随着旋转类的弹箭被广泛应用,其旋转过程中所表现的滚转阻尼导数需深入研究。为获取不同展弦比、不同尾翼片数目的火箭弹滚转阻尼导数的变化规律,本论文设计了三种不同尾翼结构形式的翼身组合体模型。从数值模拟及风洞实验两方面分别对其展开研究,并将数值计算结果与风洞实验结果进行对比,结果显示两者吻合得较好。模型滚转阻尼导数及其它气动力特性均符合气动变化机理,满足随马赫数及攻角的变化规律。在平板尾翼翼身组合体模型方案设计中,以使得模型法向力系数、压心位置基本相等为原则,通过气动力工程的计算初选模型,并以初选模型中四片尾翼作为基准模型；在保持尾翼弦长相等、改变展长和尾翼片数量的条件下,以六片尾翼和八片尾翼组合体作为对比模型。在翼身组合体模型的滚转阻尼导数数值研究中采用两套网格。通过旋转坐标系结合Realizable k-ε湍流模型进行定常模拟。计算结果显示：滚转阻尼导数均为负值,其绝对值在攻角α=4°时比α=0°时大；其绝对值在马赫数Ma=0.8比Ma=1.2小,其绝对值在Ma=1.2处的大于Ma=2.0处。滚转阻尼导数的风洞实验采用自由滚转法,为保证模型滚转性能,对模型进行了动平衡检验和处理。实验结果表明：滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,而随马赫数的增加先略增大、再减小、最后再增大；八片尾翼模型F8的滚转阻尼导数绝对值最小,四片尾翼模型F4滚转阻尼导数绝对值最大；模型其他气动力、力矩参数随马赫数、攻角的变化符合气动规律。此外,模型滚转对模型的法向力和俯仰力矩影响不大。