王 辰，張宏劍，閆 偉，張 希，石玉紅，郭 岳，袁 晗

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

引 言

兼顧技術(shù)先進(jìn)性和工程可行性，使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力的兩級(jí)入軌重復(fù)使用運(yùn)載器[1]是發(fā)展重復(fù)使用航天運(yùn)載器的一個(gè)主要方向。2015年美國(guó)SpaceX公司的“獵鷹9號(hào)”（Falcon 9）火箭首次成功實(shí)現(xiàn)了火箭一子級(jí)的可控垂直回收后，到2020年底已成功實(shí)現(xiàn)70次火箭一子級(jí)回收，回收機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)是其中的關(guān)鍵技術(shù)之一[2]。無論采用“返回原場(chǎng)”方式還是“不返回原場(chǎng)”回收方式[3]，重復(fù)使用火箭均需使用氣動(dòng)控制機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)火箭的可控返回，以實(shí)現(xiàn)火箭再入過程中的姿態(tài)和軌跡控制。

在眾多氣動(dòng)控制機(jī)構(gòu)方案中，柵格舵的特點(diǎn)使其適合在重復(fù)使用火箭上應(yīng)用[4]。Falcon 9火箭級(jí)間段上的四片柵格舵（見圖1）在起飛時(shí)折疊緊貼箭體外壁，級(jí)間分離后展開并能夠在伺服機(jī)構(gòu)和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的作用下轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生氣動(dòng)力控制箭體滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航，以實(shí)現(xiàn)火箭在回收平臺(tái)上的精確降落。柵格舵機(jī)構(gòu)是一套復(fù)雜的氣動(dòng)控制機(jī)構(gòu)系統(tǒng)，其中的氣動(dòng)舵面稱為柵格舵。如果在飛行器飛行過程中固定不動(dòng)，起到增強(qiáng)飛行穩(wěn)定性的作用，可稱為柵格翼。如果在飛行過程中偏轉(zhuǎn)從而起到氣動(dòng)控制作用的，稱為柵格舵。為行文方便，本文中統(tǒng)稱為柵格舵。

圖1 Falcon 9火箭的柵格舵Fig. 1 Grid fin of Falcon 9 rocket

柵格舵是一種在有限翼展上由很多翼元組成的升力系統(tǒng)[5]，柵格壁鑲嵌在邊框內(nèi)，其布局可分為框架式和蜂窩式。柵格舵展向長(zhǎng)度較小且便于折疊，折疊后可以緊貼箭體，降低對(duì)火箭上升段的影響。其翼弦很短，壓心在很寬的馬赫數(shù)和攻角范圍內(nèi)得以保持穩(wěn)定，鉸鏈力矩小，作為舵面時(shí)伺服機(jī)構(gòu)功率需求小、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)質(zhì)量輕。柵格舵在較大攻角和馬赫數(shù)范圍內(nèi)均具有較好的升力特性，尤其是較高馬赫數(shù)時(shí)升力顯著高于展長(zhǎng)相同的平板舵，且其阻力系數(shù)高這一特點(diǎn)在火箭再入過程中可以調(diào)節(jié)箭體壓心來提高飛行穩(wěn)定性，并起到一定的減速作用[6]。舵體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與剛度高，最大氣動(dòng)載荷作用面與結(jié)構(gòu)的最大剛度面重合且結(jié)構(gòu)有效高度較大，可保證其在各飛行階段具有足夠的比強(qiáng)度、比剛度。

在重復(fù)使用火箭再入返回過程中，柵格舵的氣動(dòng)調(diào)節(jié)是除了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)和RCS（Reaction Control System）系統(tǒng)外火箭姿態(tài)和軌跡控制的必不可少手段。

本文從氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和制造工藝兩方面對(duì)柵格舵的設(shè)計(jì)和制造方法進(jìn)行研究，詳述了柵格舵設(shè)計(jì)所需要考慮的設(shè)計(jì)要素及其具體影響，研究了可用于柵格舵制造的各種工藝方案，對(duì)比分析了各類工藝方案的特點(diǎn)，最后對(duì)柵格舵的設(shè)計(jì)制造提出了相關(guān)建議。

