栅格翼气动特性及其应用研究综述

彭 科，胡 凡，张为华，周 张

(1.国防科学技术大学 航天科学与工程学院,长沙 410073;2.江南工业集团有限公司,长沙 410200)



栅格翼气动特性及其应用研究综述

彭 科1，胡 凡1，张为华1，周 张2

(1.国防科学技术大学 航天科学与工程学院,长沙 410073;2.江南工业集团有限公司,长沙 410200)

从实验研究、工程估算、数值模拟三方面综述了栅格翼气动特性研究方法及研究现状；概述了栅格翼主要气动特性；总结了弧形、整体后(前)掠、局部后掠等格翼新颖几何构型研究进展；全面概述了栅格翼在国内外各类型飞行器上应用情况及主要用途。针对格翼设计应用过程的瓶颈问题，分析展望了栅格翼相关领域需要关注和解决的关键问题。

栅格翼；气动特性；几何构型；应用动态

0 引言

栅格翼是由外部框架和内部栅格布置形成的空间多升力面系统[1]，其基本构型分为框架式与蜂窝式，蜂窝式又分为正置和斜置。栅格翼起源于飞行器设计初期所采用的由多翼面组成的升力系统，但由于多翼面升力系统在当时的技术条件下存在结构、重量、阻力、工艺等方面的缺陷，长期以来飞行器设计中单翼升力面占主导地位。随着技术的进步，人们对起源于多翼面升力系统的栅格翼的性能特点认识不断深入，用其作为各类飞行器气动稳定面与控制面的优势不断凸显。俄罗斯、美国、德国和中国等都加强了栅格翼相关研究工作，取得了一系列理论与应用成果。

栅格翼几何结构复杂，气动问题是其设计过程中的核心关键问题，对栅格翼气动特性国内外研究进展进行综述，把握其研究方法、性能特点、应用前景，具有十分重要的意义。本文综述栅格翼气动特性研究方法、研究成果与国内外应用动态，展望栅格翼相关领域需要关注和解决的关键问题，为相关领域研究人员提供参考。

1 栅格翼气动特性研究方法进展

栅格翼气动特性研究方法包含实验、工程估算以及数值计算三方面。

1.1 实验研究

栅格翼外形复杂，其外流场结构、气动特征、气动分析方法与平面翼差异较大，为掌握栅格翼外流场特征及基本气动特性，建立其气动特性分析方法。国内外从风洞实验、水洞实验、弹道靶实验与飞行实验等方面广泛开展了栅格翼气动特性研究。

美国从1985年至上世纪末密集开展了大量不同构形栅格翼亚、跨、超声速风洞实验，研究了栅格翼基本构型气动特性、弧形栅格翼气动特性、跨声速壅塞现象、减阻构型、几何参数对气动特性影响、后掠效应、平面翼与栅格翼性能异同等[2]；1996年，美国进行了栅格翼弹头的火箭助推飞行试验与空投试验，验证了栅格翼作为气动稳定部件的良好性能[2]；近年来，美国进行了“猎户座”逃逸飞行器缩比模型亚、跨、超声速气动特性风洞实验研究，验证了栅格翼布局逃逸飞行器静稳定性，对比了常规与整体后掠栅格翼气动性能[3]。英国采用风洞实验研究对比了栅格翼与平面翼纵横向静稳定特性、控制特性、铰链力矩特性与阻力特性等方面的异同。国外还开展了栅格翼弹头弹道靶实验研究，测得了栅格翼弹头滚转力矩系数与滚转阻尼系数[4-6]，得到了流场结构阴影图像。

