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东风-3中程地对地弹道导弹

兵器纵横 2020-07-11 07:55:06

“东风三号”中程导弹是中国完全独立自行研制的液体地地中程导弹。导弹全长20.65m,最大直径2.25m,起飞质量65 t,推进剂为可贮存的硝酸/偏二甲肼,发动机地面推力1040 kN (由四个单机并联而成),控制系统为位置捷联制导,弹头为一枚300万吨TNT当量的热核弹头。在研制过程中,东风三号从开始到第一批飞行试验成功,经历了三个阶段。第一阶段是前期探索。第二阶段是单项预先研究,为型号设计做准备。第三个阶段是全面展开研制工作。该型号使用了大量新技术,包括新型推进剂、大推力发动机、四机并联等。另外,全部材料、元器件都立足于国内,具有较高的实用价值,并为后继型号特别是中远程导弹、洲际导弹的研制打下了坚实的基础。

1.探索和预先研究工作

    东风三号的前身叫东风一号。国防部第五研究院一成立,就把这个型号列入规划任务。1958年8月,国防部五院在四级干部会上,把它和“1059”、红旗一号列为三大研制任务,要求1959年10月份完成。1958年12月,一分院制订的近期(1958—1962)工作规划,明确在仿制“1059”的同时,要着手研制中程导弹,以便由仿制逐步转入自行设计。从此,分院各设计部、研究室分别根据自己专业特点,开展了导弹的新材料、新工艺研究,为新型号的研制做准备工作。

    东风一号(即后来的东风三号)的方案探索与论证工作是从1958年开始的。11月,分院在论证的基础上提出了东风一号的主要战术技术性能指标。接着,陆续开始各种方案的讨论。首先考虑的是采用什么样的推进剂。有的主张用液氧和煤油,也有的主张用红烟硝酸和煤油,还有的建议用红烟硝酸和偏二甲肼。经过分析讨论,认为用煤油作燃料难以解决发动机的高频燃烧不稳定问题;而肼类作燃料毒性又太大。第三设计部就从搜集资料入手,探讨新型发动机的技术途径,并会同有关设计与研究部门对煤油、肼类和混胺等燃料做详尽的研究与比较。同样在总体方案研究中,也遇到弹体直径到底多大为好的问题。有的主张继续沿用“1059”的直径,继承性大,可以减少工艺装备费用,但长细比过大;有的主张采用2.5米的直径。各有利弊,需做深入研究分析。控制系统也提出了各种不同的方案设想。

    1960年2月,一分院召开东风一号设计会议,明确任务,组成预先草图设计组,开展工作。接着,在战术技术指标定量分析的基础上,完成东风一号的弹道计算,提出了型号设计的初步要求。3月,国防部五院任命徐兰如为东风一号总设计师。

    6月,第一设计部在总体初步分析研究基础上,向各分系统提出东风一号方案设计的技术要求。明确发动机(代号为“5D10”)单机推力为20吨,四机并联。推进剂为硝酸和混胺。同时,一分院也向211厂下达了弹体、发动机试验件的生产任务。10月,“东风”型号设计委员会听取各分系统方案进展情况和存在问题的汇报,并提出相应措施。

1961年5月,控制系统提出捷联补偿、坐标转换、无线电制导和惯性平台四种可供选择的方案。对方案的原理、技术可行性、制导器件的要求和误差分配,逐一进行了深入细致的分析和研究。这次方案的讨论,既锻炼和提高了设计队伍,又为制导方案的深入研究指明了方向。但是,由于当时国内工业基础较为薄弱,所提出的协作项目(包括原材料的供应)进展不大,也由于生产加工和试验条件的限制,多数预研工作只能在理论上进行。

    1961年9月,一分院召开东风一号型号工作会议进行设计质量复查。经过一个多月工作,11月16日,在东风一号型号委员会上,第一设计部综合整个型号研制情况,汇报了设计中存在的十大技术关键,即命中精度、燃气舵烧蚀、方位瞄准、头部防热、火烧尾部、全弹振动、尾翼面积、安全装置、液压系统和末助推等,严重影响设计工作的深入进行。对此,一分院和型号设计委员会共同提出暂停东风一号试验件的生产,并对上述技术关键研究提出解决措施。年底,一分院对东风一号提出了修改初步设计的计划。

    根据“1059”和东风二号的经验看来,研制一个新型号并非是一件轻而易举的事。加上60年代初期,国家正处在三年困难时期,财政经济状况还十分紧张。为了缩短战线,集中力量研制东风二号,1962年5月,国防部五院党委决定,在东风二号问题尚未弄清之前,先不考虑东风一号的总体设计,但要继续开展重点项目的预先研究。

    东风二号首次飞行试验失败给东风一号带来许多有益的启示与思索。其中最为重要的一条,就是要研制一个新的型号,必须抓好预先研究工作。因此,认真抓了与东风一号配套的各项预研课题,重点是抓好发动机和惯性器件的预研工作,使其真正起了探方向、攻关键、上水平的先行作用。

