孟繁卿，田康生

(1. 空军预警学院研究生大队， 武汉 430019； 2. 空军预警学院四系， 武汉 430019)

0 引 言

随着各国反导预警体系的构建与完善，传统弹道导弹的威胁有下降的趋势。临近空间高超声速飞行器的出现，使得针对弹道导弹构建的反导体系面临新的挑战[1]。临近空间高超声速飞行器，既具有弹道导弹高速、远距离打击的特点，又具有航空飞行器可灵活机动的特点。临近空间高超声速飞行器的独特优势使其逐渐成为各国研究的热点。

临近空间高超声速滑翔飞行器作为当前高超声速飞行器研究的重点，在飞行过程中依靠空气动力实现滑翔飞行，其飞行速度大于Ma5，飞行高度大于20 km。高超声速滑翔飞行器滑翔段的飞行控制参数主要是攻角和倾侧角[2]，所以飞行器滑翔段的弹道特性也主要受攻角和倾侧角影响。文献[3]在纵向平面内分析了平衡滑翔条件下，飞行器状态变量与状态变量、状态变量与过程变量之间的关系，分析了跳跃滑翔条件下，初始状态对弹道特性的影响。文献[4]利用平衡滑翔条件，构建了高超声速飞行器航程与飞行时间的解析式，定量分析了升阻比对滑翔射程的影响规律。文献[5]在最大升阻比平衡滑翔条件下，利用数值积分的方法求得了飞行速度、航程等状态变量的解析式，提出并证明了最大升阻比平衡滑翔是航程最优的弹道的观点。文献[6]从工程应用的角度分析了再入攻角优化问题的多种约束，得到了再入攻角的上下限及攻角设计空间，提出了再入攻角剖面的设计方案，所提方案在覆盖区优化问题上有较高的应用价值。……