隱身飛機(jī)近距離支援干擾對雷達(dá)探測性能的影響

包 磊，王春陽，白 娟，陳 橋

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

0 引言

現(xiàn)如今空中電子攻擊力量的誕生，改變了戰(zhàn)爭的原有模式，其中近距離支援干擾區(qū)內(nèi)的電子攻擊任務(wù)由F-22、F-35等隱身戰(zhàn)機(jī)執(zhí)行將成為一種有待研究的新作戰(zhàn)樣式[1]。隱身飛機(jī)優(yōu)越的隱身性能使其低可探測，良好的超機(jī)動性能、超音速巡航和較強(qiáng)電子戰(zhàn)能力能夠使其輕松突防、進(jìn)入敵防空火力殺傷區(qū)對各類目標(biāo)進(jìn)行攻擊，而且當(dāng)攻擊編隊(duì)遇到威脅時進(jìn)行支援干擾，從而掩護(hù)三代機(jī)攻擊編隊(duì)完成作戰(zhàn)任務(wù)。針對這種作戰(zhàn)方式時地面防空雷達(dá)探測性能會產(chǎn)生什么影響，需要進(jìn)行深入探討。

近年來雷達(dá)電子對抗領(lǐng)域的研究人員對無人機(jī)、微型空射誘餌的近距離支援編隊(duì)模式和干擾方式進(jìn)行了大量而深入的研究提出了許多可行的方法。文獻(xiàn)[2]首先建立了干擾無人機(jī)編隊(duì)與組網(wǎng)雷達(dá)的實(shí)時對抗模型，研究了干擾無人機(jī)編隊(duì)對組網(wǎng)雷達(dá)的壓制效果，進(jìn)而提出了對干擾效果的評估量化指標(biāo)。文獻(xiàn)[3]定量研究了無人機(jī)支援干擾暴露區(qū)、掩護(hù)最小距離等效能評估指標(biāo)。文獻(xiàn)[4]針對微型空射誘餌采用噪聲壓制性干擾方式，建立了基于功率準(zhǔn)則的分布式干擾模型。文獻(xiàn)[5]針對戰(zhàn)斗機(jī)和空射誘餌伴隨飛行中的編隊(duì)控制問題，提出了一種采用相對誤差的編隊(duì)控制方法。上述文獻(xiàn)均是基于無人機(jī)、微型空射誘餌近距離支援干擾樣式所展開的電子戰(zhàn)研究，目前相關(guān)隱身飛機(jī)近距離支援式干擾掩護(hù)三代機(jī)突防的作戰(zhàn)模式研究涉及較少，同時在此模式下如何檢驗(yàn)雷達(dá)探測性能的相關(guān)研究存在無法定量分析的不足。

本文針對此問題，借鑒文獻(xiàn)[1—2]中無人機(jī)支援對抗研究方式，結(jié)合文獻(xiàn)[3—5]中無人機(jī)與微型空射誘餌的電子對抗場景，建立基于轉(zhuǎn)彎和盤旋航跡相結(jié)合的隱身飛機(jī)近距離支援干擾模型，通過解算飛機(jī)姿態(tài)、獲取動態(tài)RCS過程，研究了隱身飛機(jī)在有無近距離支援干擾模式下，雷達(dá)探測三代機(jī)的性能變化。

1 隱身飛機(jī)近距離支援干擾模型

1.1 問題描述

圖1中，被掩護(hù)戰(zhàn)機(jī)(三代機(jī))帶有重要作戰(zhàn)任務(wù)，而防空雷達(dá)主瓣對準(zhǔn)三代機(jī)進(jìn)行搜索探測，能夠發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，此時隱身飛機(jī)的干擾設(shè)備主瓣對準(zhǔn)防空雷達(dá)的旁瓣或主瓣實(shí)施干擾壓制以掩護(hù)三代機(jī)安全突防。Rmax是防空雷達(dá)探測空間目標(biāo)的最大作用距離；θ是以防空雷達(dá)為原點(diǎn)，隱身飛機(jī)偏離雷達(dá)主瓣方向的夾角；Rj是隱身飛機(jī)近距離干擾的壓制距離，即防空雷達(dá)與隱身飛機(jī)的即時空間位置；Dj是近距離干擾的燒穿距離[6-7]。

