劉明杰，王春陽，曾會勇，包磊，潘鑫銳，周長霖

(1.空軍工程大學(xué) a.研究生院；b.防空反導(dǎo)學(xué)院，陜西 西安 710051；2.國防科技大學(xué) 信息通信學(xué)院，湖北 武漢 430019)

0 引言

隱身飛機(jī)是當(dāng)前世界各軍事強(qiáng)國所依賴的重要空襲作戰(zhàn)兵器，隱身飛機(jī)的隱身性能以及其給防空武器帶來的影響已經(jīng)成為國防工業(yè)部門研究的重點(diǎn)。

目前，隱身飛機(jī)降低雷達(dá)反射波強(qiáng)度主要是通過外形設(shè)計來實(shí)現(xiàn)，而戰(zhàn)斗機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時要攜帶導(dǎo)彈等殺傷性武器，但外掛在飛機(jī)表面的導(dǎo)彈會嚴(yán)重破壞飛機(jī)的外形特征，導(dǎo)彈的彈體、彈翼可能與機(jī)體表面形成角反射體，導(dǎo)致雷達(dá)波的強(qiáng)烈反射。因此隱身飛機(jī)攜帶導(dǎo)彈多采用內(nèi)埋式彈艙的載彈方式來保持其隱身性能。目前，研究隱身飛機(jī)的作戰(zhàn)能力以及內(nèi)埋式彈艙的成果較多，文獻(xiàn)[1]主要介紹了內(nèi)埋式彈艙在各類型飛機(jī)上的應(yīng)用情況，并重點(diǎn)論述了F-22戰(zhàn)機(jī)的內(nèi)埋式武器彈艙的彈艙樣式和艙內(nèi)的武器發(fā)射系統(tǒng)；針對戰(zhàn)斗機(jī)的投彈問題，文獻(xiàn)[2-3]均對飛機(jī)的投彈過程進(jìn)行了模型的建立，除此之外，文獻(xiàn)[2]還研究了不同狀態(tài)下的飛機(jī)投彈后的動態(tài)響應(yīng)，文獻(xiàn)[3]則是深入開展了無人機(jī)投彈過程仿真系統(tǒng)的設(shè)計開發(fā)、測試與評估工作；文獻(xiàn)[4-5]重點(diǎn)研究了超聲速條件下，不同馬赫的飛行速度對機(jī)弾分離相容性的影響；文獻(xiàn)[6]對導(dǎo)彈在彈艙內(nèi)不同位置對機(jī)彈分離的影響進(jìn)行了分析，并對超聲速條件下多種不同情況彈艙內(nèi)的流場進(jìn)行了被動控制數(shù)值計算；在隱身飛機(jī)的實(shí)際突防作戰(zhàn)能力方面，文獻(xiàn)[7-8]研究了動態(tài)提取RCS(radar cross section)的隱身飛機(jī)隱身性能分析方法；文獻(xiàn)[9-10]以文獻(xiàn)[7-8]的RCS分析為基礎(chǔ),分析了不同戰(zhàn)術(shù)干擾對雷達(dá)性能的影響；文獻(xiàn)[11]則在文獻(xiàn)[7-10]的基礎(chǔ)上，對隱身飛機(jī)投彈對雷達(dá)檢測性能的影響進(jìn)行了研究。然而，雷達(dá)只是防空武器系統(tǒng)中的一部分，雷達(dá)所受到的影響最終都會通過火力控制系統(tǒng)轉(zhuǎn)化到武器系統(tǒng)上并影響到武器的發(fā)射。因此，對隱身飛機(jī)作戰(zhàn)影響防空武器發(fā)射的內(nèi)在機(jī)理進(jìn)行分析也十分重要，尤其是在研究隱身飛機(jī)突防投彈作戰(zhàn)對防空武器發(fā)射的影響問題還存在著不足，相關(guān)研究成果也相對較少。

針對關(guān)于隱身飛機(jī)投彈對防空武器發(fā)射的影響分析不足的問題，本文綜合文獻(xiàn)[1-11]中內(nèi)埋式彈艙載彈的投彈過程與隱身飛機(jī)突防航跡設(shè)計，對隱身飛機(jī)投彈過程對防空武器前置角誤差大小的影響問題進(jìn)行了研究，并對參數(shù)測量誤差對防空武器發(fā)射前置角的影響機(jī)理展開了分析，深入研究了隱身飛機(jī)突防投彈對防空系統(tǒng)武器發(fā)射前置角的影響問題。

