高超声速滑翔目标拦截弹方案设计与弹道规划 *

张祺忻，邓双厚，周丽，朱震浩，冯国旭

（1.南京航空航天大学 航空学院，江苏 南京，210016；2.航天恒星科技有限公司，北京 100089）

0 引言

高超声速武器具有发射平台多样、飞行速度快、可机动、多弹道变化选择、突防能力强和能够打击时间敏感目标等突出优势，其出现和发展将从根本上改变传统的战争时空观念，加速战争攻防节奏，打破现有的防御态势，推进战争向高阶演变，改变现有作战模式，同时对现有的防御体系提出了严峻的挑战［1］。为了应对临近空间超高声速目标的威胁，针对其发展新型高超声速防御武器是十分必要的。

国内外学者近年来对临近空间高超声速目标的拦截问题进行了初步的探索。在拦截问题分析和拦截策略的研究中，韦刚等［2］对临近空间高超声速飞行器拦截关键问题进行了梳理研究，分析了现有防空武器对高超声速目标的拦截能力，并提出了高超声速飞行器拦截的关键问题；戴静等［3］研究了临近空间高超声速的防御难点，并提出了临近空间防御武器实现途径和关键技术；刘彬等［4］对高超声速巡航导弹拦截策略进行了分析；同时，孙磊等［5］分析了不同制导律和总体参数对高超声速目标拦截性能的影响。在高超声速拦截弹道规划方面，张大元等［6］针对临近空间高超声速飞行器开展了拦截弹道的规划研究；陈文钰等［7］也对临近空间目标拦截弹弹道进行了设计及验证研究；黄春华等［8］开展了助推滑翔飞行器远程拦截发射方位角设计的研究，并提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路；此外，尹中杰等［9］针对吸气式高超声速平台开展了临近空间目标拦截的预测命中点设计方法研究。

目前的研究大部分是针对高超声速目标或高超声速巡航武器的拦截策略及拦截弹道等问题开展初步的分析工作，而对于高超声速滑翔武器的拦截问题研究较少，且缺少针对相应拦截弹的总体方案设计研究。本文针对高超声速滑翔武器的拦截问题，开展了拦截弹气动外形、结构布局和推进系统的初步设计工作，获得了拦截弹总体性能参数；随后，在方案设计的基础上进行高超声速巡航武器的拦截弹道规划，并基于拦截弹道模型及拦截弹总体参数进行拦截概率的初步评估。

1 拦截问题的提出

1.1 问题分析

高超声速滑翔飞行器采用“钱学森/桑格尔”弹道，通过滑翔方式来增加射程［10］，因此其弹道大部分位于20～60 km 高度，依赖该范围内大气提供的空气动力进行弹道形式的改变。

典型高超声速滑翔目标以美国HTV-2 高超声速滑翔武器为例［11］，图1 为HTV-2 的典型弹道轨迹，HTV-2 采用氦气喷射直接力控制方式，可长时间在30～60 km 高度的范围内滑翔飞行，因此该高度范围内的飞行具有较长时间的拦截窗口，且由于HTV-2在该段末端速度仍为高超声速，考虑到末制导拦截阶段可能出现的追击等拦截机动，为提高拦截成功概率，拦截弹应设计具备高超声速能力。

图1 HTV-2 典 型 弹 道 轨 迹Fig.1 Typical trajectory of HTV-2

同时，由于高超声速滑翔武器的弹道特性，针对在再入后的滑翔段可能出现的类“水漂”跳跃机动，要求拦截弹在末制导段具有快速机动能力，以应对滑翔武器的不可预测轨迹。

1.2 拦截方案分析

1.2.1 高超声速滑翔武器拦截窗口

高超声速滑翔武器的飞行过程基本可以划分为4 个阶段：①助推爬升阶段：高超声速滑翔武器发射后，通过助推器加速爬升到达大气层外指定高度；②再入阶段：高超声速滑翔武器助推完成，停止爬升并转向开始再入；③无动力滑翔段：滑翔弹在临近空间20～60 km 高度范围内进行高超声速无动力滑翔；④末端攻击阶段：到达攻击目标区域后，滑翔弹开始进行俯冲攻击，完成对目标的打击。

通过对上述飞行阶段的分析可以发现，爬升段由于在敌方阵地，拦截可能性小；再入段飞行高度高和位置远的特点导致拦截困难大；末端攻击段持续时间短、目标速度大，且拦截失败后无法补救；而高超声滑翔武器在无动力滑翔段的飞行时间长，飞行状态较稳定，拦截窗口相对较大，因此应选择目标的滑翔阶段实施拦截。

