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尾翼是導(dǎo)彈的重要部件，它在導(dǎo)彈飛行中產(chǎn)生升力，使導(dǎo)彈維持良好的操縱性和穩(wěn)定性。如果尾翼沒(méi)有足夠的強(qiáng)度和剛度，導(dǎo)彈就會(huì)喪失穩(wěn)定性，甚至發(fā)生掉彈現(xiàn)象。因此對(duì)尾翼的強(qiáng)度分析具有重要意義。
導(dǎo)彈飛行中作用于尾翼的空氣動(dòng)力和尾翼重力，使尾翼產(chǎn)生彎曲、扭轉(zhuǎn)等變形。由于尾翼自身重力相對(duì)很小，分析中通常忽略重力的影響，假定尾翼翼而所受的空氣動(dòng)力是均勻分布的，并簡(jiǎn)化為作用于壓心的集中力模擬翼而的受力情況。根據(jù)圣維南原理，根據(jù)尾翼受力狀態(tài)，我們比較關(guān)心翼尖處的位移和翼根處的應(yīng)力。對(duì)于高速飛行導(dǎo)彈，為取很好氣動(dòng)外形，尾翼展弦比一般很小，翼而受力很不均勻，采用壓心的集中力模擬翼而受力，會(huì)使計(jì)算結(jié)果與實(shí)際相差很大，不能真實(shí)反映翼而的受力和變形情況。所以本研究利用ANSYS軟件對(duì)尾翼的實(shí)體情況進(jìn)行模型建立和強(qiáng)度計(jì)算。
某導(dǎo)彈共有四片整體式實(shí)心尾翼，尾翼截而呈1/4圓形，間隔90。連接在彈身上。圖為單片尾翼處于水平狀態(tài)時(shí)的實(shí)體模型圖，此時(shí)作用在尾翼上的氣動(dòng)力最大，內(nèi)外而的氣動(dòng)力又不相等。
有限元方法是將整體離散為單元，將無(wú)限自由度問(wèn)題有限化的一種數(shù)值計(jì)算方法。目前有很多有限元軟件(如ANSYS，Nastran，Marc等)，本研究采用ANSYS軟件進(jìn)行，遵循通用步驟：(1)有限元建模：建立問(wèn)題的物理模型，根據(jù)要解的問(wèn)題和物理模型選取單元，對(duì)模型劃分網(wǎng)格，將整體離散為單元。(2)求解：先對(duì)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，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(jìn)行比較，從而判斷是否滿足要求。
建立有限元模型劃分網(wǎng)格時(shí)，由于尾翼沿展向的厚度變化均勻，變化率只有2.86%，并且翼而的長(zhǎng)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，它是3- D8節(jié)殼單元，在每個(gè)節(jié)點(diǎn)上有6個(gè)自由度。
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