| ·导弹： | 依靠自身动力装置推进、载有战斗部的无人驾驶可控飞行器。 |
| ·战术导弹： | 用于打击敌方战役、战术目标的导弹。 |
| ·有翼导弹： | 主要由翼面升力控制飞行轨迹的导弹。 |
| ·机载导弹： | 从飞机或直升机上发射，用于攻击空中或地面(包括水面、水下)目标的导弹。 |
| ·空空导弹武器系统： | 由载机、机载火控系统、空空导弹及其发射装置和保障设备等组成的武器系统。 |
| ·空空导弹： | 从飞机或直升机上发射，用于攻击空中目标的导弹。 |
| ·近距格斗型空空导弹： | 能在目视(弹载设备探测)距离内，对高速、大机动飞行目标进行攻击的空空导弹 |
| ·拦射型空空导弹： | 能在中、远距(超视距)，并能从目标前半球进行发射攻击的空空导弹。 |
| ·发射后不管空空导弹： | 发射后不依赖或较少依赖载机而自行导向目标的空空导弹。 |
| ·战斗弹： | 又称“实弹”。按系统规范／战术技术指标配置，可供作战使用的导弹。 |
| ·训练弹： | 由空空导弹导引头和脐带线缆、有关舱段的模拟件，及数据采集、传输和记录设备(可能放
在机上)组成，用于训练作战操作的专用导弹。 |
| ·典型目标： | 空空导弹武器系统战术技术指标中所确定的具有代表性的作战对象(威胁)。 |
| ·目标特性： | 作为空空导弹武器系统作战对象(威胁)的有关特性，如几何特性、运动特性、辐射或反射
特性、攻防特性和易损性等。 |
| ·目标易损性： | 空战中，目标被发现和受到空空导弹攻击后被毁伤的难易程度。包括战术易损性(被探测
可能性)和结构易损性(击中后被毁伤的可能性)。 |
| ·多目标攻击能力： | 一架载机能远距离捕获、跟踪和显示多目标，并能同时对所携带的多发导弹进行控制、发
射和制导，使之分头攻击所分配目标的能力。 |
| ·全向攻击： | 载机携带空空导弹在通过目标的任一攻击平面内的360o范围内，对目标实施的攻击。 |
| ·前半球攻击： | 载机携带空空导弹在通过目标的任一攻击平面内，从目标前方±90o范围内对目标实施的
攻击。 |
| ·后半球攻击： | 载机携带空空导弹在通过目标的任一攻击平面内，从目标尾后±90o范围内对目标实施的
攻击。 |
| ·尾追攻击： | 载机携带空空导弹自目标尾后约±60o锥角范围内对目标实施的追踪攻击。 |
| ·拦截攻击： | 又称“前置碰撞攻击”。载机携带空空导弹从目标前半球或侧向以恒定的直线航向，向预
定的弹目交会点飞行并发射空空导弹的攻击方式。 |
| ·侧向攻击： | 载机携带空空导弹从目标侧方(约90o±30o)对目标实施的攻击。 |
| ·下视下射能力： | 雷达型空空导弹在强地／海面杂波条件下，对飞行高度低于载机的目标的探测和攻击能
力。 |
| ·先视先射： | 先敌发现目标，先敌发射空空导弹(一般指中、远距空空导弹)在敌还击线之外歼敌的作战
方式。 |
| ·F级： | 空空导弹与目标遭遇时刻，载机与目标之间的距离。 |
| ·机身悬挂： | 机载导弹半埋或全埋地挂装于机身内的一种悬挂方式。包括机身下挂和侧挂。 |
| ·机翼悬挂： | 机载导弹挂装在载机机翼的一种悬挂方式。包括翼下挂装、翼尖挂装(一般为侧挂)和翼
上挂装。 |
| ·导轨式发射： | 机载导弹沿发射装置的导轨滑行离轨的发射方式。包括长轨发射和短轨发射。 |
| ·弹射式发射： | 机载导弹利用弹射发射装置的弹射机构将导弹弹离载机，然后点燃发动机的发射方式。 |
| ·应急发射： | 载机在应急情况下，不按正常程序发射导弹，而直接点燃导弹发动机让导弹立即离机的一
种紧急发射方法。 |
| ·投弃： | 又称“应急投放”。通过释放发射装置使发射装置连同机载导弹一起与载机分离。 |
| ·挂飞： | 机载导弹挂装在载机上，随载机在地面滑跑和空中飞行的状态。 |
| ·休眠挂飞： | 在按下发射准备按钮，载机给导弹供电进入发射准备状态以前的挂飞状态。 |
| ·机弹干扰： | 导弹挂飞和发射时，飞机流场与导弹流场之间的相互干扰现象。 |
| ·脐带线缆： | 由导线束和／或导管组成的导弹与发射装置间的电、气连接线缆。导弹离机时，通过其快
速拆卸接头该线缆能快速与导弹分离。 |
| ·机弹接口： | 机载导弹与载机及其发射装置问的电气接口、射频接口和机械接口。 |
| ·导引方法： | 直接或间接确定导弹在飞向目标过程中速度矢量变化规律的方法。它表征导弹和目标间
的运动学关系。 |
| ·导引规律： | 对应于确定的导引方法，导弹所需控制量(如前置角，需用过载等)的变化的规律。 |
| ·追踪法： | 在制导过程中，导弹的速度矢量始终指向目标的导引方法。 |
| ·前置角法： | 在制导过程中，导弹的速度矢量始终指向目标前方的前置点的导引方法，包括常值前置角
法和变前置角法。 |
| ·比例导引法： | 在制导过程中，导弹速度矢量的角速度与视线角速度成比例的导引方法。 |
| ·扩展比例导引法： | 考虑了目标加速度运动的比例导引法。 |
| ·预测导引法： | 导弹根据目标的机动情况不断预测拦截交会点，并使自身的速度矢量随时指向该交会点
的导引方法。 |
| ·制导： | 按给定的导引规律和各种约束条件，控制和导引导弹飞向目标的过程。 |
| ·气动力面控制： | 利用气动力控制面在气流中偏转产生所需的控制力实现对导弹的飞行控制。. |
| ·推力矢量控制： | 通过改变推力方向产生控制力实现对导弹的飞行控制。 |
| ·自旋导弹的单通道控制： | 一对可伸缩(或偏转)的控制面，在导弹自转过程中产生导弹机动所需的法向力的控制方
法。 |
| ·倾斜转弯控制： | 通过控制导弹绕其纵轴的转动，使其最大升力平面转到导弹所需的机动平面，然后产生所
