一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法与装置与流程
本发明涉及飞机机翼有限元点载荷的计算技术领域，特别是涉及一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法与装置。
背景技术：
飞机翼尖结构需要承受的载荷包括气动载荷、惯性载荷和集中力载荷。在对飞机翼尖小翼翼面进行有限元计算时需要将气动载荷、惯性载荷和集中力载荷向有限元点上映射，映射结果需满足总载与总力矩相等、压心位置不变。由于映射方法是一种数值方法，存在分配精度问题，需要对分配后的载荷进行配平及分载，不同的求解方法会有不同结果，因此飞机翼尖小翼翼面结构有限元点上载荷分配的真实性是全机有限元求解结果准确性的前提。
目前，较为常用的有限元点上载荷的分配方案为三点排方案，三点排方案就是将一个气动点上的载荷分配到邻近的3个有限元点上，这3个有限元点需满足如下3个要求：要求一、3个有限元点必须不共线；要求二、3个有限元点必须离气动点a最近；要求三、气动点a必须位于3个有限元点组成的三角形的区域内。
以三个有限元点为1、2、3，气动点为a为例，参照图1对三点排方案进行说明。该方案需要汇总所有的点，并且各点均都需要按公式
三点排方案需要满足的条件过分苛刻，对于一些气动点，找到最近的3个有限元点，却没有落入其组成的三角形区域内，分配无法处理，不能保证分配的合理性。可见，现有的飞机翼尖小翼面上有限元点载荷的分配方案无法保证分配的合理性，也即载荷分配的准确性差。
技术实现要素：
鉴于上述现有的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方案无法保证分配的合理性的问题，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确定飞机翼尖小翼翼面载荷分布的方法与装置。
依据本发明的一个方面，提供了一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法，包括：确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点；确定各气动点的坐标以及载荷；确定各有限元点的坐标；针对每个气动点，依据所述气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所述翼面包含的各有限元点上。
可选地，所述针对每个气动点，依据所述气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所述翼面包含的各有限元点上的步骤，包括：基于气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，确定气动点载荷分布使全部有限元点产生的总变形能公式；依据翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力及力矩的静力平衡条件构建约束方程组；采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数；分别对所述拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令所述偏导数的值为0，转化后的多个方程式；将所述多个方程式联立得到矩阵方程组；针对每个有限元点，基于所述有限元点的坐标、有限元点与所对应气动点之间的距离、所述矩阵方程组、所述转化后的多个方程式确定所述气动点分配到所述有限元点上的载荷。
可选地，所述基于气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，确定气动点载荷分布使全部有限元点产生的总变形能公式的步骤，包括：针对所述翼面中的各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷时所述梁产生的总变形能
可选地，所述采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数如下：
f(fxj,fyj,fzj,c1,c2,c3,c4,c5,c6)＝f0+c1·f1+c2·f2+c3·f3+c4·f4+c5·f5+c6·f6其中，所述fxj为有限元点j点在x方向的载荷，fyj为有限元点j点在y方向的载荷，fzj为有限元点j点在z方向的载荷；c1、c2、c3、c4、c5以及c6均为常数；所述f0、f1、f2、f3、f4、f5、f6为约束方程组中的各方程式。
可选地，所述分别对所述拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令所述偏导数的值为0，转化后的多个方程式的步骤，包括：
分别对所述拉格朗日函数中的fxj、fyj、fzj、c1、c2、c3、c4、c5以及c6求偏导数，并令各偏导数的值为0，转化后得到九个方程式。
依据本发明的另一个方面，提供了一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的装置，包括：第一确定模块，用于确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点；气动点参数确定模块，用于确定各气动点的坐标以及载荷；有限元点参数确定模块，用于确定各有限元点的坐标；分配模块，针对每个气动点，依据所述气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所述翼面包含的各有限元点上。
可选地，所述分配模块包括：总变形能公式确定子模块，用于基于气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，确定气动点载荷分布使全部有限元点产生的总变形能公式；约束方程组建立子模块，用于依据翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力及力矩的静力平衡条件构建约束方程组；函数建立子模块，用于采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数；转化子模块，用于分别对所述拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令所述偏导数的值为0，转化后的多个方程式；矩阵方程组建立子模块，用于将所述多个方程式联立得到矩阵方程组；载荷分布子模块，用于针对每个有限元点，基于所述有限元点的坐标、有限元点与所对应气动点之间的距离、所述矩阵方程组、所述转化后的多个方程式确定所述气动点分配到所述有限元点上的载荷。
