR发动机。发动机是792.2英寸长,名义上设计为一个捆绑式助推器用于中型到大型运载火箭。它的特点是一个固定的喷管倾斜3度。该发动机正在生产中,并于2020年11月在ULA的Atlas V上首次试飞。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..63.2 Overall motor length (incl. nozzle/fairing, etc)in. 792.2

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………58.8

MOTOR PERFORMANCE (73°F VACUUM, VACUUM)

Burn time, sec  ……………………………………………..97.6

Total time to 21 psi, sec  ………………………………98.55

Maximum thrust, lbf  ………………………………..370,835

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………279.06 Total impulse, lbf-sec …………………………..27,110,000 Burn time average thrust, lbf …………………….277,589

Total time average thrust, lbf …………………….275.053

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………..108,781

Propellant  ……………………………………………….97,195

Burnout (est) …………………………………………….10,607

PROPELLANT DESIGNATION 

………….QDL-4, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  …………………………………………NO

                                    (CUSTOMER FURNISHED)

TVA ………………………………………………………NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………+40°-90°F

Storage ………………………………………………+40°-90°F

PRODUCTION STATUS

……………… FLIGHT-PROVEN, IN PRODUCTION

For more information, contact: psbdev@ngc.com northropgumman.com



GEM 63XL固定喷管助推器

GEM 63XL是一种新的低成本、稳健、最先进的捆绑式助推器,设计用于ULA的Vulcan运载火箭。发动机是当前GEM发动机的衍生类。它利用了现有的通用设计和材料,加上经验教训和低成本制造工艺,从之前的GEM, Orion,和CASTOR发动机。GEM 63XL是与GEM 63共同开发的,以共享几个共同组件,并提供更长的复合壳体更大的推力和冲量。发动机865.0英寸(21.971m)长,名义上设计为大型运载火箭的捆绑式助推器。它的特点是一个固定的喷管倾斜3度。该发动机正在生产中,ULA的Vulcan Centaur计划于2021年首次试飞。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..63.7

Overall motor length (incl. nozzle/fairing, etc) in. 865.3 Nozzle exit cone diameter, in. …………………………60.3

MOTOR PERFORMANCE (73°F VACUUM, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………87.3

Total time to 21 psi, sec ……………………………….88.31 Maximum thrust,lbf ………………………………….463,249

Specific impulse, lbf-sec/lbm ………………………..280.3

Total impulse, lbf-sec …………………………..29,570,000 Burn time average thrust, lbf …………………….337,871

Total time average thrust, lbf …………………….334,063

WEIGHTS, LBM

Total motor ……………………………………………..116,920

Propellant  ……………………………………………..105,497

Burnout (est) ………………………………………………9,966

PROPELLANT DESIGNATION 

………….QDL-4, HTPB POLYMER, 19% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE  …………………………………………NO

                                    (CUSTOMER FURNISHED)

TVA …………………………………………………………….. NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………+40°-90°F

Storage ………………………………………………+40°-90°F

PRODUCTION STATUS

……………………………………………….IN PRODUCTION



RSRM可重复使用的固体火箭发动机

1974年,美国国家航空航天局(NASA)选择了聚硫橡胶(现在是诺斯罗普·格鲁曼公司的一部分)来设计和制造固体火箭发动机,将把航天飞机轨道飞行器从发射台推进到大气以上。随着1981年哥伦比亚号(STS-1)的首次飞行,太空探索的新纪元开始了。
RSRM是迄今为止最大的固体火箭发动机,也是唯一的用于载人飞行的固体火箭发动机。它是第一个为重用而设计的助推器;RSRM案例的重复使用性是国家空间计划中节省成本的一个重要因素。助推器提供了美国宇航局航天飞机发射所需的80%的推力。每个RSRM由四个固体推进段、推力矢量控制和船尾喷管组件组成。大约两分钟后,助推器被烟火剂分离装置分离,坠入大西洋进行回收。发动机被清洗、拆卸,并返回犹他州进行翻新和重新装载。发动机段的设计可重复使用多达20次飞行。RSRM的设计也具有用于其他重型运载火箭应用的捆绑式助推器的能力。

美国宇航局航天飞机发动机

每个发动机长126英尺,直径12英尺。整个助推器(包括鼻帽、截锥和前后连接裙)大约149英尺长。在发动机的总重量1,252,000磅中,推进剂占1,107,000磅,每次航天飞机发射需要两个RSRM的助推。从点火到燃烧结束,每个RSRM平均产生260万磅的推力,燃烧时间约为123.6秒。当这两个rsrm完成任务时,航天飞机轨道飞行器到达了24海里的高度,并以每小时3000多英里的速度飞行。工程师们对每架RSRM飞机进行了大约110,000次质量控制检查。作为质量保证和开发过程的一部分,RSRM也进行了静态测试。



航天发射系统(SLS)发动机

对于NASA的空间发射系统(SLS),诺斯罗普·格鲁曼公司制造了五段SLS重型助推器、助推器分离发动机(BSM)和发射中止系统(LAS)的发射中止发动机和姿态控制发动机。
SLS五段助推器是迄今为止最大的用于飞行的固体火箭发动机。SLS助推器与经飞行验证的四段航天飞机可重复使用的固体火箭发动机(RSRM)在设计上有一些相同之处,但产生的平均推力要高20%,总冲量要高24%。虽然航天飞机RSRM的生产已经结束,但用于SLS的持续助推器生产有助于节省成本并获得可靠的材料来源。
诺斯罗普·格鲁曼公司的BSM是为了推动废弃的RSRM安全离开航天飞机而设计的,它严格符合载人航天飞行的条件,并成功地在过去的15次航天飞机任务中使用。这些发动机也是NASA SLS的关键部分。四个BSMs安装在每个五段助推器的前截体和四个安装在后裙,每次发射总共16个BSMs。
发射中止发动机是NASA LAS的一个组成部分。LAS的设计是在发射台或上升过程中出现紧急情况时,安全地将猎户座乘员舱从SLS运载火箭拉离。诺斯罗普·格鲁曼公司与洛克希德·马丁公司签订合同,将建造中止发动机和姿态控制发动机——洛克希德是建造猎户座多用途载人飞行器的主承包商,该飞行器设计用于NASA的SLS。



SLS 助推器,矢量喷管,地面发射

SLS五段助推器产生的最大推力约360万磅。SLS助推器还采用了新的技术和材料,如非石棉绝缘,提供了成本和重量的节省。战神I/V最初是NASA星座计划的基线,SLS五段助推器目前被指定为初始SLS飞行的基线设计。SLS助推器已经完成了鉴定,正在生产中,并按计划满足NASA 2021年首次SLS飞行和后续飞行的要求。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………146.1

Motor length, in. ……………………………………….1,864.7

MOTOR PERFORMANCE (70°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec …………………………………………….132.8 Average chamber pressure, psia ……………………..572

Total impulse, lbf-sec …………………………298,000,000

Burn time average thrust, lbf ………………….2,247,233

NOZZLE

Housing material …………………………………D6AC steel

Exit diameter, in. …………………………………………149.6

Expansion ratio, average ……………………………….7.72

WEIGHTS, lbm

Total loaded …………………………………………1,616,123

Propellant  …………………………………………..1,427,807

Case  ………………………………………………………99,326

Nozzle  …………………………………………………….24,140

Other ……………………………………………………….40,456

Burnout ………………………………………………….158,604

PROPELLANT DESIGNATION 

……..TP-H1148 VIII, PBAN POLYMER, 86% SOLIDS

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….+40º-90ºF

PRODUCTION STATUS

……………………………………………….IN PRODUCTION



BSM 多功能升压分离,减速,或翻滚发动机

诺斯罗普·格鲁曼公司的BSM动废弃的RSRM安全地离开太空舱,它严格符合载人航天飞行的条件,并成功地在过去的15次航天飞机任务中使用。这些发动机也是NASA SLS的关键部分。四个BSMs安装在每个助推器的前截体和四个安装在后裙,每次发射总共16个BSMs。任务开始后两分钟多一点,在距离地球表面约25海里的地方,所有16个bsm在助推器分离处同时点火。每颗BSM在点火时以每小时3000英里的速度飞行,在一秒钟的燃烧过程中提供大约20000磅的平均推力,确保成功发射进入轨道。
BSM的改型也已开发,并在2009年成功地用于美国宇航局战神I-X运载火箭的一级减速和翻滚发动机。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………12.88

Motor length, in. ……………………………………………31.1

Nozzle exit cone diameter, in. ……………………….7.564

MOTOR PERFORMANCE (60°F NOMINAL, VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………0.68 Maximum thrust, lbf …………………………………..22,500

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ………………239

Total impulse, lbf-sec …………………………………18,400 Burn time average thrust, lbf ………………………22,100

WEIGHTS, LBM

Total loaded ………………………………………………….167

Propellant  ……………………………………………………..77

PROPELLANT DESIGNATION  ……….. TP-H1262

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………….NO

ORDNANCE ………………………………………….NO

THRUST VECTOR CONTROL …………………NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………… 30-120 °F

Storage ……………………………………………… 30-120 °F

PRODUCTION STATUS

……………………FLIGHT-PROVEN, IN PRODUCTION

For more information, contact: psbdev@ngc.com northropgumman.com



发射逃逸发动机

创新的转流歧管技术

发射逃逸发动机是发射逃逸系统(LAS)的一个组成部分。连接在SLS上的猎户座航天器顶部,LAS的设计是在发射台或上升过程中发生紧急情况时,安全地将猎户座乘员舱从运载火箭拉离。逃逸发动机超过17英尺高,测量直径3英尺,包括一个革命性的旋转流火箭歧管技术。逃逸发动机在2008年11月、2017年6月和2018年12月成功地由诺斯罗普·格鲁曼公司进行静态测试,并在2010年猎户座发射台中止1测试和2019年上升中止2测试中成功飞行测试。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..36.7

Overall motor length (incl. nozzle/fairing, in. ……223.7

Nozzle exit cone diameter, in. …………………………20.2

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM, 

VACUUM))

Burn time, sec ………………………………………………..4.3 Maximum thrust, lbf …………………………………412,240

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………226.4

Total impulse, Mlbf-sec ………………………….1,046,600 Burn time average thrust, lbf …………………….261,000

WEIGHTS, LBM

Total motor …………………………………………………7,629

Propellant  …………………………………………………4,750

Burnout (est) …………………………………………………N/A

PROPELLANT DESIGNATION  …………………………… ………. TP-H1264, HTPB POLYMER, 6% ALUMINUM

HAZARDS CLASSIFICATION…. …………….. 1.3

RACEWAY …………………………………………..YES

ORDNANCE ………………………………………………… NO

THRUST VECTOR CONTROL ……………………….. NO

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….27-100 °F

Storage ……………………………………………….27-100 °F

PRODUCTION STATUS ………………………………………

………………….. COMPLETING DEVELOPMENT AND QUALIFICATION



发射结构信息汇总

 

ATLAS V 阿特拉斯V型结构

核心飞行器

采用自动化技术制造直径5米的结构

具有最先进的设计、材料和工艺,阿特拉斯V系列火箭提供了比其前辈更高的性能和更大的可靠性。Atlas V系统的稳健性通过将共同的系统部件装配到一系列飞行器中而得到增强,这些飞行器既能满足广泛的任务要求,又能提供可观的性能利润。

诺斯罗普·格鲁曼公司的角色

•三部分配置

1. 防热罩

2. 半人马级间适配器

3.导弹尾部

•直径可达5.4米(17.5英尺)

•使用自动纤维放置和先进的手工铺层技术制作

•在大型卓越结构中心设施制造

客户:联合发射联盟
主承包商:联合发射联盟
诺斯罗普·格鲁曼公司率先在运载火箭结构中使用自动光纤放置技术



DELTA IV 结构

常见的助推器

核心和有效载荷设施

直径5米的核心飞行器结构

“德尔塔IV”是美国空军“进化一次性运载火箭”项目,目前正在使用的两枚火箭之一。“德尔塔IV”旨在降低发射成本,并为美国政府、商业和民用发射客户提供进入太空的保障。

德尔塔IV系列包括5个基于第一级通用助推器核心的运载火箭。第二级源自德尔塔III,带有膨胀的燃料和氧化剂罐。GEM 60可以被添加以提供额外的发射能力。

诺斯罗普·格鲁曼公司的角色

•系列的10个配置

1. 中心体

2. 级间

3.热防护罩

4. 头锥

5. 有效载荷三点

6. 有效载荷适配器

7. X-Panels

•直径可达5米(16英尺)

•长度达19米(63英尺)

•使用先进的手工铺层技术制造,

大型结构的机械加工和检验技术

卓越中心设施

客户:联合发射联盟

主承包商:联合发射联盟

诺斯罗普·格鲁曼公司提供超过17种不同的部件配置用于德尔塔IV系列运载火箭



GEM 发动机壳体

复合壳体类

轻量级的情况下支持任务和成本目标。

德尔塔系列运载火箭配置了负担得起的高性能石墨环氧发动机(GEM)壳体,在首次发射期间提供额外的提升能力。

点火阶段。旨在利用成熟的、现成的技术, GEM系统提供了比其前辈的助推器更高的性能和更重的提升能力。GEMs已经通过资格认证和飞行证明,它们是最可靠、成本最低的助推器。

最先进的自动化、机器人技术和过程控制被用于生产GEM。壳体是由诺斯罗普·格鲁曼公司在犹他州克利尔菲尔德的工厂用计算机控制的缠绕机缠绕的复合壳体,使用高强度石墨纤维和耐用的环氧树脂。

诺斯罗普·格鲁曼公司的角色:

•复合纤维缠绕壳体

1. 直径有40、46和60英寸

2. 长度可达42.5英尺

3.交付了1150多壳体

4. 生产已有26年

•复合丝绕点火器外壳

•复合飞机裙和鼻锥

顾客:诺斯罗普·格鲁曼公司

主承包商:联合发射联盟



ORION 猎户座发动机壳体

复合火箭发动机壳体系列

用于商业发射、导弹防御和冲压发动机的货架产品

猎户座系列复合壳体是支持一系列任务平台的多用途结构。成熟的制造技术,卓越的性能记录,和负担得起使猎户座火箭发动机的选择。

诺斯罗普·格鲁曼公司的角色

•飞马-第一,第二和第三级火箭发动机壳体,级间,和有效载荷整流罩

金牛座-第一,第二和第三级火箭发动机壳体

•牛头怪-第三和第四阶段火箭发动机的壳体

•陆基中段防御轨道助推飞行器-一级、二级和三级火箭发动机壳体

成熟的纤维缠绕和手工铺层技术

•可靠性和可重复性

顾客:诺斯罗普·格鲁曼公司

主要承包商:诺斯罗普·格鲁曼公司



PEGASUS FAIRING(飞马座整流罩)

轻量级的,负担得起的复合材料;
作为一个联合空军和工业企业在1987年发起,飞马座发射小的,主要是试验空军有效载荷进入近地轨道。迄今为止,Pegasus火箭已经成功完成了37次任务,并交付了70多颗卫星,它已经赢得了作为世界上负担得起和可靠的小型运载火箭标准的声誉。诺斯罗普·格鲁曼公司生产的复合有效载荷整流罩在第二级点火后,在飞行过程中分离约110秒。


诺斯罗普·格鲁曼公司的角色:
•石墨/环氧皮肤
•铝蜂窝芯
•4.2英尺直径;14.2英尺的长度
•手工铺层施工
•产量已达16年
顾客:诺斯罗普·格鲁曼公司
主承包商:诺斯罗普·格鲁曼公司
飞马火箭是首个投入使用的全复合火箭。



小发动机汇总信息

TALOS™ II, CASTOR® IB, STAR, STAR STAGES,
ASAS, ,以及火工品

诺斯罗普·格鲁曼公司的小型发动机系列(Talos、CASTOR IB、STAR、ASAS和火工品)的尺寸和扩展范围很大,发动机的重量从几磅到大约37000磅不等。
STAR发动机尺寸、重量和性能数据的列表总结在STAR发动机性能和经验总结表中。

TALOS II AND CASTOR® IB MOTORS

 



TALOS IITM

Talos II发动机是Talos火箭发动机的升级。Talos II是一种高性能、低成本的助推器发动机,适用于运载火箭、探空火箭和目标运载火箭。该发动机升级与复合发动机壳体,更高性能的推进剂,和简化的推进剂装药几何形状。该发动机设计具有与CASTOR IB发动机共同的组件,如喷管、点火器和发动机材料。发动机也被设计成有能力实现推力矢量控制。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..32.0

Motor length in. …………………………………………..161.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………12.7

Burn time average chamber pressure, psia …….1,427

Maximum chamber pressure,psia …………………1,772

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,387,370

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….273.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………271.7 Burn time average thrust, lbf …………………….116,300 Maximum thrust, lbf …………………………………136,000

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….6.47

Exit diameter, in.  ………………………………………….26.7 Expansion ratio, average …………………………….16:3:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ………………………………………………5,753

Propellant  …………………………………………………5,083

Insulated case assembly ………………………………..457

Nozzle ………………………………………………………….193

Igniter …………………………………………………………….20

Burnout* ……………………………………………………….646

     *Excludes ETA lines and S&A

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..0°-120°F

Storage ……………………………………………..-10°-125°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……….TP-H-3505 CASE MATERIAL…. ….Graphite epoxy composite

