飞机的曲板单元的信息处理方法和装置与流程

本发明涉及飞机设计领域，具体而言，涉及一种飞机的曲板单元的信息处理方法和装置。

背景技术：

为了保证飞机的整体强度，飞机设计阶段需要对飞机结果进行整体强度分析。在传统的飞机强度设计中，应力计算和强度计算基本处于割裂的状态。应力计算时从飞机结构的CAD模型中测量得到，强度计算所需的数据也需要工程师重新从CAD模型中测量获得，并手动进行强度计算。为了提高处理效率，现有技术中提供了一种改进方案，将飞机结构的强度分析分为两个步骤：(1)对整个飞机建立有限元模型，并进行全机求解，获得各个飞机部位的应力载荷；(2)利用已有的有限元模型，将其转换为强度模型，然后对强度模型中各个单元进行强度校核。具体地，在基于不管是应力计算还是强度计算都是对同一模型进行处理的情况下，合科软件公司将应力计算所使用的数据进行了整合，从而在强度计算的时候能够尽量的使用已经建好的应力模型中的数据。通过将应力模型转化为强度模型，从而将应力模型中的很多数据，包括单元、结构尺寸、材料名称、材料性能、结构特性和载荷工况都继承到强度模型中，工程师只需要在该模型中主要针对特性来添加强度计算所需要的数据即可。

飞机结构中的主体结构主要是板杆结构，比如机身，其结构主要是由蒙皮、长桁和框结构组成，其中蒙皮和长桁需要承担飞机航向的载荷，其中蒙皮是带有一点曲度的板，也可以称之为曲板，曲板的稳定性通常比平板的稳定性要更强一些。在具体的强度校核中，出于飞机更轻的考虑，需要考虑曲板对于稳定性的增强作用。如图1所示，在其他参数不变的情况下，R/t(曲率半径/厚度)越大，则压缩临界应力系数Kc越小，即半径越小，曲板的压缩临界应力越大。

在上述处理方案中，工程师在强度计算中是通过手动计算的，并且在对于飞机结构进行强度校核的过程中，主要是挑选重点工况和重点结构进行强度校核，该处理方式是离散的，是从整个飞机模型中割裂出来的单个结构的计算。其中，在进行曲板的稳定性校核计算中，通常将飞机简化成一个完美的圆，将所有飞机机身结构蒙皮的曲率半径都取统一的值，然而，对于飞机来说，不同部位的曲率半径不尽相同，采用这种处理方式得到的曲板的曲率半径误差较大，从而无法准确的评估曲板的稳定性安全裕度。

针对上述无法准确确定曲板单元的曲率半径的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

技术实现要素：

本发明实施例提供了一种飞机的曲板单元的信息处理方法和装置，以至少解决无法准确确定曲板单元的曲率半径的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种飞机的曲板单元的信息处理方法，包括：从模型中获取待分析的当前曲板单元和所述当前曲板单元的临近板单元；利用所述临近板单元的标识信息，获取与所述临近板单元的节点信息；根据所述临近板单元的节点信息和所述当前曲板单元的节点信息，分别确定所述当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，所述第一曲率半径表示所述当前曲板单元的第一端的曲率半径，所述第二曲率半径表示所述当前曲板单元的第二端的曲率半径；基于所述第一曲率半径和所述第二曲率半径确定所述当前曲板单元的曲率半径。

进一步地，从模型中获取待分析的当前曲板单元和所述当前曲板单元的临近板单元包括：从所述模型中，获取与所述当前曲板单元相邻、且与所述当前曲板单元位于同一环面上的所述临近板单元。

进一步地，所述临近板单元为两个，各个所述临近板单元分别与所述当前曲板单元的共用一条边，不同所述临近板单元与所述当前曲板单元共用的边不同。

进一步地，根据所述临近板单元的节点信息和所述当前曲板单元的节点信息，分别确定所述当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径包括：分别获取与所述当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息，其中，所述当前曲板单元的各端为所述当前曲板单元未与所述临近板共用的边所在的一端，所述各端包括所述第一端和所述第二端；分别对各端的所述多个子节点信息进行曲率半径计算，得到所述第一曲率半径和所述第二曲率半径。

