JPH11281328A - 翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置 - Google Patents
翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置Info
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- JPH11281328A JPH11281328A JP10079899A JP7989998A JPH11281328A JP H11281328 A JPH11281328 A JP H11281328A JP 10079899 A JP10079899 A JP 10079899A JP 7989998 A JP7989998 A JP 7989998A JP H11281328 A JPH11281328 A JP H11281328A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 実体翼の３次元形状の計測データに基づいて
直接に翼の構造解析を行う。 【解決手段】 実体翼の複数の計測断面について複数の
計測ポイントの位置を計測データとして取得する工程
と、実体翼の先端と受け口とに定義面をそれぞれ設定す
る工程と、前記計測データに基づいて各計測断面におけ
る実体翼の前縁エッジ部と後縁エッジ部とを検出する工
程と、各計測断面について、前記前縁エッジ部と後縁エ
ッジ部との間の各計測ポイントを結ぶ線を所定数に分割
して複数の分割点を生成する工程と、各計測断面相互の
対応する分割点を結ぶと共に、該分割点を結ぶ線を前記
各定義面に延長して実体翼の３次元構造解析モデルを生
成する工程とを有する。
直接に翼の構造解析を行う。 【解決手段】 実体翼の複数の計測断面について複数の
計測ポイントの位置を計測データとして取得する工程
と、実体翼の先端と受け口とに定義面をそれぞれ設定す
る工程と、前記計測データに基づいて各計測断面におけ
る実体翼の前縁エッジ部と後縁エッジ部とを検出する工
程と、各計測断面について、前記前縁エッジ部と後縁エ
ッジ部との間の各計測ポイントを結ぶ線を所定数に分割
して複数の分割点を生成する工程と、各計測断面相互の
対応する分割点を結ぶと共に、該分割点を結ぶ線を前記
各定義面に延長して実体翼の３次元構造解析モデルを生
成する工程とを有する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、翼の構造解析モデ
ル生成方法並びに構造解析方法及び装置に係わり、特に
各種エンジンを構成する翼の構造解析に用いて好適な発
明に関する。
ル生成方法並びに構造解析方法及び装置に係わり、特に
各種エンジンを構成する翼の構造解析に用いて好適な発
明に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】周知の
ように、各種エンジン（タービンや圧縮機等）に用いら
れる翼は、比較的薄型の構造物である。このような翼に
対する従来の構造解析では、材質や形状等の設計パラメ
ータに基づいて翼の定常応力や変形量等を解析し、さら
にこの解析結果を振動試験等によって確認するという手
順が取られている。すなわち、従来の翼の構造解析は、
設計パラメータに基づくものであり、実体翼に基づくも
のではないので、必ずしも十分な精度を備えたものでは
なかった。
ように、各種エンジン（タービンや圧縮機等）に用いら
れる翼は、比較的薄型の構造物である。このような翼に
対する従来の構造解析では、材質や形状等の設計パラメ
ータに基づいて翼の定常応力や変形量等を解析し、さら
にこの解析結果を振動試験等によって確認するという手
順が取られている。すなわち、従来の翼の構造解析は、
設計パラメータに基づくものであり、実体翼に基づくも
のではないので、必ずしも十分な精度を備えたものでは
なかった。
【０００３】一方、翼の構造解析を行う場合、３次元形
