以阀控低速大扭矩液压马达驱动多管火箭发射系统的回转机构为研究对象，建立了扭转振动响应与液压马达参数的关系。通过对马达参数和扭转冲击响应的计算分析，表明增大油腔工作压力和减少不溶气体的渗入量可以提高系统的动态扭转刚度，回转机构的冲击角速度随着旁路节流阻尼孔的增大而减小；另外，增加合适的节流孔基本上不改变系统的动态扭转刚度。说明在发射系统其它参数不变的情况下，可通过调整液压马达的旁路节流孔实现对回转结构抗燃气射流冲击振动的控制。

以某新型多管火箭武器在研制过程中高低机和方向机分别拟采用电液伺服阀控制的液压油缸和低速大扭矩液压马达组成的液压式驱动发射装置为研究对象，建立了可控液压阻尼的流体力学分析模型，研究了液压系统变阻尼与发射装置的冲击振动响应的关系。提出了基于液压系统的多管火箭发射过程中变刚度和阻尼的动态响应控制方案，并对4种不同的控制方案进行了比较，得到了最优的控制方案。

以某型全液压驱动式发射平台的多管火箭发射系统为研究对象，利用半相对灵敏度分析法，分析了液压系统的泄漏因素参数对火箭发射装置性能指标的影响规律，利用虚拟试验获得了高低油缸在高温、低温和常温下的泄漏参数变化的闽值及液压马达的泄漏系数阈值，为全液压驱动的多管火箭武器液压元件的维护和更新提供了定量化的理论依据。