摘 要：着眼於未來臨近空間高超聲速目標即將形成戰略威脅的發展趨勢，針對當前天海地一體化傳感器資源協同調度問題進行研究。首先，對臨近空間高超聲速目標的運動特性、電磁特性和紅外特性進行分析，並與其他類型導彈進行對比。其次，從搭載平台和工作方式兩個角度對傳感器探測跟蹤能力進行分析。最後，總結並提出反臨作戰天海地一體化探測跟蹤調度任務的難點及對策，為未來構建多維多平台一體化傳感器網絡提供理論參考。
關鍵詞：臨近空間高超聲速飛行器;傳感器調度;探測跟蹤體系;反臨作戰
中圖分類號：TJ760;V271.4 文獻標識碼：A文章編號：1673-5048（2020）01-0001-08
0 引言
臨近空間高超聲速飛行器（Near Space Hypersonic Vehicle，NSHV）是指能夠在20～100 km高度的臨近空間飛行，巡航飛行馬赫數為5～25，用於執行全球快速精確打擊、遠程投送、監視偵察等戰略作戰任務的一類飛行器[1-2]。這種飛行器不僅具有與彈道導彈相似的超遠距離攻擊和雷達橫截面（Radar Cross-Section，RCS）小的特點，還具有彈道導彈不具備的橫向大跨度機動的能力。因此，單一傳感器難以對其全程持續穩定地跟蹤。整合現有傳感器資源，構建天海地多源異構傳感器一體化探測網絡是對高超聲速飛行器有效持續探測跟蹤的必然手段，是攔截超遠距離武器的重要前提，而傳感器資源優化調度是提高傳感器作戰效能的重要環節[3-4]。
1 臨近空間高超聲速飛行器目標特性分析
1.1 運動特性
臨近空間高超聲速飛行器的飛行運動過程可以分為三個階段，分別是飛航段、滑躍段和再入滑翔段。圖1為典型臨近空間高超聲速飛行器和彈道導彈（Ballistic Missile，BM）目標軌跡對比示意圖。在飛航段，運載平台將高超聲速飛行器助推到一定高度，為飛行器在臨近空間飛行做準備。滑躍段是高超聲速飛行器進行遠距離機動的主要階段，這個階段中飛行器高速高空的機動能力極大地提高了探測跟蹤傳感器調度的難度。在再入滑翔段，飛行器以高速無動力滑翔的形式從臨近空間到達地面目標位置，並且具有一定的機動變軌能力。
在滑躍段，高超聲速飛行器以縱向“打水漂”的方式進行超聲速滑躍飛行。由於氣動外形的設計不同，HTV-2和X-51A在滑躍段的彈道軌跡略有不同。HTV-2採用升力體氣動佈局，需要在飛航段爬升至較高的高度，通過無動力滑行完成滑躍段飛行。X-51A採用乘波體氣動佈局，在超燃衝壓發動機的推動下，依靠激波壓力產生升力，進行無翼跳躍滑翔。此階段，臨空高超聲速飛行器的飛行馬赫數為5～20，在高速特性方面與彈道目標相似，但是其飛行軌跡不可預測;飛行器在20～100 km高的臨近空間可以縱向跳躍滑翔和橫向大跨度機動，在機動特性方面與氣動目標相似，但是高空高速的機動能力遠超一般氣動目標。從機動特性方面考慮，高超聲速飛行器與彈道目標和氣動目標都具有一定的相似性，但其探測跟蹤難度遠超後兩者。
橫向機動是提升臨近空間高速機動目標突防能力的有效手段。在臨近空間無動力飛行時，橫向機動方式為傾斜轉彎，機動能力主要由機體姿態和氣流的空間關係決定[5-6]。選定飛行器滑躍段的初始高度和攻角為60 km和10°，初始飛行馬赫數為20。傾側角在不同取值條件下，飛行器橫向機動航跡如圖2所示。
圖2中，飛行器橫向轉彎角度越大，其飛行距離越小，最大橫向機動距離為5 000 km，因此，飛行器在高空高速突防的過程中，傾側角越大，轉彎半徑越大，目標的飛行距離越受限。
1.2 電磁特性
高速飛行的過程中，高温致使周圍空氣發生電離，在灼燒表面材料的同時會在周圍形成一層電離層，即等離子鞘體。當雷達波照射時，電磁波會形成多種折射、散射、衰減等離子體散射模式，使得雷達探測跟蹤難度增大[7]。依據等離子鞘體對雷達電磁波衰減計算方法[8]，繪製P波段和X波段電磁波在等離子鞘體中衰減狀態如圖3～4所示。
