空基反助推段導彈制導技術綜述

荊武興，楊 彪，高長生

(哈爾濱工業大學 航天學院，哈爾濱 150090)

根據彈道導彈的飛行特性，導彈防御系統主要分為助推段攔截、中段攔截和末段攔截3種方式，如圖1所示.中段攔截和末段攔截技術研究較早，現在已經相對成熟，相應的攔截彈已經列裝，如美國陸基中段攔截彈和THAAD攔截彈.助推段攔截對技術要求較高，但具有獨特的攔截優勢，逐漸受到各國的關注[1-2].相對于中段和末段攔截，助推段攔截主要具有以下特點[3]：1)彈道導彈在助推段飛行時尾焰特征明顯，有利于實現快速預警和穩定跟蹤；2)在助推飛行階段，多彈頭和誘餌等還未分離，可以通過一次攔截實現完全摧毀；3)未完全摧毀情況下，殘留物落在發射方附近，不會對攔截方造成破壞；4)在導彈助推階段及時對其實施攔截可以增大保護范圍；5)目標助推段飛行時處于加速階段，速度相對較小，有利于攔截；6)助推段攔截失敗后還可以在目標飛行中段和末段實施攔截，提高防御系統的整體攔截概率.

圖1 導彈防御過程示意

目前助推段攔截的具體方案主要有3種，分別是機載激光器方案[4]、空基攔截彈方案[5]以及地基動能攔截彈方案[6].與空基攔截彈不同的是，機載激光器方案主要難點是大功率激光器小型化問題[7];地基攔截彈部署不靈活，攔截彈體積質量較大[8]，本文不做深入討論.空基攔截彈方案主要具有以下優勢[9]：1)空基發射攔截彈具有一定的初始速度和高度，和地面發射方式相比，受稠密大氣影響較小，具有更大的攔截射程和最大速度；2)相對于地面發射陣地，空基發射平臺部署更為靈活，反應能力快，可以根據目標的發射地點進行快速調整，適用于抵近發射后迅速撤離；3)空基發射的攔截彈成本較低，不需要地面固定發射陣地的部署與維護，方案整體的經濟性更好；4)空基發射平臺可以掛載多個攔截彈，也可以多個空基平臺同時攔截一個目標，會提高攔截成功率.

空基助推段攔截方案具有眾多優勢的同時也面臨著眾多挑戰，體現在預警、跟蹤、預報、制導等多個方面[10-12].制導技術直接關系到攔截彈能否精確摧毀處于助推段飛行的目標，本文主要對其展開研究分析.

1 空基反助推段技術發展現狀

1.1 空基反助推段系統發展現狀

隨著助推段攔截受到越來越多的重視[13]，一些國家開展了空基反助推段系統的研究，已有多種攔截系統方案被提出.目前國內關于空基反助推段導彈系統方案的報道還很少，下面具體介紹國外4種空基反助推段系統方案.

1.1.1 網絡中心機載防御單元系統

網絡中心機載防御單元(Network Centric Airborne Defense Element,NCADE)系統由美國導彈防御局投資，雷神公司負責研制，用于攔截處于助推段飛行的彈道導彈目標.NCADE系統主要由預警跟蹤系統、載機系統、攔截彈系統、信息傳輸系統組成，利用天基、空基和地基三位一體的預警指揮體系對助推段目標攔截作戰進行指揮控制[14].

當彈道導彈目標發射后，NCADE系統可以通過天基預警衛星或目標附近的預警機進行預警，然后利用目標的尾焰特征對其實現穩定跟蹤，獲得目標軌跡的預報信息，將其傳輸給附近空域的載機平臺.載機平臺制定攔截決策，快速解算攔截彈的發射諸元，然后進行發射.攔截彈發射后通過數據鏈與載機進行聯系，根據載機傳輸的指令進行制導飛行.末制導階段利用動能碰撞摧毀目標.可以對高度為20～80 km，距離150 km內的助推段飛行目標實施攔截.NCADE系統作戰示意圖如圖 2所示.

