鄭建成，譚賢四，曲智國(guó)，喻晨龍

(1.空軍預(yù)警學(xué)院 三系, 武漢 430019；2.中國(guó)人民解放軍95246部隊(duì), 南寧 530007)

1 引言

當(dāng)前，人們?cè)谡劦礁叱曀倩栾w行器(hypersonic gliding vehicle,HGV)類臨近空間高超聲速目標(biāo)時(shí)，多以定性描述其飛行速度快、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、軌跡靈活多變等運(yùn)動(dòng)特性為主[1-4]，這些描述并非不準(zhǔn)確，但卻容易給人造成一種錯(cuò)覺，認(rèn)為這是一種全新的難以應(yīng)對(duì)的武器。事實(shí)上，這類武器是在彈道導(dǎo)彈(ballistic missile,BM)基礎(chǔ)上發(fā)展起來的新型武器，其飛行過程與BM既有相同點(diǎn)又有不同點(diǎn)，相同的是助推過程都是由火箭助推器助推到一定的高度和速度，不同的是后續(xù)飛行過程BM繼續(xù)沿著拋物線彈道飛行，而HGV則在助推結(jié)束后快速進(jìn)入大氣層并作無動(dòng)力滑翔，直至攻擊目標(biāo)[5-7]。因此，在描述HGV運(yùn)動(dòng)特性時(shí)，采用與BM對(duì)比的方式，更有助于人們認(rèn)識(shí)這類目標(biāo)的特點(diǎn)，厘清其與BM的真正區(qū)別，進(jìn)而針對(duì)性的設(shè)計(jì)防御體系和措施。

從進(jìn)攻方的角度看，國(guó)內(nèi)學(xué)者多針對(duì)HGV軌跡靈活多變的特點(diǎn)，基于其復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)模型，專注于對(duì)其制導(dǎo)方法與軌跡優(yōu)化策略的研究[8-11]。而從防御方的角度看，現(xiàn)有研究在對(duì)HGV與BM進(jìn)行比較方面，多是直觀給出兩者在彈道高度上的差別[2-4,6,12]，沒有進(jìn)行定量研究，理性認(rèn)識(shí)不夠。文獻(xiàn)[13]雖然對(duì)兩者運(yùn)動(dòng)特性作了定量比較分析，但其分析僅為性能特征層面，還不夠細(xì)化，也沒有進(jìn)一步從防御方的視角分析現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系應(yīng)對(duì)來襲HGV存在的問題，而這一點(diǎn)對(duì)防御方來說是至關(guān)重要的。

針對(duì)BM防御，美國(guó)經(jīng)過幾十年的發(fā)展，構(gòu)建了發(fā)展策略明晰、手段漸趨完備的反導(dǎo)防御體系[14]，其針對(duì)BM的預(yù)警手段主要有紅外和雷達(dá)，且有效性在2020年伊朗的報(bào)復(fù)性導(dǎo)彈襲擊中得到了實(shí)戰(zhàn)檢驗(yàn)(美國(guó)反導(dǎo)預(yù)警體系在2020年伊朗的報(bào)復(fù)性導(dǎo)彈襲擊中提供了6 min的從發(fā)現(xiàn)到預(yù)警的時(shí)間，使得在此襲擊中美軍無人陣亡)[15]。然而，由于HGV不同于BM的飛行高度和機(jī)動(dòng)能力，現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系在應(yīng)對(duì)HGV時(shí)可能無法形成有效預(yù)警能力，急需對(duì)比分析兩類目標(biāo)運(yùn)動(dòng)特性的區(qū)別，進(jìn)而分析HGV對(duì)現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系帶來的影響。為此，通過量化對(duì)比分析HGV與BM的運(yùn)動(dòng)特性，厘清兩者的真正區(qū)別點(diǎn)，進(jìn)而分析HGV對(duì)現(xiàn)有反導(dǎo)體系特別是預(yù)警體系帶來的威脅和影響，并指出改進(jìn)的方向，可為嚴(yán)格定量評(píng)估高超聲速武器系統(tǒng)的威脅和制定防御策略提供依據(jù)。

