二、一级火箭概述
MX全尺寸的研制是在1979年9月开始的, 而计划在1986年开始装备部队。在全尺寸研制之前, 有一个为期18 个月的系统论证阶段和一个4 年的改进研制阶段。带有球窝(trapped ball )喷管的92 英寸( 2337mm ) 发动机在系统论证阶段之前已由赛奥科尔公司于1977年10月点火。空军弹道导弹局正在安排计划, 汤姆森一腊莫一伍德里奇公司(TRW) 是技术顾问。导弹的各种另件由各承包商提供, 没有主承包商, 其任务由弹道局完成。赛奥科尔公司是MX导弹第一级发动机、火工品点火系统和飞行终止爆炸系统的承包商。
在正常使用状态下, MX 第一级发动机由导弹底板根部的机械连接机构使导弹固定在发射筒内, 并由发射筒承包商提供的适配器从侧面进行支撑。根据指令, 发射筒将起竖到近乎垂直的位置, 第一级发动机推力方向作动系统(TVA) 燃气发生器将首先点火, 尔后, 连接发射筒的机械连接机构将由一个炸爆分离装置切断, 同时发射筒的燃气发生器点火, 以提供热气使导弹从发射筒里弹射出去。尾端的气体密封由发射筒承包商提供, 以防止第一级发动机与发射筒之间漏气。导弹从发射筒弹射出去后, 导弹底板由一火工品的爆炸作用使其同第一级发动机后裙分离，同时以及发动机点火。导弹的底板其实是由一级发动机排除的气体吹掉的。适配器由发射筒承包商研制的金属另件使之同第一发动机脱开。在飞行过程中,防核效应和气功加热的涂层。喷管提供±6°的推力方向变化。发动机外部涂复有电缆管道供给G&G电缆和飞行终止点火系统的保存与防护,也为排气羽流脉冲感应电流提供道路，而导弹下一部分离动作由二级发动机提供。
空军在研制说明书中列举的MX导弹第一级发魂机性能要求, 同本文叙述的保守的设计原则是一致的。本计划的目的是保证满足最低要求自勺技术性能, 没有想超出那个性能。合同包括单机生产成本指标的予算, 如果超支太大, 就会对赛奥科尔公司处以严厉的罚款。由于这些原因, 采用了一个保守的设计方法 , MX 导弹第一级发动机设计所选择的技术环节都是在弹道导弹生产计划中或者是在大型发动机论证试验中得到过证实的。由于基本的技术业已得到证实, 所以计划直接进入全尺寸飞行重量的发动机研制而无须中间尺寸或厚壁的发动机。然而, 最初几台的内绝热层设计的安全系数比较高。
第一级发动机设计大约是较早期的弹道导弹第一级发动机重量的两倍, 包括导弹底板在内。它的横剖面图颇类似三叉戟I第一级发动机, 内装8% 固体含量的的端经基聚丁二烯( HTPB ) 2 级推进剂, 并且是常规的、保守的设计。中虚线框标注的部件是由瓦萨奇分公司在装运前安装在第一级发动机上的地面装配( GFE ) 另件。其余的另件将由赛奥科尔公司研制并提供。MX导弹将不按照事先的计划进行, 因为将由我厂装运一个完全装配好的第一级发动机。在导弹装配阵地, 第一级发动机的唯一任务将是同第二级发动机进行机械和电气连接。
有两方面, 其设计不能直接由生产经验得到, 因为只有少量的数据基础:
首先是使用改进树脂系统的释放环、封头和薄片的9 2英寸直径凯芙拉壳体；
其次是维碳/ 碳喉衬的使用。压力容器的设计如所示。设计方案跟1977 年10 月试验的92 英寸研制发动机和1979 年l月爆破的同样壳体相同。航空喷气公司努力实施的MX 导弹第二级发动机先进研制方案( ADP ) 也使用了该设计方案。对于MX导弹, 将要求改变树脂以取得令人满意的老化特性, 也需要研制裙部同压力容器的连接方法, 以适应把导弹底板的发射载荷传递到后裙上。另外, 还必须研究能保证爆破强度重现性的工艺。MX导弹喷管的设计实质上是三叉戟I导弹喷管的直接放大, 以适应燃烧室压力、直径和排出气体组分的变化。热解石墨层叠式喉村已由三维碳/ 碳整体喉衬所取代。1978年, 空军火箭推进实验室( AFRPL ) 在超级高内压喷管发动机上试验过喉衬稍小一点的三维碳/ 碳喉衬。MX 导弹的燃烧室压力将比超级高内压喷管发动机每平方英寸高出好几百磅。此外, 还必须研究重现性好的制造三维碳/ 碳喉衬的生产工艺。在喷管研制中没有发现其它的问题。
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