圖2 NCADE系統作戰流程示意

2007年12月，雷神公司在白沙靶場對NCADE系統進行了首次飛行試驗[15].飛行試驗中利用F-16戰斗機掛載NCADE攔截彈對獵戶座靶彈進行攔截，攔截彈成功識別并跟蹤目標，最終實現直接撞擊摧毀目標.

1.1.2 空射撞擊殺傷系統

空射撞擊殺傷(Air-Launched Hit-to-Kill,ALHTK)系統是美國導彈防御局的另一項空基反助推段方案，也是由載機空中發射攔截彈對目標實施摧毀.與NCADE不同的是，ALHTK系統的方案直接將符合條件的地空導彈進行機載發射實現攔截.這種方案可以減少設計和維護成本，縮短研發周期，實現載機和攔截彈的多任務場景使用.

ALHTK系統由洛克希德·馬丁公司進行研制，2006年開始進行初始論證，主要評估將地空導彈進行機載發射的風險與可行性[16].攔截彈計劃采用愛國者-3(PAC-3)防空導彈和戰區末段高層防御系統(THAAD)攔截彈，載機計劃采用F-15、F-16、F-35和F-22.

2007年首先開展將PAC-3導彈集成到F-15戰斗機平臺進行發射的研制工作.作戰過程如圖 3所示.F-15戰斗機掛載PAC-3導彈進行空中巡邏.當預警衛星發現目標發射升空后，附近的PAC-3系統雷達進行跟蹤.地面指揮控制系統通過目標軌跡預報計算出預測攔截點后，通知戰機飛向指定位置和方位，同時通過數據鏈對攔截彈進行諸元裝訂.之后戰機發射機載的PAC-3導彈，地面指揮控制系統利用雷達和數據鏈對PAC-3導彈的飛行進行指令修正.當目標進入攔截彈導引頭視場時，導引頭開機對目標進行跟蹤，攔截彈開始末制導，對目標實施動能攔截.PAC-3的最大攔截距離為40 km，進行機載發射后會有所提升.

圖3 ALHTK系統作戰示意

1.1.3 無人機助推段攔截系統

空基反助推段攔截方案采用有人駕駛飛機時，飛行員執行任務能力會影響攔截效果，同時有人駕駛飛行成本較大，飛行滯空時間較短，無法在預定目標附近進行長時間巡邏及監測.美國導彈防御局于1995—2000年開展無人機(UAV)助推段攔截項目[17-18].該項目擬將高空長航時無人機作為載機，在一定范圍內部署多架無人機，可以長時間監測預定目標，提高預警探測和發射之間的反應速度.初期制定了75架無人機和1 200枚攔截彈的空基反導部隊結構.

攔截方案中，多架改裝后的無人機以19 km高度在目標區域進行20 h的巡邏飛行，每架無人機可以攜帶6枚攔截彈.無人機探測距離為200 km，當目標發射升空后，附近的無人機可以進行快速預警探測，然后將信息傳遞給處在最佳發射位置的無人機.攔截彈由單級助推器和動能攔截器組成，發射后助推器工作9 s，增速約3 000 m/s.無人機通過數據鏈對其實現指令制導，飛行末段通過動能攔截器配備的紅外導引頭實現尋的制導，從而摧毀目標[19]，過程如圖4所示.

圖4 無人機助推段攔截作戰示意

1.1.4 以色列助推段攔截系統

以色列助推段攔截系統(IBIS)概念在20世紀90年代被提出[20]，擬利用無人機搭載導彈對助推段目標進行攔截，此系統與美國的無人機助推段攔截項目進行合作研制.該系統擬研制高空長航時隱身無人機在預定目標附近盤旋，發現可疑彈道導彈升空后，發射機載空空導彈進行攔截.

