劉 浩，張士衛(wèi)

(中國空空導彈研究院，洛陽 471009)

隱身是現(xiàn)代戰(zhàn)機設計的主流設計形式，包括隱身戰(zhàn)機和隱身無人作戰(zhàn)飛機等。為了保證隱身戰(zhàn)機在巡航以及突防過程中的隱身性能，國內(nèi)外的先進空空導彈武器發(fā)射系統(tǒng)均采用內(nèi)埋彈射發(fā)射方式［1-4］。但是隨著研究的深入，發(fā)現(xiàn)隱身戰(zhàn)機在發(fā)射空空導彈過程中需要打開寬大的主武器艙門，并在導彈發(fā)射完成之后再關閉主武器艙門，整個過程需要持續(xù)6～10 s，在此過程中，隱身戰(zhàn)機的RCS急劇增加，如此之長的時間和急劇增加的RCS強度足夠敵方雷達搜索并穩(wěn)定跟蹤隱身戰(zhàn)機，嚴重影響隱身戰(zhàn)機安全。為了避免隱身戰(zhàn)機在發(fā)射空空導彈時失去隱身性能，本文提出一種新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術。該新型技術致力于降低空空導彈發(fā)射時對隱身戰(zhàn)機RCS的影響，實現(xiàn)隱蔽發(fā)射，提高空空導彈攻擊的突然性。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

1.1 內(nèi)埋彈射發(fā)射研究現(xiàn)狀

隱身戰(zhàn)機內(nèi)埋彈射發(fā)射技術以美國LAU-142/A為典型代表，其采用的是從機腹橫向向下彈射的發(fā)射方式。LAU-142/A內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置能夠以40 g的過載和8.1 m/s的分離速度將導彈向下彈射出去，并保證導彈在穿過氣流在機體表面的形成的附面層后，以合適的姿態(tài)飛向目標［1，3］。F-22飛機的武器艙展開圖見圖1和圖2。從圖中可以看出，當隱身戰(zhàn)機彈射發(fā)射導彈時，由于寬大的武器艙門的打開，其RCS將急劇增高，嚴重影響載機隱身性能。另一方面，發(fā)射時需要提前打開寬大的武器艙門，暴露了己方的攻擊意圖，大大削弱了空空導彈的隱身靜默作戰(zhàn)效能。

圖1 F-22彈射發(fā)射空空導彈全圖

圖2 F-22彈射發(fā)射空空導彈

1.2 內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術

內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術在世界范圍內(nèi)至今還未見應用于任何定型型號，除了一些專利有類似報道外，幾乎無其他公開報道的文獻。圖3為國外某專利文獻報道的半埋軸向彈射裝置圖，其采用了空空導彈一種新型發(fā)射思路-半埋式軸向彈射發(fā)射。其總體設計思路:半埋式武器艙位于機腹下表面，為了避免導彈發(fā)射時與載機進氣道的結構和氣動影響，武器艙凸出機腹下表面一定高度，以保證導彈能夠從發(fā)射口彈射而出，另外為了實現(xiàn)全方位發(fā)射，武器艙被設計成可旋轉式。導彈發(fā)射時不從正前方發(fā)射，而是從機身側面發(fā)射。

該方案的優(yōu)點:采用半埋式軸向彈射技術，可以降低戰(zhàn)機的氣動阻力和雷達反射截面積RCS，并且采用軸向彈射發(fā)射方式，使上下雙層布局可為可能，大大增加載機的載彈量，提高了載機的作戰(zhàn)效能。

該方案的缺點:采用半埋式布局，武器艙凸出機腹下表面，因此必然會產(chǎn)生一定的氣動阻力和雷達反射截面積RCS，因此不適合于追求高隱身性能的隱身戰(zhàn)機。

圖3 某專利可旋轉式半埋軸向彈射發(fā)射裝置

2 新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術組成和工作原理

新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術以隱身戰(zhàn)機為武器平臺，包括四代隱身戰(zhàn)機、隱身無人戰(zhàn)機以及未來其他先進隱身平臺。內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射裝置基本組成:發(fā)射箱箱體、導軌、彈射機構(包括活塞、定滑輪、鋼絲繩、拖彈座等)、動力系統(tǒng)、緩沖止動機構等組成，如圖4所示。

