为了研究脉冲爆轰发动机进气压力对爆轰过程的影响，对以汽油空气混和物为燃料的脉冲爆轰发动机进行了实验研究.实验得到了工作频率为33 Hz和40 Hz的稳定爆轰波，其峰值压力分别为1.5~1.8 MPa和1.3~1.8 MPa.实验结果表明，空气进口压力对点火起爆过程及爆轰频率等具有大的影响，当进口空气压力降低，点火起爆过程变难，爆轰频率下降.实验结果对脉冲爆轰发动机机理研究及实验装置改进等具有一定的参考价值.

采用RSM湍流模型计算了某管状装药旋转固体火箭发动机在不同转速情况下燃烧室喷管统一流场，分析了不同转速情况下燃烧室燃气流动特点，得到了燃烧室内旋流速度分布趋势以及涡核半径在不同转速情况下的变化规律，分析了燃烧室前封头处局部区域的流场结构，结果表明燃烧室内燃气切向速度分布类似于Rankine组合涡分布；旋涡涡核半径最小处在前封头临近区域；发动机转速增大，发动机内形成“准固体”区，其旋转角速度远大于发动机旋转角速度.

利用PDF模型和颗粒轨道模型，对燃气侧喷冲压发动机补燃室两相流流场进行三维数值模拟，其中铝颗粒的燃烧模型采用蒸发扩散模型.考虑颗粒直径、空燃比和颗粒含量的影响，得出了产物组分、温度等发动机参数的变化趋势.结果表明，由于燃气侧喷发动机结构特殊，具有两处扩散火焰峰面，随着液滴颗粒直径的增大，燃烧效率降低，出口温度下降；空燃比越大，燃烧效率越低；随着颗粒含量的增加，颗粒燃烧绝对质量增加，燃烧效率降低.

研究了固体推进剂可靠性分析测试中药柱的应力、应变随其内孔直径及内外径比值的变化规律.药柱材料模型基于不可压缩材料的线粘弹性本构关系，建立了药柱的三维有限元计算模型，分析了药柱取不同内孔直径及内外径比值时的动态应力、应变响应.计算结果表明，药柱的应力、应变最大值出现在内孔边缘处，且随内孔直径及外径与内径比值的增大而增大.

根据膏体推进剂火箭发动机点火的要求，提出了复合等离子点火的方案，针对等离子点火的特点，采用电晕和电弧双等离子复合工作模式，研制了一套等离子点火系统，并进行了相应的点火试验.结果表明，该方案点火系统引弧率高、功率大、可靠性好，复合等离子点火时间较常规的点火药点火时间长，不会出现火药点火中的初始压力峰值，可以满足膏体推进剂火箭发动机多次点火的要求，达到了设计的最初目的.

提出了利用PVDF压电薄膜测量火炮发射过程中火药颗粒对弹底撞击应力方案，论述了该方案的可行性.设计并试制了测量火药颗粒对弹底撞击应力的弹载传感器，阐述了传感器结构设计、制作工艺.利用压电加速度复合传感器对测试系统集成，在模拟试验装置上进行实弹发射试验，获得的实验数据验证了测试方案的有效性，该测试方法可通过射击试验获得膛内异常现象的定量数据，为装药结构的设计改进提供依据.

用粘弹性断裂力学的方法分析了三维板状试样固体推进剂材料的裂纹扩展特性，建立了三维固体推进剂材料的有限元模型，用最大能量释放率准则模拟了试样承受单向拉伸载荷时的裂纹扩展方向.在数值模拟中考虑了材料非线性及裂尖单元奇异性.通过有限元分析，得出了固体推进剂单向拉伸时裂纹扩展方向.结果表明，裂纹在与初始预制裂纹面成约20°~30°的角度方向传播，计算结果与试验结果吻合较好.

在对高装填密度钝感发射药燃烧规律研究的基础上，运用现代优化设计方法，建立了基于遗传算法的内弹道多目标优化模型，对利用遗传算法求解内弹道优化问题中的约束处理方法和遗传搜索策略进行了研究.探讨和分析了钝感发射装药技术提高火炮初速的潜力，针对制约这种装药技术应用的点火困难问题，讨论了用电热化学发射技术实现该装药优化方案的可能性.研究表明，遗传算法是一种求解枪炮内弹道多目标优化问题的有效方法，可作为内弹道设计方案的优化工具

为了研究导弹发射时燃气产生的压力开启前后易碎盖的方式，利用计算流体技术和试验方法对某型导弹发射时开盖技术进行了数值模拟和试验，建立了导弹和发射筒的二维和三维计算模型，研究结果表明，某型导弹采用易碎前后盖技术，后易碎盖由发动机燃气直接冲破，前易碎盖靠发射时产生的扰动波打开，通过合理配置发射筒前后易碎盖开盖条件，能可靠保证发射筒盖的正常开启.

