黃巖毅，陳國棟

（空軍工程大學(xué)航空機(jī)務(wù)士官學(xué)校，河南 信陽 464000）

0 引言

傳統(tǒng)的空戰(zhàn)態(tài)勢評(píng)估主要分為基于能力的空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法和基于態(tài)勢的空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法［1］?，F(xiàn)代空戰(zhàn)是在信息系統(tǒng)支持下的具有復(fù)雜電磁對(duì)抗特征的體系作戰(zhàn)，采用上述方法對(duì)空戰(zhàn)進(jìn)行威脅評(píng)估決策時(shí)還存在以下不足：一是分項(xiàng)指標(biāo)選取沒有很好地解決獨(dú)立性的問題，如空戰(zhàn)態(tài)勢的調(diào)整會(huì)引起機(jī)載武器能力的改變，雷達(dá)、電子對(duì)抗設(shè)備的空戰(zhàn)能力形成應(yīng)對(duì)空戰(zhàn)態(tài)勢具有嚴(yán)格約束等；二是評(píng)估方法多采用固定權(quán)值或僅考慮某一特定態(tài)勢中評(píng)估指標(biāo)對(duì)空戰(zhàn)態(tài)勢的影響，忽略了空戰(zhàn)是一個(gè)動(dòng)態(tài)變化過程，在實(shí)際空戰(zhàn)訓(xùn)練中無法有效運(yùn)用，進(jìn)攻、防御、干擾等不同空戰(zhàn)階段的機(jī)動(dòng)決策應(yīng)采取不同的評(píng)價(jià)系數(shù)；三是未能充分考慮電子對(duì)抗對(duì)空戰(zhàn)態(tài)勢和戰(zhàn)機(jī)空戰(zhàn)能力的雙重影響。

為了解決上述問題，本文根據(jù)現(xiàn)代空戰(zhàn)特點(diǎn)改進(jìn)了傳統(tǒng)基本戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作庫，建立了滿足作戰(zhàn)仿真需求的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型，通過引入雷達(dá)與電子戰(zhàn)裝備模型、空空導(dǎo)彈火控計(jì)算模型，將火控雷達(dá)威力區(qū)、電子對(duì)抗干擾壓制區(qū)和干擾條件下的空空導(dǎo)彈攻擊區(qū)、允許脫離時(shí)間等要素有機(jī)結(jié)合，建立了電子對(duì)抗條件下的空戰(zhàn)態(tài)勢與空戰(zhàn)能力協(xié)同的綜合優(yōu)勢計(jì)算方法。該方法可為飛行員在空戰(zhàn)訓(xùn)練中進(jìn)行機(jī)動(dòng)動(dòng)作選擇、協(xié)同攻擊決策和對(duì)抗效果評(píng)估等提供依據(jù)。

