JP2001355404A - タービン翼面形状作成方法 - Google Patents
タービン翼面形状作成方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 翼面形状作成に要する時間を削減する。
【解決手段】 空力計算で求めた所望する翼面上に位置
する多数の点を、３ＤＣＡＤに取り込んで３次元座標空
間に配置する（ステップＳ１）。各点をタービン翼の前
縁、後縁、背、腹の４つのセクションに分け（ステップ
Ｓ２）、各セクション毎にＸＹ平面方向に配された点の
列を通過するスプラインを一本の曲線で作成し（ステッ
プＳ３）、隣接する端部同士を滑らかに連続するように
接線拘束し（ステップＳ４）、背と腹のセクションにて
Ｚ軸方向に延びるスプラインを作成（ステップＳ５）し
た後、縦横に配された各スプラインの間を補間する曲面
を作成して翼サーフェスを形成し（ステップＳ６）、こ
れらを連結してソリッドモデルを作成する（ステップＳ
７）。
する多数の点を、３ＤＣＡＤに取り込んで３次元座標空
間に配置する（ステップＳ１）。各点をタービン翼の前
縁、後縁、背、腹の４つのセクションに分け（ステップ
Ｓ２）、各セクション毎にＸＹ平面方向に配された点の
列を通過するスプラインを一本の曲線で作成し（ステッ
プＳ３）、隣接する端部同士を滑らかに連続するように
接線拘束し（ステップＳ４）、背と腹のセクションにて
Ｚ軸方向に延びるスプラインを作成（ステップＳ５）し
た後、縦横に配された各スプラインの間を補間する曲面
を作成して翼サーフェスを形成し（ステップＳ６）、こ
れらを連結してソリッドモデルを作成する（ステップＳ
７）。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタービン翼を設計す
る際に、空力計算により求められた座標データを基に、
タービン翼の翼面形状を決定するために用いるタービン
翼面形状作成方法に関するものである。
る際に、空力計算により求められた座標データを基に、
タービン翼の翼面形状を決定するために用いるタービン
翼面形状作成方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機用エンジン等で用いるタービン翼
を設計する場合、従来は、所望する空力特性が得られる
翼形状となるように空力計算を行い、該空力計算により
求められたタービン翼形状における翼面上の点の座標
を、Ｘ、Ｙ、Ｚ軸に関する直交座標系の翼座標データと
して３ＤＣＡＤに取り込んで３次元座標空間内に配置し
た後、作業者が画面上にて各点を一つひとつ選んで該各
点を通過するスプラインを作成すると共に、該作成した
各スプラインと隣接する点を通過するスプラインとの間
で接線拘束を行って両者が滑らかに連続するようにし、
更に、隣接するスプライン同士の間を補間する曲面を作
成し、この際、隣接して形成される曲面同士が滑らかに
連続していないと、タービン翼の鋳造に用いる鋳型をカ
ッターで削って作製する時に、鋳型の本来削るべきでな
い部分をカッターで削ってしまう虞が生じるため、上記
において作成した各曲面同士の繋がりが連続性を有する
よう勾配を合わせて補整し、タービン翼面形状を決定し
てソリッドモデルを作成するようにしていた。
を設計する場合、従来は、所望する空力特性が得られる
翼形状となるように空力計算を行い、該空力計算により
求められたタービン翼形状における翼面上の点の座標
を、Ｘ、Ｙ、Ｚ軸に関する直交座標系の翼座標データと
して３ＤＣＡＤに取り込んで３次元座標空間内に配置し
た後、作業者が画面上にて各点を一つひとつ選んで該各
点を通過するスプラインを作成すると共に、該作成した
各スプラインと隣接する点を通過するスプラインとの間
で接線拘束を行って両者が滑らかに連続するようにし、
更に、隣接するスプライン同士の間を補間する曲面を作
成し、この際、隣接して形成される曲面同士が滑らかに
連続していないと、タービン翼の鋳造に用いる鋳型をカ
ッターで削って作製する時に、鋳型の本来削るべきでな
い部分をカッターで削ってしまう虞が生じるため、上記
において作成した各曲面同士の繋がりが連続性を有する
よう勾配を合わせて補整し、タービン翼面形状を決定し
てソリッドモデルを作成するようにしていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記従来の
タービン翼の翼面形状作成方法では、３次元座標空間内
に配置された各点毎に、スプラインを引いた後、各スプ
ラインの補整や、スプライン間に形成された曲面同士の
連続性をもたせるための補整作業を作業者がすべて手作
業で行っていたため、翼座標データを取り込んでから、
翼面を作製するための作業に多大な手間及び時間を要
し、一つのタービン翼面形状の作成に数時間以上の時間
を要するという問題があり、又、翼面形状作成作業は、
３ＤＣＡＤ画面上で、複数重なって表示される点やスプ
ラインを目で追って選択するため、誤って選択する等の
