CN107529641B - 飞行器机翼的前缘翼肋的建模与分析 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器机翼的前缘翼肋的建模与分析。提供一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的装置。所述装置可以识别翼肋的多个加强件(402)的几何或惯性属性，其中相应加强件通过在翼肋的实体模型中的几何体的集合表示，并且执行分析以预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率。根据故障率，所述装置可以确定前缘翼肋在外部载荷下的结构完整性。识别属性可以包括提取对应于且具有相应加强件的一个或更多个属性的几何体的剖切截面，并且基于横截面与多个不同的横截面的通用剖面的相关性来识别横截面的且因此相应加强件的属性。

Description

飞行器机翼的前缘翼肋的建模与分析
技术领域
本公开大体涉及一种结构的建模和分析，并且特别地涉及飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的建模和分析。
背景技术
数值建模与分析技术是在许多工程结构和组成其的结构部件的设计和验证中的重要工具。一种常见的基于计算机的数值建模与分析技术是有限元建模与分析。根据各种数值模拟分析技术，数值模型可以在几何构型、单元、属性、载荷、约束等方面限定工作环境，并因此能够被求解和分析，以例如确定该工作环境中的工程结构的结构完整性。通过数值建模和分析，特别是有限元分析，可以将复杂系统分解为可管理(有限)数量的元素(例如，绘制为一系列阶梯的曲线)。这些数值模型及其分析可用于多种目的，例如帮助确定在各种载荷环境下的新飞行器产品设计的行为。
结构产品的有限元模型(例如，有限元网格)能够直接从产品的计算机辅助设计(CAD)模型生成。另外地或替代地，结构产品的惯性属性和/或几何参数细节，诸如面积、转动惯量、形心等能够通过将对应的实体模型的部分导入到有限元模型中来识别以用于分析。然而，对于许多产品(性质相似)，从实体模型中提取信息并进一步由其创建和分析有限元模型会过于复杂并需要过多的计算资源。在某些情况下，手动技术例如识别用于提取的几何体也是必需的，但手动技术通常需要过多的时间。
因此，期望具有一种考虑至少一些上述问题以及可能的其他问题的系统和方法。
发明内容
本公开的示例实施例涉及用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的改进的系统、方法和计算机可读存储介质。特别地，该系统可以自动识别前缘翼肋的几何或惯性属性以用于确定其结构完整性。使用前缘翼肋的实体模型，系统可以以时间高效的方式识别其中大量部件的几何或惯性属性。这可直接导致系统能够将后续分析和设计流程所需的总体时间减少多达百分之八十。该系统还可以减少与类似的手动过程相关联的错误的发生。
在一些示例实施例中，提供一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法。该方法可以包括识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性。该方法还可以包括使用多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并根据故障率确定在外部载荷下的前缘翼肋的结构完整性。
特别地，识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性可以包括从飞行器机翼的固定前缘区段的三维(3D)模型中提取用于前缘翼肋的几何体的集合，其中几何体的集合至少表示前缘翼肋的多个加强件。识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性还可以包括对表示多个加强件的相应加强件的几何体的集合中的每个几何体，在垂直于几何体的中线的平面上提取几何体的剖切截面(section cut)。剖切截面形成对应于相应加强件的并且具有相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面。识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性还可以包括基于横截面与通过多个不同横截面的联合形成的通用剖面的相关性来识别横截面以及由此的加强件的一个或更多个几何或惯性属性。
在前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，横截面的一个或更多个几何或惯性属性至少包括横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，相应加强件包括凸缘和腹板，并且横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的横截面的取向。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，识别横截面的一个或更多个几何或惯性属性包括将包括横截面的尺寸测量、形心或转动惯量的一个或更多个几何或惯性属性输出为电子表格文件，并将横截面类型导出为初始图形交换规范(IGES)文件，并且执行分析包括使用电子表格文件和IGES文件执行分析。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，相应加强件包括至少一个凸缘和一个腹板，并且该方法还包括在中线的任一侧上相对于腹板的厚度限定偏移平面，并且识别横截面的一个或更多个几何或惯性属性包括基于在偏移平面处的横截面与通用剖面的相关性来识别至少一个凸缘的位置。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性包括从飞行器机翼的固定前缘区段的3D模型创建包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型，并且由此，至少部分地基于包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型来识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，提取几何体的集合并识别一个或更多个几何或惯性属性包括从包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型中提取用于前缘翼肋的几何体的集合，以及至少部分地基于包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型识别横截面以及由此的相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，执行分析包括将多个剖切截面导入到前缘翼肋的有限元模型中，其中多个剖切截面包括形成对应于相应加强件的并具有相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面的每个几何体的剖切截面，识别接近所导入的多个剖切截面的有限元模型的相应节点和单元，限定起源于/原点在各个节点和单元的相应的最近外部节点并且具有共同取向的笛卡尔坐标系，将外部载荷施加于有限元模型，并且据此提取接近相应节点和单元的相应最近外部节点的和在负半轴上的接近最近外部节点的有限元模型的单元的内部载荷分布，以及基于单元的内部载荷分布预测外部载荷下的前缘翼肋的故障率。
在任何前述或任何后续示例实施例或其任何组合的方法的一些示例实施例中，相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且识别相应节点和单元的最近外部节点包括最外部节点是表示凸缘和腹板的有限元模型的单元的最外层公共节点，最外层公共节点表示它们之间的交点。
在一些示例性实施例中，提供了一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的装置。该装置包括处理器和存储可执行指令的存储器，响应于处理器的执行，所述可执行指令导致装置实施多个子系统，例如实体建模器和可被配置为至少执行任何前述示例实施例或其任何组合的方法的FEM系统。
在一些示例性实施例中，提供计算机可读存储介质用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋。计算机可读存储介质是非暂时性的，并且具有存储在其内的计算机可读程序代码部分，响应于处理器的执行，该代码部分导致装置至少执行任何前述示例实施例或其任何组合的方法。
通过伴随以下简要描述的附图阅读下面的详细描述，本公开的这些和其它特征、方面和优点将显而易见。本公开包括在本公开中阐述的两个、三个、四个或更多个特征或元件的任何组合，不论这些特征或元件是否在本文所述的具体示例实施例中清楚地组合或以其他方式陈述。本公开旨在整体地阅读，使得在本公开的任何方面和示例实施例中的任何可分离的特征或者元件应被视为预期的(即可组合的)，除非本公开的上下文清楚地另有说明。
因此，应当理解，提供本发明内容仅出于概括一些示例实施例的目的，以便提供本公开的某些方面的基本理解。因此，应当理解，上述示例实施例仅仅是示例，并且不应被解释为以任何方式缩小本公开的范围或精神。从结合附图的以下详细的描述，其他示例实施例、方面和优点将变得显而易见，附图通过示例的方式图示说明了一些所述的示例实施例的原理。
附图说明
已经以一般性术语描述了本公开的示例实施例，现在将参考附图，附图不一定按比例绘制，并且其中：
