深入揭批劣货阿三从“烈火-3”看印度导弹真实水平作者：kktt-世界军事论坛-军事论坛-世界论坛网（电脑版）

送交者: 2010年02月21日12:13:58 于 [世界军事论坛] 发送悄悄话

从“烈火-3”看印度导弹真实水平

本贴由【kktt】于2010-02-21 11:23:27发表。

2010年2月7日，印度进行了一次“烈火(Agni)-3”中程弹道导弹飞行试验，据印度国防部发布的新闻稿，此次试验取得了成功。2月10日，在这次“烈火”-3导弹试验的新闻发布会上，印度国防研究与发展组织（DRDO）负责人V. K. Saraswat和“烈火”导弹项目负责人Avinash Chander对印度媒体宣称，“烈火”-3导弹的精度和技术优于中国的DF-21和DF-25导弹（"accuracy and technology-wise better"）。两位印度专家的言论随即引发了印度媒体的集体欢呼。这一消息经中国媒体报道后，引起了一番不大不小的“风波”。2月11日，国防大学的张召忠少将在接受《环球时报》采访时表示，“中印两国导弹技术并不属于同一个重量级，印度“烈火-3”导弹从试验性能上来看可能与前苏联的SS-20及中国的“东风-21”差不多，但从稳定性和技术成熟度来看则相差很远。“烈火-3”还处在试验阶段，中国“东风-21”已服役10多年，都属于快退役的型号了。”另一名不愿透露姓名的中国军事专家说，“中国东风-21各型号导弹的打击精度平均在50米以内，不可能比“烈火-3”精度低。”而这一报道很快又被印度媒体转载。

不能不承认，印度的部分媒体和“专家”确实“嘴炮”天下无敌，最擅长凭空打嘴仗。印度的专家经常发表这类言论，至少有三个原因：1，为DRDO改善形象。众所周知，DRDO由于LCA战斗机、Arjun坦克等老大难项目而形象不佳，导弹项目（比如BraMos、Agni）就成为DRDO比较能拿得出手的少有的招牌。2，为后续项目争取经费。去年烈火-2导弹的连续两次试射失败使DRDO很难堪，难免影响到烈火-5等项目的经费，因此DRDO急需一次成功来证明自己的能力。3，“灭敌人威风，长自己志气”，为印度媒体非理性的民族主义情绪添油加醋。

咱们的老祖宗向来教诲的是“君子敏于事而慎于言”，军工是一个高度敏感的领域，即使是国庆阅兵中的武器装备，也只是公开了名称和外形，其具体性能是一概保密的。这在客观上也给了印度的“专家”和媒体造谣的空间，我们的专家和媒体则总是在事后“消毒”，但又囿于保密纪律无法说得太清楚。其实，按照西方的思维，实力是需要让对手知道才能起到威慑效果的。因此，“国之重器”不应该完全隐瞒，而要有选择性的公开一些。参照西方国家的普遍做法，战略武器的一些重要性能，比如射程、弹头威力是可以也应当公开的，真正需要保密的是部署时间、数量、地点、方式和战备状况。即使是公开的数据，也不一定是完全真实的，可以有选择性的夸大或缩小。真真假假、虚虚实实，既起到威慑作用，又不让敌人完全掌握实情。

孙子曰，知己知彼，百战不殆。既然印度政客和媒体反复多次公开声称烈火3和未来的烈火5是为中国“量身订做”的，甚至还有印度退役将领声称可以在中印发生战争时对中国首先进行核打击，我们就不能不认真的考察一下印度导弹的真实水平，以评估其未来对我国的威胁，并做好应对措施。

