機載拖曳式雷達誘餌干擾分析

張曉杰，駱魯秦，蔣志彪，崔 偉

(空軍航空大學，長春 130022)

0 引言

在現代以復雜電磁環境為背景的戰爭中，空中作戰是以先進電子技術為基礎的最典型的高技術戰爭。在進攻方式上，空空導彈從1944年出現發展至今己經發展到第四代，具有超視距發射、發射后不管的能力，采用單脈沖跟蹤和脈沖多普勒末制導體制的主動雷達制導導彈。在超視距空戰中，機載雷達可在上百公里以外就可以發現敵方作戰飛機，并發射空空導彈進行攻擊?？湛諏椛系膯蚊}沖多普勒雷達檢測敵機雷達回波信號并分析其相對于發射信號的多普勒頻移就可以實現目標的探測和速度測量，通過比較和、差通道的多普勒譜線的幅度或相位就可以實現敵機角度的測量和跟蹤［1］。

在防御方式上，作戰飛機為了避免空空導彈的攻擊，一般都在飛機上裝有雷達告警接收機，一旦告警器探測到制導雷達信號，就會向飛行員告警，就可以立即施放各種有源的或無源的誘餌干擾，將對方的導彈誘騙，從而達到保護自身的目的。

1 拖曳式雷達誘餌干擾理論與應用效能分析

據報道，在1999年美國空襲南聯盟期間，美國空軍B-1B 轟炸機、F-18 戰斗機在機后拖放了空中誘餌，至少牽制住了已經跟蹤上飛機的10 枚SAM 導彈的攻擊，有一個誘餌還準確地被導彈擊中，保護了飛機［2］。在現代戰爭中，拖曳式雷達誘餌已成為干擾雷達導引頭的有效手段。

1.1 干擾原理

如果拖曳式雷達誘餌起作用，制導雷達的角度跟蹤系統的響應會因誘餌的存在而發生改變。拖曳式雷達誘餌的工作原理與兩點源干擾單脈沖雷達的原理相同［3］。由于作戰飛機在空戰中很難保持和誘餌干擾信號在相位上的恒定，所以在應用上主要是非相干干擾［4］。

1.2 結構組成

拖曳式雷達誘餌主要由機內的信號接收處理部分和機外的誘餌發射部分組成［5］。組成框圖如圖1所示。

圖1 雷達誘餌工作組成結構圖

工作流程為:雷達告警接收天線對截獲的信號進行威脅信號識別及方位的測量等，然后引導干擾設備盡快地截獲威脅信號，通過電子對抗波形發生器產生最佳的干擾樣式，最后由光纖傳輸到誘餌發射出去。

1.3 干擾過程中干信比變化模型

拖曳式雷達誘餌干擾過程中誘餌轉發的干擾信號和作戰飛機反射的回波信號在雷達導引頭接收天線處的功率之比稱為干信比［6］。拖曳式雷達誘餌與作戰飛機的回波信號不同之處在于誘餌是將接收到的雷達發射信號經過信號處理后放大轉發出去。本文所研究的拖曳式雷達誘餌采用恒定功率，即誘餌發射信號的功率恒定，始終以最大功率發射干擾信號。

末制導雷達信號經作戰飛機反射后在雷達導引頭接收天線處接收到的回波信號功率為

式中，PT為雷達導引頭發射功率，GT為目標方向導引頭天線增益，GR為目標方向導引頭接收天線增益，λ為導引頭工作波長，σ為作戰飛機的散射截面積，R為目標到雷達導引頭距離，γR，γT為雷達導引頭發射機和接收機綜合損耗。

拖曳式雷達誘餌到達雷達接收機的干擾信號功率為

式中，PTJ為誘餌發射功率，GTJ為誘餌干擾天線增益，GR為誘餌方向導引頭接收天線增益，λ為導引頭工作波長，Rj為誘餌到雷達導引頭的距離，γj為誘餌發射天線的綜合損耗。

由公式(1）和(2），可以計算出導引頭接收天線處的干信比J/S:

1.4 脫靶量計算模型

拖曳式雷達誘餌干擾末制導雷達導引頭的作戰態勢圖如圖2所示。

圖2 拖曳式雷達誘餌作戰態勢圖

圖中，作戰飛機的位置為P 點，誘餌位置為Y 點，臨界角處導彈所在位置為M 點，飛機與誘餌的拖曳線長度為L=YP，臨界角導彈對飛機的入射角度為θm，導彈受到飛機與誘餌的非相干干擾后在臨界角處導引頭指向Z 點，臨界角處導彈指向點與誘餌的夾角為θ2，與飛機的夾角為θ1，導彈到飛機的距離為R，導彈到誘餌的距離為Rj，導彈可修正的誤差距離為ZO，脫靶量為OP。

根據圖中的幾何關系可以得出臨界分辨角處導彈距離飛機的距離R為

導彈距離誘餌的距離為

導彈距離瞄準質心的距離為

誘餌對導彈的誘偏距離為

假設在最不利的情況下，在分辨出飛機和誘餌后，導彈將以最大的過載飛向飛機，則可得到導彈最大過載飛行修正的距離［7］為

式中，nmax為導彈的最大過載，g為重力加速度，vm為導彈的速度。

所以，由公式(7）和(8）可以得到導彈最終的脫靶量為

2 拖曳式雷達誘餌干擾仿真和結果分析

仿真條件:假設誘餌發射功率PTJ=60 W，雷達導引頭發射功率PT=5000 W，誘餌干擾天線增益GTJ=0 dB;誘餌方向導引頭接收天線增益GR=37 dB，誘餌發射天線的綜合損耗γj=1 dB，目標方向導引頭天線增益GT=37 dB;作戰飛機的散射截面積σ=6m2;為雷達導引頭發射機和接收機綜合損耗γR=γT=1 dB，拖曳線長度L=100 m，導彈速度為vm=900 m/s，飛機速度為vp=300 m/s。

2.1 干信比分析

圖3為導彈采用比例導引，導引系數為3，入射角度為45°，導彈到飛機的初始距離R=5000 m時拖曳式雷達誘餌干擾下干信比隨導彈到飛機距離的變化曲線?？梢?，隨著距離的接近，干信比會逐漸變小。

圖4為在導彈在相距作戰飛機1000 m處不同的入射角度對干信比變化的影響。由圖可以看出，導彈在前半球攻擊或后半球攻擊時誘餌都可以起到很好的干擾能力，后半球的干擾效果更好。在前半球入射角度為45°時干信比為7.3，而在后半球135°時干信比可以達到9.5。

圖3 干信比隨距離的變化仿真圖

圖4 干信比隨分辨角處入射角度的變化仿真圖

2.2 脫靶量分析

圖5為不同入射角度下拖曳式雷達誘餌干擾對導彈造成的脫靶量曲線。由圖可以看出，誘餌對導彈的干擾后半球要好于前半球，若導彈的殺傷半徑為30 m。由圖可見，后半球的干擾可以保證作戰飛機的安全，而前半球只有在入射角度大于45°的范圍內可以很好地保證作戰飛機的安全。

圖5 入射角度對脫靶量的影響曲線圖

3 結束語

拖曳式雷達誘餌是當前對付單脈沖多普勒雷達的一種有效的干擾方式。拖曳式雷達誘餌能否干擾成功與干信比的變化有很大關系，而導彈、作戰飛機以及誘餌的幾何位置通過對干信比的影響直接導致了導彈脫靶量的大小。

［1］崔旭.拖曳式雷達有源誘餌干擾技術研究［D］.電子科技大學，2005.

［2］何自強.新一代先進誘餌［J］.國際電子戰，2001(2）.

［3］方有培.拖曳式誘餌射頻誘餌干擾防空導彈研究［J］.航天電了對抗，2001(4）:16-19.

［4］姬曉琳.拖曳式誘餌干擾機理研究［D］.西安電子科技大學，2010.

［5］BAE SYSTEMS.AN/ALE-55 Fiber-Optic Towed Decoy［J］.IEEE Trans.on Aerospace and Electronic Systems，2006(6）.

［6］Kerins J W.Analysis of towed decoys［J］.IEEE Trans.on Aerospace and Electronic Systems，1993，29(4）:1222-1227.

［7］高彬，毛士藝，孫進平.拖曳式誘餌抗單脈沖雷達導引頭效能評估［J］.系統工程與電了技術，2011(11）.