柵格翼氣動特性及其應用研究綜述

彭 科，胡 凡，張為華，周 張

(1.國防科學技術大學 航天科學與工程學院,長沙 410073;2.江南工業集團有限公司,長沙 410200)

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柵格翼氣動特性及其應用研究綜述

彭 科1，胡 凡1，張為華1，周 張2

(1.國防科學技術大學 航天科學與工程學院,長沙 410073;2.江南工業集團有限公司,長沙 410200)

從實驗研究、工程估算、數值模擬三方面綜述了柵格翼氣動特性研究方法及研究現狀；概述了柵格翼主要氣動特性；總結了弧形、整體后(前)掠、局部后掠等格翼新穎幾何構型研究進展；全面概述了柵格翼在國內外各類型飛行器上應用情況及主要用途。針對格翼設計應用過程的瓶頸問題，分析展望了柵格翼相關領域需要關注和解決的關鍵問題。

柵格翼；氣動特性；幾何構型；應用動態

0 引言

柵格翼是由外部框架和內部柵格布置形成的空間多升力面系統[1]，其基本構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計初期所采用的由多翼面組成的升力系統，但由于多翼面升力系統在當時的技術條件下存在結構、重量、阻力、工藝等方面的缺陷，長期以來飛行器設計中單翼升力面占主導地位。隨著技術的進步，人們對起源于多翼面升力系統的柵格翼的性能特點認識不斷深入，用其作為各類飛行器氣動穩定面與控制面的優勢不斷凸顯。俄羅斯、美國、德國和中國等都加強了柵格翼相關研究工作，取得了一系列理論與應用成果。

柵格翼幾何結構復雜，氣動問題是其設計過程中的核心關鍵問題，對柵格翼氣動特性國內外研究進展進行綜述，把握其研究方法、性能特點、應用前景，具有十分重要的意義。本文綜述柵格翼氣動特性研究方法、研究成果與國內外應用動態，展望柵格翼相關領域需要關注和解決的關鍵問題，為相關領域研究人員提供參考。

1 柵格翼氣動特性研究方法進展

柵格翼氣動特性研究方法包含實驗、工程估算以及數值計算三方面。

1.1 實驗研究

柵格翼外形復雜，其外流場結構、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。國內外從風洞實驗、水洞實驗、彈道靶實驗與飛行實驗等方面廣泛開展了柵格翼氣動特性研究。

美國從1985年至上世紀末密集開展了大量不同構形柵格翼亞、跨、超聲速風洞實驗，研究了柵格翼基本構型氣動特性、弧形柵格翼氣動特性、跨聲速壅塞現象、減阻構型、幾何參數對氣動特性影響、后掠效應、平面翼與柵格翼性能異同等[2]；1996年，美國進行了柵格翼彈頭的火箭助推飛行試驗與空投試驗，驗證了柵格翼作為氣動穩定部件的良好性能[2]；近年來，美國進行了“獵戶座”逃逸飛行器縮比模型亞、跨、超聲速氣動特性風洞實驗研究，驗證了柵格翼布局逃逸飛行器靜穩定性，對比了常規與整體后掠柵格翼氣動性能[3]。英國采用風洞實驗研究對比了柵格翼與平面翼縱橫向靜穩定特性、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驗研究，測得了柵格翼彈頭滾轉力矩系數與滾轉阻尼系數[4-6]，得到了流場結構陰影圖像。

國內，南京理工大學經過多次實驗，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程彈在跨/超聲速段的氣動特性，得到了不同馬赫數及攻角狀態下不同尾翼構形對遠程彈氣動特性尤其是鴨舵滾轉控制特性的影響[7-11]。北京航空航天大學陸中榮教授等采用氫氣泡法和絲線法在水洞和低速風洞中進行了柵格翼繞流特性實驗[12]，根據實驗結果分析了柵格翼自由渦系與各網孔內流態，分析了流動機理。中國空氣動力研究與發展中心建立了國內首個全尺寸柵格舵試驗平臺[13]，實現了全尺寸柵格舵模型氣動外形、舵控系統、結構的一體化試驗驗證；此外，該中心還成功研制出了動態響應能力良好、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研究院研究了柵格翼展開過程氣動力測量試驗方法[15]，實現了全尺寸柵格翼超聲速條件下自動連續展開。

實驗手段加深了人們對柵格翼繞流特性與氣動特性的理解，研究成果促進了工程估算與數值計算的不斷發展，為柵格翼設計提供有力支撐。

1.2 工程估算

以大量實驗現象、實驗數據為基礎，國內外學者結合不同馬赫數狀態柵格翼流場結構，根據部件組拆法，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 柵格翼流場結構