PRODUCTION STATUS…. ………… Development

For more information, contact:

starmotors@ngc.com. northropgumman.com



CASTOR® IB

CASTOR IB是诺斯罗普·格鲁曼公司CASTOR IA火箭发动机的升级。CASTOR IB是一种高性能、低成本的助推器发动机,适用于运载火箭、探测火箭和目标运载火箭。发动机升级与复合材料壳体发动机和更高性能的推进剂。前后接口与CASTOR IA相同,使使用CASTOR IA的飞行器能够轻松地与CASTOR IB接口。发动机也被设计为能够结合推力矢量控制喷管。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..32.0

Motor length in. …………………………………………..224.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time, sec. ……………………………………………..51.4

Burn time average chamber pressure, psia ……….692

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,310

Total impulse, lbf-sec… …………………………2,061,680

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….278.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………276.2 Burn time average thrust, lbf ………………………40,100

Maximum thrust, lbf …………………………………..75,890

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….6.47

Exit diameter, in.  ………………………………………….26.7 Expansion ratio, average …………………………….16.1:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….8,403

Propellant ………………………………………………….7,356

Insulated case assembly ………………………………..834

Nozzle ………………………………………………………….193

Igniter …………………………………………………………….20

Burnout* ……………………………………………………….982

     *Excludes S&A

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..0°-120°F

Storage ……………………………………………..-10°-125°F

PROPELLANT DESIGNATION

…………………………………………………………TP-H-8299

CASE MATERIAL….. …Graphite-epoxy composite

PRODUCTION STATUS ……………….Development

For more information, contact:

starmotors@ngc.com. northropgumman.com



猎户座飞船发射逃逸系统(LAS)姿态控制发动机(ACM)

猎户座LAS ACM

TE-M-1174-1

在2007年和2010年之间,姿态控制发动机被设计和测试,以在逃逸机动期间控制猎户座飞船发射逃逸塔的倾斜和偏航。它是第一个人评定,单容错固体控制系统飞行合格,并于2010年5月6日在PA-1飞行。本设计采用中能推进剂和高强度D6AC钢壳体。八个比例阀采用4-D碳碳,碳化硅腐蚀敏感部件。发射中止系统姿态控制发动机在2010年猎户座乘员运载火箭的发射台逃逸1测试和2019年的上升逃逸2测试期间成功测试。

 



STAR™(星™)发动机系列

性能、功能、接口为星发动机提供定制和技术支持服务

诺斯罗普·格鲁曼公司的STAR、ASAS、猎户座、CASTOR、GEM和RSRM发动机的脉冲能力范围非常广泛。特定的应用程序通常需要设计裁减和技术支持,以最好地实现任务目标。
接下来的章节描述了诺斯罗普·格鲁曼公司如何定制弹道性能,提供具体任务能力,和/或为STAR系列空间发动机提供技术支持。其他产品也可以提供类似的性能定制和支持。
调整弹道性能。具体的例子包括为实现以下目标所做的努力:
•通过拉伸发动机长度增加推进剂装填,从而增加总冲量
•减少或少装推进剂装药,以减少推进剂重量和总冲量
•通过改变推进剂配方和/或装药几何形状和/或工作压力,限制有效载荷/航天器的峰值推力/加速度水平
•修改喷管,调整喉部烧蚀和推力曲线
•采用出口锥延伸装置(如气体展开裙摆),以提高膨胀比和整体性能
•通过加工推进剂装药到精确的重量公差,并通过提供热系统来保持推进剂装药温度,最大限度地减少性能变化
•结合特定任务的推进剂,提供所需的能量水平、环境兼容性和/或排气特性
提供所需的特定任务功能。诺斯罗普·格鲁曼公司很高兴为客户提供满足特定任务条件的设计支持。这包括合并额外的功能和/或提供符合客户指定的飞行包线、接口和环境的设计。例子包括:
•使用替代的外壳材料(钢,铝,钛,复合材料)
适应新环境
•使用经过验证的材料,以确保空间存储能力

  • 出口锥长度截断或缩短,以适应限制包络线
    •提供主动推力矢量控制飞行器转向
    •结合了发动机和转级的反应控制系统
    •为航天器结构提供热防护,通过点火后的热沉来防止发动机运行的热量
    •提供热环境管理,在工作前使用加热器和/或毯子
    •集成发动机/级与旋转和反旋转发动机和避碰系统
    •使用相关的命令计时器和/或航空电子设备和电力系统和相关软件设计级,以实现自动级的操作
    集成了先进的火工品部件,用于发动机启动、级分离和飞行终止
    •适应特定的航天器结构界面,包括采用金属或复合材料制作的挂钩、连接裙和/或完整的级间结构
    •移动或修改附件功能,以配合航天器/有效载荷
    技术支持。诺斯罗普·格鲁曼公司可以为设计和飞行工作提供技术替代方案和支持,包括:
    用于系统地面测试的惰性质量模拟器
    •总体系统设计所需的关键设计参数的技术交易
    系统工程数据和分析支持,包括性能建模,测试和分析,以证明在新的环境条件下的工作能力(温度,旋转条件,空间老化等)
    •在发射场为发动机运输、包装和与航天器或运载火箭集成提供后勤、人员和技术支持,包括但不限于,准备现场操作手册和为发动机提供地面支持设备(如周转台、装卸台和泄漏测试设备)
    诺斯罗普·格鲁曼公司有经验来修改我们的基本发动机设计,并可以以最小的风险设计全新的发动机来支持特定的飞行应用(见下图)。我们也准备提供所需的技术支持,为我们所有的发动机,火工品,和舞台产品。

STAR 30BP                     STAR 30E

STAR 30BP发动机被拉伸7英寸。交出30E号

文档和现场支持。诺斯罗普·格鲁曼公司已经为卡纳维拉尔角空军基地、肯尼迪航天中心、范登堡空军基地、科迪亚克发射综合中心、种子岛航天中心、西昌、瓦勒普斯飞行设施、Fort Churchill、圣马科斯测试中心、夸杰林测试中心的发射准备和提供了各种文件和现场支持。中国湖试中心和口柔。对于大多数项目,诺斯罗普·格鲁曼公司准备文件;与负责的地勤人员进行培训;参与审核和修改文件,以符合现场设备、设施和安全规范;并在首飞发动机交付现场前准备最终文件,从而促进首飞系统的安全和高效处理。诺斯罗普·格鲁曼公司也可以参与审查和评估客户为火箭发动机的安全处理准备的程序。

现场支持。诺斯罗普·格鲁曼公司拥有训练有素的人员来领导、指导和协助地面人员接收、维护、检查、检查和组装发动机和火工品项目。培训或指导会议通常对客户和发射靶场人员有价值,可以在诺斯罗普·格鲁曼公司或现场进行。

教学领域处理文档。下表列出了可根据客户要求为每个发动机准备的程序文件。许多发动机项目已经采用这些材料,作为在各个发射场对运载火箭阶段或航天器推进装置进行检查、组装和装配的准备工作的补充信息。

典型的教学文档

文档类型

描述

工程介绍

描述火箭发动机在现场的正确拆封、搬运、储存和维护(安全注意事项)

x射线检查程序

建立用于发射场地设施飞行前评估的射线照相检查程序

检查程序

描述正确使用设备和验证发动机部件完整性的程序

安保机构 (S&A) 检查程序

描述带电S&A设备的电气检验

火工品装配程序

描述了检查和安装发火管、贯穿舱壁起爆器、火药传爆组件和S&A装置的正确程序

发动机最终检验和装配程序

描述了火箭发动机的检查和飞行前组装。本程序可包含许多或所有其他用于现场支持和监视的指导性文件

安全计划

提供有关处理爆炸装置的适当安全程序的信息

搬运设备,维护过程

描述为验证设备的充分性而进行的定期验证或负荷试验。描述正确的设备维护程序

发动机飞行仪表安装与检验

描述诸如压力传感器、应变片等设备的安装和检验的正确程序。描述安装后的预防措施和测试需求

其它介绍

许多系统对辅助设备或火工品有独特的要求。程序可以准备以满足几乎任何系统需要(例如,旋转平衡)

发动机地面支持设备。除了运输集装箱,我们还可以提供各种地面支持设备,用于搬运、检查和组装火箭发动机和火工品。诺斯罗普·格鲁曼公司还设计用于将发动机安装到航天器或阶段的特定任务设备。典型的地面支持设备包括:
•集装箱
•周转台
•惰性质量模拟器•泄漏测试设备
在途的仪表。空间发动机对温度、湿度和冲击载荷很敏感。在航天发动机运输过程中环境条件的监测是至关重要的。一些标准的和经过验证的设备是可用的。也可以处理特殊问题,如运输时间长。一些现成的项目有:
•温度记录仪
•冲击指标
•湿度指标
一般来说,诺斯罗普·格鲁曼公司的人员在美国、日本、法属圭亚那和中国的不同测试地点监控诺斯罗普·格鲁曼公司发动机的开发、鉴定和批量验收测试期间的所有活动。我们强烈建议为每个飞行项目提供这种支持。我们可以提供训练有素的人员来监控发射现场或客户测试设施的活动,并协助解决问题。
通分析。飞行数据的分析可以帮助确定发动机性能的趋势,从而消除潜在的问题。此外,在项目期间的评估有助于提高飞行性能的可预测性。例如,将地面数据与其他飞行数据进行比较,可以使客户减少用于速度微调和反应控制系统的燃料重量,从而有可能在后续发射中提高航天器的可用重量。
诺斯罗普·格鲁曼公司能够支持的典型飞行后分析包括:
•弹道性能
•加速度曲线
•导出非轴向(侧向)推力数据
•发动机温度
•剩余推力
•其他(取决于飞行仪表)
发动机数据。STAR发动机性能总结如下表所示。后面的页面包含各种STAR发动机配置的数据表。
STAR发动机性能及经验总结

 

STAR Designation

Model

Number

Nominal

Diameter

Total

Impulse, lbf-sec

Effective Specific

Impulse,  lbf-sec/lbm

Propellant Weight

Propellant

Mass 

Fraction

Tests

Flights

in.

cm

lbm

kg

3

TE-M-1082-1

3.18

8.08

281.4

266.0

1.06

0.48

0.42

26

3

3A

TE-M-1089

3.18

8.08

64.4

241.2

0.27

0.12

0.14

2

3

4G

TE-M-1061

4.45

11.30

595

269.4

2.16

0.98

0.65

2

0

5*

TE-M-500

5.05

12.83

895

189.0

3.8

1.72

0.87

4

11

5A

TE-M-863-1

5.13

13.02

1,289

250.8

5.05

2.27

0.49

6

3

5C/5CB

TE-M-344-15

TE-M-344-16

4.77

4.77

12.11

12.11

1,252

1,249

268

262.0

4.55

4.62

2.06

2.10

0.47

0.47

245 20

686

160

5D

TE-M-989-2

4.88

12.39

3,950

256.0

15.22

6.90

0.68

13

3

5F

TE-M-1198

4.85

12.32

2,216

262.9

8.42

3.82

0.37

9

194

6

TE-M-541-3

6.2

15.75

3,077

287.0

10.7

4.85

0.80

47

238

                 

6A*

TE-M-542-3

6.2

15.75

2,063

285.3

7.2

3.27

0.72

   

6B

TE-M-790-1

7.32

18.59

3,686

269.0

13.45

6.10

0.60

8

18

8

TE-M-1076-1

8.06

20.47

7,430

272.9

27.12

12.30

0.71

26

6

9

TE-M-956-2

9.0

22.86

9,212

289.1

31.8

14.42

0.78

1

0

10*

TE-M-195

10.0

25.40

6,600

251.0

26.3

11.93

0.68

46

Classified

12*

TE-M-236

12.0

30.48

10,350

252.0

40.3

18.28

0.66

160

349

12A*

TE-M-236-3

12.1

30.73

13,745

270.0

50.2

22.77

0.67

6

Classified

12GV

TE-M-951

12.24

31.58

20,669

282.4

72.6

32.9

0.79

5

2

13*

TE-M-458

13.5

34.29

18,800

273.0

68.3

30.98

0.87

7

2

13A*

TE-M-516

13.5

34.29

21,050

286.5

73.0

33.11

0.87

5

9

13B

TE-M-763

13.57

34.47

26,050

285.0

90.9

41.23

0.88

1

2

13C*

TE-M-345-11/12

13.5

34.29

18,200

218.0

66.5

30.16

0.80

125

131

13D*

TE-M-375

13.5

34.29

17,200

223.0

63.0

28.58

0.81

10

2

13E*

TE-M-385

12.7

32.26

14,200

211.0

55.4

25.13

0.82

65

48

13F*

TE-M-444

13.5

34.29

21,190

240.0

73.5

33.34

0.83

5

9

15G

TE-M-1030-1

15.04

38.2

50,210

281.8

175.5

79.61

0.85

11

10

17

TE-M-479

17.4

44.20

44,500

286.2

153.5

69.63

0.88

6

4

17A

TE-M-521-5

17.4

44.20

71,800

286.7

247.5

112.26

0.89

10

7

20 Spherical*

TE-M-251

20.0

50.80

66,600

234.0

253

114.76

0.93

1

1

20

TE-M-640-1

19.7

50.04

173,560

286.5

601.6

273.20

0.91

10

32

20A*

TE-M-640-3

19.7

50.04

184,900

291.9

630.0

285.76

0.91

2

0

20B*

TE-M-640-4

19.8

50.29

174,570

289.1

601.6

272.88

0.89

6

5

24

TE-M-604

24.5

62.23

126,000

282.9

440.6

199.85

0.92

9

6

24A*

TE-M-604-2

24.5

62.23

112,400

282.4

393.8

178.62

0.92

24B*

TE-M-604-3

24.5

62.23

126,230

282.9

441.4

200.22

0.92

24C

TE-M-604-4

24.5

62.23

138,000

282.3

484.0

219.54

0.92

26

TE-M-442

26.0

66.04

138,500

271.0

508.5

230.65

0.86

4

       14

                 

26C

TE-M-442-2

26.1

66.29

139,800

272.1

511.4

231.97

0.88

   

26B

TE-M-442-1

26.1

66.29

142,760

271.7

524.0

237.68

0.91

1

8

 

STAR Designation

Model

Number

Nominal

Diameter

Total

Impulse, lbf-sec

Effective Specific

Impulse,  lbf-sec/lbm

Propellant Weight

Propellant

Mass 

Fraction

Tests

Flights

 
 

in.

cm

lbm

kg

 

27

TE-M-616

27.3

69.34

213,790

287.9

735.6

333.66

0.92

18

31

 
 

27H

TE-M-1157

27.3

69.34

219,195

291.4

744.8

337.84

0.92

1

1

 
 

30*

TE-M-700-2

30.0

76.20

300,940

293.0

1,021.7

463.44

0.94

4

0

 
 

30A*

TE-M-700-4

30.0

76.20

302,350

294.7

1,021.0

463.12

0.94

1

0

 
 

30B*

TE-M-700-5

30.0

76.20

328,200

293.0

1,113.0

504.85

0.94

14

29

 
 

30BP

TE-M-700-20

30.0

76.20

328,455

292.3

1,113.6

505.12

0.93

5

23

 
 

30C

TE-M-700-18

30.0

76.20

376,095

286.4

1,302.5

590.80

0.94

4

22

 
 

30C/BP

TE-M-700-25

30.0

76.20

383,270

291.8

1,302.5

590.80

0.93

0

4

 
 

30E

TE-M-700-19

30.0

76.20

407,550

290.4

1,392.0

631.40

0.93

3

11

 
 

31

TE-M-762

30.1

76.45

840,000

293.5

2,835.0

1285.94

0.93

6

17

 
 

37*

TE-M-364-1

36.8

93.47

356,200

260.0

1,123.0

509.38

0.90

50

6

 
 

37B*

TE-M-364-2

36.8

93.47

417,900

291.0

1,440.0

653.17

0.91

1

21

 
 

37C*

TE-M-364-18

36.8

93.47

608,600

285.5

2,125.0

963.88

0.92

1

8

 
 

37D*

TE-M-364-3

36.8

93.47

417,900

266.0

1,440.0

653.17

0.91

14

18

 
 

37E*

TE-M-364-4

36.8

93.47

654,200

283.6

2,290.0

1038.73

0.93

13

75

 
 

37F*

TE-M-364-19

36.8

93.47

549,536

286.0

1,909.3

866.04

0.93

8

10

 
 

37FM

TE-M-1139

36.8

93.47

695,620

294.1

2,344.1

1063.27

0.93

5

30

 
 

37FMV

TE-M-1139

36.8

93.47

685,970

289.8

2350.1

1065.99

0.93

0

0

 
 

37G*

TE-M-364-11

36.8

93.47

671,809

289.9

2,348.0

1065.04

0.92

4

0

 
 

37GV

TE-M-1007-1

35.2

89.41

634,760

293.5

2,148

974.3

0.92

1

0

 
 

37N*

TE-M-364-14

36.8

93.47

357,500

290.0

1,232.0

558.83

0.90

1

8

 
 

37S*

TE-M-364-15

36.8

93.47

420,329

287.3

1,449.5

657.48

0.92

2

24

 
 

37X*

TE-M-714-1

36.8

93.47

685,148

295.6

2,350.7

1066.26

0.93

1

0

 
 

37XF*

TE-M-714-6

36.7

93.22

571,470

290.0

1,950.4

884.69

0.93

9

9

 
 

37XFP

TE-M-71416/17

36.7

93.22

570,040

290.0

1,948.2

883.69

0.92

3

41

 
 

37XFPV

TE-M-988-1

36.7

93.22

570,040

290.0

1,948.2

883.69

0.91

1

0

 
 

