1    国外研究现状

苏联联盟号宇宙飞船救生逃逸系统的稳定翼面是最早成功使用栅格翼结构的项目。之后，俄罗斯在R- 77中程空空导弹上采用栅格尾翼舵面取代常规舵面，而且以后在很多型号的导弹上使用。栅格翼在导弹上的应用受到了美国的关注，通过一系列研究，栅格翼被成功应用在许多超音速导弹和一些小直径炸弹上。Karlrthner采用分区方法生成多重结构网格并对栅格翼在跨音速阶段的气流壅塞现象进行了研究 [21]。Lin Herng等采用在二维平面分区生成栅格翼结构网格的方法，把栅格翼结构网格拓展至三维区域进行研究[21]。James De Spirito通过对栅格翼作为鸭式布局组合体尾翼的滚转控制性能的研究，得出低超音速栅格翼比平板翼的滚转控制更有效的结论[21]。Fournier E F通过与自由飞行实验模型相似的两种布局的风洞实验，论证了两种布局气动特性与马赫数和攻角的关系，还将栅格翼与光弹进行了比较，指出两个水平的栅格翼产生了几乎百分百的法向力增量[21]。 Despirito J等对Fournier E Y的栅格翼实验模型进行了数值计算，解释了Fournier E Y实验中两个垂直的翼几乎不产生法向力增量的原因[21]。Simpson G M等指出，在大的攻角和马赫数下栅格翼较平板翼具有更好的横向稳定性和更高的控制效率； William David Washington等发现在超音速阶段，栅格翼的布局会产生比单面翼更大的法向力[21]。83067

2    国内研究现状

我国对栅格翼的研究启动于20世纪90年代初。目前，通过CZ- 2F逃逸飞行器零高度实验和最大速度头实验对栅格翼评估，栅格翼被成功应用在神舟号宇宙飞船逃逸飞行器上，参与神舟系列飞船发射任务。

栅格翼具有复杂的结构，各栅格壁之间会产生严重的相互干扰，气动特性受来流马赫数、攻角、栅格翼剖面形状、栅格壁相对间距壁和相对厚度等参数的影响，采用常规求解方程的方法能难得到满意的解。因此，通常针对栅格翼在亚、跨、超音速流中不同的绕流特性，采用相对应的计算方法以计算栅格翼的气动力特性[21]。论文网

亚音速时，所有栅格壁均处于同等状态，具有相同的空气动力特性；从侧壁脱出的自由涡系本身是一个均匀分布的涡面，并具有均匀不变的涡强；自由涡产生的下洗具有良好的均匀性。鉴于以上特点，采用涡格法计算栅格翼空气动力[21]。

跨音速时，栅格翼可看作许多有着相同来流的小网孔的集合体。而每个小网孔内的气流可以看作一维流动。据此可以建立跨音速复杂流动区域的空气动力特性计算方法[21]。

超音速时，栅格壁上将出现激波，并且激波会在壁面上反射；当来流马赫数大于第三临界马赫数时，反射就会消失，此时基于等墒流的一维通道假设不在适用于栅格翼内的气动研究。当忽略激波的交叉影响和末端效应时，通常采用用激波膨胀波法计算栅格翼的气动力，对于下边框外面的流动，用线化理论修正三维流动效应[21]。

由于栅格翼特殊的蜂房结构，增加了与弹身网格对接的难度。使得网格质量也得不到保障。因此，要寻找一种合理的网格生成方法，来提升网格质量。以往的研究中发现，混合网格技术能够提高了网格生成的质量；同时由于不考虑结构网格的空间对接，在网格生成难度降低的同时减少了计算时间。这种技术是目前求解栅格翼飞行器亚、跨、超音速气动特性比较理想的方法之一，为采用CFD研究栅格翼气动特性提供了便利[21]。

栅格翼的优点注定了其在未来弹翼上有着不可代替的地位，但是，要将栅格翼广泛应用到实际生产中，还需要大量的研究与实验。目前栅格翼结构设计还存在亚声速阶段阻力大，超声速阶段升力低等问题。因此如何降阻成为了栅格翼研究的重要课题。