图1是根据本公开的示例实施例的结构分析系统的图示；
图2是根据本公开的示例实施例的合适的实体建模器的图示；
图3是根据本公开的示例实施例的合适的FEM系统的图示；
图4A、4B、4C和4D是根据本公开的示例实施例的飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的图示；
图5A、5B和5C示出了根据本公开的示例实施例的前缘翼肋的三维模型；
图6是根据本公开的示例实施例的通用剖面的图示；
图7、图8A、8B和图9示出了根据本公开的示例实施例的有限元模型；
图10、图11和图12是示出根据示例实施例的用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法的各种操作的流程图；以及
图13示出了根据一些示例实施例的装置。
具体实施方式
现在将在下文中参考附图更全面地描述本公开的一些实施例，在附图中本公开的一些但非全部实施例被示出。实际上，本公开的各种实施例可以以许多不同的形式实现，并且不应被解释为限于本文所阐述的实施例；而是，这些示例性实施例被提供以使得本公开将是彻底的和完整的，并且将向本领域技术人员充分地表达本公开的范围。例如，除非另有说明，被提及为第一、第二或类似的某物不应被解释为暗示特定的顺序。另外，例如，本文可以参考定量测量、值、关系等(例如，平面、共面、垂直)。除非另有说明，否则任何一个或更多个(如果不是全部)这些可以是绝对的或近似的，以考虑可能发生的可接受的变化，例如由于工程公差等引起的变化。相同的附图标记始终表示相同的元件。本公开的示例实施例大体涉及至少对物理结构的建模和分析。将主要结合航空航天应用来描述示例实施例，其中结构是包括飞行器机翼的飞行器，并且执行对飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的分析。然而，应当理解，示例实施例可以与航空航天工业以及航空航天工业之外的各种其他应用结合使用。
此外，虽然示例实施例将主要在实体模型和结构的有限元模型的上下文中描述，并根据有限元模型执行有限元分析。然而，应当理解，示例实施例可以被配置为开发多个不同模型中的任一个，所述不同模型中的一个或更多个可以不被认为是实体模型或有限元模型。还应当理解，示例实施例可以被配置为根据模型执行多个不同分析中的任一个，所述不同分析中的一个或更多个可以不被认为是有限元分析。其他合适分析的示例包括有限差分分析、有限体积分析、一种或更多种概率方法等。其他合适的模型的示例包括计算流体动力学模型、热模型或本文未明确阐述的任何其他类型的模型。
图1示出了根据本公开的示例实施例的结构分析系统100。如下面更详细地解释的，在一些示例中，结构分析系统可以被配置为开发结构的一个或更多个适当的模型，根据至少一个模型执行结构的分析，并且基于从分析产生的数据确定结构完整性。在本文更具体描述的示例实施例中，结构分析系统可以被配置为接收或生成实体模型，并且基于实体模型的至少一部分进一步开发用于分析结构的有限元模型。
结构分析系统100可以被配置为自动地、在操作员直接控制下或者以其某种组合的方式执行多个不同的功能或操作。在这方面，结构分析系统可以被配置为自动地执行其功能或操作中的一个或更多个，即，不通过操作者直接地控制。另外地或替代地，结构分析系统可以被配置为在操作者直接控制下执行其功能或操作中的一个或更多个。
结构分析系统100可以包括一个或更多个不同的子系统(每个均为单独的系统)中的每一个彼此耦合以执行一个或更多个功能或操作。如图1所示，例如，结构分析系统可以包括可以彼此耦合的实体建模器102和有限元法(FEM)系统104。虽然示出结构分析系统的一部分，但实体建模器或FEM系统可以与结构分析系统分开，但与之进行连通/通信。还应当理解，任何子系统可以作为单独的系统起作用或操作，而不考虑子系统中的其他子系统。此外，应当理解，结构分析系统可以包括除图1所示的子系统之外的一个或更多个附加的或替代的子系统。
根据本公开的示例实施例，结构分析系统100可以对可以是或包括飞行器的结构进行建模和分析，所述飞行器包括飞行器机翼，其中飞行器机翼可以包括其内具有多个前缘翼肋的固定前缘区段。实体建模器102可以开发一个或多个包括飞行器机翼的飞行器的适当的实体模型，例如三维(3D)模型。例如，实体建模器可以被配置为接收或生成包括飞行器机翼和/或其各种部件的飞行器的3D模型。
3D模型可以通过几何体的集合来表示飞行器及其部件(例如，飞行器机翼)。例如，3D模型可以将飞行器及其部件表示为诸如边、面、点(例如，顶点)等的计算机图形图元(computer-graphics primitives)的集合，其可以被布置成多边形或其他数学计算获得的结构，以反映相应产品及其部件的3D几何形状，包括其表面、体积或部分。飞行器可以通过“边界”表征或划分可包括多边形的子集的由产品所占据的空间的多边形的集合来定义，所述多边形的子集划分由产品的相应部件占据的空间。对于某些产品，3D模型可能会使用数十万个多边形。
因此，对于其操作，实体建模器102可受益于商业购得的软件工具。合适的软件工具的示例包括计算机辅助设计(CAD)系统，例如可从法国韦利济·维拉库布莱的达索系统股份公司购得的CATIA、SolidWorks等。合适的软件工具的其他例子包括可从Simulia(达索系统的子公司)购得的ABAQUS CAE；可从密歇根州特洛伊市的Altair Engineering公司购得的Altair Hypermesh；可从加利福尼亚州纽波特海滩的MSC软件公司购得的PATRAN；可从宾夕法尼亚州坎伯斯堡的ANSYS公司购得的ANSYS软件套件；可从弗吉尼亚州纽波特纽斯的科利尔研究公司购得的
Figure BDA0001301802160000071
可从科罗拉多州科罗拉多斯普林斯的VanderplaatsR&D公司购得的GENESIS等等。
FEM系统104可以开发和分析一个或更多个包括飞行器机翼的飞行器的适当的有限元模型。例如，FEM系统可以被配置为接收或生成包括飞行器机翼和/或其各种部件的飞行器的有限元模型。有限元模型可以通过有限元的网格表示飞行器，并且本领域普通技术人员将容易理解，飞行器可以通过任何零、一、二或三维单元(例如，一个杆单元)表示。单元可以是或包括数学模型的一个或更多个不相交(非重叠)组分，其中每个单元可以具有被称为结点或节点的一组区分点。
每个单元可以以有限数量的自由度来表征，其特征在于在一组节点处的未知函数或函数的值。单元还可以包括作为可以连接两个单元的点并指定单元的状态的自由度(DOF)。自由度可以被定义为连接节点处的状态变量的值和/或导数，其中状态变量可以指用于描述模型的数学状态的变量。在一些示例实施例中，节点可以位于单元的拐角和/或端点处，使得可以通过节点的几何集合的布局来限定单元的几何体。
每组节点的节点数据组可以包括在该组节点的相应节点处的飞行器的属性或状态的值。合适性质的示例包括几何或惯性属性以及诸如残余厚度、主曲率、弹性模量、热膨胀系数等的本构属性。本构属性可以规定结构在相应节点处的材料行为。合适状态的示例包括状态变量，诸如导出的应力和应变张量的分量，以及相应节点处的温度。该方法也可以应用于基于单元的数据组，例如单元力、属性等。FEM系统104还可以被配置为执行飞行器的有限元模型的分析。飞行器的分析可以是或包括经由一个或更多个算法和/或基于测量的分析的分析。例如，FEM系统可以被配置为从有限元模型导出并求解控制矩阵方程。FEM系统还可以被配置为检查求解(例如，位移、应力、专用应力、误差指示符)的有效性；并且在一些示例中，FEM系统可以对有限元模型和/或求解执行至少一个其他适当的分析。
FEM系统104可从商业购得的软件工具中获益。合适工具的示例包括可从达索系统股份公司购得的Abaqus；ANSYS软件套件(Fluent)；可从MSC软件公司购得的NASTRAN/PATRAN；可从马萨诸塞州伯灵顿的COMSOL公司购得的SolidWorks(COSMOSworks)、COMSOL
Figure BDA0001301802160000072
(FEMLAB)；GENESIS；可从Altair Engineering公司购得的AltairHyperView；可从德克萨斯州普莱诺的西门子产品生命周期管理软件购得的NX(Unigraphics)；可从科罗拉多州K&K Associates of Westminster购得的TAK2000；可从马萨诸塞州尼德姆的PTC公司购得的Pro/ENGINEER；可从加利福尼亚利弗莫尔的利弗莫尔软件技术公司(LSTC)购得的/>
Figure BDA0001301802160000081
等等。
更具体地，根据本公开的示例实施例，实体建模器102可以被配置为从飞行器机翼的固定前缘区段的3D模型识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性。FEM系统104可以被配置为使用多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测在外部载荷下的前缘翼肋的故障率。根据故障率，有限元系统还可以被配置为确定前缘翼肋在外部载荷下的结构完整性。现在将参考图2和图3，其示出了根据本公开的示例实施例的分别为合适的固体建模器和FEM系统的更具体的示例。
图2示出了合适的实体建模器200，其根据一个示例实施例可以对应于图1的实体建模器102。如图所示，实体建模器可以包括若干不同的子系统中的一个或更多个，所述不同的子系统(每个均为单独的系统)中的每一个彼此耦合以执行一个或更多个功能或操作。特别地，实体建模器可以包括彼此耦合以识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性的几何体提取器202、剖切截面提取器204和属性识别器206。
