“鸬鹚”AS34空舰导弹

该弹的发展始于1962年。当时，由法国和联邦德国共同投资，同时发展两个相似的空舰导弹型号——AS33和AS34，前者由联邦德国MBB公司研制，后者由法国原北方航空公司、现宇航公司在其“北方”空地导弹系列中的第二代型号AS30基础上研制。1967年AS34方案被选中，联邦德国MBB公司被确定为主承包商，法国的汤姆逊-CSF公司被确定为主动雷达导引头的承包商，并正式签定研制合同。

1968年10月进入全面工程发展，1970年3月开始在F-104G试射，1971年5月在F-104A上发射带导引头的样弹，1972年开始进行一系列试射和海军随后进行的鉴定试验，1974年完成飞行试验，1976年签定“鸬鹚”1的生产合同并投入批生产，1977年开始进入德国海军服役，1983年停产，向德国海军交付了350枚导弹和56套F-104G机载发控系统，单价分别为53.6和28.73万美元，研制、采购费总计4.69亿马克。

此外，还向意大利空军交付了60枚，装备其“狂风”战斗机。虽然法国参予了该项目的研制，但法国国防部从未向德国采购该导弹。1983年在基本型——“鸬鹚”1的基础上正式发展“鸬鹚”2，1987年开始飞行试验，1990年10月完成飞行试验，1991年开始进入德国海军服役，1996年全部停产，采购数约200。

大全 P732 下图(图注全描)

外形布局

该弹采用正常式气动外形布局，4片前缘后掠的大切梢三角形稳定弹翼，位于弹体中部，4片前缘后掠的小切梢三角形控制舵面，位于弹体尾部。弹翼和尾舵处于同一平面，弹体呈圆柱形，头部呈尖锥形，弹体内部采用模块化舱段结构。基本型导弹“鸬鹚”1，在结构上从前到后分为导引头舱、战斗部舱、主发动机舱和尾舱共4个舱段，分为3个分离面，各舱段之间采用固定环将这3个分离面对接，从而形成1个完整的导弹。

导引头舱

导引头舱内装末段制导用的、法国汤姆逊-CSF公司研制的RE576单脉冲主动雷达导引头及其活动式卡塞格伦天线、电子设备，以及抗电子干扰设备，具有被动和主动两种工作方式：当导弹飞至其导引头能截获目标的距离时，接通弹载雷达接收机，对该目标进行搜索，一旦截获该目标的雷达所辐射的信号，导引头即锁定该目标，进入被动工作方式。当导弹导引头未接收到目标雷达的辐射信号，则转入主动工作方式，由其主动雷达天线搜索、截获和跟踪目标，并控制导弹飞向目标。该雷达导引头采用倒置卡塞格伦天线和单脉冲技术，能提供目标距离、方位和高低角数据，适宜于攻击雷达反射面积大于1000m2的大型舰艇目标。

战斗部舱

战斗部舱内装战斗部、触发延时引信和保险执行机构。MBB公司研制的半穿甲爆破战斗部，重量160kg，炸药56kg，以60°命中角攻击舰艇时，能穿透121mm的52号钢制甲板。战斗部的钢制壳体上，焊有两排16个由金属板制成的椭圆形射弹，战斗部爆炸时产生冲击波和金属射弹毁伤目标。高速径向抛射出去的射弹，由于其形状和动能而具有很高的穿透力，试验时曾穿透70～90mm厚的37号钢板和7层舱壁。3个部位同时点火的触发延时引信，能保证弹头穿入舰艇内部爆炸。起爆管的保险机构使战斗部在一般电磁和机械冲击下不会起爆。

主发动机舱前部

主发动机舱前部装有中段巡航时采用的、 构成惯性制导系统中的一部分的中心平台。该中心平台包括垂直陀螺、航向陀螺、陀螺电子设备和惯性制导计算机等。整个巡航段，垂直陀螺、航向陀螺和雷达高度表的信号，均输给惯性制导计算机，并与导弹发射前输入的各种数据一起，产生制导导弹所必需的全部信息，输给尾舱中的航向和位置计算机，并根据这些信息产生控制信号，修正导弹的航向和高度。在中心平台之后，装1台由法国火炸药公司(SNPE)研制的“普拉德”(Prades)固体火箭主发动机，采用端面燃烧的双基推进剂药柱，其长喷管穿过尾舱的中央，将燃烧气体引至尾喷口排出去。主发动机在2台固体火箭助推器快要燃烧完毕之前点火，工作时间100s，推力2800dN，使导弹在巡航段保持M0.9的速度飞行。

尾舱

尾舱除装2台由法国火炸药公司(SNPE)研制的“普拉德”(Prades)固体推进剂助推器外，还装有惯性制导系统中的航向和位置计算机，以及TRT公司研制的、精度±0.30m的连续波雷达高度表，此外还有弹上电源、伺服舵机等。2台固体助推器装在主发动机的长喷管的两侧，内装9.36kg模压成型的双基固体星形内孔药柱，燃烧时间4s，推力5400dN，产生9.2g的加速度，使导弹迅速达到所需的巡航速度。

最大射程　30km(1型)

70km(2型)

最小射程

最大速度　M0.95(1型)

M0.90(2型)

使用高度　3～5m(末段巡航)

最大过载

制导系统　惯性导航加雷达高度表修正中制导、主动雷达末制导

引　信　触发延时引信

战 斗 部　半穿甲爆破加钢制射弹，重160kg(1型)

半穿甲爆破加钢制射弹，重230kg(2型)

动力装置　1台固体火箭发动机加2台固体火箭助推器

1台固体火箭发动机加1台环形固体火箭助推器

弹　重　600kg(1型)

630kg(2型)