高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測分析*

韓春耀，熊家軍，張 凱，蘭旭輝

（空軍預(yù)警學(xué)院，武漢 430019）

0 引言

臨近空間高超聲速飛行器作戰(zhàn)方式復(fù)雜、飛行空域特殊、機(jī)動樣式獨(dú)特，已成為改變當(dāng)今世界作戰(zhàn)規(guī)則的新型戰(zhàn)略威脅目標(biāo)。美國目前開展的幾種高超聲速滑翔飛行器演示項目主要有HTV-2、先進(jìn)高超聲速武器（AHW）、一體化高超聲速（IH）項目以及“弧光”計劃等［1-2］。由于高超聲速滑翔飛行器采用非慣性彈道，具有高升阻比的氣動外形，能在臨近空間進(jìn)行大范圍的機(jī)動，與彈道導(dǎo)彈目標(biāo)相比，預(yù)測其運(yùn)動軌跡較為困難。然而，軌跡預(yù)測在預(yù)警探測系統(tǒng)交接班［3］、基于預(yù)測命中點(diǎn)的攔截制導(dǎo)［4］中具有廣泛應(yīng)用，研究該類目標(biāo)的軌跡預(yù)測問題十分必要。

目前，關(guān)于高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測的研究主要集中在制導(dǎo)控制領(lǐng)域，從防御視角研究軌跡預(yù)測的文獻(xiàn)較少?，F(xiàn)有關(guān)于軌跡預(yù)測的方法主要有兩大類：一是數(shù)值積分法，二是曲線擬合方法。文獻(xiàn)［5-6］研究了常升阻比條件下的軌跡預(yù)測問題，通過數(shù)值積分方法進(jìn)行軌跡預(yù)測。文獻(xiàn)［7-8］研究了飛行器最大升阻比飛行條件下的軌跡預(yù)測問題，同樣采用數(shù)值積分法，認(rèn)為計算飛行器的升阻比是軌跡預(yù)測的關(guān)鍵，且氣動參數(shù)在半速度坐標(biāo)系中呈線性變化。但氣動參數(shù)，如升力系數(shù)、阻力系數(shù)，取值小且變化小，實(shí)驗證明試圖通過跟蹤濾波準(zhǔn)確辨識氣動參數(shù)十分困難。文獻(xiàn)［9］通過曲線擬合高超聲速目標(biāo)的加速度，再根據(jù)狀態(tài)初值外推目標(biāo)運(yùn)動軌跡。如果飛行器規(guī)劃的運(yùn)動軌跡存在較大機(jī)動，采用擬合模型會有較大的預(yù)測誤差。

現(xiàn)有軌跡預(yù)測方法主要針對某種特殊的情景，而對于機(jī)動的條件下的軌跡預(yù)測適應(yīng)性較差。為此，將從運(yùn)動特征、機(jī)動能力等方面分析高超聲速滑翔飛行器的軌跡預(yù)測問題，分析飛行器運(yùn)動的局限性、可能采取的軌跡預(yù)測方法及其可行性，為實(shí)現(xiàn)高超聲速滑翔飛行器滑翔段的中期軌跡預(yù)測提供理論基礎(chǔ)。

1 問題描述

1.1 軌跡預(yù)測內(nèi)涵

軌跡預(yù)測是指根據(jù)目標(biāo)歷史運(yùn)動軌跡和目標(biāo)運(yùn)動規(guī)律預(yù)測其未來的軌跡。從定義可以看出，軌跡預(yù)測的研究內(nèi)容包含兩個方面：一是目標(biāo)狀態(tài)估計；二是運(yùn)動規(guī)律描述。狀態(tài)估計是跟蹤濾波的研究內(nèi)容；運(yùn)動規(guī)律描述是根據(jù)運(yùn)動特性建立相應(yīng)的預(yù)測模型。針對某個軌跡預(yù)測算法，如果沒有過硬的證據(jù)支撐，那么預(yù)測結(jié)果會得到質(zhì)疑。因此，尋找證據(jù)，即分析目標(biāo)內(nèi)在的運(yùn)動規(guī)律和限制條件，十分必要。

