尾翼是试验火箭的重要部件,其主要功能是在火箭飞行过程中提供升力,保证火箭的飞行稳定性。尾翼设计涉及气动、结构和强度等多个学科专业,必须同时满足气动、强度、刚度和轻量化等要求,是典型的多学科设计问题。传统的设计流程按照气动设计和结构设计等专业分工,采取串行模式进行设计,需人工反复迭代且难以考虑各学科间的耦合因素实现精细化设计,设计周期较长、设计质量有待提高。本文将多学科协同设计思想应用于尾翼设计问题,建立了试验火箭尾翼气动—结构协同优化设计模型,形成了一套针对试验火箭尾翼的协同优化设计方法,可以提高尾翼的设计质量、减少设计回溯。本文主要完成了以下工作：(1)尾翼设计前提条件研究。对试验火箭飞行稳定性总体要求进行分解,研究飞行稳定性与尾翼设计参数之间的关系,建立“火箭静稳定裕度”—“火箭质心和压心”之间的函数关系。研究用于试验火箭尾翼设计的飞行剖面,通过弹道仿真及对试验火箭飞行弹道特性的分析,获得最严酷的飞行力学环境,建立尾翼设计的前提条件。(2)尾翼气动设计研究。对试验火箭的气动特性进行理论分析,以静稳定裕度为设计需求结合其他气动特性要求,进行尾翼气动外形初步设计并获得其设计参数。利用Missile DATCOM程序对火箭气动特性进行计算,得到马赫数从0.2至6.0、攻角从-2。至l0。范围内的火箭压心系数、升力系数及阻力系数随马赫数和攻角的变化情况,研究翼型参数对火箭主要气动特性的影响。(3)尾翼结构强度刚度设计研究。以气动载荷为边界,分别利用薄板理论解析方法和基于ANSYS软件APDL语言的有限元方法对尾翼进行结构强度、刚度分析,获得尾翼的应力和位移,两者一致,结果误差不超过5%。(4)尾翼气动—结构协同优化设计方法研究。基于协同优化思想,建立尾翼的气动—结构协同优化数学模型,利用Isight软件对Missile DATCOM程序和ANSYS软件进行集成,建立尾翼的气动—结构协同设计框架。(5)算例研究。利用上述方法对某尾翼进行气动—结构协同设计验证,算例结果与初值相比,单片尾翼气动面积减小约52%、结构质量减轻约48%,表明本文的方法取得较好的优化效果。