高建軍

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng)471009)

0 引言

在遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈方面:美國(guó)的“不死鳥”AIM-54C遠(yuǎn)距攔截空空導(dǎo)彈最大射程達(dá)到150 km;另外,美國(guó)一方面重新開始射程達(dá)300 km的先進(jìn)遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈研制,另一方面對(duì)A IM-120中距空空導(dǎo)彈換裝新型涵道式火箭發(fā)動(dòng)機(jī),提高射程,滿足近期美軍對(duì)遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的需求。俄羅斯正為R-77加裝火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),使之射程達(dá)400 km;同時(shí)進(jìn)行KS-172型遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的研制工作,KS-172型導(dǎo)彈射程為400 km。俄羅斯也正在對(duì)Kh-31空地反輻射導(dǎo)彈進(jìn)行改裝,使該彈具有200 km以上的射程,用以攻擊空中預(yù)警機(jī)。歐洲導(dǎo)彈制造商MBDA公司研制的,使用沖壓式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、最大射程達(dá)150 km的“流星”中距空空導(dǎo)彈也正在抓緊研制。

設(shè)計(jì)一種反預(yù)警機(jī)的導(dǎo)彈,導(dǎo)彈的火控系統(tǒng)必須絕對(duì)過硬,導(dǎo)彈不僅要探測(cè)到(300～400)km外的目標(biāo),還要有精確測(cè)距能力,使導(dǎo)彈得到精確的起始目標(biāo)位置,以找出能量消耗最經(jīng)濟(jì)的航路飛向目標(biāo),確保導(dǎo)彈能達(dá)到最大射程。導(dǎo)彈還應(yīng)具備一定的人工智能,避免作戰(zhàn)時(shí)把密集編隊(duì)的飛機(jī)誤當(dāng)成大型飛機(jī),由于超遠(yuǎn)程導(dǎo)彈動(dòng)輒幾百萬(wàn)美元的造價(jià),若需耗在低價(jià)值飛機(jī)上,實(shí)在是一種浪費(fèi)。采用先進(jìn)制導(dǎo)技術(shù),進(jìn)一步提高命中精度。如采用全球定位系統(tǒng)(GPS)修正慣導(dǎo)誤差,或采用紅外成像、毫米波雷達(dá)自動(dòng)尋的作為末制導(dǎo)以提高精度,使導(dǎo)彈在復(fù)雜電磁環(huán)境下的生存能力增強(qiáng)。

為此需要采用復(fù)合制導(dǎo)技術(shù),復(fù)合制導(dǎo)解決了超視距空戰(zhàn)問題。

1 復(fù)合制導(dǎo)

復(fù)合制導(dǎo)是指導(dǎo)彈自主飛行彈道中不同時(shí)間段采用不同的制導(dǎo)方式和制導(dǎo)律的制導(dǎo)模式。導(dǎo)彈在攻擊中遠(yuǎn)距目標(biāo)時(shí),飛行初段和中段采用慣導(dǎo),并為導(dǎo)彈配以必需的數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備解決中段目標(biāo)修正,使導(dǎo)彈在自動(dòng)駕駛儀和慣導(dǎo)控制下靠近目標(biāo),直至導(dǎo)引頭完全鎖定目標(biāo)。飛行末段采用主動(dòng)雷達(dá)或紅外導(dǎo)引頭攻擊目標(biāo)。如中距空空導(dǎo)彈 AIM-120A、R-77,遠(yuǎn)距截?fù)粜涂湛諏?dǎo)彈AIM-54A“不死鳥”、AA-9“阿莫斯”等均采用此制導(dǎo)方式。KS-172型導(dǎo)彈采用無(wú)彈翼、尾部控制的氣動(dòng)外形布局,制導(dǎo)系統(tǒng)采用復(fù)合制導(dǎo),即慣性加指令修正中制導(dǎo)和主動(dòng)雷達(dá)末制導(dǎo)。AIM-120A是全數(shù)字式制導(dǎo),采用慣性中制導(dǎo)和互波段(8 GHz～10 GHz)PD主動(dòng)雷達(dá)末制導(dǎo)相結(jié)合的復(fù)合制導(dǎo),這提高了導(dǎo)彈最大發(fā)射距離和載機(jī)的解脫距離,并使導(dǎo)彈具有多目標(biāo)攻擊和“發(fā)射后不管”能力。該彈有三種中制導(dǎo)方式:慣導(dǎo)、指令慣導(dǎo)和雷達(dá)干擾尋的;有三種末制導(dǎo)方式:高脈沖重復(fù)頻率主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo),中脈沖重復(fù)頻率主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)和雷達(dá)干擾尋的。AMRAAM能夠測(cè)定目標(biāo)與導(dǎo)彈的相對(duì)位置,其主要目的是預(yù)測(cè)目標(biāo)機(jī)動(dòng)和剩余飛行時(shí)間,以便利用更先進(jìn)的導(dǎo)引規(guī)律對(duì)付大機(jī)動(dòng)的目標(biāo)。

