郭江濤，陸飛龍，王 柯，刑存震

（1.南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，南京210094；2.遼沈工業(yè)集團(tuán)有限公司，沈陽110045）

柵格翼氣動特性研究現(xiàn)狀及應(yīng)用前景

郭江濤1，陸飛龍1，王 柯1，刑存震2

（1.南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，南京210094；2.遼沈工業(yè)集團(tuán)有限公司，沈陽110045）

介紹了國內(nèi)外關(guān)于柵格翼的研究現(xiàn)狀，從氣動特性、數(shù)值模擬、實(shí)驗(yàn)研究、結(jié)構(gòu)優(yōu)化等方面進(jìn)行了總結(jié).分析了柵格翼相對于平板翼的優(yōu)勢與不足，對柵格翼的應(yīng)用前景進(jìn)行了展望.

柵格翼；氣動特性；現(xiàn)狀；減阻

柵格翼是一種不同于傳統(tǒng)舵面的升力面和控制面，作為一種新型彈翼，它是由眾多的柵格壁鑲嵌在邊框內(nèi)形成的.柵格壁在邊框內(nèi)的布局最基本、最常用的有兩種：一種是框架式，一種是蜂窩式，如圖1所示.蜂窩式柵格壁又分為正置和斜置兩種.目前應(yīng)用比較多的是斜置壁與邊框成45°角的蜂窩式柵格翼［1］.

圖1 柵格翼的幾種主要布局形式

柵格翼的主要幾何參數(shù)有翼弦b、翼展l、翼高h(yuǎn)和格間距t0.翼弦b是指翼剖面內(nèi)彼此相距最遠(yuǎn)的兩點(diǎn)之間的距離；翼展l是指柵格翼兩側(cè)壁之間的距離；翼高h(yuǎn)是指沿柵格翼軸線度量的上端和下端格壁之間的距離；格間距t0是指兩相鄰柵格相應(yīng)點(diǎn)之間的距離.

由于柵格翼突出的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和良好的空氣動力特性，引起世界各國的高度重視，俄羅斯、美國、德國以及中國等都加強(qiáng)了柵格翼理論研究和實(shí)驗(yàn)研究工作.

1 國外研究現(xiàn)狀

蘇聯(lián)最早成功地將柵格翼用作聯(lián)盟號宇宙飛船救生逃逸系統(tǒng)的穩(wěn)定翼面.之后，俄羅斯首次在R－77中程空空導(dǎo)彈上采用四片柵格尾翼舵面，取代了常規(guī)舵面（如圖2所示），而且以后在很多型號的導(dǎo)彈上使用.美國對柵格翼在導(dǎo)彈上的應(yīng)用給予了很高的評價(jià)，近年來連續(xù)發(fā)表了多篇研究報(bào)告［2－3］，還將它成功應(yīng)用在許多超音速導(dǎo)彈和一些小直徑炸彈上.針對柵格翼的控制特性，國外的研究主要有以下幾個方面：

1.1 數(shù)值模擬及計(jì)算研究

在數(shù)值計(jì)算中，由于柵格翼的特殊結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格生成一直是研究的重點(diǎn)和難點(diǎn).在研究初期，主要采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對計(jì)算精度有很大影響.Karl Orthner等對柵格翼在跨音速階段的氣流壅塞現(xiàn)象進(jìn)行了研究，并采用分區(qū)方法生成多重結(jié)構(gòu)網(wǎng)格［4－5］.Lin Herng等采用在二維平面分區(qū)生成柵格翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的方法，把柵格翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格拓展至三維區(qū)域進(jìn)行研究［6］.James De－Spirito等采用數(shù)值模擬方法對柵格翼作為鴨式布局組合體尾翼的滾轉(zhuǎn)控制性能進(jìn)行了研究，并對帶柵格翼和平板翼鴨式布局導(dǎo)彈進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，然后將計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作了比較，計(jì)算出的流場顯示，低超音速下鴨舵下洗尾流渦在導(dǎo)彈右舷形成低壓區(qū)，產(chǎn)生法向誘導(dǎo)力，誘導(dǎo)力隨速度增加而減小，當(dāng)攻角足夠大后，尾渦不再影響下風(fēng)面的尾翼，表明低超音速柵格翼比平板翼的滾轉(zhuǎn)控制更有效［7］.Despirito J等對Fournier E Y的柵格翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，從單獨(dú)柵格翼上的計(jì)算結(jié)果和流場來看，由于在大攻角時背風(fēng)翼的根部出現(xiàn)流動分離，導(dǎo)致部分翼面的相對攻角為負(fù)值，這正好解釋了Fournier E Y實(shí)驗(yàn)中兩個垂直的翼幾乎不產(chǎn)生法向力增量的原因［8］.