1 隱身飛機(jī)投彈模型

1.1 投彈航跡模型

隱身飛機(jī)內(nèi)埋式彈艙載彈方式使隱身飛機(jī)投彈過程十分復(fù)雜，分析隱身飛機(jī)的投彈過程需結(jié)合飛機(jī)投彈的空氣動力和空氣流速的影響因素，充分考慮投彈時的彈艙開閉、彈體分離產(chǎn)生的干擾力矩等因素對機(jī)體穩(wěn)定的影響。另外，飛機(jī)在投彈時經(jīng)歷了先俯沖送彈，彈體送出后快速爬升離開的姿態(tài)變化過程。

為對隱身飛機(jī)突防投彈作戰(zhàn)對防空武器發(fā)射前置角的影響問題展開研究，建立如圖1所示的隱身飛機(jī)投彈平飛航跡。本模型忽略了空氣流速、干擾力矩等影響問題，簡單模擬隱身飛機(jī)突防地面防空武器系統(tǒng)的封鎖區(qū)并執(zhí)行投彈任務(wù)的作戰(zhàn)過程。

圖1 隱身飛機(jī)投彈航跡模型Fig.1 Track model of the stealth aircraft bombing

圖1中，R是雷達(dá)對某型隱身飛機(jī)的平均探測區(qū)域范圍，其中隱身飛機(jī)以相對恒定的飛行速度v與高度H向站平飛并進(jìn)行投彈，打擊重要目標(biāo)，完成作戰(zhàn)任務(wù)?，F(xiàn)將隱身飛機(jī)向站平飛突防投彈過程分為LA，LB，LC3個階段，LA階段為隱身飛機(jī)發(fā)現(xiàn)目標(biāo)階段，LB階段為隱身飛機(jī)飛行并瞄準(zhǔn)打擊目標(biāo)釋放導(dǎo)彈階段，LC階段為隱身飛機(jī)投彈結(jié)束后迅速飛離階段。

1.2 投彈過程RCS獲取

隱身飛機(jī)的RCS是姿態(tài)角的敏感函數(shù)，而在隱身飛機(jī)動態(tài)飛行下，其姿態(tài)信息由機(jī)體在空間中的方位角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角聯(lián)合反映。因此，目前常用的獲取隱身飛機(jī)動態(tài)RCS的方法是建立隱身飛機(jī)投彈靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫，解算飛機(jī)飛行航跡下的即時方位、俯仰二維姿態(tài)信息，并利用插值計算的方式提取對應(yīng)航跡下的RCS序列。

在構(gòu)建隱身飛機(jī)投彈靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫時，隱身飛機(jī)在彈艙開啟狀態(tài)的散射特性與機(jī)體的差異性會使整體機(jī)身產(chǎn)生較強(qiáng)的電磁散射，此時隱身飛機(jī)機(jī)體電磁散射特性會有猛烈的增高。因此為有效在實(shí)驗平臺模擬投彈過程，在原國外某型先進(jìn)的隱身戰(zhàn)機(jī)的同等比例縮小模型上增添彈艙，然后再導(dǎo)入電磁仿真計算軟件，計算得出在彈艙開閉狀態(tài)下的全方位靜態(tài)RCS數(shù)據(jù)庫。電磁仿真軟件中條件設(shè)定為：極化方式：VV極化方式；工作頻率：1 GHz;視線方位角：0°；視線俯仰角：-90°～90°；角度間隔：0.1°。

2 雷達(dá)測量誤差模型及防空武器發(fā)射前置角誤差模型

雷達(dá)測量誤差是指測量值與真實(shí)值之差的均方根。在雷達(dá)對目標(biāo)形成連續(xù)跟蹤時，雷達(dá)對目標(biāo)參數(shù)的測量誤差將影響到火控系統(tǒng)計算武器發(fā)射的前置角，如果雷達(dá)對目標(biāo)參數(shù)信息測量誤差較大，則會引起防空武器發(fā)射前置角的較大預(yù)測誤差，導(dǎo)致武器脫靶。

2.1 雷達(dá)測量誤差模型

2.1.1 信噪比

雷達(dá)接收機(jī)內(nèi)的噪聲功率相對目標(biāo)回波信號功率越大，雷達(dá)在估計目標(biāo)回波信號參數(shù)信息時不穩(wěn)定因素越大，因此雷達(dá)測量目標(biāo)參數(shù)的精度與信號噪聲功率比有關(guān)。對雷達(dá)方程進(jìn)行變換，可得信噪比計算公式為

