针对大长径比导弹弹体振动与控制系统耦合产生的气动伺服弹性问题，提出两自由度H∞减振跟踪控制算法.在导弹俯仰通道弹性振动和刚体运动耦合模型的基础上进行控制器设计，把传感器在线输出测量值和参考弹道目标值作为控制器的2个输入，把前两阶弹性模态、跟踪误差和控制量引入到目标函数中，将两自由度控制器的设计问题转化到标准H∞优化框架.仿真结果表明，该方法在实现姿态跟踪的同时，对弹体振动有明显的抑制作用.

给出了基于双星、光雷的联合测量模型，建立了基于半参数回归的外弹道节省参数估计模型，给出相应的算法与计算步骤.理论分析表明，基于半参数回归的外弹道节省参数估计算法能有效地消除非线性因素对参数估计性能的影响，其估计精度优于经典的节省参数建模方法.仿真结果表明该算法是有效的.

为了满足攻击区解算实时性的要求，准确建立了攻击区解算模型，充分考虑导弹发动机点火、舵机延时、过载和视线角等实际限制因素；采用黄金分割的搜索方法得到攻击区近、远距离边界，详细分析了大高度差发射时攻击区的变化情况，采用曲线拟合的方法获得导弹攻击区距离函数.大高度差时攻击区远界的大小仍然主要由发射载机的高度决定.检验结果表明实时解算误差较小，该方法是有效的.

用欧拉角法表示单翼末敏弹扫描运动微分方程时，过多的三角函数计算容易导致系统微分方程出现奇点和传递误差，进而导致计算结果失真，针对此问题，选择四元数法来表示欧拉运动学方程，并对其系统微分方程进行修改，比较两者在描述单翼末敏弹扫描运动时的计算机仿真图形.结果表明，相比传统的欧拉角法，四元数法的算法更优化，适合于计算在各种姿态下的扫描运动，更能客观、准确地揭示单翼末敏弹的扫描规律.

采用试验设计和CFD方法，分析了钝化后乘波外形导弹的气动性能，建立了乘波外形导弹的空气动力响应面模型，详细分析了弹道初始条件和发动机推力对跳跃式弹道特性和飞行轨迹的影响.在弹道特性分析的基础上，建立了乘波外形导弹跳跃式弹道优化模型，运用多目标粒子群算法对跳跃式弹道进行了优化设计.结果表明，弹道特性和飞行轨迹主要受弹道初始条件的影响；根据设计人员对弹道性能指标的要求，采用多目标粒子群算法求取最优方案弹道的方法是可行的.

为了保证飞行器对方案弹道跟踪的精确性，设计了一种输出指令为加速度值的三维非线性制导律.选择方案弹道上的点作为参考点，利用飞行器的位置及速度信息，得出一种导引飞行器跟踪曲线弹道的非线性过载制导指令.从时域角度分析了参考点的选择方法.仿真结果表明，采用非线性制导律能够保证飞行器准确跟踪设计弹道，满足高精度制导要求.

针对旋转弹丸转速的测量，对底部刻槽弹丸的雷达(散射)截面积和转速进行了理论分析，给出了转速计算公式，运用现代谱估计的状态矢量空间直接数据近似方法代替传统的快速傅里叶变换算法，对回波信号进行了频谱估计，在不同信噪比下对其频谱估计能力进行了仿真计算和实验测试，给出了信噪比与测量误差之间的关系曲线.结果表明：在低信噪比的情况下，相比传统快速傅里叶变换算法，该高精度转速测量方法的测试精度明显提高.

基于空泡截面独立扩展原理，编写自然超空泡形态时变特性计算软件.5级海况波浪扰动下，超空泡长度变化不超过5%，最大截面半径变化不超过2%；随着航行深度的增加，超空泡尺寸逐渐减小；当遇到较大压力脉冲时，超空泡从中前部溃灭，空化器附近仍保留部分空泡；波浪对水下航行体超空泡流动的影响较小；在变深度运动时，须注意超空泡尺寸变化幅度，避免航行体沾湿；爆炸冲击波对超空泡流动有较大破坏作用.

为了获得某水下火箭弹引信远解机构的最佳取压点，采用数值仿真计算了42种情况下弹体压力分布情况.提出一种在考虑水深、攻角等因素影响时优选最佳取压点的方法，基于仿真结果，计算得到了最佳取压点.结果表明，优化后的方案具有较高的理论精度，解保距离理论散布在-6.5%~6.5%以内，可满足实际需要.利用水下弹道压力环境实现远距离解除保险是可行的，为水下火箭弹引信远解机构方案设计提供了参考.

