摘要：本文利用ANSYS軟件對尾翼翼面的受力情況采用三種加載方式進行了分析，即壓心集中力加載、分塊面力加載和分塊集中力加載。取翼梢處的位移和翼根處的Mises應力進行比較。

　　尾翼是導彈上的一個重要部件，它在導彈飛行的過程中產生升力以克服重力，保證導彈有良好的操縱性和穩定性，一旦實現導彈的機動飛行。如果尾翼沒有足夠的強度，一旦在飛行的過程中發生失效，導彈就會喪失穩定性，發生掉彈現象。因此研究尾翼的強度具有重要的意義。

　　導彈在飛行中作用于尾翼上的載荷有:空氣動力和尾翼重力。在這些載荷的作用下，尾翼會產生彎曲、扭轉等變形。由于尾翼自身的重力相對于作用其上的上升力很小，因此在分析的過程中通常忽略重力作用的影響，并假定作用于尾翼翼面的空氣動力是均勻分布的，用作用于質心的集中力來模擬翼面的受力情況。根據圣維南原理:在物體的任一小部分上作用一個平衡力系，則該平衡力系在物體內所產生的應力分布僅局限于該力系作用的附近區域，在離該區域的相當遠處，這種影響便急劇減小。根據尾翼的受力狀態，我們比較關心翼梢處的位移和翼根處的應力。對于高速飛行的導彈，為了獲取很好的氣動外形，一般尾翼展弦比很小，并且翼面上受到的力很不均勻，因此用作用于壓心的集中力來模擬翼面的受力會使得計算結果跟實際相差很大，不能真實反映翼面的受力和變形情況。本文利用ANSYS軟件對尾翼翼面的受力情況采用三種加載方式進行了分析，即壓心集中力加載、分塊面力加載和分塊集中力加載。取翼梢處的位移和翼根處的Mises應力進行比較。

　　一、問題描述

　　本文以某導彈的尾翼為例進行分析。該導彈共有六片整體式實心尾翼，尾翼截面呈對稱六角形，間隔60度焊接在彈身上。此處取一片進行分析。圖1為尾翼處于水平狀態時載荷分布圖。

　　

　　圖1尾翼載荷分布圖

　　此時作用在尾翼上的氣動力最大，圖中所示每個小塊上的數值是該小塊面積上總的氣動力，力的方向沿Z軸負向。由此可計算出作用在整個翼面上的氣動力,，若每小塊的壓心坐標為，因此整個翼片的壓心坐標為:

　　

　　

　　本文著重以三種不同的加載方法即壓心集中力加載、分塊面力加載和分塊集中力加載，說明不同的加載方法得出的結果是不同的，甚至差別很大。本文僅對尾翼在最大氣動力作用下的情況進行靜力分析，取翼梢處Z向的位移和翼根處的Mises應力進行比較。

　　二、有限元分析

　　有限元方法是將整體離散為單元，無限自由度問題有限化的一種數值計算方法。它隨著計算機的發展而迅速發展起來。目前有很多商用有限元軟件，如ANSYS、Nastran、Marc等。本文采用ANSYS軟件進行分析。無論哪種軟件都遵循以下步驟:(1)有限元建模:建立問題的物理模型，然后根據要解的問題和物理模型選取單元，對物理模型劃分網格，將整體離散為單元。(2)求解:首先對有限元模型施加邊界條件，包括力和位移(在結構分析中)，然后求解。(3)后處理:有限元軟件中提供很多后處理方法，利用這些方法可以求出感興趣的物理量，并與材料的許可值或工程要求值進行比較，從而判斷是否滿足要求。

　　1.有限元建模

　　在用ANSYS進行有限元分析時，單元類型選擇的好壞直接影響到計算結果的精度和正確性。由于實際模型通常比較復雜，因此在進行有限元分析時，通常在保證模型正確性的基礎上對其進行適當的簡化。由于該尾翼沿展向的厚度變化均勻，變化率只有2.86%，并且翼面的長寬方向與厚度方向的比例很大，因此可選用Shell93結構殼單元。Shell93單元是3-D8節點殼單元，在每個節點上有6個自由度。