1引言

2國外臨近空間飛行器及其防御技術(shù)研究

目前世界范圍內(nèi)尚無能夠有效應(yīng)對臨近空間目標(biāo)的武器裝備,，但圍繞反導(dǎo)攔截美國早已開展了關(guān)鍵技術(shù)探索。美國發(fā)展的“大氣層內(nèi)攔截技術(shù)”（AIT）及“敏捷攔截器”（AKV）等技術(shù),，可為臨近空間高超聲速目標(biāo)攔截武器開發(fā)提供技術(shù)基礎(chǔ),。隨著臨近空間高超聲速打擊武器的迅猛發(fā)展，臨近空間防御問題已引起美國的高度重視,，目前研究提出了兩條技術(shù)途徑：一是改進(jìn)現(xiàn)有反導(dǎo)武器系統(tǒng),。洛克希德馬丁公司2015年提出在“增程型末段高層反導(dǎo)系統(tǒng)”（THAAD ER）中增加對助推滑翔飛行器等臨近空間目標(biāo)攔截能力，但美國導(dǎo)彈防御局評估認(rèn)為該方案尚處于概念研究階段，目前缺乏可行性論證結(jié)論,。二是發(fā)展全新武器系統(tǒng),。針對臨近空間目標(biāo)重大潛在威脅和臨近空間防御面臨的重大技術(shù)挑戰(zhàn)，美國陸軍2011年啟動“遠(yuǎn)程高超聲速攔截導(dǎo)彈”項(xiàng)目,，全新發(fā)展一型用于攔截滑翔彈頭等臨近空間目標(biāo)的地空導(dǎo)彈武器系統(tǒng),。

隨著臨近空間武器的發(fā)展，俄羅斯意識到“常規(guī)快速全球打擊武器的威脅已經(jīng)接近戰(zhàn)略核武器水平”,，并提出要將“應(yīng)對這種武器打擊應(yīng)作為2020年前俄軍裝備建設(shè)的優(yōu)先發(fā)展方向之一”。C-500系統(tǒng)的40H6B導(dǎo)彈,，據(jù)稱可防御30km以上的高超聲速目標(biāo),，已完成方案論證。這是一種高速導(dǎo)彈,，主要用于反戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)役彈道,，導(dǎo)彈為兩級布局，末級為飛行器,，通過采用燃?xì)庵苯觽?cè)向力控制方式,。提升飛行器在20km以上快響應(yīng)和大機(jī)動能力，具備一定的對付臨近空間高速機(jī)動目標(biāo)能力,。此外,，俄羅斯在其新一代空天防御系統(tǒng)發(fā)展規(guī)劃中，明確提出了攔截高超聲速巡航導(dǎo)彈,、滑翔彈頭等臨近空間目標(biāo)任務(wù)需求,，并將其作為2020年前的發(fā)展重點(diǎn)。

臨近空間飛行器可依靠高升阻比外形和極快的飛行速度，在稀薄大氣層內(nèi)持續(xù)機(jī)動飛行,。

對滑翔彈頭而言,，其多數(shù)飛行時(shí)間位于滑翔段?；瓒沃饕扇∑胶饣鑿椀阑蛘咛S滑翔彈道,。跳躍滑翔的周期約為200s~300s，隨著飛行時(shí)間的增加,，跳躍周期和幅值逐漸減小,。對于AHW、HTV-2等滑翔彈頭,，主要滑翔高度多在30km-100km之間,，滑翔速度可從初期的20馬赫以上逐步降至末期的10馬赫左右，其橫向機(jī)動能力可達(dá)2g，橫向機(jī)動距離可達(dá)到射程的1/3,。對于TBG等戰(zhàn)術(shù)級滑翔彈頭,，其飛行彈道特性相似，但平均速度略低,。

 滑翔彈頭的典型彈道

對高超聲速巡航導(dǎo)彈而言,，受超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作條件制約，其飛行高度多在20km-40km之間,，其中采用碳?xì)淙剂蟿恿Φ母叱曀傺埠綄?dǎo)彈,，巡航速度可達(dá)5-8馬赫；采用氫燃料的最大巡航速度雖然可達(dá)10-12馬赫,，但由于燃料密度低,、體積大，不利于戰(zhàn)術(shù)應(yīng)用,。高超聲速巡航導(dǎo)彈為追求打擊的快速性,，在巡航段通常不機(jī)動或少量機(jī)動，在接近打擊對象前可適機(jī)機(jī)動突防,。

整體上看,，臨近空間飛行器主要飛行高度可達(dá)20km-100km，大氣特性劇烈,，不同類型的臨近空間飛行器,、以及同一臨近空間飛行器不同飛行弧段對應(yīng)的主要飛行高度、速度區(qū)間存在較大差異,。臨近空間武器還可進(jìn)行縱向,、側(cè)向兩維機(jī)動，實(shí)施突防或繞過防區(qū)打擊,，還可在飛行過程中變更打擊對象,，機(jī)動模式多變。

