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东风五号导弹是从中国第一种液体两级地地洲际导弹。东风五号导弹全长31m，最大直径3.35m，起飞质量192吨。两级推进剂均用红烟硝酸和偏二甲肼。第一级大推力双摇摆发动机地面推力为710×4 kN，第二级主发动机真空推力为734 kN+推力为47 kN的4个双摇摆游动发动机。采用推进剂储箱自生增压技术和精密电液伺服机构，三轴陀螺稳定平台+数字计算机制导控制方案，地下井热发射，弹头采用了姿态控制系统和突防措施。东风五号使我国成为世界上第三个研制成功洲际弹道导弹的国家，显著增强了我国的国防实力。在东风五号基础上改制而成的长征二号丙运载火箭，一直是长征运载火箭家族中的核心型号。

1．确定任务与提出方案

早在国防部第五研究院建院初期，中共中央就设想过中国战略导弹的发展目标，即先从中近程导弹搞起，掌握技术、打好基础后，研制出自己的洲际导弹。1958年1月10日，五院制定《喷气技术十年(1958-1967)发展规划纲要》中，第一次提出要研制洲际导弹。1958年6月21日，毛泽东主席在中央军委扩大会议上充满信心地说：“搞一点原子弹、氢弹、洲际导弹，我看有十年功夫完全可能。”
从1959年开始，苏联先后中止在了核技术和导弹技术上对中国的援助，五院重新考虑导弹发展规划问题。12月18日，五院党委常委会通过了《关于发展火箭研究设计的八年(1960-1967)规划草案》，提出后五年要完成远程导弹的研制。在五院提交的报告中指出，鉴于苏方不会再向中国提供试验设备和各种资料，五院决心自力更生地设计、制造出自己的导弹和试验设备，确定远期任务是发展洲际导弹。1960年12月21日，中央军委批复同意五院的报告。
1961年5月，五院一分院在发动机发展方向讨论会上，提出研制大推力液体火箭发动机的意见，即1963年研制出推力为75吨、比推力为240秒的单机，1965年实现四机并联。但这时一分院正集中力量研制东风二号导弹，还无力开展对洲际导弹的全面研究。当时全院上下正集中精力改进东风二号导弹。经过三年多的酝酿，1964年1月15日，国防部五院下发了《1963-1980年导弹技术发展现划(草案)》，确定后10年(1971-1980年)的主要任务是研制洲际导弹。此后，一分院一部成立了洲际导弹论证小组，开始进行方案论证工作，各分系统研制单位也相继成立了方案论证小组，开展前期工作。
1965年2月，中央专委第十次会议上，提出争取在1975年以前研制出洲际导弹的工作目标。会后，周恩来委派国防工办副主任赵尔陆到七机部发动群众，进行方案大讨论。大家就需要与可能、任务与条件的关系展开了热烈的讨论，认识到既要积极奋进，又要量力而行；既要努力赶超世界先进水平，又要打好基础，循序渐进。经过广泛深入、几上几下的讨论，特别是充分考虑了实战要求，考虑了跟踪世界先进水平的可能性，考虑了国家经济状况的实际能力，在这个基础上确定了中国战略导弹的发展方向和技术途径。如在固体导弹和液体导弹的选择问题上，分析了固、液两类导弹的优缺点。当时美、苏第二代导弹都由液体燃料转向了用固体燃料的动力装置，以获得较好的作战机动性能，由此可见，导弹的固体化是一个发展趋势。但是当时国内对新型的固体推进技术的研究才刚刚起步，还要突破许多技术关键才能正式进行型号研制。除了应该抓紧这项工作的研究外，更应该充分利用已经取得的研究成果，用液体推进技术来突破中程和远程导弹的技术关键，待固体推进剂研制有所突破后，再逐步实现导弹的固体化。因而在规划中确定用可贮存推进剂替代不可贮存的推进剂，用并联几个发动机获得大推力，用多级的串联方式增加射程等发展方向和技术途径，并积极开发研制惯性平台和数字计算机以更新控制系统主要仪器，争取用8年时间研制出4个新型号，完成第一代战略武器的试验阶段。