1 空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)決策模型

1.1 基本戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作庫與機(jī)動(dòng)航線

空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)動(dòng)作庫包含供空戰(zhàn)決策選用的機(jī)動(dòng)動(dòng)作集合，是飛機(jī)空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)決策的基礎(chǔ)，典型的機(jī)動(dòng)動(dòng)作庫設(shè)計(jì)方法如文獻(xiàn)［2］所示，此外，還有一些基于任務(wù)需要設(shè)計(jì)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作庫等［3-4］。由于超視距空戰(zhàn)不像近距格斗要求機(jī)動(dòng)動(dòng)作猛烈，一般的機(jī)動(dòng)飛行即可滿足相關(guān)戰(zhàn)術(shù)要求。本文根據(jù)現(xiàn)代超視距空戰(zhàn)仿真的需求，對(duì)上述機(jī)動(dòng)動(dòng)作進(jìn)行增減分類和細(xì)化擴(kuò)充，細(xì)化后的基本機(jī)動(dòng)動(dòng)作庫包括前飛（減速、勻速、加速）、爬升、俯沖、左轉(zhuǎn)彎、右轉(zhuǎn)彎、90°機(jī)動(dòng)、置尾機(jī)動(dòng)、垂直機(jī)動(dòng)、S 形機(jī)動(dòng)、左盤旋、右盤旋、改平等。通過對(duì)上述基本機(jī)動(dòng)動(dòng)作模型進(jìn)行規(guī)范化處理，建立一致的機(jī)動(dòng)動(dòng)作接口結(jié)構(gòu)，如表1所示。通過該方法，可以將各種復(fù)雜戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作轉(zhuǎn)換成復(fù)雜戰(zhàn)術(shù)航線，可以指定各基本航線的速度、轉(zhuǎn)彎傾角、到達(dá)時(shí)間等，仿真時(shí)，飛行平臺(tái)將以指定的速度、轉(zhuǎn)彎傾角，沿著規(guī)劃的航線，在指定時(shí)間到達(dá)指定航路點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜戰(zhàn)術(shù)規(guī)劃能力，以滿足機(jī)動(dòng)決策需求。

表1 基本戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作描述數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)

戰(zhàn)機(jī)空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)可分為進(jìn)攻、防御和邊攻邊防3類［6］，選擇使用的基本戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作時(shí)，其轉(zhuǎn)彎方向、轉(zhuǎn)彎角、高度、速度等參數(shù)根據(jù)與敵機(jī)的相對(duì)態(tài)勢計(jì)算得出，以達(dá)成期望的空戰(zhàn)態(tài)勢；其次，由于雷達(dá)、電子對(duì)抗等作戰(zhàn)裝備均有一定的有效作用空域，機(jī)動(dòng)戰(zhàn)術(shù)參數(shù)也與參與的作戰(zhàn)裝備和空戰(zhàn)目標(biāo)相關(guān)，其機(jī)動(dòng)動(dòng)作應(yīng)根據(jù)空戰(zhàn)目標(biāo)確保敵機(jī)在相應(yīng)裝備的有效作用空域內(nèi)。

1.2 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型及控制方法

空戰(zhàn)中，飛機(jī)的作戰(zhàn)過程可以看成是由一系列基本的機(jī)動(dòng)動(dòng)作構(gòu)成［5-6］。飛行員在空中進(jìn)行機(jī)動(dòng)決策的過程就是進(jìn)行最合理的機(jī)動(dòng)動(dòng)作選擇的過程，通過對(duì)飛機(jī)操縱量的連續(xù)控制，對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)、高度、速度等參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，以獲得期望的空戰(zhàn)優(yōu)勢。

飛機(jī)的質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程組為：

其中，nx、ny、γs分別是切向過載、法向過載和繞速度軸的滾轉(zhuǎn)角，它們作為動(dòng)力學(xué)模型的控制量，如果已知nx、ny、γs隨時(shí)間的變化率和V、θ、的初值，即可求得V、θ、隨時(shí)間變化的情況，進(jìn)而根據(jù)式（1）可求得飛機(jī)在空間中的位置。因此，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)控制的關(guān)鍵是機(jī)動(dòng)指令即nx、ny、γs的設(shè)計(jì)。

為簡化超視距空戰(zhàn)中的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)控制過程，提高作戰(zhàn)推演效率，本文對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)控制模型進(jìn)行了如下約束：

1）飛機(jī)根據(jù)目標(biāo)航路點(diǎn)相對(duì)于當(dāng)前自身位置的相對(duì)關(guān)系來操縱飛機(jī)，如目標(biāo)航路點(diǎn)在飛機(jī)左側(cè)時(shí)，控制飛機(jī)向左偏航；反之，則向右偏航。

2）飛機(jī)機(jī)動(dòng)控制采用PID 閉環(huán)控制方法，其控制量隨著與航路點(diǎn)之間的偏差變化而變化，控制量是漸變的，不存在突變的情況，即機(jī)動(dòng)指令的變化是連續(xù)的。