37Y*

TE-M-714-2

36.8

93.47

701,000

297.0

2,360.0

1070.48

0.93

2

0

 
 

40*

TE-M-186-2

40.1

101.85

443,026

207.0

1,995.0

904.92

0.92

10

0

 
 

48*(short)

TE-M-711-3

49.0

124.46

1,269,610

286.6

4,405.0

1998.08

0.95

18

29

 
 

48*(long)

TE-M-711-8

49.0

124.46

1,296,300

292.9

4,405.0

1998.08

0.94

     
 

48A (short)

TE-M-799-1

49.0

124.46

1,528,400

283.4

5,357.2

2429.99

0.94

1

0

 
 

48A (long)

TE-M-799

49.0

124.46

1,563,760

289.9

5,357.2

2429.99

0.94

     
 

48B (short)

TE-M-711-17

49.0

124.46

1,275,740

286.0

4,431.2

2009.96

0.94

3

104

 
 

48B (long)

TE-M-711-18

49.0

124.46

1,303,700

292.1

4,431.2

2009.96

0.94

     
 

48BV

TE-M-940-1

49.0

124.46

1,303,700

292.1

4,431.2

2009.96

0.94

3

2

 
 

48V

TE-M-940-1

49.0

124.46

1,303,700

292.1

4,431.2

2009.96

0.93

3

1

 
 

48GXV

49.0

120.0

1,911,070

306.0

6,205

2814.54

0.92

1

0

 
 

63D

TE-M-936

63.0

160.02

2,042,450

283.0

7,166.5

3250.67

0.93

5

3

 
 

63F

TE-M-963-2

63.1

160.27

2,816,700

297.1

9,401.6

4264.50

0.93

4

2

 
 

75

TE-M-775-1

75.0

190.50

4,797,090

288.0

16,542

7503.32

0.93

1

0

 
 

92

93.0

236.22

10,120,100

287.7

34,879

15,820.85

0.94

0

0

 
                                           

*STAR发动机已被其他发动机配置所取代



STAR 3

STAR 3发动机在2003年被开发和合格,作为火星探测探测器(MER)计划的喷气推进实验室(JPL)的横向脉冲火箭系统(TIRS)
每个火星MER着陆器上都装有三个TIRS发动机。在2004年1月,TIRS的一个发动机被启动,以提供必要的动力,在火星表面着陆前降低“火星动力号”着陆器的横向速度。该发动机也适用于旋转/减速和分离系统。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..3.18

Motor length, in. ………………………………………….11.36

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………0.62/0.66

Ignition delay time, sec ………………………………….0.12

Burn time average chamber pressure, psia …….1,502

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,596

Total impulse, lbf-sec …………………………………..281.4

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….266.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………266.0

Burn time average thrust, lbf …………………………..435

Maximum thrust, lbf ……………………………………….461

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.461

Exit diameter, in. …………………………………………2.072

Expansion ratio, initial …………………………………20.2:1

WEIGHTS, LBM …………………………………………

Total loaded …………………………………………………2.55

Propellant  …………………………………………………..1.06

Case assembly …………………………………………….0.40

Nozzle assembly  …………………………………………0.58

Total inert …………………………………………………….1.49

Burnout ……………………………………………………….1.49 Propellant mass fraction ………………………………..0.42

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………..-40º-104°F

Storage ……………………………………………..-65º-140°F

PROPELLANT DESIGNATION ……… TP-H-3498

CASE MATERIAL  ………………………… TITANIUM

PRODUCTION STATUS …………………………………………. FLIGHT-PROVEN

NOTE: Offload configuration delivering 171 lbf-sec of total impulse also qualified



STAR 3A

TE-M-1089

STAR 3A在2003年研制和认证,作为用于喷气推进实验室的火星探测漫游车(MER)横向脉冲火箭系统(TIRS)的STAR 3的卸载和缩短版本。它有一个更短的外壳和截短的出口锥,以容纳更低的推进剂重量和更小的可用体积。STAR 3A非常适合分离、旋转/减速、离轨轨和小型卫星应用



STAR 4G

TE-M-1061

这种STAR发动机是在2000年1月根据美国宇航局戈达德太空飞行中心的一个低成本、高质量分数的轨道调整发动机计划开发和测试的,用于部署非常小的卫星星座(纳米卫星)。STAR 4G原型发动机的首次静态测试在项目启动8个月后进行。该发动机设计为在高腔室压力下工作,并合并了一个非烧蚀喉衬,以最大限度地提高比冲量。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..4.45

Motor length, in. ……………………………………………5.43

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………10.3/10.8

Ignition delay time, sec ………………………………..0.035

Burn time average chamber pressure, psia …….2,185

Maximum chamber pressure, psia ………………..2,600

Total impulse, lbf-sec ……………………………………..595

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….275.6

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………269.4

Burn time average thrust, lbf …………………………….58

Maximum thrust, lbf …………………………………………69

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….0.15

Exit diameter, in. …………………………………………..1.13

Expansion ratio, initial …………………………………56.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………………3.30

Propellant  …………………………………………………..2.16

Heavyweight nano ESA …………………………………0.17

Case assembly …………………………………………….0.49

Nozzle assembly  …………………………………………0.46

Total inert …………………………………………………….1.12

Burnout ……………………………………………………….1.07 Propellant mass fraction ………………………………..0.65

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

PROPELLANT DESIGNATION ……… TP-H-3399

CASE MATERIAL

…………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS …………DEVELOPMENT



STAR 5A

TE-M-863-1

STAR 5A火箭发动机在1988年合格提供最小加速度和延长燃烧delta-V脉冲。具有低平均推力和独特的偏心喷管设计,发动机可用于许多非标准几何配置的小有效载荷放置或自旋向上的应用。STAR 5A于1989年首次从航天飞机上升空。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..5.13

Motor length, in. ……………………………………………8.84

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………32.0/35.6

Ignition delay time, sec ………………………………….0.04

Burn time average chamber pressure, psia ……….453

Maximum chamber pressure, psia …………………..516

Total impulse, lbf-sec …………………………………..1,289

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….255.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………250.8

Burn time average thrust, lbf …………………………….38

Maximum thrust, lbf …………………………………………38

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….0.24

Exit diameter, in. …………………………………………1.284

Expansion ratio, initial …………………………………28.6:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….10.24

Propellant  …………………………………………………..5.05

Case assembly …………………………………………….2.02

Nozzle assembly  …………………………………………0.57

Total inert …………………………………………………….5.17

Burnout ……………………………………………………….5.08 Propellant mass fraction ………………………………..0.49

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….-4º-104°F

Storage ……………………………………………..-76º-140°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ……………..UP TO 60

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3399

CASE MATERIAL ………………………ALUMINUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 5C

TE-M-344-15

STAR 5C火箭发动机根据与Martin Marietta的合同最初设计、研发、合格并投入生产(1960年至1963年)。STAR 5C用于分离Titan II导弹和Titan运载火箭上的第二级和级间。目前的型号在1976年合格使用,用TP-H-3062代替早期的主推进剂装药。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..4.77

Motor length, in. ………………………………………….13.43

MOTOR PERFORMANCE (60°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………2.80/2.94

Ignition delay time, sec ………………………………..0.015

Burn time average chamber pressure, psia …….1,348

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,390

Total impulse, lbf-sec …………………………………..1,252

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….275.2

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………268.1

Burn time average thrust, lbf …………………………..439

Maximum thrust, lbf ……………………………………….455

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.483

Exit diameter, in. …………………………………………..2.34

Expansion ratio, initial …………………………………23.5:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………………9.86

Propellant (including igniter propellant) ……………4.55

Case assembly …………………………………………….4.24

Nozzle assembly  …………………………………………0.40

Total inert  ……………………………………………………5.28

Burnout ……………………………………………………….5.16 Propellant mass fraction ………………………………..0.46

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………… 20º-130°F

Storage ……………………………………………..-25º-130°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3062

CASE MATERIAL ……………………..4130 STEEL

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 5CB

TE-M-344-16

STAR 5CB火箭发动机被重新设计和重新认证,以分离泰坦IV运载火箭上的上面级和第二级。发动机采用了减少铝含量(2%铝)的推进剂,以最大限度地减少发射过程中的航天器污染。外壳、喷管和点火器组件与STAR 5C的设计没有变化,但发动机(1989年)已获得资格,以适应更恶劣的泰坦IV环境。这种发动机于1990年首次试飞。
STAR 5CB已经为其他应用进行了改造。安装凸耳和螺柱可以添加到前封头,同时拆卸两端的裙,以适应特定的任务附件功能。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..4.77

Motor length, in. ………………………………………….13.43

MOTOR PERFORMANCE (60°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………2.67/2.77

Ignition delay time, sec ………………………………..0.013

Burn time average chamber pressure, psia …….1,388

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,434

Total impulse, lbf-sec …………………………………..1,249

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm …………….270

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ………………262

Burn time average thrust, lbf …………………………..459

Maximum thrust, lbf ……………………………………….492

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.483

Exit diameter, in. …………………………………………..2.34

Expansion ratio, initial …………………………………23.5:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………………9.93

Propellant (excluding 0.03 lbm igniter propellant) 4.62

Case assembly …………………………………………….4.24

Nozzle assembly  …………………………………………0.40

Total inert  ……………………………………………………5.28

Burnout ……………………………………………………….5.16 Propellant mass fraction ………………………………..0.47

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 0º-130°F

Storage ……………………………………………..-35º-172°F

PROPELLANT DESIGNATION ……TP-H-3237A

CASE MATERIAL ……………………..4130 STEEL

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 5D

TE-M-989-2

STAR 5D火箭发动机设计和合格(1996)作为火箭减速发动机的火星探路者计划帕萨迪纳喷气推进实验室(JPL), CA。STAR 5D特征是钛合金壳体,头部点火,倾斜的喷管设计和基于早期STAR 5设计。其中三个发动机于1997年7月4日启动,以使探路者号飞船在弹回火星表面之前减速至接近零的速度。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..4.88

Motor length, in. ……………………………………………32.7

MOTOR PERFORMANCE (-22°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………3.03/3.28

Ignition delay time, sec ………………………………..0.029

Burn time average chamber pressure, psia …….1,299

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,406

Total impulse, lbf-sec …………………………………..3,950

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….259.5

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………256.0

Burn time average thrust, lbf …………………………1251 Maximum thrust, lbf …………………………………….1,410

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.869

Exit diameter, in. …………………………………………2.345

Expansion ratio, initial …………………………………..7.3:1

Cant angle, deg ………………………………………………17

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….22.55

Propellant (including igniter propellant) ………….15.22

Case assembly …………………………………………….5.93

Nozzle assembly  …………………………………………1.40

Total inert  ……………………………………………………7.33

Burnout ……………………………………………………….7.12 Propellant mass fraction ………………………………..0.68

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………..-67º-158°F

Storage ……………………………………………..-80º-172°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 5F

TE-M-1198

STAR 5F火箭发动机被设计为阿特拉斯V运载火箭第一级制动发动机,用于在第一和第二级分离期间。它融合了STAR 5CB、STAR 5D和STAR 5E设计的众多设计特点,最大限度地提高继承性和高可靠性。STAR 5F采用不锈钢外壳、封头和出口锥;头端点火系统;喷管严重倾斜设计;减少推进剂中的铝含量,以最大限度地减少发射过程中对航天器的污染。在2011年和2012年的9次静态测试中,该发动机已经通过了Atlas V严酷环境的测试。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..4.85

Motor length, in. ………………………………………….37.26

MOTOR PERFORMANCE (60°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………1.75/1.93

Ignition delay time, sec ………………………………..0.012

Burn time average chamber pressure, psia …….1,315

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,757

Total impulse, lbf-sec …………………………………..2,140

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….254.2

Burn time average thrust, lbf* ……………………….1,188

Maximum thrust, lbf* ……………………………………1,363

*Along nozzle centerline

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….0.85

Exit diameter, in. …………………………………………..2.55

Expansion ratio, initial …………………………………..9.1:1 Cant angle, deg ……………………………………………20.0

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….30.95

Propellant  …………………………………………………..8.42

Total inert  ………………………………………………….22.53 Propellant mass fraction ………………………………..0.27

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………… 14º-124°F

Storage ……………………………………………..-35º-160°F

PROPELLANT DESIGNATION  …. TP-H-3237B

CASE MATERIAL ……………STAINLESS STEEL

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 6B

TE-M-790-1

STAR 6B火箭发动机是为再入飞行器的自旋和轴向推进应用而开发的。该设计包括一个铝壳和碳酚喷管组件。STAR 6B于1984年获得资格,并于1985年首次试飞。发动机在点火过程中能够以每秒16转的速度旋转,推进剂装载量从5.7到15.7磅。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..7.32

Motor length, in. ………………………………………….15.89

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………….5.9/7.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.010

Burn time average chamber pressure, psia ……….846

Maximum chamber pressure, psia …………………..907

Total impulse, lbf-sec …………………………………..3,686

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm …………….274

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ………………269

Burn time average thrust, lbf …………………………..565

Maximum thrust, lbf ……………………………………….634

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.662

Exit diameter, in. …………………………………………..3.76

Expansion ratio, initial/average ………………..32:1/28:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….22.62

Propellant (including igniter propellant) ………….13.45

Case and closure assembly …………………………..6.02

Nozzle assembly  …………………………………………0.80

Total inert …………………………………………………….9.17

Burnout ……………………………………………………….8.92 Propellant mass fraction ………………………………..0.59

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….30º-110°F

Storage ……………………………………………..-20º-160°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 960

PROPELLANT DESIGNATION ……TP-H-3237A

CASE MATERIAL ………………………ALUMINUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 8

TE-M-1076-1

STAR 8是在2002年为位于加州帕萨迪纳的喷气推进实验室(JPL)火星探测漫游者(MER)计划开发的火箭辅助减速发动机。该发动机是基于为JPL的火星探路者计划开发的STAR 5D发动机技术。STAR 8号首次飞行是在2004年1月,当时勇气号和机遇号探测器分别用三个发动机减速,以便在古谢夫陨石坑和子午线平原着陆。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..8.06

Motor length, in. ………………………………………….27.07

MOTOR PERFORMANCE (-22°F vacuum)

Burn time/action time, sec ………………………4.33/4.51

Ignition delay time, sec ………………………………..0.025

Burn time average chamber pressure, psia …….1,500

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,572

Total impulse, lbf-sec …………………………………..7,430

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….274.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………272.9

Burn time average thrust, lbf ………………………..1,681 Maximum thrust, lbf …………………………………….1,742

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.879

Exit diameter, in. …………………………………………4.095

Expansion ratio, initial …………………………………21.7:1

Cant angle, deg ………………………………………………17

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….38.43

Propellant  …………………………………………………27.12

Case assembly …………………………………………….6.12

Nozzle assembly  …………………………………………3.69

Total inert …………………………………………………..11.31

Burnout ……………………………………………………..11.20 Propellant mass fraction ………………………………..0.71

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………..-40º-104°F

Storage ……………………………………………..-65º-140°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 9

STAR 9火箭发动机在1993年在独立研究和发展基金的基础上研发,以演示一些低成本发动机技术。这些技术包括一个整体的后极孔/出口锥,二维碳碳喉道,和带药壳体制造技术。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………….9.0

Motor length, in. ………………………………………….19.96

MOTOR PERFORMANCE (70°F vacuum)

Burn time/action time, sec ………………………….9.4/9.8

Ignition delay time, sec ………………………………….0.01

Burn time average chamber pressure, psia …….1,072

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,436

Total impulse, lbf-sec …………………………………..9,212

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….289.7

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………289.1

Burn time average thrust, lbf …………………………..951 Maximum thrust, lbf …………………………………….1,311

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.763

Exit diameter, in. …………………………………………..6.52

Expansion ratio, initial ……………………………………73:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………………41.0

Propellant (including igniter propellant) ……………31.8

Case assembly (including igniter inerts) …………….6.5

Nozzle assembly  …………………………………………..2.7

Total inert  ……………………………………………………..9.2

Burnout …………………………………………………………9.1 Propellant mass fraction ………………………………..0.78

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………….. 30º-95°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-1202

CASE MATERIAL …………………GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS …..DEMONSTRATION



STAR 12GV

TE-M-951

STAR 12GV火箭发动机是美国海军/导弹防御局(U.S. Navy/Missile Defense Agency)“梗犬轻量级大气层外弹丸(LEAP)”实验的第三级。发动机于1995年3月首次飞行。该级具有推力矢量控制能力,头端飞行自毁装置,并使用石墨-环氧复合外壳。它与后端姿态控制系统模块兼容。诺斯罗普·格鲁曼公司在1992年至1995年期间根据先进固体轴向级(ASAS)计划开发了发动机设计和部件技术。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………12.24

Motor length, in. ……………………………………………22.5

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………13.9/14.8 Ignition delay time, sec ………………………………….0.02 Burn time average chamber pressure, psia …….1,550 Maximum chamber pressure, psia ………………..1,950 Total impulse, lbf-sec …………………………………20,669 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….284.7 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………282.4 Burn time average thrust, lbf ………………………..1,455 Maximum thrust, lbf …………………………………….1,980

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..0.691 Exit diameter, in. …………………………………………..5.26 Expansion ratio, initial ……………………………………58:1

TVC angle, deg ………………………………………. ± 5 deg

WEIGHTS*, LBM

Total loaded …………………………………………………92.5 Propellant  …………………………………………………..72.6 Case assembly …………………………………………….14.3

