雷虎民 駱長鑫 周池軍 王華吉 邵雷

摘要：為滿足臨近空間高超聲速目標防御作戰(zhàn)需求，聚焦攔截彈超遠程超高速攔截制導和控制關鍵技術，對“中制導”、“中末制導交接班”、“末制導”、“直接力/氣動力復合控制”以及“多攔截彈協(xié)同攔截”等五個方面的研究進展進行綜述，圍繞“基于區(qū)域分割的多攔截彈協(xié)同彈道生成”、“基于分布式優(yōu)化的多攔截彈協(xié)同彈道修正”以及“多攔截彈協(xié)同末制導律的動態(tài)捕獲區(qū)”三個未來需要重點發(fā)展的方向進行展望，為臨近空間攔截彈制導控制技術研究提供參考和借鑒。

關鍵詞： 臨近空間防御作戰(zhàn);直接力/氣動力復合控制;協(xié)同攔截;彈道在線修正;中末制導交接班

中圖分類號：TJ765;V448? 文獻標識碼： A? 文章編號： 1673-5048（2021）02-0001-10

0 引? 言

臨近空間高超聲速飛行器是一類飛行馬赫數大于5的新型飛行器[1-2]，其作為未來戰(zhàn)爭的快速高性能遠程攻擊武器，相比于傳統(tǒng)航空器，具有飛行速度更快、突防能力更強以及作戰(zhàn)半徑更遠等顯著優(yōu)勢[3-4]。目前美俄已在高超聲速助推滑翔飛行器武器化進程中占領先機，對我國空天防御作戰(zhàn)提出了極大的挑戰(zhàn)，開展臨近空間高超聲速目標新型攔截技術研究已迫在眉睫[5]。

高超聲速飛行器兼具了彈道導彈的高速特性與巡航導彈的高機動特性，且具有良好的隱蔽能力和突防能力，能突破現有防空反導體系。高超聲速飛行器這些得天獨厚的性能優(yōu)勢，使得臨近空間防御作戰(zhàn)面臨“四難”問題。

（1） 發(fā)現難。臨近空間高超聲速飛行器飛行距離遠，其發(fā)射地與目的地之間距離可達數千公里甚至上萬公里，通常需要借助天基探測平臺或遠程預警雷達進行探測，然而，現階段的遠程預警手段在面對高超聲速飛行器時存在三個方面的不足。一是天基預警能力有限，天基預警系統(tǒng)探測空域有限，無法全域覆蓋探測，發(fā)現能力弱。二是地基預警能力不足，高超聲速目標RCS小、等離子體鞘套等因素使得虛警率高，搜索能力弱。三是目標識別能力不足，缺乏高超聲速目標特征數據庫，難以實現有效識別。

（2） 探測難。臨近空間再入滑翔目標利用高升阻比氣動外形，可在臨近空間稀薄大氣環(huán)境中依靠升力進行長時間飛行，并利用側向機動形成較大的打擊區(qū)域[6]。由于目標的飛行空域特殊且速度極快，目標本體與周圍稀薄大氣相互作用，形成等離子體鞘套，電磁波穿過等離子體鞘套時能量被吸收、散射和反射，造成信號幅值衰減、相位畸變，對現有探測系統(tǒng)的預警時間和探測精度帶來嚴重影響[7]。另外，由于地球曲率影響，即使地面雷達具有足夠的威力，單站雷達也難以獨立發(fā)現目標。作為進攻武器的高超聲速飛行器，其RCS甚至可以達到0.01 m2左右，這又大大增加了預警探測難度。

（3） 跟蹤難。臨近空間高超聲速飛行器飛行速度極快，超出絕大多數雷達數據處理波門，即使能探測到目標，也難以實現有效跟蹤。另外，防御方很難預測未來目標的機動時刻、幅值以及頻率[8-9]，目標的非彈道式隨機機動給探測系統(tǒng)持續(xù)高精度跟蹤帶來巨大困難。雖然目前國際上關于機動目標跟蹤的研究已經取得了一系列成果，但對強機動目標的跟蹤，不管在理論上還是實踐上都有較高的技術要求，仍然是一個具有挑戰(zhàn)性的問題。