特别地，几何体提取器202可以被配置为从飞行器机翼的固定前缘区段的3D模型中提取用于前缘翼肋的几何体的集合，并且几何体的集合可以表示前缘翼肋的至少多个加强件。剖切截面提取器204可以被配置为针对表示多个加强件中的相应加强件的几何体集合中的每个几何体提取剖切截面。剖切截面可以在垂直于几何体的中线的平面处提取，该平面可以另外被称为“法向平面”。剖切截面可以形成对应于多个加强件中的相应加强件的横截面，且因此横截面可以具有对应于相应加强件的几何或惯性属性。在一些示例中，剖切截面提取器204可以被配置为限定和/或创建几何体的多个中线，并且进一步限定和/或创建对应于前缘翼肋的每个加强件的中线的多个法向平面。例如，剖切截面提取器可以识别前缘翼肋的外模线(OML)表面和内部加强件线。这可以包括识别加强件平行线和/或曲线，由此可以创建中线，并且如先前所指出的，可以相对于中线限定法向平面。在这些示例中，针对同一加强件的，可以基于分析需要来限定多个法向平面以提取多个剖切截面。属性识别器206可以被配置为随后识别横截面的几何或惯性属性，并从而基于横截面(由剖切截面所识别)与由多个不同的横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别相应加强件。多个加强件的法向平面能够横跨横截面的关键位置被可移动地定位，以确定几何或惯性属性的最小值和/或最大值。在一些示例中，可以提供系统以用于在分析期间至少部分地基于几何属性的最小值来确定保守失效模式。
在一些实施例中，几何或惯性属性可以包括横截面类型(例如，加号(+)、T、I、L、J、C或U形横截面)和/或横截面的取向(例如，左腹板或右腹板取向)。在一些示例中，属性识别器206可以将剖切截面与通用剖面相关联以使用在其间限定的偏移平面识别多个交点，并且可以至少部分地基于交点以及交点相对于法向平面或中线的位置来识别横截面类型。
特别地，在一些示例中，加强件可以包括一个或更多个凸缘和腹板，并且属性识别器206可以在中线的任一侧上限定偏移平面，其中偏移平面可以表示为略高于加强件的腹板的厚度。例如，偏移平面可以在中线的任一侧上以相等的距离限定，使得其间的距离等于腹板的厚度，同时考虑到一些变化(例如，腹板厚度+0.10)。然后，属性识别器可以基于在偏移平面处的横截面与通用剖面的相关性识别(一个或多个)凸缘的位置和/或方位。因此，横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量可以相对于通用剖面的特性来确定。截面204可以被配置为执行用于限定和/或创建多个中线的各种功能或操作。具体地，剖切截面提取器可以通过将前缘区段的中平面与飞行器机翼的固定前缘区段的3D模型相交而产生曲线轮廓。然后可以将曲线轮廓拆分，以识别每个单独的曲线。因此，可以将连接单独识别的曲线之间的中点的样条曲线定义为中线。
在一些示例中，横截面的几何或惯性属性可以具体包括凸缘和腹板在横截面处的尺寸测量。例如，几何或惯性属性可以包括在横截面处的边倒圆角和/或凸缘和腹板之间的角度。
应当注意，虽然主要参考飞行器机翼的固定前缘区段的3D模型来讨论示例实施例，但是在一些示例中，实体建模器可以被配置为根据3D模型产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型。在这些示例中，几何体提取器202可以从包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型中提取用于前缘翼肋的几何体的集合，并且属性识别器206可以识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性，并且更具体地，至少部分地基于包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型识别横截面以及由此识别相应加强件。
例如，几何体提取器202可以确定模型类型(例如，1D曲线模型、2D曲面模型或其组合)，并从而提取对应于多个加强件的曲线和/或曲面，并且从其中可以通过剖切截面提取器204提取剖切截面。属性识别器206可以从其确定可以从模型类型识别的属性。例如，诸如面积、转动惯量或形心的属性可以从1D模型中识别，并且诸如尺寸或厚度(例如，腹板的厚度)的属性可以从2D模型识别。在一些示例中，属性识别器206(或实体建模器200的另一个子系统)可进一步被配置为将包括横截面的尺寸测量值、形心或转动惯量的几何或惯性属性输出到电子表格文件(例如，Excel文件)中，并将横截面类型及其各种细节导出到初始图形交换规范(IGES)文件中。
图3示出了根据一个示例实施例的合适的FEM系统300，其可以对应于图1的FEM系统104。如图所示，FEM系统可以包括一个或更多个若干不同的子系统(每个均为单独的系统)中的每一个，一个或更多个若干不同的子系统中的每一个彼此耦合以执行一个或更多个功能或操作。特别地，FEM系统可以包括彼此耦合以执行一个或更多个操作的导入器302、节点识别器304、载荷施加器306和分析器308。在一些示例中，这些操作可以包括使用多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性分析前缘翼肋的有限元模型以预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据故障率，确定前缘翼肋在外部载荷下的结构完整性。
特别地，导入器302可以被配置为将多个剖切截面导入到前缘翼肋的有限元模型中，其中每个剖切截面均可以形成对应于多个加强件中的相应加强件的并且具有多个加强件中的相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面。在一些示例中，剖切截面可以使用由实体建模器200提供的IGES文件导入，并且类似地，可以使用电子表格文件导入诸如尺寸测量、形心或转动惯量的几何或惯性属性。因此，有限元模型可以包括用于执行前缘翼肋的分析的多个加强件的几何或惯性属性。
如前所述，在一些示例中，可以识别几何或惯性属性，并且从而从1D曲线模型、2D曲面模型或其组合输出和/或导出。在这些示例中，导入器302可以被配置为将多个剖切截面导入到从1D和/或2D模型导出的有限元模型中。因此，导入的几何或惯性属性因此可以基于包括1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的模型。例如，在模型包括2D曲面模型的情况下，导入器可以确定模型类型包括2D曲面模型，并从而更新有限元模型以包括通过几何或惯性属性所标识的腹板的尺寸/规格。
节点识别器304可以被配置为识别接近被导入到其中的多个剖切截面的有限元模型的相应节点和单元。由此，节点识别器还可以识别相应节点和单元的最外层节点。最外层节点可以是表示加强件的凸缘和腹板的有限元模型的单元的最外层公共节点，使得最外层公共节点表示它们之间的交点。然后，载荷施加器306可以被配置为将外部载荷施加到有限元模型，并且据此，分析器308可以被配置为提取靠近相应节点的单元的内部载荷分布。分析器可以基于单元的内部负载分布进一步预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率。
应当注意，在一些示例中，FEM系统300不被要求求解有限元模型来提取内部载荷，相反有限元模型可以是已被求解的，使得内部载荷可用于提取。特别地，节点识别器304可以使用导入的剖切截面并且相对于其限定局部坐标系。然后，分析器308可以在每个剖切截面的最近外部节点处提取内部载荷，并且进一步求和所有表示在该坐标系中的剖切截面的节点和单元的提取到的内部载荷。
在一些示例中，更具体地，分析器308可以限定起源于/原点在最外层节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系。在这些示例中，对于源于最外层节点的每个笛卡尔坐标系的每个轴，分析器可以仅提取相对于笛卡尔坐标系在负半轴上的邻近节点和单元的以及靠近最外层节点的内部载荷分布。在一些实施例中，可以提取内部载荷分布(载荷分量)的六(6)个分量。载荷分量可以包括例如针对笛卡尔坐标系的每个轴的单元的力和力矩。特别地，可以相对于每个轴提取力和力矩，得到三(3)个力分量和三个力矩分量，并且在外部载荷下的预测的故障率可以基于六个载荷分量。
在一些实施例中，被配置为确定前缘翼肋的结构完整性的FEM系统300包括分析器308，其被配置为基于内部载荷分布和多个加强件的几何或惯性属性确定前缘翼肋的安全系数。在其中安全系数为负的情况下，分析器可以被配置为调整负面影响安全系数的多个加强件的几何或惯性属性。然后，分析器可以执行前缘翼肋在外部载荷下的分析，并使用调整后的几何或惯性属性。
可以迭代地重复该过程，并且在确定正的安全系数之后，分析器308可以被进一步配置成将加强件的经调整的几何或惯性属性输出为字符分隔值(CSV)文件。在这些示例中的一些中，可以通过实体建模器200使用CSV文件来使用前缘翼肋的经调整的属性更新固定前缘区段的实体模型，使得加强件以及因此的前缘翼肋为最佳性能在实体模型中被调整大小。为了进一步说明本公开的示例实施例，现在将参考图4A-图9。图4A示出了飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的合适的实体模型400。如图所示，前缘翼肋可以由多个加强件402组成。图4B、图4C和图4D分别示出了从图4A的实体模型产生并分别包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或1D曲线模型和2D曲面模型的组合的模型404、406、408。