针对金属风暴武器系统内弹道过程复杂的特点，建立了一维两相流模型，引入计算效率高的CTVD新算法，计算并详细分析了强耦合发射、弱耦合发射及非耦合发射情形下的内弹道过程，获得了膛底压力、弹丸速度随时间的变化规律.结果表明，发射频率越高，最大膛压越大，弹丸初速越小；在不考虑耦合效应的影响下，弹丸的装填位置越靠后，初速越大，最大膛压只受启动压力的影响，与弹丸的装填位置无关.

为了准确地估算常规弹箭的飞行弹道，以便对其实施简易弹道修正并大幅度提高弹箭的密集度，应用卡尔曼滤波方法，结合质点弹道模型，建立了卡尔曼滤波弹道模型.对地面侦察雷达探测到的一段飞行弹道参数进行滤波，进而外推出弹道落点.仿真结果表明，雷达测量信号中的噪声具有随机性且幅值较大，在卡尔曼滤波过程中，滤波方差衰减很快，滤波后测量噪声能够较快地大幅度减小；外推弹道落点精度随着雷达跟踪时间(跟踪点数)的增加而迅速提高，经过一段跟踪时间后，这种趋势逐渐变缓.对于大口径弹道修正弹，雷达跟踪点数宜取30~40点，求解一条弹道约需几十ms.

为了确定多层药型罩各层金属在射流和杵体中的分布，建立了分析模型，研究包含不同物质的多层药型罩在轴线上形成杵体和射流的过程.模型假设在闭合点处各层金属入流速度相等，压垮角相同.利用Bernoulli方程、质量守恒和动量守恒原理，确定了出流的成分和出流的厚度.研究表明压垮角是决定某一层金属能否成为射流或者杵体的重要因素之一,给出了每一层金属可能被分开的压垮角范围.分析模型与数值仿真结果吻合较好.

介绍了电磁发射拦截系统的组成和工作过程，分析了影响动能穿甲弹穿甲能力的因素.以拦截弹与穿甲弹相碰撞的物理过程为例，建立了拦截弹和穿甲弹的三维有限元模型；对拦截弹与穿甲弹在穿甲弹与拦截弹侧面平行、穿甲弹与拦截弹大圆孔轴线共面和穿甲弹在接触面上的投影与拦截弹接触面长边的夹角为45°这3种情况下的碰撞过程进行了有限元仿真，分析了拦截弹与穿甲弹碰撞后的速度变化及状态改变情况，结果表明，拦截弹与穿甲弹相碰后，穿甲弹对装甲车辆的破坏力明显降低.

以红外末敏感子弹药为对象，研究了红外末敏感子弹药的目标捕获方法与引战配合.利用建立的遭遇模型和遭遇时间解算算法，计算了遭遇时间，并将其长短作为目标是否被捕获的判断标准，为该型末敏感子弹药的目标捕获判断提供了一种新方法.将引战配合设计融入到了目标捕获与打击策略中，由零脱靶量的确定给出了战斗部安装角设计原理和影响因素.结果表明，目标捕获判断方法较为有效，具有工程应用价值.

针对子母式战斗部攻击航母舰载机作战保障系统毁伤效果的定量分析问题，运用MC模拟方法，实现了多弹攻击下航母舰载机作战保障系统毁伤效果的模拟计算与毁伤评估.通过对航母舰载机作战保障系统进行易损性分析，建立了子母式战斗部攻击航母舰载机作战保障系统毁伤效果的简化计算模型，包括：目标模型、子弹散布模型、舰载机作战保障系统毁伤效果的MC模拟计算模型及毁伤效果评估模型等4部分.仿真结果表明，子母式战斗部能够对航母舰载机保障系统造成一定毁伤.该文所提供的模型与方法在原理上是可行的.

采用二维拉格朗日弹塑性流体力学计算程序LTZ 2D，分析了超高速钨合金长杆弹侵彻混凝土靶板的过程以及靶板的损伤破坏情况.计算结果表明，与低速侵彻规律相同，截卵形弹头以及较大的长径比更有利于弹体对靶板的侵彻，但对混凝土靶板造成的损伤相对较小；由于弹体失效的影响，存在一个临界速度，当弹体的着靶速度高于临界速度时，弹体对靶板的侵彻能力随着撞击速度的提高而降低.

针对水下运载器导航系统中电子罗盘安装误差角及不同地域磁偏角的不确定性，提出了利用船位推算位置误差对航向误差角进行补偿的方法.运载器从起始位置潜行一段航程后，到达已知位置点，由船位推算位置与实际位置的误差即可计算出航向误差角，同时消除累计位置误差，提高导航精度.通过湖态试验验证了该方法的有效性.在起始点和已知位置点距离为1.4 km左右时，对航向误差角进行了补偿，继续潜行410 m后误差仅为5 m左右，实现了高精度导航的要求.

基于混合密度函数，建立了空化流动的多相流CFD模型，并在商业软件Fluent6.0的框架下实现.采用二维求解器对零攻角超高速水下射弹的空泡流进行数值模拟，模拟结果与SCAV软件的计算结果吻合较好.在此基础上，采用三维求解器对非零攻角下空泡流进行仿真研究,分析了小攻角对水下超高速射弹空泡形态的影响.研究结果表明，攻角能够明显改变空泡形态的轴对称性，攻角越大，背流面空泡厚度越大，迎流面空泡厚度越小.