1 國(guó)內(nèi)外研究應(yīng)用情況

蘇聯(lián)/俄羅斯是最早進(jìn)行柵格舵技術(shù)研究和應(yīng)用的國(guó)家，20世紀(jì)50年代初，蘇聯(lián)就對(duì)柵格舵進(jìn)行了大量的理論和試驗(yàn)研究，從氣動(dòng)特性計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析、制造工藝研究等多方面對(duì)柵格舵技術(shù)進(jìn)行了探索，并形成了一套較為全面的設(shè)計(jì)方法。其中的一項(xiàng)重要應(yīng)用是載人火箭“聯(lián)盟”飛船逃逸飛行器低空逃逸的氣動(dòng)增穩(wěn)。此后，蘇/俄也在一系列導(dǎo)彈武器上應(yīng)用了柵格舵技術(shù)，如SS-20彈道導(dǎo)彈和R-77空空導(dǎo)彈上。美國(guó)從20世紀(jì)90年代開始進(jìn)行柵格舵的相關(guān)研究，最具代表性的應(yīng)用是9 t重的“炸彈之母”MOAB炸彈，折疊安裝在炸彈尾部，投放后展開進(jìn)行增穩(wěn)和控制。德國(guó)、伊朗、朝鮮等國(guó)家也開展了相關(guān)的研究，主要是應(yīng)用在彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈等飛行器上。

中國(guó)從20世紀(jì)90年代開始對(duì)柵格舵的研究，并成功應(yīng)用在了“長(zhǎng)征二號(hào)F”（CZ-2F）載人火箭的逃逸系統(tǒng)[7]。在遇到突發(fā)情況需要低空逃逸（≤ 39 km）時(shí)，4片可折疊的柵格舵展開使逃逸飛行器壓心后移，增強(qiáng)低空逃逸飛行的穩(wěn)定性。近年來，國(guó)內(nèi)中國(guó)航天科工集團(tuán)有限公司的“快舟一號(hào)”火箭、“星際榮耀”公司的“雙曲線一號(hào)”火箭等小型固體運(yùn)載火箭將柵格舵應(yīng)用在火箭上升段飛行的控制中。2019年，“長(zhǎng)征二號(hào)C”（CZ-2C）火箭和“長(zhǎng)征四號(hào)B”（CZ-4B）火箭先后搭載柵格舵系統(tǒng)完成了落區(qū)控制技術(shù)驗(yàn)證，通過柵格舵的控制作用大大減小了落區(qū)面積，提高了內(nèi)陸發(fā)射火箭的落區(qū)安全性，也為重復(fù)使用火箭技術(shù)奠定了基礎(chǔ)。

重復(fù)使用火箭再入返回過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)和RCS系統(tǒng)均可用于調(diào)姿，且效果基本不受火箭高度和速度的影響（見圖2）。發(fā)動(dòng)機(jī)再次點(diǎn)火次數(shù)有限且每次點(diǎn)火的工作時(shí)間較短，無法在完整的再入過程中提供持續(xù)的控制力，一般用于“原場(chǎng)返回”的掉頭段、再入過程中的減速段以及著陸前的減速段。RCS提供的控制力直接而精確，且不受高度和速度影響，但較小的控制力無法滿足克服大擾動(dòng)和提高機(jī)動(dòng)能力的需求。再入大氣后，柵格舵在高速和高超聲速條件下的效率較高，而在跨聲速和低速下的效率較低。柵格舵的氣動(dòng)控制作用不是重復(fù)使用火箭再入控制的唯一手段，需與發(fā)動(dòng)機(jī)反推控制和RCS控制配合使用，形成合理的交班點(diǎn)條件[8]以及不同階段控制力來源的主次關(guān)系，設(shè)計(jì)適合柵格舵作用的典型工況，使之在典型工作工況下具有較高的氣動(dòng)效率。

圖2 姿控方式Fig. 2 Control methods of reusable rocket

2 柵格舵的設(shè)計(jì)

2.1 柵格舵的工作原理

2.1.1 柵格舵基礎(chǔ)幾何參數(shù)

柵格舵由鑲嵌在邊框內(nèi)的薄柵格壁組成，目前最廣泛應(yīng)用的是柵格壁與邊框成45°角的蜂窩式柵格舵，見圖3。

圖3 柵格舵幾何特征Fig. 3 Geometric features of grid fin

氣流穿過柵格壁組成的柵格通道形成氣動(dòng)力。翼展為L(zhǎng)；高度H；其翼弦b一般較短；45°斜置蜂窩形式的柵格壁側(cè)向間距為tz，相對(duì)側(cè)向間距表示為

對(duì)于斜置矩形柵格壁的柵格舵，其產(chǎn)生側(cè)力的面積為

其中側(cè)向柵格壁數(shù)量

飛行所需的最大升力特性決定了所需的柵格數(shù)量以及上述的各項(xiàng)幾何特征。

2.1.2 氣動(dòng)力特性一般影響規(guī)律

舵體軸線與未擾動(dòng)氣流速度矢量的法線所成的夾角用δ表示，柵格壁的安裝角為α0（見圖4），則攻角α

圖4 柵格舵幾何參數(shù)Fig. 4 Geometric parameters of grid fin

有限翼展的柵格舵，小攻角條件下的氣動(dòng)力系數(shù)為

其中：cy為升力系數(shù)；mz為俯仰力矩系數(shù)；為剖面的平均升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)；xα為剖面最前點(diǎn)到壓心的距離。升力特性與相對(duì)間距以及柵格數(shù)量和安裝角相關(guān)。相對(duì)間距的減小會(huì)引起柵格壁之間不利的干擾增加從而降低升力特性。

