基于SIMULINK的某型反坦克導彈攻頂彈道方案設計研究

楊曉霖　陶辰立

摘要： 在反坦克導彈的研制中，彈道方案的設計具有重要地位。本文基于SIMULINK仿真平臺，在導彈外彈道運動方程的基礎上，對某型反坦克導彈攻頂彈道方案進行了初步設計，提出了一種能夠實現有效攻頂打擊的彈道方案，并通過仿真結果分析了各運動方程中各參數變化對攻頂彈道效果的影響。

0 引言

反坦克導彈是陸軍反裝甲作戰的主要武器。在反坦克導彈的設計階段，彈道方案的充分論證、設計和分析是導彈成功研制的重要前提。反坦克導彈目前已經發展第三代，具有“發射后不管”的特點，其外彈道特征與之前的反坦克導彈相比有較大差異。為了保證導彈能有效達到技戰術目標，驗證導彈外形布局和結構、發動機的總沖、推力和工作時間等工作特性參數能否滿足相關戰術技術指標，對外彈道方案進行設計和分析是非常必要的。由于裝甲目標的頂部裝甲一般比較薄弱，所以從頂部攻擊是第三代反坦克導彈遂行作戰任務的主要方式。研究導彈從頂部攻擊目標時的彈道特性和彈道方案設計，對于研制導彈的制導系統是必不可少的環節。

1 導彈質點彈道模型

1.1 導彈基本情況 該型導彈為鈍頭圓柱外形、十字翼舵布局。彈長1050mm，彈翼距離彈頭部頂端652mm，展長560mm，弦長53mm，舵距離頭部頂端997mm，展長337mm，弦長35mm，均無后掠角。如圖1所示。在進行彈道設計之前，已經完成了氣動仿真和風洞試驗工作，獲得了相關氣動參數數據。根據導彈結構、技戰術指標和氣動力參數，確定了最大攻角不超過40°，最大舵偏角不超過25°的指標。

1.2 基本假設 導彈的運動方程組是確定導彈外彈道方案的基礎。為了對導彈的主要外彈道特性進行研究，需要對導彈的受力狀況作合理的簡化，以達到能將導彈視為質點的目的[1]。通常采用以下假設：①導彈繞彈體軸的轉動是無慣性的，即假設轉動慣量為0；②導彈控制系統能夠理想控制，既無誤差也無時間延遲；③不考慮橫風等干擾因素對導彈的影響；④假設導彈處于“瞬時平衡”狀態，認為導彈在任一瞬時都處于平衡狀態。

該型導彈屬于第三代反坦克導彈，有攻頂打擊和側面打擊兩種攻擊方式。因為坦克頂部裝甲最為薄弱，因此一般情況下會首選攻頂打擊，導彈在攻頂打擊過程中會經歷五個階段：無控飛行段、爬升段、平飛段、定攻角飛行段和比例導引段。無控飛行段開始于導彈出筒之后，運動不受控制，至推力發動機開始工作時結束，爬升段開始，此段中導彈的攻角按照指數規律變化，到達彈道最高點后結束，平飛段開始，此段中導彈法向受力平衡，彈道高不變，當導彈與目標之間的距離達到預定要求時結束，定攻角飛行段開始，此段中導彈的攻角為定值，當目標進入導彈的捕獲域時結束，比例導引段開始，此段中導彈按照比例導引關系飛行，直至擊中目標。下面給出各階段方程，限于篇幅，推導過程從略。

1.3 各階段運動方程組

1.3.1 無控段運動方程組

其中，m為導彈質量，V為導彈的飛行速度，α為攻角，Cx為阻力系數，q=（ρv2）/2為動壓，S為參考面積，g為重力加速度，θ為彈道傾角，Cy為升力系數，Mz（α）=qSLmz為俯仰靜力矩，mz為俯仰力矩系數，L為導彈的特征長度，Mz（ωz）=（ρVSL2m ωz）/2為俯仰阻尼力矩，m為俯仰阻尼力矩系數導數，ωz為俯仰角速度，Jz為赤道轉動慣量，φ為俯仰角。

1.3.2 爬升段運動方程組

F表示發動機推力，Cxk表示彈道坐標系X方向上的控制力系數，Cyk表示彈道坐標系Y方向上的控制力系數，Mz（δ）=qSLm 表示俯仰控制力矩，m表示俯仰控制力矩系數，δ表示舵偏角，α0表示爬升段的初始攻角，b為模型常數。

