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标  题: 《北京国防科学技术志》航天技术篇（技术基础）
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《北京国防科学技术志》    2004年05月27日

第三章 航天技术 

第六节 航天技术基础 


一、材料与工艺

1958年至60年代初，北京材料工艺研究所（简称材料工艺所）与其他单位协作，试
制出火箭用的冷轧钢板800多个品种；火箭箱体用的铝合金板材；火箭发动机系统
、推进剂及管路活门系统等需要的橡胶密封件。同时，国防部五院、材料工艺所等
部门还研究了高温钎焊、化学铣切、增强塑料部件制造和喷涂技术等新的制造工艺
方法。

60年代中期，材料工艺所等单位研制出发动机用的高强度不锈钢、涡轮用的高温合
金、贮箱用的铝铜合金；碳—碳复合材料和高性能密封件。冶金部门为国防部五院
的火箭制造研制出低合金超高强度钢、渗钨钢等。

70年代，材料工艺所会同钢铁研究总院等单位试制出超低温不锈钢、多孔发汗材料
、蜂窝状绝热材料、低温绝热材料、玻璃钢蜂窝材料、碳纤维复合材料、温控涂料
等。同时，制造加工工艺也得到改进和发展，如强力旋压工艺、高温热胀工艺、超
塑性成型工艺、电铸工艺、氩弧焊工艺、等离子焊工艺、激光焊和扩散焊工艺、离
子镀工艺、真空溅射镀工艺等。

二、燃烧与热力学及低温技术

燃烧与热力学　60年代中期，国防部五院对中程导弹发动机燃烧室高频不稳定燃烧
进行了研究，采用隔板和液相分区的方案，解决了中小型液体火箭发动机高频不稳
定燃烧问题。

70年代初，七机部研究了长征二号运载火箭和洲际导弹发动机高频不稳定燃烧问题
，设计了各种结构状态的燃烧室头部，其中包括多种结构形式的直流式喷注器、离
心式喷嘴头部及各种状态的抑制燃烧不稳定的隔板等。

1980年4月，七机部张镰斧与运载火箭研究院卢庆骏等组织有关单位，采取氦质谱
检漏、提高密封表面质量、喷涂耐低温材料等10大措施，解决了氢氧发动机液氢泄
漏起火问题。

1982年底，运载火箭研究院采取结构变化和加强措施，解决了涡轮泵次同步共振问
题，一次成功地通过1 400秒长程试车。翌年5月25日，该院在采取增大启动氢气流
量、提高涡轮泵启动功率、调整发动机启动程序、改善进入泵前液氢的品质，并相
应修改有关结构等技术措施后，进行了第一次全系统试车，使启动燃烧时的缩火现
象完全消失。

低温技术　1976年至1980年，材料工艺所、钢铁研究总院、北京有色金属研究院与
兰州物理研究所等单位实测了部分金属和非金属材料在液氮（－196℃）、液氧（
－183℃）和液氢温度下几千个力学性能参数和物理性能参数，为液氢、液氧发动
机和贮箱的选材、设计、工艺制造提供了重要依据。其中，选定了国产铝铜合金作
为氢氧箱材料。

1976年至1981年，材料工艺所等单位进行了液氢、液氧箱外绝热结构试验，包括绝
热工艺、蒸发量、冷冲击试验，加工工艺及原材料配方试验，蒸发试验，低温综合
试验及爆破试验等29项，其中全尺寸贮箱低温综合试验取得圆满成功。

三、制导与控制技术

60年代初期，控制系统研究所林金、宗绍禄以工程控制设计的摄动理论为基础，建
立了“变参数线性自动控制系统的外干扰完全补偿”理论，使中国不仅掌握了火箭
的单补偿、双补偿制导技术，而且为实现各种飞行干扰达到完全补偿打下了理论基
础。中程导弹控制系统采用了纵向捷联式制导系统、横向陀螺背表系统。姿态控制
系统采用速率陀螺，直接由它来提供姿态角的角速度。长征一号采用“捷联全补偿
”方案，对火箭的一次振型采取“相位稳定”，对二次振型采取“幅值稳定”等，
实现了包括级间分离在内的各种条件下的稳定飞行。北京机电所用第二级火箭的惯
性器件作敏感元件，用高压氮气喷射作为调姿的动力，实现了简单实用的姿态控制
。

