162 第五章 飞机费用与效能分析 5.1 飞机寿命周期费用的概念和分析方法 5.1.1飞机寿命周期费用的提出 现代成功的军用飞机和民用飞机，不仅具有较高的性能和效能，而且给用户在经济上带 来效益。因此飞机作为工程系统在多种方案优选决策时，在很大程度上取决于其经济性 为了满足现代战争的需要，不仅对飞机技术性能的要求日益提高，而且对其综合性能如 可靠性、维修性、保障性等提出了更高要求，使其结构日趋复杂，性能日益精良，大量先进 的航空电子设备和火控系统的采用以及大量分系统和设备在功能上互相综合，使得现代飞机 研制、生产、使用保障等费用日益增长。例如，美国战斗机出厂价自1930年以来己增长了 两个数量级以上，1960年到1980年20年间，扣除通货膨胀因素，平均年增长率仍为9%— 10%，20年增长了约5~6倍。 鉴于飞机研制、生产和使用保障等费用全面增长的严峻局面，美国国防部于20世纪60 年代初提出了寿命周期费用的概念，并开始对飞机寿命周期费用进行研究。开展寿命周期费 用研究的主要目的是揭示寿命周期费用发生、发展的规律，从而采取有效的方法对其进行控 制。 5.1.2 寿命和寿命周期费用的基本概念 1、飞机的寿命(life) 飞机的寿命是从人的寿命这一概念借用来的，用来表示飞机的耐久性。一般来说，有关 飞机寿命的概念主要有两种：自然寿命和规定寿命。 （1） 自然寿命 自然寿命是指某一飞机从开始使用到不能继续使用为止的持续工作时间或日历时间。每 架飞机的自然寿命是不可预测的，是一个随机量。 （2） 规定寿命 规定寿命是一种技术指标，是指大量飞机自然寿命的统计值。它与装备的自然寿命有着 本质区别。航空技术装备的寿命是指装备按照规定进行使用、维修和保管的条件下允许用于 飞行的规定时限。 “规定寿命”定义中的“规定”是指对寿命终结标志所作的规定，而不是对所使用条件 和功能所作的规定。各种不同的规定寿命的不同之处就在于其寿命终结的标志不同。 2、飞机的寿命周期(life cycle) 就飞机而言，其寿命周期指该型飞机从论证开始直到退役为止的整个周期。我国规定， 163 飞机的寿命周期可分为如下4个阶段： （1） 研制阶段 该阶段又可分为以下6个子阶段：(i) 战术技术和技术经济可行性论 证阶段；(ii) 总体研制方案论证阶段；(iii) 技术设计和样机审定阶段；(iv) 详细设计和试验、 试制阶段；(v) 试飞和设计定型阶段；(vi) 试用和生产定型阶段。 （2） 采购阶段 该阶段又可分为以下3个子阶段：(i) 生产阶段；(ii) 定价阶段；(iii) 交付阶段。 （3） 使用保障阶段 该阶段可分为2个子阶段：(i) 装备阶段；(ii) 使用保障阶段。 （4） 退役处置阶段。 3、飞机寿命周期费用(LCC——1ife cycle cost) (1) 费用(cost) 消耗的资源(人、财、物和时间)称为费用，通常用货币度量。 (2) 飞机寿命周期费用(1ife cycle cost，LCC) 在预期的寿命周期内，为飞机的论证、研制、生产、使用、维修与保障、退役所付出的 一切费用之和称为飞机的寿命周期费用。 5.1.3 飞机寿命周期费用的构成 飞机寿命周期费用以时间阶段可分为：研究、发展、试验与鉴定费用、生产费用、地面 保障设施与最初的备件费用、专用设施费用、使用保障费用、处置费等，如图5.1.1所示。 图中方块的大小与飞机某一种典型的费用的高低成比例。 图5.1.1 飞机的寿命周期费用的构成 研究、发展、试验和鉴定，包括所有的技术研究、设计工程、原型机制造、飞行试验、 地面试验和使用适用性鉴定等。因此，研究、发展、试验与鉴定费用（可简称为研发费用， 164 国内常称为研制费用） 就是完成这些任务所需的费用，主要包括：(1) 设计费、(2) 材料费、 (3) 外协费、(4) 专用费用（工艺装备、样品样机、技术基础等费用）、(5) 试验、鉴定费（包 括民机取得适航证的鉴定费用；军机验证适航性、作战能力和是否符合军用标准的费用）、 (6) 设备费（专用设备、固定资产使用等费用）、(7) 工资及补助费用、(8) 管理费等。不管 最终生产多少飞机，研究、发展、试验与鉴定费用基本不变，具有非重复性或偶生性 (nonrecurring)的特点。 生产费用包括制造飞机（即机体、发动机和航空电子设备等）的费用，主要可分为：(1) 材料费、(2) 工时费、(3) 车间经费、(4) 企业管理费、(5) 专用工装费、(6) 试验经费、(7) 废 品损失费、(8) 可靠性费用等。生产费用具有重复性或续生性(recurring)的特征，它与生产的 飞机架数有关，生产的飞机数量越多，每架飞机的费用就越低。 使用保障费用包括燃油与滑油费用、空勤人员费和维护费用以及各种间接费用；对于民 用飞机而言, 保险费和折旧费也是使用保障费用的一部分。使用保障费用通常占飞机寿命周 期费用的大部分，比研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用高得多。 地面保障设施与最初的备件费用，是指为保证飞机正常完成飞行/作战任务所需地面保 障设备（如飞行模拟器和试验设备）的费用以及随机的备件的费用。飞机出厂后在使用过程 中所需的备件费用归到使用保障费用中。 专用设施费用，是指有些飞机需要专门的地面设施，建造这些设施的费用称为专用设施 费用。例如，大翼展战斗机、强击机如果放不进现有的防空洞，建造新防空洞的费用就属于 专用设施费用。应当指出，有些费用如修建机场、营房等项费用与具体型号无关，不计算在 专用设施费用或寿命周期费用内。 寿命周期费用的最后一个要素是处置费。有些退役军用飞机需要飞到封存基地封存起 来，封存的费用就属于处置费用。这部分费用一般不大，通常在寿命周期费用分析中忽略不 计。民用飞机和部分军用飞机具有负的处置费，因为它们可以在废品市场或转售市场上出售， 从而收回一些费用（一般是买价的10%）。 对于民用飞机而言，其出售时要收回研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用两部分（包 括合理的利润）。为了收回这两部分费用，需要合理确定民机售价。因为研究、发展、试验 与鉴定费用是确定的，所以必须根据市场需求，对生产飞机的架数做出合理的预测，以确定 每架飞机的售价中要包含多少研究、发展、试验与鉴定费用。 军用飞机的采购费用（或称订购费用）包括生产费用和专用设施设备费用以及作战的备 件费用。军用飞机的研究、发展、试验与鉴定费用，在研究、发展、试验与鉴定阶段是由政 府或军方直接投资的，因而是无需包含在采购费用中的。 军用飞机的计划成本包括发展新机并使之成为军事装备的总费用，其包括研究、发展、 试验与鉴定费用、生产费用、地面保障设施与最初的备件费用和专用设施费用。 5.1.4 飞机寿命周期费用分析的方法 不同的寿命周期费用模型，形成了不同的费用分析方法。目前，寿命周期费用分析的方 165 法主要有类比法、参数法和工程估算法三种。 1、类比法 类比法是建立在与过去类似的工程项目进行比较，并根据经验加上修正而得出费用估 计。如果新研制飞机的功能、结构及性能与某个现役飞机相类似，则可利用现役飞机的费用 数据，并考虑到新飞机与现役飞机的差异予以相应的修正，从而得出新飞机费用。 类比法除了用于旧飞机改进改型项目估算较为准确外，一般用于项目的早期阶段(概念 研究阶段)。与参数估算法比较，其准确程度较低。 2、参数法 若新系统与现有的老系统类似，且老系统的物理特性、性能参数、费用数据存在，则 可利用它们通过一定的数学方法建立起系统费用与系统的测度(尺寸、性能等)之间的关系； 同样地，子系统的费用也可与其物理和性能属性相关。这样建立起来的关系式称为费用估算 关系式(Cost Estimate Relation，CER)；这种方法称为参数法。 建立费用估算关系时，最好利用与要分析的新飞机非常类似的最近飞机的成本估算关 系。由于数据的继承性，这样便可以给新机的费用分析带来很大的方便。波音公司可以用其 现在飞机的费用估算关系毫无困难地、非常精确地估算新喷气客机的费用就是最好的证明。 当有可用的十分类似的飞机详细费用原始资料时，既使非常简单的费用估算关系也能达 到很高的精度。就是说，将新机的部件重量乘以非常类似的基准飞机的单位重量费用或单位 重量工时所得到的费用估算值，可能比使用某些不恰当的费用估算关系所得到的结果要好。 例如，假设所选择的基准飞机可能要求机身和分系统为100h/kg的制造工时，机翼和尾翼为 180h/kg的制造工时，那末将这些典型值乘以新机相应部件的重量，就可以快速和比较精确 地求出相应的生产工时，然后将工时乘以制造工时费，就可求出其费用。这种方法对生产数 量较少的原型机和飞行验证机特别适合。因为对于这两种飞机，应用以批生产为基础的先进 费用估算关系进行估算时，结果总是不能令人满意。当然，要找出一个最近的、非常类似的 原型机或验证机来用作费用分析的基准常常是非常困难的。 费用估算参数法的优点主要表现在以下几方面：(1) 它可在研制早期就加以应用，(2) 快 速而廉价，(3) 客观性比较好，(4) 不仅可以提供预期的费用估算值，还可提供置信区间。 参数法的缺点主要表现在以下几方面：(1) 它不能用于一个全新的系统或新技术含量很 高的系统，(2) 既使用于一个改进的系统，该方法也需要进行一些调整，(3) 该方法一般用 于系统级的费用估算，也可用于组成系统的分系统级，但一般不宜用于分系统以下各级的费 用估算，(4) 从目前情况分析，该法对使用与维修保障费用估算尚有不少需要解决的问题。 3、工程估算法 相对于参数法和类比法从上到下整体估算费用而言，工程估算法则是利用工作分解结构 自下而上地估算整体费用。 应用工程估算法必须先建立该项目的工作分解结构，逐步计算出单元费用数据，逐级向 上归集，最后估算出整个项目的总费用。