根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程，研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法，由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明，该再入误差分析方法是合理的，分析结果在估算结果范围之内，气动干扰是再入误差的主要影响因素.

利用Rayleigh Plesset方程，建立了等压球状尾泡模型，分析了尾泡的泡内压力变化.通过尾泡方程与导弹运动方程的联合求解，讨论了燃气泡对垂直发射潜射导弹弹道轨迹的影响.结果表明，导弹在出筒后，由于环境压力的变化，尾部压强有小幅波动，随着尾泡尺寸的减小，波动周期越来越短，与试验测量结果吻合较好.

为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响，采用数学建模和计算机仿真的方法，建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型，通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响，揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制，结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素.分析表明，在总体设计中，应尽量减小导弹飞行速度的变化范围，以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性.

从发射动力学的角度，分析了影响某炮弹立靶密集度的因素.火炮种类、火炮状态、身管温度、地面种类、轮胎气压等试验条件变化会改变发射系统振动特性，射击过程中身管温度升高会导致身管指向变化，拔弹力和弹药保温、搬运、装填等试验操作会影响到弹丸在膛内的运动.这些都是影响弹丸起始扰动的因素.试验结果表明，试验条件、弹药准备以及人员操作等规范后，该炮弹立靶密集度得到了大幅提高.

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角；按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩，得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差，对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦，可以获得期望的控制效果.研究表明，引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象，结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.

在对高原条件分析的基础上，对火炮武器弹丸在高原上的陀螺飞行稳定性、动态飞行稳定性、转速衰减规律、章动规律、动力平衡角、射程、偏流以及地面密集度等弹道特性进行了理论研究，通过六自由度弹道计算，得到了各主要弹道参数随海拔高度的变化量.结果表明，随着海拔高度的增大，弹丸的陀螺稳定性和动态稳定性增强，动力平衡角和偏流明显增大，地面密集度有所提高.

现行弹道一致性评定方法的评定结果受弹丸散布、试验组数、每组用弹量等影响较大.基于数理统计、射击理论和序贯试验理论，提出了一种基于概率圆序贯检验的弹道一致性评定新方法.主要优点是检验结果不受组数和用弹量的影响,使研制方和使用方所承担的风险基本相当,能够减少试验的用弹量并节约试验成本.采用该方法分析了以往弹道一致性试验数据，结果表明，该检验方法具有一定的适用性和工程应用价值.

针对弹道导弹的变轨问题，给出了基于模糊隶属度的多目标关联算法，在此基础上建立了预测弹道的单目标变轨识别以及变轨时间确定方法，掌握了导弹目标变轨过程中轨道变化的规律，为平时导弹机动能力搜集以及战时导弹预警和拦截提供了支持，给出了相应的仿真算例.结果表明，该方法可以较好地判断目标何时进行了机动变轨，具有一定的实用价值.

栅格几何参数对栅格翼的气动力特性影响很大，针对此问题，采用数值模拟方法研究了亚跨音速条件下栅格形状、翼弦格宽比对栅格升阻特性的影响.栅格形状主要为正置与斜置45°正方形、正六边形、正三角形等4种，翼弦格宽比变化范围为0.7～3.0.结果表明, 形状和翼弦格宽比对栅格阻力系数、升力系数、升阻比都有显著影响，存在使气动力特性最佳的形状和翼弦格宽比，为研究亚跨音速下栅格翼的气动特性提供了基础.

介绍了一种基于脉冲激光光源和高分辨率CCD摄像技术的数字式靶道阴影照相系统，论述了该系统的组成和工作原理.给出了根据图像数据处理弹丸俯仰角和偏航角及质心坐标的方法，实现了二次短脉冲闪光的数字式靶道阴影照相系统，经过靶道射击试验取得了弹丸姿态和速度信息.实验结果表明，本数字化系统可以有效替代传统的火花胶片式靶道阴影照相系统.

针对高超飞行器姿态动力学模型多约束、多变量耦合和非线性的特点，采用预测控制理论设计了时变自适应控制器.根据奇异摄动理论将复杂的动力学分解为快慢内外环动力学，直接对非线性系统伪线性化建模，把非线性优化问题转化为线性时变系统的次优化；将指标约束、输入约束、稳定约束转化为线性矩阵不等式(LMI)约束，在线滚动优化求解预测反馈控制律.结果表明，该控制方案保证了闭环系统的稳定性.