    1963年8月,一分院召开会议就第一设计部提出的东风一号战术技术指标和技术途径的设想以及型号配套的预先研究课题进行了讨论,统一了对战术技术指标的认识,明确了研制的技术途径,肯定了预先研究的课题。东风一号用四个液体火箭发动机并联作为动力装置;推进剂采用偏二甲肼和硝酸;控制系统的执行机构争取用摆动发动机,如摆动发动机一时研制不出来,可先用燃气舵作为过渡;控制系统采用双补偿方案;为增大控制系统可靠性,考虑用重复电路;用加温后的氮气进行增压;结构基本材料是铝合金;弹头防热基本材料采用玻璃钢,端头采用层压玻璃钢或加强陶瓷;弹体直径建议为2.25米。

    为满足东风一号战术技术指标要求,提出的配套预研课题有总体方案研究,液体火箭发动机,推进剂箱增压方案,发动机的推力、混合比和推进剂剩余量的控制问题,摆动发动机的结构研制,用摆动发动机方案后引起的稳定问题,燃气舵研制,弹上控制及测量仪器,重复电路,测试自动化,底部防热,推进剂晃动问题,大型箱体的研制,弹头防热,与飞行试验的有关问题和各种材料的研究等。
    1963年10月,国防部五院向国防科委提出研制射程为2000—2500千米中程导弹的设想。具体进展是,1964年完成方案论证,确定战术技术指标。1964年3月,总参谋部和国防科委颁发了经中央军委批准的各种导弹、火箭的命名和代号编排方法,将原东风一号改称为东风三号。4月22日,国防部五院任命林爽、屠守锷为东风三号中程导弹正副总设计师,要求1965年6月完成方案设计,争取1970年前后研制成功。

    经过两年多的预研,中程导弹取得了重大进展,主要表现在以下几个方面:

    第一,5D10发动机单项研制取得进展。1960年4月,确定采用红烟硝酸和混胺作为5D10发动机推进剂之后,就开始了各项研究与设计工作。1962年底至1963年上半年相继建成了液体火箭发动机水力试验室、涡轮泵热试验室和介质试验室,为解决燃气发生器低频燃烧不稳定等一系列技术问题创造了必要条件,也为发动机全系统试车创造了条件。1964年11月建成了三号试车台。

     在此期间,211厂还从工艺上解决了大批量喷嘴的加工问题,攻克了波纹板成型和真空钎焊等技术关键。1963年初,生产出第一台平头波纹板钎焊身部的推力室,为创造大型发动机奠定了工艺基础。最为突出的是初步攻克大型液体火箭发动机燃烧不稳定的问题。5D10发动机推力室最初采用的是结构尺寸相同的双组元外混合离心式喷嘴。推力室内流强大致均匀分布,没有采取任何抑制高频燃烧不稳定的特殊措施。1963年2月,在进行首次推力室挤压式试车时,启动后仅1秒钟推力室头部即遭到严重破坏。在改善、调整充填时间和启动程序之后,推力室仍接连发生不同程度的破坏。根本原因是高频燃烧不稳定。于是改变头部喷嘴结构,从排列入手寻找解决问题的途径。到1964年6月,先后用不同的头部方案进行了70多次试验。最后选择了“液相分区”头部的方案,有效地解决了横向高频燃烧不稳定问题。

与此同时,肼类燃料,特别是偏二甲肼毒性的研究也有了进展。经试验证明偏二甲肼虽有毒性,但完全可以预防。这样推进剂最终定为红烟硝酸和偏二甲肼。1964年6月,正式开展东风三号发动机的研制工作。

    第二,突破高精度惯性器件难关。为了保证东风三号具有高的命中精度,对惯性器件的精度提出了较高的要求。为此,研制高精度惯性器件,就成了预研的重点课题。1961年,惯性器件设计部门即着手开展研制高精度的陀螺积分仪。它与电解积分仪相比,不仅结构紧凑、牢固、精度高、可靠性好,而且可以有效地缩短发射前的准备时间。

    在陀螺积分仪的研制中,对视速度补偿机构、双向脉冲装定机构和陀螺马达等都做了很大的改进,从而提高了陀螺积分仪的精度,有效地减少了由振动引起的误差。经过几年的攻关、试验和不断的改进,到1964年,已研制出了基本满足中程导弹制导要求的陀螺积分仪模型样机。中程导弹的横向控制是控制导弹横向速度的。经过反复研究后,决定在垂直陀螺仪的外环上装上一个横向加速度表,即通称为“背表”方案。这样横向加速度表输出的横向加速度信号,可直接用于横向制导而不必再经过坐标转换,从而使制导系统变得简单,提高了可靠性。但由于垂直陀螺仪外环上增加了负载,就加大了干扰力矩,加大了漂移,降低了陀螺仪的精度。为了解决这种负效应,科技人员在陀螺仪设计中,采用YM-16高速马达来提高角动量,降低漂移率,提高陀螺仪的精度。

