基本介紹
- 中文名：大力神號運載火箭
- 外文名：Titan rocket
- 別名：泰坦火箭
- 發射類型：拋棄式火箭
- 用途：發射各種軍用有效載荷
- 分類：3A、3B、3C、3D、3E、34D
研發背景,各型號,泰坦一號火箭,泰坦二號火箭,泰坦三號火箭,泰坦四號火箭,火箭燃料,泰坦火箭現狀,
研發背景
美國以大力神2型洲際飛彈為基礎研製的大型運載火箭。有3A、3B、3C、3D、3E、34D 等多種型別，主要用於發射各種軍用有效載荷。大力神3A和3B都是三級液體火箭，用大力神2型飛彈的第一、二級作為前兩級，起飛推力約 1913 千牛（195噸力）。3A的第三級叫過渡級，長4.9米，直徑和前兩級一樣，都是 3.05 米，重約13 噸。過渡級裝 2台推力各為35.6千牛（約3.63噸力）的發動機，工作時間約 480秒。發動機可以多次起動，能使火箭在較大範圍內機動變軌，將有效載荷送入不同的軌道。3級都用四氧化二氮和混肼 50推進劑。制導系統利用大力神 2 型飛彈的慣性制導系統。3A 於1964 年開始發射軍用衛星。1966 年開始使用的3B用阿金納火箭作為第三級，用無線電指令制導系統取代慣性系統。3B主要用於發射軍用偵察衛星。3C是在3A火箭的兩側各捆綁一台大
升空中的大力神運載火箭型固體火箭助推器組成的。每個助推器長25.9米，直徑3.05米，重200 噸，通過由助推器旁側的貯箱噴注四氧化二氮的方法來控制推力方向。3A和3B火箭重160～180噸，可將3.6～4.5噸重的載荷送入低地球軌道。3C於1965年開始使用，主要用來發射軍用通信衛星。火箭重 635噸 ，起飛推力約10498千牛（1070噸力），能把13.4噸重的載荷送入低地球軌道或把1.6噸重的載荷送入地球靜止衛星軌道。3C火箭去掉過渡級就變成3D火箭，用半人馬座火箭取代 3C 的過渡級就變成3E火箭。3D重590噸，從1971年開始用來發射重型偵察衛星。3E重640噸，從1974年開始用來發射太陽神號探測器、海盜號探測器、旅行者號探測器等行星和行星際探測器，可把3.8噸重的載荷送往金星或火星。3C火箭通過增大芯級和固體火箭助推器的長度，並用慣性上面級取代過渡級，又演變為34D火箭。34D重780噸，從1982年開始用來發射重型軍用衛星。大力神號運載火箭在118次成功的發射中已將150多顆衛星送入不同的軌道。
各型號
泰坦一號火箭
泰坦一號火箭發射泰坦一號火箭為泰坦系列火箭的第一枚火箭，如果擎天神火箭未能如期完成，他將做為備用泰坦一號火箭，為一台兩節式火箭，以煤油及液態氧做為動力，泰坦一號火箭及擎天神洲際飛彈並沒有快速填充燃料的機制，添加燃料和點火需要30分鐘。
泰坦二號火箭
大部分的泰坦機型都由泰坦二號火箭演變而成泰坦二號火箭洲際飛彈可酬載備用核子武器（可達900萬噸級黃色炸藥）的強大威力，如此強大的原因是因為美國正處於冷戰時期而泰坦二號火箭正式備用核彈所有的泰坦二號長程洲際飛彈（ICBM）的發射場自1987年關閉到只保留一座在亞利桑那州土桑市泰坦飛彈博物館南方的發射場。在1960年代中期至1980年代中期，泰坦二號火箭為美國所使用二節式自燃式火箭，在1980年代晚期，美國因撤銷泰坦二號火箭發射核彈的權利，泰坦二號火箭發射時刻改為為美國發射政府衛星，在范登堡空軍基地最後一次在2003年10月8日發射這一類型的衛星（DMSP氣象衛星）。在1960年代中期，泰坦二號火箭也曾發射過兩次雙子星無人太空船及十次雙子星有人太空船，泰坦23B火箭及其演變（24B 33B 34B）改裝後皆裝上安哥那 D（Agena D）型火箭的末端節。此時用來發射K-8優勢串聯間諜衛星，這時衛星由范登堡AFB基地發射至極地軌道酬載衛星約中7500磅（3000公斤）。
“大力神2”系列共有“大力神2LV—4”、“大力神2SLV”和“大力神2S等3種型號。截止1994年底該系列火箭共執行17次任務，成功率100%。
“大力神系列”中最早投入使用的是為“雙子星座”載人飛船計畫服務的“大力神2LV—4”火箭，又名“雙子星座運載火箭”。“雙子星座—大力神2”雖為航空航天局民用計畫，但美國空軍不僅直接參與了火箭的研製與發射，而且還利用“雙子星座”飛船的10餘次飛行，進行了各種試驗。