1.3.3 平飛段（定攻角飛行）運動方程組 導彈處于平飛段時，通過調節導彈的飛行攻角和舵偏角使縱向受力平衡，即彈道傾角一直保持為0，彈道高保持不變。定攻角飛行段方程組形式上相同，只需要將彈道傾角設為常值即可。

x和y為導彈在地面坐標系中的位置分量，VX和VY為導彈飛行的速度向量，XM和YM表示目標位置分量，VXM和VYM為目標運行的速度在地面坐標系上的投影，ΔR表示導彈至目標的視線距離，qθ為目標視線角， 為視線距離的變化率， 為目標視線角角速度，k為比例導引系數。

1.4 SIMULINK仿真模型 在以上方程基礎上，利用SIMULINK仿真平臺建立仿真模型。該仿真模型主要分為時序控制模塊、模型參數模塊、攻角求解模塊和舵偏角求解模塊。時序控制模塊主要用于區分各階段開始與結束的時刻。模型參數模塊主要提供氣動參數和導彈結構參數等相關數據。攻角求解模塊采用反向查值的方法求解不同飛行階段中使導彈運動控制方程平衡的攻角。舵偏角求解模塊用于求解導彈飛行過程中舵片的偏轉角。

2 攻頂彈道方案設計與分析

攻頂方式用于對遠距離目標進行打擊時使用，也是第三代反坦克導彈首選的攻擊方式。對于攻頂彈道來說，3000m是一個比較有代表性的距離。所以重點分析對3000m處的靜止目標進行打擊的攻頂彈道。

2.1 基本彈道方案 攻頂彈道理想的打擊效果是落角為90°，但通常難以實現，實際中只能要求實現以絕對值盡可能大的角度攻頂為目標。結合上面對各個參數的討論，在經過大量調試和論證的基礎上，最終設計出一種合適的基本彈道方案，所對應的相關彈道參數為：θ0=30°、b=1.5、α0=8°、ΔX0=550m、α1=6.2°、k=2，其對應的彈道軌跡如圖4所示（Y坐標軸最大值為1000）。

圖5顯示攻角變化范圍約為-9°～9°，圖6顯示俯仰舵偏角的變化范圍約為-8°～8°，在原定指標以內。這說明在對3000m處的靜止目標進行攻頂打擊時，導彈氣動外形和相關結構參數能夠滿足戰術技術指標要求。

通過以上分析可知，采用基本彈道方案能夠實現對3000m處的固定目標進行有效的攻頂打擊。為了研究在對3000m處的固定目標進行攻頂打擊時各主要參數對彈道的影響，選取不同的θ0、b、α0、ΔX0、α1和k進行彈道仿真，并對結果進行分析。

2.2 定攻角飛行段攻角對攻頂彈道的影響 在分析上面6個參數對攻頂彈道的影響時，不能僅考慮單一變量對彈道的影響，需要以導彈能順利進入比例導引段為前提進行討論。為保證使目標進入捕獲域，定攻角飛行段的彈軸與彈目連線的夾角須小于2°，可以通過調節定攻角飛行段的攻角α1來實現。因此在進行調試時，需要將定攻角飛行段攻角α1與各參數綜合考慮。

首先固定一些參數不變，令θ0=30°、b=1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，使α1分別取-6.1°、-6.5°和-6.7°進行彈道仿真。

圖7和圖8將不同定攻角飛行段攻角對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比?？梢钥闯觯敹üソ秋w行段攻角為-6.7°時，造成比例導引段需要維持導彈平衡的攻角約為-50°，根據空氣動力學的一般規律判斷，此時導彈已經失去穩定性，因此定攻角飛行段攻角不能太小。但定攻角飛行段攻角也不能取得太大，當取為-6.1°時，整個定攻角飛行段彈軸與彈目連線的夾角大于2°，不能進入比例導引段。通過更多的仿真分析，定攻角飛行段攻角取值的范圍為-6.6°～-6.2°。這意味著在定攻角飛行段需要將攻角控制在較小的變化范圍內。

圖9顯示了不同定攻角飛行段攻角對應的彈道傾角隨時間的變化規律。可以看出，不同定攻角飛行段攻角在定攻角飛行段對應的彈道傾角在比例導引段的差異較大。相對而言，定攻角飛行段攻角越大，對應落點的彈道傾角絕對值越大，越有利于實現導彈對目標的攻頂打擊。當α1=-6.2°時，對應的落點彈道傾角絕對值最大，為54.91°。為達到較好的攻頂打擊效果，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角。