    第三,解决大直径箱底拼焊工艺。东风三号弹体直径定为2.25米。国产铝板的宽度,不能满足推进剂箱用材的需要。为此,第一设计部于1963年初开展了对大直径推进剂箱底的外形和拼焊形式的研究。这一课题,不仅是一个理论性问题,而且带有更大的实践性,设计方案能否实现在某种程度上取决于工艺方法。211厂和第一设计部共同研究,确定箱底制造工艺由整体压延改为预制瓜瓣拼底焊接。为实现箱底拼焊,还设计制造了一套大型拼焊夹具。1964年底,对试验件进行了液压强度试验。结果表明,设计方案是可行的,能用1.5米宽的板材制造出2.25米直径的箱底。

    第四,解决推进剂晃动问题。在结构强度与环境条件研究方面,随着东风三号弹体直径的加大和推进剂储箱结构形式的改变,推进剂在储箱内的晃动问题突出起来了。为此,必须在储箱内设置专门的防晃板来抑制推进剂的晃动。1962年,第五研究所进行了液体晃动的研究。从理论分析、试验技术到晃动台的设计与专用测量设备的研制,都取得了可以实际应用的成果。在化铣密肋加筋结构的计算方法上,也为设计部门提供了简便的计算方法与实用的数据、曲线。

    在此期间,根据“1059”仿制和东风二号设计的经验与教训,研究设计单位还提出了一系列适应中国情况的设计方法与规范,如风场、弹上振动环境条件和结构设计安全系统的确定,生产技术条件的制订等。这些均为开展中程导弹研制,做了理论上、技术上和应用上的准备。两年多的预研,取得了重大的实质性的成果,为正式审定东风三号设计方案、全面开展型号研制奠定了技术上和物质上的基础,而且也为各级领导机关提供了可靠的决策资料和信息资料。

    1964年1月25日,国防工办同意将东风三号的研制任务列入国家计划。5月,一分院召开了近900人的东风三号动员大会,传达了国防部五院党委关于中程导弹设计工作的有关指示,部署了全盘工作,为全面开展东风三号研制制定了明确的时间表。


“东风-3”是一种可机动发射的导弹

2.总体方案设计

       东风三号经过充分而又配套的预研之后,1964年4月,国防部五院批准了第一总师室提出的五条设计指导思想,即一定要考虑应用新的技术成就;设计指标要留有余地;所用的材料、元器件在批量生产时一定要立足于国内;设计工作要严格按阶段办事,每个阶段开始的条件、结束的标志要明确;总体与分系统的关系:分系统应根据总体要求进行设计,而总体设计又应立足于分系统的现实可能性上。

    正是为了实现上述目标,必须强化总体设计思想,树立总体设计权威,正确处理总体与分系统的关系,这是系统工程内在的要求。1964年10月,一分院根据东风二号的研制经验,制订了东风三号研制程序图,这是中国航天发展史上第一次在型号研制工作中应用系统工程管理的理论。这个程序图把总体和分系统在各个阶段内应完成的工作,及其相互之间的关系综合绘制在统一图表中,使研制程序直观化、形象化和科学化,从而成为制订型号研制计划和协调研制进度的依据。

    东风三号方案论证工作从1964年初陆续开始,在总体、各分系统之间反复进行。

    首先,制导系统是采用平台─计算机方案,还是采用捷联式补偿方案?这是东风三号方案论证中一个争论较大的问题。在60年代中期,中国的电子计算机工业与精密机械工业基础还比较薄弱,平台─计算机方案虽先进,但要在短期内研制成功难度太大;而捷联式补偿方案已经有了一定的基础,技术上比较成熟,在短期内研制成功的把握性较大。实践表明:采用捷联式补偿方案,仅用了一年多的时间,就设计生产出了可供飞行试验的制导系统,制导精度超过了原定的指标。
    其次,在选择提供控制力的执行机构方案时,争论也比较大。两种方案:一种是采用当时国外型号已应用的比较先进的方案,用伺服机构摆动发动机;另一种则是继续采用“1059”、东风二号上应用的由舵机带动燃气舵的方案。采用摆动发动机的方案,是当时国际上的一项新技术,在性能上比较优越。但对中国来说,一些研究和试验的条件刚在筹备,缺乏预研的技术基础,在短期内要拿出成果是不现实的。而采用燃气舵方案,虽然也有一些技术问题需要解决,但比起摆动发动机方案终究要成熟得多,可靠得多,实现可能性比较大。通过反复论证与分析研究,最后确定在东风三号上仍采用燃气舵方案。采用了燃气舵方案,大大缩短了东风三号的研制进程。

    第三,动力装置系统。首次采用红烟硝酸和偏二甲肼可储存推进剂,发动机四机并联。在活门、导管上采用了具有良好密封性能的双道密封件、多层双补偿管、子母式安全阀以及新型电爆式活门;推力室采用平头、再生冷却波纹板钎焊结构方案;采用主推进剂作为涡轮工质,简化了发动机系统的结构,提高了可靠性。
    第四,弹体结构。经过反复论证,确定弹体直径为2.25米;推进剂储箱采用了高强度抗腐蚀性的可焊铝合金和化学铣切的密肋网状加筋结构,使中程导弹储箱的重量减少了25%─30%;用敏合金制造中程导弹上的气瓶,从而显著地降低了结构重量。1枚导弹用钛合金气瓶代替合金钢气瓶,就可减轻100多千克的结构重量;弹头与弹体的分离机构第一次采用了剪切式爆炸螺栓和火药作动筒,结构简单可靠,操作十分方便,大大缩短了头、体对接连接的时间。