Nozzle assembly  …………………………………………..4.5

Total inert  ……………………………………………………19.8 Burnout ……………………………………………………….19.2 Propellant mass fraction ………………………………..0.79

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-95°F Storage ……………………………………………….. 0º-130°F

PROPELLANT DESIGNATION 

………………………………………………..TP-H-3340A

CASE MATERIAL

…………………GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN

*Includes actuators and cables only. Battery and controller weights and ACS are not included



STAR 13B

TE-M-763

STAR 13B包含一个为STAR 13开发的钛外壳,采用早期STAR 13远地点发动机的推进剂和喷管设计。发动机设计在1983年合格,并在1984年用于调整从德尔塔180发射的主动磁气圈粒子示踪实验(AMPTE)卫星的轨道倾角,并在1988年作为导弹防御实验的推力发动机。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………13.57 Motor length, in. ………………………………………….25.11

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………14.8/16.1

Ignition delay time, sec ………………………………….0.02

Burn time average chamber pressure, psia ……….823

Maximum chamber pressure, psia …………………..935

Total impulse, lbf-sec …………………………………26,050

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….286.6

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………285.0

Burn time average thrust, lbf ………………………..1,708 Maximum thrust, lbf …………………………………….2,160

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….1.20

Exit diameter, in. …………………………………………..8.02 Expansion ratio, initial/average …………..49.8:1/41.0:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….103.7

Propellant ……………………………………………………90.9

Case assembly ………………………………………………5.6

Nozzle assembly  …………………………………………..3.7

Total inert …………………………………………………….12.8

Burnout ……………………………………………………….12.3 Propellant mass fraction ………………………………..0.88

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….40º-110°F

Storage ……………………………………………….40º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 120

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 15G

TE-M-1030-1

一个一个上面级发动机
STAR 15G火箭发动机在1997年在两种不同的装药设计配置中被设计和合格。发动机设计基于15英寸的ASAS。在1988年12月至1991年6月的七次试验中,用于评估设计特征、部件和材料技术。诺斯罗普·格鲁曼公司在该发动机上采用了锡奥克复合树脂技术,这是STAR设计中的一种使用缠绕石墨-环氧复合材料外壳的技术。
发动机独特的递减推力时间曲线是推进剂装药调整的一个例子,以限制推力,以保持对有效载荷的低加速度水平。另一种131磅的推进剂装填也在鉴定期间进行了测试。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………15.04

Motor length, in. ………………………………………….31.57

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………33.3/36.4

Ignition delay time, sec ………………………………..0.334

Burn time average chamber pressure, psia ……….885

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,585

Total impulse, lbf-sec …………………………………50,210

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….285.9

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………281.8

Burn time average thrust, lbf ………………………..1,470 Maximum thrust, lbf …………………………………….2,800

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….0.97

Exit diameter, in. …………………………………………..8.12

Expansion ratio, initial ……………………………………70:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded (excluding ETA and S&A) …………..206.6

Propellant (excluding 0.12 lbm of igniter 

propellant) ………………………………………………….175.5 Case assembly …………………………………………….22.6

Nozzle assembly  …………………………………………..4.6

Total inert …………………………………………………….30.9

Burnout ……………………………………………………….28.3 Propellant mass fraction ………………………………..0.85

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….40º-110°F

Storage ……………………………………………….40º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 125

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3340

CASE MATERIAL

…………………GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 17

TE-M-479

STAR 17发动机已在多个项目中作为远地点定点发动机。STAR 17具有硅酚醛出口锥和钛外壳,尾部有一个安装环,可根据客户要求重新安装。
STAR 17发动机是在诺斯罗普·格鲁曼公司和阿诺德工程发展中心进行的六次测试中开发和合格的,直到1967年3月。最初的STAR 17飞行是在德尔塔57在1968年7月从西部测试靶场。随后的发射已经在德尔塔东部试验场和阿特拉斯火箭从西部试验场进行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..17.4

Motor length, in. ………………………………………….27.06

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………17.6/18.6

Ignition delay time, sec ………………………………..0.060

Burn time average chamber pressure, psia ……….803

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,000

Total impulse, lbf-sec …………………………………44,500

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….290.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………286.2

Burn time average thrust, lbf ………………………..2,460 Maximum thrust, lbf …………………………………….2,775

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..1.372

Exit diameter, in. …………………………………………10.69

Expansion ratio, initial …………………………………60.7:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….174.3

Propellant ………………………………………………….153.5

Case assembly ………………………………………………8.8

Nozzle assembly  …………………………………………..7.0

Total inert …………………………………………………….20.8

Burnout ……………………………………………………….18.8 Propellant mass fraction ………………………………..0.88

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 0º-120°F

Storage ……………………………………………….. 0º-120°F

SPIN EXPERIENCE, RPM  ……………………. 100

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 17A

TE-M-521-5

STAR 17A发动机是用于行星际监测平台和其他小卫星的远地点定点发动机。发动机利用一个扩展的钛外壳来增加STAR 17的总冲量,并已在1969年和1977年之间从德尔塔和阿特拉斯运载器发射用于各种任务。STAR 17A发动机在星际监测平台H和J的-5配置中合格。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ……………………………………… 17.4*

Motor length, in. ………………………………………….38.64

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………19.4/20.6 Ignition delay time, sec ………………………………..0.070 Burn time average chamber pressure, psia ……….670 Maximum chamber pressure, psia …………………..700 Total impulse, lbf-sec …………………………………71,800 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….290.1 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………286.7 Burn time average thrust, lbf ………………………..3,600 Maximum thrust, lbf …………………………………….3,900

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..1.884 Exit diameter, in. …………………………………………13.75

Expansion ratio, initial …………………………………53.2:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ………………………………………………….277

Propellant ………………………………………………….247.5 Case assembly …………………………………………….13.1 Nozzle assembly  …………………………………………10.3 Total inert …………………………………………………….29.5 Burnout ……………………………………………………….26.5 Propellant mass fraction ………………………………..0.89

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………………0º-110°F

Storage …………………………………………………0º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN

*The diameter extends to 18.38 in. at the location of the attachment flange 



STAR 20

TE-M-640-1

STAR 20“牛郎星”(Altair) III火箭发动机被发展为“侦察兵”(Scout)运载火箭第四级的推进装置。该纤维缠绕的玻璃纤维环氧壳体装填16%端羧基聚丁二烯(CTPB)推进剂装药。轻质的外喷管是由石墨和树脂制成的复合材料,由钢支撑。STAR 20牛郎星III在1972年和1978年之间的测试中研发,在1974年8月由Scout 189开始从西部试验场、圣马科斯和沃洛普斯飞行设施飞行。
诺斯罗普·格鲁曼公司也开发了STAR 20的改进型。STAR 20B设计增加了标准STAR 20的外壳结构能力,以支持反卫星武器(ASAT)计划从F-15飞机上发射。STAR 20B反卫星发动机在1982年至1983年的测试期间合格以支持1984年1月和1986年9月之间的飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..19.7

Motor length, in. ……………………………………………58.5

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………27.4/31.5

Ignition delay time, sec ………………………………….0.04

Burn time average chamber pressure, psia ……….654

Maximum chamber pressure, psia …………………..807

Total impulse, lbf-sec ……………………………….173,560

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….288.5

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………286.5

Burn time average thrust, lbf ………………………..5,500 Maximum thrust, lbf …………………………………….6,720

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………2.3

Exit diameter, in. …………………………………………..16.5

Expansion ratio, initial …………………………………50.2:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….662.3

Propellant (including igniter propellant) ………….601.6

Case assembly …………………………………………….24.3

Nozzle assembly  …………………………………………12.5

Total inert …………………………………………………….60.7

Burnout ……………………………………………………….58.6 Propellant mass fraction ………………………………..0.91

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………… 40º-100°F

Storage ……………………………………………….30º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 180

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL  ……..FIBER GLASS-EPOXY                                               COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 24

TE-M-640

STAR 24火箭发动机在1973年获得资格,并作为天网II卫星的远地点入轨发动机飞行。发动机组件采用钛外壳和碳酚醛出口锥。这个发动机的不同版本已经合格的先锋金星(Pioneer Venus)任务(1978)。STAR 24最初的飞行是在1974年,在Delta 100上。STAR 24发动机已在东部试验范围和西部试验范围飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..24.5

Motor length, in. ……………………………………………40.5

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………29.6/31.1

Ignition delay time, sec ………………………………….0.03

Burn time average chamber pressure, psia ……….486

Maximum chamber pressure, psia …………………..524

Total impulse, lbf-sec ……………………………….126,000

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….286.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………282.9

Burn time average thrust, lbf ………………………..4,170 Maximum thrust, lbf …………………………………….4,420

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.42

Exit diameter, in. …………………………………………14.88 Expansion ratio, initial/average …………..37.8:1/36.7:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….481.0

Propellant (including igniter propellant) ………….440.6

Case  ………………………………………………………….13.0

Nozzle assembly  …………………………………………13.1

Total inert …………………………………………………….40.4

Burnout ……………………………………………………….35.6 Propellant mass fraction ………………………………..0.92

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………………0º-110°F

Storage ……………………………………………….20º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 24C

TE-M-640-4

STAR 24C被设计和合格(1976年)用于发射美国宇航局的国际紫外线实验(IUE)卫星于1978年1月从东部德尔塔138试验场发射。它运行在比早期STAR 24发动机稍高的燃烧室压力。STAR 24C有一个细长的圆柱形部分和一个更大的喷管喉部以容纳增加的推进剂装填。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..24.5

Motor length, in. ……………………………………………42.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………28.0/29.6

Ignition delay time, sec ………………………………….0.03

Burn time average chamber pressure, psia ……….544

Maximum chamber pressure, psia …………………..598

Total impulse, lbf-sec ……………………………….138,000

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….285.1

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………282.3

Burn time average thrust, lbf ………………………..4,650 Maximum thrust, lbf …………………………………….4,800

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..2.443

Exit diameter, in. …………………………………………14.88

Expansion ratio, initial …………………………………37.1:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….527.5

Propellant (including 1.2 lbm igniter propellant)

…………………………………………………………………484.0

Case  ………………………………………………………….14.1

Nozzle assembly  …………………………………………13.1

Total inert …………………………………………………….43.5

Burnout ……………………………………………………….38.7 Propellant mass fraction ………………………………..0.92

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..0º-110°F\

Storage ……………………………………………….20º-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3062

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 26

TE-M-442

STAR 26于1964年获得飞行资格,作为桑迪亚国家实验室Strypi IV飞行器的上面级。类似于其前身STAR 24的设计,这种发动机提供了更高的推力。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..26.0

Motor length, in. ……………………………………………33.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………17.8/19.0

Ignition delay time, sec ………………………………….0.06

Burn time average chamber pressure, psia ……….575

Maximum chamber pressure, psia …………………..650

Total impulse, lbf-sec ……………………………….138,500

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….272.4

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………271.0

Burn time average thrust, lbf ………………………..7,500 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,000

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.06

Exit diameter, in. …………………………………………12.50 Expansion ratio, initial …………………………………16.7:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….594.0

Propellant (including 1.2 lbm igniter propellant)

…………………………………………………………………508.5

Case assembly …………………………………………….39.6

Nozzle assembly  …………………………………………23.3

Total inert  ……………………………………………………85.5

Burnout ……………………………………………………….83.0 Propellant mass fraction ………………………………..0.86

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 50º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-120°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 400

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3114

CASE MATERIAL …………………… D6AC STEEL

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 26B

TE-M-442-1

STAR 26B是STAR 26的一个版本,通过使用钛外壳来减轻重量。这种重量节省允许增加推进剂装填,从而延长性能。STAR 26B在1970年的测试中获得了资格,并于1972年开始作为Burner IIA航天器的上面级为波音公司和美国空军飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..26.1

Motor length, in. ……………………………………………33.1

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM,

   Isp based on Burner IIA flight data) …………………….

Burn time/action time, sec ………………………17.8/18.6

Ignition delay time, sec ………………………………….0.06

Burn time average chamber pressure, psia ……….623

Maximum chamber pressure, psia …………………..680

Total impulse, lbf-sec ……………………………….142,760

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….272.4

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………271.7

Burn time average thrust, lbf ………………………..7,784 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,751

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..2.963

Exit diameter, in. …………………………………………12.50

Expansion ratio, initial …………………………………17.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….575.6

Propellant (including 0.4 lbm igniter propellant)

…………………………………………………………………524.0

Case assembly …………………………………………….23.5

Nozzle assembly  …………………………………………19.3

Total inert …………………………………………………….51.6

Burnout ……………………………………………………….50.3 Propellant mass fraction ………………………………..0.91

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 50º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3114

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 26C

TE-M-442-2

STAR 26C采用与STAR 26B相同的钛合金外壳;然而,绝热层增加以适应高旋转速率的应用。该发动机已被用于桑迪亚国家实验室的Strypi IV飞行器和美国陆军。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..26.1

Motor length, in. ……………………………………………33.1

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………16.8/18.3

Ignition delay time, sec ………………………………….0.06

Burn time average chamber pressure, psia ……….640

Maximum chamber pressure, psia …………………..690

Total impulse, lbf-sec ……………………………….139,800

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….273.4

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………272.1

Burn time average thrust, lbf ………………………..7,870 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,600

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..2.963

Exit diameter, in. …………………………………………12.50

Expansion ratio, initial …………………………………17.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….579.0

Propellant (including igniter propellant) ………….511.4

Case assembly …………………………………………….23.6

Nozzle assembly  …………………………………………19.8

Total inert …………………………………………………….67.6

Burnout ……………………………………………………….65.1 Propellant mass fraction ………………………………..0.88

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 50º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

SPIN CAPABILITY, RPM ……………………….. 250

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3114

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 27

TE-M-616

STAR 27火箭发动机在1975年被开发和合格,用于加拿大通信研究中心的通信技术卫星的远地点发动机。它有能力容纳各种推进剂装填(9%空载飞行)和传爆组件,它已作为远地点推力发动机,用于各种应用。高性能发动机采用钛外壳和碳酚醛喷管。发动机于1976年1月在德尔塔119上首次飞行。它已经在西部试验场发射的Atlas运载火箭上进行了导航卫星定时和测距(NAVSTAR)、地球同步轨道环境卫星(GOES)、日本田岛县的N-II运载火箭以及地球同步气象卫星(GMS)系列气象卫星的飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..27.3

Motor length, in. ……………………………………………48.7

MOTOR PERFORMANCE (60°F VACUUM)*

Burn time/action time, sec ………………………34.4/37.3

Ignition delay time, sec ………………………………..0.076

Burn time average chamber pressure, psia ……….563

Maximum chamber pressure, psia …………………..497

Total impulse, lbf-sec ……………………………….213,790

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….290.7

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………287.9

Burn time average thrust, lbf ………………………..5,720 Maximum thrust, lbf …………………………………….6,340

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.74

Exit diameter, in. …………………………………………..19.1

Expansion ratio, initial …………………………………48.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….796.2

Propellant (including 0.5 lbm igniter propellant)

…………………………………………………………………735.6

Case assembly …………………………………………….23.6

Nozzle assembly ………………………………………….20.4

Total inert …………………………………………………….60.6

Burnout ……………………………………………………….53.6 Propellant mass fraction ………………………………..0.92

TEMPERATURE LIMITS

Operation ………………………………………….20 to 100°F

Storage …………………………………………….40 to 100°F

SPIN CAPABILITY, RPM …………………………110

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3135

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 27H

TE-M-1157

STAR 27H是2006年为美国宇航局的星际边界探测器(IBEX)任务开发的远地点推力发动机,并于2007年7月完成了资格测试。STAR 27H是以前经过资格认证的STAR 27发动机的升级版,具有一个钛外壳,具有正向和子午连接法兰和诺斯罗普·格鲁曼公司的空间资格HTPB推进剂。该喷管设计也用于STAR 30C发动机,它包含一个轮廓喷管、一个整体环形点火器和碳酚醛出口锥,已经成功执行了20多次任务。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..27.3

Motor length, in. ……………………………………………48.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)*

Burn time/action time, sec ………………………46.3/47.3

Ignition delay time, sec ………………………………..0.150

Burn time average chamber pressure, psia ……….596

Maximum chamber pressure, psia …………………..633

Total impulse, lbf-sec ……………………………….219,195

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………291.4

Burn time average thrust, lbf ………………………..4,650 Maximum thrust, lbf …………………………………….5,250

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.20

Exit diameter, in. …………………………………………19.89

Expansion ratio, initial …………………………………81.7:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….810.9

Propellant (including 0.5 lbm igniter propellant

…………………………………………………………………744.8

Case assembly …………………………………………….21.8

Nozzle assembly ………………………………………….29.0

Total inert …………………………………………………….66.1

Burnout ……………………………………………………….58.8 Propellant mass fraction ………………………………..0.92

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………40 to 90°F

Storage …………………………………………….40 to 100°F

SPIN CAPABILITY, RPM …………………………110

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 30 SERIES

STAR 30BP

TE-M-700-20

STAR 30BP火箭发动机为几个不同的卫星制造商提供远地点推力发动机,如RCA/GE/洛克希德·马丁、休斯/波音和诺斯罗普·格鲁曼。该设计包括89%固体,端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂,在6Al-4V钛外壳与硅填充的三元乙丙(EPDM)橡胶绝热层。该发动机是端燃装药设计的原型,在嵌入式喷管中加入了一个整体环形点火器。STAR 30BP于1984年获得资格,从阿丽亚娜、航天飞机和德尔塔起飞。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..30.0

Motor length, in. ……………………………………………59.3

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ……………………………54/55 Ignition delay time, sec ………………………………..0.150 Burn time average chamber pressure, psia ……….514 Maximum chamber pressure, psia …………………..595 Total impulse, lbf-sec ……………………………….328,455

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.9 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………292.3 Burn time average thrust, lbf ………………………..5,985

Maximum average thrust, lbf ………………………..6,945

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.68 Exit diameter, in. …………………………………………..23.0

Expansion ratio, initial …………………………………73.7:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………1,196.7

Propellant (including 0.6 lbm igniter propellant)

………………………………………………………………1,113.6 Case assembly …………………………………………….30.5

Nozzle/igniter assembly 

(excluding igniter propellant) ………………………….33.8 Total inert* ……………………………………………………83.1 Burnout* ………………………………………………………72.4 Propellant mass fraction* ……………………….0.93*

Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN

Note: Design has been ground tested with a 20% offload



STAR 30C

TE-M-700-18

STAR 30C于1985年获得资格,作为RCA/GE/洛克希德·马丁系列3000卫星的远地点推力发动机。它目前服务于休斯/波音卫星系统HS-376航天器。外壳设计包含一个细长的圆柱形部分,使外壳比STAR 30BP外壳长5英寸。像STAR 30BP一样,STAR 30C使用89%固体,HTPB推进剂,在6Al-4V钛外壳与硅填充三元乙丙橡胶绝热层。它有一个带有整体环形点火器的轮廓喷管和一个碳酚醛出口锥。然而,喷管被截断5英寸,以保持几乎相同的总体长度STAR 30BP。STAR 30C自1985年以来一直在航天飞机、阿丽亚娜号、长征号和德尔塔号上飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..30.0

Motor length, in. ……………………………………………58.8

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ……………………………51/52 Ignition delay time, sec ………………………………….0.15 Burn time average chamber pressure, psia ……….552 Maximum chamber pressure, psia …………………..604 Total impulse, lbf-sec ……………………………….376,095 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….288.8 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………286.4 Burn time average thrust, lbf ………………………..7,300 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,450

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.89

Exit diameter, in. …………………………………………..19.7 Expansion ratio, initial …………………………………46.4:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………1,389.3 Propellant (including igniter propellant)

………………………………………………………………1,302.5

Case assembly …………………………………………….35.7

Nozzle/igniter assembly 

(excluding igniter propellant) ………………………………..

