助推滑翔導(dǎo)彈突防對(duì)區(qū)域反導(dǎo)雷達(dá)威脅分析

羅 冰

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第38研究所，合肥 230031)

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助推滑翔導(dǎo)彈突防對(duì)區(qū)域反導(dǎo)雷達(dá)威脅分析

羅 冰

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第38研究所，合肥 230031)

在考察助推滑翔導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和突防區(qū)域的基礎(chǔ)上，總結(jié)分析了其臨近空間高速運(yùn)動(dòng)形成的等離子隱身問(wèn)題，指出消除隱身威脅可采取的方法途徑。并進(jìn)一步探討了助推滑翔導(dǎo)彈兼具彈道導(dǎo)彈和巡航導(dǎo)彈高速高機(jī)動(dòng)的特點(diǎn)，以及在臨近空間突防路徑條件下的反搜索和跟蹤的比較優(yōu)勢(shì)，并舉例說(shuō)明多功能反導(dǎo)雷達(dá)在面臨其威脅時(shí)需要面臨的問(wèn)題和對(duì)策。

助推滑翔導(dǎo)彈；反導(dǎo)；隱身；跟蹤；搜索

0 引 言

隨著具有高速突防能力的戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈體系及技術(shù)的普遍戰(zhàn)術(shù)化、高機(jī)動(dòng)化，出現(xiàn)大量強(qiáng)突防的中長(zhǎng)程導(dǎo)彈，在此形勢(shì)下，也加速了雷達(dá)對(duì)反導(dǎo)能力的需求。比如：基于相控陣多功能技術(shù)，將防空與反導(dǎo)功能一體化、具備高機(jī)動(dòng)前沿部署、戰(zhàn)略與戰(zhàn)術(shù)能力兼具的雷達(dá)也就越來(lái)越受到親睞。多數(shù)反導(dǎo)多功能雷達(dá)是陸海部署，視野有限，資源入不敷出，在反導(dǎo)功能上都存在相同或相似的弱點(diǎn)，特別是對(duì)于高速、低空和機(jī)動(dòng)彈道的導(dǎo)彈往往會(huì)出現(xiàn)預(yù)警探測(cè)距離不夠、捕獲概率不足的問(wèn)題。

目前多數(shù)文獻(xiàn)主要針對(duì)具有準(zhǔn)拋物線的彈道導(dǎo)彈和低空巡航導(dǎo)彈攔截問(wèn)題進(jìn)行分析。彈道導(dǎo)彈突防速度高但軌道可預(yù)測(cè)性較好，往往采用預(yù)警引導(dǎo)和高精度跟蹤的多級(jí)防御方式[1]；巡航導(dǎo)彈一般采用低空突防方式但速度多為音速以下，相當(dāng)于低空突防的小飛機(jī)，一般強(qiáng)調(diào)升空預(yù)警和雷達(dá)下視雜波探測(cè)能力[2]。

一直以來(lái)國(guó)內(nèi)外在加速研究和部署兼具彈道導(dǎo)彈高速性能和飛航導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性能的“助推滑翔”導(dǎo)彈和飛行器。助推滑翔導(dǎo)彈或飛行器兼具彈道導(dǎo)彈高速突防能力和飛航導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)變軌能力的特點(diǎn)，并且其突防方式往往會(huì)給許多雷達(dá)的反導(dǎo)能力制造了較大威脅，有必要對(duì)這種導(dǎo)彈的攔截和預(yù)警過(guò)程中可能出現(xiàn)的問(wèn)題進(jìn)行分析，探討其威脅所在。