需法向力的控制方法。 |
| ·发射程序： | 发射导弹全过程(自按下“发射准备按钮”至导弹离机)的工作步骤和顺序。包括发射准备-
的可逆过程和按下发射按钮后的不可逆过程。 |
| ·离轴捕获跟踪目标： | 又称“离轴瞄准”。在导弹的位标器轴偏离弹轴的情况下对目标进行捕获和跟踪。 |
| ·雷达随动： | 红外导引头利用机载雷达提供的目标方位信息进行离轴捕获目标的一种工作方式。 |
| ·头盔随动： | 红外导引头利用头盔瞄准具提供的目标方位信息进行离轴捕获目标的一种工作方式。 |
| ·导弹发射准备： | 按下“导弹发射准备按扭”，导弹从休眠状态转变到待发状态的可逆过程。 |
| ·导引头调谐： | 半主动雷达导引头接收机，在发射前对制导雷达发射机频率进行的快速机械调谐和电调
谐。 |
| ·导弹挂机测试： | 由载机火控计算机控制自动顺次对各挂点导弹进行的测试。 |
| ·电源转换： | 按下“导弹发射按钮”后，弹上电源被启动，待其达到规定状态后，接通发动机点火电源。
导弹离机后，导弹转换到弹上电：源供电。 |
| ·前(后)置离轴发射： | 在位标器离轴跟踪目标条件下发射导弹时，根据导弹离轨时速度矢量是指向目标运动前
方或是后方，分别称为前置和后置离轴发射。 |
| ·安全分离： | 导弹从载机分离时，对载机、发射装置和其它外挂物不产生损坏、碰撞或不允许的有害影
响的分离。 |
| ·合格分离： | 导弹从载机上分离时，既满足安全分离的要求，又满足自身的制导、控制和弹道要求的分
离。 |
| ·滞留： | 发射指令给出后，在规定时间内导弹未能从发射装置分离的现象。 |
| ·导弹飞行段： | 空空导弹离机后的飞行过程。一般包括：无控(归零)段、控制段、失控段和遭遇段。按发
6
动机工作状态又可分为主动段和被动段。 |
| ·弹体： | 装配好的、容纳导弹各分系统的结构和气动力组合件。 |
| ·弹翼： | 导弹产生法向力的主要翼面。 |
| ·控制面： | 在气流(空气流或发动机燃气流)中偏转以控制导弹飞行方向的舵面或弹翼(旋转弹翼式
导弹)。 |
| ·导弹气动布局： | 又称“导弹气动外形”。翼面的外形、数量及其在弹身上的配置方式。 |
| ·正常方式布局： | 控制面布置在弹翼之后的气动布局。 |
| ·鸭式布局： | 控制面布置在弹翼之前的气动布局。鸭式布局的控制面简称鸭翼。 |
| ·双鸭式布局： | 鸭翼前串列-固定反安定面的鸭式气动布局。 |
| ·旋转弹翼式布局： | 由尾翼和位于导弹重心附近的可偏转的弹翼组成的气动布局。 |
| ·无尾式布局： | 控制面布置在弹翼后缘的气动布局，是正常式布局的变型。 |
| ·无翼式布局： | 弹体尾段有安定面而无弹翼的气动布局。一般用于推力矢量控制的导弹。 |
| ·气动陀螺舵： | 安装在导弹尾翼翼梢后缘。带有靠迎风气流驱动的转子的副翼。当导弹存在滚转运动
时，高速转子产生的陀螺力矩使副翼偏转，产生与导弹滚转角速度方向相反的气动阻尼力矩。 |
| ·拐翼： | 前缘(或／和后缘)为折线的翼面。 |
| ·边条翼： | 是指一种特定混合平面形状的翼面。由前翼(边条)和后翼(基本翼)组成。前翼为大后掠
角的细长三角翼，后翼为中等展弦比、中等后掠角的切尖三角翼。 |
| ·双三角翼： | 在边条翼中，当基本翼的前缘后掠角大于55o时，这种混合翼称双三角翼。 |
| ·格栅翼： | 又称“栅翼”或“网状翼”。由框架、框架内按不同角度安装的薄平板格栅以及接头组成的
翼面。 |
| ·旋转尾翼： | 可绕导弹纵轴旋转的尾翼。可以有效地克服或降低导弹由不对称洗流引起的流转力矩。
一般用于鸭式布局的导弹。 |
| ·导弹气动载荷： | 作用于导弹上的空气动力。机载导弹的气动载荷分为挂飞载荷和自主飞行载荷。 |
| ·气动耦合： | 导弹在俯机、偏航和滚转运动时，三个方向上气动力之间的相互干扰作用。 |
| ·气动阻尼： | 导弹在飞行中绕重心转动时，由角速度引起的气动力矩对导弹转动运动的阻尼作用的现
象。 |
| ·结构完整性： | 导弹结构满足强度、耐久性、损伤容限和气动弹性等结构性能要求的能力。 |
| ·耐久性： | 在规定期限内，导弹结构耐受破裂(包括应力腐蚀和氢诱发的破裂)、锈蚀、热剥离、分层、
磨损和外物损伤效应的能力。 |
| ·损伤容限： | 在规定的不维修使用期限内，弹体结构容许存在裂痕、裂纹和其它损伤而不破坏的能力。 |
| ·使用高度： | 对确定的目标，导弹能发挥其作战性能的飞行的高度。 |
| ·导弹稳定性： | 去掉外干扰后导弹恢复原来运动状态的能力。 |
| ·导弹机动性： | 导弹在一定时间内改变其飞行速度的大小和方向的能力。 |
| ·导弹操纵性： | 在控制作用下导弹在一定时间内改变其运动状态的能力。 |
| ·操纵效能： | 又称“操纵效率”。导弹控制面偏转单位角度，所产生的操纵力矩系数。 |
| ·允许发射条件： | 保证导弹正常发射并能对目标进行正常攻击的条件。 |
| ·允许发射区： | 目标周围的一个空间范围，在该范围内发射导弹，能以规定的概率杀伤目标。 |
| ·不可逃逸发射区： | 又称“必中发射区”。允许发射区内毁伤概率接近1的部分。在该发射区内发射导弹，不
管目标采用什么样的躲避机动也逃避不了导弹的攻击。 |
| ·响应性： | 导弹在控制信号作用下，控制面偏转并产生要求机动过载的快慢程度。 |
| ·动力射程： | 导弹在设计高度和无控状态下，动力装置推动导弹飞行至使用末速的最大距离。 |
| ·发射距离： | 发射瞬时，导弹(或载机)与目标间的距离。 |
| ·最大发射距离： | 发射导弹时，载机与所攻击目标的最大距离，即允许发射区的最远边界线到目标间的距
离。 |
