本文以火箭飞行器系统外弹道设计为背景,对携带几十个装填液体子腔体的非旋转多充液腔飞行器系统外弹道特性和腔内液体晃动特性进行了系统深入的研究。根据充液系统(液体-刚体)的数学模型,以圆柱形腔体为例,论述了非旋转充液系统腔内液体基本流动和复杂流动的理论、数值模拟与实验研究状况。主要取得了如下研究成果：(1)在单腔充液晃动等效力学模型基础上,建立了多腔充液晃动等效力学模型,得出了多充液腔对飞行器的反作用力和力矩计算公式。(2)建立了计算腔内液体小幅晃动固有频率和阻尼的有限元计算方法,对带球形底圆柱容器中不同液深情况下水平激励的液体小幅晃动进行了实验研究,获得了晃动第一阶固有频率和阻尼比,验证了有限元计算结果。(3)对半球形容器中不同液深情况下液体第一阶侧向晃动自由衰减过程进行了实验,初步发现其非线性大幅晃动表现出的软特性,且阻尼比随振幅的变化关系是复杂的。对带球形底的圆柱容器中竖直激励下的液体非线性晃动进行了实验观测,显示了液珠喷射与最大激励加速度的关系,表明了液珠喷射和激励频率、表面张力系数的关系,及其液面重力波和毛细波的作用机制。(4)对竖直和水平激励情形下的多充液腔晃动进行了实验研究。竖直和水平激励均可观察到超谐振动、共振晃动、马鞍型模态晃动、钟形模态共振和液珠喷射等现象。对竖直激励,当频率较低时,晃动幅度上层大下层小,当激励频率较高时,晃动幅度的层间差异反而不大。对水平激励,当频率较低时,晃动幅度层间差异不大,而当激励频率较高时,上层液体振动幅度普遍较下层液体大。(5)应用Rumjantsev部分变量理论,建立了充液飞行器系统的耦合动力学数学模型,证明腔内液体主要通过壁面压力的作用力、力矩和质量力、力矩影响系统行为。结合多腔充液火箭飞行器系统建立了飞行弹道仿真模型,对设计样机进行了仿真实验和计算。结果表明,对腔内所充液体量较小的飞行稳定飞行器,其飞行攻角小腔内液体的激励幅值小,因而液体晃动对飞行器弹道的影响也较小。而由于充液质心与飞行器质心不重合,却使液体质量力矩的影响变大。当充液质心与飞行器质心的距离较大时,对飞行器弹道的影响较严重,甚至导致飞行不稳定。相反减小充液质心与飞行器质心的距离,包括充液质量,可以减小腔内液体对飞行器弹道的影响。