新型軸向彈射發(fā)射裝置彈射工作原理:當導彈接到發(fā)射指令后，彈射動力系統(tǒng)儲存的高壓冷氣或藥柱高壓燃氣通過進氣口進入導軌內(nèi)腔即活塞腔，活塞腔形成的氣體壓力推動活塞沿著活塞腔向導軌尾部高速滑行，鋼絲繩一端固定在活塞上，在繞過導軌前端的定滑輪后另一端與拖彈座固結，導彈后滑塊卡在拖彈座中。由于活塞的高速向后運動，因此鋼絲繩必然牽著拖彈座沿著導軌向前滑動，從而帶動導彈從前箱門彈射而出。

新型軸向彈射發(fā)射技術對載機導彈發(fā)射時低RCS原理:采用箱式發(fā)射方式，每一個發(fā)射箱內(nèi)置一枚導彈，導彈發(fā)射時不再需要打開機腹寬大的武器艙門，其他不發(fā)射導彈的發(fā)射箱前箱門也不打開，只打開需要發(fā)射導彈的發(fā)射箱的前箱門，因此大大縮減了導彈發(fā)射開口面積，開口面積約為武器艙開口的5%左右，因此導彈發(fā)射時對載機RCS的影響較小，另外箱體和導軌選用結構吸波型復合材料，進一步縮減載機發(fā)射導彈時的RCS。

圖4 新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射裝置

3 軸向彈射技術于載機武器艙布局研究

3.1 水平掛飛傾斜伸出發(fā)射

該方案的機內(nèi)武器艙布局思路:發(fā)射箱水平正前方布置，掛飛時發(fā)射箱收縮在武器艙內(nèi)，當需要發(fā)射時，發(fā)射箱在活塞缸的作用下低頭，達到要求的的角度后，發(fā)射箱保持穩(wěn)定，然后進行導彈發(fā)射。該布局示意圖如圖5所示。

圖5 水平掛飛伸出發(fā)射布局

該方案的優(yōu)點是結構布局較為緊湊，發(fā)射初始傾角較大，發(fā)射安全性較高。主要缺點:發(fā)射過程較為復雜，不適合空空導彈快速反應的作戰(zhàn)環(huán)境，容易貽誤稍縱即逝的戰(zhàn)機;運動執(zhí)行機構較多，會增加發(fā)射裝置的總質量和設計體積，對可靠性也有一定影響;發(fā)射箱伸出載機機腹面以下，會影響隱身載機的隱身性能和氣動性能，并且暴露了攻擊意圖。

因此總體來說，本文認為水平掛飛伸出發(fā)射布局缺點多于優(yōu)點，不是內(nèi)埋軸向發(fā)射箱機內(nèi)布局的理想方案。

3.2 固定傾斜正前向發(fā)射布局

為了簡化發(fā)射流程，實現(xiàn)快速發(fā)射，可以考慮固定傾斜正前向發(fā)射布局方式。該布局的總體思路:軸向彈射發(fā)射裝置固定掛裝于武器艙內(nèi)，為了實現(xiàn)導彈發(fā)射與進氣道無結構干涉和氣動干擾，并保證導彈從武器艙內(nèi)彈射而出，軸向彈射發(fā)射裝置相對于機身有一定的傾斜角，如圖6所示。該布局方式需要在機腹下表面形成一個“鼓包”形的凸出特征，“鼓包”的前端傾斜面為導彈發(fā)射口。

圖6 傾斜正前向發(fā)射布局圖

該方案主要優(yōu)點:發(fā)射箱固定于機腹內(nèi)，發(fā)射過程簡單，發(fā)射反應速度快，發(fā)射姿態(tài)穩(wěn)定。該方案的主要缺點:機腹下邊將存在一個“鼓包”式的武器艙和發(fā)射口傾斜面，從而增加了載機的機身的高度，因此將增加載機的氣動阻力和雷達截面反射面積RCS。

3.3 正前向發(fā)射布局

為了避免傾斜發(fā)射式布局“鼓包”設計，降低對戰(zhàn)機的氣動和RCS影響，可考慮將戰(zhàn)機的進氣道上置或后置，現(xiàn)階段世界上很多無人機均采用進氣道上置或后置的布局。

進氣道上置或后置，內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射裝置以及空空導彈可水平正前向的布局在機身前部，導彈發(fā)射時將不再存在與進氣道的結構干涉和氣動影響。因此在無人作戰(zhàn)機領域，新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術具有較好的應用前景。