图5A、图5B和图5C示出了图4A的实体模型400，并且更具体地，示出了表示从飞行器机翼的固定前缘区段的实体模型中提取的前缘翼肋的几何体的集合。如图所示，几何体的集合也因此表示前缘翼肋的多个加强件。图5A示出了剖切截面502，其可以是针对表示多个加强件中的相应加强件的几何体集合中的每个几何体被提取的。如图5A所示，可以相对于几何体的中线504提取剖切截面。更具体地，可以在垂直于几何体的中线506的平面504处提取剖切截面，如图5B所示。
在这些示例中，可以为前缘翼肋的每个加强件限定和/或创建多个中线504和对应的法向平面506。在一些示例中，也可以在中线的任一侧上限定偏移平面508，如图5C所示。
如先前所示，可以基于横截面与由多个不同的横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别横截面(由提取的剖切截面502所识别)以及由此的相应加强件的几何或惯性属性。图6示出了可以由多个横截面类型和/或取向的联合而形成的合适的通用剖面600。在一些示例中，加强件包括一个或更多个凸缘(例如，凸缘1、2、3和4)以及腹板(例如腹板1和2)，并且横截面的几何或惯性属性可以包括在横截面处的凸缘和腹板的尺寸测量(例如，宽度w、高度h、给定弧度的角度ang|rad等)。
几何或惯性属性可以结合有限元模型一起使用，以用于执行分析以预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率。图7、图8A、图8B和图9示出了从中可以执行分析的前缘翼肋的合适的有限元模型700(其可以是图4A的前缘翼肋400的一个示例)。如前所述，在一些示例中，每个加强件可以包括一个或更多个凸缘和一个腹板。在这些示例中，有限元模型可以通过包括壳体单元702和杆单元704的单元网格来表示前缘翼肋，所述壳体单元702和杆单元704分别对应于加强件的腹板和凸缘。应当注意，尽管图8A和图9主要示出了包括壳体单元的有限元模型，但是应当理解，有限元模型可以包括壳体单元和杆单元二者。
前缘翼肋的有限元模型700可以包括其中的多个加强件的所识别的几何或惯性属性。特别地，多个剖切截面802可以被导入到有限元中，如图8A所示。如图8B更具体地示出，随后可以识别接近多个剖切截面的有限元模型的各个节点804，并且由此可以识别剖切截面的最外层节点804a。特别地，最外层节点可以是表示凸缘和腹板的有限元模型的单元702、704的最外层公共节点，使得最外层公共节点表示它们之间的交点。
如图8B所示并且在图9中进一步示出，在一些示例中，可以限定笛卡尔坐标系806，其中笛卡尔坐标系起源于相应节点并且具有共同的取向。在这些示例中，对于每个笛卡尔坐标系的每个轴x、z、y，可以针对靠近相应节点并且更具体地在其处限定了轴或坐标系的剖切截面802的最外层节点804a和单元的负半轴上的单元702、704提取内部载荷分布。
图10示出了包括根据本公开的示例实施例的用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法1000的各种操作的流程图。如方框1002所示，该方法可以包括识别多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性。该方法还可以包括使用多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并根据故障率确定前缘翼肋在外部载荷下的结构完整性，如方框1004所示。
图11示出了包括图10的方法步骤1002的各种子操作的流程图。该方法步骤可以包括从飞行器机翼的固定前缘区段的实体模型中提取用于前缘翼肋的几何体的集合，其中几何体的集合至少表示前缘翼肋的多个加强件，如方框1102所示。对于表示多个加强件中的相应加强件的几何体集合中的每个几何体，该方法步骤还可以包括在与几何体的中线垂直的平面处提取几何体的剖切截面，如方框1104所示。剖切截面可以形成对应于并具有相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面。该方法步骤还可以包括基于横截面与由多个不同的横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别横截面的且因此相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性，如方框1106所示。
图12示出了包括图10的方法步骤1004的各种子操作的流程图。该方法可以包括将多个剖切截面导入到前缘翼肋的有限元模型中，如方框1202所示。每个剖切截面可以形成对应于且具有多个加强件中的相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面。该方法步骤还可以包括识别有限元模型的接近所导入的多个剖切截面的相应节点和单元，如方框1204所示。剖切截面可以形成对应于且具有相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面。
方法步骤1004还可以包括将外部载荷施加于有限元模型，并据此提取靠近各个节点和单元的有限元模型的单元的内部载荷分布，如方框1206所示。该方法步骤可以进一步包括基于单元的内部载荷分布来预测前缘翼肋在外部载荷下的故障率，如方框1208所示。
根据本公开的示例实施例，包括实体建模器102和/或FEM系统104的系统100及其子系统和/或部件可以通过各种工具实施。类似地，实体建模器200、FEM系统300及其各自的子系统和/或部件可以通过各种工具实施。用于实施系统、子系统及其各自元件的工具可以包括单独地或受来自计算机可读存储介质的一个或更多个计算机程序管理的硬件。
在一些示例中，可以提供一个或更多个装置，其被配置为用作或以其他方式实施本文所示出和描述的系统、子系统、工具以及相应的元件。在涉及多于一个装置的示例中，各个装置可以以多种不同的方式连接到彼此或以其他方式彼此通信，诸如经由有线或无线网络等直接地或间接地。
图13示出了根据本公开的一些示例实施例的装置1300。通常，本公开的示例实施例的装置可以包含、包括或被实现在一个或更多个固定或便携式电子设备中。合适的电子设备的示例包括智能电话、平板电脑、手提电脑、台式计算机、工作站计算机、服务器计算机等。该装置可以包括一个或更多个部件，多个部件中的每一个(例如，处理器1302(例如，处理器单元))连接到存储器1304(例如，存储设备)。
处理器1302通常是能够处理信息例如数据、计算机程序和/或其他合适的电子信息的任何计算机硬件。处理器由电子电路的集合组成，其中一些可以被封装成集成电路或多个互联的集成电路(有时更普遍被称为“芯片”的集成电路)。处理器可以被配置为执行计算机程序，计算机程序可以机载地被存储在处理器上或以其他方式存储在(相同或另一装置的)存储器1304中。
取决于具体实施例，处理器1302可以是多个处理器、多处理器核或一些其他类型的处理器。此外，可以使用多个异构处理器系统来实施处理器，其中在单个芯片上存在主处理器与一个或更多个二级处理器。作为另一说明性示例，处理器可以是包含相同类型的多个处理器的对称多处理器系统。在又一示例中，处理器可以被实施为或者以其他方式包括一个或更多个专用集成电路(ASICs)、现场可编程门阵列(FPGAs)等。因此，尽管处理器可以能够执行计算机程序来执行一个或更多个功能，但是各种示例的处理器可以能够在不借助于计算机程序的情况下执行一个或更多个功能。
存储器1304通常是能够在临时基础上和/或永久基础上存储信息例如数据、计算机程序(例如，计算机可读程序代码1306)和/或其他合适的信息的任何计算机硬件。存储器可以包括易失性和/或非易失性存储器，并且可以是固定的或可移除的。合适的存储器的示例包括随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、硬盘驱动器、闪速存储器、指状驱动器、可移除计算机软盘、光盘、磁带或上述的某种组合。光盘可以包括光盘-只读存储器(CD-ROM)、光盘-读/写(CD-R/W)、DVD等。在各种情况下，存储器可以被称为计算机可读存储介质。计算机可读存储介质是能够存储信息的非暂时性设备，并且能够与例如能够将信息从一个位置传送到另一个位置的电子瞬态信号的计算机可读传输介质区分开。本文所述的计算机可读介质大体可以指计算机可读存储介质或计算机可读传输介质。
除了存储器之外，处理器也可以连接到一个或更多个接口/界面以用于显示、发送和/或接收信息。接口可以包括通信接口(例如，通信单元)和/或一个或更多个用户接口。通信接口可以被配置为例如发送到和/或接收来自其他(一个或多个)装置、(一个或多个)网络等的信息。通信接口可以被配置为通过物理(有线)和/或无线通信链路来发送和/或接收信息。合适的通信接口的示例包括网络接口控制器(NIC)、无线NIC(WNIC)等。
用户接口可以包括显示器1310和/或一个或更多个用户输入接口1312(例如，输入/输出单元)。显示器可以被配置为向用户呈现或以其他方式显示信息，其适当的示例包括液晶显示器(LCD)、发光二极管显示器(LED)、等离子体显示面板(PDP)等。