进一步地，在所述临近板为两个的情况下，根据所述临近板单元的节点信息和所述当前曲板单元的节点信息，分别确定所述当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径包括：基于一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第一端的多个第一子节点信息，对所述第一子节点信息进行曲率半径计算，得到第一子曲率半径；基于另一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第一端的多个第二子节点信息，对所述第二子节点信息进行曲率半径计算，得到第二子曲率半径；将所述第一子曲率半径和所述第二子曲率半径的平均值作为所述第一曲率半径；基于一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第二端的多个第三子节点信息，对所述第三子节点信息进行曲率半径计算，得到第三子曲率半径；基于另一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第二端的多个第四子节点信息，对所述第四子节点信息进行曲率半径计算，得到第四子曲率半径；将所述第三子曲率半径和所述第四子曲率半径的平均值作为所述第二曲率半径。

进一步地，基于所述第一曲率半径和所述第二曲率半径确定所述当前曲板单元的曲率半径包括：计算所述第一曲率半径和所述第二曲率半径的平均值，得到所述当前曲板单元的曲率半径。

根据本发明实施例的另一方面，还提供一种飞机的曲板单元的信息处理装置，该装置包括：第一获取单元，用于从模型中获取待分析的当前曲板单元和所述当前曲板单元的临近板单元；第二获取单元，用于利用所述临近板单元的标识信息，获取与所述临近板单元的节点信息；第一确定单元，用于根据所述临近板单元的节点信息和所述当前曲板单元的节点信息，分别确定所述当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，所述第一曲率半径表示所述当前曲板单元的第一端的曲率半径，所述第二曲率半径表示所述当前曲板单元的第二端的曲率半径；第二确定单元，用于基于所述第一曲率半径和所述第二曲率半径确定所述当前曲板单元的曲率半径。

进一步地，第一获取单元包括：第一获取模块，用于从所述模型中，获取与所述当前曲板单元相邻、且与所述当前曲板单元位于同一环面上的所述临近板单元。

进一步地，所述临近板单元为两个，各个所述临近板单元分别与所述当前曲板单元的共用一条边，不同所述临近板单元与所述当前曲板单元共用的边不同。

进一步地，第一确定单元包括：第一确定模块，用于分别获取与所述当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息，其中，所述当前曲板单元的各端为所述当前曲板单元未与所述临近板共用的边所在的一端，所述各端包括所述第一端和所述第二端；第二获取模块，用于分别对各端的所述多个子节点信息进行曲率半径计算，获取所述第一曲率半径和所述第二曲率半径。

进一步地，在所述临近板为两个的情况下，第一确定单元还包括：第三获取模块，用于基于一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第一端的多个第一子节点信息，对所述第一子节点信息进行曲率半径计算，获取第一子曲率半径；基于另一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第一端的多个第二子节点信息，对所述第二子节点信息进行曲率半径计算，得到第二子曲率半径；将所述第一子曲率半径和所述第二子曲率半径的平均值作为所述第一曲率半径；第四获取模块，用于基于一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第二端的多个第三子节点信息，对所述第三子节点信息进行曲率半径计算，得到第三子曲率半径；基于另一个临近板与所述当前曲板单元的节点信息，确定所述第二端的多个第四子节点信息，对所述第四子节点信息进行曲率半径计算，得到第四子曲率半径；将所述第三子曲率半径和所述第四子曲率半径的平均值作为所述第二曲率半径。

进一步地，第二确定单元包括：第五获取模块，用于计算所述第一曲率半径和所述第二曲率半径的平均值，获取所述当前曲板单元的曲率半径。

在本发明实施例中，可以在分析飞机机身的曲板单元曲率半径的时候，可以先从模型中获取待分析的当前曲板单元以及当前曲板单元的临近板单元，可以获取当前曲板单元的第一端的第一曲率半径和第二端的第二曲率半径，根据获取到获取当前曲板单元的第一端的第一曲率半径结合获取到的第二端的第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径，本发明实施例通过获取待分析的曲板与其临近板的曲率半径，得出待分析曲板的曲率半径，不是飞机机身的曲板的曲率半径都取统一的数值，这样可以准确的获取待分析的曲板的曲率半径，结果误差较小，解决了现有技术中无法准确确定曲板的曲率半径的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据现有技术的一种曲板的临界应力系数的示意图；

