CN109558685B - 弹体支点判定方法、装置、存储介质及电子设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种弹体支点判定方法、装置、存储介质及电子设备，涉及航空航天技术领域。方法包括：获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标、最后一段舱段的终止坐标、各舱段的重力均布载荷、各舱段的弯曲刚度以及设置于导弹上的多个支点的位置坐标，并将导弹划分为若干个微段；根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的支反力的大小；根据支反力的大小判断输入的多个支点的位置是否符合预设条件。该方法可用于对导弹上不同的支点设置方式的支反力计算，通用性较强。

Description

弹体支点判定方法、装置、存储介质及电子设备

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及弹体支点判定方法、装置、存储介质及电子设备。

背景技术

导弹的外形通常为一个长度较长的圆柱体，在放置、运输导弹时，需要选择合适的支点进行放置或者吊装，因此这就需要确定一组支点的位置是否合适，是否会造成导弹某处的弯矩或剪力过大而引起损坏，而要实现此判断，需要计算出在某种确定支点位置状态下各支点处支反力的大小；但实际弹体通常是由多个舱段组成，各个舱段由于其具体结构功能的不同，具有不同的质量，因此对其支反力的计算属于一个静不定的问题。现阶段，在需要对多组支点位置是否合适进行判断的情况下，需要针对每一种情况列一组方程，重复工作量很大，而且对于不同的导弹方程都需要重列，不具备通用性。

发明内容

本发明的目的在于提供弹体支点判定方法、装置、存储介质及电子设备，可对导弹运输或放置过程中不同的支点设置方式进行判定，通用性强。

第一方面，本发明提供一种弹体支点判定方法，可应用于导弹，包括：获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标x_i、最后一段舱段的终止坐标、所述多个舱段中各舱段的重力均布载荷q_i、各舱段的弯曲刚度(EI)_i以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标z_j，并将所述导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，其中，每个舱段的起始坐标x_i、每个支点的位置坐标z_j能被d整除，i＝1，2，3，...，n，j＝1，2，3，...，m，n为舱段数目，m为支点数目；

根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小；

根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件。

在一个可能的设计中，所述根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小，包括：

根据每个微段的合力、弯矩获得每个微段的挠度方程w(x)，以及根据支点处的挠度为零，获得第一方程组：

F_l(k)＝(q_k)_i*d，

F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，

w(z_j)＝0，

其中，F_l(k)为第k个微段的合力，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷，z_k为每个支点位置对应的微段序号，Fw_j为支点处的支反力，M_k为第k个微段上的弯矩，x_l(p)为第p个微段的起始坐标，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D为积分常数，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目；以及

根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零，获得第二方程组：

求解所述第一方程组和第二方程组，获得m个支反力Fw_j。

在一个可能的设计中，所述根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件，包括：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段的剪力以及弯矩大小，并判断每个舱段上的最大应力是否小于所述舱段对应的许用应力；若是，则输入的所述多个支点的位置符合条件。

在一个可能的设计中，所述根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件，包括：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段上的转角以及挠度，并判断所述每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度；若是，则输入的所述多个支点的位置符合条件。

第二方面，本发明提供一种弹体支点判定装置，包括：

参数确定模块，用于获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标x_i、最后一段舱段的终止坐标、所述多个舱段中各舱段的重力均布载荷q_i、各舱段的弯曲刚度(EI)_i以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标z_j，并将所述导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，其中，每个舱段的起始坐标x_i、每个支点的位置坐标z_j能被d整除，i＝1，2，3，...，n，j＝1，2，3，...，m，n为舱段数目，m为支点数目；

计算模块，用于根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小；

判定模块，用于根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件。

在一个可能的设计中，所述计算模块具体用于：根据每个微段的合力、弯矩获得每个微段的挠度方程w(x)，以及根据支点处的挠度为零，获得第一方程组：

F_l(k)＝(q_k)_i*d，

F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，

w(z_j)＝0，

其中，F_l(k)为第k个微段的合力，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷，z_k为每个支点位置对应的微段序号，Fw_j为支点处的支反力，M_k为第k个微段上的弯矩，x_l(p)为第p个微段的起始坐标，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D为积分常数，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目；以及