1.2 飛機(jī)隱身性能分析

1.2.1飛機(jī)姿態(tài)敏感性分析

隱身飛機(jī)的RCS是姿態(tài)角的敏感函數(shù)，在時空域內(nèi)是動態(tài)變化過程，其中方位角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角構(gòu)成了反映飛機(jī)姿態(tài)的三維信息，如圖1所示。文獻(xiàn)[8]比較了隱身目標(biāo)動態(tài)RCS的兩種模式后，給出了方位角和俯仰角控制的二維動態(tài)結(jié)果，即RCS的起伏是由姿態(tài)角的實(shí)時變化和姿態(tài)擾動共同引起的。因此通過解算二維姿態(tài)角的變化是獲取動態(tài)RCS的常用手段。

1.2.2動態(tài)RCS獲取步驟

RCS幅度起伏特性是描述目標(biāo)動態(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、時變姿態(tài)解算和電磁仿真計(jì)算4個模塊，具體仿真步驟如下：

1) 隱身飛機(jī)性能參數(shù)提?。?/p>

2) 獲取飛機(jī)在雷達(dá)坐標(biāo)系中的實(shí)時既定航跡位置，計(jì)算二維飛行姿態(tài)角；

3) 運(yùn)用機(jī)體坐標(biāo)系和雷達(dá)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，解算視線姿態(tài)角時變量；

4) 利用視線姿態(tài)角進(jìn)行電磁計(jì)算，得到動態(tài)RCS序列。

1.2.3模塊設(shè)計(jì)

1) 近距離支援航跡參數(shù)設(shè)置

①飛機(jī)的飛行姿態(tài)仰角δ<5°；

②維持飛機(jī)盤旋的滾轉(zhuǎn)角始終是η=30°；

③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)表1中的航跡參數(shù)，圖2給出了三代機(jī)的突防航跡和隱身飛機(jī)近距離支援的盤旋航跡及二者與防空雷達(dá)的相對位置關(guān)系。

隱身飛機(jī)近距離支援干擾的干擾航跡圖2所示，三代機(jī)與隱身飛機(jī)的突防時間和飛行速度保持相同，當(dāng)三代機(jī)開始突防，與隱身飛機(jī)信息交互，隱身飛機(jī)此刻釋放信號進(jìn)行干擾，掩護(hù)三代機(jī)突防；當(dāng)三代機(jī)完成突防，隱身飛機(jī)停止干擾對抗。

2) 飛機(jī)受力分析

圖3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)彎過程的動力學(xué)方程組：

(1)

式(1)中，發(fā)動機(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。氣動升力F的水平分量是轉(zhuǎn)彎飛行的向心力L，重力G與其垂直分量相平衡，飛機(jī)質(zhì)量：m，重力加速度：g。

3) 時變姿態(tài)解算

①坐標(biāo)系定義

機(jī)體坐標(biāo)系(O-XaYaZa):以飛機(jī)質(zhì)心為坐標(biāo)原點(diǎn)O，OXa軸指向機(jī)體對稱平面的機(jī)頭方向，OYa軸垂直機(jī)體平面向左，Xa,Ya,Za滿足右手法則，圖4所示。

雷達(dá)坐標(biāo)系(O-XRYRZR):以防空雷達(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)度線指南，XR,YR,ZR滿足右手法則。

圖4中，機(jī)體坐標(biāo)系中的θ，φ，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5給出了解算視線方位角θ(t)和視線俯仰角φ(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[8-11]為：

(2)