1.1 組合導(dǎo)航系統(tǒng)

用作傳感器的慣性器件有各種陀螺和加速度計(jì),分別用于測(cè)量導(dǎo)彈的姿態(tài)角、姿態(tài)角速度和線加速度。直接用于反饋的慣性器件其精度要求較低,而兼用于捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中的慣性器件其精度要求較高。它由分別固定在三個(gè)彈體軸上測(cè)量其線加速度的加速度計(jì)、測(cè)量角速度的速率陀螺、相應(yīng)的頻率代碼變換電路和數(shù)字微處理器構(gòu)成。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)具有自主性強(qiáng)、隱蔽性好的特點(diǎn),因而在空空導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)中得到了廣泛的應(yīng)用。美國(guó)的“不死鳥”AIM-54C遠(yuǎn)距攔截空空導(dǎo)彈、A IM-120中距空空導(dǎo)彈和通用動(dòng)力公司的AAAM概念遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈,以及俄羅斯的 R-77中距空空導(dǎo)彈和KS-172遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈,歐洲的“流星”中距空空導(dǎo)彈等就采用了慣導(dǎo)系統(tǒng)作為中制導(dǎo)手段。

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的不足之處,是其導(dǎo)航誤差隨工作時(shí)間的加長(zhǎng),呈快速增長(zhǎng)的態(tài)勢(shì),這主要是由于慣導(dǎo)系統(tǒng)中未能補(bǔ)償?shù)舻耐勇萜坪图铀俣扔?jì)零位偏置造成的。因此,在遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈中,都采用一個(gè)非慣性的輔助導(dǎo)航系統(tǒng),周期性地對(duì)自主工作的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行修正。遠(yuǎn)程無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)、全球定位系統(tǒng)(例如GPS,GLONASS等),都可用作構(gòu)成組合導(dǎo)航系統(tǒng)的輔助導(dǎo)航系統(tǒng)。

當(dāng)然,兩個(gè)系統(tǒng)組合的結(jié)果,會(huì)使這個(gè)系統(tǒng)失去慣導(dǎo)系統(tǒng)原來具有的自主性或隱蔽性。當(dāng)然,也可以采取一些彌補(bǔ)措施。例如,對(duì)導(dǎo)航雷達(dá)的發(fā)射信號(hào)進(jìn)行加密,對(duì)接收到的GPS或GLONASS信號(hào)采取一些抗干擾措施等。

組合導(dǎo)航系統(tǒng)中,兩個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)的組合方式有兩種:松耦合和緊耦合。根據(jù)最佳控制理論的原理,利用卡爾曼濾波器,先對(duì)非慣導(dǎo)系統(tǒng)的輸出量求取最佳估值,然后再用于對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行修正,稱之為“串行耦合”或松耦合?，F(xiàn)代的組合導(dǎo)航系統(tǒng),則進(jìn)一步采用數(shù)據(jù)融合理論,利用兩個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航參數(shù)觀測(cè)差,通過最優(yōu)組合的導(dǎo)航用卡爾曼濾波器,求取它們的最佳估值。這個(gè)濾波器既是兩個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)接口,又是數(shù)據(jù)融合的最佳估計(jì)與濾波裝置,稱之為緊耦合導(dǎo)航系統(tǒng)。A IM-120D導(dǎo)彈通過采用GPS輔助導(dǎo)航系統(tǒng)改進(jìn)了制導(dǎo)性能,通過采用新的制導(dǎo)軟件,改進(jìn)了導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)性能。