圖2 R－77中程空空導(dǎo)彈

1.2 實(shí)驗(yàn)方法研究

對柵格翼的升阻特性和鉸鏈力矩特性及柵格翼翼身組合體與平板翼翼身組合體氣動特性的異同，國外進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)研究.Simpson G M等指出，在大的攻角和馬赫數(shù)下柵格翼可以提供比平板翼更好的橫向穩(wěn)定性，擁有更高的控制效率；相對于十字型布局的平板翼水平方向的翼面提供所有的縱向穩(wěn)定性而言，柵格翼水平方向翼面只提供70%的縱向穩(wěn)定性；跨音速階段柵格翼將產(chǎn)生氣流壅塞現(xiàn)象，并使控制效率降低［9］.William David Washington等對常規(guī)單面翼和柵格翼兩種布局進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在超音速階段，柵格翼的布局會產(chǎn)生比單面翼更大的法向力［10］.Gregg Abate等通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了跨音速階段柵格翼的氣流壅塞現(xiàn)象對氣動特性的影響，指出法向力、俯仰力矩及壓心在 Ma＝0.8左右時都有下降［11］.Gregg L Abate等進(jìn)行了常規(guī)單面翼和柵格翼的自由飛實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)柵格翼布局的軸向力系數(shù)與單面翼布局的軸向力系數(shù)相比，亞音速時大約大了1倍，超音速時超過了50%；測得了第一臨界馬赫數(shù)，但這個臨界馬赫數(shù)的出現(xiàn)是否與模型尺度有關(guān)還需要進(jìn)一步研究［12］.Fournier E F做了與自由飛實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗨频膬煞N布局的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，論證了兩種布局氣動特性與馬赫數(shù)和攻角的關(guān)系，還將柵格翼與光彈進(jìn)行了比較，指出兩個水平的柵格翼產(chǎn)生了幾乎100%的法向力增量［13］.

2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

我國自20世紀(jì)90年代初開始了對柵格翼的研究，并且已將柵格翼成功應(yīng)用在神舟號宇宙飛船逃逸飛行器上.柵格翼是保證逃逸飛行器靜穩(wěn)定性的特殊裝置，當(dāng)逃逸飛行器在39km高度以下的大氣中出現(xiàn)應(yīng)急情況啟動逃逸系統(tǒng)時，為了保證逃逸飛行器的氣動穩(wěn)定性，需要靠4塊展開的柵格翼將逃逸飛行器氣動壓心后移，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行，因此柵格翼是決定逃逸方案成功實(shí)現(xiàn)的關(guān)鍵因素之一.柵格翼及其釋放機(jī)構(gòu)已成功地通過了CZ－2F逃逸飛行器零高度實(shí)驗(yàn)和最大速度頭實(shí)驗(yàn)評估，并參加了從神舟一號到神舟七號飛船的發(fā)射任務(wù).國內(nèi)對柵格翼的研究主要有以下方面.

2.1 理論分析方法

由于柵格翼的結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜，以及各柵格壁之間存在著嚴(yán)重的相互干擾，流動性受擾動氣流的馬赫數(shù)、相對間距、攻角、柵格翼剖面形狀和相對厚度的影響，故用求解方程的方法計(jì)算它的空氣動力特性有一定的困難.比較可行的是依據(jù)它在亞音速、跨音速和超音速流中的繞流特性，采用不同的計(jì)算方法來計(jì)算柵格翼的氣動力.

