第２８卷第５期 弹箭与制导学报 Ｖｏ１．２８ Ｎｏ．５ Ｏｃｔ ２００８ ２００８年ｌ０月 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ，Ｒｏｃｋｅｔｓ，Ｍｉｓｓｉｌｅｓ ａｎｄ Ｇｕｉｄａｎｃｅ 空天飞行器轨道拦截策略研究 梁金登，李东旭 （国防科学技术大学航天与材料工程学院，长沙４１００７３） 摘要：在分析空天飞行器（ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｖｅｈｉｃｌｅ，ＡＳＶ）的概念及其使命任务的基础上，针对ＡＳＶ的特点，依据 轨道动力学，探讨了ＡＳＶ拦截同一圆轨道上及共面不共轨圆轨道上目标的策略。其中，在同一圆轨道上的拦 截讨论了椭圆机动和快速机动两种拦截方案；在共面不共轨圆轨道上的拦截讨论了霍曼轨道机动、双椭圆轨 道机动以及快速轨道机动三种拦截策略。在每一种拦截策略中均详细分析了拦截时间、拦截所需速度增量、 拦截轨线长度等。最后通过仿真分析了各种拦截策略的优缺点。 关键词：空天飞行器；轨道拦截；轨道机动 中图分类号：Ｖ４１２．４１；Ｖ４７５．９ 文献标志码：Ａ Ｔｈｅ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ Ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ ｆｏｒ Ｏｒｂｉｔ Ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｖｅｈｉｃｌｅ ＬＩＡＮＧ Ｊｉｎｄｅｎｇ，ＬＩ Ｄｏｎｇｘｕ （Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ＆Ｍａｔｅｒｉａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ．ＮＵＤＴ。Ｃｈａｎｇｓｈａ ４１００７３，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｃｏｎｃｅｐｔ ａｎｄ ｔｈｅ ｍｉｓｓｉｏｎ ｏｆ ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｖｅｈｉｃｌｅ（ＡＳＶ）ｗｅｒｅ ｂｒｏｕｇｈｔ ｆｏｒｗａｒｄ，Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ＡＳ＼ ａｎｄ ｔｈｅ ｏｒｂｉｔ ｄｙｎａｍｉｃｓ，ｔｈｅ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ ｆｏｒ ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ｉｎ ｓｐａｃｅ ｏｆ ＡＳＶ ｕｎｄｅｒ ｔＷＯ ｃｉｒｃｕｍｓｔａｎｃｅｓ ｗｈｉｃｈ ａｒｅ ｃｏｏｒｂｉｔ ａｎｄ ｃｏｐｌａｎｅ ｂｕｔ ｎｏｎ－ｃｏｏｒｂｉｔ ｗｅｒｅ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ ｉｎｃｌｕｄｅ Ｈｏｈｍａｎｎ ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ，ｄｏｕｂｌｅ－ｅｌｌｉｐｓｅ ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ａｎｄ ｒａｐｉｄ ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｉｎｃｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ＡＳＶ，ｔｉｍｅ ｏｆ ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ａｎｄ ｌｅｎｇｔｈ ｏｆ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ｏｒｂｉｔ ｗｅｒｅ ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ．Ｔｈｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｗａｓ ｃｏｎｄｕｃｔｅｄ ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔＯ ａ ｇｉｖｅｎ ｗａｒ ｓｃｅｎａｒｉｏ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｖｅｈｉｃｌｅ（ＡＳＶ）；ｏｒｂｉｔ ｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎ；ｏｒｂｉｔ ｍａｎｅｕｖｅｒ 是：能够充分利用大气中的氧气，从而减轻了起 １ 引言 由于ＡＳＶ能进行廉价快速地投送空间载 荷、实现空天无缝连接，无论是在民用还是军事 飞重量；完全可重复使用，从而降低了使用费用； 能够进行水平起降，从而摆脱了发射场的。 美国提出的ＡＳＶ由空问作战飞行器（ｓｐａｃｅ ｏｐ— ｅｒａｔｉｏｎｓ ｖｅｈｉｃｌｅ，ＳＯＶ）、空间机动飞行器（ｓｐａｃｅ 上的应用前景都非常广阔，因此，早在上世纪８Ｏ 年代，各国就掀起了研制ＡＳＶ的热潮。文中主 要对ＡＳＶ的轨道拦截策略展开讨论。 ｍａｎｅｕｖｅｒ ｖｅｈｉｃｌｅ，ＳＭＶ）、模块化插入级（ｍｏｄｕ— ｌａｒ ｉｎｓｅｒｔ ｓｔａｇｅ，ＭＩＳ）和通用航空器（ｃｏｍｍｏｎ ａｅｒｉａｌ ｖｅｈｉｃｌｅ，ＣＡＶ）等组成。 ２空天飞行器的概念探讨 ２．１ 空天飞行器的概念及其系统构成 ２．２空天飞行器的使命任务 在美国的ＡＳＶ方案中，ＳＯＶ是一个完全可 ＡＳＶ是集飞机、运载器、航天器等多重功能 复用的单级入轨运载器，ＳＭＶ、ＭＩＳ和ＣＡＶ是 ＳＯＶ的载荷。ＳＯＶ可向低轨道运送载荷或通过 ＭＩＳ向高轨道运送载荷，也可从亚轨道向地面投 于一身，能像飞机一样在跑道上水平起降、在大 气层内作高超音速飞行、进行跨大气层飞行并发 射各种有效载荷、进入停泊轨道并执行各种轨道 操作任务等的新型飞行器。ＡＳＶ的主要特征叫 放载荷，或执行空间侦察、支援等任务。ＳＭＶ能 长期在轨，用来充当临时卫星、部署新卫星或回 ＊收稿日期：２００７—１０—１ｌ 基金项目：国家科研计划资助 作者简介：梁金登（１９７５一），男，重庆人，博士研究生，研究方向：空天飞行器效能评估理论与方法。 ・ １６６ ・ 弹箭与制导学报 第２８卷 收故障卫星等。ＭＩＳ可将有效载荷从低轨送至 高轨。ＣＡＶ则由ＳＯＶ在亚轨道投放，高速再人 大气层，执行任务。总之，ＡＳＶ可用在廉价快速 进入太空、空间发射、反卫星、快速运输、空间指 个圆轨道上，目标在后方，落后地心角为 ，圆轨 道半径为ｒ，如图２所示。