1，基本参数

印度媒体和网站对烈火3导弹的报道相互矛盾之处甚多，必须仔细加以鉴别，去伪存真。首先是导弹的外形，普遍的说法是直径2米，长17米。2米直径应该是继承自PSLV运载火箭的三级发动机，而17米的长度是有问题的，笔者对印度官方发布的烈火3照片的测量结果如下：该导弹长约16.3米，其中一级发动机长约8.2米（包括级间段长约8.8米），二级长约3.1米，仪器舱长约0.8米。弹头长约3.6米，底部直径约1.5米，半锥角约10度。导弹的起飞重量也说法不一，大致在48~50吨，弹头1.5吨。与世界上其他国家的固体中程弹道导弹（MRBM）比较，烈火3的体积和重量都是最大的，甚至超过了某些液体MRBM、固体中远程导弹（IRBM）和固体洲际导弹（ICBM）。导弹不是越大越重越好，体积和重量巨大意味着机动能能力的降低。

印度媒体公布的烈火3飞行试验过程示意图

2，飞行弹道模拟

印度官方给出的烈火3的射程是3500 km，某些网站上甚至给出了3500~5000 km的吹水值。根据印度媒体的报道，烈火3一级发动机将导弹加速到1.5km/s，在35 km高度与二级分离，二级关机高度为250 km，弹道最高点350 km，全程飞行时间约800 s。笔者根据上述数据对烈火3的飞行试验进行了模拟计算，结果如下图。

烈火3飞行试验弹道模拟，红色和蓝色部分分别为一、二级发动机工作段，绿色部分为被动段，虚线为大气层高度(80 km)

从模拟结果来看，关机速度为4.55 km/s，飞行试验的射程约为2740 km。如果按最小能量弹道计算，此关机速度对应的最大射程约为3100 km，远低于3500 km的官方数据。不过笔者也怀疑印度媒体的报道并不准确。250 km的关机高度意味着二级发动机工作时间长达200s以上，显然不太合乎常理。不过仅从被动段弹道分析也可以得出结论，烈火3导弹的关机速度肯定小于 3500 km射程所需要的5 km/s。假设150km的合理关机高度进行的模拟计算表明，关机速度大约为4.7 km/s，对应的最大射程约为3200 km。不过，假如烈火3未来的改进型能够如印度媒体所说减小二级发动机约450 kg的结构重量，达到3500 km的射程还是可能的。

3，导弹投掷能力

可以用发射重量/投掷重量比──射程的关系来衡量导弹的投掷能力。一般而言，同等技术水平的导弹，发射重量/投掷重量比越大则关机速度越大，因此射程越远。而同样发射重量/投掷重量比的导弹，射程越远就意味着导弹的投掷能力越高。下面列出各国的一些MRBM和IRBM主要性能：

型号	发动机	发射重量/t	投掷重量/t	射程/km	弹头当量/kt	CEP/km	首飞时间
印度 Agni-2	两级固体	16	1.0	2000	15?	?	1999
印度 Agni-3	两级固体	48~50	1.5	3200	200?	?	2006
印度 Agni-5	三级固体	51?	1.5?	5000	200?	?	2011?
以色列 Jericho-2	两级固体	26	1	2800	?	?	1987
巴基斯坦 Shaheen-2	两级固体	25	1.05	2000	15?	?	2004
伊朗 Sejil-2	两级固体	26	1	2000	?	?	2009
朝鲜 Rodong-2	单级液体	25	1	2000	?	?	2006
中国 DF-3	单级液体	64.7	1.9	3250	3000	2.5	1966
苏联 SS-4	单级液体	42.2	1.63	2080	2300	5	1957
中国 JL-1/DF-21	两级固体	16	0.6	2500	700	1.5	1981/85
中国 DF-21A	两级固体	16	0.6	3200	700	0.5	1992
苏联 SS-N-6	两级固体	14.2	0.65	2500	1000	1.9	1965
苏联 SS-14	两级固体	16.2	0.54	2500	1000	0.9	1965
法国 M20	两级固体	21.4	0.7	3000	1200	0.8	1974
法国 S3	两级固体	25.8	0.7	3500	1200	0.8	1976
美国 Polaris A1	两级固体	13.1	0.5	1800	600	3.7	1959
美国 Polaris A2	两级固体	14.7	0.5	2800	1200	3.7	1960
美国/英国 Polaris A3	两级固体	16.2	0.8	4600	3×200	0.9	1962
美国 Poseidon C3	两级固体	29.5	1.5	4600	10×100	0.46	1968
中国 DF-4	两级液体	82	2.2	4900	3000	2.5	1969
苏联 SS-5	两级液体	86.3	2.16	4500	2300	1.25	1960
苏联 SS-20	两级固体	37.0	1.74	5000	3×150	0.55	1974
法国 M4A	三级固体	36	1.8	4000	6×150	0.5	1980
法国 M4B	三级固体	36	1.6	5000	6×150	0.5	1986

