格柵翼空氣動(dòng)力特性數(shù)值模擬研究＊

余奇華，敬代勇

（中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009）

0 引言

格柵翼由小弦長(zhǎng)的邊框及其內(nèi)部交叉放置的細(xì)薄格柵壁構(gòu)成。俄羅斯首次在R -77空空系列導(dǎo)彈上采用4片格柵舵取代常規(guī)的舵面，美國(guó)已將格柵翼應(yīng)用到一些超音速導(dǎo)彈上。格柵翼作為一種新型的承力穩(wěn)定面和控制面，在大攻角、高機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上有著良好的應(yīng)用前景。

目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)格柵翼的氣動(dòng)特性進(jìn)行了大量的研究［1－6］，但僅限于小攻角范圍內(nèi)。采用數(shù)值模擬方法求解戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈大攻角流場(chǎng)，比較分析了格柵翼和平面翼的氣動(dòng)特性；同時(shí)，重點(diǎn)研究了格柵翼格數(shù)、格柵壁厚度及剖面形狀等幾何特征尺寸對(duì)格柵翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，以期為格柵翼在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的工程應(yīng)用設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 控制方程及數(shù)值計(jì)算方法

控制方程為雷諾時(shí)均N -S方程，其守恒形式為：

其中：Q為守恒通量項(xiàng)；F、G、H為無粘矢通量，F(xiàn)v、Gv、Hv為粘性矢通量。N -S方程組采用守恒形式的有限體積法來離散，時(shí)間推進(jìn)采用隱式格式，應(yīng)用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。使用的湍流模型為（Menter k－ω）SST模型。數(shù)值模擬來流馬赫數(shù)為1.2，攻角0°～40°。

2 格柵翼和平面翼的比較

計(jì)算模型為美國(guó)近年來進(jìn)行實(shí)驗(yàn)和理論研究所采用的一個(gè)典型的格柵翼導(dǎo)彈模型。頭部為長(zhǎng)細(xì)比3.0的尖拱型，彈徑127 mm，彈長(zhǎng)1320.8 mm，格柵翼的弦長(zhǎng)為9.75 mm，壁厚0.1524 mm。為了便于比較，設(shè)計(jì)了具有相似升力特性的平面翼［5］，平面翼的根弦長(zhǎng)65.151 mm，展長(zhǎng)47.625 mm，前緣后掠角34.62°。圖1和圖2是格柵翼和平面翼導(dǎo)彈物面網(wǎng)格局部放大圖。參考面積和參考長(zhǎng)度分別取彈身最大橫截面積、彈身直徑；翼面弦向壓心計(jì)算以平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)中點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)，指向翼面前緣為正。圖3～圖5給出了計(jì)算結(jié)果，由圖可知：1）小攻角時(shí)，格柵翼和平面翼的法向力基本重合。攻角超過20°后，格柵翼法向力隨攻角持續(xù)增加，平面翼法向力基本不變，40°攻角時(shí)還略有減小。2）格柵翼的軸向力較大，幾乎是平面翼的5～8倍。3）格柵翼弦向壓心隨攻角變化較?。ㄗ兓渴瞧矫嬉淼?／6左右），因而鉸鏈力矩很小。上述計(jì)算結(jié)果表明格柵翼具有失速攻角大、升力特性好、鉸鏈力矩小的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)也存在著阻力大的缺點(diǎn)。

圖1 格柵翼導(dǎo)彈物面網(wǎng)格局部放大圖

圖2 平面翼導(dǎo)彈物面網(wǎng)格局部放大圖

圖3 翼面法向力系數(shù)

圖4 翼面軸向力系數(shù)

圖5 翼面弦向壓心

3 幾何特征尺寸對(duì)氣動(dòng)特性的影響

3.1 格數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響

為研究格數(shù)對(duì)格柵翼氣動(dòng)特性的影響，計(jì)算了圖6［7］和圖7所示的兩個(gè)格柵翼，翼展190.5 mm，弦29.9466 mm，高84.6582 mm，格柵壁厚度1.27 mm。計(jì)算網(wǎng)格采用相同的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和網(wǎng)格數(shù)量，以減小網(wǎng)格分布對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。

圖8和圖9分別是翼面法向力系數(shù)和軸向力系數(shù)隨攻角的變化曲線。從圖中可以看出，格柵翼格數(shù)的變化對(duì)翼面法向力變化不明顯，但對(duì)翼面軸向力影響較大（文中計(jì)算的密格柵翼相對(duì)于稀格柵翼增加了50%左右）。因此，格柵翼設(shè)計(jì)時(shí)，在結(jié)構(gòu)允許的條件下，采用較少的格數(shù)，以減小翼面軸向力。