    第五,地面设备系统。采用全套设备机动化,使东风三号既可实施固定阵地发射,也可实施有依托的预先准备的有限范围内区域性公路机动发射。这就要求地面设备的车辆能通过等级最低的IV级公路,即最小转弯半径小于15米。为此中程导弹地面设备车辆采用全轮转向技术,改善机动性能,提高起竖车和弹体公路运输车的通过性。

    发射台的火焰导流是导弹在发射时的一个重要问题。东风二号发射台是沿用“1059”的四面导流锥排除发动机燃气流的方案。而中程导弹采用四机并联的发动机、发射时由于瞄准射向需要回转弹体,因而每个发动机的火焰中心相对发射台导流器的位置都要变化,不能采用四面导流锥的方案,加上为液压化操作安装的液压操纵箱,挡住了一个象限的导流空间。为此,选用了双面导流器方案。导弹发射时,火焰就可能扩散到外面去,危及发射台的安全。为了解决这个问题,在导流器两侧增加挡板以限制火焰的宽度。这是一个独特创新的方案。

    硝酸和偏二甲肼推进剂,不仅液相接触即会燃烧,而且都有一定的毒性,危及人身安全,硝酸还具有强腐蚀性。为避免推进剂的蒸气外溢,加注系统采用了闭回路的加注、泄出方案。这样既安全可靠,还可以同时加注,有效地缩短加注时间。

第六,遥测系统。一是参数多达118个,其中非电量68个,8种类型,而且首次出现了2千赫的高频振动;二是对弹上所有仪器的重量和体积限制很严;三是对部分传感器提出抗腐蚀性要求;四是БР-6发射机容量小,仍用并联波道直接采样办法,对2千赫的高频振动已无能为力。为解决这些矛盾,研制了压缩频谱的弹上预处理器,同时衍生出БР-6甲-37发射机。最后选用两套发射机的方案,一套“БР-6甲”装在仪器舱,测缓变信号;另一套“БР-6甲-37”装在尾舱,专测速变参数。
    东风三号采用了使用方便、避免人为错误判断的自主式安全自毁系统。在导弹起飞后,一旦出现故障,超出允许范围,自毁系统便自行将导弹在空中炸毁,以保障地面的安全。

    经过充分的论证,东风三号采用了全新的设计方案,完全摆脱了“1059”与东风二号的框框,在充分利用预研成果的基础上,比较集中地反映出中国60年代中期火箭结构、材料、加工方面最新技术成就。

    1964年7月29日-8月3日,国防部五院党委和一分院党委召开了两级党委联席扩大会议,着重讨论了东风三号的总体方案设想,确定了东风三号的技术途径与总体设计方案,要求于1968年进行飞行试验,1970年定型。1965年3月,中央专委第十一次会议原则批准了东风三号总体设计方案和战术技术指标。导弹全长20.97米,弹体最大直径2.25米,起飞重量为65吨。采用可储存的硝酸与偏二甲肼作为推进剂,发动机地面额定推力为104吨。要求1967年开始飞行试验,1969年正式定型。

3.关键技术攻关

        东风三号中程导弹总体方案设计经中央专委批准后,全院展开了以东风三号为中心的型号研制工作。在研制过程中,针对关键技术,七机部一院开展了大量的攻关工作。

    首先是动力系统。为摸清用偏二甲肼代替混胺带来的问题,决定选用5D10发动机进行试验。1965年3月,进行了第一次热试车,启动后不久即发生了燃烧不稳定问题。这是中程导弹发动机正式开展研制后遇到的第一道难关。采用了五种不同的“液相分区”头部方案,试验均告失败。这表明“液相分区”方案对抑制偏二甲肼与硝酸燃烧时所产生的高频振荡效果不大,必须另找途径。从1965年3月开始,在11个月内,设计了30多种方案,进行了80多次试验,其中连续失败的有17次之多。结构设计与理论研究人员密切配合,扬长避短,到车间、试验室同工艺人员、试验人员和工人一起反复讨论、试验,集思广益,提出了“液相分区”和“隔板分区”的新组合方案,经过热试车考核,表明这一方案是行之有效的,至此,高频燃烧不稳定的重大技术关键终被突破,为液体发动机技术的迅速发展开辟了道路。采用这种方案的发动机代号为“YF-1”,即导弹的单机发动机。1965年7月,先后进行了短程、长程四机并联试车,发动机按预定程序启动、主级工作、转级与关机,不但四个分机工作协调,而且性能稳定,表明方案可行。
    发动机推力室头部的喷注系统是由2000多个不锈钢的喷嘴所组成。喷嘴的尺寸小,加工精度、光洁度、形位公差和流量试验精度要求都很高。为加工和试验喷嘴,211厂建立了喷嘴生产线,设计制造了200多项工艺装备,研制了流量试验台、半自动多工位绞孔机、专用滚丝机、阳极切割机和转台式研磨机等专用设备。最终突破了喷嘴加工的难关。

