为满足战术导弹方案设计初期对计算精度和效率的需求,建立了一种具有中等计算精度的亚声速导弹气动力快速评估方法。采用涡格法计算导弹升力、压力中心、尾舵效率以及动导数,基于部件叠加原理来评估阻力。对某战术导弹计算分析后,结果表明:当马赫数在0. 3～0. 6,攻角在0～8°范围时,该方法各气动参数的最大计算误差在15%以内,且单个状态点的计算时间不超过20 s,在概念设计阶段具有较好的计算精度和较高的计算效率。

设计了一种基于脉冲推力/气动力控制的高速动能导弹复合控制系统。首先建立了滚转导弹的数学模型，然后对脉冲推力/气动力复合控制系统工作流程进行了描述，设计了脉冲发动机点火策略;最后通过仿真算例对复合控制方法进行了验证和分析。仿真结果表明:设计的复合控制系统能够有效降低滚转高速动能导弹的发射初始扰动，具有一定的应用价值。

提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,选取导弹飞行特征点进行参数处理,开展开环和闭环试验,验证导弹飞行的稳定性。将该试验方法应用于某导弹,考核了控制系统与结构、气动的耦合性能,指导了导弹的总体设计,可提升武器的总体性能。