火箭弹作为一种飞行武器,其尾翼的作用在于保证导弹的纵向飞行稳定性。为了缩小火箭弹横向的尺寸,提高武器系统的载弹量,满足武器系统通用性的要求,许多导弹及火箭弹采用尾翼折叠形式的箱式或筒式发射。采用折叠翼面的优点包括：缩小弹体的横向尺寸,便于箱式储装、运输和发射,节省储运空间,增加车辆或舰艇的运载能力,减少阵地车辆数目,提高战斗能力。首先,对折叠尾翼的设计经验做了归纳与总结,包括折叠展开机构的设计,锁紧机构的设计,展开作动力源的选取,分析了具体的设计方案的功能实现的方式。得到的结果为本文针对特定需求进行火箭弹折叠尾翼的设计提供了参考其次,针对尾翼的设计,对其几何参数的选取进行了讨论,为本文所进行的折叠尾翼的设计提供了理论指导。并且,对尾翼的优化理论与经验进行了相关的总结。然后,针对实际的工程需求,进行了具体的折叠尾翼的结构设计。通过分析设计要求,进行了折叠展开方式的选取,展开机构的设计,锁紧机构的设计等方面的研究。对设计方案进行了展开时间的分析,验证了所做设计的可行性。最后,针对所设计的折叠尾翼方案进行了质量优化,优化后折叠尾翼质量比原设计减小。在建立的优化模型中,以折叠尾翼的质量为优化目标,以展开时间和尾翼的最大挠度为优化约束,以折叠尾翼的翼根厚度、以后变化系数、后掠角和外翼展长为优化变量。时间约束的分析通过建立折叠尾翼的动力学模型开展,尾翼最大挠度的分析利用了薄板弯曲的康拓洛维奇法求得近似解。最终得到了设计可行域,并在可行域内找到优化方案。