組合導(dǎo)航系統(tǒng)目前的研究重點(diǎn):改進(jìn)的GPS/INS、抗干擾GPS系統(tǒng)和微機(jī)電系統(tǒng)戰(zhàn)術(shù)慣性測(cè)量裝置。

1.2 數(shù)據(jù)鏈和導(dǎo)引頭

數(shù)據(jù)鏈指令修正系統(tǒng)傳送載機(jī)測(cè)量的目標(biāo)信息給導(dǎo)彈,雙向數(shù)據(jù)鏈增加了導(dǎo)彈在擊中目標(biāo)之前將目標(biāo)數(shù)據(jù)發(fā)回給載機(jī)的功能。

A IM-120導(dǎo)彈有三種中制導(dǎo)方式:慣導(dǎo)、指令慣導(dǎo)和雷達(dá)干擾尋的。

美國(guó)空軍委托雷神公司繼續(xù)實(shí)施A IM-120C先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈改進(jìn)計(jì)劃,以便在未來10年與歐洲聯(lián)合發(fā)展的“流星”中距空空導(dǎo)彈進(jìn)行競(jìng)爭(zhēng)。其改進(jìn)的重點(diǎn)包括加裝一種新的雙向數(shù)據(jù)鏈,以提高導(dǎo)彈的命中精度。

A IM-120D導(dǎo)彈還加裝了雙向數(shù)據(jù)鏈,該數(shù)據(jù)鏈可以使導(dǎo)彈在擊中目標(biāo)之前將目標(biāo)數(shù)據(jù)發(fā)回給戰(zhàn)斗機(jī)。這是進(jìn)行超視距攻擊應(yīng)具備的關(guān)鍵特性。

MBDA公司正在研制的“流星”超視距空空導(dǎo)彈(BVRAAM)也加裝了可靠的數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行中段制導(dǎo)修正,并計(jì)劃采用雙向數(shù)據(jù)鏈。

R-77制導(dǎo)方式為慣導(dǎo)加指令修正和主動(dòng)雷達(dá)末制導(dǎo),計(jì)劃飛行階段用數(shù)據(jù)鏈控制。

導(dǎo)引頭是導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的目標(biāo)探測(cè)跟蹤環(huán)節(jié),它根據(jù)目標(biāo)的有關(guān)信息(無(wú)線電波、熱輻射或其它形式能量)來探測(cè)、截獲和跟蹤目標(biāo),同時(shí)測(cè)量導(dǎo)彈與目標(biāo)之間的視線角速度,給導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)提供導(dǎo)引信號(hào),有時(shí)還向近炸引信、推進(jìn)系統(tǒng)、發(fā)控系統(tǒng)和載機(jī)火控系統(tǒng)提供必要的信息。中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈一般采用雷達(dá)導(dǎo)引頭和紅外導(dǎo)引頭。

美國(guó)的“不死鳥”AIM-54C遠(yuǎn)距攔截空空導(dǎo)彈采用主動(dòng)多普勒雷達(dá)導(dǎo)引頭作為末制導(dǎo)。

A IM-120是全數(shù)字式制導(dǎo),有三種末制導(dǎo)方式:高脈沖重復(fù)頻率主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)、中脈沖重復(fù)頻率主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)和雷達(dá)干擾尋的。AMRAAM能夠測(cè)定目標(biāo)與導(dǎo)彈的相對(duì)位置,其主要目的是預(yù)測(cè)目標(biāo)機(jī)動(dòng)和剩余飛行時(shí)間,以便利用更先進(jìn)的導(dǎo)引規(guī)律對(duì)付大機(jī)動(dòng)的目標(biāo)。在較遠(yuǎn)距離上用高脈沖重復(fù)頻率測(cè)速,以提高導(dǎo)引頭截獲距離,而在低空下視或近距時(shí),應(yīng)用中脈沖重復(fù)頻率,以提高對(duì)目標(biāo)的分辨率和低空下視能力。目前,美國(guó)正在按照“被動(dòng)式附加導(dǎo)引頭天線”計(jì)劃,為AIM-120研制一種被動(dòng)式反輻射附加導(dǎo)引頭,使AIM-120具有雙模(dual-mode)作戰(zhàn)能力。當(dāng)目標(biāo)飛機(jī)的空中攔截雷達(dá)正在輻射電波時(shí),附加導(dǎo)引頭可以使AIM-120向目標(biāo)飛機(jī)被動(dòng)制導(dǎo)發(fā)射,這樣美國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)不需使用自身的雷達(dá),AIM-120的被動(dòng)導(dǎo)引頭就能自動(dòng)搜索目標(biāo)雷達(dá)輻射的無(wú)線電能量。如果目標(biāo)飛機(jī)雷達(dá)停止工作,AIM-120導(dǎo)彈將自動(dòng)轉(zhuǎn)為主動(dòng)導(dǎo)引頭工作模式。