超聲速條件下，柵格壁前緣產(chǎn)生的激波落在相鄰柵格壁上并引起反射帶來的相互干擾[9]，使得升力減小而阻力急劇增加。當(dāng)馬赫數(shù)大于第三臨界馬赫數(shù)時(shí)，相互干擾才會(huì)消失；馬赫數(shù)一定時(shí)，這種擾流特性主要取決于相對(duì)間距。時(shí)，相鄰柵格壁之間將不存在相互影響， β 為激波傾斜角。對(duì)攻角α 的薄板，存在以下關(guān)系

由此可得不同馬赫數(shù)下不出現(xiàn)相互干擾的攻角與相對(duì)間距的關(guān)系。同理，相對(duì)間距越大，避免相互干擾的第三臨界馬赫數(shù)越低。合理設(shè)計(jì)柵格舵的幾何外形，是減緩氣流壅塞，提高升阻比的關(guān)鍵[10]，可獲得理想的氣動(dòng)特性隨馬赫數(shù)變化規(guī)律。

2.2 柵格舵的選型

柵格壁厚度、弦長(zhǎng)、柵格形狀、柵格間距等幾何參數(shù)對(duì)柵格舵的氣動(dòng)效率起主要影響作用。在各種幾何參數(shù)中，柵格相對(duì)間距對(duì)柵格舵空氣動(dòng)力特性的影響最大。柵格相對(duì)間距的變化對(duì)阻力特性的影響較小，對(duì)側(cè)向力的影響較大，減小柵格相對(duì)間距可以提高升阻比，同時(shí)還需考慮柵格舵外形影響。

2.2.1 柵格壁剖面形狀

每個(gè)柵格壁的剖面形狀都相當(dāng)于飛機(jī)機(jī)翼的翼型，因此柵格壁剖面形狀對(duì)柵格舵整體氣動(dòng)特性有著重要影響，典型的剖面形狀見圖5。

圖5 柵格壁剖面形狀Fig. 5 Cross-section shape of grid fin

由于制造相對(duì)簡(jiǎn)單，矩形剖面的柵格舵最為常見，但在減阻和改善氣流壅塞方面，帶有流線型剖面的柵格壁效果更佳，能夠明顯降低阻力[11]。減小柵格壁的厚度、設(shè)計(jì)尖銳的前后緣等方法能夠使阻力明顯降低，在保證強(qiáng)度、剛度條件下，柵格壁應(yīng)盡量薄。

尖銳前緣的柵格壁設(shè)計(jì)能夠有效降低阻力，但在超聲速飛行時(shí)，過于尖銳的前緣會(huì)造成更加嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題，且尖銳前緣難以采取有效的防熱措施。因此在實(shí)際實(shí)施中往往采取鈍圓頭的前緣外形[12]，例如，可使用鈦合金作為柵格壁的主體結(jié)構(gòu)，外部整體噴涂陶瓷熱障涂層和硅橡膠基隔熱涂層，在前緣形成鈍圓頭[13]（見圖6）。

圖6 柵格壁剖面前緣形狀對(duì)比[14]Fig. 6 Different leading edge of internal lattice

2.2.2 前后掠式柵格舵

由氣體黏性和翼面壓差造成的摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力是飛行器在亞聲速飛行時(shí)的主要阻力來源，在超聲速階段則是激波阻力占據(jù)主要地位。飛行器往往采取機(jī)翼后掠的方法降低激波阻力，同樣的方法也適用于柵格舵，尤其是降低超聲速段的阻力和改善流動(dòng)特性。

“獵戶座”飛船的逃逸飛行器研制過程中曾測(cè)試過另一個(gè)形式的后掠式柵格舵（見圖7），即柵格舵舵面整體仍為平板型，從柵格舵根部向后進(jìn)行后掠（見圖8）。后掠與非后掠的柵格舵均能鉤提高逃逸飛行器的穩(wěn)定性，但后掠?xùn)鸥穸娴某羲傩阅芨选?/p>

圖7 后掠式柵格舵[15]Fig. 7 Sweptback grid fin[15]

圖8 “獵戶座”飛船帶柵格舵的方案[16]Fig. 8 Swept grid fins with the abort vehicle model's heat shield[16]