就是说，工程估算法将总系统费用分解为许多项目 166 细节，这些细节费用用费用方程联系起来，可以详细反映这些细节在研制、生产、使用维修 和保障中的相互作用，其反映的因果关系与实际情况更加接近，因而它可以反映当实际情况 偏离过去情况时的真实情况。 工程估算法具有如下优点：(1) 结果准确，(2) 能对竞争的各个方案研究其费用差异， (3) 允许进行详细地模拟和灵敏度分析，(4) 对于使用保障费用的估算有其明显优势。 工程估算法的主要缺点表现在：(1) 对数据要求高，(2) 估算结果很难进行评价与鉴定。 寿命周期费用的不同分析方法在实际应用中互相补充地成为一个有机整体。在不同的阶 段对费用进行估算，得到的信息量不同，考虑的因素有差异，采用的估算方法就不同。此外， 在整个费用估算过程中必须遵循迭代的原则，即随着方案或设计的改进，不断将费用估算值 反馈给政府和有关承包商。 由于参数法可用于研制早期阶段，而这一阶段的决策对整个寿命周期费用有重大影响， 因此就决定了参数法估算法的地位与作用，它自然而然地成为人们研究的重点。 5.2 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析 ——兰德DAPCA IV模型 在飞机寿命周期费用分析中，通常是把研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用结合起 来提出费用估算关系。一般说来，很难把研究、发展、试验与鉴定费用同生产费用截然分开， 特别在工程和原型机制造方面更是如此。例如，起落架支柱、机翼主梁等锻件由于研制周期 较长，其生产或生产准备工作，通常是在原型机试飞以前就已经开始了，只有这样才能保证 飞机定型后批生产进度。因此，必须把这种生产项目的生产保障或工程支援看成生产的一部 分。 受美国军方委托，美国兰德(RAND)公司在飞机寿命周期费用分析领域开展了大量的研 究工作。1967年提出关于飞机发展与采购费用的分析的第一种模型DAPCA I，1971年建立 DAPCA II，1976年建立DAPCA III，最后建立DAPCA IV。DAPCA模型在飞机寿命周期费 用分析领域有相当的影响力。下面关于飞机研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用的估算 就采用的是DAPCA IV模型。 兰德DAPCA IV模型是飞机发展与采购费用（Development and Procurement Costs of Aircraft――DAPCA）模型的最终形式。DAPCA IV模型通过工程、工艺装备、制造、质量 控制等小组来分析估算研究、发展、试验与鉴定及生产所需的工时，然后将这些工时乘以相 应的小时费率，就可得到一部分发展与采购费用；通过发展支援、飞行试验、制造材料和发 动机制造等方面的费用直接得到另一部分发展与采购费用。 兰德DAPCA IV模型不估算航空电子设备的费用，这部分费用要根据类似飞机的数据 来估算。一般来说，航空电子设备的费用视其先进程度大约在飞机出厂成本的5－25％之间。 167 5.2.1 兰德DAPCA IV模型中工时、费用的组成 1、工程工时 工程工时在研究、发展、试验与鉴定阶段主要包括机体设计与分析、试验、构型控制和 系统工程等工作所需要的工时；在生产阶段主要包括由机体承包商完成的工程工作工时、把 推进系统和航空电子系统集成到飞机上所作的工程工作工时等。 需要说明的是，工程工时并不包括推进系统和航空电子系统承包商所作的实际的工程工 作，这些项目是作为购置设备费来处理的。工艺装备和生产规划的工程支援工作也不包括在 工程工时分析中。 2、工艺装备工时 工艺装备工时包括所有的生产准备、工夹具的设计与加工、模胎和模具准备、数控加工 编程和生产试验的研制和制造等工作所需要的工时；同时，工艺装备工时也包括生产期间准 备进行的工艺装备保障设备的制造工时。 3、制造工时 制造工时是所有制造工作（如果有协作单位或分承包者的话，也包括协作单位或分承包 商所完成的工作）所需要的工时。制造工作是直接制造飞机的工作，它包括成形、机加、连 接、分组件制造、总装、线路铺设（液压、电气、冷气等）和外购件安装（发动机、航空电 子设备、分系统等）。 4、质量控制工时 质量控制的目的是检验工夹具、飞机分装组件和整机是否满足设计要求。质量控制是制 造的一部分，只不过是单独分析评估而已。质量控制工时包括入厂检验、生产检验和最终检 验等工作的工时。 5、发展支援费用 发展支援费用是研究、发展、试验与鉴定期间使用的样机、分系统模拟器、结构试验件 和其它各种试验件的制造等工作的费用。 6、飞行试验费用 飞行试验费用包括试验机本身费用、为民用飞机获取适航证的费用或检验军用飞机是否 符合军用标准的费用等。飞行试验费用可分为计划、测试设备、飞行实施、数据处理以及进 行飞行试验的工程和制造支援等方面所需用的费用几个方面。 7、制造材料费用 制造材料是指除了发动机和航空电子设备以外的飞机上的其他一切东西。其主要包括用 来制造飞机的原材料（铝、钢、复合材料等结构材料），以及购置的硬件和设备，再加上电 气系统、液压系统、冷气系统、环控系统、紧固件和标准件等。 8、发动机生产费用 兰德DAPCA IV模型中假设发动机费用是已知的。为了应用于发动机费用未知的情况， DAPCA IV模型也给出了涡喷发动机费用的估算方程。涡扇发动机的费用要比涡喷发动机高 168 15~20％。 5.2.2 兰德DAPCA IV模型中工时、费用的计算 1、兰德DAPCA IV模型中工时、费用的计算公式 按照1986年定值美元，兰德DAPCA IV模型中工时、费用的计算公式如下： 工程工时 163.0894.0777.0 18.5 QVWH eE = (5.2.1) 工艺装备工时 263.0696.0777.0 21.7 QVWH eT = (5. 4.2) 制造工时 641.0484.082.0 46.10 QVWH eM = (5. 4.3) 质量控制工时 ? ? ? ? ? = 其他飞机 货运飞机 M M Q H H H 133.0 076.0 (5. 4.4) 发展支援费用 3.1630.0 54.33 VWC eD = (5. 4.5) 飞行试验费用 21.1822.0325.0 42.968 FTAVWC eF = (5. 4.6) 制造材料费用 799.0621.0921.0 54.15 QVWC eM = (5. 4.7) 发动机生产费用 [ ++= maxmax 25.243095.0548.1 aEng MTC ]822254.0－ ti t (5. 4.8) 研究、发展、试验与鉴定费用＋生产费用＝+ MMTTEE RHRHRH＋＋ avEngEngMFDQQ CNCCCCRH＋＋＋＋＋＋ (5. 4.9) 式中 e W――空重（kg）； V――最大飞行速度（km/h） Q――产量； FTA――飞行试验机架数（一般为2~6架）； Eng N――总产量乘以每架飞机的发动机台数； max T――发动机最大推力（kg） max M――发动机最大Ma数； ti t――涡轮进口温度（K） QMTE RRRR、、、——综合费率（后述） 169 av C――航空电子设备费用 2、兰德DAPCA IV模型中工时计算修正的软糖系数 用兰德DAPCA IV模型估算的工时，是以铝合金为主要结构材料的飞机的设计和制造 为基础的。对于大量采用其它材料制造的飞机，必须调整工时的计算，以合理估算其费用。 最简单的方法是在原计算公式上乘以一个修正系数进行修正，该修正系数常被称为“软糖系 数”。兰德DAPCA IV模型建议采用表5.2.1列出的“软糖系数”： 表5.2.1 兰德DAPCA IV模型工时修正的软糖系数 主要结构材料 软糖系数 铝 1.0 石墨环氧复合材料 1.5~2.0 玻璃纤维 1.1~1.2 钢 1.5~2.0 钛 1.7~2.2 3、兰德DAPCA IV模型中的综合费率 将兰德DAPCA IV模型估算的工时乘以相应的小时费率，就可算出人工费用。这些小 时费用叫做“综合费率”，其中包括付给职工的工资以及职工津贴、日常开支和管理费用等。 以1986年为例，其综合费率见表5.2.2。 表5.2.2 兰德DAPCA IV模型的综合费率（1986年定值美元） 综合费率种类 综合费率值 工程综合费率R E 59.10美元 工艺装备综合费率R r 60.70美元 质量控制综合费率R Q 55.40美元 制造综合费率R M 50.10美元 5.3 使用保障费用 使用保障费用主要包括燃油费用、空勤人员费用和维护费用等。典型的军用飞机燃油费 用占总使用保障费用的15％左右，空勤人员费用占35%左右，而维护费用则占剩下的50% 的大部分。美国空军有三分之一以上的人员专门从事飞机的维护工作。对于商用飞机（航空 公司用于商业航线上的飞机，每架飞机每年要飞行3000小时左右）来说，燃油费用约占使 用保障费用的38%，空勤人员费用约占24%，维护费用约占25%，飞机买价的折旧费约占 使用保障费用的12%，保险费是1%。 170 5.3.1 燃油费用 设计飞行任务时，除了死油以及待机和抵达备降机场所需要的备份燃油外，飞机都要把 可用的燃油用完。但实际上，实际的飞行任务与设计飞行任务大不相同，飞机常常要在油箱 中携带相当多的燃油着陆，以便用于下次飞行。 为了估算每年的燃油费用，常用的方法是：选择一个典型的任务剖面，用该剖面的飞行 时间和消耗的燃油量计算出每小时平均的燃油消耗量；再将它乘以每架飞机每年的平均飞行 小时数，就可得到这架飞机每年的燃油消耗量的估计值；最后，将每年飞行的燃油消耗量乘 以燃油价格，即可得到这架飞机每年的燃油费用。 滑油费用不包含在燃油费用中。不过，滑油费用一般不到燃油费用的0.5％，故在估算 时可以忽略不计。 