图2是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理方法的流程图一；

图3是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理方法的流程图二；

图4是根据本发明实施例的一种具体的飞机的曲板单元的正视图；

图5是根据本发明实施例的一种具体的飞机的曲板单元的侧视图；

图6是根据本发明实施例的一种具体的飞机的曲板单元的信息处理方法中曲率半径的示意图一；

图7是根据本发明实施例的一种具体的飞机的曲板单元的信息处理方法中曲率半径的示意图二；以及

图8是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理装置的结构图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，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的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

根据本发明实施例，提供了一种飞机的曲板单元的信息处理方法的实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图2是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理方法的流程图一，如图2所示，该方法包括如下步骤：

步骤S202，从模型中获取待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元；

步骤S204，利用临近板单元的标识信息，获取与临近板单元的节点信息；

步骤S206，根据临近板单元的节点信息和当前曲板单元的节点信息，分别确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，第一曲率半径表示当前曲板单元的第一端的曲率半径，第二曲率半径表示当前曲板单元的第二端的曲率半径；

步骤S208，基于第一曲率半径和第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径。

通过上述步骤，可以在分析飞机机身的曲板单元曲率半径的时候，先从模型中获取待分析的当前曲板单元以及当前曲板单元的临近板单元，可以获取当前曲板单元的第一端(如曲板上端)的第一曲率半径和第二端(如曲板下端)的第二曲率半径，根据获取到的当前曲板单元的第一端的第一曲率半径结合获取到的第二端的第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径。本发明实施例通过获取待分析的曲板与其临近板的曲率半径，得出待分析曲板的曲率半径，不是飞机机身的曲板的曲率半径都取统一的数值，这样可以准确的获取待分析的曲板的曲率半径，结果误差较小，解决了现有技术中无法准确确定曲板的曲率半径的技术问题。

对于上述实施例，在获取飞机机身强度的曲板的曲率半径时，可以建立飞机的整个机身的强度校核模型，在分析飞机机身上某一个部分的曲板的曲率半径时，可以先从模型中获取待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元，其中，在建立飞机机身模型时，可以通过不同的软件设计出来(例如，合科软件)，该模型可以是可视化的全局模型，这样可以对模型中所有的单元的进行计算，在建立模型后，可以分析飞机机身上的某一部分和相邻部分的曲板的曲率半径。

对于上述实施例中，获取待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元时，可以是分析人员指定的待分析的曲板单元，在获取到当前曲板单元后，可以同时获取到其临近的曲板单元，该临近板单元可以是一个或多个，优选的实施方式，获取当前曲板单元周围的两个临近板单元。

可选的实施方式，在从模型中获取待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元可以包括从模型中获取与当前曲板单元相邻、且与当前曲板单元位于同一环面上的临近板单元。

对于上述实施例，其中的曲率半径计算原则可以为在充分认识到机身为圆筒形结构的情况下，对有限元化的单元进行原始回溯，有限元的主要思想可以类比于连接多段微小直线逼近圆的思想，在曲率半径计算的过程中，通过曲板单元本身以及其临近的单元来获得这些单元的主要点，并通过三点确定一个圆的思路来获得曲率半径，并通过多个曲率半径进行平均，从而可以达到测得的数值与原始结构的尺寸相吻合。

可选的，在获取到待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元后，执行步骤S204，利用临近板单元的标识信息，获取与临近板单元的节点信息，在本发明实施例中，临近板单元的标识信息可以是序号、文字、字母等信息，例如，临近板单元1和临近板单元2，在临近板单元的标识信息确定后，可以获取当前曲板单元与临近板单元的节点信息，其中，当前曲板单元与临近板单元可以通过两端进行分析，在获取当前曲板单元与临近板单元的节点信息时，该节点信息可以是当前曲板单元和临近板单元相连接的节点的信息，也可以是临近板单元的外围节点的信息，该节点可以有多个，节点信息的表示方式可以是序号、文字、字母等信息(例如，节点1、2、3、4、5、6)。