從圖3和圖4中可以看出，頻率越高，最大衰減幅度越大。在X波段雷達頻率為10 GHz時，最大衰減為22 dB，約為發射信號功率的1/9，而P波段雷達頻率為0.5 GHz時，回波衰減僅有8 dB，約為入射信號的1/2。
1.3 紅外特性
高超聲速飛行器在臨近空間滑躍飛行的過程中，機體表面與空氣劇烈摩擦，氣動熱效應產生了蒙皮輻射。飛行馬赫數為2～3時，蒙皮輻射佔了整個目標紅外輻射的絕大部分，隨着速度的增加，蒙皮輻射佔比也劇烈增加[9-10]。對於紅外傳感器而言，蒙皮輻射可以更好地描繪出飛行器的本體輪廓，更有利於傳感器識別目標並進行特徵分析。
圖5為高超聲速飛行器的高度和速度對蒙皮温度的影響。從圖中可以看出，當飛行器的飛行馬赫數為3時，蒙皮温度在500 K左右，飛行器的高度對蒙皮温度影響不大，但是飛行馬赫數達到10時，蒙皮温度劇烈增加至4 000 K左右，飛行高度對蒙皮温度的影響顯著，由此可以看出，速度是影響蒙皮温度的主要因素。
依據文獻[9]提供的飛行器蒙皮輻射面積，取θV=0°，繪製不同紅外波段下温度對紅外輻射強度的影響，如圖6所示。
從圖中可以看出，温度對於短波紅外輻射強度影響最為劇烈，三個波段紅外輻射強度依次相差一個數量級。
1.4 與其他類型導彈對比分析
臨近空間高超聲速目標與一般的空氣動力學目標和彈道目標具有顯著的差別。將三種目標的目標特性對比，如表1所示。
巡航導彈一般是在防區外發射，採取超低空突防的形式對地攻擊，如“戰斧”式巡航導彈，根據衞星定位引導自身沿着固定的航線繞過防空區對地攻擊。目標的紅外特性主要是尾焰，但是由於地面雜波干擾太大，不會採用紅外傳感器跟蹤目標。巡航導彈本身RCS十分小，小於0.1 m2，飛行高度低，因此對於巡航導彈的探測主要依靠雷達前置部署進行發現，使目標儘早發現儘早攔截[10]。
彈道導彈一般採用高拋式彈道，以近乎垂直式的攻擊角度在再入段高速突防，極大地縮短了防禦武器的有效攔截時間，對於末段低層反導武器系統，如“愛國者3”，其有效攔截時間僅有3～5 s。彈道目標在再入段與大氣層劇烈摩擦，表面產生了等離子鞘體，使得地基雷達難以探測，洲際彈道導彈再入段的速度最大可以達到馬赫數25，攔截難度遠大於巡航導彈。彈道目標的自由段飛行高度最大可達1 200 km，儘管目標在自由段的温度不高，但是以深空背景探測時紅外特性明顯，因此彈道目標飛行中段，探測跟蹤難度不大。但是彈道目標飛行跨度大，受到地球曲率的影響，需要多傳感器協同探測[13]。
臨近空間高超聲速目標的探測跟蹤和攔截的難度遠大於前兩者。飛航段中，目標的紅外特性與彈道目標相似，都需要載荷平台助推。但是在滑躍段，高超聲速目標縱向以“打水漂”的樣式跳躍前進，同時，其氣動外形能夠使其橫向大範圍機動。以HTV-2為例，假設平均速度馬赫數10、機動能力1g、射程4 000 km時，目標的轉彎半徑可以達到1 100 km，目標落地時攻擊航向與落地點發射點連線幾乎垂直。也就是説，如果發射點在北方，高超聲速目標可以在空中拐一個90°的彎，從正東或正西方向到達落地點。高超聲速飛行器高速飛行階段，與大氣層劇烈摩擦產生的等離子鞘體能夠極大地衰減電磁波，飛行速度越大，等離子鞘體對電磁波的衰減越大，因此，其電磁特性相比巡航導彈要弱。彈道目標僅在再入段才能夠產生等離子鞘體，彈道目標的探測跟蹤難度也小於高超聲速目標。但是劇烈摩擦的同時，目標表層温度升高，表現出較強的紅外特性，紅外傳感器能夠在較遠的距離探測跟蹤目標，然而受到地球曲率的影響，天基傳感器有效探測範圍有限。
2 傳感器資源探測性能分析
2.1 天基紅外傳感器