共有3家以色列企業參與研制該系統[21].以色列飛行工業公司負責設計一款隱身無人機，通過新型隱身涂料等低可觀測性技術來提高隱身性能.以色列拉斐爾武器研制局負責設計攔截彈.新型攔截彈稱為導彈優化反彈道(MOAB)攔截器，基于怪蛇空空導彈進行改進設計，其質量大小和美國先進中程空空導彈(AMRAAM)類似.以色列威爾士公司負責系統集成設計，將隱身無人機和攔截器的各個組件進行組裝.該項目最后無疾而終.

1.2 空基反助推段導彈發展現狀

空基反助推段導彈是直接摧毀目標的武器，需要具有一定的速度和射程，從而實現有效攔截.國內有關空基反助推段導彈的信息還鮮有報道，國外提出的空基反助推段導彈大都基于現有空空導彈以及地基防空導彈進行改進設計.其中最著名的是NCADE系統使用的攔截彈.

NCADE系統攔截彈是在先進中距空空導彈(AIM-120)基礎上進行改進研制，具體結構如圖 5所示.NCADE攔截彈的外形結構、氣動布局和AIM-120大致相同.同時也具備相同的機載機械接口，無需對載機進行改進設計，減少后勤保障成本.攔截彈具有兩級發動機，其中一級為固體發動機，和AIM-120導彈的發動機結構相同；二級為液體發動機，可以實現軸向推力控制和側向直接力控制.頭部裝備紅外導引頭，可以跟蹤助推段目標尾焰特征實現精確制導.

圖5 NCADE結構

攔截彈一級發動機開機后根據裝訂指令進行制導飛行.一級發動機關機后推機器分離，二級發動機點火后根據載機傳輸的指令進行制導飛行，發動機關機后頭體不分離.此時紅外導引頭可以監測到目標的尾焰，采用相應末制導律進行動能碰撞殺傷，實現對目標的精確摧毀.攔截彈的最大飛行速度為8Ma，可以對高度為20～80 km，距離150 km內的助推段飛行目標實施攔截[22].

基于現有防空導彈進行適當改進也是空基反助推段導彈設計的重要思路，目前還未有實際型號報道.ALHTK系統方案擬直接將符合條件的防空導彈進行機載發射，PAC-3攔截彈和THAAD攔截彈作為計劃方案.

PAC-3攔截彈由一級固體發動機，制導機構、姿態控制系統和雷達導引頭組成.攔截彈長度為4.6 m，直徑0.26 m，質量為304 kg[23].PAC-3攔截彈發射后通過助推器加速飛行，最大飛行速度為6Ma，發動機關機后頭體不分離，保持整體繼續飛行，直至摧毀目標.攔截彈的最大攔截高度為20 km，最大攔截距離為40 km.從PAC-3攔截彈的質量和整體尺寸來看，適宜進行機載發射，但是作為空基反助推段導彈，其攔截能力還需進一步提高.

THAAD攔截彈由一級固體火箭發動機和動能殺傷器(KKV)組成.攔截彈長度為6.17 m，質量約為900 kg[24].導彈發射后通過助推器加速，之后釋放KKV. KKV裝備紅外導引頭、姿軌控系統和電子設備等，可以實現對目標精確動能碰撞殺傷.THAAD攔截彈的最大飛行速度約為6Ma，最大射程為300 km，攔截高度為40～180 km.從攔截能力和體積質量等方面來看，THAAD攔截彈適宜改裝作為空基反助推段導彈.

1.3 空基反助推段制導技術發展現狀

空基反助推段導彈的理論研究工作開展較早，國內外的學者們在制導技術方面進行了相關方法的設計與分析.