臨近空間目標(biāo)兼有彈道導(dǎo)彈般的打擊速度和空氣動力類目標(biāo)的持續(xù)機(jī)動能力,，并且能夠在臨近空間內(nèi)長時(shí)間機(jī)動飛行，彈道精確預(yù)報(bào)困難,。圖2對比了彈道導(dǎo)彈與滑翔彈頭的彈道預(yù)測范圍,。一般來說，根據(jù)預(yù)警信息,，彈道導(dǎo)彈飛行全程預(yù)測命中點(diǎn)誤差可控制在公里量級,，而根據(jù)滑翔彈頭類目標(biāo)的典型機(jī)動模式向后預(yù)報(bào)200秒的誤差可達(dá)數(shù)十公里。

除了考慮在滑翔段或者巡航段進(jìn)行攔截外,，在末段攻擊段進(jìn)行攔截也要面臨其末段打擊模式多樣的困難,，在滑翔/巡航段末期,，臨近空間武器可采用多種機(jī)動打擊方式，如躍升貫頂攻擊,、快速貫頂攻擊等,。下圖2給出了高超聲速巡航導(dǎo)彈末端可采取的幾種機(jī)動模式，對應(yīng)的地面航程大約50km,。

 高超聲速巡航導(dǎo)彈末端幾種可能的打擊模式

為了擴(kuò)大防區(qū),，并可對臨近空間目標(biāo)實(shí)施多次攔截，需要估計(jì)目標(biāo)的預(yù)測命中點(diǎn)支持盡早發(fā)彈,，形成對目標(biāo)進(jìn)行遠(yuǎn)距攔截能力,，需解決非彈道式機(jī)動目標(biāo)估計(jì)預(yù)測問題。高超聲速機(jī)動目標(biāo)在臨近空間飛行,，大氣密度劇烈變化,、等離子鞘套等共同作用，導(dǎo)致穩(wěn)定探測跟蹤難,，跟蹤精度差,，進(jìn)而導(dǎo)致長時(shí)間跨度的軌跡預(yù)報(bào)精度低。同時(shí),，臨近空間機(jī)動目標(biāo)大多采用非彈道式機(jī)動模式,，運(yùn)動特征復(fù)雜,，難以準(zhǔn)確辨識未來時(shí)刻目標(biāo)的機(jī)動幅值、頻率,；使用單一固定的模型很難準(zhǔn)確描述目標(biāo)的運(yùn)動狀態(tài),，未來時(shí)刻機(jī)動大小無法預(yù)知，導(dǎo)致跟蹤預(yù)報(bào)模型建立不準(zhǔn)確,，從而造成彈道預(yù)報(bào)精度較低,。需要在加強(qiáng)臨近空間高超聲速目標(biāo)機(jī)動突防與打擊策略研究、高精度交互式多模型建模方法,、非彈道式機(jī)動目標(biāo)跟蹤與軌跡預(yù)測方法上尋求新的突破,。

高超聲速目標(biāo)飛行彈道

臨近空間攔截導(dǎo)彈主要特點(diǎn)是飛行速度、作戰(zhàn)空域大,，攔截導(dǎo)彈高速飛行還會產(chǎn)生熱氣彈問題,，為了實(shí)現(xiàn)對機(jī)動目標(biāo)的攔截，需要具有大機(jī)動快響應(yīng)能力,，對于遠(yuǎn)距離攔截導(dǎo)彈普遍存在低模態(tài)與大靜不穩(wěn)定問題,。同時(shí)，攔截導(dǎo)彈具有快速轉(zhuǎn)彎,、級間分離,、大機(jī)動飛行及拋罩分離等多種飛行狀態(tài)，采用擺動噴管,、空氣舵等多執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)施飛行控制,，需解決在大氣密度劇烈變化時(shí)，攔截導(dǎo)彈大空域與大速度飛行自適應(yīng)穩(wěn)定控制難題,。

臨近空間機(jī)動目標(biāo)采用非彈道式機(jī)動飛行,，彈道難以精確預(yù)報(bào)，易造成彈道初始偏差大,，要求中制導(dǎo)實(shí)現(xiàn)快速修偏,；而為實(shí)現(xiàn)大機(jī)動、大修偏能力,，滿足防熱要求,，要求導(dǎo)彈飛行高度不能太高。同時(shí)級間分離,、拋罩分離與飛行器釋放高度又不能太低,，避免分離動壓過大，降低分離風(fēng)險(xiǎn),。導(dǎo)彈飛行空域大,，近界與遠(yuǎn)界對中制導(dǎo)要求具有很大差別，導(dǎo)致大空域作戰(zhàn)的中制導(dǎo)律設(shè)計(jì)復(fù)雜程度高,。臨近空間導(dǎo)彈中制導(dǎo)段要求具備快速修偏能力,、彈道能量管理,、導(dǎo)彈飛行高度與彈目相對高度差控制等功能，這須采用多約束條件下的中制導(dǎo)律設(shè)計(jì),，提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)的魯棒性,。一是設(shè)計(jì)理論彈道，分析約束條件,，提出滿足各種約束條件的彈道設(shè)計(jì)策略,；二是分階段實(shí)施彈道優(yōu)化，應(yīng)用能量管理技術(shù),，滿足遠(yuǎn)近界彈道設(shè)計(jì)需求,；三是探索反非彈道式機(jī)動目標(biāo)多約束初中制導(dǎo)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。