天基平台可以分為大橢圓軌道衞星（Highly Elliptical Orbit，HEO）、地球同步軌道衞星（Geosynchronous Earth Orbit，GEO）和近地球軌道衞星（Low Earth Orbit，LEO）三種。其中HEO和GEO的軌道高度高，因此兩者統稱為高軌衞星[14]。
（1）高軌衞星
HEO的軌道為大橢圓軌道，其遠地點在北極上空，距離地平面大於36 000 km。探測跟蹤主要區域為北緯80°以上高緯地區。HEO處於遠地點時，運行速度極慢，兩顆HEO即可滿足對北極地區24 h探測覆蓋。GEO為地球同步軌道衞星，距離地平面大約36 000 km，三顆間隔120°的GEO通過全天候不間斷的探測掃描，即可完成對地球中低緯度地區的24 h探測覆蓋。
HEO和GEO主要針對高超聲速目標的飛航段進行探測預警。在飛航段，高超聲速目標通過火箭或飛機運載到臨近空間進行發射，此階段運載平台的發動機具有較強的紅外特性，大橢圓軌道和地球同步軌道的紅外傳感器以地球為背景能夠探測跟蹤目標。高超聲速目標脱離運載平台後，儘管在臨近空間與空氣摩擦產生了一定的紅外特性，但是由於距離較遠，目標的紅外輻射在大氣中衰減極大，以地球為背景進行探測的HEO和GEO無法探測到目標飛航段以外的航跡信息，因此在反臨作戰過程中，HEO和GEO的職責是早期預警。
（2）低軌衞星
軌道高度決定了衞星載荷的使用方式。較低的軌道意味着更精準的探測跟蹤能力，但也限制了其探測範圍。受地球曲率的影響，獨立LEO的探測範圍有限，需要通過多軌道多星構建LEO星座，以達到多重覆蓋多角度監視的目的。目前資料公開最為全面且已進入實驗階段的是美國提出的天基紅外監視系統（STSS）。STSS中的LEO以大傾角多軌道星座的形式部署，部署數量在24～30顆之間，軌道高度為1 600 km左右，通信方式採用星-星鏈路和星-地鏈路，有效載荷為寬視場短波紅外傳感器和窄視場多色跟蹤型傳感器[15]。
寬視場短波紅外傳感器主要探測以地球為背景的處於飛航段的目標。在飛航段，目標的運載平台依靠發動機將目標運送至較高發射位置，運載平台發動機尾部發出明亮的火焰，短波紅外傳感器能夠捕獲目標，因此短波紅外傳感器的主要工作方式為對地掃描，增加重點區域的監視時間。跟蹤型傳感器的主要工作是以深空為背景跟蹤高超聲速目標。在飛航段結束後，目標在臨近空間進行遠距離飛行（滑躍階段），並在到達目標上空後以無動力滑翔的方式落地（再入段），在這兩個階段目標的紅外輻射主要是中長波。由於地表的紅外輻射較強，對地觀測已經難以捕獲目標，需要以深空為背景的中長波和可見光傳感器才能夠捕獲目標。LEO跟蹤型傳感器探測範圍示意圖如圖7所示。
圖7中虛線為目標飛行軌跡，藍色區域為跟蹤型傳感器可探測範圍。天基傳感器正下方為寬視場短波紅外傳感器的探測範圍，可探測到AMB區域中處於飛航段的目標。跟蹤型傳感器需要以深空為背景進行探測，因此傳感器的俯仰角度為∠FMG和∠IMJ，可探測目標航行區間段為弧CEG和弧DHJ。假設LEO軌道高度1 600 km，地球半徑6 371 km，目標在100 km高度勻速直線飛行，那麼LEO的深空背景探測角度∠FMG不到1°。
紅外傳感器的工作方式與雷達傳感器不同，紅外傳感器通過照射的方式發現目標，單獨的紅外傳感器僅僅能夠提供目標與傳感器的角度，並不能得到兩者之間的距離，因此無法計算出目標的準確位置信息，僅能夠提供目標的方向信息，即目標大致的攻擊方向。如果天基高軌衞星發現目標後，高軌衞星將目標的初始信息交接給可探測目標區域的LEO，LEO的跟蹤型傳感器開啓“捕獲”模式，對目標可能的空域進行掃描，當截獲到目標後，LEO跟蹤型傳感器切換為“跟蹤”模式，以凝視的方式跟蹤目標。如果是LEO掃描型傳感器對地觀測時發現目標，則將目標的區域信息發給臨近的LEO，臨近的LEO跟蹤型傳感器截獲並跟蹤目標[16]。當有兩顆LEO同時跟蹤一個目標時，通過兩個LEO的角度信息以及自身的位置，可以計算出目標的位置信息，地面接收站在獲得目標的位置信息後，通過計算目標的位置、速度和加速度等運動信息以及獲得的目標紅外特性，能夠進一步對目標進行識別，得到目標可能的威脅方式、來襲方向、可能攻擊目的等信息。