Total inert* ……………………………………………………84.8 Burnout* ………………………………………………………74.2 Propellant mass fraction* ……………………………….0.94

*Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 30C/BP

TE-M-700-25

STAR 30C/BP火箭发动机将符合飞行条件的STAR 30C发动机外壳与STAR 30BP和STAR 30E发动机相同的飞行条件喷管组件相结合。首次飞行前没有进行地面鉴定测试。这种组合增加了发动机的总长度,并改善了交付的比脉冲。STAR 30C/BP已经在Hughes/BSS HS-376和轨道科学Start-1总线卫星。该设计在6Al-4V钛外壳中装填了89%固体的HTPB推进剂,外壳与硅填充三元乙丙橡胶绝热层。它有一个带有整体环形点火器的轮廓喷管和碳-酚醛出口锥。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..30.0

Motor length, in. ……………………………………………64.3

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ……………………………51/52 Ignition delay time, sec ………………………………….0.08 Burn time average chamber pressure, psia ……….552 Maximum chamber pressure, psia …………………..604 Total impulse, lbf-sec ……………………………….383,270 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.2 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………291.8 Burn time average thrust, lbf ………………………..7,400 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,550

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.89

Exit diameter, in. …………………………………………..23.0 Expansion ratio, initial/average …………………….63.2:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………1,393.6

Propellant (including 0.6 lbm igniter propellant) ………

………………………………………………………………1,302.5

Case assembly …………………………………………….35.7

Nozzle/igniter assembly 

(including igniter propellant) …………………………..34.5 Total inert* ……………………………………………………90.6 Burnout* ………………………………………………………79.6 Propellant mass fraction* ……………………………….0.93

*Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 30E

TE-M-700-19

STAR 30E可作为远地点推力发动机。该设计于1985年12月获得认证,包括一个比STAR 30BP长7英寸的壳体柱段和与STAR 30BP相同长度出口锥的喷管组件。它采用89%固体的HTPB推进剂在6Al-4V钛外壳与硅填充三元乙丙橡胶绝热层。它有一个带有整体环形点火器的轮廓喷管和碳-酚醛出口锥。STAR 30E在1988年12月从阿丽亚娜发射升空,作为天网的远地点推进发动机首次飞行。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..30.0

Motor length, in. ……………………………………………66.3

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………51.1/51.8 Ignition delay time, sec ………………………………….0.20 Burn time average chamber pressure, psia ……….537 Maximum chamber pressure, psia …………………..590 Total impulse, lbf-sec ……………………………….407,550 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….292.8 Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………290.4 Burn time average thrust, lbf ………………………..7,900 Maximum thrust, lbf …………………………………….8,850

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………3.0

Exit diameter, in. …………………………………………..23.0

Expansion ratio, initial …………………………………58.6:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………1,485.7

Propellant (including 0.6 lbm igniter propellant) ………

………………………………………………………………1,392.0

Case assembly …………………………………………….37.9

Nozzle/igniter assembly 

(excluding igniter propellant) ………………………….33.6 Total inert* ……………………………………………………93.7 Burnout* ………………………………………………………82.5 Propellant mass fraction* ……………………….0.93* Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….. 40º-90°F

Storage ……………………………………………… 40º-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………….. 100

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 31

TE-M-762

STAR 31“安塔瑞斯”III是为沃特公司的“侦察兵”运载火箭研制和合格的第三级火箭发动机(1978年至1979年)。该设计在Kevlar®纤维缠绕外壳中装填了89%固体的HTPB推进剂,外壳与硅填充的EPDM橡胶绝热层。STAR 31于1979年10月首次从西方试验场发射了MAGSAT卫星。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..30.1

Motor length, in. …………………………………………….113

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ……………………………45/46

Ignition delay time, sec ………………………………….0.14

Burn time average chamber pressure, psia ……….712

Maximum chamber pressure, psia …………………..865

Total impulse, lbf-sec ……………………………….840,000

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….296.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………293.5 Burn time average thrust, lbf ………………………18,500

Maximum thrust, lbf …………………………………..21,500

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.74

Exit diameter, in. …………………………………………28.67

Expansion ratio, initial ……………………………………58:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….3,072

Propellant (including igniter propellant) ………….2,835

Case assembly ……………………………………………….92

Nozzle assembly  …………………………………………65.5

Total inert ……………………………………………………..237

Burnout ………………………………………………………..210

Propellant mass fraction ………………… 0.92/0.93

(with/without external insulation)

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..40°-90°F

Storage ………………………………………………20°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………….KEVLAR-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS

………………………………………. FLIGHT-PROVEN



STAR 37FM

TE-M-783

STAR 37FM火箭发动机被开发和合格(1984年)用于在TRW FLTSATCOM、NASA ACTS、GE/LM和GPS Block IIR卫星上作为远地点推力发动机使用,并且作为波音Delta II Med-Lite运载火箭的第三级。发动机设计为钛外壳、三维碳碳喉衬和碳酚醛出口锥。STAR 37FM的首次飞行发生在1986年。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..36.8

Motor length, in. ……………………………………………66.5

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………62.7/63.3

Ignition delay time, sec ………………………………….0.13

Burn time average chamber pressure, psia ……….540

Maximum chamber pressure, psia …………………..642

Total impulse, lbf-sec ……………………………….686,145

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….291.9

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………289.8 Burn time average thrust, lbf ………………………10,827

Maximum thrust, lbf …………………………………..12,325

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.52

Exit diameter, in. …………………………………………24.45

Expansion ratio, initial …………………………………48.2:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………2,530.8

Propellant (including igniter propellant) ……….2,350.1

Case assembly …………………………………………….71.1

Nozzle assembly/igniter assembly 

(excluding igniter propellant) ………………………….75.0

Total inert …………………………………………………..180.1

Burnout* …………………………………………………….162.5 Propellant mass fraction ……………………….. 0.93 *Excluding ETA lines and S&A

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………20°-110°F

Storage ………………………………………………40°-110°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ………………………. 60

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 37FMV

TE-M-1139

STAR 37FMV火箭发动机被开发用于需要三轴控制的任务的上面级发动机。发动机设计采用钛外壳、3-D碳碳喉衬、碳-酚醛出口锥和机电驱动柔性密封推力矢量控制喷管。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..36.8

Motor length, in. ……………………………………………75.5

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………62.7/63.3

Ignition delay time, sec ………………………………….0.13

Burn time average chamber pressure, psia ……….540

Maximum chamber pressure, psia …………………..642

Total impulse, lbf-sec ……………………………….694,680

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….296.6

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………293.7 Burn time average thrust, lbf ………………………10,980

Maximum thrust, lbf …………………………………..12,500

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.52

Exit diameter, in. …………………………………………29.46

Expansion ratio, initial …………………………………70.0:1 Type ……………………………….VECTORABLE + 4 DEG

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………2,578.8

Propellant (including igniter propellant) ……….2,345.3

Case assembly …………………………………………….71.1

Nozzle assembly/igniter assembly 

(excluding igniter propellant) ………………………….99.0

Total inert …………………………………………………..236.7

Burnout* …………………………………………………….216.9

Propellant mass fraction ……………………….. 0.91

*Excluding ETA lines and S&A

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..40°-90°F

Storage ………………………………………………40°-110°F

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ………DEVELOPMENT



STAR 37XFP

TE-M-714-16/-17

STAR 37XFP TE-M-714-16配置被批准为罗克韦尔/波音全球定位系统Block II的轨道入轨发动机,以及为RCA/GE/洛克希德·马丁公司的电视红外观测卫星(TIROS)和国防气象卫星计划(DMSP)的近地轨道入轨发动机。作为远地点发动机为RCA/GE/洛克希德马丁系列-4000卫星。TE-M-714-17配置是合格的远地点发动机为RCA卫星KuBand卫星。STAR 37XFP发动机可作为STAR 37F发动机的替代品,该发动机已停产。它的特点是钛外壳,3-D碳碳喉衬,碳酚醛出口锥,和端面燃烧装药设计。这个发动机在1985年第一次从航天飞机上作为远地点发射发动机用于卫星通信也从阿丽亚娜号和德尔塔号运载火箭上发射。



STAR 37GV

TE-M-1007-1

STAR 37GV复合壳体火箭发动机的设计旨在提供增加的比冲量和减少惰性质量,以实现高质量分数。它集成了一个机电柔性密封推力矢量控制系统,使用机电执行器提供±4度矢量角。中筒,头端,尾端,或定制裙可以很容易地实现,以满足特定的接口要求。STAR 37GV在1998年12月的一次成功静态点火中进行了演示。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..35.2

Motor length, in. ……………………………………………66.2

MOTOR PERFORMANCE (70°F, vacuum)**

Burn time/action time, sec ………………………49.0/50.2 Ignition delay time, sec ………………………………….0.16 Burn time average chamber pressure, psia …….1,050 Maximum chamber pressure, psia ………………..1,350 Total impulse, lbf-sec ……………………………….634,760 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….295.5

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………293.5

Burn time average thrust, lbf ………………………12,800

Maximum thrust, lbf …………………………………..15,250

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………2.5 Exit diameter, in. …………………………………………..23.4 Expansion ratio, initial …………………………………88.2:1 Type ……………………………… VECTORABLE, ±4 DEG

WEIGHTS, LBM*

Total loaded ……………………………………………….2,391 Propellant  …………………………………………………2,148 Case assembly …………………………………………..153.5

Nozzle assembly  …………………………………………75.6 Total inert …………………………………………………..243.0 Burnout ……………………………………………………..228.6 Propellant mass fraction ………………………………..0.90

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………….40°- 90°F

Storage ………………………………………………40°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3340

CASE MATERIAL

…………………GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………DEVELOPMENT

重量不包括TVA系统硬件(执行器、支架、控制器等),并反映测试电机配置

**发动机性能反映测试电机配置。通过优化外壳设计和增加操作压力,我们估计飞行重量发动机将导致15%的性能提高



STAR 48 SERIES

STAR 48A

TE-M-799-1

短喷管
STAR 48A发动机在1984年被设计和测试,作为基本STAR 48的一个增加有效载荷能力的版,通过合并一个8英寸的发动机外壳延伸。短喷管版的设计适用于与STAR 48和48B的长喷管版相同的80英寸包线。
该设计使用高能推进剂和高强度钛外壳。潜入式喷管采用碳-酚醛出口锥和三维碳-碳喉衬。
外壳具有前后安装法兰和多个标签,用于连接外部硬件,可以重新定位或修改,以适应不同的应用,无需重新确认。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ……………………………………………80.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F VACUUM)**

Burn time/action time, sec ………………………87.2/88.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.100

Burn time average chamber pressure, psia ……….543

Maximum chamber pressure, psia …………………..607

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,528,400

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….285.3

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………283.4 Burn time average thrust, lbf ………………………17,350

Maximum thrust, lbf …………………………………..21,150

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….4.49

Exit diameter, in. …………………………………………25.06

Expansion ratio, initial …………………………………31.2:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ……………………………………………5,673.7

Propellant (including igniter propellant) ……….5,357.2

Case assembly …………………………………………..153.6

Nozzle assembly (excluding igniter propellant) …84.4

Total inert …………………………………………………..316.5

Burnout* …………………………………………………….280.0

Propellant mass fraction* ………………………. 0.94 *Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ………………………. 80

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

**Calculated thrust and impulse based on static test data



长喷管
STAR 48A发动机设计为基本STAR 48的一个增加载荷能力的版,结合了8英寸的发动机外壳延伸。长喷管的最大性能还包括一个8英寸长的出口锥,导致更长的整体包络线。
该设计使用高能推进剂和高强度钛外壳。潜入式喷管采用碳-酚醛出口锥和三维碳-碳喉衬。
外壳具有前后安装法兰和多个标签,用于连接外部硬件,可以重新定位或修改,以适应不同的应用,无需重新确认。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ……………………………………………88.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………87.2/88.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.100

Burn time average chamber pressure, psia ……….543

Maximum chamber pressure, psia …………………..607

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,563,760

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….291.9

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………289.9 Burn time average thrust, lbf ………………………17,750

Maximum thrust, lbf …………………………………..21,650

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….4.49

Exit diameter, in. …………………………………………..29.5

Expansion ratio, initial …………………………………43.1:1

WEIGHTS, lbm

Total loaded* ……………………………………………5,691.1

Propellant (including igniter propellant) ……….5,357.2

Case assembly …………………………………………..153.6

Nozzle assembly (excluding igniter propellant) .101.8

Total inert …………………………………………………..333.9

Burnout* …………………………………………………….294.3

Propellant mass fraction* ……………………………….0.94

*Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ………………………. 80

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS ………DEVELOPMENT



STAR 48B

TE-M-711-18

短喷管
短喷管STAR 48B在1984年合格,作为用于航天飞机有效载荷辅助舱(PAM)的短喷管STAR 48的替代品。短喷管结构首次从航天飞机在1985年6月为阿拉伯卫星飞行。
该设计使用高能推进剂和高强度钛外壳。潜入式喷管采用碳-酚醛出口锥和三维碳-碳喉衬。
外壳具有前后安装法兰和多个标签,用于连接外部硬件,可以重新定位或修改,以适应不同的应用,无需重新确认。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ……………………………………………80.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F vacuum)

Burn time/action time, sec ………………………84.1/85.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.100

Burn time average chamber pressure, psia ……….579

Maximum chamber pressure, psia …………………..618

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,303,700

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.2

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………292.1 Burn time average thrust, lbf ………………………15,430

Maximum thrust, lbf …………………………………..17,490

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.98

Exit diameter, in. …………………………………………..29.5

Expansion ratio, initial …………………………………54.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………….4,720.8

Propellant (including igniter propellant) ……….4,431.2

Case assembly …………………………………………..128.5

Nozzle assembly (excluding igniter propellant) …96.6

Total inert* ………………………………………………….289.6

Burnout* …………………………………………………….257.8

Propellant mass fraction* ……………………………….0.94

*Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ………………………. 80

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 48B

长喷管
长喷管STAR 48B在1984年合格,作为Delta II运载火箭第三级有效载荷辅助舱(PAM)-Delta的长喷管STAR 48的替代。长喷管版于1985年6月首次从航天飞机上发射,将莫雷洛斯卫星送入轨道。
该设计使用高能推进剂和高强度钛外壳。潜入式喷管采用碳-酚醛出口锥和三维碳-碳喉衬。
外壳具有前后安装法兰和多个标签,用于连接外部硬件,可以重新定位或修改,以适应不同的应用,无需重新确认。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ……………………………………………80.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F vacuum)

Burn time/action time, sec ………………………84.1/85.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.100

Burn time average chamber pressure, psia ……….579

Maximum chamber pressure, psia …………………..618

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,303,700

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.2

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………292.1 Burn time average thrust, lbf ………………………15,430

Maximum thrust, lbf …………………………………..17,490

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.98

Exit diameter, in. …………………………………………..29.5

Expansion ratio, initial …………………………………54.8:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………….4,720.8

Propellant (including igniter propellant) ……….4,431.2

Case assembly …………………………………………..128.5

Nozzle assembly (excluding igniter propellant) …96.6

Total inert* ………………………………………………….289.6

Burnout* …………………………………………………….257.8

Propellant mass fraction* ……………………………….0.94

*Excluding remote S&A/ETA

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM ………………………. 80

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-3340

CASE MATERIAL  ………………………..TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 48BV