“大力神2LV—4”是在洲際飛彈“大力神2”的基礎上發展起來的，1962年初開始改型。航空航天局選用“大力神2s作為“雙子星座”飛船運載工具的原因是：1)“大力神2”是當時美國運載能力最大的火箭，只有它具有發射“雙子星座”飛船的能力；2）“大力神2”採用可貯推進劑，便於操作、處理並具有長時間停放和隨時發射的特點，適合於載人飛行和空間會合對接任務。
為滿足載人飛行的以下4項要求，對“大力神2”採取了11項改進措施。
4項要求：
1）適應人的生理特點；
2）提高可靠性，保障飛行絕對安全；
3）發生災難性故障時太空人能及時脫險；
4）改善火箭性能，提高任務成功率。
1l項改進措施：
1）增設故障探測系統；
2）改用冗餘制導和控制系統；
3）改用冗餘電源系統；
4）一子級改用冗餘液壓系統；
5）用“水星”計畫的無線電制導系統代替原“大力神2”的慣性制導系統；
6）改進推進系統；
7）改進發射場飛行中止系統；
8）改進測量系統；
9）二子級氧化劑箱前增設一用於對接飛船的前裙段；
10）改進二子級儀器架；
11）取消反推火箭和遊動發動機。
“大力神2LV—4”從卡納維拉爾角10號工位發射。1964年4月8日首次飛行，截止1966年11月共進行12次飛行，成功率100%，1966年底停止使用。
主要技術性能
級數 2 起飛推力 1921.7kN
全長 33.22m 推重比 1.315
最大直徑 3.05m 運載能力 483km軌道 3.62t
起飛質量 148.31t
一 子 級
級長 21.64m 地面推力 1912.7kN
直徑 3.05m 地面比沖 2893N·s/kg
發動機 2XLR—87-AJ-7 真空比沖 2932.2N·s八g
推進劑 四氧化二氮/混肼50 _T_作時間 ~150s
二 子 級
級長 5.79m 真空推力 444.8kN
直徑 3.05m 真空比沖 3069.5N·s/kg
發動機 1XLR—9l—AJ-7 _T_.作時間 ~180s
推進劑 四氧化二氮/混肼50
總 體 布 局
“大力神2LV—4”火箭由一、二子級箭體、級間段、動力裝置和儀器艙組成。子級級間和箭體/飛船間裝有分離裝置。火箭制導、控制系統安裝在二子級箱間段的儀器艙內。箭體外部設有電纜通道和自生增壓系統管路。貯箱前部有人孔蓋。儀器艙、尾段和箱間段設有檢修視窗。
箭 體 結 構
一子級結構
一子級長21.64m（包括級間段）由燃料箱、氧化劑箱、箱間段組成。
燃料箱 燃料箱由後裙段、箱體、前裙段和裝在貯箱錐形後底上的發動機架組成。
後裙段為鉚接—螺接桁條—隔框結構。4根大梁從後端框伸向貯箱蒙皮壁板。裙段的4塊內表面銑切蒙皮壁板在大梁處拼接。裙段內側裝有環形框、前部為“T”形框、中部為“I”形框，後部為鍛造鋁合金框。後端框與大梁底端用螺栓連線並與裙段蒙皮鉚接。發動機連線孔位於端框大梁連線部位。
箱體筒段由8塊機加工蒙皮組成。其中4塊為大梁壁板，另4塊為有“T”形內桁條的機加工壁板。10個由板材壓製成形的鋁合金“Z”形框等距地連線在桁條和大梁壁板上。
箱體錐形後底由5個構件焊接而成。錐形底上部由4塊外表面經過化銑的板材組成，中央部分為一壓延成形的倒置截錐體。後底上安裝兩根燃料輸出管路。管路出口處裝有十字形導流器，防止燃料產生漩流或渦流。後底上端由“K”形框與箱壁和後裙段相接。
燃料箱前底為全焊接橢球底，開有人孔和氧化劑輸送管路通孔。箱底由5塊壓延成形的瓜瓣形板材組成。中央頂蓋上有一安裝導管的錐形連線件。箱底通過“Y”形框焊接到貯箱筒段上。
燃料箱內通有一直徑25cm的氧化劑輸送管路。輸送管後端被焊接在貯箱底端的一個Y形管件上，兩個17.8cm直徑的支管被螺接在安裝泵前閥門的法蘭盤上。氧化劑輸送管的前端與氧化劑箱後底連線。’
燃料箱前裙段為一機械加工蒙皮鉚接構件，裙段後端焊接在燃料箱“Y”形框上，前端與氧化劑箱螺接。裙段頂部開有排氣孔。裙段由前後兩部分組成。後段由3塊機械加工壁板組成。壁板內側裝有短桁條，用以加強箱底和“Y”形框連線處的蒙皮。
貯箱外部設有電纜/增壓管路的隧道管。
氧化劑箱 氧化劑箱由箱體及其前後裙段組成。箱體前底和筒段結構與燃料箱相似，但後底呈橢球形。
貯箱筒段由4塊厚度逐漸變薄的機加工壁板焊接而成。每塊壁板上有9條“T”形內桁條。桁條間的蒙皮進行機加工，以削薄板材厚度，減輕結構質量。12個“z”形隔框沿箱壁等距地搭接在桁條上。