2.2 地/海基雷達傳感器
雷達探測跟蹤目標能力主要受目標運行特性和電磁特性的影響。目標的電磁特性對雷達的影響主要體現在隱身外形設計和高速飛行等離子鞘體對雷達電磁波的衰減，使得雷達接收的目標信號十分弱小，很容易淹沒在雜波信號中。目標的運動特性對於雷達的影響主要在於目標的高超聲速，過快的速度極大地縮短了地基雷達的觀測時間窗口[17]。
受地球曲率的影響，雷達探測空域範圍十分有限，最遠的探測距離與目標的飛行高度和自身天線高度有關。雷達可視距離的計算方法為
天線高度和目標飛行高度對雷達視線距離的影響如圖8所示。從圖中可以看出，較高的雷達天線設計和較高的目標飛行高度能夠提高雷達發現目標的最遠視線距離。但是高超聲速飛行器的滑躍高度主要是30～70 km，一般的地/海基大型雷達的高度在1 km左右，因此，發現目標的最遠距離在1 000 km左右。
假設目標與雷達的航路角為0°，即目標的飛行路線經過雷達正上空，雷達探測的方位角範圍為0°～360°，俯仰角範圍為0°～90°，目標速度和高度對於雷達觀測時間窗口的影響如圖9所示。從圖中可以看出，對飛行馬赫數20，飛行高度20 km的目標，在經過雷達探測範圍路徑最長的情況下，觀測時間窗口為181 s。由此可見，高超聲速飛行器的速度對地基雷達探測跟蹤的反應時間影響極大，越快的速度，對雷達的反應時間要求越高。
3 反臨作戰傳感器資源調度的難點分析
結合臨近空間高超聲速飛行器的目標特性以及天/海/地基傳感器的探測性能，可以得出反臨作戰預警探測跟蹤傳感器資源調度的難點。
（1）探測跟蹤難
現有的反臨作戰傳感器資源主要是地/海基雷達傳感器和天基紅外傳感器。
對於雷達傳感器來説，臨近空間高超聲速飛行器的隱身外形設計極大降低了雷達的監測檢測概率，目標在臨近空間中高速飛行產生的等離子鞘體，更是能夠進一步影響雷達的電磁衰減和散射，使得地/海基雷達探測跟蹤難度進一步增加。儘管現有的雷達能夠實現上千公里的探測能力，但是受到地球曲率和雷達探測俯仰角度的限制，高空高速目標的可視時間窗口十分有限。
對於天基紅外傳感器來説，受限於傳感器能力，HEO和GEO主要用於探測，LEO主要用於跟蹤，但是受地球曲率和目標飛行高度的限制，LEO跟蹤型傳感器的可用俯仰角不到1°，且需要兩顆衞星同時觀測才能實施精準定位。文獻[18]研究了LEO部署對深空背景下探測漏洞的影響，從其研究結果中可以看出，不同的部署形式下不同高度的探測漏洞不同，但總體來説，要實現無漏洞的全球覆蓋需要的衞星數量遠多於STSS計劃的28顆星的數量。
綜上所述，對於天/海/地基傳感器來説，實現精準探測和全程穩定持續跟蹤是極其困難的，需要大量的多源異構傳感器合理部署。
（2）傳感器交接頻繁
高超聲速目標在臨近空間飛行，相比於彈道目標，它更“貼近地表”飛行，目標的飛行高度限制了傳感器的探測範圍。越小的探測跟蹤範圍，意味着需要更多的傳感器交替跟蹤，才能實現更完整的飛行軌跡跟蹤。
傳感器交接時，需要依據上一個傳感器的探測跟蹤信息計算傳感器交接的時刻、交接區域以及誤差信息，在交接時刻，下一個傳感器對交接區域進行快速連續的掃描。如果交接傳感器能夠捕獲目標，則開始建立航跡，計算並跟蹤目標飛行軌跡。但是高超聲速飛行器高速飛行且擁有橫向大空域機動能力，傳感器交接時刻和位置預測難度大，計算結果精度低，這就導致了在交接時，可能由於交接區域太大導致目標高速穿過交接區域，而傳感器並沒有掃描到，也就是穿屏問題。穿屏問題對於軌道相對固定的彈道目標是一個重要跟蹤難題，它對於可機動變軌飛行的高超聲速目標來説難度更大。穿屏問題極大地降低了目標穩定跟蹤的概率，若交接失敗，重新搜索目標需要消耗的時間和傳感器資源將無法估計。