圖6 密格柵翼物面網(wǎng)格圖

7 稀格柵翼物面網(wǎng)格圖

圖8 翼面法向力系數(shù)

圖9 翼面軸向力系數(shù)

3.2 格壁厚度對(duì)氣動(dòng)特性的

為研究格壁厚度對(duì)氣動(dòng)特性的影響，將圖6中格柵翼的格壁厚度變?yōu)镈＝2.54 mm，計(jì)算結(jié)果見圖10和圖11。

圖10 翼面法向力系數(shù)

圖11 翼面軸向力系數(shù)

由圖可知：1）隨著格壁厚度的增加，翼面法向力略有減小，這主要由于所計(jì)算的兩個(gè)格柵翼展長(zhǎng)和高度相同，厚度增加1.27 mm，格壁長(zhǎng)度將減小1.27 mm（5%左右），因而迎風(fēng)面積將減小5%左右；2）隨著格壁厚度的增加，翼面軸向力迅速增大，D＝2.54 mm的格柵翼是D＝1.27 mm的2倍左右。因此，進(jìn)行格柵翼面設(shè)計(jì)時(shí)，在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度的前提下，應(yīng)盡量減小格壁厚度。

3.3 剖面形狀對(duì)氣動(dòng)特性的影響

為研究剖面形狀對(duì)格柵翼氣動(dòng)特性的影響，將圖6中格柵翼分別采用如下三種剖面：（a）剖面前后緣楔角為▽＝180°；（b）剖面前后緣楔角為▽＝90°；（c）剖面前后緣楔角為▽＝40°，如圖12所示。圖13和圖14給出了翼面法向力系數(shù)和軸向力系數(shù)隨攻角的變化曲線。由圖可以看出，剖面形狀對(duì)翼面法向力基本沒有影響，對(duì)軸向力影響較大。隨著剖面前后緣楔角的減小，翼面軸向力大幅度降低，最大降幅37.6%。

4 結(jié)論

采用數(shù)值模擬的方法，對(duì)格柵翼的大攻角氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，可以得出以下結(jié)論：

圖12 格柵翼剖面形狀圖

圖13 翼面法向力系數(shù)

圖14 翼面軸向力系數(shù)

1）和傳統(tǒng)的平面翼相比，格柵翼鉸鏈力矩小、失速攻角大，在40°攻角范圍內(nèi)，法向力隨攻角一直增加；軸向力較大，文中計(jì)算狀態(tài)范圍內(nèi)，是相應(yīng)平面翼的5～8倍；

2）格柵翼的格數(shù)、格壁厚度、剖面前后緣楔角對(duì)翼面法向力影響較??；

3）格柵翼的格數(shù)、格壁厚度、剖面前后緣楔角對(duì)翼面軸向力影響較大，隨格柵翼的格數(shù)、格壁厚度和前后緣楔角的減小而降低。

基于以上結(jié)論，進(jìn)行格柵翼設(shè)計(jì)時(shí)，在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度和工藝等條件下，合理選擇格柵翼格數(shù)，盡量減小格壁厚度和剖面前后緣楔角，以達(dá)到更好的氣動(dòng)性能。

［1］ 陸中榮，楊驥.格柵尾翼導(dǎo)彈空氣動(dòng)力特性的計(jì)算與分析［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2001（3）：7－12.

［2］ 余奇華，敬代勇.基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的格柵舵導(dǎo)彈數(shù)值模擬計(jì)算［J］.航空兵器，2009（1）：15－17.

［3］ Miller M S，Washington W D.An experi mental investigation of grid fin drag reduction techniques AIAA 94－1914［R］.1994.

［4］ E Y Fournier.Wind tunnel investigation of grid fin and conventional planar control surfaces，AIAA 2001－0256［R］.2001.

［5］ William D Washington，Mar k S Miller.Grid fins：A new concept for missile stability and control，AIAA 93－0035［R］.1993.

［6］ Herng Lin，Juan－Chen Huang，Ching－Chang Chieng.Navier－stokes f or body／crucif or m grid fin configuration，AIAA 2002－2722［R］.2002.

［7］ Montgo mer y C Hughson，Eric L Blades.Transonic aerodynamic analysis of lattice grid tail fin missiles，AIAA 2006－3651［R］.2006.