用户输入接口1312可以是有线或无线的，并且可以被配置为从用户接收信息到装置中，例如用于处理、存储和/或显示。用户输入接口的合适示例包括麦克风、图像或视频采集设备、键盘或小型键盘、操纵杆、触敏表面(与触摸屏分离或集成到触摸屏中)、生物特征传感器等。用户接口还可以包括用于与诸如打印机、扫描仪等外围设备通信的一个或更多个接口。如上所述，程序代码指令可以存储在存储器中并由处理器执行，以实施本文所述的系统、子系统及其相应元件的功能。如将理解的，任何合适的程序代码指令可以从计算机可读存储介质加载到计算机或其他可编程装置上以产生特定机器，使得特定机器成为用于实施本文指定的功能的工具。这些程序代码指令也可以存储在计算机可读存储介质中，该计算机可读存储介质能够引导计算机、处理器或其它可编程设备以特定方式工作，从而生成特定机器或特定制造品。存储在计算机可读存储介质中的指令可以产生制造品，其中制造品成为用于实施本文所述功能的工具。程序代码指令可以从计算机可读存储介质检索并加载到计算机、处理器或其他可编程装置中，以配置计算机、处理器或其他可编程装置来执行在或通过计算机、处理器或其他可编程装置上执行的操作。
可以顺序地执行程序代码指令的检索、加载和执行，以便一次检索、加载和执行一个指令。在一些示例实施例中，可以并行地执行检索、加载和/或执行，使得多个指令被一起检索、加载和/或执行。程序代码指令的执行可以产生计算机实施的过程，使得通过计算机、处理器或其他可编程设备执行的指令提供用于实施本文所述功能的操作。处理器执行的指令或计算机可读存储介质中存储的指令支持用于执行指定功能的操作的组合。以这种方式，装置1300可以包括处理器1302和耦合到处理器的计算机可读存储介质或存储器1304，其中处理器被配置为执行存储在存储器中的计算机可读程序代码1306。还将理解，可以通过执行指定功能或专用硬件和程序代码指令的组合的基于硬件的专用计算机系统和/或处理器来实施一个或更多个功能以及功能的组合。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的装置，所述前缘翼肋由多个加强件组成，所述装置包括处理器和存储可执行指令的存储器，所述可执行指令响应于所述处理器的执行，致使所述装置至少：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性，包括，致使所述装置：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的三维(3D)模型中提取用于所述前缘翼肋的几何体的集合，所述几何体的集合至少表示所述前缘翼肋的所述多个加强件；并且针对表示所述多个加强件中的相应加强件的所述几何体的集合中的每个几何体，
在垂直于所述几何体的中线的平面处提取所述几何体的剖切截面，所述剖切截面形成对应于且具有所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面；以及
基于所述横截面与通过多个不同横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别所述横截面的且因此识别所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性。
条款2.根据条款1所述的装置，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款3.根据条款2所述的装置，其中所述相应加强件包括凸缘和腹板，并且所述横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且所述一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的所述横截面的取向。
条款4.根据条款2所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且所述装置被设置成执行所述分析包括使用所述电子表格文件和所述IGES文件执行所述分析。
条款5.根据条款1所述的装置，其中所述相应加强件包括至少一个凸缘和腹板，并且所述装置被进一步设置成在所述中线的任一侧上相对于所述腹板的厚度限定偏移平面，并且所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成基于在所述偏移平面处的所述横截面与所述通用剖面的相关性来识别所述至少一个凸缘的位置。
条款6.根据条款1所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并由此，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款7.根据条款5所述的装置，其中所述装置被设置成提取所述几何体的集合并识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型中提取用于所述前缘翼肋的所述几何体的集合；以及
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款8.根据条款1所述的装置，其中所述装置被设置成执行所述分析包括，所述装置被设置成至少：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，所述多个剖切截面包括形成对应于且具有所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面的每个几何体的所述剖切截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元，并且由此相应识别所导入的所述多个剖切截面中的每一个的最外层节点；
限定起源于所述最外层节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取在负半轴上的靠近所述最外层节点的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的故障率。
条款9.根据条款8所述的装置，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且所述装置被设置成识别所述相应节点和单元的最近的外部节点包括，所述最近的外部节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
条款10.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法，所述前缘翼肋由多个加强件组成，所述方法包括：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性，包括：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的三维(3D)模型中提取用于所述前缘翼肋的几何体的集合，所述几何体的集合至少表示所述前缘翼肋的所述多个加强件；并且针对表示所述多个加强件中的相应加强件的所述几何体的集合中的每个几何体，
在垂直于所述几何体的中线的平面处提取所述几何体的剖切截面，所述剖切截面形成对应于且具有所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面；以及
基于所述横截面与通过多个不同横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性。
条款11.根据条款10所述的方法，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款12.根据条款11所述的方法，其中所述相应加强件包括凸缘和腹板，并且所述横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且所述一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的所述横截面的取向。
条款13.根据条款10所述的方法，其中识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且执行所述分析包括使用所述电子表格文件和所述IGES文件执行所述分析。
条款14.根据条款10所述的方法，其中所述相应加强件包括至少一个凸缘和腹板，并且所述方法还包括在所述中线的任一侧上相对于所述腹板的厚度限定偏移平面，并且识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，基于在所述偏移平面处的所述横截面与所述通用剖面的相关性来识别所述至少一个凸缘的位置。
条款15.根据条款10所述的方法，其中识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并从中，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款16.根据条款15所述的方法，其中提取所述几何体的集合并识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
从包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型中提取用于所述前缘翼肋的所述几何体的集合；以及
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款17.根据条款10所述的方法，其中执行所述分析包括：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，所述多个剖切截面包括形成对应于且具有所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面的每个几何体的所述剖切截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
