用步枪子弹和枪口燃气压力发射的火箭增程多用途(多功能)枪榴弹是世界各国都在积极研发的一种优良产品。该产品较常规枪榴弹射程远、精度高、威力大，但因加入火箭助推增速致使外弹道复杂，使该弹的飞行稳定性不易解决，故射击精度不能令人满意，这也是该种弹较少列装的主因。本文就影响火箭增程枪榴弹飞行稳定性的因素进行了理论分析和仿真计算，并依据内外弹道理论设计了两种结构的助推火箭发动机，一种为外喷式助推发动机，一种为内喷式助推发动机。针对二种发动机结构特性、工作参数等影响飞行稳定性的因素进行了全面对比研究，着重利用外弹道学理论分析了发动机点火时间、速度增量、质量偏差、初速度VH变化及阵风等因素对飞行稳定性的影响。利用建立的弹道数学模型仿真计算了发动机点火时间、速度增量、质量偏差对飞行稳定性的影响，定性分析了攻角、偏差角值的限制条件和理由。为解决火箭增程枪榴弹飞行稳定性提供理论依据与数值借鉴。针对火箭增程枪榴弹有关飞行稳定性、进行了发动机点火可靠性、火箭增程枪榴弹直射飞行稳定性、火箭增程枪榴弹最大射程等试验研究，并分析了实验数据。