将微分几何理论与滑模变结构控制相结合，给出了一种基于反馈线性化的变结构控制设计方法，将该方法应用到某远程制导炮弹控制器的设计中.该方法可以设计具有较强非线性的系统，且设计出的系统具有很强的鲁棒性.仿真结果表明，该方法是有效的，能有效处理非线性较强的制导炮弹控制系统，对工程应用有一定的参考价值.

为解决质量矩弹头的复杂非线性控制问题，把质量块运动引起的转动惯量的变化和惯性力矩作为参数不确定性因素，考虑了气动力矩参数的变化，提出了基于时间尺度分离的两环变结构姿态控制，设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑动超平面，基于李雅普洛夫函数证明了能达阶段的收敛性，分析了闭环系统的稳定性.仿真结果表明，该控制策略具有很好的快速性、稳定性，对上述3种不确定性具有一定的鲁棒性.

为了研究导弹导引规律的鲁棒性，将L2增益理论与H∞控制方法相结合，视导弹在追踪平面内的非线性运动学问题为有限时间内的混合H2/H∞问题.基于非线性二次型两人非零和微分对策理论，通过解李雅普诺夫稳定意义下的一对耦合哈密顿雅可比偏微分不等式，得到了弹目相对运动的状态反馈纳什平衡点，由此得到了一种新型鲁棒制导律.仿真结果表明，与基于L2增益理论的鲁棒制导律相比，该制导中具有更小的H2性能指标，较H∞制导律具有更强的鲁棒性.

运用一种减小捷联惯导系统姿态算法误差的运算方法，对末制导炮弹姿态更新算法进行了研究，建立了双插值姿态解算数学模型.利用末制导炮弹的一条弹道数据进行仿真研究，与常见的四子样旋转矢量法进行了比较.结果表明，由于克服了刚体转动的不可交换性误差，与四子样旋转矢量法相比，在姿态更新周期相同及不相同的情况下，该方法计算精度都相对较高.

针对一种带小圆柱体头形的新型弹体结构，将数值模拟和侵彻试验相结合，研究了不同头形参数的新型头形弹体在不同侵彻速度条件下对9 MPa和28.4 MPa 2种混凝土靶的侵彻机理和侵彻效能.研究结果初步表明，新型头形弹体侵彻混凝土不会出现开孔扩大效应，头部小圆柱先期侵彻，有利于弱化弹体侵彻路径周围介质的强度.初步判断，新型头形弹体在一定头形结构参数条件下的侵彻性能优于常规卵形头形弹体.

为进一步提高传统的陶瓷金属复合装甲的抗弹性能，将陶瓷用金属封装起来组成金属封装陶瓷复合装甲，对传统的层叠结构和金属封装陶瓷的抗侵彻性能进行了数值仿真和理论分析.研究结果表明，由于封装金属为陶瓷提供了最大程度的结构限制，金属封装陶瓷复合装甲的抗弹性能得到大幅度提高.

基于球形、平头圆柱和立方块破片撞击带钢壳炸药的模型，采用数值模拟方法，研究了带壳炸药受破片冲击起爆的基本规律，给出了带壳炸药冲击起爆的阈值速度.结果表明，除了破片几何尺寸和质量外，破片着靶姿态对冲击起爆阈值速度也有明显影响，尤其是立方块破片.

为研究燃面变化对膏体火箭发动机内弹道调节精度的影响，根据膏体火箭发动机的工作原理，分别推导了直圆管喷嘴和锥形扩张喷嘴型面下的膏体推进剂燃面方程，建立了膏体火箭发动机零维内弹道模型，分析了喷嘴型面对发动机内弹道性能的影响，并进行了直圆管喷嘴发动机试验.结果表明，直圆管喷嘴下计算的点火时间比试验结果短，但平衡时间及平衡压强与试验结果基本吻合，喷嘴型面变化对发动机平衡时间影响很大.