美國早在20世紀60年代就開展了彈道導彈助推段攔截的相關理論研究工作.在2001年組建新的研究小組對導彈助推段攔截中的技術和問題進行了論證，提出了由助推器和KKV組成的攔截彈方案.在KKV飛行階段，遠距離利用紅外傳感器跟蹤目標尾焰進行制導，近距離通過圖像和雷達系統精密測量目標彈體實現精確制導[25].Zarchan[26]提出助推器工作時采用蘭伯特制導，KKV采用增強比例導引的制導方案，并結合攔截場景進行分析.針對助推段攔截可用時間短的問題，Lukacs等[27]提出一種基于變分法的直接優化方法來實現快速制導，理論上具有較好的魯棒性和較快的計算速度.比例導引、bang-bang控制制導和預測制導等方案被應用于助推段攔截末制導中，Jang等[28]在不同攔截場景下對這幾種方法的制導性能進行了比較.

國內在反助推段導彈制導技術的理論研究方面也取得了諸多進展.反助推段導彈中制導階段面臨著目標預測不確定的問題，李憲強等[29]利用自抗擾控制器對不確定項進行估計和補償，結合平行接近法設計了空基助推段攔截中制導律.董杰等[30]針對預測命中點變化的情況，設計了修正比例導引律實現助推段攔截.反助推段導彈末制導階段面臨著目標機動的問題，Zhou等[11]提出了基于LQ優化的最優制導方法，設計了相應的代價函數和剩余飛行時間計算方法.葛致磊等[31]利用視線信息設計了滑模制導律，可實現對助推段目標的精確攔截.此外，國內學者也結合預測制導、微分對策和神經網絡等方法對助推段攔截制導問題進行了理論研究.

2 空基助推段攔截制導面臨的挑戰

2.1 攔截彈速度與過載能力有限

在攔截過程中，攔截彈與目標的速度比是影響攔截效果的關鍵因素之一[32].攔截彈的飛行速度受到質量、結構和推力等方面的影響，空基反助推段系統發展現狀各個方案中助推段攔截彈的最大速度為2 500～3 000 m/s.依據此標準，圖6給出一種典型攔截彈的飛行速度變化情況.將目標發射150 s時作為攔截時刻，此時攔截彈速度與目標速度比接近于1，之后會小于1. 值得注意的是，為了保證射程，攔截彈在豎直方向上的速度分量小于水平方向的分量，同時也小于目標在豎直方向上的速度.所以在制導過程中應當充分考慮到豎直方向上攔截彈和目標的相對位置變化，防止脫靶.

圖6 攔截彈速度變化

受到機載武器質量結構限制和燃料工藝水平等因素影響，攔截彈本身的可用過載是有限的，能量也是有限的.所以需要設計合適的制導方案，在能量合理分配情況下利用有限過載實施攔截[30].尤其是在末制導階段，由于目標機動，彈目視線旋轉變化相對較大，容易出現攔截需用過載劇烈增大的情況[26]，這對制導律的設計提出了更高的要求.

2.2 可用攔截時間短暫

助推段攔截需要在目標飛行器助推階段結束前完成，目前彈道導彈的助推飛行時間大約為2～3 min，液體發動機助推時間相對固體發動機要長一些.攔截系統需要在此時間內完成預警探測、跟蹤預報、發射決策、攔截摧毀等工作[33].因此攔截彈可用飛行時間會受到極大限制.

典型彈道導彈的助推飛行時間見表1.

表1 典型彈道導彈助推飛行時間

由表1可以看出，三級導彈的助推段時間相對較長，進行助推段攔截時可用時間較長，載機可以在較遠處發射攔截彈.同時三級彈道導彈為戰略武器，多用來攻擊重要目標，所以作為助推段攔截的首選目標.一、二級導彈助推段飛行時間相對較小，可在較近處發射機載攔截彈.

