滑翔增程火箭弹是目前很多国家竞相研究的热点之一。气动特性作为其研究过程中的主要组成部分,它是进行弹道计算、载荷计算和控制参数选择、发动机推力选择、材料选择的原始依据。因此,对弹箭的气动特性进行研究对滑翔增程火箭弹设计是至关重要的。同时,滑翔增程弹道是中段控制弹道,为提高武器系统精度且降低对控制系统的要求,启控前的弹道应当有精确的基准弹道,因此,需要考虑火箭弹炮口下沉等问题。本文以计算流体力学为主要理论依据,对滑翔增程火箭弹系统及气动布局进行了分析;并对计算流体力学理论及技术进行了具体的阐述;建立了多片尾翼外流场的有限元模型;采用QI雷诺应力湍流模型,结合时间推进求解雷诺平均守恒形式的Navier-Stockes方程,通过并行计算,对4片和6片直尾翼及卷弧翼外流场进行了数值模拟。随后对滑翔增程火箭弹的舵机结构参数进行了工程计算,并对其进行了相应的外流场数值分析。最后,研究了炮口下沉的机理及影响,并对其进行了动力学仿真分析,得到了在不同射角情况下,火箭弹的俯仰、偏航、弹道倾角及弹道偏角的变化规律,对提高弹箭武器的射击精度具有一定的参考价值。