3）飛機(jī)在三維空間中的軌跡可近似地由若干段平面曲線串接而成，并認(rèn)為在兩個(gè)決策點(diǎn)之間飛機(jī)在一個(gè)平面內(nèi)飛行，其速度矢量總在一個(gè)平面內(nèi)變化。

4）在轉(zhuǎn)彎結(jié)束時(shí)刻，基于航向?qū)R原則逐漸消除飛行中累計(jì)的飛行誤差，包括位置、速度、航向等。

5）根據(jù)模擬飛機(jī)的實(shí)際性能對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型及控制量進(jìn)行邊界控制，如最大過載、速度、高度、航程，最小過載、速度等。

本文通過將飛機(jī)機(jī)動(dòng)動(dòng)作轉(zhuǎn)化為結(jié)構(gòu)化的機(jī)動(dòng)航線集合，進(jìn)而將飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)控制轉(zhuǎn)化為控制飛機(jī)連續(xù)沿航線飛行，從而簡化了空戰(zhàn)過程中連續(xù)機(jī)動(dòng)動(dòng)作的選擇及控制方法。本文采用基于駕駛員操縱特點(diǎn)的機(jī)動(dòng)控制方法［5］，根據(jù)飛機(jī)當(dāng)前位置和航路點(diǎn)坐標(biāo)的相對(duì)位置、角度及速度的關(guān)系，采用分段擬合逼近和一階差分算法設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)指令，該方法原理直觀、易于實(shí)現(xiàn)、機(jī)動(dòng)指令變化平緩、計(jì)算量小和計(jì)算精度高等特點(diǎn)，并且能夠?qū)崟r(shí)地展示飛機(jī)在飛行過程中的航跡姿態(tài)角等信息。

1.3 改進(jìn)空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法

威脅評(píng)估是對(duì)敵殺傷能力及對(duì)我方威脅程度的評(píng)估，典型的空戰(zhàn)威脅評(píng)估主要有基于能力的空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法、基于態(tài)勢的空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法、基于事件的空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法等［1，7-9］。上述方法存在以下不足：一是僅研究空戰(zhàn)態(tài)勢或空戰(zhàn)能力或?qū)烧叻珠_評(píng)估，未能分析空戰(zhàn)態(tài)勢和空戰(zhàn)能力之間的相互影響，實(shí)際上，不同的空戰(zhàn)態(tài)勢，對(duì)機(jī)載設(shè)備能力，尤其是對(duì)空空導(dǎo)彈攻擊區(qū)具有顯著影響；二是假設(shè)目標(biāo)信息完全已知或模型較為粗糙，未能將機(jī)載設(shè)備模型實(shí)時(shí)引入評(píng)估方法；三是未能充分研究電子對(duì)抗對(duì)空戰(zhàn)威脅評(píng)估的影響。

本文根據(jù)超視距空戰(zhàn)的特點(diǎn)，改進(jìn)了傳統(tǒng)空戰(zhàn)威脅評(píng)估方法，通過引入雷達(dá)與電子戰(zhàn)裝備模型，空空導(dǎo)彈火控計(jì)算模型，將火控雷達(dá)威力區(qū)、自衛(wèi)電子對(duì)抗干擾壓制區(qū)和干擾環(huán)境下空空導(dǎo)彈攻擊區(qū)、允許脫離時(shí)間等要素有機(jī)結(jié)合，建立了飛行機(jī)動(dòng)與空戰(zhàn)能力協(xié)同的綜合優(yōu)勢計(jì)算方法，該方法可在電子干擾環(huán)境下根據(jù)空戰(zhàn)態(tài)勢實(shí)時(shí)計(jì)算空戰(zhàn)能力，同時(shí)計(jì)算空戰(zhàn)剩余能力以約束選擇的空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)動(dòng)作，供飛行員進(jìn)行機(jī)動(dòng)決策。

