图16 Kh-31AD展板数据
以Kh31AD/PD的有效长度5.23 米为基准，对其实物进行测算（见图17），得如下数据：
制导舱段：约986mm 战斗部舱段：约1400mm 装药空间：875mm
制导、战斗总长：约2390mm
火箭/冲压发动机舱段：约2840mm。
图17 kh-31AD/PD测算图
两个观点：
①kh-31A（D）/P（D）在所有结构、动力、装药、技术等都基本相同的条件下，P型的射程远高于A型的原因是导弹攻击弹道轨迹不同使然；
②Kh-31 Mod 2—D系列的射程有近成倍的增长除了有300mm长度以上的燃料增加外，也可能换用了高比冲的冲压发动机用燃料。
4）YJ-91的基础研究——整体式固体火箭冲压发动机研制《推进技术》Apr．1998vol．19 No．2张家骅胡顺楠顾炎武曹中俄(航天工业总公司31所，北京，100074) 该文介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制，讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中，整机(含主级和助推级)、各部件及分系统的设计、 试制和试验工作。样机结构合理，主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高，助推级综合性能和热防护技术也优于后者。
且对应的项目获部科技进步一等奖和国家科技进步三等奖。见图18。
图18
A、发动机结构（图19）
图19
B、燃料研究 摘录见图20。
图20
研制了镁粉—聚四氟乙烯—黑火药高能烟火剂为燃气发生器点火药。设计有48个定向喷火孔的环形药盒。以满足贫氧药柱着火。
为了承受助推级还原性和主级氧化性燃气的双重冲刷、烧蚀，选用氯丙胶片为补燃室主要隔热材料(局部烧蚀条件恶劣处用碳板补强)，进行了大量工艺和应用试验，满足了设计要求。试验分析还发现，由于补燃室富氧、强紊流状态并存在高温反应区，发生器药柱包覆剂和氯丙胶片等热分解产物中可燃成分将参与燃烧放热，对发动机性能的附加增益达6％～12％。
助推级试验药柱质量为165kg，试验还同时考核转级控制系统和助推喷管解锁分离的可靠性。
C、飞行试验研究
为了考核发动机飞行性能，完成研制的全过程，为型号应用积累机弹一体化资料，开展了飞行试验研究工作。试飞弹为模型遥测弹和控制遥测弹，旋转弹翼式布局，由发动机、弹体、控制系统(模型弹无此部分)、遥测系统和能源等构成。
试飞弹主要设计参数：弹径330mm～336mm、总长5850mm、弹翼展长932mm、尾翼展长1214mm、起飞质量604kg。遥测参数包括试飞弹弹道、姿态参数、发动机参数、电气参数和控制参数等30余个。
试飞弹系统包括试飞弹、发射系统、发射控制系统、检测装置和地面设备五大部份。
D、研究结果
发动机主级推力、比冲与地面试验、理论计算及国外同类发动机理论计算比较见图4，5（本文中的图21、22）。 由图4、5可见：发动机飞行试验与地面试验性能数据相当接近，其推力和比冲比国外同类发动机约高20％。应当说明，随高度增加发动机空气量减少，但因本发动机属燃料流量基本恒定不可调节类型，因而比冲将有一些下降。
图21 图22
E、研究结论
(1)研制型样机主要技术指标已达到或超过设计任务书要求，主要性能超过国外同类导弹发动机的水平。其整机和各部件已通过地面及飞行试验的严格考核，质量良好。样机研制
5）脱胎换骨的YJ-91超音速导弹
引述：据国外媒体报道，在上世纪90年代中国从俄罗斯购买了数量不详的KH-31P导弹，并在俄的帮助下仿制KH-31P导弹，导弹编号为鹰击91，项目立项时间与空军K/AKD-63空地导弹立项时间相同。在引进苏-30MKK多用途战斗机的同时也购买一定数量的KH-31P导弹，使中国空军第一次拥有了可以用于实战的反辐射导弹。
在2004年至2005年，中国再次从俄罗斯引进了约200枚KH-31P导弹，从此消息可知，当时鹰击91反辐射导弹还未研制成功。从俄罗斯战术导弹公司发布的资料，在2002-2007年间，俄向中国出口多批KH-31P导弹并提供零部件组装KH-31P导弹，2007年后，俄没有
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