隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾對雷達(dá)探測性能的影響

劉占強(qiáng)，梁路江，王春陽

(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院，陜西 西安 710051)

0 引言

隱身戰(zhàn)機(jī)要完成作戰(zhàn)任務(wù)，需具備一定的突防生存力，主要憑借獨(dú)特的隱身優(yōu)勢和較強(qiáng)的電子戰(zhàn)能力。目前，該領(lǐng)域的專家、學(xué)者主要利用飛機(jī)姿態(tài)變化與靜態(tài)RCS相結(jié)合的方式，對目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS的分布特性[1-4]展開研究，并從雷達(dá)探測距離和探測概率的角度評價(jià)飛機(jī)的隱身性能[5]。然而僅從飛機(jī)的隱身角度出發(fā)，很難全面考慮到飛機(jī)的實(shí)戰(zhàn)情況以及空地對抗中對雷達(dá)探測、跟蹤性能的影響程度。

美軍在考慮隱身飛機(jī)的實(shí)戰(zhàn)化需求后，通過在F-22和F-35戰(zhàn)機(jī)平臺加載電子干擾設(shè)備，準(zhǔn)備將二者改進(jìn)為具備先進(jìn)電子戰(zhàn)能力的EF-22和EF-35戰(zhàn)機(jī)，全面提升隱身戰(zhàn)機(jī)的作戰(zhàn)能力。當(dāng)前由于客觀條件的局限，國內(nèi)外尚未形成對隱身飛機(jī)電子戰(zhàn)能力的系統(tǒng)研究和客觀評估。文獻(xiàn)[6]僅以非隱身戰(zhàn)機(jī)為研究對象，通過建立飛機(jī)敏感性模型，重點(diǎn)研究了非隱身戰(zhàn)機(jī)的電子戰(zhàn)能力。文獻(xiàn)[7-9]在對干擾機(jī)的隨隊(duì)模式和干擾特點(diǎn)進(jìn)行分析后，建立了干擾機(jī)隨隊(duì)干擾對抗雷達(dá)的具體編隊(duì)方式[10]；文獻(xiàn)[11-13]對干擾條件下的雷達(dá)探測距離進(jìn)行了詳細(xì)研究。文獻(xiàn)[6-13]是基于非隱身戰(zhàn)機(jī)所展開的飛機(jī)電子戰(zhàn)研究，并沒有考慮隱身戰(zhàn)機(jī)的電子戰(zhàn)模式。

針對此問題，本文借鑒文獻(xiàn)[1-5]中對隱身飛機(jī)隱身性能的研究方式，結(jié)合文獻(xiàn)[6-13]中普通干擾機(jī)的電子戰(zhàn)情形，建立隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾模型，通過解算飛機(jī)姿態(tài)、獲取動(dòng)態(tài)RCS等過程，研究了隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾模式下，雷達(dá)探測目標(biāo)機(jī)的性能變化。

1 隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾模型

1.1 問題描述

考慮圖1所示場景：為掩護(hù)己方目標(biāo)機(jī)突防作戰(zhàn)，裝載電子干擾設(shè)備的隱身飛機(jī)隨隊(duì)飛行掩護(hù)。其中，目標(biāo)機(jī)偵測到地面防空雷達(dá)的威脅信號后，向隱身飛機(jī)交互信息。隱身飛機(jī)在確保自身安全的前提下，立即釋放干擾，以降低雷達(dá)探測性能，確保目標(biāo)機(jī)安全突防作戰(zhàn)。其中，Rj是隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾的干擾距離；Rmax是地面雷達(dá)的最大作用距離；Dj是隨隊(duì)干擾的燒穿距離[14-15]。

上述作戰(zhàn)場景的限制因素為：1)目標(biāo)機(jī)與隱身飛機(jī)單架組隊(duì)，雷達(dá)無組網(wǎng)形式；2)飛行速度一致，編隊(duì)位置相對穩(wěn)定；3)干擾信號主要從雷達(dá)主瓣進(jìn)入；4)干擾樣式為噪聲壓制干擾；5)航跡參數(shù)設(shè)置考慮燒穿距離限制；6)所處電磁和大氣環(huán)境理想。