对于上述实施例，在获取到当前曲板单元与临近板单元的节点信息后，可以执行步骤S206，根据临近板单元的节点信息和当前曲板单元的节点信息，分别确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，第一曲率半径表示当前曲板单元的第一端的曲率半径，第二曲率半径表示当前曲板单元的第二端的曲率半径。对于本发明实施例中的第一曲率半径可以是通过分析当前曲板单元与临近板单元的第一端的曲率得到的，在分析第一曲率半径时，可以分析当前曲板单元与临近板单元的第一端的各个节点之间的曲率半径；在获取到当前曲板单元与临近板单元的第一端的各个节点之间的曲率半径后，可以获取当前曲板单元与临近板单元的第一端的各个节点之间的曲率半径的平均值，从而获取到第一曲率半径，第二曲率半径获取方式也可以与第一曲率半径的方式相同。

对于上述实施例，在确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径后，可以执行步骤S208，基于第一曲率半径和第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径。在本发明实施例中，在确定当前曲板单元的曲率半径时，可以获取当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径的平均值，从而得出当前曲板单元的曲率半径。

可选的实施方式，对于上述的临近板单元可以为两个，各个临近板单元分别与当前曲板单元共用一条边，不同临近板单元与当前曲板单元共用的边不同，对于本发明实施例，机身的曲板可以是一个接近为圆的形状，在获取其中的当前曲板单元和临近板单元时，可以是获取当前曲板单元和临近板单元的两端各有一条共用的边，这样对于不同的临近板单元与当前曲板单元的共用的边可以不同。

对于上述实施例，可以根据临近板单元的节点信息和当前曲板单元的节点信息，分别确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，在确定第一曲率半径和第二曲率半径时，可以分别获取与当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息，其中，当前曲板单元的各端为当前曲板单元与临近板共用的边所在的一端，在当前曲板单元与临近板单元共用的边可以有两端，分为第一端和第二端，对于本发明实施例，在获取与当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息时，可以对当前曲板单元的周围设多个节点，该节点的表示可以不同，例如，序号，对当前曲板单元与临近板单元的结合部位的节点的表示信息可以相同，也可以不同，对于临近板单元的各个节点，其表示信息的内容可以与当前曲板单元的表示信息的内容可以相同，也可以不同，例如，对当前曲板单元的节点可以用序号表示，对临近板单元的节点可以用字母表示。对于上述的当前曲板单元与临近板单元的共用的一端的表示信息可以与当前曲板单元与临近板单元的节点信息表示相同，也可以不同。

对于上述实施例，可以在获取与当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息后，可以分别对当前曲板单元与临近板单元的两端的多个子节点信息进行曲率半径计算，得到第一曲率半径和第二曲率半径，在本发明实施例中，可以对当前曲板单元与临近板单元的第一端的相邻的多个节点进行曲率半径计算，可以获取相邻的多个节点的曲率半径的平均值，对于该第一曲率半径的计算可以是对于第一端的连续几个节点进行曲率半径计算。

一种可选的实施方式，在临近板为两个的情况下，可以根据临近板单元的节点信息和当前曲板单元的节点信息，分别确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径包括：基于一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第一端的多个第一子节点信息，对第一子节点信息进行曲率半径计算，得到第一子曲率半径。之后，可以基于另一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第一端的多个第二子节点信息，对第二子节点信息进行曲率半径计算，得到第二子曲率半径；在确定第一子曲率半径和第二子曲率半径的时候，以节点之间的最短距离为准，例如，在当前曲板单元和两个临近板单元的第一端共有4个节点，序号为节点1、节点2、节点3、节点4，可以取其中的相邻的3个节点，例如，可以取节点1、2、3，计算这3个节点曲率半径，得出第一子曲率半径；再计算另外相邻的3个节点，例如，可以取节点2、3、4，计算这3个节点的曲率半径，得到第二子曲率半径，将第一子曲率半径和第二子曲率半径的平均值作为第一曲率半径。