一院党委在组织群众广泛讨论的基础上，又听取各方面的意见，于3月11日提出《地地导弹发展规划》 (即“八年四弹”规划)。规划中明确，要在1965-1972年的8年间，研制成功用于“两弹结合”的中近程液体弹道导弹、中程导弹、中远程导弹和洲际导弹。“八年四弹”规划虽然没有按照预定的时间表完成，但它为中国导弹与航天技术的发展指出了明确的目标。既考虑了技术上的可行，又考虑了型号的继承性，同时也考虑了当时中国经济的承受能力。四弹目标的完成，不仅使中国国防实力得到了实质性的增强，而且促进了中国航天科技体系的形成，并且为运载火箭的系列化发展打下了坚实的技术基础。
1965年3月20日，中央专委第十一次会议原则同意研制远程洲际导弹，要求1971年开始飞行试验，1973年定型。洲际导弹作为型号研制任务正式上马。七机部一院为总体研制单位，总设计师为屠守锷。导弹的发射场和弹着区由国防科委负责规划和建设。
东风五号在方案设计期间，曾就一些基本性的问题进行了研究，确定了方案。推进剂的选择曾有过激烈的争论。在导弹发展规划上已确定氧化剂为四氧化二氮，但燃料究竟用偏二甲肼还是混肼，尚未定论。1965年3月，七机部一院在总体和分系统讨论的基础上，确定发动机先按偏二甲肼的方案开展工作。经综合分析和论证后，于1967年6月才最后确定采用稳定性号的偏二甲肼作燃料。
在弹体直径方面，最初根据“八年四弹”规划，东风五号的直径定为3~3.2米间的一个数值。当时我们的工程技术人员只是从美国对苏联十月革命节在红场上展示的导弹分析资料和美国大力神洲际导弹资料中得知，它们的直径都是3.05米。有的设计人员联想到东风二号导弹由于没有考虑到细长的导弹在飞行中产生的弹性振动，致使第一次的飞行试验失败，就希望东风五号尽量设计得短粗些，给控制系统的设计创造一个好的条件。但过大的直径会给产品的制造和运输带来困难。我国是一个地域辽阔又多山的国家，导弹运输不可避免地要穿梭于崇山峻岭之间，铁路运输是符合国情的。七机部一院同导弹用户、铁道部等单位自1965年下半年至1966年1月，搜集了铁路、隧道、涵洞、桥梁等方面的资料，经过实地考察，反复论证，鉴于中国铁路多数线路车辆的通过直径不大于3.40米的状况，最后确定弹体最大直径为3.35米。这个尺寸不仅为控制系统设计创造了较好条件，也为后续型号发展奠定了良好基础。
东风五号一、二级推进剂储箱较长，减轻它的结构重量将有效地增加导弹的射程。贮箱既是贮存推进剂的容器，也是导弹的主要承力结构。结构减重的实施主要取决于材料，贮箱设计选用什么材料成为能否减重的关键。总师屠守锷把这项任务交给了著名材料专家姚桐斌负责。姚桐斌会同冶金部，通过对材料性能和国内生产能力的全面分析和综合，提出来用铝铜合金作为推进剂贮箱的结构材料。仅这一项就比按常规用的铝镁合金结构减轻30％。但铝铜合金又有着致命的缺陷：焊接系数较低，焊缝强度只达到原材料断裂强度的一半。屠守锷把副总设计师们召集起来，经过讨论，大家一致认为：从目前看，提高导弹射程的唯一途径就是采用铝铜合金，但是风险太大。洲际导弹的射程一般是8000到14000千米，用铝镁合金实现8000千米没有问题，但再也没有进一步提高的可能。最后屠守锷拍板决定使用铝铜合金，并对焊接工艺进行攻关。1966年7月，一院总体设计部、703所和211厂等单位，确定选用LD-10铝铜合金作为储箱的结构材料，采用分段的网格加筋方案。
在中国的液体地地战略导弹中，东风五号所用的液体火箭发动机是推力最大的一种。几乎是东风四号的三倍。它还用于长征二号和长征三号等运载火箭的主动力装置，为中国航天事业的发展立下汗马功劳。