状計測器を用いて実体翼の３次元形状を複数の計測断面
について計測し、この３次元形状の計測データと翼を構
成する材料の材料特性等に基づいて構造解析を行うとい
う手法が考えられる。しかし、従来の３次元形状計測器
には、各計測断面における計測データを電子データとし
て出力するものがなかったので、コンピュータ等におい
て３次元形状計測器の計測データを直接用いて翼の構造
解析モデル（翼面モデル）を作成することができなかっ
た。翼の構造解析モデルを作成するためには、計測デー
タの編集を構造解析作業者が自ら行わなければならなか
った。以上の事情から、従来ではエンジンに実際に搭載
される実体翼の３次元計測データに基づいて翼の構造解
析を自動解析する技術は実現されていなかった。
状計測器を用いて実体翼の３次元形状を複数の計測断面
について計測し、この３次元形状の計測データと翼を構
成する材料の材料特性等に基づいて構造解析を行うとい
う手法が考えられる。しかし、従来の３次元形状計測器
には、各計測断面における計測データを電子データとし
て出力するものがなかったので、コンピュータ等におい
て３次元形状計測器の計測データを直接用いて翼の構造
解析モデル（翼面モデル）を作成することができなかっ
た。翼の構造解析モデルを作成するためには、計測デー
タの編集を構造解析作業者が自ら行わなければならなか
った。以上の事情から、従来ではエンジンに実際に搭載
される実体翼の３次元計測データに基づいて翼の構造解
析を自動解析する技術は実現されていなかった。
【０００４】本発明は、上述する問題点に鑑みてなされ
たもので、以下の点を目的とするものである。 実体翼に基づいて翼の構造解析を行う。 実体翼の３次元形状計測データに基づいて直接に翼
の構造解析を行う。 より精度の高い翼の構造解析を行う。 翼の設計・開発において性能試験の省略化を図る。 翼を構造の一部とする機器のコスト低減を図る。 翼を構造の一部とする機器の開発期間を短縮する。
たもので、以下の点を目的とするものである。 実体翼に基づいて翼の構造解析を行う。 実体翼の３次元形状計測データに基づいて直接に翼
の構造解析を行う。 より精度の高い翼の構造解析を行う。 翼の設計・開発において性能試験の省略化を図る。 翼を構造の一部とする機器のコスト低減を図る。 翼を構造の一部とする機器の開発期間を短縮する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明では、翼の構造解析モデル生成方法に係わる
手段として、実体翼の複数の計測断面について複数の計
測ポイントの位置を計測データとして取得する工程と、
実体翼の先端と受け口とに定義断面をそれぞれ設定する
工程と、前記計測データに基づいて各計測断面における
実体翼の前縁エッジ部と後縁エッジ部とを検出する工程
と、各計測断面について、前記前縁エッジ部と後縁エッ
ジ部との間の各計測ポイントを結ぶ線を所定数に分割し
て複数の分割点を生成する工程と、各計測断面相互の対
応する分割点を結ぶと共に、該分割点を結ぶ線を前記各
定義面に延長して実体翼の３次元構造解析モデルを生成
する工程とを有する手段を採用する。
に、本発明では、翼の構造解析モデル生成方法に係わる
手段として、実体翼の複数の計測断面について複数の計
測ポイントの位置を計測データとして取得する工程と、
実体翼の先端と受け口とに定義断面をそれぞれ設定する
工程と、前記計測データに基づいて各計測断面における
実体翼の前縁エッジ部と後縁エッジ部とを検出する工程
と、各計測断面について、前記前縁エッジ部と後縁エッ
ジ部との間の各計測ポイントを結ぶ線を所定数に分割し
て複数の分割点を生成する工程と、各計測断面相互の対
応する分割点を結ぶと共に、該分割点を結ぶ線を前記各
定義面に延長して実体翼の３次元構造解析モデルを生成
する工程とを有する手段を採用する。
【０００６】一方、本発明では、翼の構造解析方法に係
わる手段として、実体翼の３次元形状の計測データに基
づいて実体翼の３次元構造解析モデルを生成する工程
と、実際の支持構造に基づいて形状が予め規格化された