1 助推滑翔導(dǎo)彈(飛行器)簡(jiǎn)介

1933年，德國(guó)科學(xué)家Eugene Sanger首先提出了助推-滑翔式彈道的概念，20世紀(jì)40年代末，錢學(xué)森教授也提出了一種助推-滑翔式彈道，后來(lái)被人們稱為“錢學(xué)森彈道”，其前段采用彈道式彈道，后段為滑翔彈道。助推-滑翔式彈道確實(shí)沉寂過(guò)一段時(shí)間，但近些年成為研究熱點(diǎn)，得到國(guó)內(nèi)外廣泛關(guān)注。國(guó)外的相關(guān)研究已經(jīng)進(jìn)入飛行試驗(yàn)和部署階段，二戰(zhàn)后，美國(guó)就開始了助推-滑翔飛行器的研究，比較富有代表性的計(jì)劃包括BOMI、Dyna-Soar、AlphaDraco、BGRV、HGV、CAV等，其中比較著名的是CAV，可以攻擊15 000 km以外的目標(biāo)，比如X-43A已經(jīng)達(dá)到10 Ma的速度，2010年5月26日，X-51A首次進(jìn)行了高超聲速動(dòng)力飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)時(shí)間接近3.5 min，最高速度達(dá)5 Ma；俄羅斯的“白楊”高機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈也可以在外大氣層變軌，也可在大氣層內(nèi)多次機(jī)動(dòng)變軌，突破防御系統(tǒng)；國(guó)內(nèi)也有很多專家在開展相關(guān)研究，且有了很多論證方案，并在核心技術(shù)方面有不斷的突破。助推-滑翔導(dǎo)彈由助推器和滑翔飛行器組成，一般采用運(yùn)載火箭或運(yùn)輸機(jī)等作為運(yùn)載和助推器，滑翔飛行器采用高升阻比氣動(dòng)外形，所謂助推-滑翔式彈道，其核心特點(diǎn)，就是在助推段利用運(yùn)載火箭加速爬升，在滑翔段，利用導(dǎo)彈的氣動(dòng)外形，可以依靠氣動(dòng)升力實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離的滑翔式飛行。運(yùn)載火箭助推-滑翔式導(dǎo)彈，將身兼彈道導(dǎo)彈和飛航導(dǎo)彈的特點(diǎn)，導(dǎo)彈射程遠(yuǎn)，飛行速度大，在增大射程與提高生存能力方面跟常規(guī)彈道相比具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。在超聲速或高超聲速飛行條件下，可實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離快速打擊，且滑翔段彈道可為跳躍式或S形，有高機(jī)動(dòng)性的特點(diǎn)，能有效突破導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的攔截，軍事用途十分突出[3-5]。其參考彈道示意圖如圖1所示。

圖1 地基助推滑翔導(dǎo)彈(飛行器)飛行軌跡示意圖

助推滑翔導(dǎo)彈的發(fā)射角、關(guān)機(jī)點(diǎn)、主動(dòng)段行程的參數(shù)確定需要根據(jù)射程決定，并根據(jù)機(jī)動(dòng)能力要求進(jìn)行優(yōu)化[6]。無(wú)論是助推滑翔導(dǎo)彈或是所謂超高音速飛行器，其基本飛行特點(diǎn)歸結(jié)如下：

(1) 采用火箭或其他運(yùn)載工具助推，短時(shí)間內(nèi)將導(dǎo)彈或飛行器加速到超高聲速以上，比如大于18 Ma或更高(計(jì)入再入速度)，整個(gè)飛行階段可以維持在不低于3～5 Ma以上的速度。屬于高音速或超高音速目標(biāo)。

(2) 臨近空間是其主要突防飛行區(qū)間(20～100 km)，即在飛行中段(包括：自由飛行階段，再入滑翔或補(bǔ)充動(dòng)力飛行階段)；再入滑翔階段也可能因跳躍彈道而短時(shí)間超出臨近空間高度。

(3) 飛行軌跡的基本特點(diǎn)是：助推段和自由飛行段主要在外空間以彈道導(dǎo)彈的準(zhǔn)拋物線軌跡飛行，再入滑翔段則類似飛航導(dǎo)彈基本水平或跳躍滑翔，特別在再入飛行段，利用氣動(dòng)特性可以在一定范圍內(nèi)變動(dòng)軌跡，彈道具有不可預(yù)測(cè)性。

