反臨近空間助推滑翔高超聲速目標(biāo)制導(dǎo)研究

李記新　王霞

摘 要： 臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器飛行海拔高、 速度快、 機(jī)動(dòng)強(qiáng)， 傳統(tǒng)防空導(dǎo)彈和空空導(dǎo)彈難以對(duì)其進(jìn)行攔截。 針對(duì)攔截具有大機(jī)動(dòng)能力的臨近空間高超聲速飛行器的精確制導(dǎo)問(wèn)題， 分析了攔截彈彈體過(guò)載及其響應(yīng)時(shí)間常數(shù)需求并闡明了直接力控制的必要性， 確定了紅外成像導(dǎo)引頭探測(cè)體制并分析了截獲距離、 分辨率與幀頻、 瞬時(shí)視場(chǎng)角、 離軸角等指標(biāo)需求。 最后， 論述了直接力應(yīng)用現(xiàn)狀并提出了裝置布局方案。

關(guān)鍵詞： 臨近空間； 高超聲速飛行器； 制導(dǎo)； 直接力； 紅外成像導(dǎo)引頭

中圖分類號(hào)： TJ765.3 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1673-5048（2018）03-0031-06

0 引 言

臨近空間裝備的研究和試驗(yàn)開(kāi)始于國(guó)外。 在國(guó)內(nèi)， 文獻(xiàn)[1]較早介紹了臨近空間概念； 文獻(xiàn)[2]較早研究了臨近空間裝備體系概念、 分類和特點(diǎn)， 詳細(xì)論述了臨近空間飛行器所處的主要空域及氣象特點(diǎn)， 認(rèn)為在臨近空間所跨越的平流層、 中間層和熱層三個(gè)區(qū)域中， 平流層是更適宜于臨近空間飛行器“生存”的空域； 臨近空間高超聲速飛行器飛行馬赫數(shù)超過(guò)5， 有動(dòng)力巡航飛行平臺(tái)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)主要工作高度在30～60 km之間。 文獻(xiàn)[3-4]較系統(tǒng)地研究了臨近空間高超聲速飛行器的攔截問(wèn)題。 文獻(xiàn)[3]研究了高動(dòng)態(tài)臨近空間飛行器的典型彈道及其攔截策略， 對(duì)比研究了助推段攔截、 中段攔截、 滑翔/巡航段攔截和末端攔截（即高速下壓段攔截）等多種攔截方案， 認(rèn)為當(dāng)目標(biāo)處在滑翔/跳躍段時(shí)更有利于防御體系對(duì)其進(jìn)行攔截， 此時(shí)目標(biāo)高度主要處在20～40 km之間， 最大速度2～2.5 km/s。 文獻(xiàn)[4]通過(guò)推斷臨近空間高超聲速飛行器的主要目標(biāo)特性（飛行馬赫數(shù)5～25； 機(jī)動(dòng)能力2g～4g； 飛行高度20～100 km； 雷達(dá)反射截面積0.1～0.01 m2； 幾何尺寸1～20 m）， 研究了臨近空間高超聲速飛行器目標(biāo)的攔截系統(tǒng)方案： 截?fù)魴C(jī)根據(jù)系統(tǒng)指揮攜帶攔截彈起飛并迅速飛至30 km高度以上， 攔截彈采用“一級(jí)助推+二級(jí)中制導(dǎo)彈+三級(jí)動(dòng)能攔截器”體系結(jié)構(gòu)， 動(dòng)能攔截器采用中波紅外成像/激光探測(cè)復(fù)合尋的體制和末制導(dǎo)直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方式實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)， 以確保能夠直接碰撞殺傷目標(biāo)； 同時(shí)采用側(cè)窗制冷和氣動(dòng)光學(xué)校正技術(shù)確保攔截彈高速飛行狀態(tài)下對(duì)紅外目標(biāo)有足夠的探測(cè)距離和角度測(cè)量精度。 文獻(xiàn)[5-6]通過(guò)數(shù)字仿真研究了乘波體結(jié)構(gòu)的臨近空間高超聲速飛行器在典型飛行狀態(tài)下的3～5 μm中波紅外波段輻射特性， 認(rèn)為乘波體結(jié)構(gòu)的高超聲速飛行器紅外輻射主要集中于乘波體下方和上方強(qiáng)激波的波后空間區(qū)域， 下方比上方還要更強(qiáng)一些。 文獻(xiàn)[7]論述了臨近空間高超聲速目標(biāo)雷達(dá)探測(cè)特性， 在高速飛行時(shí)目標(biāo)機(jī)體周圍產(chǎn)生等離子體從而導(dǎo)致雷達(dá)探測(cè)出現(xiàn)“黑障”， 對(duì)雷達(dá)探測(cè)極為不利。 文獻(xiàn)[8]研究了臨近空間高超聲速飛行器攔截末制導(dǎo)系統(tǒng)主要指標(biāo)需求， 簡(jiǎn)略給出了高速攔截制導(dǎo)方案， 其考慮的目標(biāo)機(jī)動(dòng)幅值最大為3g。

臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器是未來(lái)極具戰(zhàn)略威脅能力的高性能偵察和作戰(zhàn)平臺(tái)， 具備全球快速到達(dá)能力和突防能力。 其助推滑翔飛行時(shí)間較長(zhǎng)， 主要飛行高度為30～60 km， 以30～40 km高度最為典型， 在該段成功實(shí)施攔截的可能性更大。 現(xiàn)有的空空導(dǎo)彈、 防空導(dǎo)彈和陸基/?；磳?dǎo)導(dǎo)彈受自身作戰(zhàn)空域或機(jī)動(dòng)能力等因素限制， 難以對(duì)其進(jìn)行有效攔截。

本文針對(duì)具有大機(jī)動(dòng)能力的臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標(biāo)的攔截問(wèn)題開(kāi)展精確制導(dǎo)技術(shù)研究， 進(jìn)行末制導(dǎo)段攔截彈彈體控制、 紅外成像導(dǎo)引等關(guān)鍵技術(shù)論證， 特別是在假定導(dǎo)引頭圖像所選擇的制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)為1個(gè)像素的情況下， 分析了分辨率對(duì)制導(dǎo)精度的影響， 給出了直接力裝置布局方案。

1 制導(dǎo)系統(tǒng)指標(biāo)分解

1.1 快速性

航空兵器 2018年第3期

李記新， 等： 反臨近空間助推滑翔高超聲速目標(biāo)制導(dǎo)研究

使用五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型進(jìn)行彈體過(guò)載快速性需求分析， 如圖1所示。 圖2為其中的簡(jiǎn)化一階導(dǎo)引頭模型， 采樣頻率取100 Hz， 角分辨率取0.1 mrad。 五階線性化制導(dǎo)系統(tǒng)模型中， 主要包括導(dǎo)引頭（一階）、 制導(dǎo)濾波器（一階）、 彈體及自動(dòng)駕駛儀（三階）、 比例制導(dǎo)律（設(shè)有效導(dǎo)航比N為4）。 由于現(xiàn)代精確制導(dǎo)武器使用的一般都是比例制導(dǎo)律或者以比例制導(dǎo)律為基礎(chǔ)進(jìn)行擴(kuò)展優(yōu)化得到的高級(jí)制導(dǎo)律， 而高級(jí)制導(dǎo)律所需的“額外”信息（例如目標(biāo)加速度）并不總能準(zhǔn)確獲得， 導(dǎo)致高級(jí)制導(dǎo)律的性能下降， 因而在指標(biāo)分解工作中， 模型使用比例制導(dǎo)律是合適的， 即使導(dǎo)致論證的需求指標(biāo)要求高于高級(jí)制導(dǎo)律， 這也是可以接受且合理的， 因?yàn)榫_制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)必須有足夠裕度來(lái)容忍建模不準(zhǔn)確帶來(lái)的誤差以及各種未建模誤差。 文獻(xiàn)[9]的研究表明， 系統(tǒng)階數(shù)對(duì)分析結(jié)果有明顯影響， 階數(shù)越高越接近實(shí)際的非線性系統(tǒng)， 但五階系統(tǒng)的精度已經(jīng)足夠高， 物理意義也很清晰。 因而五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型及分析方法已被工程和學(xué)術(shù)界廣泛認(rèn)可， 并大量應(yīng)用于精確制導(dǎo)系統(tǒng)的分析與設(shè)計(jì)中。 其他參數(shù)設(shè)置： 高度40 km， 導(dǎo)彈速度馬赫數(shù)6， 目標(biāo)速度馬赫數(shù)8， 目標(biāo)機(jī)動(dòng)加速度為5g， 機(jī)動(dòng)時(shí)間常數(shù)Tt為0.3 s。 目標(biāo)開(kāi)始機(jī)動(dòng)時(shí)刻剩余飛行時(shí)間設(shè)為0.05 s， 0.10 s， …， 3 s， 分別進(jìn)行數(shù)字仿真， 可以得到目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的最大脫靶量與導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)T強(qiáng)相關(guān)， 并且隨著T的減小而迅速減小。