TE-M-940-1

STAR 48BV已经获得资格(1993)作为EER系统Conestoga飞行器的上面级。STAR 48V源自非常成功的STAR 48B (TE-M-711系列)火箭发动机。STAR 48V提供了与STAR 48B相同的总脉冲范围,带有长出口锥,并包括一个用于非旋转航天器的电动机械驱动柔性密封喷管推力矢量控制系统。连接可以修改或重新定位为不同的应用程序,而无需重新确认。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ……………………………………………81.7

MOTOR PERFORMANCE (70°F vacuum)

Burn time/action time, sec ………………………84.1/85.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.100

Burn time average chamber pressure, psia ……….579

Maximum chamber pressure, psia …………………..618

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,303,700

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….294.2

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………292.1 Burn time average thrust, lbf ………………………15,430

Maximum thrust, lbf …………………………………..17,490

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.98

Exit diameter, in. …………………………………………29.43

Expansion ratio, initial …………………………………54.8:1 Type ……………………………… VECTORABLE, ±4 DEG

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………….4,772.0

Propellant  ………………………………………………4,431.2

Case assembly …………………………………………..128.5

Nozzle assembly  ………………………………………….116

Total inert …………………………………………………..339.8

Burnout ……………………………………………………..305.5 Propellant mass fraction ………………………………..0.93

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3340

CASE MATERIAL …………………………TITANIUM

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN



STAR 48GXV

STAR 48GXV是作为帕克太阳探测器项目的高性能上面级的构想和演示。该发动机建立在传统STAR 48系列的基础上,通过结合一个复合外壳,装填一个重要的推进剂和一个非常高的膨胀比喷管,显著提高了整体性能。2013年12月,在海平面条件下进行了一次成功的示范发射。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..49.0

Motor length, in. ………………………………………….120.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F vacuum)

Burn time, sec ………………………………………………63.2

Burn time average chamber pressure, psia …….1,400

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,644 Total impulse, lbf-sec …………………………….1,911,070 Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….307.7

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………306.0 Burn time average thrust, lbf ………………………29,100

Maximum thrust, lbf …………………………………..34,380

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….2.98

Exit diameter, in. …………………………………………35.88

Expansion ratio, average ……………………………….88:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….6,768

Propellant  …………………………………………………6,205

Insulated case assembly ………………………………..339

Nozzle   ………………………………………………………..184

Igniter ……………………………………………………………2.4

Burnout* ……………………………………………………….528

      *Excludes S&A

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………50°-100°F

Storage ……………………………………………..-30°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION …………….TP-H-3532

CASE MATERIAL GRAPHITE EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………………DEVELOPMENT



STAR 63 SERIES

TE-M-936

航天飞机。该发动机采用一个端面燃烧装药和一个碳酚喷喷管。外壳材料是凯夫拉-环氧复合材料,尽管未来的发动机将使用石墨-环氧复合材料。STAR 63系列发动机的测试始于1978年,并于1985年完成PAM DII发动机认证。第一次STAR 63D飞行是1985年11月从航天飞机上发射的,将一颗国防通信卫星送入轨道。
该发动机继承了先进空间推进剂演示(ASPD)和改进性能空间发动机II (IPSM)计划。在ASPD项目中,Arnold工程发展中心(AEDC)演示了超过314 lbf-sec/lbm的传输比脉冲。在IPSM II项目中,AEDC演示了带有气体部署裙端的双延伸出口锥。
1994年,用flexseal喷管测试了一台8年的STAR 63D发动机。指定STAR 63DV,发动机成功演示了5度推力矢量控制喷管和机电驱动系统的性能。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..63.0

Motor length, in. ……………………………………………70.0

MOTOR PERFORMANCE (77°F VACUUM)

Action time, sec …………………………………………….108

Ignition delay time, sec ………………………………..0.300

Action time average chamber pressure, psia …….607

Maximum chamber pressure, psia …………………..957

Total impulse, lbf-sec …………………………….2,042,450

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….285.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………283.0

Action time average thrust, lbf …………………….19,050 Maximum thrust, lbf …………………………………..26,710

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………..4.174

Exit diameter, in. …………………………………………21.82

Expansion ratio, initial …………………………………27.3:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………….7,716.0

Propellant (including igniter propellant) ……….7,166.5

Case assembly …………………………………………..233.5

Nozzle assembly ………………………………………..134.0

Total inert …………………………………………………..550.0

Burnout ……………………………………………………..508.0 Propellant mass fraction ……………………….. 0.93

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………………..85

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-1202

CASE MATERIAL ……………………KEVLAR-EPOXY COMPOSITE*

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN

* to be replaced with a graphite composite

For more information, contact:

starmotors@ngc.com. northropgumman.com



STAR 63F

TE-M-963-2

STAR 63F于1990年成功完成认证。它被用作长征( Long March)运载火箭的一级。发动机是STAR 63D的一个加长外壳版以增加推进剂重量。由于增加了一个更大的喷管,STAR 63F提供了近300磅每秒/磅的比冲。与STAR 63D一样,发动机外壳材料也采用了kevlar -环氧复合材料,需要更换为石墨-环氧复合材料。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..63.1

Motor length, in. ………………………………………….106.7

MOTOR PERFORMANCE (77°F VACUUM)

Action time, sec …………………………………………….120

Ignition delay time, sec ………………………………..0.335

Action time average chamber pressure, psia …….680

Maximum chamber pressure, psia …………………..874

Total impulse, lbf-sec …………………………….2,816,700

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….299.6

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………297.1

Action time average thrust, lbf …………………….23,520 Maximum thrust, lbf …………………………………..28,160

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….4.45

Exit diameter, in. …………………………………………..39.4

Expansion ratio, initial …………………………………78:4:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded …………………………………………..10,122.9

Propellant (including igniter propellent) ……….9,401.6

Case assembly …………………………………………..283.3

Nozzle assembly ………………………………………..211.4

Total inert …………………………………………………..721.3

Burnout ……………………………………………………..643.3 Propellant mass fraction ……………………….. 0.93

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..35°-95°F

Storage ………………………………………………..35°-95°F

SPIN EXPERIENCE, RPM …………………………..85

PROPELLANT DESIGNATION  …….TP-H-1202

CASE MATERIAL ……………………KEVLAR-EPOXY COMPOSITE*

PRODUCTION STATUS ……. FLIGHT-PROVEN

* to be replaced with a graphite composite



STAR 75 SERIES

STAR 75

TE-M-775-1

STAR 75演示发动机在1985年12月制造和测试,作为在9000 – 17,500磅推进剂范围内近地点推进发动机的研发和鉴定的第一步。STAR 75包括许多设计特征和在以前的诺斯罗普·格鲁曼航天发动机上验证过的材料:一个开槽、内孔推进剂装药封装,石墨环氧、纤维缠绕壳体,碳酚醛出口锥,潜入喷管。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..75.0

Motor length, in. ……………………………………….102.0**

MOTOR PERFORMANCE (75°F)

Burn time/action time, sec ………………………..105/107

Ignition delay time, sec ………………………………….0.42

Burn time average chamber pressure, psia ……….616

Maximum chamber pressure, psia …………………..719

Total impulse, lbf-sec ………………………….. 4,797,090*

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ……….. 290.0*

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm …………. 288.0*

Burn time average thrust, lbf ……………………. 45,000*

Maximum thrust, lbf ………………………………… 55,000*

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………6.8

Exit diameter, in. ………………………………………..28.5**

Expansion ratio, sea level, initial ……………….17.7:1**

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………..17,783

Propellant (including 4.71 lbm igniter propellant) …….

……………………………………………………………….16,542

Case assembly ……………………………………………..864

Nozzle assembly …………………………………………..260

Total inert ………………………………………………..1,126.4 Propellant mass fraction ……………………….. 0.93

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30°-100°F

Storage ………………………………………………30°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-3340

CASE MATERIAL ………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS …… DEMONSTRATED

*Predictions under vacuum with flight exit cone

**Demonstration motor



STAR 92

STAR 92是我们成功的STAR和CASTOR®系列发动机的衍生产品。它结合了两种系统的发动机传统,可以用于第三级或上面级应用。该设计进展到进行初步设计审查的程度。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..93.0

Motor length, in. ………………………………………….143.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F VACUUM)

Burn time, sec …………………………………………….175.6 Average chamber pressure, psia ……………………..791

Total impulse, lbf-sec …………………………..10,120,100

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….290.1

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………287.7 Burn time average thrust, lbf ………………………57,570

NOZZLE

Exit diameter, in. …………………………………………..42.4 Expansion ratio, average …………………………….39.0:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………..37,119 Propellant ………………………………………………..34,879

Case  ………………………………………………………..1,418

Nozzle ………………………………………………………….634

Other ……………………………………………………………188

Total inert  ………………………………………………….2,240

Burnout ……………………………………………………..1,939

Mass fraction ……………………………………………….0.94

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………30 to 95°F

Storage ………………………………………………30 to 95°F

PROPELLANT DESIGNATION ……..TP-H-8299

CASE MATERIAL ………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS

………….DESIGN CONCEPT (THROUGH PDR)



STAR系列发动机

诺斯罗普·格鲁曼公司基于STAR系列发动机提供一系列模块化、高性能的先进发动机。通过使用通用的、经过飞行验证的子系统和可用的STAR发动机组件,诺斯罗普·格鲁曼公司为客户提供了低开发风险的优化上面级发动机。广泛的STAR发动机尺寸和性能,结合我们常用的航空电子设备和特定任务结构,允许在配置基于STAR的系列发动机以满足任务需求方面具有特殊的灵活性。

STAR级结构可用于各种运载火箭应用,并可提供自旋或三轴稳定配置。三轴稳定级包括一个框架发动机喷管和发动机推力矢量控制,而自旋稳定级包括一个固定的发动机喷管和,如需要,自旋向上,自旋向下和章动控制。

诺斯罗普·格鲁曼公司使用航空电子设备和气动元件以及飞行软件,这些在我们的运载火箭项目中很常见,为STAR阶段提供以下机载能力:

•任务排序
•姿态控制
•动力
•火工品激发
•遥测
•分离后碰撞和污染管控
•飞行终止系统(如果需要)

STAR系列发动机的机械组件和接口经过设计,符合特定任务的特殊要求。诺斯罗普·格鲁曼公司提供与运载火箭接口的结构;容纳电气、火工品和姿态控制子系统;并支持客户的航天器。根据应用情况,发动机可以是主负载路径的一部分,也可以安装在级间结构中。如果需要,诺斯罗普·格鲁曼公司还提供从运载火箭分离STAR级以及从客户航天器分离STAR级的系统。


美国宇航局的月球探勘者号的STAR Stage 3700S

诺斯罗普·格鲁曼公司已经成功地将STAR发动机级集成到现有的诺斯罗普·格鲁曼发射平台上,包括飞马座和米诺陶尔,并配置发动机与航天器直接匹配,如图所示为月球勘探者跨月火箭注入级(injection stage)。

诺斯罗普·格鲁曼公司目前正在为2018年的任务开发基于STAR 48BV发动机的STAR级。这个质量效率,三轴稳定级和它的能力如下所示。STAR 48BV级在整个阶段的操作中提供引导、控制、排序和电气支持。在这种应用中,STAR 48BV发动机是主要负载路径的一部分,以优化质量效率。诺斯罗普·格鲁曼公司提供了一个适配器,将发动机与运载火箭接口,以及一个航空电子组件,其中包含电气和姿态控制系统,并提供与航天器的接口。运载火箭适配器和航天器结构接口都可以更新以支持广泛的机械接口选择。

凭借STAR发动机性能固有的灵活性和通用航空电子方法,诺斯罗普·格鲁曼公司可以提供优化的STAR级解决方案,以低开发风险和非经常性努力满足特定任务的要求。

有关Star stage电机产品的查询,请通过starmotors@ngc.com联系我们的业务发展代表。

基于STAR 48BV发动机的级的设计实例



先进的固体轴向级(ASAS™)发动机

诺斯罗普·格鲁曼的ASAS家族的高性能固体推进剂发动机适用于各种各样的应用。这些设计结合了经过验证的设计概念、材料技术和制造技术,提高了操作性能。这些发动机设计中反映的技术在1985年至2003年间为美国空军和导弹防御局进行的技术计划的一部分进行的超过425次测试中被确定和开发。

ASAS发动机系列在适当的情况下,设计特点包括:ASAS 21英寸。汽车点火(1998)
•高强度、高刚度石墨环氧复合材料壳体,可增加工作压强,增加膨胀比,提高发动机性能,尤其适用于要求较高的拦截器应用;
•碳碳喉衬材料,最大限度地减少喉衬烧蚀和相关的性能损失;
耐腐蚀的kevlar填充的弹性体绝热层,提供最低重量的热保护;
•高性能传统和先进的复合固体推进剂配方,为每一种发动机设计提供所需的能量、温度能力和不敏感弹药特性;
•电动机械驱动、柔性密封或滚珠推力矢量控制喷管技术
•特定任务组件技术,包括碳-碳出口锥、消耗性点火器、半导体桥丝式点火系统、集成的暖/冷气体混合姿态控制系统,以及使用屏障(而非舱壁)绝热系统隔离多个脉冲。

ASAS组件和材料技术已经成熟,设计可扩展性已经得到验证,相关工程设计模型已经得到验证,所有这些助推器配置中都使用了通用组件和材料。这些组件技术已在海平面和模拟高度测试以及成功的飞行测试中得到成功演示。
通过将这些成熟的技术应用于新的发动机设计,诺斯罗普·格鲁曼公司提供:
1. 通过简化零部件和发动机级测试程序,降低设计、分析和开发成本和进度
2. 在一系列助推器配置中具有经过验证的可扩展性的现成组件和材料技术。这降低了开发风险,并确保性能满足设计规范
3. 建立模具,制造和检验技术,提供可复制的,高质量的产品
这些发动机的开发理念是测试一个稍重量级的原型或开发单元,以确定设计裕度,而不冒失败的风险。第一次射击通常在海平面上进行。ASAS设计概念和材料技术的可扩展性已经在直径4至32英寸的发动机上进行了演示,不久还将在直径40英寸的发动机上进行演示。

GEM壳体缠绕(21英寸直径)

柔性TVC喷管组件

发动机静态高模试验(ASAS AKS-2 认证发动机)

SM-3 FTR-1A 导弹发射, 使用 ATK TSRM(January 25, 2001)

 



ASAS 13-30V

固定和矢量上面级发动机

先进固体轴向级(ASAS) 13-30V是一种高性能上面级发动机,源自Mk 136标准导弹3块IA/IB第三级火箭发动机。发动机是39.3英寸长,名义上设计作为一个顶级发动机。发动机采用烟火剂点火器,具有高度可重复性的点火性能。该发动机包含一个+ 5度喷管,由诺斯罗普·格鲁曼推力矢量电子控制系统 (TVECSTM)推力矢量驱动系统使用机电驱动器提供动力。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..13.5

Motor length, in. ……………………………………………39.3

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time, sec ………………………………………………14.3

Burn time average chamber pressure, psia …….1,730

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,975

Total impulse, lbf-sec …………………………………55,180

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….281.8

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………279.5

Burn time average thrust, lbf ………………………..3,825 Maximum thrust, lbf …………………………………….4,275

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………1.1

Exit diameter, in. …………………………………………….6.8

Expansion ratio, initial …………………………………38.3:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded* ………………………………………………250.9

Propellant ………………………………………………….195.8

Case  ………………………………………………………….40.2

Nozzle  ………………………………………………………….7.2

Total inert …………………………………………………….55.1

Burnout* ………………………………………………………53.5

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………45°-120°F

Storage ………………………………………………30°-120°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……..TP-H-3340A

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE PRODUCTION STATUS ………..FLIGHT-PROVEN

*Excludes ETA lines, safe and arm device, battery, and controller



ASAS 21-85V

TE-M-1031-1

ASAS 21-85V是一种采用石墨复合外壳的固体火箭发动机,用于探空火箭和高性能制导助推器应用。在1998年4月进行了初步的21英寸发动机静态测试,以演示ASAS技术在垂直发射系统兼容的大型助推器设计中的应用和扩展。设计包括一个4.5度推力矢量控制喷管和一个低温推进剂。
早期的测试工作进行了1999年6月空军研究实验室的测试,包括一个固定喷管(长尾管)的安排,以评估低成本材料的使用和设计概念。ASAS II版本的发动机也包含了一种新的推进剂(TP-H-3516A),含20%的铝,88.5%的总固体,和1%的增塑剂。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..20.4

Motor length, in. ……………………………………………95.5

MOTOR PERFORMANCE (75°F SEA LEVEL)

Burn time/action time, sec ………………………24.4/25.7

Ignition delay time, sec ………………………………..0.012

Burn time average chamber pressure, psia …….1,100

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,350

Total impulse, lbf-sec ……………………………….347,400

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….240.6 Burn time average thrust, lbf ………………………14,000

Maximum thrust, lbf …………………………………..17,250

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………3.1

Exit diameter, in. …………………………………………..11.6

Expansion ratio, initial …………………………………13.9:1

TVC, deg …………………………………………………… ±4.5

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….1,656

Propellant ………………………………………………….1,444

Case assembly ……………………………………………..129

Nozzle assembly …………………………………………….33

Total inert ……………………………………………………..212 Propellant mass fraction ………………………………..0.87

