第二代“猎鹰”高超声速技术飞行器(Falcon Hypersonic Technology Vehicle 2,HTV-2)长时间在大气层中飞行时,气动热是导致本体光辐射特性的主要原因。气动热预测和复杂结构传热温度求解是本体光辐射特性研究的关键。基于类HTV-2高超声速滑翔飞行器的结构以及飞行弹道特点,建立了适用于高超声速滑翔飞行器的气动热、三维有限元传热和本体光辐射耦合计算方法。在算法验证的基础上,通过计算获得了类HTV-2高超声速滑翔飞行器沿假定弹道飞行的本体光辐射特性。结果表明,红外探测器从地面70°方向观测的辐射强度大于从天上-70°方向观测的辐射强度；中波3~5 m光辐射强度明显大于长波8~12 m和短波0.4~0.7 m,因此选择3~5 m波段更有利于对类HTV-2高超声速滑翔飞行器进行探测。

随着临近空间高超声速技术的迅猛发展和临近空间高超声速导弹的装备使用，新的**威胁已成为现实。由于临近空间高超声速导弹飞行弹道低且具有机动飞行的特点，需要对它进行实时探测跟踪才有可能对其飞行弹道进行预测。受地球曲率等因素的影响，地面雷达系统对临近空间高超声速导弹的探测距离有限，且组网探测对雷达数量需求庞大，因此卫星探测是一种较好的手段。对美国当前大力发展的海陆军通用型高超声速滑翔体(Common Hypersonic Glide Body, C-HGB)的红外辐射特性进行了初步分析，并结合高轨红外预警卫星的探测能力，初步分析了预警卫星对处于滑翔飞行阶段的C-HGB的可探测性。结果表明，当前的高轨红外预警卫星难以实现对处于滑翔段的C-HGB的探测，所以需要改进卫星红外探测系统或者组建低轨卫星星座。

针对临近空间拦截弹滑翔段离线弹道优化问题, 提出一种满足多约束条件的弹道规划方法。首先, 通过对拦截弹中制导段运动模型的简化得出滑翔段运动模型;然后, 利用庞特里亚金极小值原理推导出满足多约束条件的间接法模型, 将弹道优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。采用邻近极值法进行协态变量初值选取, 降低了初值猜测的难度和计算量。仿真结果表明, 相较比例导引弹道和高斯伪谱弹道, 所提方法弹道可同时满足终端约束条件和多种过程约束条件, 且优化结果精度更高, 可有效解决离线弹道优化问题。

滑翔导弹末段飞行时空复杂度高、不确定性强、约束多, 给弹道规划与制导算法带来了较大的建模和求解难度。针对这一问题, 同时增大末段机动范围并提高弹道规划效率, 本文提出一种利用连续型深度置信神经网络(Convolutional Deep Brief Networks, CDBN)预测机动能力、设计经由点状态实现末段多约束智能弹道规划的方法。过程中采用CDBN对机动能力进行在线预测, 快速判定经由点状态的可行性, 并且通过经由点状态智能设计, 实现前后段能量的优化分配, 扩大弹道机动包络; 通过设计三角函数型弹目视线角实现末段弹道摆动机动, 推导机动弹道最优末制导律对视线角进行跟踪, 并调节机动频率以满足速度约束。仿真结果表明, CDBN相对BP网络具有更高的机动能力预测精度; 本文所提智能弹道规划方法在满足末端速度约束的前提下, 可以实现弹道摆动机动并大幅增加飞行包络。弹道规划能够在0.5 s内完成, 满足工程应用的快速性要求。

在临近空间长时间超声速滑翔的导弹, 扰动引力对弹道的影响不可忽略。考虑地球扁率及自转的影响, 建立了助推-滑翔导弹跳跃-滑翔段三自由度弹道模型; 通过球谐函数计算扰动引力, 针对起始飞行高度与速度固定的跳跃滑翔弹道, 分析了不同阶次扰动引力的变化趋势以及所产生的落点偏差; 同时在固定阶次扰动引力下, 分别分析了扰动引力对不同射向角、不同起始飞行高度跳跃-滑翔弹道落点精度的影响。仿真结果表明, 扰动引力影响不同射向角跳跃-滑翔弹道所产生的落点偏差最大超过4900 m, 偏差随着弹道起始高度的降低而减小, 当扰动引力计算阶次超过360阶时落点偏差趋于一致, 计算结果具有可靠性。因此在实际作战背景下, 必须考虑扰动引力对临近空间跳跃-滑翔导弹命中精度的影响, 在满足作战条件的前提下可以采用降低跳跃-滑翔弹道起始飞行高度的方式来减小扰动引力对落点精度的影响。

以类HTV-2高超声速滑翔飞行器为研究对象,对其红外辐射特征进行了仿真分析。综合考虑了目标、背景、传输过程的方向和光谱特性,系统分析了地基平台、浮空器、天基卫星对类HTV-2高超声速飞行器的红外探测能力,得到了不同探测波段、不同探测平台的最大探测距离。研究结果表明,目标的红外辐射强度受观测方向的影响较大,最大探测距离随探测器灵敏度的增加而增大,中波波段(3.7~4.8 μm、3.0~5.0 μm)的探测距离比长波波段(7.7~9.5 μm、8.0~12.0 μm)的大。

为了获得滑翔弹PID控制器的俯仰角指令最佳跟踪效果, 将基于实数编码的自适应遗传算法与精英保留策略相结合, 同时对遗传操作做相应改进, 采用改进后的算法对控制器参数进行寻优。为获取满意的过渡过程动态特性, 改进了ITAE性能指标。最后以某滑翔弹的俯仰角稳定回路为研究对象, 分别采用改进Powell算法、基本遗传算法和改进遗传算法进行优化计算。仿真结果表明, 改进后的遗传算法搜索能力和效率得到明显提升, 研究结果可为今后的控制器优化设计提供一定的参考。

为研究多种约束条件下的高超声速滑翔式飞行器快速突防轨迹优化问题, 提出了基于hp自适应伪谱法的多段优化求解策略。建立了高超声速滑翔式飞行器的运动学模型, 用三次样条插值拟合升力系数和阻力系数。综合考虑动压、过载和热流约束, 建立了考虑禁飞区和航路点的约束模型。详细阐述了hp自适应伪谱法的求解原理, 提出了以航路点为分段点的求解策略, 最后以最小到达时间为代价函数对高超声速滑翔式飞行器再入突防过程进行了数字仿真。仿真结果表明, 基于分段求解策略的最优轨迹能够有效满足各种约束条件的限制, 达到了快速突防的目的。

综合考虑高超声速滑翔式BTT导弹各种干扰的影响，建立了具有非匹配不确定性的非线性、强耦合姿态运动方程，并转化为标准形式。针对模型中的未知不确定性，提出了鲁棒估计函数，利用反演控制和自适应控制设计了高超声速导弹的自动驾驶仪，解决了由于对期望虚拟控制量进行求导产生的“计算膨胀”问题，证明了每一步反演设计的Lyapunov稳定性，并进行了数字仿真。仿真结果表明，所设计的自适应反演控制器能够精确跟踪姿态角指令，并对大范围气动参数摄动具有很强的鲁棒性。