2 運(yùn)動(dòng)模型

傳統(tǒng)的BM進(jìn)入高空自由段飛行時(shí)可近似為只受地球引力的作用，此時(shí)的飛行軌道是一種“二體”軌道，而HGV大氣層內(nèi)滑翔飛行除了受到自身重力和離心力作用外，還會(huì)受到氣動(dòng)升力和氣動(dòng)阻力的作用。在不考慮地球自轉(zhuǎn)且假設(shè)地球?yàn)榫鶆驁A球的條件下，可采用圖1所示的三維視圖來分析高超聲速再入飛行器的運(yùn)動(dòng)性能。圖1所示的幾何模型給出了高超聲速再入飛行器飛行彈道的側(cè)視圖(a)和俯視圖(b)，圖中給出了該模型涉及的6個(gè)彈道變量：目標(biāo)速度v、高度h、飛行速度與水平面之間組成的航跡傾角γ、飛行速度與縱程方向之間組成的航向角κ、縱向射程相對(duì)地心構(gòu)成的弧度角Ψ和橫向射程相對(duì)地心構(gòu)成的弧度角Ω。

2.1 BM運(yùn)動(dòng)模型

在不考慮地球自轉(zhuǎn)的條件下，對(duì)于采用助推器發(fā)射的彈道導(dǎo)彈[16]，采用圖1所示幾何模型其質(zhì)心縱向平面運(yùn)動(dòng)方程可表示為：

圖1 高超聲速再入飛行器彈道幾何模型示意圖

(1)

式中：R為地球半徑；g=g0R2/(R+h)2為離地面h處的重力加速度；g0=9.8m/s2為海平面處重力加速度；Cd為阻力系數(shù)；A為飛行器的有效橫截面積；ρ=ρ0exp(-h/H)為大氣密度[17]，ρ0=1.752kg/m3，H=6 700m；η為推力T與彈體軸的夾角；Isp為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖量；m為助推階段導(dǎo)彈和再入飛行器的總質(zhì)量以及在助推劑燃盡后單個(gè)再入飛行器的質(zhì)量。

2.2 HGV運(yùn)動(dòng)模型

HGV為常規(guī)全球精確打擊的潛在解決方案[18]，其典型彈道可分為6個(gè)階段：助推段、彈道段、再入段、爬升段、滑翔段和末段[1]。對(duì)于采用助推器發(fā)射的HGV，其助推段與彈道段可采用式(1)所示的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程，然而考慮到關(guān)機(jī)點(diǎn)之后推力為零，再入之后HGV還受到氣動(dòng)升力與氣動(dòng)阻力的影響，假設(shè)HGV傾側(cè)角為0°，則由式(1)容易得到此時(shí)其質(zhì)心再入運(yùn)動(dòng)方程為：

(2)

其中: m為再入飛行器質(zhì)量；D=1/2ρv2CdA為氣動(dòng)阻力；L=1/2ρv2ClA為氣動(dòng)升力；Cl為升力系數(shù)。

實(shí)際上，HGV滑翔飛行過程中會(huì)進(jìn)行傾側(cè)轉(zhuǎn)彎以規(guī)避對(duì)手導(dǎo)彈防御系統(tǒng)。對(duì)升阻比一定的HGV，為更好地分析其滑翔段至末段的運(yùn)動(dòng)性能，同時(shí)考慮HGV機(jī)動(dòng)飛行時(shí)進(jìn)行傾側(cè)轉(zhuǎn)彎改變航向角κ，進(jìn)而產(chǎn)生橫向機(jī)動(dòng)，結(jié)合圖1和氣動(dòng)升力與氣動(dòng)阻力的表達(dá)式可知式(2)HGV質(zhì)心再入運(yùn)動(dòng)方程此時(shí)應(yīng)寫為[13]

(3)

式中：樣σ為飛行器的傾側(cè)角。

同時(shí)，根據(jù)圖1可知，在地球表面測(cè)量時(shí)飛行器的縱向射程和橫向射程分別為

LZ=ΨR

(4)

LH=ΩR

(5)