2.2.3 單柵格前后掠式

柵格舵整體外形采用前掠或后掠形式能夠有效降低阻力，提高升阻比，但也可能由于整體外形的變化造成在箭體上安裝的困難，不適用于面積較大、柵格數(shù)量較多的柵格舵。柵格舵是由一個(gè)個(gè)“柵格”組成的，單個(gè)柵格壁面的前后掠（Locally Swept Lattice Wing）也能夠改善整體的氣動(dòng)特性[17]。

單個(gè)柵格的壁面前、后掠形式可以是相對(duì)壁面前、后掠，也可以是相鄰4個(gè)壁面均采取前、后掠形式（見圖9）。

圖9 柵格壁面后掠形式Fig. 9 Different internal lattice of grid fin

相關(guān)研究表明[18]，前掠和后掠均能使柵格舵的阻力明顯降低，升阻比明顯增高，所有壁面前、后掠的效果要優(yōu)于相對(duì)壁面前、后的柵格舵。柵格壁后掠會(huì)使前緣斜激波的角度減小，激波強(qiáng)度減弱，從而降低激波阻力。所有壁面前掠，則前掠形成的頂點(diǎn)在柵格壁十字交叉處，使得柵格通道內(nèi)通過的流量提高，高馬赫數(shù)區(qū)域位于通道內(nèi)中間位置，每個(gè)柵格壁在十字交叉位置形成的波峰，使得產(chǎn)生的斜激波強(qiáng)度減弱。亞聲速時(shí)，柵格壁前、后掠能夠改善柵格通道內(nèi)的氣流雍塞現(xiàn)象，使內(nèi)部為亞聲速狀態(tài)，在柵格后緣出口處，氣流恢復(fù)到超聲速流動(dòng)。

每個(gè)柵格壁面前掠使頂點(diǎn)出現(xiàn)在柵格壁十字交叉處，可稱為“波峰”型（Peak type）。每個(gè)柵格壁面后掠使柵格壁十字交叉處形成凹陷，稱為“波谷”型（Valley type）[19]。二者對(duì)降低零升阻力和提高升阻比均有明顯貢獻(xiàn)，“波峰”型在降低零升波阻方面更優(yōu)，“波谷”型有更好的升阻比。Falcon 9 Block5火箭即采取了“波峰”型（Peak type）型的柵格舵（圖10）。

圖10 Falcon 9 Block5火箭的柵格舵Fig. 10 Grid fin of Falcon 9 block5 rocket

2.2.4 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要素

除了上述主要由氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來的設(shè)計(jì)要求外，還需重點(diǎn)關(guān)注結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要素，包括強(qiáng)度設(shè)計(jì)、剛度設(shè)計(jì)、局部穩(wěn)定性設(shè)計(jì)、整體穩(wěn)定性設(shè)計(jì)、連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等，還需要考慮柵格舵外形在火箭上升段盡量貼合火箭箭體表面的需求，柵格舵與展開鎖定機(jī)構(gòu)、舵軸的連接需求以及柵格舵展開過程避免干涉的要求等。柵格舵舵面的曲率對(duì)其氣動(dòng)特性基本沒有影響[20]，采用弧面的設(shè)計(jì)以更好的配合火箭箭體表面[21]，減小舵軸凸出箭體表面的距離。

圖11為Falcon 9 Block5火箭的柵格舵，a處為柵格舵與舵軸連接的支耳，一般為雙支耳設(shè)計(jì)；b處為柵格舵與展開鎖定機(jī)構(gòu)連桿連接的接頭設(shè)計(jì)，在級(jí)間分離后，柵格舵會(huì)在內(nèi)部機(jī)構(gòu)的作用下從折疊位置展開并完成鎖定，其后在伺服和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)作用下轉(zhuǎn)動(dòng)；c處是柵格舵展開過程中為了避免與舵軸產(chǎn)生干涉而形成的隆起。

圖11 安裝帶來的外形要求Fig. 11 Shape design with installation requirements

3 制造工藝

用于重復(fù)使用火箭的柵格舵具有的薄壁、復(fù)雜外形、承受高熱流沖刷等特點(diǎn)，為便于重復(fù)使用，宜選用耐高溫材料，如鈦合金或耐高溫樹脂基復(fù)合材料。

考慮到鈦合金機(jī)械加工難度較大，柵格壁較薄，從傳統(tǒng)機(jī)械加工難度和生產(chǎn)效率考慮，宜采用近凈成形的工藝方案，如3D打印、粉末冶金、熔模精密鑄造及激光焊接等。