可选地，所述总变形能公式确定子模块具体用于：针对所述翼面中的各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷时所述梁产生的总变形能
可选地，所述函数建立子模块采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数如下：
f(fxj,fyj,fzj,c1,c2,c3,c4,c5,c6)＝f0+c1·f1+c2·f2+c3·f3+c4·f4+c5·f5+c6·f6其中，所述fxj为有限元点j点在x方向的载荷，fyj为有限元点j点在y方向的载荷，fzj为有限元点j点在z方向的载荷；c1、c2、c3、c4、c5以及c6均为常数；所述f0、f1、f2、f3、f4、f5、f6为约束方程组中的各方程式。
可选地，所述转化子模块具体用于：
分别对所述拉格朗日函数中的fxj、fyj、fzj、c1、c2、c3、c4、c5以及c6求偏导数，并令各偏导数的值为0，转化后得到九个方程式。
本发明实施例提供的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方案，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的分布方案，由于是由计算设备自动对飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷时，依据静力平衡条件和最小能量算法将气动点的载荷分配到所处的有限元单元上的各有限元点上，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
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是气动点与有限元点组成的三角形区域；
图2是根据本发明实施例一的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图；
图3是翼尖小翼单翼面上气动点的分布示意图；
图4是翼尖小翼单翼面上有限元点的分布示意图；
图5是多点排分配方法的示意图；
图6是根据本发明实施例二的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图；
图7是根据本发明实施例三的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的装置的结构框图；
图8是根据本发明实施例四的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的装置的结构框图。
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2，示出了本发明实施例一的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图。
本发明实施例的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法包括以下步骤：
步骤101：确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点。
在实际应用过程中，需要计算飞机的左机翼翼尖小翼的上、下面的载荷，以及右机翼翼尖小翼的上、下面的载荷。本发明实施例中，以计算飞机单侧小翼上的单面为例进行说明。在具体实现过程中，重复采用本发明实施例中提供的方法，即可确定双侧翼尖小翼的各翼面中有限元点载荷分布情况。
在确定某一翼面载荷分布时，首先确定该翼面对应的有限元点以及气动点，各有限元点的坐标、各气动点的坐标、气动载荷，其中，气动点为气动实验点，气动点上的气动载荷将分配到有限元点上。翼尖小翼单翼面上气动点的分布示意图如图3所示，翼尖小翼单翼面上有限元点的分布示意图如图4所示，图4中左下角的坐标系为三维直角坐标系，该三维之间坐标系标定了x、y、z方向的具体指向，翼面中气动点的坐标、载荷以及有限元点的坐标均基于该直角坐标系确定。
步骤102：确定各气动点的坐标以及载荷。
气动点的坐标以及载荷预存在计算系统中。气动点的坐标分为x、y以及z三个分量，气动点的载荷也被分为x、y、z方向上的三个分量。
步骤103：确定各有限元点的坐标。
同气动点的坐标相似，各有限元点的坐标也预存在计算系统中。
步骤104：针对每个气动点，依据该气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所处的有限元单元上的各有限元点上。
本发明实施例中气动点载荷分配时采用多点排的分配方法。其中，多点排分配方法的示意图如图5所示，其中a点即气动点。多点排的载荷分配方案的基本思路是假设有限元点和气动点之间有一根无形的梁，它是以气动点一端为固支的悬臂梁，其自由端上的有限元点分配到的载荷fj时变形能为
静力平衡条件即翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力及力矩的静力平衡条件。基于静力平衡条件能够构建六个方程式组成方程组。
基于总变形能公式、基于静力平衡条件能够构建六个方程式组成方程组构建约束方程组。采用拉格朗日乘子法、基于所创建的约束方程组建立拉格朗日函数；分别对拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令偏导数的值为0，转化后的多个方程式；将多个方程式联立得到矩阵方程组；针对每个有限元点，基于有限元点的坐标、有限元点与所对应气动点之间的距离、矩阵方程组、转化后的多个方程式确定气动点分配到有限元点上的载荷。
重复执行步骤104即可将各气动点的载荷分配到有限元点上。针对每个有限元点，将各气动点分配到该有限元点上的载荷求和，即可得到该有限元点被分配的载荷。计算机程序即可自动将确定的载荷与有限元点进行对应存储，并生成特定格式的文本。
对于特定格式的设定可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本发明实施例中对此不作具体限定，例如设置成force卡的格式、excel表的格式等。