支持台の３次元構造解析モデルを記憶手段から読み出し
て前記実体翼の３次元構造解析モデルと結合させる工程
と、該結合の結果得られた３次元構造解析モデルの構造
解析を行う工程とからなるという手段を採用する。
わる手段として、実体翼の３次元形状の計測データに基
づいて実体翼の３次元構造解析モデルを生成する工程
と、実際の支持構造に基づいて形状が予め規格化された
支持台の３次元構造解析モデルを記憶手段から読み出し
て前記実体翼の３次元構造解析モデルと結合させる工程
と、該結合の結果得られた３次元構造解析モデルの構造
解析を行う工程とからなるという手段を採用する。
【０００７】さらに、本発明では、翼の構造解析装置に
係わる第１の手段として、実体翼の３次元形状を計測し
て計測データとして出力する３次元形状計測装置と、計
測データに基づいて実体翼の３次元構造解析モデルを生
成し、該３次元構造解析モデルに基づいて実体翼の構造
解析を行う演算装置と、３次元構造解析モデルの生成に
必要な情報を演算装置に入力する入力装置と、演算装置
における実体翼の構造解析の結果を出力する出力手段と
を具備する手段を採用する。
係わる第１の手段として、実体翼の３次元形状を計測し
て計測データとして出力する３次元形状計測装置と、計
測データに基づいて実体翼の３次元構造解析モデルを生
成し、該３次元構造解析モデルに基づいて実体翼の構造
解析を行う演算装置と、３次元構造解析モデルの生成に
必要な情報を演算装置に入力する入力装置と、演算装置
における実体翼の構造解析の結果を出力する出力手段と
を具備する手段を採用する。
【０００８】また、翼の構造解析装置に係わる第２の手
段として、上記第１の手段において、実際の支持構造に
基づいて形状が予め規格化された支持台上の実体翼に対
し、支持台の３次元構造解析モデルを予め記憶する記憶
装置を備え、演算装置は、記憶装置から読み出した支持
台の３次元構造解析モデルと自ら生成した実体翼の３次
元構造解析モデルとを結合させて構造解析を行うという
手段を採用する。
段として、上記第１の手段において、実際の支持構造に
基づいて形状が予め規格化された支持台上の実体翼に対
し、支持台の３次元構造解析モデルを予め記憶する記憶
装置を備え、演算装置は、記憶装置から読み出した支持
台の３次元構造解析モデルと自ら生成した実体翼の３次
元構造解析モデルとを結合させて構造解析を行うという
手段を採用する。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して、本発明に
係わる翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法
及び装置の一実施形態について説明する。
係わる翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法
及び装置の一実施形態について説明する。
【００１０】 図１は、本実施形態における構造解析対
象物の平面図である。この図において、符号Ａは、実際
に各種エンジンを構成する実体翼であり、３次元形状を
有するものである。本実施形態では、構造解析用に予め
形状が規格化された支持台Ｂ上に実体翼Ａを構成し、こ
れを３次元構造解析の対象物とする。この支持台Ｂは、
上記実体翼Ａが実際に装着されるエンジン等の支持構造
に基づいて形状設定されたものである。実体翼Ａの支持
構造については、代表形状が幾つかに分類されるので、
本実施形態の実体翼Ａは、この分類に従って形状が予め
規格化された支持台Ｂ上に構成されている。
象物の平面図である。この図において、符号Ａは、実際
に各種エンジンを構成する実体翼であり、３次元形状を
有するものである。本実施形態では、構造解析用に予め
形状が規格化された支持台Ｂ上に実体翼Ａを構成し、こ
れを３次元構造解析の対象物とする。この支持台Ｂは、
上記実体翼Ａが実際に装着されるエンジン等の支持構造
に基づいて形状設定されたものである。実体翼Ａの支持
構造については、代表形状が幾つかに分類されるので、