3.1 3D打印

適合復(fù)雜構(gòu)件成形的3D打印技術(shù)包括激光選區(qū)熔化、激光熔化沉積以及電弧熔絲增材等技術(shù)，上述3類金屬增材技術(shù)制造的構(gòu)件力學(xué)性能、內(nèi)部質(zhì)量等均可達(dá)到對(duì)應(yīng)牌號(hào)鍛件標(biāo)準(zhǔn)，但各技術(shù)方向的特點(diǎn)各異。

激光選區(qū)熔化成形技術(shù)[22]（Selective Laser Melting，SLM）特別適合復(fù)雜薄壁構(gòu)件的一體化成形，成形后無特殊裝配要求，幾乎無需后續(xù)減材加工。但該技術(shù)受制于設(shè)備尺寸局限，只能成形中小型零件。目前市場(chǎng)最大尺寸幅面的激光選區(qū)設(shè)備成形極限尺寸為800 ×400 × 600 mm3，無法滿足運(yùn)載火箭所需大尺寸柵格舵結(jié)構(gòu)要求。若通過定制化制造裝備，需設(shè)計(jì)制造單臺(tái)700 × 700 × 1 400 mm3的選區(qū)激光熔化成形裝備，對(duì)應(yīng)裝備研制費(fèi)過高，且該類超大型激光選區(qū)熔化成形裝備研制尚未成熟，短時(shí)間內(nèi)難以應(yīng)用至工程實(shí)踐。同時(shí)設(shè)備成形幅面越大，應(yīng)力及變形控制難度越大，對(duì)于高精度成形激光選區(qū)熔化技術(shù)來講，產(chǎn)品研制過程中的變形易導(dǎo)致成形中斷或尺寸嚴(yán)重超差，技術(shù)難度也較大。

電弧熔絲增材制造技術(shù)（Wire and Arc Additive Manufacture，WAAM），特別適合難加工材料大型毛坯件的加工[23]，成形效率高，鈦合金可達(dá)1.5 kg/h，成形件尺寸可達(dá)數(shù)米級(jí)。但該技術(shù)現(xiàn)階段自動(dòng)化程度相對(duì)較低，結(jié)構(gòu)成形自由度較另兩種方法低，特別是對(duì)于多交叉網(wǎng)格結(jié)構(gòu)成形，實(shí)現(xiàn)難度較大。且成形毛坯后續(xù)仍需機(jī)加，且機(jī)加余量相對(duì)較大。

激光熔化沉積制造技術(shù)（Laser Melting Deposition，LMD），適合難加工中大型毛坯件制造，成形效率較高，鈦合金可達(dá)0.6～0.7 kg/h，成形尺寸可達(dá)米級(jí)，滿足上述零件制造要求[24]。同時(shí)該技術(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)約束適應(yīng)性好，可成形復(fù)雜結(jié)構(gòu)件，是較適合成形該產(chǎn)品的技術(shù)方法，但該類方法后續(xù)仍需去除加工。

以SLM總體工藝路線為例，如圖12所示。

圖12 柵格舵SLM工藝流程Fig. 12 Process flow of SLM

3.2 粉末冶金

高性能的粉末冶金技術(shù)將鍛件與鑄件的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合，在制造復(fù)雜結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件、重要件及大型鈦合金構(gòu)件方面有突出優(yōu)勢(shì)，可以制備高性能、低成本、近凈形、無缺陷的產(chǎn)品，提高使用的可靠性，且工藝過程簡(jiǎn)單、制造周期短、加工量小、節(jié)省材料，產(chǎn)品組織均勻、殘余應(yīng)力小、尺寸穩(wěn)定性好。已在多個(gè)航天、航空、船舶等型號(hào)中實(shí)現(xiàn)應(yīng)用、批產(chǎn)。

根據(jù)柵格舵產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)與工況特點(diǎn)，采用高性能粉末冶金技術(shù)實(shí)現(xiàn)整體近凈成形，薄壁網(wǎng)格結(jié)構(gòu)直接成形不加工，產(chǎn)品外形、連接部位、指定的較高精度結(jié)構(gòu)等部位采用精密加工保證，產(chǎn)品采用超聲檢測(cè)進(jìn)行無損探傷，材料性能可達(dá)到鍛件水平，工藝流程見圖13。

圖13 粉末冶金工藝流程Fig. 13 Process flow of powder metallurgy

3.3 精密鑄造

20世紀(jì)40年代，由于航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展需要，要求制造葉片、葉輪、噴嘴等形狀復(fù)雜、尺寸精確以及表面粗糙度要求較高的耐熱合金零件，需要尋找一種新的精密成型工藝。借鑒于先進(jìn)精密鑄造技術(shù)和流傳下來的失蠟鑄造，經(jīng)過對(duì)材料與工藝的改進(jìn)，現(xiàn)代熔模精密鑄造技術(shù)得以快速發(fā)展。熔模鑄造是用可熔性模料和一次性型殼使鑄件成型的鑄造方法。采用該鑄造方法生產(chǎn)的鑄件表面粗糙度低、尺寸精確，因此又被稱之為熔模精密鑄造。與其它鑄造方法相比，熔模鑄造主要有鑄件尺寸精確、表面粗糙度低、可鑄造形狀復(fù)雜鑄件、不受合金種類限制等特點(diǎn)。