为了分析药型罩和装药参数对爆炸成型弹丸成型的影响，采用数值模拟方法计算出18种不同方案下EFP成型后的性能参数，基于灰理论对影响EFP成型性能的参数进行了灰关联分析.结果表明：影响EFP速度的主要因素依次为装药爆速、装药密度、药型罩锥角、装药高度、药型罩材料密度、药型罩壁厚；影响EFP长径比的主要因素依次为装药爆速、装药密度、药型罩材料密度、装药高度、药型罩锥角、药型罩壁厚；研究结果可为EFP战斗部优化设计和毁伤性能的提高提供参考.

对不同外壳材料的含能破片冲击起爆的阈值速度进行了理论计算，运用LS DYNA数值模拟获取了不同壳体材料、长径比、头部厚度与直径比的起爆临界条件，建立了包含破片直径、头部形状、靶体材料以及壳体材料的经验表达式，结合实验重点分析了不同结构及材料的含能破片冲击起爆趋势.结果表明，利用该式能较准确地计算含能破片冲击起爆的临界条件，破片的长径比、壳体材料将影响冲击起爆阈值速度，在设计含能破片时要尽量增大长径比以及选择高密度、高性能材料.

为了评估某末制导炮弹战斗部对目标的毁伤效能，建立了阵地雷达目标等效模型，确定了破片和冲击波对目标的毁伤判据.利用Monte Carlo方法建立了制导炮弹的单发毁伤概率模型，计算分析了终点弹道参数对毁伤概率的影响.结果表明：增大制导炮弹的落角能有效提高单发末制导炮弹的毁伤概率，炸高对毁伤概率的影响与落角有关.研究结果可为制导炮弹的工程设计提供参考.

设计加工了直径为80 mm的无阀式汽油/空气两相脉冲爆轰发动机，在试车台内开展了10~20 Hz工作频率及0.14~0.16 MPa进气压力工况条件下的试验，研究了脉冲爆轰发动机内燃烧转爆轰过程.通过分析动态压力传感器上采集得到的信号，给出了点火开始至爆轰波形成时间在不同工况下的变化情况.结果表明，脉冲爆轰发动机可以在10~20 Hz工作频率下稳定工作；增大进气压力与提高爆轰发动机工作频率，有助于燃烧转爆轰的形成.研究结果为脉冲爆轰发动机燃烧转爆轰机理以及设计运行提供了参考.

为了准确获得云爆弹结构对其爆炸威力的影响规律，根据云爆弹的作用原理，设计了中心抛撒药、中心与周边辅助抛撒药2种典型结构的云爆试验装置；采用高速录像和壁面压力传感器，对其静爆试验的威力参数进行了测量和分析.试验结果表明，采用与云爆弹的优化结构相匹配的内壳体，可以显著提高云爆弹的能量利用率和远场超压，提高云爆弹的威力；中心与周边辅助抛撒药结构、钢内壳的试验装置为最佳装置，其火球直径达到30 m，平均TNT当量和14 m处的TNT当量最大值分别为2.19和3.17.

为了在最大膛压不变的条件下提高弹丸初速，设计了一种再生式液体药辅助药室结构，建立了考虑液滴燃烧过程的内弹道模型，以57 mm高射炮为对象，进行了数值预测.结果表明，辅助药室位置、喷射面积、喷孔长度、喷射活塞差动比和质量等参数对内弹道性能有显著影响.通过这些参数的优化设计，可实现“压力平台”效应，大幅提高弹丸初速.

为研究高炮口动能大口径火炮装药设计中的点火问题，进行了大口径炮用点火管多点点火的试验研究.设计了点火管的结构，设计加工了点火管多点同时点火试验的模拟装置，在模拟装置上测量了多段点火管多点同时点火的压力时间曲线，分析了试验研究结果.进行了大口径长药室平衡炮的射击试验，结果表明，由多个点火头、黑火药点火药盒、蛇形黑火药袋、可燃中心传火管组成的多点点火系统的点火时间短，一致性好，能够满足高炮口动能大口径火炮装药设计的要求.

为研究半导体桥点火的特性，分析了半导体桥的结构特点和电阻特性，根据桥体的工作过程建立了半导体桥电特性的计算模型，对不同几何尺寸的桥体和相同尺寸下不同氧化层厚度的桥体进行数值模拟，分析了整个过程中半导体桥两端电压和电流的变化趋势.数值模拟得到3个不同桥体尺寸的电压电流曲线.结果表明，桥体几何尺寸越大，达到熔点所需要的电压越高，即所需要消耗的输入能量越多.

