卷弧翼自上个世纪五十年代中期问世以来,已被广泛用于各种战术武器中。由于具有可以包裹在弹体外表面的特殊性,因此卷弧翼翼型可以用于子母弹中,从而减小母弹的弹体直径,增加弹体空间的利用率,然而弹翼曲率的设计会产生较强的滚动力矩效应。论文采用回归正交设计的方法在设计空间中选取了八组初始设计外形,通过数值模拟方法计算了每种外形的流场特性,得到了在马赫数为0.01、0.05、0.1、0.2、0.3、0.6和0.9,导弹绕弹体轴线负方向的角速度为0、1250、2500、3750和5000转/分,准攻角为0°、20°和40°,准侧滑角为0°和10°的情况下的空气动力系数和空气动力矩系数表。分别在按231转动和按321转动的条件下采用欧拉角法和四元数法建立了导弹在弹道坐标系和地面发射坐标系中的六自由度运动方程组,将上述的空气动力系数和空气动力矩系数表经四维线性插值,即可用于六自由度弹道仿真,得到了各种初始设计外形的弹道参数。经回归分析得到高度和末速的一阶响应面模型,问题转变为有约束的非线性最优化问题,采用序列二次规划法进行优化计算,得到了弹翼的优化解。论文建立了考虑风干扰的按231转动的弹道坐标系中六自由度导弹运动方程组,并在常值风、微下冲气流风切变的工程化模型、大气紊流和离散突风等工程化风场模型条件下进行了弹道仿真,得到了风扰动条件下的六自由度弹道。此外,论文还利用MATLAB/Simulink的航空模块集建立了旋转导弹的方框图形式的六自由度弹道仿真模型,并经仿真计算,得出了六自由度弹道。利用蒙特卡罗计算机模拟打靶的方法评估了卷弧翼弹在给定的服从某分布的系统输入的条件下的弹着点散布,结果显示能够基本满足设计要求,弹着点的命中概率为55.8%。