CN109583057B - 一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置，该方法包括：根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各部段的三维有限元模型，三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件；将预设载荷加载至三维有限元模型的上端，提取三维有限元模型的结构变形信息；根据预设载荷及结构变形信息计算结构等效厚度信息；根据结构等效厚度信息，计算部段对应梁单元的刚度属性参数信息；根据各部段对应梁单元的刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。通过实施本发明，通过分部段建立多个精细的三维有限元模型，可以直观的反映出各个部段复杂结构形式的影响，得到更为准确的梁单元的结构等效厚度，进而提高刚度计算及全箭动特性的计算精度。

Description

一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置
技术领域
本发明涉及结构建模技术领域，具体涉及一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置。
背景技术
由于运载火箭是一个结构复杂的系统，在运载火箭结构设计过程中，对运载火箭各个组成部分进行建模是运载火箭动力学分析的重要基础。目前用于运载火箭动力学分析的有限元模型主要采用梁和集中质量模型。用集中质量单元来反应火箭的质量分布特性，用梁单元来反应火箭的刚度分布特性。在以往的建模过程中，梁单元的等效厚度主要通过面积等效、惯性矩等效等方式根据理论公式计算给出，难以反映结构开口、连接等复杂结构形式的影响。刚度计算结果存在一定的误差，全箭动特性计算精度也受到一定的制约。
发明内容
本发明实施例提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置以克服现有技术中的运载火箭梁模型的构建方法中的梁单元难以反应结构开口、连接等复杂结构形式的影响，影响刚度计算和全箭动特性计算精度的问题。
本发明实施例提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，包括：根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各所述部段的三维有限元模型，所述三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件；将预设载荷加载至所述三维有限元模型的上端，提取所述三维有限元模型的结构变形信息；根据预设载荷及所述结构变形信息计算结构等效厚度信息；根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息；根据各所述部段对应梁单元的所述刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。
可选地，所述预设载荷包括：飞行载荷量级对应的轴压、弯矩及扭矩。
可选地，所述结构变形信息包括：所述三维有限元模型的结构上端面中心点在所述轴压作用下的位移、在所述弯矩作用下的第一转角及在所述扭矩作用下的第二转角。
可选地，所述结构等效厚度信息包括：轴向等效厚度、弯曲等效厚度及扭转等效厚度。
可选地，所述根据所述结构变形信息计算结构等效厚度信息，包括：根据所述轴压及所述位移计算所述轴向等效厚度；根据所述弯矩及所述第一转角计算所述弯曲等效厚度；根据所述扭矩及所述第二转角计算所述扭转等效厚度。
可选地，所述刚度属性参数信息包括：等效截面积、截面惯性矩及截面极惯性矩。
可选地，所述根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息，包括：根据所述轴向等效厚度计算所述等效截面积；根据所述弯曲等效厚度计算所述截面惯性矩；根据所述扭转等效厚度计算所述截面极惯性矩。
本发明实施例还提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置，包括：有限元模型构建模块，用于根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各所述部段的三维有限元模型，所述三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件；结构变形信息提取模块，用于将预设载荷加载至所述三维有限元模型的上端，提取所述三维有限元模型的结构变形信息；等效厚度信息计算模块，用于根据预设载荷及所述结构变形信息计算结构等效厚度信息；刚度属性参数信息计算模块，用于根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息；梁模型构建模块，用于根据各所述部段对应梁单元的所述刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。
本发明实施例还提供了一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行上述的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法。
本发明实施例还提供了一种计算机设备，包括：至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器执行上述的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法。
本发明技术方案，具有如下优点：
本发明实施例提供的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，通过将预设载荷加载至火箭不同部段所建立的三维有限元模型的上端，提取有限元模型的结构形变信息，计算得到结构等效厚度信息，进而得到各个部段对应梁单元的刚度属性参数信息，并以此参数信息建立火箭结构梁模型。从而通过分部段建立多个精细的三维有限元模型，可以直观的反映出各个部段复杂结构形式的影响，得到更为准确的梁单元的结构等效厚度，进而提高刚度计算及全箭动特性的计算精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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的附图。
图1为本发明实施例中基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法的流程图；
图2为本发明实施例中根据结构变形信息计算结构等效厚度信息的具体流程图；
图3为本发明实施例中根据结构等效厚度信息，计算部段对应梁单元的刚度属性参数信息的具体流程图；
图4为本发明实施例中仪器仓建立的三维有限元模型的结构示意图；
图5为本发明实施例中仪器仓轴向变形后的三维有限元模型的结构示意图；
图6为本发明实施例中仪器仓扭转变形后的三维有限元模型的结构示意图；