貯箱後底除了氧化劑出口中央蒙皮外均與燃料箱前底相似。中央蒙皮壓延成漏斗狀，與通入燃料箱的氧化劑管路相對接，氧化劑箱前底開有人孔，其它與後底相似。前底通過“Y”形框與貯箱筒段焊接。
貯箱後裙段為桁條、隔框、蒙皮結構。蒙皮由3塊從內部銜接的板材組成。裙段有36根鍛造“I”形桁條。氧化劑箱後裙段通過對接框與燃料箱前裙段螺接。裙段“Y”形框開有3個排氣孑L。
貯箱前裙段除了在14處開有排放二子級發動機燃氣流的排焰孔外，其它均與後裙段相似。裙段蒙皮由鍛造的“I”形桁條加強。裙段端框有4個用以與級間段對齊並螺接的導向銷。
裙段內表面和氧化劑箱頂部以及所有暴露於二子級發動機燃氣流的表面均塗有MMS— K421燒蝕材料。
氧化劑箱外部也鋪有電纜/增壓管路隧道管。
級間段級間段長2.44m，底部開有熱分離時排放二子級發動機燃氣的排焰孔。排焰孔分布於4個區域。每區占7根桁條、兩個環形框的位置，共兩排開口，上排4個、下排6個。排焰區的桁條、環形框和開口間的蒙皮均塗有MMS-K421燒蝕材料。級間段前部的12根桁條上裝有氣體作動分離螺母緊固件。前端框伸出22個導向銷，它們插入二子級後端框導向孔中，用以定位對接。
二子級結構
二子級長5.79m，箭體由燃料箱、氧化劑箱和儀器艙組成。
燃料箱 燃料箱由箱體和前後裙段組成。箱體為全焊接結構，由機加工筒段、可直接安裝發動機的後底、前底和氧化劑管路組成。
筒段由L 68em厚板材機加工而成的壁板組成。壁板內表面有8.9emX8.9em的機加工方形格線。
後底結構與一子級氧化劑箱相似，但開有偏心的氧化劑管出口。後底焊有一用來安裝發動機的，由桁條加強的截錐形構件。構件上開有推進劑輸送管路和液面感測器的開口。截錐形構件頂端的桁條上焊有安裝發動機架的鍛造機加工承力框。
前底結構與一子級前底結構相似。前底中央開有直徑為15.2~m的氧化劑輸送管通過口。箱底還設有安裝增壓管路、排氣管路和測量儀器的接管嘴。
後裙用“I”形桁條和環形框加強。桁條頂端裝有氣體作動分離螺母緊固件。裙段後端設有與級間段對接的導向銷孔。
前裙與一子級氧化劑箱後裙相似。裙段由桁條和環形框加強。裙段前端有一與氧化劑箱後裙段對接的受拉對接框。
貯箱和裙段外設有電纜和增壓管路隧道管。
氧化劑箱氧化劑箱箱體筒段由4塊機加工壁板組成。內壁有同燃料箱一樣的方形格線。前、後底類似一子級氧化劑箱，前底有一15.2em直徑的出口，後底用“Y”形框焊接到箱壁上。
後裙類似二子級燃料箱，長約1.4m，由框和桁條加強。
直徑為3.05m的前裙是為與“雙子星座”飛船對接而新設計的。裙段骨架由36條“I”形桁條和3個框組成。與框平行的部位上還裝有加強蒙皮的環形構件。裙段前端框設有用於對接的導向銷，桁條和端框上設有螺接孔。
儀器艙
儀器艙
位於二子級箱間段，其輕型儀器架是專為“雙子星座”任務新設計的。艙內裝有電池、故障診斷系統組件、靶場安全指令控制系統、程式裝置、三軸基準系統、無線電制導系統、自動駕駛儀及測量、遙測系統。
推 進 系 統
一子級推進系統
一子級推進系統由子級發動機和推進劑輸送和增壓系統組成。
發動機
火箭一子級採用LR—87-AJ—7型發動機，由二套同時工作的獨立系統組成。各系統分別由推力室、渦輪泵、燃氣發生器、發動機起動系統、推進劑輸送管路和控制電路組成。
LR—87-AJ—7型發動機高3.13m、寬2.72m，質量約1600kg，採用四氧化二氮/混肼50作為推進劑，推進劑混合比1.93，產生地面推力1912.7kN，地面比沖2893N·s/kg，‘工作約150s。
發動機的燃料再生冷卻推力室用多根不鏽鋼管沿縱向焊接而成。2個燃氣發生器共用一套點火系統同時工作。
倒數計時：7=0時，兩個固體火藥起動器由28V直流電源起動，點燃後產生燃氣。燃氣通過渦輪噴嘴驅動渦輪。渦輪藉助齒輪箱帶動燃料泵和氧化劑泵轉動，將推進劑壓送至推力室主閥門。待燃料出口管路壓力達預定值時，由壓力作動閥門打開推進劑主閥門。燃料經推力室冷卻通道通過噴注器進入燃燒室與直接進入燃燒室的氧化劑接觸自燃點火，燃氣從噴管排出產生推力。燃氣發生器輸送管路上裝有文氏管，以穩定發動機推力，並在推進劑輸送管路上設平衡孔以控制推進劑混合比。燃氣發生器燃燒由燃燒室閥門引出的推進劑，由文氏管控制其流量。由推進劑壓力打開管路的單向閥門，富燃料的推進劑進入燃氣發生器並自燃點火。燃氣進入渦輪使渦輪持續工作。正常情況下，發動機採用推進劑耗盡關機，當燃燒室壓力感測器敏感壓力下降時發出發動機關機指令。
