เซนทอร์

เครื่องบิน Centaur III เครื่องยนต์เดี่ยว กำลังถูกยกขึ้นเพื่อประกอบเข้ากับจรวดAtlas V
ผู้ผลิต	ยูไนเต็ด ลอนช์ อัลไลแอนซ์
ใช้กับ	ปัจจุบัน แอตลาส วี : เซนทอร์ 3 วัลแคน : เซนทอร์ วี ประวัติศาสตร์ แอตลาส-เซนทอร์ ดาวเสาร์ I ไททัน III ไททัน IV แอตลาส II แอตลาส III ยานอวกาศเซนทอร์ (ไม่ได้ใช้งาน) วางแผนไว้ ระบบปล่อยอวกาศ[ 1 ]
ขั้นตอนที่เกี่ยวข้อง
อนุพันธ์	ขั้นพัฒนาขั้นสูงด้านความเย็นจัด (ยกเลิก ไม่ได้ทำการบิน)
ประวัติการเปิดตัว
สถานะ	คล่องแคล่ว
การเปิดตัวทั้งหมด	273 ณ เดือนตุลาคม พ.ศ. 2567 [ 2 ]
ความสำเร็จ(เฉพาะบนเวที)	254
ล้มเหลว	15
ชั้นล่างล้มเหลว	4
เที่ยวบินแรก	9 พฤษภาคม 2505 ( 9 พฤษภาคม 1962 )
เซนทอร์ III
ความสูง	12.68 ม. (499 นิ้ว) [ 3 ]
เส้นผ่านศูนย์กลาง	3.05 เมตร (120 นิ้ว)
มวลว่างเปล่า	2,247 กก. (4,954 ปอนด์) เครื่องยนต์เดี่ยว2,462 กก. (5,428 ปอนด์) เครื่องยนต์คู่
มวลเชื้อเพลิง	20,830 กิโลกรัม (45,920 ปอนด์)
ขับเคลื่อนโดย	1 × RL10A , 2 × RL10Aหรือ1 × RL10C
แรงขับสูงสุด	99.2 กิโลนิวตัน (22,300 ปอนด์) ต่อเครื่องยนต์
แรงขับจำเพาะ	450.5 วินาที (4.418 กม./วินาที)
ระยะเวลาการเผาไหม้	904 วินาที
เชื้อเพลิงขับดัน	ล็อกซ์ / แอลเอช2
เซนทอร์ วี
ความสูง	CV-L : 10.66 เมตร (35 ฟุต) CV-HE : 12.6 ม. (41 ฟุต) [ 4 ]
เส้นผ่านศูนย์กลาง	5.4 เมตร (17.7 ฟุต)
มวลเชื้อเพลิง	54,000 กก. (119,000 ปอนด์) [ 5 ]
ขับเคลื่อนโดย	2 × RL10C [ 6 ] 2 × RL10E (วางแผนอัปเกรด) [ 7 ]
แรงขับสูงสุด	RL10C: 203.6 กิโลนิวตัน (45,780 ปอนด์ฟุต ) RL10E: 214.6 kN (48,240 lb f ) [ 8 ]
แรงขับจำเพาะ	RL10C: 453.8 วินาที (4.450 กม./วินาที) RL10E: 460.9 วินาที (4.520 กม./วินาที) [ 8 ]
ระยะเวลาการเผาไหม้	CV-HE : 1,077 วินาที[ 9 ]
เชื้อเพลิงขับดัน	ล็อกซ์ / แอลเอช2

เซนทอร์เป็นตระกูลของขั้นบนของจรวดขับเคลื่อนซึ่งใช้งานมาตั้งแต่ปี 1962 ปัจจุบันผลิตโดยUnited Launch Alliance (ULA) ในสองรุ่นหลักเซนทอร์ III ที่ มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 3.05 เมตร (10 ฟุต) (หรือที่รู้จักกันในชื่อ เซนทอร์ทั่วไป) ทำหน้าที่เป็นขั้นที่สองของ จรวด Atlas V ที่กำลังจะปลดระวาง และ เซนทอร์ Vที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 5.4 เมตร (17.7 ฟุต) ใช้เป็นขั้นที่สองของจรวดVulcan Centaur ^{[ 10 ] [ 11 ]}เซนทอร์เป็นขั้นจรวดแรกที่ใช้เชื้อเพลิงไฮโดรลอกซ์ — ไฮโดรเจนเหลว (LH ₂ ) และออกซิเจนเหลว (LOX) — ซึ่งเป็นส่วนผสมพลังงานสูงที่เหมาะสำหรับขั้นบน แต่จัดการได้ยากเนื่องจากเชื้อเพลิงทั้งสองต้องเก็บไว้ที่ อุณหภูมิเยือกแข็งต่ำมาก^{[ 12 ]}

