一种飞机结构强度单元合并方法与装置技术领域
本发明涉及飞机结构稳定性强度校核分析技术领域，特别是涉及一种飞
机结构强度单元合并方法与装置。
背景技术
在飞机设计中，飞机结构强度分析工作是其中必不可少且工作量很大的
一项内容，整个强度分析工作通常遵循下列流程：有限元网格划分->Nastran
(有限元)分析->强度模型建立->强度分析->计算报告。
而在上述流程中，有限元网格是强度模型计算的基础，为强度计算提供
必要的部分信息，包括整个模型的网格，对应的载荷，部分材料属性和单元
特性等内容，通过有限元网格基础上建立强度模型，能够最大程度的继承已
有数据。但是由于有限元网格是离散化后的单元，和强度分析的结构单元有
较大区别，所以目前迫切需要解决的问题为建立强度单元和有限元网格之间
的关系，通过建立的关系来最大程度的借鉴已有有限元网格的参数，减少重
复工作，提高强度校核工作的效率和准确性。
在飞机结构强度分析中，稳定性分析占据了整个分析工作的90％以上，
其中，蒙皮稳定性的分析又占到整个稳定性分析工作的30％以上。蒙皮的稳
定性分析主要通过对蒙皮的尺寸、化铣区域尺寸、厚度、材料参数和边界条
件进行分析得出分析结果。蒙皮的尺寸需要将离散的有限元单元合并为强度
单元来实现。飞机结构强度校核软件中，通过应力模型和强度模型之间的关
系，将原始的有限元单元通过映射关系建立强度单元和应力单元的关系，在
这种情况下，强度单元通常是由多个应力单元组成，应力单元负责提供原始
的载荷，强度单元通过合并后获得其分析对应的尺寸以及厚度等信息。
目前在确定飞机结构强度单元的尺寸时，由人工通过原始的三维CAD
模型去查找各结构强度单元的尺寸。由于在实际操作过程中，需要对大量结
构强度单元的尺寸进行确定，因此，采用该种方法需要消耗大量的人力资源
并且耗时。不仅如此，由于数值均通过人工记录并计算，因此，在数值的读
取、计算过程中难免会出现错误，影响确定的结构强度单元尺寸准确性，最
终导致飞机结构强度分析结果不准确。
发明内容
鉴于上述现有的强度单元尺寸确定方案需要耗费大量人力资源、耗时
长、且准确性差的问题，提出了本发明以便提供一种克服上述问题或者至少
部分地解决上述问题的飞机强度单元合并方法与装置。
依据本发明的一个方面，提供了一种飞机结构强度单元合并方法，所述
结构强度单元包括杆单元以及板单元，所述方法包括：查找选中的有限元模
型中包含的全部杆单元；获取各杆单元两端的节点对应的节点编号；按照设
定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合并生成所述结构强度单
元的杆单元；将由所述杆单元围成的区域生成所述结构强度单元对应的板结
构；确定所述板结构对应的四个节点的节点坐标；依据所述四个节点的节点
坐标对所述四个节点进行排序；将各节点顺次连接生成所述结构强度单元的
板单元。
优选地，所述获取各杆单元两点的节点编号的步骤包括：获取各杆单元
对应的标识；分别依据各杆单元对应的标识获取各杆单元两端的节点对应的
节点编号。
优选地，所述按照设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合
并的步骤包括：针对每个节点编号，确定是否仅存在一个与所述节点编号相
同的节点编号；若是，则将所述节点编号对应的两个节点进行合并。
优选地，所述依据所述四个节点的节点坐标对所述四个节点进行排序的
步骤包括：以所述四个节点坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直角坐标
系；确定除原点外的其他节点坐标，与所述直角坐标系的横轴之间的夹角；
按照夹角的大小对节点坐标对应节点进行排序；将所述原点对应的节点的顺
序排在其他节点之前。
优选地，所述以所述四个节点坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直
角坐标系的步骤包括：从所述四个节点坐标中任意选择一个节点坐标作为直
角坐标系的原点；从除所述原点外的节点坐标中任意选择一个节点坐标；将
选择出的两个节点坐标组成的射线作为直角坐标系的横轴；以所述原点为起
点构建与所述横轴垂直的纵轴，生成直角坐标系。
依据本发明的另一个方面，提供了一种飞机结构强度单元合并装置，所
述结构强度单元包括杆单元以及板单元，所述装置，包括：查找模块，用于
查找选中的有限元模型中包含的全部杆单元；第一获取模块，用于获取各杆
单元两端的节点对应的节点编号；杆单元生成模块，用于按照设定规则通过
各杆单元两端的节点编号对节点进行合并，生成所述结构强度单元的杆单
元；板结构生成模块，用于将由所述杆单元围成的区域生成所述结构强度单
元对应的板结构；第一确定模块，用于确定所述板结构对应的四个节点的节
点坐标；排序模块，用于依据所述四个节点的节点坐标对所述四个节点进行
排序；板单元生成模块，用于将各节点顺次连接生成所述结构强度单元的板
单元。
优选地，所述第一获取模块包括：标识获取模块，用于获取各杆单元对