亞音速時，所有柵格壁均處于同等狀態(tài)下，具有相同的空氣動力特性；從側(cè)壁脫出的自由渦系本身是一個均勻分布的渦面，并具有均勻不變的渦強(qiáng)；自由渦產(chǎn)生的下洗具有良好的均勻性.鑒于以上特點(diǎn)，采用渦格法計(jì)算柵格翼空氣動力.渦格法就是將柵格翼的附著渦系和自由渦系用許多離散的馬蹄渦來代替，將柵格翼的每塊柵格壁沿展向和弦向劃分成許多網(wǎng)格，在每個網(wǎng)格上布置一個馬蹄渦，其附著渦放在網(wǎng)格的1／4弦線上，控制點(diǎn)取網(wǎng)格的3／4弦線的中點(diǎn)處，如圖3、圖4所示.沈遐齡等就采用這種方法進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，并得到了比較滿意的結(jié)果［14］.可以認(rèn)為，亞音速情況下采用渦格法能滿足工程設(shè)計(jì)的需要，是一種非常有效的計(jì)算方法.

跨音速時，柵格翼可看作許多有著相同來流的小網(wǎng)孔的集合體，而每個小網(wǎng)孔內(nèi)的氣流可以看作一維流動.據(jù)此可以建立跨音速復(fù)雜流動區(qū)域的空氣動力特性計(jì)算方法.

超音速時，柵格壁上將出現(xiàn)激波，并且激波會在壁面上反射；當(dāng)來流馬赫數(shù)大于第三臨界馬赫數(shù)時，反射就會消失，此時不能再用基于等墑流的一維通道假設(shè)研究柵格翼內(nèi)的氣體流動.當(dāng)忽略激波的交叉影響和末端效應(yīng)時，用激波膨脹波法計(jì)算柵格翼的氣動力，對于下邊框外面的流動，用線化理論修正三維流動效應(yīng).沈遐齡等采用激波膨脹波法和線化理論相結(jié)合的方法進(jìn)行空氣動力計(jì)算，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，二者吻合較好，進(jìn)一步證明了激波膨脹波法的可操作性［15］.

通過相關(guān)計(jì)算和研究可知，柵格翼是具有空間分布自由渦系的升力面系統(tǒng)，亞音速時很適合采用基于升力面理論的渦格法來計(jì)算其法向力特性.在跨音速條件下，柵格翼可看作許多有著相同來流的孤立小網(wǎng)孔的集合體，而每個網(wǎng)孔內(nèi)的氣流可看作一維流動，據(jù)此可采用一維流動理論計(jì)算其空氣動力特性.在超音速流中，忽略交叉影響和末端效應(yīng)，用激波膨脹波法計(jì)算柵格壁上的法向力，也可反映出波系之間及波系與壁面間的相交與反射情況.

2.2 網(wǎng)格技術(shù)與數(shù)值模擬

由于柵格翼特殊的蜂房結(jié)構(gòu)，大大增加了與彈身網(wǎng)格對接的難度，即使這種柵格翼勉強(qiáng)生成網(wǎng)格，網(wǎng)格質(zhì)量也得不到保障.因此，尋找一種合理的網(wǎng)格方法，成為CFD亟待解決的問題之一.

劉剛等采用結(jié)構(gòu)、非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格的辦法，在彈體和柵格翼的物面附近區(qū)域，生成適合粘性計(jì)算的大長寬比的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，彈體網(wǎng)格和柵格翼網(wǎng)格之間采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行填充，以滿足非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格交界面的完全對接；對不同舵偏角下的柵格翼構(gòu)形進(jìn)行數(shù)值模擬，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，驗(yàn)證了該數(shù)值模擬方法的可靠性［16］.