(1)

式中：Pt為雷達(dá)發(fā)射機(jī)峰值功率；Gt=Gr為收發(fā)一體天線的主瓣增益；σt為t時刻隱身飛機(jī)動態(tài)RCS值；λ為雷達(dá)工作波長；Rt為隱身飛機(jī)與雷達(dá)間的距離；k為玻爾茲曼常數(shù)；T0為內(nèi)部噪聲溫度；Bn為接收機(jī)帶寬；Fn為接收機(jī)的噪聲系數(shù)；Ls為雷達(dá)各部分損耗引入的損失系數(shù)。

2.1.2 雷達(dá)測量誤差模型

由于噪聲的存在，雷達(dá)對目標(biāo)狀態(tài)參數(shù)的測量就是在隨機(jī)性的噪聲背景下對參數(shù)的估計。對于一般的雷達(dá)而言，只需要測量出目標(biāo)的距離與角度信息便可以實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的定位。目標(biāo)距離信息的獲取是通過估計信號的時間延遲來實(shí)現(xiàn)，角度信息的獲取目前廣泛采用的是單脈沖技術(shù)，但是因為噪聲的存在，雷達(dá)對于目標(biāo)距離與角度的估計不可能是完全準(zhǔn)確的，均存在一定的測量誤差。根據(jù)參數(shù)估計理論，對于目標(biāo)參數(shù)的測量存在最大的測量精度，即最小的測量誤差，這個最小的測量誤差也被稱為克拉美羅界[12-13]。

根據(jù)參數(shù)估計理論，目標(biāo)距離的測量誤差為

(2)

式中：ΔR為距離測量誤差；c為電磁波傳播速度；B為雷達(dá)信號帶寬；S/N為雷達(dá)接收機(jī)內(nèi)信噪比。

角度測量誤差為

(3)

式中：Δθe為角度測量誤差；τ為雷達(dá)信號脈沖寬度；fr為雷達(dá)信號脈沖重復(fù)頻率；β為雷達(dá)天線伺服系統(tǒng)帶寬。

2.2 防空武器發(fā)射前置角誤差模型

2.2.1 距離測量誤差和前置角誤差

為方便分析距離跟蹤誤差對前置角誤差的影響，假設(shè)雷達(dá)與防空武器發(fā)射架處于同一位置且除距離維測量誤差外，其他目標(biāo)參數(shù)無測量誤差；距離維的測量誤差引起的前置角誤差原理示意圖如圖2所示。

圖2 距離測量誤差引起前置角誤差原理示意圖Fig.2 Principle of lead angle error caused by distance measurement error schematic diagram

圖2中，T為隱身飛機(jī)與防空武器的正確碰撞點(diǎn)；P為隱身飛機(jī)與防空武器的預(yù)測碰撞點(diǎn)；SO為隱身飛機(jī)與雷達(dá)的實(shí)際距離；R(S′O)為防空武器發(fā)射前瞬間雷達(dá)測量的目標(biāo)距離；ΔR為雷達(dá)測量的距離誤差；θC為雷達(dá)測量的目標(biāo)飛行航向角；θLR為火控系統(tǒng)計算的武器發(fā)射預(yù)測前置角；ΔθLR為武器發(fā)射前置角誤差。

由圖2可得，目標(biāo)飛機(jī)與攔截武器的碰撞條件為

(4)

式中：vt為隱身飛機(jī)飛行速度；vm為武器飛行速度。

則武器發(fā)射的預(yù)測前置角為

(5)

在ΔS′OP中，根據(jù)三角函數(shù)關(guān)系得武器由發(fā)射到預(yù)測碰撞點(diǎn)所需時間為

(6)

如果雷達(dá)能夠測得隱身飛機(jī)的飛行速度與隱身飛機(jī)到防空武器系統(tǒng)的距離，就能夠計算出預(yù)測前置角與武器的運(yùn)行時間[14-15]。

根據(jù)圖2所示幾何關(guān)系和三角函數(shù)定理可得

(7)

TM=ΔRsinθLR,

(8)

(9)

式中：ST=vtt，為飛機(jī)在防空武器發(fā)射到預(yù)測碰撞點(diǎn)所飛行的距離。

對式(9)進(jìn)行整理,可得距離測量誤差引起的前置角誤差為

(10)

