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尾翼是導彈的重要部件，它在導彈飛行中產(chǎn)生升力，使導彈維持良好的操縱性和穩(wěn)定性。如果尾翼沒有足夠的強度和剛度，導彈就會喪失穩(wěn)定性，甚至發(fā)生掉彈現(xiàn)象。因此對尾翼的強度分析具有重要意義。
導彈飛行中作用于尾翼的空氣動力和尾翼重力，使尾翼產(chǎn)生彎曲、扭轉等變形。由于尾翼自身重力相對很小，分析中通常忽略重力的影響，假定尾翼翼而所受的空氣動力是均勻分布的，并簡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)，我們比較關心翼尖處的位移和翼根處的應力。對于高速飛行導彈，為取很好氣動外形，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，會使計算結果與實際相差很大，不能真實反映翼而的受力和變形情況。所以本研究利用ANSYS軟件對尾翼的實體情況進行模型建立和強度計算。
某導彈共有四片整體式實心尾翼，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)時的實體模型圖，此時作用在尾翼上的氣動力最大，內(nèi)外而的氣動力又不相等。
有限元方法是將整體離散為單元，將無限自由度問題有限化的一種數(shù)值計算方法。目前有很多有限元軟件(如ANSYS，Nastran，Marc等)，本研究采用ANSYS軟件進行，遵循通用步驟：(1)有限元建模：建立問題的物理模型，根據(jù)要解的問題和物理模型選取單元，對模型劃分網(wǎng)格，將整體離散為單元。(2)求解：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，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。
建立有限元模型劃分網(wǎng)格時，由于尾翼沿展向的厚度變化均勻，變化率只有2.86%，并且翼而的長寬方向與厚度方向的比例很大，因此可選用Shell93結構殼單元，它是3- D8節(jié)殼單元，在每個節(jié)點上有6個自由度。
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