ミスによる後掛かり作業を誘発し、作業効率が妨げられ
るという問題があり、更に、スプラインの引き方や隣接
する曲面同士の繋がりに連続性をもたせるための補整の
仕方に個人差が生じるため、設計される翼面形状が作業
者毎に相違するという問題もある。
タービン翼の翼面形状作成方法では、３次元座標空間内
に配置された各点毎に、スプラインを引いた後、各スプ
ラインの補整や、スプライン間に形成された曲面同士の
連続性をもたせるための補整作業を作業者がすべて手作
業で行っていたため、翼座標データを取り込んでから、
翼面を作製するための作業に多大な手間及び時間を要
し、一つのタービン翼面形状の作成に数時間以上の時間
を要するという問題があり、又、翼面形状作成作業は、
３ＤＣＡＤ画面上で、複数重なって表示される点やスプ
ラインを目で追って選択するため、誤って選択する等の
ミスによる後掛かり作業を誘発し、作業効率が妨げられ
るという問題があり、更に、スプラインの引き方や隣接
する曲面同士の繋がりに連続性をもたせるための補整の
仕方に個人差が生じるため、設計される翼面形状が作業
者毎に相違するという問題もある。
【０００４】そこで、本発明は、翼面作成作業に要する
時間を削減すると共に、作業者のミスや個人差によって
設計される翼面形状に差異が生じることのないよう、取
り込んだ翼座標データからのスプライン作製、翼面形
成、翼面からのソリッドモデルの作成の一連の手順を標
準化することができて、自動化できるようにしたタービ
ン翼面形状作成方法を提供しようとするものである。
時間を削減すると共に、作業者のミスや個人差によって
設計される翼面形状に差異が生じることのないよう、取
り込んだ翼座標データからのスプライン作製、翼面形
成、翼面からのソリッドモデルの作成の一連の手順を標
準化することができて、自動化できるようにしたタービ
ン翼面形状作成方法を提供しようとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、上記課題を解
決するために、空力計算により算出されるタービン翼形
状の翼面上における多数の点の座標データを、タービン
翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡＤに取り
込んで３次元座標空間内に配置し、該各点をタービン翼
断面の周方向に並ぶ複数のセクションに分け、次に、各
セクション毎に、所要のＺ座標におけるＸＹ平面上に配
された点列を通過するスプラインを作成すると共に、隣
接する各セクションのスプラインの端部同士が滑らかに
連続するように補整して翼断面形状を形成し、次いで、
該形成された翼断面形状の周方向所要間隔位置に、それ
ぞれＺ軸方向に対応する点の列を通過するスプラインを
作成して、該スプラインと上記周方向の各スプラインに
よるメッシュを作成した後、該メッシュを補間する曲面
を形成させて上記各セクション毎に翼サーフェスを形成
させ、しかる後、該各翼サーフェスを連結してタービン
翼のソリッドモデルを作成するタービン翼面形状作成方
法とする。
決するために、空力計算により算出されるタービン翼形
状の翼面上における多数の点の座標データを、タービン
翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡＤに取り
込んで３次元座標空間内に配置し、該各点をタービン翼
断面の周方向に並ぶ複数のセクションに分け、次に、各
セクション毎に、所要のＺ座標におけるＸＹ平面上に配
された点列を通過するスプラインを作成すると共に、隣
接する各セクションのスプラインの端部同士が滑らかに
連続するように補整して翼断面形状を形成し、次いで、
該形成された翼断面形状の周方向所要間隔位置に、それ
ぞれＺ軸方向に対応する点の列を通過するスプラインを
作成して、該スプラインと上記周方向の各スプラインに
よるメッシュを作成した後、該メッシュを補間する曲面
を形成させて上記各セクション毎に翼サーフェスを形成
させ、しかる後、該各翼サーフェスを連結してタービン
翼のソリッドモデルを作成するタービン翼面形状作成方
法とする。
【０００６】空力計算で得られた翼形状の座標データを
３ＤＣＡＤに取り込んで、タービン翼の翼面形状を決定
してソリッドモデルを作成する際、翼断面の周方向に形
成される各セクション毎にＸＹ平面上におけるスプライ
ンを形成させるようにしてあることから、各セクション
にそれぞれ配置される複数の点をすべて通過するスプラ
インは、容易に作成される。又、３ＤＣＡＤ上に取り込
んだ点の座標データからのＸＹ平面上におけるスプライ
ンの作成、隣接するセクションのスプライン間の接線拘
束、Ｚ軸方向に延びるスプラインの作成、上記Ｚ軸方向
のスプラインと周方向のスプラインによって形成される
メッシュを曲面で補間することによる翼サーフェスの作
成、該翼サーフェスからのソリッドモデル作成の各手順
が標準化されることから、各作業手順をプログラム化し
て自動化することができて、作業に要する時間を、従来