1.3.1 空戰(zhàn)態(tài)勢

空戰(zhàn)態(tài)勢能有效反映出紅藍(lán)交戰(zhàn)雙方攻擊位置或者防御機(jī)動(dòng)等方面的優(yōu)勢或劣勢。典型的態(tài)勢評(píng)估方法是利用參量法或非參量法構(gòu)建數(shù)學(xué)模型，用數(shù)值表示相應(yīng)的優(yōu)勢［7-9］?？諔?zhàn)態(tài)勢優(yōu)勢主要由角度優(yōu)勢、距離優(yōu)勢、能量優(yōu)勢（包括高度優(yōu)勢和速度優(yōu)勢）組成，圖1 顯示了單機(jī)對(duì)單機(jī)的空戰(zhàn)態(tài)勢示意圖，其中：

圖1 單機(jī)對(duì)抗單機(jī)空戰(zhàn)態(tài)勢示意圖

rji為雙機(jī)目標(biāo)線——敵機(jī)（藍(lán)方）Bj到我機(jī)（紅方）Ri的連線，φji為本機(jī)位置角——目標(biāo)線rji與紅機(jī)Ri速度Vi方向的夾角，qji為目標(biāo)進(jìn)入角——藍(lán)機(jī)Bj速度Vj方向與目標(biāo)線rji延長線的夾角。相對(duì)目標(biāo)線右偏為上述兩個(gè)角度的正方向，則0≤|qji|≤180°，0≤|φji|≤180°。

此處，距離優(yōu)勢依據(jù)在沒有電子干擾的條件下機(jī)載雷達(dá)探測距離和空空導(dǎo)彈最大射程計(jì)算，其他態(tài)勢優(yōu)勢指數(shù)使用文獻(xiàn)［7］的計(jì)算方法建立空戰(zhàn)態(tài)勢評(píng)估模型，在此不再敘述。

1.3.2 綜合距離優(yōu)勢

綜合距離優(yōu)勢指數(shù)是指在電子對(duì)抗干擾環(huán)境下，根據(jù)火控雷達(dá)威力計(jì)算模型和空空導(dǎo)彈攻擊區(qū)模型，實(shí)時(shí)計(jì)算的雷達(dá)最大探測距離和空空導(dǎo)彈最大射程后的得出綜合優(yōu)勢指數(shù)。

如果雷達(dá)處于搜索狀態(tài)，其空空導(dǎo)彈沒有目標(biāo)信息，最大射程記為0；如果雷達(dá)處于干擾條件下的跟蹤狀態(tài)，則空空導(dǎo)彈最大射程為根據(jù)干擾目標(biāo)信息實(shí)時(shí)計(jì)算的值，其值可能存在較大的誤差。

距離優(yōu)勢指數(shù)根據(jù)兩機(jī)的導(dǎo)彈射程和雷達(dá)最大探測距離分情況討論，式中，rji為敵我機(jī)之間的距離，rmi為我機(jī)最大射程，rmtj為敵機(jī)最大射程，rri為我機(jī)雷達(dá)最大跟蹤距離，rrtj為敵機(jī)雷達(dá)最大跟蹤距離。

首先考慮導(dǎo)彈射程，當(dāng)雙方導(dǎo)彈射程均小于rji時(shí)，雙方處于均勢，都沒有對(duì)對(duì)手造成殺傷的能力。

當(dāng)我機(jī)進(jìn)入敵機(jī)射程，敵機(jī)未進(jìn)入我機(jī)射程時(shí)，敵機(jī)處于最優(yōu)態(tài)勢，我機(jī)優(yōu)勢指數(shù)為0。

