高超聲速火箭橇氣動特性優化與風洞試驗

摘要：為研究如何在不額外增加穩定裝置的基礎上提高超聲速條件下火箭橇的在軌運行穩定性，基于數值分析方法開展了高超聲速火箭橇氣動特性優化設計，并通過風洞試驗對優化后的橇體進行了不同工況下的氣動特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇氣動特性數值分析方法，通過經典雙橢球模型對計算方法的準確性進行驗證。基于氣動特性數值分析方法開展橇體氣動外形設計，對整流板俯仰角、側偏角以及前、后滑靴的位置進行優化。通過風洞試驗對優化后的橇體進行不同工況下的氣動特性研究，分析馬赫數、雷諾數以及軌道和地面效應的影響。研究結果表明：火箭橇高超聲速氣動特性數值分析方法的精度約為86.94%，可以用來模擬火箭橇在高超聲速流場中的氣動特性；在Ma=5時，優化后的模型相較于優化前的模型，氣動阻力減小了約23.57%，氣動升力減小了約38.49%；隨著馬赫數的增加，橇體阻力系數呈下降趨勢，當Ma從4增加到6，橇體的阻力系數下降約19.98%；橇體升力系數與俯仰力矩系數均隨著雷諾數的增大而增加，Ma=5，當雷諾數從1.80×107變化到3.60×107時，橇體的阻力系數與俯仰力矩系數分別增加約8.95%和13.09%；軌道和地面會導致橇體阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數同時增加，其中俯仰力矩系數的變化最為顯著，3組對比試驗的俯仰力矩系數平均增量約為992%。該研究可為高超聲速火箭橇設計提供數據支撐，具有一定的工程應用價值。

關鍵詞：火箭橇；氣動特性；氣動外形；風洞試驗

中圖分類號：V411.文獻標志碼：A

DOI：10.7652/xjtuxb202405015.文章編號：0253-987X（2024）05-0156-11

Optimization of Hypersonic Rocket Sled Aerodynamic Characteristics and Wind Tunnel Tests

Abstract：To study how to improve the operational stability of a rocket sled on orbit under hypersonic conditions without using additional stabilizing devices， an optimization design of the aerodynamic characteristics of a hypersonic rocket sled is carried out based on numerical analysis methods， and the aerodynamic characteristics of the optimized sled are studied under different operating conditions through wind tunnel tests. Firstly， a numerical analysis method for the aerodynamic characteristics of rocket sleds based on SST turbulence model and N-S control equation is developed， and the accuracy of the calculation method is verified through the classical double ellipsoid model. Then， based on the numerical analysis method of aerodynamic characteristics， the aerodynamic shape design of the sled body is conducted， and elevation angle， lateral deviation angle of the rectifier board， and position of the front and rear slipper are optimized. Finally， the aerodynamic characteristics of the optimized sled body under different operating conditions are studied through wind tunnel tests， and the effects of Mach number， Reynolds number， and track and ground effects are analyzed. The accuracy of the numerical analysis method for hypersonic aerodynamic characteristics of rocket sleds is about 86.94%， which can be used to simulate the aerodynamic characteristics of rocket sleds in hypersonic flow fields. At Ma=5， the optimized model reduces aerodynamic drag by 23.57% and aerodynamic lift by 38.49% compared to the pre-optimized model. As the Mach number increases， the drag coefficient of the sled body shows a decreasing trend， for example， when the Mach number increases from 4 to 6， the drag coefficient of the sled body decreases by 19.98%. The lift coefficient and pitch moment coefficient of the sled body both increase with the increase of Reynolds number. At Ma=5， when the Reynolds number changes from 1.80×107 to 3.60×107， the drag coefficient and pitch moment coefficient of the sled increase by 8.95% and 13.09% respectively. The track and ground will lead to a simultaneous increase in the resistance coefficient， lift coefficient， and pitch moment coefficient of the sled body， with the pitch moment coefficient changing the most significantly. The average increment of pitch moment coefficient in the three comparative experiments is about 992%. The research can provide data support for the design of hypersonic rocket sleds and has certain engineering application value.

