在现代地面战争中，装甲车辆性能和防护能力不断提高。反坦克武器面临严峻的挑战，远程火箭末敏弹便应运而生。远程多管火箭末敏弹射程远、精度高、威力大，是一种效费比很高的反装甲弹种。本课题以总装下达的“远程多管火箭末敏弹精度试验技术”项目为背景，对多管火箭末敏弹系统弹道特性进行分析。 本文对火箭弹开舱到旋转伞—弹系统稳态扫描的末敏弹系统工作全过程进行研究。建立了子弹筒分离的弹道模型，建立了子弹筒大攻角飞行和伞弹系统抛射段刚体动力学模型、拉直段的质点和刚体动力学模型，导出了最大拉直力的解析式。应用牛顿欧拉法和凯恩法建立充气段、减速段和稳态扫描段的刚体动力学模型和动力学方程，并且编制相应的计算程序，仿真得到了末敏弹系统的弹道诸元，与试验结果较为吻合，验证了所建模型和程序的正确性。导出了稳态扫描角的解析式，并与数值仿真结果进行了对比和验证。分析各种参数对主要战术指标的影响，给出具有实用价值的计算结果和结论，给出了各种参数对弹道特性的影响规律。 本文的研究成果为远程多管火箭末敏弹精度试验技术项目提供理论和技术支撑，也对多管火箭末敏弹系统的总体设计有参考价值。