當(dāng)rji大于雙方任意導(dǎo)彈的射程時(shí)，考慮雷達(dá)探測距離，根據(jù)雷達(dá)探測距離設(shè)計(jì)的優(yōu)勢指數(shù)，與根據(jù)導(dǎo)彈射程設(shè)計(jì)的優(yōu)勢指數(shù)相比浮動(dòng)范圍較為保守，這是因?yàn)槿綦p方距離已小于導(dǎo)彈射程，則可以直接發(fā)動(dòng)進(jìn)攻，對(duì)空戰(zhàn)結(jié)果影響較大，而雷達(dá)探測到后由于距離的關(guān)系，無法直接發(fā)動(dòng)進(jìn)攻，對(duì)空戰(zhàn)結(jié)果影響較小。

當(dāng)雷達(dá)處于搜索模式時(shí)，rmi或rmtj=0；rri、rrtj為干擾后的雷達(dá)最大探測距離，且滿足rmi

當(dāng)雷達(dá)處于跟蹤模式時(shí)，如果雷達(dá)被干擾，rri、rrtj為干擾后的雷達(dá)等效最大探測距離，rmi、rmtj為根據(jù)雷達(dá)輸出目標(biāo)計(jì)算的空空導(dǎo)彈最大射程，且滿足rmi

1.3.3 電子對(duì)抗優(yōu)勢

電子對(duì)抗干擾效果主要可分為壓制式干擾和欺騙式干擾。其中，壓制式干擾效果表現(xiàn)為雷達(dá)等效最大探測距離的縮小，欺騙式干擾效果表現(xiàn)為雷達(dá)跟蹤目標(biāo)距離、角度和速度誤差值的增大，間接表現(xiàn)為空空導(dǎo)彈最大攻擊距離的誤差。

設(shè)在干擾環(huán)境下，我機(jī)雷達(dá)對(duì)敵機(jī)的最大探測距離為Rri，我機(jī)對(duì)敵機(jī)的導(dǎo)彈最大射程為rmi；敵機(jī)雷達(dá)對(duì)我機(jī)的最大探測距離為Rrj，敵機(jī)對(duì)我機(jī)的導(dǎo)彈最大射程為rmtj。

則我機(jī)電子對(duì)抗能力優(yōu)勢指數(shù)可定義為：

1.3.4 機(jī)載武器優(yōu)勢

設(shè)我機(jī)對(duì)敵機(jī)的最大攻擊距離為Riwmax，允許脫離時(shí)間為Tiw，敵機(jī)對(duì)我機(jī)的最大攻擊距離為Rjwmax，允許脫離時(shí)間為Tjw，則我機(jī)武器優(yōu)勢指數(shù)定義為：

1.3.5 作戰(zhàn)裝備空域優(yōu)勢

雷達(dá)、指令制導(dǎo)、告警及有源干擾系統(tǒng)等作戰(zhàn)裝備存在有限的作用空域范圍，當(dāng)飛機(jī)機(jī)動(dòng)時(shí)，可能由于飛機(jī)姿態(tài)的變化導(dǎo)致雷達(dá)、指令制導(dǎo)、告警或有源干擾系統(tǒng)失效。

設(shè)目標(biāo)的方位角為aa，俯仰角為ap，雷達(dá)的最大方位測量范圍為ara·max，最大俯仰測量范圍為arp·max，則雷達(dá)空域指數(shù)定義為：

pra用來度量目標(biāo)偏離雷達(dá)探測中心的程度，pra越大，表示目標(biāo)越靠近雷達(dá)天線軸線方向，pra越小，則表示目標(biāo)越接近雷達(dá)探測區(qū)域邊緣。

同理，可對(duì)指令制導(dǎo)、告警及有源干擾系統(tǒng)分別建立有效作用區(qū)域指數(shù)，作為判斷飛機(jī)機(jī)動(dòng)對(duì)相關(guān)作戰(zhàn)裝備能力的影響。