に比して大幅に短縮することが可能となる。
３ＤＣＡＤに取り込んで、タービン翼の翼面形状を決定
してソリッドモデルを作成する際、翼断面の周方向に形
成される各セクション毎にＸＹ平面上におけるスプライ
ンを形成させるようにしてあることから、各セクション
にそれぞれ配置される複数の点をすべて通過するスプラ
インは、容易に作成される。又、３ＤＣＡＤ上に取り込
んだ点の座標データからのＸＹ平面上におけるスプライ
ンの作成、隣接するセクションのスプライン間の接線拘
束、Ｚ軸方向に延びるスプラインの作成、上記Ｚ軸方向
のスプラインと周方向のスプラインによって形成される
メッシュを曲面で補間することによる翼サーフェスの作
成、該翼サーフェスからのソリッドモデル作成の各手順
が標準化されることから、各作業手順をプログラム化し
て自動化することができて、作業に要する時間を、従来
に比して大幅に短縮することが可能となる。
【０００７】又、ソリッドモデルを作成した後、該ソリ
ッドモデルの形状を、空力計算で得た翼計算格子点で与
えられる翼面形状と比較するようにした構成とすること
により、各計算格子点と、ソリッドモデルの翼サーフェ
スとのずれを求めることができて、うねり等の形成され
ている個所を明らかにして、作成されたソリッドモデル
の形状を客観的に評価することができ、万一、計算格子
点と翼サーフェスとのずれが多大な場合には、ソリッド
モデルを作成する上で使用する各種パラメータを調整す
る等のフィードバックを行うことも可能となる。
ッドモデルの形状を、空力計算で得た翼計算格子点で与
えられる翼面形状と比較するようにした構成とすること
により、各計算格子点と、ソリッドモデルの翼サーフェ
スとのずれを求めることができて、うねり等の形成され
ている個所を明らかにして、作成されたソリッドモデル
の形状を客観的に評価することができ、万一、計算格子
点と翼サーフェスとのずれが多大な場合には、ソリッド
モデルを作成する上で使用する各種パラメータを調整す
る等のフィードバックを行うことも可能となる。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を図面
を参照して説明する。
を参照して説明する。
【０００９】図１乃至図６は本発明のタービン翼作成方
法の実施の一形態を示すもので、図１に作業手順のフロ
ーを示す。先ず、図２に示す如く、従来と同様に空力計
算により算出されたタービン翼形状の翼面上に位置する
点１（図では個数を省略してある）の座標データを、タ
ービン翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡＤ
に取り込み、座標データに基づいて各点１を３次元座標
空間内に配置する（ステップＳ１）。この際、上記各点
１は、Ｚ軸方向の所要間隔位置毎に、翼断面形状の周縁
部に沿って同数配置されるようにする。
法の実施の一形態を示すもので、図１に作業手順のフロ
ーを示す。先ず、図２に示す如く、従来と同様に空力計
算により算出されたタービン翼形状の翼面上に位置する
点１（図では個数を省略してある）の座標データを、タ
ービン翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡＤ
に取り込み、座標データに基づいて各点１を３次元座標
空間内に配置する（ステップＳ１）。この際、上記各点
１は、Ｚ軸方向の所要間隔位置毎に、翼断面形状の周縁
部に沿って同数配置されるようにする。
【００１０】次に、取り込んだ各点１を、図３に示す如
く、タービン翼の前縁、後縁、背（翼断面形状の湾曲方
向外側）、腹（翼断面形状の湾曲方向内側）の４つのセ
クション２，３，４，５に分割（ステップＳ２）した
後、分割された各セクション２，３，４，５毎に、所要
のＺ座標におけるＸＹ平面上に配された複数の点１の列
を通過するスプラインを、一本の曲線として作成する
（ステップＳ３）。すなわち、たとえば、図３に示す如
く、前縁セクション２のスプライン６及び後縁セクショ
ン３のスプライン７をそれぞれ異なる楕円の弧とし、背
セクション４のスプライン８及び腹セクション５のスプ
ライン９をそれぞれ異なるスプラインとして引くことに
より作成させるようにする。更に、前縁セクション２の
スプライン６と背セクション４のスプライン８との接す
る端部同士を、接線が一致するように補整して接線拘束
を行い、同様に、背セクション４のスプライン８と後縁
セクション３のスプライン７の接する端部同士、後縁セ
クション３のスプライン７と腹セクション５のスプライ
ン９の接する端部同士、腹セクション５のスプライン９
と前縁セクション２のスプライン６との端部同士につい
ても接線拘束を行って、各セクション２，３，４，５の
スプライン６，７，８，９同士が滑らかに連続すること
で翼断面形状が決定されるようにする（ステップＳ
４）。
く、タービン翼の前縁、後縁、背（翼断面形状の湾曲方
向外側）、腹（翼断面形状の湾曲方向内側）の４つのセ