兩個推力室可在俯仰和偏航方向擺動，並提供滾動控制。
火箭一子級採用自生增壓系統，由第二套發動機系統提供能源。燃料箱用經冷卻的燃氣發生器燃氣增壓，氧化劑箱則通過氣化部分氧化劑進行增壓。系統組成如下圖所示。
二子級推進系統
發動機
二子級採用單推力室LR—91—AJ—7型發動機。它實際是由按比例縮小的LR—87-AJ—7發動機的一套系統，因而在很多方面與LR—87-AJ—7發動機相似。
LR—91—AJ—7發動機高2.796m、寬1.74m、質量約460kg，亦採用四氧化二氮/混肼50作為推進劑，推進劑混合比1.8，真空推力444.8kN，真空比沖3069.5N.s/kg，工作約180s。
與一子級發動機相仿，燃燒室為不鏽鋼管束式結構。不同於前者的是只有燃燒室（包括面積比13c1以上部分噴管）是再生冷卻式的。面積比13：1到49.2c1的噴管延伸段是燒蝕冷卻式的，該段由玻璃纖維外殼、玻璃纖維蜂窩芯和石棉內層組成。發動機起動方式與一子級相
同。與一子級發動機一樣，也在燃氣發生器輸送管路上裝有穩定推力的文氏管，在推進劑輸送管路上設有控制混合比的平衡孔。
發動機推力室可在俯仰和偏航方向擺動。滾動控制則由用渦輪廢氣作工質的旋轉滾動控制噴管完成。
增壓系統
二子級燃料箱增壓方法與一子級相同，但氧化劑箱不增壓。系統組成如下圖所示。
為載人飛行所作的改進
“雙子星座”運載火箭的推進系統基本同“大力神2”。專為載人飛行所作的改進有：
1）增設POGO抑制器：在推進劑輸送管路中增設POGO（縱向藕合振動）抑制器，將“大力神2”首次飛行發現的土2.5g振動過載降到“雙子星座”任務要求的土0.25g。土2.5g級的振動過載對洲際飛彈是可接受的，但對太空人卻會降低完成飛行任務的能力。抑制器由設於氧化劑輸送管路豎管中衰減振動壓力的調壓器和置於燃料管路中的彈簧載入蓄壓器組成。
2）改進二子級發動機噴注器：為增強發動機燃燒動態穩定性，改進了二子級發動機的噴注器。噴注器噴孔加大，孔數減少一半，隔板從“大力神2”的6塊增為?塊並去掉中央葉轂。去掉葉轂能降低隔板與噴注器表面連線點的熱應力，並能減少焊點、簡化工藝。
3）增設故障監測系統：一、二子級都增設了監視發動機性能的監測系統。系統由安裝在三個推力室上的壓力開關組成。發動機系統的壓力是發動機性能的直接函式，當發動機性能異常壓力隨之下降時，開關接通飛船指示燈電路，報警燈亮。系統是雙冗餘的，每一推力室設2個壓力開關。當系統壓力低於70%額定值時，2個開關都接通，表示故障確實發生。
4）增設射前故障監測系統：該系統由安裝在貯箱增壓管路上的壓力開關組成。發動機起動瞬間開關啟動表示貯箱增壓滿足要求，如果一子級貯箱增壓壓力低於最低要求值則發動機會在發射台上自動關機。
5）增設二子級冗餘關機系統：該系統用來在主關機系統失效時確保發動機在火箭達到入軌速度時準時關機，以免將飛船送入一錯誤的軌道。系統由一安裝在燃氣發生器的氧化劑管路上的電爆閥門組成。該系統能在發出推力室閥門關閉信號的同時切斷通往燃氣發生器的氧化劑液流，發動機隨即熄火。
6）其它更改為：測量系統從40mY系統轉為5mV系統，以提供更好的數據和易於判讀；一子級發動機架重新設計，以適應新的串聯作動器；一子級發動機系統中認為有可能引起火災的部件均進行防火絕緣。
制導與控制系統
雖然“雙子星座”運載火箭的制導和控制系統是在“大力神2”組件的基礎上研製的，但二者的差別甚大。“雙子星座”運載火箭採用了全系統冗餘的制導與控制系統。
美國國家航空航天局曾通過“水星”太空人進行過模擬研究。模擬結果表明，除了發動機失控外，太空人均可在發生故障時進行手動中止飛行。故障預警時間試驗結果表明，一級飛行中發動機滾動失控後1s便超過太空人的生理極限。要在一秒鐘的時間內進行故障監測、顯示、觀察判斷、起動逃逸裝置是絕對來不及的。發生急速發展的故障（如發動機失控）時逃逸救生時間的不足，是採用可自動切換（僅需15ms）的全冗餘制導控制系統的主要原因。
