空射誘餌對抗單脈沖雷達(dá)制導(dǎo)導(dǎo)彈效能評(píng)估

周 沖，許家棟，石 帥，張 彬，趙 耀

（西北工業(yè)大學(xué) 電子信息學(xué)院，陜西 西安 710129）

現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，在復(fù)雜電磁環(huán)境背景下，空戰(zhàn)更加依賴于先進(jìn)的電子戰(zhàn)技術(shù)。新一代的空空導(dǎo)彈具有超視距攻擊、發(fā)射后不管的能力，并采用單脈沖雷達(dá)跟蹤和脈沖多普勒末制導(dǎo)體制。在戰(zhàn)斗中，空空導(dǎo)彈的單脈沖多普勒雷達(dá)偵測敵方雷達(dá)回波信號(hào)，并通過比較單脈沖雷達(dá)合、差信號(hào)多普勒頻譜的振幅或相位，以實(shí)現(xiàn)對敵方飛機(jī)的跟蹤[1]。為了避免空空導(dǎo)彈的攻擊，作戰(zhàn)飛機(jī)上裝有雷達(dá)告警接收機(jī)，一旦告警雷達(dá)接收機(jī)檢測到空空導(dǎo)彈的雷達(dá)信號(hào)，它會(huì)立即提示駕駛員對威脅做出干擾，從而達(dá)到保護(hù)自己的目的。

空射有源誘餌作為平臺(tái)外電子戰(zhàn)對抗裝備是有源干擾的一種有效方案，具有低成本，模塊化，可編程的特點(diǎn)[2]?？丈溆性凑T餌通過模擬戰(zhàn)斗機(jī)或轟炸機(jī)的雷達(dá)回波信號(hào)，精確地再現(xiàn)載機(jī)的飛行剖面和目標(biāo)特性，使得雷達(dá)跟蹤系統(tǒng)不能通過雷達(dá)回波特性和運(yùn)動(dòng)特性區(qū)分載機(jī)和誘餌，形成對單脈沖雷達(dá)導(dǎo)引頭的有效干擾，從而保護(hù)載機(jī)免受攻擊，提高載機(jī)戰(zhàn)場生存率。本文通過對空射有源誘餌及迎頭來襲的空空導(dǎo)彈進(jìn)行數(shù)學(xué)建模和仿真，定量的分析了空射有源誘餌的干擾能力，并指出了有源空射誘餌應(yīng)當(dāng)采取的戰(zhàn)術(shù)措施，以提高誘餌的作戰(zhàn)效能。

1 空射有源誘餌作戰(zhàn)效能的定義

空射有源誘餌的作戰(zhàn)使命是裝備于機(jī)載平臺(tái)，在受到來襲導(dǎo)彈攻擊時(shí)，完成干擾誘偏來襲導(dǎo)彈導(dǎo)引雷達(dá)，達(dá)到保護(hù)載機(jī)的任務(wù)?？丈溆性凑T餌的作戰(zhàn)效能應(yīng)定義為：誘餌彈在規(guī)定作戰(zhàn)條件下實(shí)施作戰(zhàn)指令，考慮誘餌彈接收與發(fā)射天線輻射特性，敵火力威脅，載機(jī)、誘餌及導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性能、航線航速、誘餌彈數(shù)量及電磁環(huán)境影響因素，完成規(guī)定作戰(zhàn)任務(wù)的能力和度量，是對空射有源誘餌綜合戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)的綜合度量[3]。換言之，空射有源誘餌的作戰(zhàn)效能是空射有源誘餌的發(fā)射功率、輻射方向性、發(fā)射數(shù)量和飛行剖面等主要作戰(zhàn)性能指標(biāo)的函數(shù)。建立空射有源誘餌作戰(zhàn)效能評(píng)估模型最關(guān)鍵的問題就是如何結(jié)合來襲導(dǎo)彈、載機(jī)平臺(tái)和誘餌的戰(zhàn)術(shù)特點(diǎn)，建立一個(gè)真實(shí)有效的綜合表征誘餌作戰(zhàn)能力的基本模型及其子模型。

2 空射有源誘餌模型

空射有源誘餌主要由雷達(dá)信號(hào)接收天線、威脅信號(hào)接收處理系統(tǒng)、電子對抗波形發(fā)生器、放大器和發(fā)射天線組成[4]，其組成框圖如圖1所示。

圖1 空射有源誘餌基本結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure diagram of the active air-launched decoy

接收天線對截獲的信號(hào)進(jìn)行威脅信號(hào)識(shí)別以及方位的測量，引導(dǎo)干擾設(shè)備盡快地截獲威脅信號(hào)，通過電子對抗波形發(fā)生器產(chǎn)生最佳的干擾樣式，經(jīng)放大器放大后由發(fā)射天線發(fā)射出去。

3 導(dǎo)彈制導(dǎo)模型

本文仿真采用的比例引導(dǎo)的制導(dǎo)模型[5]。所謂比例引導(dǎo)，是導(dǎo)彈在跟蹤目標(biāo)的過程中，其速度矢量的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度與導(dǎo)彈到目標(biāo)的視向矢量的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度成正比，那么第k+1時(shí)刻導(dǎo)彈的速度矢量轉(zhuǎn)角可從下列方程求得：