クション２，３，４，５に分割（ステップＳ２）した
後、分割された各セクション２，３，４，５毎に、所要
のＺ座標におけるＸＹ平面上に配された複数の点１の列
を通過するスプラインを、一本の曲線として作成する
（ステップＳ３）。すなわち、たとえば、図３に示す如
く、前縁セクション２のスプライン６及び後縁セクショ
ン３のスプライン７をそれぞれ異なる楕円の弧とし、背
セクション４のスプライン８及び腹セクション５のスプ
ライン９をそれぞれ異なるスプラインとして引くことに
より作成させるようにする。更に、前縁セクション２の
スプライン６と背セクション４のスプライン８との接す
る端部同士を、接線が一致するように補整して接線拘束
を行い、同様に、背セクション４のスプライン８と後縁
セクション３のスプライン７の接する端部同士、後縁セ
クション３のスプライン７と腹セクション５のスプライ
ン９の接する端部同士、腹セクション５のスプライン９
と前縁セクション２のスプライン６との端部同士につい
ても接線拘束を行って、各セクション２，３，４，５の
スプライン６，７，８，９同士が滑らかに連続すること
で翼断面形状が決定されるようにする（ステップＳ
４）。
【００１１】次に、図４に示す如く、背セクション４の
点１のうち、一つのＸＹ平面上にて所定間隔で配置され
る複数の点１に関して、それぞれ異なるＸＹ平面上にて
Ｚ軸方向に対応する点１の列を通過するスプライン１０
を引くことにより、該スプライン１０と、背セクション
４に関するＸＹ平面方向のスプライン８によるメッシュ
を形成させ、同様に、腹セクション５の点１のうち、一
つのＸＹ平面上にて所定間隔で配置される複数の点１に
関しても、それぞれ異なるＸＹ平面上にてＺ軸方向に対
応する点１の列を通過するスプライン１１を引くことに
より、該スプライン１１と、腹セクション５のＸＹ平面
方向のスプライン９とによるメッシュを形成させ（ステ
ップＳ５）、次いで、図５に示す如く、上記ステップＳ
５において作成された背セクション４に形成されたメッ
シュに対して、該メッシュの空隙を補間する曲面をメッ
シュカーブ法を用いて形成させることにより背セクショ
ン４の翼サーフェス１２を作成し、同様に、腹セクショ
ン５に形成されたメッシュに対して、空隙を補間する曲
面をメッシュカーブ方法を用いて形成させることにより
腹セクション５の翼サーフェス１３を作成し、更に、前
縁セクション２にてＺ軸方向に所要間隔で配されたスプ
ライン６同士の間を補間する曲面を形成させることによ
り前縁セクション２の翼サーフェス１４を作成させると
共に、同様に、後縁セクション３の各スプライン７同士
の間を補間する曲面を形成させて後縁セクション３の翼
サーフェス１５を形成させ（ステップＳ６）、しかる
後、図６に示す如く、各セクション２，３，４，５の翼
サーフェス１４，１５，１２，１３を連結すると共に、
Ｚ軸方向の両端部を、タービン翼回転時に外周側となる
チップ側端部の翼サーフェス１６と、タービン翼回転時
に内周側となるハブ側端部の翼サーフェス１７によりそ
れぞれ閉じることで、タービン翼のソリッドモデル１８
を作成させる（ステップＳ７）。
点１のうち、一つのＸＹ平面上にて所定間隔で配置され
る複数の点１に関して、それぞれ異なるＸＹ平面上にて
Ｚ軸方向に対応する点１の列を通過するスプライン１０
を引くことにより、該スプライン１０と、背セクション
４に関するＸＹ平面方向のスプライン８によるメッシュ
を形成させ、同様に、腹セクション５の点１のうち、一
つのＸＹ平面上にて所定間隔で配置される複数の点１に
関しても、それぞれ異なるＸＹ平面上にてＺ軸方向に対
応する点１の列を通過するスプライン１１を引くことに
より、該スプライン１１と、腹セクション５のＸＹ平面
方向のスプライン９とによるメッシュを形成させ（ステ
ップＳ５）、次いで、図５に示す如く、上記ステップＳ
５において作成された背セクション４に形成されたメッ
シュに対して、該メッシュの空隙を補間する曲面をメッ
シュカーブ法を用いて形成させることにより背セクショ
ン４の翼サーフェス１２を作成し、同様に、腹セクショ
ン５に形成されたメッシュに対して、空隙を補間する曲
面をメッシュカーブ方法を用いて形成させることにより
腹セクション５の翼サーフェス１３を作成し、更に、前
縁セクション２にてＺ軸方向に所要間隔で配されたスプ
ライン６同士の間を補間する曲面を形成させることによ
り前縁セクション２の翼サーフェス１４を作成させると
共に、同様に、後縁セクション３の各スプライン７同士
の間を補間する曲面を形成させて後縁セクション３の翼
サーフェス１５を形成させ（ステップＳ６）、しかる
後、図６に示す如く、各セクション２，３，４，５の翼
サーフェス１４，１５，１２，１３を連結すると共に、
Ｚ軸方向の両端部を、タービン翼回転時に外周側となる
チップ側端部の翼サーフェス１６と、タービン翼回転時
に内周側となるハブ側端部の翼サーフェス１７によりそ
れぞれ閉じることで、タービン翼のソリッドモデル１８
を作成させる（ステップＳ７）。