| ·最小发射距离： | 发射导弹时，载机与所攻击目标的最小距离，即允许发射区的最近边界线到目标间的距
离。 |
| ·最小安全退出距离： | 载机退出攻击时，为保证本机安全所需的相对目标的最小距离。 |
| ·需用过载： | 在典型飞行条件下，为保证j导弹按规定的导引弹道飞行所必需的横向过载。 |
| ·可用过载： | 在给定飞行条件下，导弹所能产生的最大法向过载。 |
| ·质点弹道： | 将导弹作为变质量的可控制的质点所计算的弹道。 |
| ·理想弹道： | 在标准大气状态和地球物理参数条件下，不加任何干扰，控制系统理想工作，导弹参数取
额定值所计算的质点弹道。 |
| ·有控弹道： | 将导弹作为一个变质量和可控制的刚体，按一定的控制方案飞行的弹道。 |
| ·交会条件： | 导弹与目标交会(遭遇)阶段，导弹和目标的姿态参数、位置参数与运动参数。 |
| ·交会角： | 导弹速度矢量与目标速度矢量之间的夹角。 |
| ·目标进入角： | 简称“进入角”。发射导弹时，载机视线(载机与目标连线)与目标进入线(航向)的反方向
之间的夹角。 |
| ·超前偏置控制： | 使处在遭遇段的红外型空空导弹偏离原定的瞄准命中点(红外辐射源)，而向目标飞行前
方偏离-段距离的控制方式。 |
| ·脱靶量： | 导弹在飞向目标过程中，相对于目标的最小距离。 |
| ·单发杀伤概率： | 顺次完成各作战准备和任务的条件概率(如引导概率、导弹可靠概率、发射概率、导引到杀
伤半径内的概率、引信及时引爆概率以及战斗部击毁目标的概率)的乘积。 |
| ·制导系统： | 实现对导弹按号引规律或预定程序所确定的弹道运动的装置的总称。 |
| ·控制系统： | 稳定和按导引指令控制导弹绕其质心运动的装置的总称。 |
| ·寻的制导： | 利用目标辐射或反射的能量(如红外光、激光、射频电磁波等)产生制导信息的制导形式。
根据能源所处位置分为主动寻的、半主动寻的和被动寻的三种寻的制导形式。 |
| ·惯性制导： | 利用安装在导弹内惯性平台上的惯性器件，测量出弹体坐标系相对惯性坐标系的运动参
数，形成控制或导引信息的制导方式。 |
| ·捷联惯性制导： | 利用直接安装在弹体上的惯性器件，需通过计算进行坐标变换的惯性制导。 |
| ·复合制导： | 两种或两种以上制导方式组合在一起的制导。根据组合方式可分为串联复合制导和并联 |
| ·中制导： | 指导弹在初始制导终止和末制导开始之间的制导。 |
| ·末制导： | 导弹在接近目标的飞行段(弹道末段)进行的制导。
2.9 对准 |
| ·对准： | 使弹载惯性坐标系取向于机载惯性系统坐标系的过程。 |
| ·控制通道： | 在导弹控制系统中控制信号形成和传递的通道。通常分为俯仰、偏航和滚动三通道。 |
| ·自动驾驶仪： | 使导弹的姿态角和质心运动稳定，并按输入的制导信息控制导弹在一定的弹道上飞行的
自动控制装置。 |
| ·制导与控制舱： | 包容导弹制导和飞行控制功能设备的导弹舱段。 |
| ·导引头： | 通过接收目标的反射或辐射能量，测得目标相对导弹的运动信息，形成导引指令的弹上装
置。 |
| ·雷达导引头： | 利用雷达技术使导弹实现寻的制导的导引头。根据雷达发射机是处在导弹上、载机(或制
导站)上还是目标机上，分为主动、半主动和被动雷达导引头。 |
| ·连续波雷达导引头： | 接收目标反射的连续波雷达回波信号，从中检测出导弹与目标之间的多卜勒频率和角位
置信息，并对其实施跟踪，从而形成导弹制导信息的雷达导引头。 |
| ·单脉冲雷达导引头： | 采用同时比较弹载单脉冲天线所形成的多个波束，并能在一个脉冲持续周期内获得目标
角位置信息的雷达导引头。 |
| ·脉冲多卜勒雷达导引头： | 采用高重复频率相参脉冲信号工作的雷达导引头 |
| ·毫米波雷达导引头： | 工作在30－300GHz频段的雷达导引头。由于大气窗口的制约，毫米波雷达导引头的实
际工作频段为35、94、140和220GHz。 |
| ·相控阵雷达导引头： | 用电子方式控制阵列天线各辐射单元的射频相位，使其波束在空间扫描和跟踪目标的雷
达导引头。 |
| ·导引头天线： | 又称“头部天线”。雷达导引头用来接收(或发射)电磁波的装置。 |
| ·导弹尾部天线： | 装在雷达寻的导弹后侧或喷口附近，用于接收载机雷达辐射信号的装置。 |
| ·短背射天线： | 由端射天线激励馈源、在其辐射方向上的副反射器和带有短边环的反射器所组成，使电磁
波在反射器与副反射器之间来回反射产生谐振，最后在空间形成定向射频电磁波束的装置。 |
| ·单脉冲裂缝阵天线： | 又称“缝隙阵天线”。在由一块金属平板构成的多个波导壁上加工一系列按一定方式排列
的缝隙，当按一定方式馈电时.在空间形成单脉冲雷达所要求的定向辐射射频电磁波束的装
置。 |
| ·天线方向性系数： | 定向天线辐射方向功率与该天线理想的各向同性功率之比。 |
| ·天线极化： | 天线辐射的射频电磁波在空间传播过程中，其电场矢量端点在垂直于传播方向的平面上
描绘的轨迹。 |
| ·极化损失： | 接收天线与发射天线辐射的射频电磁波的极化取向不完全一致(即失配)时产生的两天线
间的功率传输损耗。 |
| ·极化选择器： | 只允许某一方向的线极化波(或某一旋向的圆极化波)，而不允许与其正交的线极化波(或
反旋的圆极化波)通过的器件。 |
| ·导引头天线罩： | 又称“头罩”。用能透过电磁波的材料制作，其外形符合气动要求，并具有特定的电气性能
和足够机械强度的导弹天线防护罩。 |
| ·天线罩瞄准误差： | 天线跟踪电轴因装有天线罩而引起的偏移。 |
| ·天线罩瞄准误差斜率： | 在给定的纵向平面内，天线罩瞄准误差对天线偏转角的一阶导数。 |