洲际导弹发动机提出研制的时间很早。1961年，五院一分院召开发动机发展方向研讨会提出，1963年研制出单机推力为75吨、地面比冲240秒的液体火箭发动机，1964年实现两级并联，1965年实现四机并联，可以产生300吨的地面起飞推力，以供洲际导弹研制时作为主发动机。此后，洲际导弹发动机的方案证论工作一直在进行。由于洲际导弹的研制工作长期未进入工程设计阶段，因此发动机的工作进展较慢。1965年3月制定的“八年四弹”计划中决定，东风五号导弹第一级发动机采用四机并联方案，地面总推力260吨，第二级发动机真空推力65吨。于是，发动机设计工作正式开始。当年4-8月，第一级发动机单机(代号YF-20)完成初样设计。经过各种研究性试验，确定了发动机初步技术状态。
东风五号发动机分为第一、二级。第一级发动机(单机代号YF-20，四机并联代号YF-21)，由4台独立工作的单机，用机架连接并联而成。单机地面推力71吨，比冲259秒，每台单机可沿弹体做切向摆动，用以控制导弹的飞行姿态。第二级发动机(代号YF-24)由主发动机(代号YF-22)和游动发动机(代号YF-23)用机架连接而成。主发动机真空推力73.4吨，真空比推力289.1秒；游动发动机真空推力4.7吨，真空比推力281.6秒；4台游动发动机单机对称地安装在主发动机四周。第二级发动机喷管是固定的，每台游动发动机单机可以沿弹体做切向摆动，用以控制导弹飞行的姿态。
第一级发动机、第二级主发动机和游动发动机都采用泵压式输送系统。第二级游动发动机采用了独立的泵压式输送系统，不仅重量轻，而且在第二级主发动机关机后可以长时间小推力工作。除此之外，洲际导弹发动机调节元件采用汽蚀管和节流圈，不仅使发动机结构简单可靠，而且调节精度也比单用节流圈要高。在工作程序上，采用火药启动器不分级启动和先关氧化剂副系统的转级关机程序，启动迅速平稳，关机后效冲量及水击压强小。
游动发动机氧化剂副系统采用充填系统，启动平稳可靠。推力室采用双股自击直流式平板喷注器和再生冷却波纹板结构的身部，其流强高、收缩比小、结构紧凑、重量轻。喷嘴孔采用数控钻床加工。喷管成型采用强力旋压工艺。游动推力室内壁冷却沟槽采用化铣工艺。涡轮泵为同轴立式，安装在燃烧室上，以实现泵前摇摆。启动活门、主活门和断流活门都是电爆活门，主活门为常开式，启动活门为常闭式蝶形活门，由电爆管按弹上控制系统的指令控制活门的动作。在总体结构上，第一级发动机采用泵前摇摆，第二级游动发动机采用泵后摇摆3与推力室相连的燃料主导管采用单根管，简化了发动机结构，提高了可靠性；第一、二级发动机都采用衍式机架、耐高温电缆和双桥电爆管；主要总装管路采用了全位置自动脉冲员弧焊，氧化剂主导管弯管采用了爆炸成型工艺。为给弹上储箱增压，发动机采用了自生增压系统。氧化剂系统使用了四氧化二氮蒸发器，燃料系统使用了燃气降温器。
此后，一院又组织了以总体设计部为主、其他有关研制单位协同，对弹体结构、总体布局、级间比、弹体底部防热、级间分离等方案进行了深入的讨论，并选定了相应的方案。
经过两年多的反复论证和部分试验验证，到1967年6月，东风五号导弹的总体技术方案基本确定下来。

2. 弹体关键技术攻关

东风五号从方案论证时起，就确立了要将其研制成先进的战略武器的指导思想。因此，导弹的各系统部采用了一些新的技术方案，并为此进行了艰苦的技术攻关。