（4） 攔截難。首先，臨近空間高超聲速目標機動性

強，飛行過程中沒有固定的軌跡，在其主要飛行空域空

氣密度很小，空氣舵的效率很低，攔截彈需要使用姿軌控動力系統(tǒng)實施控制，這對姿軌控發(fā)動機的持續(xù)、快速、準確控制帶來了很大的挑戰(zhàn)。其次，要求攔截系統(tǒng)快速反應。臨近空間高超聲速飛行器具有極高的速度，十幾分鐘內就能實施跨洲際機動，對目標進行打擊，留給防御方的反應時間非常短。

實際上，一方面，由于臨近空間防御作戰(zhàn)面臨的“發(fā)現難”、“探測難”以及“跟蹤難”問題，顯著壓縮了攔截彈的攔截時間窗口，大幅提高了攔截系統(tǒng)的反應時間要求，極大降低了攔截過程的容錯率;另一方面，由于高超聲速飛行器的高速性和強機動性，也給攔截過程帶來了困難，這就對攔截彈的制導控制系統(tǒng)提出了更高的要求。因此，積極尋求反臨攔截彈制導與控制關鍵技術的突破，是臨近空間防御作戰(zhàn)的一個重要方向。

臨近空間高超聲速目標防御作戰(zhàn)屬于超遠程超高速攔截問題，把彈道和導引方法完全固聯(lián)，嚴重阻礙了中高空地空導彈的發(fā)展，使得提高導彈射程和制導控制精度成為難以逾越的障礙[10]。為了擴大轉瞬即逝的攔截窗口，攔截彈的射程和速度是關鍵突破口，而彈道與制導律分離設計是增大射程、提高速度的根本途徑。鑒于此，高精度的復合制導技術已成為反臨近空間高超聲速目標的核心技術之一，在該方面很多學者取得了一些具有重要參考價值的研究成果。本文立足臨近空間防御作戰(zhàn)背景，圍繞攔截彈的“中制導”、“中末制導交接班”、“末制導”、“直接力/氣動力復合控制”以及“多攔截彈協(xié)同攔截”五個方面的研究進展，對攔截彈制導與控制關鍵技術進行綜述，并對未來研究方向進行展望。

1 反臨攔截彈制導控制關鍵技術研究進展

1.1 中制導關鍵技術

1.1.1 中制導彈道設計方案

針對攔截窗口較短和修正能力不足的問題，地基攔截彈在高超聲速目標攔截作戰(zhàn)中通常選擇高拋再入攔截彈道[11-12];另外，通過對攔截彈的氣動外形進行優(yōu)化設計[13]，可以采用高拋再入滑翔彈道。兩種彈道的示意如圖1所示。

圖中兩種彈道各有優(yōu)缺點，高拋再入攔截彈道交接班高度在80 km以上，通過軌控發(fā)動機進行大范圍修正調整，修正效率高、響應時間快且導引頭不受氣動熱干擾的影響，但是能夠利用的氣動力可以忽略不計，彈道修正能力主要受限于軌控發(fā)動機所能使用的能量。高拋再入滑翔彈道可借助攔截彈的高升阻比氣動外形進行再入滑翔飛行，交接班可在滑翔段進行，攔截彈擁有與高超聲速目標相當的速度和機動能力，而且可利用氣動力進行彈道修正。當氣動力不足時，可通過直接力/氣動力復合控制產生較大的可用過載，用于修正因目標軌跡預測誤差引起的交接班誤差。不足之處是氣動熱將對導引頭搜索、截獲和跟蹤產生影響，所以末制導需要采用側窗探測的紅外凝視導引頭，以避開導彈頭部熱流密集區(qū)。

相比于高拋再入攔截彈道，再入滑翔彈道高度相對較低，且攔截彈飛行環(huán)境較為復雜，面臨的技術難題也更多。因此，重點探討高拋再入滑翔中制導彈道在線修正攔截技術。與臨近空間高超聲速飛行器一樣，攔截彈拋掉助推器之后剩余的攔截彈部分也將長時間在臨近空間作無動力滑翔。但臨近空間空氣稀薄，要產生較大的控制力，這就對攔截彈的外形和控制提出了以下要求：

（1） 具有大升阻比的外形，并且能夠大攻角飛行;

（2） 具有較大的飛行速度;