Keywords：rocket sled; aerodynamic characteristics; numerical analysis; aerodynamic shape; wind tunnel test

火箭橇試驗是通過火箭橇發動機提供的動力推動載有被試品的橇體以特定的速度或加速度沿專用滑軌運行，模擬被試品的真實工作環境，測試其在發射、飛行和著靶等全彈道過程中一系列性能指標的一種大型、高精度地面動態模擬試驗方法［1-3］。火箭橇試驗實現了“天上的事情地上做”的便捷性、可控性和可測試性，在大幅降低飛行試驗風險和成本的同時，增加了試驗測試數據獲取量，成為一種重要的試驗方法，被廣泛應用于導彈武器系統及部件、氣動力及顫振、結構強度與材料、航宇救生設備及醫學等十余個領域［4-6］。

我國高超聲速裝備由基礎技術研究向工程化應用轉進的過程中離不開火箭橇試驗的支撐，火箭橇試驗的發展面臨著難得的機遇。但是，高超聲速火箭橇在軌運行過程中，由于運行速度快、地面效應影響大，會受到巨大的氣動力及力矩作用［7-8］。當橇體承受的氣動升力大于自身重力時，會造成火箭橇在軌道上的反復彈跳，大大降低火箭橇的在軌運行穩定性，導致滑靴碰撞軌道產生鑿削現象［9-12］，因此在分析高超聲速火箭橇氣動力特性的基礎上，對橇體氣動外形進行優化，對維持火箭橇穩定運行具有重要意義。

國內外的研究學者對高超聲速火箭橇的氣動穩定性開展了一系列研究。Rigali等［13］通過在單軌火箭橇橇體兩側安裝側翼的方法增大其負升力，并通過超聲速風洞試驗驗證了該方法的有效性。Praharaj等［14］對前、后同時安裝帶角度楔形物的火箭橇結構進行穩態流場計算，分析了其對橇體負升力的提升作用。Lofthouse等［15-16］對橇體與滑靴連接裝置前方安裝楔形物的雙軌火箭橇進行了穩態流場計算。Hegedus等［17］分析了鴨翼對火箭橇表面壓力分布的影響，開展了氣動特性分析。張傳俠等［18］分析了不考慮地效影響時火箭橇側翼的攻角變化、連接位置對氣動特性的影響。黨天驕等［7］為了增大火箭橇的負升力設計了帶導流板的火箭橇結構，并對其氣動特性進行了系統的數值研究。

綜上所述，國內外在進行高超聲速火箭橇穩定性研究時均是圍繞著在橇體結構上增加側翼、楔形物、導流板等增穩裝置的思路開展的。但是，增穩裝置在提升橇體負升力的同時也增加了阻力。高超聲速火箭橇試驗對動力的需求非常高，由于國內目前還沒有開發出像美國超級走鵑（SRR）一樣的短時大推力火箭橇專用發動機，所以在[HJ2mm]進行高超聲速火箭橇橇體設計時，首先應該避免額外阻力的引入。針對該問題，基于高超聲速火箭橇氣動分析方法在不額外增加穩定裝置的基礎上開展橇體氣動外形優化，確保0°攻角下升力和阻力都盡可能地減小，然后通過風洞試驗對優化后的橇體開展氣動特性分析。在當前大力發展高超聲速裝備急需地面高動態試驗支撐與保障的背景下，文中將數值計算和試驗研究相結合的高超聲速火箭橇氣動特性優化與分析工作，是突破國外技術封鎖對高超聲速火箭橇試驗方法進行底層探索的一項重要內容，能夠為高超聲速火箭橇系統設計與在軌運行穩定性分析提供基礎數據。

1.數值分析方法及驗證

1.1.計算方法

對模型的氣動特性分析時選取耦合隱式求解器，湍流模型設置為能夠很好地模擬逆壓梯度流場，并且不依賴于來流參數的SST模型［19-21］

式中：ρ為密度；k為湍流動能；τij為雷諾應力張量；ui為湍流速度；xj為坐標分量；ω為湍流特殊耗散；μ為層流黏度；μt為湍流黏度；F1為混合函數；σk、σω、β、β*、k為模型常數。

控制方程為三維非定常N-S方程［22-23］

式中：W為守恒變量矢量；f、g、q為對流通量矢量；R、S、T為黏性通量項；x1、x2、x3為坐標分量。

1.2.方法驗證

雙橢球模型是開展高超聲速氣動特性研究的經典模型，李素循［24］針對該模型開展了風洞試驗，獲得了雙橢球模型在高超聲速條件下的氣動特性試驗數據。為了驗證文中計算方法的準確性，對經典雙橢球模型進行氣動分析，并將計算結果與風洞試驗結果進行對比。