    1966年4-6月,四机并联发动机(代号“YF-2”)连续通过推力106吨、时间140秒的验收试车。至此,发动机已进入交付状态。发动机从预先研究到正式交付装弹,一共用了6年时间(1960-1966年)。其中“YF-2”用了两年,进行了181次地面研究性及交付热试车,累计时间10930秒。成功地研制出可储存推进剂发动机,对于提高战略导弹的实战使用性能起了重要作用,也为发展大推力发动机打下良好的技术基础。

    控制系统。首先是对捷联式制导系统的线性补偿方案,进行深入的理论研究,不但搞清了“1059”导弹单补偿方案原理,而且从干扰的特点及其对弹道的影响和导弹本身具有测量的功能这个基本点出发,应用当代的工程控制理论,导出控制方程,提出了一整套“变参数线性自动控制系统的外干扰完全补偿”理论,为中国的捷联式制导技术开辟了新途径。

其次是姿态控制系统。从全弹整体出发,考虑到用搬动仪器舱来改变陀螺的位置以实现弹性振动稳定,会给总体设计带来麻烦,所以决定采用速率陀螺仪,直接由它来提供姿态角速率。速率陀螺体积小,重量轻,可以方便地安装在对弹性振动稳定有利的位置上。这样不但避开了仪器舱位置的选择,而且对姿态控制体系的综合,尤其对解决弹性和刚体稳定的矛盾,创造了有利条件。

    为确保弹上各控制仪器和线路的匹配,在线路抗干扰的设计方面做了许多工作。同时从实战出发,在确保系统质量的情况下,确定综合试验项目,合理地制定了测试一发射的检测内容,最后以模拟飞行作为全面检查的手段。在变换放大器研制中,采用了比较先进的晶体管磁放大器混合线路。所有的元器件均立足国内。这是一种大胆的尝试。这种变换放大器经过实际使用证明,结构牢靠、电气性能稳定、可靠性高。

    第三是弹体结构。中程导弹采用高强度、抗腐蚀性的可焊铝合金材料拼焊大直径储箱箱底,采用化学铣切的密肋网状加筋结构的储箱,采用钻合金的高压容器等。这些新材料、新工艺的应用,使弹体结构提高到一个新的水平。不但提高了导弹的战术技术性能,也提高了地面操作使用性能。东风三号的弹体结构重量比由东风二号的0.043下降到0.023。储箱单位容积重量由32千克/立方米下降到21.7千克/立方米。东风三号结构重量占全弹重量比由31%下降到26.4%。这些都反映出弹体结构设计水平得到很大的提高。由于事先进行了比较充分的预研,所以多数课题均有成果可以应用。因此,无论是设计、试制生产,还是试验都比较顺利。211厂在1961-1963年间,花了很大气力整顿工艺技术管理,建立一系列的管理制度。这也是东风三号研制周期比较短、质量比较好的一个重要因素。

    随着射程的增大,安装在弹头锥体表面的振子天线,对弹头气动特性的影响越来越大,加上对天线附近局部气动热环境参数也不十分清楚,给振子天线的防热设计增加了困难。因此,在设计东风三号弹头时,决定将天线移人弹头壳体内部,即开槽天线。由于玻璃增强塑料在再入烧蚀过程中出现不能透过电磁波的碳化层,必须在裙部壳体上开天线窗口。为此,经研究,设计人员提出用镶嵌石英玻璃的办法,来解决电磁波穿透和防热问题。

    关于硬回收与弹射回收问题。由于东风三号再入环境恶劣,再入时无线电信号中断严重,无线电遥测设备БРС-6甲无法解决再入测量问题。为此,集中精力研究磁记录设备和相应的磁带回收技术。同时,为适应弹头技术的发展,修改了弹射回收装置,增加了测量的参数,但弹射回收不能测量弹射后的参数。为此,改进了硬回收设备的设计。

    第四是遥测系统。为了实现小型化,并降低功耗,新研制的调节器和中间装置全部采用晶体管和微膜组件。研制和改进了包括干簧式液位传感器在内的许多新型传感器。为提高其测量精度,对液位传感器在推进剂储箱内模拟真实条件下的校准,进行了长时间的研究、探索,获取了宝贵的数据。在设计FZ-3型振动信号调节器中,较早采用了有源滤波器技术,提高了仪器的性能指标。

    东风三号的中间装置,主要采用体积小,性能高的载波放大器,较好地解决了遥测系统与控制、安全系统不共地、高输入阻抗等问题。还首次应用相敏检波测量交流电压信号,用T/V变换提高关机指令的测量精度,用晶振与被测信号的差拍来测量500赫频率的微小变化,有效地解决了“PTC-6甲”设备采样速率低和频率不稳定所引起的矛盾。

    第五是外测系统。这是导弹飞行试验不可缺少的测量手段之一。它用于跟踪测量导弹在实际飞行过程中的速度、位置和其他参数,实时提供飞行轨道情况,并和遥测系统一起,为飞行试验结果分析提供可靠的依据。中国第一个光学外弹道测量设备是由中国科学院长春光学精密机械研究所研制的,命名为“150”工程。在所长王大珩教授率领下,经过3年多的艰苦努力,于1965年将这套设备装在20基地。经过调试、鉴定,认为各项性能指标均满足原设计要求。“150”工程研制成功,首先用于东风三号的飞行试验,取得了有价值的测量数据,也为以后几个型号的飞行试验提供使用。