柵格翼幾何結構復雜，其繞流結構隨馬赫數變化而發生演變，對其氣動特性影響顯著，需根據不同馬赫數條件下流場結構特點確定相應氣動特性工程估算方法[2]。引入臨界馬赫數表征柵格翼流場結構，不同馬赫數狀態柵格翼流場結構與流動特征如表1所示。

表1 柵格翼流場結構與流動特征

Table 1 Grid fin flow field Sstructure and characteristics

各臨界馬赫數的計算是確定特定馬赫數下柵格翼流場結構的關鍵。文獻[2]將柵格翼內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計算方法。第二臨界馬赫數Macr2與格片前緣半徑等參數相關，計算較為復雜，目前多依靠實驗數據比擬得到。第三臨界馬赫數可根據格片鍥角采用理論公式計算，當格片為鈍前緣時采用等效鍥方法計算，精度要求較高時可采用數值方法計算[16]。

1.2.2 單獨柵格翼氣動特性工程估算模型

對于單獨柵格翼，其氣動力包含表面法向壓力與切向摩擦力兩部分貢獻。摩擦力貢獻目前多采用經驗公式計算[17-18]；表面法向壓力貢獻采用基于無粘假設的工程模型計算，本節對該領域國內外研究方法進行綜述。

亞聲速時，根據實驗結果，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算適于采用基于升力面理論的渦格法。文獻[18,20-23]采用該方法計算了不同類型柵格翼亞聲速氣動特性，文獻[18]對馬赫數影響作了修正。此外，臧勇基于第二代低階面元法VSAERO，建立了亞聲速、小攻角狀態飛行器流場模型與氣動載荷計算模型，進而計算了柵格翼亞聲速氣動特性[24]。

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

關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[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[25]根據平面翼超聲速氣動特性計算模型，考慮端板效應，求得柵格翼各格片表面壓力分布，進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[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、平面渦格法計算較簡單，在對計算精度要求不高的情況下可采用[18]。對大攻角狀態彈體脫體渦影響，目前國內外多采用經驗公式估算[18,22]。柵格翼對彈身干擾主要基于鏡像法與經驗公式計算[17]。柵格翼各格片間干擾在亞聲速狀態需做考慮，文獻[25]采用1.2.2節方法將各格片同時劃分面元聯合求解，所得結果即反應了柵格舵舵片間干擾，跨、超聲速段小型運載火箭各舵片間干擾可忽略不計。

現有工程估算方法效率較高，但精度不能滿足柵格翼外形設計與氣動特性仿真等工程需要，相關理論方法尚待進一步研究。

1.3 數值模擬

基于大量假設與簡化的工程估算方法存在精度瓶頸，數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給出詳盡、準確、廣泛的信息，在柵格翼氣動問題研究過程中發揮了不可替代的作用，拓展了柵格翼氣動特性研究方式。

關于柵格翼氣動特性數值模擬，國內外公開發表的文獻所取數學模型、求解方法多為常規CFD方法。其幾何結構復雜，數值模擬難度主要集中于網格劃分。目前國內外柵格翼翼身組合體氣動特性數值模擬網格劃分方法主要包括：多塊對接結構網格[29]、四面體非結構網格[30]、直角非結構網格[31]、結構/非結構混合網格[32-33]重疊結構網格[34]等，后3種方法最為常用。直角非結構網格劃分方法簡單、省時、自動化程度較高，便于網格自適應處理；結構/非結構混合網格方法結合了結構網格和非結構網格各自的優點，減小網格生成難度，提高網格質量，計算精度較高；重疊結構網格劃分方法可有效提高計算精度。

數值模擬方法對于柵格翼的氣動特性預示精度可滿足工程需求，但計算效率較低。

2 柵格翼氣動特性研究成果綜述

2.1 柵格翼主要氣動特性

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、強度特性等方面較傳統平面翼具有不可替代的優點，主要性能特點為[38]：

(1)升力特性好，大攻角狀態仍能保持良好線性，不易失速；

(2)壓心漂移小，可有效減小鉸鏈力矩，降低對舵機的要求，減輕舵機質量；

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

(4)強度質量比大，有利于降低結構質量；

(5)阻力較大，可用作減速部件，合理設計降低阻力后可拓寬使用范圍。

此外，柵格翼還有以下特點：

(1)作為空間多升力面系統，柵格尾翼縱向格片對升力仍有貢獻，比平板尾翼利于提高全箭靜穩定性，可提供更大法向過載，提高機動性能。值得關注的是，背風區柵格翼大攻角時其根部出現流動分離，導致部分升力面當地攻角為負值，對升力的貢獻低于其他翼面[30];

