柵格翼氣動特性及其應(yīng)用研究綜述

彭 科，胡 凡，張為華，周 張

(1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院,長沙 410073;2.江南工業(yè)集團(tuán)有限公司,長沙 410200)

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柵格翼氣動特性及其應(yīng)用研究綜述

彭 科1，胡 凡1，張為華1，周 張2

(1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院,長沙 410073;2.江南工業(yè)集團(tuán)有限公司,長沙 410200)

從實(shí)驗(yàn)研究、工程估算、數(shù)值模擬三方面綜述了柵格翼氣動特性研究方法及研究現(xiàn)狀；概述了柵格翼主要?dú)鈩犹匦?；總結(jié)了弧形、整體后(前)掠、局部后掠等格翼新穎幾何構(gòu)型研究進(jìn)展；全面概述了柵格翼在國內(nèi)外各類型飛行器上應(yīng)用情況及主要用途。針對格翼設(shè)計(jì)應(yīng)用過程的瓶頸問題，分析展望了柵格翼相關(guān)領(lǐng)域需要關(guān)注和解決的關(guān)鍵問題。

柵格翼；氣動特性；幾何構(gòu)型；應(yīng)用動態(tài)

0 引言

柵格翼是由外部框架和內(nèi)部柵格布置形成的空間多升力面系統(tǒng)[1]，其基本構(gòu)型分為框架式與蜂窩式，蜂窩式又分為正置和斜置。柵格翼起源于飛行器設(shè)計(jì)初期所采用的由多翼面組成的升力系統(tǒng)，但由于多翼面升力系統(tǒng)在當(dāng)時的技術(shù)條件下存在結(jié)構(gòu)、重量、阻力、工藝等方面的缺陷，長期以來飛行器設(shè)計(jì)中單翼升力面占主導(dǎo)地位。隨著技術(shù)的進(jìn)步，人們對起源于多翼面升力系統(tǒng)的柵格翼的性能特點(diǎn)認(rèn)識不斷深入，用其作為各類飛行器氣動穩(wěn)定面與控制面的優(yōu)勢不斷凸顯。俄羅斯、美國、德國和中國等都加強(qiáng)了柵格翼相關(guān)研究工作，取得了一系列理論與應(yīng)用成果。

柵格翼幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，氣動問題是其設(shè)計(jì)過程中的核心關(guān)鍵問題，對柵格翼氣動特性國內(nèi)外研究進(jìn)展進(jìn)行綜述，把握其研究方法、性能特點(diǎn)、應(yīng)用前景，具有十分重要的意義。本文綜述柵格翼氣動特性研究方法、研究成果與國內(nèi)外應(yīng)用動態(tài)，展望柵格翼相關(guān)領(lǐng)域需要關(guān)注和解決的關(guān)鍵問題，為相關(guān)領(lǐng)域研究人員提供參考。

1 柵格翼氣動特性研究方法進(jìn)展

柵格翼氣動特性研究方法包含實(shí)驗(yàn)、工程估算以及數(shù)值計(jì)算三方面。

1.1 實(shí)驗(yàn)研究

柵格翼外形復(fù)雜，其外流場結(jié)構(gòu)、氣動特征、氣動分析方法與平面翼差異較大，為掌握柵格翼外流場特征及基本氣動特性，建立其氣動特性分析方法。國內(nèi)外從風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、水洞實(shí)驗(yàn)、彈道靶實(shí)驗(yàn)與飛行實(shí)驗(yàn)等方面廣泛開展了柵格翼氣動特性研究。