1.2.2 高超声速滑翔武器拦截方式

目前导弹防御体系主要包括陆（海）基拦截［12］和空基拦截2 种方式，针对高超声速滑翔目标的高速高机动拦截，相比陆（海）基拦截，空射拦截的发射平台有更高的机动性和灵活性，防御范围更宽更广，防御部署多层次化，并且具有发射高度、速度等发射初始条件的优势，但由于载机高速飞行，拦截弹发射可能产生较大的对准误差，且在载机飞行过程中，发射对拦截窗口的捕捉也会有较高的要求。

1.2.3 高超声速滑翔武器毁伤方式

高超声速滑翔武器的战斗部通常是动能战斗部，通过动能碰撞造成伤害，战斗部构成简单，无法通过云爆弹云团［13］进行干扰摧毁，且对于其高速特性，采用活性破片战斗部，破片动能不足以对其造成摧毁打击，因此2 种常用战斗部均不能对其进行有效拦截。基于现有的技术成熟度来说，由于确定在滑翔阶段对高超声速滑翔武器实施拦截，针对该阶段飞行高度高、飞行速度快，因此采用动能拦截的毁伤方式较为合适。

2 拦截弹方案设计

本文针对高超声速滑翔武器的拦截问题开展拦截弹初步方案设计，主要完成导弹气动外形、结构布局和推进系统的设计，并计算导弹总体性能参数。

2.1 推进系统设计

2.1.1 推进系统基本形式确定

推进系统是导弹满足射程和平均速度的物理基础，目前空空导弹大多数采用固体火箭发动机，它可以提高导弹的平均速度，已成为未来远程空空导弹的重要发展方向。常用的基本形式有：单室单推力、单室双推力、双室双推力和双脉冲固体火箭发动机，推进系统的基本形式与期望的速度方案有关。

其中，双脉冲固体火箭发动机的燃烧块之间采用阻燃剂等分离，且每块的点燃都有导弹自带的计算机进行控制，从而使得导弹可以根据与目标距离的远近，自主决定燃烧块的点燃时间，从而自动优化飞行速度，弹道等；此外，双脉冲固体火箭发动机解决了传统导弹在转向时产生的过载和细长气动外形之间的矛盾，需要转向变换弹道时，只需要通过计算机控制燃烧块点燃的时间间隔，从而调整推力大小，即可在较小过载下完成转向，很大程度上增强了其机动特性。

对于典型的高超声速滑翔武器，根据拦截窗口分析，考虑选取滑翔段进行拦截，要求拦截高度范围需覆盖20～60 km 高度的临近空间，且要达到高超声速水平的同时对机动性也要求较高，根据上述双脉冲火箭发动机的机动特性分析，推进系统采用双脉冲固体火箭形式可以更好地满足需求，即加速助推+无动力飞行+加速助推+无动力飞行的方案。

2.1.2 主要参数设计

根据导弹总体概要设计以及参照的基准弹选取相关参数［14］，取助推器直径380 mm，长3 560 mm，燃烧室壳体用碳纤维缠绕，装药长度为3 150 mm；推进剂采用固体含量87%的丁羟推进剂；拦截弹主动飞行18 s，首先对第一推进剂进行点火，发动机工作大约8 s 后无动力滑行，在接近目标后对第二推进剂点火，工作时间大约为10 s；根据性能要求，最大速度取约3 km/s（约为马赫数10）；为了提高发动机的总冲，取装药体积装填因子η=0.9，喷管面积比为9；为保证发动机不产生较严重烧蚀，发动机喉道比J为0.45。

（1） 药柱外径d0

式中：dc为发动机外径，为380 mm；δ为包括壳体、衬套和内外绝热层的厚度，取5 mm。可得药柱外径d0=370 mm。

（2） 燃烧室容积Vc、装药容积Vp及质量Mp

式中：lc为装药长度；ρp为推进剂密度，取1 800 kg/m3。可得燃烧室容积为0.34 m3、装药容积为0.305 m3、装药质量为548 kg。

（3） 发动机总质量

由于燃烧室壳体采用石墨纤维缠绕，发动机的质量比大大提高，大型发动机达0.93 以上，考虑到拦截弹助推器较小，又有外热防护层，保守估计取质量比为0.9，则发动机总质量Meng为