系統在“大力神2”基礎上的改進點有：
1）系統採用冗餘技術，由主、副兩套系統組成（見圖）；
2）主系統中用無線電制導系統和三軸基準系統代替原“大力神2”的慣性制導系統；
3）為使三軸基準系統的輸出信號能與“大力神2”自動駕駛儀兼容，增加一適配器；
4)副系統用飛船的慣性制導系統作備用制導系統；
5）一子級採用兩套液壓系統和兩套系統共用的串聯作動器；
6）為完成主、副系統的切換，增加了功率放大器和切換繼電器；“雙子星座”運載火箭制導控制系統的特點是；1）可在一級飛行出現任何單一故障時完成任務，並提供二級飛行的部分冗餘；2）可在一、二級動力飛行段進行自動或手動切換；3）儘可能利用經過“大力神1”和“大力神2”飛行考驗的部件；4）主系統和副系統之間進行完全的電氣和物理隔離；5）簡單的切換電路設計，使切換失敗或意外切換的可能性降至最低程度。
主制導、控制系統
主制導、控制系統由無線電制導系統、三軸基準系統、適配器、一子級速率陀螺和自動駕駛儀組成。一級飛行時，主系統由三軸基準系統、適配器、自動駕駛儀和速率陀螺組成。二級飛行時引入無線電制導系統，由它對三軸基準系統提供俯仰和偏航制導信號，使飛船精確入軌。
三軸基準系統
三軸基準系統安裝在位於二子級箱間段的儀器艙內。它用陀螺儀提供滾動、偏航和俯仰軸的角位移信息。在三軸基準系統裝置中含一程式裝置，在一級飛行中起定時器的作用。由它按預定的飛行軌道改變火箭俯仰和滾動軸的角基準，因而也改變火箭沿此二個軸的飛行方向。在一級飛行中由三軸基準系統提供制導功能，由它通過適配器、自動駕駛儀向液壓系統等其它組件發出信號指令。
根據任務需要（如執行交會、對接任務時）滾動程式可在倒數計時時不斷更改；但俯仰程式是根據每個特定任務預先裝訂的，在倒數計時時不能更改。
二級飛行時，三軸基準系統從無線電制導系統接受控制信號和俯仰和偏航軸的角基準變化信息，並向控制系統其它系統傳送信號、執行指令。此外三軸基準系統還負責按預定時間發
出級間分離等時間指令信號。
適配器組件
該組件也位於二子級箱間段。它用來調節由三軸基準系統來的信號，並將其送往自動駕駛儀。它也在三軸基準系統程式指定時刻，調節由無線電制導系統來的經三軸基準系統制導放大器放大的俯仰和偏航控制信號。適配器裝有(冗餘）切換繼電器，在主切換繼電器發生故障時，由副繼電器進行主、副系統的切換。在火箭進行測試時，飛行控制系統的15個陀螺均通過適配器放大的信號進行監控。
一子級速率陀螺
速率陀螺位於級間段，它是“大力神2”控制系統的組件，由3個陀螺測量一級飛行時的俯仰?滾動和偏航角速率分量。速率陀螺的輸出信號送往自動駕駛儀。
自動駕駛儀位於二子級箱間段，它是洲際飛彈“大力神”自動駕駛儀的改型。自動駕駛儀由二級飛行用的三個軸向陀螺，一個為一、二子級速率陀螺提供磁放大和電源的800Hz靜態轉換器，以及用於接收從一、二子級速率陀螺來的信號，放大、分配、調節從適配器來的姿態基準信號並將其送往液壓系統的電路等組成。
無線電制導系統
該系統用來在二級飛行時向三軸基準系統提供俯仰和偏航制導信號。
如下圖所示，系統由箭上和地面二部分組成。箭上系統由速率信標脈衝信標和解碼機組成；地面系統由速率系統、位置測量系統和“寶來A—廣型計算機組成。通用電器公司ModⅡ系統產生速率和位置數據，並將其送往“寶來”計算機。計算機按預先設定的制導方程，計算俯仰和偏航控制命令，並送往火箭，使火箭在達到要求的入軌速度時處於正確的高度和姿態。此時，計算機產生一時間指令信號，指令發動機關機。
“雙子星座”計畫所採用的無線電制導系統是“水星”制導系統的改型，二者基本相同。為“雙子星座”計畫所作的改進主要集中在“寶來”計算機系統。該系統增加一用以與發射設施、飛船慣性制導系統、NASA任務中心、載人飛船中心進行實時通信提供緩衝能力的數據交換器。
該計算機的特殊功能有：
1）自動接收和鑑定來自任務控制中心的目標飛行器位置推算數據；
2）完成目標計算，並將其送往慣性制導系統作上升段制導（備用模式）；
3）計算所要求的發射方位，並向發射控制室和慣性制導系統傳送滾動程式；
4）向任務控制中心傳送用於緩慢發展型故障監控的制導參數；
5）一級飛行時計算修正指令，並送往慣性制導系統以補償方位校準誤差。
副制導、控制系統
