董敏周, 趙　斌, 陳　凱

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院, 陜西 西安　710072)

助推段反導(dǎo)作戰(zhàn)[1-2]是多層反導(dǎo)防御系統(tǒng)的第一個(gè)攔截階段,由于發(fā)射平臺(tái)比較接近彈道導(dǎo)彈的發(fā)射點(diǎn),因此通常采用飛機(jī)作為發(fā)射平臺(tái)。理論上,空基反導(dǎo)武器平臺(tái)具備彈道導(dǎo)彈的助推段、中段和再入段攔截能力,而且可以發(fā)揮航空平臺(tái)不受地域限制、活動(dòng)范圍廣、快速機(jī)動(dòng)等優(yōu)勢(shì),產(chǎn)生“1+1>2”的效果?，F(xiàn)階段,受技術(shù)條件的限制,空基反導(dǎo)平臺(tái)距實(shí)戰(zhàn)能力尚有較大差距,本文著眼于未來(lái)支撐體系,立足我國(guó)周邊的彈道導(dǎo)彈威脅,以空基助推段和末段攔截為重點(diǎn),進(jìn)行空基反導(dǎo)的作戰(zhàn)模式和技術(shù)需求論證分析。

1　空基助推段反導(dǎo)作戰(zhàn)需求和流程分析

彈道導(dǎo)彈的助推段是指以導(dǎo)彈離開(kāi)發(fā)射架為起點(diǎn),以最后一級(jí)火箭助推器熄火并與有效載荷分離為終點(diǎn)的飛行階段。該階段彈道導(dǎo)彈的特點(diǎn)是:1)火箭助推器產(chǎn)生的紅外特征明顯;2)因?qū)楏w積龐大而具有較大的雷達(dá)有效反射截面;3)導(dǎo)彈尾焰發(fā)出可見(jiàn)光和紫外線;4)大氣層飛行時(shí)由于氣動(dòng)加熱所引起較大的熱輻射。

1.1　實(shí)施空基助推段攔截的特點(diǎn)分析

1)作戰(zhàn)時(shí)間有限

彈道導(dǎo)彈的助推段飛行時(shí)間有限,一般在幾十秒的時(shí)間范圍內(nèi),在如此短的時(shí)間內(nèi),空基反導(dǎo)武器系統(tǒng)要完成從接收彈道目標(biāo)預(yù)警、目標(biāo)截獲跟蹤、計(jì)算射擊諸元、發(fā)射攔截彈等作戰(zhàn)流程。作戰(zhàn)時(shí)間十分短暫,戰(zhàn)機(jī)可謂稍縱即逝。

2)目標(biāo)特征明顯

由于彈道導(dǎo)彈處于助推段飛行,火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作會(huì)帶來(lái)十分明顯的紅外特征,而且,由于助推器并未與彈艙分離,因而目標(biāo)的雷達(dá)反射截面較大,因此,目標(biāo)的紅外和雷達(dá)特征十分明顯,對(duì)目標(biāo)的預(yù)警、截獲、跟蹤較為有利。

3)威懾作用明顯

空基助推段反導(dǎo)可將敵方發(fā)射的彈道導(dǎo)彈直接摧毀于發(fā)射地域的上空,彈道導(dǎo)彈母艙攜帶的彈頭也將全部落在發(fā)射國(guó)的領(lǐng)土上,可謂“搬起石頭砸自己的腳”。一旦空基反導(dǎo)攔截成功,將使敵方不敢貿(mào)然再次發(fā)射,對(duì)敵方的軍心、民心都將產(chǎn)生不可估量的威懾作用。

4)作戰(zhàn)效益較高

按照彈道導(dǎo)彈“三段四層”的攔截模式,助推段攔截的作戰(zhàn)效益最高,其次是中段攔截,最低的是末段攔截。助推段彈道導(dǎo)彈處于不斷地加速過(guò)程中,且并未提升到很高的速度,而且由于采用慣性導(dǎo)航系統(tǒng),不可能做大幅的空間機(jī)動(dòng),因此,從攔截的難易程度上講是相對(duì)較低的,作戰(zhàn)效益明顯。

