经典扫盲贴:会当凌绝顶,一览众山小—全面解析歼20

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《创新科技》 文/潘文林


会当凌绝顶 一览众山小

—全面解析歼20


2011年1月11日是个注定要载入史册的重要日子。就在这天中午,歼20战斗机原型机在万众瞩目下,顺利完成了首次试飞。歼20的横空出世,标志着继美俄之后,我们是第三个能够独立研制第四代(俄罗斯标准为第五代)战斗机的国家。一般认为,第四代战机应具备“四超”能力,即超隐身能力、超机动能力、超音速巡航能力和超信息优势。从已经掌握的情况看,歼20原型机基本具备了以上特点。尽管该机从试飞到定型服役还有很长的路要走,还有一些问题需要突破,但其毕竟集国内科技之大成,代表了当代中国航空工业的最高水准。本文从以下几个主要方面进行介绍。


雷达隐形技术


隐形技术又称低可探测性技术,是极力降低飞行器、舰艇导弹等军用装备的雷达、红外、声学等特征的一种技术手段。在现代战争中尤其是在超视距空战中,通过雷达讯号探测是探测飞机的最可靠方法,减弱作战飞机的雷达反射信号强度,便成为飞机设计中提高隐形能力的最关键和最重要的因素。同时展开红外、声、可见光等其他信号控制的研究,以使军用飞机向多功能、高性能的隐形方向发展。

在雷达隐形方面有个重要术语,即雷达散射截面,用来度量目标在雷达波照射下所产生的回波强度的大小,常用平方米或分贝平方米为单位。飞机雷达散射截面越小,隐身能力就越强。雷达散射截面与物体的尺寸和形状、材料、取向、雷达波长及极化有关。

早在第四代战斗机甚至是F-117隐形战斗机出现之前,飞机设计人员已经知晓飞机隐形的秘密,但如何把概念变成实际的工程设计却有相当的难度。这里面不仅牵扯到如何减小飞行阻力、增加升力,材料的应用,还包括数学模型的建立与应用,甚至包括装配技术。以美国空军的F-117隐身战斗机为例,该机之所以采用让人匪夷所思的由多个平面和直线组成的外形,与当时计算机的技术水平有关。与此形成鲜明对比的是,苏联当时因为过度依赖经验,其设计的两种所谓第五代(俄罗斯标准)战斗机的隐形性能不尽如人意,不得不推倒重来。

从已经掌握的歼20原型机的情况看,设计人员为了实现雷达隐身的目的,主要采取了以下措施:特殊的机头与机身形状。一般飞机的机身呈圆柱形或接近圆柱形,电磁波从机身四周无论从哪个方向照射,雷达散射截面都比较大。如果机身剖面形状改为棱形,就只有照射方向正好和棱形表面垂直时,飞机的雷达散射截面才最大;而从其他方向照射时,雷达散射截面就比圆形剖面的小得多。所有第四代战斗机的机头均采用类似美国第四代战斗机F-22A的尖顶拱形机头,其垂直截面基本呈菱形,机头段上下部分之间具有明显的折线,发动机进气道侧壁具有明显的倾斜。我国首架第四代战斗机也不例外。

翼身融合和垂直尾翼外倾。一般飞机的机翼和机身、平尾和垂尾之间,会产生一种角反射效应,即相邻两个表面接近垂直时,电磁波不管从哪个方向入射,经过一次或几次反射后,最终都将沿入射波相反方向返回到雷达接收机。而采用翼身融合体的飞机,机身和机翼平滑过渡,看不出明显的分界线。这样,在机翼和机身之间就不会出现角反射效应。美国人早期在探索隐形技术时,就采用了此项技术。以后的F-16、幻影2000、苏-27以及我国的歼10等战斗机均采用了此项技术。采用这种设计,还有利于减轻结构重量,改善机身截面积分布,降低超音速阻力。拥有外倾的双垂直尾翼是第四代战斗机的又一个外部特征。例如,F-22A 战斗机垂直尾翼外倾28°,F-35的垂直尾翼外倾25°。歼20战斗机的垂直尾翼外倾角大约是25°。主要机体部件相互平行。主要机体部件如机翼、鸭翼的前缘在水平投影面上相互平行,前机身进气道向外倾斜的侧壁和相同一侧的垂直尾翼相互平行,左右相对的垂直尾翼和腹鳍相互平行,垂直尾翼后缘和腹鳍后缘在垂直投影面上相互平行,进气道唇口外缘线和腹鳍前缘在垂直投影面上相互平行。此种设计也是以F-22为代表的第四代战斗机的共同特点,其隐身原理是将雷达反射波集中到几个窄波束以内,使飞机在其他方向上的散射截面积尽可能最小。