A IM-120B可能采用一個(gè)新的雙模導(dǎo)引頭,它的多頻譜導(dǎo)引頭將能選擇多種頻率以增加導(dǎo)彈頭尋的預(yù)定目標(biāo)的能力。多頻譜導(dǎo)引頭的第一階段是概念設(shè)計(jì)(處理多個(gè)探測(cè)器和模態(tài)的算法研究,導(dǎo)引頭對(duì)付目標(biāo)威脅和電子干擾的性能評(píng)估,掛飛實(shí)驗(yàn)計(jì)劃,性能價(jià)格權(quán)衡研究)。

由于世界各國(guó)對(duì)新一代雷達(dá)型空空導(dǎo)彈提出各種各樣的要求,并且主要用于裝備第四代戰(zhàn)斗機(jī),因此導(dǎo)致新一代雷達(dá)型空空導(dǎo)彈需要采用模塊化結(jié)構(gòu),可以使導(dǎo)彈更換不同型號(hào)的導(dǎo)引頭:雷達(dá)頭、紅外頭等。其特點(diǎn)是導(dǎo)彈具有“發(fā)射后不管”能力,采用同一制導(dǎo)規(guī)律及共用導(dǎo)彈頭部窗口進(jìn)行兩種模式信號(hào)檢測(cè),可以互補(bǔ)雷達(dá)、紅外技術(shù)優(yōu)勢(shì),利用紅外的良好抗電磁干擾、角分辨率高的特點(diǎn)。目前,A IM-120D采用模塊化結(jié)構(gòu)。

通用動(dòng)力公司等提出的AAAM概念導(dǎo)彈在彈道末段轉(zhuǎn)變?yōu)榘胫鲃?dòng)雷達(dá)制導(dǎo)。導(dǎo)彈有一雙模導(dǎo)引頭,中間為紅外導(dǎo)引頭,導(dǎo)引頭周圍包著雷達(dá)天線,在攻擊的最后階段將天線罩拋離,以便讓紅外導(dǎo)引頭工作。在該項(xiàng)目被取消之前,曾考慮增大導(dǎo)彈容積以解決X-波段雷達(dá)的問題。

雷神公司等提出的AAAM概念導(dǎo)彈采用大孔徑,大功率主動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭。然而,中段制導(dǎo)是半主動(dòng)的,在末段采用主動(dòng)成像紅外和跟蹤干擾的復(fù)合制導(dǎo)。

MBDA公司“流星”超視距空空導(dǎo)彈末段采用主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo),并計(jì)劃采用主動(dòng)雷達(dá)/紅外成像雙模導(dǎo)引頭。

R-77的導(dǎo)引頭為多功能單脈沖多普勒主動(dòng)雷達(dá)頭,工作在J波段(10 GHz～20 GHz),對(duì)于5m2雷達(dá)反射面積目標(biāo)的截獲距離為十幾公里,可在極短的距離上被激活發(fā)射。此外,俄羅斯對(duì)R-77的改進(jìn)還有:采用紅外導(dǎo)引頭;裝用被動(dòng)雷達(dá)尋的頭,用來進(jìn)行空對(duì)地壓制或攻擊其他敵機(jī)。

目前正在加緊進(jìn)行毫米波、紅外等末端導(dǎo)引頭算法研制、傳感器融合、光學(xué)相關(guān)技術(shù)、電子處理器等信號(hào)處理器性能改進(jìn)工作。