东风五号发动机初期的研制工作全部在北京地区进行。根据中央建设“三线”的战略部署，在陕西着手建设包括研究、设计、生产和试验在内的我国第二个液体火箭发动机研制基地──067基地。该基地经过5年的抢建，于1970年初步建成。七机部一院于1970年1月决定，发动机的试制由北京生产厂转到067基地。并要求该院11所负责东风五号发动机的设计、试验人员，以及生产厂的相应工艺设备，于6月底之前全部迁到067基地。1971年后，东风五号发动机的研制工作以067基地为主进行。该基地先后攻克了推力室的燃烧稳定、发动机摇摆、同轴立式涡轮泵研制，以及发动机的减振与抗振等一系列关键技术。20世纪70年代以后，该基地逐渐发展成为中国最大的液体火箭发动机研制生产基地。
（一）发动机摇摆技术
东风五号导弹以前的发动机喷管都是固定的，采用燃气舱摆动方式进行姿态控制。这种控制方式控制力矩小，且会造成推力损失。东风五号导弹弹径和重量大大增加，所需控制力矩很大，采用燃气舵不仅满足不了要求，而且发动机推力损失过大，因此要求采用摇摆发动机提供控制力矩。这就给发动机的研制提出了一系列新的问题，诸如发动机的总体布局、摇摆软管和常平座的研制等。对于第一级发动机，首先要解决的问题是采用泵前摇摆还是泵后摇摆。由于泵后是高压管路，要解决高压摇摆软管在技术上难度较大，又没有预研基础。泵前是低压管路，摇摆软管在技术上容易实现，且可靠性高，有一定的预研基础。因此决定采用泵前摇摆方案。在进行泵前摇摆可行性研究试验后，证明泵前摇摆是可行的。为实现第一级发动机单机摇摆，推力室头部设置承力座，用它与常平座连接，身部设置支架，用以安装涡轮泵；两泵入口的地方装摇摆软管，它们的摆动中心位于常平座的同一转动轴线上。
常平座和摇摆软管是第一级发动机实现摇摆的关键组件。常平座一方面要承受巨大的推力，一方面还须能转动自如。为此，研制了二硫化铂干膜润滑的轴承。承力座具有结构简单、可靠、工作寿命长、维护使用方便等优点。摇摆软管为内常平架式，其特点是重量轻、结构紧凑、工作可靠、流阻小。
1968年2月，YF-20发动机单机首次长程热试车成功；12月，在101站进行长程热试车也获成功，实测推力为67吨，工作时间249秒，从而完成了性能试验。1969年12月19日，YF-20发动机在北京液体火箭发动机试验站首次进行了单机摇摆热试车。试车结果表明，从发动机总体布局到摇摆软管、常平座等零组件的设计都是成功的，摆角可达±10度。到1970年5月25日，共进行了8次摇摆试车，验证了该发动机摇摆机构的工作可靠性和设计的合理性。此后，在历次飞行试验中都没有出现过故障。
四机并联一级发动机整机YF-21于1969年6月试车成功。1970年6月，YF-21发动机首次摇摆试车成功。10月通过了摇摆验收试车，表明一级发动机已基本研制成功。由067基地生产的第一台YF-21发动机也于9月通过了热试车的考验。
第二级主发动机喷管是固定的。游动发动机YF-23由于推力小，泵后高压软管直径不大，因而采用了泵后高压软管摇摆方式，每台游动推力室与框架靠2个摇摆轴、轴承和动密封装置连接在一起。YF-23最初进行了单个推力室的挤压式摇摆热试车，以考验推力室摇摆机构和动密封装置的工作可靠性。1969年10月-1970年6月，先后进行6次试车，均获成功。1970年7月17日，YF-23发动机首次进行泵压式全系统小四机摇摆试车，因燃烧室喉部烧穿，试车失败。1970年9月26日，在067基地试验站首次进行了改为小涡轮泵方案的第二级发动机YF-24整机试车。试车中，游动发动机成功地进行了摇摆。摆角可达±60度。到当年10月13日止，共进行了8次试车，解决了发动机启动、氧化泵密封等关键问题。11月和12月，又先后两次通过了验收试车的考验。
（二）推力室头部方案的选择