以上幾個(gè)基本特點(diǎn)，將為雷達(dá)反導(dǎo)功能帶來(lái)一系列威脅：

首先，高速?gòu)楊^或飛行器在臨近空間將產(chǎn)生等離子鞘套和拖尾，從而影響照射目標(biāo)雷達(dá)截面(RCS)，嚴(yán)重情況會(huì)形成隱身，導(dǎo)致雷達(dá)失去目標(biāo)。

其次，飛行器往往以高超聲速機(jī)動(dòng)飛行在近空間，突防區(qū)域基本在雷達(dá)的遠(yuǎn)距離低仰角區(qū)，將影響雷達(dá)搜索跟蹤效率，需要分析其影響。

2 等離子鞘套對(duì)雷達(dá)目標(biāo)RCS影響分析及對(duì)策

高速近空間飛行器以大約≥5～25 Ma的速度在近空間飛行時(shí)，與周圍的空氣劇烈摩擦并對(duì)空氣產(chǎn)生壓縮，使飛行器周圍的空氣溫度急劇上升(一般情況下：速度為6 Ma時(shí)，飛行器的表面溫度會(huì)超過(guò)1 500℃；速度為8 Ma時(shí)，飛行器的表面溫度會(huì)超過(guò)3 000℃)，致使空氣和被燒蝕的材料均發(fā)生電離，從而在飛行器四周形成高溫等離子體，稱之為“等離子鞘(套)”。等離子體和電磁波發(fā)生相互作用，會(huì)引起電磁波傳輸衰減、天線的阻抗失配、方向圖畸變、輻射效率下降甚至被擊穿，從而影響飛行器無(wú)線通信嚴(yán)重失效，甚至完全中斷，這就是所謂 “黑障”現(xiàn)象；當(dāng)然，同樣也會(huì)影響其RCS，可能導(dǎo)致RCS大幅度下降以至丟失目標(biāo)，這也可稱為等離子“隱身”。

臨近空間飛行器產(chǎn)生等離子鞘及尾流是一個(gè)復(fù)雜的物理、化學(xué)、熱力學(xué)、氣動(dòng)力學(xué)過(guò)程，非線性特征十分突出，分析方法和手段目前并不完善，往往通過(guò)試驗(yàn)結(jié)合算法分析驗(yàn)證數(shù)據(jù)。但基本作用機(jī)理是清晰的：電磁波進(jìn)入等離子體時(shí)，帶正電荷的離子和帶負(fù)電荷的自由電子，在電磁場(chǎng)的作用下運(yùn)動(dòng)，電磁波把能量傳遞給帶電粒子。運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，帶電粒子不斷與中性離子發(fā)生碰撞，碰撞過(guò)程中把能量傳遞給中性粒子，結(jié)果電磁波的功率受到衰減,這種衰減稱為吸收衰減。吸收衰減隨等離子體厚度增加而變大。因?yàn)楦鞣N因素，等離子體不可能是均勻的，電磁波在等離子體的分界面處會(huì)發(fā)生反射，形成反射衰減。等離子體中電磁波的衰減主要是這2種，其中，吸收衰減是“黑障”或“隱身”形成的主要原因。

電磁分析上一般把等離子體看作一種系數(shù)動(dòng)態(tài)變化的介質(zhì)。不妨以非磁化均勻等離子體衰減特性為例做一個(gè)簡(jiǎn)單的定性分析。

等離子體中電磁波數(shù)：

(1)

式中：k0=ω/c為真空波數(shù);c=3×108m/s,為真空光速;β和α分別為等離子體中電磁波的相位常數(shù)和衰減常數(shù);εr為非磁化等離子體相對(duì)介電常數(shù)：

(2)