因此，結(jié)合式(3)可知，當(dāng)傾側(cè)角σ=0°時(shí)，航向角κ為常數(shù)，HGV將保持固定的航向而不進(jìn)行橫向機(jī)動(dòng)飛行；當(dāng)航向角κ=0°時(shí)，橫向射程最小，縱向射程最大，當(dāng)航向角κ=90°時(shí)，橫向射程最大，縱向射程最小，從而當(dāng)HGV達(dá)到90°的航向角之后保持不變(即σ=0°)時(shí)將能獲得最大的橫向機(jī)動(dòng)距離。

3 與BM運(yùn)動(dòng)性能比較及其影響分析

HGV的戰(zhàn)略意義取決于其相對(duì)于BM的性能優(yōu)勢(shì)，后者目前在快速、遠(yuǎn)程彈頭運(yùn)載方面是最先進(jìn)的[18]。高超聲速飛行器關(guān)鍵的運(yùn)動(dòng)性能參數(shù)有縱向射程、高度、飛行時(shí)間、橫向射程等，這些參數(shù)表征了其遠(yuǎn)程打擊、低空突防、快速打擊、側(cè)向繞飛突防等能力。

3.1 仿真條件設(shè)置

與在類似或相同的火箭助推器上發(fā)射的BM一樣，HGV也可以通過調(diào)整助推劑燃盡時(shí)間、速度等參數(shù)達(dá)到近程、中程、遠(yuǎn)程等不同的射程。作為鮮有公開披露大量技術(shù)數(shù)據(jù)的HGV，HTV-2代表了該技術(shù)的前沿[1]，下面就以HTV-2作為HGV的典型代表與BM的運(yùn)動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值仿真對(duì)比分析。為增加可比性，假設(shè)HGV與BM采用相同的Minotaur IV[20]型三級(jí)火箭助推器發(fā)射(該助推器已經(jīng)被考慮將在美國(guó)部署的高超聲速武器中使用[18])，仿真參數(shù)設(shè)置見表1。表1給出的HGV與BM質(zhì)量均為1 000 kg，以便在助推劑燃盡時(shí)，兩類飛行器表現(xiàn)出基本相同的速度。

表1 仿真參數(shù)

仿真時(shí)對(duì)HGV助推段和彈道段采用在HTV-2飛行測(cè)試中使用的軌跡進(jìn)行分析[20]，即采用式(1)所示的與BM相同的運(yùn)動(dòng)模型，再入段和爬升段詳細(xì)解析處理見文獻(xiàn)[5]對(duì)HTV-2飛行測(cè)試的分析，此處只根據(jù)其分析的結(jié)果給出示意性軌跡，在此基礎(chǔ)上，HTV-2從距發(fā)射點(diǎn)約4 000 km開始滑翔，滑翔段軌跡采用式計(jì)算。根據(jù)式(1)對(duì)BM采用2種不同的彈道進(jìn)行仿真分析[16]：一個(gè)是典型的最小能量彈道(minimum energy trajectory,MET)，這是給定范圍內(nèi)能效最高的軌跡，彈頭在落向目標(biāo)前會(huì)在地球上空1 200 km處形成弧線；另一個(gè)是壓低彈道(depressed trajectory,DT)，該彈道在助推段以一個(gè)相對(duì)較大的角度轉(zhuǎn)向縱程方向，縮短了導(dǎo)彈達(dá)到給定射程所需的總飛行路徑長(zhǎng)度，從而減少了飛行時(shí)間。HTV-2助推段與DT彈道導(dǎo)彈相似，但轉(zhuǎn)向角度略大于DT彈道導(dǎo)彈。通過改變各級(jí)助推器推力與彈體軸的夾角η及其作用時(shí)間可以達(dá)到導(dǎo)彈的預(yù)期射程。表2給出了達(dá)到9 130 km縱向射程時(shí)3種不同彈道的導(dǎo)彈各級(jí)助推器推力與彈體軸的夾角η及其作用時(shí)間，表3給出了相應(yīng)的關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)。

表2 夾角η及其作用時(shí)間

表3 關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)

3.2 飛行路徑

HGV再入大氣層后的滑翔飛行高度約20～100 km，而BM大部分飛行時(shí)間都處于外大氣層，彈道高度可達(dá)100～2 000 km。采用上述仿真條件，圖2給出了HGV和BM縱向射程均為9 130 km時(shí)的彈道軌跡的仿真結(jié)果。圖2(a)是完整的彈道，圖2(b)是助推段彈道，圖2(c)是末段彈道。