发动机推力室是在高温、高压、变载荷的恶劣条件下工作的。东风五号发动机由于推力大、压力高，使推力室的工作环境更加恶劣，更容易产生高频燃烧不稳定。因此，选择性能良好、燃烧稳定的推力室头部是研制洲际导弹发动机的关键技术之一。当时，对于研制这样大推力的发动机尚无成熟的经验。为此，在预研型号5D61A推力室的研制基础上，又充分借鉴了国内外的经验。经过论证，设计了多种结构状态的推力室头部，其中包括多种结构形式的直流式喷注器、离心式喷注器头部以及各种状态的用于抑制燃烧不稳定的隔板。燃烧试验采用了短喷管推力室，并借用了两套中程导弹发动机的涡轮泵来供应推进剂。采取这种方式，大大节省了时间，仅用半年时间就生产出了供第一批燃烧试验用的推力室。
1965年12月9日，东风五号单机发动机在101站B3试验台进行了首次燃烧试验，到1967年7月先后进行了16次燃烧试验。其中有3次脉冲试验，是鉴定燃烧稳定性的。根据燃烧试验结果，确定了双股自击直流式平板喷注器和带有再生冷却式隔板的头部，为东风五号发动机研制打下了可靠的基础。
（三）同轴立式涡轮泵的研制
洲际导弹发动机的涡轮泵是一个高温、高压、高转速、大流量、大功率的组件。由于第一级发动机采用泵前摇摆方案，涡轮泵必须随发动机一起摇摆，因此在发动机总体布局上整个涡轮泵组件靠泵腿安装在椎力室支架上。为适应总体布局的要求，涡轮泵设计采用同轴立式结构。从上至下，氧化剂泵、燃料泵、涡轮成一串排列。两泵间带有齿轮箱，其齿轮和伺服机构油泵齿轮相配合以提供伺服机构油泵的能源。这种同轴立式涡轮泵与以往型号同轴涡轮装置中的涡轮泵在结构上有很大差别，没有成熟的经验可供借鉴。但在涡轮泵设计及生产等各方面人员的努力下，仅用1年时间就研制出了第一台涡轮泵。
1966年7月，首次进行了涡轮泵联试。由于较早就开始了四氧化二氯泵汽油性能、诱导轮离心泵机组和高压泵壳体材料工艺及结构等课题的研究，获得了一定成果，因而使涡轮泵能有较高的汽蚀性能和效率。在整个研制过程中，相继攻克了涡轮泵爆炸、密封装置失灵、氧化剂泵诱导轮断裂、泵壳体破坏、涡轮转子掉叶片、轴承磨损等一系列关键问题，采用了端面密封、电解加工整体转子、二硫化铝干膜润滑齿轮等先进设计和工艺，使涡轮泵能在高负荷下长时间可靠工作。
（四）发动机减振与抗振的研究
东五发动机采用再生冷却隔板、特种直流式喷注器和小收缩比推力室后，有效地防止了发动机高频燃烧不稳定的发生。但在后来的研制过程中，燃烧室又出现了一个频率为800-1000赫兹的振动，它属于一次纵向振型，其激发机理是系统液体压力脉动与推力室声振相精合的结果。这种振动一旦激发，会导致发动机结构破坏和性能下降，严重威胁发动机的可靠工作。为此，在1975年开展了减振与抗振的研究。
减振研究从发动机系统和推力室两方面人手。在系统方面，起主导作用的是氧化剂主系统。通过在中国科学院物理研究所进行的水声试验，测得了氧化剂主系统压力波的存在及其相位。提出的解决方法是，在氧化剂主管路出口处装置了固定尺寸的节流因，有效地降低了压力脉动幅值。在推力室方面，对喷注器喷嘴的排列方案做了变动：在隔板两侧增加了大孔径喷嘴，用以增加流强，降低推力室的固有声振频率，提高隔板对横向振动抵抗的能力。这样就使发动机系统和推力室振动不易发生福合，从而起了减振的作用。在抗振方面，在发动机总体结构上，对易漏火、漏气、漏液的连接部位由法兰或球头连接改为焊接结构。在工艺上，采用了全位置自动脉冲员弧焊，焊缝成型好，结构强度高。采取减振与抗振相结合的措施，大大提高了发动机的工作可靠性。
（五）平台─计算机制导技术