本実施形態の実体翼Ａは、この分類に従って形状が予め
規格化された支持台Ｂ上に構成されている。
【００１１】図２は、上記実体翼Ａを構造解析する構造
解析装置の機能ブロック図である。この図において、符
号１は３次元形状計測装置であり、上記実体翼Ａの３次
元形状を計測するものである。この３次元形状計測装置
１は、実体翼Ａについて輪切状に複数設定された計測断
面ｄ（図１参照）に沿って検査プローブの先端を翼の表
面に接触させることにより、実体翼Ａの表面形状（３次
元形状）を計測するものである。
解析装置の機能ブロック図である。この図において、符
号１は３次元形状計測装置であり、上記実体翼Ａの３次
元形状を計測するものである。この３次元形状計測装置
１は、実体翼Ａについて輪切状に複数設定された計測断
面ｄ（図１参照）に沿って検査プローブの先端を翼の表
面に接触させることにより、実体翼Ａの表面形状（３次
元形状）を計測するものである。
【００１２】なお、このような接触式の３次元形状計測
装置１に代えて、レーザ光を上記計測断面ｄに沿って照
射し、その反射光に基づいて実体翼Ａの３次元形状を計
測する非接触式の３次元計測器を用いることも可能であ
る。
装置１に代えて、レーザ光を上記計測断面ｄに沿って照
射し、その反射光に基づいて実体翼Ａの３次元形状を計
測する非接触式の３次元計測器を用いることも可能であ
る。
【００１３】符号２は演算装置であり、構造解析プログ
ラムに基づいて動作する一種のコンピュータである。こ
の演算装置２は、上記３次元形状計測装置１によって計
測された３次元形状の形状データに、以下に説明するよ
うな処理を施すことにより実体翼Ａの構造解析モデル
（翼面構造モデル）を生成し、該構造解析モデルに基づ
いて実体翼Ａの振動特性や定常応力特性等を数値解析す
るものである。
ラムに基づいて動作する一種のコンピュータである。こ
の演算装置２は、上記３次元形状計測装置１によって計
測された３次元形状の形状データに、以下に説明するよ
うな処理を施すことにより実体翼Ａの構造解析モデル
（翼面構造モデル）を生成し、該構造解析モデルに基づ
いて実体翼Ａの振動特性や定常応力特性等を数値解析す
るものである。
【００１４】符号３は記憶装置であり、上記構造解析プ
ログラムを記憶すると共に、形状が予め規格化された支
持台Ｂの構造解析モデルを複数種類記憶するものであ
る。また、記憶装置３は、演算装置２における各種演算
処理に必要なデータや入力装置４から入力されたデータ
等をも記憶する。入力装置４は、上記支持台Ｂの寸法等
を入力するために備えられている。
ログラムを記憶すると共に、形状が予め規格化された支
持台Ｂの構造解析モデルを複数種類記憶するものであ
る。また、記憶装置３は、演算装置２における各種演算
処理に必要なデータや入力装置４から入力されたデータ
等をも記憶する。入力装置４は、上記支持台Ｂの寸法等
を入力するために備えられている。
【００１５】符号５は表示装置であり、上記構造解析モ
デルを３次元画像として表示したり、あるいは実体翼Ａ
の振動特性や定常応力特性等を数値表示するためのもの
である。また、符号６は印刷装置であり、構造解析モデ
ルを３次元画像や実体翼Ａの振動特性や定常応力特性等
の構造解析結果を印刷するためのものである。なお、表
示装置５と印刷装置６とは、本実施形態の出力手段を構
成するものである。
デルを３次元画像として表示したり、あるいは実体翼Ａ
の振動特性や定常応力特性等を数値表示するためのもの
である。また、符号６は印刷装置であり、構造解析モデ
ルを３次元画像や実体翼Ａの振動特性や定常応力特性等
の構造解析結果を印刷するためのものである。なお、表
示装置５と印刷装置６とは、本実施形態の出力手段を構
成するものである。
【００１６】次に、図３に示すフローチャートに沿っ
て、上記実体翼Ａの構造解析方法について説明する。な
お、実体翼Ａの構造解析をするに当たっては、３次元形
状計測装置１によって自らの座標系における実体翼Ａの
３次元形状が測定され、その形状データが演算装置２に
