以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨，而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象，对导弹总体参数设计进行研究，给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点，通过分段分析弹道特性，推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析，建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型；考虑平衡滑翔条件，得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型，给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系，初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。
助推-滑翔式导弹 武器装备 总体参数设计