DSI(亦称蚌式)进气口。其特点是在进气口前方的机身上有一个鼓包状突起,通过这个突起对进入进气道的空气进行预压缩,并同时吹除影响发动机吸气的附面层。这样,既取消了传统超音速进气道上的复杂结构、降低了结构重量,还有助于降低正前方的雷达散射截面。2006年4月开始试飞的“枭龙”战斗机04号原型机和以后交付给巴基斯坦的JF-17皆为DSI进气道设计。不久,在2009 年春天现身的歼10B同样应用了此项技术。上述情况表明我国已经掌握了DSI进气道的设计技术,并将之实用化。

S形进气道。在飞机内部,发动机是强反射部件。特别是直的进气道,雷达波可以从进气口直接照射到发动机的风扇或压气机叶片,产生很强的反射波。因此,要提高飞机的隐身能力,其办法之一就是把进气道做成S形,并在局部涂上雷达吸波材料。这样,雷达波就直接照射不到风扇或压气机叶片,当雷达波在S形进气道中来回反射时,吸波材料又可吸收一部分电磁波,使雷达散射截面进一步减小。

武器内置。武器内置是第四代战斗机的共同特点。歼20战斗机极有可能和F-22一样,在机身腹部有可以携带炸弹、中程空空导弹的主武器舱,在进气道外侧各有一个可以携带近距格斗导弹的小型武器舱。这种设计的意图主要是为了减少角反射效应。各种舱门的边缘为锯齿形。很明显,歼20原型机起落架舱门和减速伞舱门均有锯齿形边缘。这一事实表明武器舱门、检查口盖、冷却空气进排气口、天线等部件的边缘为锯齿形或呈某种角度布置在机身或机翼表面。其设计原理与主要机体部件相互平行的道理一样。

决定飞机隐形的主要因素是外形,但作为辅助性的因素,雷达隐身材料也必不可少。在隐身技术中,隐身材料是最先出现也是应用最为广泛的一项技术,在当前仍是发展最活跃、应用最广泛的一项隐身技术之一。隐身材料按其使用特点可分为结构型和涂敷型,按其作用原理又可分为吸波材料和透波材料。结构型雷达吸波材料通常是将吸收剂分散在特种纤维增强的结构材料中,形成吸波结构复合材料。其特点是既能承载,又可减小雷达散射截面。而涂敷型雷达吸波材料,是将吸收剂与黏结剂混合后,涂敷于物体表面,形成吸波涂层。