助推段攔截的首要環節是對彈道導彈進行預警探測，從而為指揮控制系統和載機發射決策提供準確的目標信息.預警探測過程時間的長短將直接影響攔截彈發射窗口和可用飛行時間[34].預警探測主要有天基衛星預警和預警機預警兩種方式.天基衛星在導彈穿出云層后才能對其尾焰紅外特性進行監測，從而發現目標[35].美國應用物理學會的資料顯示，導彈上升至7 km高度時，天基紅外系統才可以對其進行掃描探測.預警機利用自身預警雷達對目標探測，成功探測條件為：目標導彈和預警機雷達的相對徑向速度超過150 km/h，滿足預警機雷達的多普勒頻移要求[36].可以看出，這兩種預警探測方式都需要耗費一定時間.

探測到目標發射后需要對其建立穩定的跟蹤，為攔截彈提供目標運動數據[37].天基預警衛星對目標進行紅外探測，當尾焰特征在成像探測器中移動10個像素時，衛星就實現對目標的跟蹤，此段時間即為天基預警建立跟蹤所需時間，大約10 s.預警機雷達通過波束掃描方法來實現跟蹤，經過3～6個脈沖周期可以發現目標方向并建立穩定跟蹤，時間可以控制在5 s內.

以最具攔截價值的三級洲際導彈目標為例，圖7給出了攔截彈最大可用飛行時間[25].

圖7 三級洲際導彈助推段攔截時間分布情況

2.3 復雜約束與預報不確定性

反助推段導彈在攔截過程需要滿足一定的飛行約束才能實現精確攔截.嚴格的時間約束、能量約束、過載約束是制導方案設計首先考慮的因素[38].攔截彈采用紅外導引頭實現對目標尾焰的跟蹤，為保證紅外導引頭的成像精度和穩定，飛行需要滿足熱流密度約束[39].此外，由于目標的爬升能力大于攔截彈，中末制導交班時的約束條件相對復雜.交班時攔截彈的高度要大于目標高度進行占位，防止出現尾追情況丟失目標；交班時刻目標應該處于攔截彈導引頭的視場內，此時攔截彈高度大于目標，這會給姿態帶來新的約束；交班時也需考慮速度指向約束，可以減少末制導修正，降低脫靶量；為了保證中末制導交班彈道平滑，過載變化約束需要滿足.末制導階段還要考慮視線約束和撞擊角度約束.因此，助推段攔截制導需要滿足一系列復雜的飛行約束[40].

攔截彈發射時刻利用目標的軌跡預報信息進行指令解算，但短時間內的初始預報結果存在一定的偏差.在攔截彈飛行過程中隨著時間的推遲和目標飛行特性變化，軌跡預報結果也在不斷變化[41].而制導過程利用目標軌跡信息使攔截彈向目標飛行，因此攔截彈制導飛行受到目標軌跡預報不確定的影響[42]，需要及時調節飛行指令，直至通過導引頭可以監測到目標實際飛行狀態.

2.4 遠射程和大交會角攔截

目標發射陣地附近的空域會受到重點保護，助推段攔截時載機需要接近目標進行發射，距離越近載機被擊落的風險越高.提高攔截彈的射程可以使載機距離目標較遠處進行發射，從而降低風險.目前助推段攔截方案中攔截彈射程多為150～200 km，個別設計射程為400 km[43].增大攔截射程主要通過提高攔截彈速度和適當增加攔截時間來實現.攔截速度主要與燃料質量和比沖相關.最大攔截時間一般為目標助推段飛行即將結束時，此時目標的速度在推力的作用下即將達到最大，同時所處的高度也較高，因此遠程攔截會面對高空高速的機動目標.高空飛行時攔截器無法借助氣動力，只能通過直接力來攔截機動目標，需要設計高精度制導方案.具有變加速度的高速目標將會影響制導精度，帶來較大的脫靶量.因此遠射程攔截會對制導性能和精度提出較高要求.