美國從1985年至上世紀(jì)末密集開展了大量不同構(gòu)形柵格翼亞、跨、超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，研究了柵格翼基本構(gòu)型氣動特性、弧形柵格翼氣動特性、跨聲速壅塞現(xiàn)象、減阻構(gòu)型、幾何參數(shù)對氣動特性影響、后掠效應(yīng)、平面翼與柵格翼性能異同等[2]；1996年，美國進(jìn)行了柵格翼彈頭的火箭助推飛行試驗(yàn)與空投試驗(yàn)，驗(yàn)證了柵格翼作為氣動穩(wěn)定部件的良好性能[2]；近年來，美國進(jìn)行了“獵戶座”逃逸飛行器縮比模型亞、跨、超聲速氣動特性風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，驗(yàn)證了柵格翼布局逃逸飛行器靜穩(wěn)定性，對比了常規(guī)與整體后掠?xùn)鸥褚須鈩有阅躘3]。英國采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究對比了柵格翼與平面翼縱橫向靜穩(wěn)定特性、控制特性、鉸鏈力矩特性與阻力特性等方面的異同。國外還開展了柵格翼彈頭彈道靶實(shí)驗(yàn)研究，測得了柵格翼彈頭滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)[4-6]，得到了流場結(jié)構(gòu)陰影圖像。

國內(nèi)，南京理工大學(xué)經(jīng)過多次實(shí)驗(yàn)，研究了亞、跨、超聲速條件下格寬翼弦比對柵格翼氣動特性的影響；探索了減小柵格翼超聲速阻力的方法和途徑；分別研究了采用無尾翼、“T”型尾翼、柵格尾翼時鴨式布局遠(yuǎn)程彈在跨/超聲速段的氣動特性，得到了不同馬赫數(shù)及攻角狀態(tài)下不同尾翼構(gòu)形對遠(yuǎn)程彈氣動特性尤其是鴨舵滾轉(zhuǎn)控制特性的影響[7-11]。北京航空航天大學(xué)陸中榮教授等采用氫氣泡法和絲線法在水洞和低速風(fēng)洞中進(jìn)行了柵格翼繞流特性實(shí)驗(yàn)[12]，根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析了柵格翼自由渦系與各網(wǎng)孔內(nèi)流態(tài)，分析了流動機(jī)理。中國空氣動力研究與發(fā)展中心建立了國內(nèi)首個全尺寸柵格舵試驗(yàn)平臺[13]，實(shí)現(xiàn)了全尺寸柵格舵模型氣動外形、舵控系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)的一體化試驗(yàn)驗(yàn)證；此外，該中心還成功研制出了動態(tài)響應(yīng)能力良好、滿足小量鉸鏈力矩測量要求的天平[14]。中國航天空氣動力技術(shù)研究院研究了柵格翼展開過程氣動力測量試驗(yàn)方法[15]，實(shí)現(xiàn)了全尺寸柵格翼超聲速條件下自動連續(xù)展開。

實(shí)驗(yàn)手段加深了人們對柵格翼繞流特性與氣動特性的理解，研究成果促進(jìn)了工程估算與數(shù)值計(jì)算的不斷發(fā)展，為柵格翼設(shè)計(jì)提供有力支撐。

1.2 工程估算

以大量實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象、實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，國內(nèi)外學(xué)者結(jié)合不同馬赫數(shù)狀態(tài)柵格翼流場結(jié)構(gòu)，根據(jù)部件組拆法，考慮各部件間干擾建立了柵格翼翼身組合體氣動特性工程估算模型。

1.2.1 柵格翼流場結(jié)構(gòu)

柵格翼幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，其繞流結(jié)構(gòu)隨馬赫數(shù)變化而發(fā)生演變，對其氣動特性影響顯著，需根據(jù)不同馬赫數(shù)條件下流場結(jié)構(gòu)特點(diǎn)確定相應(yīng)氣動特性工程估算方法[2]。引入臨界馬赫數(shù)表征柵格翼流場結(jié)構(gòu)，不同馬赫數(shù)狀態(tài)柵格翼流場結(jié)構(gòu)與流動特征如表1所示。