涂敷型雷达吸波材料,以其涂敷方便灵活、吸收性能好等优点,而被应用在几乎所有的隐身装备上。吸波材料是通过对雷达波能量的吸收,使对方雷达难以得到满意的反射回波。透波材料是指对雷达波的射入不产生谐振反应,从而使雷达得不到回波。以涂敷型雷达吸波材料为例,此种雷达吸波材料是一种以覆盖层形式施加于物体表面的雷达隐身材料。除吸波涂层外,采用胶黏剂粘贴于物体表面的吸波胶片或预制多层薄膜也可划归涂敷型吸波材料之列。常用的涂敷型吸波材料是将其制备成类似于油漆的吸波材料,采用喷涂或刷涂工艺涂敷于物体表面,以达到衰减雷达波的目的。涂敷型吸波材料的应用因对武器装备的原设计影响不大,使用比较简单,相对其他隐身措施而言又比较经济,因而具备适用面广的优点。美国的F-117和B-2隐形轰炸机,均大面积使用隐身涂料。吸波涂料通常由吸收剂、黏结剂(载体)和其他添加剂组成。其中,吸收剂的电磁特性决定了吸波涂层的吸收性能和最终应用效果,而黏结剂作为吸波涂层的成膜物质,决定了吸波涂层的理化性能、力学性能和耐环境性能,当然也要选择介电性能好的黏结剂。目前,应用较多的涂敷型吸波材料按所使用的吸收剂分类有:铁氧体(以氧化铁为主要成分,由一种或多种金属氧化物复合而成的磁性材料)、磁性金属微粉或超微粉吸波涂料、磁性纤维吸波涂料(以铁或其他磁性合金为主要成分,其结晶形态为单晶、多晶、微晶或非晶的纤维材料)、纳米吸波涂层和纳米多层膜、放射性同位素等离子体吸收涂层等。

在第四代战斗机中,使用雷达吸波结构的比例越来越多。此外,具有低可探测性的复合材料也在第四代战斗机上被大量使用。例如F-22使用了23.8%的复合材料,F-35使用了36%的复合材料。使用复合材料和吸波结构在提高隐身性能的同时,还有利于控制全机重量,在未来的隐形飞机研制中,还有很大的应用空间。尽管我国的复合材料技术与西方国家的差距较大,但近年来复合材料在歼轰7A和歼10的使用量较之以前研制的飞机增加了不少。最近,中国航天科工集团公司三院研制的C919大型客机主体采用先进复合材料的后机身部段后段样件已经如期顺利下线。此举不仅标志着我国大飞机研制在关键技术上取得了重大突破,而且标志着国产复合材料的性能及加工能力已经满足大规模使用。与此同时,隐身材料已经研究了多年,不会影响我第四代战斗机的研制进度。正式投产的歼20将在机翼和机身上广泛应用复合材料,关键部位涂覆雷达吸波材料——很有可能是具有99%以上吸波率的纳米材料。


高推重比发动机


喷气式发动机一般有军民之分。民用发动机由低压压气机(风扇)、高压压气机、燃烧室和涡轮等部件组成。相当一部分作战飞机和全部战斗机为了在最大重量起飞和加速的需要,还需在发动机后面加上加力燃烧室。一般战斗机若要超音速飞行,只有在发动机加力燃烧室工作(简称发动机开加力)时才能达到。发动机开加力时,一是加力燃烧室温度极高,二是燃料消耗量猛增,要不了多久油料就会告罄。因此,所谓的超音速飞行几乎没有什么战术价值。在第四代战斗机设计与使用中,不仅要在顾及隐形的前提下降低飞行阻力,对发动机的要求也很高,其目的就是实现1.4~1.6 倍音速甚至更高的超音速巡航。所谓巡航,是指飞机在较低的燃油消耗下长时间飞行,很显然,此时是不能开加力的。第四代战斗机之所以能够超音速巡航,主要得益于其动力装置的中间推力(这时包括压气机、主燃烧室和涡轮在内的核心机的工作状态和加力推力时的状态相同,加力燃烧室不喷油点火)较大。例如美国F-22A 战斗机装备的F119-PW-100 发动机的中间推力足有97.86千牛(相当于9 996千克力),而我国从英国引进的“斯贝”Mk.202(国内仿制型号称为“秦岭”)重1842千克,加力推力为91.26千牛,中间推力为49.91千牛。

