介绍了一种适用于侵彻计算的混凝土材料模型，通过所建的有限元程序对杆弹侵彻混凝土靶进行了数值模拟.正侵彻的计算结果和实验结果具有较好的一致性，能够模拟杆弹侵彻混凝土靶的成坑和损伤分布情况；对不同倾角和初速的斜侵彻进行了模拟计算.结果表明，该文方法和所建程序是合理的、有效的，为混凝土侵彻过程的数值分析提供了参考.

开展了半球头杆弹侵彻纤维体积含量分别为0、3%和6%的钢纤维增强混凝土靶板的实验研究.测得了侵彻弹的初始速度和剩余速度，观测和分析了靶板的破坏形态.实验结果表明，随着钢纤维体积含量的增加，杆弹的速度消耗加大，靶板的吸能增加，靶板的破坏程度减弱；超短钢纤维能明显增强混凝土材料的抗侵彻性能，随纤维含量的提高增强效果更佳.

利用LS DYNA3D有限元软件，对串联反跑道弹药二级随进弹斜侵彻机场跑道底层结构进行了全过程数值模拟.根据不同侵彻速度分析了侵彻深度、侵彻时间和侵彻过载等关键响应，得到了侵彻弹侵彻跑道底层复合介质的侵彻规律以及对弹体结构的动态响应规律.结果表明，当侵彻弹穿过介质界面时弹体翻转量被加速，导致弹体最大侵深穿过介质界面时侵彻响应发生跃变.通过实验对仿真结果进行了验证，两者吻合较好.

采用LS DYNA970中约束自由度的方法，建立了钢筋混凝土板的有限元计算模型，用流固耦合方法和加载爆炸函数的方法，进行了爆炸加载下的数值模拟研究，研究表明在加载面上删除失效单元不多的情况下，采用加载爆炸函数法可以得到与流固耦合法相近的结果.采用约束自由度方法建立的钢筋混凝土模型简化了建模过程，计算精度与固结法相同.计算结果和文献中实验结果基本符合，约束自由度法用于钢筋混凝土结构在爆炸载荷下的数值模拟是简便可行的.

采用LS DYNA进行数值模拟，研究了战斗部壳体壁厚及壁厚半径比的改变对爆炸空气冲击波传播特性的影响和对壳体飞散规律的影响.对数值模拟结果的数据进行拟合，并进行量纲分析.结果表明，爆炸空气冲击波峰值随距离的衰减指数与壳体厚度近似成线性关系，壳体越厚，衰减指数越大，空气冲击波峰值随距离衰减越快.分界面(壳体和空气)处的冲击波峰值压力与壳体壁厚成反比，壳体越厚，分界面处的压力越低.战斗部外壳速度、加速时间、加速度与壳体厚度相关，壳体越厚，壳体飞散速度的最大值越小，加速时间越长，加速度越小.

为研究别列赞公式中弹体质量、弹体直径、命中速度以及命中角等参数取值对计算结果的影响，列举了4种典型的常规钻地武器及其战斗部的参数，并进行了计算对比.对比结果表明，侵彻公式中的弹体质量应取常规武器的战斗部质量，其余相关参数同样取其战斗部参数；计算战斗部的侵彻破坏效应时，建议MK82、MK83和MK84的命中速度取250 m/s，BLU 109/B的命中速度取350 m/s，BLU 113的命中速度取400 m/s，命中角统一取20°；建议在工程设计中对岩石的侵彻系数略作调整.

将滚转导弹动力学系统描述为一个具有动态负反馈的闭环系统，分析了滚转导弹动态失稳的机理.基于滚转导弹扰动运动方程组，绘制了滚转导弹扰动运动结构图，经过简化，将滚转导弹描述为由2个二阶环节构成的具有动态负反馈的闭环系统.由此系统的开环特性出发，基于对数频率稳定性判据给出了马格努斯效应导致滚转导弹动态失稳的原因.给出了算例，结果表明，由开环稳定性分析得到的导弹动态稳定转速边界与采用基于闭环极点位置约束的通用转速边界计算公式所得到的结果是相同的.

弹下点至跑道中心线的距离估计是影响末修子弹命中精度的重要因素.捷联探测器测量值耦合了子弹姿态运动信息,给距离估计带来较大的困难，针对此问题，通过建立伞弹系统十二自由度动力学模型，分析了末修子弹的姿态运动特性以及姿态运动对子弹与跑道相对位置关系的影响，利用局部极值和迭代算法估计了弹下点至跑道中心线的距离.计算仿真结果与试验数据吻合较好，解决了探测器与弹体捷联情况下弹体晃动对确定子弹与跑道相对位置关系的干扰问题，有效地提高了子弹对跑道目标的命中精度.

相对于传统的均分空间封锁机场跑道方式，研究了切割封锁方式下跑道的毁伤效能问题.以概率积分的方法分析了仅存在开舱点位置偏差时，该文模型对应的3种不同的布撒形式下，布撒器对机场跑道的横向封锁概率、纵向封锁概率以及整条跑道的封锁概率，并进行了仿真计算.仿真结果表明，最优的布撒方案为下抛—侧抛—侧抛(侧抛—侧抛—下抛)形式.研究结果可为布撒器的总体设计提供依据.