平均飞行小时数是根据不同类型飞机的典型数据得来的。表5.3.1列出了不同类型的飞 机平均每年的飞行小时数和飞机寿命周期费用参数的一些大致指标。 表5.3.1 飞机寿命周期成本参数近似值 飞机类别 平均每架飞机每 年的飞行小时数 （FH/YR/AD） 空勤人员比 平均每飞行小时需 要的维护工时数 （MMH/FH） 轻型飞机 500~1000 1/4~1 喷气式公务机 500~2000 3~6 喷气式教练机 300~500 6~10 战斗机 300~500 1.1 15~20 轰炸机 300~500 1.5 25~50 1.5 (当FH/YR≤1200时) 2.5 (当1200<FH/YR≤2400时)军用运输机 700~1400 3.5 (当2400<FH/YR时) 20~40 民用运输机 2500~4500 5~15 5.3.2 空勤人员费用 军用飞机和民用飞机空勤人员费用的计算是不同的。 1、民用飞机的空勤人员费用 民用飞机空勤人员（包括飞行人员和机舱乘务员）的费用，可根据每年的“轮挡时间” 的统计值来进行估算。 轮挡时间是从飞行拿开“轮挡”开始离场到飞行结束后在终点放下轮挡所用的总时间。 轮挡时间包括滑行时间、地面待飞时间、任务飞行时间、空中等待着陆时间、履行空中交通 管制着陆进场非常时间和地面等待开门时间等。 171 每年的轮挡时间可将飞行任务的轮挡时间与飞行小时之间的比值乘以每架飞机每年的 总飞行小时来计算（表5.3）。远程飞机的轮挡时间约等于飞行小时；而对于短程飞机，平均 航班飞行时间低于1小时时，轮挡时间可能比飞行时间要多得多。 每轮挡小时的空勤人员费用（按1986年定值美元）可用式（5.3.1）和（5.3.2）估算： 双人制机组空勤人员费用＝84 10 88.36 3.0 5 0 +? ? ? ? ? ? W V C (5.3.1) 三人制机组空勤人员费用＝118 10 52.49 3.0 5 0 +? ? ? ? ? ? W V c (5.3.2) 式中， C V――巡航速度（km/h）； 0 W－—起飞总重(kg)。 波音公司用这些公式求出的B-747和DC－10飞机每轮挡小时的空勤人员费用分别是 705和660美元（折合成1987年的美元值）。这与1987年3月实际的空勤人员费用748美 元和610美元相比，其结果是令人满意的。 式(5.3.1)和(5.3.2)只是粗略近似的公式。航空运输业的不断发展、现代化设施的应用， 使得空勤人员费用变化很大。例如B-747飞机1987年每轮挡小时的空勤人员费用从老航线 的1013美元，到低票价新航线189美元。 2、军用飞机的空勤人员费用 军用飞机空勤人员的费用是由现役飞行人员的人数来确定的。一般来说，军用飞机的驾 驶员和其它空勤人员比飞机的数量要多。现役飞行人员的人数等于飞机架数乘以每架飞机所 拥有的空勤人员数。 对军用飞机而言，常将每架飞机所拥有的空勤人员数定义为“空勤人员比”。空勤人员 比的变化范围是：战斗机为1.1，经常飞行的运输机为3.5。典型的空勤人员比见表5.3.1。 每个空勤人员的费用视飞机的类别而定。它包括各种津贴和通常性开支。在缺乏可靠数 据的情况下，可以用每小时的工程综合费率乘以每年2080小时来进行初步估算。 5.3.3 维护费用 维护费用可分为不定期维护费用和定期维护费用。不定期维护费用是随机的，其大小由 飞机发生多少次故障和排除故障的平均费用而定。 1、维护人工费 定期维护视需要正式定期维护的项目数以及定期维护的次数和费用而定。通常，定期维 护是按累积的飞行小时来安排的。比如，轻型飞机每100飞行小时需要进行一次全面检查； 商用飞机的维护工作是按飞行次数安排的。 维护工作由“平均每飞行小时需要的维护工时数”来衡量。平均每飞行小时需要的维护 工时数从1.0以下（小型私人飞机）到100以上（某种专用机）。典型的平均每飞行小时需 172 要的维护工时数列在表5.3.1中。降低平均每飞行小时需要的维护工时数，是飞机设计的一 个重要目标。通常平均每飞行小时需要的维护工时数大致与重量成正比，因为零件总数和系 统复杂程度随重量的增加而增大。 平均每飞行小时需要的维护工时数，与飞机的利用率有很大关系。利用率高的飞机，即 经常飞行的飞机，其平均每飞行小时需要的维护工时数较低。例如，DC-9飞机作民用时， 其平均每飞行小时需要的维护工时数大约是6.4；同样的飞机作军用时，每年的飞行时间只 有民用飞行小时的一半，但其平均每飞行小时需要的维护工时数为12左右。 根据平均每飞行小时需要的维护工时数和平均每年的飞行小时数，可估算出每年的维护 工时；进一步根据从航空公司或军事部门得到的人工综合费率即可算出维护人工费率。在缺 乏可靠数据的情况下，可以近似地用前述的制造综合费率来代替维护人工费率。 2、维护材料费 军用飞机维护用的材料、零件和供给品的费用约等于人工费用。 对于民用飞机，每飞行小时和每次飞行所需的维护材料费用（按1986年定值美元）的 近似计算公式如(5.3.3)和 (5.3.4)。 e ea N CC ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ? ? ? ++? ? ? ? ? ? 13 10 5804.7 10 3.3 66 ＝ 飞行小时 材料费用 (5.3.3) e ea N CC ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ++? ? ? ? ? ? 8.2 10 5.76.4 10 0.4 66 ＋＝ 飞行次数 材料费用 (5.3.4) 式中， a C――扣除发动机的飞机费用； e C――每台发动机的费用； e N——每架飞机的发动机台数。 每年的飞行次数，是通过每年的总轮挡时间除以每次飞行的轮挡时间估算的。维护材料 的总费用等于每飞行小时费用乘以每年的飞行小时，再加上每次飞行的费用乘以每年的飞行 次数。 5.3.4 折旧费和保险费 对商用飞机来说，把以买价为基础的飞机折旧看成是使用保障费用的一部分。 折旧费实际上是飞机价格按其使用寿命的分配。最简单的折旧准则是直线法，按照这种 方法，每年的折旧费等于买价除以折旧持续年数。商用飞机的折旧准则期限通常是12~14 年，但他们也可能有20年或更长的使用寿命。 商用飞机的保险费是添加约１%到使用保证费用中来考虑的。 173 5.4 飞机作战效能分析 5.4.1概述 武器装备的效能（Effectiveness）通常是指该武器装备完成预定作战任务能力的大小。 国内外文献使用这个名词时所包括的范围不尽相同。最一般的理解是指其实际使用于作战的 能力大小，而更广义的理解或者说从系统工程的角度看，“效能”还应包括它的可用度 （Availability）,可靠度（Dependability）和保障度（Supportability）。所以对作战飞机的效能 评价也可以有不同的处理方法，并由此得出不同的结论。 作战飞机的“效能”可用公式表达如下： SDACE ×××= （5.4.1） 式中，E是效能，C是作战能力，A是可用度，D是可靠度，S是保障度。这四种主要 衡量准则的相互关系是乘法关系。因为只要其中1项很差，那么这种飞机的“效能”也就很 低。 作战飞机的作战能力如性能、威力等问题往往与飞机及武器的设计思想、制造工艺等有 关，而作战飞机的可用度、可靠度固然在设计时即要打下基础，但往往还与使用过程的维修 管理、零备件供应的组织工作以及使用方式等有关，所以在不少场合，分析对比作战飞机的 效能时，先忽略后三种因素，而只用作战能力代替效能。但如讨论的问题不单纯是作战飞机 本身的能力问题，还要考虑作战过程中的实际效能，后三项因素就不能不认真对待了。因为 性能再好的飞机，出勤率很低，临战时上百架飞机中只有几架可用，飞上天后，故障不断， 部分飞机还要被迫返航。这样的作战飞机的效能就实在太低了。所以研究问题时考虑多少因 素合适要视情况而定。而且在上述效能的计算公式中还没有包括人的因素在内，例如战术运 用水平、飞行员、指挥员素质等。而后者是关键性的。性能很好的作战飞机，使用不当也会 一败涂地。但这里主要想探讨作战飞机的本身能力，所以不研究使用武器的人的素质和战术 运用问题，对可用度、可靠性和保障性也不作专门讨论。 5.4.2飞机作战效能评估的特点 作战飞机的效能衡量牵涉到很多参数。有很多参数有确切数据。可以进行精确计算。但 也有很多参数不能直接测量或统计出来而只能进行估计，例如飞机的操纵效率。因此对作战 飞机的效能通常只能“评估”而不是直接计算。所谓评估就是说会带有一定的经验判断的成 分。总的来说，对作战飞机效能的评估有如下特点，即概略性、相对性、时效性和局限性。 1、概略性 作战飞机的性能可以测量或计算得很精确，而其效能却很难用精确的数字来表达。一方 面这是因为效能往往与任务、要求相关联，另一方面“效能”这个名词的本身就是一个“模 糊”概念。我们可以说这种飞机效能好或不好，也可以进一步作5分制或9分制评高低。但 如果说计算出效能值准确到百分制小数点的水平，那是虚假现象。例如，一种飞机效能值 174 76.8分，另一种76.7分，并不能表明前一种效能就高一些，否则将“误入歧途”，事实上不 会是这样。任何一种已知的评价作战飞机效能的方法都不可能真正准确到如此程度。如按百 分制评估，其差别在10分以上才可能在实际中表现出来。 2、相对性 评估作战飞机的效能往往是为了要与其他飞机进行对比，或者要估计完成一定任务需要 的飞机数量。如果评估的目的是前者，则评估出来的效能只要是相对值即可。如果要估算出 任务与飞机需要量也是一个相对的关系。作战任务的种类很多、也很复杂，很难得出一个“效 能常数”。事实上现在对作战飞机效能的评估都是相对的，不过相对的基准有各种各样。有 的方法用某种类似飞机为准对经过选择的参数进行比较得出相对效能值，也有些方法用同时 代的同类飞机最佳值或平均值为基准来求得效能值或效能指数。