（3）調度方案動態變化
目標航向、目標數量、傳感器資源使用狀態、戰場干擾等很多不確定因素，都會影響傳感器調度方案的動態變化，此外，現代多兵種、多體系協同攻擊的作戰模式，使得天/海/地傳感器必須留有空餘探測跟蹤資源用來探測其他類型的目標，如彈道目標在飛行過程中產生的伴飛假目標、多彈頭等。戰場不確定因素和其他作戰任務的影響，使得有限數量的傳感器在資源衝突條件下最大化使用的難度增大。目前裝備上對於多任務處理通常採用預留通道的手段，但是面對不同作戰對象在不同作戰條件下，威脅目標的數量、種類和進攻方式都是不同的，這種方法儘管可以避免高威脅目標突發性攻擊時無傳感器資源探測跟蹤，但也是面對飽和攻擊時制約傳感器最大化利用率的限制因素。
4 反臨作戰傳感器資源調度的思考
通過上述分析，現有體系下天海地多平台一體化的信息網探測跟蹤任務調度的難點，主要是目標特性造成的探測跟蹤捕獲難、傳感器探測範圍有限導致的傳感器交接頻繁、戰場不確定因素引起的調度方案動態變化。因此，反臨作戰天海地一體化傳感器資源調度作戰效能的提升，需要從硬實力和軟實力兩個角度對傳感器能力、體系架構和高效的算法進行探索和研發。
（1）提高傳感器能力是探測跟蹤體系發展的核心
由於地球曲率的影響，天基傳感器相比其他傳感器具有更好的觀測角度，但是受到載荷的限制，天基傳感器的能力始終無法與地基傳感器相比較。天基平台和天基傳感器的研製和發展將極大地提升天海地一體化探測跟蹤網絡的觀測容量、觀測精度，進而為反臨作戰提供更加精確的目標信息。
現有的傳感器探測跟蹤能力指標，主要是針對彈道目標設計的，如彈道目標在中段飛行的温度低，只能以深空背景進行探測。但是高超聲速目標與大氣劇烈摩擦，在整個飛行過程中都表現出極強的紅外特性，設計具有更強針對性的傳感器將極大地擴充傳感器探測可視空間和時間，提高整個探測跟蹤體系的作戰能力。
（2）合理的體系架構是探測跟蹤資源優化調度的基礎
種類不同、型號不同的傳感器，工作方式和信息傳輸方式是不同的。天基傳感器需要星-星鏈路和星-地鏈路的數據傳輸，地面控制站才能夠與天基平台進行信息交互和指揮控制;地基傳感器通過“雷達控制器”對威脅目標的探測時間、空間、能力和信號等多種資源進行調控。此外，不同生產廠家採用的通信協議數據格式也是有差異性的，在過去“煙囱式”發展的基礎上搭建一個通用的指揮控制通信體系架構是很困難的，美國海軍開發的協同作戰能力（Cooperative Engagement Capability，CEC）系統耗費了10年時間。
體系架構必須要考慮傳感器、計算機技術和算法的迭代發展。因此，完善的體系架構必須具備新型傳感器加入的可擴展性，算法程序升級的迭代性，任意武器系統或傳感器具有與探測跟蹤體系進行信息交互的即插即用性和兼容性。
（3）高效的調度算法是探測跟蹤體系作戰效能的倍增器
隨着戰場環境數據質量和數量的激增，現代戰爭對武器系統的反應速度、信息處理速度以及指揮控制的精準程度提出了越來越多的要求。高效的調度算法是現代化信息戰制勝的必要條件，更是反臨作戰探測跟蹤體系構建的前提。探測跟蹤體系調度不僅需要考慮戰時傳感器資源約束、威脅目標攻擊意圖、動態戰場態勢等多種調度要素，還要依據傳感器工作模式和作戰模式設計具有交鏈深度高、協同程度高的任務調度算法。調度算法不止是在決策層對調度任務簡單的分配，更應該涉及到與反臨作戰相關的可能作戰任務以及對傳感器自身探測跟蹤資源深度規劃的考慮。
5 結 束 語
天海地一體化傳感器資源調度是反臨作戰中指揮控制多源異構傳感器協同探測跟蹤的關鍵環節，是獲取臨近空間高超聲速目標狀態信息的重要方法。本文對臨近空間高超聲速飛行器的目標特性和反臨作戰傳感器資源探測性能進行了簡要分析，提出並總結了反臨作戰傳感器資源調度的難點和對策，以期為反臨作戰預警探測研究提供指導。