（3） 裝備直接力發(fā)動機裝置，可以為大范圍快速彈道調整提供足夠的可用過載。

這些措施可保證攔截彈產生足夠的控制力，以實現預先規(guī)劃或在線修正的最優(yōu)彈道。

1.1.2 中制導彈道在線修正

臨近空間攔截彈中制導彈道在線修正主要包括三個部分：

（1） 攔截彈彈道離線優(yōu)化;

（2） 基于離線優(yōu)化彈道數據的攔截彈彈道在線修正算法設計;

（3） 攔截彈高精度彈道跟蹤制導律設計。

通過離線彈道優(yōu)化可獲得基準彈道數據，這是彈道在線修正的基礎?；陔x線優(yōu)化彈道數據的彈道在線修正算法設計是關鍵，高精度彈道跟蹤制導律是在線修正彈道得以實現的保證。三者相輔相成，缺一不可，基于彈道在線修正的攔截作戰(zhàn)工作原理如圖2所示。

中制導彈道在線修正主要有兩種思路[14-15]：一種是利用高效優(yōu)化算法將當前狀態(tài)與約束狀態(tài)作為邊值條件，對彈道進行重新優(yōu)化，然而重新優(yōu)化的可靠性不足、計算量大、求解效率低，難以滿足實時性要求;另一種是將改變后的約束條件作為基準狀態(tài)的擾動，利用線性化方法求解所需的控制補償量，求解效率高。

鄰域最優(yōu)彈道修正算法通過將基準最優(yōu)彈道滿足的一階最優(yōu)性條件進行再次求導，得到了滿足調整后的終端約束條件的控制量修正量，并且保證了原指標函數的二階最優(yōu)性[16]。文獻[17-18]為應對攔截彈中制導過程中由于初始狀態(tài)偏差以及目標機動引起的中制導初始條件和終端約束條件變化，基于鄰域最優(yōu)控制理論提出了一種鄰域最優(yōu)彈道修正算法。此方法充分利用基準最優(yōu)彈道數據，避免了重復進行大范圍尋優(yōu)求解，有效節(jié)省時間，適用于臨近空間攔截彈在線彈道修正。

除了鄰域最優(yōu)控制理論外，許多學者也采用模型預測靜態(tài)規(guī)劃（Model Predictive Static Programming，MPSP）實現對彈道的快速修正。MPSP是2009年Padhi基于模型預測控制和近似動態(tài)規(guī)劃理論，提出的一種高效的計算技術，可以用來解決終端約束限制下的有限時間開環(huán)最優(yōu)控制問題。MPSP通過引入靜態(tài)拉格朗日算子將最優(yōu)控制問題轉換為靜態(tài)優(yōu)化問題[19]，直接得出解析的關于終端誤差的控制量偏差，不存在數值優(yōu)化過程[20]，從而使得MPSP算法具有較高的計算效率，具備在線應用潛力，然而采用MPSP算法，處理帶有過程約束的高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化是一個難點問題。文獻[21]設計了高超聲速無動力滑翔飛行器魯棒次優(yōu)再入制導律，并將動壓、熱流和過載轉化為攻角約束。但由于影響攻角取值區(qū)間的因素多而且復雜，攻角很難準確求解。文獻[22]利用MPSP解決了考慮前置角和側向過載約束的最優(yōu)控制問題，但制導指令的推導過程過于繁瑣，且考慮的過程約束越多，該方法適用性越差。MPSP的另一個局限性是目標函數只能選擇二次型能量最省，這也限制了它的應用。考慮到攔截彈在交接班時刻需要較大的速度，若采用能量最省將很難實現這一目標。為了解決末速最大的彈道優(yōu)化問題，文獻[23]將求解末速最大化問題轉換為作用于速度反方向合力的動量最小化問題，然而該方法應用的前提為攻角無限小，此條件過于苛刻。另外控制量為彈道坐標系下橫縱方向的加速度，并不能將攻角和傾側角作為控制量。文獻[24]將MPSP理論與高斯偽譜法相結合提出了偽譜模型預測靜態(tài)規(guī)劃方法，利用插值多項式作為基函數來近似控制變量，使得待優(yōu)化的變量減少，計算更高效，但沒有考慮狀態(tài)和輸入受限的問題。以上方法均基于氣動力完成彈道修正，僅能夠適應目標軌跡預測誤差小范圍的變化。