副制導、控制系統由飛船慣性制導系統、一子級速率陀螺（主系統的冗餘件）和自動駕駛儀 （主系統的冗餘件）組成。
飛船慣性制導系統按程式在切換到副系統時，為副系統自動駕駛儀提供姿態穩定信號。“雙子星座”飛船慣性制導系統如下圖所示。
主、副系統的切換
有手動和自動兩種切換方式。
一級飛行時，在發生以下任一情況時進行主、副系統的切換；1）發動機失控（自動切換）；2)
“雙子星座”飛船慣性制導系統超過俯仰、偏航、滾動速率極限（自動切換）；3）一子級主液壓系統壓力喪失（自動切換）；4）太空人判斷，手動切換。
一級飛行時切換是一次性的，即一旦切換髮生便不能由副系統返回主系統，只有待一子級分離後才能由太空人手動切換回主系統。
二級飛行時的動壓要小的多，故切換隻在以下二種情況下進行；1）超過俯仰、偏航、滾動速率極限（自動切換）；2）太空人判斷，手動切換。
接到切換信號的慣性制導系統進行信號衰減，將信號減為零，然後再按一指數規律注入信號。這樣能將切換時運載火箭的載荷降至最低。
液 壓 系 統
火箭液壓系統按飛行控制系統的指令信號控制一、二子級發動機推力室的位置，改變推力方向，調整俯仰或偏航軸，使火箭沿預定的軌道飛行。
一子級液壓系統
火箭一子級採用冗餘液壓系統，由通過串聯作動器互聯的兩套獨立的動力裝置組成。除了為提供冗餘而設的串聯作動器外，其它組件與“大力神2”相同。系統為一子級兩台發動機推力矢量控制提供20.68MPa壓力。
一子級主液壓系統
該系統由高壓渦輪驅動泵、電動馬達、高壓電動馬達驅動泵、高壓管路和歧管、過濾器、調節裝置、4個與副液壓系統共用的串聯作動器、測量設備和連線器組成。液壓工質為MIL—H6083油。
一子級渦輪驅動泵是一種流量可調、壓力補償液壓系統。它在一子級發動機工作時提供液流和液壓。驅動泵有9個活塞。活塞由發動機渦輪泵裝置花鍵軸帶動的盤板驅動。由活塞的滑動套提供壓力補償，按要求提高或降低系統壓力。渦輪泵流量0.057m’/min、壓力20.68MPa、轉速3760r/min。
系統的調節裝置為蓄壓器/油箱組件。功能有：1）使系統保持常壓；2）作為液壓系統油箱；3）敏感液壓系統的壓力和液面變化。裝置為串聯作動器提供壓力。該裝置容積為1560em’、氣體體積410cm’、高壓20.68MPa、低壓0.76MPa。
10L1m級過濾器為可置換組件，裝有壓差指示器，當二端壓差超過0.4MPa時有紅色顯示。
四個由主、副系統共用的作動器為串聯組件。每個作動器由二個完整的電動—液壓伺服系統部分組成。一個伺服部分與主系統相接，另一個與副系統相接。兩個伺服部分是相互獨立的，但由一專用的切換閥連線，任何時刻只允許其中一個部分參與工作。作動器行程土2.78cm，可使發動機在俯仰方向擺動土4.38‘、偏航方向擺動土4.12’。作動器壓差為20.68MPa時的輸出·力為131.85kN，最大作動速度為13.74*/s。
電動馬達驅動泵只在地面測試時使用。
一子級副液壓系統
副液壓系統只參與副控制系統的工作，但在整個飛行中，即使未被起用也始終處於加壓狀態。
副系統由主系統一樣的組件組成。電動馬達驅動泵是主、副兩系統共用的，在測試時用系統試驗選擇閥切換。作動器切換閥設計成能夠敏感主系統的壓力，並在主系統發生故障，液壓降至規定值以下時，自動起動向副系統的切換。
主、副系統的切換
共有以下四種切換方式：
1）主液壓系統壓力喪失，由作動器切換閥自動切換；
2）運載火箭速率超過預定極限值時，由故障監測系統速率開關組件起動切換；
3）一子級發動機失控時，由串聯作動器預置極限開關監測和起動切換；
4）太空人根據飛船面板顯示和地面監控人員報告的信息判定主系統發生故障時，由太空人向故障監測系統發出切換信號。
二子級液壓系統
故障模式研究結果表明二子級無需設冗餘系統。
二子級液壓系統除了渦輪驅動泵流量較小（0.019m’/min），作動器換用一般線性作動器和另採用一滾動控制噴管作動器外，其它組件與一子級液壓系統相仿。
二子級主發動機偏航和俯仰伺服作動器行程為土1.24cm，可使發動機相對中線擺動土2.04’。作動器在壓差為20.68MPa時的輸出力為34.03kN，其最大驅動速度16.38~/s。滾動控制伺服作動器行程為土3.56cm，可使噴管擺動土33.83’，壓差20.68MPa時的輸出力為5.54kN，作動器最大驅動速度為8.75~/s。