有些方法表面看其评价结果 是绝对值，但实际上它是相对值。 效能评估的相对性还有一个原因，就是用数字表达效能时的量纲处理问题。影响效能的 因素很多，各因素的量纲不同，例如速度是km/h或m/s，而水平加速好坏用时间表示，量 纲是min或s，等等。各种不同量纲的参数不大好综合起来。假如用相对值，将有关的参数 都无量纲化，最后才综合成代表效能的一个数值就比较合理。而要无量纲化就要用相对值。 3、时效性 一般来说作战飞机的能力在其使用寿命期间变化不大。改进型可另行计算。但由于保密 关系，国外作战飞机的真实性能往往很难知道或者只了解到一些宣传夸大的数字。根据这样 的原始资料评估出来的效能与过一定时间、有确切数据后评估出来的效能就应该不一样。这 是评估作战飞机效能有时间因素的一个原因。 此外新武器装备在刚使用期间故障率高，可用度及可靠度低。使用一段时间后，故障率 下降并且保持再低水平值。但当该装备接近使用寿命后期，故障率又会急剧上升。画成曲线 就是著名的“浴盆曲线”。同时，在和平时期可用度低的武器装备，在战争开始后，如能组 织特殊零备件供应，加强维修力量，参战飞机的可用度和可靠度将大大提高，因此评估武器 装备的效能时，如考虑可用度和可靠性因素，其效能值随时间不同而变就是不可避免的。因 此选用可用度和可靠性的数据应尽量采用稳定期间的平均值，而不时短时间内的最佳值或最 差值，这样才能较真实地反映出实际的或平均的情况。 4、局限性 武器装备效能评估的结果直接与要求完成何种任务有关，也和采用何种方法有关。同一 种武器装备在不同任务要求条件下其效能也不一样。而且各种方法都有一定的假设或先决条 件，或者有不同程度的人的主观评定因素。因此评估的结果都或多或少有一定的局限性，不 存在完全公平和全面合理的评估结果。每种方法评估出来的效能值只在预定范围和假设条件 内可信。 5.4.3飞机作战能力的评估方法 1、 概述 175 飞机作战能力的评估方法一般包括计算评估法和专家评估法。实际上这两种方法也不是 截然分开的。在计算法的运算过程中当某些参数难以用解析法表达出来时也要用专家评估法 得出一概数值。反之专家评估法中对某些适合计算的阐述也可以用计算法直接求得而不必进 行估算。 评估作战飞机战斗力的计算评估法其计算特点和评估方式可分为参数计算法、概率分析 法和需要量估算法3类。参数计算法是根据选用的参数直接计算出作战飞机的相对作战能力 从而得出优劣的结论。概率分析法则按完成预定任务的概率高低评定飞机好坏。需要量评估 法是计算为完成一定任务需要的飞机数量来评比。由于篇幅所限，本教材只讨论计算评估法 中的参数计算法，至于其它方法中不作专门讨论,感兴趣的读者可参见相关专著。 2、参数计算法 这是最常用的方法。它还可分为顺序评估法、相对值评估法、相对指数法、多参数（品 质）分析法和对数法等。各种方法选取的参数不尽相同。选择参数的依据主要是按作战意图 或针对该类型飞机的任务选取认为比较重要的有关项目（或称为品质）。重要的项目可以加 权处理。对于用加法综合的项目，加权方式可以在代表该项目的参数上乘以一个放大系数。 而对于用乘法综合的项目则需要用若干次方来加权。因为大于1（不含1）数字，运用正值 幂数运算得出的数值变大；幂数数值小于1，得出的数值变小，例如对于重视的参数可以用 2次方、3次方来处理。而要减少这参数的作用则可以用0.5次方（开方）或0.1次方来处理。 但一般不用0次方，否则等于取消这参数的作用，因为不管这参数值多大（只要不是0），0 次方后都得到1。如果参数本身数值小于1，要采取与上述方法相反的幂数处理。 应用参数计算法评估作战效能，除加权问题外还要解决的一个问题是用什么方式综合各 参数。具体说是用加法或乘法，因为最终要得出一个代表效能的数值。目前最常用的方法是 相加再求平均值。在相加之前是否加权则视具体参数而定。一般来说应用加法的各项目的作 用是互相不直接影响的，即所谓“不相干”的。意思是某一项目的参数直一旦接近于0，不 会影响到其他参数完全失去作用或使总效能完全丧失。如果选取的项目没有这样一来的特 性，则最好用乘法进行综合。计算总效能时加法和乘法可以混合使用，其中某些项目相加， 某些项目相乘。 （1）顺序评估法 1977年在欧洲有人评估“狂风”(Tornado)战斗机优劣时采用这方法。这种飞机设计 的主要任务是对地攻击，所以选择了有关的8个参数作为对比的依据。它们是作战半径、载 弹量、低空飞行对紊流敏感度、电子设备好坏、起降性能、机动性、生存力和单位价格重量。 对比的飞机有“狂风”、F-4F、F-14A、F-15A、F-16、F-18H和F-111A。在上述选用的对比 参数中有些是可用具体数字进行比较的，例如作战半径、载弹量、起降性能（用要求跑道长 度代表）机动性、生存力和单位价格重量。其他的则要另想对比办法。具体处理方法是这样 的： 低空突防飞行对大气紊流敏感度用美军标MIL-8785B的紊流谱计算出各型飞机低空 176 飞行每分钟平均产生 2 1 g冲击的次数进行比较。计算结果是：“狂风”飞机8次，F-111A为 9次， F-14A为18次，F-4F为23次， F-18为26次，F-16为27次，F-15A为29次。实 际情况也的确如此，F-15A低空飞行时颠簸十分剧烈，因为它的机翼产生的升力系数斜率较 大，翼载荷小，有利于空战格斗，但低空突防长时间飞行很不合适。比较作战飞机低空飞行 颠簸程度有更简单的办法，即用飞机的突防速度乘以升力系数斜率再除以翼荷载作为对比参 数。这参数值愈小愈好，一般不宜大于2.5~3.2 )/( 3 sradkgm ?? .否则飞行员反应将为“不 可接受”的，评分等级将大于5.5。计算时注意速度单位是m/s，升力系数斜率是1/rad，翼 荷载是kg/m 2 。 电子设备优劣对比选用5个考虑因素，即全天侯低空攻击能力、地形跟随能力、专用 空对地电子设备、夜间攻击电子设备和目视对地攻击辅助电子设备。评比时只考虑“有”或 “无”两种情况。评比结果，“狂风”与F-111A并列第一，第三名是F-4F，以下顺序为F-14A， F-15A，F-18和F-16。由于1978年时期F-18飞机刚开始试飞，所以对其电子设备能力估计 偏低。 飞机生存力的衡量往往难以用数字表达。在这方法中用飞机几何尺寸大小作代表，结 果是F-16做好，F-111A最差。其他飞机顺序见表5-1。 将各飞机的参数对比后得出飞机优劣序列如表5-1。对飞机各参数进行评分是按名次 决定的，第一名得1分，第二名得2分，余类推。并列的两种飞机得分各半。最终各项得分 之和愈小表示其对地攻击效能愈高。这里对各项是同等对待没有加权，评比结果“狂风”最 好，F-15A最差。 表5.4.1 战斗轰炸机对地攻击效能对比（1978年） 机型 作战 半径 载弹 量 紊流 敏感 度 电子 设备 起降 性能 机动 性 生存 力 重量 价格 总分 名次 F-4F 6 5 4 3 6 7 4 5 40 6 F-14A 3 2 3 4 1 5 6 6 30 2 F-15A 7 7 7 5 5 1 5 3.5 40.5 7 F-16 4 6 6 7 3 2 1 1 30 2 F-18 5 4 5 6 4 3 2.5 2 31.5 4 F-111A 1 1 1.5 1.5 7 6 7 7 32 5 “狂风” 2 3 1.5 1.5 2 4 2.5 3.5 20 1 如果根据作战要求或作战指导思想认为各参数的重要性不一样，可以用加权系数方法处 理。例如特别重视作战半径，其次是机动性，则可以对前者给以加权系数3（举例来说）， 后者给以加权系数2。这样计算机结果见表5.4.2。F-111A 上升到第二名，F-15A 上升了一 个名次。 177 这方法较简单，可以很快得出优劣对比。如果某些参数缺乏技术数据或具体评比依据也 可用专家评估来决定名次。但这方法最终得出的总分比较粗略，用来分辩各种飞机优势是可 以的，不宜用作效费比分析或其他要求更高一些的定量分析。 表5.4.2 战斗轰炸机对地攻击效能加权对比 机型 作战半 径 紊流 敏感 度 载弹 量 电子 设备 起降 性能 机动 性 生存 力 重量 价格 总分 名次 加权3 1 1 1 1 2 1 1 F-4F 6 5 4 3 6 7 4 5 59 7 F-14A 3 2 3 4 1 5 6 6 41 4 F-15A 7 7 7 5 5 1 5 3.5 55.5 6 F-16 4 6 6 7 3 2 1 1 40 2 F-18 5 4 5 6 4 3 2.5 2 44.5 5 F-111 A 1 1 1.5 1.5 7 6 7 7 40 2 “狂 风” 2 3 1.5 1.5 2 4 2.5 3.5 30 1 （2）相对值评估法 这方法的特点是，不以某一种飞机的全部参数作为标准求其他飞机的相对值，而是以 参加对比的任何飞机中该参数量好的为标准，给以100分，其他飞机该参数的得分用相对比 较值求出，最后进行综合比较。所以相比后单项最高分不会超过100分。这里列出的具体计 算例子是瑞典Saab公司计算的。当时为竞争欧洲四国（荷兰、丹麦、比利时、挪威）后继 战斗机进行宣传，发表在1975年4月平17日英国的《Flight》 杂志上，该文没有具体说明 某些参数如何得出结果，例如“对地攻击能力评价”，估计是用专家评估法。具体项目得分 见表5.4.3。如果对比的参数都选用确切的数据，这方法得出的结果将比只评等级的方法更 精确一些。表中各参数用平均值方法综合，没有加权处理。事实上最终欧洲四国选中的战斗 机是YF-16而不是J-37。不过这方法在评估作战飞机作战能力时是可以参考使用的。 