为了提高导弹的静稳定性,减小弹体所受到的空气阻力,研究针对导弹尾翼开展多目标优化设计。首先以平面与剖面组合方式,建立尾翼结构的参数化设计模型,然后选取翼展和翼顶弦长作为优化设计变量,通过流场数值模拟方法分析9组设计样本的气动特性,应用神经网络方法分别构建阻力与压力中心位置的代理模型,最后以气动阻力和压力中心位置最小为目标,进行尾翼的多目标优化设计。结果表明,当以翼展、翼根弦长、翼顶弦长和翼型厚度四组参数进行参数化设计时,尾翼翼展的增大会导致阻力增大和压心位置后移,而翼顶弦长的增大会使阻力增加而压心位置前移,经过优化设计后,最终确定压心位置为4.3 m处,此时阻力大小为37540 N。

为了满足翼身融合体导弹地面考核试验需求,实现高动态环境下翼身和弹体平稳分离,开展超声速双轨火箭橇试验气动流场布局研究,提出3种双轨火箭橇试验平台设计方案,通过三维外流场数值仿真计算,对比分析高空状态下与3种橇型影响下翼身融合体飞行器气动压心分布情况并模拟翼身与弹体动态分离过程。研究表明,大动压条件下大斜面塔式火箭橇试验平台可为试验件提供纵向压心偏离不大于5%的力学环境,攻克了翼身融合体导弹地面分离试验中“易滚转”的技术难题。