其中

式中，θv(k)和φv(k)分別為導(dǎo)彈到目標(biāo)在第k時(shí)刻視向矢量的方位角和俯仰角，和分別為 θv(k)和 φv(k)的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，T為雷達(dá)脈沖周期。若設(shè)定比例引導(dǎo)系數(shù)為K，則導(dǎo)彈的速度矢量轉(zhuǎn)動(dòng)角速度˙ 和即可求得。

在第k時(shí)刻，導(dǎo)彈的方位角和俯仰角方向法向加速度aa(k)和aq(k)為：

當(dāng)導(dǎo)彈法向加速度超過其最大過載時(shí)，其法向加速度等于最大過載。仿真流程如圖2所示。

圖2 比例導(dǎo)引法仿真流程圖Fig.2 Simulation flowchart proportional navigation law

4 誘餌彈回波信號(hào)的產(chǎn)生

由于飛機(jī)飛行時(shí)姿態(tài)變化及背景等因素的影響，其RCS動(dòng)態(tài)測量數(shù)據(jù)呈現(xiàn)出劇烈的起伏。而誘餌彈的回波信號(hào)是由電子對抗波形發(fā)生器產(chǎn)生，盡量真實(shí)的反應(yīng)載機(jī)的RCS信號(hào)特征將對提高誘餌彈誘偏成功率起到重要作用。

本文仿真中采用某型號(hào)載機(jī)真實(shí)RCS測量數(shù)據(jù)用于模擬載機(jī)的回波信號(hào)。通過對載機(jī)RCS的離散數(shù)據(jù)進(jìn)行分段FFT處理，得到各時(shí)間段載機(jī)RCS的頻域特征，然后對若干段時(shí)間內(nèi)的頻域特征再次做FFT處理，以此來模擬載機(jī)RCS的慢起伏特性。最后將變換結(jié)果匯總分析并進(jìn)行FFT反變換得到時(shí)域RCS信號(hào)作為誘餌彈的模擬RCS信號(hào)。載機(jī)信號(hào)與誘餌彈模擬信號(hào)對比如圖3所示。

圖3 載機(jī)信號(hào)與誘餌彈模擬信號(hào)對比Fig.3 Contrast of the analog signal between the decoy and aircraft carrier

現(xiàn)實(shí)中，誘餌彈的接收天線與發(fā)射天線不可能是理想的全向天線，設(shè)計(jì)要求發(fā)射天線與接收天線至少要有±60°的半功率波瓣寬度。本文仿真中考慮到由于作戰(zhàn)時(shí)誘餌彈與空空導(dǎo)彈相對姿態(tài)的變化，導(dǎo)致誘餌彈有效RCS隨誘餌彈天頂方向角度變化，仿真中采用實(shí)物接收與發(fā)射天線實(shí)物樣機(jī)的輻射方向數(shù)據(jù)合成誘餌彈的輻射方向數(shù)據(jù)，根據(jù)誘餌彈到導(dǎo)彈的視向角從誘餌彈輻射方向數(shù)據(jù)中讀取天線總增益用以模擬誘餌彈RCS在角度上的變化。

5 誘餌干擾對抗過程

在迎頭打擊情況下，載機(jī)被來襲導(dǎo)彈單脈沖雷達(dá)鎖定后釋放誘餌彈。初始時(shí)刻載機(jī)和誘餌彈均處于導(dǎo)彈的距離波門內(nèi)，且導(dǎo)彈對載機(jī)和誘餌彈的視向角幾乎相同，因此導(dǎo)彈無法分辨真目標(biāo)和誘餌，將跟蹤載機(jī)和誘餌彈的能量重心。本文假設(shè)空空導(dǎo)彈有效毀傷半徑為30 m，當(dāng)空空導(dǎo)彈與載機(jī)距離小于30 m時(shí)即可認(rèn)為命中目標(biāo)，本次仿真終止。隨著載機(jī)和誘餌的既定機(jī)動(dòng)方案飛行，一段時(shí)間后將出現(xiàn)以下情況：

1)載機(jī)脫離導(dǎo)彈的距離波門或者探測角，導(dǎo)彈鎖定誘餌彈，最終命中誘餌彈或者脫靶。

2)誘餌彈脫離導(dǎo)彈的距離波門或者探測角，導(dǎo)彈鎖定載機(jī)，并最終命中載機(jī)或者脫靶。

誘餌干擾對抗過程應(yīng)確定以下幾個(gè)參數(shù)：

1)誘餌彈RCS的確定。初始階段誘餌彈RCS與載機(jī)RCS之比設(shè)定為1，使得空空導(dǎo)彈不能通過RCS的突變識(shí)別假目標(biāo)，隨后短時(shí)間內(nèi)誘餌彈RCS提升至預(yù)設(shè)值。