1965年至1967年，控制系统研究所确定长征二号的制导系统采用平台-计算机方案
，使中国运载火箭的制导系统提高到一个新水平。控制专家梁思礼等完成了关机方
程和导引方程的推导，从而有可能使一个中速度、小容量的箭上计算机完成大型运
载火箭的高精度复杂运算。同时，对平台改进了惯性仪表电路设计，把平台内腔压
力和外部压力差为恒值的方案改变为保持内腔绝对压力为恒值的方案，设计了既有
较好的线隔振能力，又有较高的角强度减振器，改善了仪表在平台上振动环境条件
，解决了稳定性问题。由微电子研究所研制出箭上微型薄膜混合组件全量型数字计
算机，后经改进,解决了用增量制导代替全量制导的问题,使箭上计算机结构大为简
化,它体积小，重量轻，功耗小，可靠性高，属世界上第三代计算机，是60年代的
一项新技术。

1984年，长征三号火箭仍采用平台-计算机制导方案，并增加了有大阻尼、良好的
衰减效果，冲击位移小，且吸收冲击效果好的新的平台减振器；同时还采用了由复
合材料组成的约束阻尼结构，改善了低频振动和平台的工作环境。在控制系统中，
长征三号的时序部分采用计算机电子程序配电方案，完成对箭上各系统在飞行过程
中的定时控制。测试与发射控制系统以地面通用小型计算机为中心，完成对火箭的
各分系统测试、总检查、射前检查及发射控制的任务。在第三级飞行中的滑行段，
采用了姿控发动机为控制动力源的方案，用以完成滑行段的推进剂管理和姿态稳定
。

四、航天器热控制和再入防热技术

航天器热控制　1970年发射的东方红一号卫星采用自然平衡的被动式温度控制方法
。卫星壳体的外表面通过电化学阳极氧化处理，内表面喷涂有机涂层绝热。仪器舱
的金属表面先进行镀金，后喷涂部分条状白漆。仪器舱用多层绝热材料包覆，舱内
的温度可长时间保持在5℃～40℃，使各种仪器正常工作。星上晶体振荡器装有恒
温槽，采用了电加热器，主动调节晶体振荡器所需要的温度。为解决模拟太阳和地
球对卫星加热的难题，采用远红外电加热笼的模拟方法研制成热流模拟系统，成功
地应用于卫星的热平衡试验。

1971年，发射的实践一号科学试验卫星,其壳体为光亮阳极化涂层，并采用无源主
动温度控制方案——百叶窗方式，使舱温度变化范围控制在－15℃～30℃。

1974年，空间飞行器总体设计部闵桂荣等人解决了被动温度控制返回式卫星稳定工
况热缩比模化的技术问题，使模拟尺寸缩小到原型的几分之一。热比例模型和原型
热真空试验结果比较，仪器舱温度偏差在5℃以内。

1984年，发射的通信卫星温控技术,采用了被动温度控制为主，辅以少量加热器的
方法，第一次将热管使用于自旋稳定的通信卫星上，解决了一些发热量大的部件散
热问题。

再入防热技术　1960年，国防部五院研究了等离子喷涂及火焰喷涂工艺，选择了耐
高温、隔热性能好的三氧化二铝作涂层。并研制出高温石墨炉，进行了数千次静态
试验。为了进行动态模拟试验，利用火箭发动机工作时的高温高速燃气流作弹头防
热试验动态模拟源；利用材料工艺所提供的多种材料的模型，在燃气流中进行耐高
温、耐冲刷性能试验。通过大量试验，掌握了不同材料的防热等动态特性。

1963年7月，国防部五院的王桂芳等开展了玻璃钢增强塑料防热研究。试验表明，
采用这种防热技术可使壳体工作温度降至100℃。其后又研制出防热性能更好的高
硅氧与酚醛树脂复合制成的材料、高硅氧和玻璃钢复合材料以及碳—碳复合材料，
使防热技术及防热材料更加趋于完善。