鈦及鈦合金熔模精密鑄造的金屬利用率可達(dá)90%以上，降低了機(jī)械加工費(fèi)用，大幅度降低了生產(chǎn)成本，從而降低了鑄件產(chǎn)品的價(jià)格，有著很大的競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)。針對(duì)柵格舵產(chǎn)品特點(diǎn)的鈦合金熔模精密鑄造工藝流程見圖14。

圖14 柵格舵熔模精密鑄造工藝流程Fig. 14 Process flow of investment casting

2019年7月26日，搭載柵格舵系統(tǒng)的“長(zhǎng)征二號(hào)C”（CZ-2C） Y37火箭成功完成了中國(guó)首次火箭子級(jí)殘骸落區(qū)精確控制，使用了鑄造工藝的鈦合金柵格舵（見圖15）。

圖15 CZ-2C Y37火箭的鑄造鈦合金柵格舵Fig. 15 Titanium alloy casting grid fin of CZ-2C Y37 rocket

3.4 整體機(jī)加

Falcon 9火箭Block1～Block3版本的柵格舵為鋁合金整體機(jī)加結(jié)構(gòu)，表面噴涂燒蝕涂層用于回收時(shí)防熱，尺寸為4英尺（1.219 m）× 5英尺（1.524 m），如圖16。

圖16 Falcon 9火箭鋁合金機(jī)加?xùn)鸥穸鍲ig. 16 Aluminum alloy grid fin of Falcon 9 rocket

鈦合金機(jī)械加工難度較大（見圖17），存在切削力大、加工刀具磨損嚴(yán)重、加工變形大等缺點(diǎn)，加工效率低且成本高昂，對(duì)典型的柵格舵結(jié)構(gòu)材料去除量在80%～90%。

圖17 機(jī)械加工工藝流程Fig. 17 Process flow of machining

3.5 拼焊成形

CZ-2F逃逸飛行器使用的柵格舵采用了鋁合金板插接+焊接的加工方式（焊接成形工藝流程見圖18），表面涂覆防熱涂層[25]。由于焊縫數(shù)量多、焊縫總長(zhǎng)度長(zhǎng)，造成手工焊接變形控制的難度很大，焊接后內(nèi)應(yīng)力過大，容易產(chǎn)生缺陷。為達(dá)到要求，需嚴(yán)控原材料性能，嚴(yán)控裝配工藝，采用專用裝配型架、工裝，在生產(chǎn)和裝配過程中固化、細(xì)化工藝參數(shù)及流程。

圖18 焊接成形工藝流程Fig. 18 Process flow of welding

激光深熔焊[26]作為高能束流的一種焊接方式，因其焊縫窄、焊速快、焊接變形小、精度高等優(yōu)點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于生產(chǎn)制造領(lǐng)域。激光深熔焊以小孔產(chǎn)生為特點(diǎn)，當(dāng)激光束流與被焊接材料之間強(qiáng)烈作用時(shí)，金屬在極短的時(shí)間內(nèi)發(fā)生熔化、汽化、液體被氣流排開等物理現(xiàn)象，使得金屬吸收激光能量的效率大為增加。但其也具有焊件位置需非常精確、焊件需使用專用夾具等缺點(diǎn)。

3.6 復(fù)合材料整體成型

先進(jìn)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比模量高、耐高溫、耐腐蝕、耐疲勞、阻尼減震性好、性能可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。20世紀(jì)70年代，美國(guó)麥克唐納–道格拉斯公司（McDonnell-Douglas Corporation）首先提出了復(fù)材網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)[27]。在此基礎(chǔ)上，斯坦福大學(xué)（Stanford University）將先進(jìn)復(fù)合材料應(yīng)用于柵格結(jié)構(gòu)，并由美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室首次制備輕質(zhì)、高強(qiáng)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料柵格結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料柵格結(jié)構(gòu)與同規(guī)格的鋁合金柵格結(jié)構(gòu)相比，重量減輕60%，剛度增加10倍，強(qiáng)度增3倍[28]。