式(2)中，(x(t),y(t),z(t))表示雷達(dá)坐標(biāo)系中任意一點(diǎn)的位置；(xa(t),ya(t),za(t))是坐標(biāo)(x(t),y(t),z(t))對應(yīng)在機(jī)體坐標(biāo)系中的坐標(biāo)；(xR(t),yR(t),zR(t))是飛機(jī)所處位置對應(yīng)在雷達(dá)坐標(biāo)系中的坐標(biāo)；H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)兩個坐標(biāo)系中滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和方位角逆時針旋轉(zhuǎn)變換關(guān)系，轉(zhuǎn)換矩陣H可用式(3)表示。

(3)

將雷達(dá)坐標(biāo)原點(diǎn)(0,0,0)代入式(2)，則時變的視線姿態(tài)角[12]表示為：

(4)

時變視線姿態(tài)角解算結(jié)果如圖6所示。

在0～308 s的時間區(qū)間內(nèi)，二維信息組由隱身飛機(jī)每一時刻對應(yīng)的視線方位角和視線俯仰角構(gòu)成，切實(shí)反映了飛機(jī)的即時姿態(tài)。而在雷達(dá)視線方向上，每一時刻對應(yīng)的即時姿態(tài)都能在靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫中提取相應(yīng)的即時RCS值。

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，計(jì)算某型隱身飛機(jī)的全空域靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)(工作頻率：5.8 GHz；極化方式：HH；方位角范圍：0°～360°；俯仰角范圍：-90°～90°；步進(jìn)角度：1°)；

②相應(yīng)二維數(shù)組信息在時變的視線姿態(tài)角中提取，在靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫中提取即時姿態(tài)的RCS值；

③采用Matlab軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，動態(tài)RCS序列從時變姿態(tài)角對應(yīng)的順序組合中得出。

圖7給出了隱身飛機(jī)近距離支援干擾過程中時變的動態(tài)RCS序列。

近距離支援干擾航跡產(chǎn)生的動態(tài)RCS序列，起伏變化范圍在-49.993～12.034 dB之間，變化的平均值-12.149 dB。相鄰時間動態(tài)RCS起伏隨機(jī)性較強(qiáng)，說明隱身飛機(jī)微小的姿態(tài)轉(zhuǎn)變使得隱身性能有強(qiáng)弱之別。

1.3 空間偏向角推算

圖1所示的近距離支援干擾場景中，防空雷達(dá)探測三代機(jī)時，隱身飛機(jī)的干擾信號通過雷達(dá)旁瓣進(jìn)入雷達(dá)接收機(jī)，雷達(dá)主瓣方向?qū)?zhǔn)三代機(jī)所在方位，對偏離雷達(dá)主瓣方向的偏向角θ進(jìn)行數(shù)學(xué)求解。A是三代機(jī)的即時空間位置，J是隱身飛機(jī)的即時空間位置，R是單基地防空雷達(dá)的水平面位置，LJA是隱身飛機(jī)與三代機(jī)的即時空間距離，LRJ是防空雷達(dá)與隱身飛機(jī)的即時空間距離，LRA是防空雷達(dá)與三代機(jī)的即時空間距離。

在雷達(dá)坐標(biāo)系中，坐標(biāo)(xJ(t),yJ(t),zJ(t))表示隱身飛機(jī)的即時位置，坐標(biāo)(xA(t),yA(t),zA(t))表示三代機(jī)的即時位置，坐標(biāo)(0,0,0)表示雷達(dá)處于坐標(biāo)系原點(diǎn)，由三代機(jī)、隱身飛機(jī)和雷達(dá)的即時空間位置構(gòu)成的三角形中，三邊|LJA|t，|LRJ|t，|LRA|t的即時長度為：

(5)

依據(jù)余弦定理，干擾信號進(jìn)入雷達(dá)旁瓣偏離雷達(dá)主瓣方向的夾角為

(6)

聯(lián)合式(5)，式(6)，依據(jù)表1中三代機(jī)與隱身飛機(jī)的即時空間坐標(biāo)，求解偏離雷達(dá)主瓣方向的偏向角θ的時變值，具體見圖8。