由圖2(a)可知，達(dá)到相同的縱向射程，MET彈道為大弧度的高空彈道，其飛行路徑長(zhǎng)度明顯大于HGV和DT彈道飛行路徑長(zhǎng)度。從圖2(b)可見，為了降低彈道高度，HGV和DT彈道導(dǎo)彈在助推段朝縱程方向進(jìn)行了相對(duì)劇烈的轉(zhuǎn)向，相較而言，HGV為獲得更低的飛行高度，其轉(zhuǎn)向角度更大。從圖2(c)末段臨近空間以下的彈道軌跡可見，彈道導(dǎo)彈穿過大氣層時(shí)，MET彈道導(dǎo)彈軌跡與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角較大，從而穿過大氣層的路程更短，約251 km，DT彈道導(dǎo)彈軌跡與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角較小，再入大氣層后的飛行路程較MET彈道導(dǎo)彈要遠(yuǎn)，達(dá)1 469 km，是MET彈道導(dǎo)彈再入大氣層后飛行路程的近6倍，而HGV再入后的飛行均處在大氣層內(nèi)，相較而言在大氣層內(nèi)飛行的路程更遠(yuǎn)，受大氣阻力的影響更大。

圖2 HGV和BM彈道曲線

3.3 飛行時(shí)間

上節(jié)分析指出，MET彈道大弧度的飛行路徑長(zhǎng)度明顯大于HGV和DT彈道飛行路徑長(zhǎng)度，這將顯著增加MET彈道導(dǎo)彈到達(dá)預(yù)期攻擊區(qū)域的飛行時(shí)間，從圖3給出的3類彈道從發(fā)射到落點(diǎn)的總飛行時(shí)間與縱向射程的關(guān)系也可看出，縱向射程相同時(shí)，盡管與MET彈道飛行的導(dǎo)彈相比，HGV的飛行時(shí)間具有一定的優(yōu)勢(shì)，但是其飛行時(shí)間不能與DT彈道導(dǎo)彈飛行的較短飛行時(shí)間相媲美，且DT彈道導(dǎo)彈在飛行時(shí)間方面的優(yōu)勢(shì)隨著飛行距離的增加而愈發(fā)明顯。

圖3 飛行時(shí)間隨射程的變化曲線

表4給出了縱向射程為7 500 km和9 000 km時(shí)，HGV、MET與DT彈道導(dǎo)彈的飛行時(shí)長(zhǎng)。從表4可知，射程增加量相同時(shí)HGV與MET彈道導(dǎo)彈飛行時(shí)間增加量更多。簡(jiǎn)而言之，達(dá)到相同的縱向射程時(shí)HGV飛行時(shí)間比DT洲際彈道導(dǎo)彈飛行時(shí)間要長(zhǎng)，與DT洲際彈道導(dǎo)彈相比，HGV并不能絕對(duì)更快地攻擊目標(biāo)。

表4 飛行時(shí)長(zhǎng)

3.4 機(jī)動(dòng)能力

與BM相比，HGV的性能優(yōu)勢(shì)之一就在于其滑翔時(shí)所作的橫向機(jī)動(dòng)飛行帶來的突防能力較強(qiáng)[21]。雖然洲際彈道導(dǎo)彈在再入大氣層后的臨近空間區(qū)域也滿足高超聲速飛行的特點(diǎn)，但由于其基本沿著可預(yù)測(cè)的彈道軌跡飛行，機(jī)動(dòng)能力和突防能力相對(duì)較弱[22-23]。對(duì)比第一節(jié)建立的HGV與BM運(yùn)動(dòng)模型也可以看出，該模型中BM并不存在橫向機(jī)動(dòng)，對(duì)此，圖4給出了HGV與DT彈道導(dǎo)彈在前述仿真條件下采用相同助推器發(fā)射且縱向射程相同時(shí)的三維視圖。為進(jìn)一步分析HGV的機(jī)動(dòng)能力，假設(shè)HGV初始速度Ma 20、初始高度80 km，圖5、圖6分別給出了不同傾側(cè)角時(shí)HGV橫向射程、速度隨縱向射程的變化情況，表5給出了不同傾側(cè)角時(shí)的橫向射程和縱向射程。