設(shè)制導(dǎo)精度指標(biāo)為3 m（3σ）， 假定導(dǎo)彈最大機(jī)動(dòng)過(guò)載能力不受限， 此時(shí)目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的最大脫靶量指標(biāo)若設(shè)為1.5 m， 則攻擊臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標(biāo)的導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)T≤0.22 s。

1.2 機(jī)動(dòng)過(guò)載

定義導(dǎo)彈加速度指令飽和幅值與目標(biāo)機(jī)動(dòng)加速度幅值之比為加速度比率。 在不影響對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)制導(dǎo)精度的前提下， 加速度比率不低于2.5即可。 若目標(biāo)機(jī)動(dòng)過(guò)載能力上限設(shè)為5， 則要求攔截彈的過(guò)載能力不低于12.5。

與此同時(shí)， 攔截彈制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)T若從0.22 s減小到0.2 s， 則對(duì)攻擊敏捷機(jī)動(dòng)目標(biāo)更為有利（目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的最大脫靶量從2.2 m減小到1.7 m）。

1.3 指標(biāo)分解

制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)分解方案如表1所示，其中， T為制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)， 包括： 導(dǎo)引頭跟蹤及制導(dǎo)信息估計(jì)時(shí)間常數(shù)（Ts+Tg）， 彈體過(guò)載時(shí)間常數(shù)Ta。 從中可知， 需要采用直接力控制， 以能夠滿足40 km高度稀薄大氣層內(nèi)彈體過(guò)載大于等于12.5， 過(guò)載響應(yīng)時(shí)間常數(shù)小于等于0.05～0.10 s的指標(biāo)要求。

2 紅外成像導(dǎo)引頭

2.1 截獲距離

末制導(dǎo)控制剛度需要達(dá)到6～10以上才能有效克服目標(biāo)機(jī)動(dòng)和初始航向誤差對(duì)脫靶量的影響 [9]。 由此可知：

（1） 在40 km高度， 采用純氣動(dòng)力控制時(shí)， 制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)最大約為2～3 s， 理論上所需的最小末制導(dǎo)時(shí)間約為12～20 s；

（2） 采用直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制時(shí)， 制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)為0.20 s， 理論上所需的最小末制導(dǎo)時(shí)間為1.2～2.0 s。

根據(jù)上述分析， 末制導(dǎo)時(shí)間設(shè)計(jì)為14～20 s。 前12～18 s用氣動(dòng)力控制來(lái)消除大部分制導(dǎo)誤差， 末端2 s內(nèi)啟動(dòng)直接力控制， 消除殘余的制導(dǎo)誤差或者目標(biāo)機(jī)動(dòng)影響以及由制導(dǎo)點(diǎn)轉(zhuǎn)移導(dǎo)致的末端制導(dǎo)誤差。 典型迎頭攔截飛行條件下， 導(dǎo)彈速度馬赫數(shù)6， 目標(biāo)速度馬赫數(shù)8， 彈目接近馬赫數(shù)大約為14， 40 km高度聲速為317.189 m/s， 因此導(dǎo)引頭對(duì)助推滑翔高超聲速飛行器目標(biāo)的截獲距離應(yīng)不小于62.2～88.9 km。