圖1 高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測示意圖

圖1為高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測示意圖。高超聲速滑翔飛行器的整個飛行過程包括助推段、再入變軌段、滑翔段以及下壓段，考慮到軌跡預(yù)測的應(yīng)用，將主要分析滑翔段的軌跡預(yù)測問題。在助推段和再入變軌段時目標(biāo)距離防衛(wèi)陣地較遠(yuǎn)，不便于部署防御力量；在下壓段時飛行器過載高達(dá)40 g，攔截導(dǎo)彈相對于目標(biāo)沒有機(jī)動優(yōu)勢，因此，同樣不具備攔截條件；而在滑翔段飛行器飛行時間長，攔截窗口較長，機(jī)動能力相對較弱，運(yùn)動軌跡變化相對平穩(wěn)，高速滑翔時目標(biāo)無法采用復(fù)雜的欺騙式干擾，滑翔段是理想的攔截時機(jī)［10］。因此，將主要研究滑翔段的軌跡預(yù)測問題。

1.2 運(yùn)動模型

高超聲速滑翔飛行器在滑翔段主要受地球引力和氣動力的作用，并通過調(diào)整攻角和傾側(cè)角實(shí)現(xiàn)飛行器控制。為了描述方便，在半速度坐標(biāo)系中建立運(yùn)動方程，目標(biāo)的質(zhì)心運(yùn)動方程如式（1）所示。

式（1）中，V為速度，θ為速度傾角，σ為速度方位角，r為地心至飛行器質(zhì)心的距離，為經(jīng)度，φ為緯度，這6個量描述飛行器的運(yùn)動狀態(tài)；ωe為地球自轉(zhuǎn)角速度，g'r為地球引力加速度在地心距方向的分量，gωe為地心引力加速度在地球自轉(zhuǎn)角速度分量，m為飛行器質(zhì)量；L為總升力，D為阻力，與控制量攻角有關(guān)，υ為傾側(cè)角，同樣為控制量。氣動升力和氣動阻力的計算方法如式（2）所示。

式（2）中，q為動壓，S為飛行器的有效面積，CLCD分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)，與飛行器攻角相關(guān)，ρ（h）為大氣密度。數(shù)值計算涉及的飛行器參數(shù)以美國洛克希德-馬丁公司設(shè)計的高超聲速飛行器CAV-H為例［2］。

1.3 軌跡預(yù)測面臨的問題

高超聲速滑翔飛行器在臨近空間飛行，飛行空域介于彈道導(dǎo)彈和航空飛行器的飛行空域之間，機(jī)動能力也介于兩者之間，軌跡預(yù)測面臨以下問題。

1）在滑翔過程中，受地球引力和氣動力的共同作用，且可通過調(diào)整攻角和傾側(cè)角實(shí)現(xiàn)機(jī)動。由于受力情況復(fù)雜，與彈道導(dǎo)彈目標(biāo)不同，不能夠根據(jù)關(guān)機(jī)點(diǎn)確定完整彈道，高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測缺乏理論依據(jù)。

2）無論是預(yù)警探測系統(tǒng)的交接班，還是基于預(yù)測命中點(diǎn)的攔截制導(dǎo)，都需要中長時間的軌跡預(yù)測?？紤]到飛行器的機(jī)動能力，能否實(shí)現(xiàn)較長時間的軌跡預(yù)測需要定量研究。

軌跡預(yù)測分析主要在受力分析的基礎(chǔ)上采用數(shù)值計算方法，分析高超聲速滑翔飛行器運(yùn)動特性以及軌跡預(yù)測的可行性。

2 軌跡預(yù)測分析

2.1 運(yùn)動軌跡特性

高超聲速滑翔飛行器有兩種彈道形式：一是錢學(xué)森彈道，采用幾乎沒有波動的平坦滑翔下降彈道，稱為再入平坦滑翔彈道，也稱為平衡滑翔彈道；二是Sanger彈道（桑格爾彈道），采用一種具有一定跳躍、波動幅度逐漸減小的滑翔軌跡［11］，也稱為再入跳躍滑翔彈道。

平衡滑翔是指在飛行過程中，縱向平面內(nèi)飛行器在垂直方向受到的作用力處于平衡狀態(tài)［12］。平衡滑翔時，認(rèn)為速度傾角的變化率為零并且速度傾角是一個小量，即 dθ/dt=0，cos≈1，平衡滑翔條件一般用式（3）表示：

針對某一特定的飛行器，飛行器質(zhì)量基本不變，如果升力系數(shù)保持不變，傾側(cè)角υ為0，即飛行器在縱向平面內(nèi)飛行，則滿足平衡滑翔條件時，飛行速度與高度存在固定關(guān)系，如式（4）所示。