本发明实施例最终确定的各有限元点的载荷即可反映出飞机翼尖小翼翼面的载荷分布情况。
本发明实施例提供的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的载荷分布方法，由于是由计算设备自动对飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷时，依据静力平衡条件和最小能量算法将气动点的载荷分配到所处的有限元单元上的各有限元点上，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例二
参照图6，示出了本发明实施例二的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图。
本发明实施例的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法包括以下步骤：
步骤201：确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点。
本发明实施例中的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法通过计算机中预设的计算机程序执行。在实际应用过程中，需要计算飞机的左机翼翼尖小翼的上、下面的载荷，以及右机翼翼尖小翼的上、下面的载荷。本发明实施例中，以计算飞机单侧机翼翼尖小翼上的单面为例进行说明。在具体实现过程中，重复采用本发明实施例中提供的方法，即可确定左右机翼中翼尖小翼四个翼面中有限元点载荷分布情况。
步骤202：确定各气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标。
本发明实施例中，气动点的载荷以及坐标为已知量，在确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布时，直接获取气动点的载荷以及坐标即可。假设气动点a的坐标可以表示为(xa,ya,za)，气动点a沿x，y，z方向的载荷分别为px,py,pz。
在具体实现过程中，若气动点的载荷为未知量，则可将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷。
步骤203：基于气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，确定气动点载荷分布使全部有限元点产生的总变形能公式。
一个气动点需要将载荷分配到所计算翼面中的各有限元点上，每个有限元点因承受载荷fx、fy以及fz会产生总变形能，其中，fx为x方向的载荷，fy为y方向的载荷，fz为z方向的载荷。
在确定总变形能公式时，需要借助多点排的载荷分配方法，其中，多点排分配方法的示意图如图5所示，a点即气动点。具体地，通过多点排的载荷分配方法计算有限元点的总变形能时，针对一个气动点，一个有限元点，将该气动点与有限元点作为一梁，以该气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷时悬臂梁产生的总变形能
则该翼面上全部有限元点被一个气动点分配载荷后产生总的变形能为：
步骤204：依据翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力及力矩的静力平衡条件构建约束方程组。
翼面中全部有限元点载荷的分布必须满足静力平衡条件，其中，静力平衡条件即翼面中各有限元节点的合力等于总输入力，翼面中各有限元节点的合力矩等于总输入力矩。因此，基于静力平衡条件可以构建如下方程组：
其中，n为有限元点数；j表示第j个有限元点，xa为气动点x坐标，ya为气动点y坐标，za为气动点z坐标；xj为第j个有限元点的x坐标，yj为第j个有限元点的y坐标，zj为第j个有限元点的z坐标；px为气动点x方向的载荷，py为气动点y方向的载荷，pz为气动点z方向的载荷。
本发明实施例中，以fxj、fyj、fzj为变量，基于最小能量算法、以及基于静力平衡条件所构建的方程组创建约束方程组，约束方程组具体包括如下方程式：
基于最小能量算法创建目标函数：
基于静力平衡条件所创建的约束方程式如下：
其中，f0至f6为对所创建方程式的命名，在具体实现过程中，还可以采用其他名称替代。
步骤205：采用拉格朗日乘子法、基于约束方程组建立拉格朗日函数。
采用拉格朗日乘子法、基于约束方程组建立拉格朗日函数如下：
f(fxj,fyj,fzj,c1,c2,c3,c4,c5,c6)＝f0+c1·f1+c2·f2+c3·f3+c4·f4+c5·f5+c6·f6
其中，所述fxj为有限元点j点在x方向的载荷，fyj为有限元点j点在y方向的载荷，fzj为有限元点j点在z方向的载荷；c1、c2、c3、c4、c5以及c6均为常数；f0、f1、f2、f3、f4、f5、f6为约束方程组中的各方程式。
步骤206：分别对拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令偏导数的值为0，转化后的多个方程式。
具体地，分别对拉格朗日函数中的fxj、fyj、fzj、c1、c2、c3、c4、c5以及c6求偏导数，并令各偏导数的值为0，转化后得到九个方程式。
转化后得到九个方程式分别如下：
步骤207：将多个方程式联立得到矩阵方程组。
将(2-0)中的九个方程式联立，得到矩阵方程组。
矩阵方程组可以表示为a*b＝c。
其中，a为第一矩阵：
b为第二矩阵：
c为第三矩阵：
步骤208：针对每个有限元点，基于有限元点的坐标、有限元点与所对应气动点之前的距离、矩阵方程组、转化后的多个方程式确定气动点分配到有限元点上的载荷。
针对一个气动点a，一个有限元点j，气动点的坐标(xa,ya,za)、气动点a在x，y，z方向的载荷px,py,pz均为已知量，有限元点j的坐标(xj,yj,zj)均为已知量，气动点a与有限元点j之间的距离ljx、ljy、以及ljz通过气动点a与有限元点j的坐标也可以计算得出，因此，矩阵方程组中除c1、c2、c3、c4、c5以及c6外，其他参数均是已知量，故通过矩阵方程组即解出c1、c2、c3、c4、c5以及c6的值。
将c1、c2、c3、c4、c5以及c6带入(2-0)中的前三个方程式中，带入后三个方程式中除fxj、fyj、fzj外，其他参数均为已知量，故能够解出fxj、fyj、fzj的值，这三个值即为气动点a分配到有限元点j上的载荷。