2.2 分辨率與幀頻

紅外成像導(dǎo)引頭分辨率和幀頻是兩個(gè)重要指標(biāo)。 分辨率決定了導(dǎo)引頭測(cè)角信息（失調(diào)角）不是連續(xù)變化而是離散變化的， 分辨率參數(shù)決定了失調(diào)角離散變化絕對(duì)量的大小。 除了圖像處理和制導(dǎo)點(diǎn)選擇造成跳動(dòng)之外， 像素量化造成的失調(diào)角誤差也會(huì)造成制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)， 制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)會(huì)影響制導(dǎo)精度。 在這里， 分析較為嚴(yán)酷的一種情況對(duì)脫靶量的影響： 制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)1個(gè)像素后制導(dǎo)點(diǎn)在目標(biāo)上的位置保持不變。 實(shí)際上， 雖然隨后制導(dǎo)點(diǎn)保持穩(wěn)定， 導(dǎo)引頭測(cè)量的失調(diào)角仍然受到像素量化誤差的影響， 這種誤差近似視為一種零均值隨機(jī)分布。

2.2.1 分析模型

分析模型如圖1所示。 N=4， 加速度指令限幅15g， Vc為馬赫數(shù)14， 目標(biāo)不機(jī)動(dòng)。

2.2.2 分析結(jié)果

T=0.2 s， 制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)1個(gè)像素的情況下， 圖1所示模型的分析結(jié)果如圖3～4所示， 分析結(jié)果表明：

（1） 分辨率是主要影響因素， 分辨率越高則制導(dǎo)點(diǎn)跳動(dòng)對(duì)脫靶量的影響越小， T=0.2 s情況下， 分辨率分別為0.490 8 mrad， 0.245 4 mrad， 0.122 7 mrad， 0.061 4 mrad時(shí)， 脫靶量峰值分別為1.7 m， 0.8 m， 0.4 m， 0.2 m， 對(duì)應(yīng)于遇靶前0.8 s左右的跳動(dòng)；

（2） 幀頻的影響較小， 而且并不是幀頻越高越好， 從分析結(jié)果看100 Hz較合適。

根據(jù)綜合分析， 提出初步的指標(biāo)要求：

（1） 角分辨率： ≤0.122 7 mrad；

（2） 幀頻： 100 Hz。

2.3 瞬時(shí)視場(chǎng)角

初步估算典型攻擊條件暫取為導(dǎo)彈初始高度H=30 km， V為馬赫數(shù)3.5， 發(fā)射距離500 km， 目標(biāo)高度40 km， 目標(biāo)馬赫數(shù)5， 目標(biāo)不機(jī)動(dòng)， 設(shè)導(dǎo)引頭截獲距離60 km。 中制導(dǎo)時(shí)間151 s， 截獲時(shí)刻載機(jī)目標(biāo)距離121 km， 導(dǎo)彈與載機(jī)的距離63 km， 導(dǎo)彈采用GPS+慣導(dǎo)組合導(dǎo)航， 指向誤差及截獲概率見(jiàn)表2， 對(duì)于迎頭攻擊鄰近空間高速目標(biāo)， 瞬時(shí)視場(chǎng)角不低于±2.8°時(shí)截獲概率能夠滿足需求。 據(jù)此， 提出初步的瞬時(shí)視場(chǎng)指標(biāo)為≥±2.8°。

3 彈體直接力裝置布局

3.1 直接力應(yīng)用概況

直接力（反作用射流）的實(shí)現(xiàn)形式主要包括液體發(fā)動(dòng)機(jī)、 固體脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)、 燃?xì)獍l(fā)生器、 發(fā)動(dòng)機(jī)尾端引流等， 其配置方法、 使用限制如表3所示。

