余奇华，敬代勇

（中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009）

0 引言

格栅翼由小弦长的边框及其内部交叉放置的细薄格栅壁构成。俄罗斯首次在R -77空空系列导弹上采用4片格栅舵取代常规的舵面，美国已将格栅翼应用到一些超音速导弹上。格栅翼作为一种新型的承力稳定面和控制面，在大攻角、高机动的战术导弹上有着良好的应用前景。

目前，国内外对格栅翼的气动特性进行了大量的研究［1－6］，但仅限于小攻角范围内。采用数值模拟方法求解战术导弹大攻角流场，比较分析了格栅翼和平面翼的气动特性；同时，重点研究了格栅翼格数、格栅壁厚度及剖面形状等几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响规律，以期为格栅翼在战术导弹上的工程应用设计提供依据。

1 控制方程及数值计算方法

控制方程为雷诺时均N -S方程，其守恒形式为：

其中：Q为守恒通量项；F、G、H为无粘矢通量，Fv、Gv、Hv为粘性矢通量。N -S方程组采用守恒形式的有限体积法来离散，时间推进采用隐式格式，应用多重网格技术加速收敛。使用的湍流模型为（Menter k－ω）SST模型。数值模拟来流马赫数为1.2，攻角0°～40°。

2 格栅翼和平面翼的比较

计算模型为美国近年来进行实验和理论研究所采用的一个典型的格栅翼导弹模型。头部为长细比3.0的尖拱型，弹径127 mm，弹长1320.8 mm，格栅翼的弦长为9.75 mm，壁厚0.1524 mm。为了便于比较，设计了具有相似升力特性的平面翼［5］，平面翼的根弦长65.151 mm，展长47.625 mm，前缘后掠角34.62°。图1和图2是格栅翼和平面翼导弹物面网格局部放大图。参考面积和参考长度分别取弹身最大横截面积、弹身直径；翼面弦向压心计算以平均气动弦长中点为坐标原点，指向翼面前缘为正。图3～图5给出了计算结果，由图可知：1）小攻角时，格栅翼和平面翼的法向力基本重合。攻角超过20°后，格栅翼法向力随攻角持续增加，平面翼法向力基本不变，40°攻角时还略有减小。2）格栅翼的轴向力较大，几乎是平面翼的5～8倍。3）格栅翼弦向压心随攻角变化较小（变化量是平面翼的1／6左右），因而铰链力矩很小。上述计算结果表明格栅翼具有失速攻角大、升力特性好、铰链力矩小的优点，同时也存在着阻力大的缺点。

图1 格栅翼导弹物面网格局部放大图

图2 平面翼导弹物面网格局部放大图

图3 翼面法向力系数

图4 翼面轴向力系数

图5 翼面弦向压心

3 几何特征尺寸对气动特性的影响

3.1 格数对气动特性的影响

为研究格数对格栅翼气动特性的影响，计算了图6［7］和图7所示的两个格栅翼，翼展190.5 mm，弦29.9466 mm，高84.6582 mm，格栅壁厚度1.27 mm。计算网格采用相同的拓扑结构和网格数量，以减小网格分布对计算结果的影响。

图8和图9分别是翼面法向力系数和轴向力系数随攻角的变化曲线。从图中可以看出，格栅翼格数的变化对翼面法向力变化不明显，但对翼面轴向力影响较大（文中计算的密格栅翼相对于稀格栅翼增加了50%左右）。因此，格栅翼设计时，在结构允许的条件下，采用较少的格数，以减小翼面轴向力。

图6 密格栅翼物面网格图

7 稀格栅翼物面网格图

图8 翼面法向力系数

图9 翼面轴向力系数

3.2 格壁厚度对气动特性的

为研究格壁厚度对气动特性的影响，将图6中格栅翼的格壁厚度变为D＝2.54 mm，计算结果见图10和图11。

图10 翼面法向力系数

图11 翼面轴向力系数

由图可知：1）随着格壁厚度的增加，翼面法向力略有减小，这主要由于所计算的两个格栅翼展长和高度相同，厚度增加1.27 mm，格壁长度将减小1.27 mm（5%左右），因而迎风面积将减小5%左右；2）随着格壁厚度的增加，翼面轴向力迅速增大，D＝2.54 mm的格栅翼是D＝1.27 mm的2倍左右。因此，进行格栅翼面设计时，在保证结构强度、刚度的前提下，应尽量减小格壁厚度。

3.3 剖面形状对气动特性的影响

为研究剖面形状对格栅翼气动特性的影响，将图6中格栅翼分别采用如下三种剖面：（a）剖面前后缘楔角为▽＝180°；（b）剖面前后缘楔角为▽＝90°；（c）剖面前后缘楔角为▽＝40°，如图12所示。图13和图14给出了翼面法向力系数和轴向力系数随攻角的变化曲线。由图可以看出，剖面形状对翼面法向力基本没有影响，对轴向力影响较大。随着剖面前后缘楔角的减小，翼面轴向力大幅度降低，最大降幅37.6%。

4 结论

采用数值模拟的方法，对格栅翼的大攻角气动特性进行了研究，可以得出以下结论：

图12 格栅翼剖面形状图

图13 翼面法向力系数

图14 翼面轴向力系数

1）和传统的平面翼相比，格栅翼铰链力矩小、失速攻角大，在40°攻角范围内，法向力随攻角一直增加；轴向力较大，文中计算状态范围内，是相应平面翼的5～8倍；

2）格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小；

3）格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面轴向力影响较大，随格栅翼的格数、格壁厚度和前后缘楔角的减小而降低。

基于以上结论，进行格栅翼设计时，在保证结构强度、刚度和工艺等条件下，合理选择格栅翼格数，尽量减小格壁厚度和剖面前后缘楔角，以达到更好的气动性能。

［1］ 陆中荣，杨骥.格栅尾翼导弹空气动力特性的计算与分析［J］.导弹与航天运载技术，2001（3）：7－12.

［2］ 余奇华，敬代勇.基于非结构网格的格栅舵导弹数值模拟计算［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.