ส่วนประกอบของ Centaur สร้างขึ้นโดยใช้ถังเชื้อเพลิงบอลลูนแบบรักษาเสถียรภาพแรงดันที่ทำจากสแตนเลส^{[ 13 ]}โดยมีผนังหนา 0.51 มม. (0.020 นิ้ว) สามารถยกน้ำหนักบรรทุกได้สูงสุด 19,000 กก. (42,000 ปอนด์) ^{[ 14 ]}ผนังถังที่บางช่วยลดมวล ทำให้ประสิทธิภาพโดยรวมของส่วนประกอบเพิ่มขึ้นสูงสุด^{[ 15 ]}

แผ่นกั้นทั่วไปคั่นระหว่างถัง LOX และ LH ₂ซึ่งช่วยลดน้ำหนักลงได้อีก แผ่นกั้นประกอบด้วยแผ่นสแตนเลสสองแผ่นคั่นด้วยรังผึ้งไฟเบอร์กลาส ซึ่งจำกัดการถ่ายเทความร้อนระหว่าง LH ₂ ที่เย็น จัดกับ LOX ที่อุ่นกว่า^{[ 16 ] : 19}

ระบบขับเคลื่อนหลักประกอบด้วย เครื่องยนต์ RL10 หนึ่งหรือสอง เครื่องที่ผลิตโดยAerojet Rocketdyne [ ^{13 ] ขั้น}ตอนนี้สามารถเริ่มต้นใหม่ได้หลายครั้ง โดยขึ้นอยู่กับปริมาณเชื้อเพลิง อายุการโคจร และข้อกำหนดของภารกิจ เมื่อรวมกับการหุ้มฉนวนบนถังเชื้อเพลิง ทำให้ Centaur สามารถดำเนินการช่วงลอยตัวหลายชั่วโมงและจุดเครื่องยนต์หลายครั้งสำหรับการเข้าสู่วงโคจรที่ซับซ้อน^{[ 14 ]}

แท่นขุดเจาะนี้ติดตั้งระบบควบคุมปฏิกิริยา (RCS) ซึ่งทำหน้าที่ควบคุมปริมาณของเหลวในช่องว่างเหนือผิวน้ำด้วย

บน Centaur III RCS ประกอบด้วย เครื่องขับดัน ไฮดราซีนโมโนโพร เพลแลนต์จำนวน 20 เครื่อง จัดเรียงเป็นพ็อด 2 เครื่อง และพ็อด 4 เครื่อง จำนวน 4 พ็อด ไฮดราซีนประมาณ 150 กิโลกรัม (340 ปอนด์) ถูกเก็บไว้ในถังแบบถุง 2 ถัง และป้อนให้กับเครื่องขับดันโดยใช้ฮีเลียม ที่มีแรงดัน ซึ่งยังช่วยสนับสนุนการทำงานบางส่วนของเครื่องยนต์หลักด้วย^{[ 17 ]}

ในบางขั้นตอนของ Centaur V ระบบไฮดราซีนจะถูกแทนที่ด้วยเครื่องขับดันไฮโดรลอกซ์ที่ได้รับเชื้อเพลิงก๊าซจากถังหลัก^{[ 18 ] [ 19 ]}

ณ ปี 2025 มีการใช้งาน Centaur สองรุ่น ได้แก่ Centaur III บน Atlas V ^{[ 20 ] [ 21 ]}และ Centaur V บน Vulcan Centaur ^{[ 22 ]}ส่วน Centaur รุ่นอื่นๆ อีกมากมายได้ถูกปลดประจำการไปแล้ว^{[ 23 ] [ 24 ]}

Common Centaur เป็นขั้นบนของจรวดAtlas V ^{[ 17 ]} Common Centaur รุ่นก่อนหน้านี้ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ RL10-A-4-2 ซึ่งเป็นรุ่นดัดแปลงจาก RL-10 ตั้งแต่ปี 2014 Common Centaur ได้ใช้ เครื่องยนต์ RL10 -C-1 ซึ่งใช้ร่วมกับDelta Cryogenic Second Stageเพื่อลดต้นทุน^{[ 25 ] [ 26 ]}การกำหนดค่า Dual Engine Centaur (DEC) จะยังคงใช้เครื่องยนต์ RL10-A-4-2 ขนาดเล็กกว่าเพื่อรองรับเครื่องยนต์สองเครื่องในพื้นที่ที่มีอยู่^{[ 26 ]}

Atlas V สามารถบินได้หลายรูปแบบ แต่มีเพียงรูปแบบเดียวเท่านั้นที่มีผลต่อวิธีการที่ Centaur ผสานรวมกับบูสเตอร์และแฟริ่ง: แฟริ่งบรรทุกสัมภาระ Atlas V ที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 5.4 เมตร (18 ฟุต) จะยึดติดกับบูสเตอร์และห่อหุ้มส่วนบนและสัมภาระ โดยส่งแรงทางอากาศพลศาสตร์ที่เกิดจากแฟริ่งไปยังบูสเตอร์ หากใช้แฟริ่งบรรทุกสัมภาระที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 4 เมตร (13 ฟุต) จุดยึดจะอยู่ที่ด้านบน (ปลายด้านหน้า) ของ Centaur โดยส่งแรงผ่านโครงสร้างถังของ Centaur ^{[ 27 ]}