參考文獻：
[1] 孫文，王剛，姚小強，等.臨空高超聲速飛行器目標特性分析[J].火力與指揮控制，2017，42（1）：14-20.
Sun Wen，Wang Gang，Yao Xiaoqiang，et al. Target Characteristics Analysis of Near Space Hypersonic Vehicle[J]. Fire Control & Command Control，2017，42（1）：14-20.（in Chinese）
[2] 胡鼕鼕，劉曉明，張紹芳，等. 2016年國外高超聲速飛行器技術發展綜述[J]. 戰術導彈技術，2017（1）：28-33.
Hu Dongdong，Liu Xiaoming，Zhang Shaofang，et al. Review of the Development of Hypersonic Vehicle Technology Abroad in 2016[J]. Tactical Missile Technology，2017（1）：28-33.（in Chinese）
[3] Icolari V，Tarchi D，Guidotti A，et al. Genetic Inspired Scheduling Algorithm for Cognitive Satellite Systems[C]∥ 2016 IEEE International Conference on Communications，Kuala Lumpur，Malaysia，2016.
[4] Zhu Waiming，Hu Xiaoxuan，Xia Wei，et al. A TwoPhase Genetic Annealing Method for Integrated Earth Observation Satellite Scheduling Problems[J]. Soft Computing：A Fusion of Foundations，Methodologies and Applications，2017，23（1）：181-196.
[5] 李曉剛，王玉惠，吳慶憲. 高超聲速飛行器飛行動力學特性研究[J]. 吉林大學學報：信息科學版，2016，34（3）：367-373.
Li Xiaogang，Wang Yuhui，Wu Qingxian. Study of Flight Dynamics Characteristics of Hypersonic Vehicles[J]. Journal of Jilin University：Information Science Edition，2016，34（3）：367-373.（in Chinese）
[6] 邵雷，雷虎民，趙宗寶. 臨近空間高超聲速飛行器軌跡跟蹤控制研究[J]. 四川大學學報：自然科學版，2015，52（1）：79-84.
Shao Lei，Lei Humin，Zhao Zongbao. Research on Trajectory Tracking Control for the NearSpace Hypersonic Flight Vehicle[J]. Journal of Sichuan University：Natural Science Edition，2015，52（1）：79-84.（in Chinese）
[7] 付強，王剛，郭相科，等. 臨空高速目標協同探測跟蹤需求分析[J]. 系統工程與電子技術，2015，37（4）：757-762.