（4） 装药初始通道面积Ap

（5） 喷喉初始直径和出口直径dto

若考虑烧蚀影响，并取烧蚀速率rb=0.14 mm/s，则工作18 s 后，喉径dtd为

式中：t为工作时间。

（6） 平均喉径dta

（8） 喷管出口直径de

（9） 推进剂秒消耗量qm

假设第一推进剂和第二推进剂容量相同，则

式中：tb为燃烧时间。

（10） 燃烧室平均压强Pc

式中：c′为理论特征速度，根据统计值一般为1 581.6 m/s；ηc为燃烧室效率，取0.99。于是可得燃烧室平均压强为9.26 MPa。

（11） 发动机地面平均推力

式中：Is为发动机实际地面比冲，经验计算公式如下：

2.2 横向控制系统设计

直接杀伤的滑翔武器拦截弹具有较快的速度以及更远的飞行距离，采用先进的横向控制系统具有快速机动性，用于拦截高机动目标和实施快速机动，既能提高先进空空导弹对敌方先进自卫系统的突防效能，也能确保直接碰撞杀伤目标。

常见的横向控制系统主要为推进矢量控制发动机以及燃气控制带组成的横向控制发动机。综合考虑较高的操纵效率、较快的响应时间以及轻量化的结构，本方案采用在导弹前部布置燃气动力控制带的力矩式控制方式，通过对脉冲发动机的数量及在导弹飞行过程中脉冲发动机位置（或者通过发动机喷口工作物质的输出）的选择，可以实现对导弹的横向控制。

参考美国的Erint-1 以及M-shorad 系列拦截弹，本方案在导弹导引系统后布置250 个微型固体燃料脉冲发动机组成的系统（如图2 所示），间隔36°，每排布置10 个，单个射流孔孔径为50 mm；单个发动机工作的平均推力为2 500 N，工作时间为0.02 s；发动机总重26.1 kg，燃料质量3.852 kg，控制系统长1 000 mm。

图2 横向控制系统布局示意图Fig.2 Layout of horizontal control system

2.3 弹翼气动外形设计

2.3.1 弹翼面积设计

对于大部分防空导弹，不论是何种控制方案，导弹所需机动力主要是靠弹翼提供的，主要升力面的尺寸也需要先确定弹翼面积，弹翼面积的计算公式如下：

式中：q为飞行动压，根据性能要求，平均密度取25 km 下的密度0.04 kg/m3，平均速度为1 600 m/s，取动压为51 200 Pa；m为导弹质量，参考基准弹，结合考虑推进剂质量的增加，取值为700 kg；nk为导弹可用过载，参考类似基准弹，取8；为翼身组合段升力系数斜率，根据统计值，对于超声速下小展弦比弹翼，升力线斜率一般小于0.02，取0.018；αmax为导弹允许的最大可用攻角，考虑到气动力非线性以及三通道交叉耦合的限制，最大可用攻角取为20°；k=CYWB/CY为翼身组合段升力系数与全弹升力系数的比值，由于采用正常式布局，升力主要由弹翼产生，取k=0.8。综上，计算可得弹翼面积为0.25 m2。

2.3.2 舵面气动外形设计

（1） 舵面面积的确定

从上表看出，全书引用(化用)情况涉及篇目14篇，共16处，足见刘勰的确吸收了不少道家思想在其创作中，例如贯穿全文的“自然”说、“虚静”说等，而这些又是道家思想重要的理论精髓。在《文》中，刘勰虽引用(化用)这些思想，但并没有生搬硬套，而是根据这些精髓实质生发出许多可以用来证明其观点的新理论，这就如同“中国化的马克思主义”一样，赋予了新的生命力。

对于舵面的面积，根据统计，在初步设计阶段，对于空空导弹，可取弹翼面积的5%～8%。本方案舵面面积取6.5%的弹翼面积，即0.12 m2。

（2） 舵面几何参数和几何尺寸的确定

舵面几何参数及几何尺寸确定的原则基本上和弹翼相同，但是为了提高舵面的控制效率，舵面的展长应尽量大，而弦长则较小，因此舵面的展弦比一般较大。本方案取舵面展弦比为2。

为了保证导弹在受控飞行的全过程中具有良好的响应特性，应使舵面压心的变化量较小，从这个角度考虑，矩形舵面相比于三角形舵面更为有利。或去掉舵面端部马赫锥内的部分，以减小马赫数的变化对舵面法向力及压心的影响。本方案舵面采用较小的根梢比，取1.5，后掠角取为11°。