根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零，获得第二方程组：

求解所述第一方程组和第二方程组，获得m个支反力Fw_j。

在一个可能的设计中，所述判定模块具体用于：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段的剪力以及弯矩大小，并判断每个舱段上的最大应力是否小于所述舱段对应的许用应力；在所述每个舱段上的最大应力小于所述舱段对应的许用应力时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

在一个可能的设计中，所述判定模块具体用于：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段上的转角以及挠度，并判断每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度；在所述每个舱段上的转角以及挠度小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

第三方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时执行第一方面中所述的方法。

第四方面，本发明提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当所述电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行第一方面中所述的方法。

相对现有技术，本发明提供的弹体支点判定方法能够求解出导弹的弹体在静不定载荷作用下的支反力，可用于不同的支点设置方式的对比，通过简单的支点位置坐标输入就可以得到整个弹体上的支反力、剪力、弯矩，能够很好地解决在导弹放置和吊装过程中支点的设置问题；进一步地，在获取的输入数据中包含各舱段的起始位置和重力均布载荷，因此本发明实施例中的方法可适用于不同舱段结构安排方式的导弹，通用性较强，也可用于不同的舱段排列方案的比较。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举可选实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施方式的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1示出了本发明所提供的弹体支点判定方法的流程图；

图2示出了第一实施例中获取到输入数据后的简化力学模型图；

图3示出了本发明弹体支点判定方法中强度校核的流程图；

图4示出了本发明弹体支点判定方法中刚度校核的流程图；

图5示出了本发明弹体支点判定装置的示意图。

图标：参数确定模块-401；计算模块-402；判定模块-403。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

第一实施例

导弹的外形通常为一个长度较大的圆柱体，其弹体作为导弹的基本组成部分，用于承受转运、操作、发射和飞行中的各种载荷。在放置、运输导弹时，需要格外小心并选择合适的支点对导弹进行放置或者吊装，以免由于弹体各部分受力不均匀使导弹发生损坏甚至断裂，这就需要确定选择的支点的位置是否会造成导弹某处的弯矩或剪力过大而引起损坏，通常是通过计算支点位置处的各支反力的大小来进行判断。但是在计算支点力时，由于导弹的弹体通常是由多个舱段组成，各个舱段由于其具体结构功能的不同，具有不同的质量，导弹上的多个支反力的计算无法通过静力平衡方程进行求解获得，属于一个静不定载荷的计算问题。

本实施例提供了一种弹体支点判定方法，该方法能够解决弹体在静不定载荷下某组确定支点分布的支反力的计算问题，从而利用各支反力的大小为支点位置的判定提供依据，请参阅图1，图1示出了该方法的流程图，该方法包括：

步骤101：获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标、最后一段舱段的终止坐标、各舱段的重力均布载荷、各舱段的弯曲刚度以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标，并将所述导弹划分为若干个微段。

获取导弹多个舱段中每个舱段的起始坐标x_i，i＝1,2,3,…,n，n为舱段数目，以及最后一段舱段的终止坐标x_n+1，以第一个舱段的起始为坐标原点建立坐标系，x_n+1可理解为整个导弹的总长，以及获取每个舱段的重力均布载荷q_i、每个舱段的弯曲刚度(EI)_i，以及每个支点的位置坐标z_j，j＝1,2,3,…,m，m为支点数目，可简化为如图2所述的力学模型。

将导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，微段的数目为s个，需要注意的是，用户在输入数据时，所有舱段的起止点坐标和支点位置坐标需能够整除微段的长度d，使各支点处的支反力均处在微段的边界上，简化微段的弯矩表达。在一个实施例中，微段的长度d为5mm，假设输入的舱段的各起始点坐标为0mm、200mm、2503m、…、5552mm，则存在有舱段的起始点坐标无法整除d，因此对于某一微段上，存在有相邻的两个舱段，或假设各支点位置坐标为5mm、1099mm、2709mm、…、5500mm，则存在有支点处的支反力并未位于微段的边缘，显然，获得的力学模型的计算过于复杂，不便于求解。

