彈道導彈突防干擾裝置工程應用技術

陳方予，薛曉強，郭冬子，馬 威，邵偉龍

(北京機電工程總體設計部，北京 100854)

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彈道導彈突防干擾裝置工程應用技術

陳方予，薛曉強，郭冬子，馬 威，邵偉龍

(北京機電工程總體設計部，北京 100854)

介紹了沿慣性彈道飛行的彈道導彈突防常用的幾種彈載干擾裝置，簡述了這幾種干擾裝置的用途和特點，分析了使用時可能需要重點考慮的問題。根據每種干擾裝置的用途和特點，說明了彈載突防干擾裝置工作時與彈頭之間應該具有合理的空間分布關系，并指出了一些干擾裝置應用的局限性。

彈道導彈；突防干擾裝置；工程應用技術

0 引言

彈道導彈突防使用多種手段，有整形隱身、調姿隱身、機動變軌飛行等，另外還使用自衛式(簡稱彈載突防干擾裝置)進行突防[1]。彈載突防干擾裝置的作用是干擾反導雷達和攔截彈導引頭對導彈的探測、識別和跟蹤，使反導武器難以攔截進攻導彈。彈載突防干擾裝置有多種，從使用方式上分為內置式和伴飛式，從干擾對象上分為雷達干擾裝置和紅外干擾裝置。不同使用方式、針對不同干擾對象的彈載突防干擾裝置各有特點，使用時為充分發揮各種干擾裝置的效能，需要根據各自特點，合理地設計使用條件。本文試論這些彈載突防干擾裝置的使用條件及相關技術。

1 彈道導彈突防干擾裝置應用

彈道導彈突防常用的彈載干擾裝置有：內置式雷達干擾機、伴飛式雷達干擾機、伴飛式紅外誘餌、伴飛式紅外雷達復合誘餌。

1.1 內置式雷達干擾機應用

彈道導彈突防使用的內置式雷達干擾機在功能上與機載干擾吊艙類似，但兩者工作環境不同，導致使用中需要解決的工程問題也不同。機載干擾吊艙掛于飛機機翼下，飛機平飛時，機身對干擾信號幾乎沒有遮擋，另外飛機飛行速度Ma數一般不超過3，氣動壓和氣動加熱對吊艙前端整流罩的力熱影響不嚴重，整流罩可以做的較薄，薄的整流罩有較好的寬頻帶特性和透波特性。內置式雷達干擾機安裝于彈頭內，彈頭鼻錐向防熱抗壓材料結構較厚，用于抗氣動熱燒蝕，透波性能相對較差，干擾機天線不宜安裝在彈頭鼻錐向位置，通常安裝在彈頭斜錐面上，導彈在作隱身調姿和再入零攻角飛行時，彈頭的斜錐面可能會遮擋前向輻射的干擾信號，可能需要多個天線才能覆蓋需要干擾的角域；同時彈道導彈飛行速度高，再入時氣動加熱現象嚴重，干擾機天線需要使用防熱透波罩，一般材料的防熱透波罩難以做薄(做成薄壁天線罩)，厚壁天線罩設計是基于天線罩兩個界面的反射波對消機理，透波性能與傳輸信號波長相關，具有窄帶、周期性特性[2]，如果彈頭內安裝有雷達導引頭，彈頭天線罩設計時不但要考慮干擾機工作頻率，還要兼顧雷達導引頭的工作頻率。內置式雷達干擾機天線罩設計時需要均衡多方面因素，綜合考慮。提高干擾機有效輻射功率(ERP)可以部分緩解天線罩干擾信號透波率低的影響。

1.2 伴飛式雷達干擾機應用

伴飛式雷達干擾機使用時，由導彈在真空中釋放，被釋放的干擾機依靠慣性與導彈一同在空間伴飛[3]。導彈釋放干擾機的時機、角度和速度決定了二者后續在空間飛行時的相對位置關系，而這一位置關系將影響干擾機對導彈的掩護效果，下面分析使用伴飛式雷達干擾機時，選擇釋放時機、角度和速度需要考慮的因素。