如果距離跟蹤誤差很小，前置角誤差也會很小，則式(10)近似得

(11)

2.2.2 角度測量誤差和前置角誤差

雷達(dá)對目標(biāo)在角度維度的測量誤差同樣會影響防空武器系統(tǒng)火控設(shè)備計算武器發(fā)射的前置角，與距離維測量誤差影響前置角的影響機(jī)理不同，角度維的測量誤差將直接影響前置角誤差。

假設(shè)雷達(dá)僅在方位維存在測量誤差，將雷達(dá)與目標(biāo)統(tǒng)一到防空武器系統(tǒng)坐標(biāo)系中，角度測量誤差引起的前置角誤差原理如圖3所示。

圖3 角度測量誤差引起前置角誤差原理示意圖Fig.3 Principle of lead angle error caused by angle measurement error schematic diagram

圖3中,T為隱身飛機(jī)與防空武器的正確碰撞點(diǎn)；P為隱身飛機(jī)與防空武器的預(yù)測碰撞點(diǎn)；T′為隱身飛機(jī)與武器的正確碰撞點(diǎn)投影；P′為隱身飛機(jī)與武器的預(yù)測碰撞點(diǎn)投影；θ為武器發(fā)射前瞬間雷達(dá)測量的目標(biāo)方位角；Δθ為武器發(fā)射前瞬間雷達(dá)測量的目標(biāo)方位角誤差；φ為武器發(fā)射前瞬間雷達(dá)測量的目標(biāo)俯仰角；ΔθLθ為武器發(fā)射前置角誤差。

根據(jù)圖3所示幾何關(guān)系得

cos ΔθLθ=cos2φcos Δθ+sin2φ.

(12)

由式(12)可得空間前置角誤差為

ΔθLθ=arccos(cos2φcos Δθ+sin2φ).

(13)

2.2.3 總前置角誤差與前置角誤差評估模型

雷達(dá)在跟蹤目標(biāo)的多個參數(shù)時，每個目標(biāo)參數(shù)都存在測量誤差，這些參數(shù)測量誤差均通過火控計算機(jī)處理后被轉(zhuǎn)換到武器發(fā)射的總前置角誤差。雖然機(jī)內(nèi)噪聲引起的參數(shù)測量誤差均服從高斯分布，但總前置角誤差不是服從高斯分布。而計算聯(lián)合概率密度函數(shù)較困難，又因為在雷達(dá)跟蹤目標(biāo)的過程中，只要有一個維度的誤差超過跟蹤誤差的最大限度，武器就會脫靶，所以本文在分析總前置角誤差時用較大者近似為總的前置角誤差[16],即：

ΔθL=max{ΔθLR,ΔθLθ}.

(14)

為有效衡量前置角誤差對武器的影響，依據(jù)導(dǎo)彈的脫靶距離評價指標(biāo)r與隱身飛機(jī)與雷達(dá)之間的距離R，近似得出武器發(fā)射前置角誤差影響武器系統(tǒng)的有效性評價指標(biāo)θst，具體為

(15)

因此，判斷武器發(fā)射前置角誤差對武器系統(tǒng)是否有影響的判決準(zhǔn)則為

3 仿真分析

為突顯隱身飛機(jī)投彈對防空武器系統(tǒng)的影響，將隱身飛機(jī)投彈航跡與非投彈航跡(正常航跡)對雷達(dá)及防空武器發(fā)射的影響進(jìn)行對比分析。

3.1 隱身飛機(jī)投彈RCS序列

研究隱身飛機(jī)在飛行過程中的動態(tài)RCS需獲取隱身飛機(jī)的姿態(tài)信息變化，計算隱身飛機(jī)相對雷達(dá)視線的方位角與俯仰角。結(jié)合目前X型隱身飛機(jī)超聲速巡航速度與飛行時的投彈時間，對隱身飛機(jī)的飛行狀態(tài)參數(shù)與投彈各階段的時間進(jìn)行設(shè)置，如表1所示。

表1 飛行狀態(tài)參數(shù)設(shè)置Table 1 Flight status parameters setting

通過飛行狀態(tài)參數(shù)與飛行時間設(shè)置對姿態(tài)角度進(jìn)行求解，求解結(jié)果為：視線方位角為0°，視線俯仰角范圍為50.28°～61.40°。

