蒲晓航，李 冬，李富贵，蔡 强，常 浩

(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

固体导弹或运载火箭在方案设计时，需要提供固体火箭发动机的内弹道预示性能包络，在飞行试验前，一般需对参试发动机产品内弹道性能进行专门预示，以确认参试发动机内弹道性能包络分析结果，并完成导弹或运载火箭飞行弹道的精准预示。固体火箭发动机内弹道性能的精准预示对开展固体导弹或运载火箭总体方案设计、飞行弹道及安全控制区精准预示、飞行工况校核确认、总体方案设计鲁棒性评估等工作具有至关重要的作用[1]。

固体火箭发动机内弹道预示一般是基于特定型号发动机的“燃面-肉厚”数据、喷管喉径、喷管出口内径等结构尺寸参数，综合考虑推进剂和喉衬材料的物化性能、燃烧室工况、环境压强、温度等综合因素的影响[2-9]，计算得出不同偏差组合工况下的内弹道预示数据，最终往往以“上限-中值-下限”的内弹道数据格式进行使用。

由于推进剂燃速、推进剂密度、喉衬抗烧蚀性能等材料属性存在一定的散差，且发射前发动机的使用环境剖面复杂多样，参试发动机在飞行过程中的实测内弹道曲线与预示曲线往往存在一定差异。考虑到目前固体导弹或运载火箭主动飞行段多采用“跟踪程序角+横法向导引”的摄动制导方式，当固体火箭发动机具备推力终止功能时，该制导方案可以较好地解决主动飞行段终点的速度大小和方向准确度问题。……