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?/a>雎災亓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。

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。導彈在飛行過程中，作用在翼面上的氣動力非常復雜，在傳統的設計中通常將其簡化為作用于壓心的集中力。這樣導致結構偏于笨重，對于減小航天器的惰性質量極為不利。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。隨著有限元技術的發展，計算機可以模擬非常復雜的邊界條件，并能在較短的時間內給出問題的解答，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格劃分,然后用ANSYS提供的命令Node取出翼面壓力中心處節點號，在該節點處施加集中力，翼根處約束x,y,z方向的平移和轉動，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點號，將題目中給出的力施加到這些節點上，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果。

表1三種加載方法的比較結果

由表1可知，方法1得到的最大位移在壓心線上翼梢處，最大應力在壓心處，最大位移和應力都較后兩種方法大，且位置不同。方法2和方法3得到的結果非常接近，最大位移量偏差2.98%，而最大應力值偏差只有1.89%，并且最大位移和最大應力出現的位置也極為接近，最大位移出現在翼梢處，而最大應力出現在翼根處，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向位移的比較結果。圖3為翼根處Mises應力比較結果。（為清楚地顯示方法2和方法3的差異，在翼根兩端應力差異保持不變的情況下，將其他數值差異放大了10倍）。

圖2 翼梢處Z向位移比較結果圖

圖3 翼根處Mises應力比較結果圖

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得到的位移值和應力值都非常吻合。

三、結論

以上比較結果表明：（1）壓心集中力加載法雖然加載方法簡單，但其結果不能反應真實危險點的位置和最大的應力值，不能正確反映結構的受力和變形情況。（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雜。（3）分塊集中力加載得到的結果跟分塊面力加載法得到的結果非常接近，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。