臨近空間攔截武器飛行時(shí)間長,，機(jī)動修偏能力強(qiáng),，需解決大動態(tài)條件下高精度自主導(dǎo)航問題。導(dǎo)航過程包括初始對準(zhǔn)和飛行中導(dǎo)航兩個(gè)過程,，初始對準(zhǔn)的主要瓶頸在于方位對準(zhǔn),。方位瞄準(zhǔn)精度和快速性相互制約，需要在保證快速性的同時(shí)選擇合適的方位瞄準(zhǔn)方式,。同時(shí),，彈上導(dǎo)航設(shè)備主要是捷聯(lián)慣性測量裝置，但慣性導(dǎo)航誤差隨時(shí)間增長而增長,，對于飛行距離遠(yuǎn)、飛行時(shí)間長的武器型號其導(dǎo)航誤差可能會變得無法容忍,。為了修正初始對準(zhǔn)誤差以及飛行過程中的慣性器件漂移和動態(tài)誤差,，需要在慣性導(dǎo)航基礎(chǔ)上引入地面制導(dǎo)雷達(dá)、GNSS衛(wèi)星,、北斗等外部量測信息,，進(jìn)行組合導(dǎo)航，以減小導(dǎo)航誤差,。因此,，除了進(jìn)一步提升微型高精度旋轉(zhuǎn)調(diào)制技術(shù)、輕小型高精度慣測組合技術(shù),，實(shí)現(xiàn)慣性器件高精度外,，還需要進(jìn)一步解決多信息源高精度組合導(dǎo)航技術(shù)、空中對準(zhǔn)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù),。

臨近空間防御飛行器采用直接力控制,，實(shí)現(xiàn)高精度姿態(tài)控制和制導(dǎo)控制。臨近空間防御飛行器在臨近空間環(huán)境存在嚴(yán)重的側(cè)向噴流氣動干擾效應(yīng),，特別在臨近空間20km～25km高度,，直接力發(fā)動機(jī)開機(jī)產(chǎn)生側(cè)向噴流氣動干擾效應(yīng)的氣動干擾力矩可達(dá)百N.m量級,；為實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的精確探測跟蹤，需采用側(cè)窗探測技術(shù),，通過高達(dá)180°的大范圍滾轉(zhuǎn)角控制將目標(biāo)視線控制在側(cè)窗中心附近,，大滾動角帶來三通道姿態(tài)嚴(yán)重交叉耦合與非線性；此外,，采用大姿控力矩進(jìn)行姿態(tài)控制易引起姿控發(fā)動機(jī)頻繁開機(jī),，燃料消耗增加，姿控發(fā)動機(jī)響應(yīng)滯后對控制效果的影響顯著增強(qiáng),，導(dǎo)致姿態(tài)控制精度下降,。姿態(tài)控制受發(fā)動機(jī)開機(jī)、飛行高度,、飛行速度等影響,，需解決姿軌控一體化實(shí)時(shí)變參數(shù)高精度強(qiáng)魯棒姿態(tài)控制問題。

為滿足臨近空間防御飛行器高精度攔截臨近空間目標(biāo)需求,，要求飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)具有對臨近空間目標(biāo)機(jī)動加速度精確估計(jì),、高精度視線轉(zhuǎn)率快速提取技術(shù)、側(cè)窗約束飛行條件下彈道與姿態(tài)協(xié)調(diào)控制的功能,。目標(biāo)加速度大小估計(jì)精度是影響視線轉(zhuǎn)率濾波精度重要因素,，對機(jī)動形式未知導(dǎo)致目標(biāo)加速度大小估計(jì)難；臨近空間攔截器機(jī)動能力強(qiáng),、軌控推力大,，軌控發(fā)動機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的大沖擊振動，會引起攔截器導(dǎo)航與制導(dǎo)控制裝置與末制導(dǎo)探測系統(tǒng)相對基準(zhǔn)誤差,、導(dǎo)引頭瞬間測量誤差和執(zhí)行機(jī)構(gòu)響應(yīng)誤差等加大,，將造成彈目視線轉(zhuǎn)率提取精度下降；隨著軌控發(fā)動機(jī)推力的增加,，軌控發(fā)動機(jī)動態(tài)滯后特性對制導(dǎo)精度的影響會變得明顯,，需要解決大氣動干擾與沖擊振動條件下反機(jī)動目標(biāo)制導(dǎo)信息提取、高精度導(dǎo)引律設(shè)計(jì)等難題,。

臨近空間高超聲速打擊武器正迅猛發(fā)展,，目前國內(nèi)外尚無有效應(yīng)對武器，亟需發(fā)展臨近空間防御武器技術(shù),，臨近空間防御制導(dǎo)控制存在許多重大基礎(chǔ)科學(xué)問題,，關(guān)鍵技術(shù)突出。此外,，該項(xiàng)技術(shù)具有很強(qiáng)的領(lǐng)域帶動作用,，可帶動先進(jìn)控制理論的發(fā)展，并可推廣應(yīng)用于現(xiàn)有武器裝備的能力提升,。