图7为本发明实施例中仪器仓弯曲变形后的三维有限元模型的结构示意图；
图8为本发明实施例中基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置的结构示意图；
图9为本发明实施例中计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
实施例1
本发明实施例提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，如图1所示，该基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法包括：
步骤S1：根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各部段的三维有限元模型，三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件。在实际应用中，该固支边界条件为三维有限元模型在三维坐标下的平移自由度和旋转自由度均为0。
步骤S2：将预设载荷加载至三维有限元模型的上端，提取三维有限元模型的结构变形信息。在实际应用中个，该预设载荷为火箭在实际飞行中的载荷量级。
步骤S3：根据预设载荷及结构变形信息计算结构等效厚度信息。在实际应用中，该等效厚度信息与该部段结构本身的长度和直径有关。
步骤S4：根据结构等效厚度信息，计算部段对应梁单元的刚度属性参数信息。在实际应用中，该刚度属性参数信息直接影响刚度计算结果的精确性。
步骤S5：根据各部段对应梁单元的刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。在实际应用中，可以使用现有的梁模型建模方法，采用各个部段的刚度属性参数建立整个火箭的梁模型。
通过上述步骤S1至步骤S5，本发明实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，通过分部段建立多个精细的三维有限元模型，可以直观的反映出各个部段复杂结构形式的影响，得到更为准确的梁单元的结构等效厚度，进而提高刚度计算及全箭动特性的计算精度。
以下将结合具体示例，对本发明实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法进行详细的说明。
具体地，在一实施例中，上述的步骤S1，根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各部段的三维有限元模型，三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件。在实际应用中，火箭是由各个部分组合而成，根据整个火箭的结构传力特点，将火箭分成多个部段。上述的三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件。在实际应用中，该固支边界条件为三维有限元模型在三维坐标下的平移自由度和旋转自由度均为0。
具体地，在一实施例中，上述的步骤S2，将预设载荷加载至三维有限元模型的上端，提取三维有限元模型的结构变形信息。在实际应用中，通过将火箭飞行时的真实载荷量级相当的载荷加载至三维有限元模型的上端，通过测量该三维有限元模型的结构形变情况，得到上述结构变形信息。上述的结预设载荷包括：飞行载荷量级对应的轴压、弯矩及扭矩等。上述的结构变形信息包括：三维有限元模型的结构上端面中心点在轴压作用下的位移、在弯矩作用下的第一转角及在扭矩作用下的第二转角。
在一较佳实施例中，如图2所示，上述的步骤S3，根据预设载荷及结构变形信息计算结构等效厚度信息。在实际应用中，该结构等效厚度信息包括：轴向等效厚度、弯曲等效厚度及扭转等效厚度。上述步骤S3具体包括：
步骤S31：根据轴压及位移计算轴向等效厚度。在实际应用中，按照公式(1)计算轴向等效厚度：
Figure BDA0001868715520000071
其中，t1表示轴向等效厚度，F表示轴压，L表示部段结构的长度，D表示部段结构的直径，E表示弹性模量，δF表示部段的结构上端面中心点在轴压F作用下的位移。
步骤S32：根据弯矩及第一转角计算弯曲等效厚度。在实际应用中，按照公式(2)计算弯曲等效厚度：
Figure BDA0001868715520000081
其中，t2表示弯曲等效厚度，M表示弯矩，L表示部段结构的长度，D表示部段结构的直径，E表示弹性模量，θM表示部段的结构上端面中心点在弯矩M作用下的转角。
步骤S33：根据扭矩及第二转角计算扭转等效厚度。在实际应用中，按照公式(3)计算扭转等效厚度：
Figure BDA0001868715520000082
其中，t3表示扭转等效厚度，T表示扭矩，L表示部段结构的长度，D表示部段结构的直径，E表示弹性模量，θT表示部段的结构上端面中心点在扭矩T作用下的转角。
在一较佳实施例中，如图3所示，上述的步骤S4，根据结构等效厚度信息，计算部段对应梁单元的刚度属性参数信息。在实际应用中，该刚度属性参数信息包括：等效截面积、截面惯性矩及截面极惯性矩。上述步骤 S4具体包括：
步骤S41：根据轴向等效厚度计算等效截面积。在实际应用中，按照公式(4)计算扭转等效截面积：
A＝πDt1 (4)
其中，A表示扭转等效截面积，t1表示轴向等效厚度，D表示部段结构的直径。
步骤S42：根据弯曲等效厚度计算截面惯性矩。在实际应用中，按照公式(5)计算截面惯性矩：
Figure BDA0001868715520000091
其中，I表示截面惯性矩，t2表示弯曲等效厚度，D表示部段结构的直径。
步骤S43：根据扭转等效厚度计算截面极惯性矩。在实际应用中，按照公式(6)计算截面极惯性矩：
Figure BDA0001868715520000092
其中，J表示截面极惯性矩，t3表示扭转等效厚度，D表示部段结构的直径。
具体地，在一实施例中，上述的步骤S5，根据各部段对应梁单元的刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。在实际应用中，上述的梁模型的建立过程为采用现有技术中的基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模方法建立的，本发明并不以此为限。
在实际应用中，通过上述步骤将火箭分为多个部段，例如对其中五个典型部段分别建立的三维有限元模型，其中，以仪器仓的三维有限元模型如图4所示，其在预设载荷的作用下，会发生如下形变：轴向变形，发生轴向形变后的三维有限元模型如图5所示，扭转变形，发生扭转形变后的三维有限元模型如图6所示，弯曲变形，发生弯曲形变后的三维有限元模型如图7所示，各个部段中所加载的预设荷载信息如表1所示，从各个部段发生结构形变的三维有限元模型中提取得到的这几种变形所对应的结构变形信息，并利用结构变形信息所计算得到的等效厚度信息，如表2所示。
表1
Figure BDA0001868715520000101
表2
Figure BDA0001868715520000102