式中：ω為電磁波角頻率;ven為等離子體碰撞頻率(一般是電子密度和溫度的函數(shù));ωp為等離子頻率,并有：

式中：ne和ni分別為等離子體電子密度和離子密度，且ne=ni;ε0=8.85×10-12F/m,為真空介電常數(shù);me=9.11×10-31kg,為電子質(zhì)量;mi=1.67×10-27kg,為離子質(zhì)量;e=1.6×10-19C,為電子電量。

最后可以算得(以α為例，β代入影響參數(shù)相同)：

電磁波在上述的等離子(均勻非磁化)內(nèi)傳播單位距離時(shí)，衰減率理論值為(單程)：

A=abs(10lge-2αd)≈8．68α(dB/m)

可以從衰減常數(shù)α對(duì)飛行器周圍等離子體鞘套中的電磁波衰減量進(jìn)行簡(jiǎn)單的估算，從而評(píng)估等離子體對(duì)電波的電磁屏蔽或目標(biāo)反射吸收的效果。從公式不難發(fā)現(xiàn)，影響等離子體對(duì)電波衰減的內(nèi)在因素是：電子密度、碰撞頻率、電磁波頻率。電子密度、碰撞頻率與空氣(嚴(yán)格說(shuō)包括燒氣混合物)密度和溫度相關(guān)聯(lián)。至于產(chǎn)生等離子體的外在因素則是：產(chǎn)生電離的溫度和壓力。

試驗(yàn)觀察和理論分析證明臨近空間飛行器等離子鞘有如下規(guī)律[7-8]：

(1) 等離體黑障或隱身往往只能發(fā)生在100～20km的臨近空間高度。更高空間空氣稀薄，ne和ven都很小，故ω?ωp，ω?ven，則有α→0；更低空間空氣密度大，ven很大，一般有ven?ωp，ven?ω，則α→0。

(2) 等離體對(duì)電磁波呈現(xiàn)高通趨勢(shì)頻率特性，同等條件下頻率越高衰減越小，臨界頻率是碰撞頻率ven。在實(shí)際應(yīng)用中，等離子體應(yīng)當(dāng)處于高碰撞頻率的狀態(tài)，這在大氣壓非平衡等離子體中一般能滿足要求。臨近空間飛行體一般再入速度≥5 Ma，典型截止頻率大約在1～9 GHz左右，會(huì)因運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和空間位置情況的不同而有變化。

(3) 相同角度入射的電磁波在碰撞頻率高的等離子體中入射深度大，吸收衰減大。相對(duì)于低碰撞頻率，高碰撞頻率等離子體對(duì)低頻率的電磁波的衰減能力較低，對(duì)高頻率的電磁波衰減能力較高。即所謂的“諧振吸收”優(yōu)先原則。

(4) 同等條件下，厚度越厚，對(duì)電波的衰減越大?，F(xiàn)有飛行器典型再入速度條件下，等離子體鞘厚度大約10～20 cm左右。

(5) 彈頭再入速度越高，彈頭溫度壓力越高，等離子對(duì)電磁波的影響程度越嚴(yán)重，時(shí)間越長(zhǎng)。

綜合來(lái)說(shuō)，飛行器出現(xiàn)無(wú)線中斷或隱身的高度一般在100～20 km之間。飛行器無(wú)線中斷或隱身的高度、時(shí)間與飛行器外形、攻角、表面材料、再入速度、飛行高度、工作頻率、發(fā)射機(jī)功率、接收機(jī)靈敏度等因素有關(guān)。

雷達(dá)隱身的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和理論分析則指出等離子鞘對(duì)RCS影響解釋如下[9-10]：

(1) 飛行器等離子體尾流的強(qiáng)體散射和弱面散射的方式轉(zhuǎn)換(同樣與速度、溫度和氣流狀態(tài)關(guān)聯(lián))。

(2) 飛行器包覆等離子體折射和吸收隱身。

(3) 對(duì)于L、S、C等頻段，飛行器本體RCS降低，尾跡也偏小。

(4) 在頻率比較低的頻段，尾跡RCS有可能大于飛行器本體RCS，因而可以考慮利用低頻段雷達(dá)，例如P波段或頻率更低的超視距雷達(dá)，對(duì)其進(jìn)行探測(cè)。

