基于Rayleigh Plesset单一介质可变密度混合多相流模型，利用Fluent6.2对带圆盘空化器射弹的阻力特性进行了数值研究.计算了圆盘空化器射弹的空泡形态，分析了空化器直径、空化数、射弹长径比、超空泡形态对射弹超空泡减阻特性的影响，计算了高速射弹的自然超空泡减阻率.结果表明，空化数变化对射弹的阻力特性影响不大；头部空化器直径对射弹阻力系数影响明显；在超空泡状态下，增大射弹长径比，射弹阻力系数减小；高速射弹的超空泡减阻率可达95%以上.

指出初始定位定向参数误差对导弹运动的影响主要表现在几何偏移、初值偏差和引力偏差，基于小偏差线性化方法，建立了考虑3种偏差下定位定向误差的影响分析模型，导出了初始偏差和引力偏差的快速计算方法.结果表明，该方法计算速度快，计算精度高，速度偏差逼近的方法误差小于10%，位置偏差逼近的方法误差小于1%.

针对高空远程弹箭，研究了地球为椭球体时的重力偏心.在已有弹道模型的基础上，全面考虑了重力偏心、重力加速度随高度与纬度的变化、地表曲率、柯氏惯性力、雷诺数随高度的变化等“小量”对弹道的影响，建立了适合高空远程弹箭的精确弹道数学模型，并与低空条件下不考虑以上因素的情况进行了对比分析.结果表明，考虑了重力偏心等因素的影响后计算射程与不考虑的情况下差别较明显，以往忽略或简化的“小量”在高空远程条件下对弹道产生的影响不容忽视.

针对曲面地表对弹道影响的计算方法，分析了椭球地表情况下重力的算法以及落地点的确定方法，提出了使用内切圆球逼近椭球地表的方法建立等效圆球地表模型，研究了内切圆球半径的计算方法.比较了椭球地表弹道模型、圆球地表弹道模型以及平面地表弹道模型.结果表明，新建立的圆球地表弹道模型比椭球地表弹道模型简单，比平面地表弹道模型有更高的精度.

针对舰炮不易预测和跟踪高度机动目标的问题，提出了一种拦阻射击方法，通过增加命中点个数来提高弹丸散布密度、扩大拦阻面积，获得较高的命中概率.为了在拦阻面内获得均匀且集中的弹丸散布，给出了弹丸散布中心的配置策略，提出了一种实用的拦阻面构造方法.该方法可用于指导阵列式高射频武器等多管火炮的系统设计.

TDI CCD光靶测量精度是衡量其性能的一个重要指标，为分析光靶坐标的测量误差，将靶心及靶面边缘的若干个点作为误差计算的特征点，对光靶的结构参数进行了优化设计.通过计算和仿真，得到了光靶测试范围内各点坐标综合误差分布.在搭建CCD光靶实验系统的基础上，用模拟弹丸验证了靶面坐标的测量误差.结果表明，CCD靶面弹丸落点坐标近似等于木靶靶面的落点坐标，实验结果与计算吻合较好.

对超音速飞行子母弹分离气动干扰特性进行了风洞试验研究，给出了试验模型、试验方案、试验测试系统和干扰试验结果，其中母弹模型为抛出子弹后的弹体形状.试验反映了母弹模型头部激波对不同相对位置、不同姿态子弹模型的气动干扰特性.试验结果表明，子弹弹头在母弹弹头激波层时，干扰最为显著.根据干扰特性提出了工程应用的初步改进措施.

为跟踪水下近距目标，设计采用被动声纳平台获得目标的方位数据，用扩展卡尔曼滤波算法对测量数据进行目标运动分析来实现.建立了目标相对观测平台在固定深度做直线运动时的理论模型，针对非线性测量方程，采用雅可比矩阵来近似处理.采用标准卡尔曼滤波进行了实例仿真.结果表明，该方法将估计误差控制在8%以下，并有较好的稳定性.

为提高防空制导炮弹的制导精度，针对一对舵翼鸭式布局的有控防空炮弹，分析了一对鸭翼周期平均控制力的形成机理，建立了基于周期平均理论的6自由度防空炮弹有控弹道模型，推导了操纵力对弹丸周期平均攻角的关系方程，研究了重力补偿所需大小的计算方法.计算仿真结果表明，在防空炮弹纵向平面内，控制力经重力补偿后，由重力引起的弹道偏差得到了改善.

制导炸弹飞行距离短，发射点和目标点的经、纬、高坐标已知，为了得到高精度导航信息，必须严格控制坐标转换过程中的精度损失.分析了制导炸弹坐标转换模型中各坐标系之间的关系及转换精度，讨论了各种不同类型误差对整体转换精度的影响，将主要误差归结为3类，分别采取相应的措施进行修正，设计了一种直接对目标点位置进行跟踪的新坐标转换方法，并成功应用到半实物仿真中.仿真结果表明，该方法的理论模型及其修正措施能很好地修正误差，为炸弹高精度制导提供条件.