根據雙橢球模型的風洞試驗條件，對雙橢球模型進行氣動壓力模擬時，將迎角設置為0°，靜溫設置為51.93 K，馬赫數設置為8.02，雷諾數設置為1.98×107，雙橢球邊界條件設置為等溫壁面，壁面溫度Tb=288 K。雙橢球的氣動壓力計算模型如圖1所示。

雙橢球模型風洞試驗流場圖與仿真分析對稱面云圖對比結果如圖2所示。由圖2可以看出，數值計算得到的激波系與試驗結果基本一致，在0°攻角下，除模型頭部的弓形激波外，在模型上表面兩橢球相貫處也出現了一道半弓形的激波，即兩橢球相貫處出現了明顯的激波-激波間嵌套干擾現象。

對雙橢球模型開展風洞試驗時，在0°子午線、180°子午線、x=78 mm剖面線、x=120 mm剖面線和x=170 mm剖面線上分別布置了壓力測試點位，測量模型表面的壓力系數。提取計算模型上壓力測試點位處的計算結果，計算出該位置處的壓力系數Cp。將壓力系數計算值與風洞試驗實測值進行對比，對比結果如圖3所示。由圖3（a）可知，子午線上的計算結果與試驗值吻合得較好；由圖3（b）可知，剖面線上的計算值與試驗值之間存在一定的誤差，x=120 mm、y=80 mm剖面線位置處誤差最大，但是其值僅為13.06%。因此，該方法可以用于高超聲速流場的仿真，能夠采用該方法對物體的高超聲速氣動特性進行分析。

2.氣動外形設計

2.1.初步設計

在翼身融合體思想及軸對稱設計原則的指導下，采用一體化集成設計思路，通過焊接或螺栓連接的方式將滑靴固定到被試品上，使被試品成為橇體結構的一部分，設計了高超聲速火箭橇橇體。橇體結構初步設計如圖4所示。彈軸線距軌道上表面的高度為181 mm；前、后滑靴長度為200 mm、斜劈角為90°；前滑靴后端面距產品后端的距離為1 240 mm；后滑靴后端面距產品后端的距離為40 mm；前滑靴整流板側偏角為30°、俯仰角為9°，其前端距前滑靴后端面的距離為412 mm；后滑靴整流板側偏角為30°、俯仰角為9°，其前端距后滑靴后端面的距離為412 mm。

2.2.優化設計

采用單變量原則對橇體進行優化，即在其余參數保持不變的情況下，只改動單一參數計算橇體的氣動阻力及升力，通過數據對比分析評估優化結果，確定最優布局。優化結果的評估應滿足高超聲速火箭橇的氣動特性要求：0°攻角下升力和阻力都應盡可能的小，當氣動升力不超過橇體自身重力（4 kN）的50%時，以最小化氣動阻力作為優化指標；當氣動升力超過橇體自身重力（4 kN）的50%時，以最小化氣動升力作為優化指標。

被試品的被考核屬性決定了橇體設計要根據被試品的外形特征進行，因此不能對被試品的外形參數進行修改。滑靴結構屬于標準件，無需優化。滑靴頭部整流板的形狀改變會造成整個橇體底部氣流的急劇變化，前后滑靴的位置變化也會對橇體的氣動特性產生影響，因此應該通過優化設計確定整流板最優形狀和滑靴的最優布局。

2.2.1.整流板俯仰角

滑靴頭部整流板的俯仰角不能深入滑靴本體內部，即不能對滑靴的內部形狀結構及強度造成影響，也不能因俯仰角過大導致整流結構出現明顯的阻滯區。上述條件將俯仰角的優化范圍約束為8°～15°，整流板俯仰角約束范圍如圖5中陰影線部分所示。

滑靴頭部整流板的俯仰角分別設置為8°、9°、11°、13°和15°，在其他參數保持初步設計不變的情況下，分別計算5種俯仰角下橇體的氣動特性。圖6為橇體氣動力隨整流板俯仰角變化的曲線。由圖6可知，隨著整流板俯仰角的增大，整個橇體的氣動阻力增加，但增加的趨勢逐漸變緩；整個橇體的氣動升力減小，減小幅度基本保持一致。橇體阻力增加是因為整流板俯仰角的增大導致了整流板阻力系數的增大，當其他結構的阻力系數保持不變時，整個橇體的阻力系數會因為整流板俯仰角的增大而增大，因此整個橇體的阻力呈上升趨勢。但是，因為整流板阻力系數占整個橇體阻力系數的比有限，所以整流板俯仰角變化引起的阻力增加會逐漸變緩。升力主要來源于滑靴與軌道之間的氣體壓縮流動，隨著整流板俯仰角的增大，氣流壓縮段長度減小導致橇體的升力減小。整流板俯仰角的變化對氣流壓縮段長度的改變是恒定的，因此升力變化幅度保持一致。