5)作戰(zhàn)距離受限

以空空導(dǎo)彈為攔截器的空基武器系統(tǒng)的作用距離主要受到攔截彈的射程限制,一般會(huì)在200km左右,這就意味著,空基反導(dǎo)平臺(tái)若實(shí)施助推段攔截,必須要做到“抵近攔截”。

6)作戰(zhàn)條件制約苛刻

受制于攔截彈的射程,以空空導(dǎo)彈為攔截器的空基反導(dǎo)武器系統(tǒng)作戰(zhàn)距離有限,那么,要實(shí)施助推段攔截,則必須在完全掌握制空權(quán)的前提下,否則,載機(jī)的生存性將無(wú)法得到保證,這也是空基助推段反導(dǎo)作戰(zhàn)最關(guān)鍵的制約因素。

1.2　空基助推段反導(dǎo)的條件分析

空空導(dǎo)彈實(shí)施助推段攔截必須滿足的技術(shù)條件有:1)因目標(biāo)的紅外特征明顯,因此攔截彈的導(dǎo)引頭應(yīng)采用紅外導(dǎo)引頭;2)攔截彈的戰(zhàn)斗部應(yīng)采用直接碰撞技術(shù);3)受攔截彈速度的限制,只能迎擊攔截,無(wú)法進(jìn)行尾追攔截;4)攔截彈的發(fā)動(dòng)機(jī)采用直氣復(fù)合技術(shù);5)載機(jī)平臺(tái)具有較長(zhǎng)的滯空能力,該條件可通過(guò)空中加油、多機(jī)交替值班或長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的方式加以滿足;6)需要彈道導(dǎo)彈預(yù)警衛(wèi)星或臨近空間預(yù)警設(shè)備的預(yù)警信息支持。

通過(guò)以上分析不難看出,空空導(dǎo)彈執(zhí)行助推段反導(dǎo)作戰(zhàn)任務(wù)的武器系統(tǒng)內(nèi)部制約條件可以滿足,在技術(shù)上沒(méi)有瓶頸,但外部制約因素必須得到保障,即奪取制空權(quán),保證載機(jī)的空中安全。

2　空基反導(dǎo)預(yù)警探測(cè)系統(tǒng)分析

目標(biāo)預(yù)警探測(cè)的主要任務(wù)是及時(shí)探測(cè)并跟蹤來(lái)襲彈道導(dǎo)彈,為指揮控制系統(tǒng)提供早期預(yù)警信息,通過(guò)對(duì)目標(biāo)進(jìn)行持續(xù)跟蹤與監(jiān)視,為機(jī)載反導(dǎo)武器提供相應(yīng)數(shù)據(jù)。

對(duì)一般的中近程彈道導(dǎo)彈目標(biāo),助推段飛行時(shí)間較短,攔截高度范圍低,因此要實(shí)現(xiàn)助推段攔截,預(yù)警、指揮、控制網(wǎng)絡(luò)必須具有快速響應(yīng)能力。

目標(biāo)預(yù)警系統(tǒng)對(duì)彈道導(dǎo)彈的探測(cè)時(shí)間和跟蹤時(shí)間是影響攔截窗口的主要因素,長(zhǎng)時(shí)間對(duì)目標(biāo)探測(cè)和跟蹤將導(dǎo)致較大的攔截彈發(fā)射延遲。

2.1　攔截時(shí)刻選擇

對(duì)彈道導(dǎo)彈的攔截時(shí)刻通常選擇在彈道導(dǎo)彈助推發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒時(shí)間TBurnout的95%再減去5s,即攔截時(shí)刻TPIP如式(1)所示。

TPIP=TBurnout×0.95-5

(1)