表1 柵格翼流場結(jié)構(gòu)與流動特征

Table 1 Grid fin flow field Sstructure and characteristics

各臨界馬赫數(shù)的計(jì)算是確定特定馬赫數(shù)下柵格翼流場結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵。文獻(xiàn)[2]將柵格翼內(nèi)部流動等效為二維噴管流動建立了柵格翼第一臨界馬赫數(shù)計(jì)算方法。第二臨界馬赫數(shù)Macr2與格片前緣半徑等參數(shù)相關(guān)，計(jì)算較為復(fù)雜，目前多依靠實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)比擬得到。第三臨界馬赫數(shù)可根據(jù)格片鍥角采用理論公式計(jì)算，當(dāng)格片為鈍前緣時采用等效鍥方法計(jì)算，精度要求較高時可采用數(shù)值方法計(jì)算[16]。

1.2.2 單獨(dú)柵格翼氣動特性工程估算模型

對于單獨(dú)柵格翼，其氣動力包含表面法向壓力與切向摩擦力兩部分貢獻(xiàn)。摩擦力貢獻(xiàn)目前多采用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算[17-18]；表面法向壓力貢獻(xiàn)采用基于無粘假設(shè)的工程模型計(jì)算，本節(jié)對該領(lǐng)域國內(nèi)外研究方法進(jìn)行綜述。

亞聲速時，根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，由柵格翼格片脫出的自由渦系形成互相平行的旋渦壁[12,19]，該類流動的氣動力計(jì)算適于采用基于升力面理論的渦格法。文獻(xiàn)[18,20-23]采用該方法計(jì)算了不同類型柵格翼亞聲速氣動特性，文獻(xiàn)[18]對馬赫數(shù)影響作了修正。此外，臧勇基于第二代低階面元法VSAERO，建立了亞聲速、小攻角狀態(tài)飛行器流場模型與氣動載荷計(jì)算模型，進(jìn)而計(jì)算了柵格翼亞聲速氣動特性[24]。

柵格翼跨聲速段格孔內(nèi)部流動復(fù)雜，氣動特性工程估算難度較大，目前國內(nèi)外相關(guān)研究較少，計(jì)算理論尚不成熟。Macr1≤Ma≤1情況下多采用考慮邊界層修正的一維流理論計(jì)算[25]，在1≤Ma≤Macr2根據(jù)理論公式計(jì)算脫體激波前后氣流參數(shù)，近似認(rèn)為波后流動方向不變，根據(jù)波后參數(shù)采用亞聲速狀態(tài)方法計(jì)算柵格舵所受氣動力。

關(guān)于柵格翼超聲速氣動特性工程估算，沈遐齡等不考慮格片間激波干擾，根據(jù)各格片理論升力線斜率求得正置柵格翼超聲速氣動特性[20]。文獻(xiàn)[26-27]給出了斜置蜂窩式柵格翼對正置蜂窩式柵格翼的等效條件。文獻(xiàn)[25]根據(jù)平面翼超聲速氣動特性計(jì)算模型，考慮端板效應(yīng)，求得柵格翼各格片表面壓力分布，進(jìn)而得到其超聲速氣動特性。Theerthamalai P等考慮格片間激波干擾，基于激波-膨脹波理論發(fā)展了較為完整的柵格翼超聲速氣動特性工程估算方法[17]。文獻(xiàn)[28]基于面元法建立柵格翼翼身組合體高超聲速氣動特性計(jì)算模型。

1.2.3 柵格翼翼身組合體部件干擾模型

對于柵格翼翼身組合體，需考慮彈身對柵格翼干擾、柵格翼對彈身干擾、柵格翼各格片間干擾。彈身對柵格翼的氣動干擾計(jì)算方法常用的方法有：偶極子模擬彈身法、上洗流場模型法、平面渦格法，其中偶極子模擬彈身法所做的簡化最少，精度最高，是用來計(jì)算柵格翼與彈身間相互氣動干擾的最佳方法；上洗流場模型法、平面渦格法計(jì)算較簡單，在對計(jì)算精度要求不高的情況下可采用[18]。對大攻角狀態(tài)彈體脫體渦影響，目前國內(nèi)外多采用經(jīng)驗(yàn)公式估算[18,22]。柵格翼對彈身干擾主要基于鏡像法與經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算[17]。柵格翼各格片間干擾在亞聲速狀態(tài)需做考慮，文獻(xiàn)[25]采用1.2.2節(jié)方法將各格片同時劃分面元聯(lián)合求解，所得結(jié)果即反應(yīng)了柵格舵舵片間干擾，跨、超聲速段小型運(yùn)載火箭各舵片間干擾可忽略不計(jì)。