1.2 中末制導交接班

復合制導過程包含了初制導、中制導、末制導以及各階段的交接班。由于臨近空間防御作戰(zhàn)中攔截彈和目標的相對速度極大，再加上軌跡預測誤差難以保證，使得中末交接班成為攔截彈成功攔截目標的關鍵，也是制約臨近空間防御作戰(zhàn)的技術瓶頸。

為解決反臨近空間高超聲速目標“交班難”的問題，文獻[5]創(chuàng)新性地給出了臨近空間中末制導交接班窗口的概念，指出為保證攔截彈既能“看得到”目標，又能“打得上”目標，需要在中末制導交接班時滿足以下約束。

一是保證導引頭能夠成功截獲目標。傳統(tǒng)的地空導彈在攔截常規(guī)空氣動力學目標時，其中末制導交接班主要包括兩個方面，即導引頭的交接班以及彈道的交接班。導引頭的交接班是指當彈目距離小于導引頭探測距離時，導引頭開機完成距離截獲;當目標位于導引頭視場范圍內，且導引頭接收到的反射信號足夠強，導引頭完成角度截獲;然后經過頻率搜索達到速度截獲后就實現了目標截獲，完成導引頭交接班。彈道交接班主要考慮中制導指令到末制導指令的平滑過渡，從而確保彈道的平滑，避免攔截彈失穩(wěn)[25]。為了實現這一過程，可通過修正攔截彈中制導段彈道，進而動態(tài)調整其交接班時間與交接班時刻的飛行狀態(tài)，使得攔截彈導引頭視場最終能夠覆蓋目標高概率存在區(qū)域。其原理如圖3所示。

二是保證攔截彈在交接班時刻所處的位置、速度大小和方向滿足末制導捕獲條件約束，從而使攔截彈處于有利的末制導初始攔截態(tài)勢，并盡量降低對于末制導段的需用過載。文獻[5]結合零控攔截流形推導得出了純比例導引律的捕獲條件，并基于該條件進一步描述了攔截彈在交接班時刻的位置和速度指向約束。如圖4所示，目標與導彈的速度取為1.5，比例系數設為4，以目標T為參考點，在目標速度VT0方向不變情況下，以點M2為例，若攔截彈在位置M2，則目標T的速度前置角為221.83°，此時為保證攔截彈在純比例導引律的導引下成功命中目標，其速度前置角的取值范圍為-133.4°～-39.87°。

目前末制導捕獲區(qū)的研究主要集中在比例導引律及其改進形式的捕獲狀態(tài)。文獻[26-28]研究了攔截分段連續(xù)機動目標的純比例導引律和增廣比例導引律的捕獲狀態(tài)，以及針對攔截非機動目標的真比例導引律的捕獲條件;文獻[29]分析了目標機動和導彈過載受限情況下

廣義理想比例導引律的捕獲條件;通過推導順軌和逆軌的零控攔截條件，文獻[30]對比分析了純比例導引律和反比例導引律的捕獲區(qū)。在比例類導引律捕獲區(qū)研究的基礎上，文獻[31]推導得到了滑模變結構制導律的捕獲區(qū)，如圖5所示。在中末交接班時刻，若由攔截彈的速度前置角η與目標的速度前置角γ組成的坐標（γ，η）落入區(qū)域A∪B內，則能夠保證攔截彈在滑模變結構末制導律的導引下成功命中目標。

為了更深入地挖掘制約中末制導交接班的約束條件，既要分析目標軌跡預測誤差對導引頭截獲條件的影響，同時還要研究考慮攔截彈可用過載和導引頭視場限制，以及目標機動影響條件下的末制導捕獲條件。文獻[32]以裝備捷聯(lián)導引頭的空空導彈為研究對象，為了在攔截快速移動目標過程中能夠保證導引頭持續(xù)跟蹤目標，研究了考慮導引頭視場角約束的末制導捕獲條件，為考慮側窗探測視場約束的臨近空間攔截彈中末制導交接班條件研究提供了借鑒。文獻[33]針對臨近空間高超聲速飛行器預警探測過程中的目標交接班問題，分析了目標交接班對軌跡預測的需求，指出目標軌跡預測誤差越小越容易完成交接班。較大的軌跡預測誤差可能使攔截彈的需用過載超過可用過載[34-35]，從而導致攔截失敗，甚至使得探測信息無法轉換為決策信息而造成防御系統(tǒng)的癱瘓。