這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒存在一些不確定性;同時(shí)也為攔截彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)留一些裕量,確保在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)前擊中目標(biāo)。如果直接碰撞摧毀了彈道導(dǎo)彈的動(dòng)力系統(tǒng),而未對(duì)其彈頭產(chǎn)生毀傷,此時(shí)彈頭還沒(méi)有獲取足夠的速度,不具有飛到被攻擊區(qū)域的能力。

2.2　探測(cè)時(shí)間TDetect

可用于助推段的預(yù)警方式只有天基紅外系統(tǒng)和空基預(yù)警雷達(dá)兩種方式。由于探測(cè)方式的不同,探測(cè)延遲也有所不同。

空基紅外系統(tǒng)的探測(cè)延遲,通常認(rèn)為進(jìn)攻彈道導(dǎo)彈上升到一定高度(云層以上)后,空基紅外系統(tǒng)就可以看到導(dǎo)彈的尾焰,從而發(fā)現(xiàn)目標(biāo)。根據(jù)美國(guó)應(yīng)用物理協(xié)會(huì)APS[3]的報(bào)告,這一高度取7km。實(shí)際上,由于空基紅外系統(tǒng)軌道高度的關(guān)系,即使采用紅外焦平面成像器件陣列的探測(cè)方式進(jìn)行天基預(yù)警,瞬時(shí)視場(chǎng)也很小,需要采用掃描的方式以擴(kuò)大監(jiān)測(cè)范圍。當(dāng)目標(biāo)高度達(dá)到7km時(shí),探測(cè)概率取決于掃描頻率。

空基預(yù)警雷達(dá)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)延遲:當(dāng)目標(biāo)速度相對(duì)于預(yù)警機(jī)雷達(dá)的徑向速度大于150km/h時(shí),滿足預(yù)警機(jī)雷達(dá)的多普勒頻移要求,才能被探測(cè)到。由于彈道導(dǎo)彈在助推段通常采用垂直發(fā)射,因此與預(yù)警機(jī)的徑向速度較小;當(dāng)進(jìn)入程序轉(zhuǎn)彎飛行時(shí),徑向速度才逐漸增大。

2.3　跟蹤時(shí)間TTrack

預(yù)警機(jī)的有源相控陣?yán)走_(dá)可以在1s內(nèi)控制波束回掃到發(fā)現(xiàn)方向,經(jīng)過(guò)3～6個(gè)脈沖周期即可跟蹤目標(biāo),雷達(dá)跟蹤到目標(biāo)的時(shí)間應(yīng)該在5s之內(nèi)。

天基紅外預(yù)警衛(wèi)星建立跟蹤需要的時(shí)間的計(jì)算方法有兩種,兩種方法的結(jié)果類似。一是進(jìn)攻導(dǎo)彈尾焰在衛(wèi)星探測(cè)器的紅外成像探測(cè)器上移動(dòng)10個(gè)像素;二是采用濾波方法使進(jìn)攻導(dǎo)彈彈道方向的估計(jì)精度達(dá)到7°以內(nèi)。

根據(jù)上述三個(gè)時(shí)間的關(guān)系,可計(jì)算出攔截彈的最大飛行時(shí)間TFlymax為攔截時(shí)刻減去探測(cè)時(shí)間TDetect和跟蹤時(shí)間TTrack之差,如式(2)所示。

TFlymax=TPIP-TDetect-TTrack

(2)

根據(jù)式(2),在不同射程的彈道導(dǎo)彈各選一個(gè)典型目標(biāo),分別以天基紅外預(yù)警系統(tǒng)和空基雷達(dá)為預(yù)警探測(cè)系統(tǒng),經(jīng)計(jì)算可得到如表1和表2所示的攔截彈最大飛行時(shí)間。