ＡＳＶ要拦截目标飞行 器，须在Ａ点施加速度增量△ ，使之进入更高的 椭圆轨道Ｅ，然后ＡＳＶ与目标飞行器实现在两 挥所、空间侦察与监视等方面。 轨道的切点Ａ相遇。 显然有ｒ 一ｒ，则拦截条件为Ｔｒ—Ｔ ｅ ， ３ 空天飞行器拦截轨道分析 轨道拦截就是ＡＳＶ通过轨道机动，使其与 在目标轨道上运行的飞行器相遇的过程。拦截 后ＡＳＶ速度不必与目标速度相同，也不用进入 目标轨道。通常，轨道拦截对拦截时间及拦截点 都有特定的要求。下面针对圆轨道上的拦截轨 即： ＴＥ—Ｔｃ＋Ａｔ—Ｔｃ（１＋０／２￣）一 ２丌￣／，．。／ （１＋ ／２丌） 将椭圆轨道周期ｉＦＥ一２ （３） 。／ 代入式（３） 可得ｎ—ｒ（１＋６／２￣） 。速度增量为椭圆轨道近 地点速度与圆轨道速度之差，即： 道动力学问题Ｄ＿。。 ，详细分析各种情况下轨道拦 截所需要的速度增量△ 、时间△丁以及飞行路 线的长度ＡＳ。 △ 一 一 ＝＝＝ ［、 ＿二二 玎一１］ （４） 拦截路线长度同 样为椭圆的周长Ｌ ， 拦截时间为椭圆的周 期 。 ３．１ 共轨圆轨道上的拦截 ３．１．１ 目标飞行器在前方的拦截 ． ＡＳＶ（Ａ点）与目标 飞行器（Ｂ点）在同一个 圆轨道上，目标飞行器在 前方，超前地心角为 ，轨 道半径为，一，如图ｌ所示。 显然，ＡＳＶ要拦截目标 飞行器，必须在Ａ点施加 一３．１．３ 目标飞行器 在前方的定点拦截 。设ＡＳＶ位于Ａ 点（如图３），目标飞行 图２ 目标在后的拦截 器位于Ｂ点，且ＡＳＶ 与目标飞行器在同一匮轨道上，ＡＳＶ落后地心 角 ｎｅ。根据任务需求，ＡＳＶ要在Ｃ点对目标实施 个减速速度增量△ ， 图１ 目标在前的拦截 使之进入低的椭圆轨道Ｅ，然后ＡＳＶ与目标飞 行器在两轨道的切点Ａ处相遇。令 、 、 分别 为圆轨道和椭圆轨道的周期，显然，椭圆轨道的 远地点半径 —ｒ。拦截的条件为ｉＦ 一Ｔ ，即： 拦截。显然，若要在一个周期内完成拦截，在目标 由Ｂ点到Ｃ点的时间内，ＡＳＶ必须由Ａ点到Ｃ 点，故ＡＳＶ必须作轨道机动，进入新的椭圆轨道 Ｅ（也可以是双曲线 或者抛物线轨道，但 Ｔ 一［Ｆｃ－Ａｔ— （１一 ）一２丌√芸（１一 ） 由于这两种轨道不是 （１） 封闭的，使得ＡＳＶ的 返回控制很复杂，这 里不讨论），以缩短飞 将Ｔ 一２玎、／ 代入式（１）可得椭圆轨道 的长半轴“一，一（１一 ／２ ）ｚ 。 完成拦截所需速度增量△ 为： △ — 幢Ａ—ｖＯＣＡ一 行时间。由于ＯＡ一 （ ，则角的平分线 图３ ＡＳＶ定点拦截示意图 万［、 ＝＝。 二 一１］（２） ＯＰ与轨道Ｅ的交点Ｐ是轨道Ｅ的近地点。于是 拦截时间为椭圆的周期ｒＦ，拦截路线长度 可得，拦截条件为 凰Ｂｃ： 椭凰Ａ 一２ｔ ，即： 为椭圆的周长 △Ｓ—Ｌ ≈丌［１．５（“＋６）一 ］。 ３．１．２ 目标飞行器在后方的拦截 ＡＳＶ（位于Ａ点）与目标（位于Ｂ点）在同一 ２丌 一２ ＣＣＯＳ￣ｔａｎ（ １－－ｅ ａｎ导）一 ｌ＋ ｌｉ ㈥ … 第５期 梁金登等：空天飞行器轨道拦截策略研究 ・ １６７ ・ 由图３及椭圆切线的性质可得： Ａ—ｒ ｉｎ 一当ｒ。／ｎ＞１５．５８时，采用双椭圆机动能量 １ 最省 。转移过程为：首先，ＡＳＶ在初始轨道ｃ （５６ＡＢ＋ Ｂｃ）／２ ｌ＞ （６） 上的点Ｐ 产生速度增量Ａｖ ，使其轨道变为近地 点为Ｐ 的椭圆轨道Ｅ ；然后，在Ｅ 的远地点Ａ ｔａｎ（￣ｃ／２一 ）一ｔａｎａ一６。