火箭和导弹技术

火箭和导弹技术（ rocket and missile technology ），研制火箭和导弹所涉及的各种技术。火箭技术的历史可追溯到1000年前，但近代火箭和导弹是在第二次世界大战后期才出现的。火箭和导弹技术经过战后近40年的发展取得了巨大的进步。40年代的V-2重约13吨，弹头重1吨，最大射程320公里，命中精度为圆公算偏差5公里（见V-2工程）。到80年代，与V-2同类的“潘兴”2型导弹只有7.2吨重，弹头重1.36 吨，射程1800公里，命中精度可达25米，比V-2的精度高200倍。现代洲际导弹能把多个核弹头分别射到10000公里以外的不同目标，命中精度为几百米。打击陆地、海洋、空中和空间目标的各种类型的导弹都获得了发展，战术技术性能显著提高。火箭的重量成百倍增长，最大的火箭重量已超过2900吨。火箭的运载能力增长几千倍，近地轨道运载能力从早期的几公斤或几十公斤提高到120多吨。而火箭的有效载荷比（火箭起飞重量与有效载荷重量的比值）则从50年代的1000左右降低到70年代的30～40。火箭和导弹技术综合利用了当代的先进科学技术成果，它的发展又促进了科学技术的进步。

火箭推进技术

包括化学推进剂和火箭发动机技术两个方面。固体推进剂从30年代的双基药进展到现代的高能复合药，使地面比冲从170秒提高到270秒。固体火箭发动机的药型设计（见药柱）、力学性能和对工作环境的适应能力都出现了重要突破。发动机壳体材料由钢进展到纤维缠绕结构，使重量进一步减轻。发动机的推进剂重量分量由0.85提高到0.95。二次喷注、摆动喷管和柔性喷管技术的成功，解决了固体火箭的推力向量控制问题。潜入式和可延伸喷管的应用，缩短了火箭的长度，提高了发动机比冲。推力终止技术的成功，提高了固体火箭的关机精度。固体火箭在技术上的这些突破，加上它的成本低、反应时间快、可靠性高等优点，使固体火箭从60年代以来逐渐在导弹领域内取代了液体火箭。推进剂分段浇铸技术的成功，解决了制造大型固体助推器的难题，使得运载火箭能通过捆绑大型火箭助推器的方法来增大运载能力。80年代的最大的固体火箭助推器已达到直径3.7米，长45.5米，重约566吨，推力12000千牛（1225吨力）。

液体火箭发动机的主要问题是合理选用推进剂，解决燃烧不稳定和高空点火问题，提高燃烧和冷却效率，减轻结构重量，提高可靠性。液体导弹用的推进剂经历了由不可贮存到可贮存的发展过程，从液氧、酒精和液氧、煤油发展到硝酸、煤油和四氧化二氮、偏二甲肼（或混肼）。运载火箭要求上面级能量高，上面级的推进剂也就转向液氧、偏二甲肼和更高能的液氧、液氢。推力室采用液相分区、喷注器合理设计与排列和声腔技术，解决了发动机高频燃烧不稳定的难题。高压补燃技术的成功进一步提高了燃烧效率。这些改进和提高使发动机的真空比冲从50年代的280秒提高到80年代的457秒。为了提高冷却效率和减轻结构重量，先后发展了管束式结构、沟槽式整体结构和电成形整体结构型式。使用液氧、液氢这样的低温推进剂又会带来活门、管路的隔热和密封问题以及液氢泵的设计和工艺难题。随着发动机重量的减轻，每10千牛（约1吨力）推力所需的发动机重量已从40年代的30公斤降至70年代的10公斤。发动机的可靠性和寿命有了显著的提高，现代液体火箭发动机的可靠性已达到0.992，航天飞机主发动机要求能重复工作100次，累计工作时间7小时。

火箭结构技术

火箭结构技术的目标是减轻重量。V-2采用钢结构，结构重量占火箭总重（不包括弹头）的23％。减轻结构重量的主要技术措施是：①采用铝合金、钛合金、铍合金（用于少数构件）和非金属材料。②改进工艺：采用更新的结构形式，如采用化学铣切和机械铣切的网格结构，金属和非金属蜂窝结构以及复合材料结构。③优化设计：计算力学，特别是有限元素法的发展，为进行最小重量设计、提高结构效率创造了条件。采取这样一些措施可使现代火箭的结构重量降低到占火箭总重的6％～10％。