国内，南京理工大学经过多次实验，研究了亚、跨、超声速条件下格宽翼弦比对栅格翼气动特性的影响；探索了减小栅格翼超声速阻力的方法和途径；分别研究了采用无尾翼、“T”型尾翼、栅格尾翼时鸭式布局远程弹在跨/超声速段的气动特性，得到了不同马赫数及攻角状态下不同尾翼构形对远程弹气动特性尤其是鸭舵滚转控制特性的影响[7-11]。北京航空航天大学陆中荣教授等采用氢气泡法和丝线法在水洞和低速风洞中进行了栅格翼绕流特性实验[12]，根据实验结果分析了栅格翼自由涡系与各网孔内流态，分析了流动机理。中国空气动力研究与发展中心建立了国内首个全尺寸栅格舵试验平台[13]，实现了全尺寸栅格舵模型气动外形、舵控系统、结构的一体化试验验证；此外，该中心还成功研制出了动态响应能力良好、满足小量铰链力矩测量要求的天平[14]。中国航天空气动力技术研究院研究了栅格翼展开过程气动力测量试验方法[15]，实现了全尺寸栅格翼超声速条件下自动连续展开。

实验手段加深了人们对栅格翼绕流特性与气动特性的理解，研究成果促进了工程估算与数值计算的不断发展，为栅格翼设计提供有力支撑。

1.2 工程估算

以大量实验现象、实验数据为基础，国内外学者结合不同马赫数状态栅格翼流场结构，根据部件组拆法，考虑各部件间干扰建立了栅格翼翼身组合体气动特性工程估算模型。

1.2.1 栅格翼流场结构

栅格翼几何结构复杂，其绕流结构随马赫数变化而发生演变，对其气动特性影响显著，需根据不同马赫数条件下流场结构特点确定相应气动特性工程估算方法[2]。引入临界马赫数表征栅格翼流场结构，不同马赫数状态栅格翼流场结构与流动特征如表1所示。

表1 栅格翼流场结构与流动特征

Table 1 Grid fin flow field Sstructure and characteristics

各临界马赫数的计算是确定特定马赫数下栅格翼流场结构的关键。文献[2]将栅格翼内部流动等效为二维喷管流动建立了栅格翼第一临界马赫数计算方法。第二临界马赫数Macr2与格片前缘半径等参数相关，计算较为复杂，目前多依靠实验数据比拟得到。第三临界马赫数可根据格片锲角采用理论公式计算，当格片为钝前缘时采用等效锲方法计算，精度要求较高时可采用数值方法计算[16]。

1.2.2 单独栅格翼气动特性工程估算模型

对于单独栅格翼，其气动力包含表面法向压力与切向摩擦力两部分贡献。摩擦力贡献目前多采用经验公式计算[17-18]；表面法向压力贡献采用基于无粘假设的工程模型计算，本节对该领域国内外研究方法进行综述。

亚声速时，根据实验结果，由栅格翼格片脱出的自由涡系形成互相平行的旋涡壁[12,19]，该类流动的气动力计算适于采用基于升力面理论的涡格法。文献[18,20-23]采用该方法计算了不同类型栅格翼亚声速气动特性，文献[18]对马赫数影响作了修正。此外，臧勇基于第二代低阶面元法VSAERO，建立了亚声速、小攻角状态飞行器流场模型与气动载荷计算模型，进而计算了栅格翼亚声速气动特性[24]。

栅格翼跨声速段格孔内部流动复杂，气动特性工程估算难度较大，目前国内外相关研究较少，计算理论尚不成熟。Macr1≤Ma≤1情况下多采用考虑边界层修正的一维流理论计算[25]，在1≤Ma≤Macr2根据理论公式计算脱体激波前后气流参数，近似认为波后流动方向不变，根据波后参数采用亚声速状态方法计算栅格舵所受气动力。

关于栅格翼超声速气动特性工程估算，沈遐龄等不考虑格片间激波干扰，根据各格片理论升力线斜率求得正置栅格翼超声速气动特性[20]。文献[26-27]给出了斜置蜂窝式栅格翼对正置蜂窝式栅格翼的等效条件。文献[25]根据平面翼超声速气动特性计算模型，考虑端板效应，求得栅格翼各格片表面压力分布，进而得到其超声速气动特性。Theerthamalai P等考虑格片间激波干扰，基于激波-膨胀波理论发展了较为完整的栅格翼超声速气动特性工程估算方法[17]。文献[28]基于面元法建立栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算模型。