2.3 初始彈道傾角對攻頂彈道的影響 為了研究初始彈道傾角θ0對攻頂彈道的影響，固定其他參數，令b=-1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，分別對θ0為29°、30°、31°下的彈道進行仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能順利進入比例導引段。其中初始彈道傾角θ0為29°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-5.4°，初始彈道傾角θ0為30°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，初始彈道傾角θ0為31°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.8°。

圖10中將三組參數得到的導彈飛行軌跡進行對比。圖中各條曲線上方的數字代表初始彈道傾角。通過對比可知，初始彈道傾角θ0對新型反坦克導彈的攻頂彈道影響較大，當初始彈道傾角增大時，最大彈道高增加。在選擇的初始彈道傾角范圍內，初始彈道傾角θ0和最大彈道高幾乎成線性關系。

圖11和圖12將三組參數對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比分析發現，初始彈道傾角對爬升段的攻角和舵偏角影響很小，三組參數在此階段內對應的攻角變化曲線幾乎重合。初始彈道傾角越大，進入平飛段的時刻越晚，對于三組參數在平飛段的攻角和舵偏角也幾乎重合。初始彈道傾角對比例導引段的攻角影響較大，初始彈道傾角越大，進入比例導引段的時刻越晚。

綜合以上分析，初始彈道傾角對最大彈道高、攻角和舵偏角影響較大，對彈道傾角和飛行速度的影響相對較小。初始彈道傾角越大，平飛段的彈道高越大，對應的落點彈道傾角絕對值越大。為實現攻頂打擊，應盡量增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

2.4 定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離對攻頂彈道的影響 為了研究定攻角飛行段開始時刻彈目水平距離ΔX0對攻頂彈道的影響，令b=1.5、α0=8°、θ0=30°、k=2，使ΔX0分別取500m、550m和600m進行彈道仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能進入比例導引段。ΔX0為500m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-7.5°，ΔX0為550m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，ΔX0為600m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-4.7°。圖13和圖14將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。

由圖可知，不同ΔX0對應的攻角在比例導引段差異較大，三組參數對應的攻角變化范圍均在合理的范圍內，舵偏角在-9°～13°的范圍內，也沒有超出最大值為25°的范圍。

圖15中將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的彈道傾角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比發現，ΔX0越小，定攻角飛行段和比例導引段的彈道傾角隨時間下降地越快，對應的落點彈道傾角絕對值越大，越有利于實現攻頂打擊。

3 結論

通過以上分析可知，前述所設計的基本攻頂彈道方案能夠使導彈實現對3000m距離上的固定目標進行攻頂打擊。各相關參數在基本方案所設定的數值附近以一定幅度變化時，也均能實現攻頂打擊。總的來講，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角，盡量減小定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0，以及增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

參考文獻：

[1]李新國，方群.有翼導彈飛行動力學[M].西安：西北工業大學出版社，2005.

[2]謝國華.談反坦克導彈系統的發展[J].國外坦克，2009（2）：17-22.

[3]易文俊等.帶鴨舵滑翔增程炮彈飛行彈道研究[J].彈箭與制導學報，2007，27（1）：150-153.

[4]辛長范.基于Simulink的質點外彈道模型仿真[J].火力與指揮控制，2004，29（6）：39-40，44.

2.2 定攻角飛行段攻角對攻頂彈道的影響 在分析上面6個參數對攻頂彈道的影響時，不能僅考慮單一變量對彈道的影響，需要以導彈能順利進入比例導引段為前提進行討論。為保證使目標進入捕獲域，定攻角飛行段的彈軸與彈目連線的夾角須小于2°，可以通過調節定攻角飛行段的攻角α1來實現。因此在進行調試時，需要將定攻角飛行段攻角α1與各參數綜合考慮。

首先固定一些參數不變，令θ0=30°、b=1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，使α1分別取-6.1°、-6.5°和-6.7°進行彈道仿真。

圖7和圖8將不同定攻角飛行段攻角對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。可以看出，當定攻角飛行段攻角為-6.7°時，造成比例導引段需要維持導彈平衡的攻角約為-50°，根據空氣動力學的一般規律判斷，此時導彈已經失去穩定性，因此定攻角飛行段攻角不能太小。但定攻角飛行段攻角也不能取得太大，當取為-6.1°時，整個定攻角飛行段彈軸與彈目連線的夾角大于2°，不能進入比例導引段。通過更多的仿真分析，定攻角飛行段攻角取值的范圍為-6.6°～-6.2°。這意味著在定攻角飛行段需要將攻角控制在較小的變化范圍內。