喷气式发动机包括涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。随着航空发动机的发展,业界普遍要求研制噪声小、性能好、经济和安全可靠的涡扇发动机,而不是涡喷发动机。原因就在于涡扇发动机的特殊结构和特点。涡扇发动机较之涡喷发动机的不同点在于第一级或前几级低压压气机变成了风扇,在风扇最外端与原来的涡喷发动机的机匣之间多出了外涵道,原来涡喷发动机空气流经的地方便成了内涵道。涡扇发动机内通过外涵道和内涵道的空气流量之比,称作涵道比或流量比。在推力既定的情况下,涡扇发动机的耗油率较低,这是现役飞机采用涡扇发动机的重要原因。降低耗油率的办法还有一个,即提高热效率。这就要求提高压气机的总增压比(多转子压气机最后一个压气机出口总压和第一个压气机进口总压之比)、涡轮前燃气温度和各部件的效率。归纳起来就是通过“三高”,即高增压比、高涡轮前燃气温度和高涵道比,来实现低耗油率这个“一低”。尽管较高涵道比有利于提高发动机推力、降低油耗,但不是每种飞机皆可使用。由于高涵道比涡扇发动机的飞行阻力较大,大多用于高亚音速飞机,战斗机因高速飞行和增强机动性的要求,只能使用飞行阻力小的小涵道比涡扇发动机(涵道比大多小于1,甚至达到0.2~0.3左右)。

实现“三高”也是提高发动机推力的主要途径。发动机推力重力比(简称推重比)是影响飞机飞行性能和有效载荷的重要技术参数,提高推重比意味着发动机零部件更少,效率更高。因此,提高推重比是发动机发展的一个重要趋势。第三代战斗机所用的小涵道比涡扇发动机的推重比已经普遍达到7~8一级。要全面满足第四代战斗机的许多苛刻要求,在很大程度上取决于发动机。为此,要求第四代战斗机的动力装置的推重比达到10左右,最大推力要在150千牛以上,不开加力时的推力达到90千牛以上,另外还要有可让发动机推力转向的矢量喷管。要使发动机的推重比从7~8一级提高到10一级绝非易事,发动机的研制者要用尽全部才能,在已经掌握的研制先进发动机的基础上,再集先进技术之大成才有可能达到。此外,第四代战斗机的动力装置还必须满足良好的可靠性和可维护性等。例如与第三代战斗机使用的F100-PW-220 相比,F-22 战斗机使用的F119-PW-100的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。由此可见,对第四代战斗机动力装置的要求也是非常苛刻的。在发展先进发动机方面,各国所用的技术与途径是大致相同的。为了方便读者对第四代战斗机动力装置的了解,我们不妨先了解F119小涵道比涡扇发动机。

为了达到推重比为10一级这个目标,设计人员在F119的研制中,采用了多项先进的设计参数。其中,总增压比为35(F100为25),涡轮前燃气温度为1677℃(F100为1399℃)。为达到这两个参数,必须采用最先进的技术,包括空气动力学和燃烧学的最新成果,先进的结构设计与冷却技术,先进的非金属材料、金属材料与制造技术,先进的控制技术等。只有这样,才能使研制的发动机具有先进的性能、较长的寿命与较高的可靠性,而且结构简单、零件数少。与F100-PW-220 相比,F119-PW-100 的压气机与涡轮的总级数少了6级(-36%),零件数减少40%。此外,F119采用了许多新颖的设计。包括空心风扇叶片(F119是第一种在战斗机中采用空心风扇叶片的发动机)、整体叶盘、复合材料风扇进口机匣等。采取以上措施后,F119的长度为4826毫米,最大直径1143毫米,重量1360千克,最大加力推力达到155.68千牛,中间推力97.86千牛,推重比大于10。