2 控制原理和控制方式

飛行控制系統(tǒng)(簡(jiǎn)稱飛控系統(tǒng))是導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的重要組成部分,一般由自動(dòng)駕駛儀與彈體動(dòng)力學(xué)環(huán)節(jié)構(gòu)成閉合回路。在飛控系統(tǒng)中,自動(dòng)駕駛儀通常包括傳感器、控制電路、氣動(dòng)舵機(jī)與推力矢量執(zhí)行機(jī)構(gòu)等彈上設(shè)備;而彈體動(dòng)力學(xué)通常包括氣動(dòng)力控制面、推力矢量控制面和彈體,彈體是受控對(duì)象。在彈體動(dòng)力學(xué)已經(jīng)確定的條件下,飛控系統(tǒng)的任務(wù)就要通過自動(dòng)駕駛儀來完成。

飛控系統(tǒng)的任務(wù)分為穩(wěn)定和控制兩個(gè)部分。在導(dǎo)彈飛行條件變化或受到外部干擾時(shí),系統(tǒng)要保持導(dǎo)彈姿態(tài)不變或限制姿態(tài)角速度值,并保證導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性,并可快速準(zhǔn)確地按控制指令改變導(dǎo)彈的姿態(tài)和實(shí)現(xiàn)要求的橫向機(jī)動(dòng)過載。

先進(jìn)的中距空空導(dǎo)彈,其典型飛控系統(tǒng)一般采用多狀態(tài)變量反饋的控制方式。其俯仰和偏航通道反饋的狀態(tài)變量有彈體角速度、偽攻角和橫向過載。橫滾通道采用橫滾角速度和角位置反饋。同時(shí)配有捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)和彈載計(jì)算機(jī),能實(shí)現(xiàn)慣性參考自適應(yīng)控制,以保證在各種飛行條件下使系統(tǒng)達(dá)到最佳穩(wěn)定性和操縱性。

遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈使用的控制方式可以分為以下三種。

(1)按控制通道分類

控制導(dǎo)彈的目的是使導(dǎo)彈的質(zhì)心在遇靶瞬間與目標(biāo)的距離達(dá)到最小。目前,一般導(dǎo)彈都是通過對(duì)姿態(tài)的控制間接實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的控制。導(dǎo)彈姿態(tài)在空間有三個(gè)自由度,即俯仰、偏航和橫滾運(yùn)動(dòng),故對(duì)應(yīng)的導(dǎo)彈控制有三個(gè)通道。根據(jù)導(dǎo)彈的尺寸大小、功能要求不同,空空導(dǎo)彈具有以下三種控制方式:單通道控制方式、三通道控制方式和五通道控制方式。

(2)STT和BTT控制方式

根據(jù)對(duì)導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)(升力)方位的控制方法不同,可分為STT和BTT兩種控制方式。STT稱為側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制,它是導(dǎo)彈的一種常用控制方式。STT控制方式是通過相互垂直且獨(dú)立的上/下(俯仰)和左/右(偏航)兩個(gè)通道共同作用來完成導(dǎo)彈所需的轉(zhuǎn)彎運(yùn)動(dòng)。這種控制方式允許導(dǎo)彈側(cè)滑,也允許有一定的滾動(dòng),系統(tǒng)設(shè)計(jì)相對(duì)簡(jiǎn)單。但是,這種控制方式不適用于非軸對(duì)稱外形或者不允許側(cè)滑運(yùn)動(dòng)的導(dǎo)彈。

BTT稱為傾斜轉(zhuǎn)彎控制,它是導(dǎo)彈的一種新型控制方式。該方式基本消除了導(dǎo)彈的側(cè)滑運(yùn)動(dòng),除用一個(gè)或兩個(gè)通道同時(shí)產(chǎn)生控制力外,控制方位由橫滾控制通道來完成。導(dǎo)彈的另一通道(如偏航)主要用于控制導(dǎo)彈協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎并限制或消除導(dǎo)彈的側(cè)滑。BTT控制方式主要用于氣動(dòng)布局為非軸對(duì)稱的導(dǎo)彈。

(3)氣動(dòng)力和推力矢量控制方式

根據(jù)導(dǎo)彈控制力的產(chǎn)生方式可分為氣動(dòng)力控制、推力矢量控制和氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制等三種控制方式。

1)氣動(dòng)力控制方式

空空導(dǎo)彈一般采用氣動(dòng)力控制方式。氣動(dòng)力控制方式的局限性在于它受導(dǎo)彈飛行狀態(tài)的限制。當(dāng)導(dǎo)彈速度小或飛行高度高,需要較大的過載進(jìn)行轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)時(shí),將由于導(dǎo)彈的可用過載小而不能滿足系統(tǒng)要求。

