根据上述假设条件，计算式（3.87）中的各分量。
    1）用于增加导弹速度的燃料量。
    由

    当燃料秒消耗量

时，有


     所以



(3.88)     上式两边均除以导弹总质量

，化成相对量的形式为

(3.91)     2）用于平衡导弹重力切向分量的燃料量。

     化为相对量的形式得

(3.92)     3）用于克服阻力的燃料量。

    所以

(3.93)     将式（3.91），式（3.92）和式（3.93）三式相加并整理，则得助推级燃料相对质量系数

的表达式为

(3.94)     当求得了助推器燃料相对质量系数

和导弹的起飞质量

之后，就可得出助推器的推力

或

     （3）助推器工作时间

的选择与确定
    导弹在助推段飞行过程中，由于气动力特性变化大，速度小，舵面效能低等原因，一般导弹在助推段不进行控制。另外，考虑到固体助推器燃烧室受热等因素，因此，希望尽量缩短这段过程，使助推器工作时间

尽量小些。但这主要受到导弹设备最大允许过载的限制。
    以下讨论在给定助推段末速

和最大轴向过载

条件下，确定助推器最小工

作时间。
    根据导弹纵向运动方程

     令

      式中

--平均轴向过载。
    所以

    故　

(3.95)     下面不加推导给出平均轴向过载与最大轴向过载

之间的关系。

(3.100)     式（3.100）即为平均轴向过载与最大轴向过载之间的关系。
    将式（3.100）代入式（3.95），得

(3.101)     应用式（3.101）进行计算，尚需考虑固体火箭发动机在点火的短时间内，会产生压力急升现象，如图3.12所示。此时，推力比预定的最大推力
要大些。为此，允许的最大轴向过载应适当地小些，以避免短时间内出现超负荷。通常取


    故

(3.102)



图3.17 发动机点火时的压力急升现象     【例】假设某导弹

，试求助推器工作时间

。
    【解】由式（3.65）