综上可得，舵面的翼根长0.3 m，翼尖长0.2 m，展长0.5 m。

（3） 舵面剖面形状和几何尺寸的确定

舵面剖面翼型采用双弧线形，相对厚度为 2%。

2.3.3 弹身气动外形设计

（1） 头部几何外形以及几何参数的确定

头部外形的选择，需要综合考虑空气动力性能（主要是阻力）、容积、结构及制导系统要求，特别是制导要求，往往成了决定因素。本方案采用雷达制导，为了使无线电的折射和畸变最小，头部外形选择公式导出的抛物线形。

头部长细比λn变化，对头部阻力影响较大，而头部阻力又占弹身阻力的很大部分。头部长细比越大，阻力系数越小，到λn＞5 后，这种减小就不明显；头部顶端越尖，在同一马赫数下，头部激波强度也越弱，故头部阻力系数也越小。

考虑到λn增加，会引起头部容积的减小，不利于头部设备的安置，所以在超声速飞行条件下，通常λn取在3～5 之间。本方案的头部长细比λn取为3，则头部长1 140 mm。

（2） 尾部几何外形以及几何参数的确定

尾部长细比λTS和收缩比ηTS的确定，是在设备安置允许的条件下，按阻力最小的要求来确定。随着λTS和ηTS的增加，尾部收缩越少，气流分离和膨胀波强度越弱，尾部阻力就越小。同样ηTS的增加，其尾部阻力也相应减小。但是，随着λTS和ηTS的增加，底部阻力也增加。由此可见，当采用收缩尾部时，增加了一部分尾部阻力，但减少了一部分底阻，同时尾部收缩又引来了产生负升力和负力矩。

根据设计经验，尾部长细比λTS不大于3，收缩比ηTS=0.4～1，且一般取尾部收缩角8°为宜。本方案的尾部长细比λTS取为0.5、收缩比ηTS取为0.86、收缩角为8°。因此，计算得到尾部长190 mm、末端直径326 mm。

（3） 中部几何外形以及几何参数的确定

弹身长细比λb越大，其波阻系数越小，而λb越大，其摩擦力系数就越大，故从合成阻力角度看，存在最优λb对应的阻力最小。然而单独根据该值设计的弹身长细比可以达到30 以上，这样的长细比将导致弹身刚度较差。因此，在设计弹身长细比时，还要综合考虑弹体刚度、工艺性和结构质量等方面。根据现有空空拦截弹统计分析，λb=10～18。

综合考虑弹身内部分系统的布置，即控制系统与推进系统（由于采用直接动能撞击的形式，引战部分不需要考虑），滑翔武器拦截弹的中部长细比取为12，即弹身中部长4 560 mm。

2.4 部位安排与质心定位设计

部位安排与质心定位的任务是将弹上有效载荷（引信、战斗部）、各种设备（如自动驾驶仪、遥控应答机）等、动力装置（如发动机）及伺服系统（如舵机、操纵系统）等，进行合理的安排设计，使其满足总体设计的各项要求。

导弹各分系统的密度范围在250～1 900 kg/m3，典型导弹各分系统的密度值如表1 所示。

表1 典型导弹各分系统的密度值Table 1 Density values of each subsystem of a typical missile

根据上述各部位几何尺寸，全弹各部位质量以及质心如表2 所示。

表2 全弹质量和质心明细表Table 2 Full missile weight and centroid

其中，以导弹头部为坐标原点；全弹壳体厚度为2 mm；气动面平均密度为3 000 kg/m3，壳体平均密度为 3 000 kg/m3。

于是，全弹的质心可求得为

综上，滑翔武器拦截弹的总体外形以及几何尺寸示意如图3 所示。

图3 总体外形以及几何尺寸示意图Fig.3 General appearance and geometric dimensions

3 拦截弹道规划

3.1 拦截弹道规划

由于高超声速滑翔弹目标在滑翔段末端速度仍较大，因此，拦截若采用尾追的方式，要求拦截弹速度大于目标速度，则对拦截弹的推进和性能都有较高的要求，相比而言，若采用迎击方式，在拦截能力区别不大的情况下，对拦截弹的速度要求较低，因此采用迎击拦截的方式进行弹道问题的规划。

3.1.1 拦截弹道关键问题

（1） 拦截弹工作环境

拦截弹以高超声速在大气层内飞行时摩擦产生的高温造成气动热效应，既会干扰雷达导引信号的传递和接收，影响制导能力，又会使弹体前驻点等位置温度较高，造成烧蚀，产生热应变、热应力等，降低弹体的强度，且如果超过材料所能承受的最大热流密度，将导致弹体烧穿，拦截弹损毁。因此，对弹道进行规划时，需要考虑降低热流密度，以保证拦截弹的工作环境。