另一种可选的实施方式，可以基于一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第二端的多个第三子节点信息，对第三子节点信息进行曲率半径计算，得到第三子曲率半径；基于另一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第二端的多个第四子节点信息，对第四子节点信息进行曲率半径计算，得到第四子曲率半径；将第三子曲率半径和第四子曲率半径的平均值作为第二曲率半径。对于本发明实施例，其计算方法可以同上述实施例一样，例如，在当前曲板单元和两个临近板单元的第一端共有4个节点，序号为节点5、节点6、节点7、节点8，可以取其中的相邻的3个节点，即可以取节点5、6、7，计算这3个节点曲率半径，得出第三子曲率半径，再计算另外相邻的3个节点，即可以取节点6、7、8，计算这3个节点的曲率半径，得到第四子曲率半径，将第三子曲率半径和第四子曲率半径的平均值作为第二曲率半径。

对于上述实施例，在有两个临近板单元的情况下，通过计算当前曲板单元与临近板单元的两端的子曲率半径，得出第一曲率半径和第二曲率半径，这样可以较为准确的计算出当前曲板单元的曲率半径。

可选的，可以基于第一曲率半径和第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径,通过计算第一曲率半径和第二曲率半径的平均值，得到当前曲板单元的曲率半径。

下面以一种具体地实施方案对本发明进行说明。

可选的，本发明实施例通过应用软件建立强度模型从而可以计算飞机强度，使得基于可视化的全局模型所有单元的计算成为可能，通过建立全机的强度模型，可以准确的描述单个蒙皮结构在整个飞机机身结构的位置以及与相邻单元的关系，由通过三点确定一个圆的理论，可以通过单个单元和其相邻单元的关系来确定该单元的曲率半径，并且由于整个模型的存在，所有蒙皮单元都可以快速的获得其曲率半径，并参与强度计算。

在一个可选的实施例中，可以对每个曲板的四个端(如上端、下端、左端和右端)的曲率半径进行计算，其中，曲板的上端和下端可以是对应的、左端与右端也可以是对应的，在计算曲板的曲率半径的时候，可以分别计算曲板的上端的曲率半径与下端的曲率半径，从而根据上端与下端的曲率半径，计算其平均值得到该曲板的一个曲率半径；也可以是计算曲板的左端的曲率半径与右端的曲率半径，并根据左端的曲率半径与右端的曲率半径计算其平均值，得到该曲板的另一个曲率半径。

可选的，对于飞机而言，由于飞机除了机头和机尾以外，大部分结构为圆筒状结构，对于其中的一块曲板，通常在一个方向(如二维坐标系中的x方向)上有曲率，另外一个方向(如二维坐标系中的y方向)是直线的，如，曲率半径为无穷大，因此在计算飞机曲板的曲率半径时，可以将x方向上的曲率半径作为该曲板的曲率半径。

为了提高处理速度和减少计算复杂度，本申请还提供了一种实施例，该实施例通过计算上端和下端的平均曲率半径来确定飞机曲板的曲率半径，图3是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理方法的流程图二，如图3所示，该方法具体操作步骤如下：

步骤S301，获得待分析的当前曲板单元和临近两个曲板单元B和C。

在机身结构中获取板单元A的曲率半径，如图4所示，首先获得临近两个板单元，并标识两个板单元的信息，其中，临近板单元可以为板单元B和曲板单元C。

步骤S303，获取板单元的标识信息并获取板单元周围的四个节点。

通过板单元的标识信息获得板单元周围的四个节点，分别是曲板单元B的节点7、8、1、2，板单元A的节点1、4、3、2，板单元C的节点4、5、6、3。

步骤S305，确定板单元的第一端的节点。如图5所示，确定板单元的第一端的节点，通过图4找到板单元下端的节点为7、2、3、6，如图6所示，对7、2、3进行曲率半径求解，获得其曲率半径R110。

步骤S307，确定板单元的第二端的节点。

通过图4找到板单元下端的节点为7、2、3、6，如图7所示，对2、3、6进行曲率半径求解，获得其曲率半径R100。

步骤S309，将两个曲率半径进行平均得到下端的曲率半径。

将曲率半径R110和R100进行平均得到下端的曲率半径。

步骤S311，对上端的曲率半径做同样的操作，获得上端的平均曲率半径。

步骤S313，对上端和下端的曲率半径进行平均，得到板A的曲率半径。

通过上述实施例，可以在获取飞机强度机身上的曲板单元曲率半径的时候，先从模型中获取待分析的当前曲板单元A以及当前曲板单元的临近板单元B和C，可以获取当前曲板单元A的下端的第一曲率半径和上端的第二曲率半径，根据获取到获取当前曲板单元的第一端的第一曲率半径结合获取到的第二端的第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径，本发明实施例通过获取待分析的曲板与其临近板的曲率半径，得出待分析曲板的曲率半径，不是飞机机身的曲板的曲率半径都取统一的数值，这样可以准确的获取待分析的曲板的曲率半径，结果误差较小，解决了现有技术中无法准确确定曲板的曲率半径的技术问题。