限定起源于所述相应节点和单元的相应最近外部节点且具有共同取向的笛卡尔坐标系；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述最近外部节点的且在负半轴上的靠近所述最近外部节点的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的故障率。
条款18.根据条款17所述的方法，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且识别所述相应节点和单元的最近外部节点包括，所述最近外部节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
条款19.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的计算机可读存储介质，所述前缘翼肋由多个加强件组成，所述计算机可读存储介质是非暂时性的并且具有存储在其中的计算机可读程序代码部分，所述计算机可读程序代码部分响应于处理器的执行，装置被设置成至少：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的三维(3D)模型中提取用于所述前缘翼肋的几何体的集合，所述几何体的集合至少表示所述前缘翼肋的所述多个加强件；并且针对表示所述多个加强件中的相应加强件的所述几何体的集合中的每个几何体，
在垂直于所述几何体的中线的平面处提取所述几何体的剖切截面，所述剖切截面形成对应于并具有所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面；以及
基于所述横截面与通过多个不同横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性。
条款20.根据条款19所述的计算机可读存储介质，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款21.根据条款20所述的计算机可读存储介质，其中所述相应加强件包括凸缘和腹板，并且所述横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且所述一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的所述横截面的取向。
条款22.根据条款19所述的计算机可读存储介质，其中所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且所述装置被设置成执行分析包括被设置成使用所述电子表格文件和所述IGES文件执行所述分析。
条款23.根据条款19所述的计算机可读存储介质，其中所述相应加强件包括至少一个凸缘和腹板，并且所述装置被进一步设置成在所述中线的任一侧上相对于所述腹板的厚度限定偏移平面，并且所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成基于在所述偏移平面处的所述横截面与所述通用剖面的相关性来识别所述至少一个凸缘的位置。
条款24.根据条款19所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并从中，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款25.根据条款24所述的装置，其中所述装置被设置成提取所述几何体的集合并识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型中提取用于所述前缘翼肋的所述几何体的集合；以及
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款26.根据条款19所述的计算机可读存储介质，其中所述装置被设置成执行所述分析包括，所述装置被设置成至少：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，所述多个剖切截面包括形成对应于且具有所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面的每个几何体的所述剖切截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
限定起源于所述相应节点和单元的相应的最近外部节点且具有共同取向的笛卡尔坐标系；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述最近外部节点的和在负半轴上的靠近所述最近外部节点的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的故障率。
条款27.根据条款26的计算机可读存储介质，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且所述装置被设置成识别所述相应节点和单元的所述最近外部节点包括，所述最近外部节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
条款28.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的装置，所述前缘翼肋由多个加强件组成，所述装置包括处理器和存储可执行指令的存储器，所述可执行指令响应于所述处理器的执行，导致所述装置至少：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性，包括所述装置被设置成：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，每个剖切截面形成对应于且具有所述多个加强件中的相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的所述故障率。
条款29.根据条款28所述的装置，其中，所述装置被设置成识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的所述相应节点和单元包括，由此所述装置被设置成分别识别所导入的所述多个剖切截面中的每一个的最外层节点，并且所述存储器还存储可执行指令，所述可执行指令响应于所述处理器的执行，进一步导致所述装置至少：
限定起源于所述最外层节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系，以及
其中所述装置被设置成提取内部载荷分布包括，对于起源于所述最外层节点的每个所述笛卡尔坐标系的每个轴，所述装置被设置成提取在所述轴的负半部分上的靠近所述最外层节点的所述单元的所述内部载荷分布。
条款30.根据条款29所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述最外层节点包括，所述最外层节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的公共节点，所述公共节点表示它们之间的交点。
条款31.根据条款29所述的装置，其中所述装置被设置成提取所述轴的所述负半部分上的所述单元的所述内部负载分布包括，被设置成提取六(6)个载荷分量，并且所述装置被设置成预测所述故障率包括，被设置成基于所述六个载荷分量预测在所述外部载荷下的所述故障率。
条款32.根据条款28所述的装置，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款33.根据条款32所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括，被设置成：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且所述装置被设置成导入所述多个剖切截面包括，被设置成使用所述电子表格文件和所述IGES文件导入所述多个剖切截面。
条款34.根据条款28所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并从中，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款35.根据权利要求34所述的装置，其中所述装置被设置成将所述多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的所述有限元模型中包括，所述装置被设置成：
将所述多个剖切截面导入到从所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合导出的所述有限元模型中，因此所述一个或更多个几何或惯性属性基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型。
条款36.根据条款28所述的装置，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且所述有限元模型的所述单元包括分别表示所述多个加强件的凸缘和腹板的杆单元和壳体单元。
条款37.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法，所述前缘翼肋由多个加强件组成，所述方法包括：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性，其包括：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，每个剖切截面均形成对应于且具有所述多个加强件中的相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的所述故障率。
