参考文献 42

1    绪论

1。1    课题研究背景

栅格翼也叫晶格翼，不同于传统舵面是一种由众多薄栅格壁相交镶嵌在边框内组成的升力控制表面。其边框内的布局最基本、最常用的是框架式和蜂窝式两种，蜂窝式栅格壁又分为正置和斜置两种[21]。目前常用的是斜置壁与边框成45°角的蜂窝式栅格翼。这种蜂窝式结构，能够有效的增加飞行装置的可控性以及稳定性，提高其升力特性。其次，蜂窝装结构能够确保其在飞行过程中能够保证具有足够的比刚度和比强度。

在较大的马赫数范围里，栅格翼具有高飞行机动性、高升阻比、大失速攻角、操纵便利、动力等效等主要气动特点。由于栅格翼在亚、跨、超声速气流中具有显著的优越性，在飞行器设计研究中栅格翼得以应用。俄罗斯“联盟”号飞船逃逸救生系统的稳定翼面、俄罗斯R-77、AMM-AE空空导弹的控制舵面、中国CZ-2F火箭有效载荷级的飞船逃逸救生系统的稳定翼面、印度SLCM潜射巡航导弹的控制舵面等都采用了栅格翼结构[20]。论文网

随着反导系统技术的增强，导弹的可靠性和生存能力日渐底下。以往的研究表明，主动段速燃助推+滑行+末助推技术通过降低高度、限制或缩短飞行时间有利于提高导弹突破反导系统的概率 [20]。在大攻角、高马赫数的超声速气流中，栅格翼表现出优越的空气动力特性和使用效能比，这为解决次滑行段的气动稳定性控制提供了较为可行、实用的技术方案[20]。

1。2    栅格翼的优点与不足

栅格翼一般应用于火箭逃逸器、战术导弹和空空导弹这些飞行装置上，不同于一般火箭导弹常规翼型安装方向与导弹纵轴平行，其安装方向垂直与导弹纵轴，来流穿过栅格孔。栅格翼与传统弹翼相较，具有以下优点：

传统翼面由于所受力矩大，需要较大功率的伺服机构来驱动，而栅格翼弦长短，即使在大马赫数区间，其压心的绝对移动量也是个小量，因此栅格翼受到的铰链力矩也很小，只需要小功率的伺服机构就可以驱动栅格翼进行工作，由此可以降低传动装置及电源的质量，从而可以有效的减小飞行器的质量。

导弹飞行器尾部因为要布置火箭发动机的尾喷管，从而导致其尾部空间非常狭窄，而小功率私服机构相比传统翼型的私服机构，具有体积小的优点，因而可以将飞行器的气动操纵面的伺服机构布置在弹尾的狭窄空间里。相应的，我们就可以将飞行器的气动操纵面设置在飞行器的尾部，这样可以使得导弹飞行器具有更强的机动性。此外，由于导弹飞行器的火箭发动机工作时间很短，火箭发动机内部药柱燃烧，生成气体从尾部喷管喷出，这一过程中伴随着导弹的重心的前移，这时，将气动操纵面设置在导弹尾部，就可以在相同推力作用下，为导弹提供更大的操纵力矩，从而进一步提高导弹的机动性。

栅格翼由于其布局方式和外观结构，可以设计为折叠式，折叠后翼型结构所占的空间更小。折叠式结构使栅格翼可以沿弹体径向向前收起，因此不会加大弹体的外形尺寸，发射过程中借由空气动力作用自动展开，有利于火箭飞行器的存放、运输和发射。

尽管栅格翼具有以上的诸多优势，但其在实际使用中，也存在这自身突出的缺点：

栅格翼相较常规翼型，结构更加复杂，制造工艺更加困难，因而需要依靠更加优越的工业水平。

栅格翼在不同流态下表现出不同的气动特性，亚音速时，相较与常规平板翼，其阻力比较大；跨音速阶段，栅格翼壁面间形成激波，波系之间形成干扰，使得升力降低。而为了提供足够升力而增大攻角时，其阻力也相应增大。