助推段攔截過程中目標處于不斷爬升的狀態，攔截彈在保證射程的前提下也要不斷爬升，最終實現攔截.此時攔截交會角接近90°，和常規攔截方式相比，交會角較大，會給制導精度帶來一定影響，容易造成較大脫靶量.圖 8給出了不同攔截射程情況下交會角的情況.其中不同顏色代表在不同距離發射的攔截彈軌跡曲線，紫色、紅色、綠色和黑色分別為距離100、200、300、400 km發射時的攔截曲線.

圖8 不同攔截射程下的交會角[44]

2.5 目標機動性強

助推段飛行的目標在發動機作用下具有較大的加速度，隨著燃料消耗和級數變化，目標的加速度是不斷改變的，如圖 9所示.目標機動將會給助推段攔截制導帶來巨大的挑戰[45].在末制導階段，攔截器的過載能力有限，此時目標具有較大的加速度容易造成較大的脫靶量，導致攔截失敗.

圖9 助推段飛行目標加速度變化

由目標的加速度變化曲線可以看出，在助推飛行大部分階段豎直方向的加速度大于水平方向的加速度，目標在豎直方向的速度會增加較快，高度會不斷爬升.圖 10表示目標速度變化，可以看出在豎直加速度作用下，目標豎直速度遠大于水平速度，具有較強的高度爬升能力[31].此時攔截彈的高度爬升能力會嚴重影響到攔截效果，過低的高度爬升能力和不恰當的攔截方案將會使攔截彈丟失目標.

圖10 助推段目標速度變化

3 空基助推段攔截制導關鍵技術

3.1 高效動力系統配置及快速響應

為了在助推段攔截中具有更好的攔截性能和更遠的射程，攔截彈需要具備一個高效的動力系統，其發動機推力與布局方式也會對制導效果造成很大影響[46].目前高空遠程攔截彈的動力系統多采用固體發動機，具體可分為單級和多級系統，如THAAD導彈和標準系列導彈[47].提高固體動力系統效能主要有兩種方式：一是使用端羥基聚丁二烯等高能推進劑來提高發動機比沖；二是通過優化結構和采用新型材料提高發動機的質量數[48].此外，在攔截助推段飛行目標時，可用時間短以及目標機動等特點都對動力系統的響應能力提出了更高要求.高空攔截過程中氣動力作用效果差，往往引入直接力來提高系統對飛行指令的響應能力[49].利用直接力和氣動力復合控制來提高攔截彈響應的方式受到很多學者的關注，目前在軌控/姿控方式、噴流影響、點火策略以及性能分析等方面取得了一定成果[50-51].針對直氣復合方式的攔截彈，利用最優控制、模型預測控制以及自適應滑模控制等方法可以實現攔截彈的穩定飛行和快速響應[52-53].

裝備高能推進劑的多級動力系統是遠程反助推段導彈設計的關鍵技術之一，是保證攔截彈具有足夠射程和良好制導性能的基礎.對于飛行過程中直接力的實現，采用多噴管技術實現軸向和側向控制的液體推進系統值得深入研究.同時，可以將飛行過程中發動機開關執行策略融入制導律設計中，以實現指令的精確響應[54].

3.2 空基發射諸元快速設計

諸元解算是攔截彈順利發射的重要保障，在確定發射點狀態后需要計算發射方位角、飛行程序角等諸元參數[55].助推段攔截任務時間短，機載發射初始狀態變化快，這都要求空基發射諸元必須實現快速解算.傳統發射諸元設計主要通過積分，射表擬合以及自由段解析等方法實現[56]，迭代設計也逐漸成為一種重要方式.Zhang等[57]通過遍歷計算得到飛行狀態和邊界表，利用此表得出發射諸元初值，然后采用Levenberg-Marquardt方法設計精確值.何睿智等[58]在彈道設計中選取7個關鍵設計量，運用參數化迭代的思路，實現機動發射條件下設計諸元的快速解算.目前神經網絡、代理模型[59]和多學科優化[60]等新方法也被應用到諸元設計中.鮮勇等[61]利用BP神經網絡算法建立了發射諸元和終端狀態的映射關系，在制備大量的彈道數據后可以實現發射諸元的快速設計，并具有較高精度. Zhao等[62]提出了一種基于大樣本數據和元模型的設計方法，利用多項式響應面，Kriging和元模型建立函數關系，然后通過自動迭代得到發射角等參數.