【００１２】更に、本来、空力計算では、円筒座標系で
定義される座標データとしての翼計算格子点として、非
常に多数の翼面上の点が算出されるものであるのに対
し、上記ステップＳ１においては、上記翼計算格子点の
うち、必要個数を選択し、該選択された点を直交座標系
に変換して使用していることから、上記ステップＳ７で
作成されたタービン翼のソリッドモデル１８の形状を、
上記翼計算格子点で与えられる翼面形状と比較すること
により評価を行うようにする（ステップＳ８）。
定義される座標データとしての翼計算格子点として、非
常に多数の翼面上の点が算出されるものであるのに対
し、上記ステップＳ１においては、上記翼計算格子点の
うち、必要個数を選択し、該選択された点を直交座標系
に変換して使用していることから、上記ステップＳ７で
作成されたタービン翼のソリッドモデル１８の形状を、
上記翼計算格子点で与えられる翼面形状と比較すること
により評価を行うようにする（ステップＳ８）。
【００１３】上記ステップＳ８では、翼計算格子点を直
交座標系に取り込み、取り込んだ各計算格子点を３ＤＣ
ＡＤのタービン翼ソリッドモデル１８に重ねて合わせて
画面上に表示させると共に、各計算格子点とソリッドモ
デル１８の翼サーフェス１２，１３，１４，１５との直
交距離（３次元距離）を計算させ、計算格子点と翼サー
フェス１２，１３，１４，１５とのずれの大きい部分を
表示させることにより、たとえば、うねり等が形成され
ている個所を明らかにすることでソリッドモデル１８の
形状を評価することができるようにしてあり、万一、計
算格子点と上記各翼サーフェス１２，１３，１４，１５
とのずれが多大になった場合には、たとえば、ステップ
Ｓ６において前縁及び後縁セクション２及び３のスプラ
イン６及び７同士の間を補間する際や、背及び腹セクシ
ョン４及び５のメッシュの空隙を補間する際に形成させ
る曲面のパラメータを調整する等、フィードバックを行
うようにすることも可能となる。
交座標系に取り込み、取り込んだ各計算格子点を３ＤＣ
ＡＤのタービン翼ソリッドモデル１８に重ねて合わせて
画面上に表示させると共に、各計算格子点とソリッドモ
デル１８の翼サーフェス１２，１３，１４，１５との直
交距離（３次元距離）を計算させ、計算格子点と翼サー
フェス１２，１３，１４，１５とのずれの大きい部分を
表示させることにより、たとえば、うねり等が形成され
ている個所を明らかにすることでソリッドモデル１８の
形状を評価することができるようにしてあり、万一、計
算格子点と上記各翼サーフェス１２，１３，１４，１５
とのずれが多大になった場合には、たとえば、ステップ
Ｓ６において前縁及び後縁セクション２及び３のスプラ
イン６及び７同士の間を補間する際や、背及び腹セクシ
ョン４及び５のメッシュの空隙を補間する際に形成させ
る曲面のパラメータを調整する等、フィードバックを行
うようにすることも可能となる。
【００１４】このように、空力計算で得られた翼形状の
座標データを３ＤＣＡＤに取り込んで、タービン翼の翼
面形状を決定してソリッドモデル１８を作成する際、翼
断面の周方向に４分割した各セクション２，３，４，５
毎にＸＹ平面上におけるスプライン６，７，８，９を形
成させるようにしてあることから、各セクション２，
３，４，５にそれぞれ配置される複数の点をすべて通過
するスプライン６，７，８，９を、一本の曲線によって
容易に作成することができ、よって、従来の如く３ＤＣ
ＡＤに取り込んだ点を一つひとつ選択してスプラインを
手作業で引く必要はなく、又、３ＤＣＡＤ上に取り込ん
だ点１の座標データからのＸＹ平面上におけるスプライ
ン６，７，８，９の作成、隣接するスプライン６，７，
８，９間の接線拘束、Ｚ軸方向に延びるスプライン１
０，１１の作成、スプライン６，７，８，９，１０，１
１により形成されるメッシュを曲面で補間することによ
る翼サーフェス１２，１３，１４，１５の作成、該各翼
サーフェス１２，１３，１４，１５からのソリッドモデ
ル１８の作成の各手順を標準化することができ、これら
各手順をプログラム化して自動化することができること
から、タービン翼面形状の作成作業に要する時間を、従
来に比して大幅に短縮することができ、たとえば、一つ
のタービン翼のソリッドモデルの作成に関して、従来数
時間以上要していたものを数分程度で処理することが可
能となる。又、ステップＳ１〜Ｓ７の作業手順は標準化
されていることから、ミスを防止することができると共
に、作業者毎に翼面形状に個人差が生じる虞はなく、安
定した品質で翼面形状の作成が可能となる。又、ソリッ
ドモデル１８を作成するようにしているため、後工程で
体積重心等を求め易い。
座標データを３ＤＣＡＤに取り込んで、タービン翼の翼
面形状を決定してソリッドモデル１８を作成する際、翼
断面の周方向に４分割した各セクション２，３，４，５
毎にＸＹ平面上におけるスプライン６，７，８，９を形
成させるようにしてあることから、各セクション２，
３，４，５にそれぞれ配置される複数の点をすべて通過