復(fù)合材料柵格結(jié)構(gòu)的成型方法主要包括有模成型和無模成型兩類。

其中，有模成型可以分為“硬?！背尚蚚29-30]和“軟?！背尚蚚31-32]。“硬膜”常采用金屬為模體材料，在模具表面機(jī)加凹槽，而后將浸潤(rùn)樹脂的纖維沿凹槽纏繞或鋪放，最后采用熱壓罐工藝固化成型。由于模體材料剛度較大，凹槽位置精度高，因此可應(yīng)用自動(dòng)化纏繞設(shè)備或纖維鋪放設(shè)備進(jìn)行纖維的纏繞或鋪放，提高生產(chǎn)率，同時(shí)制品的形狀精度高。脫模是“硬?！惫に嚨碾y點(diǎn)所在，往往需要設(shè)計(jì)可拆卸模具，或通過破壞模具完成脫模?！败浤！庇晒柘鹉z膨脹物與芯模組成，由于硅橡膠熱膨脹系數(shù)大，在加熱固化過程中，硅橡膠向兩側(cè)膨脹，為柵格壁板施加壓力，可提高復(fù)合材料成型質(zhì)量。但是，由于無法精確控制硅橡膠的膨脹方向與膨脹量，“軟膜”工藝通常精度較差。

無模成型最常用的是嵌鎖工藝[33-34]。嵌鎖工藝采用已成型的復(fù)合材料柵條，將柵條裁出深度為半個(gè)柵條高度的裝配缺口，將柵條組裝成柵格，并在裝配好的柵條的上下端面膠接桁條，加固結(jié)構(gòu)。但由于需要在復(fù)合材料面板上開槽，會(huì)破壞復(fù)合材料內(nèi)部的纖維走向，對(duì)整體結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能造成損傷，且容易產(chǎn)生應(yīng)力集中。此外，由與柵格與面板間采用膠接的模式，使得結(jié)構(gòu)整體的抗剪能力不足。其它的無模成型方法還包括方管增強(qiáng)工藝[35]和夾層嵌鎖工藝[36]。

復(fù)合材料柵格舵是一種特殊的復(fù)合材料柵格結(jié)構(gòu)，目前國(guó)內(nèi)外尚無實(shí)用化的復(fù)合材料柵格舵，需要在原有的復(fù)合材料柵格制備技術(shù)上加以改進(jìn)[37]?？刹捎糜材ｎA(yù)浸料鋪放成型工藝，成型模具采用金屬組合模具形式。在每個(gè)分瓣工作面按設(shè)計(jì)角度和厚度碳纖維預(yù)浸料，然后按編號(hào)和位置組裝所有分瓣，再鋪放整體邊緣加厚區(qū)，最后整體加壓、固化、冷卻、脫模，成型后不需額外的機(jī)加（復(fù)合材料工藝流程見圖19）。

圖19 復(fù)合材料工藝流程Fig. 19 Process flow of composite materials

3.7 工藝對(duì)比分析

柵格舵具有網(wǎng)格分布密、尺寸精度要求高的特點(diǎn)，傳統(tǒng)機(jī)械加工方案對(duì)于每個(gè)網(wǎng)格均需進(jìn)行粗銑與線切割等工藝步驟，且每次裝卡定位對(duì)加工人員的技術(shù)及穩(wěn)定性要求都很高，控制加工變形的難度較大，實(shí)際產(chǎn)品生產(chǎn)過程中存在產(chǎn)品合格率低問題。機(jī)加方案的生產(chǎn)周期長(zhǎng)且工藝難度高，對(duì)柵格舵的加工需探索包含機(jī)械加工方案在內(nèi)的多種工藝方案以適應(yīng)不同的實(shí)際需求。無論采取何種工藝均需對(duì)應(yīng)進(jìn)行工裝、行架、基板等輔助設(shè)計(jì)與生產(chǎn)。對(duì)應(yīng)產(chǎn)品加工成本均具有隨產(chǎn)品數(shù)量增加，平均生產(chǎn)成本降低的特點(diǎn)，因此在選擇制定工藝方案時(shí)也需考慮加工數(shù)量對(duì)成本和周期的影響。

綜合各類工藝方案，從設(shè)計(jì)難度、工藝難度、產(chǎn)品合格率、產(chǎn)品精度以及成本周期各方面進(jìn)行了對(duì)比分析，如表1所示。