เซนทอร์ทั่วไปรุ่นล่าสุดสามารถรองรับน้ำหนักบรรทุกรองโดยใช้ Aft Bulkhead Carrier ที่ติดอยู่กับส่วนท้ายเครื่องยนต์ของขั้น^{[ 28 ]}

จรวดส่วนใหญ่จะถูกปล่อยด้วยเครื่องยนต์เซนทอร์แบบเครื่องยนต์เดี่ยว (SEC) โดยใช้จรวดRL10 เพียงตัวเดียว นี่คือรุ่นที่ใช้สำหรับการบินปกติทั้งหมดของจรวด Atlas V (ระบุโดยตัวเลขหลักสุดท้ายของระบบการตั้งชื่อ เช่น Atlas V 421)

มีรุ่นเครื่องยนต์คู่ที่มีเครื่องยนต์ RL-10 สองเครื่อง แต่ใช้สำหรับการปล่อยยาน อวกาศ CST-100 Starlinerที่มีลูกเรือเท่านั้น แรงขับที่สูงกว่าของเครื่องยนต์สองเครื่องช่วยให้การขึ้นสู่ที่สูงนุ่มนวลขึ้นด้วยความเร็วในแนวนอนที่มากขึ้นและความเร็วในแนวตั้งที่น้อยลง ซึ่งช่วยลดการชะลอตัวลงจนถึงระดับที่สามารถเอาชีวิตรอดได้ในกรณีที่ต้องยกเลิกการปล่อยและเกิดการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบวิถีโค้งขึ้น ณ จุดใดจุดหนึ่งของการบิน^{[ 29 ]}

Centaur V เป็นขั้นบนของ ยานปล่อยจรวด Vulcanซึ่งพัฒนาโดย United Launch Alliance (ULA) ตั้งแต่ปี 2014 เพื่อตอบสนองความต้องการของ โครงการ National Security Space Launch (NSSL) ^{[ 30 ]}

เดิมที ULA ตั้งใจให้ Centaur V ซึ่งเป็นรุ่นปรับปรุงของ Common Centaur ^{[ 31 ]}ถูกใช้ในระยะชั่วคราวเท่านั้น จนกว่าจะมีการเปลี่ยนไปใช้Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES) ตามแผนที่วางไว้หลังจากการบินในช่วงไม่กี่ปีแรก^{[ 24 ] [ 32 ]}

ในช่วงปลายปี 2017 บริษัทได้เริ่มพัฒนา Centaur V โดยเร่งกระบวนการออกแบบ ACES ซึ่งรวมถึงเส้นผ่านศูนย์กลาง 5.4 เมตร (17.7 ฟุต) และฉนวนขั้นสูง ระบบ ของเหลวในยานแบบบูรณาการ (IVF) ซึ่งมีจุดประสงค์เพื่อยืดอายุการใช้งานในวงโคจรจากหลายชั่วโมงเป็นหลายสัปดาห์นั้นถูกตัดออกไป^{[ 24 ]}

Centaur V ได้รับการออกแบบมาเพื่อให้มีประสิทธิภาพสูงกว่า Centaur ทั่วไป ตรงตามข้อกำหนดของ NSSL และสนับสนุนการวางแผนปลดระวางตระกูล Atlas V และ Delta IV Heavy ขั้นบันไดนี้ได้รับการตั้งชื่ออย่างเป็นทางการว่า Vulcan Centaur ในเดือนมีนาคม 2018 ^{[ 33 ] [ 34 ]}และในเดือนพฤษภาคม 2018 ULA ได้เลือกเครื่องยนต์ RL10 ของ Aerojet Rocketdyne แทนBE-3ของBlue Origin Centaur V แต่ละอันใช้เครื่องยนต์ RL10 สองเครื่อง^{[ 35 ]}

ในเดือนกันยายน พ.ศ. 2563 ULA ยืนยันว่า ACES จะไม่ได้รับการพัฒนาต่อไป และ Centaur V จะยังคงเป็นขั้นบนของ Vulcan ต่อไป^{[ 36 ]}บริษัทกล่าวว่า Centaur V รุ่นแรกๆ มีระยะเวลาบินนานกว่า Centaur ทั่วไป 40% และมีพลังงานมากกว่า 250% ^{[ 37 ]}

Vulcan ประสบความสำเร็จในการปล่อยเมื่อวันที่ 8 มกราคม พ.ศ. 2567 โดย Centaur V ทำงานได้ตามแผนในการบินครั้งแรก^{[ 38 ]}

