为了提高火箭弹的性能，需要通过增大有效载荷和减小空气阻力来尽可能地增大射程，这就导致了火箭弹的长径比越来越大，壳体越来越薄。飞行中的细长火箭弹是气动力、弹性振动、刚体运动三者耦合的时变系统。研究表明，当长径比大于15时，就应该考虑横向变形对弹道性能的影响。本文研究了某远程火箭弹气动弹性及气动弹性效应对弹道性能的影响，主要工作及取得的成果如下:　　(1)基于柔性火箭弹的刚柔耦合动力学模型，采用虚功率原理推导柔性火箭弹的动力学方程;给出了火箭弹变形后完整的力和力矩的表达式;考虑质量、推力、气动载荷的变化对火箭弹振动特性的影响，采用多体系统传递矩阵法实时计算整个弹道过程火箭弹的频率和模态，建立完整的柔性火箭弹外弹道方程。　　(2)作为柔性火箭弹气动弹性及柔性弹道计算的输入条件，采用计算流体力学方法数值模拟各飞行状态下火箭弹的气动力系数导数分布。采用基于气动力系数导数的半经验公式法计算了弯曲模型的气动力系数分布，与计算流体力学方法的计算结果进行对比，分析确定了半经验公式方法的适用范围。　　(3)综合分析不同工况下气动弹性效应对远程火箭弹弹道性能的影响。结果表明，火箭弹的变形导致压心前移，密集度变差。弯曲一滚转共振是导致火箭弹近弹的主要原因之一，自旋频率与一阶弯曲振动频率接近会发生耦合共振，使得攻角增大、阻力增大、射程变短。对于大长径比尾翼式低速自旋火箭弹，可以通过增大刚度、减小滚转力矩及合理设计发动机来避免近弹问题。　　(4)根据柔性火箭弹的动力学方程组推导系统的特征方程，添加了变形所产生的推力偏心项，计算火箭弹整个弹道的特征根轨迹，分析推力、刚度、滚转力矩、射角等对柔性火箭弹系统动态稳定性的影响，探讨柔性低速自旋尾翼式火箭弹动态不稳定产生的机理。发现低速自旋尾翼式火箭弹的动态稳定临界点为火箭弹的自旋频率与一阶弯曲频率时间轨迹的交叉点，说明火箭弹的一阶弯曲振动与自旋运动发生耦合振动导致系统出现动态失稳。相比于低速自旋的刚体火箭弹及无自旋的柔性火箭弹，考虑气动弹性效应的低速自旋尾翼式火箭弹的动态稳定临界点对于结构、气动外形等因素更加敏感。