自1952 年起， 美国海军武器研究所（NOL） 系统地开展了单独弹身旋转空气动力特性的试验研究， 研制了旋转弹箭风洞测力试验的专用天平以及载荷、 转速的采集系统。 Greene 和Luchuk 完成了长径比分别为5 和7 的基本旋转模型的亚/跨/超声速测力试验[18，19]。 Holmes 和Regan 完成了长径比为8、 9、 10 旋转弹的超声速试验[20]。 1966年， Curry 和Reed 进行了大长径比探空火箭Apache 旋转模型的超声速测力试验， 结果表明： 随着弹身长径比的增大， 侧向力关于攻角呈强非线性变化， 甚至会发生换向[21]。1980 年， 美国BRL 的Nietubicz 和Opalka 对四种旋成体外形进行了大量的超声速风洞试验， 研究了拱形头部与弹身相切（TOC）、 拱形头部与弹身相割（SOC） 外形、 带船尾弹身外形的气动特性[22]。 1987 年， 吴甲生和徐文熙对美国海军的基本旋转模型BS－7进行了在亚/跨/超声速时的马格努斯效应风洞试验研究[23]。
1970 年， Regan 和Schermerhorn 对具有卷弧尾翼长径比为10 的海军标准模型， 在自诱导滚转下的马格努斯效应进行了风洞试验[24]。 1971 年， Uselton 和Carman 针对大长径比Apache 探空火箭模型的马格努斯特性进行了超声速风洞试验， 发现低马赫数时非对称涡的影响较为显著[25]。 1976 年， 美国阿诺德工程研发中心（AEDC） 对两种尾翼弹身模型（AFF 和ANF）， 在大攻角下的旋转空气动力特性进行了风洞试验， 马赫数为0.2 ~2.5。 试验给出了滚转阻尼随马赫数和攻角的变化规律， 发现马格努斯力和马格努斯力矩会随攻角呈现非线性变化[26]。 1986 年， Seginer 和Rosenwasser 通过风洞试验得到了尾翼弹身模型在亚/跨声速时的马格努斯力和马格努斯力矩特性， 观察到了马格努斯力反向的现象[27]。 1994 年， Abate 通过自由飞行试验研究了弹身底部空腔对卷弧尾翼旋转弹气动特性的影响。 结果表明： 通过转速、 尾翼和弹体底部空腔几何外形的匹配， 可以消除动态不稳定区域[28]。 1987 年， 苗瑞生等对卷弧尾翼－弹身组合体进行了风洞试验， 得到了滚转力矩、 滚转阻尼、 马格努斯力和马格努斯力矩的试验数据[1]。1993 年， 吴甲生和居贤铭通过风洞试验研究了卷弧尾翼外形的自滚转特性[29]。 同年，许可法等进行了旋转导弹六自由度自由飞风洞试验， 得到了俯仰力矩系数导数、 俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数[30]。(www.xing528.com)
免责声明：以上内容源自网络，版权归原作者所有，如有侵犯您的原创版权请告知，我们将尽快删除相关内容。
