传统的火箭弹是一种非制导兵器,其命中精度较差,射程较短,显然已不能满足现代战争的需要。制导火箭弹是一种低成本的精确制导弹药,它在传统火箭弹上加装了惯导与卫星组合的制导装置,使得火箭弹的射程更远、精度更高。为了使制导火箭弹具备较好的机动性、操纵性、稳定性,制导火箭弹一般采用多组翼的布局形式,这对气动外形及布局设计提出了更高的要求。为研究制导火箭弹气动外形对全弹气动特性的影响,本文通过风洞实验与数值计算对火箭弹模型开展了研究工作。首先,设计两种不同头部形状的无翼式布局火箭弹模型,通过风洞实验研究各气动参数随攻角、马赫数、舵偏角的变化规律,分析不同头部形状带来的气动差异。结果表明尖拱形头部形状模型的阻力系数更小,法向力系数更大,升阻特性更好,但双锥形头部形状模型的压心位置更靠后,全弹的稳定性更好。其次,设计三种不同舵翼间距的正常式布局火箭弹模型,采用数值计算方法分别研究模型尾舵处于不操纵时、滚转操纵时、俯仰操纵时各气动参数随攻角、马赫数的变化规律,分析不同舵翼间距带来的气动差异。结果表明,较小的舵翼间距能起到减阻的作用,在亚、跨声速阶段减阻效果最明显；舵翼间距减小时,全弹的法向力系数有所降低,但由于前翼的后移造成模型的压心也后移,因此舵翼间距更小的模型具有更好的稳定力矩；当尾舵滚转操纵时,较小的舵翼间距对模型的滚转控制特性影响更显著,导致模型的滚转力矩系数下降；当尾舵俯仰操纵时,舵翼间距越大,前翼对尾舵的压心影响较小,尾舵压心位置变化平缓,这对尾舵转轴的设计有一定的帮助。本文在制导火箭弹模型气动外形设计方面的研究结果具有一定的实际意义与参考价值。