在獲得隱身飛機(jī)姿態(tài)角度后，對隱身飛機(jī)RCS進(jìn)行仿真分析，以0.1 s為采樣間隔對隱身飛機(jī)飛行過程進(jìn)行采樣，通過隱身飛機(jī)飛行過程中的方位角與俯仰角序列和隱身飛機(jī)RCS數(shù)據(jù)庫進(jìn)行RCS序列求解。具體情況如圖4所示。

圖4 RCS序列Fig.4 RCS sequence

從圖4中可以看出，隱身飛機(jī)在正常航跡下的RCS變化范圍為-9.690 0～2.518 1 dBsm，在投彈航跡下RCS變化范圍為-6.133 2～21.610 5 dBsm。其中正常航跡與投彈航跡僅在2.4～3.6 s階段(航跡中的LB段，也就是彈艙開閉過程)，隱身飛機(jī)的RCS有明顯的不同，投彈航跡在此階段的RCS相對正常航跡增加25～30 dBsm左右。表明在隱身飛機(jī)投彈飛行的過程中，飛機(jī)的微小姿態(tài)變化會導(dǎo)致RCS出現(xiàn)強(qiáng)弱上的差異。同時，在隱身飛機(jī)彈艙開閉的瞬間會引起較強(qiáng)的電磁散射，導(dǎo)致RCS急劇上升。

3.2 信噪比

根據(jù)求解信噪比的計算式，結(jié)合仿真得到的隱身飛機(jī)投彈航跡與正常航跡下的動態(tài)RCS序列與目前常規(guī)體制雷達(dá)設(shè)備的相關(guān)參數(shù)，對隱身飛機(jī)2種飛行狀態(tài)下的信噪比進(jìn)行仿真求解。

常規(guī)體制雷達(dá)參數(shù)設(shè)置見表2。

表2 雷達(dá)參數(shù)設(shè)置Table 2 Radar parameters setting

隱身飛機(jī)在2種不同飛行狀態(tài)下的信噪比序列仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5 信噪比Fig.5 SNR

從圖5中可以看出，隱身飛機(jī)在正常航跡下的回波信號進(jìn)入雷達(dá)接收機(jī)后的機(jī)內(nèi)信噪比變化范圍為1.970 3～15.361 3 dB，投彈航跡下的機(jī)內(nèi)信噪比變化范圍為5.837 4～33.342 8 dB，同時因為隱身飛機(jī)在彈艙開閉的過程中會使飛機(jī)的RCS急劇增加，因此在投彈階段接收機(jī)內(nèi)的信噪比得到了較大改善，改善程度達(dá)到了25～30 dB左右。

3.3 雷達(dá)測量誤差

根據(jù)仿真得到的隱身飛機(jī)正常航跡與投彈航跡下的接收機(jī)內(nèi)信噪比與參數(shù)測量誤差模型，仿真求解隱身飛機(jī)在2種不同飛行狀態(tài)下的距離與角度測量誤差，仿真情況如圖6所示。

圖6 角度測量誤差Fig.6 Angle measurement error

由圖6可知，在隱身飛機(jī)正常平飛航跡下，雷達(dá)對目標(biāo)角度的測量誤差在0.078 7°～0.367 8°范圍內(nèi)變化；在投彈航跡下，雷達(dá)對目標(biāo)角度的測量誤差在0.009 9°～0.235 7°范圍內(nèi)變化。且從圖中可以看出，在投彈航跡下，因為彈艙開閉的投彈階段使回波信號進(jìn)入接收機(jī)內(nèi)的信噪比得到了較好改善，所以雷達(dá)的角度測量誤差在此階段也得到了較大的提升，提升約0.38°左右。

同理，對雷達(dá)的距離測量誤差進(jìn)行仿真計算，結(jié)果如圖7所示。

圖7 距離測量精度Fig.7 Distance measurement accuracy

由圖7可知，在隱身飛機(jī)正常平飛航跡下，雷達(dá)對目標(biāo)距離的測量誤差在12.46～58.26 m內(nèi)變化；在投彈航跡下，雷達(dá)對目標(biāo)距離的測量誤差在1.57～37.32 m范圍內(nèi)變化。且從圖中可以看出，在投彈航跡下，同樣因為信噪比的改善，雷達(dá)的距離測量誤差在此階段也得到了較大的提升，提升約55 m 左右。