为了研究迫弹利用脉冲发动机进行弹道修正而引起的飞行稳定性问题，分析了横向脉冲控制力及控制力矩，建立了有控弹道模型，在一定的假设条件下推导出脉冲作用段迫弹的攻角方程，讨论了脉冲作用段迫弹的飞行稳定性，给出了脉冲冲量大小及距质心作用距离的约束条件.研究表明，正常情况下，横向脉冲控制对迫弹的动稳定条件、追随稳定条件及共振不稳定条件没有影响，但需控制脉冲冲量大小和距质心作用距离，使得扰动引起的攻角增量幅值不超过允许的极限值，保证迫弹在脉冲作用后仍能稳定飞行.

为了利用地磁传感器获取弹道修正弹的飞行姿态角，分析了磁场高度、地磁异常、弹体磁场干扰和系统噪声及其对地磁信号的影响情况，提出了相应的抗干扰措施.介绍了基于地磁探测的弹丸滚转角辨识原理，进行了滚转角辨识系统静态与动态试验.结果表明，利用弹载地磁传感器并结合抗干扰措施所获得的地磁信号稳定可靠，可为弹丸飞行姿态角探测所利用，实验室条件下滚转角辨识精度在5°以内.

基于所建立的辅助坐标系，通过一系列坐标变换对弹道导弹中段防御预警系统的弹道预测过程进行了合理分解，有效地简化了预测状态的表达形式和计算过程.在此基础上对跟踪雷达正弦坐标系下弹道预测的误差进行了分析，给出了误差的工程计算方法和蒙特卡洛仿真结果.分析过程和仿真结果表明，利用该方法得到的预测误差与实际预测误差水平相吻合，其计算过程较传统方法简单、高效.

对助推滑翔导弹弹道进行数值优化有利于提高综合飞行能力，针对此问题，给出了一种求解其最大射程弹道的整段优化方法，建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型.在考虑攻角、法向过载、分离点衔接及落地条件等约束下，应用序列二次规划法求解了最大射程弹道.结果表明，助推滑翔导弹比常规弹道导弹射程显著提高，其最优弹道有效地提高了射程和突防能力.

高超音速导弹弹道优化的目的是针对其弹道数学模型，设计方案弹道，寻求一个最优攻角规律使得弹道性能指标最优.为此将弹道问题转化成最优控制问题，通过最小值原理，得到滑翔飞行距离最大的最优弹道的一阶必要条件，采用遗传算法求解了此两点边值约束问题.数值仿真算例表明，在满足状态方程约束条件下，通过最优控制解法和遗传算法求取最优弹道方法可行.

针对大空域巡航导弹在飞行过程中的执行机构饱和问题，设计了变结构控制律.通过李亚普诺夫稳定性理论，证明了控制器的稳定性，利用矩阵理论为工具，证明了系统的鲁棒性.根据变结构控制律的自然分解特性，将控制器分解的常规项部分利用俯仰舵来实现，将控制器分解的符号项部分利用发动机尾喷管来实现，这使复杂的控制律在工程上变得简单.仿真表明，所设计的控制律能避免执行机构的饱和问题，使各项指标满足系统设计要求.

为提高弹道导弹突防能力，寻求最优突防策略，建立弹道导弹突防与反导系统拦截体系对抗模型，分析反导系统对弹道导弹的拦截过程，运用系统论和随机服务理论方法，计算反导系统的拦截概率，给出了弹道导弹突防概率计算模型，在此基础上进行了弹道导弹突防对抗解析，建立了弹道导弹的突防弹头期望的解析模型.要有效提高弹道导弹突防概率，应先对反导系统进行雷达电子干扰、释放诱饵或火力攻击，降低反导系统预警雷达目标探测概率，采取多批次、多数量的集群攻击方式，减小每批次以及同一批次中弹道导弹发射的时间间隔.

针对俯仰运动模型，提出利用非线性最优滑模控制来设计某型导弹的俯仰运动控制系统.该方法利用一个二次型函数为性能指标，通过θD方法求解HJB偏微分方程，获取了非线性最优滑模面，根据所得的滑模面设计了滑模控制，采用边界层法来减小抖振.对控制系统性能进行了数值仿真.结果表明，该控制方法具有较好的控制能力和较强的鲁棒性.

基于无相变VOF模型和动网格技术，采用二维轴对称模型，对潜射导弹筒口压力场特性进行了仿真分析，获取了筒口气泡脉动规律及作用在筒盖上的压强变化特性数据，采用简化算法计算了筒盖上的总受载.对比表明，仿真结果与实测数据的处理结果比较接近，且具有更大的安全裕度，该方法可用于筒盖系统的受载预测和设计参考.