／ｃｙＡ｛ 联立式（５）、式（６），再结合ｒ—ｎ（１一ｅ。）／（１ 处产生第二个速度增量Ａｖ。，使其进入远地点地 心距为ｒ 、近地点地心距为ｒ。的椭圆轨道Ｅｚ；最 后，在Ｅ 的近地点Ｐ。处产生一个减速速度增量 ＋ｅｃｏｓ０）、ｂ。一“。（１一 。）可求得拦截轨道的ｇ、＆ 以及ｌ８角。 显然，ＶＡ ｎ一√ｕ 、 一√２Ｈｆｒ一 ，亍 △ ，使其进入半径为Ｙ＇２的目标圆轨道Ｃｚ，如图５ 是利用余弦定理，可求得速度增量： △ 。一 。十 １—２ ＡｏＶＡｌ ＣＯ （７） 所示。这样，该问题就转化成了共轨拦截问题，由 ３．１节方法可求解。这里讨论只用／ｘｖ 、△ 实现 拦截的方法。设ＡＳＶ的初始位置在Ｐ 处，目标 拦截所需时问 一２ ，拦截路线长度为 引： ｆａｒ￣ｏｏｓ［（ ＋ｒｃｏｓ０）／“ ＡＳ一２Ｌ 一２ａｌ Ｊ ０ ￣／１一 ｃｏｓ２￡出。 在 点，显然ＡＳＶ的角速度 比目标的 。大， 根据圆的对称性，同 样令ＡＳＶ位置不 变，则目标相对于 ＡＳＶ作顺时针运 行，当目标运行到Ｂ 点时，ＡＳＶ先后施 ／ ，一 ３．２ 共面不共轨圆轨道上的拦截 ３．２．１ 霍曼轨道机动拦截 当ｒ。／ｒ ＜１１．９４时，采用霍曼轨道机动的 能量最省Ｌ＝｛ ；假定ＡＳＶ运行在半径为ｒ 的圆轨 道Ｃ 上，目标飞行器在半径为ｒ 的共面圆轨道 Ｃ：上。显然，可以分别在Ａ点和Ｐ点利用两个脉 冲使ＡＳＶ转移到Ｃ。上，于是该问题就转化成了 共轨拦截问题，由３．１节方法可求解。这里讨论 ／ ／一 ／／ ／ ——一＿加△ 、Ａｖ２，使之经 过Ｅ】、￡。，与Ｃ。相切 于Ｐ。点，只要满足 ｔ ＰＪＡＰ２／ ／ 只用一次脉冲△ 实现轨道拦截的方法。如图４， 设ＡＳＶ的初始位置在Ｐ点，目标在Ｂ。点，显然 ＡＳＶ的角速度 比目标的０９。大，由于圆的对称 性，可设ＡＳＶ位置不变，则目标相对于ＡＳＶ作 顺时针运行，当目标运行到Ｂ点时，给ＡＳＶ施加 速度增量△ ，使之进入近地点为Ｐ、远地点为Ａ 的椭圆轨道，只要满足ｔ 一ｔ ，则可实现在Ａ 点对目标进行拦截。速度增量为轨道的近地点速 度与轨道Ｃ 的速度之差，即： Ａｖ一５ｖｌ—ＶＥ ～ ｃ１ 一ｔ峨 ，则可 图５ 双椭圆机动拦截 实现在Ｐｚ点对目标进行拦截。 拦截过程中总的速度增量为Ａｖ一△ ＋ △ ，即： △ 一 ［ 一 ］＋ｌ ～ （９） 由ｔｐ ＡＰｚ—ｔａｐ。ＢＰ。即 ／２＋Ｔ ／２一 Ｔ ［（２丌一 ）／２丌］可得０，则拦截待机时间△丁 （、 由ｔ ＾一ｔＢＡ即 了、Ｅ／２一Ｔｃ （玎一 ■Ｆ 一１） （８） 一（０ｏ＋０）／（ 一ＣＯ ）、轨道机动时间△Ｔ２＝＝： 丌（￣／（ 十ｒＡ）。十√（ｒ２＋ｒＡ） ）／（２￣／２ ），故从 接到指令到完成拦截所需时间△丁一△丁 ＋ △丁２。 ）／／￣／ｒ可求得 ，则拦 截待机时间△丁 一 （ －－０）／（∞，一 ：），轨 拦截过程中所经过路线长度５Ｓ＝：＝（Ｌ ＋ ＬＥ ）／２。 道机动时间为△Ｔ２＝＝＝ ／２。于是从接到指 ３．２．３ 快速轨道机动拦截 令到完成拦截的时间 图４ 霍曼轨道机动拦截 为△Ｔ一△丁Ｊ十△ ，拦截路线长ＡＳ—ＬＥ／２。 ３．２．２ 双椭圆轨道机动拦截 当ＡＳＶ在执行紧急任务时，往往不能只考 虑能量最省，还要尽量缩短拦截时间，于是霍曼 机动和双椭圆机动都不能满足要求了。此时可以 采用与初始轨道Ｃ 相切、与目标轨道Ｃ。相交的 ・ １６８ ・ 弹箭与制导学报 第２８卷 椭圆轨道Ｅ作为机动轨道，如图６所示。