表5.4.3 战斗机重要参数相对值评估结果 项目 瑞典 J-37 美 YF-16 法 F-1 地面生存力（对机场要求、反应时间） 100 65 70 起飞上升性能 100 95 80 出勤率（再次起飞时间、维护工作量） 100 70 70 格斗性能 50 100 50 178 火力（航炮数量、威力） 100 60 40 火控、导弹性能 90 100 70 拦截能力（下视、显示能力） 100 80 60 M数、升限 90 90 100 最大M数、最大表速 100 100 100 作战半径（低空，8枚炸弹） 100 85 60 载弹量 100 90 70 对地攻击火力 100 30 90 对地攻击评价 100 80 80 使用经济性 100 90 80 平均值 95 88.6 72.9 国内也有用相对值评估法的（见1990年4月原航空航天部第620研究所《论证参考》）， 该文为《作战飞机武器系统作战能力相对值计算法》。计算的基准是世界上已知作战飞机的 最佳值或预期值。对空作战能力方面考虑了飞机的机动能力、火力及空中发现目标能力和对 空作战系数。后者是由航程、雷达反射截面、巡航M数、飞机几何尺寸、操纵效率系数和 电子对抗能力系数综合而成。对地作战能方面考虑了飞机外挂架数量、最大载弹量、发现和 瞄准地面目标能力和对地作战系数。最后一个参数包括最大航程、导航系统评价、雷达反射 截面、最大突防速度、最低突防高度、操纵效率系数和电子对抗系数等。各参数综合时采取 加法、乘法混合的方式。估算一些作战飞机的结果如表5.4.4。 表5.4.4 作战飞机综合作战能力相对值 机 型 对空作战 对地作战 F-4E 0.352 0.357 F-5E 0.26 0.238 F-15C 0.658 0.685 F-16C 0.486 0.490 F-18 0.536 0.624 米格-21MΦ 0.206 0.165 米格-23C 0.302 0.238 米格-29 0.360 0.326 “幻影”2000C 0.370 0.460 3、相对指数法 为评估作战飞机效能也可在参数选定后用某一种典型飞机的数据作基础求得相对值，然 后比较其优劣。1986年~1987年日本三野正洋提出的评比方法就是这样处理的。对具体效能 179 指数的计算有其独特之处。该文作者是为评价第一、第二次世界大战的战斗机而设定的方法。 评定歼击机选用三项指数相乘的结果。这三项指数分别为速度性能指数、盘旋性能指数和生 存力（原文称防御性能）指数。三项相乘后除以300称为综合性能指数。为评定飞机的设计 水平，将综合性能指数除以发动机功率，称为“设计优劣指数”。将综合性能指数除以飞机 空重得出“生产效果指数”。后一指数带有经济性的特点，因为飞机的空重和生产成本有很 密切的关系。“生产效果指数”在一定程度上反映出其效费比。 该文评比第二次世界大战的歼击机时选用略有不同的参数。它们是速度性能指数、盘旋 性能指数、火力指数、航程指数和生存力指数。将这五种指数相乘再除以500得出综合性能 指数。“生产效果指数”与“设计优劣指数”的计算方法与第一次世界大战的飞机相同。此 外还增加两项评比的指数分别称为“速度攻击力指数”和“盘旋攻击力指数”，前者是火力 指数与速度性能指数的乘积，后者为火力指数与盘旋性能指数的乘积。 各种指数的具体计算方法如下。 速度性能指数是以标准飞机的最大速度为100，其他飞机的最大速度与之相比求得指 数。例如某种飞机的速度是标准飞机的最大速度的2倍，则其速度性能指数为200。 盘旋性能指数是飞机的翼载荷与标准飞机翼载荷的比值，除以飞机的单位功率重量和标 准飞机的单位功率重量比值，再乘以100。因为盘旋性能与单位功率重量以及翼载荷都成反 比。每一单位功率负担的飞机重量愈小，翼载荷愈低，飞机盘旋性能愈好。 生存力指数用飞机的几何尺寸计算。飞机愈小，生存力愈高。具体数值等于标准飞机翼 面积与飞机翼面积比值再开方后乘以100。 火力指数是飞机上装载的枪炮口径乘以枪炮数量之和与标准飞机同样方法计算结果的 比值再乘以100，例如日本“零”式飞机有2门7.7mm口径机枪和2门20mm口径航炮。 这两项乘积之和为55.4。而前苏联拉-7歼击机的机载武器为3门20mm口径航炮，乘积为 60。两者相比得1.08，所以拉-7飞机的火力指数是108。 航程指数是飞机的最大航程与标准飞机的最大航程之比再开方乘以100。例如“零”式 飞机航程为2450km，拉-7飞机航程635km，两者相比得0.259，开方后得0.509，所以拉-7 飞机的航程指数为准50.9或51。 根据这些指数的计算方法对“零”式、德国Bf 109E、福克武夫109A、前苏联拉-7、雅 克-3、米格-3和美国P-63等飞机综合指数都小于是100，分别为37、73、47、72、26和54。 “零”式飞机的“优异”性能主要是计算时将其航程定为2450km，可能是带副油箱的性能， 而其他飞机都不带副油箱，只能飞几百千米，最远的米格-3也只飞1250km。这里并不为了 确切地评比第二次世界大战的单座歼击机，而只是想介绍这方法给读者参考。 4、多参数（品质）分析法 多品质效能分析法是参照多目标决策（Multiple Criteria Decision）制定的方法。它要先 选定与作战能力有关的参数（在这方法中称品质），然后估算出该品质的效能函数（通常用 曲线表示）。单项品质的效能值通过查效能函数曲线求得。总效能是各个品质效能值经加权 180 处理再综合起来。如果总效能牵涉到几个方面则先分开计算然后再综合。综合可用加法，也 可用乘法。 这方法的特点是单项品质的效能值不是以某一基准飞机或对比飞机中的最高值为准，而 是根据该品质的特点结合作战要求画出曲线决定。例如要求用歼击机的最大飞行M数作为 评定效能的一项品质，可根据作战特点认为M数2.3效能最好，用1.0表示。同时认为最大 M数0.90是不允许的,即效能为0。这样M数的上下限就确定了。但从M数0.90到2. 3 之间，对应不同M数的效能是多少要按空战要求或经验来决定。例如使用现代导弹的飞机 对抗现代歼击机，M数1.8即可取得良好的效果，为此使曲线从M数1.8到2.3的品质效 能值都是1.0。而从M数0.90到1.8之间的曲线形状则用直线、抛物线或任何其他合理的曲 线形状。如果决定曲线形状没有科学的或合理的依据时，只好采用主观假设。其他各项品质 的效能曲线也按这思路制定。 求综合效能值时，如果各品质之间是相加关系，将各品质效能值分别乘上对应的加权系 数和即得到需要结果。各加权系数的大小应由专家决定，但要满足两个条件：一是加权系数 值都应小于1.0；二是各加权系数之和应正好等于1.0。用这方法计算的结果，综合效能值通 常小于1.0，无论如何不能大于1.0。 如果各品质之间是乘法关系，计算综合效能的方法稍为复杂一些。设预定的评选品质为 1 X， 2 X， 3 X，．．．， n X。根据各自的效能曲线得出其效能值分别为 1 U（ 1 X）， 2 U （ 2 X），．．．， n U（ n X）。而各品质的加权系数分别为 1 K， 2 K ， 3 K．．．， n K。总效能 用U（X）表示。总效能与各分项效能的关系应满足下式： 1+KU（X）＝ ∏ = n i 1 [(1+ i KK i U ( i X )) （5.4.2） 式中右侧表示各单项品质效有值乘上加权系数再乘上K值加1后的总乘积。K值称为 总效能计算系数，要用代数方法求出。方法是令U（X）和各单项效能值 i U（ i X）都等 于1，然后代入式中，解这代数式即可求得K值（各 i K值是已知的）。但如果一共有n 个 单项品质，这代数式即为n阶方程，含有 n K项。一般来说n大于4即难以用解析法直接求 解K值。目前可用计算器按逐步试算方法求K的近似值。知道K值后再将 i U（ i X）及有 关的 i K真正数值代入（5.4.2）式中即可求出该型飞机的综合效能值U（X）。这数值也是 一个小于1.0的数字。 请专家评定各单项品质的加权系数时必须符合两个要求，一是各项加权系数值应小于 181 1.0，其次是各项的加权系数之和应小于1.0，例如等于0.90。如果一共有4项评定品质，各 项的重要性相等，加权系数可以都为0.24而不能是0.25，否则将无法求出K值。 这方法的优点是单项品质效能值的决定比较科学，可以结合作战要求或使用特点。如果 判定的曲线设置合理，结果将更符合实际。但缺点也在这方面。制定作战飞机单项品质效能 函数曲线不容易找到合理的依据，所以往往用直线代替，而且运算过程比较复杂，得出的结 果也在很大程度上受专家评定的加权系数所左右。 5、对数法 这方法正式发表在中国国防科技信息中心1987年的《中国、美国国防系统分析方法学 术讨论论文集》，标题是《作战飞机的装备效能指数》。它利用相对参数作为衡量作战飞机能 力的依据。基准是现代作战飞机的先进指标或标准值。数据的处理上采用自然对数来“压缩” 数值大小，即用幂数作为作战能力指数而不是用自然值，所以现称之为对数法。这里介绍的 计算方法与发表的原文比较已针对武器装备的发展作了一些修改，多增加一些评估因素。 作战飞机的作战能力可分两大类：一为空对空，一为空对地。两者在飞机总作战能力评 估中各占多少分量要根据使用方对该型飞机的要求而定。设C为空战能力指数，D为空对 地攻击能力指数，E为总作战能力指数，则 E＝ 1 aC+ 2 a 1 K D (5.4.3) 式中 1 a， 2 a为空对空和空对地任务分配系数，两者之和应等于1。例如制空歼击机 1 a 为1.0， 2 a为0，即不要求对地攻击能力。战斗机 1 a为 0.8， 2 a为0.2，战斗轰炸机 1 a 为 0.3， 2 a为0.7，而轰炸机则 1 a为0， 2 a为1.0。当然这只是举例说明，使用方可以提出任何 其他比例。 1 K是平衡系数，由于计算C和D值方法不同，两者数值可能不相匹配,这就要 用 1 K值来调整。但在这里介绍的方法中，C和D值基本协调，可令 1 K＝１。 （1）空对空作战能力指数 这方法选用有关空战的７个主要项目来衡量飞机空对空作战能力。它们是机动性、火力、 探测目标能力、操纵效能、生存力、航程和电子对抗能力。