2)推力矢量控制方式

推力矢量控制的特點(diǎn)在于其控制力為發(fā)動(dòng)機(jī)推力分量,因而基本與導(dǎo)彈的飛行狀態(tài)(速度、高度)無(wú)關(guān)?？梢栽诳諝庀”〉母呖?20 km以上),也可在導(dǎo)彈低速下給導(dǎo)彈提供足夠的控制力,這是氣動(dòng)力控制方式不可比擬的。

3)氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制方式

由于導(dǎo)彈的質(zhì)量和尺寸的限制,制約了發(fā)動(dòng)機(jī)的最大裝藥量,限制了導(dǎo)彈全程矢量控制的采用,因而采用氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制方式。

“流星”導(dǎo)彈采用的控制方式:傾斜轉(zhuǎn)彎(BTT)和側(cè)滑轉(zhuǎn)彎(STT)。如圖 1所示,“流星”導(dǎo)彈采用了正常氣動(dòng)布局,靜穩(wěn)定尾翼控制,雙下側(cè)二元進(jìn)氣道,相互間隔90°徑向角,呈面對(duì)稱設(shè)置。四片全動(dòng)梯形尾舵,兩片固定彈翼,與二元進(jìn)氣道一起呈軸對(duì)稱設(shè)置,可通過推力矢量控制實(shí)現(xiàn)大離軸角發(fā)射或進(jìn)行中途修正。

圖1 “流星”導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)示意圖

與A IM-120等軸對(duì)稱彈體導(dǎo)彈不同,“流星”導(dǎo)彈的最大升力面的法向力大于其他方向的法向力。因此,其氣動(dòng)布局構(gòu)成升力彈體。只有采用BTT機(jī)動(dòng)控制模式才能避免大的側(cè)滑角給進(jìn)氣道性能帶來的不利影響并獲取較大的橫向過載能力。

A IM-120采用大細(xì)長(zhǎng)比、小翼展、尾部控制的正常式氣動(dòng)外形布局,其優(yōu)點(diǎn)是需要的舵機(jī)功率遠(yuǎn)小于彈翼控制方式,因而可以使用重量輕、體積小的機(jī)電伺服系統(tǒng)。

雷神公司等提出的AAAM概念導(dǎo)彈采用傾斜轉(zhuǎn)彎而不是側(cè)滑轉(zhuǎn)彎,以節(jié)省能耗。

法國(guó)馬特拉公司的“米卡”(MICA)空空導(dǎo)彈采用推力矢量控制與傳統(tǒng)氣動(dòng)控制舵相結(jié)合的方式。俄羅斯的AA-11“弓箭手”空空導(dǎo)彈配備了三種伺服系統(tǒng)即滾動(dòng)控制、推力矢量控制和鴨式氣動(dòng)舵控制,其推力矢量控制采用擋流片方案,導(dǎo)彈最大過載達(dá)50 g。

俄羅斯的R-77采用正常式氣動(dòng)布局,但在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上有其獨(dú)到之處,首次在空空導(dǎo)彈上采用四片格柵式尾翼舵面,取代傳統(tǒng)的空氣動(dòng)力控制舵面,以減輕尾翼重量,減少大攻角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的氣流分離,減小舵面氣動(dòng)鉸鏈力矩,從而減小舵機(jī)功率,增大氣動(dòng)升力和控制力矩,降低舵機(jī)能源,提高低速飛行時(shí)的穩(wěn)定性和高速飛行時(shí)的機(jī)動(dòng)性,改變舵的格柵數(shù)量就可能改變尾翼特性,這種燃?xì)鈩?dòng)力偏轉(zhuǎn)裝置可使導(dǎo)彈以150°/s的速度轉(zhuǎn)彎,能攻擊過載超過12 g的目標(biāo),提高了導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)能力。

3 結(jié)束語(yǔ)

借鑒國(guó)外發(fā)達(dá)國(guó)家研制遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的成功經(jīng)驗(yàn),積極采用成熟的技術(shù),盡快地研制出性能優(yōu)良的遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈,提高我軍戰(zhàn)斗力。

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