提高航空发动机涡轮前燃气温度的途径有两个:一是寻求和研制新的耐高温材料,二是采用冷却技术。自从20世纪40年代燃气涡轮发动机诞生以来,喷气式发动机的推重比已从2左右提高到10以上。在航空燃气涡轮发动机的4个热端部件(燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管)中,主燃烧室和涡轮的工作温度数十年来已提高了大约900℃,而加力燃烧室与尾喷管早已在1700℃高温下工作。过去,发动机性能的提高有1/3归功于采用了新材料和新工艺,今后这个比例还将更高。纯粹的金属,如纯金、纯银、纯铜等在常温下很软,更不用说在高温和高负荷下工作。科技工作者经过大量筛选后把镍、钴、铁镍作为基本金属,然后再用另一种或几种金属与基本金属按一定比例配好,放在熔炼炉中共熔。当固溶体凝固后就成了一种新的合金,不仅耐高温而且有很高的强度。固溶强化的冶金技术以及和淬火技术相近的时效热处理这两种不同的高温合金的强化办法可以分别采用,也可以同时使用。由此制成的高温合金可在1000℃下长期工作。在采用定向凝固和单晶工艺加工复杂的涡轮叶片零件时,其基体工作温度允许达到1100~1150℃。目前,用于涡轮静子叶片和工作叶片的材料大都是这类材料。在采用空心气冷的条件下,允许涡轮在1527~1677℃的高温下,安全、可靠、长期运行。目前,正在研制的性能更好的耐高温材料主要有氧化物弥散强化高温合金、金属间化合物、金属基复合材料、陶瓷与陶瓷基复合材料、碳-碳复合材料等。可见,耐高温材料在一定程度上代表了航空发动机的水平。涡轮前燃气温度或燃烧室出口温度同样代表了燃气涡轮发动机的技术水平。涡轮前燃气温度愈高,流过发动机的每千克空气产生的功愈多。因此,设计人员总是想方设法把涡轮前温度尽可能提高。在20世纪60年代初,当时的涡轮前温度水平为900~950℃。按照“三高”要求,10年后达到1227~1377℃。要知道涡轮转速高达每分钟10000多转,而且是在10~30多个大气压下工作,离心力和气动力都非常巨大。在燃气温度提高的同时,还需要对涡轮进行降温。目前,涡轮工作叶片的冷却技术不外乎有对流冷却、气膜冷却、发散冷却和复合冷却四种基本方法。为了有效降温,大多数发动机的涡轮叶片是空心的,冷空气从这里流出以吸收热量。以气膜冷却为例,该方法是通过许多小孔或长槽让冷却气流从叶片的内腔流到叶片的外表面。既吸收一部分热量,又在叶片工作表面形成了一道冷气膜把高温燃气与叶片隔离开来,起到了双重防护作用。气膜冷却可以使叶片材料温度降低300℃~400℃。

此外,高温涡轮及其叶片的设计与制造技术涉及气动、传热、冶金材料和制造工艺等多种学科和领域,集中了多项高新技术,代表了一个国家的科技水平。限于篇幅限制,这里不再赘述。

通过以上介绍,您或许已经感到航空发动机的技术含量和技术复杂程度不是一般人所能想象的,而在我国研发一种航空发动机更是难上加难。航空发动机是长期羁绊我航空工业发展的绊脚石,21世纪到来之前,我国使用的航空发动机基本上全是仿制和直接从国外购买。国内现役的主力战机如歼7、歼8、歼10、歼轰7、轰6、运8、直9等的发动机要么是仿制产品,要么是引进商品。例如我国从英国引进的具有20世纪60年代水平的“斯贝”涡扇发动机,历经30年我国才能完全自主生产。被国人寄予厚望的ARJ21和C919客机的动力装置也是直接从西方国家购买。自从涡喷14“昆仑”涡喷发动机于2002年研制成功后,我国才走完了航空发动机研制的全部过程,也才走出了只知其然不知其所以然的窘境。之后,我国又于2005年研制成功大推力的涡扇10“太行”小涵道比涡扇发动机。“太行”发动机的问世,是我国航空工业以及原材料、加工、设计等领域的一项重大技术突破,我国因此成为继美、英、俄之后世界上第四个有能力研制大推力航空发动机的国家。我国先进航空发动机的研制水平,从“太行”发动机中可窥一斑。