条款38.根据条款37所述的方法，其中识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元包括，由此分别识别所导入的所述多个剖切截面中的每一个的最外层节点，并且所述方法进一步包括：
限定起源于所述最外层节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系，以及
提取内部载荷分布包括，对于起源于所述最外层节点的每个所述笛卡尔坐标系的每个轴，提取在所述轴的负半部分上的靠近所述最外层节点的所述单元的所述内部载荷分布。
条款39.根据条款38所述的装置，其中识别所述最外层节点包括，所述最外层节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
条款40.根据条款38所述的方法，其中提取所述轴的所述负半部分上的所述单元的所述内部负载分布包括，被设置成提取六(6)个载荷分量，并且预测所述故障率包括，被设置成基于所述六个载荷分量预测在所述外部载荷下的所述故障率。
条款41.根据条款37所述的方法，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款42.根据条款41所述的方法，其中识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且导入所述多个剖切截面包括，被设置成使用所述电子表格文件和所述IGES文件导入所述多个剖切截面。
条款43.根据条款37所述的方法，其中识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并从中，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款44.根据条款43所述的方法，其中将所述多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的所述有限元模型中包括：
将所述多个剖切截面导入到从所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合导出的所述有限元模型中，因此所述一个或更多个几何或惯性属性基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型。
条款45.根据条款37所述的装置，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且所述有限元模型的所述单元包括分别表示所述多个加强件的凸缘和腹板的杆单元和壳体单元。
条款46.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的计算机可读存储介质，所述前缘肋由多个加强件组成，所述计算机可读存储介质是非暂时性的并且具有存储在其中的计算机可读程序代码部分，所述计算机可读程序代码部分响应于处理器的执行，导致装置至少：
识别所述多个加强件的一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性执行分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性，包括导致所述装置：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，每个剖切截面均形成对应于且具有所述多个加强件中的相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的所述故障率。
条款47.根据条款46所述的计算机可读存储介质，其中所述存储器存储进一步的可执行指令，所述进一步的可执行指令响应于所述处理器的执行，导致所述装置进一步至少限定起源于所述相应节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系，以及
其中所述装置被设置成提取内部载荷分布包括，对于起源于所述相应节点的每个所述笛卡尔坐标系的每个轴，所述装置被设置成提取在所述轴的负半部分上的靠近所述节点的所述单元的所述内部载荷分布。
条款48.根据条款47所述的计算机可读存储介质，其中所述装置被设置成识别所述最外层节点包括，所述最外层节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
条款49.根据条款47所述的计算机可读存储介质，其中所述装置被设置成提取所述轴的所述负半部分上的所述单元的所述内部负载分布包括，被设置成提取六(6)个载荷分量，并且所述装置被设置成预测所述故障率包括，被设置成基于所述六个载荷分量预测在所述外部载荷下的所述故障率
条款50.根据条款46所述的计算机可读存储介质，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
条款51.根据条款50所述的计算机可读存储介质，其中所述装置被设置成识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括，被设置成：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且所述装置被设置成导入所述多个剖切截面包括，被设置成使用所述电子表格文件和所述IGES文件导入所述多个剖切截面。
条款52.根据条款46所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的3D模型中产生包括一维(1D)曲线模型、二维(2D)曲面模型或其组合的模型；并从中，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
条款53.根据条款52所述的装置，其中所述装置被设置成将所述多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的所述有限元模型中包括，被设置成：
将所述多个剖切截面导入到从所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合导出的所述有限元模型中，因此所述一个或更多个几何或惯性属性基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型。
条款54.根据条款53所述的计算机可读存储介质，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且所述有限元模型的所述单元包括分别表示所述多个加强件的凸缘和腹板的杆单元和壳体单元。
受益于在前述描述和相关附图中所呈现的教导，本公开所属领域的技术人员将想到本文阐述的本公开的许多修改和其他实施例。因此，应当理解，本公开不受限于所公开的具体实施例，并且修改和其他实施例旨在被包括在所附权利要求的范围内。此外，尽管前述描述和相关附图以元件和/或功能的某些示例组合为例描述了示例实施例，但是应当理解，元件和/或功能的不同组合可以由可替代实施例提供，而不脱离随附权利要求的范围。就这一点而言，例如，与上文中那些被明确地描述的元件和/或功能的组合不同的元件和/或功能的组合也被预期为可以在一些所附权利要求中被阐述。虽然特定术语在本文中被采用，但它们仅在一般和描述性意义上被使用，而不是为了限制的目的。

Claims (15)

1.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋(400)的装置(1300)，所述前缘翼肋(400)由多个加强件(402)组成，所述装置(1300)包括处理器(1302)和存储可执行指令的存储器(1304)，所述可执行指令响应于所述处理器(1302)的执行，所述装置(1300)被设置成至少：
生成所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的三维模型，即3D模型；
识别所述多个加强件(402)的一个或更多个几何或惯性属性，其包括所述装置(1300)被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中提取用于所述前缘翼肋(400)的几何体(202)的集合，所述几何体的集合至少表示所述前缘翼肋(400)的所述多个加强件(402)；并且针对表示所述多个加强件(402)中的相应加强件的所述几何体的集合中的每个几何体，
在垂直于所述几何体的中线的平面处提取所述几何体(204)的剖切截面，所述剖切截面形成对应于且具有所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面；以及
基于所述横截面与通过多个不同横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性(206)；以及
使用所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性执行计算机辅助的工程结构分析以预测所述前缘翼肋(400)在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性，所述结构完整性包括所述前缘翼肋的安全系数；并且当所述安全系数为负时，基于所述安全系数迭代地调整所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性，并且重复所述计算机辅助的工程结构分析，直到所述安全系数为正；以及使用经调整的所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性来更新所述3D模型，以致所述多个加强件且因此所述前缘翼肋在所述3D模型中被调整大小。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量；以及