圖9顯示了不同定攻角飛行段攻角對應的彈道傾角隨時間的變化規律?？梢钥闯觯煌üソ秋w行段攻角在定攻角飛行段對應的彈道傾角在比例導引段的差異較大。相對而言，定攻角飛行段攻角越大，對應落點的彈道傾角絕對值越大，越有利于實現導彈對目標的攻頂打擊。當α1=-6.2°時，對應的落點彈道傾角絕對值最大，為54.91°。為達到較好的攻頂打擊效果，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角。

2.3 初始彈道傾角對攻頂彈道的影響 為了研究初始彈道傾角θ0對攻頂彈道的影響，固定其他參數，令b=-1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，分別對θ0為29°、30°、31°下的彈道進行仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能順利進入比例導引段。其中初始彈道傾角θ0為29°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-5.4°，初始彈道傾角θ0為30°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，初始彈道傾角θ0為31°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.8°。

圖10中將三組參數得到的導彈飛行軌跡進行對比。圖中各條曲線上方的數字代表初始彈道傾角。通過對比可知，初始彈道傾角θ0對新型反坦克導彈的攻頂彈道影響較大，當初始彈道傾角增大時，最大彈道高增加。在選擇的初始彈道傾角范圍內，初始彈道傾角θ0和最大彈道高幾乎成線性關系。

圖11和圖12將三組參數對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比分析發現，初始彈道傾角對爬升段的攻角和舵偏角影響很小，三組參數在此階段內對應的攻角變化曲線幾乎重合。初始彈道傾角越大，進入平飛段的時刻越晚，對于三組參數在平飛段的攻角和舵偏角也幾乎重合。初始彈道傾角對比例導引段的攻角影響較大，初始彈道傾角越大，進入比例導引段的時刻越晚。

綜合以上分析，初始彈道傾角對最大彈道高、攻角和舵偏角影響較大，對彈道傾角和飛行速度的影響相對較小。初始彈道傾角越大，平飛段的彈道高越大，對應的落點彈道傾角絕對值越大。為實現攻頂打擊，應盡量增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

2.4 定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離對攻頂彈道的影響 為了研究定攻角飛行段開始時刻彈目水平距離ΔX0對攻頂彈道的影響，令b=1.5、α0=8°、θ0=30°、k=2，使ΔX0分別取500m、550m和600m進行彈道仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能進入比例導引段。ΔX0為500m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-7.5°，ΔX0為550m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，ΔX0為600m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-4.7°。圖13和圖14將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。

由圖可知，不同ΔX0對應的攻角在比例導引段差異較大，三組參數對應的攻角變化范圍均在合理的范圍內，舵偏角在-9°～13°的范圍內，也沒有超出最大值為25°的范圍。

圖15中將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的彈道傾角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比發現，ΔX0越小，定攻角飛行段和比例導引段的彈道傾角隨時間下降地越快，對應的落點彈道傾角絕對值越大，越有利于實現攻頂打擊。

3 結論

通過以上分析可知，前述所設計的基本攻頂彈道方案能夠使導彈實現對3000m距離上的固定目標進行攻頂打擊。各相關參數在基本方案所設定的數值附近以一定幅度變化時，也均能實現攻頂打擊?？偟膩碇v，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角，盡量減小定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0，以及增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

參考文獻：

[1]李新國，方群.有翼導彈飛行動力學[M].西安：西北工業大學出版社，2005.

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[4]辛長范.基于Simulink的質點外彈道模型仿真[J].火力與指揮控制，2004，29（6）：39-40，44.

2.2 定攻角飛行段攻角對攻頂彈道的影響 在分析上面6個參數對攻頂彈道的影響時，不能僅考慮單一變量對彈道的影響，需要以導彈能順利進入比例導引段為前提進行討論。為保證使目標進入捕獲域，定攻角飛行段的彈軸與彈目連線的夾角須小于2°，可以通過調節定攻角飛行段的攻角α1來實現。因此在進行調試時，需要將定攻角飛行段攻角α1與各參數綜合考慮。

首先固定一些參數不變，令θ0=30°、b=1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，使α1分別取-6.1°、-6.5°和-6.7°進行彈道仿真。

