王 辰，楊建民，崔照云，吳會強

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2.中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

0 引言

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，中國運載火箭的年發(fā)射數(shù)量屢創(chuàng)新高。從內陸發(fā)射場發(fā)射的火箭子級殘骸落區(qū)安全性問題愈發(fā)凸顯，不僅增加了落區(qū)安全保障的經濟成本和社會成本，也顯著影響了火箭飛行方案［1］，造成運載能力損失甚至無法形成有效的發(fā)射方案。在各類火箭回收方式中［2］，針對質量和體積較小的火箭助推器或整流罩結構，可采用增設可控翼傘的方式進行回收［3］，針對質量和體積均較大的火箭一子級，通過在運載火箭級間段增設柵格舵氣動控制機構是較為可行的方案［4］。在火箭芯級增加柵格翼能夠顯著增強氣動穩(wěn)定性［5］，火箭子級即使無控再入大氣層姿態(tài)也能迅速震蕩收斂［6］，使得落區(qū)范圍縮小，如進一步使用柵格舵進行氣動控制，火箭子級具備一定機動能力，可實現(xiàn)對火箭子級落區(qū)的精確控制［7］。

2019年7月26日，增加柵格舵系統(tǒng)的CZ-2C Y37火箭成功完成中國首次子級落區(qū)精確控制任務，取得火箭回收及落區(qū)控制領域的重大突破，也為未來重復使用火箭的發(fā)展奠定了基礎［8］。本文對用于運載火箭落區(qū)控制的柵格舵機構技術路線進行闡述，提出組合可調式的展開鎖定機構設計方法，最后對用于運載火箭落區(qū)控制及重復使用的柵格舵機構設計提出技術發(fā)展建議。

1 柵格舵結構與機構設計方法

為實現(xiàn)落區(qū)控制，需要在火箭的級間段增加柵格舵機構，這也是火箭回收的關鍵技術之一［9］。增加柵格舵機構后形成的級間段組合體，包括了級間段殼體、柵格舵、柵格舵展開鎖定機構、柵格舵?zhèn)鲃訖C構等。柵格舵結構與機構的設計技術路線為：設計要求分解—載荷判別計算—柵格舵結構設計—機構構型設計—殼段結構設計-關鍵零組件設計-試驗驗證，如圖1所示。

圖1 柵格舵結構與機構設計技術路線Fig.1 Process of grid fin structure and mechanism design

柵格舵結構與機構設計的總體要求可分解為總體構型要求、功能性能要求和載荷要求。

總體構型要求主要包括柵格舵的安裝位置和柵格舵幾何參數(shù)。利用柵格舵技術進行火箭落區(qū)控制，本質是利用火箭子級再入返回段柵格舵上產生的氣動力對箭體姿態(tài)進行控制，使箭體姿態(tài)能夠快速收斂、保持穩(wěn)定，進而通過控制箭體與來流的攻角使箭體產生升力，具備一定的機動能力。因此，柵格舵的幾何參數(shù)決定了柵格舵的氣動特性（力），柵格舵的安裝位置決定了柵格舵距離箭體質心的距離（力臂），二者的綜合作用結果需滿足火箭返回段姿控和制導精度的需求。

功能性能要求主要包括連接解鎖要求、展開鎖定要求和傳動要求等。柵格舵在火箭上升段緊貼火箭箭體側壁以減小對上升段飛行的影響，級間分離后展開，要求連接解鎖功能可承受上升段作用在柵格舵上的氣動載荷，實現(xiàn)柵格舵上升段與箭體的連接功能、返回段與箭體之間的解鎖功能。級間分離后要求柵格舵展開到位并與舵軸實現(xiàn)連接鎖定，使其不發(fā)生回彈并能隨舵軸轉動，起到氣動控制作用。要求柵格舵展開后能夠在傳動機構的連接、承載和傳動功能下，實現(xiàn)柵格舵按控制系統(tǒng)指令偏轉，達到規(guī)定的偏轉角度、角速度、傳遞特性等要求。

