重復使用運載火箭柵格舵選型設計與工藝方案研究

王 辰，張宏劍，閆 偉，張 希，石玉紅，郭 岳，袁 晗

（北京宇航系統工程研究所，北京 100076）

引 言

兼顧技術先進性和工程可行性，使用火箭發(fā)動機動力的兩級入軌重復使用運載器[1]是發(fā)展重復使用航天運載器的一個主要方向。2015年美國SpaceX公司的“獵鷹9號”（Falcon 9）火箭首次成功實現了火箭一子級的可控垂直回收后，到2020年底已成功實現70次火箭一子級回收，回收機構設計技術是其中的關鍵技術之一[2]。無論采用“返回原場”方式還是“不返回原場”回收方式[3]，重復使用火箭均需使用氣動控制機構來實現火箭的可控返回，以實現火箭再入過程中的姿態(tài)和軌跡控制。

在眾多氣動控制機構方案中，柵格舵的特點使其適合在重復使用火箭上應用[4]。Falcon 9火箭級間段上的四片柵格舵（見圖1）在起飛時折疊緊貼箭體外壁，級間分離后展開并能夠在伺服機構和傳動機構的作用下轉動，產生氣動力控制箭體滾轉、俯仰和偏航，以實現火箭在回收平臺上的精確降落。柵格舵機構是一套復雜的氣動控制機構系統，其中的氣動舵面稱為柵格舵。如果在飛行器飛行過程中固定不動，起到增強飛行穩(wěn)定性的作用，可稱為柵格翼。如果在飛行過程中偏轉從而起到氣動控制作用的，稱為柵格舵。為行文方便，本文中統稱為柵格舵。

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[5]，柵格壁鑲嵌在邊框內，其布局可分為框架式和蜂窩式。柵格舵展向長度較小且便于折疊，折疊后可以緊貼箭體，降低對火箭上升段的影響。其翼弦很短，壓心在很寬的馬赫數和攻角范圍內得以保持穩(wěn)定，鉸鏈力矩小，作為舵面時伺服機構功率需求小、傳動機構質量輕。柵格舵在較大攻角和馬赫數范圍內均具有較好的升力特性，尤其是較高馬赫數時升力顯著高于展長相同的平板舵，且其阻力系數高這一特點在火箭再入過程中可以調節(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]。舵體結構強度與剛度高，最大氣動載荷作用面與結構的最大剛度面重合且結構有效高度較大，可保證其在各飛行階段具有足夠的比強度、比剛度。

在重復使用火箭再入返回過程中，柵格舵的氣動調節(jié)是除了發(fā)動機噴管擺動和RCS（Reaction Control System）系統外火箭姿態(tài)和軌跡控制的必不可少手段。

本文從氣動外形設計和制造工藝兩方面對柵格舵的設計和制造方法進行研究，詳述了柵格舵設計所需要考慮的設計要素及其具體影響，研究了可用于柵格舵制造的各種工藝方案，對比分析了各類工藝方案的特點，最后對柵格舵的設計制造提出了相關建議。

1 國內外研究應用情況

蘇聯/俄羅斯是最早進行柵格舵技術研究和應用的國家，20世紀50年代初，蘇聯就對柵格舵進行了大量的理論和試驗研究，從氣動特性計算、風洞試驗技術、結構強度分析、制造工藝研究等多方面對柵格舵技術進行了探索，并形成了一套較為全面的設計方法。其中的一項重要應用是載人火箭“聯盟”飛船逃逸飛行器低空逃逸的氣動增穩(wěn)。此后，蘇/俄也在一系列導彈武器上應用了柵格舵技術，如SS-20彈道導彈和R-77空空導彈上。美國從20世紀90年代開始進行柵格舵的相關研究，最具代表性的應用是9 t重的“炸彈之母”MOAB炸彈，折疊安裝在炸彈尾部，投放后展開進行增穩(wěn)和控制。德國、伊朗、朝鮮等國家也開展了相關的研究，主要是應用在彈道導彈、巡航導彈等飛行器上。

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

重復使用火箭再入返回過程中，發(fā)動機噴管擺動和RCS系統均可用于調姿，且效果基本不受火箭高度和速度的影響（見圖2）。發(fā)動機再次點火次數有限且每次點火的工作時間較短，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和提高機動能力的需求。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。柵格舵的氣動控制作用不是重復使用火箭再入控制的唯一手段，需與發(fā)動機反推控制和RCS控制配合使用，形成合理的交班點條件[8]以及不同階段控制力來源的主次關系，設計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效率。

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

2 柵格舵的設計

2.1 柵格舵的工作原理

2.1.1 柵格舵基礎幾何參數

柵格舵由鑲嵌在邊框內的薄柵格壁組成，目前最廣泛應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力。翼展為L；高度H；其翼弦b一般較短；45°斜置蜂窩形式的柵格壁側向間距為tz，相對側向間距表示為