应的标识；编号获取模块，用于分别依据各杆单元对应的标识获取各杆单元
两端的节点对应的节点编号，其中，每个标识对应两个节点编号。
优选地，所述杆单元生成模块按照设定规则通过各杆单元两端的节点编
号对节点进行合并时：针对每个节点编号，确定是否仅存在一个与所述节点
编号相同的节点编号；若是，则将所述节点编号对应的两个节点进行合并。
优选地，所述排序模块包括：坐标系建立子模块，用于以所述四个节点
坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直角坐标系；夹角确定子模块，用于
确定除原点外的其他节点坐标，与所述直角坐标系的横轴之间的夹角；排序
子模块，用于按照夹角的大小对节点坐标对应节点进行排序；将所述原点对
应的节点排在其他节点之前。
优选地，所述坐标系建立子模块以所述四个节点坐标中的任意一个节点坐标
为原点构建直角坐标系时：从所述四个节点坐标中任意选择一个节点坐标作
为直角坐标系的原点；从除所述原点外的节点坐标中任意选择一个节点坐
标；将选择出的两个节点坐标组成的射线作为直角坐标系的横轴；以所述原
点为起点构建与所述横轴垂直的纵轴，生成直角坐标系。
本发明实施例提供的飞机结构强度单元合并方案由设备通过程序直接
将离散的有限元网格进行合并，并确定合并后的板结构的四个节点坐标的排
列位置，通过四个节点的节点坐标即可确定结构强度单元的尺寸。相较于现
有的需要人工查询CAD模型来获取结构强度单元尺寸的方案能够节省人力
资源，还可以提升处理效率。此外，本发明实施提供的飞机结构强度单元合
并的方案，由于是由设备通过程序直接对有限元模型中的有限元网格进行合
并，因此，在合并过程中不易发生错误，且确定的节点顺序合理不会造成结
构强度单元负面积的问题，故，合并后得到的结构强度单元的尺寸准确性高。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技
术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它
目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本
领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，
而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示
相同的部件。在附图中：
图1是根据本发明实施例一的一种飞机结构强度单元合并方法的步骤流
程图；
图2是根据本发明实施例二的一种飞机结构强度单元合并方法的步骤流
程图；
图3是飞机板杆结构有限单元局部示意图；
图4是飞机结构强度单元局部示意图；
图5是杆单元网格组成示意图；
图6是合并前四边形单元的结构示意图；
图7是对结构强度单元进行合并的原理示意图；
图8是根据本发明实施例三的一种飞机结构强度单元合并装置的结构框
图；
图9是根据本发明实施例四的一种飞机结构强度单元合并装置的结构框
图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示
了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不
应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地
理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
实施例一
参照图1，示出了本发明实施例一的一种飞机结构强度单元合并方法的
步骤流程图。
结构强度单元包括杆单元以及板单元，本发明实施例中首先生成杆单
元，然后再生成结构强度单元的板单元。
本发明实施例的飞机结构强度单元合并方法包括以下步骤：
步骤S102：查找选中的有限元模型中包含的全部杆单元。有限元模型
中包含离散化后的有限元网格，因此，若需要对离散化后的有限元网格进行
合并，则需要获取各有限元网格的杆单元，即查找得到有限元模型中包含的
全部杆单元。
步骤S104：获取各杆单元两端的节点对应的节点编号。
每个杆单元对应两个节点，而为了区分各节点，在有限元模型中各节点
均对应有节点编号。本步骤中则需要获取各节点对应的节点编号，以通过节
点编号来确定可以进行合并的节点，以完成对节点的合并。
步骤S106：按照设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合
并生成结构强度单元的杆单元；并将由杆单元围成的区域生成结构强度单元
对应的板结构。
例如：在全部节点编号后，有两个节点编号为1，则在进行节点合并时，
将节点编号为1的两个节点进行合并。
至此，结构强度单元的杆单元以及板结构已经确定，而若确定结构强度
单元则还需确定板结构中的各节点的排列顺序，下述步骤即确定各节点的排
列顺序的具体流程，