整流板俯仰角為8°時橇體的氣動升力最大，最大值為36 686 N，整流板俯仰角為15°時橇體的氣動升力最小，最小值為36 215 N。最小氣動升力仍然超過了橇體自身重力的50%，因此應該以最小化氣動升力作為優化目標，整流板的俯仰角最終被確定為15°。

2.2.2.整流板側偏角

滑靴頭部整流結構在水平面內的投影不能超出被試品的投影范圍，該約束條件確定了側偏角的最大角度。整流結構的外形尺寸在設計時不能影響滑靴本體的外形設計及強度，該約束條件確定了側偏角的最小角。上述條件將整流板側偏角的優化范圍約束在25°～45°，整流板側偏角約束范圍如圖7中陰影線部分所示。

將整流板的側偏角分別設置為25°、30°、35°、40°和45°，在其他參數保持初步設計不變的情況下，分別計算5種側偏角下橇體的氣動特性。整流板側偏角從25°逐漸變化到35°時，橇體的氣動阻力和氣動升力均隨著側偏角的增加而增加。但是，當側偏角從35°變化為45°時，氣動阻力和升力的變化出現了波動，具體變化趨勢如圖8所示。當整流板側偏角由30°變化為35°時，氣動阻力急劇增加，這是因為整流板的迎風面由銳角向鈍角過渡時阻力系數急劇增加。當側偏角由35°變化為40°時，氣動升力發生變化，這是由整流板面積改變所致。按照升力和阻力都盡可能小的原則，將整流板側偏角確定為25°。

2.2.3.前滑靴位置

前滑靴本體應位于被試品圓柱段內，其前端不能超過圓柱段最前端，該約束條件限制了前滑靴后端面距被試品前端最小距離為1 454.6 mm。為了避免滑軌受力過大，橇體在軌運行時前后滑靴不應處于同一扣件內，即前、后滑靴的間距不能小于1 m，該約束條件限制了前滑靴后端面距被試品前端的最大距離為1 915 mm。根據上述分析可知，前滑靴后端面距被試品前端的距離被約束在1 454.6～1 915 mm之間。

將前滑靴后端面距被試品前端的距離分別設置為1 605、1 655、1 705、1 755 mm，在其他參數保持初步設計不變的情況下，分別計算4種前滑靴位置下的橇體氣動特性。圖9為橇體氣動力隨前滑靴位置變化的曲線。由圖9可知，隨著前滑靴后移，橇體氣動阻力逐漸減小，橇體氣動升力先增加后減小。按照升力和阻力都盡可能小的原則，前滑靴后端面距被試品前端的距離應確定為1 755 mm。

2.2.4.后滑靴位置

后滑靴本體應位于被試品圓柱段內，其后端不能超過圓柱段最后端，該約束條件限制了后滑靴后端面距被試品前端最大距離為2 754.6 mm。同前滑靴的受力約束條件一致，后滑靴與前滑靴之間的距離不能小于1 000 mm，該約束條件限制了后滑靴后端面距被試品前端的最小距離為2 554.6 mm。根據上述分析可知，后滑靴后端面距被試品前端的距離應處于2 554.6～2 754.6 mm之間。

將后滑靴后端面距被試品前端的距離分別設置為2 750、2 700、2 650、2 600、2 550 mm，在其他參數保持初步設計不變的情況下，分別計算5種后滑靴位置下橇體的氣動特性。圖10為氣動力隨后滑靴位置變化的曲線。由圖10可知，后滑靴后端面距被試品前端的距離從2 550 mm逐漸增加到2 650 mm時，橇體的氣動阻力和氣動升力均在增加，但是當后滑靴后端面距被試品前端的距離從2 650 mm增加到2 700 mm，再增加到2 750 mm時，氣動阻力和氣動升力均是先下降后增加。按照氣動升力和氣動阻力都盡可能小的原則，后滑靴后端面距被試品前端的距離應確定為2 700 mm。

