研究現狀
底部阻力始終是飛行器設計師們一個非常關心的問題，幾十年來，國內外研究工作者已發展了許多有效的減阻技術途徑，如底部排氣、收縮船尾後體、底部多級台階等。其中底部排氣法是一種有效而實用的減阻方法，其減阻比例較大，甚至可以在底部產生淨推力。不需改變鈍體的底部外形，實現簡單是底部排氣法的另外一個突出優點目前底部排氣法在炮彈底部減阻領域得到了廣泛套用，被用作一種重要的增程措施。
底部排氣法的排氣形式排氣參數對改變超聲速鈍體底部流動結構以及底部壓力起著決定性的作用，因而影響著其減阻性能。有文章對旋成體的底部排氣法進行了研究，得到了一些非常有用的結論，但受當時計算能力和實驗條件的限制，上述研究未能對底部排氣的減阻機理開展深入的研究，且未對氣流的排出方式、排氣孔位置、排氣孔孔徑、排氣孔的收斂或擴張角以及開孔率等因素開展系統的研究，因而難以為底部排氣減阻的方案設計提供依據和理論指導為此有必要對底部排氣減阻技術開展進一步的研究工作。
南京航空航天大學內流研究中心的譚慧俊採用數值模擬試驗的方法較為系統地研究了氣流的排出方式流量消耗率排氣孔孔徑、排氣孔的收斂或擴張角等因素對底部阻力的影響，並將排氣減阻的貢獻分解為排氣衝量和底部壓強兩部分進行了分機本文還首次將底部排氣法套用於飛彈上，結合一種具有常規氣動布局的超聲速飛彈進行了底部排氣方案設計，採用一種“底窩器”來提高進氣道整流罩的底部壓強，並進行了風洞實驗驗證。
定義
底部阻力是指飛機機體尾部因截尾而引起氣流分離所形成的阻力。
STS前五次飛行中底部阻力的測定
太空梭(STS)前五次飛行測出的底部阻力特性與在風洞中預試結果的可比性是確定底部阻力的基礎。
底部阻力單純化尾部設計裝置飛行特性測定方法應該包括對底部阻力精確的估計。從風洞試驗中對底部壓力測量所確定的飛行特性估算精度取決於許多因素。其中主要的有支架結構、模型幾何參數再現時的精度與尺寸。此外，對底部阻力影響大的還有從風洞壁上反射的激波、雷諾數與飛行數的差別以及相鄰操縱面傾斜產生的相互影響。太空梭前五次飛行中獲得了獨一無二的數據，使無干擾的宇航飛行器底部阻力的測量得以和風洞中的測量進行比較。
底部阻力機載飛行實驗儀器在從軌道返回階段上為獲取原始壓力數據保證了頻率為10Hz的感測器的應答。圖1給出對應底部區域壓力管的1,2狀態，此處的1標誌著包括4個機動軌道系統噴口的壓力管。從低閾靈敏度絕對壓力為10341千帕的寬頻壓力感測器來的信號變換成頻率為1Hz的信號。這樣可在時間上實現與最佳計算軌跡參數與控制機構偏離數據同步。有些測量忽略了控制測量設備引起的誤差。其餘的測量對按飛行終止和初始條件(著陸後跑道終點環境壓力和軌道真空條件)計算的系統誤差進行過修正。測出的壓力轉變為底部壓力係數是利用了對應最佳軌跡參數的運動著的氣流靜動壓力值在時間上的同步這一關係。圖2給出典型底部壓力係數值與馬赫數關係，該值是在第一次(STS-1)飛行時獲得的。以上的數據實際上與壓管在底部的位置(包括在機動軌道系統中的位置)無關。而在馬赫數大於1.5的兩個系列的數據例外。
底部阻力圖3示出前五次飛行確定的聯繫坐標系中馬赫數在0.3到4範圍內的底部阻力係數。最低亞音速數據是在進入著陸減速到產生地球鄰近效應時得到的。