借助粒子动态分析仪PDA系统，开展了HAN基液体推进剂模拟工质喷雾特性的试验研究，分别观测了单孔圆柱形射流和双孔对撞射流在大气中的雾化特性，研究了喷射压力、喷孔直径及喷射模式对雾化性能的影响，定量测试了喷雾场轴向、径向雾化液滴的索特平均直径D32和液滴速度v.结果表明，对撞射流与单股圆柱形射流相比，在喷雾场中下游空间里雾化液滴均匀度较高，液滴D32和速度v易达到稳定.

采用三维非定常化学反应流控制方程组对带制退器的膛口燃烧流场进行了数值模拟，对流项和化学反应源项分别用TVD格式和基元反应模型进行处理，在多台PC机组成的集群并行系统中，基于域分解的思想对带制退器的三维膛口非平衡化学反应流场进行了数值计算.计算结果表明，膛口制退器能削弱膛口流场激波的强度，抑制二次焰的产生.

基于二维轴对称雷诺平均Navier Stokes方程，数值模拟了带化学反应的固体燃料冲压发动机内流场，数值格式为二阶迎风格式，湍流模型为kε模型，燃烧模型为涡耗散模型.分析了燃烧室内的流场结构、压力分布及化学组分分布.在化学计量比条件下，分别研究了空燃比与补燃室长度对发动机性能参数的影响.研究结果表明，随空燃比增大，发动机推力减小，比冲和燃烧效率随之提高；随着补燃室长度的增大，发动机推力、比冲和燃烧效率均提高.

将太根小粒药进行解体预处理后，利用升温直接模压法、丙酮热蒸汽软化法等压实成不同密度的药柱，然后对其进行表面组合钝感处理.利用密闭爆发器试验测试该压实药柱的定容燃烧性能，研究其静态能量释放规律及这3种压实工艺对其定容燃烧性能的影响.采用升温直接模压法和丙酮热蒸汽软化法制得的压实药柱的燃烧性能与散装药类似，而对压实药柱进行合适的表面组合钝感处理后，能较好地抑制起始燃烧阶段的燃气生成速率，采用的预解体技术能实现压实药柱的瞬间解体，解体一致性较好.

为研究影响可燃药筒强度和燃烧性能的因素，以聚丙烯腈纤维和自制含能纤维部分替换制式可燃药筒配方中的纸纤维组分，以抽滤模压工艺制备了3个配方的可燃药筒，分析并讨论了对药筒力学性能和定容燃烧性能的影响.与制式可燃药筒相比，加入聚丙烯腈纤维能提高可燃药筒的压缩力，但定容点火时间和燃烧结束时间延长，火药力下降；加入含能纤维能提高药筒压缩力和抗拉强度，同时使定容点火时间和燃烧结束时间明显缩短，火药力增大，有利于提高可燃药筒的燃尽性.

使用红外热成像仪分别对不同质量的温压药剂和TNT爆炸火球的表面温度进行了测量，根据实测结果拟合出温压药剂爆炸火球直径、持续时间与装药量的关系式.依据炸药的爆炸特性，计算了温压药剂爆炸火球参数并确定了热毁伤准则，对温压药剂和TNT爆炸产生的不同程度的热可杀伤半径进行了计算.结果表明，温压药剂具有较好的热杀伤效果，高温持续杀伤作用效果尤其明显.

为满足炮塔托架体轻量化设计要求，基于密度插值的拓扑优化方法，建立了托架体拓扑优化模型，获得了5种典型射击工况下满足结构刚度要求且质量最小的炮塔托架体的最佳拓扑形式，在此基础上建立了托架体模型，对比分析了优化前后托架体在典型工况下的结构响应.仿真结果表明，该方法对于改进传统的托架体设计方法，降低结构质量，提高炮塔的机动性具有重要意义.

为了准确测定弹箭的惯性主轴位置以保证弹箭的飞行稳定性和命中率，采用惯性主轴的双立面四点法，分析了测试过程中各截面质心的位置，根据力矩平衡得到弹箭惯性主轴的实际位置.设计了弹箭惯性主轴测试系统，通过标准圆柱体的组合方式以惯性主轴的理论计算值对系统进行标定，对测试得到的数据进行了误差分析.结果表明，该系统完全能满足弹箭惯性主轴的测试要求，在弹箭惯性主轴的测试方面，该方法是可行的.