2)誘餌的正常巡航速度（302 m/s）略快于載機(jī)（272 m/s），飛行剖面與載機(jī)大致相同。釋放初始階段誘餌彈與載機(jī)速度相同，隨后短時(shí)間內(nèi)加速至正常巡航速度。

3)誘餌彈與載機(jī)既定機(jī)動(dòng)方案。載機(jī)告警機(jī)在與空空導(dǎo)彈相距20 km時(shí)發(fā)出鎖定告警，仿真時(shí)間約為20 s。載機(jī)在第3 s釋放誘餌彈，誘餌彈與載機(jī)按照既定剖面飛行：發(fā)射1枚誘餌彈時(shí)①誘餌彈平飛不機(jī)動(dòng)，載機(jī)做最大載荷側(cè)向機(jī)動(dòng);②載機(jī)做最大載荷側(cè)向機(jī)動(dòng)，誘餌彈做反向同載荷機(jī)動(dòng)；發(fā)射2枚誘餌彈時(shí)③載機(jī)做最大載荷側(cè)向機(jī)動(dòng)，誘餌彈1不機(jī)動(dòng)，誘餌彈2做與載機(jī)反向同載荷機(jī)動(dòng)。

本文采用蒙特卡羅法對空空導(dǎo)彈脫靶概率進(jìn)行仿真[6]。通過仿真結(jié)果對比，當(dāng)仿真次數(shù)達(dá)到為200次時(shí)仿真結(jié)果基本穩(wěn)定，能夠反映出該系統(tǒng)下誘餌彈誘偏空空導(dǎo)彈使其脫靶的情況[7]，因此仿真次數(shù)選為200次。仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 3種情況下空空導(dǎo)彈的脫靶概率Fig.4 The off-target probability of the air to air missiles under these three cases

6 結(jié)論

本文通過仿真分析發(fā)現(xiàn)，空射有源誘餌的誘偏效果與誘餌的輻射功率（RCS）、投放個(gè)數(shù)有這密切的關(guān)系：誘餌彈輻射功率越大，干擾效果越好，但受其功率放大器飽和限制，發(fā)射功率應(yīng)在合理范圍內(nèi)取最大值；釋放誘餌后，載機(jī)與誘餌彈飛行剖面對誘偏成功率的影響至關(guān)重要，應(yīng)在短時(shí)間內(nèi)增大空空導(dǎo)彈視向的誘餌彈和載機(jī)角度以增大角閃爍，有效提高誘偏成功率；增加釋放誘餌彈個(gè)數(shù)同樣可以有效提高誘餌彈對空空導(dǎo)彈的誘偏成功率，但是考慮到載機(jī)載彈容量有限，應(yīng)首先考慮優(yōu)化誘餌彈與載機(jī)的飛行剖面。

[1]任淼,王秀萍.國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J].航空兵器,2013(5):12-17.REN Miao,WANG Xiu-ping.Research on foreign air-to-air missiles development[J].Aero Weaponry,2013(5):12-17.

[2]孫德海.國外電子戰(zhàn)發(fā)展綜述及對我國電子戰(zhàn)研究的思考[J].艦船電子對抗,2003,26(1):84-86.SUN De-hai.Review of the development of electronic warfare in foreign countries and research on electronic warfare in China[J].Shipboard Electronic Countermeasure,2003,26(1):84-86.

[3]宋貴寶,吉禮超,劉冬.防空導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)綜合效能評(píng)估指標(biāo)體系研究[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2009(5):43-47.SONG Gui-bao,JI Li-chao,LIU Dong.Research on comprehensive effectiveness evaluation criteria system of guidance and control system of anti-aircraft missile[J].Tactical Missile Technology,2009(5):43-47.

[4]張凱,郭陳江,丁君,等.自由飛行式雷達(dá)誘餌分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2006,26(2):984-986.ZHANG Kai,GUO Chen-jiang,DING Jun,et al.Analysis of free-flight radar decoys[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2006,26(2):984-986.

[5]張友安,馬培蓓.帶有攻擊角度和攻擊時(shí)間控制的三維制導(dǎo)[J].航空學(xué)報(bào),2008,29(4):1020-1026.ZHANG You-an,MA Pei-bei.Three-dimensional guidance law with impact angle and impact time constraints[J].Acta Aeronautica ET Astronautica Sinica,2006,29(2):1020-1026.

[6]富立,范躍祖,朱士青,等.空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)系統(tǒng)蒙特卡羅仿真研究[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào),2002,20(4):559-562.FU Li,FAN Yao-zu,ZHU Shi-qing,et al.Monte Carlo simulation of midcourse guidance system for medium-range air-to-air missiles[J].Journal of Northwestern Polytechnical University,2002,20(4):559-562.

[7]宋晶晶，趙洪波，孫德，等.高壓大流量氫氣穩(wěn)壓技術(shù)在試驗(yàn)中的研究與應(yīng)用[J].火箭推進(jìn)，2011（4）：64-70.SONG Jing-jing,ZHAO Hong-bo,SUN De,et al.Application of steady pressure technology of high-pressure large-flow hydrogen in test[J].Journal of Rocket Propulsion,2011（4）：64-70.