1、第 卷 第 期兵 器 装 备 工 程 学 报 年 月 收稿日期：；修回日期：作者简介：郑建成（），男，博士研究生，工程师，：。：高超声速目标运动特性及其对预警系统的影响郑建成，谭贤四，曲智国，喻晨龙（空军预警学院 三系，武汉；中国人民解放军 部队，南宁）摘要：在建立高超声速目标运动模型的基础上，采用定量比较的方式分析其与弹道导弹的飞行路径、飞行时间和机动能力，以利于对目标进行预警探测。分析表明，典型参数条件下高超声速滑翔飞行器大气层内相对低空飞行，飞行时间比弹道导弹慢数分钟，但横向机动范围达数千公里，使对其全程探测、搜索捕获和轨迹预测困难。分析结果可为反临预警体系建设提供技术支撑。关键词：高超
2、声速滑翔飞行器；弹道导弹；运动特性；定量比较；预警体系本文引用格式：郑建成，谭贤四，曲智国，等 高超声速目标运动特性及其对预警系统的影响 兵器装备工程学报，（）：，（）：中图分类号：文献标识码：文章编号：（），（，；，）：，：；引言当前，人们在谈到高超声速滑翔飞行器（，）类临近空间高超声速目标时，多以定性描述其飞行速度快、机动性强、轨迹灵活多变等运动特性为主，这些描述并非不准确，但却容易给人造成一种错觉，认为这是一种全新的难以应对的武器。事实上，这类武器是在弹道导弹（，）基础上发展起来的新型武器，其飞行过程与 既有相同点又有不同点，相同的是助推过程都是由火箭助推器助推到一定的高度和速度，不同的
3、是后续飞行过程 继续沿着抛物线弹道飞行，而 则在助推结束后快速进入大气层并作无动力滑翔，直至攻击目标。因此，在描述 运动特性时，采用与 对比的方式，更有助于人们认识这类目标的特点，厘清其与 的真正区别，进而针对性的设计防御体系和措施。从进攻方的角度看，国内学者多针对 轨迹灵活多变的特点，基于其复杂的动力学模型，专注于对其制导方法与轨迹优化策略的研究。而从防御方的角度看，现有研究在对 与 进行比较方面，多是直观给出两者在弹道高度上的差别，没有进行定量研究，理性认识不够。文献虽然对两者运动特性作了定量比较分析，但其分析仅为性能特征层面，还不够细化，也没有进一步从防御方的视角分析现有反导预警体系应对
4、来袭 存在的问题，而这一点对防御方来说是至关重要的。针对 防御，美国经过几十年的发展，构建了发展策略明晰、手段渐趋完备的反导防御体系，其针对 的预警手段主要有红外和雷达，且有效性在 年伊朗的报复性导弹袭击中得到了实战检验（美国反导预警体系在 年伊朗的报复性导弹袭击中提供了 的从发现到预警的时间，使得在此袭击中美军无人阵亡）。然而，由于 不同于 的飞行高度和机动能力，现有反导预警体系在应对 时可能无法形成有效预警能力，急需对比分析两类目标运动特性的区别，进而分析 对现有反导预警体系带来的影响。为此，通过量化对比分析 与 的运动特性，厘清两者的真正区别点，进而分析 对现有反导体系特别是预警体系带来
5、的威胁和影响，并指出改进的方向，可为严格定量评估高超声速武器系统的威胁和制定防御策略提供依据。运动模型传统的 进入高空自由段飞行时可近似为只受地球引力的作用，此时的飞行轨道是一种“二体”轨道，而 大气层内滑翔飞行除了受到自身重力和离心力作用外，还会受到气动升力和气动阻力的作用。在不考虑地球自转且假设地球为均匀圆球的条件下，可采用图 所示的三维视图来分析高超声速再入飞行器的运动性能。图 所示的几何模型给出了高超声速再入飞行器飞行弹道的侧视图（）和俯视图（），图中给出了该模型涉及的 个弹道变量：目标速度、高度、飞行速度与水平面之间组成的航迹倾角、飞行速度与纵程方向之间组成的航向角、纵向射程相对地心
6、构成的弧度角 和横向射程相对地心构成的弧度角。运动模型在不考虑地球自转的条件下，对于采用助推器发射的弹道导弹，采用图 所示几何模型其质心纵向平面运动方程可表示为：|（）式中：为地球半径；（）为离地面 处的重力加速度；为海平面处重力加速度；为阻力系数；为飞行器的有效横截面积；（）为大气密度，；为推力 与弹体轴的夹角；为火箭发动机的比冲量；为助推阶段导弹和再入飞行器的总质量以及在助推剂燃尽后单个再入飞行器的质量。图 高超声速再入飞行器弹道几何模型示意图 运动模型 为常规全球精确打击的潜在解决方案，其典型弹道可分为 个阶段：助推段、弹道段、再入段、爬升段、滑翔段和末段。对于采用助推器发射的，其助推段