載荷要求主要包括了柵格舵在返回段飛行中所承受的3個方向氣動力以及鉸鏈力矩等。柵格舵展開鎖定機構、柵格舵?zhèn)鲃訖C構須承擔作用在柵格舵上的氣動力載荷，將載荷傳遞至箭體結構并進行集中力擴散，保證在該載荷條件下的結構變形及摩擦阻力矩可控，使柵格舵機構在受載條件下能夠正常工作。

1.1 載荷判別計算

與平板空氣舵主要承受法升力和阻力兩個方向的氣動載荷不同，柵格舵在火箭飛行中3個方向均會受到氣動力作用，如圖2所示。

圖2 柵格舵受力方向Fig.2 Load direction of grid fin

柵格舵舵軸通過兩個軸承與箭體結構連接，其結構示意見圖3。在3個方向的氣動力中，X方向的力和Y方向的力垂直于舵軸軸線，Z方向的氣動力沿舵軸軸線方向。

圖3 舵?zhèn)鲃訖C構軸承布置示意Fig.3 Bearing layout of transmission mechanism

將柵格舵氣動力計算的結果匯總為合力與彎矩，合力作用點為柵格舵根部，見圖3。合力作用點距離箭體側壁的距離為l1、軸承1 距離箭體側壁的距離為l2、軸承2和軸承1之間的距離為l3。X方向和Y方向的力和力矩會在軸承1和軸承2形成支反力。

YZ平面內，Y方向力Qy和X方向彎矩Mx決定了兩個軸承支反力，也是軸承所承受的徑向力，見圖4。軸承1和軸承2在YZ平面內的支反力F1y和F2y可由式（1）計算得到。

圖4 YZ平面受力分析Fig.4 Force analysis of YZ plane

XZ平面內，X方向力Qx和Y方向彎矩My決定了兩個軸承支反力，也是軸承所承受的徑向力，見圖5。軸承1 和軸承2 在XZ平面內的支反力F1x和F2x可由式（2）計算得到。

圖5 XZ平面受力分析Fig.5 Force analysis of XZ plane

計算得到YZ平面和XZ平面內軸承1和軸承2的支反力后，可知兩處軸承所受的徑向力。

1.2 柵格舵舵體設計

柵格舵是利用氣動力產生控制力、控制力矩的氣動舵面，其氣動特性需滿足火箭再入段姿態(tài)控制的需求。通過氣動設計確定柵格舵的翼展L、高度H、翼弦b、柵格壁側向間距tz等幾何特征后，根據(jù)柵格舵載荷進行柵格舵結構設計［10］，包括強度設計、剛度設計、局部穩(wěn)定性設計、整體穩(wěn)定性設計等。確定柵格舵主體部分結構外形后，需考慮柵格舵與展開鎖定機構、舵軸的連接需求以及柵格舵展開過程避免干涉的要求等，進行柵格舵的連接部位結構設計。工藝設計是柵格舵結構設計中的重要一環(huán)，柵格舵具有薄壁、外形復雜、可承受高熱流沖刷等特點，加工工藝設計影響到結構成形的質量，在結構設計時需考慮工藝成形的特點和需求。

1.3 機構構型設計

機構構型設計主要包括連接解鎖機構設計、柵格舵展開鎖定機構設計和柵格舵?zhèn)鲃訖C構設計。

連接解鎖機構的功能是令柵格舵在火箭上升段折疊緊貼火箭箭壁，以減小氣動阻力，降低對火箭上升段飛行的影響，級間分離后解除柵格舵與箭壁結構的約束。一般可使用低沖分離裝置、爆炸螺栓、氣驅拔銷機構、電驅分離螺母機構等［11］。

柵格舵展開鎖定機構的功能是使柵格舵從折疊狀態(tài)展開為展開狀態(tài)并與舵軸鎖定，使其起到氣動舵面的功能?？墒褂脷怛層性凑归_機構設計方案，使柵格舵展開機構具備展開和收起功能。也可使用彈性元件驅動的無源方案，機構僅具有展開鎖定功能。

