本文围绕无伞末敏弹的气动外形和气动特性展开研究。设计了无伞末敏弹的气动外形。进行了风洞测力实验及转速测量。研究了复杂外形弹箭流场网格的生成方法,开发了弹箭流场计算程序。对无伞末敏弹的流场进行了数值模拟,获得了无伞末敏弹的气动特性,对设计的末敏弹气动外形进行了改进。首先,提出了无伞末敏弹气动外形设计的基本原则。分析了弹体和尾翼的基本气动外形和气动特性,并进行了选型。以钝头短圆柱为弹体,分别设计了轴向折叠尾翼和径向折叠尾翼,给出了尾翼的布局方式。以平头短圆柱为弹体,设计了双片轴向折叠尾翼。建立了非对称尾翼末敏弹的坐标系,在坐标系内定义了子弹的各项气动力。给出了双翼无伞末敏弹扫描角稳定的判据。推导了尾翼气动力的积分表达式。其次,设计了无伞末敏弹的风洞实验模型,进行了低速风洞实验,得到了模型在固定和旋转条件下的气动力,并测得转速。通过实验初步掌握了模型的气动规律,明确了气动外形选择和改进的方向。第三,对无伞末敏弹流场的数值计算方法进行了研究。开发了一套完整的弹箭流场网格的生成方法。以低速预处理方法、多重网格方法和并行方法为核心,编写了一套可靠高效的解算器。采用的数值方法可用于无伞末敏弹的气动力计算,也可作为其它弹箭的流场数值模拟工具。第四,采用建立的数值方法,对无伞末敏弹气动外形的流场和气动力进行计算,分析了流场和气动特性。根据风洞实验模型的气动外形,分别生成了四片和三片尾翼末敏弹的流场网格。进行了数值计算,得到了纵向气动力系数。分析了圆柱部轴向以及尾翼弦向和展向的压力系数,并与光弹体和单独尾翼的压力系数进行了对比分析。通过计算获得了气动力随尾翼偏转角的变化规律。对在风洞实验模型基础上改型的双翼无伞末敏弹,进行了流场和气动力计算。计算的结果表明,改进的气动外形在静稳定性方面有了提高。研究了气流在尾翼弦向截面内的流动情况。通过对带和不带小翼的尾翼弦向压力的分析比较,提出了增强双翼无伞末敏弹静稳定性的方法,证明了小翼的滚转阻尼作用。