以CAV-H為例，計算平衡滑翔時速度與高度的關(guān)系，假設(shè)飛行器攻角恒為15°，即升力系數(shù)、升阻比保持不變。速度與高度的關(guān)系如圖2所示。對于某一高超聲速滑翔飛行器，在氣動系數(shù)保持不變的條件下，為保持平衡滑翔狀態(tài)，飛行器高度越高，所需的速度越高；當(dāng)飛行高度為80 km時，速度接近7.9 km/s，即第一宇宙速度。

圖2 平衡滑翔時速度與高度的關(guān)系

跳躍滑翔軌跡是由于飛行器在縱平面內(nèi)不滿足平衡滑翔條件。跳躍滑翔時，無法像平衡滑翔時那樣推導(dǎo)出變量之間的關(guān)系式。與平衡滑翔相比，跳躍滑翔軌跡高度隨時間的變化，呈現(xiàn)振幅逐漸降低的震蕩曲線特征，跳躍周期隨時間推移而減小，其對應(yīng)的縱向平面內(nèi)垂直方向的加速度也具有周期變化的特征。上述運(yùn)動軌跡的特征可以運(yùn)用到軌跡預(yù)測算法的設(shè)計中。

2.2 機(jī)動模式分析

為了增強(qiáng)飛行器的突防能力，進(jìn)攻方通常規(guī)劃多種突防彈道。文獻(xiàn)［13-14］設(shè)計了多種突防模式，如單S機(jī)動、半圓機(jī)動、側(cè)向蛇形機(jī)動、縱向蛇形機(jī)動等。將運(yùn)動軌跡投影到二維平面內(nèi)，不同的突防模式具有各自的幾何特征。在縱向平面內(nèi)，平衡滑翔與跳躍滑翔飛行高度隨時間的變化，具有截然不同的幾何特征；在側(cè)向平面內(nèi)，轉(zhuǎn)彎機(jī)動和蛇形機(jī)動的幾何特征也有較大差異。因此，基于運(yùn)動軌跡的幾何特征解決軌跡預(yù)測問題是一種重要處理思路。

以縱向蛇形機(jī)動時的高度預(yù)測為例，分析運(yùn)動軌跡可能的幾何描述方法。根據(jù)數(shù)值擬合理論可知，任何一條震蕩的曲線均可由多個正弦曲線和直線的組合近似。高度隨時間的變化可由公式描述。

式（5）中，h0i（t）為跳躍機(jī)動軌跡的基準(zhǔn)高度，Ai為機(jī)動幅值，ωi（t）為機(jī)動頻率，φi為初始相位，x（t）為射程。其物理含義是將機(jī)動軌跡描述為機(jī)動幅度、機(jī)動頻率等參數(shù)表示的函數(shù)。

在軌跡預(yù)測應(yīng)用中，根據(jù)前期大量的觀測數(shù)據(jù)分析目標(biāo)運(yùn)動軌跡的幾何特征，建立運(yùn)動軌跡幾何曲線與參數(shù)化函數(shù)之間的關(guān)系，用正交多項式或三角函數(shù)等基函數(shù)擬合運(yùn)動軌跡，采用頻譜分析方法剖析軌跡的頻譜特征，并與正交多項式或三角函數(shù)頻譜特征進(jìn)行比較，從而確定擬合函數(shù)的類型和階次。

2.3 轉(zhuǎn)彎半徑分析

高超聲速滑翔飛行器通常采用BTT傾斜轉(zhuǎn)彎技術(shù)進(jìn)行橫向機(jī)動，通過傾斜彈體，升力分力提供向心力，轉(zhuǎn)彎較慢。同時飛行器還應(yīng)滿足過載約束，過載約束既要保證飛行器的機(jī)動性，又要防止過載偏大引起彈上設(shè)備、機(jī)體結(jié)構(gòu)的破壞。

飛行器氣動力過載是指飛行器所受氣動力與重力的比。氣動力在半速度坐標(biāo)系中可以分解為升力、側(cè)力以及阻力，在飛行器坐標(biāo)系中可以分解為法向力、橫向力以及軸向力，可根據(jù)氣動力在不同坐標(biāo)系中的分解方法去定義相應(yīng)的過載。認(rèn)為側(cè)力提供飛行器轉(zhuǎn)彎的向心力，氣動力在半速度坐標(biāo)系中的分解為：