1.2 隱身飛機(jī)模塊

1.2.1飛機(jī)敏感性分析

隱身飛機(jī)的RCS是姿態(tài)角的敏感函數(shù)，是動(dòng)態(tài)變化過程。其中，方位、俯仰和滾轉(zhuǎn)能夠反映飛機(jī)的即時(shí)姿態(tài)，確定飛機(jī)與雷達(dá)的相對視線位置，也可以確定飛機(jī)的即時(shí)RCS值。因此，通過二維姿態(tài)角變化獲取飛機(jī)的即時(shí)RCS值是動(dòng)態(tài)RCS序列生成的常用手段。

1.2.2動(dòng)態(tài)RCS獲取步驟

RCS幅度起伏特性是描述目標(biāo)動(dòng)態(tài)過程的重要應(yīng)用之一，其獲取過程包括航跡參數(shù)設(shè)置、飛機(jī)受力分析、時(shí)變姿態(tài)解算和電磁仿真計(jì)算四個(gè)模塊，具體流程圖2所示。

1.2.3模塊設(shè)計(jì)

(1)編隊(duì)航跡參數(shù)設(shè)置

編隊(duì)飛行航跡具體設(shè)置如下：

1)平飛姿態(tài)仰角δ=0°，轉(zhuǎn)彎飛行姿態(tài)仰角δ<5°； 2)維持飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的滾轉(zhuǎn)角始終是η=30°；3)編隊(duì)航跡參數(shù)設(shè)置具體見表1。

表1 航跡參數(shù)設(shè)置

依據(jù)航跡參數(shù)，圖3給出了隱身飛機(jī)和目標(biāo)機(jī)的飛行航跡及與地面雷達(dá)的相對位置關(guān)系。

隱身飛機(jī)隨隊(duì)航跡圖3所示，在整個(gè)編隊(duì)飛行過程中，目標(biāo)機(jī)只有偵測到雷達(dá)的發(fā)射信號時(shí)，隱身飛機(jī)才會(huì)相應(yīng)釋放干擾，進(jìn)行干擾掩護(hù)。平飛航跡中，目標(biāo)機(jī)尚未進(jìn)入雷達(dá)可探測區(qū)域，因此，本文僅考慮轉(zhuǎn)彎航跡的隨隊(duì)干擾情況。

(2)飛機(jī)受力分析

圖4給出了隱身飛機(jī)維持轉(zhuǎn)彎姿態(tài)的受力情況。

本文建立了飛機(jī)轉(zhuǎn)彎過程的動(dòng)力學(xué)方程組：

(1)

式(1)中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力T在同一高度的飛行平面上與空氣阻力D始終保持平衡。氣動(dòng)升力F的水平分量是轉(zhuǎn)彎飛行的向心力L，垂直分量與重力G相平衡，m是飛機(jī)質(zhì)量，g是一般重力加速度。

(3)時(shí)變姿態(tài)解算

1)坐標(biāo)系定義

雷達(dá)坐標(biāo)系(O-XRYRZR):以地面雷達(dá)質(zhì)心為坐標(biāo)原點(diǎn)O，坐標(biāo)軸規(guī)定如下：XR軸沿O所在的緯度線指東，YR軸沿O所在的經(jīng)度線指北，XR,YR,ZR滿足右手法則。

機(jī)體坐標(biāo)系(O-XTYTZT):以飛機(jī)質(zhì)心為坐標(biāo)原點(diǎn)O，OXT軸指向機(jī)體對稱平面的機(jī)頭方向，OYT軸垂直機(jī)體平面向左，XT,YT,ZT滿足右手法則，圖5所示。

圖5中，機(jī)體坐標(biāo)系中的φ，θ，η分別是飛機(jī)的方位角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，具體可由雷達(dá)與機(jī)體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系和飛機(jī)的具體位置解算。

2)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換

圖6給出了解算視線方位角φ(t)和視線俯仰角θ(t)的解算過程。

雷達(dá)坐標(biāo)系與機(jī)體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系[1-3,16]為：

(2)

式(2)中，坐標(biāo)(x(t),y(t),z(t))表示雷達(dá)坐標(biāo)系中任意一點(diǎn)的位置；(xT(t),yT(t),zT(t))是點(diǎn)(x(t),y(t),z(t))相應(yīng)在機(jī)體坐標(biāo)系中的坐標(biāo)位置；(xR(t),yR(t),zR(t))是飛機(jī)所處位置在雷達(dá)坐標(biāo)系中的坐標(biāo)；T是雷達(dá)坐標(biāo)系到目標(biāo)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣。根據(jù)兩個(gè)坐標(biāo)系中方位角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)變換關(guān)系，轉(zhuǎn)換矩陣T可用式(3)表示。