将前三项的对数值相加，最后乘 上后四项系数即得出总空战能力指数。用公式表示为： [ ] 432121 )n(1)1n(1n1 εεεεAABC ∑++∑+= （5.4.4） 式中C为空战能力指数，B为机动性参数， 1 A为火力参数， 2 A为探测能力参数， 1 ε是 182 操纵效能系数， 2 ε 是生存力系数， 3 ε 是航程系数， 4 ε 是电子对抗能力系数。 为避免各数值交互影响带来计算上的困难，所有参数都用该飞机及挂载武器的标准值或 最佳值，不互相关联。例如挂载很多武器和不挂武器，飞机的机动性将会有较大差异。这里 不考虑这种变化。所以计算得出的能力指数只代表其可能的最佳能力，并不完全是实战的情 况。如果按不同外挂状态下的不同机动性计算，可能得出一个最大和最小指数值，即一个指 数范围。这样做本来更合理一些。但由于这方法经常要用来估算一些外国飞机或新飞机，数 据来源是个大难题。过分复杂的数据要求是不现实的。一般只好用该型飞机的设计标准值。 机动性参数B用飞机最大允许过载（ maxy n）、最大稳定盘旋过载（ 盘y n）和最大单位 重量剩余功率（SEP，单位m/s）求得。公式为： )3009SEP( max ／＋＋＝ 盘 × yy nnB （5.4.5） 计算时稳定盘旋过载可用典型高度、典型M数的数值。例如以5000m高度M数0.90 的盘旋过载作为典型状态。但很多时候，对于外国作战飞机这数值是不知道的，而现代战斗 机海平面最大稳定盘旋过载往往受强度限制，即等于 oy n max 所以用海平面最大稳定盘旋过载 值会方便一些。对于有过失速机动能力的战斗机，可按上述计算的B值乘以（ 可用 a／24） 5.0 修正。 可用 a是过失速机动可用最大迎角（ ° ）。 火力参数要考虑不同的机载武器分别进行计算。例如飞机上有航炮和两种导弹，其火力 系数分别为 炮 1 A， 1 1 A和 2 1 A。总火力参数为 2 1 1 111 AAAA＋＋＝ 炮 ∑ （5.4.6） 航炮（或机枪）的火力系数（ 炮 1 A）与其每分钟发射率（rpm）即射速，弹丸初速（m/s）、 弹丸重量（g）、弹丸口径（mm）及该种航炮配置数量（n）有关。具体计算公式如下： 炮 1 A＝ 瞄 K ? ? ? ? ? ? 1200 rpm ? ? ? ? ? ? 1000 初速 2 ? ? ? ? ? ? 400 弹丸重量 ? ? ? ? ? ? 30 口径 n (5.4.7) 183 式中各常数是标准值。 瞄 K是瞄准具修正参数。用陀螺活动光环瞄准具时 瞄 K为1.0， 用固定光环瞄准时， 瞄 K是0.4~0.5，用快速瞄准具时， 瞄 K为1.2~1.5。 空空导弹的火力参数计算考虑最大实际有效射程（km）、允许发射总高度差（km）、发 射包线总攻击角（ ° ）、单发杀伤概率（ k P）、导弹最大过载、导弹最大跟踪角速度（ ° ／s）、 总离轴发射角（超前及滞后离轴角之和，单位（ ° ））和同类导弹挂载数量（n）。计算公式 为： 1 1 A＝射程×射高× K P × ? ? ? ? ? ? 360 总攻击角 × ? ? ? ? ? ? 35 过载 × ? ? ? ? ? ? 20 跟踪角速度 × ? ? ? ? ? ? 40 总离轴发射角 n （5.4.8） 所有 1 A值都是无量纲数字。求对数值前总火力参数中加上1的原因是为防止不挂导弹 的飞机火力参数的对数值变为负值或无限大。 探测能力参数 2 A包括三部分组成，即雷达（ r A 2 ）、红外搜索跟踪装置（ IR A 2 ）和目视 能力（ 目 2 A）： 目 ＋＋ 2 R 222 AAAA Ir =∑ （5.4.9） 雷达探测能力参数包括最大发现目标距离（RCS为5m 2 ，单位km），发现目标概 率，最大搜索总方位角（ ° ），雷达体制衡量系数（ 2 K），同时跟踪目标数量（ 1 m）和同时 允许攻击目标数量（ 2 m）。计算公式为： 发现概率 总搜索方位角 ／发现距离＝×? ? ? ? ? ? × 360 )4( 2 2 r A 05.0 212 )( mmK ×××（5.4.10） 式中雷达体制衡量系数（ 2 K）取值为：测距器0.3，无角跟踪能力雷达0.5，圆锥扫瞄 184 雷达0.5，单脉冲雷达0.7，脉冲多普勒雷达0.8~1.0，并按下视能力强弱选值。 红外搜索跟踪装置的探测能力参数的计算公式与（5.4.10）式相同，只是 2 K取值改为： 单元件亮点式红外探测器0.3，多元固定式探测装置0.5，搜索跟踪装置0.7~0.9。如配有激 光测距器则 2 K值再增加0.05。例如，据报道米格-29飞机的红外搜索跟踪装置（IRST）发 现距离60km，搜索范围 o 120，采用多红外单元线列式敏感系统，因此 2 K取值0.75，估计 其发现概率为0.80， IR A 2 值为180。 至于目视探测能力与飞机风挡及座舱盖设计有很大关系，计算公式与（5.4.10）式一样， 但 2 K、 1 m及 2 m为1.0。目视可见距离一般为8 km，发现概率0.59~0.75，视场角在 o 160 ~ o 360 之间，视不同飞机而定。初步估计结果， 目 2 A的数值为：第二次世界大战时期战斗机视界不 好，一般为3.0个别用水泡式座舱盖的飞机约为6.4。F-5，F-111等飞机是5.2，F-4，F-104， 米格-23，米格-31为6.35，“狂风”（Torn-ado）为8.1，米格-29，“幻影”2000等为10.0， F-16，F-15为12.0。 飞行员操纵效能系数（ 1 ∈）与飞机座舱布局、操纵系统及显示装置等因素有关。取值 的原则为：第二次世界大战时期战斗机0.60，50年代战斗机用一般仪表及液压助力操纵系 统的0.70，有平视显示器的喷气战斗0.80，用电传操纵、有平显的0.85，用电传操纵、有平 显、下显、数据总线及双杆技术（HOTAS）的0.90。在这基础上更能发挥飞行员能力的设 计从0.90到1.0之间取值。如配备有同步的头盔瞄准具时， 1 ∈值加0.05。 作战飞机生存力系数（ 2 ∈）可用飞机的几何尺与雷达反射截面（RCS）为主要代表因 素。计算公式为 2 ∈＝ 0625.0 51510 ? ? ? ? ? ? ×× RCS全长翼长 （5.4.11） 翼展、全长（含空速管的长度）计算单位用m。RCS指迎头或尾后方位 o 120左右之内 的对应3 cm波长雷达的平均值，单位为m 2 。 战斗机留空时间与作战效能有很大关系。如只考虑空战格斗性能，这因素可不计算。但 留空时间长的飞机对综合作战能力的影响在实战情况下证明是十分明显的。特别是投掉副油 箱后只靠机内油的留空时间最有用。空中加油一次可延长的作战时间或作战半径也直接受机 185 内油量相对飞机重量的比值决定。原来这方法计算作战效能采用留空时间。现考虑到各种战 斗机的留空时间数据很缺乏，而飞机的机内油最大航程数据较易查找，所以改用下式计算航 程系数（ 3 ∈）。 3 ∈＝（机内油最大航程，km/1400） 25.0 （5.4.12） 电子对抗能力系数（ 4 ∈）比较难以确定。作战飞机上安装的电子对抗设备主要有全向 雷达警戒系统、消极干扰投放系统、红外导弹积极干扰器、电磁波积极干扰器、导弹临近告 警系统等。由于保密的原因，对各种作战飞机的电子对抗能力只能有个粗略的了解，难以作 出精确的量化估计。如要计算可按表5.4.5取值。 最后根据上述公式即可计算出一些战斗机的空对空作战能力指数 表 5.4.5 电子对抗能力系数 4 ∈ 序号 机载电子对抗设备 4 ∈ １ 全向雷达告警系统 1.05 ２ 全向告警系统＋消级干扰投放系统 1.10 ３ 同２＋红外及电磁波积极干扰器 1.15 ４ 同３＋导弹逼近告警系统、自动交连 1.20 （2）空对地作战能力指数 空对地作战能力指数分两部分组成，即航程指数和武器效能指数。两者相加得出总值 （D）。航程指数是当量航程的自然对数，武器效能指数是当量载弹量的自然对数。计算公 式为： D＝][（当量载弹量）当量航程）＋lnln( 4 ∈ （5.4.13） 4 ∈是电子对抗能力系数，取值见前面空对空作战能力指数计算。 当量航程与最大航程（R）、突防系数（ e P）、远程武器系数（ m R）、和导航能力系数 （ n P）有关，其计算公式如下： 当量航程＝ nme PRPR ××× （5.4.14） 186 式中最大航程可根据飞机性能取值。突防系数则与生存力系数（ 2 ∈）、装甲系数、突防 机动能力（用最大允许过载 maxy n代表）、突防最低高度（ 突 H）和突防速度（ 突 V）有关。 计算公式为： e P＝[0.25 2 ∈× +0.15 )9/10.0 maxy n（装甲系数＋×× +0.25 )1200/(25.0/100( 突突 ）＋VH ×× ] （5.4.15） 式中生存力系数（ 2 ∈）计算公式见公式（5.4.12）。 装甲系数取值的依据为：全机有装甲保护0.9~1.0；座舱有装甲、系统部分装甲保护0.7； 座椅前后、靠背有装甲0.5~0.6；没有装甲保护0.2。 （5.4.14）式中的远程武器系数是考虑使用“远”程武器，包括滑翔炸弹、巡航导弹等 因素而设立的。相当于延长攻击飞机的航程，所以放在当量航程项目内。计算公式为： m R＝[(武器射程/3) 1+×× nK 武 ] （5.4.16） 式中常数3相当于自由下落炸弹的平均射程（单位km）。常数加1是为了不挂远程武器 时不至于令 m R为零。 武 K是武器品种修正系数，取值准则为：普通炸弹0，滑翔炸弹0.5， 半主动制导弹，例如激光制导、无线电或电视指令制导导弹0.75，全主动、发射后不管的导 弹1.0。n是该类武器数量。如挂不同类型远程对地攻击武器，只选其中 m R值最大的一种 计算。 （5.4.14）式中的导航能力系数（ n P）按如下标准取值：机上只有无线电罗盘的0.5， 增设塔康战术导航或类似系统的0.6，如再增加多普勒导航系统为0.7，增加惯性导航系统的 增加0.1~0.15，增加卫星导航系统（GPS）的增加0.1~0.2。但 n P值最高超不过1.0。 对地攻击能力指数的另一部分是当量载弹量的自然对数。当量载弹量由最大载弹量 （ B W）和对地攻击效率系数（ a P）的乘积决定。公式为： 当量载弹量＝ aB PW × （5.4.17） 187 式中 B W值可根据飞机的重量特性决定。对地攻击效率系数与机上外挂架数量、使用的 武器精度系数及发现目标能力系数有关。挂架数量多少可决定飞机外挂武器品种的灵活性。 挂架数量愈多对地攻击的适应性加强，更能有效地攻击各种不同的目标。 a P的计算公式为： a P＝[0.2×挂架数量／15＋0.4×武器精度系数 ＋0.4×发现目标能力系数] （5.4.18） 式中武器精度系数取值准则为：导弹1.0，激光或电视自动制导武器0.9，无线电指令制 导武器0.7，普通炸弹0.5。如同时带不同品种武器则按最好的武器决定这系数。 发现目标能力系数取值准则为：目视寻找目标0.6，有激光测距器加0.1，有前视红外 （FLIR）或微光电视（LLTV）加0.1~0.15，只有对地攻击雷达，0.8~0.9。总的发现目标能 力系数不大于1.0。 对数法所得结果可用于评估双方空军实力，也可用于各种飞机效费比分析。如用来估算 两种战斗机空战损失比则可不考虑对地作战能力指数（D）和对空作战能力中的航程系数 （ 3 ε），得出的空战能力指数称为格斗空战能力指数。 计算机模拟及空战演练表明，现代空战很难保持4架飞机以上的编队作战。大机群相 遇很快会分解为双机对双机或最多4机对4机的空战。而且当飞机数量增加时，单机的空战 能力优势会减弱。一般来说，1对1空战的损失比接近于格斗空战能力指数的反比值。例如 飞机1的指数为5（ 1 C），飞机2的指数为3（C 2 ）。飞机2与飞机1空战的损失比接近于 21 : CC，即5：3或1.67:1。当参战飞机数量（n）增加，要修正格斗空战效能指数，设飞 机1的数量为 1 n，飞机2的数量为 2 n，平均参战飞机数量为n，即)( 21 nn +／2。x为飞机 数量对作战效能的修正幂数，n 等于1时x为2，n等于2时x为1，n等于3时x为0.9， n等于4时x为0.8。可根据每方参战飞机数量（4≤n）决定。设飞机1的格斗空战能力 指数 1 C比飞机2的格斗空战能力指数 2 C大，即飞机1比飞机2作战能力好。这样飞机2与 飞机1的空战损失比计算公式为： 损失比＝飞机2损失架数／飞机1损失架数＝ 1221 //)/( 21 CCnn xx （5.4.19） 例如飞机（1）的指数为13.6，飞机（2）的指数为 8.0，飞机（1）参加作战2架，飞 机（2）参加作战4架，n为3。这样， 1 x为1， 2 x为0.8，代入公式（5.4.19）得 188 飞机（2）：飞机（1）的损失比＝787.0 6.13 8 / 4 2 3 8.0 = ? ? ? ? ? ? 这就是说，飞机（2）的格斗空战性能虽然比飞机（1）差一些，但有数量上的优势，所 以用4架飞机（2）打2架飞机（1）的结果，损失比对飞机（2）有利。飞机（1）损失1 架，飞机（2）只损失0.8架左右。如果是1对1空战，上述空战损失比是1.7:1，即飞机（1） 损失1架，飞机（2）损失1.7。如果是2对2空战，飞机（1）的优势下降，用公式（5.4.19） 计算结果损失比降为1.3:1。 公式（5.4.19）是根据空战演练200多次的统计结果拟合而得。但这次演练没有使用中 程导弹。如有中程导弹因素，这公式可能要作适当修改，可惜目前尚缺乏这方面的统计资料。 在目前对数法的计算中尚缺乏空对海（潜）攻击能力的估算部分，需要在今后继续开展 研究探索工作。这部分估算得出的结果，可与空对地攻击能力指数按任务分配比例综合，也 可以完全代替空对地攻击指数（如果纯粹用于空对海或空对潜作战）。 用对数法计算的作战能力指数基本上根据作战飞机的性能数据，而且都处理为无量纲 值。这样就避免了带量纲数字在物理概念上不大好解释的困难，而且减少了主观因素。但实 际上仍有一些因素不能不用经验评分的方法来处理。例如操纵效能、雷达体制上的优劣、导 航能力判断等。特别是在现代战争中电子对抗手段对飞机作战效能影响极大。现在这个因素 只用一个系数 4 ε考虑。原因有两方面。一是电子对抗效能的评估十分复杂，需要专题研究。 而且它对地面雷达、各种利用电磁波的武器来说基本上是一个范畴的问题。如果能统一解决 了，对作战飞机效能的评估就可以引用。二是即使有一些电子对抗评估方法，具体数据也很 难找到。电子战是现代军事装备中最保密的部分。各国研究出来的电子干扰机、电子对抗手 段都只能用本国的电子设备来对抗演练和校核。真正作战时是否有效还很难说。所以在作战 飞机作战能力评估时一般先不考虑这问题。这并不表示对电子战威力的忽视或无知，而是目 前尚未有简易可行的估算方法和有关资料。 5.5多任务攻击机概念综合设计的基本原理 5.5.1引言 现代多任务攻击机（Multi-Task Attacker——MTA）是指对敌国土、要地防空系统具有 一定突防能力、能够深入敌纵深打击地面战术或战略目标的对地攻击机。历次现代局部战争 表明，MTA在夺取制空和制海权、近远距空中支援等方面起着非常重要的作用，因此各航 空发达国家一直十分重视MTA的研制与发展。为完成最终的对地攻击任务， MTA除了必 须装备一定数量的空对地导弹（攻击性机载武器）之外， MTA同时必须配备一定数量的防 御性机载系统（如多功能雷达、空对空防御导弹、无线电干扰系统、红外假目标、偶极子反 189 射器等），以提高其突防能力，显然，防御性机载系统性能越好，MTA的突防生存概率越大， 但同时影响MTA的研制、生产和维护费用，而且必须以增加防御性机载系统的质量为代价， 进而在给定起飞重量条件下将降低MTA许可有效装载的质量，降低每架MTA所能携带的 空对地导弹的枚数，不难看出 ，在给定起飞重量下，攻击性机载武器和防御性机载系统概 念构型设计参数只有在合理综合条件下才能使MTA的作战费用（对于完成给定的作战任务， 即为费效比）最小。 除此之外，MTA的概念战术设计参数对MTA作战费效比也有着类似的复杂耦合的影 响关系，下面举两例加以简要说明。（1）MTA进入敌防空系统作用区的纵深距离DA：随 着DA的增大，一方面将导致MTA在敌防空系统中的损失增加，另一方面将增加所需的 MTA航程，在给定起飞质量条件下必然导致有效装载的下降，这两方面均具有增加MTA作 战费效比的趋势；但同时随着DA的增加，将减小MTA机载空对地武器发射边界离地面目 标的距离和所需空对地武器的飞行距离，降低空对地武器起飞重量及几何尺寸，同时将提高 机载空对地武器在敌防空系统中的生存概率，显然这些因素均具有降低MTA作战费效比的 趋势。考虑到以上两方面的影响趋势，不难看出，在费效比最小为准则的MTA概念综合设 计时可以优化选择DA的大小。（2）MTA停泊机场到敌防空系统作用区边界的距离DB：随 着DB的增大，一方面在敌方对机场实施压制时MTA的易损性将下降，从而降低MTA在 机场的损失数，进而具有降低MTA作战费效比的趋势；但另一方面，随着DB的增加，所 需要MTA的航程将增加，从而降低了在给定起飞质量条件下MTA的有效装载，这样就具 有增加MTA作战费效比的趋势，因此与DA一样，在以完成作战任务总费效比最小为准则 的MTA概念综合设计时也可以优化选择DB的大小。由于在具体作战环境下，DA单值确 定了MTA机载空对地武器（如空对地导弹）所需飞行距离LA， 而DA和DB在给定起飞 重量条件下单值确定了MTA所需的航程LAB， 因此在MTA概念综合设计时可以优化选择 MTA的重要概念设计参数LA和LAB。至于其它概念设计参数之间也存在类似的内在相互 制约关系。 从以上简要分析可见，在概念设计阶段，概念设计（或概念战术设计）参数对MTA 作战费效比存在着复杂的相互牵连甚至相互矛盾的影响关系，据有关文献报道，虽然概念设 计阶段所需费用只占MTA研制生产与维护总经费的3%左右，但它的设计结果直接影响 MTA的生产、维护特性及最终综合作战效能效能水平（即作战费效比），这一设计阶段从某 种程度上讲对MTA的设计成败起着决定性的作用。因而，寻求合理的MTA概念设计方法 是现代飞机设计中的重要课题之一，本节以MTA为研究背景，给出了一种以作战费效比为 准则的概念综合设计的基本原理，为MTA的综合综合设计提供参考。 5.5.2 MTA概念综合设计任务的确立 设新型号MTA的设计目的是在给定作战环境下的一次性作战行动中击毁敌N A 个数量 的广义目标，需要优化确定MTA的各类概念设计和概念战术设计参数，使得在MTA的作 战生存期限内的研制、试验、生产和维护总费用最小（在完成给定作战任务时，相当于费效 190 比最小）。该设计思想可用下式描述： )V,U,D,G,Y,X(WMaxMin)X(W U ? V ? V Y ? Y G ? G X ? X D ? D ∫ ∈ ∈ ∈ ∈ ∈ ? = dF(U) (5.5.1) 式中W（X，Y，G，D，U，V）为MTA机群完成给定作战任务所需的的总研制、生 产、维护费用，考虑到所要研制的MTA不但具有对地攻击能力，而且应具有一定的突防能 力，W一般可用下式估算： W= = ∑ C )]CC(n)CC(nCC[NCCC WH DR P DRDR WH AP P APAR WH MTA P MTAMTA YZSY DR YZSY AR YZSY MTA +?++?++?