1.3 末制導關鍵技術

在臨近空間防御作戰(zhàn)中，高超聲速飛行器將以極高的飛行速度對我方重要目標實施打擊。受限于導引頭的探測距離，攔截彈的末制導距離較短，留給攔截彈的末制導時間十分有限，一般在10 s左右。要想在如此短的時間內實現對目標的直接碰撞殺傷，高精度的現代制導律是一個重要的研究方向。另一方面，考慮到攔截彈自身復雜的特點以及面臨的嚴苛攔截環(huán)境，為提高攔截彈的命中概率，一類帶約束的高性能末制導律也是目前研究的重點。

1.3.1 高精度現代制導律

直接碰撞是攔截臨近空間高超聲速目標最有效的殺傷方式。為了在極為有限的末制導時間內實現對目標的直接碰撞殺傷，許多學者從提高制導精度的角度出發(fā)進行了一些研究。針對反臨攔截背景，基于有限時間收斂理論和PWPF調節(jié)器，文獻[36]設計了一種有限時間收斂制導律，提高了反臨攔截彈的制導精度且減少了其燃料的消耗?？紤]到高超聲速飛行器大幅度跳躍機動的彈道特點，文獻[37]構造了可以隨彈目距離以及目標跳躍幅值進行自適應調整的滑模趨近律，進而設計了一種新的反臨攔截彈末端滑模制導律。以X-51A為典型目標，通過將Hamilton函數與最優(yōu)控制理論相結合，文獻[38]提出了一種非線性H∞制導律，增強了制導系統(tǒng)的魯棒性。為了保證滑模制導律的近最優(yōu)性同時抑制抖振，文獻[39]基于有限時間最優(yōu)反饋控制理論，設計了反臨攔截彈有限時間近最優(yōu)積分滑模末制導律，獲得了較高的制導精度。以美國THAAD動能攔截彈為基本模型，通過構造目標機動加速度上限估計器，文獻[40]設計了一種新的滑模變結構制導律，給出一種抖振問題的解決方案。

隨著近年來人工智能領域相關技術的飛速發(fā)展，將計算機智能技術與制導律設計相結合的做法，正受到許多學者的高度關注。基于強化學習原理，通過模擬大腦對環(huán)境的反饋學習，自適應動態(tài)規(guī)劃方法得到了長足發(fā)展。文獻[41-42]分析和總結了將其應用于攔截彈末制導的現狀和前景。文獻[43]借助于模糊RBF網絡的高效自學習能力，有效解決了滑模制導律的抖振問題，仿真結果表明其對大機動目標具有較好的適應性。

1.3.2 帶約束的末制導律

針對反臨攔截彈嚴苛的攔截過程約束，如發(fā)動機的動態(tài)延遲約束、可用過載約束、終端視線角約束、側窗探測約束等，設計考慮約束的末制導律更具實際意義，部分學者已開展相關工作并取得了一定的成果。

考慮攔截器發(fā)動機的動態(tài)延遲特性，基于零化視線角速率原理和有限時間積分反步法，文獻[44]和文獻[45]分別設計了一種自適應變結構制導律和有限時間收斂制導律，有效補償了攔截彈自動駕駛儀的延遲，獲得了較高的制導精度。針對攔截彈發(fā)動機控制約束和末制導時間約束問題，文獻[46]設計了帶滯環(huán)開關的bang-bang制導律，有效避免了視線角速率的抖振，降低了發(fā)動機的開關頻率?？紤]攔截彈可用過載的約束，文獻[39]基于有限時間最優(yōu)反饋控制理論設計了一種滑模制導律，有效解決了可用過載飽和問題且保證了較高的制導精度。由于反臨攔截彈多采用側窗探測，在該探測模式下，需要滿足攔截彈姿態(tài)定向約束，文獻[47]針對該類約束提出了一種軌控有限時間收斂制導律，保證了探測視場的穩(wěn)定。

1.4 直接力/氣動力復合控制

目前對反臨攔截彈控制技術的研究還相對較少。由于在臨近空間防御作戰(zhàn)中，若采用高拋再入彈道，則需使攔截彈的中制導段處于較高的空域。由于大氣密度很小，攔截彈氣動能力較弱，要想實現攔截彈的姿態(tài)或軌跡調整需要借助直接力控制。因此，現有大多數文獻聚焦于對反臨攔截彈的直接力控制或直接力/氣動力復合控制開展研究。