以光电箔片干扰弹抛撒为背景，提出了活塞式抛撒结构，分析系统工作原理，对内弹道特性、计算方法进行了探讨，建立了大数量光电箔片装填下抛撒过程内弹道模型，并在此基础上进行了数值仿真.运用内弹道模型首次对大数量箔片在舱体内的运动作用过程进行了研究，得出了抛撒过程内弹道特性.所提出的活塞式抛撒结构，增强了抛撒作用的可控性；内弹道模型的建立及数值模拟，为特殊装填结构发射系统的理论计算提供了新的有效途径.

为研究某旋转药室火炮卡弹机构的运动可靠性，在多体动力学软件中建立了动力学虚拟仿真模型.通过分析该机构的主要构件功能和工作原理，制定了卡弹机构的可靠性准则.运用弹簧刚度的基本公式，将多个弹簧设计参数的误差转化为弹簧刚度的误差，以减少模型中的随机变量数.在此基础上，以3个弹簧的刚度、预变形量、安装位置、惯性进膛速度作为随机变量，采用蒙特卡罗法进行了模拟计算.卡弹机构的运动可靠度为0978，随着随机变量误差的减小，机构可靠度会提高.

为分析炮口制退器在迫击炮上应用的可行性，从小孔消声理论出发推导了实用的消声量数学计算方法，根据膨胀小孔喷注消声器原理，设计了迫击炮炮口制退器.所计算的120 mm迫击炮在加装炮口制退器后，在与炮口气流喷注方向成90°且距离为1 m处的声压级降低了21.7 dB.联立求解后效期弹丸运动微分方程组，得到后效期炮口扰动量，结果表明迫击炮炮口制退器有利于提高射击精度.

传统的火炮身管设计基于静态应力分析和数值计算，而实际上身管承受的是动态载荷.针对此问题，运用动态线性和非线性有限元分析软件ANSYS建立厚壁圆筒的有限元模型，并对其进行了动态强度分析，求解相应的动态强度极限；设计了借助密闭爆发装置模拟火炮身管发射的实验方案，对厚壁圆筒进行了动态强度极限实验研究.理论分析和实验研究结果表明，厚壁圆筒的动态强度极限比静态计算数值高35%左右.

为解决同心筒垂直热发射装置的导弹在发射过程中承受温度过高的问题，提出一种在同心筒底部设置水室的湿式发射方式，在发射时或发射前一段时间往水室注入液态水，发射时通过水室中的液态水汽化吸热来降低导弹表面的温度.计算中考虑了水的汽化效应，采用Mixture两相流计算模型求解气液两相流场，网格更新方法采用域动分层法，对不同加水量的湿式发射装置的导弹发射过程进行了数值计算.将15 kg加水量的计算结果与标准和引射同心筒进行了对比.结果表明，加水量为15 kg时，在整个运动过程中导弹表面温度均较低，湿式同心筒能明显降低

为解决复合层合枪管散热性差，射频受到限制的问题，将分段缠绕技术应用于复合材料枪管的制造；按照特定的射击规范对分段缠绕复合材料枪管的温度场进行了数值模拟与实验研究，将其与复合层合枪管进行了对比.计算结果表明，复合材料最高温度为313.4 ℃， 低于复合材料的工作温度.分段缠绕技术可以有效地解决复合层合枪管的缺陷,有很好的工程应用前景.

为了研究电热化学发射中等离子射流的自身特性，采用数字高速录像系统对毛细管等离子射流在大气中的扩展过程进行了实验测试.获得了不同放电电压下，等离子射流在大气中扩展过程的时间序列图以及等离子射流在大气中扩展的轴向和径向位移曲线，计算了不同放电电压下等离子射流的轴向和径向速度.研究结果表明：等离子射流在大气中扩展时,速度具有波动性，轴向速度波动时，后一个波峰低于前一个波峰;射流头部出现强烈的湍流耗散现象;放电电压增大时，等离子体射流径向扩展到最大位移时，径向与轴向位移比增大,而所经历的时间与整个脉冲射流时间之比

为了研究低温等离子体的减阻效果，对表面安装低温等离子体激活版的NACA 0015翼型进行低速吹风试验，获得了低温等离子减阻特性规律.分析实验结果，认为低温等离子体能够有效抑制边界层分离，在一定条件下能够大幅降低流动阻力，其效果与加载电压和频率成线性关系.

根据底排点火具的工作环境，利用热力学计算软件CEA2设计了5种点火药配方，测量了这5种配方的燃烧速度、火焰大小、燃烧温度、放热量，进行了半密闭爆发器实验，比较了几种配方的燃烧性能.结果表明：氧化剂含量在45%时，点火药燃烧时有较高的燃烧温度和放热量；以硝酸钾为氧化剂的配方燃烧时的火焰面积和放热量大于以硝酸钡为氧化剂的配方.适合于底排弹点火用的烟火药剂较优配方是：硝酸钾、镁粉、锆粉、氟橡胶的质量比为45∶30∶25∶5.