ANSYS对导弹尾翼的三种加载方法分析比较

　　尾翼是导弹上的一个重要部件，它在导弹飞行的过程中产生升力以克服重力，保证导弹有良好的操纵性和稳定性，一旦实现导弹的机动飞行。如果尾翼没有足够的强度，一旦在飞行的过程中发生失效，导弹就会丧失稳定性，发生掉弹现象。因此研究尾翼的强度具有重要的意义。

　　导弹在飞行中作用于尾翼上的载荷有:空气动力和尾翼重力。在这些载荷的作用下，尾翼会产生弯曲、扭转等变形。由于尾翼自身的重力相对于作用其上的上升力很小，因此在分析的过程中通常忽略重力作用的影响，并假定作用于尾翼翼面的空气动力是均匀分布的，用作用于质心的集中力来模拟翼面的受力情况。根据圣维南原理:在物体的任一小部分上作用一个平衡力系，则该平衡力系在物体内所产生的应力分布仅局限于该力系作用的附近区域，在离该区域的相当远处，这种影响便急剧减小。根据尾翼的受力状态，我们比较关心翼梢处的位移和翼根处的应力。对于高速飞行的导弹，为了获取很好的气动外形，一般尾翼展弦比很小，并且翼面上受到的力很不均匀，因此用作用于压心的集中力来模拟翼面的受力会使得计算结果跟实际相差很大，不能真实反映翼面的受力和变形情况。本文利用ANSYS软件对尾翼翼面的受力情况采用三种加载方式进行了分析，即压心集中力加载、分块面力加载和分块集中力加载。取翼梢处的位移和翼根处的Mises应力进行比较。

　　一、问题描述

　　本文以某导弹的尾翼为例进行分析。该导弹共有六片整体式实心尾翼，尾翼截面呈对称六角形，间隔60度焊接在弹身上。此处取一片进行分析。图1为尾翼处于水平状态时载荷分布图。

　　图1尾翼载荷分布图

　　此时作用在尾翼上的气动力最大，图中所示每个小块上的数值是该小块面积上总的气动力，力的方向沿Z轴负向。由此可计算出作用在整个翼面上的气动力,，若每小块的压心坐标为，因此整个翼片的压心坐标为:

　　本文着重以三种不同的加载方法即压心集中力加载、分块面力加载和分块集中力加载，说明不同的加载方法得出的结果是不同的，甚至差别很大。本文仅对尾翼在最大气动力作用下的情况进行静力分析，取翼梢处Z向的位移和翼根处的Mises应力进行比较。

　　二、有限元分析

　　有限元方法是将整体离散为单元，无限自由度问题有限化的一种数值计算方法。它随着计算机的发展而迅速发展起来。目前有很多商用有限元软件，如ANSYS、Nastran、Marc等。本文采用ANSYS软件进行分析。无论哪种软件都遵循以下步骤:(1)有限元建模:建立问题的物理模型，然后根据要解的问题和物理模型选取单元，对物理模型划分网格，将整体离散为单元。(2)求解:首先对有限元模型施加边界条件，包括力和位移(在结构分析中)，然后求解。(3)后处理:有限元软件中提供很多后处理方法，利用这些方法可以求出感兴趣的物理量，并与材料的许可值或工程要求值进行比较，从而判断是否满足要求。

　　1.有限元建模

　　在用ANSYS进行有限元分析时，单元类型选择的好坏直接影响到计算结果的精度和正确性。由于实际模型通常比较复杂，因此在进行有限元分析时，通常在保证模型正确性的基础上对其进行适当的简化。由于该尾翼沿展向的厚度变化均匀，变化率只有2.86%，并且翼面的长宽方向与厚度方向的比例很大，因此可选用Shell93结构壳单元。Shell93单元是3-D8节点壳单元，在每个节点上有6个自由度。