現(xiàn)有工程估算方法效率較高，但精度不能滿足柵格翼外形設(shè)計(jì)與氣動特性仿真等工程需要，相關(guān)理論方法尚待進(jìn)一步研究。

1.3 數(shù)值模擬

基于大量假設(shè)與簡化的工程估算方法存在精度瓶頸，數(shù)值模擬方法被引入到柵格翼氣動特性研究。該方法能用較少假設(shè)給出詳盡、準(zhǔn)確、廣泛的信息，在柵格翼氣動問題研究過程中發(fā)揮了不可替代的作用，拓展了柵格翼氣動特性研究方式。

關(guān)于柵格翼氣動特性數(shù)值模擬，國內(nèi)外公開發(fā)表的文獻(xiàn)所取數(shù)學(xué)模型、求解方法多為常規(guī)CFD方法。其幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，數(shù)值模擬難度主要集中于網(wǎng)格劃分。目前國內(nèi)外柵格翼翼身組合體氣動特性數(shù)值模擬網(wǎng)格劃分方法主要包括：多塊對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[29]、四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[30]、直角非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[31]、結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格[32-33]重疊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[34]等，后3種方法最為常用。直角非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方法簡單、省時、自動化程度較高，便于網(wǎng)格自適應(yīng)處理；結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格方法結(jié)合了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格各自的優(yōu)點(diǎn)，減小網(wǎng)格生成難度，提高網(wǎng)格質(zhì)量，計(jì)算精度較高；重疊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方法可有效提高計(jì)算精度。

數(shù)值模擬方法對于柵格翼的氣動特性預(yù)示精度可滿足工程需求，但計(jì)算效率較低。

2 柵格翼氣動特性研究成果綜述

2.1 柵格翼主要?dú)鈩犹匦?/p>

柵格翼作為新型氣動部件，在升力特性、鉸鏈力矩特性、折疊特性、強(qiáng)度特性等方面較傳統(tǒng)平面翼具有不可替代的優(yōu)點(diǎn)，主要性能特點(diǎn)為[38]：

(1)升力特性好，大攻角狀態(tài)仍能保持良好線性，不易失速；

(2)壓心漂移小，可有效減小鉸鏈力矩，降低對舵機(jī)的要求，減輕舵機(jī)質(zhì)量；

(3)弦向尺寸小，可緊貼彈體折疊安裝，減小尺寸，利于存儲，折疊狀態(tài)可在自身空氣動力矩作用下自動打開；

(4)強(qiáng)度質(zhì)量比大，有利于降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量；

(5)阻力較大，可用作減速部件，合理設(shè)計(jì)降低阻力后可拓寬使用范圍。

此外，柵格翼還有以下特點(diǎn)：

(1)作為空間多升力面系統(tǒng)，柵格尾翼縱向格片對升力仍有貢獻(xiàn)，比平板尾翼利于提高全箭靜穩(wěn)定性，可提供更大法向過載，提高機(jī)動性能。值得關(guān)注的是，背風(fēng)區(qū)柵格翼大攻角時其根部出現(xiàn)流動分離，導(dǎo)致部分升力面當(dāng)?shù)毓ソ菫樨?fù)值，對升力的貢獻(xiàn)低于其他翼面[30];

(2)對于采用鴨舵控制滾轉(zhuǎn)的火箭/導(dǎo)彈，在攻角非零情況下，受脫體渦影響，尾翼為平面翼時易出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制耦合問題，甚至產(chǎn)生控制反效，采用柵格翼時滾轉(zhuǎn)控制更為有效，為解決鴨式布局滾轉(zhuǎn)耦合問題提供了思路[39];