吳曉軍等對多種不同外形單柵格的氣動特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，對單個柵格的外形進(jìn)行了選型研究，然后采用混合網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行了數(shù)值模擬.為了更好地模擬邊界層，他們采用分塊對接加“O”型網(wǎng)格技術(shù)，精細(xì)模擬附面層內(nèi)的流動狀況，在每一個子區(qū)域單獨(dú)生成網(wǎng)格，然后在每個子區(qū)域連接面處實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格完全對接，每一個子區(qū)域網(wǎng)格采用無窮插值方法生成計(jì)算網(wǎng)格，用橢圓方程優(yōu)化.所采用混合網(wǎng)格是在多塊對接網(wǎng)格的基礎(chǔ)上，在柵格翼附近挖出一塊，用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格填充，形成龍形網(wǎng)格，這樣可以使柵格上的網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)沒有延伸到整個流場，從而使計(jì)算的總網(wǎng)格規(guī)模大大降低［17］.

王斌等采用非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格歐拉方程求解器來降低網(wǎng)格生成的工作量，并采用自適應(yīng)網(wǎng)格來提高計(jì)算精度［18］.非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格是一種用先空間后物面的方式來一次性生成計(jì)算所需網(wǎng)格的網(wǎng)格生成技術(shù)，與結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相比，采用笛卡爾網(wǎng)格和網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)具有簡單、省時、自動化程度較高、激波捕捉精度高的優(yōu)點(diǎn).這種方法對于復(fù)雜物面形狀依賴度也較低，尤其適用于外形優(yōu)化計(jì)算的研究.

通過研究，我們可以發(fā)現(xiàn)，混合網(wǎng)格技術(shù)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)，提高了網(wǎng)格生成的質(zhì)量；同時由于不考慮結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的空間對接，減小了網(wǎng)格生成的難度，節(jié)省了大量計(jì)算機(jī)內(nèi)存和計(jì)算時間.這種技術(shù)是目前求解柵格翼飛行器亞、跨、超音速氣動特性比較理想的方法之一，為采用CFD研究柵格翼氣動特性提供了便利.

在數(shù)值模擬方面，姚琰等用Fluent對單獨(dú)柵格翼的流體動力特性進(jìn)行數(shù)值模擬，并將計(jì)算結(jié)果與空泡水洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，得到柵格翼失速舵偏角較大，弦長比單面翼小，鉸鏈力矩?。?9］.當(dāng)柵格翼作為潛射導(dǎo)彈水下控制面時，所需舵機(jī)功率小，這也為柵格翼在潛射導(dǎo)彈上的應(yīng)用提供了廣闊的前景.張亮等采用數(shù)值模擬法與工程算法對高超音速柵格翼進(jìn)行研究，分析了在高超音速下柵格翼激波干擾對前緣鈍度的敏感性以及柵格翼熱流分布產(chǎn)生的影響.其研究結(jié)果表明，在相同柵格間距下，產(chǎn)生激波干擾的第三臨界馬赫數(shù)隨柵格翼前緣鈍度的增加而增加，傳統(tǒng)的尖前緣柵格翼理論不適用于鈍化前緣外形，因此在高超音速理論中常采用等效楔的方法改善計(jì)算結(jié)果；激波干擾在柵格翼表面會產(chǎn)生局部的高熱區(qū)域，但此熱流峰值與前緣駐點(diǎn)相比仍較小，對柵格翼熱防護(hù)也無額外影響；隨著飛行器性能的不斷提升，如何合理地評估熱防護(hù)對柵格翼在高超音速下的應(yīng)用顯得十分關(guān)鍵，這也成為下一步材料學(xué)中研究的主要問題之一［20］.

吳曉軍等運(yùn)用數(shù)值模擬的方法研究了柵格長寬比對柵格氣動特性的影響.其研究結(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不大，而對法向力有明顯的影響，并且柵格存在一個最佳的長寬比，此時產(chǎn)生的法向力最大，因此設(shè)計(jì)長寬比時應(yīng)盡量使得柵格下壁面的前緣斜激波打在上壁面，而上壁面的前緣斜激波不打在下壁面上；在模擬的馬赫數(shù)下，柵格邊框厚度、柵格片的厚度、柵格截面是影響柵格翼阻力的關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)［21］.通過對柵格翼邊框剖面形狀和柵格片厚度進(jìn)行進(jìn)一步的設(shè)計(jì)權(quán)衡和優(yōu)化研究，可知減小格片厚度、尖前緣、后尖后緣等，有可能使阻力進(jìn)一步減小.