するスプライン６，７，８，９を、一本の曲線によって
容易に作成することができ、よって、従来の如く３ＤＣ
ＡＤに取り込んだ点を一つひとつ選択してスプラインを
手作業で引く必要はなく、又、３ＤＣＡＤ上に取り込ん
だ点１の座標データからのＸＹ平面上におけるスプライ
ン６，７，８，９の作成、隣接するスプライン６，７，
８，９間の接線拘束、Ｚ軸方向に延びるスプライン１
０，１１の作成、スプライン６，７，８，９，１０，１
１により形成されるメッシュを曲面で補間することによ
る翼サーフェス１２，１３，１４，１５の作成、該各翼
サーフェス１２，１３，１４，１５からのソリッドモデ
ル１８の作成の各手順を標準化することができ、これら
各手順をプログラム化して自動化することができること
から、タービン翼面形状の作成作業に要する時間を、従
来に比して大幅に短縮することができ、たとえば、一つ
のタービン翼のソリッドモデルの作成に関して、従来数
時間以上要していたものを数分程度で処理することが可
能となる。又、ステップＳ１〜Ｓ７の作業手順は標準化
されていることから、ミスを防止することができると共
に、作業者毎に翼面形状に個人差が生じる虞はなく、安
定した品質で翼面形状の作成が可能となる。又、ソリッ
ドモデル１８を作成するようにしているため、後工程で
体積重心等を求め易い。
【００１５】なお、本発明は上記実施の形態のみに限定
されるものではなく、ステップＳ１で３ＤＣＡＤに取り
込む点１の数は、翼面形状を作成すべきタービン翼のサ
イズや形状の複雑さに応じて増減させてよいこと、ステ
ップＳ２においては、翼を前縁、後縁、背、腹の４つの
セクション２，３，４，５に分割するものとして示した
が、次工程のステップＳ３にて、分割された各セクショ
ンにてＸＹ平面方向に並ぶ点１の列を通過するスプライ
ンを一本の曲線で引くことができれば、セクションの分
割数は３又は５以上としてもよいこと、ステップＳ５に
おいて、背及び腹の各セクション４及び５に加えて、前
縁及び後縁の各セクション２及び３についてＺ軸方向に
延びるスプラインを引くようにしてもよいこと、ステッ
プＳ８におけるソリッドモデル１８の評価は行うことが
望ましいが、必要不可欠ではないこと、その他、本発明
の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得る
ことは勿論である。
されるものではなく、ステップＳ１で３ＤＣＡＤに取り
込む点１の数は、翼面形状を作成すべきタービン翼のサ
イズや形状の複雑さに応じて増減させてよいこと、ステ
ップＳ２においては、翼を前縁、後縁、背、腹の４つの
セクション２，３，４，５に分割するものとして示した
が、次工程のステップＳ３にて、分割された各セクショ
ンにてＸＹ平面方向に並ぶ点１の列を通過するスプライ
ンを一本の曲線で引くことができれば、セクションの分
割数は３又は５以上としてもよいこと、ステップＳ５に
おいて、背及び腹の各セクション４及び５に加えて、前
縁及び後縁の各セクション２及び３についてＺ軸方向に
延びるスプラインを引くようにしてもよいこと、ステッ
プＳ８におけるソリッドモデル１８の評価は行うことが
望ましいが、必要不可欠ではないこと、その他、本発明
の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得る
ことは勿論である。
【００１６】
【発明の効果】以上述べた如く、本発明のタービン翼面
形状作成方法によれば、空力計算により算出されるター
ビン翼形状の翼面上における多数の点の座標データを、
タービン翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡ
Ｄに取り込んで３次元座標空間内に配置し、該各点をタ
ービン翼断面の周方向に並ぶ複数のセクションに分け、
次に、各セクション毎に、所要のＺ座標におけるＸＹ平
面上に配された点列を通過するスプラインを作成すると
共に、隣接する各セクションのスプラインの端部同士が
滑らかに連続するように補整して翼断面形状を形成し、
次いで、該形成された翼断面形状の周方向所要間隔位置
に、それぞれＺ軸方向に対応する点の列を通過するスプ
ラインを作成して、該スプラインと上記周方向の各スプ
ラインによるメッシュを作成した後、該メッシュを補間
する曲面を形成させて上記各セクション毎に翼サーフェ
スを形成させ、しかる後、該各翼サーフェスを連結して
タービン翼のソリッドモデルを作成するようにしてある
ので、各セクション毎に、ＸＹ平面上におけるスプライ
ンを形成させることができることから、各セクションに
て配置される複数の点の列をすべて通過するスプライン
を、一本の曲線によって容易に作成することができ、従
来の如く３ＤＣＡＤに取り込んだ点を一つひとつ選択し
てスプラインを手作業で引く必要をなくすことができ、
又、３ＤＣＡＤ上に取り込んだ点の座標データからのＸ
Ｙ平面上におけるスプラインの作成、隣接するスプライ
ン間の接線拘束、Ｚ軸方向に延びるスプラインの作成、