为了提高发动机的推力，采用双圆弧法设计了固体发动机的特型喷管，利用自动优化平台，集成了参数化建模和喷管流场数值模拟，以发动机推力为优化目标，运用模拟自适应退火算法和序列二次规划算法组合优化策略对喷管内型面进行了气动优化，利用Gambit内部函数解决了参数空间配对问题.优化后，喷管的能量转化率得到了提高，推力提高了3.07%.此方法可用于喷管的实际设计中.

根据火箭橇垂向冲击模型与轨道不平顺功率谱密度函数，建立了轨道不平顺波长、高差与火箭橇自然频率、速度几者之间的关系式.实例计算与分析表明，火箭橇速度增大，则轨道不平顺波长变大，高差减小，安装精度要求更高.相对于短程速度法和运动学法，该方法适合的轨道距离较长，火箭橇处于亚音速时该方法计算得到的不平顺高差值偏小，而超音速时则偏大.该方法分析结果与轨道实测数据符合较好，为高精度轨道安装调试标准提供了理论依据.

弹丸出膛后，其大位移运动和非恒定的运动速度是膛口流场数值模拟中的难题，为了解决这一难题，运用网格局部重构技术处理弹丸的大位移运动，将对称轴定义为网格变形边界，这使得弹丸在对称轴上的运动过程中不会导致对称轴上的网格体积为负，通过求解轴对称ALE方程组对弹丸出膛后的运动过程进行了数值模拟.由计算结果可以看出整个膛口波系结构的变化过程和弹丸先加速后减速的过程.

为了更加深入地了解2种拉瓦尔喷管减后坐结构的动力学特性，对2种利用拉瓦尔喷管减后坐的结构分别建立了双一维两相流模型，以5.8 mm口径实验枪为研究对象进行数值模拟计算，对数值仿真结果进行了对比分析.结果表明，喷管后置式减后坐结构在保持弹丸出膛口速度的同时能够提供更大的减后坐效率，减后坐效能明显优于喷管前置式减后坐结构.

为了研究多级同步感应线圈炮的弹丸内弹道运动规律，建立了多级同步感应线圈炮的机电模型，绘制了机电模型的仿真程序流程框图.采用轴对称线圈磁场的数值计算方法和微分方程的前向差分法编写了仿真程序，并对一个三级同步感应线圈炮的弹丸内弹道运动过程进行了仿真.结果表明，电枢中的感应电流从尾部往前部依次减小，电枢尾部电流最大，温升和受力也最大，因此电枢尾部最容易被破坏.

利用有限元软件ANSYS/LS DYNA，对球形破片在爆炸驱动下的飞散动态进行了数值模拟，获得了破片初速、飞散角分布及驱动过程的物理图像，模拟了多段串联式弹丸分段延时起爆后破片的空间分布特性.数值计算结果表明，利用分段延时起爆能够使后续破片较好地弥补前一层破片飞散后形成的破片“真空”，并在一定时间和空间内形成破片群阵列，从而达到对目标高效毁伤的目的.

基于CJ 爆轰模型和等压燃烧模型，分析了预压缩CJ 爆轰和预压缩等压燃烧整个循环过程中介质的做功能力.研究结果表明，通过对介质进行预压缩，在2种过程中，其做功能力都可以得到显著提高；介质的比热比越小，其做功能力提高越大；当预压缩达到一定程度后，无论在CJ爆轰还是在等压燃烧过程中，继续提高介质的预压缩程度对介质的做功能力都没有显著改善.

以电磁发射技术用脉冲功率源模块为研究对象，根据模块内各部件磁场的特点，采用霍尔效应法对其放电过程产生的脉冲磁场进行了测试，获得了脉冲电源模块内部3个测试点在不同放电电压下的磁场数据，对数据进行了处理.通过数据对比分析可知，模块中磁感应强度最强的区域位于电抗器端面外侧；可控硅开关装置外测处磁场是多个磁场叠加的结果，磁场和电流不呈线性关系；测控系统处的磁场最为复杂，该处磁场变化大且与模块放电电流波形的差异最大；磁场随距离的增加衰减较快.

通过对简易制导航空弹药仿真测试系统的需求分析，给出了仿真测试系统的组成框架，分析了系统的工作流程，基于COTS思想设计了该仿真测试系统的硬件平台.研究了基于1553B总线技术的载机交联协议，采用Visual C++开发了系统仿真测试应用软件.该仿真测试系统的工程应用结果表明，所开发的系统功能合理，运行可靠，可为简易制导航空弹药的研制提供仿真测试工具.