許多學者青睞于將觀測器應用于反臨攔截彈姿態(tài)控制律的設計中，并取得了一定的研究成果。針對反臨攔截彈的直接力/氣動力復合控制問題，文獻[48]基于干擾觀測器設計了一種高精度的復合跟蹤控制器，仿真表明其具有一定的干擾抑制和補償能力。針對一類帶姿控發(fā)動機的側窗探測攔截彈，文獻[49]結合滑?？刂评碚摵蛡嗡俾拭}沖調制器設計了一種高精度的姿態(tài)控制律。考慮反臨攔截彈在大干擾、強耦合情況下的姿態(tài)控制問題，文獻[50]基于一種新型非線性干擾觀測器和PSR調制器，實現了對攔截彈快速準確的姿態(tài)控制，且該方法對外界不確定性和干擾具有強魯棒性。為解決直接力/氣動力復合體制的反臨攔截彈的抗干擾控制問題，文獻[51]基于有限時間干擾觀測器提出了一種非奇異終端滑?？刂坡?，實現了理想的控制分配精度，且控制能耗較小。而文獻[52]則基于干擾觀測器設計了一種反臨攔截彈保性能跟蹤控制器。

另外，部分學者在設計攔截彈控制方法時考慮了各種約束條件，進一步提升了所設計控制律的工程實用價值。針對攔截彈質心漂移問題和控制輸入受限問題，文獻[46]設計了兩種魯棒姿態(tài)控制律?？紤]攔截彈側窗探測約束和制導約束問題，文獻[40]基于時標分離原理設計了一種攔截彈動態(tài)逆控制律。同樣針對攔截彈的側窗探測約束問題，文獻[53]和文獻[54]分別利用自適應和最優(yōu)控制理論提出了兩種攔截彈姿態(tài)控制律。

1.5 多攔截彈協(xié)同攔截

針對具有高速高機動特性的臨近空間高超聲速飛行器，攔截彈在速度和機動性能上不占優(yōu)勢，僅靠單枚攔截彈難以實現對該類目標的有效攔截，因此，多攔截彈協(xié)同攔截是未來臨近空間防御作戰(zhàn)中的一種重要思路?；趨f(xié)同攔截的策略，許多學者已經進行了相關探索。結合實時在線的遺傳算法尋優(yōu)與滑模變結構控制理論，文獻[55]設計了4-D協(xié)同制導律，以多對多飽和攔截策略實現了反臨作戰(zhàn)中對目標的有效攔截?；趨f(xié)同覆蓋理論，并將多攔截彈對目標高概率存在區(qū)域的覆蓋程度作為優(yōu)化指標，文獻[56]實現了協(xié)同彈道的生成與修正，取得了較好的效果。文獻[57]同樣將協(xié)同攔截問題轉化為區(qū)域覆蓋問題，提出了分時協(xié)同和同時協(xié)同攔截方法，實現了對目標的有效攔截。

結合現有的研究情況，目前主要有兩類協(xié)同攔截策略。一類具有嚴格時間一致性約束，這類策略一方面可以要求多攔截彈導引頭在同一時間不同空間位置通過導引頭指向協(xié)同實現對目標搜索空域的覆蓋，另一方面通過控制多枚攔截彈交接班時刻的空間位置，實現多攔截彈攻擊區(qū)對目標預測命中區(qū)域的覆蓋。但是，如何實現交接班時間一致約束和多攔截彈空間的相對分布等問題需要深入研究?；跁r間一致約束的齊次攔截策略如圖6所示。

另一類是時間和空間具有梯次性的協(xié)同策略，在一定的時間間隔范圍內不斷對目標預測管道內指定區(qū)域進行梯次覆蓋，使多攔截彈在空間和時間上形成梯次，保證中末制導交接班時導引頭截獲目標。該策略使得多枚攔截彈在不同時刻對目標探測攔截，因此后續(xù)攔截彈可采用誤差較小的攔截彈導引頭量測信息代替誤差相對較大的預警信息。該攔截策略如圖7所示。

