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力學(xué)有限元模型和氣動模型，對不同支撐剛度、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使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對導(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)量分布兩項措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

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

0 引言

飛行器在空氣動力作用下會產(chǎn)生變形和彈性振動運動，進(jìn)而會引起附加的氣動力，而附加氣動力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運動。顫振是由空氣動力所引起的振動[1]，其本質(zhì)是氣動彈性動不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個以上的自由度，在一定的臨界速度（或動壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動均將引起發(fā)散性振動，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力計算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計算。

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)動力學(xué)有限元模型和非定常氣動力模型的建立，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力學(xué)有限元模型和氣動模型，對不同支撐剛度、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使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對導(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)量分布兩項措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

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

0 引言

飛行器在空氣動力作用下會產(chǎn)生變形和彈性振動運動，進(jìn)而會引起附加的氣動力，而附加氣動力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運動。顫振是由空氣動力所引起的振動[1]，其本質(zhì)是氣動彈性動不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個以上的自由度，在一定的臨界速度（或動壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動均將引起發(fā)散性振動，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力計算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計算。

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)動力學(xué)有限元模型和非定常氣動力模型的建立，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力學(xué)有限元模型和氣動模型，對不同支撐剛度、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使舵面的模態(tài)發(fā)生較明顯的變化，從而對導(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)量分布兩項措施優(yōu)化，滿足導(dǎo)彈舵面工程研制時的顫振要求。

關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈舵面；顫振分析；有限元模型

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

0 引言

飛行器在空氣動力作用下會產(chǎn)生變形和彈性振動運動，進(jìn)而會引起附加的氣動力，而附加氣動力又使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形和運動。顫振是由空氣動力所引起的振動[1]，其本質(zhì)是氣動彈性動不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個以上的自由度，在一定的臨界速度（或動壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡諧振動。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動均將引起發(fā)散性振動，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力計算方法，可用于飛行器亞音速或超音速飛行的顫振計算。

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)動力學(xué)有限元模型和非定常氣動力模型的建立，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。