取り込まれる。そして、演算装置２によって以下の処理
が実行されることにより構造解析が行われる。
て、上記実体翼Ａの構造解析方法について説明する。な
お、実体翼Ａの構造解析をするに当たっては、３次元形
状計測装置１によって自らの座標系における実体翼Ａの
３次元形状が測定され、その形状データが演算装置２に
取り込まれる。そして、演算装置２によって以下の処理
が実行されることにより構造解析が行われる。
【００１７】図４は、ある計測断面ｄにおける形状デー
タをＸ−Ｙ座標上に示したものである。上記形状データ
は、各計測断面ｄ上に設定された複数の計測ポイントｐ
i（計測番号を示す添字）の３次元座標データ（３次元
形状計測装置１の座標系における座標データ）であり、
各計測断面ｄ毎に計測ポイントに付された計測番号ｉと
共に演算装置２に入力される。
タをＸ−Ｙ座標上に示したものである。上記形状データ
は、各計測断面ｄ上に設定された複数の計測ポイントｐ
i（計測番号を示す添字）の３次元座標データ（３次元
形状計測装置１の座標系における座標データ）であり、
各計測断面ｄ毎に計測ポイントに付された計測番号ｉと
共に演算装置２に入力される。
【００１８】演算装置２は、このような形状データに対
して、実体翼Ａが実際にエンジンに組み付けられた場合
の座標系に基づく形状データ（実形状データ）に変換す
る（ステップＳ1）。そして、これ以降、この実形状デ
ータに基づいて各種処理が行われる。なお、この図では
説明の都合上、計測ポイントｐiの間隔が比較的粗く示
されているが、実際にはもっと密に設定されている。
して、実体翼Ａが実際にエンジンに組み付けられた場合
の座標系に基づく形状データ（実形状データ）に変換す
る（ステップＳ1）。そして、これ以降、この実形状デ
ータに基づいて各種処理が行われる。なお、この図では
説明の都合上、計測ポイントｐiの間隔が比較的粗く示
されているが、実際にはもっと密に設定されている。
【００１９】上記記憶装置３には、実際のエンジンの座
標系（全体座標系）に係わるデータを予め記憶してい
る。演算装置２は、この全体座標系に係わるデータと入
力装置４から指示された３次元形状計測装置１の座標系
（局所座標系）に係わる情報に基づいて形状データを実
形状データにデータ変換する。そして、この実形状デー
タをファイルとして記憶装置３に記憶させる。
標系（全体座標系）に係わるデータを予め記憶してい
る。演算装置２は、この全体座標系に係わるデータと入
力装置４から指示された３次元形状計測装置１の座標系
（局所座標系）に係わる情報に基づいて形状データを実
形状データにデータ変換する。そして、この実形状デー
タをファイルとして記憶装置３に記憶させる。
【００２０】続いて、解析パラメータの編集が行われる
（ステップＳ2）。ここでは、例えば解析パラメータの
１つとして、構造解析モデルにおける実体翼Ａの分割数
（スパン方向の分割数とコード方向の分割数）が入力装
置４から入力されることによって適宜設定される。ここ
で、スパン方向とは、図１に示すように実体翼Ａの長さ
方向であり、コード方とはスパン方向に直交する方向で
ある。
（ステップＳ2）。ここでは、例えば解析パラメータの
１つとして、構造解析モデルにおける実体翼Ａの分割数
（スパン方向の分割数とコード方向の分割数）が入力装
置４から入力されることによって適宜設定される。ここ
で、スパン方向とは、図１に示すように実体翼Ａの長さ
方向であり、コード方とはスパン方向に直交する方向で
ある。
【００２１】また、実体翼ＡのＴＩＰ（先端部）に位置
するＴＩＰ定義断面ｄTとＨＵＢ（受け口）に位置する
ＨＵＢ定義断面ｄHとが入力装置４の操作によって定義
される（ステップＳ3）。このステップＳ2及びステップ
Ｓ3における編集情報、つまりスパン方向の分割数とコ
ード方向の分割数及びＴＩＰ定義断面ｄTとＨＵＢ定義
断面ｄHとは、上記実形状データのファイルのファイル
名と同一のファイル名で記憶装置３に記憶される（ステ
ップＳ4）。
するＴＩＰ定義断面ｄTとＨＵＢ（受け口）に位置する