为提高东风五号导弹的制导精度，控制系统在制导与控制专家黄纬禄和梁思礼领导下，经反复论证，1967年6月，12所（控制系统研究所）最终确定采用平台─计算机方案。这在我国导弹研制史上是第一次使用平台─计算机方案。平台─计算机制导技术是将惯性平台上测得的3个姿态角信号经过分解器分解和综合后送到弹上计算机，同时将测得的3个加速度信号送到弹上计算机，由计算机根据制导方程和导引方程进行制导计算，控制导弹飞行。平台─计算机方案能直接建立惯性基准，不需要坐标转换，同时制导方案比较简单，可以降低对弹上计算机的要求，在制导方程中不出现姿态角，所以也不需要高精度的模数转换或数字输出的传感器。此外，平台能改善加速度表和陀螺仪的动态环境，有利于提高器件的使用精度。当时由于我国惯性仪表的精度比较低，计算机技术也比较落后，所以提出这个方案要冒很大的风险。
弹上计算机是导弹制导系统中的重要设备。它具有实时计算制导程序、发出各级关机和俯仰程序等信号的功能。这台计算机开始由中国科学院156工程处研制，后由微电子研究所设计和生产。1965年6月，一院12所提出了弹载计算机研制要求和技术方案。8月，研制工作全面展开。根据当时集成电路的发展情况，中科院156工程处决定采用集成电路取代分立元件，以大幅度缩小设备体积。1967年11月，第一台全量型弹载数字计算机研制成功，用了1000多块薄膜组件。该计算机最初是按通用机设计的，由于整机太复杂和工艺不稳定，可靠性太差，无法上天。这给平台─计算机方案带来严重危机。梁思礼等经过研究，决定简化原来的显示制导方案，采用补偿原理推导出一套全新的简化关机制导方程。在关机方程中引入了时间补偿项，消除了关机时间变化对射程的影响，使方程不仅容易实现，而且对各种飞行干扰有良好的适应性。为了使导弹在标准弹道附近飞行，纵向引入了反映弹道倾角偏差的法向导引，横向引入了反映横向偏差的导引。这样可以用一个中等速度、小容量的增量式计算机代替以前的全量式计算机。虽然方法误差略有增加，但惯性器件的工具误差是大头，对总的精度并无显著的影响。这样使计算机的运算工作量大为简化，使计算机的集成电路减少了三分之一，可靠性大大增加。与此同时，156工程处还研制出NMOS单块集成电路，工艺上也有很大改进，可靠性有很大提高，终于在60年代末研制出第一台全部采用国产集成电路的弹上微型计算机。
东风五号上采用的平台是以气浮技术为基础的三轴静压气浮陀螺稳定平台系统。它是利用3个静压气浮单自由度陀螺仪和相应的稳定回路来稳定平台的3个正交轴。而在平台台体上，纵向和法向各安装一块静压气浮陀螺加速度表，横向安装一块气浮摆式加速度表，以便测量3个方向的加速度。在平台的三个轴端，各安装一个测量导弹姿态角的传感器。平台给加速度表提供一个较稳定的环境，并将它们稳定在惯性空间。
1965年7月，一院13所(惯性器件研究所)开始研制气浮平台。13所为研制造一系统，先后解决了平台减震、抗干扰、压力保持和加工精度等问题，还改进了电路设计，减弱了干扰信号，解决了干扰造成的平台功能和精度降低问题。陀螺稳定平台的台体，是平台系统各主要器件的安装基准，因而对其加工精度提出了极为严格的要求。惯性器件生产厂在台体加工基准的选择和转换、精密铣削加工工艺和台体热处理规范等方面，研究制定了先进合理的工艺流程与技术措施，保证了精度指标和稳定性要求。
在研制平台过程中，干扰问题是比较难于解决的技术问题。通过实验分析，改进了电路设计，衰减了干扰信号的强度，从而提高了抗干扰能力。采用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，提高了仪表的精度和可靠性。通过设计既有较好的线隔振能力，又有较高的角强度的减振器，改善了仪表在平台上的振动环境条件。通过综合采取上述措施，提高了平台各部件的性能和质量，为平台─计算机制导方案的成功创造了条件。
（六）控制系统