(-20，40，8) km：隱身飛機(jī)近距離支援干擾的航跡起始點(diǎn)；(-40，60，10) km：三代機(jī)的突防航跡點(diǎn)。兩飛機(jī)開始協(xié)同交互作戰(zhàn)，兩者的即時空間距離如圖8所示，隱身飛機(jī)在經(jīng)過308 s的時間后，完成掩護(hù)目標(biāo)的支援干擾任務(wù)，回到起始點(diǎn)；三代機(jī)則成功突防，達(dá)到航跡終端點(diǎn)(40，60，10) km，整個過程中，偏向角時變范圍在8°～60°之間。

2 雷達(dá)探測性能分析

2.1 雷達(dá)探測距離

雷達(dá)探測距離方程[13]具體描述了探測距離的相關(guān)因子及其相關(guān)關(guān)系。對于防空雷達(dá)而言，探測目標(biāo)的距離范圍具有空間隨機(jī)性和時間變換性的特點(diǎn)。

1) 無干擾狀態(tài)下雷達(dá)探測距離

隱身飛機(jī)在近距離支援干擾下，雷達(dá)主瓣波束對準(zhǔn)三代機(jī)，隱身飛機(jī)在雷達(dá)的旁瓣方位。在設(shè)定檢測門限，給定虛警概率的前提下，無干擾狀態(tài)的時變雷達(dá)探測距離[14]為：

(7)

式(7)中，Pt表示發(fā)射機(jī)的峰值功率；Gt(θ)=Gr(θ)為收發(fā)一體天線的主瓣增益；σt為t時刻飛機(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

隱身飛機(jī)近距離支援干擾條件下的時變雷達(dá)探測距離[13]為：

(8)

近距離支援干擾必須充分考慮燒穿距離這一限制因素，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[7]為：

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

(9)

式(9)中，S是接收機(jī)輸入端的信號功率，單位為dB；Ff為發(fā)射信號頻率，單位為MHz。

進(jìn)入接收機(jī)輸入端的干擾功率[7]為：

(10)

式(10)中，J是接收機(jī)接收端的干擾功率，單位為dB。

考慮圖1設(shè)定的隱身飛機(jī)近距離支援干擾場景，則干信比表示為：

(11)

整理后為：

(12)

則燒穿距離[7]為：

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

(13)

(14)

式(14)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。

所建近距離支援干擾模型中，三代機(jī)處于雷達(dá)主瓣方向，隱身飛機(jī)處于雷達(dá)旁瓣方向。當(dāng)三代機(jī)與隱身飛機(jī)交匯位于同一方向時，此時干擾機(jī)位于雷達(dá)主瓣波束內(nèi)，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：對式(7)進(jìn)行變換，可得信噪比計(jì)算公式：

(15)

信干比：對式(8)進(jìn)行變換，可得信干比計(jì)算公式：

(16)

信(噪聲+干擾)比：文獻(xiàn)[16]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：

(17)

2) 雷達(dá)探測概率

(18)

(19)

式(19)中，Q稱為Marcum Q函數(shù)[17]，是一種積分運(yùn)算。為了避免式(19)中復(fù)雜的數(shù)值積分，簡化Pd運(yùn)算，North提出了一個非常準(zhǔn)確的近似計(jì)算公式(20)。

(20)

式(20)中，erf(x)為補(bǔ)余誤差函數(shù)，其計(jì)算公式為：

(21)

(22)

3 仿真分析

隱身飛機(jī)由于突出的低可探測性、低空突防能力、超機(jī)動和電子戰(zhàn)能力，因此近距離支援干擾的掩護(hù)優(yōu)勢更加突出，美軍也正是在實(shí)戰(zhàn)中察覺到這一點(diǎn)，才開始完善隱身飛機(jī)的電子戰(zhàn)優(yōu)勢。