空基反助推段導彈的發射諸元設計需要考慮目標軌跡預報結果與載機飛行狀態.射表法和迭代法存在精度不高與計算速度慢等不足.采用線下計算大量彈道數據與智能學習算法結合的諸元快速解算方法是今后研究的重要方向.

3.3 考慮目標軌跡變化的指令修正技術

為提高響應速度和縮短發射前時間，空基攔截彈的發射諸元只根據目標最早的跟蹤預報數據來解算.在攔截彈發射后，通過目標最新的跟蹤數據可以得到越來越準確的軌跡預報信息，因此攔截彈中段飛行需要具有指令修正的能力[63].目前中段飛行指令修正技術主要分為兩大類.一種是利用最優控制、滑模變結構控制和模型預測控制[64]等方法生成修正指令.張浩強等[65]基于模型預測控制理論設計了考慮零控攔截交班區域的指令修正中制導方法.Lei等[66]針對預測攔截點變化的問題，結合鄰域最優控制理論設計了一種新型的中段最優軌跡簇生成和軌跡修正算法.另一類方法考慮飛行過程中多約束問題，采用高斯偽譜、凸優化等優化方法實現飛行指令在線計算[67].Zhou等[68]利用改進高斯偽譜方法和最優控制理論設計了一種中段飛行指令在線優化修正的方法.Lesage-landry等[69]將預測梯度信息納入到凸優化算法中，設計了一種新型凸優化框架，可用于指令的在線生成.

考慮到助推段攔截過程中目標軌跡預測變化和復雜飛行約束等因素，在線制導是很有必要的，但是對制導算法的解算速度和實時性要求較高.可以結合凸優化和模型預測控制等理論在算法精度、收斂性和計算速度等方面深入研究.

3.4 中末制導交班方案設計

中末交班過程是銜接中制導和末制導的重要環節，可以為末制導提供良好的初始條件[70].在交班過程中，攔截彈需要滿足導引頭的捕獲條件，還要考慮彈道平滑、高度、速度和交會角等復雜約束.導引頭捕獲條件包括距離捕獲和角度捕獲，具體指當彈目距離在導引頭探測距離內時，導引頭在指定的角度方位開機工作，可以在視場內觀測到目標[71].袁俊超等[72]考慮目標檢測等因素建立了導引頭交班成功概率模型，研究了機動目標對交班成功概率的影響.彈道平滑約束指在交接過程中要避免指令跳變[73]，需要設計過渡導引段.速度和交會角約束會影響攔截彈在交班時的捕獲能力，在導引頭捕獲目標的同時，目標需要處攔截彈捕獲能力范圍內，從而實現成功攔截[74].Morgan[75]考慮了位置、速度等交班條件，以能量消耗最小為指標設計了攔截中制導律.

與常規導彈目標攔截相比，攔截助推段飛行目標的中末交班條件更加復雜：1)目標處于變加速運動中，軌跡預測難度大，預測命中點會存在較大偏差；2)目標具有較大的縱向加速度，會使交班條件的速度以及交會角約束更加苛刻；3)攔截彈縱向加速能力弱于目標，會存在高度占位問題，使中末交班的高度和視場約束更為復雜.因此中末制導交班需要先根據交會和捕獲條件等將位置、速度和角度等約束動態變化分析透徹，利用多約束優化算法來設計滿足條件的中制導律，然后根據過載變化設計彈道平滑過渡方法.