電 源 系 統
“雙子星座”運載火箭採用全系統冗餘的電源系統，由電源配電分系統和程式分系統組成’。系統供28V、25V直流電和400Hz200V交流電。
電源配電系統
電源配電系統由輔助電源系統和測量電源系統組成。二個子系統各由相應的電池和轉換開關組成。電源系統與運載火箭各系統的接口如圖所示。電源系統通過二個接線盒與飛船接通。系統是全冗餘的，電路沿火箭兩邊走線。一子級發動機區的電纜用絕緣材料和鍍鋁玻璃纖維帶包紮。
程式系統
全冗餘程式系統由繼電器和馬達—驅動開關邏輯線路組成。系統為火箭各系統提供各種離散信號。系統框圖如下所示。為保證二子級發動機按指令準確關機，系統增設一備用電源。
故障監測系統
故障監測系統是為保證太空人安全、提高任務成功率而專門設計的一個全新的系統，是火箭在“大力神2”基礎上所作的最重要的改進。“雙子星座”運載火箭的故障監測系統為全冗餘系統，採用了冗餘的感測器、指示器和電路，其可靠性很高。根據5次“大力神2”搭載飛行和7次“雙子星座”飛行結果統計，該系統部件336件次工作中只有三件次出現過輕微的異常現象。
故障監測系統監控“雙子星座”運載火箭最重要的分系統的工作，並在系統出現故障時通過飛船顯示面板向太空人發出信號，以供判斷並採取相應措施，或在一級起飛初期發動機失控時，自動進行主、副飛行控制系統、液壓系統和電源系統的切換。這也正是“雙子星座”故障監測系統與“水星”故障敏感執行系統的根本不同點。
在“雙子星座”計畫中太空人是駕駛員，他們不僅根據故障監測系統的信號，而且還能憑藉生理反應（如加速度反應、音頻—神經反應等）和經驗來判斷情況，作出正確的決擇，保證任務順利完成。而“水星”的太空人則不然，他們只是飛船的乘員，發生故障時全憑自動的故障敏感執行系統處理，以致在“水星”計畫的早期無人飛行中無謂地毀壞了飛船。
“雙子星座”太空人可作以下三種切換：向副制導、控制系統切換；返回主制導、控制系統；中止飛行。
監測參數的選擇
為了確定系統的設計準則，馬丁公司進行了“大力神2”的飛行數據和故障分析。經分析表明，雖然“雙子星座”運載火箭有5萬多個電子和機械元器件，但貯箱壓力喪失、發動機推力喪
失或失控、火箭俯仰、偏航、滾動速率超過極限，均會使箭體在飛行中遭到破壞而造成災難性的事故，故必須對這三種參數進行監控。
有太空人參與的飛行故障模擬試驗表明，除了在起飛初期發動機失控超過其擺動極限，火箭在一秒鐘內便會遭到破壞的這一種情況外，系統提供的報警時間是足夠太空人進行判斷並作出抉擇的。在前種情況下，系統便自動起動向副系統切換，並以視頻信號向太空人顯示切換已發生。向太空人顯示的性能參數有：
1）火箭的俯仰、偏航和滾動逾限率；
2）一子級發動機推力室壓力變化；
3）二子級燃料噴注器壓力變化；
4）一、二子級推進劑貯箱壓力；
5）向副制導、控制系統的切換。
系統組成
“雙子星座”運載火箭故障監測系統由箭載感測器、船載顯示器和相應的電路組成。系統採用冗餘的感測器和電路，並在冗餘件間採取隔離措施以將因某單一或局部故障而使系統失效的可能性降至最低。此外，在組件設計和選擇電路設計時考慮、研究了各種故障模式，使故障監測系統具有比其所監測的系統有更高的可靠性。系統組成如下圖所示
貯箱壓力監測系統
為監測貯箱壓力，每一個貯箱都安裝2個相同的模擬式壓力感測器。由膜盒氣壓表式感測器測得的壓力信息被送往飛船儀表顯示。飛行中貯箱的正常壓力為482.63—68.95kPa絕壓。飛船上的貯箱壓力指示器有8個刻度尺和8個指針。火箭上的每一貯箱壓力感測器由單獨的直流電源供電，通過單獨的電路與飛船壓力指示器的相應顯示器件相連線。
貯箱壓力感測器很小很輕。每個感測器長7.62~m、直徑2.54cm、質量227g。感測器的輸出信號精度為全電壓區間的土2%，電源變化18～34VDC時，輸出信號變化不超過土0.1%。感測器可承受持續短路而不被破壞。
經驗表明，組件和電路的故障多數由開路引起。因而將系統設計成：壓力感測器的電壓輸出信號與標準敏感元件的信號是顛倒的。壓力最高時感測器輸出電壓為零；壓力為零時輸出電壓達最高值—5VDC。這種故障—安全技術可使太空人快速、準確地區分是貯箱喪失壓力還是測量系統或輔助電源、測量電源的故障。如果兩個指針中的一個指示正常壓力，而另一個指在標尺的最高值上那么顯然有一個測量通道發生了故障（開路或電源故障），而不是貯箱壓力異常。此外還可間接指示電源系統的故障，如果主電源或副電源發生故障不能供電時，四個貯箱壓力顯示指針中就會有一個指在刻度尺的最大值上。