1.2.3 栅格翼翼身组合体部件干扰模型

对于栅格翼翼身组合体，需考虑弹身对栅格翼干扰、栅格翼对弹身干扰、栅格翼各格片间干扰。弹身对栅格翼的气动干扰计算方法常用的方法有：偶极子模拟弹身法、上洗流场模型法、平面涡格法，其中偶极子模拟弹身法所做的简化最少，精度最高，是用来计算栅格翼与弹身间相互气动干扰的最佳方法；上洗流场模型法、平面涡格法计算较简单，在对计算精度要求不高的情况下可采用[18]。对大攻角状态弹体脱体涡影响，目前国内外多采用经验公式估算[18,22]。栅格翼对弹身干扰主要基于镜像法与经验公式计算[17]。栅格翼各格片间干扰在亚声速状态需做考虑，文献[25]采用1.2.2节方法将各格片同时划分面元联合求解，所得结果即反应了栅格舵舵片间干扰，跨、超声速段小型运载火箭各舵片间干扰可忽略不计。

现有工程估算方法效率较高，但精度不能满足栅格翼外形设计与气动特性仿真等工程需要，相关理论方法尚待进一步研究。

1.3 数值模拟

基于大量假设与简化的工程估算方法存在精度瓶颈，数值模拟方法被引入到栅格翼气动特性研究。该方法能用较少假设给出详尽、准确、广泛的信息，在栅格翼气动问题研究过程中发挥了不可替代的作用，拓展了栅格翼气动特性研究方式。

关于栅格翼气动特性数值模拟，国内外公开发表的文献所取数学模型、求解方法多为常规CFD方法。其几何结构复杂，数值模拟难度主要集中于网格划分。目前国内外栅格翼翼身组合体气动特性数值模拟网格划分方法主要包括：多块对接结构网格[29]、四面体非结构网格[30]、直角非结构网格[31]、结构/非结构混合网格[32-33]重叠结构网格[34]等，后3种方法最为常用。直角非结构网格划分方法简单、省时、自动化程度较高，便于网格自适应处理；结构/非结构混合网格方法结合了结构网格和非结构网格各自的优点，减小网格生成难度，提高网格质量，计算精度较高；重叠结构网格划分方法可有效提高计算精度。

数值模拟方法对于栅格翼的气动特性预示精度可满足工程需求，但计算效率较低。

2 栅格翼气动特性研究成果综述

2.1 栅格翼主要气动特性

栅格翼作为新型气动部件，在升力特性、铰链力矩特性、折叠特性、强度特性等方面较传统平面翼具有不可替代的优点，主要性能特点为[38]：

(1)升力特性好，大攻角状态仍能保持良好线性，不易失速；

(2)压心漂移小，可有效减小铰链力矩，降低对舵机的要求，减轻舵机质量；

(3)弦向尺寸小，可紧贴弹体折叠安装，减小尺寸，利于存储，折叠状态可在自身空气动力矩作用下自动打开；

(4)强度质量比大，有利于降低结构质量；

(5)阻力较大，可用作减速部件，合理设计降低阻力后可拓宽使用范围。

此外，栅格翼还有以下特点：

(1)作为空间多升力面系统，栅格尾翼纵向格片对升力仍有贡献，比平板尾翼利于提高全箭静稳定性，可提供更大法向过载，提高机动性能。值得关注的是，背风区栅格翼大攻角时其根部出现流动分离，导致部分升力面当地攻角为负值，对升力的贡献低于其他翼面[30];