    东风三号从1965年3月批准总体方案开始,到1965年底基本完成了各分系统的试制,并陆续开始各项地面综合试验。1966年9-10月,全弹短程与全程热试车成功,各分系统工作正常,达到预定的目的。先后进行了储箱推进剂的晃动试验,全弹振动特性试验,姿态稳定系统的模拟试验,弹体结构组合件及仪器的静力、动力和其他环境试验,各种组合件及材料的耐推进剂的腐蚀试验,模样弹的总装,发动机大推力试验,四机并联试车和装弹前的验收试验,全弹地面全程试车,各分系统的综合试验,全弹电气匹配试验,导弹与地面设备对接合练以及靶场全武器系统合练。在全弹合练之后,进入首次飞行试验的准备阶段。

4,飞行试验与地面试验

    东风三号导弹飞行试验分两步进行:部分射程方案飞行试验,在西北综合导弹试验基地(即后来的酒泉卫星发射中心)进行;全程飞行试验,在华北导弹试验场(后来发展为太原卫星发射中心)进行。


为适应中程导弹试验的需要,1965年3月国防科委决定扩建西北综合导弹试验基地,选定了新的发射场和弹着区,并由一机部、七机部、中国科学院等有关单位研制了试验设备。1966年12月,建成用于中程、中远程地地导弹试验的工程项目,即南发射工位及配套设施,主要有大型勤务塔、发射塔、发射控制室和推进剂、压缩空气、电力供应系统、大型光学电影经纬仪、活动遥测站等。

1966年12月7日,东风三号01批出厂进行飞行试验,一院副院长兼副总设计师任新民担任试验队队长。1966年12月26日,第一枚遥测弹进行首次飞行试验。从飞行试验的情况来看,在111.2秒以前,各系统的工作是协调的,各种参数也是正常的。111.2秒以后,由于发动机组Ⅱ分机发生故障,推力突然大幅度下降。124秒导弹空中自毁,弹头未能击中和田着弹区。1967年1月 12日,第二枚遥测弹再次发射。当导弹飞行到临近发动机关机时(129.2秒),发动机组Ⅱ分机又出现推力大幅度下降。两次方案考核飞行试验证明:除发动机外各系统工作稳定,导弹总体设计方案合理可行。十一所的科技人员根据两次出现故障相同的情况,经初步分析与地面试车,发现发动机燃烧室内壁在长时间工作之后产生很大变形而撕裂。改进设计后,1967年5月17日进行第三次飞行试验,由于加注推进剂后弹体结构受力,导致六管连接器变形,出现了不能给推进剂箱增压的故障。发射部队虽已连续工作两昼夜,仍发扬连续作战的优良作风,安全地泄出推进剂。研制部门针对试验中出现的问题,采取了相应的技术措施,排除了上述故障,于5月26日发射成功。导弹完全按预定程序飞行,各系统工作正常、协调,弹头命中1726.2千米外的目标区,落点偏差小于规定值,试验获得了圆满成功。

    1967年6月10日,东风三号第四次飞行试验时,发动机组Ⅰ分机又出现推力下降的故障。为彻底解决发动机的问题,十一所集中了各方面力量,通过数据处理、理论分析与模拟试验,层层深入地分析故障产生的原因。为了使分析、推理与试验结果更加准确,同时决定深入弹着区,寻找残骸。任新民带领7位科技人员,会同基地40多位战士深入茫茫大沙漠,经过5天的搜索,终于找到了发动机的残骸。各种结果判明,发动机推力下降是由于推力室内部撕裂而引起的,内壁的撕裂又是由于集合器部位的钎焊缝发生了热应力腐蚀所致。工作条件恶劣、结构强度不够、钎焊料选择不当、钎焊质量不高等导致集合器部位热应力腐蚀。

    基于上述分析与判断,决定对推力室采取三大措施:身部钎焊表面处理由吹砂镀镍改为酸洗镀镍;集合器孔板有两排直径为9毫米的小孔改为5毫米宽的槽,减小集合器环形室的跨度;高温涂层延长至喷管出口处。改进后,发动机经过多次地面长程试车的检验,工作是可靠的。寿命由原来的186-195秒提高到 300-500秒。以后的历次飞行试验中,发动机再没有出现过推力下降现象。

     01批4次部分射程飞行试验完成了对东风三号设计方案正确性和协调性的考核。各系统采用的新技术、新材料、新工艺,使导弹的各项技术指标,尤其是导弹的结构系数、发动机的比推力、控制系统的精度等,比东风二号有了显著的提高。
    01批的飞行试验完成之后,东风三号即转入02批的研制,并开始在新建的华北导弹试验场进行全程飞行试验。1966年11月,周恩来批准了国防科委关于建设华北导弹试验场的报告。华北试验场于1967年4月破土动工,1968年10月建成了中程地地导弹全程飞行试验的设施。