發動機性能監測系統
為監測發動機性能，在火箭三台發動機推力室上安裝了冗餘壓力開關，每台發動機2個。當發動機推力降至正常推力值的30%～40%時，壓力開關觸點使飛船上的報警燈亮。2個冗餘的壓力開關串聯連線，在發動機工作正常時是打開的，在發動機的壓力或推力值低於預定值時2個開關都閉合後才能向飛船送一28V直流信號。採用冗餘對組件串聯連線技術，可將傳送偽發動機故障信號的可能性降至最低。試驗表明，太空人對發動機測量信號的反應時間是0.4s。系統採用的壓力開關為單刀、雙擲、速動、先開後合的氣密型開關，可在0—88.9K的溫度環境中穩定工作。
發動機故障也可由太空人通過噪聲和加速度等間接信息判定。
箭體角速度監測系統
火箭沿俯仰、偏航和滾動軸的轉動速率由速率開關組件監測，該組件由6個速率陀螺組成，每軸2個。每對冗餘速率開關是串聯連線的，當火箭轉動速率超過允許的極限2.5%時，
二個開關同時閉合，並向飛船輸送一28V直流信號，接通飛船報警燈，同時進行主、副制導控制系統的切換。
速率敏感能力由一台轉速為每分24000轉的磁滯型同步馬達提供。馬達安裝在一彈簧約束的萬向架上。陀螺支架聯接一開關以提供輸出信號。跨開關滑臂的整流條驅動陀螺的2個獨立的單刀、雙擲開關。該雙擲開關可敏感相對箭體各軸的順時針或逆時針轉動。
當陀螺馬達轉速喪失時速率陀螺失效。如果一個速率陀螺不以同步速率轉動，它的速率開關在其轉動速率變得非常大時是不閉合的。為了能使該軸的另一陀螺繼續進行速率敏感，要為失效的速率陀螺設一旁通電路和開關。
裝在陀螺轉子裡的永久磁鐵和裝在陀螺里的電動勢感應線圈提供一與轉子轉速成正比的交流電壓信號並送往旋轉馬達轉動監測組件中的一個放大器。信號通過一窄帶濾波器，它只在轉子以同步速度旋轉時輸出信號。無此輸出信號時，繼電器掉電，接通一組接點，旁通低速陀螺的開關。其餘陀螺和開關繼續工作，敏感箭體轉動速率。
中止飛行與救生
飛行中火箭出現故障時可按以下四種模式中止飛行：
1）模式I 飛行高度低於4.6km時發生故障，乘員用彈射座椅救生。
2）模式Ⅱ4.6—21.4kin高空發生故障時，太空人必須在動壓已降至能保證飛船分離時，才能起動中止飛行，延時約5s，待壓力下降後用反推火箭分離飛船。太空人隨飛船再入艙一起用降落傘在海上回收。
泰坦三號火箭
泰坦三號火箭是泰坦二號火箭的延伸，但可以隨意的選擇是否加固態助推火箭，是由美國空軍改良而成，可酬載離地重量的衛星，主要是為了協助美國空軍發射DSP快速警報間諜衛星和防禦通訊衛星，但泰坦三號E型火箭不同，它還有負責發射一些科學探測衛星，例如：航海家一、二號衛星至木星、土星、天王星及海王星及維京號（海盜號）一、二號探測船至火星。
泰坦四號火箭
泰坦四號火箭是泰坦三號火箭的延伸，但一定要加裝固態輔助推進器，它可使用半人馬座末端節引擎，，美國空軍很少使用此種酬載系統；雖然他過去被拿來發射卡西尼號到土星（1997年），在美國泰坦四號火箭是最有火力的自動化火箭，而其缺點為需要花費大筆資金。
火箭燃料
液態氧儲放在像飛彈儲存室的密閉空間裡是很危險的，地圖集火箭和泰坦一號火箭曾發生多次液態氧槽爆炸的事件，馬丁公司改進泰坦二號火箭的設計，利用液態氧和煤油混合設計取代泰坦一號火箭全部依賴低溫儲存槽。相同的第一節引擎做了一些小修改；；第二節直徑則增加到與第一節相同粗度。泰坦二號火箭是利用可燃性的燃料觸擊點火，但如此做法依然危險：有數起燃料槽爆炸，而有人因此喪命1965年8月，53名建築工人因輸入燃料至泰坦二號火箭一時不小心整個燃料槽起火導致這些人全部罹難，地點在阿肯色州的敘爾斯（Searcy）之西北部；1980年10月另一個在阿肯色州的儲存槽因技術員因故將儲存槽外皮剝掉導致點火，破裂的火箭產生8000磅之核子彈頭威力，數百呎內皆受波及，這件事顯然使泰坦二號火箭從火箭變為長程洲際飛彈，泰坦二號火箭在1980年代後期名稱為MX和平使者固態火箭；1960年代中期~1980年代中期名稱為54泰坦二號火箭。