เริ่มตั้งแต่ปลายปี 2025 ULA วางแผนที่จะอัปเกรดขั้นตอนด้วยเครื่องยนต์ RL10E ซึ่งมีส่วนขยายหัวฉีดคงที่และการปรับปรุงเล็กน้อยในด้านแรงขับและแรงขับจำเพาะ ซึ่งให้การปรับปรุงเล็กน้อยในด้านความสามารถในการบรรทุก^{[ 7 ] [ 39 ]}

ในเดือนกุมภาพันธ์ พ.ศ. 2569 NASA ประกาศการเปลี่ยนแปลงโปรแกรม SLS รวมถึงแผนการพัฒนา "การกำหนดค่าบล็อก 1 มาตรฐาน" พร้อมกับภาพเรนเดอร์ที่ดูเหมือนจะแสดง SLS เวอร์ชันที่ขั้นตอนการขับเคลื่อนไครโอเจนิกชั่วคราว (ICPS) ถูกแทนที่ด้วย Centaur V ^{[ 40 ] [ 41 ]}

ระหว่างการออกอากาศภารกิจ Vulcan Cert-2 เมื่อวันที่ 4 ตุลาคม 2024 ULA ได้ประกาศรุ่น "LEO Optimized Centaur" ซึ่งต่อมาได้รับการกำหนดชื่อเป็น CV-L โดยมีกำหนดเปิดตัวในปี 2025 ^{[ 42 ]} CV-L มีความยาวสั้นกว่า Centaur V รุ่นพื้นฐาน 1.94 เมตร (6 ฟุต 4 นิ้ว) ซึ่งได้รับการกำหนดชื่อใหม่เป็น CV-HE (Centaur V High Energy) แตกต่างจาก CV-HE ซึ่งใช้ระบบควบคุมทิศทางด้วยไฮโดรลอกซ์ CV-L กลับมาใช้ระบบควบคุมทิศทางด้วยไฮดราซีนโมโนโพรเพลแลนต์ที่เรียบง่ายกว่า^{[ 18 ]}

เมื่อวันที่ 28 สิงหาคม พ.ศ. 2568 ในอินโฟกราฟิกของ ULA ที่โพสต์โดย Tory Bruno ได้มีการกล่าวถึง Centaur V รุ่นดัดแปลงว่า "ACES" ซึ่งย่อมาจาก "Advanced Centaur Endurance Stage" (ขั้นตอนความทนทานขั้นสูงของ Centaur) มีรายละเอียดเพียงเล็กน้อยเกี่ยวกับแนวคิด ACES ที่ได้รับการปรับปรุงนี้ นอกเหนือจากการกล่าวถึง "Smart Propulsion" ซึ่งไม่ได้อธิบายเพิ่มเติม^{[ 18 ]}ก่อนหน้านี้ Bruno ได้แนะนำว่าขั้นตอนบนในอนาคตอาจมีความทนทานมากกว่า Centaur ทั่วไปถึง 600% ^{[ 37 ]}

ในเดือนกุมภาพันธ์ พ.ศ. 2569 นาซาประกาศว่าจะเลือกใช้ขั้นบนที่พัฒนาโดยบริษัทเอกชนสำหรับ จรวด Space Launch System (SLS) แทนที่จะพัฒนาขั้นบนสำหรับการสำรวจ (Exploration Upper Stage ) ที่สร้างขึ้นโดยเฉพาะต่อไป เดือนถัดมา นาซาได้เลือก Centaur V ซึ่งคาดว่าจะให้ประสิทธิภาพที่ดีขึ้นเล็กน้อยเมื่อเทียบกับขั้นขับเคลื่อนไครโอเจนิกชั่วคราว (Interim Cryogenic Propulsion Stage) ที่ใช้ในภารกิจ SLS สำหรับ Artemis I, II และ III ซึ่งมีพื้นฐานมาจาก ขั้นที่สองไครโอเจนิก Delta รุ่นก่อนหน้า ของULA ^{[ 43 ] [ 44 ]}

เครื่องยนต์ Centaur ได้รับการพัฒนามาเรื่อยๆ และมีการใช้งานอยู่ 3 รุ่น (RL10A-4-2, RL10C-1 และ RL10C-1-1) ณ ปี 2024 (ดูตารางด้านล่าง) ทุกรุ่นใช้ไฮโดรเจนเหลวและออกซิเจนเหลว^{[ 45 ]}

แนวคิด Centaur เกิดขึ้นในปี 1956 เมื่อ แผนก ConvairของGeneral Dynamicsเริ่มศึกษาขั้นตอนบนที่ใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนเหลว โครงการที่ตามมาเริ่มต้นในปี 1958 ในฐานะโครงการร่วมทุนระหว่าง Convair, Advanced Research Projects Agency (ARPA) และกองทัพอากาศสหรัฐฯในปี 1959 NASAเข้ามารับบทบาทของ ARPA Centaur ในตอนแรกบินในฐานะขั้นตอนบนของ ยานปล่อย Atlas-Centaurโดยประสบปัญหาในการพัฒนาในช่วงแรกหลายประการเนื่องจากลักษณะที่เป็นโครงการบุกเบิกและการใช้ไฮโดรเจนเหลว^{[ 53 ]}ในปี 1994 General Dynamics ขายแผนก Space Systems ให้กับLockheed- Martin ^{[ 54 ]}

