3.1 气动布局设计结果 通过分析及计算，得出梯形尾翼的面积 Ｓ ｗ＝１． ９ ５Ｓ Ｂ，半展长５ １ｍｍ，根弦长２ ５ ７ｍｍ，梢长１ ２ ９ｍｍ。本文设计的高超 声速制导炮弹的气动布局如图４所示。
通过计算得鸭翼面积 Ｓ ｒ＝０． ２ ４Ｓ Ｂ，半展长４ ５ｍｍ，根弦 长４ ３． ５ｍｍ，根梢比 ５。压心位置距头部顶点的距离 ｘ ｒ＝ １ ４ ０ｍｍ。张开鸭舵后的外形如图５所示。
3.2 气动力计算与分析
根据牛顿理论计算出的弹体在高超声速条件下的升力 系数Ｃ Ｌ与攻角α和马赫数 Ｍａ的关系曲线如图６所示。从 图６可以看出：高超声速下制导炮弹的升力系数Ｃ Ｌ随攻角α 的增加而增加，随马赫数 Ｍａ的增加而减小。升力随攻角和 马赫数的变化均为非线性的，随着攻角的增加，升力系数的变化越来越明显，反之，马赫数的增加对升力系数的影响则越来越小。
图７为该制导炮弹在高超声速下的阻力系数Ｃ Ｄ与攻角 α和马赫数Ｍａ的关系曲线。阻力系数的变化规律同升力系 数相同，也是随攻角 α的增加而增加，随马赫数 Ｍａ的增加 而减小，且变化趋势亦为非线性的，马赫数Ｍａ越高时对阻力 的影响越小。该结果与文献［１ ０］中给出的锥 －柱 －船尾型 布局的阻力实验结果一致。
该制导炮弹的操纵力矩系数ｍδ ｚ与舵偏角δ的关系曲线 如图８所示。从图８可以看出：高超声速下操纵力矩系数ｍδ ｚ 随舵偏角的增加而增加，其随马赫数 Ｍａ的变化可分为两个 区间；当舵偏角 δ＜６°左右时，舵面的操纵力矩系数 ｍδ ｚ随马 赫数Ｍａ的增加而减小；当舵偏角δ＞６° 时，舵面的操纵力矩 系数ｍδ ｚ随马赫数Ｍａ的增加而增加，变化趋势非线性，当舵 偏角δ在６°附近变化时，马赫数 Ｍａ对操纵力矩系数 ｍδ ｚ的 影响较小。
图９为该制导炮弹在攻角 α＝８°时，其纵向静稳定系数 ｍα ｚ与马赫数Ｍａ的关系曲线。从计算结果可以看出：本文设 计的高超声速制导炮弹能够在整个飞行过程中保持其纵向静稳定系数ｍα ｚ＜０，满足了静稳定条件；纵向静稳定系数 ｍα ｚ 的绝对值随马赫数的增加而减小，说明马赫数越低时，该制导炮弹的稳定性越高。
图１ ０为张开鸭舵前全弹稳定裕度η曲线，图１ １为该弹 张开鸭舵后与张开鸭舵前稳定裕度比值η ２／ η １的曲线。
结果表明：本文设计的高超声速制导炮弹在 Ｍａ＝７．３， α＝８° 时的稳定裕度为９．７％。在 Ｍａ＞５的高超声速条件 下，该制导炮弹的稳定裕度 η随攻角 α的增加而增加，随马 赫数Ｍａ的增加而减小。张开鸭舵会使稳定裕度减小，在 α＝８° 、Ｍａ＝５时张开鸭舵会使稳定裕度下降１ ７％；鸭舵张开 后与张开前稳定裕度的比值随攻角α的增加而增加，随马赫 数Ｍａ的增加而减小。稳定裕度 η的大小可以通过改变弹 体外形的方式来调整，在同一马赫数下，η随尾翼面积、圆柱 后体长度的增加而增加，随弹头部长度、鸭舵面积的增加而
减小。
文章结论
本文采用了改进的气动力计算方法：将弹身、弹尾视作 圆柱后体，一并计算气动参数，缩小了计算量，并计算了全弹 的升力系数、阻力系数、操纵力矩系数、静稳定系数和稳定裕 度。升力、阻力系数均随攻角的增加而增加，随马赫数的增 加而减小；操纵力矩系数随舵偏角的增加而增加；静稳定系 数小于零，该弹为静稳定弹；高超声速下稳定裕度随马赫数 的增加，随攻角的增加而减小。计算结果表明：本文设计的 高超声速制导炮弹可控性良好，满足设计要求。
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