步骤S108：确定板结构对应的四个节点的节点坐标。
板结构为四边形结构，通过共节点的关系可以确定板结构对应的四个节
点的节点坐标。其中，节点坐标是基于全局坐标下的四个点。
步骤S110：依据四个节点的节点坐标对四个节点进行排序。
在依据四个节点的节点坐标对四个节点进行排序时，可以通过建立直角
坐标系然后分别确定四个节点与直角坐标系中的X轴的夹角大小对四个节
点进行排序。
步骤S112：将各节点顺次连接生成结构强度单元的板单元。
在确定了结构强度单元的板结构以及各节点的排序之后生成板单元与
前述杆单元组合即可合并生成最终的结构强度单元。由于四个节点的顺序已
经确定，那么通过四个节点的节点坐标即可确定结构强度单元沿X方向的长
度以及沿Y方向的长度，进一步地确定结构强度单元的尺寸。
其中，例如结构强度单元的四个节点沿逆时针排列顺序依次为1、2、3
和4，那么，节点1、2的连线即X方向，平面内垂直于X方向，且指向4
点的方向为Y方向。
通过本发明实施例提供的飞机结构强度单元合并方法由设备通过程序
直接将离散的有限元网格进行合并，并确定合并后的板结构的四个节点坐标
的排列位置，通过四个节点的节点坐标即可确定结构强度单元的尺寸。相较
于现有的需要人工查询CAD模型来获取结构强度单元尺寸的方案能够节省
人力资源，还可以提升处理效率。此外，本发明实施提供的飞机结构强度单
元合并的方法，由于是由设备通过程序直接对有限元模型中的有限元网格进
行合并，因此，在合并过程中不易发生错误，且确定的节点顺序合理不会造
成结构强度单元负面积的问题，故，合并后得到的结构强度单元的尺寸准确
性高。
实施例二
参照图2，示出了本发明实施例二的一种飞机结构强度单元合并方法的
步骤流程图。
本发明实施例的飞机结构强度单元合并方法具体包括以下步骤：
步骤S202：查找选中的有限元模型中包含的全部杆单元。
在数据库或者计算设备的存储空间中存储有多个有限元模型，每个有限
元模型中存储有离散化后的有限元网格，通过将这些离散化后的有限元网格
进行合并即可生成对应的结构强度单元。
想要通过合并离散化后的有限元网格得到某结构强度单元时，则首先需
要确定结构强度单元对应有限元模型即选择有限元模型。离散化后的有限元
网格包含多个杆单元，本步骤中则需要查找出有限元模型中的全部杆单元。
步骤S204：获取各杆单元对应的标识。
在有限元模型中，各杆单元均对应有标识，因此，在查找各杆单元时，
即可获取各杆单元对应的标识，并进行记录。
步骤S206：分别依据各杆单元对应的标识获取各杆单元两端的节点对
应的节点编号。
其中，每个标识对应两个节点编号。在有限元模型中，不仅存储有各杆
单元对应的标识，各杆单元的两端设置有节点，并且每个节点还对应有节点
编号。
步骤S208：按照设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合
并生成结构强度单元的杆单元。
一种优选的按照设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合
并的方式如下：
针对每个节点编号，确定是否仅存在一个与节点编号相同的节点编号；
若是，则将节点编号对应的两个节点进行合并。采用同样的方式，对各个节
点编号进行上述判断，以及对满足合并标准的节点编号对应的节点进行合
并。
例如：节点编号1，判断全部节点编号中是否仅存在两个1节点编号1，
若是，则将节点编号1对应的两个节点进行合并。若仅存在1个节点编号1，
或者两个以上的节点编号1，则不对节点编号1对应的节点进行合并。步骤
S210：将由杆单元围成的区域生成结构强度单元对应的板结构。
其中，结构强度单元包括杆单元以及板单元，而板单元则由包含节点顺
序的板结构生成，因此，在此先确定板结构，然后再确定板结构中的节点排
序。
步骤S212：确定板结构对应的四个节点的节点坐标。
板结构为四边形结构，通过共节点的关系可以确定板结构对应的四个节
点的节点坐标。其中，节点坐标是基于全局坐标下的四个点。
步骤S214：以四个节点坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直角坐标
系。
例如：四个节点的编号分别为1、2、3和4，在构建直角坐标系时，可
以选择编号1的节点坐标作为原点，也可以选择编号2的节点坐标作为原点，
当然也可以选择节点编号为3或4的节点坐标作为原点。
一种优选的以四个节点坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直角坐
标系的方式如下：
从四个节点坐标中任意选择一个节点坐标作为直角坐标系的原点；从除
原点外的节点坐标中任意选择一个节点坐标；将选择出的两个节点坐标组成
的射线作为直角坐标系的横轴；以原点为起点构建与横轴垂直的纵轴，生成
直角坐标系。
步骤S216：确定除原点外的其他节点坐标，与直角坐标系的横轴之间的
夹角。
例如：编号为1的节点为原点，则需要确定编号为2、3、和4的节点对