1.2.1 釋放時機

伴飛式雷達干擾機釋放時機選擇在導彈進入真空飛行后，盡可能早釋放，其原因一是釋放結束后，導彈可立即采取調姿隱身措施，有利于導彈隱身措施的發揮；二是釋放干擾機時導彈通常需要轉動，轉動的導彈在反導雷達觀測方向上可能會出現較大的RCS值，易于被反導雷達截獲，同時如果反導雷達監測到干擾機的釋放過程，則有可能削弱干擾機的使用效果；三是每個被釋放的干擾裝置本身就具有RCS特征，能夠起到類似雷達誘餌的作用，盡早釋放，可盡早發揮作用。

1.2.2 釋放角度和釋放速度

當雷達干擾機釋放時機確定后，干擾機釋放角度、釋放速度需要聯合設計，以保證在導彈受反導雷達威脅時間段內，干擾機與導彈有合理的空域分布關系。一個彈道導彈突防單部反導雷達時，典型的攻防武器位置幾何關系如圖1所示。

圖1 突破單部反導雷達時典型的攻防武器位置幾何關系

1)在反導雷達威脅區間內[4]，即自反導雷達截獲彈頭開始(圖1中AD段)，至攔截交會角超過攔截彈允許最大交會角α止(圖1中DE段)，反導雷達觀測彈頭時，干擾機與彈頭應同在一個雷達波束內，使得反導雷達觀測彈頭時，干擾機能夠對反導雷達實施主瓣干擾。如果干擾機不能與彈頭同在一個雷達波束內，反導雷達觀測彈頭時，進入雷達接收機的干擾信號在功率上將會損失一個雷達天線主瓣增益值，通常會達到20dB以上，導致干擾信號能量大量浪費，使得干擾效果降低。

2)在反導雷達威脅區間內，干擾機應具有合理的飛行姿態，使得干擾機天線主瓣寬度β能夠覆蓋地面反導雷達布設區域(圖1中DF段)。如果干擾機天線主瓣不能覆蓋地面反導雷達，同樣，到達反導雷達的干擾信號功率將損失一個干擾機天線增益的數值，通常能達到10dB以上。干擾機空間飛行姿態由釋放角決定，穩定性通過自旋和干擾機結構設計來實現。干擾機在大氣層外飛行時，通過自旋將橫向擾動轉化為章動，保持干擾機天線指向的穩定；在大氣層內飛行時，通過干擾機整機結構設計，利用氣動力穩定干擾機天線的指向，干擾機的靜穩定度通常需要達到2%以上[5-6]。顯然自旋速度越大，靜穩定度越高，干擾機姿態越穩定，干擾機天線的擺角越小。考慮到干擾機需要長距離飛行，且干擾機一旦被釋放后在真空中沒有二次自定姿能力，進入大氣層后，不能配平攻角，基本上采取零攻角飛行，同時注意到反導火力點布設范圍可能是一個較廣的區域，在目前干擾機難以使用窄波束瞄準反導雷達的情況下，干擾機天線需要具有較寬的波束，通常不小于100°×100°。

3)在反導雷達威脅區間內，反導雷達觀測導彈時，干擾機應位于導彈前方，前置距離R應能使電波在這一距離上往返傳輸時間Δt大于回答式干擾機的反應時間τ，如圖2所示。其目的是使彈頭回波信號在到達反導雷達時間(TOA)上混夾在干擾信號中間，這一做法在干擾機采用窄帶瞄頻噪聲干擾信號模式時是十分必要的，如圖3所示。即使干擾機工作在多假目標信號模式，這一做法也是十分有益的，因為混夾在假目標中間的導彈(如圖4所示)要比前置在假目標前面的導彈(如圖5所示)難以被反導雷達識別和跟蹤。而當干擾機采用寬帶噪聲遮蓋干擾信號模式時，則這一前置距離是不必要的。