文中1.1節(jié)，隱身飛機(jī)在近距離支援干擾航跡中呈現(xiàn)的動態(tài)RCS的平均值僅為-7 dBsm，目前三代機(jī)是擁有較強(qiáng)散射特性的飛機(jī)。因此，為便于突出隱身飛機(jī)的支援干擾優(yōu)勢，以及結(jié)合現(xiàn)役防空雷達(dá)的探測能力，進(jìn)行仿真分析驗(yàn)證，仿真分析中三代機(jī)的雷達(dá)散射截面參數(shù)設(shè)為5 dBsm。

3.1 探測距離

1)無干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

設(shè)定檢測門限，給定虛警概率的前提下，無干擾狀態(tài)的時變雷達(dá)探測距離[14]由式(7)獲得。結(jié)合式(7)，對雷達(dá)參數(shù)進(jìn)行設(shè)置，主要依據(jù)現(xiàn)役防空雷達(dá)的性能參數(shù)水平，各個參數(shù)的設(shè)置力求貼近實(shí)際的數(shù)值。 具體參數(shù)設(shè)置見表2。

表2 雷達(dá)參數(shù)設(shè)置

表2中，雷達(dá)天線的主瓣接收增益是40 dB，半主瓣波束寬度θ0.5=2°。隱身飛機(jī)對應(yīng)的雷達(dá)旁瓣接收增益由式(14)可得，在0～308 s時間內(nèi)，隨空間偏向角變化的雷達(dá)旁瓣接收增益如圖9所示。

干擾信號從雷達(dá)旁瓣進(jìn)入，而雷達(dá)旁瓣增益具有時變性且增益小，即隱身飛機(jī)在近距離支援干擾過程中，飛機(jī)的可探測范圍低，自身安全能得以有效保護(hù)。

①隱身飛機(jī)的探測距離

利用Matlab軟件仿真得到了隱身飛機(jī)沿著近距離支援干擾航跡盤旋飛行一周過程中，雷達(dá)探測距離和即時空間距離的時變特點(diǎn)如圖10所示。

隱身飛機(jī)在雷達(dá)天線的旁瓣方向上，對于既定體制的雷達(dá)天線而言，主瓣增益大，而旁瓣增益小。因此，在對準(zhǔn)隱身飛機(jī)的方向上，雷達(dá)接收天線的旁瓣增益較小，又由于隱身飛機(jī)在近距離支援干擾過程中，動態(tài)RCS小，隱身性能好，飛機(jī)的可探測范圍低，能夠基本消除來自防空雷達(dá)的威脅隱患。在圖10中，隱身飛機(jī)的可探測距離范圍在1.5 km以內(nèi)，而三代機(jī)的即時空間距離遠(yuǎn)大于此，能夠滿足近距離支援干擾的空間要求。

②三代機(jī)的探測距離

在無支援干擾掩護(hù)下，三代機(jī)的即時空間距離與雷達(dá)探測距離的實(shí)時關(guān)系如圖11所示。

三代機(jī)在突防轉(zhuǎn)彎航跡中的每一時刻，雷達(dá)探測距離均大于飛機(jī)的即時空間距離，對于既定體制雷達(dá)而言，三代機(jī)在無干擾掩護(hù)下突防，面臨的風(fēng)險(xiǎn)較高，雷達(dá)的可探測范圍大。

2) 干擾狀態(tài)的雷達(dá)探測距離

隱身飛機(jī)近距離支援干擾的干擾平臺參數(shù)設(shè)置如下，見表3。

聯(lián)立式(9)—式(13)中對干擾機(jī)支援干擾時燒穿距離的計(jì)算方式，對上述所建的近距離支援干擾模型進(jìn)行距離限制驗(yàn)證。圖12給出了隱身飛機(jī)盤旋飛行過程中燒穿距離的時變值。

表3 干擾設(shè)備參數(shù)設(shè)置

隱身飛機(jī)近距離支援干擾的即時空間距離大于等于20 km，而圖12中求解的時變燒穿距離小于等于0.8 km。顯然，近距離支援干擾的即時空間距離，亦即隱身飛機(jī)的壓制距離遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于燒穿距離的限制，鑒于此，仿真計(jì)算得到了0～308 s內(nèi)近距離支援干擾掩護(hù)三代機(jī)的即時空間距離與時變探測距離的關(guān)系，如圖13所示。