1967年，国防部五院开展了返回舱结构的防热研究。根据返回舱各部段热环境的特
点，分别采取了不同的防热技术。返回舱的球头部分先后采用了碳化烧蚀材料、新
型复合材料。以新型复合材料为防热层的球头结构，顺利地经受了－100℃～120℃
的热真空环境试验，并在历次飞行中承受了返回条件的考验。返回舱防热采用辐射
式防热技术，其裙部应用与头部结构一致的新型复合材料，虽然重量有所增加，但
提高了可靠性。底部防热罩采用烧蚀防热涂层加内部高温隔热式结构，涂层采用新
研制的一种硅橡胶涂料，顺利通过了各种空间环境试验。

五、空气动力学研究

1957年12月，国防部五院成立第三研究室，开展空气动力学研究。1958年，民主德
国援建的亚音速风洞由哈尔滨军事工程学院搬到北京建设。1959年，为东风113飞
机进行了吹风试验。

1959年至1960年8月，国防部五院空气动力研究所（简称空气动力所）基本建成了
1、2、3、4、5、8六个风洞，完成2、3、5三个试车台和动力站中压部分气源的设
计任务。1960年至1964年，该所为东风二号、红旗一号、上游一号、62号机、302
号机等7个型号提供了2 534次10 958分钟的气动试验，编写试验报告15篇，理论分
析报告34篇。

1964年后，空气动力所围绕型号气动力和气动热的试验研究，扩建和改建了风洞。
1978年至 1980年，该所为战略导弹和运载火箭完成了104次试验，为战略导弹弹头
、机动弹头，返回式卫星研制中有关气动力、气动热、再入等设计问题提供了科学
依据。80年代又进行了电弧加热器和燃气流对导弹头防护热材料烧蚀问题的研究，
提出了石墨、碳基、碳碳等材料的选择方案和一批有关烧蚀的理论分析报告。同时
，开展了滚动阻尼、自由飞试验、粒子云侵蚀、动导测量技术等大型研究项目。

六、液体火箭发动机

东风一号发动机　1960年9月，液体火箭发动机研究所试制出的第一台东风一号发
动机在B2试车台进行首次热试车，获得成功。该机采用液氧和酒精作推进剂，推力
为38吨，比推力为214秒，工作时间90秒。同年11月5日，该发动机参加了中国第一
枚导弹的飞行试验，取得成功。

东风二号发动机　1963年，液体火箭发动机研究所研制成东风二号发动机。其最大
推力43吨，推力和比推力比东风一号都有较大提高，工作时间比过去延长40％。同
年11月至1964年4月，东风二号发动机连续进行了6次全弹试车，证明可提供装弹，
进行发射试验。

1964年，东风二号发动机参加了东风二号导弹的第二次飞行，取得了成功。1964年
至1965年，又研制出东风二号甲发动机。该发动机增强了发动机燃烧室的强度，使
推力由40多吨提高到47．5吨，工作时间不变。1965年底，该机参加了东风二号甲
导弹的飞行试验，次年又参加了中国第一次导弹核武器飞行试验，均获成功。

东风三号发动机　1959年，液体火箭发动机研究所开始研究东风三号发动机，进行
了试车台、试验台、推进剂、原材料等研究。1965年3月，以偏二甲肼为燃料的单
管燃烧式发动机进行了第一次试车，并解决了高频不稳定燃烧等重大技术问题。由
于该机在推力上不能满足东风三号中程导弹的需要，因此决定由4台自成独立系统
的单机并联组成东风三号的第一级动力装置。1965年7月，对4机并联发动机进行了
短程和长程试车，发动机能够按预定程序启动、主级工作、转级和停车，4个分机
工作协调，性能稳定。翌年9月和10月，东风三号发动机先后两次参加了东风三号
导弹的全弹试车，获得成功。该发动机的地面推力为104吨，比推力239．5秒，主
级工作时间135秒。  

东风四号发动机　1969年11月16日，中国中远程导弹进行了首次发射试验。其发动
机采用了两级不同的东风四号发动机。第一级是在东风三号基础上进行改进的，推
力提高8％。二级发动机是在接近真空条件下工作的，为使燃气能充分膨胀，推力
室采用了大面积比的喷管。发动机高空点火采取了给发动机创造一个与地面相同的
点火环境。二级发动机的真空推力为32吨，比推力为287秒，主级额定工作时间为
113秒。  