通过表2中的等效厚度计算得出刚度属性参数信息，进而建立全箭有限元模型。通过计算得到的全箭前五阶固有频率与不采用分部段建模而直接建立的全箭三维模型偏差不超过1％，从而证明本发明实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法的准确性。
通过上述的步骤S1至步骤S5，本发明实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，通过分部段建立多个精细的三维有限元模型，可以直观的反映出各个部段复杂结构形式的影响，得到更为准确的梁单元的结构等效厚度，进而提高刚度计算及全箭动特性的计算精度。
实施例2
本发明实施例提供了一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置，如图8所示，该基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置包括：
有限元模型构建模块1，用于根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各部段的三维有限元模型，三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件。详细内容参见实施例1中步骤S1的相关描述。
结构变形信息提取模块2，用于将预设载荷加载至三维有限元模型的上端，提取三维有限元模型的结构变形信息。详细内容参见实施例1中步骤 S2的相关描述。
等效厚度信息计算模块3，用于根据预设载荷及结构变形信息计算结构等效厚度信息。详细内容参见实施例1中步骤S3的相关描述。
刚度属性参数信息计算模块4，用于根据结构等效厚度信息，计算部段对应梁单元的刚度属性参数信息。详细内容参见实施例1中步骤S4的相关描述。
梁模型构建模块5，用于根据各部段对应梁单元的刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。详细内容参见实施例1中步骤S5的相关描述。
通过上述各个组成部分的协同合作，本发明实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置，通过分部段建立多个精细的三维有限元模型，可以直观的反映出各个部段复杂结构形式的影响，得到更为准确的梁单元的结构等效厚度，进而提高刚度计算及全箭动特性的计算精度。
实施例3
本发明实施例提供一种非暂态计算机存储介质，该计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意实施例1中的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，其中，上述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-OnlyMemory，ROM)、随机存储记忆体 (Random Access Memory，RAM)、快闪存储器(FlashMemory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；该存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成的，程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(ROM)或随机存储记忆体(RAM)等。
实施例4
本发明实施例提供一种计算机设备，其结构示意图如图9所示，该计算机设备包括：一个或多个处理器410以及存储器420，图9中以一个处理器410为例。
上述的计算机设备还可以包括：输入装置430和输出装置440。
处理器410、存储器420、输入装置430和输出装置440可以通过总线或者其他方式连接，图9中以通过总线连接为例。
处理器410可以为中央处理器(Central Processing Unit，CPU)。处理器410还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor， DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
存储器420作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本申请实施例中的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法对应的程序指令/模块，处理器410通过运行存储在存储器420中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行服务器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法。
存储器420可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储根据基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法的处理装置的使用所创建的数据等。此外，存储器420可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器420可选包括相对于处理器410远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
输入装置430可接收输入的数字或字符信息，以及产生与基于刚度分析的运载火箭有限元建模操作的处理装置有关的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输出装置440可包括显示屏等显示设备。
一个或者多个模块存储在存储器420中，当被一个或者多个处理器410 执行时，执行如图1-图7所示的方法。
上述产品可执行本发明实施例所提供的方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。未在本发明实施例中详尽描述的技术细节，具体可参见如图1-图7所示的实施例中的相关描述。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (4)

1.一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法，其特征在于，包括：
根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各所述部段的三维有限元模型，所述三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件；
将预设载荷加载至所述三维有限元模型的上端，提取所述三维有限元模型的结构变形信息；
根据预设载荷及所述结构变形信息计算结构等效厚度信息；
根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息；
根据各所述部段对应梁单元的所述刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型；
所述刚度属性参数信息包括：等效截面积、截面惯性矩及截面极惯性矩；