早期的涡轮工作叶片均采用锻造成形,但留有较大加工余量的毛坯还须经机械加工。20世纪五六十年代,发展出无余量精密铸造的涡轮工作叶片毛坯。铸造叶片材料的组织为紧密结合的多晶粒,晶粒与晶粒之间存在多个方向的晶界,会影响承受载荷的能力。后来发展了定向凝固的铸造方法,即铸造时让晶粒沿叶片方向生成。这种定向结晶的叶片承受拉伸的能力比一般精密铸造的叶片强,而且工作寿命也较长,但它仍然存在着晶界。后来,又发展出使整个工作叶片成为一个晶体的铸造方法,用此方法加工的工作叶片被称为单晶涡轮叶片。既是单晶,就不再需要硼、铪、锆这些专为强化晶界而采用的熔点较低的元素。去掉这些元素后,合金的融化温度提高约100℃左右,热处理温度增加75℃左右。单晶叶片自20世纪80年代初已在许多航空发动机上推广应用,目前已经有五代单晶高温合金相继问世。我国在单晶高温合金的研制方面,先后研发了三代单晶合金,即DD3、DD6和DD90。早期型号的“太行”发动机的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125高温合金先进材料,但采用了我国独创的低偏析技术,其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。批量生产的该型发动机估计会采用DD6镍基单晶涡轮叶片。在冷却方面,“太行”发动机采用了对流、前缘撞击加气膜的多孔回流复合冷却技术,使涡轮叶片的冷却效果提高了2倍。由于运用了高推预研的先进成果,“太行”发动机的总压比与美国第三代战斗机使用的F110 涡扇发动机相似,达到30以上,涡轮前温度为1 474℃,推重比7.5,加力推力129.41千牛。相比之下,俄罗斯AL-31F涡轮前温度为1392℃,推重比7.14,加力推力122.58千牛;美国F110-GE-129的涡轮前温度为1 455℃,推重比为7.36,加力推力为129千牛。总体比较,“太行”发动机的性能高于AL-31F,与F110-GE-129相当。中航工业在研制“太行”发动机时还采用了超塑成形/扩散连接风扇导流叶片,钛合金宽弦风扇空心叶片,电子束焊整体涡轮叶盘,钛合金精铸中介机匣,短环燃烧室,挤压油膜轴承,刷式密封,收敛扩散喷管,高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。其制造工艺与F100、AL-31F相似,十分先进。

不过,“太行”发动机尽管在2005年12月设计定型,但因采用过多的先进技术,直到现在也没有生产定型。该发动机的装机对象歼10和歼11战斗机依然使用俄罗斯的AL-31F发动机。作为第四代战斗机的歼20,因其技战术性能的大幅提升,为其配套的发动机不可能有外援也不可能有核心机可供参考,只能自主研制。我国在研制新一代军用发动机的情况与当年研制“昆仑”、“太行”等有了很大不同,不仅有国外经验可资借鉴,还拥有充裕的人才和资金作保证。

美国的F-22A 因使用具有很高推重比、采用全权数字控制系统的F119 发动机,飞机的推重比达到1.4左右,在超音速巡航状态下,具有较低的耗油率。依歼20的起飞重量和超音速巡航的设计目标来判断,为其配套的涡扇发动机加力推力至少应当达到160 千牛,军用推力达到100 千牛,以保证飞机在非加力状态下超音速巡航。据内部人士透露,我国为第四代战斗机配套的新型涡扇发动机的原型机CJ-2000已于2005年4月在中国燃气涡轮研究院地面试车台上检查性点火试验一次成功。经过多年试验,已经完成全尺寸技术验证机设计与验证,并全面展开了涡扇15原型机设计与工程制造。2009年4月,该机首次点火试验并一次成功。CJ-2000发动机涵道比0.35~0.4,总增压比28左右,涡轮前温度1 527℃左右;加力推力162千牛左右,军用推力103千牛,推重比为9。有理由相信,歼20定型之时,很有可能采用国产的新一代的、具有推力矢量能力的涡扇发动机而不是其他的替代发动机。歼20战斗机使用的发动机在相当一定时期内,都是国内最先进的,在世界上也有一定地位。