2.3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化及實(shí)驗(yàn)研究

陸中榮等通過采用氫氣泡法和絲線法在水洞和風(fēng)洞中進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究得知，柵格翼是具有空間自由渦系分布的多面翼；由于柵格翼的幾何特性，保證了流動的均勻性；柵格壁之間的相互影響，使柵格壁表面的逆壓梯度減小，以致大迎角下分離滯后，分離程度也減弱［22］.這些結(jié)論是在低速流動中得到的，對于高速流動則需要進(jìn)一步研究與探索.

柵格翼雖具有升力和滾轉(zhuǎn)控制優(yōu)勢，但其阻力較大，這也是需要解決的主要問題.鄧帆等為了減小阻力，設(shè)計(jì)了3種不同后掠方式的柵格翼，并采用數(shù)值模擬的方法研究了其減阻效果，其中兩種柵格翼模型是前緣局部后掠的，另一種柵格翼是整體后掠的，如圖5所示.他們對不同后掠?xùn)鸥褚淼难芯勘砻?，柵格翼無論是整體后掠還是前緣局部后掠，都可有效減阻，而柵格翼前緣局部后掠是一種更為有效的減阻方式，比整體后掠有更好的減阻特性，相比較柵格中心為尖點(diǎn)后掠的方式而言，柵格交接點(diǎn)后掠在減小波阻方面更加有效.這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)也為柵格翼的減阻提供了一種新的途徑和方法［23］.

圖53種柵格翼模型工程圖（單位：mm）

格寬翼弦比是影響氣動特性的一個重要參數(shù).陳少松等采用實(shí)驗(yàn)方法對3中不同格寬翼弦比的柵格翼在亞、跨、超音速下進(jìn)行了氣動分析，結(jié)果表明，柵格翼格寬翼弦比對阻力影響不大，而對于法向力系數(shù)，存在一個合理的格寬翼弦比，使得法向力特性在整個亞音速、跨音速、超音速范圍內(nèi)最好；隨著格寬翼弦比的減小，柵格翼的弦向壓心增加，鉸鏈力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)也增加［24］.在這里陳少松等是采用增加弦長的方法來減小格寬翼弦比.如果保持弦長不變，僅改變柵格間距的大小來減小格寬翼弦比，其氣動特性的變化規(guī)律則有待進(jìn)一步研究.

為了研究柵格翼邊框尺寸、邊框截面形狀、格柵形式等對柵格翼阻力的影響，陳少松等采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法對不同形狀柵格翼進(jìn)行了氣動分析，結(jié)果表明，柵格翼的邊框特別是邊框剖面形狀對柵格翼的阻力影響較大，因此，選擇合適的柵格翼邊框剖面形狀可以有效地減小柵格翼的阻力；柵格翼的莖厚度對阻力系數(shù)的影響遠(yuǎn)不如邊框的影響大，因而為保證柵格翼的強(qiáng)度，可以適當(dāng)增加?xùn)鸥褚淼那o厚度；用減少柵格數(shù)目的方法來減小柵格翼阻力，會降低柵格翼升力面，進(jìn)而影響柵格翼的升力特性，因此這不是一個有效的減阻手段［25］.另外，如何使邊框幾何形狀與柵格尺寸、翼莖厚度、幾何形狀進(jìn)行合理搭配，使阻力降到更低，這也是需要考慮的問題.陳少松等還對不同柵格翼組合體模型進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，并與平板翼翼身組合體空氣動力數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)柵格翼的阻力比平板翼大得多，網(wǎng)格數(shù)越多，阻力越大，在超音速下，展長相同時斜置密網(wǎng)格柵格翼的升力特性與俯仰力矩特性均好于平板翼和稀網(wǎng)格柵格翼，削尖柵格翼的邊框可以有效減少柵格翼的阻力［26］.

