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    摘要本文旨在研究整体后掠式栅格翼的减阻与气动特性。通过建立单孔直栅格翼、单孔后掠式栅格翼、整体直栅格翼及整体后掠式栅格翼四种模型并在超声速流场中对其进行数值仿真，得到了相应的压力云图、密度云图、速度云图和升阻力曲线。仿真的计算条件为马赫数 1.5、2.0、2.5 和 3.0，同时在 3.0 马赫时对整体后掠式栅格翼带 2°、4°、6°、8°攻角的情况进行了进一步的研究。在对比四种栅格翼的流场情况和气动力变化规律后，结果表明整体后掠式栅格翼相比于其他栅格翼受到的阻力最小，其横向激波会对纵向激波产生干扰，以及栅格翼存在升阻比较低的缺陷。31779
    毕业论文关键词 栅格翼 后掠 数值仿真 流场 超声速
    Title THE STUDY OF DRAG-REDUCTION AND AERODYNAMICCHARACTERISTICS OF THE INTEGRATED SWEPTBACK GRID FINS
    Abstract This paper is aimed at studying drag-reduction and aerodynamic characteristicsof the integrated sweptback grid fins. Models of a single grid fin, a singlesweptback grid fin, a integrated grid fin and a integrated sweptback grid finwere established and calculated by using numerical simulation method insupersonic flow regime. The calculations were made at Mach 1.5, 2.0, 2.5 and 3.0,and the further simulations of the integrated sweptback grid fin were made atMach 3.0 and 2°, 4°, 6°, 8° angles of attack. The results were validated bycomparing the flow filed nephograms and aerodynamic forces of the four models.It was found that the integrated sweptback grid fin had the smallest dragcoefficient of the whole models, and its shock waves in cross section had a hugeimpact on ones in longitudinal section. In addition, the lift-to-drag ratio ofgrid fins was always low.
    Keywords grid fin sweptback numerical simulation flow field supersonic
    目次
    1绪论1
    1.1课题研究背景1
    1.2栅格翼布局的绕流特性1
    1.3栅格翼的优势与不足2
    1.4国内外发展现状3
    1.5本文的工作4
    2基础理论与基本概念6
    2.1激波6
    2.2计算流体力学11
    3数值仿真15
    3.1几何建模15
    3.2网格划分19
    3.3FLUENT求解25
    3.4求解后处理26
    4计算结果与分析27
    4.1单孔栅格翼气动特性分析27
    4.2整体栅格翼气动特性分析38
    4.3栅格翼气动特性对比分析50
    结论54
    致谢55
    参考文献56
    附录A单孔栅格翼其余诸云图58
    附录B整体栅格翼其余诸云图62
    1 绪论1.1 课题研究背景栅格翼是一种有异于传统舵面的控制面和升力面，它是通过将许多薄的栅格壁镶嵌在短弦长的外部框架内形成的。在框架内，栅格壁最主要最多用的布局有两种：框架式和蜂窝式（如图 1.1abc）。其中，蜂窝式栅格壁又包括正置式与斜置式[10]。目前，斜置壁与框架成 45°角的蜂窝式栅格翼得到了较为广泛的应用[13]。蜂窝式栅格翼性能出色，它可以增加飞行器的可控性和稳定性，提高其升力特性，并能确保其在各个飞行阶段具备充足的比刚度、比强度。栅格翼的主要几何参数包括翼高H 、 翼弦b 、 翼展l 、 格间距t 和格宽翼弦比t（如图 1.1d）[3]。翼高H 是指沿栅格翼轴线（经由上、下侧格壁和各个升力面中点的直线）测量的上侧和下侧格壁的间距；翼弦b 是翼面前缘与后缘在垂直于展长方向间距的最大值；翼展l 是指栅格翼两相邻竖直壁面的间距；格间距t 是指两紧靠的栅格间对应点的间距[14]；格宽翼弦比t 是指格间距t 与翼弦b 之比。
    1.2 栅格翼布局的绕流特性栅格翼的绕流特性和几何特性密切影响着其在空气动力方面的许多特性，理论上栅格翼周围流场在亚、跨、超声速的变化过程中存在着三个临界马赫数[6],[13]。
    1.2.1 第一临界马赫数在亚声速阶段，各个栅格形成独立的通道，即使攻角较大，气流也不会沿翼展方向溢出，而是从通道中流畅地通过，此时栅格翼受到的阻力相对较小。随着来流马赫数的增大，由于气流沿栅格壁流动时压缩加速，因而在栅格通道内某截面处达到声速从而产生正激波，正激波的出现使得流过栅格的气流受到阻碍，因而阻力增大。出现正激波时对应的马赫数称为第一临界马赫数。
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