重要部件，它在導(dǎo)彈飛行的過程中產(chǎn)生升力以克服重力，保證導(dǎo)彈有良好的操縱性和穩(wěn)定性，一旦實現(xiàn)導(dǎo)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(fā)生失效，導(dǎo)彈就會喪失穩(wěn)定性，發(fā)生掉彈現(xiàn)象。因此研究尾翼的強度具有重要的意義。

導(dǎo)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(chǎn)生彎曲、扭轉(zhuǎn)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?/a>雎災(zāi)亓ψ饔玫撓跋歟?⒓俁ㄗ饔糜諼慘硪礱嫻目掌??κ薔?確植嫉模?米饔糜謚市牡募?辛?茨Ｄ庖礱嫻氖芰η榭觥８?菔ノ?顯?恚?/a>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(nèi)所產(chǎn)生的應(yīng)力分布僅局限于該力系作用的附近區(qū)域，在離該區(qū)域的相當遠處，這種影響便急劇減小。根據(jù)尾翼的受力狀態(tài)，我們比較關(guān)心翼梢處的位移和翼根處的應(yīng)力。對于高速飛行的導(dǎo)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(jié)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(yīng)力進行比較。

一、問題描述

本文以某導(dǎo)彈的尾翼為例進行分析。該導(dǎo)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(tài)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(shù)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(jié)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(yīng)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(shù)值計算方法。它隨著計算機的發(fā)展而迅速發(fā)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(jù)要解的問題和物理模型選取單元，對物理模型劃分網(wǎng)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(jié)構(gòu)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(jié)果的精度和正確性。由于實際模型通常比較復(fù)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(chǔ)上對其進行適當?shù)暮喕Ｓ捎谠撐惨硌卣瓜虻暮穸茸兓鶆颍兓手挥?.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(jié)構(gòu)殼單元。Shell93單元是3-D8節(jié)點殼單元，在每個節(jié)點上有6個自由度。

2.三種加載方法比較

對具體問題的簡化不僅包括對幾何形狀的簡化，還包括邊界條件的簡化。導(dǎo)彈在飛行過程中，作用在翼面上的氣動力非常復(fù)雜，在傳統(tǒng)的設(shè)計中通常將其簡化為作用于壓心的集中力。這樣導(dǎo)致結(jié)構(gòu)偏于笨重，對于減小航天器的惰性質(zhì)量極為不利。特別當展弦比較小時，壓心距翼根和翼梢很近，壓心集中力加載的方法必然引起很大的誤差，甚至是錯誤。隨著有限元技術(shù)的發(fā)展，計算機可以模擬非常復(fù)雜的邊界條件，并能在較短的時間內(nèi)給出問題的解答，大大降低了計算周期，提高了計算精度。下面就三種加載方法進行比較分析。#p#分頁標題#e#

方法1：壓心集中力加載。首先對翼面進行映射網(wǎng)格劃分,然后用ANSYS提供的命令Node取出翼面壓力中心處節(jié)點號，在該節(jié)點處施加集中力，翼根處約束x,y,z方向的平移和轉(zhuǎn)動，求解。方法2：分塊面力加載。首先，將翼面按照給出的載荷分布的情況用坐標平面分成小塊,然后進行映射網(wǎng)格劃分，將題目中給出的力折合成每個面上的壓強，分別對每個小面施加面載荷，對翼根處施加約束，求解。方法3：分塊集中力加載。首先，對翼面進行映射網(wǎng)格劃分,然后用Node命令取出圖1中每個小塊的壓力中心處節(jié)點號，將題目中給出的力施加到這些節(jié)點上，對翼根處施加約束，求解。
ANSYS軟件提供了豐富的后處理方法：云圖法、列表法、定義單元表法等，此外也可以通過定義路徑查看某一路徑上的結(jié)果信息。本文利用列表法和定義路徑的方法對以上三種加載方法的結(jié)果進行了比較分析。表1是列表法求得的三種加載方法的比較結(jié)果。

表1三種加載方法的比較結(jié)果

由表1可知，方法1得到的最大位移在壓心線上翼梢處，最大應(yīng)力在壓心處，最大位移和應(yīng)力都較后兩種方法大，且位置不同。方法2和方法3得到的結(jié)果非常接近，最大位移量偏差2.98%，而最大應(yīng)力值偏差只有1.89%，并且最大位移和最大應(yīng)力出現(xiàn)的位置也極為接近，最大位移出現(xiàn)在翼梢處，而最大應(yīng)力出現(xiàn)在翼根處，跟實際實驗情況是一致的。利用ANSYS提供的路徑定義方法，定義兩條路徑：翼梢處（y=35mm處）和翼根處(y=0mm處)。將翼梢處的位移和翼根處的應(yīng)力分別映射到該兩條路徑上。圖2為翼梢處Z向位移的比較結(jié)果。圖3為翼根處Mises應(yīng)力比較結(jié)果。（為清楚地顯示方法2和方法3的差異，在翼根兩端應(yīng)力差異保持不變的情況下，將其他數(shù)值差異放大了10倍）。

圖2 翼梢處Z向位移比較結(jié)果圖

圖3 翼根處Mises應(yīng)力比較結(jié)果圖

由圖2和圖3可知，方法1與其他兩種方法得到的翼梢的位移和翼根的應(yīng)力分布相比差別很大，而方法2和方法3得到的位移值和應(yīng)力值都非常吻合。

三、結(jié)論

以上比較結(jié)果表明：（1）壓心集中力加載法雖然加載方法簡單，但其結(jié)果不能反應(yīng)真實危險點的位置和最大的應(yīng)力值，不能正確反映結(jié)構(gòu)的受力和變形情況。（2）理論上講，分塊面力加載是對尾翼載荷分布最近似模擬，但這種方法在實際操作中比較復(fù)雜。（3）分塊集中力加載得到的結(jié)果跟分塊面力加載法得到的結(jié)果非常接近，并且這種方法操作非常簡單。特別是對弧形翼進行分析時，由于在ANSYS中施加面載荷時，力與加載面是垂直的，分塊面力加載會更加困難；集中力加載則可以對力的方向進行定義，因此更加靈活方便。因此，建議實際加載時選擇分塊集中力加載。