兩種攔截策略各有優(yōu)缺點：齊次攔截可以擴大導引頭覆蓋范圍，形成對高超聲速目標的圍攻之勢，提高導引頭探測能力和成功截獲目標的概率;缺點是攔截窗口狹小，具有強時間約束的特性，多枚攔截彈在射程有限情況下很難尋找一個共同的時間窗口。梯次攔截相對簡單，易于工程實現。通過設計合理的時間間隔，縮小后續(xù)攔截彈所要覆蓋的目標概率存在區(qū)域，同樣可以擴大攔截窗口。通過導引頭信息共享，可為后續(xù)發(fā)射的攔截彈提供更為精確的目標信息，提高交接班成功概率以及殺傷概率。不足之處是當目標進行機動飛行時，很容易逃脫單枚攔截彈的攻擊。

2 反臨攔截彈關鍵技術展望

雖然現有對反臨攔截彈制導與控制技術的研究已經取得了一定的成果，但仍然存在需要進一步深入研究的空間，這里對未來需要重點發(fā)展的幾個方向進行展望。

2.1 基于區(qū)域分割的多攔截彈協(xié)同彈道生成

區(qū)別于現有大多數文獻中集中式的多彈道優(yōu)化方式，未來可充分考慮多枚攔截彈之間可能進行的信息交互，將多攔截彈系統(tǒng)當作一個整體，建立與目標間的攻防模型，進而探索高效可靠的多攔截彈協(xié)同彈道生成方法。

如圖8所示，在攻防對抗中，多枚攔截彈通過與相鄰攔截彈之間的信息交互（共享彼此的狀態(tài)信息）耦合成一個整體，每枚攔截彈根據獲得的目標信息、自身的狀態(tài)信息以及相鄰攔截彈的狀態(tài)信息不斷調整自己彈道，進而與其余攔截彈共同形成優(yōu)化的中制導協(xié)同彈道。在攔截過程中，首先需要結合每枚攔截彈的動力學特點以及彈間信息交互特點建立多攔截彈系統(tǒng)的耦合模型，在此基礎上，面向多攔截彈系統(tǒng)設計協(xié)同優(yōu)化彈道。

在上述考慮彈間信息交互的多攔截彈系統(tǒng)模型下，為提高多枚攔截彈對目標高概率存在區(qū)域的協(xié)同覆蓋效果，可按照一定的規(guī)則實時地將目標高概率存在區(qū)域進行合理分割，在此基礎上對每個子區(qū)域的覆蓋性能單獨優(yōu)化。以三枚攔截彈為例，可將攔截彈距離預測目標點的距離最小作為分割指標，為每枚攔截彈實時劃分各自的覆蓋區(qū)域，如圖9所示。

根據攔截器導引頭性能指標、中末交接班時刻目標高概率存在區(qū)域截面，以及相應的覆蓋任務區(qū)域分割規(guī)則，計算為保證覆蓋目標高概率存在區(qū)域截面需用的最小攔截彈個數，依據協(xié)同覆蓋算法為多攔截彈選擇中末制導交接班時刻狀態(tài)約束，其中建立多攔截彈編隊狀態(tài)優(yōu)化問題的數學模型是求解該問題的關鍵。攔截彈導引頭協(xié)同覆蓋目標高概率存在區(qū)域示意圖如圖10所示。

2.2 基于分布式優(yōu)化的多攔截彈協(xié)同彈道修正

在攔截彈的中制導飛行過程中，由于目標測量信息的更新以及對目標高概率存在區(qū)域描述精度的提高，需要對攔截彈中末制導交接班時的位置以及攔截彈姿態(tài)約束進行調整，以滿足更新后的協(xié)同覆蓋需求。在單枚攔截彈攔截過程中，若終端約束發(fā)生變化，可利用彈道在線修正優(yōu)化處理。但在多攔截彈協(xié)同攔截的過程中，情況有所不同，解決該變終端約束下協(xié)同彈道修正問題，關鍵技術主要有三個方面：一是覆蓋任務區(qū)域分割的在線修正方法;二是面向變終端約束的多攔截彈系統(tǒng)協(xié)同彈道滾動時域優(yōu)化技術;三是考慮彈間信息交互的多攔截彈分布式優(yōu)化技術。多攔截彈協(xié)同攔截彈道修正過程示意圖如圖11所示。

2.3 多攔截彈協(xié)同末制導律的動態(tài)捕獲區(qū)

捕獲區(qū)作為末制導律能夠成功攔截目標的所有初始狀態(tài)集合，對于攔截高超聲速目標的中末制導交接班條件設計至關重要。然而目前的研究并未考慮目標機動以及多攔截彈協(xié)同制導下的捕獲區(qū)，需要進一步開展以下兩方面的研究。