火控雷达


装用于飞机、直升机上的机载雷达主要有火控雷达、预警雷达、气象雷达、地形回避与地形跟踪雷达等。其中,火控雷达是多功能火力控制雷达的简称,除具有控制导弹发射、枪炮射击的功能外,还具有导航修正、敌我识别、地形测绘等多种功能。机载火控雷达是所有机载雷达中领先发展的类型,其性能的优劣直接影响载机的作战效能。机载火控雷达在数十年的发展进程中,新的雷达体制和关键技术的出现推动了它的更新换代。在火控雷达领域,具有重要影响的有:单脉冲角跟踪体制、全相参接收发射体制、相控阵体制、多普勒波束锐化技术、合成孔径雷达技术、毫米波技术和抗电子干扰技术等。单脉冲体制是取代圆锥扫描以改进雷达测量精度、抗干扰能力和获得某些工作方式而最早获得机载应用的体制。第二代战斗机普遍安装使用单脉冲雷达。第三代战斗机使用的脉冲多普勒雷达已经具有相当的先进性,可以进行对空对地搜索、瞄准、导航修正、地形测绘、敌我识别等。在飞行中可以边搜索边跟踪,一次可以跟踪一二十个目标,同时引导数枚雷达制导空空导弹实施攻击。因可以抑制地面杂波干扰,除具有上视上射能力外还具有下视下射功能。例如战斗机在1万米高空飞行,可以利用机载脉冲多普勒雷达引导中远程空空导弹攻击在数十米高度飞行的巡航导弹。

在20世纪90年代以前,我国研制任何一种机载雷达都很困难。例如在1980年开始研制的歼8Ⅱ战斗机,因为其配套的脉冲多普勒雷达研制缓慢,在该机于1990年正式装备部队时还在使用单脉冲雷达,使原定的战术目标无法实现。直到1995年前后,才成功换装脉冲多普勒雷达。近年来,歼8F、歼10A/S、歼11B 战斗机和歼轰7A“飞豹”战斗轰炸机均配备了JL-10“神鹰”多功能脉冲多普勒火控雷达。由于采用了超高集成电路制造技术和平板缝阵天线,雷达的重量和体积都大幅下降,模块化设计使雷达各组件可在外场灵活更换。该雷达工作在X波段,具有上视下视、空对空模式边搜索边跟踪、多目标攻击能力。具有11 种工作模式,包括空对空超视距拦截、近距格斗、对地(舰)攻击、气象探测、辅助导航等功能。最大搜索距离104公里,上视80公里,下视54公里;可探测15个目标并同时攻击其中威胁最大的4个目标。在对地探测功能上,着重加强了地形规避能力、远距离真实波束测绘能力、近距离多普勒波束锐化模式测绘能力以及高精度合成孔径成像能力等对地面攻击作战产生重要影响的功能,使其对地面目标的探测、跟踪、识别能力大为提高,此项技术水平已达到国外20世纪90年代中期的先进水平。

在一些国家竞相研制脉冲多普勒雷达的同时,电子工业大国已经着手研制性能更加先进的相控阵雷达。以控制天线辐射阵元的相位来控制天线波束扫描是雷达天线电扫描的一种,称为相控阵天线。天线辐射阵元通过或反射发射机馈送来的电磁波,其中的可控移相器决定相互间的相对相位,称为无源相控阵。无源相控阵虽是机载相控阵体制实现的第一步,但它已使机载雷达实现了可以同时完成多部雷达任务、低截获概率、高灵敏度和高数据率、不必转动天线,而且更易于设计出优良的天线特性。在相控阵天线中,各天线辐射单元产生向空间辐射的电磁波并接收回波信号,称为有源相控阵。各单元产生的微波信号由同一基准同步,通过控制各单元的相位控制天线波束的形成与扫描。以上阐述的专业术语,恐怕许多读者会感到陌生和枯燥无味。简单来说,传统的雷达是机械扫描,通过雷达天线的转动向预定空域进行搜索并接收雷达回波信号;相控阵雷达是电子扫描,即通过计算机控制雷达波束以极快的速度进行搜索。相控阵雷达的天线和昆虫的复眼类似,由成百上千个辐射阵元构成固态天线。而有源相控阵则是在无源相控阵基础上的一次跨越,每一个天线的辐射阵元都与一个射频收/发单元和移相器相连。有源相控阵比无源相控阵具有更多的优点:可靠性高,部分发射/接收阵元失效不致使整部雷达失效,排除了高功率发射机和天线的机械运动部件的不可靠性;雷达截面小,被截获概率低;微波损耗小。20 世纪80 年代,机载无源相控阵雷达初获应用。进入21 世纪之后,机载有源相控阵雷达技术迅速发展,极大扩展、提高了机载火控雷达的功能与性能,对空战方式和效果将产生重大影响,被国外作为第四代战斗机研制和第三代战斗机改造的首选配装雷达,并成为衡量第四代战斗机先进性的重要标志。很多国家,如美国、俄罗斯、法国、英国、日本等国均在大力开展机载相控阵雷达的研究。日本的F-2,法国的“阵风”,美国的F-22、F-35、F/A-18、F-15、F-16,俄罗斯的苏-35BM等战斗机已经全部或部分装上了无源或有源相控阵雷达。上述飞机中,以F-22A战斗机装备使用的AN/APG-77有源相控阵雷达最为先进。