表1　以空基雷達(dá)為預(yù)警探測(cè)系統(tǒng)的攔截彈最大飛行時(shí)間計(jì)算數(shù)據(jù)表

表2　以預(yù)警機(jī)為預(yù)警探測(cè)系統(tǒng)的攔截彈最大飛行時(shí)間計(jì)算數(shù)據(jù)表

根據(jù)表1和表2的數(shù)據(jù),針對(duì)中近程彈道導(dǎo)彈的助推段反導(dǎo)攔截,只能采用空基雷達(dá),即預(yù)警機(jī)作為預(yù)警探測(cè)系統(tǒng);天基預(yù)警系統(tǒng)適合于對(duì)遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈進(jìn)行預(yù)警。

3　空基助推段反導(dǎo)的有效性分析

空基助推段反導(dǎo)攔截為三段四層的反導(dǎo)作戰(zhàn)過(guò)程增加了一次攔截機(jī)會(huì),提高了射擊次數(shù)。對(duì)此,通過(guò)對(duì)彈道導(dǎo)彈的攔截效率和掩護(hù)目標(biāo)范圍等兩個(gè)方面,分析說(shuō)明空基助推段反導(dǎo)的有效性。

3.1　攔截效率

空基助推段攔截等于在傳統(tǒng)末段攔截的基礎(chǔ)上增加了一次攔截機(jī)會(huì)。在此,我們假定末段具備高層、低層兩次攔截機(jī)會(huì),再輔之以空基助推段攔截,那么,總的攔截次數(shù)可以視為3次。

假設(shè)防御方不具備彈道導(dǎo)彈的中段攔截能力,令Pz、Pg、Pd分別表示空基助推段、末段高層和末段低層的反導(dǎo)攔截成功概率。顯然,整個(gè)反導(dǎo)射擊過(guò)程的攔截成功概率為:

P=1-(1-Pz)(1-Pg)(1-Pd)

(3)

不失一般性,令Pg=0.6、Pd=0.5,P0=1-(1-Pg)(1-Pd)=0.8表示不實(shí)施空基助推段攔截時(shí)的總體攔截成功率,考查Pz對(duì)整體攔截成功率P的影響。

令η表示攔截成功概率的增長(zhǎng)率：

取空基攔截概率為0.1～0.9,將上述計(jì)算數(shù)據(jù)歸納如表3。從表中可以看出,即便空基助推段反導(dǎo)攔截的成功概率很低,也能在一定程度上提升整體反導(dǎo)攔截成功概率,更不用說(shuō)空基助推段反導(dǎo)的攔截成功率達(dá)到一個(gè)較高的水平上。

表3　空基助推段反導(dǎo)攔截對(duì)多層攔截系統(tǒng)的貢獻(xiàn)

特別是,在末段高層和低層反導(dǎo)攔截成功率較低的情況下,設(shè)Pg=0.4、Pd=0.2,P0=0.52,空基助推段反導(dǎo)加入后,攔截成功概率的增長(zhǎng)率更高,即作戰(zhàn)效益增長(zhǎng)更明顯,如表4所示。

表4　整體攔截概率低情況下空基反導(dǎo)攔截分析

3.2　反導(dǎo)兵器數(shù)量對(duì)比

假定,某小縱深敵對(duì)國(guó)的固定和機(jī)動(dòng)彈道導(dǎo)彈反射裝置數(shù)為N,可射擊其射程范圍內(nèi)的防空方掩護(hù)目標(biāo)M個(gè),通常情況下N?M,并設(shè)防空方掩護(hù)目標(biāo)范圍為Skm2,令單個(gè)高層反導(dǎo)武器系統(tǒng)可掩護(hù)面積為Rkm2。

