尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS,,armor-piercing,fin-stabilized discarding sabot)脱壳动力学过程非常复杂、具有高瞬态特性,且弹托分离姿态千变万化,并与弹体之间具有强耦合性,两者之间相互作用,最终影响弹体的自由飞行。虽然APFSDS已制式化,但因对其脱壳动力学过程没有完全清楚,导致应用过程中还存在一些缺陷。另外,随着计算流体动力学的进一步发展,利用计算流体动力学技术来数值模拟APFSDS脱壳动力学过程的细节已成为可能,因此开展数值研究弹托分离与运动规律等对改进现有制式弹以及设计新一代APFSDS具有非常重要的意义。本文主要研究内容与成果如下:通过耦合计算流体动力学控制方程和六自由度(6DOF,Six Degree of Freedom)外弹道方程,利用基于压力梯度的网格自适应加密技术与改进的动网格技术,结合高精度AUSM+格式对三维可压流体力学控制方程进行数值求解,同时利用Runge-Kutta方法和线性多步法对6DOF弹道方程进行数值求解,得到了可对三维超声速变体6DOF飞行进行研究的数值方法。其中通过引入弹性常数因子以及改进弹簧倔强系数提高了网格质量与变形能力,减小了因网格间插值产生的耗散,可有效提高对流场中激波捕捉能力。利用以上数值计算方法对空心弹外形数值设计、机载导弹投放以及APFSDS弹丸飞行过程的拉伸变形进行数值模拟,验证了以上方法的可行性以及对超声速三维流场的激波捕捉能力与弹丸六自由度运动计算的可行性。对理想无扰动分离条件下的APFSDS的脱壳动力学进行了数值模拟,结果表明随着弹托分离姿态和位置的变化,流场发生急剧变化,根据弹托与弹体分离过程中的相互作用而分为三个阶段。初始分离时,由于弹托与弹体之间缝隙极小,形成壅塞流,且弹托前方形成弓形激波。随着间隙增大,弹托弓形激波在弹体与弹托之间发生多次碰撞与反射,使相应表面产生高压,从而影响两者之间的飞行稳定性。随着间隙的进一步增大,分离进入弱耦合阶段,此时弹体尾部虽受弹托表面斜激波的影响,但其强度较弱,弹丸最终摆脱斜激波的作用进入自由飞行阶段。弹丸气动系数的分析表明弹托分离过程的气动干扰是弹丸的最大扰动源之一。数值研究了起始扰动与气象风对APFSDS脱壳动力学过程的影响,同样获得了弹丸与弹托分离过程不同时间段的流场细节、六自由度运动参数以及相关气动参数。数值结果表明在起始扰动与气象风条件下,脱壳动力学过程与理想条件下具有一定的相似性,且同样可分为三个阶段,然而不同阶段内由于起始扰动及气象风所导致的各弹托与弹体间相互作用过程则有所不同,此时弹托对弹体的影响不再同步,各弹托分离过程的姿态不再对称,并使弹丸的气动系数变化加剧,从而对弹丸的稳定性影响加大。通过数值模拟膛口高压燃气射流对APFSDS脱壳动力学过程的影响,结果清晰揭示了高压欠膨胀射流追赶APFSDS以及最终APFSDS穿越射流的整个过程。结果表明,燃气作用前,弹托的分离运动以后仰为主,当燃气追至弹托尾部时,由于在尾部形成高压区并产生径向分离力与负的俯仰力矩,使弹托出现前倾,而当弹托穿越燃气流时,燃气作用开始减弱,弹托角运动恢复到以后仰为主,因而此过程中弹托的翻转运动不明显,而是与弹丸几乎平行地产生径向分离。燃气使弹托六自由度运动变化远大于弹丸,有利于弹托分离。另外,燃气使弹丸产生较小的自转角速度,有利于弹丸的飞行稳定性,而弹丸的俯仰角及偏航角均较小。