彈道導彈突防單部反導雷達時，滿足1)～3)條要求的釋放時機、釋放角度和釋放速度數值可能是一個區間。當突防多部反導雷達，且多部反導雷達布設在不同位置時，滿足突防各單部反導雷達的釋放時機、釋放角度和釋放速度數值區間之間可能沒有交集，需要按突防反導雷達的威脅等級逐步進行取舍或使用多個伴飛式雷達干擾機分別進行突防。

圖2 干擾機前置導彈距離

圖3 噪聲信號淹沒導彈回波信號

圖4 導彈回波信號混夾在電子假目標波信號中

圖5 導彈回波信號超前電子假目標波信號

1.3 伴飛式紅外誘餌應用

彈道導彈使用伴飛式紅外誘餌的思想與飛機使用機載紅外誘餌彈(曳光彈)類似，目的是誘騙攔截彈紅外導引頭，保護導彈。伴飛式紅外誘餌的釋放方式與伴飛式雷達干擾機相同，由導彈在真空中釋放，釋放后誘餌與導彈伴飛。同樣，紅外誘餌工作時也需要與導彈之間保持一定的合理位置關系，這一合理的位置關系同樣也與釋放時機、釋放角度和釋放速度有關。伴飛式紅外誘餌釋放時，確定釋放時機、釋放角度和釋放速度時需要考慮下面因素。

1.3.1 釋放時機

與伴飛式雷達干擾機一樣，為使導彈隱身措施充分發揮作用，釋放時機應選擇在導彈進入真空飛行段后，盡可能早釋放。需要注意的是，紅外誘餌屬于高耗能設備，釋放后如果立即展開成形工作(指實體紅外誘餌)，到進入再入段時，可能會飛行很長一段時間，紅外誘餌需要大量能量維持這段時間的工作，難度可能比較大，一種較為合理的作法是在紅外誘餌中設置延時工作機構，待誘餌飛至反導雷達威脅導彈時，再展開成形工作。誘餌工作延時時間由導彈任務規劃系統生成并加載至誘餌延時機構中。

紅外誘餌彈道系數與彈頭相差較大，不能伴隨彈頭飛進大氣層，通常只用于彈道導彈中段突防。

1.3.2 釋放角度和速度

紅外誘餌與機載曳光彈類似，用于誘騙攔截彈紅外導引頭。紅外誘餌距彈頭不宜過遠，在攔截彈中末制導交班時，誘餌與彈頭應同在一個攔截彈紅外導引頭視場角內，且后續時間內盡可能長時間的保持與彈頭同在一個攔截彈紅外導引頭視場角內，提高誘餌的使用效能。

攔截彈道導彈的攔截彈在真空中采用直接碰撞式攔截，殺傷半徑小于大氣層內的破片殺傷攔截器。紅外誘餌距彈頭的距離不必過遠，理論上在攔截彈攔截區域內，保持與彈頭的距離超過攔截彈的殺傷半徑即可，實際中，為可靠起見，需要在幾十米量級。

攔截彈攔截彈頭時，與彈頭的距離是一個由遠而近的過程，攔截彈觀察目標時，目標是一個由小變大的過程，側前向的紅外誘餌對攔截彈除具有側向角度誘騙作用外，還具有前向“阻擋”作用，干擾效果要好于側后向的紅外誘餌。紅外誘餌的釋放易采用較低的釋放速度，將誘餌設置在攔截彈來襲方向的側前方，如圖6所示。