(3)

式(3)中，Tγ、Tθ、Tφ分別是滾轉(zhuǎn)角、俯仰角以及方位角逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)到目標(biāo)坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)換矩陣。將雷達(dá)坐標(biāo)原點(diǎn)(0,0,0)代入式(4)，則時(shí)變的視線姿態(tài)角[17]表示為：

(4)

視線姿態(tài)角解算結(jié)果如圖7所示。

隱身飛機(jī)沿轉(zhuǎn)彎航跡飛行共需時(shí)間154 s。每一時(shí)刻分別對應(yīng)一組視線方位角和視線俯仰角，以描述飛機(jī)的即時(shí)姿態(tài)。

(4)電磁仿真計(jì)算

1)在電磁計(jì)算平臺FEKO中設(shè)置仿真條件(工作頻率：5.8 GHz、極化方式：HH)，計(jì)算某型隱身飛機(jī)的全空域靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)；

2)時(shí)變的視線姿態(tài)角構(gòu)成二維數(shù)組，在對應(yīng)靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫中提取即時(shí)姿態(tài)的RCS值；

3)利用Matlab軟件編程，按時(shí)變姿態(tài)角對應(yīng)的順序組合即得到動(dòng)態(tài)RCS序列。

圖8給出了飛機(jī)轉(zhuǎn)彎過程中，在0～154 s內(nèi)動(dòng)態(tài)RCS的仿真結(jié)果。

鄰近時(shí)間的RCS起伏變化幅度大，沒有一定的函數(shù)規(guī)律可循，起伏隨機(jī)性較強(qiáng)，說明微小的姿態(tài)變化能夠?qū)е嘛w機(jī)隱身性能的強(qiáng)弱之別。在0～154 s的時(shí)間內(nèi)，RCS起伏幅度在-35.939～9.203 dBsm范圍內(nèi)。

2 雷達(dá)探測性能

雷達(dá)探測性能一般由探測距離和探測概率量化評估。理論上分析，隨隊(duì)干擾目的在于采取噪聲壓制方式，提高干信比，縮減雷達(dá)探測距離范圍，減小雷達(dá)探測概率，從而降低探測性能，掩護(hù)目標(biāo)機(jī)突防。因此，評估隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾對雷達(dá)效能的影響，需從探測距離和探測概率量化研究。

2.1 雷達(dá)探測距離

雷達(dá)探測距離方程[6]具體描述了探測距離的相關(guān)因子及其相關(guān)關(guān)系。對于某部雷達(dá)而言，探測隱身飛機(jī)的距離范圍具有時(shí)間變換性和空間隨機(jī)性的特點(diǎn)。

1)無干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

在設(shè)定檢測門限，給定虛警概率的前提下，無干擾狀態(tài)的時(shí)變雷達(dá)探測距離[18]為

(5)

式(5)中，各參數(shù)具體含義如下：Pt表示發(fā)射機(jī)的峰值功率；Gt=Gr為收發(fā)一體天線的主瓣增益；σt為t時(shí)刻飛機(jī)的RCS值；λ為雷達(dá)工作波長；k為波爾茲曼常數(shù)；T0為內(nèi)部噪聲溫度；Bn為接收機(jī)帶寬；Fn是接收機(jī)的噪聲系數(shù)；Ls是雷達(dá)各部分損耗引入的損失系數(shù)；(S/N)min是雷達(dá)檢測信號所需的最小可檢測信噪比。

2)干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

隨隊(duì)干擾條件下的時(shí)變雷達(dá)探測距離[6]為

(6)

式(6)中，Pj為干擾設(shè)備發(fā)射功率；Gj為干擾設(shè)備天線增益；Gr′為雷達(dá)在干擾方向上的接收天線增益；Rj(t)為t時(shí)刻隱身飛機(jī)的干擾距離；Δfr為雷達(dá)接收帶寬；Rd為干擾設(shè)備發(fā)射機(jī)損耗；γj為干擾信號相對雷達(dá)天線的極化損失，一般取γj=0.5；Δfj為干擾信號帶寬；(S/J)min是最小可檢測信雜比。

