本文在对导弹发射技术相关背景深入了解的基础上，以假设的燃气-蒸汽发射动力系统为物理模型，来进行发射系统发射内弹道的研究。首先采用离散相模型对能量调节器内流场状况和液滴蒸发速度、液滴轨迹进行数值模拟，得到能量调节器内压力场、温度场、速度场等流场情况和连续相速度、温度、液滴直径对液滴蒸发速度的影响。然后利用数值模拟的方法，采用动网格模型和组分传输模型，并添加用户自定义程序UDF定义入口边界条件和导弹运动规律，建立了导弹内弹道计算数学模型，利用测得的入口压力条件来计算潜地导弹内弹道，计算得到了导弹发射过程中，发射筒内燃气蒸汽混合气体流场的压力、温度等分布特性，导弹在发射筒内的运动规律。接下来又作了以下几方面工作：(1)调节燃气蒸汽混合气体中燃气质量分数，计算并分析燃气质量分数对发射内弹道和发射筒内工质流场变化的影响；(2)调节发射筒入口角度，计算并分析入口角度对发射内弹道和发射筒内工质流场变化的影响；(3)计算燃气流通过壁面形成的热损失并分析壁面热损失对发射内弹道的影响。计算结果显示燃气质量分数增加使导弹出筒速度减小、出筒时间增加；入口角度为45°和60°时内弹道基本相同，入口角度为90°时，出筒时间略长，出筒速度略大；发射过程中通过筒壁损失的热量较小，对内弹道几乎没有影响。计算得到的导弹出筒速度、出筒时间与实际实验结果吻合较好。本文得到的计算模型和结果对发射系统内弹道的设计具有一定的指导作用。