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

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

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

2.2 柵格翼幾何構型研究進展

對于柵格翼基本構形，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。陳少松等采用風洞實驗方法對不同形狀柵格翼的減阻特性進行了分析，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，遠大于格片厚度帶來的影響；(2)減少柵格數目的情況下，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部流態影響其升阻力特性，在一定馬赫數、攻角狀態下，存在最佳格寬翼弦比使得柵格翼升阻比最大[8-10]。吳曉軍等運用數值模擬方法研究了柵格長寬比對柵格氣動特性的影響，結果表明，在所選擇的長寬比范圍內，長寬比對阻力的影響較小，而對法向力影響明顯，可根據需要優化長寬比[44]。

隨著研究的深入，出現了弧形柵格翼、整體后掠柵格翼與前緣局部后掠柵格翼等非常規構形柵格翼，提升了性能。

2.2.1 弧形柵格翼

文獻[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。弧形柵格翼可設計為凸面迎風與凹面迎風兩種形式。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]；迎風面為凸面時其升力系數與升阻比皆略大于迎風面為凹面的情況；迎風面為凹面時弧形柵格翼展開所需機構力與其所受氣動力方向一致，便于展開。目前弧形柵格翼設計多以凹面為迎風面(圖1)。

圖1 弧形柵格翼Fig.1 Curved grid fin

2.2.2 整體后(前)掠柵格翼

文獻[45]引出了整體后掠與整體前掠柵格翼概念，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地攻角不為零。對于“斜型”柵格翼，當后(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°以內時，法向力基本不隨后(前)掠角變化，30°后(前)掠角狀態阻力約為零后(前)掠角狀態的2～3倍，“斜型”后掠柵格翼可在保持飛行器靜穩定性的同時用作減速部件[45]。“平型”后(前)掠柵格翼可有效減少阻力，后掠狀態較前掠狀態減阻效果更好。“獵戶座”逃逸飛行器采用“平型”整體后掠柵格翼提高靜穩定性能[3]。

(a)斜型 (b)平型

(a)斜型 (b)平型

2.2.3 前緣局部后掠柵格翼

受平面翼后掠減阻效應啟發，Guyot等提出了局部后掠柵格翼概念[47](圖4)，其零升阻力較常規構型柵格翼約減少30%～40%，比整體后掠柵格翼減阻效果更好，并可有效減緩跨聲速段壅塞現象，減小阻力[48-49]。局部后掠柵格翼分為柵格交接點后掠(模型GP)與格片中心點后掠兩類(模型GV)，前者減阻更為有效[11]。

前緣局部后掠柵格翼一般翼弦較長，一定程度上影響了其折疊性能，另外加工更為復雜，目前尚未見前緣局部后掠柵格翼的相關工程應用。

(a)常規構型

(b)后掠柵格翼

3 柵格翼國內外應用動態

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

3.1 前蘇聯/俄羅斯

前蘇聯于20世紀50年代初就對柵格翼進行了研究，進行了大量氣動計算和實驗，開展了柵格翼結構、強度、生產工藝的研究，形成了柵格翼設計方法，并成功將柵格翼用作聯盟號宇宙飛船救生逃逸系統的穩定、減速部件，1963年實現了首次發射。N-1探月火箭一級采用柵格翼作為穩定面，在轉運過程中柵格翼折疊，1969年進行了首次發射。

70年代前后，前蘇聯科學家開始在各類導彈設計中廣泛應用柵格翼。戰略彈道導彈中，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個為穩定面，另外4個為控制面。

戰術彈道導彈中，薄板(Scaleboard，北約代號SS-12，兩級固體導彈)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，并作為控制面與燃氣舵聯動；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，作為控制面與燃氣舵聯動。

空空導彈中蝰蛇(Adder，北約代號AA-12，俄羅斯稱R-77)及其各改進型采用可折疊柵格翼作為控制面，R-77導彈是世界上首型采用柵格翼作為控制面的空空導彈，充分利用了柵格翼各方面優點，是目前柵格翼最成功的應用案例[50]。對于空射導彈，隨著現代戰爭對隱身性能的需求不斷增強，機載武器、傳感器等掛載實現內埋是該類武器系統發展的必然趨勢，使用可折疊的柵格翼是減小空射導彈體積、實現內埋的有效手段[51]。