利用三维可压缩Navier Stokes方程，对亚临界流动范围内不同Re数下，细长旋成体大迎角下单孔位微吹气扰动控制进行了数值计算.对比了不同截面压力分布和侧向力系数，结果表明单孔微吹气扰动对细长旋成体侧向力有明显的控制能力.分析了单孔微吹气扰动对大迎角非对称流动的控制能力、雷诺数对控制能力的影响规律.

采用简化的拖曳系统纵向小扰动运动方程，计算分析了拖缆对拖曳系统中飞行器纵向扰动运动模态的影响.采用未经简化的拖曳系统纵向小扰动运动方程，通过仿真计算的方法，与上述分析方法和计算结果进行了对比.结果表明，相对于独立的飞行器，拖曳系统中飞行器纵向扰动运动的短周期模态特性变差，半衰期延长；长周期模态性质可能改变，由周期模态变为非周期的，甚至是发散的模态.

提出了一种脉冲发动机直接力控制的弹道修正方案，分析了启控时间的选择原则，推导了横向速度追踪导引律，介绍了纵向命中点预测导引律，分析了点火策略，给出了系统控制流程.通过数值仿真验证了控制方案的有效性,计算表明，采用本控制方案后，某型弹药的落点圆概率误差从131 m降低到42 m，有效提高了射击精度.

末制导技术的应用是提高导弹打击精度的有效途径.针对弹道导弹再入段弹道的特点，将合成孔径雷达(SAR)传感器应用到弹道导弹末制导中，应用卡尔曼滤波技术,将SAR获得的导航信息与惯导信息进行融合,用以提高导弹再入段的自主性和射击精度.仿真结果表明，SINS/SAR组合系统能够较大地提高导弹的射击精度.

在简单介绍抛物线导引原理的基础上，对弹道修正脉冲需求数进行了理论推导，详细研究了规定着角与脉冲需求数、落点修正能力之间的关系.结果表明，规定着角越大，脉冲需求数越小.提出了一种基于变规定着角的改进抛物线导引方法，结合毁伤效应将着角控制分为前期、后期，并分别进行了研究，结合6自由度弹道模型进行了仿真验证分析.

提出了一种伸缩舵面机动弹头气动布局设计的新理念，避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻热环境和力环境等问题.初步研究了采用这类设计理念的多种机动弹头布局的气动特性，分析了伸缩舵面机动弹头布局的稳定和操纵特性，对采用这种理念设计得到的一种机动弹头布局的机动性能进行了仿真.结果表明，新的机动弹头有较强的机动性，可通过机动飞行增大突破敌方导弹防御体系的概率，并能明显增加射程.

针对EFP战斗部导弹武器系统高度定向性的特点，充分考虑武器系统自身的姿态角变化，研究了基于姿态的毁伤概率计算方法，给出了系统初步设计时姿态毁伤概率的表达形式.在概率统计的基础上，对表达式中涉及的概率分布进行了分析，讨论了姿态参数积分限的范围.通过几种交会条件下的实际算例，分析了姿态角对毁伤概率的影响，结果表明此影响是显著的，姿态角毁伤概率解析求解法符合实际的作战情况.

打击能力是洲际弹道导弹的重要性能指标，它与目标特性、弹头威力、射向转换能力等诸多因素有关.基于层次分析法的思想，对相关因素进行了分层处理，将导弹的打击能力分解为对目标的毁伤能力和控制能力.提出了采用模糊综合评判法对不同性质的性能指标逐层综合，得到导弹打击能力的评估方法.结果表明，该方法能够充分利用专家的知识，在评估结果中综合考虑各种因素的影响，是评估复杂系统效能的一种有效的方法.

为分析原点垂线偏差对目标解算结果的影响，针对连续波雷达测量系统，采用最小二乘法推导了多站交会逐点解算公式.对原点有无垂线偏差2种情况，用仿真数据分别计算了在发射系下的测站站址坐标，发现原点垂线偏差对站址坐标有影响，通过站址坐标的误差传递，影响到最小二乘解算结果.分别对目标进行解算，对2种结果作差，分析残差图.结果表明，目标距离发射原点越远，垂线偏差对解算结果影响越大.

研究了子母弹打击机场跑道时的总毁伤面积与平均弹坑深度的函数评估方法.针对现有的Monte Carlo仿真评估过程中仅仅简单地假设面积和深度服从某一分布的缺点，研究了一种利用回归分析方法对实测结果及数值模拟结果进行处理以构造毁伤响应函数的方法，设计了新的Monte Carlo仿真评估流程，实现了评估指标的快速、准确计算.仿真结果表明，该函数评估方法具有良好的稳定性和较高的评估精度.