（2） 拦截弹结构强度

拦截弹在高速飞行过程中，由于弹身较长，在进行转向、快速机动过载较大或者抛出各级助推段后重心位置快速改变时，会对弹体结构强度要求较高。因此，对弹道进行规划时，还要考虑合理布置各级助推时间和抛出助推段时的位置及姿态，并且在整个工作过程中保证导弹的迎角及动压在合理的范围内。

（3） 惯性测量误差

在拦截弹飞行过程中，惯性测量系统持续进行拦截弹运动参数的测量，由于惯性器件测量误差会随时间积累显著增大，对制导能力产生影响，因此拦截弹飞行时间不能过长。且实际拦截弹飞行最大时间与燃料质量有关，为防止弹道计算中的飞行时间无限增加，拦截弹的最大飞行时间需要限制。

3.1.2 拦截弹运动模型

考虑拦截弹的飞行高度，由迎角产生的气动力可能出现不足的情况，且由舵面偏转控制的迎角改变具有延迟性，对于高超声速情况可能难以满足瞬时的姿态控制要求。因此，将由横向控制系统产生的直接力控制考虑进来并加入过载计算中，以保证足够的机动能力。由于拦截弹发射初始以预测命中点为目标，当发射方位角确定后，由于高超声速的速度特性，理想的弹道轨迹位于纵平面内，因此，可将运动模型简化为弹道纵平面内的运动。

考虑地球曲率和自转的影响，拦截弹的运动模型建立如下式：

式中：P为发动机推力；m为拦截弹质量；S为拦截弹气动参考面积；q为动压；Cd为拦截弹飞行阻力系数；α为迎角；ω为地球自 转角速度；v为拦截弹速度；θ为当地速度倾角；ψ为速度偏角；λ为经度，r为地心斜距；ny为垂直速度矢量方向的过载，且

式中：na为发动机推力和气动力产生的过载项；nT为横向控制系统产生的直接控制力提供的过载项。

3.1.3 弹道控制参数优化

（1） 弹道控制变量

根据运动模型，将na和nT构成的法向过载ny作为控制变量，其中，

将弹道计算以时间步长分段，实时的弹道问题则变成了确定当前时间步内的迎角α和直接力过载nT的取值问题，即每个时间步长内的参数优化问题。

（2） 弹道目标函数

拦截弹弹道的目标要求首先是弹目命中；其次，为了保证末端制导能力，拦截弹的末端速度要求尽可能大；为保证拦截弹的工作环境，拦截弹飞行过程中的气动加热要尽可能小。据此建立的总目标函数为

式中：ci为权重系数；Δ为弹道末端弹目距离；v为拦截弹末端速度；Q为拦截弹飞行过程中的总气动加热，可根据实时热流密度qω对时间积分得到。

（3） 弹道约束

根据前文对拦截弹关键问题的分析，可知拦截弹弹道规划的主要约束项有：为保证拦截弹稳定飞行的最大攻角约束、为保证弹体结构稳定的最大动压约束、避免弹体材料失效的热流密度约束以及为保证制导精度的最大飞行时间约束。

基于上述拦截弹运动模型，采用Runge-Kutta 算法对运动微分方程组解算，在解算弹道的过程中，拦截弹所处位置的大气密度和热流密度将根据拦截弹地心距r、温度T和速度v实时计算，同时根据拦截弹速度v计算动压，以进行最大动压约束以及总目标函数值的计算。

在解算弹道的整个过程中，将时间分为n个单元，将攻角α和直接力过载nT作为弹体运动控制和优化的变量，得到每个时间步单元内使得优化目标取得最优值的攻角α及nT，每个时间步的弹道参数优化采用PSO 粒子群优化算法［15］进行最优值的选取，弹道参数的约束则通过罚函数法实现，根据各约束项的权重程度，对其进行权重排序，分别为热流密度、攻角、时间和动压。

建立的弹道规划程序设计框架如图4 所示。

图4 弹道规划程序设计Fig.4 Design of traijectory programming

3.2 高超声速滑翔武器拦截弹道分析

由前文对滑翔武器拦截弹的初步设计得到，拦截弹的推力分两级助推推力如表3，两级的推力大小一致，助推时间分别为8 和10 s，助推总时间为18 s，两段间隔5 s 无动力飞行时间。