(2)对于采用鸭舵控制滚转的火箭/导弹，在攻角非零情况下，受脱体涡影响，尾翼为平面翼时易出现滚转控制耦合问题，甚至产生控制反效，采用栅格翼时滚转控制更为有效，为解决鸭式布局滚转耦合问题提供了思路[39];

(3)在大攻角状态栅格尾翼仍可保持偏航方向稳定性，也具备大攻角状态横向机动的能力；

(4)栅格翼跨声速阶段产生气流壅塞现象[40-41]，对其气动特性影响显著，控制效率降低[38]，阻力增加，且第一临界马赫数附近法向力系数、俯仰力矩系数、压心系数变化皆较大，对飞行器静稳定性产生较大影响[42-43]。

2.2 栅格翼几何构型研究进展

对于栅格翼基本构形，影响其气动性能的主要因素有边框厚度、格片厚度、栅格长宽比、格宽翼弦比与翼型等。陈少松等采用风洞实验方法对不同形状栅格翼的减阻特性进行了分析，得到了栅格翼边框尺寸、边框截面形状、格栅形式、格宽翼弦比等对栅格翼阻力的影响，结果表明，(1)栅格翼的边框剖面形状对栅格翼的阻力影响较大，远大于格片厚度带来的影响；(2)减少栅格数目的情况下，栅格翼阻力降低，同时带来升力的损失；(3)栅格翼格宽翼弦比通过影响内部流态影响其升阻力特性，在一定马赫数、攻角状态下，存在最佳格宽翼弦比使得栅格翼升阻比最大[8-10]。吴晓军等运用数值模拟方法研究了栅格长宽比对栅格气动特性的影响，结果表明，在所选择的长宽比范围内，长宽比对阻力的影响较小，而对法向力影响明显，可根据需要优化长宽比[44]。

随着研究的深入，出现了弧形栅格翼、整体后掠栅格翼与前缘局部后掠栅格翼等非常规构形栅格翼，提升了性能。

2.2.1 弧形栅格翼

文献[45]介绍了弧形栅格翼概念，弧形栅格翼折叠安装可与弹体完全贴合，最大限度减小尺寸。弧形栅格翼可设计为凸面迎风与凹面迎风两种形式。两种形式的弧形栅格翼在跨声速段升阻比与平面栅格翼差异不大，亚、超声速段皆高于平面栅格翼[46]；迎风面为凸面时其升力系数与升阻比皆略大于迎风面为凹面的情况；迎风面为凹面时弧形栅格翼展开所需机构力与其所受气动力方向一致，便于展开。目前弧形栅格翼设计多以凹面为迎风面(图1)。

图1 弧形栅格翼Fig.1 Curved grid fin

2.2.2 整体后(前)掠栅格翼

文献[45]引出了整体后掠与整体前掠栅格翼概念，各自又分为“斜”与“平”2种类型(图2、图3)。

“斜型”栅格翼格片平面与弹体轴线夹角δ等于翼面后掠角Λ，来流攻角为零时格片当地攻角不为零。对于“斜型”栅格翼，当后(前)掠角一致时，后掠与前掠方式升、阻力特性基本一致，在前/后掠角在约±30°以内时，法向力基本不随后(前)掠角变化，30°后(前)掠角状态阻力约为零后(前)掠角状态的2～3倍，“斜型”后掠栅格翼可在保持飞行器静稳定性的同时用作减速部件[45]。“平型”后(前)掠栅格翼可有效减少阻力，后掠状态较前掠状态减阻效果更好。“猎户座”逃逸飞行器采用“平型”整体后掠栅格翼提高静稳定性能[3]。

(a)斜型 (b)平型

(a)斜型 (b)平型

2.2.3 前缘局部后掠栅格翼

受平面翼后掠减阻效应启发，Guyot等提出了局部后掠栅格翼概念[47](图4)，其零升阻力较常规构型栅格翼约减少30%～40%，比整体后掠栅格翼减阻效果更好，并可有效减缓跨声速段壅塞现象，减小阻力[48-49]。局部后掠栅格翼分为栅格交接点后掠(模型GP)与格片中心点后掠两类(模型GV)，前者减阻更为有效[11]。