เซนทอร์ได้รับการพัฒนาขึ้นครั้งแรกเพื่อใช้กับตระกูลยานปล่อยจรวดแอตลาสในช่วงการวางแผนเบื้องต้นเรียกว่า 'ขั้นบนพลังงานสูง' การเลือกใช้ชื่อเซนทอร์ในตำนานเป็นชื่อเรียกนั้นมีจุดประสงค์เพื่อแสดงถึงการผสมผสานระหว่างพลังอันมหาศาลของบูสเตอร์แอตลาสและความละเอียดอ่อนของขั้นบน^{[ 55 ]}

การปล่อยจรวด Atlas-Centaurครั้งแรกใช้รุ่นทดลอง ซึ่งมีชื่อเรียกตั้งแต่ Centaur-A ถึง -C การปล่อย จรวด Centaur-A เพียงครั้งเดียว เมื่อวันที่ 8 พฤษภาคม พ.ศ. 2505 จบลงด้วยการระเบิด 54 วินาทีหลังจากการปล่อย เนื่องจากแผงฉนวนบน Centaur แยกตัวออกก่อนกำหนด ทำให้ถัง LH ₂ร้อนเกินไปและแตก รุ่นนี้ใช้เครื่องยนต์RL10A-1 สองเครื่องเป็นแหล่งพลังงาน ^{[ 56 ]}

หลังจากการออกแบบใหม่อย่างกว้างขวาง เที่ยวบิน Centaur-B เพียงครั้งเดียว ประสบความสำเร็จในวันที่ 26 พฤศจิกายน พ.ศ. 2506 รุ่นนี้ใช้เครื่องยนต์ RL10A-3 สองเครื่อง^{[ 56 ]} Centaur-Cบินสามครั้งระหว่างปี พ.ศ. 2507 ถึง พ.ศ. 2508 ^{[ 56 ]}โดยมีความล้มเหลวสองครั้งและการปล่อยหนึ่งครั้งที่ประกาศว่าประสบความสำเร็จ แม้ว่า Centaur จะไม่สามารถสตาร์ทใหม่ได้ รุ่นนี้ก็ใช้เครื่องยนต์ RL10A-3 สองเครื่องเช่นกัน^{[ 56 ]}

Centaur-Dเป็นรุ่นแรกที่เข้าประจำการในปฏิบัติการในปี พ.ศ. 2508 ^{[ 56 ]}โดยมีการปล่อยขึ้นสู่อวกาศ 56 ครั้ง^{[ 57 ]}ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ RL10A-3-1 หรือ RL10A-3-3 สองเครื่อง^{[ 56 ]}

เมื่อวันที่ 30 พฤษภาคม พ.ศ. 2509 จรวด Atlas-Centaur ได้ส่งยานลง จอด Surveyor ลำแรกไปยังดวงจันทร์ ตามมาด้วยการปล่อยยาน Surveyor อีก 6 ครั้งในช่วงสองปีถัดมา โดยจรวด Atlas-Centaur ทำงานได้ตามที่คาดไว้ โครงการ Surveyor แสดงให้เห็นถึงความเป็นไปได้ในการจุดเครื่องยนต์ไฮโดรเจนขึ้นใหม่ในอวกาศ และให้ข้อมูลเกี่ยวกับพฤติกรรมของ LH2 _ในอวกาศ^{[ 16 ] : 96}

ในช่วงทศวรรษ 1970 เซนทอร์มีความสมบูรณ์เต็มที่และกลายเป็นขั้นตอนจรวดมาตรฐานสำหรับการปล่อยสัมภาระพลเรือนขนาดใหญ่ขึ้นสู่วงโคจรสูงของโลก และยังแทนที่ ยาน แอตลาส-เอเจนาสำหรับยานสำรวจดาวเคราะห์ของนาซา อีกด้วย ^{[ 16 ] : 103–166}

เวอร์ชันที่ได้รับการปรับปรุงเรียกว่าCentaur-D1A (ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ RL10A-3-3) ถูกนำมาใช้ในAtlas-SLV3Dซึ่งเริ่มใช้งานในช่วงทศวรรษ 1970 ^{[ 58 ] [ 59 ] [ 56 ]}

Centaur -D1ARถูกนำมาใช้สำหรับAtlas-SLV3DและAtlas Gเริ่มใช้งานในช่วงทศวรรษ 1970 และ 1980 ^{[ 60 ] [ 56 ] [ 61 ]}