對于斜置矩形柵格壁的柵格舵，其產生側力的面積為

其中側向柵格壁數量

飛行所需的最大升力特性決定了所需的柵格數量以及上述的各項幾何特征。

2.1.2 氣動力特性一般影響規(guī)律

舵體軸線與未擾動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Fig. 4 Geometric parameters of grid fin

有限翼展的柵格舵，小攻角條件下的氣動力系數為

其中：cy為升力系數；mz為俯仰力矩系數；為剖面的平均升力系數導數；xα為剖面最前點到壓心的距離。升力特性與相對間距以及柵格數量和安裝角相關。相對間距的減小會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。當馬赫數大于第三臨界馬赫數時，相互干擾才會消失；馬赫數一定時，這種擾流特性主要取決于相對間距。時，相鄰柵格壁之間將不存在相互影響， β 為激波傾斜角。對攻角α 的薄板，存在以下關系

由此可得不同馬赫數下不出現相互干擾的攻角與相對間距的關系。同理，相對間距越大，避免相互干擾的第三臨界馬赫數越低。合理設計柵格舵的幾何外形，是減緩氣流壅塞，提高升阻比的關鍵[10]，可獲得理想的氣動特性隨馬赫數變化規(guī)律。

2.2 柵格舵的選型

柵格壁厚度、弦長、柵格形狀、柵格間距等幾何參數對柵格舵的氣動效率起主要影響作用。在各種幾何參數中，柵格相對間距對柵格舵空氣動力特性的影響最大。柵格相對間距的變化對阻力特性的影響較小，對側向力的影響較大，減小柵格相對間距可以提高升阻比，同時還需考慮柵格舵外形影響。

2.2.1 柵格壁剖面形狀

每個柵格壁的剖面形狀都相當于飛機機翼的翼型，因此柵格壁剖面形狀對柵格舵整體氣動特性有著重要影響，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

由于制造相對簡單，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、設計尖銳的前后緣等方法能夠使阻力明顯降低，在保證強度、剛度條件下，柵格壁應盡量薄。

尖銳前緣的柵格壁設計能夠有效降低阻力，但在超聲速飛行時，過于尖銳的前緣會造成更加嚴重的氣動加熱問題，且尖銳前緣難以采取有效的防熱措施。因此在實際實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構，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、誘導阻力是飛行器在亞聲速飛行時的主要阻力來源，在超聲速階段則是激波阻力占據主要地位。飛行器往往采取機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特性。

“獵戶座”飛船的逃逸飛行器研制過程中曾測試過另一個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，但后掠柵格舵的超音速性能更佳。

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、柵格數量較多的柵格舵。柵格舵是由一個個“柵格”組成的，單個柵格壁面的前后掠（Locally Swept Lattice Wing）也能夠改善整體的氣動特性[17]。

單個柵格的壁面前、后掠形式可以是相對壁面前、后掠，也可以是相鄰4個壁面均采取前、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)于相對壁面前、后的柵格舵。柵格壁后掠會使前緣斜激波的角度減小，激波強度減弱，從而降低激波阻力。所有壁面前掠，則前掠形成的頂點在柵格壁十字交叉處，使得柵格通道內通過的流量提高，高馬赫數區(qū)域位于通道內中間位置，每個柵格壁在十字交叉位置形成的波峰，使得產生的斜激波強度減弱。亞聲速時，柵格壁前、后掠能夠改善柵格通道內的氣流雍塞現象，使內部為亞聲速狀態(tài)，在柵格后緣出口處，氣流恢復到超聲速流動。

每個柵格壁面前掠使頂點出現在柵格壁十字交叉處，可稱為“波峰”型（Peak type）。每個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]。二者對降低零升阻力和提高升阻比均有明顯貢獻，“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 結構設計要素

除了上述主要由氣動設計帶來的設計要求外，還需重點關注結構設計要素，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、連接結構設計等，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。柵格舵舵面的曲率對其氣動特性基本沒有影響[20]，采用弧面的設計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，一般為雙支耳設計；b處為柵格舵與展開鎖定機構連桿連接的接頭設計，在級間分離后，柵格舵會在內部機構的作用下從折疊位置展開并完成鎖定，其后在伺服和傳動機構作用下轉動；c處是柵格舵展開過程中為了避免與舵軸產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

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

考慮到鈦合金機械加工難度較大，柵格壁較薄，從傳統機械加工難度和生產效率考慮，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

適合復雜構件成形的3D打印技術包括激光選區(qū)熔化、激光熔化沉積以及電弧熔絲增材等技術，上述3類金屬增材技術制造的構件力學性能、內部質量等均可達到對應牌號鍛件標準，但各技術方向的特點各異。

