中国指挥与控制学会会刊 
1 空基助推段反导作战需求和流程分析
弹道导弹的助推段是指以导弹离开发射架为起点,以最后一级火箭助推器熄火并与有效载荷分离为终点的飞行阶段。该阶段弹道导弹的特点是:1)火箭助推器产生的红外特征明显;2)因导弹体积庞大而具有较大的雷达有效反射截面;3)导弹尾焰发出可见光和紫外线;4)大气层飞行时由于气动加热所引起较大的热辐射。
1.1 实施空基助推段拦截的特点分析
1)作战时间有限
弹道导弹的助推段飞行时间有限,一般在几十秒的时间范围内,在如此短的时间内,空基反导武器系统要完成从接收弹道目标预警、目标截获跟踪、计算射击诸元、发射拦截弹等作战流程。作战时间十分短暂,战机可谓稍纵即逝。
2)目标特征明显
由于弹道导弹处于助推段飞行,火箭发动机工作会带来十分明显的红外特征,而且,由于助推器并未与弹舱分离,因而目标的雷达反射截面较大,因此,目标的红外和雷达特征十分明显,对目标的预警、截获、跟踪较为有利。
3)威慑作用明显
空基助推段反导可将敌方发射的弹道导弹直接摧毁于发射地域的上空,弹道导弹母舱携带的弹头也将全部落在发射国的领土上,可谓“搬起石头砸自己的脚”。一旦空基反导拦截成功,将使敌方不敢贸然再次发射,对敌方的军心、民心都将产生不可估量的威慑作用。
4)作战效益较高
按照弹道导弹“三段四层”的拦截模式,助推段拦截的作战效益最高,其次是中段拦截,最低的是末段拦截。助推段弹道导弹处于不断地加速过程中,且并未提升到很高的速度,而且由于采用惯性导航系统,不可能做大幅的空间机动,因此,从拦截的难易程度上讲是相对较低的,作战效益明显。
5)作战距离受限
以空空导弹为拦截器的空基武器系统的作用距离主要受到拦截弹的射程限制,一般会在200km左右,这就意味着,空基反导平台若实施助推段拦截,必须要做到“抵近拦截”。
6)作战条件制约苛刻
受制于拦截弹的射程,以空空导弹为拦截器的空基反导武器系统作战距离有限,那么,要实施助推段拦截,则必须在完全掌握制空权的前提下,否则,载机的生存性将无法得到保证,这也是空基助推段反导作战最关键的制约因素。
1.2 空基助推段反导的条件分析
空空导弹实施助推段拦截必须满足的技术条件有:1)因目标的红外特征明显,因此拦截弹的导引头应采用红外导引头;2)拦截弹的战斗部应采用直接碰撞技术;3)受拦截弹速度的限制,只能迎击拦截,无法进行尾追拦截;4)拦截弹的发动机采用直气复合技术;5)载机平台具有较长的滞空能力,该条件可通过空中加油、多机交替值班或长航时无人机的方式加以满足;6)需要弹道导弹预警卫星或临近空间预警设备的预警信息支持。
通过以上分析不难看出,空空导弹执行助推段反导作战任务的武器系统内部制约条件可以满足,在技术上没有瓶颈,但外部制约因素必须得到保障,即夺取制空权,保证载机的空中安全。
2 空基反导预警探测系统分析
目标预警探测的主要任务是及时探测并跟踪来袭弹道导弹,为指挥控制系统提供早期预警信息,通过对目标进行持续跟踪与监视,为机载反导武器提供相应数据。
对一般的中近程弹道导弹目标,助推段飞行时间较短,拦截高度范围低,因此要实现助推段拦截,预警、指挥、控制网络必须具有快速响应能力。
目标预警系统对弹道导弹的探测时间和跟踪时间是影响拦截窗口的主要因素,长时间对目标探测和跟踪将导致较大的拦截弹发射延迟。
2.1 拦截时刻选择
对弹道导弹的拦截时刻通常选择在弹道导弹助推发动机燃烧时间TBurnout的95%再减去5s,即拦截时刻TPIP如式(1)所示。
TPIP=TBurnout×0.95-5
这是由于发动机燃烧存在一些不确定性;同时也为拦截弹制导控制系统留一些裕量,确保在发动机关机前击中目标。如果直接碰撞摧毁了弹道导弹的动力系统,而未对其弹头产生毁伤,此时弹头还没有获取足够的速度,不具有飞到被攻击区域的能力。
2.2 探测时间TDetect
可用于助推段的预警方式只有天基红外系统和空基预警雷达两种方式。由于探测方式的不同,探测延迟也有所不同。