ＨＵＢ定義断面ｄHとが入力装置４の操作によって定義
される（ステップＳ3）。このステップＳ2及びステップ
Ｓ3における編集情報、つまりスパン方向の分割数とコ
ード方向の分割数及びＴＩＰ定義断面ｄTとＨＵＢ定義
断面ｄHとは、上記実形状データのファイルのファイル
名と同一のファイル名で記憶装置３に記憶される（ステ
ップＳ4）。
【００２２】以上のステップＳ1〜Ｓ4の処理は、解析作
業員が入力装置４から所定情報を入力することによって
行われるものである。そして、以下に説明するステップ
Ｓ5〜Ｓ15の処理は、ステップＳ1〜Ｓ4の処理によって
記憶装置３に記憶された情報と構造解析プログラムに基
づいて演算装置２が自動的に行う処理である。
業員が入力装置４から所定情報を入力することによって
行われるものである。そして、以下に説明するステップ
Ｓ5〜Ｓ15の処理は、ステップＳ1〜Ｓ4の処理によって
記憶装置３に記憶された情報と構造解析プログラムに基
づいて演算装置２が自動的に行う処理である。
【００２３】まず、演算装置２は、記憶装置３から実形
状データを読み出して計測断面ｄの数を検出し（ステッ
プＳ5）、さらに各計測断面ｄにおける計測ポイントｐi
の数を検出する（ステップＳ6）。そして、各計測断面
ｄにおける計測ポイントｐiの折返部、すなわち実体翼
Ａのエッジ部（前縁エッジ部と後縁エッジ部：図４参
照）を検出する（ステップＳ7）。
状データを読み出して計測断面ｄの数を検出し（ステッ
プＳ5）、さらに各計測断面ｄにおける計測ポイントｐi
の数を検出する（ステップＳ6）。そして、各計測断面
ｄにおける計測ポイントｐiの折返部、すなわち実体翼
Ａのエッジ部（前縁エッジ部と後縁エッジ部：図４参
照）を検出する（ステップＳ7）。
【００２４】本実施形態では構造解析を行うに際して、
上記エッジ部は、構造解析に影響を与えないので構造解
析モデルに含める必要はなく、実形状データから折返部
を検出してエッジ部を以下の構造解析モデル生成処理か
ら除外する。ここで、図５は後縁エッジ部に該当する折
返部を拡大表示した図である。この図に示すように、演
算装置２は、各計測ポイントｐiの実形状データに基づ
いて円弧状の部位を折返部として検出する（ステップＳ
8）。
上記エッジ部は、構造解析に影響を与えないので構造解
析モデルに含める必要はなく、実形状データから折返部
を検出してエッジ部を以下の構造解析モデル生成処理か
ら除外する。ここで、図５は後縁エッジ部に該当する折
返部を拡大表示した図である。この図に示すように、演
算装置２は、各計測ポイントｐiの実形状データに基づ
いて円弧状の部位を折返部として検出する（ステップＳ
8）。
【００２５】そして、折返部の入口部に最もに近い計測
ポイントｐe1と出口部に最も近い計測ポイントｐe2をそ
れぞれ検出する。図示しないが、同様にして前縁エッジ
部に該当する折返部についても入口部に最もに近い計測
ポイントｐe3と出口部に最も近い計測ポイントｐe4がそ
れぞれ検出される。
ポイントｐe1と出口部に最も近い計測ポイントｐe2をそ
れぞれ検出する。図示しないが、同様にして前縁エッジ
部に該当する折返部についても入口部に最もに近い計測
ポイントｐe3と出口部に最も近い計測ポイントｐe4がそ
れぞれ検出される。
【００２６】演算装置２は、このように検出された折返
部に対して計測ポイントの修正とその計測番号ｉの検出
を行う。すなわち、演算装置２は、検出された計測ポイ
ントｐe1，ｐe2，ｐe3，ｐe4を各々の折返部の入口と出
口とに移動させる。そして、各計測断面ｄについて計測
ポイントｐiを結んで生成される線を上記コード方向の
分割数に基づいて実体翼Ａのコード方向に分割すること
により、各計測断面ｄ上に複数の分割点を生成する（ス
テップＳ9）。
部に対して計測ポイントの修正とその計測番号ｉの検出
を行う。すなわち、演算装置２は、検出された計測ポイ
ントｐe1，ｐe2，ｐe3，ｐe4を各々の折返部の入口と出
口とに移動させる。そして、各計測断面ｄについて計測
ポイントｐiを結んで生成される線を上記コード方向の