Fu Qiang，Wang Gang，Guo Xiangke，et al. Requirements Analysis on Collaborative Detection and Tracking of Near Space HighSpeed Targets[J]. Systems Engineering and Electronics，2015，37（4）：757-762.（in Chinese）
[8] 楊玉明，王紅，譚賢四，等. 再入等離子體隱身及反隱身分析[J]. 空軍雷達學院學報，2012，26（4）：248-251.
Yang Yuming，Wang Hong，Tan Xiansi，et al. Analysis of Reentry Plasma Stealth and AntiStealth[J]. Journal of Air Force Radar Academy，2012，26（4）：248-251.（in Chinese）
[9] 呂建偉，王強. 飛行器蒙皮紅外輻射特徵的反向蒙特卡羅計算與分析方法[J]. 紅外與激光工程，2009，38（2）：232-237.
Lü Jianwei，Wang Qiang. Numerical Calculation and Analysis of Infrared Radiation Characteristics from Aircraft Skin by Using RMC Method[J]. Infrared and Laser Engineering，2009，38（2）：232-237.（in Chinese）
[10] 劉景生. 紅外物理[M]. 北京：兵器工業出版社，1992.
Liu Jingsheng. Infrared Physics[M]. Beijing：Publishing House of Ordnance Industry，1992.（in Chinese）
[11] 周方方，張二磊，陳宜峯. 臨近空間高超聲速飛行器紅外特性建模仿真[J]. 紅外技術，2017，39（8）：746-750.
Zhou Fangfang，Zhang Erlei，Chen Yifeng. Infrared Simulation of Near Space Hypersonic Vehicle[J]. Infrared Technology，2017，39（8）：746-750.（in Chinese）
[12] 周偉，董揚帆. 2016年國外巡航導彈發展分析[J]. 戰術導彈技術，2017（3）：12-17.
Zhou Wei，Dong Yangfan. Development Analysis of Foreign Cruise Missile in 2016[J]. Tactical Missile Technology，2017（3）：12-17.（in Chinese）
[13] 陳方予，陳晗，張東俊，等. 滑翔變軌飛行彈道導彈突防問題思考[J]. 航天電子對抗，2018，34（3）：5-8.
Chen Fangyu，Chen Han，Zhang Dongjun，et al. Study on Orbital Maneuver Gliding Flight Ballistic Missile Penetration[J]. Aerospace Electronic Warfare，2018，34（3）：5-8.（in Chinese）
[14] 熊瑛，齊豔麗，才滿瑞. 美國全球一體化反導系統發展分析[J]. 戰術導彈技術，2017（3）：8-11.
Xiong Ying，Qi Yanli，Cai Manrui. Development of US Global Integrated Missile Defense System[J]. Tactical Missile Technology，2017（3）：8-11.（in Chinese）
[15] 張萬層，陳津，高原. 美國紅外預警衞星系統發展概述[J]. 兵工自動化，2018，37（6）：1-5.
Zhang Wanceng，Chen Jin，Gao Yuan. Development Overview for Systems of US Infrared Early Warning Satellites[J]. Ordnance Industry Automation，2018，37（6）：1-5.（in Chinese）
[16] 王虎. 美國天基紅外系統發展研究[J]. 戰術導彈技術，2018（3）：19-23.
Wang Hu. Research on Development of American Space Based Infrared System[J]. Tactical Missile Technology，2018（3）：19-23.（in Chinese）
[17] 梁延峯，楊雲祥. 美國海上預警探測系統發展研究[J]. 中國電子科學研究院學報，2016，11（1）：7-14.
Liang Yanfeng，Yang Yunxiang. The Research of American Sea Based Early Warning and Detection System[J]. Journal of China Academy of Electronics and Information Technology，2016，11（1）：7-14.（in Chinese）
[18] 劉冰.低軌星座觀測漏洞與傳感器調度方法研究[D].長沙：國防科學技術大學，2011.
Liu Bing.Research on Observation Gaps and Sensor Management of LowEarth Orbit Constellation[D].Changsha：National University of Defense Technology，2011.（in Chinese）