空基红外系统的探测延迟,通常认为进攻弹道导弹上升到一定高度(云层以上)后,空基红外系统就可以看到导弹的尾焰,从而发现目标。根据美国应用物理协会APS[3]的报告,这一高度取7km。实际上,由于空基红外系统轨道高度的关系,即使采用红外焦平面成像器件阵列的探测方式进行天基预警,瞬时视场也很小,需要采用扫描的方式以扩大监测范围。当目标高度达到7km时,探测概率取决于扫描频率。
空基预警雷达对目标的探测延迟:当目标速度相对于预警机雷达的径向速度大于150km/h时,满足预警机雷达的多普勒频移要求,才能被探测到。由于弹道导弹在助推段通常采用垂直发射,因此与预警机的径向速度较小;当进入程序转弯飞行时,径向速度才逐渐增大。
2.3 跟踪时间TTrack
预警机的有源相控阵雷达可以在1s内控制波束回扫到发现方向,经过3~6个脉冲周期即可跟踪目标,雷达跟踪到目标的时间应该在5s之内。
天基红外预警卫星建立跟踪需要的时间的计算方法有两种,两种方法的结果类似。一是进攻导弹尾焰在卫星探测器的红外成像探测器上移动10个像素;二是采用滤波方法使进攻导弹弹道方向的估计精度达到7°以内。
根据上述三个时间的关系,可计算出拦截弹的最大飞行时间TFlymax为拦截时刻减去探测时间TDetect和跟踪时间TTrack之差,如式(2)所示。
TFlymax=TPIP-TDetect-TTrack
根据式(2),在不同射程的弹道导弹各选一个典型目标,分别以天基红外预警系统和空基雷达为预警探测系统,经计算可得到如表1 和表2 所示的拦截弹最大飞行时间。
表1 以空基雷达为预警探测系统的拦截弹最大飞行时间计算数据表 |
| 导弹 射程/ km | 助推段 时间/ s | 助推段 结束高度/ km | 助推段 结束射程/ km | 助推段结束 最大速度/ (km/s) | 空基雷达 探测时间/ s | 空基雷达 跟踪时间/ s | 拦截弹最大 飞行时间/ s |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 300 | 60 | 25~30 | 25~75 | 1.6 | 14 | 5 | 33.0 |
| 600 | 85 | 40~60 | 40~100 | 2.3 | 20 | 5 | 50.75 |
| 1300 | 95 | 45~90 | 75~150 | 3.4 | 27 | 5 | 53.25 |
| 2000 | 165 | 110~170 | 125~150 | 5.0 | 27 | 5 | 119.75 |
表2 以预警机为预警探测系统的拦截弹最大飞行时间计算数据表 |
| 导弹 射程/ km | 助推段 时间/ s | 助推段 结束高度/ km | 助推段 结束射程/ km | 助推段结束 最大速度/ (km/s) | 天基红外 探测时间/ s | 天基红外 跟踪时间/ s | 拦截弹最大 飞行时间/ s |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 300 | 60 | 25~30 | 25~75 | 1.6 | 33 | 10 | 9.0 |
| 600 | 85 | 40~60 | 40~100 | 2.3 | 37 | 13 | 25.75 |
| 1300 | 95 | 45~90 | 75~150 | 3.4 | 39 | 13 | 33.25 |
| 2000 | 165 | 110~170 | 125~150 | 5.0 | 43 | 13 | 95.75 |
根据表1 和表2 的数据,针对中近程弹道导弹的助推段反导拦截,只能采用空基雷达,即预警机作为预警探测系统;天基预警系统适合于对远程弹道导弹进行预警。
3 空基助推段反导的有效性分析
空基助推段反导拦截为三段四层的反导作战过程增加了一次拦截机会,提高了射击次数。对此,通过对弹道导弹的拦截效率和掩护目标范围等两个方面,分析说明空基助推段反导的有效性。
3.1 拦截效率
空基助推段拦截等于在传统末段拦截的基础上增加了一次拦截机会。在此,我们假定末段具备高层、低层两次拦截机会,再辅之以空基助推段拦截,那么,总的拦截次数可以视为3次。