（1） 考慮強機動目標的高動態(tài)特性的末制導動態(tài)捕獲狀態(tài)空間

在實際的攔截情形中，目標可能會采取不同的機動形式來規(guī)避攔截彈的攻擊。針對機動目標攔截問題，攔截彈的位置約束及速度指向約束相較于非機動目標攔截情形更加嚴格，通過分析目標的機動模式和作戰(zhàn)意圖，以概率的形式描述目標在攔截彈交接班時刻的空間可達區(qū)域，在此基礎上考察攔截彈與目標的初始相對關系對攔截效果的影響，進而結合末制導律形式與目標可達區(qū)域的概率分布，確定導引律的動態(tài)捕獲狀態(tài)空間。在中末制導交接班時刻，為保證在目標機動前提下攔截彈仍能夠實現對目標的有效攔截，必須使得攔截彈與目標的速度前置角相對關系位于動態(tài)捕獲區(qū)內。

（2） 考慮多攔截彈協(xié)同末制導下的捕獲區(qū)

現有的捕獲區(qū)定義僅適用于單枚攔截彈的情形，具有相應的約束條件。為了在多攔截彈協(xié)同攔截目標的過程中更好運用捕獲區(qū)條件，需要以現有的捕獲區(qū)研究為基礎進行擴展和推廣，從而使其成功適用于協(xié)同制導律。

3 結 束 語

在臨近空間防御作戰(zhàn)中，防御方面臨著發(fā)現難、探測難、跟蹤難、攔截難的“四難”問題，一方面給預警探測系統(tǒng)帶來了巨大挑戰(zhàn)，另一方面也給反臨攔截彈的制導控制系統(tǒng)提出了更高要求。本文聚焦反臨攔截彈的制導與控制關鍵技術，從“中制導”、“中末制導交接班”、“末制導”、“直接力/氣動力復合控制”以及“多攔截彈協(xié)同攔截”五個方面進行相關研究進展的梳理總結，并結合現有研究圍繞“基于區(qū)域分割的多攔截彈協(xié)同彈道生成”、“基于分布式優(yōu)化的多攔截彈協(xié)同彈道修正”以及“多攔截彈協(xié)同末制導律的動態(tài)捕獲區(qū)”進行了展望。隨著新的作戰(zhàn)場景與應用需求的出現以及工程技術的不斷突破，攔截彈制導與控制技術將會面臨新的挑戰(zhàn)，因此，本文所討論的問題比較有限，期望能夠拋磚引玉，為后續(xù)本領域的研究提供參考和借鑒。

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Summary of Key Technologies of Interceptor Guidance and

Control in Near Space Defense Operations

Lei Humin1，Luo Changxin2*，Zhou Chijun1，Wang Huaji3，Shao Lei1

（1. Air and Missile Defense College，Air Force Engineering University，Xian 710051，China;

2. College of Graduate，Air Force Engineering University，Xian 710051，China;

3. Unit 94011 of PLA，Kashgar 844000，China）

Abstract： In order to meet the needs of near space defense combat，focusing on key technologies of guidance and control for intercepting near space vehicle，this paper reviews the current research progress from the five aspects of “midcourse guidance”，“mid-terminal guidance handover”，“terminal guidance”，“blended control by using reaction-jet and aerodynamics” and “multi-interceptor coordinated interception”，and it looks forward to several directions that may require key development in the future，including “cooperative trajectory generation technology for multiple interceptor based on region segmentation”，“cooperative trajectory correction of multiple interceptors based on distributed optimization” and “research on dynamic capture region of the coordinated terminal guidance law of multi interceptors”.This paper? can provide some reference for the research on the guidance and control technology of near space interceptor.

Key words： near space defense operations;blended control by using reaction-jet and aerodynamics;cooperative interception;trajectory online correction;mid-terminal guidance handover

收稿日期：2021-05-13

基金項目：國家自然科學基金項目（61873278;61773398;61573374）

作者簡介：雷虎民（1960-），男，陜西合陽人，教授，研究方向是空天攔截器制導、控制與仿真。

通訊作者：駱長鑫（1994-），男，山東淄博人，博士研究生，研究方向是空天攔截器制導、控制與仿真。