针对大气层内拦截导弹直接侧向力与气动力复合控制系统的设计问题，提出了基于鲁棒跟踪控制的复合控制策略，该策略利用直接侧向力控制快速跟踪指令过载，利用气动控制补偿导弹的气动阻尼力矩和气动静稳定力矩.根据过载指令设计过载回路鲁棒跟踪控制，给出期望的角速度，设计角速度回路，利用气动控制补偿模型已知部分，并设计直接侧向力鲁棒跟踪控制器跟踪期望角速度.仿真结果表明，依靠所给出的复合控制策略，可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响，显著加快拦截导弹的过载响应速度.

在综合考虑脱靶量、落角、入射角等末端约束条件的基础上，利用模型参考控制和变结构控制理论设计制导律.在双平面解耦的基础上，将弹目相对运动的线性模型作为参考模型，依据模型匹配条件，得到基于积分型滑模超平面的等效控制，以线性最优制导律作为参考控制，设计带角度约束的变结构模型参考自适应制导律.典型弹道仿真结果分析显示：该制导律能够满足多约束条件下高精度制导的需要，具有良好的弹道性能.

针对脉冲式发动机作为轨控执行机构的大气层外拦截器, 考虑视线转率的测量噪声和弹目相对距离的估计误差，推导了视线转率预测值与当前时刻状态、控制输入、视线转率测量噪声以及弹目相对距离估计误差之间的关系；基于预测控制方法设计了开关式导引律，通过分析得到了开关式导引律对应的开关曲线；应用李雅普诺夫方法分析了制导系统的稳定性.数值仿真结果表明，视线转率和弹目相对距离测量不准确情况下，应用该文提出的导引律设计方法仍然能够实现直接碰撞.

为实现地面移动目标的有效拦截，研究了一种具有终端约束的二阶段比例导引.对传统的比例导引进行了分析，在满足最小制导比例系数时，无法实现对于地面目标的全角度约束拦截；对二阶段比例导引进行了研究，该制导律主要分为导弹姿态调整制导和目标拦截制导2个阶段.采用实际二维导弹模型对结果进行了仿真，结果表明，该制导律可实现目标的有效拦截且具有较小的终端拦截角度误差.

给出了一种鲁棒最优弹道的设计方法，通过将遗传算法和最大最小优化方法有机结合，对导弹全程弹道参数进行优化，保证所设计的弹道具有全局最优性和较强的抗干扰能力，即鲁棒性；给出了鲁棒最优弹道的详细设计步骤，以近程寻的反坦克导弹为例，给出了弹道优化数学模型.设计和仿真结果表明，该鲁棒最优弹道设计方法是准确、有效的.鲁棒最优弹道使近程寻的导弹能在武器系统约束条件下和扰动作用下，以最大着角命中目标.

双翼型无伞末敏弹的运动过程存在强非线性、大攻角、有奇异点等现象，用欧拉角方程描述双翼型无伞末敏弹的角运动学方程时可能会出现奇异点而导致退化，针对此问题，采用四元数表示双翼型无伞末敏弹的欧拉角和欧拉方程，建立了其稳态扫描运动的数学模型，并对稳态扫描运动进行了数值计算.结果表明，基于四元数法的弹道数学模型能够正确地反映双翼型无伞末敏弹的稳态扫描运动规律，形成所需要的扫描运动轨迹，在计算过程中不会出现奇点而发散，该动力学模型可以用于无伞末敏弹大幅度姿态运动的总体设计等研究中.

为提高常规弹药打击精度，依据鸭舵式二维弹道修正原理建立了火箭弹弹道修正动力学模型，针对该系统模型具有多输入多输出(MIMO)、交叉耦合及非定常、非线性等特点，选用输入输出反馈线性化的微分几何法设计了一类状态控制器，从而有效地将二维弹道修正系统分解为2个独立的控制弹道横纵向修正的子系统.仿真分析表明：该控制器实现了二维弹道修正系统的解耦控制，并具有良好的动态品质及快速跟踪性能.

为研究鸭式气动布局单通道控制滚转导弹转速设计问题，通过分析弹体动力学特性，得到导弹增益随控制力频率的变化规律，据此确定了控制力频率与弹体固有频率之间的最优比值关系；通过分析攻角与控制力所产生的法向加速度之间的相位关系，解释了上述最优比值关系产生的物理原因.基于所得到的最优比值关系设计导弹转速，可使弹体对周期变化控制力的滤波效果达到最好.通过数学仿真验证了分析结果的正确性.