| ·雷达发射机： | 雷达中产生大功率高频振荡输出信号的一种无线电装置。根据发射信号的形式可分为：
连续波、脉冲多卜勒等雷达发射机和调制指令发射机。 |
| ·发射机功率泄漏： | 发射机功率除主要部分沿正常传输通道传输外，有极小部分能量通过传导或空间辐射耦
合到其它微波支路，或从传输线接头缝隙处漏到周围空间的现象。 |
| ·驻波比： | 在指定频率上，场的同一分量(电压或电流)沿均匀传输线或波导的传输方向的最大值与
最小值之比。它是衡量无线电发射机与天线间匹配状况的重要技术指标。 |
| ·发射传输损耗： | 发射信号经过传输通路时的损耗，即发射支路输入端与输出端的功率比，通常以分贝表
示。 |
| ·频率稳定度： | 在规定时间内，发射机发射频率的变化量与规定频率的比值。 |
| ·单脉冲雷达接收机： | 与单脉冲雷达天线匹配工作的雷达接收机。经典的单脉冲雷达接收机是相同的三通道接
收机。为使三通道接收机的幅相特性一致性良好，常采用频率叉开法、频率调制法或时间延迟
法等进行通道合并，形成单通道或双通道单脉冲雷达接收机。 |
| ·倒置接收机： | 通常雷达接收机的高频、中频至视频放大器的频率带宽要求由宽带至窄带，倒置接收机频
率带宽要求与之相反，是在接收系统尽可能前的位置上采用极窄带宽的接收装置。 |
| ·接收机动态范围： | 接收机任何环节未饱和时的最大输入信号功率与最小可检测信号功率之比，通常以分贝
表示。 |
| ·接收传输损耗： | 接收信号经过传输通路的损耗，即接收支路输入端与输出端的功率比，通常以分贝表示。 |
| ·天线收发开关： | 又称“双工器”或“天线收发转换器”。脉冲雷达接收、发射共用天线自动地从发射转换到
接收以及从接收转换到发射的转换装置。 |
| ·数字信号处理： | 利用数字电路或数字计算机对雷达导引头的信号和数据进行实时运算，以实现提纯、识
别、变换和过程控制的技术。 |
| ·频谱谱线宽度： | 频率振荡源不稳定、目标加速度以及对目标的搜索等均使接收的回波信号谱线展宽，具有
一定宽度。 |
| ·最佳门限： | 根据所采用的检测准则计算出的门限值。信号检测过程中使用此门限可获得相应的最佳
检测性能。 |
| ·自适应门限技术： | 为适应环境变化，检测门限自动改变的信号检测技术。 |
| ·遮挡： | 高重复频率脉冲雷达回波信号中，在时域上与其后续的发射脉冲部分重叠或完全重叠的
回波脉冲，接收机部分或完全不能接收的现象。 |
| ·目标截获： | 雷达导引头同时完成对目标角位置、速度(多卜勒频率)和距离的探测和跟踪。 |
| ·天线角位置指示： | 又称“天线角位置预定”。为使导引头天线快速截获目标，在导弹发射前应控制导引头天
线的瞄准轴大致对准目标。 |
| ·距离门： | 由距离跟踪回路产生、用于对目标回波位置进行搜索和跟踪的略宽于回波脉冲的接收机
选通脉冲，用于测量目标距离以及抑制波门外的干扰、杂波和接收机内部噪声。
15 |
| ·距离模糊： | 当测距脉冲的往返时间大于脉冲重复周期时，回波脉冲不能落入本周期范围内，造成所测
距离数据的多值现象。 |
| ·速度门： | 由多卜勒(速度)跟踪回路产生，对反映导弹－目标相对运动的回波多卜勒频率进行搜索
和跟踪的频率选通窄带滤波门，作用是测量目标的速度和抑制杂波。 |
| ·速度预定： | 又称“多卜勒频率装定”。为使雷达导引头迅速转入跟踪目标，载机在发射前向速度跟踪
回路提供多卜勒频率初始值。 |
| ·速度模糊
速度模糊
速度模糊： | 当用相干高频脉冲串信号测弹一目相对速度时，如目标回波的多卜勒谱线与测速脉冲的
相邻谱线发生混叠，导致所测速度数据的多值现象。 |
| ·泄漏下能见度： | 又称“直馈下能见度”。半主动雷达导引头在离机前后，在照射雷达近场强泄漏信号作用
下，检测微弱回波信号的能力。以导引头允许的最大照射泄漏功率与其工作灵敏度之比表示。 |
| ·主瓣杂波： | 归因于雷达天线主瓣的非所需地面回波。 |
| ·旁瓣杂波： | 归因于雷达天线旁瓣(副瓣)的非所需地面回波。 |
| ·杂波抑制： | 抑制非人为的无用雷达回波(地物、海面、气象及鸟群、昆虫等引起)，维持雷达导引头正常
工作性能的技术措施。 |
| ·杂波下能见度： | 在地杂波环境条件下雷达导引头的目标检测能力。以导引头维持正常工作所允许的最大
杂波功率与其可检测信号功率之比表示。 |
| ·加速度补偿： | 导弹主动段加速度较大，为保证速度跟踪回路工作正常而采取的补偿措施。
16 |
| ·位标器天线去耦： | 为防止弹体扰动耦合到位标器天线轴而采取的陀螺稳定或微机补偿等技术措施。 |
| ·频率综合器： | 又称“频率合成器”。产生大量不同稳定频率的信号输出供任意选用的装置。输出信号频
率值通常是某一参考频率与有理数的乘积。 |
| ·正交通道： | 雷达信号采用两个正交调制函数的分量(I，Q)来表示，分别传输这两个正交分量的通道
称为正交通道。 |
| ·目标噪声： | 复杂目标(非点目标)的雷达回波信号是目标各部分回波信号的矢量和。当目标姿态随时
间变化时回波信号也随时间变化，导致雷达测定的目标参量的波动。通常包括幅度、角度、距
离噪声以及极化调制和多卜勒调制噪声等。 |
| ·鉴别和跳变： | 又称“先嗅后跳”。主动雷达末制导导引头在接到主动转换指示后，接收机先工作。接收
机若检测到某点频存在干扰和噪声时，立即跳到另一工作点频。在找到无干扰和噪声的点频
后，才打开发射机，正式启动主动末制导导引头。 |
| ·雷达导引头作用距离： | 雷达导引头对目标进行正常跟踪的最大距离。 |
| ·目标散射面积： | 度量目标散射雷达波能力的参数。以一个垂直于雷达波入射方向的截面积σ 效表示。 |
| ·检测概率： | 又称“发现概率”。雷达在噪声等干扰中发现目标的概率。 |
