本文针对某型直升机载空地导弹的总体设计任务需要,开展了一系列的设计与分析工作。主要进行了发动机推力及速度方案优化设计、弹道设计、六自由度弹道仿真、弹体动力学特性分析、导弹机动性能分析等工作,得出了相应的结果及结论,为该型空地导弹的下一步设计工作提供坚实的基础和依据。论文首先从发动机推力及速度方案设计入手,在完成发动机推力设计的同时完成了导弹飞行速度方案设计,在设计发动机推力时,采用最优设计方法代替传统的设计方法,以使所设计的推力方案在满足导弹飞行速度要求的同时,发动机重量最轻。为此分别建立了单室单推力发动机和单室双推力发动机的推力参数优化模型,利用MATLAB遗传算法库函数,编写了发动机推力参数优化软件。得到了满意的优化结果,通过对优化结果进行分析对比,确定采用单室双推力方案及其对应的速度方案。其次,进行了弹道设计与分析,建立了导弹质心运动数学模型和导引头捕获域模型,编写了质点弹道仿真和捕获域计算软件,能够完成弹道仿真计算和导引头的捕获域计算。以此深入分析了方案弹道参数对捕获域的影响,并将分析结果应用到方案弹道设计中,完成了方案弹道详细设计,通过仿真计算,验证了所设计方案弹道能保证导引头可靠捕获目标。建立了比例导引质心运动数学模型,编写了全程飞行弹道仿真软件,完成了全程飞行弹道仿真。再次完成了弹体动力学特性分析。建立了导弹六自由度运动数学模型,编写导弹六自由度弹道仿真软件。建立了导弹纵向和倾斜方向动力学特性数学模型,在六自由度弹道仿真软件的基础上,增加了动力学特性计算模块,软件在完成弹道仿真的同时,可计算出弹道特征点的弹体动力系数和传递函数。对弹道特征点的单位阶跃响应、频率特性进行了仿真,得出了导弹动力学特性的相应结论。第四完成了导弹机动性能分析,在计算可用法向过载时,分析了导弹气动参数的非线性特性,提出采用逐步逼近的方法求解可用法向过载,在六自由度弹道仿真软件的基础上,增加了可用法向过载计算模块,软件在完成弹道仿真的同时,计算出导弹的可用法向过载。建立了需用法向过载计算模型,在质点弹道仿真软件的基础上,增加了需用法向过载计算模块。通过对需用法向过载和可用法向过载的计算结果进行对比,证明导弹在飞行过程中,可用法向过载大于需用法向过载,导弹具有足够的机动能力。