在实际导弹的数据输入时，若输入的舱段起始点坐标和支点坐标无法整除微段长度时，可通过圆整对输入数据进行数据修正使其满足整除微段长度的要求，并可通过适当提高安全系数要求，消除圆整带来的误差对计算结果的影响。

步骤102：根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得导弹上各支点处支反力的大小。

步骤103：根据各支点处支反力的大小判断输入的多个支点的位置是否符合预设条件。

具体地，步骤102中的实施过程如下。

首先，列出每一微段的合力F_l，其中，对于微段边缘处未存在支点的微段，其仅受重力载荷的作用，因此，第k个微段的合力公式为F_l(k)＝(q_k)_i*d，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目，对于边缘处存在支点的微段，在其合力公式中加入支反力Fw_j，F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，z_k为每个支点位置对应的微段序号，位于某一微段后边缘的支点与该微段对应，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷。至此，每个微段位于其质心的合力已经用m个未知支反力Fw_j进行了表示。

然后，对每一微段的合力矩，根据力的平移定理，第k个微段对全局坐标系的合力矩公式为：

其中，M_k为第k个微段上的弯矩，在其计算过程中，之前的微段与第k个微段之间存在有相互作用力，公式中x_l(p)为第p个微段的起始坐标。

然后，在列出每个微段的合力矩公式后，可列出每个微段的挠度方程w(x)。

能够理解的是，对于一个以弯曲为主要变形的梁而言，其弯曲后轴线形成的挠曲线的近似微分方程可以表示为

将上述方程进行一次积分，获得其转角方程

将上述方程进行两次积分，获得其挠度方程

因此对于导弹上每一微段的挠度方程为

其中，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D均为积分常数。需要解释的是，挠度理解为在力的作用下舱段弯曲变形时横截面形心沿与轴线垂直方向的线位移，转角为舱段变形时横截面相对于变形前的位置所转过的角度，因此挠度和转角都可用于表征舱段的弯曲变形。

然后，对获得的每一微段的挠度方程，由边界条件，支点位置处的挠度为零，可获得第一方程组w(z_j)＝0，第一方程组中存在m+2个未知数，包括m个未知支反力Fw_j以及积分常数C和D，显然，m个方程式无法求解出m+2个未知数的大小，因此可通过与平衡方程联立进行求解。

在将导弹放置在支点上时，整个导弹处于平衡状态，利用整个导弹的合力和合力矩为零，可根据平衡方程列出第二方程组：

最后，求解第一方程组中m个方程以及第二方程组中的2个方程，由于未知数为m个支反力、积分常数C和D，因此通过m+2个方程可求解出方程组中的m+2个未知数，即获得导弹上支点位置处的m个支反力的大小。

具体地，对于步骤103，根据获得的支反力大小判断该组支点位置的设置是否符合导弹各舱段结构的强度和/或刚度要求。由于导弹在设计过程中，是由许多舱段构成的，任一舱段都是由某种材料所制成，舱段在载荷作用下会发生形状和尺寸的变化，即产生变形，同时在舱段内部产生一种抵抗变形的内力，随着载荷的增加，舱段的变形和内力也增大，当载荷逐渐增加到某一阈值时，导弹可能会丧失其工作能力，因此为了保持导弹的正常运输和放置，在输入的支点位置的条件下，导弹上每一舱段所受的载荷需在舱段的强度和刚度要求范围之内。

其中一种实施例为，对舱段进行强度校核，可以是，利用现有强度校核软件对舱段进行应力分析，也可以是，利用理论公式计算舱段上的应力，在获得舱段上的支反力后，可计算获得每个舱段上的剪力弯矩图，并可据此获得舱段上的工作应力。进行强度校核的步骤可参阅图3，为：

步骤201：判断每个舱段上的最大应力是否小于该舱段对应的许用应力。

步骤202：在该最大应力小于许用应力时，判定输入的多个支点的位置符合条件。

需要解释的是，许用应力可理解为舱段工作应力的最大容许值，在舱段上的工作应力未超过许用应力时，该舱段在工作时是安全的，否则是不安全的；若输入的支点位置处的支反力，使得舱段上的工作应力过大，则导弹在放置或运输过程中则不安全。