各国MRBM和IRBM性能对比。横坐标：发射重量/投掷重量，纵坐标：射程（km）。蓝方块：固体导弹，红三角：液体导弹，黄菱形：印度的“烈火”系列导弹。

从上述图表可以看出，烈火3达到了各国第一代固体MRBM的投掷能力，与中国的第一代液体MRBM DF-3和第一代固体MRBM DF-21基本相当，低于中国的第二代固体MRBM DF-21A，而所谓“与SS-20相当”则明显不符合事实。即使是未来的烈火5，性能也与美苏法的固体IRBM相差甚远，只比苏联和中国的第一代液体IRBM稍好。

4，发动机性能评估

在不考虑重力速度损失和气动阻力速度损失的情况下，根据齐氏公式，导弹的投掷能力（速度增量）主要取决于三个因素：发动机质量比、推进剂比冲、其他结构重量。前两个值越高、第三个值越低，则速度增量越大。

4.1 发动机壳体

按照印度媒体的报道，烈火3一级发动机装药约30吨，二级装药约9吨，壳体材料是马氏体时效钢。马氏体时效钢是一种高合金超高强度钢，常被选作制造固体发动机壳体的材料。超高强度钢是最早采用的一种固体发动机壳体材料，与复合材料相比，其屈服强度/质量比不高，但成本较低，加工简单，因此仍被广泛用作下面级固体发动机壳体。据报道，位于海德拉巴的印度国有Midhani钢铁公司可以生产屈服强度250psi级(1720 Mpa)的马氏体时效钢，已用于印度PSLV运载火箭火箭的一级固体发动机壳体。由于马氏体时效钢中含有较多（8~9%）的贵金属钴，成本较高，我国一般不采用这种材料，自行研制了性能相当而成本较低的低合金406钢（用于JL-1/DF-21）、D406A钢（用于DF-31系列）。而在上面级发动机中，我国的型号已经普遍采用了复合材料壳体，如玻璃钢、芳纶纤维、碳纤维，壳体材料也基本实现了国产化。由于烈火3采用了金属材料壳体，其发动机质量比较低，这是造成其装药/起飞质量比（~39/50=0.78）低的主要原因。作为比较，我国40年前研制的DF-3导弹的装药/起飞质量比就已经达到了0.914。参照采用金属材料壳体的PSLV运载火箭火箭一级固体发动机，烈火3的两级发动机质量比可能只有0.82~0.83，远低于我国的金属材料壳体发动机（如DF-31一级质量比达到0.88）。PSLV运载火箭的三级固体发动机采用Kevlar-49壳体材料，装药7.58 t，质量比为0.866。而我国采用复合材料壳体的发动机质量比要高得多，如90年代初研制的长征二号E远地点发动机EPKM采用玻璃钢壳体，装药5.4 t，质量比为0.907；DF-21A二级发动机采用玻璃钢壳体，装药3.7 t，质量比为0.893；DF-31A二级发动机采用F-12芳纶纤维壳体，装药约8 t，质量比为0.904。何况印度本国无法生产Kevlar-49纤维，所需材料完全依赖进口，这可能是烈火3二级发动机不得不仍然采用金属材料壳体的原因。而我国的宇航级高强度芳纶纤维和碳纤维都已经形成小批量生产能力，可基本满足国内型号需求，正逐步扩大生产能力并提高性能。