顯然，在近距離支援干擾掩護(hù)下，雷達(dá)探測性能下降，三代機(jī)轉(zhuǎn)彎突防比無支援干擾掩護(hù)時更安全，飛機(jī)的受威脅程度大幅度降低。

3.2 雷達(dá)探測概率仿真分析

1) 隱身飛機(jī)探測概率

探測概率的仿真求解，采取虛警概率Pfa=10-6，依據(jù)式(22)確定虛警概率、探測概率和信噪比的函數(shù)關(guān)系后，利用盤旋過程中得到的動態(tài)RCS序列，結(jié)合式(8)，得到了圖14所示隱身飛機(jī)在0～308 s內(nèi)雷達(dá)瞬時探測概率的時變特征。

分析圖14可知，在0～308 s內(nèi)，雷達(dá)探測到隱身飛機(jī)的概率低、不連續(xù)、時間短，很難在時空域上形成連續(xù)的搜索探測過程，出現(xiàn)目標(biāo)時間極短，隱身時域區(qū)間長。即在近距離支援干擾中，隱身飛機(jī)面臨來自地面防空武器的威脅極小。

2)三代機(jī)探測概率

圖15給出了三代機(jī)在無支援干擾掩護(hù)下，雷達(dá)瞬時探測概率的時變特點(diǎn)。

明顯地，0～308 s時間段內(nèi)，雷達(dá)的瞬時探測概率高、搜索探測連續(xù)性強(qiáng)，三代機(jī)很難在這種情況下突破防空區(qū)，完成突防作戰(zhàn)任務(wù)。為此，采用近距離支援干擾進(jìn)行掩護(hù)，開辟安全通道，降低雷達(dá)探測性能，聯(lián)立信干比公式(16)和信(干擾+噪聲)比公式(17)，以及干擾狀態(tài)的探測概率公式(22)，得到了四組不同干擾功率和干擾信號增益的瞬時探測概率，如圖16所示。

比較分析圖16(a)，(b)，(c)，(d)可知：

1) 三代機(jī)在隱身飛機(jī)近距離支援干擾狀態(tài)掩護(hù)下，瞬時探測概率受干擾信號功率和增益的影響。從四組干擾功率和干擾增益圖可見，干擾信號功率越大，增益越高，三代機(jī)的瞬時探測概率越低。

2) 對于隱身飛機(jī)的近距離支援干擾而言，隱身飛機(jī)以其優(yōu)越的隱身性能、超音速的巡航能力、良好的超機(jī)動性能和電子戰(zhàn)能力，可抵近防空系統(tǒng)近距離支援掩護(hù)作戰(zhàn)，不僅能保證自身飛行安全，還能大幅度提高飛行作戰(zhàn)的時域和空域范圍，與傳統(tǒng)作戰(zhàn)相比，優(yōu)勢較突出，這也將會成為未來的一種新的作戰(zhàn)模式。

4 結(jié)論

本文提出了隱身飛機(jī)近距離支援干擾模型，模擬相應(yīng)干擾場景，以雷達(dá)探測距離和探測概率為基礎(chǔ)，比較分析了有無干擾狀態(tài)下，雷達(dá)探測性能被影響的程度以及三代機(jī)突防過程中生存力的判斷，結(jié)果表明：對于防空雷達(dá)而言，隱身飛機(jī)能夠有效利用自身隱身優(yōu)勢和機(jī)動性能減小雷達(dá)對其探測概率。同時在近距離支援干擾下，能夠有效降低雷達(dá)探測目標(biāo)性能，縮減對目標(biāo)的探測距離，從而達(dá)到掩護(hù)三代機(jī)實(shí)現(xiàn)突防作戰(zhàn)的目的，進(jìn)而提升三代機(jī)的突防生存力，至此為陸空電子戰(zhàn)一體化系統(tǒng)對抗提供一種新思路，具有一定的理論參考意義和實(shí)際應(yīng)用價值。