另一种实施例为，对舱段进行刚度校核，刚度指的是舱段的材料在某种条件下抵抗外界“破坏”的能力，比如，屈服强度、抗拉强度等，伴随着各种形变、应变，在获得该组支点条件下各舱段的支反力后，还需进一步校验舱段的变形是否在舱段实际所允许的范围内，当导弹的变形超过一定阈值，则无法保证导弹的正常运行，因此则需重新设置支点的位置。

根据工程实际的需要，导弹上各舱段的最大挠度和最大转角应当小于规定数值。进行刚度校核的步骤可参阅图4，为：

步骤301：根据每个支点位置处支反力的大小以及每一微段的转角方程和挠度方程，获得每个舱段上的转角以及挠度。

步骤302：判断每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度。

步骤302：若小于，则判定输入的多个支点的位置符合条件。

若输入的支点位置处的支反力，使得舱段的弯曲变形过大，则导弹在放置或运输过程中则不安全。本实施例通过判断每个舱段上的转角以及挠度是否小于该舱段对应的允许最大转角和允许最大挠度，从而判定输入的支点位置是否符合舱段实际的刚度要求。

综上所述，本实施例中提出的弹体支点判定方法，能够求解出导弹的弹体在静不定载荷作用下的支反力，可用于不同的支点设置方式的对比，通过简单的支点位置坐标输入就可以得到整个弹体上的支反力、剪力、弯矩，能够很好地解决在导弹放置和吊装过程中支点的设置问题；进一步地，在获取的输入数据中包含各舱段的起始位置和重力均布载荷，因此本实施例中的方法可适用于不同舱段结构安排方式的导弹，通用性较强，也可用于不同的舱段排列方案的比较。

第二实施例

本实施例提供一种弹体支点判定装置，参阅图5，包括参数确定模块401、计算模块402以及判定模块403，其中，参数确定模块401，用于获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标x_i、最后一段舱段的终止坐标、所述多个舱段中各舱段的重力均布载荷q_i、各舱段的弯曲刚度(EI)_i以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标z_j，并将所述导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，其中，每个舱段的起始坐标x_i、每个支点的位置坐标z_j能被d整除，i＝1，2，3，...，n，j＝1，2，3，...，m，n为舱段数目，m为支点数目；

计算模块402，用于根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小；

判定模块403，用于根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件。

进一步地，计算模块402具体用于：根据每个微段的合力、弯矩获得每个微段的挠度方程w(x)，以及根据支点处的挠度为零，获得第一方程组：

F_l(k)＝(q_k)_i*d，

F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，

w(z_j)＝0，

其中，F_l(k)为第k个微段的合力，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷，zk为每个支点位置对应的微段序号，Fw_j为支点处的支反力，M_k为第k个微段上的弯矩，x_l(p)为第p个微段的起始坐标，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D为积分常数，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目；以及

根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零，获得第二方程组：

求解所述第一方程组和第二方程组，获得m个支反力Fw_j。

进一步地，判定模块403具体用于：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段的剪力以及弯矩大小，并判断每个舱段上的最大应力是否小于所述舱段对应的许用应力；在所述每个舱段上的最大应力小于所述舱段对应的许用应力时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

进一步地，判定模块403具体用于：根据所述m个支反力的大小获得每个舱段上的转角以及挠度，并判断每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度：在所述每个舱段上的转角以及挠度小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的装置的具体工作过程，可以参考前述方法中的对应过程，在此不再过多赘述。

本实施例中提供的弹体支点判定装置，对于静不定情况下导弹的支点处的支反力进行快速求解，从而进行输入的支点设置方式的判定，整个过程通用性强，求解过程简洁方便、快速准确，适用于任何舱段结构的导弹。

第三实施例

本实施例提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行第一实施例所述的方法。

第四实施例

本实施例提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，存储器存储有处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，处理器与存储器之间通过总线通信，机器可读指令被处理器执行时执行第一实施例所述的方法。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本发明的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