2.3.優化效果分析

通過數值分析方法計算初步設計橇體與優化后橇體的氣動特性，獲取兩個模型在Ma=4和Ma=5時的氣動阻力和氣動升力情況，以評估橇體的氣動外形優化效果。橇體各模塊的氣動阻力與氣動升力計算結果見表1。在Ma=4時，優化后的模型相較于優化前的模型，氣動阻力增大了0.21%，氣動升力減小了35.03%。在Ma=5時，優化后的模型相較于優化前的模型，氣動阻力減小了23.57%，氣動升力減小了38.49%。因此，以滿足高超聲速火箭橇的氣動特性要求為目標，采用單變量原則對橇體進行優化，可以實現優化目的。

3.風洞試驗

將優化后的高超聲速火箭橇橇體在航天某院的6FD-07風洞中開展模擬真實火箭橇試驗條件的風洞試驗，分析高超聲速火箭橇的氣動特性。6FD-07風洞外觀如圖11所示［25］。6FD-07風洞是一座采用兩級環形引射器方式的暫沖、吹隱式高超聲速風洞。試驗裝置由六分量應變式天平、支臂、數據傳輸與采集系統等組成。

3.1.試驗模型

考慮到風洞尺寸及氣流堵塞比的限制，試驗時采用1[DK（]∶[DK）]65的縮比模型。為了分析火箭橇真實在軌運行過程中軌道及地面對橇體氣動特性的影響，將模型分為帶有軌道、承軌梁及橇體的完整模型以及只有橇體的簡化模型，完整模型與簡化模型示意圖如圖12所示。完整模型的軌條長度為2 700 mm，軌條前端距橇體頭部航向距離為400 mm。承軌梁長為2 500 mm、寬度為700 mm，其前端距橇體頭部航向距離為600 mm。為了防止軌道支撐對橇體實際受力情況的影響，橇體滑靴與軌道之間留有4.5 mm的間隙。

對風洞試驗模型的氣動力系數進行預測，根據預測結果選配TG618E3型號的測力天平。該型號測力天平為六分量天平，其測量溫度范圍為0～1 200℃，精度為0.5%。將測力天平分別安裝在完整模型和簡化模型的被試品圓柱段內，通過測力天平使橇體部分完全懸挑。完整模型的軌道和承軌梁部分通過支撐架固定在風洞底部，實際安裝如圖13所示。

3.2.試驗工況

6FD-07風洞通過改變風洞前室總壓和總溫來實現雷諾數的變化，通過更換噴管來改變馬赫數。針對不同的研究目標，在4、5和6這3個典型馬赫數下共開展了8種工況的風洞試驗，試驗工況設置見表2。試驗測得各工況下橇體在0°攻角時的阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數。測量各工況橇體的氣動力時，均需等待氣動力及力矩穩定輸出3 s后再取值。計算俯仰力矩系數的力矩中心在橇體尾端圓心處。

工況1和工況4各進行了兩次試驗，每次試驗的馬赫數與雷諾數設置相同，但是模型和噴管都重新進行安裝，以驗證風洞試驗的有效性。工況1、2和4的模型相同、雷諾數相同、馬赫數不同，目的是研究馬赫數對橇體氣動特性的影響；工況2和3、工況4和5，模型相同、馬赫數相同、雷諾數不同，目的是研究雷諾數對橇體氣動特性的影響；工況1和6、工況4和7、工況5和8，馬赫數相同、雷諾數相同、模型不同，目的是研究軌道及地面效應對火箭橇氣動特性的影響。

3.3.結果分析

8個工況的實測阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數見表3。工況1兩次重復試驗的阻力系數、升力系數與俯仰力矩系數誤差分別為-0.016%、0.19%和0.78%。工況4兩次重復試驗的阻力系數、升力系數與俯仰力矩系數誤差分別為0.33%、2.07%和1.88%。通過該風洞開展橇體氣動特性分析時，重復試驗誤差最大值僅為2.07%，因此該風洞試驗有效。

通過對比工況1、2和4的試驗結果可知，隨著馬赫數的增加，橇體阻力系數呈下降趨勢，相比于Ma=4的工況，Ma=6工況下橇體的阻力系數下降了19.98%；馬赫數對橇體升力系數和俯仰力矩系數的影響較小，因此馬赫數對橇體在軌運行穩定性的影響不大。