东风一号至东风四号导弹都是用燃气舵来产生控制力，但东风五号由于采用地下井热发射不能加尾翼，因此静不稳定度大，难以控制。东风五号第一次采用摇摆发动机进行推力矢量控制，这又带来了新的“狗尾巴效应”难题。所谓的“狗尾巴效应”就像一只狗摇尾巴，弹体就是狗身体，摇摆发动机就像狗摇动着的尾巴。由于发动机(狗尾巴)有相当大的质量，它一摇产生的惯量可以把弹体(狗身)带动也摆起来。如果形成正反馈，则会愈摆愈大，使整个弹体产生不稳甚至折断，影响正常飞行。另一难题是地下井的内径井口不能太大。井壁离导弹壳体只有几十厘米，而井深却有几十米。导弹在飞离井口以前如果有较大的姿态角度则有碰到并壁产生爆炸使弹井俱毁的危险。为此研制了自动零位调整系统，以减小姿态控制系统的偏差。东风五号弹体直径比以往型号加大不少，使推进剂在贮箱中的晃动频率降低很多。在设计稳定系统时既要考虑弹体弹性振动，又要考虑推进剂晃动的频率耦合。由于这一型号首次采用多项新技术，使姿态稳定设计受到极苛刻而又互相矛盾的参数的限制，设计难度是空前的。12所的科研人员经过精心设计，解决了以上种种难题，以后经过飞行试验检验稳定可靠。
东风五号制导系统为了减小射程偏差，在姿态控制系统的俯仰和偏航回路中加入了导引信号，并对弹体姿态角偏差提出了较高的要求。所有这些都给姿态控制系统设计带来了很多关键问题。为此，在姿态控制系统中采用加速度表和速率陀螺控制回路，并适当选择加速度表和速率陀螺的安装位置，以稳定弹体的弹性振动；适当选择有源高阶校正网络参数和交增益变网络的方法，提高了控制系统的适应性；通过对大导引量的稳定设计，保证了导弹横向散布的精度。
1969年2月，东风五号控制系统的模样开始进行综合试验。1970年2月，控制系统初样开始进行综合试验。第一枚遥测弹的控制系统于8月开始进行综合试验；9月完成实物仿真试验，验证了姿态控制系统设计方案的正确性。尔后又进行了控制、遥测、外测、安全等系统的综合匹配试验，瞄准方案的试验，耗尽关机电路试验，平台弹上供气系统试验和七管连接器的脱落试验等。
（七）伺服机构
伺服机构是导弹姿态控制系统的执行机构。其功能是将来自控制系统的电指令信号转换成大功率的液压力来摆动发动机，从而改变发动机的推力方向，产生作用于弹体的控制力矩，使导弹按预定轨道稳定飞行。东风五号采用了电控液压式伺服机构控制发动机角位移，其特点是功率大、精度高、响应快。一、二级伺服机构的初样产品分别于1969年9月和11月研制成功。
一级伺服机构利用了飞机液压元件，将几个大组件并成一体，形成整体式电控液压伺服机构，结构合理、紧凑，输出功率大，又能避免外界干扰。且外场使用维护设备少，测试、安装、使用都很方便。在伺服机构研制过程中，新研制了双喷嘴电液伺服阀，提高了整体动静态性能指标，又解决了原单喷嘴伺服阀温漂大、滞环宽、工艺性差和合格率低等问题。伺服机构在高温、低温、高压和高速旋转恶劣环境下工作，出现漏油、漏气、漏电现象，通称“三漏”。解决三漏曾是一大难题。为此，组成以设计人员为主导的三结合攻关小组，查找原因，分析问题，突破技术关键。最后，采取修改绝缘结构，更换绝缘材料，改进工艺方法，加强质量检验，防止多余物等措施，解决了漏电问题；采取改进密封圈的结构形式、更换胶料、改善轴封结构及加强密封槽的加工质量检验和一系列质量管理措施，使漏油、漏气等问题得到了根本的解决。
二级伺服机构的性能特点是响应速度快、位置精度高、最大输出角度的集成油路。但在使用过程中，同样存在密封问题，对此也都采取了相应措施加以解决。在研制后期，用双喷嘴伺服阀取代了单喷嘴阎，消除了整机在低液压条件下失控大摆动、零位漂移大及湿式力矩马达污染等问题，提高了零位稳定性和动静态性能。