鑒于以上分析，針對(duì)助推滑翔導(dǎo)彈在臨近空間RCS不確定性的探測(cè)可采用如下應(yīng)對(duì)措施：

(1) 選用高頻雷達(dá)做探測(cè)跟蹤，比如X波段或更高；

(2) 針對(duì)等離子體尾流，選用較低頻率的進(jìn)行探測(cè)跟蹤，比如P波段或更低；

(3) 避開容易黑障的頻率，比如：L、S、C波段；

(4) 部署多頻段雷達(dá)組網(wǎng)或雙多基地雷達(dá)；

(5) 提高雷達(dá)功率孔徑能力；

3 助推滑翔導(dǎo)彈臨近空間突防對(duì)區(qū)域反導(dǎo)雷達(dá)搜索和跟蹤能力的影響

為便于分析，假設(shè)導(dǎo)彈隱身的威脅不存在，助推滑翔導(dǎo)彈仍然具有高速和機(jī)動(dòng)變軌的威脅能力。并結(jié)合具體對(duì)比例子，分析高速機(jī)動(dòng)助推滑翔導(dǎo)彈對(duì)雷達(dá)截獲、機(jī)動(dòng)跟蹤能力的影響。

根據(jù)導(dǎo)彈防御的基本策略和區(qū)域防空多功能雷達(dá)在防御體系中的角色，區(qū)域防空多功能雷達(dá)作用距離一般在1 000 km的量級(jí)，這從SPY-1和TPY-2兩型典型雷達(dá)的公開指標(biāo)可以看出。對(duì)導(dǎo)彈等高速小RCS目標(biāo)的關(guān)鍵作用距離應(yīng)當(dāng)在500～200 km，因?yàn)榉磳?dǎo)指控系統(tǒng)需要足夠的反應(yīng)時(shí)間，根據(jù)愛(ài)國(guó)者、S-400等反導(dǎo)導(dǎo)彈的發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間判斷，實(shí)際需求應(yīng)當(dāng)在60～90 s以上的發(fā)現(xiàn)和準(zhǔn)備時(shí)間，極限條件下不能少于10 s。

3.1 對(duì)反導(dǎo)搜索截獲的影響分析

當(dāng)雷達(dá)工作于自主搜索的反導(dǎo)模式時(shí)，為在最大距離上發(fā)現(xiàn)導(dǎo)彈這類小目標(biāo)，多功能雷達(dá)多數(shù)發(fā)射針狀波束以獲取最大增益，這往往需要設(shè)置反導(dǎo)截獲屏[11]，針對(duì)巡航導(dǎo)彈超低空突防和高速?gòu)椀缹?dǎo)彈助推段速度相對(duì)慢且可獲得更多預(yù)警時(shí)間的特點(diǎn)和目的出發(fā)，反導(dǎo)截獲屏往往設(shè)置在低仰角區(qū)域。特別對(duì)于自主搜索來(lái)說(shuō)，數(shù)據(jù)率與目標(biāo)速度對(duì)性能結(jié)果影響比較大。助推滑翔導(dǎo)彈兼具高速和高機(jī)動(dòng)的優(yōu)點(diǎn)，因而先就速度與巡航導(dǎo)彈作對(duì)比分析。

反導(dǎo)搜索截獲時(shí)間原理計(jì)算公式如下：

(5)

式中：T為波束駐留時(shí)間；φ為SPY雷達(dá)方位覆蓋范圍；Δφ為波束寬度；η為波束掃描間隔，為簡(jiǎn)化分析這里取1。

以SPY-1為例，波束寬度為0.87°×0.87°，假設(shè)方位面覆蓋90°，遠(yuǎn)程工作模式重頻選100Hz，雷達(dá)在方位上設(shè)置一道截獲屏，在忽略波位切換時(shí)間影響的條件下可以計(jì)算出雷達(dá)刷屏一次消耗時(shí)間資源為1 030ms。

