复杂多变的未来空中战场对飞行器提出响应更快、距离更远、打击更准等性能要求,飞行器的稳定性为此目标提供了安全飞行的保障。然而稳定性与机动性是相悖的,快响应的要求意味着稳定性需要降低,良好的稳定性又会抑制飞行器的机动性能,需要根据不同执行任务进行权衡取舍以获得最大收益。提高飞行器的静稳定性能够在降低对控制系统要求的同时保证一定稳定性,有助于其余气动性能指标的优化。因此,静稳定性的研究对于飞行器的设计和优化具有十分重大的意义。在诸多提高飞行器稳定性方法中,采用可折展扩张尾裙是一种能够有效提高纵向静稳定性并兼顾机动性的主动控制方法。纵向静稳定性属于静稳定性的一大分支,体现了飞行器抗衡攻角扰动的能力。本文旨在研究扩张尾裙对于细长体纵向静稳定性的贡献。为摒除多余影响因素,研究扩张尾裙对飞行器的影响,本文将弹箭简化为尾部扩张的细长体,以此为研究对象,通过理论计算及仿真分析,研究其影响机理,获得一定规律性结论,并研制可以更好平衡稳定性与机动性的折展尾裙装置并进行相关仿真及试验验证。本文基于经典细长体理论,探究细长体外形尤其是尾部构型对于纵向静稳定裕度的关键指标——压力中心的影响效果。在小攻角小扰动条件下,建立具有特殊尾部构型的细长体的压力中心模型,提出细长体气动外形及飞行条件对细长体压心系数的宏观影响预测判别式。根据各参数对压心宏观影响效果的预测,利用CFD流体仿真软件,以压心系数及升阻比为主要考核指标,针对不同参数组合进行细长体外流场的定常流体仿真计算;验证各影响因素的预测判别式;分析细长体各部分构型对压心系数的影响效果,从细节上得到一定规律性结果;总结能够显著提高纵向静稳定性的扩张尾裙的最优几何构型设计边界及适用飞行条件,为尾裙折展装置的设计和优化提供参考。提出了一种单元化的可折展尾裙机构,对关键结构进行不同受力状态下的动静力学分析;通过运动学仿真对机构展开功能进行模拟,在此基础上开展了样机试验对其展开及保持功能进行实际测试。