表3 滑翔拦截弹动力性能设置Table 3 Dynamic performance Settings of gliding intercept missile

滑翔拦截弹的推力随时间变化函数：

同时，由于各级助推器脱落后，弹体质量发生改变，质量也可表示为

根据前文设计的几何参数进行参数化建模，并计算各迎角下升力系数、阻力系数的变化，得到的曲线如图5 所示。

图5 滑翔拦截弹在各马赫数下升阻力系数随迎角变化Fig.5 Variation of lift drag coefficient of gliding intercept missile with Angle of attack at various Mach numbers

将上述曲线拟合成函数并加入弹道程序中，进行弹道计算，计算设置输入如表4 所示。

表4 弹道计算输入参数Table 4 Input parameters for trajectory calculations

弹道轨迹计算结果及弹道参数变化计算结果如图6，7 所示。

由图7 可见，弹道最大速度为2 821.7 m/s，约马赫数为10，命中速度为2 339 m/s，可以达到预期的最大速度，满足拦截弹拦截滑翔武器的速度指标。

图7 弹道参数变化计算结果Fig.7 Results of trajectory parameters

4 拦截概率评估

对于现代空空导弹，在中段制导结束后，弹目关系需要满足一定的条件，在开启末制导后才能够成功拦截，拦截概率主要体现在导弹导引头在中、末制导交接段对目标的截获概率。

4.1 目标截获概率模型

末制导导引头要完成对目标的截获必须满足3个条件：①目标应处于导引头的截获距离以内，这称之为“距离截获”；②目标视线位于导引头的视场之内，这称之为“角度截获”；③导引头能提取目标回波的多普勒信号，这称之为“速度截获”。设导弹的角截获概率、距离截获概率和速度截获概率分别为Pa，Pr，Pv。

4.1.1 速度截获概率

拦截弹的速度截获概率是指导引头雷达对目标多普勒信号的捕获概率，导弹的速度截获概率计算为

式中：Pfd为目标回波多普勒频率落入接收机多普勒滤波器频带内的概率；Pd为在回波落入滤波器的条件下导引头接收机正确检测到目标的概率［16］：

式中：Δf为导引头雷达滤波器组的频宽；σP，σM分别为机载雷达、弹载惯导的测速精度；λ为雷达导引头工作波长；Pd为雷达信噪比的函数，与雷达截面积的起伏模型有关。

4.1.2 角度截获概率

中制导末位置处，导弹与目标的视线为Rm，导弹导引头雷达天线指向为Rs，如图8 所示。导引头视场角宽度为W，若Rs与Rm夹角φa＜W，则认为能够角度截获目标。

图8 目标指示误差Fig.8 Target indication error

将目标指示误差φa在目标所在的导引头天线系平面上投影，得到分量φax，φaz，假设随机变量φax，φaz服从均值为0 的正态分布，则易证φa服从瑞利分布，其分布函数为

由于导引头的视场宽度为W，故对目标的角度截获概率为

式中：末制导角度截获概率的标准差σ主要来自于导引头雷达对目标的指向误差σT，导弹自身姿态测量误差σa以及导弹中制导结束后惯导系统产生的导弹自身位置误差σm［17］。

4.2 总截获概率

在弹载设备正常工作的情况下，通常认为［16］

从而，导引头总截获目标的概率P可以表示为

针对高超声速滑翔导弹速度大、机动性强的特点，多发拦截若采用连续发射拦截方式，在同一拦截站出现的拦截时间窗口短，拦截机会较少，因此可采用分层防御的方式从多个拦截站依次拦截，能够较好地提高拦截效率，减少拦截弹消耗数量。

5 结束语

本文针对高超声速滑翔类目标的拦截问题，以HTV-2 为对象，开展拦截弹拦截方案分析、总体设计以及拦截弹道规划问题的研究。首先分析了高超声速滑翔类目标的目标特征，确定了基本的拦截方案：即采用空基拦截的方式在滑翔段以动能撞击的毁伤方式开展拦截，并确定了拦截难点和物理约束。随后，开展了拦截弹总体设计工作，确定了拦截弹的基本总体工程属性参数，完成了拦截弹外形设计工作。在此基础上根据弹道规划需求和约束，建立了拦截弹动力模型和质点运动模型，利用粒子群算法对预测命中点的来袭目标开展了弹道规划。最后，对拦截概率进行了评估，针对性地提出了可采用分层防御的方式从多个拦截站依次拦截，能够较好地提高拦截效率的建议。