1.3.6 綜合優(yōu)勢

采取線性加權(quán)法建立空戰(zhàn)綜合優(yōu)勢指數(shù)模型為：

式中，Rs為態(tài)勢優(yōu)勢，Prij為綜合距離優(yōu)勢，Peij為電子對(duì)抗優(yōu)勢，Pwij為機(jī)載武器優(yōu)勢，Pai為相關(guān)作戰(zhàn)裝備空域指數(shù)的最小值。

由于進(jìn)攻、防御或邊攻邊防時(shí)，其不同階段參與的作戰(zhàn)裝備和空戰(zhàn)目的是不同的，因此，本文根據(jù)空戰(zhàn)目的使用動(dòng)態(tài)變權(quán)重的加權(quán)系數(shù)建立空戰(zhàn)綜合優(yōu)勢模型［9］。該方法綜合考慮了電子對(duì)抗環(huán)境下的敵我雙方態(tài)勢及空戰(zhàn)能力對(duì)比，能夠更加全面、客觀地反映空戰(zhàn)的真實(shí)情況，為空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)決策提供依據(jù)。

2 作戰(zhàn)推演分析

2.1 作戰(zhàn)想定

為驗(yàn)證電子對(duì)抗環(huán)境下的空戰(zhàn)綜合優(yōu)勢決策模型的可行性，本文采用航空電子對(duì)抗作戰(zhàn)推演系統(tǒng)［10］制定了一對(duì)一迎頭空戰(zhàn)對(duì)抗場景，如圖2 所示。其中，紅藍(lán)方飛機(jī)初始相距120 km，迎頭態(tài)勢，其飛行及雷達(dá)、電子對(duì)抗、機(jī)載武器狀態(tài)如表1 所示。藍(lán)方飛機(jī)直線飛行，紅方飛機(jī)采取了防御機(jī)動(dòng)措施，使用了左盤旋、90°機(jī)動(dòng)和右轉(zhuǎn)彎的組合戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作，各機(jī)動(dòng)動(dòng)作參數(shù)如表1 所示。

圖2 電子對(duì)抗環(huán)境下一對(duì)一空戰(zhàn)想定示例

推演開始后，系統(tǒng)以初始態(tài)勢為仿真0 時(shí)刻，采用固定仿真步長為10 ms，16 倍速的速率進(jìn)行仿真計(jì)算，紅方飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型沿著預(yù)設(shè)航線，以指定的速度、姿態(tài)和轉(zhuǎn)彎角、轉(zhuǎn)彎傾角，按照指定的時(shí)間到達(dá)指定的航路點(diǎn)。

表2 初始空戰(zhàn)態(tài)勢

表3 初始飛行對(duì)抗參數(shù)

2.2 對(duì)抗結(jié)果

推演時(shí)，紅方飛機(jī)的電子對(duì)抗設(shè)備全程自動(dòng)偵察和干擾，火控雷達(dá)在左盤旋結(jié)束時(shí)開機(jī)，在預(yù)設(shè)空域自動(dòng)搜索、截獲目標(biāo)并進(jìn)入STT 模式，機(jī)載火控計(jì)算程序根據(jù)飛機(jī)狀體、雷達(dá)目標(biāo)數(shù)據(jù)連續(xù)計(jì)算最大發(fā)射距離，并在滿足發(fā)射條件后模擬發(fā)射按壓按鈕自動(dòng)發(fā)射導(dǎo)彈。藍(lán)方飛機(jī)在未實(shí)施電子對(duì)抗干擾的情況下，因受到紅方飛機(jī)電子干擾，其雷達(dá)全程處于搜索狀態(tài)，未能有效發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，雙方作戰(zhàn)裝備動(dòng)作流程如下頁表4 所示。