所述预设载荷包括：飞行载荷量级对应的轴压、弯矩及扭矩；
所述结构变形信息包括：所述三维有限元模型的结构上端面中心点在所述轴压作用下的位移、在所述弯矩作用下的第一转角及在所述扭矩作用下的第二转角；
所述结构等效厚度信息包括：轴向等效厚度、弯曲等效厚度及扭转等效厚度；
所述根据所述结构变形信息计算结构等效厚度信息，包括：
根据所述轴压及所述位移计算所述轴向等效厚度；
根据所述弯矩及所述第一转角计算所述弯曲等效厚度；
根据所述扭矩及所述第二转角计算所述扭转等效厚度；
所述根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息，包括：
根据所述轴向等效厚度计算所述等效截面积；
根据所述弯曲等效厚度计算所述截面惯性矩；
根据所述扭转等效厚度计算所述截面极惯性矩。
2.一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模装置，其特征在于，包括：
有限元模型构建模块(1)，用于根据火箭各部段的结构传力特点，分别建立各所述部段的三维有限元模型，所述三维有限元模型的边界条件为下端固支边界条件；
结构变形信息提取模块(2)，用于将预设载荷加载至所述三维有限元模型的上端，提取所述三维有限元模型的结构变形信息，所述预设载荷包括：飞行载荷量级对应的轴压、弯矩及扭矩，所述结构变形信息包括：所述三维有限元模型的结构上端面中心点在所述轴压作用下的位移、在所述弯矩作用下的第一转角及在所述扭矩作用下的第二转角；
等效厚度信息计算模块(3)，用于根据预设载荷及所述结构变形信息计算结构等效厚度信息，所述结构等效厚度信息包括：轴向等效厚度、弯曲等效厚度及扭转等效厚度；
所述根据所述结构变形信息计算结构等效厚度信息，包括：
根据所述轴压及所述位移计算所述轴向等效厚度；
根据所述弯矩及所述第一转角计算所述弯曲等效厚度；
根据所述扭矩及所述第二转角计算所述扭转等效厚度；
刚度属性参数信息计算模块(4)，用于根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息，所述刚度属性参数信息包括：等效截面积、截面惯性矩及截面极惯性矩；
所述根据所述结构等效厚度信息，计算所述部段对应梁单元的刚度属性参数信息，包括：
根据所述轴向等效厚度计算所述等效截面积；
根据所述弯曲等效厚度计算所述截面惯性矩；
根据所述扭转等效厚度计算所述截面极惯性矩；
梁模型构建模块(5)，用于根据各所述部段对应梁单元的所述刚度属性参数信息建立火箭结构梁模型。
3.一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现如权利要求1所述的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法。
4.一种计算机设备，其特征在于，包括：至少一个处理器(410)；以及与所述至少一个处理器(410)通信连接的存储器(420)其中，
所述存储器(420)存储有可被所述至少一个处理器(410)执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器(410)执行，以使所述至少一个处理器(410)执行如权利要求1所述的基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111985084B (zh) * 2020-07-24 2023-10-27 华设设计集团股份有限公司 基于有限变量的桥梁力学实时分析方法
CN113449446B (zh) * 2020-12-25 2022-08-02 安波福电气系统有限公司 周期性波纹管的有限元分析方法
CN114611358B (zh) * 2022-03-15 2023-06-16 清华大学 利用等效梁单元建模的阶梯转子动力学分析方法
CN115329505B (zh) * 2022-10-12 2023-03-10 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有三维特性的整机二维外部载荷及变形仿真方法
CN116822133A (zh) * 2023-04-17 2023-09-29 广州市越宏膜结构工程有限公司 一种基于等效梁单元的铝合金板式节点等效模型计算方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103455696A (zh) * 2012-05-31 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 一种锥壳轴向刚度获取方法
CN103455645A (zh) * 2012-05-31 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 一种全箭模态提取方法
CN103454102A (zh) * 2012-06-04 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度优化获取方法
CN107966257A (zh) * 2017-11-20 2018-04-27 滨州学院 一种变截面航空长梁结构件抗弯刚度计算方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020184850A1 (en) * 2002-06-04 2002-12-12 Kamenomostski Alexandre Ilich Thin-webbed profile member and panel based on it (variants)
US7657412B2 (en) * 2001-03-29 2010-02-02 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Method of and apparatus for displaying structure optimizing result

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103455696A (zh) * 2012-05-31 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 一种锥壳轴向刚度获取方法
CN103455645A (zh) * 2012-05-31 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 一种全箭模态提取方法
CN103454102A (zh) * 2012-06-04 2013-12-18 北京宇航系统工程研究所 蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度优化获取方法
CN107966257A (zh) * 2017-11-20 2018-04-27 滨州学院 一种变截面航空长梁结构件抗弯刚度计算方法

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