スプラインにより形成されるメッシュを曲面で補間する
ことによる翼サーフェスの作成、該翼サーフェスの結合
によるソリッドモデルの作成の各手順を標準化すること
ができ、これら各作業手順をプログラム化して自動化す
ることができることから、作業に要する時間を、従来に
比して大幅に短縮することができ、又、各作業手順が標
準化されていることから、ミスを防止することができる
と共に、作業者毎に翼面形状に個人差が生じる虞はな
く、安定した品質で翼面形状の作成が可能となるという
優れた効果を発揮し、又、ソリッドモデルを作成した
後、該ソリッドモデルの形状を、空力計算で得た翼計算
格子点で与えられる翼面形状と比較するようにした構成
とすることにより各計算格子点と、ソリッドモデルの翼
サーフェスとのずれを求めることができて、うねり等の
形成されている個所を明らかにして、作成されたソリッ
ドモデルの形状を客観的に評価することができ、万一、
計算格子点と翼サーフェスとのずれが多大な場合には、
ソリッドモデルを作成する上で使用する各種パラメータ
を調整する等のフィードバックを行うことも可能となる
という効果を発揮する。
形状作成方法によれば、空力計算により算出されるター
ビン翼形状の翼面上における多数の点の座標データを、
タービン翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡ
Ｄに取り込んで３次元座標空間内に配置し、該各点をタ
ービン翼断面の周方向に並ぶ複数のセクションに分け、
次に、各セクション毎に、所要のＺ座標におけるＸＹ平
面上に配された点列を通過するスプラインを作成すると
共に、隣接する各セクションのスプラインの端部同士が
滑らかに連続するように補整して翼断面形状を形成し、
次いで、該形成された翼断面形状の周方向所要間隔位置
に、それぞれＺ軸方向に対応する点の列を通過するスプ
ラインを作成して、該スプラインと上記周方向の各スプ
ラインによるメッシュを作成した後、該メッシュを補間
する曲面を形成させて上記各セクション毎に翼サーフェ
スを形成させ、しかる後、該各翼サーフェスを連結して
タービン翼のソリッドモデルを作成するようにしてある
ので、各セクション毎に、ＸＹ平面上におけるスプライ
ンを形成させることができることから、各セクションに
て配置される複数の点の列をすべて通過するスプライン
を、一本の曲線によって容易に作成することができ、従
来の如く３ＤＣＡＤに取り込んだ点を一つひとつ選択し
てスプラインを手作業で引く必要をなくすことができ、
又、３ＤＣＡＤ上に取り込んだ点の座標データからのＸ
Ｙ平面上におけるスプラインの作成、隣接するスプライ
ン間の接線拘束、Ｚ軸方向に延びるスプラインの作成、
スプラインにより形成されるメッシュを曲面で補間する
ことによる翼サーフェスの作成、該翼サーフェスの結合
によるソリッドモデルの作成の各手順を標準化すること
ができ、これら各作業手順をプログラム化して自動化す
ることができることから、作業に要する時間を、従来に
比して大幅に短縮することができ、又、各作業手順が標
準化されていることから、ミスを防止することができる
と共に、作業者毎に翼面形状に個人差が生じる虞はな
く、安定した品質で翼面形状の作成が可能となるという
優れた効果を発揮し、又、ソリッドモデルを作成した
後、該ソリッドモデルの形状を、空力計算で得た翼計算
格子点で与えられる翼面形状と比較するようにした構成
とすることにより各計算格子点と、ソリッドモデルの翼
サーフェスとのずれを求めることができて、うねり等の
形成されている個所を明らかにして、作成されたソリッ
ドモデルの形状を客観的に評価することができ、万一、
計算格子点と翼サーフェスとのずれが多大な場合には、
ソリッドモデルを作成する上で使用する各種パラメータ
を調整する等のフィードバックを行うことも可能となる
という効果を発揮する。
【図１】本発明のタービン翼面形状作成方法の実施の一
形態における作業手順のフローを示すものである。
形態における作業手順のフローを示すものである。
【図２】図１のフローにおけるステップＳ１において、
３ＤＣＡＤに取り込んだ点の３次元配置を示す概略図で
ある。
３ＤＣＡＤに取り込んだ点の３次元配置を示す概略図で
ある。
【図３】図１のフローにおけるステップＳ３において、
各セクションにてスプラインを引いた状態を示すＸＹ平
面の概略図である。
各セクションにてスプラインを引いた状態を示すＸＹ平
面の概略図である。
【図４】図１のフローにおけるステップＳ５において、
Ｚ軸方向に延びるスプラインを引いた状態を示す概略図
である。
Ｚ軸方向に延びるスプラインを引いた状態を示す概略図
である。
【図５】図１のフローにおけるステップＳ６において、
各セクションの翼サーフェスを作成した状態を示す概略
図である。
各セクションの翼サーフェスを作成した状態を示す概略
図である。
【図６】図１のフローにおけるステップＳ７において作
成したソリッドモデルを示す概略図である。
