折叠翼结构以其结构简单,占用空间小,可以节省储存空间,便于贮存、运输和发射等优点而广泛应用于导弹弹翼机构上,其展开性能主要包括展开时间、展开速度、展开到位冲击力、锁紧机构可靠性及展开到位后叶片强度等方面,其性能直接影响导弹的飞行性能,因此很有必要对折叠的结构设计以及展开特性进行分析。本文以某导弹电动舵机的全动折叠舵结构为研究对象,讨论其设计方法,建立数学模型,对整个机构进行三维建模以及展开过程的动力学仿真,并通过试验测试其展开性能,其结果验证了设计的合理性。之后针对薄弱环节提出了优化改进。本文主要工作内容如下:(1)在总结了折叠机构研究背景及发展情况的基础之上,根据总体对折叠机构的指标要求,提出了尾舵折叠机构的方案,基于牛顿定律及第二类拉格朗日方程分析了机构展开动力学的过程,对结构进行设计,确定了驱动元件的参数。(2)建立结构的三维模型,在考虑结构中存在的间隙、摩擦、柔性体等因素的条件下,应用虚拟样机技术,通过ADAMS软件对折叠机构的展开性能进行动力学仿真,得到了展开时间、展开角速度、展开到位冲击力及舵片应力等数据,并通过对比分析了结构中非线性因素对展开性能的影响,提出合理化建议。(3)对尾舵折叠机构进行了静力学试验及展开性能试验,得到舵面的应变、折叠机构展开性能以及冲击载荷对薄弱环节的影响,结果表明仿真模型准确。(4)介绍了气动弹性原理的基本内容,针对舵面等薄弱环节,利用有限元技术对其进行强度及模态分析,以空气动力学及飞行器气动弹性原理为基础对其进行颤振分析,利用NASTRAN软件进行仿真,校核了舵片的强度,对其结构尺寸进行了优化。本文在分析了折叠舵结构的性能及技术指标的基础上提出了设计方案,考虑了间隙、摩擦、柔性体等非线性因素,对结构进行动力学仿真,并对实物进行静力学及展开性能测试。研究的内容可以为折叠舵的结构设计及优化提供参考依据。