式（6）中，X為阻力，也記作D，Y為升力，Z為側(cè)力，升力和側(cè)力的合力為總升力，記作L。

側(cè)向過載約束可以描述為：

向心加速度為：

將總升力的計算公式代入向心加速度，進(jìn)而得到轉(zhuǎn)彎半徑的計算公式為：

從式（9）中可以得出，高超聲速無動力滑翔飛行器的轉(zhuǎn)彎半徑與攻角、傾側(cè)角和高度密切相關(guān)。轉(zhuǎn)彎半徑與傾側(cè)角、攻角反相關(guān)，即傾側(cè)角越大，側(cè)力（向心力）就會越大，轉(zhuǎn)彎半徑就會越?。挥捎谏ο禂?shù)的大小與攻角成正比，攻角越大，隨著攻角增大升力也會增大，在相同傾側(cè)角條件下提供的側(cè)力（向心力）也越大，因此，轉(zhuǎn)彎半徑就會越小。同時，轉(zhuǎn)彎半徑與飛行高度正相關(guān)，即飛行高度越高，空氣越稀薄，空氣密度就更低，側(cè)力（向心力）就會越小，轉(zhuǎn)彎就會更加平緩，也就是轉(zhuǎn)彎半徑就會越大。需要特別強(qiáng)調(diào)的是，轉(zhuǎn)彎半徑隨與飛行器速度無關(guān)，但速度要保持在能夠使飛行器實(shí)施滑翔的范圍內(nèi)。

為了驗證高超聲速滑翔飛行器的最小機(jī)動半徑的理論分析，設(shè)計仿真實(shí)驗。仿真條件設(shè)置如下：飛行器仍然采用CAV-H模型，攻角取值為5°～20°，傾側(cè)角取值為 10°～60°，高度為 20 km～60 km，大氣模型采用擬合模型，分別計算不同條件下飛行器的轉(zhuǎn)彎半徑。圖3、圖4為轉(zhuǎn)彎半徑仿真實(shí)驗結(jié)果。

圖3是假設(shè)飛行高度為30 km時，轉(zhuǎn)彎半徑隨傾側(cè)角的變化情況。相同攻角條件下，轉(zhuǎn)彎半徑隨傾側(cè)角的增大而減??；相同傾側(cè)角條件下，轉(zhuǎn)彎半徑隨攻角的增大而減小。圖4是假設(shè)攻角為15°時，轉(zhuǎn)彎半徑隨傾側(cè)角的變化情況。

圖3 高度為30 km時轉(zhuǎn)彎半徑隨傾側(cè)角的變化

圖4 攻角為15°時轉(zhuǎn)彎半徑隨傾側(cè)角的變化

表1為典型條件下轉(zhuǎn)彎半徑的變化規(guī)律，飛行器攻角為15°傾側(cè)角為45°時大氣密度、轉(zhuǎn)彎半徑與高度的關(guān)系。大氣密度隨高度增加成指數(shù)下降，以高度20 km的大氣密度為基準(zhǔn)，高度10 km的大氣密度是其4.8倍，高度50 km的大氣密度只有基準(zhǔn)密度的百分之一；轉(zhuǎn)彎半徑隨高度增加急劇增加，高度為20 km時轉(zhuǎn)彎半徑為111 km，而高度為60 km時轉(zhuǎn)彎半徑為31 037 km。

表1 轉(zhuǎn)彎半徑分析

總體而言，轉(zhuǎn)彎半徑相對比較大，橫向機(jī)動能力比較弱，也就是說運(yùn)動軌跡相對比較平直，這一特性對于防御方進(jìn)行軌跡預(yù)測是非常有利的。橫向位移可以建模為低階的多項式模型，即可實(shí)現(xiàn)較高精度的軌跡預(yù)測。

2.4 最大射程分析

飛行器的射程越遠(yuǎn)打擊范圍就越廣，對防御方來講，意味著威脅就更大，高超聲速滑翔飛行器的最大射程是軌跡預(yù)測的一個重點(diǎn)研究內(nèi)容。