獵鷹9火箭的柵格舵設計有與箭體內部的展開機構連接的支耳，支耳的孔與箭體內部的展開機構連接，推測展開機構為多連桿構型，通過可伸長的冷氣機構驅動柵格舵展開。此類有源展開機構具備重復展開和收起功能，但設計方案較為復雜，需要內部安裝空間大，在落區(qū)控制任務的柵格舵機構設計中，彈性元件驅動的無源方案更為簡單可靠。

傳動機構的作用是將伺服作動器的直線往復運動轉化為柵格舵的轉動運動，承受柵格舵上的氣動力并將柵格舵產生的氣動力傳遞到級間段結構上。為節(jié)省級間段內部空間、減少舵支架的增重，一般采用擺動伺服的方式，通過兩個軸承實現(xiàn)柵格舵承載載荷向箭體的傳遞，見圖3。

獵鷹9火箭的柵格舵?zhèn)鲃訖C構未安裝在靠近箭體內壁的位置，其伺服作動器安裝在一子級貯箱前底，并通過較長的喇叭狀舵軸與舵盤及柵格舵連接，見圖6～7。

圖6 獵鷹9火箭柵格舵機構Fig.6 Grid fin mechanism of falcon 9 rocket

圖7 獵鷹9火箭柵格舵?zhèn)鲃訖C構Fig.7 Grid fin transmission mechanism of Falcon 9 rocket

獵鷹9火箭采用此種設計主要有以下原因：

a）獵鷹9 火箭級間段為蜂窩夾層復合材料結構，不適宜連接復雜外形的舵支架結構。

b）直接使用一子級貯箱前底作為伺服作動器安裝及承力的基礎，利用箱頂承力避免了設計復雜外形的舵支架結構，降低了重量。

c）柵格舵展開采用了拉桿式展開機構，傳統(tǒng)貼緊內壁的舵?zhèn)鲃訖C構會與拉桿式展開機構產生干涉，不易統(tǒng)籌空間。

采用此種方式增加了舵軸的長度和質量，但實現(xiàn)了貯箱的推進劑貯存和結構承載一體化設計，并且實現(xiàn)了舵?zhèn)鲃訖C構與展開機構的空間協(xié)調，是一種優(yōu)化協(xié)調的設計方式。

1.4 關鍵零組件設計

柵格舵機構關鍵零組件設計主要包括彈性元件設計、鎖定組件設計、軸承選型設計和舵軸設計等。

彈性元件用于提供柵格舵展開的主動力，克服箭體平動加速度和角加速度造成的慣性力阻力矩，還需克服零件之間接觸摩擦形成的摩擦阻力矩，可選擇扭簧、扭片、蝸卷彈簧等扭轉角度較大的彈性元件。為保證柵格舵展開至90°位置仍具有一定的扭矩以保證其鎖定可靠性，且在出現(xiàn)沒能一次鎖定的情況時仍能驅動柵格舵再次展開到位鎖定，需要設計一個預扭轉角度φpre，則總的扭轉角φ=φpre+90°。

鎖定組件設計用于提供柵格舵展開到位的鎖定功能，防止柵格舵回彈，使柵格舵展開與舵軸連接為整體，一般可采取彈簧銷、鎖定桿［12］等方式。鎖定組件設計需與柵格舵展開到位的角速度相匹配，保證柵格舵展開到位有足夠的沖量完成鎖定動作，也要令展開到位的沖擊可控，保證不會出現(xiàn)未鎖定即回彈的現(xiàn)象發(fā)生。

傳動機構中用軸承作為轉軸的支撐元件，保證舵面在強氣動載荷作用下的動作順暢。對于大部分的工業(yè)用軸承使用場景，軸承所承受載荷均小于其基本額定動載荷。但柵格舵?zhèn)鲃訖C構的軸承承受的氣動載荷較大，如果選用符合額定動載荷的軸承，軸承自重過高，造成機構系統(tǒng)的整體體積增加和質量增加。因此，往往選擇額定動載荷低于使用載荷的軸承進行短時、低速、重載使用，需通過試驗方法進行軸承選型設計和測試。