表1 柵格舵制造工藝方案對(duì)比Table 1 Comparison of grid fin manufacturing process

3D打印、粉末冶金與精密鑄造為增材制造形式，區(qū)別在于基礎(chǔ)材料形式的提供形式以及成形過程。3D打印工藝難度高，但產(chǎn)品精度最高，適用于高精度要求、低成本限制的設(shè)計(jì)方案。粉末冶金與精密鑄造均需設(shè)計(jì)模具實(shí)現(xiàn)，但產(chǎn)品精度相對(duì)較低，成本限制較大時(shí)可重點(diǎn)考慮鑄造方案。焊接成形需先對(duì)柵格翼片零件進(jìn)行傳動(dòng)機(jī)械加工，焊接過程復(fù)雜，焊接應(yīng)力對(duì)產(chǎn)品尺寸精度的影響大，且焊縫檢測(cè)難度大，需進(jìn)行更多探索。復(fù)合材料柵格舵需對(duì)纖維鋪放方向、順序等多因素進(jìn)行考慮，柵格交接處無增厚空間，對(duì)應(yīng)纖維鋪放交接過渡以及集中力擴(kuò)散連接設(shè)計(jì)方面設(shè)計(jì)難度高，連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度大，產(chǎn)品精度以及輕質(zhì)化程度有明顯優(yōu)勢(shì)，需進(jìn)一步探索穩(wěn)定工藝方案。

4 設(shè)計(jì)實(shí)例

某45°斜置蜂窩形式的柵格舵材料選用5A06鋁合金，柵格壁厚度a，初始外形設(shè)計(jì)如下

柵格壁之間采用插接裝配后氣體保護(hù)焊接，防熱方案采取噴涂Al2O3涂層，厚度為a/10。

初始方案相對(duì)間距小、翼展較大，其穩(wěn)定性良好，但鉸鏈力矩高，且不適應(yīng)高超聲速飛行環(huán)境。制造需專用工裝，焊接變形控制難度大，生產(chǎn)周期和成本均較高。

第2輪方案將柵格舵材料更換為鈦合金TA15并結(jié)合加工工藝調(diào)整幾何參數(shù)設(shè)計(jì)，將柵格壁厚度a增加120%，tz增加20%，翼展L減小30%，高度H減小46%，弦長(zhǎng)b不變。防熱方案采取噴涂硅基防熱涂層，厚度為0.4a。

該輪方案進(jìn)行了穩(wěn)定性、操縱性合理平衡，高超飛行適應(yīng)性改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)了穩(wěn)定性、控制性和操縱性協(xié)調(diào)，由此確定了柵格舵的基本特征尺寸。采用TA15鈦合金精密鑄造工藝，能夠整體成型柵格舵這類形狀復(fù)雜零件，提高了材料利用率，大大減少了機(jī)械加工的工作量，從而縮短了加工周期和降低了成本。

在第2輪方案的基礎(chǔ)上進(jìn)行工程化設(shè)計(jì)（見圖20），包絡(luò)根部?jī)蓚?cè)修型、增加與折展機(jī)構(gòu)接口、增加其它零件安裝位置以及局部增厚等，形成最終的柵格舵設(shè)計(jì)方案。

圖20 工程化設(shè)計(jì)Fig. 20 Process of engineering design

5 結(jié)束語

柵格舵設(shè)計(jì)具有很大的復(fù)雜性，彈道、制導(dǎo)、姿控帶來的氣動(dòng)設(shè)計(jì)需求和伺服功率、熱防護(hù)、制造工藝等方面的限制形成多專業(yè)交叉的設(shè)計(jì)難題。

1）氣動(dòng)設(shè)計(jì)是柵格舵結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的前提要求，氣動(dòng)設(shè)計(jì)決定了柵格舵的基礎(chǔ)外形特征。

2）在可能滿足姿控等總體需求，形成氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方案的同時(shí)，需考慮結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，以及工藝可達(dá)性、成本和時(shí)間周期，宜采取漸進(jìn)式的設(shè)計(jì)，通過不斷的地面和飛行試驗(yàn)迭代改進(jìn)。

3）實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)制造一體化的難點(diǎn)在于復(fù)雜氣動(dòng)外形和制造成本雙重約束下的精確近凈制造成型，從目前的解決方案出發(fā)，鈦合金精密鑄造、鈦合金激光焊接以及復(fù)合材料成型是設(shè)計(jì)制造一體化的重點(diǎn)突破方向，在不同的使用條件、周期和成本約束下，需考慮采取不同的工藝方案，并不斷進(jìn)行激光焊接和復(fù)材成型等新工藝的探索，并通過飛行試驗(yàn)不斷進(jìn)行驗(yàn)證改進(jìn)。

本文重點(diǎn)從氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和制造工藝的角度研究了影響柵格舵性能的各項(xiàng)影響因素，對(duì)比分析了可用于柵格舵制造的相關(guān)工藝方案，提出了較為可行的柵格舵設(shè)計(jì)制造途徑及相關(guān)實(shí)例，對(duì)CZ-8R等可重復(fù)使用火箭的相關(guān)設(shè)計(jì)工作具有一定指導(dǎo)意義。