TEMPERATURE LIMITS

Operation …………………………………………..-10°-130°F

Storage ……………………………………………..-20°-130°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……..TP-H-3514A

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………….DEVELOPMENT



ASAS 21-120

TE-M-1059-1

ASAS 21-120是一种采用石墨复合外壳的固体火箭发动机,在2000年发展用于垂直发射系统、靶标和探空火箭应用。这是一个固定喷管版的ASAS 21-120V发动机。

 

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..20.5

Motor length, in. ………………………………………….138.0

MOTOR PERFORMANCE (75°F SEA LEVEL)

Burn time/action time, sec ………………………22.1/22.8

Ignition delay time, sec ………………………………..0.012

Burn time average chamber pressure, psia …….1,480

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,760

Total impulse, lbf-sec ……………………………….497,600

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….244.4 Burn time average thrust, lbf ………………………22,300

Maximum thrust, lbf …………………………………..24,700

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.36

Exit diameter, in. …………………………………………16.80

Expansion ratio, initial ……………………………………25:1

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….2,323

Propellant ………………………………………………….2,036

Case assembly* …………………………………………….254

Nozzle assembly …………………………………………….32

Total inert ……………………………………………………..286

Propellant mass fraction ………………………………..0.88 *Includes igniter without 1.08 lbm propellant

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………40°-100°F

Storage ………………………………………………..0°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……..TP-H-3516A

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………….DEVELOPMENT



ASAS 21-120V

TE-M-909-1

ASAS 21-120V固体火箭发动机的设计、制造和测试仅在项目开始后的四个半月。它的特点是一个5度柔性密封推力矢量控制喷管与碳酚醛出口锥。这一成功的测试获得了战略防御倡议办公室主任的奖励,以表彰其杰出的成就。ASAS 21-120V配置适用于垂直发射系统、靶标、探空火箭和高性能制导助推器应用。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..20.5

Motor length, in. ………………………………………….130.0

MOTOR PERFORMANCE (70°F SEA LEVEL)*

Burn time/action time, sec ………………………17.9/18.6

Ignition delay time, sec ………………………………..0.005

Burn time average chamber pressure, psia …….1,800

Maximum chamber pressure, psia ………………..2,050

Total impulse, lbf-sec ……………………………….454,700

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….250.8 Burn time average thrust, lbf ………………………24,900

Maximum thrust, lbf …………………………………..28,600

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………3.0

Exit diameter, in. …………………………………………..14.0

Expansion ratio, initial ……………………………………20:1 TVC, deg …………………………………………………….+5.0

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….2,236

Propellant (less igniter propellant) …………………1,813

Case assembly* …………………………………………….363

Nozzle assembly …………………………………………….32

Total inert (including TVA) ……………………………….423

Propellant mass fraction ………………………………..0.81 *Includes igniter without 1.08 lbm propellant

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………40°-100°F

Storage ………………………………………………..0°-100°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……….TP-H-3340

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………….DEVELOPMENT

*Development motor values. Flight design mass fraction is 0.89 with total impulse improvement of approximately 15%.



ASAS 28-185/185V

TE-T-1032

ASAS 28-185发动机是一种石墨复合外壳,固定喷管,固体火箭发动机适用于制导第一级,探空火箭和靶标应用。用推力矢量控制喷管,发动机被指定为ASAS 28-185V。该发动机在1998年9月30日进行了测试,确认了ASAS技术从较小的发动机扩展到28.5英寸直径的发动机配置,并延长了燃烧时间。发动机点火成功实现了原型光电安保机构。该发动机包括一个推力矢量控制喷管模拟器,以评估模拟柔性密封组件的热响应,但测试喷管不是矢量喷管。

 

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. ………………………………………..28.5

Motor length, in. …………………………………………….207

MOTOR PERFORMANCE (75°F SEA LEVEL)

Burn time/action time, sec ………………………29.2/31.2

Ignition delay time, sec ………………………………..0.010

Burn time average chamber pressure, psia …….1,470

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,660

Total impulse, lbf-sec …………………………….1,559,050

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….252.6 Burn time average thrust, lbf ………………………52,100

Maximum thrust, lbf …………………………………..61,200

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………5.0

Exit diameter, in. …………………………………………..21.3

Expansion ratio, initial …………………………………18.3:1

TVC, deg (design capability) …………………………… ±5

WEIGHTS, LBM*

Total loaded ……………………………………………….6,901

Propellant ………………………………………………….6,172

Case assembly ……………………………………………..608

Nozzle assembly …………………………………………..121

Total inert ……………………………………………………..729

Burnout ………………………………………………………..696

Propellant mass fraction ………………………………..0.89

*weights without TVC

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..40°-90°F

Storage ………………………………………………20°-110°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……….TP-H-3340

CASE MATERIAL  

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………….DEVELOPMENT



ASAS 32-58V (RAVEN)

TE-M-1106-1

在2003年9月16日进行的静态测试中,ASAS 32-58V快速矢量喷管(RAVEN)设计展示了一种使用机电驱动的球窝喷管增强的响应速率。喷管在一个32英寸直径的复合外壳发动机上进行了测试,该发动机代表了未来导弹防御拦截器的第二级。发动机由诺斯罗普·格鲁曼导弹产品安保机构和烟火剂点火器点燃。发动机的设计、分析、制造和成功的静态测试工作在五个半月的时间内完成。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..32

Motor length, in. ……………………………………………74.8

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec ………………………26.6/28.1

Ignition delay time, sec ………………………………..0.057

Burn time average chamber pressure, psia …….1,390

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,690

Total impulse, lbf-sec ……………………………….640,580

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….279.0

Effective specific impulse, lbf-sec/lbm ……………277.3 Burn time average thrust, lbf ………………………23,900

Maximum thrust, lbf …………………………………..30,880

NOZZLE

Initial throat diameter, in. …………………………………3.2

Exit diameter, in. …………………………………………..16.9

Expansion ratio, initial ……………………………………28:1

Expansion cone half angle, exit, deg ……………….22.5

Type …………………………………………………..Contoured

TVC, deg …………………………………………………… ± 12

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….2,618

Propellant  …………………………………………………2,296

Case assembly ……………………………………………..209

Nozzle assembly (including actuators) ……………..104

Igniter assembly (including ESA) …………………………9

Total inert ……………………………………………………..322

Burnout ………………………………………………………..308 Propellant mass fraction ………………………………..0.88

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..45°-90°F

Storage ……………………………………………..-20°-140°F

PROPELLANT DESIGNATION  ……..TP-H-3527A

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS ………….DEVELOPMENT



ORIOLE

ORIOLE(金莺)是一种直径22英寸、高性能、低成本的火箭发动机,用于探空火箭、中保真目标飞行器和其他跨大气助推器和台车测试应用的第一、第二或更高一级。该发动机作为下一代高性能探空火箭发动机在90年代后期开发,并在2000年首次成功进行静态测试。到目前为止,已经完成了五次成功的飞行测试,使用“金莺”作为第二级。喷管已经针对高空应用进行了优化,石墨环氧外壳和现代高性能推进剂结合,提供了高质量和成本效益的设计。

未来的金莺变种正在概念开发中。其中包括一个版本,用于实验超燃冲压发动机或其他类似应用的助推器,它有额外的外部绝热,允许延长在大气中的飞行时间。还有一个更短的燃烧时间,第一级助推器的特定版本,这将是一个理想的替代塔洛斯/金牛座级发动机,并将产生更大的性能。第一级包括一个低空优化喷管,燃烧时间在12- 15秒范围内。
“金莺”发动机也具有灵活性以适应用于高保真目标或轨道任务应用的推力矢量控制系统。此外,一种被称为Cardinal发动机的小尺度版,适用于与金莺或其他发动机在较低级的应用。Cardinal发动机的尺寸和重量约为全尺寸Oriole发动机的一半,并利用许多类似的经过验证的组件和工艺,提供成熟和低成本的效益。

MOTOR DIMENSIONS

Motor diameter, in. …………………………………………..22

Motor length, in. ………………………………………..154.68

MOTOR PERFORMANCE (70°F VACUUM)

Burn time/action time, sec …………………….30.0/28.85

Ignition delay time, sec ………………………………..0.025

Burn time average chamber pressure, psia ……….944

Maximum chamber pressure, psia ………………..1,410

Total impulse, lbf-sec ……………………………….624,290

Propellant specific impulse, lbf-sec/lbm ………….288.5 Burn time average thrust, lbf ………………………20,790

Maximum thrust, lbf …………………………………..29,570

NOZZLE

Initial throat diameter, in. ……………………………….3.72

Exit diameter, in. …………………………………………19.82

Expansion ratio, initial …………………………………28.4:1

TVC, deg  …………………………………………………….N/A

WEIGHTS, LBM

Total loaded ……………………………………………….2,588

Propellant (less igniter propellant) …………………2,152

Case assembly ……………………………………………..214

Nozzle assembly …………………………………………..145

Total inert ……………………………………………………..436

Propellant mass fraction ………………………………..0.83

TEMPERATURE LIMITS

Operation ……………………………………………..0°-120°F

Storage ……………………………………………..-10°-125°F

PROPELLANT DESIGNATION

……………………….QDL/SAA-144 ALUMINIZED HTPB

CASE MATERIAL

……………………….. GRAPHITE-EPOXY COMPOSITE

PRODUCTION STATUS …………….IN PRODUCTION



机电推力矢量驱动系统

诺斯罗普·格鲁曼公司已经开发了一系列推力矢量驱动系统中的第一个,该系统是为低成本模块化设计的。该控制器使用了最先进的电子封装在坚固和轻量级机械外壳。两轴数字回路闭合、通信和管家功能的执行,不到类似推力矢量驱动设计中电子部件数量的一半。
一种创新的、专利的数字设计使这种低成本的灵活性成为可能。
在相同的基本架构下,衍生控制器设计的最大输出功率可达33马力(无扭矩求和)。这也适用于驱动器的设计,它可以很容易地放大或缩小,以适应几乎任何输出力和速度所需的组合。

有关EM TVA产品的查询,请通过starmotors@ngc.com联系我们的业务研发代表。
TVECSTM模型TE-A-1154-1机电推力矢量驱动系统
产品描述:
•双通道线性输出机电驱动系统
•无刷直流电机
•线性变量位移传感器位置反馈
•分辨率反馈
•数字回路闭合(位置和速率)
•rs – 422通信
•外部可编程自定义补偿
选项:
•其他行程和零位长度可与小型执行器调整(线性变量位移传感器,滚珠丝杠,外壳长度)
•其他通信协议(RS-485, MIL-STD-1553, CAN,模拟等);通信数字格式灵活
•控制器安装规定和电缆长度可以根据需要进行修改
•能够通过主通信接口重新配置数字逻辑
•可提供增强的可靠性筛选(JANTXV, B级,H级,最低级,空间级
•军用温度范围

产品特性

Main Power

80 VDC / 30 A (per channel)

Logic Power

28 VDC / 1A

Rated Speed

7.5 in/sec

Rated Load

1,600 lbf

Total Stroke

2.0 in

Null Length

8.394 in

Null Length Adjustment

0.2 in

Weight (not including battery)

21 lb

设计容量

Operating Voltage, Main (max)

270 VDC

Current Limit, Main (max)

50 A

Maximum Output Force

3,500 lbf

Maximum Rated Speed

13 in/sec

Maximum Power Output

6 HP



火工品

诺斯罗普·格鲁曼导弹产品公司自20世纪60年代以来生产了各种各样的火工品,包括:
•用于STAR系列空间发动机启动和运载火箭/级间分离功能的常规机电安保机构
•用于STAR、CASTOR、Titan、Atlas和Delta上的助推器自毁的锥形火药组件
•基于半导体桥的发火器,用于军事应用的精确控制火工品,如美国空军的通用水激活释放系统
•先进的电子武器系统,减轻重量,增强指令控制和系统健康监测
下面将对其中几个产品进行说明,并在提供灵活性以满足不断变化的客户需求的同时,提供了经过验证的可靠性的总体系列。

发火器

机电安保机构。如下图所示,机电安保机构的开发和生产代表了超过40年的产品成熟度。这些装置在非破碎和非排气设计中提供了对火工品的积极控制,提供外部状态指示和一个安全销,在需要时阻止操作。目前生产的2134B型通常用于启动STAR系列空间发动机(下一页),并用于在阿特拉斯IIAS和泰坦IVB上自毁。自1989年以来,型号2134B已经支持了超过300次飞行,操作成功率为100%。它符合东西方射程127-1标准,已经成功地从东部试验场、西部试验场和库鲁试飞,并在泰坦、德尔塔、阿丽亚娜和航天飞机等飞行器上飞行。

S&A(安保机构)开发演变支持产品运行的可靠性

典型的STAR系列航天电机火工品训练提供按指令点火

诺斯罗普·格鲁曼公司还支持安全和武器和军械系统的研发,更新了航天飞机S&A设备的文件包和制造说明。诺斯罗普·格鲁曼公司还开发了用于发动机点火的陆军战术导弹系统(TACMS)武器/点火装置,以及用于陆军TACMS弹头起爆的安全和武器装置,并为美国空军重建或翻新了现有的民兵III武器/解除武器开关。对于Minuteman III安保机构开关,六西格玛原则被用于设计和实施一个以制造单元和专用生产站为特征的制造计划。经过培训的技术人员分别评估,重建,然后重新测试每个安保机构开关。此外,诺斯罗普·格鲁曼公司还集成了完整的武器系统,包括导弹产品——为导弹防御助推器制造的线束,如Terrier轻型外大气层射弹先进固体轴向级和SM-3 Mk 136第三级火箭发动机。在上面的过程,诺斯罗普·格鲁曼公司进行了探月者跨月注入阶段的设计工作。上一级使用客户提供的命令定时器/序列来控制所有火工品功能,包括启动旋转电机、分离系统、主轴向推进、分离系统和自毁功能(见下文)。

激光焊接设备                              SCB发火器半自动生产线

圆锥形的火药组件(CSC)。诺斯罗普·格鲁曼公司生产的锥形火药为各种推进系统的飞行终端应用提供了集中的自毁性能量射流,包括泰坦和阿特拉斯以及CASTOR和STAR系列发动机上使用的助推器。诺斯罗普·格鲁曼公司进行了锥形火药批验收的内部测试,并为洛克希德·马丁公司和美国宇航局集成了包括月球探测仪在内的各个阶段的自毁装置。诺斯罗普·格鲁曼公司生产的锥形火药经过东、西山脉公司的审查和批准,满足EWR 127-1的要求。下面的照片显示了圆锥状火药过去的两次使用。

CSC安装在月球探测车STAR 48上,       使用TLI型2011级CSC进行自毁试验。

半导体桥式(SCB)起爆器。自1989年以来,诺斯罗普·格鲁曼公司已经生产了超过60000个SCB起爆器,用于汽车安全气囊、采矿行业、降落伞释放、坦克弹药以及发动机和火工品触发起爆。1994年,该设备通过了认证,大多数产品都支持了通用水激活释放系统项目(见下图)。基本SCB起爆器配置的灵活性和坚固性使诺斯罗普·格鲁曼公司能够针对特定应用定制设计、输出火药能量。
SCB起爆器与其他起爆技术相比,具有低、稳定的引发能量和快速、高重复次数的功能等优点。这些设备通过容易满足不发火要求(>1A/1W/5min),可承受静电释放,可定制以满足MIL-STD-1385B HERO要求,并符合MIL-STD-1512要求,提高了安全性。该设备在桥上产生8500°F的等离子体,允许钝感材料的触发。此外,SCB本质上是在芯片和组件水平上的大规模生产。

SCB芯片和发火器

通用水激活释放系统(UWARS)

SCB起爆器还提供了良好的健康状态监测能力,并已证明在火炮发射应用(坦克弹药)中兼容高加速度环境。诺斯罗普·格鲁曼公司正在进行的SCB开发和生产工作将进一步降低单位成本,并提供兼容的电子起爆系统,从而降低整体火工系统的重量。
先进的Electronics-Based火工品。传统的运载火箭和航天器火工系统使用专用的直线系统。这些系统采用桥接式发火管、专用于每个发火管的屏蔽双绞线电缆和一个电子火工控制器。因为安全功能在火工控制器中执行(从起爆点遥控),发射能量必须沿整个电缆束传输。因此,电缆必须屏蔽外部电磁干扰。安全临界起爆通常由独立的专用系统支持。这种方法会导致高系统重量、更大的电缆束、非常有限的健康监控能力和更高的系统电源要求。
因此,诺斯罗普·格鲁曼公司开发出了可以替代传统的安全武器、炸药传递组件和贯穿舱壁引爆器的武器产品。与传统的机电系统相比,这些先进的火工系统将现代电子与SCB起爆相结合,减轻了重量,提高了下一代火工品应用的可靠性和安全性。下面将讨论这些产品。

电子安保机构(ESA)。在这些产品中,ESA是一种包含单个SCB起爆器的设备,它产生的输出与NASA标准起爆器大致相同。欧空局的设计是直接连接到一个发动机点火器。它有一个舱壁,以承受发动机压力和一个单一的电气连接器接口。这种安保机构外壳和重量允许直接安装到点火器中,不需要通过舱壁起爆器进行传爆。ESA的电子安全功能将由一个小型直流微电机驱动的阻塞转子机构,可寻位总线火工系统面包板原型补充。该设计将机械和电力隔离,电起爆器与点火药盒的其余部分。
根据ASAS II合同(1999年至2000年),诺斯罗普·格鲁曼公司对ESA原型单元进行了初始环境和操作测试。欧空局的一个原型也在2000年11月被用于启动诺斯罗普·格鲁曼公司的技术演示火箭发动机,并在2003年用于诺斯罗普·格鲁曼公司的快速矢量喷管(RAVEN)发动机。