研究了小直径炸弹倾斜转弯(BTT)控制系统俯仰/偏航通道的耦合特性及其解耦控制问题.建立了俯仰/偏航通道耦合动力学运动模型，引入相对增益指标，定量分析了小直径炸弹俯仰/偏航通道的耦合特性；利用对角矩阵补偿方法，设计了工程适用的俯仰/偏航运动的解耦补偿控制器.仿真实例表明：系统耦合项增益能得到有效的抑制，所设计的解耦补偿控制器对控制指令的动态跟踪性能良好，为小直径炸弹BTT控制系统的工程应用提供参考.

为提高弹道导弹突防能力，以导弹助推段飞行弹道和发动机为优化对象，在导弹助推段运动模型、弹道设计模型、发动机推力模型和红外辐射特性模型的基础上，提出了基于混合遗传算法的导弹助推段突防多目标优化设计方法.给出某弹道导弹助推段突防优化设计实例，优化后导弹助推段飞行时间比初始值缩短了20.4%，红外辐射强度降低了22.3%.该优化方法可有效解决导弹助推段突防方案的优化设计问题.

为了准确地修正弹道偏差，提出了一种末段弹道修正量的估算方法.用摆动理论研究了脉冲力与脉冲力矩作用对速度偏角的影响，分析了速度偏角与末段修正量的关系，给出了单个脉冲修正量的快速估算方法，提出了脉冲方位角的算法.进行了六自由度弹道仿真，将仿真计算出的实际落点修正量与估算的修正量进行对比.结果表明，选取的脉冲作用方位较为准确，对单个脉冲修正量的估算效果较好，多个脉冲的作用效果可以叠加.

为研究无伞双翼末敏弹的运动规律，针对无伞双翼末敏弹弹体结构不对称、质量分布不对称的特点，建立了相应的坐标系，给出了相应的坐标转换矩阵，分析了作用在其上的所有力和力矩，推导出了各力和力矩的表达式.以某组气动参数和结构参数为例，采用所建的力和力矩模型进行弹道计算，可以形成稳态扫描运动.表明所建模型是正确的，可用于指导该类末敏弹的总体设计.

为了得到洲际助推滑翔导弹的最优弹道，给出了弹道分段准则，分析了适合的弹道形式；建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题，在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下，建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题，并采用序列二次规划算法进行解算.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明，助推滑翔弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推滑翔导弹.

采用通量型NND(无波动无自由参数的耗散)差分格式结合不同限制器，计算了某超音速小攻角飞行弹丸的阻力.给出了沿弹迎/背风面压力系数和切应力系数的分布曲线，分析了不同限制器对阻力系数的影响.结果表明，压缩型限制器捕捉压力和切应力变化的能力最强，耗散型限制器会抹平压力和切应力峰值；耗散型限制器计算的阻力系数误差最大；采用可微限制器计算的层流阻力系数最符合试验值；各限制器计算的摩阻系数随来流马赫数的增大逐步与van Driest工程计算值相吻合.

为得到中心爆管子母弹准确的抛撒结果，对子弹进行了动力学分析，将抛撒分为4个时期，结合经典内弹道理论，建立了完整的内弹道模型.利用此模型对某型火箭弹中心爆管子母弹战斗部的抛撒内弹道过程进行了模拟计算.结果表明，抛撒后外圈子弹的过载略低于内圈子弹，其子弹速度略高于内圈子弹.这与试验结果也十分接近.所建立的模型可以较为准确地描述抛撒内弹道的全过程.

研究了火炮射击过程中弹管间隙和加速移动质量对身管振动的影响，利用接触、碰撞模型描述了弹丸与身管之间的作用过程，把身管简化成等截面悬臂梁，根据BernouliEuler初等梁理论建立了身管振动方程，用模态分析法求解了身管振动方程.计算结果表明：考虑弹管间隙后身管振动幅度比不考虑间隙时要大得多，由于非线性方程的解对初始条件敏感，弹丸起始位置的变化对身管炮口位移的影响较大.所建模型基本上描述了系统的动态特性，为研究弹炮耦合问题提供了一种简捷、有效的方法.

建立了模块化枪族的内弹道、外弹道及后效期数学模型，求解了模块化枪族的相关弹道参数，分析了弹道参数的匹配关系.建立了模块化枪族的自动机动力学仿真模型，根据数值仿真结果对自动机运动学、动力参数匹配关系进行了探讨.结果表明，模块化枪族可通过采用不同长度的枪管满足射程要求，可以采用定开孔距离和定开孔面积2种方案实现模块化枪族动力学参数的匹配.