隨隊(duì)干擾必須充分考慮燒穿距離這一限制因素。燒穿距離是指在干擾條件下，雷達(dá)信號質(zhì)量足夠探測跟蹤目標(biāo)時(shí)，兩者之間的距離。

燒穿距離公式均采用dB形式處理各種物理量。距離以km為單位，頻率以MHz為單位，雷達(dá)截面積以m2為單位。

對單基地雷達(dá)而言，具有收發(fā)共用天線。因此，接收機(jī)接收到的信號功率[15]為

S=Pt+Gt+Gr-103-20lg(F)-40lg(Dj)+10lg(σ)

(7)

式(7)中，S是接收機(jī)輸入端的信號功率，dB；F為發(fā)射信號頻率，MHz。

進(jìn)入接收機(jī)輸入端的干擾功率[15]為

J=Pj+gj-32-20lg(F)-20lg(Rj)+Gr′

(8)

式(8)中，J是接收機(jī)接收端的干擾功率，dB。

考慮圖1設(shè)定的隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾場景，干擾信號與目標(biāo)回波信號以相同角度進(jìn)入天線，此時(shí)有：Gr′=Gr，則干信比表示為

J/S=71+Pj-Pt+Gj-Gt-
10lg(σ)-20lg(Rj)+40lg(DJ)

(9)

整理后為：

40lg(Dj)=Pt+Gt+10lg(σ)+
20lg(Rj)-71+J/S-Pj-Gj

(10)

則燒穿距離[15]dj為

dj=10[40lg(Dj)/40]

(11)

對于隨隊(duì)干擾而言，滿足dj

(12)

上式中，θ0.5為雷達(dá)天線主瓣寬度；K是與雷達(dá)天線特性有關(guān)的常數(shù)，一般取K=0.04～0.1；θ為雷達(dá)主瓣方向與雷達(dá)到干擾機(jī)連線方向的夾角。結(jié)合式(6)和式(12)，隱身飛機(jī)某一時(shí)刻釋放干擾對雷達(dá)探測距離的縮減程度圖9所示。

圖9說明：干擾方向天線增益Gr′是θ的函數(shù)，干擾條件下的雷達(dá)探測范圍是以雷達(dá)與干擾機(jī)連線為中線，外推延伸的心狀曲線。其中，壓制后的雷達(dá)探測區(qū)域稱為暴露區(qū)；雷達(dá)縮減區(qū)域是掩護(hù)區(qū)。且θ=0°方向干擾效果最好，此時(shí)干擾機(jī)位于雷達(dá)主瓣波束內(nèi)，雷達(dá)探測距離最小為Rmin；θ=180°方向干擾效果最差，雷達(dá)最大探測距離為Rmax。

所建隨隊(duì)干擾模型中，Gr′=Gr、Rj(t)=Rt，此時(shí)θ=0，隱身飛機(jī)和目標(biāo)機(jī)始終處于雷達(dá)主瓣方向。即隨隊(duì)干擾時(shí)，目標(biāo)機(jī)任意時(shí)刻的雷達(dá)探測距離為最小的Rmin。

2.2 雷達(dá)探測概率

1)信噪比-信干比

信噪比(Signal to Noise Ratio, SNR)：對式(5)進(jìn)行變換，可得信噪比計(jì)算公式：

(13)

信干比(Signal to Interference Ratio, SIR)：對式(6)進(jìn)行變換，可得信干比計(jì)算公式：

(14)

信(噪聲+干擾)比：文獻(xiàn)[11]給出了干擾條件下雷達(dá)系統(tǒng)中信號與干擾和噪聲之和的比值：

(15)

2)雷達(dá)探測概率

(16)

(17)

式(17)中，Q函數(shù)積分運(yùn)算，為簡化Pd運(yùn)算，North提出了近似計(jì)算公式(18)。

(18)

(19)

3 仿真分析

3.1 探測距離

3.1.1隱身飛機(jī)探測距離

常規(guī)體制雷達(dá)參數(shù)設(shè)置見表2。結(jié)合表2及隱身飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的動(dòng)態(tài)RCS序列，圖10給出了隱身飛機(jī)在0～154 s的轉(zhuǎn)彎過程中，飛機(jī)實(shí)際空間距離和雷達(dá)探測距離的時(shí)變情況。