舵軸是傳動機構的主承力結構，一般為臺階軸零件，外表面臺階用于安裝搖臂、軸承等，軸中心一般設計有減輕孔。分體式舵軸中的軸套為臺階軸零件，外表面臺階用于安裝搖臂、軸承等，內表面為錐面，用于與舵軸配合安裝，見圖8。舵軸的各截面強度需能承受柵格舵氣動載荷形成的彎矩和扭矩。

2 CZ-2C火箭柵格舵機構設計技術

為提高一子級殘骸落區(qū)安全性和CZ-2C系列運載火箭的任務適應性，CZ-2C火箭開展一子級基于柵格舵的落點控制專項攻關，在運載火箭柵格舵機構設計領域率先開展獨具特色的技術實踐。

2.1 柵格舵機構系統(tǒng)組成

柵格舵機構系統(tǒng)主要由柵格舵、展開鎖定機構、連接解鎖機構、傳動機構、伺服機構、加強版級間段等部分組成，如圖9所示。火箭上升段通過爆炸螺栓將柵格舵與箭體連接，級間分離后爆炸螺栓解鎖，柵格舵在展開鎖定結構作用下展開到位與柵格舵舵軸鎖定固連，轉軸通過傳動機構與伺服機構連接，傳動機構將舵機輸出的直線運動轉化為柵格舵的轉動。

圖9 柵格舵機構系統(tǒng)組成Fig.9 Diagram of grid fin mechanism system

2.2 柵格舵展開鎖定機構

柵格舵展開鎖定機構如圖10 所示，主要由舵軸（與舵盤一體式設計）、鎖定塊、彈簧銷組件、防熱件、展開軸、扭片等部分組成。柵格舵通過展開鎖定機構與箭體以及傳動機構組件相連，形成展開、鎖定、傳動一系列機構動作過程。

圖10 柵格舵展開鎖定機構示意Fig.10 Structure configuration of grid fin deployable-lockable mechanism

柵格舵轉動慣量較大，采用扭片提供展開力矩，并能夠在柵格舵展開到位的位置仍能夠保持一定的力矩，避免回彈和脫鎖。扭片為采用合金彈簧鋼材料的長條形薄片狀零件，當扭片兩端受扭發(fā)生扭轉變形會產生彈性勢能，其一端連接到舵盤，另一端連接到柵格舵，即能夠在柵格舵和舵軸之間形成驅動柵格舵展開的力矩。單片扭片上產生的力矩取決于扭片的彈性模量、強度、厚度b、寬度h、長度l和扭轉角度大小（見圖11），可以采取疊加的方式形成扭片組，通過使用不同材料、不同數(shù)量的扭片組為柵格舵展開提供不同大小的展開力矩。

圖11 扭片示意Fig.11 Structure configuration of torsion slip

舵盤表面設計兩個凸起區(qū)域用于安裝鎖定銷組件，舵盤為整體機加成型，具有體積大、外形復雜、加工復雜的特點。為降低單個零件的制造復雜度，設計組合可調式鎖定銷組件，通過多個零件的組合實現(xiàn)預定功能，還能夠通過關鍵零件的更換改變產品尺寸和性能，能夠通過更換零件的方式在個別零件損壞的情況下保持機構功能的實現(xiàn)。組合式鎖定組件由舵盤、保持架、導軌、彈簧銷、彈簧、蓋板等組成，見圖12。彈簧銷不直接安裝在舵盤上，而是通過保持架和導軌與舵盤本體組合。舵盤表面兩個凸起區(qū)域預留用于安裝保持架和導軌的方形空間，外方內圓的保持架起到與舵盤結合以及對彈簧銷導向的作用，保證彈簧銷在保持架內的移動。T字形導軌安裝后，通過與彈簧銷上的凹槽配合，能夠限制彈簧銷在保持架內的滾轉并起到導向作用，能夠使彈簧銷的斜面始終面向鎖定塊。彈簧一端插入彈簧銷尾端的圓柱孔，一端套接在蓋板上的導向圓柱上，能夠保持彈簧不發(fā)生彎曲失穩(wěn)。針對不同的需求，能夠在不改變舵盤本體這一最復雜零件的條件下，通過更換不同規(guī)格尺寸的彈簧銷、保持架、導軌、彈簧等復雜度較低的小零件，即可改變鎖定銷組件的強度、剛度、壓縮力等性能，與鎖定塊實現(xiàn)不同間隙值的配合，在個別零件損壞的情況下可以快速更換，保持機構功能的實現(xiàn)。