4.2 推进剂性能

烈火3应该与PSLV运载火箭、GSLV火箭助推器一样采用HTPB中能推进剂，一级海平面比冲为229~237，比我国和美、俄等国类似尺寸的HTPB下面级发动机比冲都要低（243~255），更不要说和NEPE和HTPB+HMX这些高能推进剂相比了。推进剂实测比冲不仅与其理论比冲有关，还与燃烧室压强和喷管设计有关。一般而言，燃烧室压强越大，实际比冲越高。可见，印度的固体发动机燃烧室压强较低，这同样说明了其较低的壳体材料性能和加工水平。

4.3 发动机推力

发动机燃烧室压强低还会导致发动机的推力低。发动机推力大，则加速较快，主动段时间减小，重力速度损失减小。尽管由于低空时加速变快，气动阻力造成的速度损失增加，但对于中程导弹和洲际导弹，重力速度损失远大于气动阻力速度损失，因此总是追求更大的发动机推力和起飞推重比。此外，主动段时间减小还对突防有利。但是发动机推力也不能随意增大，除了受到发动机燃烧室压强和推进剂燃速的限制外，还对整个导弹的结构设计造成影响。当发动机推力增加，一方面导弹的轴向过载增大，另一方面主动段工作时间减小，弹道转弯速率加大，导弹攻角及横向过载增大，因此与轴向过载和横向过载有关的结构都需要加强，在材料性能给定的条件下有可能需要增加结构重量。总之，只有壳体和结构材料性能高、加工工艺好、载荷设计合理，才能实现较大的发动机推力。
美苏等国导弹的推重比大致为（P0x为x级开始工作时的推重比）：
单级液体导弹：P0=1.67~1.82；
两级液体导弹：P01=1.33~1.82，P02=1.11~1.43；
两级固体导弹：P01=2~2.5，P02=3.3~5；
三级固体导弹：P01=2~2.5，P02=3.3~5，P03=6.6~5。
我国的导弹型号也基本在这个范围，而法国研制中的新型潜地洲际导弹M51的起飞推重比更是达到了惊人的3.2（180 t/56 t）。
笔者在网上找到了一段DRDO发布的烈火3第四次试射的录像（http://www.youtube.com/watch?v=WqkmDUOiFCs
）。从导弹起飞段推算，烈火3的起飞加速度约为0.4~0.5 g，即起飞推重比只有约1.4~1.5，30吨装药的一级发动机海平面推力还不到75吨，明显偏低。而根据公开报道，我国研制中的35吨装药运载火箭固体助推器推力可达120吨，军用发动机型号的推重比还要更高。这也再次说明了印度的固体发动机性能明显低于我国。

4.4 发动机其他性能

当给定燃烧室压力和推进剂燃速时，固体发动机的四个参数（推力、直径、长细比、推重比）相互制约，以速度增量为优化目标函数时，可以确定各级发动机最佳装药长细比：g1=4~5, g2=2.5~3.5, g3=1.5~2.5。因此，陆基多级固体导弹的上面级常比下面级直径小。烈火3导弹的二级发动机长细比只有1.55，明显不合理，这也影响了发动机的性能。根据印度媒体的报道，烈火3的两级发动机都采用了柔性摆动喷管。我国的DF-31导弹发动机首次采用了柔性摆动喷管，而更先进的JL-2导弹的三级发动机已经采用了可抛式双级延伸喷管，比烈火3的水平高得多。

按照印度媒体的说法，ISRO是纯民用的，因此DRDO有自己独立的固体发动机生产线。军民结合是各国（包括我国）固体发动机研发的普遍规律，但印度似乎是个例外：民用的发动机水平不高，军用的居然性能更低。不知道这是由于部门利益的阻碍，还是出于“爱好和平”的目的。

顺便指出，按照印度媒体的报道，烈火5只比烈火3重1吨，这实际上违反了导弹设计的基本常识。根据固体导弹设计的一般规律（有兴趣的网友可以去参考相关专业教科书），多级导弹的各级发动机工作质量比（本级燃尽时和开始工作时的质量比）基本相同。对于烈火3和烈火5，这一数值大约是20/50=0.4（一级数据）。按照笔者的估算，烈火5应该比烈火3重大约3吨。不过考虑到烈火5可能会对下面两级发动机进行减重（采用复合材料壳体等），因此在上表中我们暂时采用51吨的数据。