小口径弹药所配空炸引信的定距精度受多种因素的影响，对这些因素进行了分类并分别采用相应的策略进行修正，提高了引信定距的精度.利用短时傅立叶变换对弹道弹丸旋转信号进行时频分析，分解出不同的误差因素类型.提出了相应3类误差修正的策略，描述了炮口初速误差修正的计时计速复合体制和计时计转数复合体制.通过试验，验证了误差分类的正确性，所得结论能为引信设计提供参考.

根据末敏弹能够探测目标的特点，研究了末敏弹探测目标的规律，建立了按照目标随机分布规律求取目标平均长度的计算模型，结合末敏弹探测起始位置的随机性，根据末敏弹探测特性转换后的目标平均长度，确立了计算末敏弹平均扫描半径的模型；给出了计算末敏弹探测目标概率的公式；结合经典射击理论模型，建立了评定末敏弹对不动目标射击效率的新模型.结果表明，末敏弹探测特性是研究末敏弹射击效率评定方法的关键，发展末敏弹可以大大提高炮兵火力打击能力.

提出了一个基于脉冲式变轨的弹道导弹突防的方法，利用此方法设计的弹道是由几条不同的椭圆弧段组成，这种弹道不同于经典弹道和其它弹头机动弹道.给出了限制脉冲点火的约束条件，在理论上证明了在点火约束条件下弹道导弹沿着脉冲弹道飞行能命中被打击目标并且不会被敌方拦截.给出了一个仿真实例.仿真结果显示,用该文方法设计出来的弹头机动弹道具有好的突防效果, 这说明所提出的弹头机动弹道设计方法是可行的.

推导了星光制导量测信息修正捷联惯性制导系统姿态角误差的机理，讨论了复合制导系统的主要误差，建立了全捷联工作模式的惯性/星光复合制导系统误差模型.针对捷联惯性制导系统的初始位置误差、对准误差及惯性元器件漂移所造成的制导误差，提出了一种适用于弹道导弹的星光修正捷联惯性的复合制导方案.仿真结果表明，当弹道导弹飞出大气层后，利用星体跟踪器获得的精确弹体三轴姿态信息调正捷联惯性制导系统的方案是合理、可行的，这种自主复合制导系统能够满足弹道导弹高精度的制导要求.

建立了机动再入弹头攻击地面目标的随机数学模型，根据再入机动弹头攻击目标的要求，选择合理的代价函数和控制量的约束方程，利用随机最优控制理论，结合再入弹头的运动学与动力学方程，获得再入弹头的最优制导律.该制导律在存在状态噪声和观测噪声的情况下能有效完成再入机动弹头的制导，并使系统满足一定的约束条件.将此最优制导算法应用到某型再入弹头，通过计算机仿真验证了算法的正确性.

为了将激光干涉测速技术应用于火炮内弹道研究中，介绍了任意反射面激光干涉测速技术，针对37 mm直径滑膛火炮设计了长测量景深的光纤探头，选择了条纹常数为100 m/s的高灵敏度激光干涉测速仪，结合任意反射面激光干涉测速技术进行了2发火炮实验，实验测量的火炮弹丸最高速度为1 200 m/s，最长运动距离1.7 m，实验结果证明了该测试技术在火炮研究中的可行性和可靠性.

针对单个感应线圈测速精度较低的问题，介绍了单个线圈靶测量水下枪弹速度的感应电动势模型，分析了弹丸以微小偏移通过单靶线圈靶时偏移量与感应电动势之间的关系模型.利用Matlab进行仿真计算，给出了偏移量与特征半径之间对应的数值关系，结果表明，在水下弹丸偏离靶心不超过10 mm的条件下此项误差影响不超过0.6%，说明单线圈宜用于测量枪口弹丸速度.

采用等参六面体缩减积分单元，分别建立了火炮有膛线身管和无膛线身管与弹丸的接触/碰撞有限元模型，弹丸的弹带采用双线性弹塑性材料模型，考虑了弹丸弹带、前定心部与膛壁的碰撞及膛线对弹丸的扭转作用，对弹丸在膛内的运动过程进行了仿真计算.对比2种模型的计算结果表明，膛线与弹带的接触/碰撞对弹丸在膛内运动时期及后效期的飞行姿态影响较大，建立膛线和弹带的精确有限元模型是必要的.

针对使用碳基烧蚀防热材料的球双锥再入飞行器，构建了飞行器的热环境与烧蚀特性的数学物理模型.利用几何流线法，计算了有攻角情况下球双锥再入体的表面热流密度；基于碳基防热材料的烧蚀机理，建立了对应的烧蚀模型，构造了再入体壁面烧蚀的工程计算方法.分析了高超声速情况下球双锥再入体选用碳基防热材料的热环境和烧蚀特性.实验证明建立的算法具有很好的鲁棒性，可为再入体的防热结构设计提供理论依据