圖6 紅外誘餌位于彈頭側前方

1.4 伴飛式紅外雷達復合誘餌應用

伴飛式紅外雷達復合誘餌同時兼有雷達特性和紅外特性，可作為獨立誘餌使用，即釋放后誘餌工作時可與導彈不在同一雷達波束內，可在單獨方向上吸引反導武器去攔截，其雷達特性和紅外特性可一直支持反導武器對其進行跟蹤，直到被攔截彈擊毀為止。考慮到彈道導彈使用彈載突防裝置的根本目的是掩護導彈突防，消耗反導武器的攔截彈數量不是最終目的，彈載突防裝置的任務是在導彈受反導武器威脅時段內保護導彈，為導彈突防贏得時間，因此伴飛式紅外雷達復合誘餌工作時與其他伴飛式干擾裝置一樣，與進攻導彈之間也需要保持合理的位置關系，釋放時也要合理地選擇釋放時機、釋放角度和釋放速度，具體需要考慮的因素如下：

1)釋放時機的考慮與伴飛式雷達干擾機和伴飛式紅外誘餌相同，即導彈在進入真空段后盡早釋放伴飛式紅外雷達復合誘餌。

2)伴飛式紅外雷達復合誘餌工作時應與導彈同在一個雷達波束內，干擾反導雷達對導彈識別。

3)在攔截彈中末制導交班時，伴飛式紅外雷達復合誘餌與導彈應同在一個攔截彈紅外導引頭視場角內，干擾攔截彈紅外導引頭對導彈識別。

4)伴飛式紅外雷達復合誘餌應位于導彈側前方，“阻擋”攔截彈攻擊導彈。

5)伴飛式紅外雷達復合誘餌作為紅外誘餌，距導彈距離不必過遠，幾十米距離即可。

6)伴飛式紅外雷達復合誘餌彈道系數與彈頭相差較大，同樣不能伴隨彈頭飛進大氣層，通常也只用于彈道導彈中段突防。

2 結束語

本文討論了沿慣性彈道飛行的彈道導彈突防常用的幾種彈載干擾裝置工程的應用問題。當前彈道導彈攔截技術和突防技術發展迅速，后續彈道導彈可能采取滑翔變軌飛行方式[7]，滑翔變軌飛行的彈道導彈能否使用這些突防干擾裝置和怎樣使用這些突防干擾裝置，都需進一步加以研究。■

[1] 田波,李洪兵,王春陽.彈道導彈突防中的對抗技術研究[J].飛航導彈, 2011(4)：51-54.

[2] 彭望澤，等. 防空導彈天線罩[M].北京：中國宇航出版社，1993.

[3] 劉石泉.彈道導彈突防技術導論[M].北京：中國宇航出版社,2002.

[4] 趙蕾，陳方予，等. 彈道導彈預警SM-3攔截彈可行性分析[J].現代防御技術,2016(1)：40-45.

[5] 唐勝景. 彈道靜穩定度動態變化范圍研究[J].北京理工大學學報,1999,19(6)：678-681.

[6] 和爭春,汪清,何開鋒,等. 飛行器靜穩定裕度定義方法研究[J].空氣動力學學報,2004,22(2)：245-248.

[7] 陳方予，等.高速滑翔導彈攻防對抗研究[J].固體導彈技術,2013(4)：10-17.

Engineering application technology of ballistic missile penetration interference device

Chen Fangyu, Xue Xiaoqiang, Guo Dongzi, Ma Wei, Shao Weilong

(Beijing System Design Institute of Mechanical-Electrical Engineering, Beijing 100854, China)

Several kinds of missile-borne penetration interference device usually used by ballistic missile flying along inertial trajectory are introduced. The use and the character of these devices are narrated simply. Some important problems to be solved are indicated. According to the use and the character of every kind of these devices, it is explained that there should be reasonable space location relation between warhead and missile-borne penetration interference devices, and the restrictions of application of interfering devices are indicated.

ballistic missile;penetration interfering device;engineering application technology

2016-07-18；2016-08-29修回。

陳方予(1963-)，男，研究員，主要研究方向為導彈突防技術。

TN97

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