当然，理 ３．２．４ 轨道拦截算例 设目标飞行器在地球同步轨道Ｃｚ上运行， ＡＳＶ在轨道高度为２００ｋｉｎ且与Ｃ。共面的圆轨道 论上讲也可采用抛物线和双曲线轨道，但是这两 种轨道都是非闭合的，导致ＡＳＶ的返回控制较 复杂，不予讨论。这里讨论用一次速度增量△ Ｃ１上待命。当ＡＳＶ运行到落后目标飞行器的地 实现拦截的方法。设ＡＳＶ的初始位置在Ｐ点，目 标在Ｂ。点，显然ＡＳＶ的角速度∞ 比目标的０９ｚ 大，根据圆的对称性，可假定ＡＳＶ位置不变，而 目标相对于ＡＳＶ在轨 道上作顺时针运行， ／ 心角０ｏ一３ａ／４时，接到命令：要求ＡＳＶ选择适 当的时机机动变轨，对目标实施拦截，如图，４所 示。下面分析通过霍曼轨道机动、双椭圆轨道机 动（取ｒ 一５００００ｋｍ）以及快速轨道机动进行拦 －、－、 截时，所需要的速度增量、拦截时间以及拦截路 线长度，如表１所示。快速拦截中的拦截轨道的 当目标运行到Ｂ 点 时，ＡＳＶ施加一个速 度增量△ ，使之进入 ｒ 、拦截时间以及速度增量之间的关系曲线如图 ７～图９所示。 表１ 霍曼机动、双椭圆机动及快速机动拦截分析 机动轨 拦截 ——近地点为Ｐ、远地点为 Ａ的椭圆轨道，只要满 速度 增量／ 拦截时间 待机 拦截轨 足ｔＢｐ—ｔＢ Ｂ Ｂ，则可实 现在Ｂ点对目标进行 拦截。速度增量为轨 ／ 道远地 机动 线长度 方式 点／ｋｍ （ｋｍ・ｓ一１） 时间／ｓ 时间／ｓ ／ｋｍ 图６ 快速机拦截 霍曼 机动拦截 双椭圆 ４２１６４ ２．４５ ５３６ １８９３２ ６５Ｏ１７ 道Ｅ的近地点速度 。与轨道Ｃ 的速度 ｃ．之 差，即： ＡＶ一△ １一ＶＥ。５００００ ３．９０ １２６３ ７２９００ ２１８３１５ 机动拦截 一７３Ｃｉ一 ／ｒｌ（￣／２ｒＡ／（ｒｌ＋Ｙ＇Ａ） （１０） 快速 机动拦截 ６０ＯＯＯ ７００００ ２．６７ ２．７４ ４３６ ４４９ １１０８９ １０３４０ ５３６２７ ５３５５３ １） 由拦截条件丁Ｐｓ一丁ｅ ＢｏＢ即ｒｐ— 。（ 一 ）／２丌得： ８００００ ２．８Ｏ ４５９ ９８７９ ５３９２５ 亘 一√罢｛２ａｒＣｔａｎ（ ｔａｎ导）一 掣１ ｅ＋ ＣＯ塑Ｓ￣ｌｌ 一２… “丌√鲁 ２ … 再结合ｒ２一“（１一ｅ ）／（１＋ｅｃｏｓ０）、 一（ｒＡ ３．０ 面 卷２．８ 剖 善２ ６ 图７ ＡＳＶ速度增量与拦截轨道的ｒ 的关系 ｒ ）／（，一ｎ＋ｒｔ）可看出：式（１０）中ｒ 待定，只要 确定了ｒ ，就确定了Ａｖ、 、“以及Ｔ ，也就决定 了拦截时问及拦截路线长度。拦截待机时间△Ｔ 一（０ｏ一 ）／（ 一 。），轨道机动时间△Ｔ２一Ｔ。。 则从接到指令到完成拦截所需时间为△丁一△丁 ＋△ 。 至一－ｏ 图８ ＡＳＶ拦截时间与拦截轨道的ｒ 的关系 三 ３．０ 随着ｒ 的增大，△ 增大，而机动时间Ｔ 减 小。因此，根据能量需求和拦截时间的要求，选取 一定的优化策略就可以找到恰当的ｒ ，从而达到 蓑２ ８ 剖 ２ 最理想的使用效果。 于是可得，ＡＳＶ拦截目标飞行器所经过的 乏 路线长度 为△ｓ—Ｌ ：“ｒａ… 、／ｒ＝ ｄ￡ 图９ ＡＳＶ速度增量与拦截时间之问的关系 （下转第１７６页） ・ ｌ７６ ・ 弹箭与制导学报 第２８卷 是应控制在一定范围之内的，转速的改变还有可 能破坏修正弹的动稳定条件。因此，必须要严格 控制脉冲力的径向偏心，避免转速的大幅度改 变。而要减小质心位置改变所引起的转速变化， 小、安装位置越靠近质心，其引起的攻角就越小。 