另外，在本发明各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。

所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，笔记本电脑,服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述仅为本发明的可选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种弹体支点判定方法，其特征在于，应用于导弹，包括：

获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标x_i、最后一段舱段的终止坐标、所述多个舱段中各舱段的重力均布载荷q_i、各舱段的弯曲刚度(EI)_i以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标z_j，并将所述导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，其中，每个舱段的起始坐标x_i、每个支点的位置坐标z_j能被d整除，i＝1，2，3，...，n，j＝1，2，3，...，m，n为舱段数目，m为支点数目；

根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小；

根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件；

所述根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小，包括：

根据每个微段的合力、弯矩获得每个微段的挠度方程w(x)，以及根据支点处的挠度为零，获得第一方程组：

F_l(k)＝(q_k)_i*d，

F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，

w(z_j)＝0，

其中，F_l(k)为第k个微段的合力，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷，z_k为每个支点位置对应的微段序号，Fw_j为支点处的支反力，M_k为第k个微段上的弯矩，x_l(p)为第p个微段的起始坐标，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D为积分常数，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目；以及

根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零，获得第二方程组：

求解所述第一方程组和第二方程组，获得m个支反力Fw_j。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件，包括：

根据所述m个支反力的大小获得每个舱段的剪力以及弯矩大小，并判断每个舱段上的最大应力是否小于所述舱段对应的许用应力；

若是，则输入的所述多个支点的位置符合条件。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件，包括：

根据所述m个支反力的大小获得每个舱段上的转角以及挠度，并判断所述每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度；

若是，则输入的所述多个支点的位置符合条件。

4.一种弹体支点判定装置，其特征在于，包括：

参数确定模块，用于获取输入的导弹的多个舱段的起始坐标x_i、最后一段舱段的终止坐标、所述多个舱段中各舱段的重力均布载荷q_i、各舱段的弯曲刚度(EI)_i以及设置于所述导弹上的多个支点的位置坐标z_j，并将所述导弹划分为若干个微段，每个微段的长度为d，其中，每个舱段的起始坐标x_i、每个支点的位置坐标z_j能被d整除，i＝1，2，3，...，n，j＝1，2，3，...，m，n为舱段数目，m为支点数目；

计算模块，用于根据每个微段的挠度方程以及支点位置处挠度为零所列出的第一方程组，以及根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零所列出的第二方程组，计算获得所述导弹上支点处的m个支反力的大小；

判定模块，用于根据所述m个支反力的大小判断输入的所述多个支点的位置是否符合预设条件；

所述计算模块具体用于：

根据每个微段的合力、弯矩获得每个微段的挠度方程w(x)，以及根据支点处的挠度为零，获得第一方程组：

F_l(k)＝(q_k)_i*d，

F_l(z_k)＝(q_k)_i*d+Fw_j，

w(z_j)＝0，

其中，F_l(k)为第k个微段的合力，(q_k)_i为第k个微段所在舱段对应的重力均布载荷，z_k为每个支点位置对应的微段序号，Fw_j为支点处的支反力，M_k为第k个微段上的弯矩，x_l(p)为第p个微段的起始坐标，(EI_k)_i为第k个微段所在舱段对应的弯曲刚度，C和D为积分常数，k＝1，2，3，...，s，s为微段数目；以及

根据所述导弹上受到的合力为零以及合力矩为零，获得第二方程组：

求解所述第一方程组和第二方程组，获得m个支反力Fw_j。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述判定模块具体用于：

根据所述m个支反力的大小获得每个舱段的剪力以及弯矩大小，并判断每个舱段上的最大应力是否小于所述舱段对应的许用应力；

在所述每个舱段上的最大应力小于所述舱段对应的许用应力时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

6.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述判定模块具体用于：

根据所述m个支反力的大小获得每个舱段上的转角以及挠度，并判断每个舱段上的转角以及挠度是否小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度；

在所述每个舱段上的转角以及挠度小于每个舱段对应的允许最大转角以及允许最大挠度时，则判定输入的所述多个支点的位置符合条件。

7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时执行如权利要求1-3任一项所述的方法。

8.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当所述电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行如权利要求1-3任一项所述的方法。

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