| ·虚警概率： | 将噪声等干扰信号误判为目标回波信号的概率。 |
| ·有源干扰： | 有意识地辐射或转发电磁波的干扰，例如产生假的目标回波信号使距离门或速度门跟随
假目标信号移动而丢失真实目标的回波信号。
17 |
| ·无源干扰： | 利用器材、物质反射或吸收电磁波的特性产生的假的目标回波信号，例如：在某一空间范
围内施放悬浮的金属箔条来反射射频电磁波，形成假的目标回波信号或屏蔽掉真实的目标回
波信号。 |
| ·红外导引头： | 利用目标红外辐射能使导弹实现寻的制导的导引头。由于红外辐射大气窗口的制约。红
外导引头的实际工作波段为：2～2.5μ m，3.2～4.8μ m和8～14μ m三大波段。 |
| ·目标位标器： | 依靠接收和会聚来自目标的辐射或反射能给出目标方位信息的光电机械装置。 |
| ·成象导引头： | 依靠接收和会聚目标辐射形成目标二维辐射图像的导引头。 |
| ·基准(参考)信号： | 代表弹体坐标系的横向坐标轴(oy、oz)空间位置的电信号，用于将目标方位信息从极坐标
形式转换为直角坐标形式。 |
| ·空间滤波： | 利用目标和背景的二维图像特征，以专门的信息调制和处理技术来抑制和滤除背景信号、
接收和提取目标信号，以提高探测信噪比。 |
| ·光谱滤波： | 利用目标和背景辐射的光谱分布差异来抑制或消除背景或干扰信号，充分利用有用信号，
以提高探测信噪比。 |
| ·光调制： | 采用放置在入射光路中焦平面(探测器之前)的光学器件将连续辐射流转变成脉冲辐射
流，并将目标方位信息编入调制辐射脉冲的过程。 |
| ·瞬时视场： | 位标器光学系统在任意瞬间所观察到的空间。 |
| ·搜索场： | 红外探测跟踪装置一般采用按特定规律扫描的瞬时视场搜索目标。瞬时视场一个扫描周
18期所覆盖的空间即为搜索场。 |
| ·捕获场： | 位标器能够探测到目标并给出目标方位信息的视场。 |
| ·跟踪场： | 导引头能自动跟踪目标的空间范围。一般为以导引头纵轴为中心的锥体。 |
| ·滤光片： | 只能通过特定光谱波段的光学器件，是完成光谱滤波功能的主要器件。按透过特性分为
带通滤光片和截止(短波通或长波通)滤光片。按作用原理分为为吸收滤光片和干涉滤光片
等。 |
| ·浸没透镜： | 用特殊的浸没介质粘贴在红外探测器前面的半球形平凸透镜。用以进一步会聚辐射、减
小探测器尺寸，提高灵敏度。 |
| ·红外探测器： | 能将红外辐射转变成电量或其它便于测量的物理的器件。根据对辐射的响应机理，红外
探测器分为光子探测器和热探测器。 |
| ·光子探测器： | 利用红外辐射光子与探测器材料作用而产生自由电子或空穴，从而使其电性能发生变化
的特性制成的红外探测器，如光电导探测器、光伏探测器以及光电管等。 |
| ·光电导探测器： | 利用半导体材料的光电导效应制成的红外光子探测器。 |
| ·光伏探测器： | 利用半导体材料中的P—N结的光电伏特效应制成的红外光子探测器。 |
| ·红外探测器线列： | 由排成一列的多个密集的分立探测器元件构成的红外探测器。 |
| ·红外探测器阵列： | 由排列成二维面阵的多个密集的分立探测器元件构成的红外探测器。 |
| ·红外焦平面阵列： | 放置在红外光学系统焦平面、带有集成电子读出功能的红外探测器阵列。 |
| ·红外凝视探测器阵列： | 充满系统视场的红外探测器阵列。 |
| ·微型制冷器： | 用于降低红外探测器的温度以提高其探测度的微型器件。 |
| ·冷屏： | 为减小背景限红外光电探测器的背景噪声、提高探测率，在探测器的光敏面前设置的冷却
的限制视场光栏。 |
| ·背景限红外光子探测器： | 其探测率受背景噪声限制的红外光子探测器。 |
| ·响应率： | 红外探测器输出信号电压(或电流)的均方根值与入射红外辐射功率的均方根值之比(伏／
瓦，或安培／瓦)。 |
| ·噪声等效功率： | 红外探测器输出信噪比为1时所需的入射红外辐射功率(经正弦调制过的均方根值)。 |
| ·归一化探测率D
*： | 探测器有效面积为lcm2，放大器带宽为1Hz，接收到的入射辐射功率为1W所产生的均方
根信号噪声比。 |
| ·被动章动阻尼器： | 装在转子前端或后端、内充部分液态阻尼介质用于阻尼光学陀螺转子的章动运动的盘形
装置。 |
| ·导弹舵机： | 根据控制信号操纵舵面(或推力矢量控制机构)偏转的装置。一般分为：气动、电动和液压
舵机。 |
| ·气动铰链力矩反馈： | 利用舵面承受的气动铰链力矩作为舵回路的反馈，即对一定的控制力矩，舵偏角大小与铰
链力矩系数成反比。 |
| ·舵机负载力矩-速度特性： | 又称“舵机机械特性”。即，当控制信号和工作压力为某一恒定值时，舵面稳态偏转角速度
与加在舵面上的外负载力矩之间的关系特性。 |
| ·舵机时间常数： | 舵面处于“零位”，当气动铰链力矩系数为规定值时，舵面输出量对小偏量阶跃输入的响应
达到稳态值的63％所经历的时间。 |
| ·舵机最大输出功率： | 舵机机械特性曲线上各点二坐标乘积的最大值，以表征舵机具有的功率水平。 |
| ·最大舵偏角： | 舵机传动机构机械上允许的最大舵偏角。 |
| ·最大输出力矩： | 输入信号为规定的最大值时，舵机能够产生的驱动力矩。 |
| ·引战系统： | 引信、安全和解除保险装置及战斗部的总称。是杀伤目标、保证导弹安全和自毁的独立系
统。 |
| ·引战配合： | 在给定的弹目交会条件下，引信的启动区与战斗部的动态杀伤区协调一致的性能。 |
| ·引信： | 通过感觉目标或按预定条件来控制安全和解除保险机构，进而使导弹战斗部适时起爆的
装置。 |
| ·触发引信： | 又称“碰炸引信”。依靠导弹与目标实体直接接触或碰撞而作用的一种引信。 |
