摘要
为预测导弹底阻，研究了新的试验模型，在ＮＡＳＡ兰利研究中心的连续风洞中进行了吹风试验，取得了新的风洞数据。试验条件是：Ｍａ＝２～４．５，ａ≤１６°，δ≤２０°，尾翼相对厚度比为０．０５～０．１５，尾翼位置与弹身底部平车或到底部上游两倍弦长处。利用新模型所得试验值和以前的试验值一道作为上述变量和弹身尾部形状的函数，并计及发动机工作或不工作的影响来估算导弹底阻。结果表明，由于新模型含有更多的参变量，因此其试验值比以前的试验值精度更高。据此得到的底阻预测程序应用更广，更有效。
出处
《飞航导弹》
北大核心
1996年第4期17-22,共6页
AERODYNAMIC MISSILE JOURNAL