+++ (5.5.2) 式中： WH MTA P MTA YZSY MTA CCC、、分别为MTA的研制试验费用、批生产单价、MTA在作战生存期限 内的维护单价； WH AR P AR YZSY AR CCC、、分别为机载空对地导弹的研制试验费用、批生产单价、维护单价； WH DR P DR YZSY DR CCC、、分别为机载空对空防御导弹的研制试验费用、批生产单价、维护单价； MTA N为完成给定对地作战任务所需的MTA机群起始飞机架数； AR n为一架MTA所携带空对地导弹的枚数； DR n为一架MTA所携带空对空防御导弹的枚数。 显然W是MTA的概念构型设计参数X、敌方各防御分系统（含地对地导弹、地对空 导弹、截击机等）的技术特性参数Y、MTA的概念战术设计参数D、敌方各防御分系统的 作战战术特性参数G、随机参数U(其分布函数为F（U）)、不确定参数V的函数，即W=W （X，Y，G，D，U，V），对于不同的设计要求，以上参数具有不同的范围和形式，下面仅 对典型的参数范围和形式作一简要说明。 MTA的概念构型设计参数集Ｘ，它包括以下两类： 1) MTA的结构性设计参数： —— 起飞质量G MTA0 ； ——机载防御性系统的组成及其重量特性：G FYS =G FYW +G LD +G GR 式中G FYW 为MTA机载防御武器质量（主要为空对空导弹）：G FYW =λ DR n G DR ,其中λ 为武器系统安装系数； DR n为机载空对空导弹枚数；G DR 为空对空导弹质量； G LD 为目标扫描—瞄准系统（机载雷达）质量：G LD =G LD (P MTALD , φ FY ×θ 191 FW ,T MTALD ),其中P MTALD 为MTA机载雷达的每赫兹发射功率；T MTALD 为MTA机载雷达扫描 角空间φ FY ×θ FW 所需时间； G GR 为MTA机载无线电干扰系统质量：G GR =G GR （P MTAGR （λ i ），L OJZ ，σ OJZ ，L JM ， J JM ），其中P MTAGR （λ i ）为MTA机载积极干扰系统在波段λ i 上的每赫兹干扰功率、L OJZ 为偶极子反射器数量、σ OJZ 为每束偶极子反射器有效雷达反射面积、L JM 为红外假目标数量、 J JM 为每个红外假目标的辐射强度； ——攻击性有效载荷质量G YX ：G YX = AR n G AR ，其中 AR n为机载空对地导弹的枚数； G AR 为空对地导弹单发质量。 2) MTA 的功能性参数： ——MTA 机载雷达目标截获距离D JH ； ——MTA机载无线电干扰系统的压制距离； ——空对空防御导弹的可发射区参数； ——空对地导弹的可发射区参数等 MTA的概念战术设计参数集D： ——MTA停泊机场到敌防空系统作用区边界的距离DB； ——MTA进入敌防空系统作用区的纵深距离DA； ——无线电对抗及空对空防御导弹的使用战术参数； ——MTA机群作战空间组织方式参数等。 敌方各防御分系统（含地对地导弹、地对空导弹、截击机等）的技术特性参数集Y： ——敌国土防空截击机截击技术特性参数； ——敌要地防空系统（敌对空导弹系统）技术特性参数； ——敌远距目标搜寻、截获及跟踪系统的技术特性参数等。 敌方各防御分系统的作战战术特性参数G： ——敌方对MTA停泊机场攻击时弹药（如地对地导弹等）的分配情况； ——敌截击机拦截MTA时所采用的攻击进入角等。 在MTA的概念设计阶段一般可认为敌防御系统的其它作战战术保持不变。 在作战过程中所涉及到的已知分布函数F（U）的随机参数U： ——战区地形分布； ——战区气候条件等 在作战过程中所涉及到的不确定参数V,在MTA 的概念设计过程中，为简化设计过程 一般可不考虑此因素。 5.5.3 MTA典型可选方案构成 在MTA概念设计阶段，一般可按吨位将MTA分为M MTA 个方案： {G MTA0 (j),j=1,2,…M MTA },其中G MTA0 (j)为第j个方案的MTA起飞质量。 192 对于每一个固定的起飞质量，又必须研究以下可选方案： 1) MTA携带空对地导弹进入敌防空系统作用区。此时，MTA概念综合设计将优化选择进入 敌防空系统作用区的纵深距离DA、MTA机载防御系统的组成和特性参数； 2) MTA携带防区外发射空对地导弹，MTA无须进入敌防空作用区，即可完成对敌地面目标 的攻击，此时MTA无须装备除目标扫描—瞄准系统（机载雷达）之外的防御系统。显然， 第二种方案是第一种方案的极限情况。 MTA停泊机场到敌防空系统作用区边界的距离DB是MTA另外一种重要的概念设计 参数。值得指出的是，进入敌防空系统作用区的纵深距离DA单值确定了机载空对地导弹所 需飞行距离；进入敌防空系统作用区的纵深距离DA和MTA停泊机场到敌防空系统作用区 边界的距离DB单值确定了所需MTA的航程，在固定起飞质量下，确定了所需的燃油质量 和可用有效装载。 机载防御系统典型可选方案主要包括防御系统不同的定性组成和各分系统技术参数 集： ——机载雷达：P MTALD , φ FY ×θ FW ,T MTALD ——机载干扰系统：P MTAGR （λ i ），L OJZ ，σ OJZ ，L JM ，J JM ——MTA机载防御武器： DR n，G DR 5.5.4 MTA概念综合设计典型模型系统的构成 为了合理选择MTA概念综合设计参数，使MTA具有好的综合作战效能，设计模型必 须反映MTA的整个战斗飞行过程，根据MTA的作战特点，其整个战斗飞行过程一般可分 为以下几个阶段： 1)MTA机群在机场的战斗准备阶段； 2)机群在给定空域的聚集； 3)MTA对敌防空系统突防； 4)MTA机载空对地导弹对敌防空系统突防； 5)MTA机载空对地导弹对地面目标的杀伤； 6)返航 由MTA概念综合设计的任务及MTA战斗飞行过程并利用大系统分解的概念，可得到 MTA概念综合设计模型系统构成结构图 (如图5.***)。 值得指出的是，模型中不包括机群在给定空域的聚集数学模型、MTA机载空对地导弹 对地面目标的杀伤数学模型（即靶场效能计算模型），因为它们分别只用于校核MTA的所 需航程、完成任务的所需靶场飞机数，具体说明可参见文献有关文献。 除此之外，因为讨论的是一次性作战行动，所以也无须建立返航数学模型。 5.5.5 典型MTA概念综合设计的基本算法 根据MTA概念综合设计模型及离散的MTA方案，可得到以下MTA概念综合设计的 193 基本算法： 1）由航程计算模型确定MTA有效装载G YX =G YX （DA，DB，G MTA0 ），计算时应考虑以下 两个飞行阶段： ——MTA满有效装载从机场飞行至机载空对地导弹发射边界； ——返航。 2）由空对地导弹计算模型确定空对地导弹起飞质量G AR =G AR （DA）；由统计数据确定空对 地导弹的飞行距离与其起飞质量的关系； 3）由空对地导弹在敌防空系统区内的损失评估模型确定所需的空对地导弹战斗基数 N ARZD =N ARZD （DA）. 4）由协调数学模型确定一架MTA所能携带的空对地导弹的枚数 AR n和完成任务所需的靶 场MTA的架数N MTABC =N MTABC （ AR n ,N ARZD , DR n ,X FY ）(X FY 为MTA其它防御系统特性参 数，具体情况参见第5.5.2节)。 5）由防空系统突防数学模型中敌国土防空截击机远距导引子数学模型确定MTA 在敌国土 防空系统作用区受敌截击机攻击的总次数N AT =N AT （DA，X FY ）（每攻击一次，截击机使用 单位广义杀伤单元）。此数学模型建立的主要理论基础是马尔可夫过程理论。 6）由防空系统突防数学模型中空战子数学模型确定MTA在对敌国土防空突防过程中的被 击毁概率Q MTA =Q MTA （ DR n，X FY ）。在此模型中将优化MTA的防御作战战术，以使Q MTA 最小； 7）确定MTA在对敌国土防空系统突防过程中被击毁架数 SS N?和从机场战斗起飞的MTA 的总架数N MTAQF ，如果认为截击机采用均匀分布的目标分配规律对MTA实施攻击，则有： =? SS N MTABCMTAQF NN ? = )}Q N N .1()Q1(.1{N MTA MTAQF AT ] N N [ MTAMTAQF MTAQFF AT ><??? （5.5.3） 式中[.]表示取数的整数部分，<.>表示取数的小数部分. 由式(5.5.3)通过迭代即可求出 SS N?和N MTAQF 。 8）由机场数学模型确定MTA机群在机场被击毁的架数 JCSS N? = JCSS N?（DB）。在此模型 中要考虑不同的MTA停泊机场方案（包括机场分布及每个机场所停泊的MTA 的架数等）， 本模型的主要理论基础是极大值原理。 9）由价格估算数学模型计算所讨论MTA方案的设计目标函数值（即MTA完成作战任务所 需的全生存周期作战费用W值，参见式5.5.3）。 10）在协调数学模型中构造下一个计算方案，并且返回到设计步骤1），重复设计步骤1）～ 194 ９），直到完成所有有限计算方案为止。 至于各数学模型的建立原理及其详细的输入输出情况参见有关文献． 通过比较各计算方案的Ｗ值，即可获得最优方案及其对应的典型优化设计参数值： z ＭＴＡ起飞质量 * 0MTA G； z ＭＴＡ停泊机场到敌防空系统作用区边界的距离DB * ； z ＭＴＡ进入敌防空系统作用区的纵深距离DA * ； z ＭＴＡ机载空对地导弹的起飞质量 * AR G和枚数 * AR n； z ＭＴＡ机载雷达特性参数：前、后半球对目标的截获距离 PXJP * JH |D 、、σ （目标雷达反射 面积为σ、目标正确截获概率为Ｐ、目标截获虚警概率为ＰXJ）； * FY φ× * FW θ、 * MTALD T； z ＭＴＡ机载无线电干扰系统特性参数：在波段λ i 上的每赫兹干扰功率P * MTAGR （λ i ）； z ＭＴＡ机载空对空防御导弹的起飞质量 * DR G和枚数 * DR n； z ＭＴＡ机载红外假目标数量 * JM L（每个红外假目标的辐射强度为J JM ）； z ＭＴＡ机载偶极子反射器数量 * OJZ L (每束偶极子反射器有效雷达反射面积为σ OJZ ).