AN/APG-77的雷达天线由2 000个低功率X波段发射/接收阵元构成,极大提高了天线扫描的速率、灵活性和使用频率。例如,2 000个阵元可以形成多重备份,部分单元的失效不会波及整个系统的使用,这就使该型雷达系统的平均故障间隔时间达到了400个小时,天线系统的均故障间隔时间达到了2000个小时的高水平。这种雷达可以瞬间扫描120°的空间范围,而F-15E战斗机的AN/APG-70脉冲多普勒雷达需要花费14 秒钟的时间扫描同样空域。AN/APG-77 可以使用不同部位的发射/接收阵元分别执行不同的工作任务,可以同时完成主、被动探测,电子对抗和通信等多种功能。该雷达的探测距离较大,对雷达散射截面5米2典型空中目标,最大探测距离可达296千米。F-22A战斗机在近距离格斗中,可以仰仗火控雷达自动锁定在18.5千米内探测到的第一个目标。在遂行对地攻击任务时,该雷达可以采用增强真实波束地形测绘方式,对地面(含海上)目标的探测距离为148千米,在74千米的距离上采用地面动目标显示方式,可以对地面装甲车辆或海上舰艇等目标进行探测和跟踪。该雷达还可以依赖三维孔径雷达技术,引导卫星制导炸弹等对地攻击武器进行作战,其命中精度可以在原有基础上提高将近50%。另外,由于AN/APG-77雷达不像传统雷达在窄的频带内发射高能脉冲,而是在宽频带内发射低能脉冲,从目标反射回的能量的总量和传统的雷达一样,但是因为每个低截获概率的脉冲能量相当小,对方难以有时间探测到F-22。因此,F-22有能力对装备有雷达告警/电子侦察系统的战斗机执行主动的雷达搜索,而难以被察觉。

发动机和航空电子曾经是阻碍我国航空工业发展的两大瓶颈。目前,除了航空发动机与西方先进国家仍有不少差距外,航空电子已经得到了飞速发展,大有迎头赶上之势。目前,即便是有源相控阵雷达在国内也已有应用。其载机主要有空警2000和空警200两种预警机、歼10B。歼10的重大改型歼10B换装的X波段的328/328甲有源相控阵雷达,是我国多家科研部门为空军研制的第一部全固态有源相控阵雷达。328甲雷达相控阵天线含数百个插入式射频微型组件,具有边搜索边跟踪、地形跟随、地形回避、地面测绘和空地测距等功能和较高的分辨率。据报道,此型雷达已于2007年8月首飞成功。歼20所用有源相控阵雷达,据说有1 500个发射/接收复合阵元。要么是在328甲基础上改进,要么重新研制。但不管怎样,我因第四代战斗机上的火控雷达绝非从零开始,而且技战术性能将会更好。

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