无翼式气动布局火箭弹因其结构简单、舵面效率高、工艺性能出色等优点,近年来被广泛地应用于制导火箭弹中。由于取消了主翼面,使得气动阻力大为减小,同时在无控飞行时具有较好的稳定性。但这种气动布局也存在着一些问题:在超音速下飞行时,弹箭的压心提前,全弹的静稳定性下降;且随着马赫数的变化,压心的变化十分明显。针对这一问题,本文采用实验研究和数值计算相结合的方法,通过改善气动布局来提高无翼式布局制导火箭弹的稳定性,并探究在保证稳定性的同时提高操纵性的方法。首先研究头部对无翼式布局制导火箭弹气动特性的影响,对三种不同头部的无翼式布局火箭弹模型开展风洞实验研究,得到超音速下各模型的气动参数,并分析各气动参数的变化规律。研究表明:火箭弹模型采用单锥形头部比采用其他两种双锥形头部有更好的稳定性,同时也能起到减阻的效果。然后研究尾舵对无翼式布局制导火箭弹气动特性的影响,对三种不同尾舵面积的无翼式布局火箭弹模型开展风洞实验研究,得到超音速下各模型的俯仰力矩、压心系数、阻力系数、法向力系数随攻角、马赫数的变化规律。研究表明:采用面积大的尾舵能提高无翼式布局火箭弹的操纵性,但不利于减阻。最后对两组实验的模型进行数值计算,通过分析各部件对全弹气动力的贡献来解释实验得到的结果,并结合流场分析更直观地显示流动状态和气动特性变化的原因。