5，结构设计

烈火3采用了级间热分离方式，即上面级先点火，当推力达到一定大小后再与下面级分离。级间段设计成长1.1米的杆系结构，便于分离时燃气排出，采用爆炸螺栓分离。热分离方式结构简单，易于设计、加工，但对上面级的燃料有一定损失，常用于早期的多级导弹。
在导弹姿态控制系统设计中，对弹性振动也必须保持稳定，即导弹在飞行过程中由于外力干扰出现弹性振动时能迅速地被抑制，不致愈振愈烈，造成弹体结构的破坏。为保持弹性振动的稳定，从姿态控制系统设计观点来看，希望弹性振动频率高一些，离导弹飞行姿态变化的正常工作频率远一些。而弹体弹性振动频率主要与结构刚度有关，构件在受一定外力条件下变形量愈小其刚度愈大，结构刚度愈大振动频率也愈高。构件刚度的大小与构件材料刚度性能、构件的形式、构件所用材料多少有关，级间分离机构采用爆炸螺栓的整体结构的刚度要比采用爆炸索的结构刚度低。这是杆系结构级间段的固有缺点，因此先进的固体导弹级间段一般都采用半硬壳式结构，爆炸索分离。

6，制导与命中精度

烈火3采用环形激光陀螺捷联式惯导。据印度媒体报道，其第四次飞行试验中首次使用了自行研制的环形激光陀螺（此报道的真实性同样值得怀疑），而之前的三次试验使用的陀螺是从美国Northrop-Grumman公司和Honeywell公司购买的。笔者不禁感慨，连中程导弹用的高精度惯导设备印度都能买到，美国人的所谓反扩散措施岂不是形同虚设？要知道，根据我国《导弹及相关物项和技术出口管制清单》，额定漂移率小于0.5度/小时的陀螺仪和比例误差小于0.25%的加速度表就属于出口受管制的物品。而印度的国产惯导水平是相当低的，正因为无法生产高精度的传统机械平台式惯导，才改用捷联式惯导。如果印度国产的惯导设备不堪用，一旦美国停止向印度出口这些实质上的违禁品，“烈火”岂不就成了烧火棍？而我国的所有战略导弹上使用的惯导设备都全部是国产的，尽管精度比美国的顶级产品要差一些，但完全独立自主、可靠实用，不会受制于人。惯导设备这样的高精尖硬件，体现的是全面的基础工业能力（设计、材料、加工、检测等等），是不能投机取巧的。
烈火3的命中精度是印度专家津津乐道的一个指标，根据他们的“感觉”，烈火3的精度要高于中国DF-21和DF-25。不过他们同时拒绝披露烈火3命中精度的数值。印度专家们显然没有注意去年我国的国庆阅兵中已经公开所谓DF-25其实是DF-21C。对于执行核打击任务的DF-21和DF-21A来说，由于其弹头是百万吨级当量，以1 km左右的CEP打击城市一类的面目标已经是绰绰有余，再加以提高并没有实用价值，且与美苏法等国的类似型号相当。而对于执行常规打击任务的DF-21C，采用了全程制导（惯导+星光定位+雷达图像匹配末制导），命中精度已达到CEP<50m，与美国的Pershing II相当。至于烈火3的精度，由于印度官方没有公开数据，我们只能加以推测。据印度媒体报道，其关机速度误差为0.1 m/s量级。假设这个数据是真实的，在3000 km射程上对应的纵向偏差约为150 m。但是，我们不知道这个关机速度误差是遥外测数据差的实测值，还是设计指标值。一般来说，外测设备的测量误差应该比被测量值小一个量级，印度的航天测量设备能否达到速度测量精度0.01 m/s是很值得怀疑的。毕竟，目前美国人将GPS的P码用于靶场外弹道测量后，其外测的速度精度才达到0.01 m/s左右。
影响弹头命中精度的因素还有再入气动效应造成的随机偏差。一般而言，弹头越大、再入速度越低，此偏差越大。美国60年代研制的洲际导弹上使用的小型化再入载具Mk12底部直径53.3 cm，长183 cm，再入气动效应造成的随机偏差况且有270 m。对于烈火3这样再入速度慢，体积巨大的弹头，此偏差不太可能小于300m。
不过最令人感到惊奇的是，在DRDO公布的第四次飞行试验录像中，烈火3导弹的实测弹道与设计弹道居然出现了肉眼都可以看得出来的偏差！笔者只能说，烈火3的命中精度实在是个谜团。