ภายในสิ้นปีพ.ศ. 2532 Centaur-D ถูกใช้เป็นขั้นบนสำหรับการปล่อยจรวด Atlas จำนวน 63 ครั้ง ซึ่งประสบความสำเร็จ 55 ครั้ง^{[ 2 ]}

จรวดSaturn Iถูกออกแบบมาให้ใช้งานร่วมกับขั้นที่สาม SV เพื่อให้สามารถส่ง payloads ไปไกลกว่าวงโคจรต่ำของโลก (LEO) ขั้น SV ถูกออกแบบมาให้ใช้เครื่องยนต์RL-10A-1 สองเครื่อง โดยใช้ ไฮโดรเจนเหลวเป็นเชื้อเพลิงและออกซิเจนเหลวเป็นตัวออกซิไดเซอร์ ขั้น SV ถูกใช้งานจริงสี่ครั้งในภารกิจSA-1ถึงSA-4โดยในทั้งสี่ภารกิจนั้น ถังของขั้น SV ถูกเติมด้วยน้ำเพื่อใช้เป็นน้ำหนักถ่วงระหว่างการปล่อย ขั้น SV ไม่ได้ถูกใช้งานในรูปแบบที่ทำงานได้

Centaur D-1T (ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ RL10A-3-3) เป็นรุ่นปรับปรุงสำหรับใช้กับ จรวด Titan III ที่ทรงพลังกว่ามาก ในช่วงทศวรรษ 1970 ^{[ 56 ]}โดยมีการปล่อยTitan IIIE ครั้งแรก ในปี 1974 Titan IIIE มีความสามารถในการบรรทุกสัมภาระมากกว่า Atlas-Centaur ถึงสามเท่า และมีการปรับปรุงฉนวนกันความร้อน ทำให้สามารถโคจรได้นานถึงห้าชั่วโมง ซึ่งเพิ่มขึ้นจาก 30 นาทีของ Atlas-Centaur ^{[ 16 ] : 143}

การปล่อย Titan IIIE ครั้งแรกในเดือนกุมภาพันธ์ พ.ศ. 2517 ไม่ประสบความสำเร็จ โดยสูญเสีย Space Plasma High Voltage Experiment (SPHINX) และแบบจำลองของยาน สำรวจ ไวกิ้งไปในที่สุดก็พบว่าเครื่องยนต์ของ Centaur ได้ดูดคลิปที่ติดตั้งไม่ถูกต้องจากถังออกซิเจนเข้าไป^{[ 16 ] : 145–146}

จรวด ไททัน-เซนทอร์รุ่นถัดไปได้ปล่อยยานเฮลิออส 1 , ไวกิ้ง 1 , ไวกิ้ง 2 , เฮลิออส 2 , ^{[ 62 ]}วอยเอเจอร์ 1และวอยเอเจอร์ 2จรวดไททันที่ใช้ปล่อยวอยเอเจอร์ 1มีปัญหาด้านฮาร์ดแวร์ทำให้ต้องปิดระบบก่อนกำหนด ซึ่งส่วนเซนทอร์ตรวจพบและชดเชยได้สำเร็จ เซนทอร์จึงหยุดการเผาไหม้โดยมีเชื้อเพลิงเหลือน้อยกว่า 4 วินาที^{[ 16 ] : 160}

Centaur D-1Tมีข้อกำหนดทั่วไปดังต่อไปนี้: ^{[ 63 ] [ 64 ] : 2–4}

Shuttle-Centaurเป็น ขั้นบนของ กระสวยอวกาศ ที่เสนอไว้ เพื่อให้สามารถติดตั้งในช่องบรรทุกสัมภาระของกระสวยอวกาศได้ เส้นผ่านศูนย์กลางของถังไฮโดรเจนของ Centaur จึงเพิ่มขึ้นเป็น 4.3 เมตร (14 ฟุต) โดยที่เส้นผ่านศูนย์กลางของถัง LOX ยังคงอยู่ที่ 3.0 เมตร (10 ฟุต) มีการเสนอสองแบบ ได้แก่ Centaur G-Prime ซึ่งวางแผนไว้สำหรับการปล่อยยาน สำรวจหุ่นยนต์ GalileoและUlyssesและ Centaur G ซึ่งเป็นรุ่นที่สั้นลง ลดความยาวจากประมาณ 9 เมตร เหลือ 6 เมตร (30 ฟุต เหลือ 20 ฟุต) ซึ่งวางแผนไว้สำหรับ บรรทุกสัมภาระ ของกระทรวงกลาโหมสหรัฐฯและยานสำรวจMagellan Venus ^{[ 65 ]}

หลังจากภัยพิบัติกระสวยอวกาศชาเลนเจอร์ เพียงไม่กี่เดือนก่อนที่กระสวยอวกาศเซนทอร์จะมีกำหนดบิน นาซาสรุปว่าการบินเซนทอร์บนกระสวยอวกาศนั้นมีความเสี่ยงมากเกินไป^{[ 66 ]} ยานสำรวจถูกปล่อยด้วย ขั้นบนเฉื่อยที่ใช้เชื้อเพลิงแข็งที่มีกำลังน้อยกว่ามากโดยกาลิเลโอต้องการความช่วยเหลือจากแรงโน้มถ่วงของดาวศุกร์และโลกหลายครั้งเพื่อไปถึงดาวพฤหัสบดี