前缘局部后掠栅格翼一般翼弦较长，一定程度上影响了其折叠性能，另外加工更为复杂，目前尚未见前缘局部后掠栅格翼的相关工程应用。

(a)常规构型

(b)后掠栅格翼

3 栅格翼国内外应用动态

栅格翼因其独特优势引起了世界各国的重视，前苏联/俄罗斯、美国、德国以及中国等都加强了栅格翼的理论与试验研究工作，将其成功用于各类飞行器[50]。

3.1 前苏联/俄罗斯

前苏联于20世纪50年代初就对栅格翼进行了研究，进行了大量气动计算和实验，开展了栅格翼结构、强度、生产工艺的研究，形成了栅格翼设计方法，并成功将栅格翼用作联盟号宇宙飞船救生逃逸系统的稳定、减速部件，1963年实现了首次发射。N-1探月火箭一级采用栅格翼作为稳定面，在转运过程中栅格翼折叠，1969年进行了首次发射。

70年代前后，前苏联科学家开始在各类导弹设计中广泛应用栅格翼。战略弹道导弹中，野人(Savage，北约代号SS-13)I型与II型一级使用4个栅格翼作为稳定面；罪人(Sinner，北约代号SS-16)、佩刀(Saber，北约代号SS-20)I型与II型、镰刀(Sickle，北约代号SS-25)、镰刀 B(Sickle B，北约代号SS-27)一级尾段有8个栅格翼，其中4个为稳定面，另外4个为控制面。

战术弹道导弹中，薄板(Scaleboard，北约代号SS-12，两级固体导弹)二级尾部安装有4个弧形栅格翼，一级飞行时栅格翼折叠，以减小一级飞行静不稳定度，改善一级操纵性，二级飞行时栅格翼展开，并作为控制面与燃气舵联动；圣甲虫(Scarab，北约代号SS-21)、蜘蛛(Spider，北约代号SS-23)采用可折叠栅格翼，作为控制面与燃气舵联动。

空空导弹中蝰蛇(Adder，北约代号AA-12，俄罗斯称R-77)及其各改进型采用可折叠栅格翼作为控制面，R-77导弹是世界上首型采用栅格翼作为控制面的空空导弹，充分利用了栅格翼各方面优点，是目前栅格翼最成功的应用案例[50]。对于空射导弹，随着现代战争对隐身性能的需求不断增强，机载武器、传感器等挂载实现内埋是该类武器系统发展的必然趋势，使用可折叠的栅格翼是减小空射导弹体积、实现内埋的有效手段[51]。

俄罗斯最新的潜射巡航导弹炽热(Sizzler，北约代号SS-N-27，俄罗斯称3M-54 Klub)助推级采用折叠栅格翼，待发状态紧贴弹体折叠，发射后栅格翼打开，可有效解决导弹水中潜行静稳定问题。

3.2 美国

美国栅格翼相关研究始于20世纪80年代中后期，1991年产生了第一个关于栅格翼技术的专利[51]。美国在MOAB(Massive Ordnance Air Blast bomb)炸弹上实现了栅格翼的首次应用，将栅格翼用作稳定面与控制面，MOAB炸弹于2003年3月11日开展了首次试验。此外，美国在MOP(Massive Ordnance Penetrator)侵彻弹中同样使用了栅格翼。美国空军干扰弹MALD(Miniature Air-Launched Decoy)采用复杂构形可折叠栅格翼，可从B-52轰炸机、F-16战斗机等平台发射以干扰对方防空力量[52]。为提高反潜作战能力，解决声呐浮标的高空准确投放问题，美国于2005年开展了相关技术研究，设计了空投飞行器(ADV，Air Delivery Vehicle)，该飞行器在高空从飞机上投放后，可在栅格翼控制下机动到指定位置并释放声呐浮标，该技术也可用于其他作战环境下的载荷空投。此外，美国在“猎户座”逃逸飞行器[3]及无逃逸塔的逃逸飞行器方案[53]中同样使用了栅格翼。