圖4 HGV與DT彈道三維視圖

圖5 傾側(cè)角不同時(shí)橫向射程隨縱向射程的變化曲線

圖6 傾側(cè)角不同時(shí)速度隨縱向射程的變化曲線

由圖4可見，HGV除了達(dá)到與DT彈道導(dǎo)彈相同的 9 130 km的縱向射程外，還具備縱程達(dá)868 km的橫向機(jī)動(dòng)能力，并且機(jī)動(dòng)過程中的軌跡是不規(guī)則的。根據(jù)前述對(duì)HGV運(yùn)動(dòng)模型的分析，其橫向機(jī)動(dòng)能力與傾側(cè)角有關(guān)，傾側(cè)轉(zhuǎn)彎路徑將隨著傾側(cè)角的不同而不同，如果它的傾側(cè)角具備實(shí)時(shí)改變的能力，其機(jī)動(dòng)路徑將更加難以預(yù)測(cè)。圖4給出的僅僅是HGV的某條可能軌跡，而從圖5HGV的可達(dá)范圍邊界曲線可見，其最終打擊范圍將是約6 000 km(縱向)×4 000 km(橫向)的可達(dá)域，明顯不同于BM的“點(diǎn)”打擊，這也彰顯了HGV相較于BM所具有的獨(dú)特突防能力與機(jī)動(dòng)性優(yōu)勢(shì)。

然而，從圖5、圖6和表5可知，HGV橫向機(jī)動(dòng)距離的增加是以速度的更快下降和縱向射程的減少為代價(jià)的，這也證明了圖3對(duì)飛行時(shí)間分析的正確性：飛行時(shí)間相同時(shí)HGV的縱向射程將會(huì)小于DT彈道導(dǎo)彈的射程。另外，由圖5可知，一旦HGV飛行方向指向橫向距離方向，傾側(cè)角就重置為0°，從而使橫程最大化。雖然HGV有可能達(dá)到可觀的橫向機(jī)動(dòng)距離，但它必須滾動(dòng)調(diào)姿才能機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎，從而將一部分升力轉(zhuǎn)向橫向射程方向，傾側(cè)角越大，橫向機(jī)動(dòng)射程越遠(yuǎn)，而與重力作用相反的升力的相應(yīng)減少，將導(dǎo)致傾側(cè)角越大時(shí)速度下降越快(圖6)?；蛘哒f，HGV可以通過在轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生額外的升力來補(bǔ)償升力方向改變?cè)斐傻膿p失，而在升阻比L/D成比例約束下，這將同步增加阻力，從而降低飛行速度。正如Ivan[24]所指出的HGV滑翔階段伴隨的速度損失或阻力：在L/D不變的情況下，升力增加一倍，阻力也會(huì)增加一倍，HGV變慢的速率也會(huì)增加一倍，因?yàn)镠GV沒有推力補(bǔ)償，所以即便是非常溫和的機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎也會(huì)產(chǎn)生很大的阻力，從而影響飛行速度和射程。高加速度的急轉(zhuǎn)，無論是為了躲避攔截器還是為了瞄準(zhǔn)目標(biāo)飛行，都將造成巨大的速度損失。

表5 不同傾側(cè)角時(shí)的橫向射程和縱向射程

3.5 對(duì)現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系的影響

根據(jù)以上對(duì)HGV與BM運(yùn)動(dòng)性能的比較分析可知，HGV相較于BM飛行高度更低、飛行時(shí)間更長(zhǎng)(對(duì)DT彈道)、減速更快但橫向機(jī)動(dòng)范圍更廣，給現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系帶來的影響如下：

1)全程探測(cè)困難多。對(duì)于HGV的助推段探測(cè)，由于助推過程與BM類似，現(xiàn)有天基紅外高軌預(yù)警衛(wèi)星對(duì)其具備預(yù)警能力；對(duì)于滑翔段探測(cè)，盡管中低軌預(yù)警衛(wèi)星存在一定探測(cè)能力，但其覆蓋范圍有限，受成本和數(shù)量限制，目前不具備全域全程跟蹤能力；對(duì)于末段探測(cè)，由于HGV飛行高度較BM要低，地/海基預(yù)警雷達(dá)受部署陣位和地球曲率的影響，僅能進(jìn)行視距內(nèi)探測(cè)，可提供的預(yù)警時(shí)間較短。