ช่องว่างความสามารถที่เกิดจากการยุติโครงการ Shuttle-Centaur ถูกเติมเต็มด้วยยานปล่อยจรวดใหม่Titan IVรุ่น 401A/B ใช้ขั้นบน Centaur พร้อมถังไฮโดรเจนขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 4.3 เมตร (14 ฟุต) ในรุ่น Titan 401A มีการปล่อย Centaur-T จำนวน 9 ครั้งระหว่างปี 1994 ถึง 1998 ยาน สำรวจดาวเสาร์ Cassini-Huygens ในปี 1997 เป็นเที่ยวบินแรกของ Titan 401B โดยมีการปล่อยเพิ่มเติมอีก 6 ครั้งจนถึงปี 2003 รวมถึงความล้มเหลวของ SRB หนึ่งครั้ง ^{[ 67 ]}

ขั้นบนสุดของAtlas Iคือ ขั้น Centaur Iซึ่งพัฒนามาจากรุ่น Centaur ก่อนหน้านี้ที่ใช้กับจรวด Atlas เช่นกัน Centaur I มีเครื่องยนต์ RL-10-A-3A สองเครื่องที่ใช้ไฮโดรเจนเหลวและออกซิเจนเหลวเป็นเชื้อเพลิง ทำให้ขั้นนี้มีประสิทธิภาพสูงมาก เพื่อช่วยชะลอการระเหยของไฮโดรเจนเหลวในถัง Centaur มีแผงฉนวนใยแก้วที่ถูกปลดออก 25 วินาทีหลังจากที่เครื่องยนต์จรวดขั้นแรกถูกปลดออก^{[ 68 ]} Centaur I เป็นขั้นสุดท้ายที่มีแผงฉนวนแยกส่วน

Centaur II ได้รับการพัฒนาขึ้นครั้งแรกเพื่อใช้กับจรวดAtlas II series ^{[ 57 ]} Centaur II ยังถูกนำไปใช้ในการปล่อยจรวดAtlas IIIA ครั้งแรกด้วย ^{[ 17 ]}

Atlas IIIBนำเสนอ Common Centaur ซึ่งเป็น Centaur II ที่ยาวกว่าและเริ่มต้นด้วยเครื่องยนต์คู่^{[ 17 ]}

แหล่งที่มา: ข้อมูลจำเพาะของ Atlas V551 ณ ปี 2015 ^{[ 69 ]}

เซนทอร์ส่วนใหญ่ที่ปล่อยด้วยจรวด Atlas V จะมีเชื้อเพลิงเหลืออยู่หลายร้อยถึงหลายพันกิโลกรัมเมื่อแยกส่วนบรรทุกสัมภาระ ในปี 2549 เชื้อเพลิงเหล่านี้ถูกระบุว่าเป็นทรัพยากรทดลองที่เป็นไปได้สำหรับการทดสอบเทคนิคการจัดการของเหลวไครโอเจนิกในอวกาศ^{[ 70 ]}

ในเดือนตุลาคม พ.ศ. 2552 กองทัพอากาศและUnited Launch Alliance (ULA) ได้ทำการสาธิตเชิงทดลองบนขั้นบนของจรวด Centaur ที่ได้รับการดัดแปลงสำหรับการปล่อยDMSP-18 เพื่อปรับปรุง "ความเข้าใจเกี่ยวกับการตกตะกอนและการกระฉอก ของเชื้อเพลิง การควบคุมความดัน การลดอุณหภูมิ RL10และการดำเนินการปิดระบบสองเฟสของ RL10" DMSP-18 เป็นน้ำหนักบรรทุกที่มีมวลต่ำ โดยมีเชื้อเพลิง LH2/LOX เหลืออยู่ประมาณ 28% (5,400 กก. (11,900 ปอนด์)) _{หลังจาก}การแยกตัว การสาธิต บนวงโคจร หลายครั้ง ดำเนินการเป็นเวลา 2.4 ชั่วโมง โดยสิ้นสุดด้วย การเผา ไหม้เพื่อลดระดับวงโคจร^{[ 71 ]}การสาธิตเบื้องต้นมีจุดประสงค์เพื่อเตรียมพร้อมสำหรับการทดลองการจัดการของเหลวไครโอเจนิกขั้นสูงที่วางแผนไว้ภายใต้ โครงการพัฒนาเทคโนโลยี CRYOTE ที่ใช้ Centaur ในปี พ.ศ. 2555-2557 ^{[ 72 ]}และจะเพิ่มTRLของจรวด Centaur รุ่นต่อจากAdvanced Cryogenic Evolved Stage ^{[ 23 ]}