应的节点坐标与直角坐标系横轴之间的夹角。其中，与编号为1的节点构成
坐直角坐标系横轴的节点坐标系与横轴之间的夹角为0度。
步骤S218：按照夹角的大小对节点坐标对应节点进行排序。
步骤S220：将原点对应的节点的顺序排在其他节点之前。
例如：编号为1的节点对应的节点坐标为原点，编号为1、2的节点的
连线为横轴，那么，编号为2的节点与横轴的夹角即为0度，编号为3、4
的节点与横轴的角度分别为90度，110度，因此，编号为2、3和4的三个
节点的顺序为2、3、和4，而编号为1的几点为原点，因此，排序在最前边。
故四个节点的排序为1、2、3和4。
步骤S222：将各节点顺次连接生成结构强度单元的板单元。
其中，顺次连接即按照节点的排列顺序通过直线依次进行连接。生成的
杆单元中各节点坐标以及节点坐标的排序均已确定，通过节点坐标即可确定
结构强度单元沿X方向的长度以及沿Y方向的长度，最终依据沿X方向的
长度以及沿Y方向的长度确定结构强度单元的尺寸。
结构强度单元包括杆单元以及板单元，本发明实施例中首先生成杆单
元，然后再生成结构强度单元的板单元。其中，步骤S202至步骤S208为杆
单元的生成流程，步骤S210至步骤S222为板单元的生成流程。
通过本发明实施例提供的飞机结构强度单元合并方法由设备通过程序
直接将离散的有限元网格进行合并，并确定合并后的板结构的四个节点坐标
的排列位置，通过四个节点的节点坐标即可确定结构强度单元的尺寸。相较
于现有的需要人工查询CAD模型来获取结构强度单元尺寸的方案能够节省
人力资源，还可以提升处理效率。此外，本发明实施提供的飞机结构强度单
元合并的方法，由于是由设备通过程序直接对有限元模型中的有限元网格进
行合并，因此，在合并过程中不易发生错误，且确定的节点顺序合理不会造
成结构强度单元负面积的问题，故，合并后得到的结构强度单元的尺寸准确
性高。
下面以一具体实例为例，对本发明实施例的飞机结构强度单元合并方法
进行说明。
整个合并流程主要分为两部分，首先通过飞机结构的有限元网格和结构
网格的典型关系，通过有限元网格自动的找到结构网格，将结构网格描述为
结构单元；然后通过结构单元中包含的节点信息找到结构单元的节点组成顺
序，合并成结构强度单元。
第一部分通过实际结构形式找到需要合并的单元：
基本原理是，由板杆结构组成的飞机有限元模型(如图3所示)基本符
合杆单元和框单元(统称为杆单元)围起来的面积是一块完整的板单元结构，
再找到板单元结构以后，其四周围着的杆单元和板单元也是独立的结构，结
构强度单元的基本结构的基本型式如图4所示。
该部分的具体操作步骤如下：
S1、在选中的有限元模型中，查找杆单元，获得杆单元编号；
S2、通过杆单元编号获得杆单元两端的节点编号，将所有的节点编号获
得；
S3、对每个节点进行进行判断，如果一个节点仅仅被两个有限元网格使
用，则将这两个节点合并，否则不合并，最终形成图4中长桁和框的形状即
板单元。
需要说明的是，在对当前结构强度单元进行合并时，还需要参照其相邻
的结构强度单元的节点编号。如图5所示，在节点编号为1、5的节点均是
与相邻强度单元具有相同节点编号的节点，在对这两个节点编号对应的节点
进行合并时，在当前结构强度单元中虽然仅包含两个节点编号1、两个节点
编号5，但是由于在相邻结构强度单元中也包含节点编号1以及节点包含5，
因此，在对当前结构强度单元进行合并时，不对节点编号1、5对应的节点
进行合并。也就是说，仅对节点编号2、3和4的节点进行合并。
S4：将长桁和框包围区域中的板单元合并，生成结构强度单元对应的板
结构。
即将有限元模型中的有限元网格合并成由杆单元围成的区域，生成结构
强度单元对应的板结构。
第二部分通过合并单元找到合并形状，在获得合并形状后，对合并后单
元的节点进行排序，获得合并后的结构强度单元。
通常在有限元单元中，网格的形状基本较整齐，每个单元都沿着顺时针
或者逆时针的方向来定义四个节点的顺序，所以在这种情况下，合并后网格
的属性定义起来也比较容易，但是在某种复杂网格的情况下，在一个强度单
元中，包含了非规则的四角平板、三角平板，而且强度单元本身也是不规则
的四边形(如图6所示)，在这种情况下，获得的四个节点的顺序无法确定，
有时候采用错误的节点排序，会造成生成的单元为1342或者1423这种顺序
的四边形，形成负面积。如果用于强度计算会造成结果错误。本具体实例中
在充分认识到，实际飞机结构中基本不存在凹多边形的结构，而基本全是凸
多边形的结构，而且这种结构基本都是平板结构。在四边形平板合并单元中，
首先基于这四个点所在的平面建立局部坐标系，然后通过在局部坐标系中，
判断四个点的旋转方向，最终获得四边形平板单元的节点顺序。具体确定流
程如下：
如图6所示，通过共节点的关系，最终获得节点1，2，3，4四个节点，
这四个节点无顺序，四个节点是基于全局坐标系下的四个点；
在四个点中，任意选取某个点作为原点，选取另外一个点作为，两点确
定X轴，在图7中，选取1点为原点，2点为X方向的点；