长征二号发动机　1965年，液体火箭发动机研究所开始了涡轮泵长征二号发动机研
究。该研究针对涡轮泵的特点，对四氧化二氮泵气蚀性能、诱导轮离心泵机组和高
压泵材料工艺结构等进行了攻关，解决了涡轮泵爆炸、密封装置失灵、氧化剂泵诱
导轮断裂等问题，并采取了端面密封、电解加工整体转子、二硫化钼干膜润滑齿轮
等设计和工艺，使涡轮泵能在高负荷下长时间工作。1969年12月，首次进行的一级
单机摇摆热试车表明，从发动机总体布局到摇摆软管、常平座等零部件的设计都是
成功的。第二级主发动机采取固定方式，在其喷管周围装有4个游动发动机。1974
年11月5日，该发动机参加了长征二号火箭发射。

东风五号洲际导弹发动机　1980年5月18日，中国首次发射成功的洲际导弹采用东
风五号洲际导弹发动机。该机由两级组成，一级采取4机并联方式。4台能独立工作
的单机由机泵连接而成。单机地面推力为71吨，比推力为259秒，每台发动机可沿
弹体作切向摆动，用以控制导弹的飞行姿态。一级发动机的总地面推力为284吨，
二级发动机的真空推力为73．4吨，真空比推力为289．6秒。

1980年，对洲际导弹发动机进行了改型设计。一级发动机改进了推力室头部喷注器
、身部结构、涡轮泵喷嘴数、火药启动器等；二级发动机将推力室改为特型再生冷
却大喷管，增加了推进剂利用系统，游动发动机推力室改为铌合金辐射冷却式喷管
，使推力、比推力得到提高。

微小发动机　1970年至1980年，中国研制成功单组元发动机。该发动机采用无水肼
作为推进剂，推力分别为4．5公斤和0．56公斤。到1980年，进行了单机高空性能
、整机实物模拟等多种试验，并成功地参加了洲际导弹的全程飞行试验。

1975年12月，中国开始研制双组元微小发动机。该发动机采用四氧化二氮和混肼
-50作为推进剂，推力从几公斤到几十公斤。之后，推进剂改为红烟硝酸和偏二甲
肼组合。1983年5月，发动机通过了设计方案评审，由模样阶段转入了初样阶段。

七、遥测和测控技术

1965年，北京遥测设备研究所研制成功大容量遥测车。它采用半导体器件和印刷电
路，用数字和模拟磁记录器作记录设备，计算机自动处理数据，提高了可靠性，在
长征一号飞行试验中获得良好的测试效果。同年，研制中低速率遥测车。它由若干
辆自动跟踪车和中、低速率视频车等组成，采用全数字化的遥测体制和自动跟踪系
统，提高了遥测频段和设备的自动化程度，在历次发射和回收卫星中获得了满意的
测量结果，并提供了向太平洋海域发射洲际导弹回收舱的测量。1981年，对中低速
跟踪车进行了改进，用于远洋测量船上，作用距离增大到4万公里；1984年4月，完
成了试验通讯卫星远地点参数的测量任务。

1965年至70年代后期，中科院建成中低轨道卫星测控网，对返回式卫星进行测控。

1971年至1984年，在总设计师陈芳允主持下，开始研制通讯卫星所需测控系统。它
采用微波统一系统，具有跟踪测轨、遥测、遥控、数传四种功能。该设备可靠性高
，操作方便。1984年，在试验通讯卫星发射过程中，完成了卫星从发射到定点的测
控任务。

八、试验技术与设备

1962年，航天部运载火箭研究院开始全箭振动塔的建设。塔主体高50米，中央悬立
箭体，两侧分13层，顶层有吊车。1964年4月，进行了东风二号导弹的全弹振动试
验。

1972年，北京卫星总装厂研制成功的大型立式动平衡机投入使用，完成了通讯卫星
的自旋试验，动、静平衡试验及纵向惯性矩的测试。

1976年，北京环境试验工程研究所等研制的ＫＭ4真空模拟室投入使用。该设备直
径7米，高12米，配有两轴转动的姿态模拟器，可模拟卫星相对于太阳加热运动和
运动方向。

1977年至1981年，北京东方科学仪器厂研制成大型高精度回转工作台。台面直径
1 200毫米，不平度小于0．02毫米，端面及径向跳动量小于0．01毫米，解决了卫
星姿态控制系统敏感元件、执行机构安装与精度检测等问题。

http://www.szpco.com/2006-6/20060610164140.htm


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