针对全测速体制下现有弹道估计方法实时处理能力的不足，提出了基于滑动多项式表示弹道的测速定轨算法.详细推导了算法过程，讨论了迭代初值、窗口宽度和弹道拼接等关键技术，利用仿真实验对算法性能进行了综合验证.该新算法利用了弹道光滑特性和求导匹配特性，可以增强数据冗余，提高解算精度；短时窗口的采用降低了算法的复杂度，减缓了解算滞后问题.

采用有限元方法(FEA)对某型自动步枪击发机构点射的击发过程进行了研究，数值计算结果与试验结果吻合较好.分析了击发的力学过程，研究了击发过程中的击发能量损失，确定了保证高频点射第2发100%击发的击锤打击速度.当击锤的打击速度小于4.85 m/s时，不能100%击发，这与实验结果吻合.提出了一种采用底火壳变形能来计算击发能量的新方法，此方法简化了步枪击发机构的设计计算.

研究了摇架齿弧与高低机主齿轮之间的接触/碰撞对炮口扰动的影响问题.对ADAMS进行二次开发，编制了齿形离散点自动生成软件，建立了某火炮渐开线直齿轮/齿弧的精确三维模型；建立了某火炮发射时的多体系统动力学模型，考虑了摇架齿弧与高低机主齿轮之间的接触/碰撞，利用Hertz理论近似计算了齿轮啮合刚度.仿真结果表明，该接触/碰撞对炮口扰动存在影响，研究结果为高低机、摇架齿弧的设计提供了理论依据和参考.

为了分析电发射技术在未来舰载火炮系统中的应用，结合电热化学及电磁轨道发射技术各自的特点以及未来海军舰炮的作战技术需求，建立了评价2种电发射技术在海军舰炮中应用的递阶层次结构指标体系.指标体系以电发射技术舰炮应用评价为目标层，以有效性、技战术性能和使用适用性为准则层，以电热化学发射和电磁轨道发射为方案层.利用层次分析法(AHP)构造了比较判断矩阵，计算出电热化学发射和电磁轨道发射相对于舰炮应用目标的总排序的权重分别为0.408 6和0.591 4，此结果表明电磁轨道发射技术应用于海军舰载火炮更具优势.

针对带膛线身管这一特殊的测量对象，研制了一种能自动测量火炮膛线的新型管道机器人.分析了该机器人的机构组成及工作原理，研究了其运动学和力学特性.实验证明，该机器人测量精度达到0.002 mm，多次测量的重复性误差小于0.002 mm，并且可靠性高.

应用带有望远镜的原子发射光谱双谱线瞬态高温测量系统遥测了炸药爆炸的瞬态实时反应温度，该系统的最大时间分辨率可达0.1 μs.实验得到温压炸药的爆炸反应温度时间分布曲线，并与TNT同条件下的测试结果比较.结果表明，温压炸药爆炸时，产生2 300 K和2 050 K 2个温度峰值，分别对应于温压炸药爆炸反应的第一、第二阶段，TNT爆炸后只出现一个最高温度2 200 K；温压炸药1 900 K以上高温持续时间是TNT的2～3倍.

为研究某多根药柱火箭发射药的非稳态温度场特性，设计了内装此种发射药火箭发动机的传热实物模型，将模型置入温控箱内进行温升实验.以测得的发动机壳体外壁温度为已知条件，建立数理模型.在计算区域内生成非结构化网格，通过数值计算求出模型的非稳态温度场.在此基础上，分析和研究了温度场特性.研究结果对多根药柱火箭的实时药温测量系统的研制具有指导作用.

利用动态活度定义推导了动态活度比，提出了用起始动态活度比描述发射药破碎程度的方法，研究了破碎发射药动态活度比数据处理方法.对几种不同形状、不同破碎程度发射药的起始动态活度比进行了计算.结果表明，起始动态活度比随发射药破碎程度增加而增大，这与试验结果一致.

基于均匀多相流假设，建立了水下射弹自然超空泡流动的多相流CFD模型，研究了圆锥和圆盘2种头形空化器的超空泡形态特性，分析了空化数、头形、半锥角、空化器直径等对超空泡形态特性的影响，圆盘空化器有利于水下射弹形成超空泡流.在此基础上，通过FLUENT软件的自定义函数将边界条件的来流速度转化为时间的函数，数值模拟了圆盘空化器水下射弹的空泡流发展过程，分析了射弹在水下运行过程中空泡形态的变化特性.结果表明，射弹在水下航行中，表面形成的超空泡长径比很大，随着空化数的增加，超空泡流迅速衰减.

为了更好地配置TOPM1地空导弹营，根据TOPM1地空导弹武器系统的性能特点，在归纳TOPM1地空导弹分队优化配置前提条件的基础上，对影响其配置的条件进行了分析，分2种情形给出了TOPM1地空导弹营的最佳配置方案.研究结果表明，在确定有效射击杀伤半径的基础上，根据有效射击杀伤半径和拦截半径的关系可进行TOPM1地空导弹营优化配置，此方法是有效的.