| ·近炸引信： | 感受目标出现时周围空间物理场能量的变化以觉察目标，并在预定的位置上适时起爆战
斗部的一种引信。
21 |
| ·主-被动自动转换引信： | 能自动转换成主动状态或被动状态的-种复合引信。 |
| ·无线电近炸引信： | 利用无线电波感觉目标的近炸引信。按工作波长可分为：1～10m(300MHz～30MHz)的
米波引信和1mm～1m(300GHz～300MHz)的微波引信。 |
| ·复合引信： | 由两种或两种以上不同作用原理或方式的引信所组成的引信。 |
| ·碰炸： | 导弹碰击目标时引信所引起的爆炸。 |
| ·近炸： | 近炸引信在有效作用距离内因目标的存在而发生的爆炸。 |
| ·过早炸： | 引信在延期解除保险时间之前所引起的爆炸。 |
| ·早炸： | 近炸引信在延期解除保险时间之后，在预定正常作用之前所引起的爆炸。 |
| ·迟炸： | 弹目交会过程中，近炸引信在目标已通过战斗部的动态杀伤区之后或触发引信在导弹碰
击目标后超过正常作用时间所引起的爆炸 |
| ·漏炸： | 又称“拒炸”。弹目交会时，近炸引信未能起爆战斗部的现象。 |
| ·自毁： | 又称“自炸”。弹目交会时，战斗部未起爆或因其它原因导弹失去战机时，而将导弹在空中
定时炸毁的现象。 |
| ·近炸引信灵敏度： | 又称“动作灵敏度”。近炸引信感觉目标而作用的敏感程度。通常以引信启动时接收系统
所接收的最小可检信号电平表示。 |
| ·近炸引信作用距离： | 对于规定的目标，在给定的弹目交会条件下，引信执行电路能够启动的近炸引信至目标的
最大距离。 |
| ·近炸引信可靠作用距离： | 对于规定的目标，在给定的弹目交会范围内，引信执行电路按规定的启动概率启动时近炸
引信至目标的距离。 |
| ·引信起爆区： | 在给定的一组弹目交会条件下引信起爆瞬间，目标相对于导弹空间位置的全部几何点(
即启动点)所组成的区域。 |
| ·最佳炸点： | 引信使导弹战斗部给于目标最大毁伤的爆炸点。 |
| ·安全和解除保险机构： | 用来在达到延期解除保险以前，防止由于引信的原因而使战斗部发生意外爆炸，而在解除
保险后允许引信爆炸系列作用的机构。 |
| ·延期解除保险机构： | 导弹在飞离载机安全距离外才使引信解除保险的机构。 |
| ·隔爆机构： | 解除保险前将爆炸序列中的一个爆炸元件与下一级爆炸元件相隔离，以隔断爆炸序列的
爆炸传递。解除保险后能可靠传递爆炸的装置。 |
| ·闭锁机构： | 安全和解除保险机构解除保险后防止爆炸序列错位或复位的机构。 |
| ·引信爆炸序列： | 爆炸元件按敏感度递减、猛度递增的顺序排列的序列。它的功能是把引爆能量转变为爆
轰能，并有控制地放大到足以起爆战斗部主装药的能量。 |
| ·隔爆爆炸序列： | 起爆元件(火帽、电雷管等)与其输出端的传爆管、扩爆管用隔爆件隔开，以切断爆轰传递
通道，防止传爆管、扩爆管或战斗部主装药在引信解除保险前发生爆炸的爆炸序列。
23 |
| ·安全性： | 在生产、勤务处理和使用中，安全和解除保险机构在规定条件下不意外解除保险或不意外
引爆的性能。 |
| ·冗余保险： | 又称“多道保险”。由两个以上、并能各自独立防止意外解除保险的保险件所组成，其中至
少有一个保险件必须依靠导弹发射时或发射后的环境条件而工作的保险。 |
| ·解除保险： | 引信由保险状态转换成待爆状态的全部过程。 |
| ·待发状态： | 又称“解除保险状态”，引信保险机构解除保险，各个爆炸元件的传爆通道畅通，处于准备
引爆的状态。 |
| ·战斗部： | 由导弹携带的，用来直接摧毁和杀伤目标的装置。 |
| ·杀伤战斗部： | 主要利用炸药的爆炸能量使破片、连续杆或聚能粒子等获得足够的动能而杀伤目标的战
斗部。一般分为：破片战斗部、连续杆战斗部。 |
| ·破片战斗部： | 靠炸药爆炸时所形成的一个集中性较强的高速运动破片流分布区，使落入该区的目标被
击穿、引燃或引爆的战斗部。 |
| ·连续杆战斗部： | 靠炸药爆炸时，将内部预制的首尾交叉焊接的杆束组件展成带状链式圆环切割、杀伤目标
的战斗部。 |
| ·定向杀伤战斗部： | 导弹飞行过程中，根据导弹和目标的交会情况，自动调整破片飞行方向的战斗部。 |
| ·惰性战斗部： | 用惰性物质作为装填物的战斗部。 |
| ·战斗部装填系数： | 战斗部装药重量与战斗部重量之比。 |
| ·战斗部毁伤概率： | 在给定条件下。目标被毁伤的可能程度。 |
| ·毁伤效果： | 目标毁伤后其作战能力、工作能力或完成预期任务能力降低的程度。 |
| ·安全距离： | 载机发射导弹后不致遭到战斗部毁伤时，距爆炸中心或爆心投影点的最小距离。 |
| ·战斗部威力范围： | 战斗部毁伤因素使目标达到预期破坏程度或预定杀伤概率的最大空间或平面范围。 |
| ·战斗部有效杀伤半径： | 战斗部爆炸后，以炸点为中心，在各个方向上杀伤预定目标的有效距离。 |
| ·战斗部杀伤区： | 杀伤战斗部爆炸时，杀伤元素满足预定杀伤概率的飞散空间区域。根据爆炸时战斗部是
运动还是静止，对应有动态杀伤区和静态杀伤区。 |
| ·半预制破片： | 又称“控制破片”。破片式战斗部爆炸时，壳体按预定形式破裂而形成的破片。 |
| ·有效破片： | 又称“杀伤破片”。在战斗部的威力半径处能够杀伤预定目标的破片。 |
| ·二次破片： | 目标构件在遭到战斗部杀伤时，由构件崩落或冲塞而形成的破片。 |
| ·破片穿甲率： | 杀伤战斗部地面试验时，位于杀伤半径处的靶板上，穿孔数占命中靶板的有效破片总数的
百分数。 |
| ·破片杀伤动能： | 目标被击穿或杀伤所需的最小动能 |