制导和控制技术

制导和控制技术的目标是提高精度、减小重量和尺寸。主要的技术措施有：提高惯性测量仪表（陀螺仪、加速度计）的测量精度，主要是提高加工精度，改善装配质量，保证转子的平衡，控制仪表的飞行环境，以减小因温度变化、（低频）振动等因素引起的误差；采用摄动制导法和闭路制导法来完善制导方程，以减少方法误差；完善地球重力场的数学模型，缩小数学模型与实际重力场之间的误差；采用误差分离技术，发展中制导和末制导技术，减小再入段误差；采用铍合金和小型、微型化电子元、器件，减小系统的重量和尺寸。

弹头技术

弹头技术主要包括弹头制导和控制技术、防热技术、突防技术、核加固和小型化技术。目标是小型化、高比威力、再入精度和突防能力（见导弹弹头）。

总体设计技术

大型火箭是一个十分复杂的系统。火箭本身又和地面设备等组成一个更大的系统。火箭的总体设计需要考虑各大系统和分系统提出的各种矛盾的要求，运用系统工程的理论和方法进行综合分析，得出尽可能优化而又现实可行的方案。总体设计技术主要包括对几种方案进行可行性和经济性分析，选出最优方案；对各分系统进行参数和接口协调；对硬件的生产进行质量控制；参加大型试验和飞行试验，解决大型试验和飞行试验中出现的技术问题。70年代发展起来的计算机辅助设计和制造技术已经成为总体设计的一种先进手段。这种技术以计算力学、计算机绘图技术、计算机数据库管理和优化设计等技术为基础。它借助数据库在计算机中贮存大量的空气动力、结构力学、几何制图和优化设计子程序，使系统设计人员在技术分析与设计中可以选用大量工程信息和方案。计算机可以辅助总体设计、技术设计工作和画出部件设计图纸，直接通过数控方法控制部件的生产并检验各个过程。计算机辅助设计和制造技术能节省图纸量，减少差错，提高产品质量，从而可以使效益大大提高。

计划管理技术

一个大型火箭计划往往耗资巨大，需要千百家工业企业和科研单位参加，研制周期需要几年。计划管理的优劣往往成为计划能否实现的重要因素。火箭计划管理的三个要素是经费、进度和计划指标。管理者要保证在预定的经费和进度范围内完成计划指标。一种比较成功的方法就是分阶段管理，按关键点作出决策，按检查点验收。在初步分析、确定方案、工程设计、地面试验和飞行试验这5个阶段中，每个阶段之间为决策点。在计划执行过程中有5个检查点，即方案设计评审、技术设计后的关键项目评审、第一台样机验收试验、设计合格评审、飞行试验准备程度评审。火箭和导弹的研制生产还需要有一定的后备技术力量，在遇到技术难关时攻关，以保证按时完成进度。

可靠性和质量控制技术

火箭和导弹是一次使用的飞行器，制造批量小，往往要求尽量减少飞行试验次数。火箭和导弹又是复杂的系统，一个零、部件出故障都可能导致飞行的失败。因此，可靠性和产品质量控制就尤为重要。在设计方案中对各分系统提出可靠性设计指标，主要的分系统须按可靠性要求进行设计。有些电子线路必须采用双重、三重线路。航天飞机使用5台相同的计算机，采用“投票表决、多数通过”的方法确保飞行可靠性。各分系统和部件须在额定飞行环境下进行试验，并要对之作出可靠性评定。对生产过程需要加强质量监督，积累从生产、试验到发射的全部检验记录，以便在出现故障时追踪。

试验技术

火箭的研制离不开试验，研制的成败在相当程度上取决于试验是否做得充分、逼真。试验贯穿于火箭研制的全过程，从零组件试验、整机试验、分系统试验直到全系统试验。在充分完成地面试验之后，才能开始飞行试验。几十年来，试验技术获得迅速发展。为试验服务的遥测技术、地面跟踪测量技术、地面测试技术、仿真技术、遥感技术等也相应地得到发展（见火箭试验）。