แม้ว่าเซนทอร์จะมีประวัติการบินที่ยาวนานและประสบความสำเร็จ แต่ก็เคยประสบอุบัติเหตุมาหลายครั้ง:

• 7 เมษายน พ.ศ. 2509: Centaur ไม่สามารถสตาร์ทใหม่ได้หลังจากแล่นเลียบชายฝั่ง — มอเตอร์ควบคุมระดับน้ำมันหมดเชื้อเพลิง^{[ 73 ]}
• 10 สิงหาคม พ.ศ. 2511: AC-17 เครื่องบินเซนทอร์ไม่สามารถสตาร์ทใหม่ได้หลังจากจอดเทียบท่า เนื่องจากท่อส่งไฮโดรเจนเปอร์ออกไซด์เกิดการแข็งตัว^{[ 74 ]}
• 9 พฤษภาคม พ.ศ. 2514: ระบบนำทาง Centaur ล้มเหลว ทำให้ยาน Centaur และ ยานอวกาศ Mariner 8ที่มุ่งหน้าไปยังวงโคจรของดาวอังคาร ถูกทำลาย ^{[ 75 ]}
• 18 เมษายน 2534: AC-70. Centaur ไม่สามารถสตาร์ทใหม่ได้ (ปัญหาน้ำแข็งเกาะ) การตรวจสอบความล้มเหลวที่ไม่สมบูรณ์ในเบื้องต้นระบุว่า Centaur ล้มเหลวเนื่องจากอนุภาคจากแผ่นขัดที่ใช้ทำความสะอาดท่อเชื้อเพลิงติดอยู่ในปั๊มเทอร์โบ ทำให้ไม่สามารถสตาร์ทได้^{[ 76 ]}
• 22 สิงหาคม พ.ศ. 2535: AC-71. Centaur ไม่สามารถสตาร์ทใหม่ได้ (ปัญหาการเกิดน้ำแข็งเกาะแบบเดียวกับเหตุการณ์ก่อนหน้า) ^{[ 76 ] [ 77 ]}
• 30 เมษายน พ.ศ. 2542: การปล่อยดาวเทียมสื่อสาร USA-143 ( Milstar DFS-3m) ล้มเหลวเนื่องจากข้อผิดพลาดในฐานข้อมูล Centaur ส่งผลให้อัตราการหมุนไม่สามารถควบคุมได้และสูญเสียการควบคุมทิศทาง ทำให้ดาวเทียมอยู่ในวงโคจรที่ไม่สามารถใช้งานได้^{[ 78 ]}
• 15 มิถุนายน 2550: เครื่องยนต์ในขั้นบนของจรวดAtlas V ที่เรียกว่า Centaur หยุดทำงานก่อนกำหนด ทำให้ดาวเทียมสำรวจมหาสมุทร ของ สำนักงานข่าวกรองแห่งชาติ (National Reconnaissance Office) สองดวง ตกไป  อยู่ในวงโคจรที่ต่ำกว่าที่ตั้งใจไว้^{[ 79 ]}ความล้มเหลวนี้ถูกเรียกว่า "ความผิดหวังครั้งใหญ่" แม้ว่าคำแถลงในภายหลังจะอ้างว่ายานอวกาศจะยังคงสามารถปฏิบัติภารกิจให้สำเร็จได้^{[ 80 ]}สาเหตุถูกตรวจสอบพบว่าเกิดจากวาล์วที่ค้างอยู่ในตำแหน่งเปิด ทำให้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนบางส่วนหมดไป ส่งผลให้การเผาไหม้ครั้งที่สองสิ้นสุดลงก่อนกำหนดสี่วินาที^{[ 80 ]} ปัญหาได้รับการแก้ไขแล้ว^{[ 81 ]}และเที่ยวบินถัดไปก็เป็นไปตามปกติ^{[ 82 ]}
• 23–25 มีนาคม 2018: Atlas V Centaur ขั้นที่สองแบบพาสซีฟที่ปล่อยเมื่อวันที่ 8 กันยายน 2009 แตกออก^{[ 83 ] [ 84 ]}
• 30 สิงหาคม 2561: Atlas V Centaur ขั้นที่สองแบบพาสซีฟที่ปล่อยเมื่อวันที่ 17 กันยายน 2557 แตกออก ทำให้เกิด เศษ ซากอวกาศ^{[ 85 ]}
• 6 เมษายน 2562: Atlas V Centaur ขั้นที่สองแบบพาสซีฟที่ปล่อยเมื่อวันที่ 17 ตุลาคม 2561 แตกออก^{[ 86 ] [ 87 ]}
• 6 กันยายน 2024: Atlas V Centaur ขั้นที่สองแบบพาสซีฟที่ปล่อยเมื่อวันที่ 1 มีนาคม 2018 แตกออก^{[ 88 ]}