为提高小口径榴弹设计性能，缩短设计周期，建立了包括结构、内弹道、外弹道、杀伤威力以及武器后坐力5个分析计算模型的集成优化设计模型.应用模拟退火算法,分别以最大杀伤面积、最短弹丸飞行时间以及杀伤威力与武器后坐力综合性能为目标对榴弹进行了集成优化设计.与原设计相比，杀伤威力提高39%，弹丸飞行时间缩短5%，杀伤威力提高38%，后坐力降低44%.得到了榴弹各目标性能最优时的结构参数、装药参数、射击条件及单兵武器缓冲器参数.该研究为小口径榴弹的设计提供了一种新方法.

针对小孔高温燃气射流，建立了二维轴对称非定常自由射流模型，采用 CFD软件 FLUENT进行高温燃气湍射流场的数值模拟.计算结果表明，射流沿轴向温度、速度等参数变化较小，但达到一定位置后会有较大衰减；射流温度、速度沿径向呈单峰分布，随径向距离的增加而减小，并随着时间的推移和轴向距离的增加，径向受扰动区域增大；总压和流场密度的分布图具有相同的形状，由于环境气体的阻力，射流头部燃气有回流现象，随着时间推移，射流头部呈现椭球形等压面.

针对双联装舰炮武器自动机轴线成夹角设计问题，建立系统误差模型和优化模型，确定了最优自动机轴线的夹角和舰炮的有效射击区域；针对系统的火控解相遇问题，提出提前点计算的修正方法.仿真计算和分析结果表明，自动机轴线夹角在一定范围内可达到提高射击效果的作用.本文方法为双联装舰炮自动机轴线的夹角设计和相应的火控修正提供了一种可行的手段.

借助立式爆轰管对燃料液滴云雾的爆轰参数进行实验测定，分析影响爆轰性能的因素。研究结果表明，燃料C5H8.68和环氧丙烷(PO)液滴云雾的临界当量起爆能与当量浓度比的关系为 “U” 型曲线，C5H8.68和PO在当量浓度比分别为1.17和1.05时，云雾的临界起爆能最小，在富燃料一侧，当量浓度比在一定范围内，C5H8.68和PO云雾爆轰力分别为2.6 MPa和1.76 MPa，用C5H8.68代替PO可以相应增加燃料空气炸药的威力。

为适应现代城市巷战的需求，提出了一种高密度金属弹药，介绍了该弹药的结构组成和作用原理，推导出高密度金属粉末的抛撒速度与复合材料外壳、装药三者之间的关系模型.通过静爆试验，比较了相同外壳情况下金属粉末与装药在3种不同比例结构组成时弹药爆炸后的威力特性，其中利用压力传感器测试得到爆炸后的压力曲线，利用25 mm厚松木靶构成扇形靶计算杀伤半径，通过高速摄影分析得到金属粉末的抛撒速度.试验结果表明，当装药与金属粉末的比例在一定范围内时，该弹药可有效降低附带毁伤.

为满足子母弹子弹引信的定高起爆需求，提出了一种准确测定子弹空中高度的技术方法.基于无线电导航原理，利用信标子弹作为地面基站，使功能子弹依靠信标子弹发射的定位信号实时测定距离地面的高度，实现炸高的有效控制.建立了子弹测高数学模型，提出了快速数值解法，讨论了主要的误差来源.结果表明，该测高方法准确度高，测高相对误差在5%以内，能满足子弹引信体积、功耗、成本等方面的要求.

分析了气象准备误差的形成，讨论了气象探测时间与射击时间不一致及气象探测空间与弹丸飞行空间不一致引起的气象诸元误差，分析了这些误差对“连诸元误差”、“连散布误差”、“营诸元误差”、“营散布误差”及对分队射击命中概率的影响.结果表明，气象条件的时空变化不影响“连散布误差”和“营散布误差”.得到了时空变化对连射击命中概率与营射击命中概率影响的具体数据.

为更加准确评估炮兵之间的作战对抗情况，综合考虑了火炮固有性能、战场环境、增援、自损失等因素对炮兵对抗双方的影响，改进P N Moose兰彻斯特方程，建立了一种新的兰彻斯特方程.结合案例并借助MTALAB进行兵力损耗仿真.仿真结果表明，该模型能准确反应炮兵作战双方的兵力损耗情况，适合评估炮兵之间的兵力对抗结果.对影响炮兵对抗的因素进行灵敏度分析，确定出影响显著的参数，为火炮的改进和作战使用提供了理论依据.