對比工況2和3、工況4和5可以發現，雷諾數對升力系數與俯仰力矩系數的影響一致，均是隨著雷諾數的增加而增大。在Ma=5時，當雷諾數從1.80×107變化到3.60×107時，橇體的阻力系數與俯仰力矩系數的增量分別為8.95%和13.09%。在Ma=6時，當雷諾數從1.80×107變化到5.00×107時，橇體阻力系數與俯仰力矩系數的增量分別為21.13%和25.25%。升力與俯仰力矩對橇體的穩定運行會產生不利影響，因此在進行火箭橇試驗設計時應盡可能地減小雷諾數。

對比工況1和6、工況4和7、工況5和8可以發現，軌道和地面對橇體的氣動特性會產生較大影響，導致阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數均增加，其中軌道和地面對橇體俯仰力矩系數的影響最顯著。工況1相較于工況6的俯仰力矩系數增大了14.97倍，工況4相較于工況7的俯仰力矩系數增大了6.8倍，工況5相較于工況8的俯仰力矩系數增大了8.00倍。圖14為工況4和7的紋影圖對比。從工況4的紋影圖可以看出，在火箭橇頭部、軌道前方及滑靴縫隙位置處出現了激波系，從工況7的紋影圖可以看出，火箭橇頭部與前滑靴的迎風面形成了很強的正激波，同時這兩種激波也存在相互作用，形成復雜的激波系。

4.結論與展望

通過雙橢球模型對氣動特性數值分析方法的精度進行驗證，對火箭橇開展高超聲速段的流場分析以優化橇體結構的氣動外形，通過風洞試驗對優化后的橇體進行不同工況下的氣動特性研究，分析馬赫數、雷諾數以及軌道和地面效應的影響，主要結論如下。

（1）利用SST湍流模型、N-S控制方程對雙橢球模型高超聲速條件下的氣動特性進行分析時，數值分析結果與風洞試驗結果吻合得較好，最大誤差約為13.06%，該數值分析方法可以用來模擬高超聲速流場的氣動特性。

（2）滑靴頭部整流板的俯仰角、側偏角大小，前、后滑靴的位置變化均會對橇體的氣動特性產生影響，以滿足高超聲速火箭橇的氣動特性要求為目標，采用單變量原則對橇體進行優化，當Ma=4時，優化后的模型相較于優化前的模型，氣動阻力增大約0.21%，氣動升力減小約35.03%；當Ma=5時，優化后的模型相較于優化前的模型，氣動阻力減小約23.57%，氣動升力減小約38.49%。

（3）隨著馬赫數的增加，橇體阻力系數呈下降趨勢，當馬赫數從4增加到6時，橇體的阻力系數下降約19.98%；升力系數與俯仰力矩系數均是隨著雷諾數的增大而增加，在Ma=5條件下，當雷諾數從1.80×107變化到3.60×107時，橇體的阻力系數與俯仰力矩系數的增量分別約為8.95%和13.09%；軌道和地面會導致橇體阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數同時增加，尤其是對俯仰力矩系數的影響最為顯著，3組對比試驗的俯仰力矩系數平均增加約992%。

高超聲速條件下火箭橇在軌運行時，地面效應疊加復雜波系相互干擾，使其氣動特性變得非常復雜，為進一步提升高超聲速火箭橇流動特性分析能力，獲得更優的設計方案，后續可在本文工作的基礎上圍繞以下幾點做進一步研究。

（1）通過火箭橇試驗模擬飛行器的空中飛行狀態時，存在著天地相關的真實氣體效應、稀薄氣體效應和黏性效應等多種復雜物理、化學效應影響，開展火箭橇氣動特性分析時，可采用考慮氣體化學平衡的高精度瞬態數值模擬方法進行局部流場演化分析，得到更精確的結果。

（2）真實火箭橇試驗實施于外場近地的大空間區域，與風洞試驗模擬環境具有一定差異。文中開展的風洞試驗無法模擬出火箭橇與軌道之間的相對運動，并且受風洞尺寸和阻塞比限制，只能采用縮比模型，因此風洞試驗結果存在一定的誤差。為了保證風洞試驗結果的準確性，應實測火箭橇試驗的氣動特性，研究風洞試驗與火箭橇試驗之間的關系，對風洞試驗結果進行修正。

（3）單軌火箭橇存在滾轉效應，高超聲速運行環境下火箭橇的氣動載荷不穩定，單軌橇更容易發生失穩。雙軌火箭橇穩定性好，但是因為它的氣動阻力大，所以將其加速至高超聲速難度很大。因此，未來應從材料、構型出發，重點研究火箭橇的減阻技術，為開發穩定性好的高超聲速雙軌火箭橇奠定基礎。

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