繼續(xù)假設(shè)助推滑翔導(dǎo)彈速度為3.4km/s(全程平均速度10Ma)，突防高度20km；巡航導(dǎo)彈飛行在亞音速并假設(shè)為0.3km/s(全程平均速度0.9Ma)，突防高度100m；SPY-1架高100m；則理論上的發(fā)現(xiàn)距離(僅僅考慮地球曲率的影響，不計(jì)距離和功率關(guān)聯(lián)因素)約為：助推滑翔導(dǎo)彈為620km，預(yù)警時(shí)間為182s；巡航導(dǎo)彈為82km，預(yù)警時(shí)間273s。相對(duì)于巡航導(dǎo)彈，助推滑翔導(dǎo)彈將可能縮短雷達(dá)的預(yù)警時(shí)間約30%。

圖2 導(dǎo)彈穿越截屏示意圖

導(dǎo)彈穿屏?xí)r間原理計(jì)算公式(單波束)：

(6)

式中： Δφ為仰角空間截獲屏的覆蓋區(qū)域；R為導(dǎo)彈與雷達(dá)的相對(duì)距離；α為導(dǎo)彈穿屏夾角。

從目標(biāo)探測(cè)信噪比積累來(lái)說(shuō)，穿屏?xí)r間長(zhǎng)短將影響檢測(cè)概率。繼續(xù)引用前述條件，假設(shè)都是垂直穿屏(穿屏角取90°，距離最短)，則助推滑翔導(dǎo)彈的穿屏?xí)r間為2.7s(單屏)，脈沖累積次數(shù)為2.6；巡航導(dǎo)彈的穿屏?xí)r間為4s(單屏)，脈沖累積次數(shù)為3.9次。對(duì)相參雷達(dá)，助推滑翔導(dǎo)彈理論上可以使得雷達(dá)的檢測(cè)信噪比增益降低約1.5dB，也就是降低了雷達(dá)截獲概率或者截獲距離。

對(duì)于高速目標(biāo)，為提高截獲概率,往往會(huì)設(shè)置數(shù)道截獲屏，以保證穿屏速度或小目標(biāo)的可靠截獲。當(dāng)然，這是以犧牲雷達(dá)資源為代價(jià)的。

3.2 對(duì)跟蹤搜索能力的影響

一般防空雷達(dá)跟蹤數(shù)據(jù)率在6s/次量級(jí)，這是因?yàn)槟繕?biāo)速度很少超過(guò)3Ma，多數(shù)情況下基本不會(huì)超過(guò)1個(gè)波位覆蓋區(qū)域。對(duì)于彈道導(dǎo)彈等高速目標(biāo)，則可以輕易跳出幾個(gè)波位空間范圍，因而反導(dǎo)雷達(dá)的跟蹤數(shù)據(jù)率要求高，一般水平大約1～10采樣/s，需要具備三維相掃或空域?qū)捀采w能力，多功能相控陣?yán)走_(dá)是主流配置[1]。

對(duì)于數(shù)據(jù)率的要求,可以從上節(jié)有關(guān)穿屏?xí)r間上得出結(jié)論：繼續(xù)以SPY-1為例，假如滑翔導(dǎo)彈和巡航導(dǎo)彈距離雷達(dá)位置相同,都是100km處，考慮單波束跟蹤的理想情況，則滑翔導(dǎo)彈穿過(guò)單個(gè)波束逃逸時(shí)間為0.45s，那么，要保證連續(xù)跟蹤不丟目標(biāo)需要的數(shù)據(jù)率是0.45s/次；巡航導(dǎo)彈的逃逸時(shí)間為5.1s，兩者數(shù)據(jù)率相差很大。