按照末段低層反導(dǎo)武器系統(tǒng)的部署原則(一般以一個(gè)戰(zhàn)術(shù)單位部署在掩護(hù)目標(biāo)周圍較近的范圍)。只從掩護(hù)目標(biāo)所需兵力部署的兵力數(shù)量上來(lái)看,若要掩護(hù)面積為S的目標(biāo)區(qū)內(nèi)的M個(gè)目標(biāo),共需高層反導(dǎo)火力單元數(shù)為:S/R;需要末段低層反導(dǎo)火力單元數(shù)為要W×M,W為一個(gè)戰(zhàn)術(shù)單位配置的火力單元數(shù),一般為3～5。那么,共需要高低兩層反導(dǎo)火力單元數(shù)為

對(duì)于空基助推段反導(dǎo)而言,則只需要監(jiān)視N個(gè)發(fā)射裝置即可,而且,一套空基助推段反導(dǎo)平臺(tái)可以監(jiān)視目標(biāo)區(qū)域內(nèi)多個(gè)發(fā)射裝置(包括機(jī)動(dòng)發(fā)射裝置)，因此,滿足作戰(zhàn)需要的武器平臺(tái)數(shù)量會(huì)小于N。

顯然,Y?N,這就意味著,掩護(hù)相同面積的目標(biāo)區(qū),所需空基助推段反導(dǎo)平臺(tái)的數(shù)量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于末段攔截火力單元的數(shù)量。即從單個(gè)火力單元的掩護(hù)面積上看,空基平臺(tái)遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于地基末段攔截武器系統(tǒng)。

4　空基反導(dǎo)攔截彈總體方案

空基反導(dǎo)攔截彈借助于有人戰(zhàn)斗機(jī)等發(fā)射平臺(tái)將其運(yùn)送到指定高度發(fā)射,尺寸和重量都會(huì)受到運(yùn)載工具的限制。

由于大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)為增加巡航半徑,都會(huì)攜帶油箱,以Su27為例,載彈量7000kg,外掛副油箱最大4100L(1500×2、1100×1)。一個(gè)1500L油箱的長(zhǎng)度大概為6m,直徑75cm,油的比重大約為0.8,那么裝滿油的油箱大約為1200kg,因此反導(dǎo)導(dǎo)彈的尺寸和重量就可以以此為界限,滿足載機(jī)掛裝的尺寸和重量要求。

一般來(lái)說(shuō),超聲速導(dǎo)彈的長(zhǎng)度與最大直徑之比大約為10～12。如果反導(dǎo)攔截彈長(zhǎng)度為6m,它的最佳直徑應(yīng)介于50cm～60cm。所以初步估計(jì)導(dǎo)彈長(zhǎng)度6m,直徑55cm。如,美國(guó)早期用于空基反衛(wèi)的導(dǎo)彈的長(zhǎng)度為5.4m,直徑為50.8cm。

利用超聲速有翼導(dǎo)彈近似質(zhì)量的統(tǒng)計(jì)經(jīng)驗(yàn)公式(4):

M=826.4×(LD2)exp(0.895)

(4)

其中:M為導(dǎo)彈總質(zhì)量;L為導(dǎo)彈總長(zhǎng)度;D為導(dǎo)彈直徑。

將L=6m和D=0.55cm代入式(4),計(jì)算得到的導(dǎo)彈總質(zhì)量為1400kg。為將空基反導(dǎo)攔截彈掛在油箱的位置上,那么導(dǎo)彈的初始質(zhì)量必須限制在1200kg以內(nèi),相應(yīng)的導(dǎo)彈長(zhǎng)度縮減為5.6m,根據(jù)前面提到的長(zhǎng)度與直徑的比例最好為11,所以導(dǎo)彈的直徑為0.51m。代入經(jīng)驗(yàn)公式,得到總質(zhì)量為1157kg,滿足質(zhì)量的限制條件。