3.4 防空武器發(fā)射前置角誤差

根據(jù)防空武器發(fā)射前置角誤差模型與仿真計算出的雷達(dá)對目標(biāo)參數(shù)的測量誤差,仿真求解正常航跡和投彈航跡下的距離維誤差和角度維誤差分別引起的武器發(fā)射前置角誤差，仿真結(jié)果如圖8所示。

圖8 防空武器發(fā)射前置角誤差Fig.8 Lead angle error of weapon launch

由圖8可知，在隱身飛機(jī)正常飛行航跡下，防空武器系統(tǒng)因雷達(dá)對目標(biāo)距離的測量誤差引起的武器發(fā)射前置角誤差在0.060 8°～0.216 2°范圍內(nèi)變化，因雷達(dá)對目標(biāo)角度的測量誤差引起的武器發(fā)射前置角誤差在0.037 7°～0.210 4°；在投彈航跡下，防空武器系統(tǒng)因雷達(dá)對目標(biāo)距離的測量誤差引起的武器發(fā)射前置角誤差在0.005 9°～0.151 4°范圍內(nèi)變化，因雷達(dá)對目標(biāo)角度的測量誤差引起的武器發(fā)射前置角誤差在0.005 6°～0.141 4°范圍內(nèi)變化。由圖中仿真曲線可以看出，因為彈艙開閉期間的電磁反射增強(qiáng)導(dǎo)致目標(biāo)參數(shù)測量誤差的減小使防空武器發(fā)射的前置角誤差也減小了。

根據(jù)防空武器發(fā)射總前置角誤差模型取距離誤差和角度誤差所引起的前置角誤差中的最大值作為武器系統(tǒng)的總前置角誤差。再根據(jù)前置角誤差評估模型判斷得出總前置誤差是否能夠影響武器系統(tǒng)的工作性能。

總前置角誤差如圖9所示。

圖9 防空武器發(fā)射總前置角誤差Fig.9 Total lead angle error of air defense weapon launch

由圖9可知，在隱身飛機(jī)正常平飛航跡下，因雷達(dá)對目標(biāo)距離和角度的測量誤差所引起的防空武器發(fā)射前置角總誤差在0.060 8°～0.216 2°范圍內(nèi)變化；在投彈航跡下，防空武器發(fā)射前置角總誤差在0.005 9°～0.141 4°范圍內(nèi)變化。

根據(jù)前置角誤差影響判決準(zhǔn)則可知，在雷達(dá)跟蹤隱身飛機(jī)正常飛行航跡的情況下，雷達(dá)對目標(biāo)角度與距離的跟蹤誤差所引起的前置角誤差在0～1 s左右處于受影響邊緣，4.6～6 s不受影響，其余時間武器發(fā)射均受到較大影響；雷達(dá)跟蹤隱身飛機(jī)投彈航跡的情況下，由于在隱身飛機(jī)彈艙開閉的投彈期間會使回波信號大幅度增強(qiáng)，此時距離跟蹤誤差與角度跟蹤誤差所引起的前置角誤差較小，系統(tǒng)在此期間控制防空武器發(fā)射能夠更加精確地預(yù)測瞄準(zhǔn)目標(biāo)。

4 結(jié)束語

本文研究了隱身飛機(jī)投彈對防空武器發(fā)射前置角誤差的影響問題。首先利用飛機(jī)的飛行姿態(tài)和隱身飛機(jī)RCS數(shù)據(jù)庫確定平飛投彈航跡與平飛正常航跡下的動態(tài)RCS序列，依據(jù)雷達(dá)對目標(biāo)的參數(shù)測量誤差模型和武器發(fā)射前置角誤差模型對武器發(fā)射的總前置角誤差進(jìn)行仿真求解，并根據(jù)前置角誤差影響評價準(zhǔn)則對隱身飛機(jī)投彈對防空系統(tǒng)的武器發(fā)射的影響進(jìn)行判決分析。仿真結(jié)果表明：隱身飛機(jī)在彈艙開閉期間會增強(qiáng)自身對回波信號的反射，進(jìn)而導(dǎo)致雷達(dá)接收機(jī)內(nèi)的信噪比增大，使雷達(dá)對隱身飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)的測量誤差減小，從而使得火控系統(tǒng)能夠更加精確地預(yù)測武器發(fā)射前置角，準(zhǔn)確瞄準(zhǔn)空中目標(biāo)，為武器的精確攔截打下基礎(chǔ)。