高數(shù)據(jù)率帶來(lái)的代價(jià)是：雷達(dá)處理目標(biāo)的批次數(shù)目將會(huì)大大降低。同等條件下，假如都采用一個(gè)重頻(10ms)完成目標(biāo)檢測(cè)，則雷達(dá)能跟蹤的高速導(dǎo)彈數(shù)目是4批，對(duì)低速目標(biāo)則是51批。

雷達(dá)進(jìn)入跟蹤狀態(tài)后，往往根據(jù)測(cè)量精度設(shè)置跟蹤波門，并根據(jù)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)模型，在獲取目標(biāo)參數(shù)后進(jìn)行目標(biāo)狀態(tài)更新和預(yù)測(cè)。模型準(zhǔn)確、測(cè)量精度高，則波門設(shè)置緊湊，跟蹤運(yùn)算就能及時(shí)實(shí)施，多目標(biāo)條件下運(yùn)算壓力就小。

彈道導(dǎo)彈在助推后進(jìn)入外大氣空間，并關(guān)閉動(dòng)力，基本只在星空條件下飛行，再入大氣后也基本是在一種自由飛行狀態(tài)下高速向目標(biāo)運(yùn)動(dòng)，其軌道曲線基本呈準(zhǔn)拋物線狀態(tài)，軌道是基本可以預(yù)估的[11]。但助推滑翔導(dǎo)彈因突防區(qū)域在近空間，在關(guān)閉動(dòng)力條件下仍然具有較強(qiáng)的機(jī)動(dòng)變軌能力且能在較長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)保持初速度基本不變，這種能力將會(huì)使反導(dǎo)雷達(dá)跟蹤目標(biāo)丟失。雷達(dá)必須重新搜索截獲，或者將跟蹤波門增大并執(zhí)行跟蹤狀態(tài)下的搜索。顯然跟蹤狀態(tài)下的搜索對(duì)目標(biāo)探測(cè)來(lái)說(shuō)不會(huì)造成增批，更為合理，資源消耗更少。

可對(duì)此情況做一簡(jiǎn)要分析，這個(gè)問(wèn)題其實(shí)仍然是一個(gè)搜索問(wèn)題，不過(guò)范圍有所區(qū)別?？稍趦煞N情況下啟用這種搜索方式：外部信息引導(dǎo)產(chǎn)生范圍誤差過(guò)大或是目標(biāo)高速運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的穿越效應(yīng)，都有可能造成重新搜索或在跟蹤條件下的二次搜索并確定搜索區(qū)域和動(dòng)態(tài)變化情況。

機(jī)動(dòng)目標(biāo)變軌是在三維空間內(nèi)變化，搜索則在立體空間內(nèi)進(jìn)行。具體到雷達(dá)波束，則可以認(rèn)為是波束橫切面的平面覆蓋問(wèn)題，圖3為一種比較簡(jiǎn)單直接的重新搜索區(qū)域示意圖(拓?fù)湫问街?，中心波束為當(dāng)前目標(biāo)存在區(qū)域(假設(shè)為單個(gè)波束跟蹤)，周圍波束覆蓋區(qū)域?yàn)槟繕?biāo)可能逃逸的位置或二次搜索區(qū)域。

圖3 二次跟蹤搜索原理示意圖

二次搜索可能需要的搜索次數(shù)可用以下公式界定：

(7)

式中：n為搜索總次數(shù);τ為采樣間隔時(shí)間。

不妨繼續(xù)以前述SPY-1為例，假設(shè)雷達(dá)因故執(zhí)行的采樣率是1s/次。助推滑翔導(dǎo)彈在突防區(qū)飛行到離雷達(dá)100km處，突然以3.4km/s速度向下俯沖并造成目標(biāo)逃逸，則雷達(dá)二次搜索需要進(jìn)行24次才可能再次捕獲跟蹤目標(biāo)，并擠占跟蹤資源，但這相比重新進(jìn)入搜索狀態(tài)來(lái)說(shuō)消耗的資源要小。當(dāng)二次搜索范圍出現(xiàn)多目標(biāo)，則需要進(jìn)行較為復(fù)雜的關(guān)聯(lián)問(wèn)題處理，或者引起目標(biāo)增批。