空基反導(dǎo)導(dǎo)彈作戰(zhàn)過(guò)程類似空空導(dǎo)彈,需要采用傳遞對(duì)準(zhǔn)、空中發(fā)射和數(shù)據(jù)鏈修正等方式;又類似地基反導(dǎo)導(dǎo)彈,采用直接碰撞方式殺傷高速運(yùn)動(dòng)的彈道導(dǎo)彈?？栈磳?dǎo)導(dǎo)彈綜合了地基反導(dǎo)導(dǎo)彈和空空導(dǎo)彈兩類導(dǎo)彈的特點(diǎn),技術(shù)上更加復(fù)雜。開(kāi)展空基反導(dǎo)導(dǎo)彈的研究可采用兩種思路,即以地基防空導(dǎo)彈為設(shè)計(jì)原型的重型空基攔截彈和以中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈為設(shè)計(jì)原型的輕型空基攔截彈。美國(guó)兩大軍火公司分別采用上述兩種思路各自展開(kāi)研究。美國(guó)Lockhed-Martin公司以地基“愛(ài)國(guó)者PAC-3”防空導(dǎo)彈為原型,擬將它適應(yīng)性改進(jìn),掛裝在F15戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行反導(dǎo)攔截[4];而美國(guó)Rathon公司則以AIM-120中程空空導(dǎo)彈為設(shè)計(jì)原型,進(jìn)行動(dòng)力系統(tǒng)和導(dǎo)引頭部件的升級(jí),形成無(wú)人機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)等多平臺(tái)發(fā)射的反導(dǎo)作戰(zhàn)能力。

本文根據(jù)美國(guó)雷神公司NCADE[5]的技術(shù)方案,以某型中距空空導(dǎo)彈為設(shè)計(jì)原型,進(jìn)行反導(dǎo)攔截彈的設(shè)計(jì)。

有人戰(zhàn)斗機(jī)/無(wú)人機(jī)作為發(fā)射平臺(tái),接收反導(dǎo)作戰(zhàn)指揮控制系統(tǒng)的指令,通過(guò)機(jī)動(dòng)飛行滿足指控系統(tǒng)裝訂的導(dǎo)彈初始發(fā)射條件,作用相當(dāng)于攔截彈的“第一級(jí)”。為降低系統(tǒng)復(fù)雜性,空基反導(dǎo)導(dǎo)彈設(shè)計(jì)為兩級(jí)導(dǎo)彈,第一級(jí)為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),燃燒完畢后分離。第二級(jí)為動(dòng)能攔截器,具有液體動(dòng)力系統(tǒng),包括軸向、軌控和姿控系統(tǒng)。空基反導(dǎo)武器工作過(guò)程如下:防御方雷達(dá)或衛(wèi)星探測(cè)、跟蹤助推段飛行的近程、中程彈道導(dǎo)彈目標(biāo),然后將預(yù)警信息傳輸?shù)椒磳?dǎo)武器載機(jī)平臺(tái)上,載機(jī)進(jìn)行發(fā)射決策。反導(dǎo)武器發(fā)射后,第一級(jí)點(diǎn)火,根據(jù)指令進(jìn)行制導(dǎo),并拉高爬升;第一級(jí)燃燒完畢后,與第二級(jí)分離,并釋放頭罩,導(dǎo)引頭開(kāi)機(jī),跟蹤彈道導(dǎo)彈的尾焰,識(shí)別彈體點(diǎn),并引導(dǎo)攔截器采用動(dòng)能碰撞方式摧毀目標(biāo)。彈上的數(shù)據(jù)鏈能夠接收載機(jī)信號(hào)進(jìn)行修正。

根據(jù)上述分析,空基反導(dǎo)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形采用空空導(dǎo)彈常見(jiàn)的正常式布局、圓柱形彈體,舵、翼在同一平面,呈×-×形布置。主要由頭罩、電子艙、液體發(fā)動(dòng)機(jī)、分離機(jī)構(gòu)、固體發(fā)動(dòng)機(jī)、舵機(jī)艙和舵、翼面組成。如圖1所示。該彈外形及重量滿足發(fā)射平臺(tái)的掛裝要求。

