余奇華，敬代勇

（中國空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009）

0 引言

格柵翼由小弦長的邊框及其內(nèi)部交叉放置的細薄格柵壁構(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、高機動的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上有著良好的應(yīng)用前景。

目前，國內(nèi)外對格柵翼的氣動特性進行了大量的研究［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，比較分析了格柵翼和平面翼的氣動特性；同時，重點研究了格柵翼格數(shù)、格柵壁厚度及剖面形狀等幾何特征尺寸對格柵翼氣動特性的影響規(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)計提供依據(jù)。

1 控制方程及數(shù)值計算方法

控制方程為雷諾時均N -S方程，其守恒形式為：

其中：Q為守恒通量項；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，時間推進采用隱式格式，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

計算模型為美國近年來進行實驗和理論研究所采用的一個典型的格柵翼導(dǎo)彈模型。頭部為長細比3.0的尖拱型，彈徑127 mm，彈長1320.8 mm，格柵翼的弦長為9.75 mm，壁厚0.1524 mm。為了便于比較，設(shè)計了具有相似升力特性的平面翼［5］，平面翼的根弦長65.151 mm，展長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。參考面積和參考長度分別取彈身最大橫截面積、彈身直徑；翼面弦向壓心計算以平均氣動弦長中點為坐標(biāo)原點，指向翼面前緣為正。圖3～圖5給出了計算結(jié)果，由圖可知：1）小攻角時，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小（變化量是平面翼的1／6左右），因而鉸鏈力矩很小。上述計算結(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，同時也存在著阻力大的缺點。

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 幾何特征尺寸對氣動特性的影響

3.1 格數(shù)對氣動特性的影響

為研究格數(shù)對格柵翼氣動特性的影響，計算了圖6［7］和圖7所示的兩個格柵翼，翼展190.5 mm，弦29.9466 mm，高84.6582 mm，格柵壁厚度1.27 mm。計算網(wǎng)格采用相同的拓撲結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格數(shù)量，以減小網(wǎng)格分布對計算結(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)的變化對翼面法向力變化不明顯，但對翼面軸向力影響較大（文中計算的密格柵翼相對于稀格柵翼增加了50%左右）。因此，格柵翼設(shè)計時，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 格壁厚度對氣動特性的

為研究格壁厚度對氣動特性的影響，將圖6中格柵翼的格壁厚度變?yōu)镈＝2.54 mm，計算結(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，這主要由于所計算的兩個格柵翼展長和高度相同，厚度增加1.27 mm，格壁長度將減小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，進行格柵翼面設(shè)計時，在保證結(jié)構(gòu)強度、剛度的前提下，應(yīng)盡量減小格壁厚度。

3.3 剖面形狀對氣動特性的影響

為研究剖面形狀對格柵翼氣動特性的影響，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，剖面形狀對翼面法向力基本沒有影響，對軸向力影響較大。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，對格柵翼的大攻角氣動特性進行了研究，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、剖面前后緣楔角對翼面法向力影響較小；

3）格柵翼的格數(shù)、格壁厚度、剖面前后緣楔角對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，進行格柵翼設(shè)計時，在保證結(jié)構(gòu)強度、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，以達到更好的氣動性能。

［1］ 陸中榮，楊驥.格柵尾翼導(dǎo)彈空氣動力特性的計算與分析［J］.導(dǎo)彈與航天運載技術(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.