編隊(duì)轉(zhuǎn)彎過程中，隱身飛機(jī)的時(shí)變雷達(dá)探測距離起伏劇烈，由飛機(jī)RCS決定。圖10表明，轉(zhuǎn)彎過程中，隱身飛機(jī)的即時(shí)空間距離遠(yuǎn)大于雷達(dá)探測距離，在距離關(guān)系上具備編隊(duì)飛行掩護(hù)目標(biāo)機(jī)的條件。

表2 雷達(dá)參數(shù)設(shè)置

3.1.2目標(biāo)機(jī)探測距離

1)無干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

假設(shè)目標(biāo)機(jī)的RCS是10 dBsm，依據(jù)式(5)可得目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)探測距離和實(shí)際空間距離的即時(shí)關(guān)系，見圖11。

隨隊(duì)的隱身飛機(jī)不釋放干擾時(shí)，0～154 s內(nèi)目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)探測距離始終是57.16 km。圖11中，0～19.53 s和134.47～154 s時(shí)間內(nèi)，目標(biāo)機(jī)的即時(shí)空間距離大于雷達(dá)探測距離，即飛機(jī)尚未進(jìn)入雷達(dá)探測區(qū)域范圍；19.54～134.46 s內(nèi)目標(biāo)機(jī)在雷達(dá)探測范圍內(nèi)突防飛行，目標(biāo)機(jī)將可能被地面雷達(dá)探測、跟蹤到。

2)干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

為便于比較分析及描述客觀的實(shí)戰(zhàn)場景，隱身飛機(jī)從轉(zhuǎn)彎伊始(0 s)釋放干擾，轉(zhuǎn)彎結(jié)束(154 s)停止干擾。

隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾設(shè)備參數(shù)設(shè)置見表3。

表3 干擾設(shè)備參數(shù)設(shè)置

隨隊(duì)噪聲壓制干擾需要考慮雷達(dá)燒穿距離的限制。圖12給出了隱身飛機(jī)轉(zhuǎn)彎飛行過程中燒穿距離的時(shí)變特點(diǎn)。

雷達(dá)燒穿距離的時(shí)變范圍在1～2 km。顯然，dj

依據(jù)式(6)，得到隨隊(duì)干擾條件下，目標(biāo)機(jī)的實(shí)際空間距離與雷達(dá)探測距離的時(shí)變情況，圖13所示。

隨隊(duì)干擾開始后，雷達(dá)探測范圍基本被壓制縮減至40 km以內(nèi)。且對應(yīng)干擾狀態(tài)下每個(gè)時(shí)刻的雷達(dá)探測距離都是最短干擾壓制距離Rmin。圖13所示，隨隊(duì)干擾的效果是雷達(dá)探測距離低于飛機(jī)的即時(shí)距離，此時(shí)雷達(dá)將無法正常探測、跟蹤目標(biāo)，目標(biāo)機(jī)突防安全。

3.2 探測概率

設(shè)定檢測門限(Pfa=10-6)，求解分析隱身飛機(jī)和目標(biāo)機(jī)在轉(zhuǎn)彎過程中雷達(dá)探測概率的時(shí)變情況。

3.2.1隱身飛機(jī)探測概率

利用轉(zhuǎn)彎過程中的動(dòng)態(tài)RCS序列，結(jié)合式(13)及式(18)，圖14給出了隱身飛機(jī)在0～154 s內(nèi)雷達(dá)瞬時(shí)探測概率的時(shí)變特征。

從圖14可以看出，在0～154 s內(nèi)，雷達(dá)可探測到隱身飛機(jī)的概率低、時(shí)間短、不連續(xù)，很難在時(shí)空域上形成連續(xù)的探測跟蹤過程，目標(biāo)突顯時(shí)間極短，隱身時(shí)域區(qū)間長。即隱身飛機(jī)滿足編隊(duì)飛行掩護(hù)目標(biāo)機(jī)作戰(zhàn)的條件。

3.2.2目標(biāo)機(jī)探測概率

比較分析目標(biāo)機(jī)在有無隨隊(duì)干擾狀態(tài)的探測概率變化，需求解干擾前系統(tǒng)的時(shí)變信噪比和干擾后系統(tǒng)的時(shí)變信干比數(shù)值。

