摘要：减小阻力尤其是底部阻力,是飞行器增加航程的重要手段,而船尾布局则是减小底部阻力的有效措施。为研究船尾修型设计在亚声速段对飞行器阻力的影响规律,对某飞行器外形开展船尾修型设计并进行数值模拟,分析了不同船尾形状和船尾角度对飞行器阻力的影响情况,并开展了风洞试验验证。结果表明,船尾修型设计可以有效减小底部阻力;船尾采用曲线过渡的减阻效果优于直线过渡;在限定船尾过渡段尺寸(轴向长度80 mm、法向高度40 mm)的情况下,船尾角度超过45°的修型设计,对底部的减阻效果更为明显;风洞试验结论与数值分析结果一致。

摘要：针对超声速导弹进气道整流罩的底阻问题,文中采用CFD数值技术,模拟计算了某整流罩底部抛物形船尾附近绕流流场的压力分布,并由此得出船尾长度与整流罩高度之比对整流罩底部阻力大小的影响关系曲线,可为设计出低阻力的进气道整流罩提供参考。

摘要：底排弹内的固体药柱强烈燃烧喷气用于底部排气。最优化设计后的试验结果表明此设计最大限度的减小了底阻。主要设计参数为氧化剂含量，总的燃烧时间，燃烧喷气药柱的扇形体块数和点火延迟。这项研究也阐明了设计参数和它们的作用与减小阻力和弹丸性能之间的关系。当用具有最佳底排装置的５２倍口径的火炮发射时，将具有９２０ｍ／ｓ的炮口速度和４２．３ｋｍ的最大的射程。

摘要：提出了一种尾喷管与进气道整流罩保形设计方案,既保持导弹外形特征不变,又与尾喷管内型面实现一体化保形设计。采用CFD方法对尾喷管及整流罩底部内外流场进行了一体化数值模拟,分析了保形设计对进气道整流罩底阻的影响。结果表明,导弹高速飞行时,采用保形设计能减小进气道整流罩的底阻;补燃室压强越高,进气道整流罩底阻越小,从而验证了该设计方案的可行性。

摘要：本文用理论方法计算了Ma=2.0～4.0范围内零攻角条件下空空导弹弹体(超音速旋成体)的头部波阻和后体波阻/底部阻力,以研究尖拱形头部和收缩尾段的减阻可能性。研究表明,对弹身头部和尾段进行仔细设计,在所研究的速度范围内可取得明显的减阻效果。