文中的研究对深入开展弹道修正技术研究以及 下一步的应用有一定的参考作用。 参考文献： 就要在保证弹道修正能力的前提下，尽可能采用 小冲量脉冲发动机。 ［１］徐明友．火箭外弹道学［Ｍ］．北京：兵器工业出版 社，ｌ９８９． ［２］ 曹小兵，王中原，史金光．火箭脉冲矢量控制弹道特 ５ 结论 文中分析了脉冲修正时弹的攻角响应特性。 性分析［Ｊ］．弹箭与制导学报，２００５，２５（３）：６７—６９． ［３］王中原，丁松滨。艾东民．修正弹道的飞行稳定性 研究［Ｊ］．弹道学报，１９９９，１１（４）：５—１Ｏ． ［４］施坤林．末段修正弹对脉冲修正力的角运动响应 分析［Ｊ］．探测与控制学报，２００１，２３（１）：７一ｌ１． ［５］王中原，丁松滨，王良明．弹道修正弹在脉冲力矩 通过仿真的办法，分析了脉冲力的大小以及脉冲 力的轴向、径向偏心对稳定性的影响。通过 脉冲修正作用引起的攻角可以保证修正弹的飞 行稳定。由文中的分析可知，单次脉冲作用引起 的攻角大小主要取决于脉冲发动机的冲量及其 在弹体上的安装位置，单个脉冲发动机的冲量越 作用下的飞行稳定性条件［Ｊ］．南京理工大学学 报。２０００．２４（８）：３２２－－３２５． （上接第１６８页） ． 究，这些研究成果有助于进一步探讨ＡＳＶ的任 务轨道、使用途径及其效能评价方法。 参考文献： 由表１可以看出：双椭圆拦截所需要的速度 增量、拦截时间及拦截轨线长度都是最长的，加 之双椭圆拦截的轨道控制相对较复杂，故实践中 不必考虑这种拦截策略；霍曼机动拦截的优点是 所需速度增量最小；而快速拦截虽然所需速度增 量相对霍曼拦截有所增加，但是其拦截时间及轨 线长度相对减小了，这对实战是有利的。从图７、 图８可看出：ＡＳＶ的速度增量随着拦截轨道远地 ［１］庚晋，周洁．空天飞机雄霸天下［Ｊ］．金属世界， ２００３（３）：１４一ｌ５． ［２］Ｐ Ｊ Ｅｒｂｌａｎｄ。Ｃ Ｄｕｆｉｆｅｌｄ，Ｄ Ｈｏｍａｎ，ｅｔ ａ１．Ｔｅｃｈｎｏｌ— ｏｇｙ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｒｏａｄｍａｐ ｆｏｒ ｔｈｅ ｓｐａｃｅ ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ｖｅｈｉｃｌｅ［Ｃ］／／ＡＩＡＡ Ｓｐａｃｅ ２００１ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｐｏｓｉｔｉｏｎ，Ａｌｂｕｍ ｑｕｅｒｑｕｅ，ＮＭ．Ａｕｇ．２８——３０． ２００ｌ：２００１—４６０４． 点半径ｒ 的增加而增加，而拦截时问则随着拦 截轨道远地点半径ｒ 的增加而减少；图９则表明 ［３］刘敦．赵钧．空间飞行器动力学［Ｍ］．哈尔滨：哈尔 滨工业大学出版社．２００３：１７—４９． ＡＳＶ所需的速度增量是随着拦截时间减少而增加 的，因此，实战中不能片面地追求更短的拦截时 间，而应根据战场态势的需要，找到拦截时间与速 ［４］ 王志刚。施志佳．远程火箭与卫星轨道力学基础［Ｍ］． 西安：西北工业大学出版社，２００６：ｌ５２—１６９． ［５］ 陈实．航天飞机最优空间机动轨道［Ｊ］．南京航空 学院学报，１９８８，２Ｏ（１）：１１２—１２３． ・ 度增量的最佳组合，以达到最理想的使用效能。 ［６］《数学手册》编写组．数学手册Ｉ－Ｍ］．北京：高等教 ４ 结束语 文中主要针对ＡＳＶ的轨道拦截策略展开研 育出版社，１９７９：３５３．