7、与弹道段可采用式（）所示的质心运动方程，然而考虑到关机点之后推力为零，再入之后 还受到气动升力与气动阻力的影响，假设 倾侧角为，则由式（）容易得到此时其质心再入运动方程为：|（）其中：为再入飞行器质量；为气动阻力；为气动升力；为升力系数。实际上，滑翔飞行过程中会进行倾侧转弯以规避对手导弹防御系统。对升阻比一定的，为更好地分析其滑翔段至末段的运动性能，同时考虑 机动飞行时进行郑建成，等：高超声速目标运动特性及其对预警系统的影响倾侧转弯改变航向角，进而产生横向机动，结合图 和气动升力与气动阻力的表达式可知式（）质心再入运动方程此时应写为 （）（）|（）式中：样 为飞行器的倾侧角。同时，根据图 可知
8、，在地球表面测量时飞行器的纵向射程和横向射程分别为（）（）因此，结合式（）可知，当倾侧角 时，航向角 为常数，将保持固定的航向而不进行横向机动飞行；当航向角 时，横向射程最小，纵向射程最大，当航向角 时，横向射程最大，纵向射程最小，从而当 达到 的航向角之后保持不变（即 ）时将能获得最大的横向机动距离。与 运动性能比较及其影响分析 的战略意义取决于其相对于 的性能优势，后者目前在快速、远程弹头运载方面是最先进的。高超声速飞行器关键的运动性能参数有纵向射程、高度、飞行时间、横向射程等，这些参数表征了其远程打击、低空突防、快速打击、侧向绕飞突防等能力。仿真条件设置与在类似或相同的火箭助推器上发射的
9、 一样，也可以通过调整助推剂燃尽时间、速度等参数达到近程、中程、远程等不同的射程。作为鲜有公开披露大量技术数据的，代表了该技术的前沿，下面就以 作为 的典型代表与 的运动性能进行数值仿真对比分析。为增加可比性，假设 与 采用相同的 型三级火箭助推器发射（该助推器已经被考虑将在美国部署的高超声速武器中使用），仿真参数设置见表。表 给出的 与 质量均为 ，以便在助推剂燃尽时，两类飞行器表现出基本相同的速度。仿真时对 助推段和弹道段采用在 飞行测试中使用的轨迹进行分析，即采用式（）所示的与 相同的运动模型，再入段和爬升段详细解析处理见文献 对 飞行测试的分析，此处只根据其分析的结果给出示意性轨迹，在
10、此基础上，从距发射点约 开始滑翔，滑翔段轨迹采用式计算。根据式（）对 采用 种不同的弹道进行仿真分析：一个是典型的最小能量弹道（，），这是给定范围内能效最高的轨迹，弹头在落向目标前会在地球上空 处形成弧线；另一个是压低弹道（，），该弹道在助推段以一个相对较大的角度转向纵程方向，缩短了导弹达到给定射程所需的总飞行路径长度，从而减少了飞行时间。助推段与 弹道导弹相似，但转向角度略大于 弹道导弹。通过改变各级助推器推力与弹体轴的夹角 及其作用时间可以达到导弹的预期射程。表 给出了达到 纵向射程时 种不同弹道的导弹各级助推器推力与弹体轴的夹角 及其作用时间，表 给出了相应的关机点参数。表 仿真参数 火
11、箭总质量 平均比冲量 飞行器有效横截面积 再入飞行器质量 再入弹道系数（）升阻比 表 夹角 及其作用时间 一级助推二级助推三级助推（）作用时间，表 关机点参数 高度 速度（）弹道倾角（）飞行路径 再入大气层后的滑翔飞行高度约 ，而 大部分飞行时间都处于外大气层，弹道高度可达 兵 器 装 备 工 程 学 报：。采用上述仿真条件，图 给出了 和 纵向射程均为 时的弹道轨迹的仿真结果。图（）是完整的弹道，图（）是助推段弹道，图（）是末段弹道。由图（）可知，达到相同的纵向射程，弹道为大弧度的高空弹道，其飞行路径长度明显大于 和 弹道飞行路径长度。从图（）可见，为了降低弹道高度，和 弹道导弹在助推段朝纵