| ·杀伤环： | 连续杆战斗部爆炸后，杆束组件在扩张过程中形成的具有杀伤能力的环。 |
| ·波形控制器： | 又称“透镜”，“曲面衬筒”。在连续杆战斗部中，将炸药爆炸时产生的球面爆轰波转变为与
作用力平行的柱面冲击波的结构件。 |
| ·固体火箭发动机： | 使用固体推进剂的火箭发动机。 |
| ·双推力固体火箭发动机： | 在一次工作中能产生两个推：匀级的固体火箭发动机。 |
| ·脉冲固体火箭发动机： | 可按预定程序控制点火时间间隔，提供呈脉冲波形推力一时间要求的固体火箭发动机。 |
| ·标准试验发动机： | 具有标准的发动机内腔和装药尺寸，用于测定推进剂比冲、燃速等性能参数的固体火箭发
动机。 |
| ·主发动机： | 飞行器推进系统中，在助推器工作期间或工作结束后，用于增加或保持一定飞行速度的固
体火箭发动机。 |
| ·助推器： | 使导弹脱离发射装置并达到预定速度的固体火箭发动机推力装置。 |
| ·压强时间曲线： | 描述固体火箭发动机工作过程中，燃烧室压强随时间变化的曲线。 |
| ·推力时间曲线： | 描述固体火箭发动机工作过程中，推力随时间变化的曲线， |
| ·最大压强： | 固体火箭发动机在正常工作条件下产生的最大压强值。
26 |
| ·燃烧时间平均压强： | 燃烧时间的压强冲量与燃烧时间之比。 |
| ·壳体检验压强： | 检验固体火箭发动机壳体承压能力时所规定的内压强。 |
| ·壳体爆破压强： | 对发动机壳体内部加压使其破坏时的压强。 |
| ·最大推力： | 固体火箭发动机在正常工作条件下产生的最大推力值。 |
| ·燃烧时间平均推力： | 燃烧时间内的总冲与燃烧时间之比。 |
| ·点火压力峰： | 固体火箭发动机点火过程中出现的压力峰值。 |
| ·最大安全电流： | 简称“安全电流”。发火管长时间耐受并不导致点火的最大直流电流值。 |
| ·最小点火电流： | 发火管在规定点火电压下连续通电，能使其点火的最小直流电流值。 |
| ·燃烧时间： | 从燃烧室规定的初始压强到装药肉厚燃烧结束所规定压强之间的时间间隔。 |
| ·工作时间： | 从燃烧室规定的初始压强到规定的工作终点压强之间所对应的时间隔。 |
| ·时间零点： | 对固体火箭发动机的电路施加点火电压的时刻。 |
| ·点火延迟时间： | 从固体火箭发动机的时间零点到初始压强建立之间所对应的时间间隔。 |
| ·玻璃化温度： | 高聚物分子链由运动转换到开始冻结或由冻结转换到开始运动的温度。即玻璃态和高弹
态之间的转换温度。 |
| ·总冲： | 固体火箭发动机推力对工作时间的积分值。 |
| ·比冲： | 单位质量推进剂产生的冲量。 |
| ·标准比冲： | 推进剂在标准试验发动机中静止点火试验测得的比冲值。 |
| ·交付比冲： | 产品发动机在规定的条件下静止点火试验测得的比冲值。 |
| ·比冲效率： | 实测比冲和理论比冲之比。 |
| ·质量比： | 固体火箭发动机药柱质量与发动机初始总质量之比。 |
| ·特征速度： | 管进口：1处燃气总压和喷管喉部截面积的乘积与质量流量之比。 |
| ·有效排气速度： | 当喷管出口压强和环境压强相等时的排气速度。 |
| ·质量流量： | 单位时间流过喷管出口截面的燃气质量。 |
| ·冲量质量比： | 发动机总冲与初始质量之比。
28 |
| ·推力系数： | 发动机推力与其喷管进口总压和喷管喉部截面积乘积之比。 |
| ·最佳推力系数： | 固体火箭发动机喷管出口压强和环境压强相等时的推力系数。 |
| ·燃烧速度： | 推进剂燃烧时气相和凝聚相界面相对于未燃推进剂的运动速度。单位时间内药柱燃烧面
沿其法线方向向肉厚深处推进的速度称线性燃烧速度。 |
| ·几何燃烧规律： | 与燃气接触的药柱表面，各点都以相同的燃速沿着各自的法线方向向各自的肉厚深处推
进的规律。 |
| ·绝热层： | 在燃烧室内壁粘贴、喷涂或刷涂的隔热材料制品。 |
| ·限燃层： | 粘贴、喷涂或刷涂在药柱某些表面的不燃或缓燃的制品。 |
| ·两相流： | 流经喷管的燃烧产物中同时含有气相和凝相物质的流动。 |
| ·安全机构： | 为防止发动机压强不正常急升，超过燃烧室强度而产生爆炸的危险，在发动机头部或喷管
喉部设置可自动泄压的一种机构。 |
| ·内孔燃烧药柱： | 火焰从药柱内孔表面沿法线向各自肉厚深处推进的一种药柱的总称。根据内孔横截面的
不同可分为星型、车轮型、管槽型和多孔型等。 |
| ·锥柱型药柱： | 燃烧表面由圆柱段和圆锥段两部分组成的内孔燃烧药柱。 |
| ·翼柱型药柱： | 燃烧表面由圆柱形内孔和轴向鱼尾槽或凹槽星孔组合的内孔燃烧药柱。 |
| ·固体推进剂： | 由固体氧化剂、可燃剂、粘结剂、交联剂、燃烧催化剂和稳定剂等组成的，在使用和贮存条
件下呈固态的推进剂。 |
| ·双基推进剂： | 指分子中同时含有燃烧化学元素和氧化化学元素的有机物固溶体，一般指由硝化纤维素
和多元醇硝酸酯(通常指硝化甘油)为主要成分制成的固体推进剂。 |
| ·无烟推进剂： | 燃烧后无(微，少)可见烟雾且对载机及电磁波制导信号无(微，少)损害作用的固体推进
剂。 |
| ·复合推进剂： | 由氧化剂、燃烧剂和专用添加剂经机械混合而成的固体推进剂。 |
| ·遥测系统： | 由信息检测、采集及数据传输、记录、显示、处理等设备组成的能完成遥测功能的系统。 |
| ·频分制遥测系统： | 按照频率划分原理，使不同参数占用互不重叠频带的遥测系统。 |
| ·时分制遥测系统： | 按照时间划分的原理，使不同参数利用同一信道以时间先后顺序进行传输的遥测系统。
一般分为脉冲振幅调制和脉冲编码调制两种。 |
| ·可编程序遥测系统： | 又称“存贮程序遥测系统或存贮逻辑遥测系统”。其工作状态(如频率、被测参数路数、测
