沈穎+張鵬+寇艷麗+楊碩

摘要：利用MSC.Nastran中氣彈分析軟件建立了導(dǎo)彈舵面及彈身的顫振動(dòng)力學(xué)有限元模型和氣動(dòng)模型，對(duì)不同支撐剛度、不同舵面重心狀態(tài)的舵面進(jìn)行了顫振特性分析，發(fā)現(xiàn)支撐剛度和舵面重心變化會(huì)使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對(duì)導(dǎo)彈舵面顫振臨界速度產(chǎn)生較大影響，并可通過提高舵面扭轉(zhuǎn)支撐剛度和調(diào)整舵面質(zhì)量分布兩項(xiàng)措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時(shí)的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

中圖分類號(hào)：TJ765；TJ011.+3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2014）05-0019-04

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飛行器在空氣動(dòng)力作用下會(huì)產(chǎn)生變形和彈性振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而會(huì)引起附加的氣動(dòng)力，而附加氣動(dòng)力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運(yùn)動(dòng)。顫振是由空氣動(dòng)力所引起的振動(dòng)[1]，其本質(zhì)是氣動(dòng)彈性動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個(gè)以上的自由度，在一定的臨界速度（或動(dòng)壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動(dòng)。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動(dòng)均將引起發(fā)散性振動(dòng)，直至破壞[2]。

飛行器在飛行中由于顫振造成失效或損壞是常見事故之一。對(duì)于空空導(dǎo)彈來說，隨飛機(jī)速度的提高和減輕結(jié)構(gòu)重量要求的增加，導(dǎo)彈剛度裕度必將下降，導(dǎo)彈顫振已成為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈強(qiáng)剛度必需解決的關(guān)鍵技術(shù)之一[3]。MSC.Nastran中氣彈分析模塊MSC.FLD提供亞音速升力面理論（偶極子網(wǎng)格法）、超音速升力面理論（Zona51）、馬赫數(shù)盒子法、活塞理論、片條理論等五種顫振分析的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計(jì)算。

導(dǎo)彈舵面顫振分析需要考慮舵面本身以及彈身引起的舵面振動(dòng)的顫振特性，需要建立舵面和彈身結(jié)構(gòu)的有限元模型。采用MSC.FLD完成結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型和非定常氣動(dòng)力模型的建立，然后使用MSC.Nastran進(jìn)行模態(tài)分析和顫振特性計(jì)算，通過舵面支撐剛度和舵面質(zhì)量分布的優(yōu)化，使導(dǎo)彈舵面顫振速度滿足顫振包線要求。

摘要：利用MSC.Nastran中氣彈分析軟件建立了導(dǎo)彈舵面及彈身的顫振動(dòng)力學(xué)有限元模型和氣動(dòng)模型，對(duì)不同支撐剛度、不同舵面重心狀態(tài)的舵面進(jìn)行了顫振特性分析，發(fā)現(xiàn)支撐剛度和舵面重心變化會(huì)使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對(duì)導(dǎo)彈舵面顫振臨界速度產(chǎn)生較大影響，并可通過提高舵面扭轉(zhuǎn)支撐剛度和調(diào)整舵面質(zhì)量分布兩項(xiàng)措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時(shí)的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

中圖分類號(hào)：TJ765；TJ011.+3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2014）05-0019-04

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飛行器在空氣動(dòng)力作用下會(huì)產(chǎn)生變形和彈性振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而會(huì)引起附加的氣動(dòng)力，而附加氣動(dòng)力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運(yùn)動(dòng)。顫振是由空氣動(dòng)力所引起的振動(dòng)[1]，其本質(zhì)是氣動(dòng)彈性動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個(gè)以上的自由度，在一定的臨界速度（或動(dòng)壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動(dòng)。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動(dòng)均將引起發(fā)散性振動(dòng)，直至破壞[2]。

飛行器在飛行中由于顫振造成失效或損壞是常見事故之一。對(duì)于空空導(dǎo)彈來說，隨飛機(jī)速度的提高和減輕結(jié)構(gòu)重量要求的增加，導(dǎo)彈剛度裕度必將下降，導(dǎo)彈顫振已成為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈強(qiáng)剛度必需解決的關(guān)鍵技術(shù)之一[3]。MSC.Nastran中氣彈分析模塊MSC.FLD提供亞音速升力面理論（偶極子網(wǎng)格法）、超音速升力面理論（Zona51）、馬赫數(shù)盒子法、活塞理論、片條理論等五種顫振分析的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計(jì)算。

導(dǎo)彈舵面顫振分析需要考慮舵面本身以及彈身引起的舵面振動(dòng)的顫振特性，需要建立舵面和彈身結(jié)構(gòu)的有限元模型。采用MSC.FLD完成結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型和非定常氣動(dòng)力模型的建立，然后使用MSC.Nastran進(jìn)行模態(tài)分析和顫振特性計(jì)算，通過舵面支撐剛度和舵面質(zhì)量分布的優(yōu)化，使導(dǎo)彈舵面顫振速度滿足顫振包線要求。

摘要：利用MSC.Nastran中氣彈分析軟件建立了導(dǎo)彈舵面及彈身的顫振動(dòng)力學(xué)有限元模型和氣動(dòng)模型，對(duì)不同支撐剛度、不同舵面重心狀態(tài)的舵面進(jìn)行了顫振特性分析，發(fā)現(xiàn)支撐剛度和舵面重心變化會(huì)使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對(duì)導(dǎo)彈舵面顫振臨界速度產(chǎn)生較大影響，并可通過提高舵面扭轉(zhuǎn)支撐剛度和調(diào)整舵面質(zhì)量分布兩項(xiàng)措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時(shí)的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

中圖分類號(hào)：TJ765；TJ011.+3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2014）05-0019-04

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飛行器在空氣動(dòng)力作用下會(huì)產(chǎn)生變形和彈性振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而會(huì)引起附加的氣動(dòng)力，而附加氣動(dòng)力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運(yùn)動(dòng)。顫振是由空氣動(dòng)力所引起的振動(dòng)[1]，其本質(zhì)是氣動(dòng)彈性動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個(gè)以上的自由度，在一定的臨界速度（或動(dòng)壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動(dòng)。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動(dòng)均將引起發(fā)散性振動(dòng)，直至破壞[2]。

飛行器在飛行中由于顫振造成失效或損壞是常見事故之一。對(duì)于空空導(dǎo)彈來說，隨飛機(jī)速度的提高和減輕結(jié)構(gòu)重量要求的增加，導(dǎo)彈剛度裕度必將下降，導(dǎo)彈顫振已成為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈強(qiáng)剛度必需解決的關(guān)鍵技術(shù)之一[3]。MSC.Nastran中氣彈分析模塊MSC.FLD提供亞音速升力面理論（偶極子網(wǎng)格法）、超音速升力面理論（Zona51）、馬赫數(shù)盒子法、活塞理論、片條理論等五種顫振分析的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計(jì)算。

導(dǎo)彈舵面顫振分析需要考慮舵面本身以及彈身引起的舵面振動(dòng)的顫振特性，需要建立舵面和彈身結(jié)構(gòu)的有限元模型。采用MSC.FLD完成結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型和非定常氣動(dòng)力模型的建立，然后使用MSC.Nastran進(jìn)行模態(tài)分析和顫振特性計(jì)算，通過舵面支撐剛度和舵面質(zhì)量分布的優(yōu)化，使導(dǎo)彈舵面顫振速度滿足顫振包線要求。