为深入分析翼片结构参数对无伞末敏弹系统气动特性的影响规律,本文基于计算流体力学方法对无伞末敏弹进行气动特性分析,并以极大阻力系数和极大转动力矩系数为目标对末敏弹翼片结构进行优化设计。无伞末敏弹翼片厚度较小,极易在气动力作用下发生挠曲变形,传统方法将翼片刚性化的处理方法已无法满足计算精度的要求。基于此,本文的研究过程如下,在充分考虑翼片气动弹性的基础上,建立了平板、C型、S型三种结构翼片的挠曲理论模型,基于功的互等理论对翼片挠曲变形进行理论计算,并采用双向流固耦合方法对三种结构翼片进行数值分析,对比理论解与数值解,并进行了相应的分析;分析对比了不同翼片结构刚性翼无伞末敏弹和弹性翼无伞末敏弹的气动特性,并与自由飞行试验结果进行对比,说明了考虑翼片气动弹性的必要性;在考虑翼片气动弹性的前提下对两种典型尾翼结构无伞末敏弹翼片进行优化设计,得到了满足极大阻力系数和极大转动力矩系数的无伞末敏弹翼片最优结构。对双翼无伞末敏弹的气动特性分析方面,本文建立弹性翼片无伞末敏弹气动模型,采用双向流固耦合方法对弹性翼无伞末敏弹进行气动特性仿真计算,并以传统计算流体力学方法对刚性翼无伞末敏弹进行气动特性分析,用以对比气动弹性对无伞末敏弹气动特性的影响。随后对双翼无伞末敏弹进行高塔自由飞行试验以验证仿真结果,仿真计算和试验结果显示,与刚性翼末敏弹数值结果相比,弹性翼无伞末敏弹仿真所得末敏弹阻力系数和转动力矩系数的仿真结果与试验值更为接近,最大误差分别不超过7.8%和6.0%;刚性翼无伞末敏弹阻力系数、升力系数和转动力矩系数比弹性翼无伞末敏弹阻力系数、升力系数和转动力矩系数分别大20%、20%和12%左右;翼片结构参数对无伞末敏弹气动特性的影响方面,翼片弯折角的影响最大,翼片弯折比次之,面积比及翼片长宽比则对气动参数的影响较小。为深入分析末敏弹翼片在气动力作用下的弹性变形,本文基于功的互等理论对无伞末敏弹翼片进行挠曲变形的理论计算,通过建立三种结构翼片挠曲模型,设置符合实际情况的边界条件,推导翼片挠曲方程,得到了平板翼片、S型翼片和C型翼片在均布气动力载荷作用下的挠曲变形,并求解了来流速度对翼片最大挠度的影响规律。对三种结构翼片进行双向流固耦合仿真分析,得到了三种类型翼片挠曲变形随各翼片结构参数的变化情况,并分析了气动参数、翼片迎风面压力随攻角、来流速度等参数的变化情况。对无伞末敏弹翼片挠曲变形的理论解与数值解进行对比,结果显示仿真值比理论解略大,最大偏差不超过10%。母弹开舱前,翼片贴附于末敏子弹外壁,末敏子弹威力要求及其装填条件使翼片不可能自由设计,为获得无伞末敏弹最佳气动外形,在考虑翼片气动弹性的基础上,本文基于正交试验方法对S-S型和S-C型无伞末敏弹进行了优化设计,深入分析了翼片结构参数对末敏弹系统气动特性影响程度的主次顺序,并获得了两种翼片组合末敏弹的最佳翼片结构参数,对优化所得末敏弹模型加工样弹并进行了自由飞行试验,结果表明优化效果明显,无伞末敏弹的阻力系数和转动力矩系数显著提高。优化思路和结果可为无伞末敏弹的结构设计提供参考。