(3)在大攻角狀態(tài)柵格尾翼仍可保持偏航方向穩(wěn)定性，也具備大攻角狀態(tài)橫向機(jī)動的能力；

(4)柵格翼跨聲速階段產(chǎn)生氣流壅塞現(xiàn)象[40-41]，對其氣動特性影響顯著，控制效率降低[38]，阻力增加，且第一臨界馬赫數(shù)附近法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、壓心系數(shù)變化皆較大，對飛行器靜穩(wěn)定性產(chǎn)生較大影響[42-43]。

2.2 柵格翼幾何構(gòu)型研究進(jìn)展

對于柵格翼基本構(gòu)形，影響其氣動性能的主要因素有邊框厚度、格片厚度、柵格長寬比、格寬翼弦比與翼型等。陳少松等采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法對不同形狀柵格翼的減阻特性進(jìn)行了分析，得到了柵格翼邊框尺寸、邊框截面形狀、格柵形式、格寬翼弦比等對柵格翼阻力的影響，結(jié)果表明，(1)柵格翼的邊框剖面形狀對柵格翼的阻力影響較大，遠(yuǎn)大于格片厚度帶來的影響；(2)減少柵格數(shù)目的情況下，柵格翼阻力降低，同時帶來升力的損失；(3)柵格翼格寬翼弦比通過影響內(nèi)部流態(tài)影響其升阻力特性，在一定馬赫數(shù)、攻角狀態(tài)下，存在最佳格寬翼弦比使得柵格翼升阻比最大[8-10]。吳曉軍等運(yùn)用數(shù)值模擬方法研究了柵格長寬比對柵格氣動特性的影響，結(jié)果表明，在所選擇的長寬比范圍內(nèi)，長寬比對阻力的影響較小，而對法向力影響明顯，可根據(jù)需要優(yōu)化長寬比[44]。

隨著研究的深入，出現(xiàn)了弧形柵格翼、整體后掠?xùn)鸥褚砼c前緣局部后掠?xùn)鸥褚淼确浅Ｒ?guī)構(gòu)形柵格翼，提升了性能。

2.2.1 弧形柵格翼

文獻(xiàn)[45]介紹了弧形柵格翼概念，弧形柵格翼折疊安裝可與彈體完全貼合，最大限度減小尺寸?；⌒螙鸥褚砜稍O(shè)計(jì)為凸面迎風(fēng)與凹面迎風(fēng)兩種形式。兩種形式的弧形柵格翼在跨聲速段升阻比與平面柵格翼差異不大，亞、超聲速段皆高于平面柵格翼[46]；迎風(fēng)面為凸面時其升力系數(shù)與升阻比皆略大于迎風(fēng)面為凹面的情況；迎風(fēng)面為凹面時弧形柵格翼展開所需機(jī)構(gòu)力與其所受氣動力方向一致，便于展開。目前弧形柵格翼設(shè)計(jì)多以凹面為迎風(fēng)面(圖1)。

圖1 弧形柵格翼Fig.1 Curved grid fin

2.2.2 整體后(前)掠?xùn)鸥褚?/p>

文獻(xiàn)[45]引出了整體后掠與整體前掠?xùn)鸥褚砀拍?，各自又分為“斜”與“平”2種類型(圖2、圖3)。

“斜型”柵格翼格片平面與彈體軸線夾角δ等于翼面后掠角Λ，來流攻角為零時格片當(dāng)?shù)毓ソ遣粸榱?。對于“斜型”柵格翼，?dāng)后(前)掠角一致時，后掠與前掠方式升、阻力特性基本一致，在前/后掠角在約±30°以內(nèi)時，法向力基本不隨后(前)掠角變化，30°后(前)掠角狀態(tài)阻力約為零后(前)掠角狀態(tài)的2～3倍，“斜型”后掠?xùn)鸥褚砜稍诒３诛w行器靜穩(wěn)定性的同時用作減速部件[45]。“平型”后(前)掠?xùn)鸥褚砜捎行p少阻力，后掠狀態(tài)較前掠狀態(tài)減阻效果更好?！矮C戶座”逃逸飛行器采用“平型”整體后掠?xùn)鸥褚硖岣哽o穩(wěn)定性能[3]。