可寻址总线火工系统。根据2001年和2002年的先进火工发展计划,诺斯罗普·格鲁曼公司设计、制造并演示了基于ESA设计的面包板可寻址总线火工系统。该项目还演示了通信协议的实现,允许单独的设备控制,以及在单一总线上合并火工和遥测系统功能的能力。
诺斯罗普·格鲁曼公司的可寻址总线解决方案缓解或消除了许多与传统火工系统相关的负面特性。通过取代基于SCB的发火管作为一种实现技术,数字总线网络将支持多个单独定位的设备(或节点),在起始点结合安全性,并提供新的、广泛的弹药和系统健康监测和遥测收集能力。诺斯罗普·格鲁曼公司开发的ESA设备构成了拟议系统中启动节点的基础。由于点火能量是在单个系统节点存储和交换的,只有低压电源和数字命令通过系统电缆传输。因此,在不需要重屏蔽的情况下,就可以实现对外部电磁干扰的显著保护。单独的电缆不再是必要的,因为所有的火工事件都由一个使用数字通信协议的公共总线控制。因此,可以实现减少电缆质量和改进安装和检查。
光电S&A (EOSA)。诺斯罗普·格鲁曼公司也演示了EOSA技术。这种方法结合了激光光能和光伏技术来控制和驱动电爆装置。这种方法的优点是它使用光纤,从而将电爆装置与用于传递能量和命令的典型电线隔离开来。诺斯罗普·格鲁曼公司与桑迪亚国家实验室合作,对所有关键部件进行开发和演示,包括点火控制模块、光纤电缆和光电起爆器。



MODEL 2011

TE-0-958-1

锥形爆破装药(CSC)

诺斯罗普·格鲁曼公司的2011型CSC是上世纪60年代开发的非常成功的2001型设计的升级版,用于德尔塔运载火箭。Model 2011具有与其前身Model 2001相同的外壳、安装接口和爆炸重量。
模型2011
集成了500克组成的C-4主装药,为各种飞行终止应用提供了卓越的安全性、性能和长期存储特性。2011型的设计提供了几个改进以前的CSC设计。其中包括:1)通过使用柔性密闭导爆索输入来增强安全性,2)每个单元的密封,3)结合了用于提供最佳目标穿透和控制喷射角的衬垫。
诺斯罗普·格鲁曼公司已经制造了1000多台CSCs用于飞行终止。2011型有资格在Atlas IIAS运载火箭上使用,并于1993年12月首次飞行。诺斯罗普·格鲁曼公司的CSCs已经在许多其他应用中飞行,包括德尔塔、日本N、泰坦/半人马和阿特拉斯/半人马运载火箭。每一项申请都经过了东西方牧场安全公司的审核和批准,符合EWR 127-1的要求。

CHARACTERISTICS

U.N. classification code ………………………………..1.1D Base charge ……………..Composition C-4: 500 grams Booster charge …………… Composition A-4: 17 grams Cap material ……………………………….. Aluminum alloy

Housing material ………………………….. Aluminum alloy Liner material …………………………………………..Copper Initiation input …………….Flexible confined detonating

                                cord with Type III end tip 

(144 mg HNS) (detachable)

Attachment interface …………………….Mounting flange

                                  using a Marman clamp

External finish ……………………….Clear anodic coating

Penetration at 6-inch stand-off …….12-inch mild steel

Temperature environmental extremes

…………………………………………………. -65° to +160°F* Qualification vibration ………. 47.7 grms for 3 min/axis

Qualification shock …………………….. 6,000 g at 700 to 

3000 Hz, Q=10

Weight, gross ……………………………………………..2.8 lb Applications ………………… Solid motor destruct, liquid         tank destruct, payload destruct

*High-temperature exposure up to 30 days



MODEL 2134B 安保机构

TE-0-734

2134B型最初符合McDonnell Douglas Delta II运载火箭的条件。2134B型已经成功地在许多运载火箭上飞行,包括德尔塔,航天飞机,阿丽亚娜,泰坦。
特点:

单元重量:3.4 lb(典型)

电机工作电压:24-32 Vdc

涌流:1.0-3.0安培50毫秒

最大运行:在28 + 4 Vdc下100-250 mA

停滞的转子电流:360毫安

最大作动时间:在28 + 4 Vdc下0.15到0.3 SEC

工作温度:…- 35°至160°F

触发电路引脚电阻:。0.87-1.07欧姆(版本1)或0.90-1.10(版本2)

100%不发火雷管电流/功率:用1安培/ 1瓦的电流维持5分钟

100%发火电流:3.5安培。

雷管(推荐 )………….5.0 – 22.0安培,

5.0安培时的点火时间:…3ms(典型的)

可用于高冲击/振动环境的可选隔离器安装

性能特性
不碎裂、不排气
无论如何要安全,万一无意中在安全位置发火
远程电气安全保险
无论如何,该单元可以手动解保,但不能手动置保
无论该装置是电动或手动操作,机械和电气系统是不可分割的
总之,点火电路和爆炸装置都是有裕度的
喷射点火电路和控制/监控电路位于单独的连接器
无论如何,远程监控安全或开机状态是不可或缺的电路
无论如何,可视指示窗口显示安全或待发状态
安全插销可防止设备在运输、搬运和检查过程中意外升温
当今天的关键电源打开时,安全插销是不可拆卸的
无论如何,在安全的位置,发火管导线被分流,分流通过15,000欧姆电阻接地
欧米茄点火电路有25欧姆电阻,以提供火工系统检查在安全的位置
日本的N和长征。他们启动了上级顺序和助推器破坏系统并点燃了上级发动机。型号2134B改进了其前身的安全可靠的设计:1)可选的修改是必需的,以满足MIL-STD-1576和NHB1700.7a安全销的要求,以符合MIL-STD-1576和EWR 127-1的安全要求。
2134B型是一种非破碎、非排气的机电S&A启动装置,可远程安装和启动。由于不碎裂和不排气的特点,该装置可以放置在航天器上而不会损坏附近的设备。该装置的动力由一个28伏可逆直流电机和一个整体行星齿轮减速装置提供。直流电机的转动功率通过正齿轮和摩擦离合器传递到输出轴。
爆炸转子组件、目视指示器和旋转开关位于输出轴上。这些开关控制电路,包括电机控制、远程指示和点火信号。在安全位置上,爆炸转子组件与爆炸药盒不同步。当安全销被拆除和保险电流被施加,输出轴旋转90度,以调整转子与爆炸药盒。如果安全销安装了保险电流,电机通过滑动离合器运行,以防止对设备的任何损坏。安全销在物理上防止转子旋转,同时被机械锁定到位。该单元的输出区域包含一个适配器,该适配器为传爆序列提供接口,该接口有一个接收器,如爆炸传递组件。该组件从S&A装置转移爆轰输出,用于火箭发动机点火等目的。该单位的冗余点火电路和爆炸药盒确保高度可靠的起爆。
型号2134B为每个点火电路有一个单独的点火连接器。一个单独的连接器也提供安保机构和监控电路。

CHARACTERISTICS·

Unit weight: ………………………3.4 lb (typical)

Motor operating voltage: ………………………. 24-32 Vdc

   Inrush: …………………….1.0-3.0 amps for 50 ms max    Running: …………………….100-250 mA at 28 ±4 Vdc Stalled rotor current: ………………………….360 mA max Actuation time: ……………0.15 to 0.3 sec at 28 ±4 Vdc Operating temperature: …………………..–35° to 160°F Firing circuit pin-to-pin resistance:

…………………………… 0.87 to1.07 ohms (Version 1) or

0.90-1.10 (Version 2)

Detonator “no-fire” current/power:

…………………………………. 1 amp/1 watt for 5 minutes Detonator “all-fire” current: …………………….3.5 amps· Detonator (recommended) ………….5.0 to 22.0 amps·

Firing time at 5.0 amps: …………………… 3 ms (typical)

可用于高冲击/振动环境的可选隔离器安装

性能特性

l不碎裂、不排气

l若不慎在安全位置发火,则安全

l远程电气安全防护

该单位可以手动解除战备,但不能手动战备

l无论设备是电动还是手动操作,机械和电气系统都是不可分割的

点火电路和爆炸药盒是有裕度的

l点火电路和控制/监控电路位于单独的连接器中

l远程监控安全或战备状态是电路中不可分割的一部分

l可视指示窗口显示安全或战备状态

l安全插销防止在运输、搬运和检查过程中意外设置战备设备

l当使用战备状态电源时,安全销是不可拆卸的

l在安全位置,发火管导线进行分流,分流器通过15000欧姆电阻接地

l点火电路有25欧姆电阻,以便军械系统在安全位置检查



SCB 电起爆器

TEM-I-902

诺斯罗普·格鲁曼公司的导弹产品独特的发火管设计采用了专利半导体桥(SCB),提供了比传统热线设备的优势。SCB芯片的操作产生等离子体输出,通过允许在爆燃中引爆不敏感材料(而不是初级炸药)来提高安全性。它实现了高重复性和快速的功能时间(低至50毫秒)。
SCB启动器已通过MIL-STD-1512认证,并作为美国空军通用水激活释放系统的一部分。SCB的启动能量仅为传统桥丝所需能量的10%(需要1至3毫焦耳,而传统桥丝设备需要30至35毫焦耳),但至少可以满足1瓦/1安培5分钟不点火的要求。SCB接口配置和全火和无火级别可以根据个人任务需求定制。该装置目前满足国防部和能源部对静电放电的军事要求。
发火管的输出和它的机械接口可以为特定的应用定制。我们的基线启动器设计是我们所有新设备的核心组件,包括数字和光寻址单元。可以根据需要进行设计修改,以适应新的需求或优化大批量生产需求。

SAFETY/FEATURES/BENEFITS

l  Contains no primary explosive material

l  Pyrotechnic material test data compatible to

MIL-STD-1316 approved material

l  Qualified to MIL-STD-1512; human-rated

l  Passed electrostatic discharge: 25 kV, 500 pF, through a 5,000-ohm resistor, over 100 pulses

l  Passes 1-watt/1-amp, 5-minute no-fire requirement

l  Passed  420°F performance testing

l  Passed simulated 10-year aging

l  Passed >50,000 g performance testing

l  Passed 28-day temperature shock, humidity, and altitude environments per MIL-I-23659

l  Radiated radio frequency sensitivity: MIL-STD-

1385B (HERO), design-dependent

l  Pressure shock: 15,000 psi

l  Monitor current: 100ma, 1,008 hours, -40° to

194°F, 42 cycles

l  Low, consistent energy requirements (1 to 3 mJ)

l  Highly repeatable, fast function time (as low as  50 µs);

l  Highly reliable (0.9992 at 95% confidence)

l  Requires 10% of the energy of a bridgewire

initiator

l  Ability to customize interface configuration and all-fire and no-fire levels

l  Autoignition: 350°F for 6 hours; 257°F for 12 hours

l  Digital and optical addressable units available

l  Excellent heritage: over 40,000 units fabricated and over 5,000 successfully tested

l  Handling shock: 6-foot drop, -65° and 215°F, 75 drops

l  Department of Energy-approved for use in actuators of weapon systems

l  Thermal shock: 200 cycles, -40° to 194°F, 1 hour per cycle; 120 cycles, -65° to 215°F, 1-hour dwell

WARNING: THIS DEVICE MAY HAVE A PINTO-CASE RESISTANCE AS LOW AS 30 OHMS. SUFFICIENT ENERGY APPLIED FROM PIN

TO CASE CAN CAUSE INITIATION. THE USER

SHOULD TAKE ALL NECESSARY PRECAUTIONS

TO HANDLE AND USE THIS DEVICE SAFELY IN

A MANNER CONSISTENT WITH THE DESIGN



https://youtu.be/2t9ET7GP-iU

电子安全臂(ESA)是一种低功率、独立的火药启动S&A装置。设计作为传统机电设备的跌落式替代,它提供故障安全,没有单点故障,要么战备要么发火,并在一个更小和更轻的包装物理阻塞烟火输出。基于诺斯罗普·格鲁曼公司 半导体桥(SCB)发火管技术,欧洲航天局提供先进的电磁干扰抗扰能力,在启动点具有安全性。通过将SCB发火管与欧空局测试为>20,000 psi的密封组合,可以消除传统的烟火传送盒组件,从而降低硬件和批次验收测试成本,并减少跟踪保质期有限的物品的负担。欧空局在机电S&As中没有的其他优点是自动内置测试能力,以及串行状态遥测技术,包括安保机构状态和桥电阻验证。

UNIQUE DESIGN

Dimensions ……………….. 1-inch diameter, 3.2-inch long ESA assembly weight ……………………………~125 grams Installed protrusion length …………………………..2.2 inch Material construction …………………304L stainless steel

l  Operates on typical 28 Vdc bus

l  Threaded interface

l  Harvard architecture microprocessor

l  No primary explosives

FEATURES

l  BIT capability

l  Safe/arm monitor output (serial data)

l  Initiator bridge verification

l  LED visual status indicator

l  Meets 1-amp/1-watt, 5-minute, no fire requirement

l  Hermetic and maintains reliable pressure seal

(proofed to 20,000 psi)

l  Low-energy SCB initiator

DEMONSTRATED

l  Tested in STAR motor ignition systems

l  Tested in 21- and 24-inch-diameter tactical motor ignition systems (ASAS boosters)

l  Tested in test motor

l  Baseline for new design STAR motor ignition system

SAFETY

l  Independent arm and fire inhibits

l  Arm and fire sequence requirements

l  Dual safing methods; quick safe feature and dualbleed resistors for fail-safe discharge

l  High- and low-side switch protection to isolate SCB from stray energy

l  Range safety reviews successfully completed

Eastern/Western Range Review …………… Spring 2000 Range Commanders Council Review …….. Spring 2000

U.S. Army Safety Review Board …………………Fall 1999

SYSTEM PERFORMANCE

Arm signal voltage output …………………….. 22 – 36 Vdc Peak power ………………………………… 7 W for 150 msec Average power ……………………………………………. 1.4 W Transient current …………………..<250 mA for 150 msec

Steady-state current ………………………………….. ∼ 50 mA

Arm time ………………………………………………<100 msec Fire signal voltage input ……………………….. 18 – 36 Vdc

Steady-state and transient current ………………. <10 mA

Fire output time ……………………………………….<10 msec Quick safe ………………………………………………..<1 msec

Bleed safe …………………………………………………..<7 sec SCB firing time ……………………………………….. <50 µsec

l  Operates over long distances (several hundred

feet)

l  Extensive diagnostic and system status monitoring

l  Capable of autonomous timing of events



EOSA

诺斯罗普·格鲁曼公司正在开发一种光电安全臂(EOSA)装置,该装置结合了激光光能和光伏技术,可以安全可靠地启动电爆炸装置。
EOSA由点火控制模块(ICM)、双光纤传输电缆(FOTC)和光电启动器(EOI)组成。该系统提供了电起爆器与可能导致意外起爆的能量源的完全隔离。所有的功率、指令和数据信号通过光纤电缆在ICM和EOI之间通过激光二极管传输。然后光电转换器将光信号转换为电信号进行解码和动作。
这减轻了系统在电缆长度较长的情况下传输损耗的影响,这种影响对直接激光武器起爆系统是有害的,也减轻了与电气传输相关的屏蔽和噪声惩罚。
ICM中包含系统输入/输出,自诊断功能,战备插头和视觉安保指示器。安全臂功能和启动发火管包含在EOI中,并由ICM发出的编码光信号激活。系统武装导致EOI充电电容器局部存储点火能量在起始点。ICM的FIRE命令导致EOI将电容放电到启动器发火管,导致其起火。无论是SAFE命令还是ICM信号的丢失,都会导致EOI通过出血电阻迅速放电电容,使系统安全。
内置测试功能提供了实时系统检查和反馈安保状态,用户可以通过视觉和车辆遥测。该设计使用了桑迪亚国家实验室的专利光电启动技术和诺斯罗普·格鲁曼公司的专利MIL-STD-1512合格半导体桥启动器。


SAFETY FEATURES

l  Three independent and unique inhibits l Dedicated connector for FIRE commands l   Dual safing methods:

l  SAFE command for rapid capacitor discharge

l  Dual bleed resistors for capacitor discharge for fail-to-safe loss of signal

l  Visual LED status indicators for POWER, ARM, and SAFE

l  Isolation from stray electrical and electromagnetic interference energy at the point of initiation

l  Coded optical commands for immunity to stray optical energy

l  Arming plug removal to interrupt all electrical power to the control module

l  Does not utilize direct initiation of ordnance by laser light

PHYSICAL CHARACTERISTICS

EOSA assembly weight ……………………………..1.50 lb ICM ………1.63-in. high x 3.50-in. wide x 4.44-in. long EOI …………………………….1.20-in. dia. X 2.34-in. long Fiber size …………………..100-micron silicon core fiber

SYSTEM PERFORMANCE

Operating voltage ……………………………………..28 Vdc Peak power (per channel) ………………… 5W for 1 sec Average power (per channel) …………………………. 3W Arming/safing time ………………………..1 sec maximum Firing time ……………………………………………100 msec

l  Dual channels for complete redundancy

l  Automatic BIT with extensive diagnostic and system health monitoring

l  Ability to operate over hundreds of feet of cable

l  Autonomous timing and sequencing of events

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