圖1　空基反導(dǎo)攔截彈示意圖

根據(jù)導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)的全過(guò)程,空基攔截彈大致可分為探測(cè)段、助推段、中制導(dǎo)段、末制導(dǎo)段和末端控制等幾個(gè)飛行階段。其中探測(cè)段包括天基/空基雷達(dá)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)和跟蹤、導(dǎo)彈參數(shù)裝訂,助推段包括機(jī)彈分離段、助推工作段、助推分離段;中制導(dǎo)段是指從助推段分離到導(dǎo)引頭截獲目標(biāo)之間的飛行階段;末制導(dǎo)段指從導(dǎo)引頭截獲目標(biāo)后到導(dǎo)引頭可對(duì)彈體清晰成像之間的飛行階段;末端機(jī)動(dòng)控制段指瞄準(zhǔn)點(diǎn)從發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰調(diào)整到彈道導(dǎo)彈彈頭位置的制導(dǎo)控制階段。

在初始助推段,采用正常式布局氣動(dòng)力控制,利用捷聯(lián)慣導(dǎo)信息和數(shù)據(jù)鏈信息,通過(guò)規(guī)劃彈道,助推發(fā)動(dòng)機(jī)將動(dòng)能殺傷攔截器推至25km～80km高度,基本涵蓋臨近空間(距地面20km～100km),滿足反導(dǎo)要求。在助推器分離后的中制導(dǎo)段,采用RCS直接力控制方式,完成在高空情況下的彈體姿態(tài)控制以及達(dá)到一定的軸向速度,同時(shí)利用數(shù)據(jù)鏈和捷聯(lián)慣導(dǎo)信息形成制導(dǎo)指令控制導(dǎo)彈飛向?qū)б^可以截獲目標(biāo)的空域,并控制紅外成像導(dǎo)引頭截獲目標(biāo),完成中末制導(dǎo)交接。在末制導(dǎo)階段,根據(jù)紅外成像導(dǎo)引頭所提供的目標(biāo)信息形成制導(dǎo)指令,啟動(dòng)直接力軌控發(fā)動(dòng)機(jī)不斷修正變軌,姿控發(fā)動(dòng)機(jī)修正攔截器姿態(tài)。在末段控制段(離目標(biāo)2s～3s),通過(guò)制導(dǎo)和控制算法將攔截器姿態(tài)由瞄準(zhǔn)尾焰中心轉(zhuǎn)至彈體中心,直至實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的直接碰撞。

5　結(jié)束語(yǔ)

以地空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)為主的末段反導(dǎo)防御仍是世界各國(guó)當(dāng)前反導(dǎo)作戰(zhàn)的主要樣式。鑒于我國(guó)廣闊的幅員,各主要戰(zhàn)略方向上均有需要重要程度很高的要害目標(biāo),在這種作戰(zhàn)模式下,掩護(hù)目標(biāo)眾多與兵力數(shù)量不足的矛盾十分突出。空基末段反導(dǎo)武器的研發(fā)將是解決這一問(wèn)題的有效途徑之一。

參考文獻(xiàn):

[1]Vaughan, David R, Isaacson, Jeffrey A. Airborne intercept : boost, and ascent, phase options and issues[DB/OL]. www.rand.org/pubs/monograph_reports/MR772.html. 1998-08-16/2017-08-04.

[2]Dean A． Wilkening． Airborne Boost-Phase Ballistic Missile Defense[J]． Science and Global Security，2004(12): 1-67．

[3]David K． Barton et al．Boost-Phase Intercept Systems for National Missile Defense[J]. Review of ModernPhysics, 2008(76): 1133-1140．

[4]張純學(xué),魏國(guó)福, 洛馬公司贏得ALHTKPAC-3合同[J].飛航導(dǎo)彈,2007(4):33-34.

[5]Nick Brown. First successful NCADE flight trial proves key technology[J], Jane’s International Defense Review, 2008 (1): 18-22.