(a)斜型 (b)平型

(a)斜型 (b)平型

2.2.3 前緣局部后掠?xùn)鸥褚?/p>

受平面翼后掠減阻效應(yīng)啟發(fā)，Guyot等提出了局部后掠?xùn)鸥褚砀拍頪47](圖4)，其零升阻力較常規(guī)構(gòu)型柵格翼約減少30%～40%，比整體后掠?xùn)鸥褚頊p阻效果更好，并可有效減緩跨聲速段壅塞現(xiàn)象，減小阻力[48-49]。局部后掠?xùn)鸥褚矸譃闁鸥窠唤狱c(diǎn)后掠(模型GP)與格片中心點(diǎn)后掠兩類(模型GV)，前者減阻更為有效[11]。

前緣局部后掠?xùn)鸥褚硪话阋硐逸^長，一定程度上影響了其折疊性能，另外加工更為復(fù)雜，目前尚未見前緣局部后掠?xùn)鸥褚淼南嚓P(guān)工程應(yīng)用。

(a)常規(guī)構(gòu)型

(b)后掠?xùn)鸥褚?/p>

3 柵格翼國內(nèi)外應(yīng)用動態(tài)

柵格翼因其獨(dú)特優(yōu)勢引起了世界各國的重視，前蘇聯(lián)/俄羅斯、美國、德國以及中國等都加強(qiáng)了柵格翼的理論與試驗(yàn)研究工作，將其成功用于各類飛行器[50]。

3.1 前蘇聯(lián)/俄羅斯

前蘇聯(lián)于20世紀(jì)50年代初就對柵格翼進(jìn)行了研究，進(jìn)行了大量氣動計(jì)算和實(shí)驗(yàn)，開展了柵格翼結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、生產(chǎn)工藝的研究，形成了柵格翼設(shè)計(jì)方法，并成功將柵格翼用作聯(lián)盟號宇宙飛船救生逃逸系統(tǒng)的穩(wěn)定、減速部件，1963年實(shí)現(xiàn)了首次發(fā)射。N-1探月火箭一級采用柵格翼作為穩(wěn)定面，在轉(zhuǎn)運(yùn)過程中柵格翼折疊，1969年進(jìn)行了首次發(fā)射。

70年代前后，前蘇聯(lián)科學(xué)家開始在各類導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用柵格翼。戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈中，野人(Savage，北約代號SS-13)I型與II型一級使用4個柵格翼作為穩(wěn)定面；罪人(Sinner，北約代號SS-16)、佩刀(Saber，北約代號SS-20)I型與II型、鐮刀(Sickle，北約代號SS-25)、鐮刀 B(Sickle B，北約代號SS-27)一級尾段有8個柵格翼，其中4個為穩(wěn)定面，另外4個為控制面。

戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈中，薄板(Scaleboard，北約代號SS-12，兩級固體導(dǎo)彈)二級尾部安裝有4個弧形柵格翼，一級飛行時柵格翼折疊，以減小一級飛行靜不穩(wěn)定度，改善一級操縱性，二級飛行時柵格翼展開，并作為控制面與燃?xì)舛媛?lián)動；圣甲蟲(Scarab，北約代號SS-21)、蜘蛛(Spider，北約代號SS-23)采用可折疊柵格翼，作為控制面與燃?xì)舛媛?lián)動。

空空導(dǎo)彈中蝰蛇(Adder，北約代號AA-12，俄羅斯稱R-77)及其各改進(jìn)型采用可折疊柵格翼作為控制面，R-77導(dǎo)彈是世界上首型采用柵格翼作為控制面的空空導(dǎo)彈，充分利用了柵格翼各方面優(yōu)點(diǎn)，是目前柵格翼最成功的應(yīng)用案例[50]。對于空射導(dǎo)彈，隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭對隱身性能的需求不斷增強(qiáng)，機(jī)載武器、傳感器等掛載實(shí)現(xiàn)內(nèi)埋是該類武器系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢，使用可折疊的柵格翼是減小空射導(dǎo)彈體積、實(shí)現(xiàn)內(nèi)埋的有效手段[51]。

