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针对大气层外高速飞行的目标，提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法．建立了拦截器和目标的运动模型，在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法，同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域，并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数．仿真结果表明，该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制。