圖12 鎖定組件示意Fig.12 Structure configuration of lockable mechanism

2.3 柵格舵?zhèn)鲃訖C構

為節(jié)省級間段內部空間、減少舵支架的增重，柵格舵?zhèn)鲃訖C構采用擺動伺服的方式，通過兩個軸承實現(xiàn)柵格舵承載載荷向箭體的傳遞。其安裝過程為先將傳動組件、舵支架裝配完畢，再整體安裝在級間段內部，最后將柵格舵以及展開鎖定機構的舵軸與傳動機構組件相連，通過錐銷固定，鎖傳動機構示意見圖13。

采用整體式舵支架設計，將伺服機構完全包裹于盒形的舵支架內，使作用在柵格舵上的氣動力和伺服機構的作動力均傳遞在舵支架上，保證整體剛度。同時有利于對傳動機構組件和伺服機構電氣系統(tǒng)的整體保護和防熱。將舵支架安裝在級間段的兩個環(huán)框之間，與舵支架通過連接結構連成整體。將舵支架周邊（約±15°范圍）各4根桁條更換為強桁條。載荷通過舵支架傳遞到加強環(huán)框和加強桁條，再傳遞到整體級間段。在不改變原級間段結構形式的基礎上，提高了剛度，適應由于增加了舵系統(tǒng)帶來的集中力載荷，傳力加強結構示意見圖14。

圖14 傳力加強結構示意Fig.14 Reinforcing structure for grid fin force transmission

2.4 機構防熱設計

在舵軸與箭體間狹縫區(qū)域和鎖定塊迎風面，均設計了防熱件，避免下降過程受熱導致失效。使用石墨密封件和高硅氧防熱蓋板阻絕熱流從舵軸四周進入舵控機構內部，避免熱脹冷縮造成軸承運轉卡滯。在狹縫區(qū)域通過高硅氧舵基板和套接于舵軸外表面的高硅氧防熱碗進行防熱，并在鎖定塊迎風面安裝高硅氧蓋板進行防熱，防熱設計示意見圖15。

圖15 防熱設計示意Fig.15 Thermal protection design

3 柵格舵系統(tǒng)研制試驗

試驗研究不僅是機構設計方案合理性和有效性的驗證，也是設計流程中的重要一環(huán)，例如彈性元件性能試驗的結果，會用于指導展開機構的設計，決定彈性元件的數(shù)量、尺寸等設計信息。軸承承載能力試驗決定了舵?zhèn)鲃訖C構軸承的選型，也直接影響著傳動機構和舵支架的設計方案。

3.1 彈性元件性能試驗

扭片是為柵格舵展開提供主動展開力矩的彈性元件，通過自身扭轉變形產生彈性勢能。需要對扭片進行單片和多片的扭轉性能試驗，一方面驗證單片扭片單獨使用與多片扭片疊加使用之間的性能一致性，另一方面摸底扭片扭矩隨扭轉角度變化的實測值與理論計算值之間的差異性，使用實測性能對柵格舵展開過程仿真進行校正，單片-多片扭片測試對比見圖16。