表4 雙方飛機(jī)作戰(zhàn)裝備動(dòng)作流程

2.3 結(jié)果分析

在圖2 所示的一對(duì)一空戰(zhàn)態(tài)勢下，各紅方飛機(jī)和藍(lán)方飛機(jī)的分項(xiàng)空戰(zhàn)優(yōu)勢如下頁圖3 所示。圖3（a）顯示了紅方飛機(jī)在左盤旋轉(zhuǎn)彎后雷達(dá)轉(zhuǎn)入跟蹤狀態(tài)，雙方空空導(dǎo)彈最大發(fā)射距離對(duì)比，其豎直虛線表示紅方飛機(jī)空空導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)刻；圖3（b）顯示了紅方和藍(lán)方飛機(jī)在發(fā)射導(dǎo)彈后需要繼續(xù)制導(dǎo)的時(shí)間對(duì)比，在該時(shí)間內(nèi)，雙方導(dǎo)彈發(fā)射后需要雷達(dá)繼續(xù)跟蹤目標(biāo)，直至空空導(dǎo)彈進(jìn)入末制導(dǎo)階段；圖3（c）顯示了紅方飛機(jī)雷達(dá)跟蹤的目標(biāo)相對(duì)方位和俯仰角度，該角度直接影響雷達(dá)的有效探測空域和電子對(duì)抗的有效告警干擾空域；圖3（d）顯示了紅方飛機(jī)雷達(dá)跟蹤的目標(biāo)相對(duì)速度對(duì)比，該圖同時(shí)顯示了紅方飛機(jī)雷達(dá)的高度雜波區(qū)和主瓣雜波區(qū)，如果目標(biāo)相對(duì)速度進(jìn)入該區(qū)域，則雷達(dá)可能轉(zhuǎn)入記憶狀態(tài)，導(dǎo)致探測誤差增大；圖3（e）顯示了紅藍(lán)雙方在距離、速度、高度、角度等空戰(zhàn)態(tài)勢優(yōu)勢和機(jī)載武器、雷達(dá)、電抗等空戰(zhàn)能力優(yōu)勢上的對(duì)比；圖3（f）顯示了當(dāng)前時(shí)刻紅方飛機(jī)的優(yōu)勢指數(shù)，當(dāng)本機(jī)實(shí)施干擾時(shí)，可有效等效提高雷達(dá)探測距離的優(yōu)勢指數(shù)，同時(shí)，電子對(duì)抗空域指數(shù)提示飛行員目標(biāo)處于本機(jī)電子對(duì)抗告警和干擾空域中心的偏離度，以保證飛行機(jī)動(dòng)和干擾有效實(shí)施的協(xié)同。

圖3 空戰(zhàn)優(yōu)勢對(duì)比

3 結(jié)論

如何在瞬息萬變的空戰(zhàn)態(tài)勢中，合理高效地使用機(jī)載雷達(dá)、電子對(duì)抗和武器等設(shè)備，及時(shí)準(zhǔn)確地進(jìn)行空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)決策，充分發(fā)揮戰(zhàn)機(jī)空戰(zhàn)效能，是現(xiàn)代空戰(zhàn)決策中的關(guān)鍵問題之一。本文針對(duì)空戰(zhàn)中飛行機(jī)動(dòng)與電子對(duì)抗之間的協(xié)同攻擊決策問題，通過建立符合空戰(zhàn)仿真需求的超視距基本戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作庫和運(yùn)動(dòng)模型，引入雷達(dá)與電子戰(zhàn)裝備模型、空空導(dǎo)彈火控計(jì)算模型，將機(jī)載火控雷達(dá)威力區(qū)、電子對(duì)抗干擾壓制區(qū)和干擾條件下的空空導(dǎo)彈攻擊區(qū)、允許脫離時(shí)間等要素有機(jī)結(jié)合，建立了電子干擾條件下空戰(zhàn)態(tài)勢與空戰(zhàn)能力協(xié)同的綜合優(yōu)勢評(píng)估方法。作戰(zhàn)推演結(jié)果表明，建立的空戰(zhàn)綜合優(yōu)勢評(píng)估方法較全面合理地反映了現(xiàn)代空戰(zhàn)的實(shí)際情況，能夠滿足現(xiàn)代空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)決策需求。