变后掠角折叠翼导弹通过折叠弹翼改变弹翼后掠角,使弹翼展弦比和弹翼有效升力面积发生变化,改变导弹的气动外型,提升导弹升阻比,使导弹具有适应亚音速飞行、跨音速飞行、超音速飞行的气动特性。本文根据空气动力学基础、导弹总体设计原理、导弹飞行动力学设计了变后掠角折叠翼导弹的气动外形。通过三维建模、仿真分析的手段完成了变后掠角折叠翼导弹模型的建立,并应用Fluent流体力学仿真软件完成五组不同后掠角导弹模型在α=5°,Ma=0.5、1、2、3、4的气动特性分析。完成不同模型不同飞行马赫数下的升力系数、阻力系数、力矩系数和升阻比的计算。通过对变后掠角折叠翼导弹不同飞行条件下的仿真计算,以获得最大升阻比为研究目标,总结出适用于不同飞行条件时的弹翼后掠角。总结规律如下:(1)亚音速飞行时,小后掠角,大展弦比使导弹具有较大的升阻比,具有良好的气动特性。导弹在亚音速飞行,优先选用小后掠角姿态飞行;(2)超音速飞行时,增加弹翼后掠角能够降低导弹激波阻力,提升导弹的升阻比,适合导弹进入超音速飞行状态;(3)当Ma>3时,弹翼后掠角大于60°以后,仅继续增加弹翼后掠角难以继续提升导弹升阻。