圖16 單片-多片扭片測試對比Fig.16 Comparison between single and multiple torsion slip

對5片扭片疊加測試取平均的結果和對10片扭片疊加測試取平均的結果均落在單片測試值的波動范圍內，證明疊加使用的方案是合理、可控的。

3.2 軸承承載能力試驗

試驗對軸承進行軸向和徑向兩個方向的同步加載，使用2個軸承作為工裝軸承，安裝于兩側，對轉軸起到支撐作用，中間為試驗軸承。工裝軸承與試驗軸承兩兩間距相同，通過液壓試驗機對加載工裝進行加載，將載荷傳遞到試驗軸承上，對試驗軸承進行徑向加載。拉力傳感器一端固定在加載工裝上，加載擋板與固定工裝固定，加載螺栓穿過加載擋板通過螺紋配合與拉力傳感器另一端相連，旋轉加載螺栓即可對試驗軸承進行軸向加載，見圖17。

試驗結果表明，軸承摩擦阻力矩隨載荷提高先緩慢提高，后快速增加。轉動速度以及正弦擺動運動方式對軸承阻力矩影響較小，軸承在各種模式下旋轉前后溫度變化無明顯規(guī)律，整體溫差在-1.3～1.5 ℃之間，滿足型號需求。

3.3 展開鎖定試驗

柵格舵真實展開過程在失重環(huán)境中完成，展開過程受展開鎖定機構內部扭片、慣性力、空氣阻力等多因素影響，展開鎖定試驗對機構原理可行性、動作可靠性和柵格舵、展開鎖定機構的強度、剛度對載荷的適應性進行驗證，見圖18。

圖18 展開鎖定試驗示意Fig.18 Sketch of the deploy-lock experiment

為了避免地面測試重力的影響，試驗工裝采用側立安裝?？墒褂秒姶耪◤椼^的方式模擬柵格舵底端爆炸螺栓解鎖，可使用手動或橡皮繩加力的方式，使柵格舵以規(guī)定的角速度展開到位，考察柵格舵機構在一定到位角速度條件下的鎖定功能和強度。

3.4 聯(lián)合靜力試驗

可將柵格舵、舵機構、級間段進行聯(lián)合靜力試驗，考核在柵格舵根部軸壓、剪力、彎矩聯(lián)合作用下級間段殼體的結構強度和舵機構的強度。級間段殼體前端面處于無約束的自由狀態(tài)，級間段后端框與加載工裝連接，在柵格舵舵軸上施加集中力載荷。

4 結論

CZ-2C火箭不僅承擔著航天發(fā)射的任務實施，也為運載火箭新技術的驗證做出了突出貢獻。柵格舵舵控技術對運載火箭落區(qū)控制及重復使用火箭均具有重要意義。

a）對于在內陸發(fā)射場發(fā)射的一次性運載火箭，發(fā)展輕質、低成本的舵控技術，能夠在可接受的經濟和重量代價下縮小落區(qū)范圍，降低落區(qū)安全的經濟和社會成本，積累火箭返回段飛行數(shù)據(jù)。

b）柵格舵機構布局與火箭回收的整體方案息息相關，如設置舵機構于火箭級間段底部，能夠提高級間分離安全裕度，利用貯箱前底承力方式改善柵格舵集中力受力形式，但對柵格舵氣動力的要求提高，需綜合考慮。

c）柵格舵機構設計宜遵循組合可調式原則，通過單功能的組合完成整體功能，通過關鍵零件的數(shù)量增減、更換以及改變產品尺寸等方式調整機構性能，還能夠通過更換零件的方式在個別零件損壞的情況下保證機構功能的實現(xiàn)，使舵機構的性能可調，能夠適應更多應用需求，降低機構產品成本。

d）機構可靠性是柵格舵機構設計優(yōu)化中應關注的重點內容，尤其是柵格舵機構的展開可靠性和鎖定可靠性直接影響著機構功能的實現(xiàn)和飛行任務的成敗。建立柵格舵機構的可靠性評估模型，通過合理尺寸鏈設計、降低機構運動副的摩擦磨損、控制柵格舵展開到位沖擊以及裕度設計等方法，提高舵機構的可靠性和魯棒性，做到能用且好用。