俄羅斯最新的潛射巡航導(dǎo)彈熾熱(Sizzler，北約代號SS-N-27，俄羅斯稱3M-54 Klub)助推級采用折疊柵格翼，待發(fā)狀態(tài)緊貼彈體折疊，發(fā)射后柵格翼打開，可有效解決導(dǎo)彈水中潛行靜穩(wěn)定問題。

3.2 美國

美國柵格翼相關(guān)研究始于20世紀(jì)80年代中后期，1991年產(chǎn)生了第一個關(guān)于柵格翼技術(shù)的專利[51]。美國在MOAB(Massive Ordnance Air Blast bomb)炸彈上實(shí)現(xiàn)了柵格翼的首次應(yīng)用，將柵格翼用作穩(wěn)定面與控制面，MOAB炸彈于2003年3月11日開展了首次試驗(yàn)。此外，美國在MOP(Massive Ordnance Penetrator)侵徹彈中同樣使用了柵格翼。美國空軍干擾彈MALD(Miniature Air-Launched Decoy)采用復(fù)雜構(gòu)形可折疊柵格翼，可從B-52轟炸機(jī)、F-16戰(zhàn)斗機(jī)等平臺發(fā)射以干擾對方防空力量[52]。為提高反潛作戰(zhàn)能力，解決聲吶浮標(biāo)的高空準(zhǔn)確投放問題，美國于2005年開展了相關(guān)技術(shù)研究，設(shè)計(jì)了空投飛行器(ADV，Air Delivery Vehicle)，該飛行器在高空從飛機(jī)上投放后，可在柵格翼控制下機(jī)動到指定位置并釋放聲吶浮標(biāo)，該技術(shù)也可用于其他作戰(zhàn)環(huán)境下的載荷空投。此外，美國在“獵戶座”逃逸飛行器[3]及無逃逸塔的逃逸飛行器方案[53]中同樣使用了柵格翼。

3.3 其他

德國也開展了柵格翼的理論研究和試驗(yàn)研制工作。2002年2月，德國試飛了其首款使用柵格翼進(jìn)行姿態(tài)控制的高超聲速導(dǎo)彈HFK-E0，其飛行馬赫數(shù)達(dá)6.66。

國內(nèi)自20世紀(jì)90年代初開始了對柵格翼的研究，“長征二號F”型運(yùn)載火箭逃逸飛行器使用柵格翼作為氣動穩(wěn)定部件，快舟小型固體運(yùn)載火箭在國內(nèi)實(shí)現(xiàn)了柵格舵作為氣動控制部件的首次應(yīng)用，標(biāo)志著我國柵格翼設(shè)計(jì)應(yīng)用水平邁上了新的臺階。

4 關(guān)鍵技術(shù)問題分析與展望

在柵格翼獨(dú)特性能優(yōu)勢的驅(qū)動下，國內(nèi)外關(guān)于其氣動特性研究與應(yīng)用實(shí)踐方面都取得一系列的進(jìn)展與突破，體現(xiàn)在以下方面：

(1)氣動特性研究手段不斷發(fā)展。實(shí)驗(yàn)研究投入不斷增大，為準(zhǔn)確把握其流場結(jié)構(gòu)與性能特點(diǎn)發(fā)揮了不可替代的作用；初步建立了柵格翼氣動特性工程估算方法；采用數(shù)值求解方法在其性能與新穎構(gòu)型研究方面取得諸多成果。

(2)對于其氣動特性的認(rèn)識不斷深入，研究提出了弧形、全局后掠、局部后掠等新穎柵格翼構(gòu)型，為進(jìn)一步提高柵格翼性能提供了新的思路。

(3)在多個國家、不同類型飛行器、多種型號上得以成功應(yīng)用。

為進(jìn)一步發(fā)揮柵格翼作為氣動穩(wěn)定面與控制面的性能優(yōu)勢，克服其缺點(diǎn)，以下方面值得進(jìn)一步關(guān)注與研究：