3.2 直接力布局方案

經(jīng)估算， 在40 km高度典型空空導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)不小于6時(shí)， 導(dǎo)彈最大氣動(dòng)過(guò)載3.65， 自動(dòng)駕駛儀時(shí)間常數(shù)約為1 s， 不能滿足機(jī)動(dòng)過(guò)載幅值和快速性指標(biāo)要求。 因此， 必須使用直接力軌控+姿控方案， 如圖5所示。 軌控裝置配置于質(zhì)心前（如圖6所示）， 為4噴口、 “十”字布局， 主要作用是提供機(jī)動(dòng)過(guò)載和提高響應(yīng)快速性； 姿控裝置配置于導(dǎo)彈尾端（如圖7所示）， 為6噴口、 “十”字布局， 與軌控發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作共同為導(dǎo)彈提供法向機(jī)動(dòng)過(guò)載， 并用于導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)控制， 能夠抑制軌控推力對(duì)彈體俯仰和橫滾的擾動(dòng)。 噴口1， 4用于俯仰控制， 噴口2， 3， 5， 6既用于偏航控制， 也用于橫滾控制。 其中： 噴口1產(chǎn)生正向俯仰力矩； 4產(chǎn)生負(fù)向俯仰力矩； 2， 3共同產(chǎn)生正向偏航力矩， 5， 6共同產(chǎn)生負(fù)向偏航力矩； 3， 6共同產(chǎn)生正向橫滾力矩； 2， 5共同產(chǎn)生負(fù)向橫滾力矩。 為節(jié)省能量， 對(duì)向安裝的兩噴口不能同時(shí)工作。 該方案的優(yōu)點(diǎn)是姿控推力與軌控作用力方向相同， 姿控力臂較長(zhǎng)， 有利于減小單個(gè)直接力裝置的推力需求， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對(duì)彈體和舵面的影響。

3.3 直接力裝置的使用

由于助推滑翔高超聲速飛行器目標(biāo)機(jī)動(dòng)能力很強(qiáng)（海拔高度40 km、 最大機(jī)動(dòng)幅值5g、 時(shí)間常數(shù)0.3 s）， 飛行空域大氣極其稀薄， 攔截彈僅依靠氣動(dòng)力控制時(shí)最大機(jī)動(dòng)過(guò)載很小， 難以與之對(duì)抗， 很有可能需要?dú)鈩?dòng)力/直接力復(fù)合控制較早啟動(dòng)， 并且中制導(dǎo)段和整個(gè)末制導(dǎo)段都需要開(kāi)啟直接力控制， 因此與較低空域（例如海拔高度30 km以下， 導(dǎo)彈高超聲速飛行狀態(tài)下只依靠純氣動(dòng)力控制即具有較大的機(jī)動(dòng)過(guò)載， 直接力裝置只需要在彈道末端開(kāi)啟通過(guò)姿控提高過(guò)載響應(yīng)快速性）相比， 直接力裝置需要同時(shí)進(jìn)行軌控和姿控， 并且要工作更長(zhǎng)時(shí)間、 消耗更多的燃料或工質(zhì)以提供足夠大的機(jī)動(dòng)過(guò)載， 達(dá)到足夠小的彈體過(guò)載響應(yīng)時(shí)間常數(shù)。

4 結(jié) 論

針對(duì)具有大機(jī)動(dòng)能力的臨近空間巡航段高超聲速目標(biāo)的精確攔截制導(dǎo)問(wèn)題， 使用比例制導(dǎo)線性化自動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)模型， 分析了攔截彈制導(dǎo)系統(tǒng)的主要技術(shù)指標(biāo)要求。 通過(guò)分析制導(dǎo)點(diǎn)單個(gè)像素的跳動(dòng)對(duì)制導(dǎo)精度的影響， 論證了對(duì)紅外成像導(dǎo)引頭的分辨率和幀頻需求。 給出了一種姿控和軌控協(xié)同復(fù)合的直接力裝置布局方案， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對(duì)彈體和舵面的影響。

參考文獻(xiàn)：

[1] 朱福娟， 張華. 一種臨近空間飛行器的新型發(fā)射方法[J]. 裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)， 2006， 17（5）： 61-63.