另外，助推滑翔導(dǎo)彈的中段在近空間區(qū)域，相對(duì)彈道導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)與雷達(dá)距離近數(shù)倍，同等速度下的高仰角跟蹤需要更高的數(shù)據(jù)率才能保證可靠跟蹤。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)以上對(duì)助推滑翔導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)、突防區(qū)間等簡(jiǎn)要定性和舉例分析，不難看出這類導(dǎo)彈或飛行器兼具彈道導(dǎo)彈超高速和巡航導(dǎo)彈高機(jī)動(dòng)的雙重特點(diǎn)，當(dāng)從臨近空間進(jìn)行突防將對(duì)多功能雷達(dá)反導(dǎo)能力發(fā)出嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。首先，在臨近空間的高速運(yùn)動(dòng)條件下將會(huì)產(chǎn)生熱隱身現(xiàn)象，對(duì)雷達(dá)的工作頻率、體制、功率孔徑積都造成威脅；其次，臨近空間高速運(yùn)動(dòng)的助推滑翔導(dǎo)彈相對(duì)于低空飛行的巡航導(dǎo)彈可能對(duì)雷達(dá)截獲距離、截獲概率有進(jìn)一步壓縮，可靠截獲需要消耗更多的雷達(dá)資源；第三，助推滑翔導(dǎo)彈高速高機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)能力，相對(duì)于彈道導(dǎo)彈跟蹤更容易逃逸，需要進(jìn)行跟蹤條件下的二次搜索，相當(dāng)于間接擴(kuò)展了雷達(dá)跟蹤波門，直接造成雷達(dá)資源消耗過(guò)大；另外，由于其特殊的突防區(qū)間，在高仰角跟蹤條件下與雷達(dá)距離遠(yuǎn)小于彈道導(dǎo)彈，穿屏?xí)r間更短，更容易丟失目標(biāo)。

有關(guān)助推滑翔導(dǎo)彈和飛行器臨近空間突防對(duì)反導(dǎo)雷達(dá)的威脅和應(yīng)對(duì)手段涉及雷達(dá)系統(tǒng)和技術(shù)的方方面面[12-13]。隨著多功能雷達(dá)在區(qū)域反導(dǎo)中的地位不斷提高，助推滑翔導(dǎo)彈及全球打擊飛行器的不斷普及，探討多功能雷達(dá)反導(dǎo)性能在針對(duì)助推滑翔導(dǎo)彈的探測(cè)跟蹤所需要注意的關(guān)鍵問(wèn)題顯得尤其有必要，這對(duì)目前討論較多的彈道導(dǎo)彈和巡航導(dǎo)彈的探測(cè)、截獲、跟蹤問(wèn)題同樣是有益的。

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Threat Analysis Booster Glide Missile Penetration to Area Antimissile Radar

LUO Bing

(No.38 Research Institute of CETC，Hefei 230031,China)

Based on inspecting the motion characteristics of booster glide missile and penetration area,this paper sums up and analyzes the plasma stealth formed by high-speed movement in near space,points out the approach to eliminate the stealth threat,and further discusses that the booster glide missile has characteristics of high-speed and high-mobility like ballistic missile and cruise missile concurrently,and the comparative advantage of anti-searching and anti-tracking under the condition of near space penetration path,and illustrates the problem and countermeasure that multi-function anti-missile radars need confront when they face threats.

booster glide missile;anti-missile;stealth;tracking;searching

2015-03-16

TN959

A

CN32-1413(2015)04-0044-06

10.16426/j.cnki.jcdzdk.2015.04.012