激光選區(qū)熔化成形技術[22]（Selective Laser Melting，SLM）特別適合復雜薄壁構件的一體化成形，成形后無特殊裝配要求，幾乎無需后續(xù)減材加工。但該技術受制于設備尺寸局限，只能成形中小型零件。目前市場最大尺寸幅面的激光選區(qū)設備成形極限尺寸為800 ×400 × 600 mm3，無法滿足運載火箭所需大尺寸柵格舵結構要求。若通過定制化制造裝備，需設計制造單臺700 × 700 × 1 400 mm3的選區(qū)激光熔化成形裝備，對應裝備研制費過高，且該類超大型激光選區(qū)熔化成形裝備研制尚未成熟，短時間內難以應用至工程實踐。同時設備成形幅面越大，應力及變形控制難度越大，對于高精度成形激光選區(qū)熔化技術來講，產品研制過程中的變形易導致成形中斷或尺寸嚴重超差，技術難度也較大。

電弧熔絲增材制造技術（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1.5 kg/h，成形件尺寸可達數米級。但該技術現階段自動化程度相對較低，結構成形自由度較另兩種方法低，特別是對于多交叉網格結構成形，實現難度較大。且成形毛坯后續(xù)仍需機加，且機加余量相對較大。

激光熔化沉積制造技術（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0.6～0.7 kg/h，成形尺寸可達米級，滿足上述零件制造要求[24]。同時該技術對結構約束適應性好，可成形復雜結構件，是較適合成形該產品的技術方法，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將鍛件與鑄件的優(yōu)點結合，在制造復雜結構關鍵件、重要件及大型鈦合金構件方面有突出優(yōu)勢，可以制備高性能、低成本、近凈形、無缺陷的產品，提高使用的可靠性，且工藝過程簡單、制造周期短、加工量小、節(jié)省材料，產品組織均勻、殘余應力小、尺寸穩(wěn)定性好。已在多個航天、航空、船舶等型號中實現應用、批產。

根據柵格舵產品的結構與工況特點，采用高性能粉末冶金技術實現整體近凈成形，薄壁網格結構直接成形不加工，產品外形、連接部位、指定的較高精度結構等部位采用精密加工保證，產品采用超聲檢測進行無損探傷，材料性能可達到鍛件水平，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40年代，由于航空噴氣發(fā)動機的發(fā)展需要，要求制造葉片、葉輪、噴嘴等形狀復雜、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。借鑒于先進精密鑄造技術和流傳下來的失蠟鑄造，經過對材料與工藝的改進，現代熔模精密鑄造技術得以快速發(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、可鑄造形狀復雜鑄件、不受合金種類限制等特點。

鈦及鈦合金熔模精密鑄造的金屬利用率可達90%以上，降低了機械加工費用，大幅度降低了生產成本，從而降低了鑄件產品的價格，有著很大的競爭優(yōu)勢。針對柵格舵產品特點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，搭載柵格舵系統的“長征二號C”（CZ-2C） Y37火箭成功完成了中國首次火箭子級殘骸落區(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 整體機加

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

圖16 Falcon 9火箭鋁合金機加柵格舵Fig. 16 Aluminum alloy grid fin of Falcon 9 rocket

鈦合金機械加工難度較大（見圖17），存在切削力大、加工刀具磨損嚴重、加工變形大等缺點，加工效率低且成本高昂，對典型的柵格舵結構材料去除量在80%～90%。

圖17 機械加工工藝流程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]。由于焊縫數量多、焊縫總長度長，造成手工焊接變形控制的難度很大，焊接后內應力過大，容易產生缺陷。為達到要求，需嚴控原材料性能，嚴控裝配工藝，采用專用裝配型架、工裝，在生產和裝配過程中固化、細化工藝參數及流程。

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)點而廣泛應用于生產制造領域。激光深熔焊以小孔產生為特點，當激光束流與被焊接材料之間強烈作用時，金屬在極短的時間內發(fā)生熔化、汽化、液體被氣流排開等物理現象，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。

3.6 復合材料整體成型

先進復合材料具有比強度高、比模量高、耐高溫、耐腐蝕、耐疲勞、阻尼減震性好、性能可設計性強等優(yōu)點。20世紀70年代，美國麥克唐納–道格拉斯公司（McDonnell-Douglas Corporation）首先提出了復材網格加筋結構[27]。在此基礎上，斯坦福大學（Stanford University）將先進復合材料應用于柵格結構，并由美國空軍實驗室首次制備輕質、高強碳纖維增強復合材料柵格結構。復合材料柵格結構與同規(guī)格的鋁合金柵格結構相比，重量減輕60%，剛度增加10倍，強度增3倍[28]。