1)信噪比-信干比

信噪比和信干比均是時(shí)域函數(shù)。根據(jù)式(12)和式(13)的計(jì)算方法，目標(biāo)機(jī)在轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，信噪比和信干比在0～154 s的時(shí)變情況圖15所示。

圖15表明：對于既定體制雷達(dá)，轉(zhuǎn)彎航跡中探測10 dBsm的目標(biāo)機(jī)時(shí)，當(dāng)隱身飛機(jī)處于隨隊(duì)無干擾狀態(tài)時(shí)，雷達(dá)系統(tǒng)信噪比的時(shí)變范圍在15～30 dB之間；當(dāng)隱身飛機(jī)處于隨隊(duì)干擾狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)信干比的時(shí)變范圍為-40～-30 dB。

2)雷達(dá)探測概率

信噪比反映雷達(dá)體制屬性，在隱身飛機(jī)隨隊(duì)無干擾狀態(tài)，目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)瞬時(shí)探測概率圖16(a)所示；信干比主要表現(xiàn)干擾設(shè)備的干擾性能，在隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾狀態(tài)下，結(jié)合信噪比和信干比的時(shí)變數(shù)值，利用式(6)，求解目標(biāo)機(jī)的時(shí)變信(噪聲+干擾)比，然后根據(jù)式(19)得到目標(biāo)機(jī)受到干擾掩護(hù)時(shí)的雷達(dá)瞬時(shí)探測概率圖16(b)。

比較分析圖16(a)(b)可知：

1)隱身飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎航跡中有無進(jìn)行隨隊(duì)干擾，對目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)瞬時(shí)探測概率影響較大。無干擾狀態(tài)下，目標(biāo)機(jī)在搜索時(shí)間段內(nèi)能夠被雷達(dá)探測到，如圖16(a)所示，目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)瞬時(shí)探測概率在探測時(shí)區(qū)內(nèi)幾乎均能達(dá)到100%，目標(biāo)機(jī)面臨的危險(xiǎn)系數(shù)提高；干擾狀態(tài)下，目標(biāo)機(jī)在0～154 s內(nèi)的雷達(dá)瞬時(shí)探測概率比無干擾狀態(tài)降低了6個(gè)量級，如圖16(b)所示，雷達(dá)探測效能基本失效，目標(biāo)機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)安全突防作戰(zhàn)的目的。

2)比較圖16(a)和(b)，隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾的前提是編隊(duì)飛行的目標(biāo)機(jī)面臨地面防空系統(tǒng)的威脅時(shí)做出的電子對抗行動(dòng)。與普通干擾機(jī)隨隊(duì)干擾不同，隱身飛機(jī)以其優(yōu)越的隱身性能和良好的機(jī)動(dòng)能力，可抵近防空系統(tǒng)隨隊(duì)掩護(hù)作戰(zhàn)，且能保證自身飛行安全，進(jìn)而大幅度提高了隨隊(duì)飛行作戰(zhàn)的時(shí)域和空域范圍，在戰(zhàn)術(shù)上具有突破性。

4 結(jié)論

本文提出了基于隱身飛機(jī)隨隊(duì)干擾的雷達(dá)探測性能評估模型。該方法建立了編隊(duì)飛行航跡，設(shè)定了目標(biāo)機(jī)的RCS值，通過分析隱身飛機(jī)飛行姿態(tài)與坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系，確定了飛機(jī)的動(dòng)態(tài)RCS序列。并依據(jù)雷達(dá)距離公式和探測概率模型，比較分析了有無隨隊(duì)干擾狀態(tài)下，目標(biāo)機(jī)的雷達(dá)探測距離和探測概率的時(shí)變情況，分析結(jié)果表明：隱身飛機(jī)在隨隊(duì)干擾過程中，在同時(shí)滿足編隊(duì)距離以及發(fā)現(xiàn)概率的限制條件后，能夠縮減雷達(dá)的探測距離范圍，減小雷達(dá)的瞬時(shí)探測概率，進(jìn)而降低雷達(dá)的探測性能，提高了目標(biāo)機(jī)的突防生存力，且在實(shí)戰(zhàn)中為交戰(zhàn)雙方積累隱身飛機(jī)的電子戰(zhàn)經(jīng)驗(yàn)提供了參考。

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