3.3 其他

德国也开展了栅格翼的理论研究和试验研制工作。2002年2月，德国试飞了其首款使用栅格翼进行姿态控制的高超声速导弹HFK-E0，其飞行马赫数达6.66。

国内自20世纪90年代初开始了对栅格翼的研究，“长征二号F”型运载火箭逃逸飞行器使用栅格翼作为气动稳定部件，快舟小型固体运载火箭在国内实现了栅格舵作为气动控制部件的首次应用，标志着我国栅格翼设计应用水平迈上了新的台阶。

4 关键技术问题分析与展望

在栅格翼独特性能优势的驱动下，国内外关于其气动特性研究与应用实践方面都取得一系列的进展与突破，体现在以下方面：

(1)气动特性研究手段不断发展。实验研究投入不断增大，为准确把握其流场结构与性能特点发挥了不可替代的作用；初步建立了栅格翼气动特性工程估算方法；采用数值求解方法在其性能与新颖构型研究方面取得诸多成果。

(2)对于其气动特性的认识不断深入，研究提出了弧形、全局后掠、局部后掠等新颖栅格翼构型，为进一步提高栅格翼性能提供了新的思路。

(3)在多个国家、不同类型飞行器、多种型号上得以成功应用。

为进一步发挥栅格翼作为气动稳定面与控制面的性能优势，克服其缺点，以下方面值得进一步关注与研究：

(1)栅格翼气动特性工程计算方法研究。工程计算方法效率较高，是栅格翼初步设计过程不可或缺的仿真手段。基于大量实验与数值仿真结果修正现有工程计算模型，建立其气动特性计算经验模型，是亟待开展的工作。

(2)栅格翼外形设计准则研究。目前公开发表的文献鲜有直接面向栅格翼设计的成果，亟需建立栅格翼格数、格栅形式、格宽翼弦比等基本参数设计准则，加强栅格翼设计模型、流程、方法研究。

(3)跨声速段动态不稳定性研究。栅格翼在跨声速段特定马赫数条件下俯仰力矩距离变化，动态不稳定问题突出，采用非定常数值模拟等手段对其产生过程、产生机理进行研究，对降低栅格翼应用成本与应用风险具有现实意义。

(4)隐身性能研究。栅格翼隐身性能较差，开展其隐身特性定量研究对其应用具有指导意义。

(5)高超声速状态气动热特性研究、气动力/热耦合计算研究、防热结构设计。栅格翼优良的高超声速性能必将带来其高超声速领域应用的不断拓展，但高超声速条件下其复杂绕流结构导致的气动热问题同样突出，开展高超声速状态气动热特性研究、气动力/热耦合计算研究与防热结构设计研究重要理论与实践意义。

(6)结构与加工工艺研究。栅格翼加工工艺较为复杂，高超声速条件下防热结构的引入使得该问题更为突出，在当前最新工艺成果的基础上开展其加工工艺研究对推动栅格翼应用领域的拓展具有重要意义。

5 结束语

随着相关领域技术的不断发展，栅格翼作为气动稳定面与控制面的独特性能优势必将使其应用领域不断拓展。结合运载火箭、弹道导弹、巡航导弹、智能弹药、再入飞行器、水下航行体等多种不同对象，开展栅格翼应用研究必将产生巨大社会与军事效益。

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(编辑：吕耀辉)

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。

国家自然科学基金(51105368)；国防科技大学优秀研究生创新资助项目(S130105)。

彭科(1989—)，男，博士生，研究方向为飞行器总体设计与气动外形设计优化。E-mail：pengke_pk@163.com

V412

A

1006-2793(2015)04-0458-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.002