3 柵格翼的優(yōu)勢與不足

柵格翼作為一種創(chuàng)新性的升力面，理論和實(shí)驗(yàn)研究都證明了其性能在許多方面都優(yōu)于單面翼，有自身獨(dú)特的優(yōu)勢，主要表現(xiàn)在以下方面：

（1）柵格翼可以在相當(dāng)大的攻角和馬赫數(shù)范圍內(nèi)正常使用，并且具有良好的升力特性.這是因?yàn)闁鸥褚淼臇鸥窬哂心撤N理順氣流的作用，在亞音速時減弱了氣流的分離，在較高超音速時由于柵格壁的作用使繞流互不干擾.

（2）鉸鏈力矩很小.這是由于柵格翼為一立體升力系統(tǒng)，翼弦很短，壓心變化范圍小，從而對飛行器舵機(jī)及伺服機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)要求降低很多.

（3）柵格翼能在體積比較小的情況得到較大的翼面總升力面.體積相等時，翼面總升力面積大，則升力大.在超音速下，柵格翼的升力可比單面翼大很多.

（4）適合大攻角下的飛行控制.因?yàn)闁鸥褚硎俳潜葐蚊嬉泶?，且在攻角大于失速角時升力的降低也比單面翼緩慢得多，所以在大攻角飛行時仍然有控制力產(chǎn)生.

（5）柵格弦向尺寸小，可折疊安裝在彈體上，不會加大彈體的外形尺寸.在一些情況下，可以在空氣動力作用下自動打開，十分有利于導(dǎo)彈的存放、運(yùn)輸和發(fā)射.柵格翼還可以用作艦艇的穩(wěn)定翼，在一般情況下折疊于船體上，在遇到風(fēng)浪時將其打開，以穩(wěn)定船體.

然而，柵格翼也有自身突出的缺點(diǎn)，主要是：

（1）柵格翼的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，制造工藝難.

（2）亞音速時其氣動特性比平板翼低，阻力比較大；跨音速段，由于壁面之間的波系干擾，使升力相對減小，當(dāng)攻角加大以求得到較大的升力時，其阻力也相應(yīng)增加.

（3）隱身性相對較弱，這也成為妨礙柵格翼在制導(dǎo)兵器上應(yīng)用的關(guān)鍵問題之一.

4 結(jié) 語

由于柵格翼具有弦向尺寸小、鉸鏈力矩小、失速攻角大和升力特性好的特點(diǎn)，特別適合作為導(dǎo)彈的全動舵面，因此可以采用較小功率的舵機(jī)，使導(dǎo)彈產(chǎn)生更大的法向過載，利于導(dǎo)彈的控制.柵格翼的弦向尺寸較小，可以使彈翼折疊在彈身上，特別適用于管式發(fā)射、機(jī)載懸掛，也便于這類導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).

隨著對柵格翼氣動特性研究的不斷深入，特別是在減阻增升技術(shù)、制造工藝技術(shù)上的突破，柵格翼必將在兵器上得到更加廣泛的應(yīng)用.

［1］ 陸中榮，沈遐齡，童自力，等.柵格翼空氣動力特性的計(jì)算與分析［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1996（5）：575－580.

［2］ William David，Washington，Mark S Miller.Grid Fins：A New Concept for Missile Stability and Control［R］.New York：AIAA，1993：35.

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Current Status and Development Trend on the Aerodynamics Characteristic of Grid Fin

GUO Jiang－tao1，LU Fei－long1，WANG Ke1，XING Cun－zhen2
（1.Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094；2.Liaoshen Industrial Group Co.，Ltd.，Shenyang 110045，China）

This paper mainly introduced the research status of grid fin at home and abroad.A conclusion of aerodynamic behaviour，numerical simulation，experiment reseach structural optimization is made.The superiority and shortage of grid fin over the traditional planar fin are analyzed.Grid fin prospects of development application is predicted.

grid fin；aerodynamics characteristic；actuality；drag reduction

TJ760.3

A

10.3969／j.issn.1671－6906.2011.06.010

1671－6906（2011）06－0047－06

2011－10－26

郭江濤（1987－），男，河南開封人，碩士生.