假设防御方不具备弹道导弹的中段拦截能力,令Pz、Pg、Pd分别表示空基助推段、末段高层和末段低层的反导拦截成功概率。显然,整个反导射击过程的拦截成功概率为:
P=1-(1-Pz)(1-Pg)(1-Pd)
不失一般性,令Pg=0.6、Pd=0.5,P0=1-(1-Pg)(1-Pd)=0.8表示不实施空基助推段拦截时的总体拦截成功率,考查Pz对整体拦截成功率P的影响。
令η表示拦截成功概率的增长率:
η=
取空基拦截概率为0.1~0.9,将上述计算数据归纳如表3 。从表中可以看出,即便空基助推段反导拦截的成功概率很低,也能在一定程度上提升整体反导拦截成功概率,更不用说空基助推段反导的拦截成功率达到一个较高的水平上。
表3 空基助推段反导拦截对多层拦截系统的贡献 |
| 空基助推段拦截 成功概率Pz | 整体拦截 成功概率P | 拦截成功概率的 增长率η/% |
|---|---|---|
| 0.1 | 0.82 | 2.5 |
| 0.2 | 0.84 | 5 |
| 0.4 | 0.88 | 10 |
| 0.6 | 0.92 | 15 |
| 0.8 | 0.96 | 20 |
| 0.9 | 0.98 | 22.5 |
特别是,在末段高层和低层反导拦截成功率较低的情况下,设Pg=0.4、Pd=0.2,P0=0.52,空基助推段反导加入后,拦截成功概率的增长率更高,即作战效益增长更明显,如表4 所示。
表4 整体拦截概率低情况下空基反导拦截分析 |
| 空基助推段拦截 成功概率Pz | 整体拦截 成功概率P | 拦截成功概率的 增长率η/% |
|---|---|---|
| 0.1 | 0.568 | 9.2 |
| 0.2 | 0.616 | 18.5 |
| 0.4 | 0.712 | 36.9 |
| 0.6 | 0.808 | 55.4 |
| 0.8 | 0.904 | 73.8 |
| 0.9 | 0.952 | 83.1 |
3.2 反导兵器数量对比
假定,某小纵深敌对国的固定和机动弹道导弹反射装置数为N,可射击其射程范围内的防空方掩护目标M个,通常情况下N≪M,并设防空方掩护目标范围为S km2,令单个高层反导武器系统可掩护面积为R km2。
按照末段低层反导武器系统的部署原则(一般以一个战术单位部署在掩护目标周围较近的范围)。只从掩护目标所需兵力部署的兵力数量上来看,若要掩护面积为S的目标区内的M个目标,共需高层反导火力单元数为:S/R;需要末段低层反导火力单元数为要W×M,W为一个战术单位配置的火力单元数,一般为3~5。那么,共需要高低两层反导火力单元数为
Y= +W×M
对于空基助推段反导而言,则只需要监视N个发射装置即可,而且,一套空基助推段反导平台可以监视目标区域内多个发射装置(包括机动发射装置),因此,满足作战需要的武器平台数量会小于N。
显然,Y≫N,这就意味着,掩护相同面积的目标区,所需空基助推段反导平台的数量远远小于末段拦截火力单元的数量。即从单个火力单元的掩护面积上看,空基平台远远大于地基末段拦截武器系统。
4 空基反导拦截弹总体方案
空基反导拦截弹借助于有人战斗机等发射平台将其运送到指定高度发射,尺寸和重量都会受到运载工具的限制。
由于大多数战斗机为增加巡航半径,都会携带油箱,以Su27为例,载弹量7000kg,外挂副油箱最大4100L(1500×2、1100×1)。一个1500L油箱的长度大概为6m,直径75cm,油的比重大约为0.8,那么装满油的油箱大约为1200kg,因此反导导弹的尺寸和重量就可以以此为界限,满足载机挂装的尺寸和重量要求。
一般来说,超声速导弹的长度与最大直径之比大约为10~12。如果反导拦截弹长度为6m,它的最佳直径应介于50cm~60cm。所以初步估计导弹长度6m,直径55cm。如,美国早期用于空基反卫的导弹的长度为5.4m,直径为50.8cm。
利用超声速有翼导弹近似质量的统计经验公式(4):
M=826.4×(LD2)exp(0.895)