红色的实测弹道明显偏离白色的设计弹道

7，弹头性能

印度官方宣称，烈火3能够携带200 kt当量的热核弹头。然而，从1998年印度核试验的地震波监测结果来看，印度从未进行过200 kt当量的热核武器全当量试验。甚至于印度是否掌握了氢弹设计技术都是一个非常值得怀疑的问题。正因为印度官方在核能力上的公开宣示一贯虚张声势、浮夸造价，美国核武器专家T. Reed和D. Stillman在《Nuclear Express》一书中直斥其为骗子(fakir and faker)。
印度媒体还宣称，这个200 kt当量的热核装置重量小于450 kg，甚至有250 kg的报道。我们知道，美国经过上百次核试验，才从最初的氢弹进化到当量200~400 kt，重185 kg的小型化核弹头W50（用于Pershing导弹）。印度居然可以不经过核试验就掌握这样的技术？况且，就算印度的热核弹头真的有如此轻小，烈火3的弹头为何又如此的大呢（体积约2.5立方米）？一个简单却合理的解释是，印度的核武器设计非常初级，只是一个内爆法的钚原子弹，体积巨大，直径在半米以上，可能只相当于我们的DF-2弹头水平，与美苏中法等国的百万吨级当量热核弹头性能相差甚远。

8，发射方式

烈火3导弹由于质量太大，比世界上最重的陆基机动导弹──俄罗斯的白杨M还要重，实在无法装载在公路机动发射车上，不得不采用所谓的“铁路机动”发射方式。从网上的这段录像（http://www.youtube.com/watch?v=8BgRvZLL8Qs）中可以看到，烈火3导弹飞行试验准备的大致流程是：在技术阵地测试好导弹─吊装到导弹发射车上─转运到发射阵地─射前准备─发射。烈火3导弹的所谓“铁路机动发射车”，只是一个非常简易的发射装置，更像一个轨道式转运车。有人开玩笑说，按照印度的标准，我们的CZ-2F火箭也可以算是“铁路机动发射”了。

印度独创的公路-铁路混合机动发射方式

在普通铁轨路基上千斤顶如何支撑？底盘如何调平？

尤其搞笑的是，试验中一些设备居然由一辆卡车装载到现场与轨道发射车对接。难道印度的卡车也可以在铁路上行驶吗？而且这个轨道发射车发射前居然需要千斤顶来支撑，地面还要临时设置排焰道。这意味着在普通铁轨路基上是根本无法进行底盘调水平的，导弹如何发射？况且，烈火3的弹体裸露，弹上设备能否经受日晒雨淋？
世界上唯一服役过的铁路机动发射导弹武器系统──苏联的SS-24由一列发射列车作为一个作战单元，列车一般由6~8节车厢组成，其中2节车厢各装一发导弹，电源车车厢、测控车车厢、指挥通讯车车厢各1节，其余为人员生活车。列车平时停放在导弹基地的车库内或支线、专用线上，战时可作长距离的机动转移，在铁路上的任一点实施发射。弹道导弹的铁路机动发射还需要解决平台快速定位定向、发射车底底盘自动校水平、列车行进间对导弹进行测试检查及射前准备工作、导弹发射时发射车底盘后座力的传导等一系列问题。难道这些问题印度都解决了吗？

通过上述几个方面的考察，相信读者不难对印度导弹的真实水平得出自己的结论。

0%(0)