       1968年9月,一院制订了东风三号02批一组飞行试验大纲,以检验武器装备各系统的性能。为保证飞行试验成功,一院决定在遥测弹总装出厂之前开展质量复查。重点是复查更改设计的部分,同时开展故障预想活动,制订相应的对策预案。1968年12月11日、13日,周恩来召集中央专委会会议,听取钱学森关于 “东风三号”中程地地导弹的试验报告。14日,他向毛泽东建议批准这次试验,并说:“试验结果,无非成功或失败,即使失败,也可在发射过程中取得改进根据,以利再试。”12月18日,02批第一枚遥测弹从华北导弹试验基地发射,成功地完成了全程飞行试验,射程2517.3千米,落点偏差纵向近2.471 千米,横向左8.789千米。试验成功后的第二天,周恩来对国防科委和七机部的两派群众代表说:“东风三号”地地导弹试验正是七机部武斗打得最凶的时候搞的,许多部件不大合规格。但为什么能响?靠的是什么?靠的是我们工人阶级。老工人花了一个月的时间检查了多次,发现200多个问题,最关键的有70多个,老工人一个一个把它解决好。有些是重新搞,所以试验成功了。”1969年1月4日,第二枚遥测弹飞行试验再次获得成功。这两次飞行试验的成功表明,东风三号导弹修改后的设计方案是正确的。

1969年5月30日,中央军委办事组批准东风三号导弹开展定型工作。10月,国家计委、国防工办下达了东风三号导弹小批生产装备部队的任务。在华北试验场组织协同下,由战略导弹部队承担了一些发射任务,取得了良好效果。中央军委、中央专委充分肯定了这种研制、试验、使用部门紧密配合,把定型试验、检验试验与使用部队发射训练结合进行的做法。

     1969年至1974年,华北导弹试验基地与部队紧密配合,对东风三号进行了大规模的科研试飞。为了全面检验导弹武器系统的环境适应、实战使用性能和工艺质量,还先后进行了东风三号导弹武器系统在高温、高湿和高寒地区的环境适应性试验;各种状态下的铁路、公路长距离运输试验;野战条件下的长期封存试验。尔后,将经过上述试验的导弹运到华北导弹试验场进行发射试验。试验部队在发射试验前,对导弹武器系统进行厂严格周密的测试检查,及时发现和排除故障,保证了飞行试验的成功。

如:02批1组3号弹曾进行在高温、高湿和高寒地区的环境适应性试验及乃腐蚀试验,并于1969年10月11日发射成功,落点偏差很小。这是二炮部队首次执行东风三号导弹试验发射任务,由802团一营执行。

02批2组8号弹曾在野外存放5个月,接触介质,淋雨后发射试验,并取得成功,落点偏差较小。02批3组弹做鉴定性试验前曾先进行过高海拔试验和1500千米长途公路运输试验。

此外,还多次进行了临时变换射向和夜间发射试验。其中1974年6月26日进行的“考核弹头强度、进行射向变模、水平测试后运输、激光测距综合试验”(02 批9号弹),打出了纵向远0.494千米,横向右0.267千米的好成绩。1974年11月和12月,改进后的导弹还成功进行了“弹头再入尾流试验及陀螺积分仪改用进步电机试方案验”。

     研制部门针对试验中发现的问题,改进了设计和生产工艺,提高了导弹武器系统的可靠性。经过一系列试验的严格考核,证明导弹武器系统的战术技术指标符合设计要求,导弹在飞行状态下工作协调可靠。这些试验还为评定导弹的最大射击能力、射击精度和密集度等提供了可靠依据。

5,核战斗部的研制和两弹结合试验

1967年6月17日,我国第一颗全当量氢弹装置爆炸,随后二机部九院开始着手氢弹的武器化,研究能够装载在导弹弹头上的核战斗部。1968年1月,国防科委正式下达了东风三号核战斗部(代号524)研制任务。

为了减小氢弹装置的体积和重量,需要采用钚239做弹芯的氢弹初级装置(我国第一颗氢弹初级采用高浓缩铀235的弹芯)。建于酒泉原子能联合企业(404 厂)的钚生产线由反应堆(钚生产堆)、化学分离(后处理)厂、钚处理厂(精炼用于制造武器的钚)三个主要环节构成。我国第一座石墨慢化轻水钚生产堆于 1960年2月破土动工,苏联停止对华援助后被迫暂停建设。1962年6月重新恢复施工,1966年10月20日建成启动。试验性后处理厂(717工程)于1965年5月动工,1968年9月4日投热料试车成功,获得二氧化钚产品。1968年10月,钚核部件冶金加工生产线正式投料,11月20日,生产出第一套合格的钚部件。