圖7和圖8將不同定攻角飛行段攻角對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比?？梢钥闯?，當定攻角飛行段攻角為-6.7°時，造成比例導引段需要維持導彈平衡的攻角約為-50°，根據空氣動力學的一般規律判斷，此時導彈已經失去穩定性，因此定攻角飛行段攻角不能太小。但定攻角飛行段攻角也不能取得太大，當取為-6.1°時，整個定攻角飛行段彈軸與彈目連線的夾角大于2°，不能進入比例導引段。通過更多的仿真分析，定攻角飛行段攻角取值的范圍為-6.6°～-6.2°。這意味著在定攻角飛行段需要將攻角控制在較小的變化范圍內。

圖9顯示了不同定攻角飛行段攻角對應的彈道傾角隨時間的變化規律?？梢钥闯?，不同定攻角飛行段攻角在定攻角飛行段對應的彈道傾角在比例導引段的差異較大。相對而言，定攻角飛行段攻角越大，對應落點的彈道傾角絕對值越大，越有利于實現導彈對目標的攻頂打擊。當α1=-6.2°時，對應的落點彈道傾角絕對值最大，為54.91°。為達到較好的攻頂打擊效果，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角。

2.3 初始彈道傾角對攻頂彈道的影響 為了研究初始彈道傾角θ0對攻頂彈道的影響，固定其他參數，令b=-1.5、α0=8°、ΔX0=550m、k=2，分別對θ0為29°、30°、31°下的彈道進行仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能順利進入比例導引段。其中初始彈道傾角θ0為29°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-5.4°，初始彈道傾角θ0為30°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，初始彈道傾角θ0為31°時對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.8°。

圖10中將三組參數得到的導彈飛行軌跡進行對比。圖中各條曲線上方的數字代表初始彈道傾角。通過對比可知，初始彈道傾角θ0對新型反坦克導彈的攻頂彈道影響較大，當初始彈道傾角增大時，最大彈道高增加。在選擇的初始彈道傾角范圍內，初始彈道傾角θ0和最大彈道高幾乎成線性關系。

圖11和圖12將三組參數對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比分析發現，初始彈道傾角對爬升段的攻角和舵偏角影響很小，三組參數在此階段內對應的攻角變化曲線幾乎重合。初始彈道傾角越大，進入平飛段的時刻越晚，對于三組參數在平飛段的攻角和舵偏角也幾乎重合。初始彈道傾角對比例導引段的攻角影響較大，初始彈道傾角越大，進入比例導引段的時刻越晚。

綜合以上分析，初始彈道傾角對最大彈道高、攻角和舵偏角影響較大，對彈道傾角和飛行速度的影響相對較小。初始彈道傾角越大，平飛段的彈道高越大，對應的落點彈道傾角絕對值越大。為實現攻頂打擊，應盡量增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

2.4 定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離對攻頂彈道的影響 為了研究定攻角飛行段開始時刻彈目水平距離ΔX0對攻頂彈道的影響，令b=1.5、α0=8°、θ0=30°、k=2，使ΔX0分別取500m、550m和600m進行彈道仿真。調節定攻角飛行段攻角α1，使導彈能進入比例導引段。ΔX0為500m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-7.5°，ΔX0為550m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-6.2°，ΔX0為600m時，對應的最優定攻角飛行段攻角為-4.7°。圖13和圖14將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的攻角和舵偏角隨時間的變化規律進行了對比。

由圖可知，不同ΔX0對應的攻角在比例導引段差異較大，三組參數對應的攻角變化范圍均在合理的范圍內，舵偏角在-9°～13°的范圍內，也沒有超出最大值為25°的范圍。

圖15中將不同定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0對應的彈道傾角隨時間的變化規律進行了對比。通過對比發現，ΔX0越小，定攻角飛行段和比例導引段的彈道傾角隨時間下降地越快，對應的落點彈道傾角絕對值越大，越有利于實現攻頂打擊。

3 結論

通過以上分析可知，前述所設計的基本攻頂彈道方案能夠使導彈實現對3000m距離上的固定目標進行攻頂打擊。各相關參數在基本方案所設定的數值附近以一定幅度變化時，也均能實現攻頂打擊?？偟膩碇v，在保證導彈能順利進入比例導引段的前提下，應盡量增大定攻角飛行段的攻角，盡量減小定攻角飛行段開始時刻的彈目水平距離ΔX0，以及增大初始彈道傾角來提高平飛段彈道高，從而延長定攻角飛行段和比例導引段總時間，增大落點彈道傾角絕對值。

參考文獻：

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