3.4 側向發(fā)射布局

為了盡量避開進氣道的影響，可考慮軸向彈射裝置從戰(zhàn)機的兩側壁發(fā)射的方式。從戰(zhàn)機側壁發(fā)射，導彈發(fā)射后被賦予較大的偏航方向的角度，可最大限度的與進氣道不產(chǎn)生相互影響。另外采用機身側壁發(fā)射方式，能夠避免限度的避免地面雷達、軍艦雷達和空中前方±40°方向內(nèi)敵機雷達的探測監(jiān)視，因此具有非常理想的發(fā)射隱蔽性，使敵機無法獲知我方攻擊意圖，大大提高我方戰(zhàn)機的作戰(zhàn)效能。側向布局如圖7和圖8所示。

圖7 側向發(fā)射單層布局俯視圖

圖8 側向發(fā)射雙層布局俯視圖

側向發(fā)射布局優(yōu)點:側向發(fā)射不需要增加飛行器平臺的鼓包特征，因此飛行器具有較好的隱身和氣動性能，另外發(fā)射箱與航向具有一定角度，約在40～50°之間，因此能夠極好的降低戰(zhàn)機前向±40°的雷達反射截面積RCS［8］，實現(xiàn)發(fā)射過程的隱蔽性，最終實現(xiàn)攻擊敵方目標的突然性。軸向彈射發(fā)射技術具備雙層布局的可能性，因此只要武器艙空間允許，載彈量將達到10～12枚，大大提高隱身戰(zhàn)機的載彈量。另外隱身戰(zhàn)機能夠左右側雙彈齊射，實現(xiàn)對敵方目標的鉗形攻擊。

側向發(fā)射的缺點:側向發(fā)射布局武器艙前后跨度比較大，因此對飛行平臺的總體結構設計有一定要求。

4 內(nèi)埋軸向彈射關鍵技術探析

對新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術的關鍵技術進行初步探討。其關鍵技術主要包括大行程彈射內(nèi)彈道技術、小后坐力彈射技術、發(fā)射箱低RCS設計技術等。

4.1 大行程彈射內(nèi)彈道設計技術

內(nèi)彈道設計涉及彈射動力總能量設計、彈射峰值過載控制、彈射速度設計等。對于新型軸向彈射發(fā)射技術來說，其主要的一個內(nèi)彈道特點:彈射腔作動行程非常長，以某導彈為例，假如彈體長4 m，則其彈射行程將達到3.5 m，如何保持在3.5 m長的行程上氣體作動壓力不大幅衰減將是一個設計難點;由于儲備的彈射能量大，因此容易造成彈射初始過載成尖峰形，彈射初始過載過大。因此，為了達到較優(yōu)的內(nèi)彈道設計，若彈射能量采用燃氣藥柱，則需要采用增面燃燒形式［5，6］，若彈射能量采用冷氣源形式，則需要采用變截面流量控制技術。

4.2 小后坐力彈射發(fā)射技術

采用軸向彈射技術，為了保證發(fā)射安全性，需要較高的離箱初始速度，初始速度越大，導彈能夠迅速脫離戰(zhàn)機的氣動影響范圍，提高機彈分離安全型，并且降低發(fā)射導彈與戰(zhàn)機的相互RCS影響。但是彈射初始速度越大，彈射反作用過載也越大，對戰(zhàn)機的反作用力載荷也越大。

假設某導彈質量約200 kg，導彈長度4 m，有效彈射行程3.5 m，若離箱速度需要達到30 m/s，則彈射峰值過載可能達到20 g，彈射反作用力峰值將達到4 T。若離箱初始速度希望達到50 m/s，則彈射峰值過載可能達到55 g，彈射反作用力峰值將達到11 T。因此，如何降低彈射發(fā)射時的反作用過載顯得尤為必要。