成したソリッドモデルを示す概略図である。
１ 点 ２ 前縁セクション（セクション） ３ 後縁セクション（セクション） ４ 背セクション（セクション） ５ 腹セクション（セクション） ６，７，８，９，１０，１１ スプライン １２，１３，１４，１５ 翼サーフェス １８ ソリッドモデル
Claims (2)
- 【請求項１】 空力計算により算出されるタービン翼形
状の翼面上における多数の点の座標データを、タービン
翼の長手方向がＺ軸方向となるように３ＤＣＡＤに取り
込んで３次元座標空間内に配置し、該各点をタービン翼
断面の周方向に並ぶ複数のセクションに分け、次に、各
セクション毎に、所要のＺ座標におけるＸＹ平面上に配
された点列を通過するスプラインを作成すると共に、隣
接する各セクションのスプラインの端部同士が滑らかに
連続するように補整して翼断面形状を形成し、次いで、
該形成された翼断面形状の周方向所要間隔位置に、それ
ぞれＺ軸方向に対応する点の列を通過するスプラインを
作成して、該スプラインと上記周方向の各スプラインに
よるメッシュを作成した後、該メッシュを補間する曲面
を形成させて上記各セクション毎に翼サーフェスを形成
させ、しかる後、該各翼サーフェスを連結してタービン
翼のソリッドモデルを作成することを特徴とするタービ
ン翼面形状作成方法。 - 【請求項２】 ソリッドモデルを作成した後、該ソリッ
ドモデルの形状を、空力計算で得た翼計算格子点で与え
られる翼面形状と比較するようにした請求項１記載のタ
ービン翼面形状作成方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000179857A JP2001355404A (ja) | 2000-06-15 | 2000-06-15 | タービン翼面形状作成方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000179857A JP2001355404A (ja) | 2000-06-15 | 2000-06-15 | タービン翼面形状作成方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001355404A true JP2001355404A (ja) | 2001-12-26 |
Family
ID=18681052
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000179857A Pending JP2001355404A (ja) | 2000-06-15 | 2000-06-15 | タービン翼面形状作成方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001355404A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011237971A (ja) * | 2010-05-10 | 2011-11-24 | Hitachi Ltd | 翼設計装置，翼設計手法，それを用いて設計された翼，及びその翼を用いたターボ機械 |
| CN111814271A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-23 | 山西大学 | 基于曲面形状调控的辊轧叶片前后缘加工曲面重构方法 |
| CN114658493A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-06-24 | 北京航空航天大学 | 适用于旋转的无扭转涡轮叶片的表面图像展平方法及应用 |
| CN114818436A (zh) * | 2021-12-14 | 2022-07-29 | 泸州懋威科技有限公司 | 一种离心叶轮和涡轮叶片叶型冷热态快速转换方法 |
| CN115446627A (zh) * | 2022-09-29 | 2022-12-09 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种涡轮导向叶片气膜孔加工方法 |
Citations (11)
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-
2000
- 2000-06-15 JP JP2000179857A patent/JP2001355404A/ja active Pending
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| CN115446627B (zh) * | 2022-09-29 | 2023-09-12 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种涡轮导向叶片气膜孔加工方法 |
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