3.5 適用機動目標的高精度制導律

目標的機動性會給制導效果造成較大影響，增大脫靶量或者超出攔截彈可用過載導致脫靶.而助推段飛行目標機動加速度大，并且不斷變化，對制導律設計提出更高要求.針對此情況，制導律設計過程通常會加入目標機動信息處理.一些研究中將目標加速度作為有界量處理，具體制導律中包含目標機動上界信息[76-77].針對加速度未知的問題，擴張狀態觀測器及其改進形式被應用于目標加速度估計[78]，進而設計具體制導律形式.李曉寶等[79]引入擴張狀態觀測器對目標機動引起的擾動進行估計，設計了非奇異終端滑模固定時間收斂制導律，實現對機動目標的攔截.此外，還有一些研究成果不估計目標機動信息，利用彈目視線變化信息結合自適應算法實現對機動目標的攔截[80-81].Kim等[82]基于彈目視線運動推導了攔截條件，利用退步控制方法設計了具有角度約束的機動目標攔截制導律.

反助推段導彈道在末制導階段攔截過載有限，制導律設計過程中要考慮全程過載分布情況.要針對視線、交會角、相對速度等制導信息變化趨勢進行研究，防止由于突變導致制導指令劇烈變化.結合智能理論和目標狀態估計的先進制導律算法還需進一步研究，以實現對機動目標的精確攔截.

4 空基反助推段導彈制導發展方向

空基反助推段導彈制導技術是實現精確攔截的重要保障，目前國內外學者已采用比例導引等傳統制導方式對助推段攔截過程進行了分析.考慮到助推段攔截的特點，總結空基反助推段導彈制導技術的發展方向如下：

1)全程在線自主制導.空基反助推段制導過程時間短，目標變化具有不確定性，攔截彈需要真正做到發射后不管，實現全程自主規劃軌跡與在線制導，根據飛行狀態實時調整軌跡，確保攔截精度.

2)高精度多模復合制導.助推段目標的跟蹤接近過程需要利用紅外、可見光成像和雷達等多種傳感器精確測量來實現.同時針對不同飛行階段特征和不同干擾源需要設計不同的制導方法.因此，研究可根據實際狀態進行自適應的多模復合制導可以提高攔截精度和魯棒性.

3)智能化制導.主要體現在高效率信息數據處理和分析決策.首先是在飛行中快速處理傳感器數據，包括圖像和狀態信息等，對目標進行快速智能預測.制導過程中結合目標機動信息進行博弈分析，實現瞄準點智能切換和飛行指令決策.

4)協同制導.空基反助推段導彈可以進一步實現小型化和低成本化，利用多枚導彈攔截同一戰略目標是今后的重要發展趨勢.多彈協同可實現全方位攔截，可提高攔截成功率.同時多彈可實現探測跟蹤和預報等任務的分工，進一步提高信息傳遞效率和精度.因此，考慮飛行和通信約束的多枚導彈協同制導技術是重要的發展方向.

5 結 論

1)空基反助推段導彈系統已有多種方案被提出，發展較快的是網絡中心機載防御單元系統；其中攔截彈大多由空空導彈和防空導彈進行改進設計；制導技術的理論研究主要集中在制導快速性、魯棒性和精確性等方面.

2)空基反助推段導彈制導過程主要面臨以下挑戰：攔截彈速度與過載能力有限、可用攔截時間短、飛行約束復雜同時目標預報具有不確定性、遠射程需求和大交會角攔截、目標機動性強.需要對其飛行機理和交會幾何場景深入研究.

3)空基反助推段導彈制導的關鍵技術主要有：高效動力系統配置及快速響應、空基發射諸元快速設計、考慮目標軌跡變化的指令修正技術、中末制導交班方案設計、針對機動目標的高精度制導律設計.需要根據上述方面研究解算速度快、滿足飛行約束、自主規劃和魯棒性強的高精度制導技術.

4)空基反助推段導彈系統方案可行性較高、成本低，在未來會發揮重要作用，其制導技術會向全程在線自主制導、高精度多模復合制導、智能化制導和協同制導等方向發展.