量点、带宽、采样率、帧结构、同步方式和数据处理方法等)可以根据需要，在试验前或在试验过
程中由程序指令或遥控指令确定或加以改变的遥测系统。 |
| ·遥测参数： | 通过遥测系统进行测量的各个被测对象的工程或环境的模拟参数、数字参数和开关参数。 |
| ·遥测系统容量： | 衡量遥测系统传输遥测参数能力大小的技术指标。通常用系统路数与各路所能传输的信
号的最高频率之和表示。 |
| ·遥测系统精度： | 遥测结果与被测参数真值相符合的程度。一般用测量结果的最大绝对误差与被测参数的
最大变化范围之比的百分数表示。 |
| ·遥测地面站： | 用来接收、记录、显示与处理遥测信息并以不同形式提供中间或最终结果的大型综合地面
设备。 |
| ·遥测舱： | 遥测数据采集和发送设备在导弹中占据的舱段。 |
| ·无线电遥测发射机： | 产生射频功率输出，并携带有全部遥测信息且工作于遥测专用频段的无线电发射机。 |
| ·遥测接收机： | 能够对携带有全部遥测信息的射频载波进行接收解调的无线电接收机。 |
| ·脱靶量指示器： | 测量与显示导弹和目标之间最小相对距离的设备。 |
| ·遥测终端设备： | 遥测系统中用以收集和处理遥测数据的设备的总称。分天上终端和地面终端。地面终端
通常由数据记录设备、显示设备和处理设备三大部分组成。 |
| ·时统： | 统一时间基准信号的简称。其作用是使飞行控制中心和雷达站、光测站和遥测地面站等
系统都有一个共同的时间基准。 |
| ·地面综合考核试验： | 在地面实验室检查空空导弹武器系统(含遥测系统)接口协调性，工作过程正确性和性能
参数合理性的试验。 |
| ·地面发射试验： | 为确保载机安全和减少空中发射试验次数，空空导弹在挂飞和空中发射试验之前，在地面
31
进行的发射试验。 |
| ·挂飞试验： | 载机挂装战斗弹或试验弹所进行的试验。 |
| ·空中发射试验： | 导弹由飞行中的载机对靶或无靶发射，检查和考核导弹在接近实际使用条件下各单元和／
或全弹的性能，鉴定其是否符合设计指标和使用要求的试验。 |
| ·模拟攻击： | 载机携带空空导弹对靶机或靶标进行攻击操作而不发射导弹的试验或训练。 |
| ·三机联试： | 用三架飞机(一架代表目标；一架携带导弹代表飞行中的导弹；一架代表载机，用制导雷达
照射目标和导弹)编队进行的半主动雷达型空空导弹的捕获飞行试验。 |
| ·试验弹： | 用于除作战使用和训练之外的研制和检验试验的具有专用技术配置的导弹。 |
| ·模拟弹： | 由导弹各舱段或部件的外形、质量及其分布的模拟件组成.主要用于协调机弹接口，挂机
飞行，装卸和包装试验等。 |
| ·发动机试验弹： | 除导弹发动机外，其它可为模拟件的试验弹。用于地面或空中无靶发射试验j以考核发控
系统、发动机点火和工作的安全性，及导弹的离轨情况和动力射程等。 |
| ·程控试验弹： | 由专门设置的程控装置，控制导弹按预定弹道飞行的试验弹。用于测量导弹的弹道和弹
体参数，考核弹体结构强度和有关组(部)件的性能。一般带遥测舱。 |
| ·环境测试弹： | 用于测量导弹在自主飞行、随机挂飞状态的振动、冲击、温度和声振等环境参数使用的试
验弹。一般带遥测舱和设备记录仪。 |
| ·结构试验弹： | 具有导弹的真实气动外形、强度、刚度和质量分布，供载机适配性挂飞和考核导弹结构强
32
度及刚度使用的试验弹。 |
| ·引信试验弹： | 为考核引信性能专门配置的试验弹。根据不同试验目的，控制系统可为真实产品或模拟
件。战斗部为模拟件或改装成遥测舱。 |
| ·制导试验弹： | 为考核制导控制系统的性能专门配置的试验弹。引信、战斗部为模拟件。一般带遥测舱。 |
| ·靶标： | 导弹发射和制导飞行的目标模拟器。包括曳光管、照明弹、靶弹、伞靶和靶机等。 |
| ·机载导弹发射装置： | 与飞机刚性连接，用于悬挂、检测、发射或投弃机载导弹的专门装置。 |
| ·导轨式发射装置： | 装有滑行轨道的发射装置。通过导轨的约束和引导，削弱载机干扰流场对导弹弹道初始
段的影响，减少发射散布，提高导弹离机速度和安全性。 |
| ·弹射式发射装置： | 具备弹射能源，在导弹发动机点火之前将导弹弹离载机的发射装置。 |
| ·伸缩式发射装置： | 发射前连同导弹收入机内，发射时将导弹伸出机外的一种发射装置。通常在“全埋式”或
“半埋式”挂弹时采用。 |
| ·悬挂系统： | 发射装置中用于悬挂导弹的一组机构。通常包括发射装置的悬挂机构、锁制机构和防震
装置。 |
| ·释放系统： | 发射装置中用于导弹发射时解除锁制约束的一组机构。通常包括发射装置的锁制机构、
释放机构和释放能源装置。 |
| ·防震装置： | 保持导弹和发射装置的刚性接触件之间处于刚性或弹性接触的防震机构。 |
| ·锁制机构： | 又称“锁制器”。发射装置中用于限制导弹纵向运动和防止导弹意外发射(或释放)的机
构。 |
| ·联锁系统： | 发射装置中确保锁制机构锁定的电气、机械安全联锁装置。 |
| ·发射装置外场测试仪： | 用于对发射装置及载机有关电路进行功能检查的外场级专用仪器。载机在悬挂发射装置
之前，它可模拟发射装置；载机在悬挂导弹之前，它可模拟导弹，并对这两种状态下的有关电路
进行检查。 |
| ·发射装置内场测试仪： | 用于对发射装置性能进行各种测试的内场级专用设备。一般由机械、气动、电气三种测试
装置组成，分别测试其相应性能，判断产品的合格或故障的隔离。 |
| ·导弹测试仪： | 对导弹全弹或舱段性能进行各种检测的测试设备。一般由模拟单元、控制单元、接口单
元、显示单元、记录单元和电源单元等组成。 |
| ·地面准备站： | 简称“地面站”。导弹地面检测、保障设备的总称。 |