其中:M为导弹总质量;L为导弹总长度;D为导弹直径。
将L=6m和D=0.55cm代入式(4),计算得到的导弹总质量为1400kg。为将空基反导拦截弹挂在油箱的位置上,那么导弹的初始质量必须限制在1200kg以内,相应的导弹长度缩减为5.6m,根据前面提到的长度与直径的比例最好为11,所以导弹的直径为0.51m。代入经验公式,得到总质量为1157kg,满足质量的限制条件。
空基反导导弹作战过程类似空空导弹,需要采用传递对准、空中发射和数据链修正等方式;又类似地基反导导弹,采用直接碰撞方式杀伤高速运动的弹道导弹。空基反导导弹综合了地基反导导弹和空空导弹两类导弹的特点,技术上更加复杂。开展空基反导导弹的研究可采用两种思路,即以地基防空导弹为设计原型的重型空基拦截弹和以中远程空空导弹为设计原型的轻型空基拦截弹。美国两大军火公司分别采用上述两种思路各自展开研究。美国Lockhed-Martin公司以地基“爱国者PAC-3”防空导弹为原型,拟将它适应性改进,挂装在F15战斗机上进行反导拦截[4];而美国Rathon公司则以AIM-120中程空空导弹为设计原型,进行动力系统和导引头部件的升级,形成无人机、战斗机等多平台发射的反导作战能力。
本文根据美国雷神公司NCADE[5]的技术方案,以某型中距空空导弹为设计原型,进行反导拦截弹的设计。
有人战斗机/无人机作为发射平台,接收反导作战指挥控制系统的指令,通过机动飞行满足指控系统装订的导弹初始发射条件,作用相当于拦截弹的“第一级”。为降低系统复杂性,空基反导导弹设计为两级导弹,第一级为固体火箭发动机,燃烧完毕后分离。第二级为动能拦截器,具有液体动力系统,包括轴向、轨控和姿控系统。空基反导武器工作过程如下:防御方雷达或卫星探测、跟踪助推段飞行的近程、中程弹道导弹目标,然后将预警信息传输到反导武器载机平台上,载机进行发射决策。反导武器发射后,第一级点火,根据指令进行制导,并拉高爬升;第一级燃烧完毕后,与第二级分离,并释放头罩,导引头开机,跟踪弹道导弹的尾焰,识别弹体点,并引导拦截器采用动能碰撞方式摧毁目标。弹上的数据链能够接收载机信号进行修正。
根据上述分析,空基反导导弹气动外形采用空空导弹常见的正常式布局、圆柱形弹体,舵、翼在同一平面,呈×-×形布置。主要由头罩、电子舱、液体发动机、分离机构、固体发动机、舵机舱和舵、翼面组成。如图1 所示。该弹外形及重量满足发射平台的挂装要求。
根据导弹攻击目标的全过程,空基拦截弹大致可分为探测段、助推段、中制导段、末制导段和末端控制等几个飞行阶段。其中探测段包括天基/空基雷达对目标的探测和跟踪、导弹参数装订,助推段包括机弹分离段、助推工作段、助推分离段;中制导段是指从助推段分离到导引头截获目标之间的飞行阶段;末制导段指从导引头截获目标后到导引头可对弹体清晰成像之间的飞行阶段;末端机动控制段指瞄准点从发动机尾焰调整到弹道导弹弹头位置的制导控制阶段。
在初始助推段,采用正常式布局气动力控制,利用捷联惯导信息和数据链信息,通过规划弹道,助推发动机将动能杀伤拦截器推至25km~80km高度,基本涵盖临近空间(距地面20km~100km),满足反导要求。在助推器分离后的中制导段,采用RCS直接力控制方式,完成在高空情况下的弹体姿态控制以及达到一定的轴向速度,同时利用数据链和捷联惯导信息形成制导指令控制导弹飞向导引头可以截获目标的空域,并控制红外成像导引头截获目标,完成中末制导交接。在末制导阶段,根据红外成像导引头所提供的目标信息形成制导指令,启动直接力轨控发动机不断修正变轨,姿控发动机修正拦截器姿态。在末段控制段(离目标2s~3s),通过制导和控制算法将拦截器姿态由瞄准尾焰中心转至弹体中心,直至实现对目标的直接碰撞。
5 结束语
以地空导弹武器系统为主的末段反导防御仍是世界各国当前反导作战的主要样式。鉴于我国广阔的幅员,各主要战略方向上均有需要重要程度很高的要害目标,在这种作战模式下,掩护目标众多与兵力数量不足的矛盾十分突出。空基末段反导武器的研发将是解决这一问题的有效途径之一。