Zhu Fujuan，Zhang Hua. A New Launch Method of the Near Spacecraft[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2006， 17（5）： 61-63. （in Chinese）

[2] 李小將， 李志德， 楊健， 等. 臨近空間裝備體系概念及關(guān)鍵問(wèn)題研究[J]. 裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)， 2007， 18（4）： 72-77.

Li Xiaojiang， Li Zhide， Yang Jian， et al. Study on Concept and Technology of Near Space Equipment Architecture[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2007， 18（4）： 72-77. （in Chinese）

[3] 呼衛(wèi)軍， 周軍. 臨近空間飛行器攔截策略與攔截武器能力分析[J]. 現(xiàn)代防御技術(shù)， 2012， 40（1）： 11-15.

Hu Weijun， Zhou Jun. Analysis of the Interception Strategy of the Near Space Vehicle and Capability of the Interception Weapon[J]. Modern Defense Technology， 2012， 40（1）： 11-15.（in Chinese）

[4] 戴靜， 程建， 郭銳. 臨近空間高超聲速武器防御及關(guān)鍵技術(shù)研究[J]. 裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)， 2010， 21（3）： 58-61.

Dai Jing， Cheng Jian， Guo Rui. Research on NearSpace Hypersonic Weapon Defense System and the Key Technology[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2010， 21（3）： 58-61.（in Chinese）

[5] 張勝濤， 陳方， 劉洪. 近空間高超飛行器氣動(dòng)熱紅外特性數(shù)值仿真[J]. 計(jì)算機(jī)仿真， 2010， 27（1）： 114-118.

Zhang Shengtao， Chen Fang， Liu Hong. Numerical Simulation of AeroThermal Infrared Radiation of Near Space Hypersonic Vehicle[J]. Computer Simulation， 2010， 27（1）： 114-118.（in Chinese）.

[6] 張勝濤. 臨近空間高超聲速飛行器繞流紅外輻射特性數(shù)值模擬研究[D]. 上海： 上海交通大學(xué)， 2009.

Zhang Shengtao. The Research on Numerical Simulation of Infrared Radiant Properties of Flow Field around Near Space Hypersonic Vehicle[D]. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University， 2009.（in Chinese）

[7] 張燕鵬， 李曉波， 薛俊詩(shī). 對(duì)高超聲速目標(biāo)的跟蹤及算法研究[J]. 航天電子對(duì)抗， 2013， 29（5）： 19-22.

Zhang Yanpeng， Li Xiaobo， Xue Junshi. Research on Tracking and Algorithm of Hypersonic Aircrafts[J]. Aerospace Electronic Warfare， 2013， 29（5）： 19-22.（in Chinese）

[8] 李記新， 王霞， 李友年.臨近空間高速攔截制導(dǎo)研究 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2015， 35（4）： 43-46， 50.

Li Jixin， Wang Xia， Li Younian. Study of Guidance for Near Space Hypersonic Aircraft Interception[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2015， 35（4）： 43-46， 50.

（in Chinese）

[9] Zarchan P.Tactical and Strategic Missile Guidance[M]. 5th ed.AIAA， 2007： 49-50， 98-99.

[10] Fleeman E L. Tactical Missile Design[M]. 2nd ed. AIAA， 2006： 215-216.

Abstract： In near space， it is rather difficult， especially to traditional air defense missile and airtoair missile， to intercept the boostgliding hypersonic aircraft which flies with high altitude， high speed and strong maneuverability. To precisely intercept boostgliding hypersonic aircrafts which can maneuver with large overload capability in near space， guidance system model is built and requirements of missile body control and seeker for terminal guidance in high velocity interception is studied. Missile overload capacity and response time constant demands are derived， which indicates obviously that reaction jet is necessary in missile autopilot. It is demonstrated that infrared imaging seeker is superior to radar seeker. Important parameters are studied for infrared imaging seeker， such as detection range， resolution ratio， image frame frequency and offboresight angle. Finally， a kind of orbitattitude control equipment layout via reaction jet is presented.

Key words： near space； hypersonic aircraft； guidance； reaction jet； infrared imaging seeker