(1)柵格翼氣動特性工程計(jì)算方法研究。工程計(jì)算方法效率較高，是柵格翼初步設(shè)計(jì)過程不可或缺的仿真手段?；诖罅繉?shí)驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果修正現(xiàn)有工程計(jì)算模型，建立其氣動特性計(jì)算經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，是亟待開展的工作。

(2)柵格翼外形設(shè)計(jì)準(zhǔn)則研究。目前公開發(fā)表的文獻(xiàn)鮮有直接面向柵格翼設(shè)計(jì)的成果，亟需建立柵格翼格數(shù)、格柵形式、格寬翼弦比等基本參數(shù)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，加強(qiáng)柵格翼設(shè)計(jì)模型、流程、方法研究。

(3)跨聲速段動態(tài)不穩(wěn)定性研究。柵格翼在跨聲速段特定馬赫數(shù)條件下俯仰力矩距離變化，動態(tài)不穩(wěn)定問題突出，采用非定常數(shù)值模擬等手段對其產(chǎn)生過程、產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行研究，對降低柵格翼應(yīng)用成本與應(yīng)用風(fēng)險具有現(xiàn)實(shí)意義。

(4)隱身性能研究。柵格翼隱身性能較差，開展其隱身特性定量研究對其應(yīng)用具有指導(dǎo)意義。

(5)高超聲速狀態(tài)氣動熱特性研究、氣動力/熱耦合計(jì)算研究、防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。柵格翼優(yōu)良的高超聲速性能必將帶來其高超聲速領(lǐng)域應(yīng)用的不斷拓展，但高超聲速條件下其復(fù)雜繞流結(jié)構(gòu)導(dǎo)致的氣動熱問題同樣突出，開展高超聲速狀態(tài)氣動熱特性研究、氣動力/熱耦合計(jì)算研究與防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究重要理論與實(shí)踐意義。

(6)結(jié)構(gòu)與加工工藝研究。柵格翼加工工藝較為復(fù)雜，高超聲速條件下防熱結(jié)構(gòu)的引入使得該問題更為突出，在當(dāng)前最新工藝成果的基礎(chǔ)上開展其加工工藝研究對推動?xùn)鸥褚響?yīng)用領(lǐng)域的拓展具有重要意義。

5 結(jié)束語

隨著相關(guān)領(lǐng)域技術(shù)的不斷發(fā)展，柵格翼作為氣動穩(wěn)定面與控制面的獨(dú)特性能優(yōu)勢必將使其應(yīng)用領(lǐng)域不斷拓展。結(jié)合運(yùn)載火箭、彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈、智能彈藥、再入飛行器、水下航行體等多種不同對象，開展柵格翼應(yīng)用研究必將產(chǎn)生巨大社會與軍事效益。

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(編輯：呂耀輝)

Review of aerodynamic characteristics and application of grid fin

PENG Ke1,HU Fan1,ZHANG Wei-hua1,ZHOU Zhang2

(1.College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;2.Jiangnan Industries Group CO.,LTD,Changsha 410200,China)

Researd methods on aerodynamic characteristics of grid fin,were summarized in fields of experimental research,engineering prediction,and numerical simulation.Major aerodynamic characteristics of grid fin,latest geometrical configurations research progresses about curved grid fin and global&local swept grid fin,as well as application trends at home and abroad were discussed.Critical concerns about grid fin were analyzed in view of the bottleneck problems of design and application.

grid fin;aerodynamic characteristics;geometrical configurations;application trends

2014-06-20；

：2014-10-20。

國家自然科學(xué)基金(51105368)；國防科技大學(xué)優(yōu)秀研究生創(chuàng)新資助項(xiàng)目(S130105)。

彭科(1989—)，男，博士生，研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)與氣動外形設(shè)計(jì)優(yōu)化。E-mail：pengke_pk@163.com

V412

A

1006-2793(2015)04-0458-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.002