其中所述相应加强件(402)包括凸缘和腹板，并且所述横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且所述一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的所述横截面的取向。
3.根据权利要求2所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
将包括所述横截面的所述尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且所述装置被设置成执行所述计算机辅助的工程结构分析包括被设置成使用所述电子表格文件和所述IGES文件执行所述计算机辅助的工程结构分析。
4.根据权利要求1所述的装置，其中所述相应加强件(402)包括至少一个凸缘和腹板，并且所述装置进一步被设置成在所述中线的任一侧上相对于所述腹板的厚度限定偏移平面，并且所述装置被设置成识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成基于在所述偏移平面处的所述横截面与所述通用剖面的相关性来识别所述至少一个凸缘的位置。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的装置，其中所述装置被设置成识别所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维曲线模型即1D曲线模型、二维曲面模型即2D曲线模型或其组合的模型；
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性；
其中所述装置被设置成提取所述几何体的集合并识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括，所述装置被设置成：
从包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型中提取用于所述前缘翼肋(400)的所述几何体的集合；
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性；以及
其中所述装置被设置成执行所述计算机辅助的工程结构分析包括，被设置成至少：
将多个剖切截面(502)导入(302)到所述前缘翼肋(400)的有限元模型中，所述多个剖切截面包括形成对应于且具有所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面的每个几何体的所述剖切截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元(304)，并且由此分别识别所导入的所述多个剖切截面中的每一个的最外层节点；
限定起源于所述最外层节点并具有共同取向的笛卡尔坐标系；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取在负半轴上的靠近所述最外层节点的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的所述故障率。
6.根据权利要求5所述的装置，其中所述相应加强件(402)至少包括凸缘和腹板，并且所述装置被设置成识别所述相应节点和单元的最近的外部节点包括，所述最近的外部节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
7.一种用于分析飞行器机翼的固定前缘区段的前缘翼肋的方法，所述前缘翼肋由多个加强件(402)组成，所述方法包括：
生成所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的三维模型，即3D模型；
识别所述多个加强件(402)的一个或更多个几何或惯性属性，其包括：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中提取用于所述前缘翼肋的几何体的集合，所述几何体的集合至少表示所述前缘翼肋的所述多个加强件(402)；并且针对表示所述多个加强件(402)中的相应加强件的所述几何体的集合中的每个几何体，
在垂直于所述几何体的中线的平面处提取所述几何体的剖切截面，所述剖切截面形成对应于且具有所述相应加强件的一个或更多个几何或惯性属性的横截面；以及
基于所述横截面与通过多个不同横截面联合形成的通用剖面的相关性来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性；以及
使用所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性执行计算机辅助的工程结构分析以预测所述前缘翼肋在外部载荷下的故障率，并且根据所述故障率确定所述前缘翼肋在所述外部载荷下的结构完整性，所述结构完整性包括所述前缘翼肋的安全系数；并且当所述安全系数为负时，基于所述安全系数迭代地调整所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性，并且重复所述计算机辅助的工程结构分析，直到所述安全系数为正；以及使用经调整的所述多个加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性来更新所述3D模型，以致所述多个加强件且因此所述前缘翼肋在所述3D模型中被调整大小。
8.根据权利要求7所述的方法，其中所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性至少包括所述横截面的横截面类型、尺寸测量、形心或转动惯量。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述相应加强件包括凸缘和腹板，并且所述横截面类型包括加号、T、I、L、J、C或U形横截面，并且所述一个或更多个几何或惯性属性还包括至少包括左腹板或右腹板取向的所述横截面的取向。
10.根据权利要求7所述的方法，其中识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
将包括所述横截面的尺寸测量、形心或转动惯量的所述一个或更多个几何或惯性属性输出到电子表格文件中；以及
将所述横截面类型导出到初始图形交换规范(IGES)文件中，并且执行所述计算机辅助的工程结构分析包括使用所述电子表格文件和所述IGES文件执行所述计算机辅助的工程结构分析。
11.根据权利要求7所述的方法，其中所述相应加强件包括至少一个凸缘和腹板，并且所述方法还包括在所述中线的任一侧上相对于所述腹板的厚度限定偏移平面，并且识别所述横截面的所述一个或更多个几何或惯性属性包括，基于在所述偏移平面处的所述横截面与所述通用剖面的相关性来识别所述至少一个凸缘的位置。
12.根据权利要求7-11中任一项所述的方法，其中识别所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
从所述飞行器机翼的所述固定前缘区段的所述3D模型中产生包括一维曲线模型即1D曲线模型、二维曲面模型即2D曲线模型或其组合的模型；并由此，
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述多个加强件(402)的所述一个或更多个几何或惯性属性。
13.根据权利要求12所述的方法，其中提取所述几何体的集合并识别所述一个或更多个几何或惯性属性包括：
从包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型中提取用于所述前缘翼肋的所述几何体的集合；以及
至少部分地基于包括所述1D曲线模型、2D曲面模型或其组合的所述模型来识别所述横截面的且因此所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性。
14.根据权利要求7所述的方法，其中执行所述计算机辅助的工程结构分析包括：
将多个剖切截面导入到所述前缘翼肋的有限元模型中，所述多个剖切截面包括形成对应于且具有所述相应加强件的所述一个或更多个几何或惯性属性的所述横截面的每个几何体的所述剖切截面；
识别靠近所导入的所述多个剖切截面的所述有限元模型的相应节点和单元；
限定起源于所述相应节点和单元的相应的最近的外部节点且具有共同取向的笛卡尔坐标系；
将所述外部载荷施加于所述有限元模型，并据此提取靠近所述相应节点和单元的所述最近的外部节点的和在负半轴上的靠近所述最近的外部节点的所述有限元模型的单元的内部载荷分布；以及
基于所述单元的所述内部载荷分布预测所述前缘翼肋在所述外部载荷下的所述故障率。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述相应加强件至少包括凸缘和腹板，并且识别所述相应节点和单元的所述最近的外部节点包括，所述最近的外部节点是表示所述凸缘和腹板的所述有限元模型的单元的最外层公共节点，所述最外层公共节点表示它们之间的交点。
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