2)搜索捕獲難度大。一方面，如上所述，HGV相較BM更低的飛行高低使得現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系難以對(duì)其全程預(yù)警和全域探測(cè)；另一方面，HGV橫向機(jī)動(dòng)的靈活性和過大的可達(dá)范圍必然增加防御方預(yù)警資源調(diào)度任務(wù)的艱巨性和分配運(yùn)用的復(fù)雜性。

3)軌跡預(yù)測(cè)要求高。軌跡預(yù)測(cè)的效果很大程度上取決于目標(biāo)的彈道外推模型。BM彈道運(yùn)動(dòng)基本符合二體運(yùn)動(dòng)規(guī)律，對(duì)其往往可以獲得較高的軌跡預(yù)報(bào)精度，而HGV飛行彈道規(guī)劃靈活，機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)且可以全程控制，加之防御方無法提前預(yù)知來襲HGV的型號(hào)、控制參數(shù)和制導(dǎo)規(guī)律，對(duì)其難以構(gòu)建固定的彈道外推模型，從而很難對(duì)其未來時(shí)刻的機(jī)動(dòng)情況進(jìn)行預(yù)測(cè)與估計(jì)。

由此可見，利用單一防御手段或平臺(tái)已無法對(duì)HGV形成有效預(yù)警能力。為了滿足對(duì)HGV及早預(yù)警、全程探測(cè)和穩(wěn)定跟蹤的迫切需求，預(yù)警體系必須在平臺(tái)上注重天基、空基/臨空基等高平臺(tái)的綜合應(yīng)用，在手段上注重紅外與雷達(dá)探測(cè)設(shè)備一體化運(yùn)用，在作戰(zhàn)使用上注重組網(wǎng)協(xié)同探測(cè)。具體來看，一方面應(yīng)著眼預(yù)警體系自身建設(shè)，探討不同平臺(tái)不同傳感器的優(yōu)化部署、調(diào)度管理以及交接協(xié)同，分析單傳感器搜索參數(shù)調(diào)整優(yōu)化、資源合理運(yùn)用等；另一方面應(yīng)著眼防御體系全局探究預(yù)警體系運(yùn)用策略，考慮全殺傷鏈涉及的指揮控制結(jié)構(gòu)、信息交互融合、攔截器性能等所有因素，綜合指揮流程、陣地部署、作戰(zhàn)協(xié)同等多方面構(gòu)建統(tǒng)一數(shù)據(jù)庫，積極探索信火一體、預(yù)警攔截一體的協(xié)同防御方案。

4 結(jié)論

1)由于不同于MET彈道導(dǎo)彈大弧度的飛行彈道，HGV低空大氣層內(nèi)飛行縮短了到達(dá)既定打擊目標(biāo)所需的飛行路程，減少了武器投送時(shí)間，但與DT彈道導(dǎo)彈相比，HGV攻擊目標(biāo)所需時(shí)間更長(zhǎng)。

2)HGV憑借其低空飛行的優(yōu)勢(shì)，可以規(guī)避陸基雷達(dá)對(duì)其飛行早期進(jìn)行預(yù)警探測(cè)，造成防御方的攔截響應(yīng)時(shí)間相較BM更短，使攔截準(zhǔn)備時(shí)間不夠。

3)雖然HGV機(jī)動(dòng)飛行會(huì)帶來一定的速度損失和縱向射程損失，但大范圍的可達(dá)域產(chǎn)生軌跡的不可預(yù)測(cè)性增加了現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系對(duì)其捕獲的難度。

4)HGV不同于BM的運(yùn)動(dòng)特性，使得現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系應(yīng)對(duì)HGV面臨著全程探測(cè)困難多、搜索捕獲難度大、軌跡預(yù)測(cè)要求高等難題。防御方需要在發(fā)展新型預(yù)警探測(cè)系統(tǒng)、構(gòu)建空天地一體化的全域全程預(yù)警探測(cè)體系等方面對(duì)現(xiàn)有反導(dǎo)預(yù)警體系進(jìn)行改進(jìn)和完善。