重复执行步骤202至步骤210即可确定得出气动点a分配到翼面中各有限元点上的载荷。最终得出各气动点分配到翼面中各有限元点上的载荷，针对每个有限元点，将各气动点分配到该有限元点上的载荷求和，即可得到该有限元点对应的载荷。
步骤209：将确定的载荷与有限元点进行对应存储，并生成特定格式的文本。
对于特定格式的设定可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本发明实施例中对此不作具体限定，例如设置成force卡的格式、excel表的格式等。
本发明实施例提供的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的载荷分布方法，由于是由计算设备自动对飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷时，依据静力平衡条件和最小能量算法将气动点的载荷分配到所处的有限元单元上的各有限元点上，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例三
参照图7，示出了本发明实施例三的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布装置的结构框图。
本发明实施例的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布装置包括：第一确定模块701，用于确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点；气动点参数确定模块702，用于确定各气动点的坐标以及载荷；有限元点参数确定模块703，用于确定各有限元点的坐标；分配模块704，针对每个气动点，依据所述气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所述翼面包含的各有限元点上。
本发明实施例提供的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布装置，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的载荷分布装置，由于是由计算设备自动对飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷时，依据静力平衡条件和最小能量算法将气动点的载荷分配到所处的有限元单元上的各有限元点上，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例四
参照图8，示出了本发明实施例四的一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布装置的结构框图。
本发明实施例的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布装置包括：第一确定模块801，用于确定待计算翼面包含的各气动点以及有限元点；气动点参数确定模块802，用于确定各气动点的坐标以及载荷；有限元点参数确定模块803，用于确定各有限元点的坐标；分配模块804，针对每个气动点，依据所述气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，基于静力平衡条件和最小能量算法，将所述气动点的载荷分配到所述翼面包含的各有限元点上。
优选地，所述分配模块804包括：总变形能公式确定子模块8041，用于基于气动点的坐标、载荷以及各有限元点的坐标，确定气动点载荷分布使全部有限元点产生的总变形能公式；约束方程组建立子模块8042，用于依据翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力及力矩的静力平衡条件构建约束方程组；函数建立子模块8043，用于采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数；转化子模块8044，用于分别对所述拉格朗日函数中的每个自变量求偏导数，并令所述偏导数的值为0，转化后的多个方程式；矩阵方程组建立子模块8045，用于将所述多个方程式联立得到矩阵方程组；载荷分布子模块8046，用于针对每个有限元点，基于所述有限元点的坐标、有限元点与所对应气动点之间的距离、所述矩阵方程组、所述转化后的多个方程式确定所述气动点分配到所述有限元点上的载荷。
优选地，所述总变形能公式确定子模块8041具体用于：针对所述翼面中的各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷时所述梁产生的总变形能
优选地，所述函数建立子模块8043采用拉格朗日乘子法、基于所述约束方程组建立拉格朗日函数如下：
f(fxj,fyj,fzj,c1,c2,c3,c4,c5,c6)＝f0+c1·f1+c2·f2+c3·f3+c4·f4+c5·f5+c6·f6其中，所述fxj为有限元点j点在x方向的载荷，fyj为有限元点j点在y方向的载荷，fzj为有限元点j点在z方向的载荷；c1、c2、c3、c4、c5以及c6均为常数；所述f0、f1、f2、f3、f4、f5、f6为约束方程组中的各方程式。
优选地，所述转化子模块8044具体用于：分别对所述拉格朗日函数中的fxj、fyj、fzj、c1、c2、c3、c4、c5以及c6求偏导数，并令各偏导数的值为0，转化后得到九个方程式。
本实施例的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的装置用于实现前述实施例一以及实施例二中相应的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法，并且具有相应的方法实施例的有益效果，在此不再赘述。
在此提供的确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的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确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的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。
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