影響高超聲速滑翔飛行器最大射程的主要因素有初始速度、初始高度、升阻比、初始彈道傾角。以CAV-H為例，分析初始速度、初始高度、升阻比以及初始速度傾角4個因素對射程的影響。標(biāo)準(zhǔn)初始狀態(tài)設(shè)置為：初始速度為6 000 m/s，初始高度為65 km，初始速度傾角為0°，攻角恒定為15°，飛行終止條件為飛行高度小于20 km。升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比主要取決于飛行器的攻角，根據(jù)飛行器的氣動數(shù)據(jù)，擬合攻角與氣動力參數(shù)的關(guān)系。射程通過對飛行器運(yùn)動方程數(shù)值積分計算射程，理論上可以選擇滑翔段上任意一點(diǎn)作為初始時刻。仿真過程中，不考慮熱流密度、過載和動壓等過程約束的影響。

2.4.1 初始速度對射程的影響

為了分析初始速度對飛行器射程的影響，計算不同初始速度條件下的運(yùn)動軌跡，初始速度為5 500 m/s、6 000 m/s、6 500 m/s。通過計算，當(dāng)攻角為15°時，升阻比的大小為2.893 9。不同初始速度條件下，飛行高度關(guān)于射程的曲線如圖5所示，射程隨初始速度的增加而大幅增加，隨著時間推移跳躍幅度逐漸收窄。

圖5 初始速度對射程的影響

圖6 初始高度對射程的影響

2.4.2 初始高度對射程的影響

假設(shè)初始高度分別設(shè)置為55 km、65 km、75 km，仿真計算不同初始高度條件的運(yùn)動軌跡。圖6為不同初始高度條件下飛行器的運(yùn)動軌跡。不同初始高度條件下飛行器的射程基本相同，高度為75 km時，偏離平衡滑翔狀態(tài)程度更大，軌跡跳躍幅度也更大。

2.4.3 升阻比對射程的影響

升阻比主要取決于飛行器的攻角，即通過對比不同攻角對升阻比的影響來體現(xiàn)升阻比對射程的影響。假設(shè)攻角恒定為 5°、10°、15°、20°，對應(yīng)的升阻比分別為 1.486 8、2.884 1、2.893 9、2.554 2，仿真計算不同初始升阻比條件的運(yùn)動軌跡。圖7為升阻比對射程的影響，可見飛行器的射程和飛行時間與升阻比成正比，當(dāng)升阻比為1.486 8時射程僅為4 000 km，而當(dāng)升阻比為2.893 9時射程增加一倍，達(dá)到8 000 km。并且當(dāng)攻角為10°、15°時升阻比相差不大，射程基本相同。

圖7 升阻比對射程的影響

圖8 初始速度傾角對射程的影響

2.4.4 初始速度傾角對射程的影響

假設(shè)初始速度傾角為 -5°、0°、5°，仿真計算不同初始速度傾角條件的運(yùn)動軌跡。仿真結(jié)果如圖8所示，可知適當(dāng)增大初始速度傾角可以增加射程，但要保證飛行器在臨近空間飛行，當(dāng)初始速度傾角過大時，飛行器就會進(jìn)入太空，飛行軌跡類似彈道導(dǎo)彈，此時射程將大幅減小。

高超聲速滑翔飛行器最大射程與升阻比、初始速度、初始速度傾角正相關(guān)，其中升阻比能夠顯著提高射程。在預(yù)測滑翔段運(yùn)動軌跡時，假設(shè)飛行器保持常攻角或者保持最大升阻比是合理的。

2.5 可達(dá)區(qū)域分析

高超聲速滑翔飛行器采用大升阻比氣動外形，能夠?qū)崿F(xiàn)大范圍內(nèi)機(jī)動，飛行器在地球表面可能到達(dá)的落點(diǎn)的集合稱為可達(dá)區(qū)域?？蛇_(dá)區(qū)域是橫向機(jī)動能力與縱向機(jī)動能力的綜合反映，對于軌跡預(yù)測時間分析具有重要意義?？蛇_(dá)區(qū)域計算主要有兩類方法：一是常值傾側(cè)角方法；二是軌跡優(yōu)化算法。

常值傾側(cè)角方法假定飛行器飛行過程中傾側(cè)角保持不變，通過數(shù)值積分外推軌跡，遍歷傾側(cè)角取值，則可獲得可達(dá)區(qū)域的邊界，選取最大的橫程作為最大橫向機(jī)動距離。常值傾側(cè)角方法計算量小，運(yùn)算速度快。

高超聲速滑翔飛行器還受熱流密度、動壓、過載以及控制裕度等條件的約束，計算最大橫向機(jī)動距離本質(zhì)上可看作是以最大橫程為優(yōu)化目標(biāo)的控制量參數(shù)優(yōu)化問題［15-18］。