对于上述实施例，该技术方案可以解决飞机强度分析模块机身上板单元曲率半径难以获得的问题，计算的结果更加准确，保证了飞机各个部件不同部位的单元都能得到准确的曲率半径，获得准确的稳定性分析结果。

本发明的目的是要提供一种高效简便的获得飞机机身结构板单元曲率半径的计算方案，从而减少人工识别计算的繁琐操作，从而提高工作效率，降低错误概率。

图8是根据本发明实施例的一种可选的飞机的曲板单元的信息处理装置的结构图，如图8所示，该装置包括：第一获取单元81，用于从模型中获取待分析的当前曲板单元和当前曲板单元的临近板单元；第二获取单元82，用于利用临近板单元的标识信息，获取与临近板单元的节点信息；第一确定单元83，用于根据临近板单元的节点信息和当前曲板单元的节点信息，分别确定当前曲板单元的第一曲率半径和第二曲率半径，其中，第一曲率半径表示当前曲板单元的第一端的曲率半径，第二曲率半径表示当前曲板单元的第二端的曲率半径；第二确定单元84，用于基于第一曲率半径和第二曲率半径确定当前曲板单元的曲率半径。

通过上述实施例，可以在分析飞机机身的曲板单元曲率半径的时候，利用第一获取单元81先从模型中获取待分析的当前曲板单元以及当前曲板单元的临近板单元，可以利用第一确定单元83确定当前曲板单元的第一端的第一曲率半径和第二端的第二曲率半径，根据获取到的当前曲板单元的第一端的第一曲率半径结合获取到的第二端的第二曲率半径利用第二确定单元84确定当前曲板单元的曲率半径，本发明实施例通过获取待分析的曲板与其临近板的曲率半径，得出待分析曲板的曲率半径，不是飞机机身的曲板的曲率半径都取统一的数值，这样可以准确的获取待分析的曲板的曲率半径，结果误差较小，解决了现有技术中无法准确确定曲板的曲率半径的技术问题。

对于上述实施例，其第一获取单元可以包括：第一获取模块，用于从模型中，获取与当前曲板单元相邻、且与当前曲板单元位于同一环面上的临近板单元。

可选的，对于上述实施例中的临近板单元可以为两个，各个临近板单元分别与当前曲板单元的共用一条边，不同临近板单元与当前曲板单元共用的边不同。

对于上述实施例，第一确定单元中还可以包括：第一确定模块，用于分别获取与当前曲板单元的各端相对应的多个子节点信息，其中，当前曲板单元的各端为当前曲板单元与临近板共用的边所在的一端，各端包括第一端和第二端；第二获取模块，用于分别对各端的多个子节点信息进行曲率半径计算，获取第一曲率半径和第二曲率半径。

可选的，对于上述实施例中的临近板为两个的情况下，第一确定单元还可以包括：第三获取模块，用于基于一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第一端的多个第一子节点信息，对第一子节点信息进行曲率半径计算，获取第一子曲率半径；基于另一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第一端的多个第二子节点信息，对第二子节点信息进行曲率半径计算，得到第二子曲率半径；将第一子曲率半径和第二子曲率半径的平均值作为第一曲率半径；第四获取模块，用于基于一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第二端的多个第三子节点信息，对第三子节点信息进行曲率半径计算，得到第三子曲率半径；基于另一个临近板与当前曲板单元的节点信息，确定第二端的多个第四子节点信息，对第四子节点信息进行曲率半径计算，得到第四子曲率半径；将第三子曲率半径和第四子曲率半径的平均值作为第二曲率半径。

另一种可选的实施方式，其第二确定单元可以包括：第五获取模块，用于计算第一曲率半径和第二曲率半径的平均值，获取当前曲板单元的曲率半径。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元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全部或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(可为个人计算机、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、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。