12、程方向进行了相对剧烈的转向，相较而言，为获得更低的飞行高度，其转向角度更大。从图（）末段临近空间以下的弹道轨迹可见，弹道导弹穿过大气层时，弹道导弹轨迹与当地水平面的夹角较大，从而穿过大气层的路程更短，约 ，弹道导弹轨迹与当地水平面的夹角较小，再入大气层后的飞行路程较 弹道导弹要远，达 ，是 弹道导弹再入大气层后飞行路程的近 倍，而 再入后的飞行均处在大气层内，相较而言在大气层内飞行的路程更远，受大气阻力的影响更大。图 和 弹道曲线 飞行时间上节分析指出，弹道大弧度的飞行路径长度明显大于 和 弹道飞行路径长度，这将显著增加 弹道导弹到达预期攻击区域的飞行时间，从图 给出的 类弹道从发射到落点的总
13、飞行时间与纵向射程的关系也可看出，纵向射程相同时，尽管与 弹道飞行的导弹相比，的飞行时间具有一定的优势，但是其飞行时间不能与 弹道导弹飞行的较短飞行时间相媲美，且 弹道导弹在飞行时间方面的优势随着飞行距离的增加而愈发明显。图 飞行时间随射程的变化曲线 表 给出了纵向射程为 和 时，、与 弹道导弹的飞行时长。从表 可知，射程增加量相同时 与 弹道导弹飞行时间增加量更多。简而言之，达到相同的纵向射程时 飞行时间比 洲际弹道导弹飞行时间要长，与 洲际弹道导弹相比，并不能绝对更快地攻击目标。表 飞行时长 射程 导弹类型 机动能力与 相比，的性能优势之一就在于其滑翔时所作的横向机动飞行带来的突防能力较强
14、。虽然洲际弹道导弹在再入大气层后的临近空间区域也满足高超声速飞行的特点，但由于其基本沿着可预测的弹道轨迹飞行，机动能力和突防能力相对较弱。对比第一节建立的 与 运动模型也可以看出，该模型中 并不存在横向机动，对此，图 给出了 与 弹道导弹在前述仿真条件下采用相同助推器发射且纵向射程相同时的三维视图。为进一步分析 的机动能力，假设 初始速度 、初始高度，图、图 分别给出了不同倾侧角时 横向射程、速度随纵向射程的变化情况，表 给出了不同倾侧角时的横郑建成，等：高超声速目标运动特性及其对预警系统的影响向射程和纵向射程。图 与 弹道三维视图 图 倾侧角不同时横向射程随纵向射程的变化曲线 图 倾侧角不同
15、时速度随纵向射程的变化曲线 由图 可见，除了达到与 弹道导弹相同的 的纵向射程外，还具备纵程达 的横向机动能力，并且机动过程中的轨迹是不规则的。根据前述对 运动模型的分析，其横向机动能力与倾侧角有关，倾侧转弯路径将随着倾侧角的不同而不同，如果它的倾侧角具备实时改变的能力，其机动路径将更加难以预测。图 给出的仅仅是 的某条可能轨迹，而从图 的可达范围边界曲线可见，其最终打击范围将是约 （纵向）（横向）的可达域，明显不同于 的“点”打击，这也彰显了 相较于 所具有的独特突防能力与机动性优势。然而，从图、图 和表 可知，横向机动距离的增加是以速度的更快下降和纵向射程的减少为代价的，这也证明了图 对飞
16、行时间分析的正确性：飞行时间相同时 的纵向射程将会小于 弹道导弹的射程。另外，由图 可知，一旦 飞行方向指向横向距离方向，倾侧角就重置为，从而使横程最大化。虽然 有可能达到可观的横向机动距离，但它必须滚动调姿才能机动转弯，从而将一部分升力转向横向射程方向，倾侧角越大，横向机动射程越远，而与重力作用相反的升力的相应减少，将导致倾侧角越大时速度下降越快（图）。或者说，可以通过在转弯时产生额外的升力来补偿升力方向改变造成的损失，而在升阻比 成比例约束下，这将同步增加阻力，从而降低飞行速度。正如 所指出的 滑翔阶段伴随的速度损失或阻力：在 不变的情况下，升力增加一倍，阻力也会增加一倍，变慢的速率也会增加一倍，因为 没有推力补偿，所以即便是非常温和的机动转弯也会产生很大的阻力，从而影响飞行速度和射程。高加速度的急转，无论是为了躲避拦截器还是为了瞄准目标飞行，都将造成巨大的速度损失。表 不同倾侧角时的横向射程和纵向射程 倾侧角（）横程 纵程 对现有反导预警体系的影响根据以上对 与 运动性能的比较分析可知，相较于 飞行高度更低、飞行时间更长（对 弹道）、减速更快但横向机动范围更广，给现有反导预警体系