在该平面内，选择垂直于X轴的方向，建立Y轴，通过该功能，建立
了在此情况下的局部坐标系，如图7所示；
给出其他两个点和X轴的角度，在图7中，1、3点确定的为角度a，1、
4点确定的为角度b；
按照角度大小对除原点以外的三个点排序，分别为0，a，b，由此确定
四个点的排序为1，2，3，4。
本具体实例提供的技术方案可以解决飞机强度分析模块机身上离散板
单元太多，如果大批量进行计算的话，尺寸填写无法准确获得，而且耗费时
间较长，工作效率低下，且准确性难以保证的问题。通过本具体实例提供的
飞机结构单元合并方式可以快速的获得板结构的长宽尺寸用于强度稳定性
校核。
实施例三
参照图8，示出了本发明实施例三的一种飞机结构强度单元合并装置的
结构框图。
本发明实施例的一种飞机结构强度单元合并装置包括：查找模块701，
用于查找选中的有限元模型中包含的全部杆单元；第一获取模块702，用于
获取各杆单元两端的节点对应的节点编号；杆单元生成模块703，用于按照
设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合并生成所述结构强度
单元的杆单元；板结构生成模块704，用于将由杆单元围成的区域生成所述
结构强度单元对应的板结构；第一确定模块705，用于确定所述板结构对应
的四个节点的节点坐标；排序模块706，用于依据所述四个节点的节点坐标
对所述四个节点进行排序；板单元生成模块707，用于将各节点顺次连接生
成所述结构强度单元的板单元。
通过本发明实施例提供的飞机结构强度单元合并装置，由设备通过程序
直接将离散的有限元网格进行合并，并确定合并后的板结构的四个节点坐标
的排列位置，通过四个节点的节点坐标即可确定结构强度单元的尺寸。相较
于现有的需要人工查询CAD模型来获取结构强度单元尺寸的方案能够节省
人力资源，还可以提升处理效率。此外，本发明实施提供的飞机结构强度单
元合并装置，由于是由设备通过程序直接对有限元模型中的有限元网格进行
合并，因此，在合并过程中不易发生错误，且确定的节点顺序合理不会造成
结构强度单元负面积的问题，故，合并后得到的结构强度单元的尺寸准确性
高。
实施例四
参照图9，示出了本发明实施例四的一种飞机结构强度单元合并装置的
结构框图。
本发明实施例的一种飞机结构强度单元合并装置包括：查找模块801，
用于查找选中的有限元模型中包含的全部杆单元；第一获取模块802，用于
获取各杆单元两端的节点对应的节点编号；杆单元生成模块803，用于按照
设定规则通过各杆单元两端的节点编号对节点进行合并，生成所述结构强度
单元的杆单元；板结构生成模块804，用于将由杆单元围成的区域生成所述
结构强度单元对应的板结构；第一确定模块805，用于确定所述板结构对应
的四个节点的节点坐标；排序模块806，用于依据所述四个节点的节点坐标
对所述四个节点进行排序；板单元生成模块807，用于将各节点顺次连接生
成所述结构强度单元的板单元。
优选地，所述第一获取模块802包括：标识获取模块8021，用于获取各
杆单元对应的标识；编号获取模块8022，用于分别依据各杆单元对应的标识
获取各杆单元两端的节点对应的节点编号，其中，每个标识对应两个节点编
号。
优选地，所述杆单元生成模块803按照设定规则通过各杆单元两端的节
点编号对节点进行合并时：针对每个节点编号，确定是否仅存在一个与所述
节点编号相同的节点编号；若是，则将所述节点编号对应的两个节点进行合
并。
优选地，所述排序模块806包括：坐标系建立子模块8061，用于以所述
四个节点坐标中的任意一个节点坐标为原点构建直角坐标系；夹角确定子模
块8062，用于确定除原点外的其他节点坐标，与所述直角坐标系的横轴之间
的夹角；排序子模块8063，用于按照夹角的大小对节点坐标对应节点进行排
序；将所述原点对应的节点排在其他节点之前。
优选地，所述坐标系建立子模块8061以所述四个节点坐标中的任意一
个节点坐标为原点构建直角坐标系时：从所述四个节点坐标中任意选择一个
节点坐标作为直角坐标系的原点；从除所述原点外的节点坐标中任意选择一
个节点坐标；将选择出的两个节点坐标组成的射线作为直角坐标系的横轴；
以所述原点为起点构建与所述横轴垂直的纵轴，生成直角坐标系。
本实施例的一种飞机结构强度单元合并装置用于实现前述实施例一以
及实施例二中相应的飞机结构强度单元合并方法，并且具有相应的方法实施
例的有益效果，在此不再赘述。
在此提供的一种飞机结构强度单元合并方案不与任何特定计算机、虚拟
系统或者其它设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使
用。根据上面的描述，构造具有本发明方案的系统所要求的结构是显而易见
的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编
程语言实现在此描述的本发明的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为
了披露本发明的最佳实施方式。
在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本
发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未
详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个
或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时
被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开
的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求
中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，
发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施
方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身
都作为本发明的单独实施例。
本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自
适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以
把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可
以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者
单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴
随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或
者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴
随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相
似目的的替代特征来代替。
此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其
它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组
合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在权利要求
书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。
本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理
器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当
理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器(DSP)来实现根据
本发明实施例的一种飞机结构强度单元合并方案中的一些或者全部部件的
一些或者全部功能。本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部
分或者全部的设备或者装置程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。
这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个
或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载
体信号上提供，或者以任何其他形式提供。
应该注意的是上述实施例对本发明进行说明而不是对本发明进行限制，
并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换
实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利
要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位
于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本发明可
以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。
在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一
个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。
可将这些单词解释为名称。