降低彈射反作用過載主要方案有:優(yōu)化內(nèi)彈道設計，降低彈射壓力峰值。彈射腔的峰值壓力對彈射過載具有直接的影響，一般來說，壓力腔的壓力曲線特性是先迅速增加到最大值，然后壓力逐漸降低，因此保證彈射腔的彈射壓力穩(wěn)定不出現(xiàn)尖峰峰值將能有效降低彈射峰值過載。采用平衡發(fā)射原理，抵消前向動量。平衡發(fā)射原理在火炮發(fā)射技術領域應用較廣，對于機載內(nèi)埋的軸向彈射裝置，可以考慮發(fā)射時向發(fā)射裝置后方高速噴射氣流的方式抵消導彈發(fā)射前向動量，降低導彈發(fā)射對載機的反作用載荷［7］。但是向后方噴射氣流的形式將增加動力系統(tǒng)的負擔，使動力系統(tǒng)總儲備能量更大。

4.3 發(fā)射箱低RCS設計技術

新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術致力于盡量降低隱身戰(zhàn)機飛行以及發(fā)射時的RCS，為了實現(xiàn)這個目的，本文認為軸向彈射發(fā)射裝置采用從戰(zhàn)機側壁側向發(fā)射的布局為較為理想的布局，側向發(fā)射使發(fā)射箱箱口與戰(zhàn)機航向具有一定偏角，該偏角在40°以上，因此能夠有效的避免戰(zhàn)機正前方±40°的雷達探測，也可以避免戰(zhàn)機下方的雷達探測［8］。

另外通過箱口結構設計、箱體結構設計、箱體材料選用結構吸波型復合材料以及涂覆吸波材料等手段也可降低軸向彈射發(fā)射裝置的 RCS［9，10］。

5 結束語

提出了隱身戰(zhàn)機發(fā)射空空導彈的一種新型發(fā)射技術，即內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術，用于縮減隱身戰(zhàn)機發(fā)射導彈時的RCS。本文對該技術在隱身戰(zhàn)機武器艙的布局進行了初步分析，并對內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術的關鍵技術進行了一定探討。得出結論如下:新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射裝置箱門開口小，且箱體為結構型吸波復合材料，以此實現(xiàn)隱身戰(zhàn)機導彈發(fā)射時的低RCS;在無人作戰(zhàn)飛機領域，戰(zhàn)機進氣道一般上置或后置，新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術在該領域具有良好的應用前景;側向發(fā)射布局能夠最大限度的降低導彈發(fā)射時對氣動和RCS影響，尤其是雙層布局可以實現(xiàn)戰(zhàn)機高密度內(nèi)埋，并能實現(xiàn)雙彈齊射的鉗形攻擊。側向發(fā)射布局在武器艙空間較大的空優(yōu)戰(zhàn)斗機領域具有良好的應用前景;大行程內(nèi)彈道設計對保證彈射離箱初始速度和降低彈射峰值過載具有重要影響，對于燃氣藥柱式的動力系統(tǒng)可采用增面燃燒方式，對于冷氣式動力系統(tǒng)需要采用變截面流量控制技術;軸向彈射后坐力比較大，需要進行優(yōu)化設計和緩沖。

［1］馮金富，楊松濤，劉文杰.戰(zhàn)斗機武器內(nèi)埋關鍵技術綜述［J］.飛航導彈，2010(7)：71-74.

［2］常超，丁海河.內(nèi)埋彈射武器機彈安全分離技術綜述［J］.現(xiàn)代防御技術，2012(10)：67-74.

［3］張士衛(wèi).彈射裝置剛柔禍合動力學分析［J］.科學技術與工程，2010(22)：5456-5460.

［4］梁曉庚.飛機隱身技術與未來空空導彈的發(fā)展［J］.戰(zhàn)術導彈控制技術，2007(1)：13-16.

［5］張柏生.火藥燃燒理論［M］.上海：華東工學院，1988.

［6］閻太忱.火炮內(nèi)彈道學［M］.南京.國防工業(yè)出版社，1975.

［7］嚴世澤.高低壓發(fā)射火箭穩(wěn)炮穩(wěn)速試驗研究［J］.兵工學報，1995(4)：1-5.

［8］黃坤.隱身飛機目標探測方法研究［J］.艦船電子工程，2010(5)：6-10.

［9］張劍.導彈發(fā)射箱結構優(yōu)化設計［J］.四川兵工學報，2012(8)：60-63.

［10］蔡健.發(fā)射箱復合材料箱體的設計與選材［J］.四川兵工學報，2010(8)：36-39.

［11］齊鐸，范惠林，陳丹強.空空導彈發(fā)射裝置數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)［J］.兵工自動化，2012(9)：9-11.