在火箭的总体设计中,气动设计是一个重要的组成部分。气动设计直接影响火箭的弹道特性、结构静动力特性、飞行稳定性以及总体方案和参数。

火箭气动设计需解决两方面的问题：一是在火箭的总体性能要求已经确定之后，寻找满足这些要求的外形和措施；二是在确定火箭的外形和其它条件后，预测火箭的气动特性，为火箭性能计算和结构、控制系统的设计提供依据。

在方案论证和方案设计阶段，根据总体性能要求，与弹道、动力特性、姿态控制等进行综合协调分析,对可能采取的气动外形和措施进行大量的分析、计算和必要的风洞实验、最后确定满足总体性能要求的合理气动外形和气动操纵方案。

在初步设计阶段，根据已经确定的火箭气动外形和气动操纵方案，进行气动计算和火箭初样的模型风洞试验，为火箭设计提供气动特性数据。

在飞行试验阶段,根据遥测数据,分析计算火箭的实际飞行性能并识辨空气动力特性。

气动设计的理论基础是气体动力学，气体动力学所研究的是气体的运动规律，尤其着重于研究物体和气体之间的相对运动带来的施加作用力的规律。

火箭在大气层中飞行的特点主要是，其飞行速度从零增加到高超，与此同时，飞行高度也从地面上升到外层空间，速度头通常在马赫数在1.5-2.0时达到最大值，飞行雷诺数的变化趋势与速度头相同。

根据火箭主动段飞行的特点，气动特性计算的速度范围是Macc<8,按照流动特性在不同速度范围变化规律的不同，可划分为亚声速，跨声速，超声速和高超声速。

由于火箭的气动力和气动热是在大气层中产生，因此飞行高度的选取必须符合连续气流条件，连续气流的条件是由克努森数Kn的值来表述的，对于火箭计算飞行高度的上限可用Kn小于0.01来确定。

针对带舵弹箭，气动分析的主要目的是预计火箭舵面在不同攻角，不同马赫数，不同高度下的气动力和力矩，为姿态控制系统设计提供依据。

同时，由于火箭在跨声速的气动特性，气动特性会发生急剧变化，同时可能在弹体局部结构上出现压力脉冲，引起抖振。

部分特殊型号中还需考虑飞行中的气动热效应以及发动机喷流流场对火箭气动特性的影响以及在发动机喷流中偏转舵面的气动特性。对于多级火箭，捆绑火箭等特殊构型，气动更为复杂，需要更高级的研究方法和手段。

气动外形设计需要满足火箭在弹道全段的飞行要求，所以主要满足一下几点要求：

1）具有一定的飞行稳定性和操纵性

2）阻力小

3）弹箭上凸起布局合理，滚转力矩小

4）弹箭上脉动压力小

5）外形制造简单，工艺性好

6）便于运输

中小型弹箭的外形相对飞机而言简单，通常是头锥+大长细比组成的旋转体弹体＋十字形小展弦比尾翼组成。

头锥设计一般由单椎体组合椎体和锥柱裙形，头部外形受飞行特性，再入特性，以及载荷分布等因素有关。为了弹头再入大气阻力减小，气流热效率小，钝头有利，而为了减小阻力尖头有利。因此最佳设计方案是小钝头，最小阻力的弹头曲线是接近锥形的曲面，但在设计中不选择最小阻力外形，而是为了方便加工选择锥形。在方便加工的基础上，还需尽量增加静稳定度，所以一般在带舵弹箭设计中，减小气动载荷和增加静稳定度是主要考量因素，阻力不作为首要因素考虑。

运载火箭的头部常用外形主要为组合锥和锤头性设计

头部尺寸主要由载荷尺寸决定（卫星、战斗部、载荷仓等等）。当载荷增加时，整流罩外形必须与结构布局协调，形成的外形略复杂与传统弹箭头锥外形，由此可能会带来一些气动估算方案不准以及跨声速震动等不利因素。

火箭配置尾翼的目的是改善火箭静稳定度（质心压心距离），静稳定度的大小直接影响火箭刚体稳定性和控制力的选取，若控制力够大，不带尾翼的静不稳定火箭也能稳定飞行，反之需配置合适的尾翼参数来改善稳定性。针对大长径比火箭增加尾翼有助于改善细长箭体带来的弹性振动问题，对控制系统设计有利。典型尾翼安装为十字形和X形，攻角小时纵向气动特性相同。