俄羅斯最新的潛射巡航導彈熾熱(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，待發狀態緊貼彈體折疊，發射后柵格翼打開，可有效解決導彈水中潛行靜穩定問題。

3.2 美國

美國柵格翼相關研究始于20世紀80年代中后期，1991年產生了第一個關于柵格翼技術的專利[51]。美國在MOAB(Massive Ordnance Air Blast bomb)炸彈上實現了柵格翼的首次應用，將柵格翼用作穩定面與控制面，MOAB炸彈于2003年3月11日開展了首次試驗。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)采用復雜構形可折疊柵格翼，可從B-52轟炸機、F-16戰斗機等平臺發射以干擾對方防空力量[52]。為提高反潛作戰能力，解決聲吶浮標的高空準確投放問題，美國于2005年開展了相關技術研究，設計了空投飛行器(ADV，Air Delivery Vehicle)，該飛行器在高空從飛機上投放后，可在柵格翼控制下機動到指定位置并釋放聲吶浮標，該技術也可用于其他作戰環境下的載荷空投。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研制工作。2002年2月，德國試飛了其首款使用柵格翼進行姿態控制的高超聲速導彈HFK-E0，其飛行馬赫數達6.66。

國內自20世紀90年代初開始了對柵格翼的研究，“長征二號F”型運載火箭逃逸飛行器使用柵格翼作為氣動穩定部件，快舟小型固體運載火箭在國內實現了柵格舵作為氣動控制部件的首次應用，標志著我國柵格翼設計應用水平邁上了新的臺階。

4 關鍵技術問題分析與展望

在柵格翼獨特性能優勢的驅動下，國內外關于其氣動特性研究與應用實踐方面都取得一系列的進展與突破，體現在以下方面：

(1)氣動特性研究手段不斷發展。實驗研究投入不斷增大，為準確把握其流場結構與性能特點發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；采用數值求解方法在其性能與新穎構型研究方面取得諸多成果。

(2)對于其氣動特性的認識不斷深入，研究提出了弧形、全局后掠、局部后掠等新穎柵格翼構型，為進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用。

為進一步發揮柵格翼作為氣動穩定面與控制面的性能優勢，克服其缺點，以下方面值得進一步關注與研究：

(1)柵格翼氣動特性工程計算方法研究。工程計算方法效率較高，是柵格翼初步設計過程不可或缺的仿真手段。基于大量實驗與數值仿真結果修正現有工程計算模型，建立其氣動特性計算經驗模型，是亟待開展的工作。

(2)柵格翼外形設計準則研究。目前公開發表的文獻鮮有直接面向柵格翼設計的成果，亟需建立柵格翼格數、格柵形式、格寬翼弦比等基本參數設計準則，加強柵格翼設計模型、流程、方法研究。

(3)跨聲速段動態不穩定性研究。柵格翼在跨聲速段特定馬赫數條件下俯仰力矩距離變化，動態不穩定問題突出，采用非定常數值模擬等手段對其產生過程、產生機理進行研究，對降低柵格翼應用成本與應用風險具有現實意義。

(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用具有指導意義。

(5)高超聲速狀態氣動熱特性研究、氣動力/熱耦合計算研究、防熱結構設計。柵格翼優良的高超聲速性能必將帶來其高超聲速領域應用的不斷拓展，但高超聲速條件下其復雜繞流結構導致的氣動熱問題同樣突出，開展高超聲速狀態氣動熱特性研究、氣動力/熱耦合計算研究與防熱結構設計研究重要理論與實踐意義。

(6)結構與加工工藝研究。柵格翼加工工藝較為復雜，高超聲速條件下防熱結構的引入使得該問題更為突出，在當前最新工藝成果的基礎上開展其加工工藝研究對推動柵格翼應用領域的拓展具有重要意義。

5 結束語

隨著相關領域技術的不斷發展，柵格翼作為氣動穩定面與控制面的獨特性能優勢必將使其應用領域不斷拓展。結合運載火箭、彈道導彈、巡航導彈、智能彈藥、再入飛行器、水下航行體等多種不同對象，開展柵格翼應用研究必將產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。

國家自然科學基金(51105368)；國防科技大學優秀研究生創新資助項目(S130105)。

彭科(1989—)，男，博士生，研究方向為飛行器總體設計與氣動外形設計優化。E-mail：pengke_pk@163.com

V412

A

1006-2793(2015)04-0458-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.002