復合材料柵格結構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“硬模”成型[29-30]和“軟?！背尚蚚31-32]。“硬膜”常采用金屬為模體材料，在模具表面機加凹槽，而后將浸潤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，因此可應用自動化纏繞設備或纖維鋪放設備進行纖維的纏繞或鋪放，提高生產率，同時制品的形狀精度高。脫模是“硬模”工藝的難點所在，往往需要設計可拆卸模具，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大，在加熱固化過程中，硅橡膠向兩側膨脹，為柵格壁板施加壓力，可提高復合材料成型質量。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合材料柵條，將柵條裁出深度為半個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，加固結構。但由于需要在復合材料面板上開槽，會破壞復合材料內部的纖維走向，對整體結構的力學性能造成損傷，且容易產生應力集中。此外，由與柵格與面板間采用膠接的模式，使得結構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工藝[35]和夾層嵌鎖工藝[36]。

復合材料柵格舵是一種特殊的復合材料柵格結構，目前國內外尚無實用化的復合材料柵格舵，需要在原有的復合材料柵格制備技術上加以改進[37]?？刹捎糜材ｎA浸料鋪放成型工藝，成型模具采用金屬組合模具形式。在每個分瓣工作面按設計角度和厚度碳纖維預浸料，然后按編號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加（復合材料工藝流程見圖19）。

圖19 復合材料工藝流程Fig. 19 Process flow of composite materials

3.7 工藝對比分析

柵格舵具有網格分布密、尺寸精度要求高的特點，傳統機械加工方案對于每個網格均需進行粗銑與線切割等工藝步驟，且每次裝卡定位對加工人員的技術及穩(wěn)定性要求都很高，控制加工變形的難度較大，實際產品生產過程中存在產品合格率低問題。機加方案的生產周期長且工藝難度高，對柵格舵的加工需探索包含機械加工方案在內的多種工藝方案以適應不同的實際需求。無論采取何種工藝均需對應進行工裝、行架、基板等輔助設計與生產。對應產品加工成本均具有隨產品數量增加，平均生產成本降低的特點，因此在選擇制定工藝方案時也需考慮加工數量對成本和周期的影響。

綜合各類工藝方案，從設計難度、工藝難度、產品合格率、產品精度以及成本周期各方面進行了對比分析，如表1所示。

表1 柵格舵制造工藝方案對比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，但產品精度最高，適用于高精度要求、低成本限制的設計方案。粉末冶金與精密鑄造均需設計模具實現，但產品精度相對較低，成本限制較大時可重點考慮鑄造方案。焊接成形需先對柵格翼片零件進行傳動機械加工，焊接過程復雜，焊接應力對產品尺寸精度的影響大，且焊縫檢測難度大，需進行更多探索。復合材料柵格舵需對纖維鋪放方向、順序等多因素進行考慮，柵格交接處無增厚空間，對應纖維鋪放交接過渡以及集中力擴散連接設計方面設計難度高，連接結構設計難度大，產品精度以及輕質化程度有明顯優(yōu)勢，需進一步探索穩(wěn)定工藝方案。

4 設計實例

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，初始外形設計如下

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

初始方案相對間距小、翼展較大，其穩(wěn)定性良好，但鉸鏈力矩高，且不適應高超聲速飛行環(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并結合加工工藝調整幾何參數設計，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。

該輪方案進行了穩(wěn)定性、操縱性合理平衡，高超飛行適應性改進，實現了穩(wěn)定性、控制性和操縱性協調，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雜零件，提高了材料利用率，大大減少了機械加工的工作量，從而縮短了加工周期和降低了成本。

在第2輪方案的基礎上進行工程化設計（見圖20），包絡根部兩側修型、增加與折展機構接口、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計方案。

圖20 工程化設計Fig. 20 Process of engineering design

5 結束語

柵格舵設計具有很大的復雜性，彈道、制導、姿控帶來的氣動設計需求和伺服功率、熱防護、制造工藝等方面的限制形成多專業(yè)交叉的設計難題。

1）氣動設計是柵格舵結構設計的前提要求，氣動設計決定了柵格舵的基礎外形特征。

2）在可能滿足姿控等總體需求，形成氣動外形設計方案的同時，需考慮結構強度、剛度、穩(wěn)定性設計，以及工藝可達性、成本和時間周期，宜采取漸進式的設計，通過不斷的地面和飛行試驗迭代改進。

3）實現設計制造一體化的難點在于復雜氣動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合材料成型是設計制造一體化的重點突破方向，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，并不斷進行激光焊接和復材成型等新工藝的探索，并通過飛行試驗不斷進行驗證改進。

本文重點從氣動外形設計和制造工藝的角度研究了影響柵格舵性能的各項影響因素，對比分析了可用于柵格舵制造的相關工藝方案，提出了較為可行的柵格舵設計制造途徑及相關實例，對CZ-8R等可重復使用火箭的相關設計工作具有一定指導意義。