1968年,正是“文化大革命”处于高潮的时期,核武器研制基地也受到武斗和两派斗争的严重干扰。到1968年6、7月份,形势越来越坏,甚至发电、供水和变电所等部门也被群众组织所占领,并成为他们手中握有的武器,如此再发展下去,后果不堪设想。中央不得不多次出面干预,向两派群众和军管会及军区发布强制性命令,要求停止武斗,首先要立即撤出所占领的部门,违者以军纪论处。中央的命令制止了武斗,但并未能制止对立,因此,命令仅制止了事态恶化,而未能使科研恢复正常,科研进度严重滞后。到9月,九院估计经过努力524产品次临界试验和热核试验尚有可能在年底前完成,于10月 15日召开会议落实科研计划。11月下旬,在404厂完成了524钚部件的次临界试验。12月27日,在西北核试验基地成功进行了524产品首次热试验。这是我国首次含钚的核试验,试验装置代号为524-23,重约2吨,由经过改装的轰五甲94号机空投,爆炸当量为277万吨。
此后经过改进的524产品于1969年9月29日、1970年10月14日由轰六甲空投成功进行了两次核试验,当量均为约300万吨。1973年6月27日,由轰五甲95号机空投进行了524产品的定型核试验,取得圆满成功。

1969 年9-10月,在华北导弹试验基地成功地进行了2枚遥测弹两弹结合试验。1970年1月22日,周恩来主持中央专委会,钱学森和朱光亚汇报了东三两弹结合 “冷”试验的准备。所谓“冷”试验,就是用惰性材料替代核弹头中的裂变材料,在弹头再入飞行过程中进行的流体核试验(模拟氢弹初级爆炸过程)。6月和7月先后两次进行试验。第一次由于一个爆炸螺栓未爆,头体未分离,纵向偏远16.401千米,试验未能全部成功。7月的第二次试验获完全成功,标志着东风三号导弹核武器系统完全形成战斗力。
    
6,定型与改型

  1970年10月,地地导弹定型委员会研究了东风三号总体、发动机、控制系统、地面设备等四个分系统的定型问题。1975年3月,地地导弹二级定型委员会认为东风三号已达到定型标准,具备了地地战略武器定型的条件,可以批准定型。并将这一次决定上报一级定型委员会。8月4日,国务院、中央军委批准东风三号导弹核武器定型。东风三号导弹定型后,国防科委和战略导弹部队陆续在华北导弹试验基地组织进行了《战斗射表》考核试验以及对成批生产的导弹武器系统进行抽样检验和改进型核装置、引爆控制系统的两弹结合“冷”试验等。通过这些试验,进一步完善了中程地地导弹武器系统。

东风三号虽然定型,但发动机的可靠性问题始终没有得到根本解决。为了提高发动机可靠性,1980年12月,国务院、中央军委下达了东风三号导弹改型(东风三号甲)的任务,并确定飞行试验结合部队发射训练进行。1982年,一院总体设计部提出了YF-2B发动机的研制任务书。它是在YF-2发动机的基础上挖潜、改进的一个型号,保持原系统结构不变,只对生产中某些不完善的地方和遗留的某些技术问题进行了适应性修改。为解决高强度铝合金焊接过烧问题,氧化剂断流活门壳体改为整体机械加工成型方案;为避免单向活门装反事故,活门进出口分别采用左、右旋螺纹;根据推力室生产工艺需要,为保证质量,改变了局部配合尺寸或公差要求;为解决漏火问题,燃气发生器与涡轮联接方式从螺栓连接改为焊接形式。由于对这些改变和产品批次性差异给发动机性能带来的影响认识不足,致使1984年10月27日和11月16日两枚飞行试验弹因推进剂混合比偏低,燃料耗尽未能达到预期飞行试验目的。故障发生后,研制人员进行了认真分析。对设计状态、工艺过程以及试验条件逐项地进行了审查;在完善与稳定试验条件的基础上进行了故障复现及分离试验(包括主要组件及系统的液流试验及热试车);通过对历次试验结果的对比分折,重新审定了技术状态,对调整计算进行了相应修正;最后,又进行了11次性能及抽检地面试车,取得了满意的结果后交付装弹。1985年12月27日和1986年1月13日,经过改进的第三、第四枚导弹飞行试验取得圆满成功,发动机性能稳定,工作可靠,达到了设计要求。东风三号甲地面设备也作了较大精简、改进,提高了武器系统的机动性能。1988年8月,国务院、中央军委批准东风三号甲导弹及其地面设备定型。

      东风三号不仅是有重大军事使用价值的战略武器,而且它的研制过程中取得的许多重大技术突破为以后的型号研制奠定了基础。用于东风三号的石墨舵、发动机、可储存推进剂与材料相容性研究、等离子喷涂、钎焊及铝合金结构化铣工艺等10项研究成果,获得全国科学大会奖。从东风三号导弹全程试验开始进行的全弹道测量,使导弹试验由单一场区发展到多场区联合试验的阶段,为以后多基地协同试验,积累了组织指挥、技术协调、跟踪测量等方面的重要经验。东风三号导弹的研制成功,是中国液体弹道导弹技术走向成熟的一个重要标志,是中国地地导弹发展历程中的一个里程碑,为研制远程、洲际战略导弹打下了基础。 

推进剂:单级硝酸和偏二甲基液体燃料 
射程:2,650公里;2,800公里(DF-3A) 
弹长:24米 
弹径:2。25米 
弹重:64吨 
弹头:1,500公斤常规高爆炸药;
一枚1,290公斤的2万吨级
当量核弹头。 
制导:惯性陀螺积分仪 
精度(CEP):1,500米-3,000米