文獻(xiàn)［19］討論了常值傾側(cè)角方法和軌跡優(yōu)化方法兩種升力式飛行器可達(dá)區(qū)域的計算方法，認(rèn)為常值傾側(cè)角方法與軌跡優(yōu)化方法的結(jié)果類似。

利用常值傾側(cè)角方法仿真高超聲速滑翔飛行器的機(jī)動距離。以CAV-H為例，計算不同傾側(cè)角條件下的機(jī)動距離。仿真假設(shè)條件為：初始高度65 km，初始速度6 000 m/s，初始速度傾角0°，攻角恒為15°，傾側(cè)角分別為 0°、15°、30°、45°，數(shù)值積分的終止條件為飛行高度小于20 km。橫向機(jī)動距離用橫程表示，縱向機(jī)動距離用縱程表示。

不同傾側(cè)角條件下橫程變化如圖9所示。相同初始條件下，橫程隨時間的而增大；當(dāng)傾側(cè)角為0°時，橫程始終為0；同時，存在使橫程最大的傾側(cè)角，當(dāng)傾側(cè)角過大時終點(diǎn)橫程反而會減小，傾側(cè)角為30°時的橫程比傾側(cè)角為45°時的橫程要大。

不同傾側(cè)角條件下的縱程變化如圖10所示?？梢?，傾側(cè)角越大飛行時間越短；縱程隨傾側(cè)角的增加而減小。傾側(cè)角越大，升力在縱向平面內(nèi)的分力越小，在縱向平面內(nèi)等效的升阻比相應(yīng)減小，因此，滑翔飛行時間縮短，縱程也減小，這與提高升阻比能夠增大射程的結(jié)論是相符合的。

仿真條件不變，圖11為利用常值傾側(cè)角方法計算的高超聲速滑翔飛行器可達(dá)區(qū)域，近似扇形。以終點(diǎn)狀態(tài)計算的可達(dá)區(qū)域范圍大，對防御方的預(yù)警探測體系而言更多的是一種理論指導(dǎo)意義，難以形成作戰(zhàn)應(yīng)用價值。如果不以落點(diǎn)作為結(jié)束條件，縮短軌跡預(yù)測的時間區(qū)間，重點(diǎn)關(guān)注飛行器某一時段的運(yùn)動路徑，也就是說將計算運(yùn)動管道作為軌跡預(yù)測的目標(biāo)，則可達(dá)區(qū)域范圍將與實(shí)際軌跡更加接近，也更具戰(zhàn)術(shù)意義。

圖9 不同傾側(cè)角下橫程隨時間變化

圖10 不同傾側(cè)角下縱程隨時間變化

圖11 高超聲速滑翔飛行器可達(dá)區(qū)域

3 結(jié)論

在預(yù)警探測和攔截制導(dǎo)過程中，需要預(yù)測飛行器軌跡，達(dá)到為接班探測器提供指示信息和預(yù)測攔截彈命中點(diǎn)的目的。從運(yùn)動軌跡特性、機(jī)動模式、轉(zhuǎn)彎半徑、最大射程以及最大橫向機(jī)動距離5個方面分析了軌跡的可預(yù)測性，為高超聲速滑翔飛行器的軌跡預(yù)測提供了理論依據(jù)。結(jié)論主要有：

1）擬平衡滑翔和跳躍滑翔是高超聲速滑翔飛行器在滑翔段的兩種基本運(yùn)動軌跡形式。平衡滑翔時能夠獲得軌跡的解析形式；跳躍滑翔時軌跡呈現(xiàn)振幅逐漸降低的震蕩曲線特征。

2）高超聲速滑翔飛行器采用多種機(jī)動模式提高突防能力，運(yùn)動軌跡具有顯著的幾何特征。

3）高超聲速滑翔飛行器的轉(zhuǎn)彎半徑與攻角、傾側(cè)角以及飛行高度有關(guān)，并且僅依靠氣動力提供的向心力轉(zhuǎn)彎半徑大，橫向機(jī)動能力弱。

4）高超聲速滑翔飛行器的射程與初始速度、初始高度、初始速度傾角以及升阻比相關(guān)，其中升阻比能夠顯著提高射程，為使飛行器實(shí)現(xiàn)最大射程應(yīng)保持較大升阻比。

5）高超聲速滑翔飛行器可達(dá)區(qū)域大，難以實(shí)現(xiàn)全程軌跡預(yù)測。