尾翼相对箭体的安装位置主要取决于翼体干扰对火箭压力中心变化的影响和结构安排。

尾翼的平面形状、翼型和尺寸主要是姿态控制系统对火箭气动特性的要求来满足。

攻角变化引起的角加速度增量主要与火箭的法向力系数、质心压心距离和动压头有关。

执行机构偏转产生的控制力引起的角加速度增量主要与执行机构的输出力和力臂长度有关系。

在火箭飞行过程中，气动外形引起的角加速度增量不能太大，否则对执行机构偏转产生的控制力要求太高，对控制系统的设计带来困难。

小展弦比梯形翼一般由较好的效果，同时对发射和运输有利，当马赫数小于2时，展弦比与法向力系数成正比，大于2时，法向力系数几乎不变，从亚音速到超音速，尾翼压心后移量与展弦比成正比，因素尾翼的俯仰力矩系数随马赫数变化平缓，减小了气动外形上的力矩效应。

对于小展弦比尾翼，再整个速度范围内，梢根比对法向力系数影响很小，但对压心有影响。梢根比越小，压心越靠前，并随着马赫数变化越平缓，从减小气动外形力矩效应上看，三角翼有利，但是不利于运输，同时为了满足一定尾翼面积要求，根弦过长，影响结构设计，所以通常采用梯形翼。

尾翼前缘后掠角的选取与梢根比参数有关，前缘后掠角增加，法向力系数就减小，且压心系数随马赫数变化略平缓，前缘后掠角增加，压心后移，梢根比减小压心前移，所以二者要综合考虑。

尾翼展弦比对法向力系数的影响（攻角=10°）

弹箭一般为旋转体，一般采用对称翼型，使得火箭在正或负的小攻角或小侧滑飞行时的气动特性相同。确定翼型参数时还需考虑尾翼的结构强度和易于加工。翼型的相对厚度对尾翼跨声速气动特性影响很大，法向力系数与相对厚度的三次根号成反比，为了使法向力系数平缓，应增加翼型厚度，但是为了减小阻力，又不能太大。

火箭设计中所采用的气动特性计算方法，多半是理论、半经验、经验方法相结合。采用何种办法主要取决于设计要求的精度和可靠性以及费用。随着cfd（计算流体力学）的快速发展，数值计算在火箭气动设计中使用越来越多。但各种方法都有局限性，以下尝试介绍流体动力学中主要的理论计算方法和局限性。

按照主管方程所用的假设的多少，理论计算可分为以下几类

1. 求解完整的非定常NS方程，由于组成涡流的涡尺度非常小，计算网络及时间步长也必须非常小，对算力的要求极高

2. 求解时间平均NS方程，这是对上述方程取时间平均而来，求解这种方程是当前流体动力学家最感兴趣的问题之一，也取得了一些有用的成果。但其中一个根本问题是湍流模型的选取不可避免的依赖经验参数。尽管如此，由于能针对湍流效应及各种复杂流动条件，所以在设计中已经逐渐得到应用，特别是对实验无法模拟以及模拟流动条件耗费很大的情况。

3. 求解欧拉方程，忽略流体粘性，NS方程简化为欧拉方程，可以给出小攻角非粘性气动特性。如加上兰金雨果尼奥特关系式，还可以包括有激波情况。由欧拉方程解出流场后，要用边界层理论进行修正，然后再次求解。近年来发展了用欧拉方程加人工粘性以及某些粘性现象的方法，需要说明的是，人工粘性取决于经验。

4. 求解边界层方程，在高雷诺数下，NS方程简化为边界层方程，由求解欧拉方程或用其他无粘性方法得到的物面压力及速度分布是求解边界层方程的边界条件。由解边界层方程可得出摩擦阻力及壁面热交换率。但转换点及气流分离点位置的判定要以来经验。

5. 求解非线性位流方程，当流场中无强弯曲激波时，流动可视为无旋，欧拉方程简化为非线性位流方程，或称完整的速度位方程，跨声速特性计算基于此方程。对于火箭这类细长体小攻角跨声速绕流，即使用小扰动假设，仍然保留非线性项，跨声速的小扰动仍然非线性。

6. 求解线性位流方程，在亚音速和超音速以及小攻角下，非线性方程可线性化，其最大优点是其解可叠加各种基本解得到，这种方法应用最广泛，对线性方程作进一步简化可导致细长体理论，细长体理论把三维定常化为二维问题，可得出比较满意的结果。

   以线性位流方程为例，其主管方程为

   边界条件为物面法向速度为零，亚音速后缘翼端，必须满足kutta条件

   亚音速时，该方程为椭圆形，超音速时为双曲型。但都是线性偏微分方程，因此可以叠加，点源和点涡的速度势φ就是方程的解。所以根据叠加原理，常值面涡和线性变化的面源也是方程的解。

   针对此方法，讲弹体表面划分成多个小块，每个小块用常值面源代表，满足边界条件。对于尖头细长体可以给出在亚音速和超音速下的法向力系数，对于特殊构型的头锥和箭体细长到体涡引起的非线性太严重时，此方法就不能给出满意的效果。