随着飞行试验的进行,临近空间高超声速技术不断成熟。其中,以超燃冲压发动为动力的吸气式乘波体高超声速飞行器,是主要的发展方向之一,也是本文的研究重点。本文针对该类目标的动力学模型进行了深入的分析,在此基础上对目标的红外探测、跟踪以及拦截弹诸元设计方法进行了研究。一、本文的目标动力学模型以远程火箭动力学模型为基础,重点研究气动力以及发动机推力。在机理模型的基础上,给出了气动力的拟合公式并求解了发动机的推力系数,建立了目标的动力学模型。基于该动力学模型,对滚转机动进行了研究,指出此种机动方式可横向机动射程的四分之一距离。之后,本文使用粒子群算法,以攻角序列为优化变量,以射程最远为指标,对目标高空巡航段轨迹进行了优化。二、重点分析了临近空间探测平台应对该类目标的性能,相较于传统探测平台,其表现出极大的优势。建立了目标辐射模型,分析了目标辐射特性,指出0.5-3微米为适合的探测窗口。基于大气传输软件计算大气透过率,分析了红外探测的信噪比,仿真表明红外探测可以满足1100km的探测距离要求。然后基于一般最小二乘进行红外定位,分析双站定位和三站定位的精度,并与解析形式误差传播对比,设计了一种探测平台布置方案。三、在红外定位数据的基础上,本文使用交互式多模型(Interacting Multiple Model,IMM)算法对目标进行了跟踪,仿真表明该算法对目标加速度的估计较为准确。基于此,本文给出了目标非保守力加速度的拟合公式,并对拟合系数进行了求解,得到了目标拟合动力学模型和跟踪模型。使用无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF),对目标进行了单模型跟踪,效果较好。四、根据拦截弹诸元敏感度分析结果和拦截范围要求,编制了状态射表和边界射表,用于诸元的初值确定。基于目标的拟合动力学模型,对目标的轨迹进行预报。基于此,本文给了一套预测拦截点搜索和诸元设计流程。