2）对助推级最小末速

的限制。
    a. 保证导弹启控时，舵面正常工作
    气动面控制的导弹最终是依靠舵面偏转来完成操纵飞行的。为了保证导弹在攻击目标的过程中舵面正常工作，导弹应尽可能避开气动特性不稳定的跨声速段操纵飞行，或是以亚声速飞行，或是以超声速飞行。
    对于防空导弹，通常是以超声速开始操纵。由空气动力学可知：当导弹飞行马赫数

时，才能满足上述要求，即在此情况下，必须保证

为：


(3.85)     即

≥476m/s。
    b. 当

时，飞航导弹的要求
    对于飞行马赫数

的飞航导弹，在助推器工作结束分离脱落后，为了使导弹正常地沿预定弹道飞行，不致坠落，必须保证导弹的推力法向分量与升力之和大于重力的法向分量，即

    通常攻角

较小，所以令

（这对求

值来讲是偏于安全的），故

    所以

    通常，飞航导弹助推器的重力

，所以可近似认为：

，故

    所以

(3.86)     （2）助推器燃料相对质量系数

计算。
    助推器燃料相对质量系数

的计算与导弹燃料质量的一般表达式相似。由式（3.39）知


(3.87)     令



式中

，

，

分别为增加导弹的速度，克服阻力和平衡重力切向分量的燃料消耗量。因此，有

同样，上式两边均除以导弹的发射质量

，则可变成相对质量系数的形式

为了求得燃料相对质量系数

，则必须分别求解上述各部分的积分之值。
    为积分式（3.87）作如下假设：
    a. 当助推器燃料质量流量不变时，认为推力值基本不变。
    b. 导弹在助推段作等加速直线运动，其速度规律

曲线接近于直线，即有

     c. 因为助推段速度变化很大（地空导弹尤其如此），阻力系数变化很复杂。同时，助推段的阻力远远小于推力，可取

为此阶段的平均值

，或取


    d. 由于助推段导弹的飞行高度范围变化不大，因此，空气密度可取该段的平均值，一般取发射点高度的空气密度。