分割数に基づいて実体翼Ａのコード方向に分割すること
により、各計測断面ｄ上に複数の分割点を生成する（ス
テップＳ9）。
【００２７】なお、この場合、計測ポイントｐe1と計測
ポイントｐe2との間に含まれる計測ポイント及び計測ポ
イントｐe3と計測ポイントｐe4との間に含まれる計測ポ
イントが無視されることによって、前縁エッジ部と後縁
エッジ部とは構造解析モデルから除外されることにな
る。上記計測ポイントの修正については、構造解析モデ
ルから除外されるエッジ部（前縁エッジ部と後縁エッジ
部）を極力少なくするように計測ポイントｐe1に，ｐe2
を移動させることも考えられる。
ポイントｐe2との間に含まれる計測ポイント及び計測ポ
イントｐe3と計測ポイントｐe4との間に含まれる計測ポ
イントが無視されることによって、前縁エッジ部と後縁
エッジ部とは構造解析モデルから除外されることにな
る。上記計測ポイントの修正については、構造解析モデ
ルから除外されるエッジ部（前縁エッジ部と後縁エッジ
部）を極力少なくするように計測ポイントｐe1に，ｐe2
を移動させることも考えられる。
【００２８】さらに、演算装置２は、各計測断面ｄの分
割点をスパン方向に結んでＨＵＢ定義断面ｄHまで延長
し、その交点をＨＵＢ定義断面ｄHの分割点として求め
（ステップＳ10）、各計測断面ｄの分割点をスパン方向
に結んでＴＩＰ定義断面ｄTまで延長し、その交点をＴ
ＩＰ定義断面ｄTの分割点として求める（ステップＳ1
1）。
割点をスパン方向に結んでＨＵＢ定義断面ｄHまで延長
し、その交点をＨＵＢ定義断面ｄHの分割点として求め
（ステップＳ10）、各計測断面ｄの分割点をスパン方向
に結んでＴＩＰ定義断面ｄTまで延長し、その交点をＴ
ＩＰ定義断面ｄTの分割点として求める（ステップＳ1
1）。
【００２９】以上のようにして求められたＨＵＢ定義断
面ｄHとＴＩＰ定義断面ｄTとこれら以外の各計測断面ｄ
について求められた各々の分割点を実体翼Ａのスパン方
向に線で結び、該線をスパン方向の分割数に基づいて分
割することにより、実体翼Ａの翼面における構造解析モ
デルの節点（座標）が生成される（ステップＳ12）。図
６は、このように生成された節点によって定義された実
体翼Ａの３次元構造解析モデルである。
面ｄHとＴＩＰ定義断面ｄTとこれら以外の各計測断面ｄ
について求められた各々の分割点を実体翼Ａのスパン方
向に線で結び、該線をスパン方向の分割数に基づいて分
割することにより、実体翼Ａの翼面における構造解析モ
デルの節点（座標）が生成される（ステップＳ12）。図
６は、このように生成された節点によって定義された実
体翼Ａの３次元構造解析モデルである。
【００３０】そして、演算装置２は、このように構成し
た実体翼Ａの構造解析モデルに対して、上記支持台Ｂの
構造解析モデルを連結する。本実施形態では、支持台Ｂ
の形状は、エンジン等における実体翼Ａの実際の支持構
造に基づいて予め幾つか規格化されている。解析作業者
が入力装置４から支持台Ｂの寸法を入力すると、演算装
置２は、この入力情報に基づいて支持台Ｂの形状を特定
すると共に当該支持台Ｂに該当する構造解析モデルを記
憶装置３から読み出して、上記実体翼Ａの構造解析モデ
ルのＨＵＢ側に連結させる。以上の処理によって支持台
Ｂ上に構成された実体翼Ａの３次元構造解析モデルが完
成する。
た実体翼Ａの構造解析モデルに対して、上記支持台Ｂの
構造解析モデルを連結する。本実施形態では、支持台Ｂ
の形状は、エンジン等における実体翼Ａの実際の支持構
造に基づいて予め幾つか規格化されている。解析作業者
が入力装置４から支持台Ｂの寸法を入力すると、演算装
置２は、この入力情報に基づいて支持台Ｂの形状を特定
すると共に当該支持台Ｂに該当する構造解析モデルを記
憶装置３から読み出して、上記実体翼Ａの構造解析モデ
ルのＨＵＢ側に連結させる。以上の処理によって支持台
Ｂ上に構成された実体翼Ａの３次元構造解析モデルが完
成する。
【００３１】ステップＳ14では、この実体翼Ａの３次元
構造解析モデルに対して構造解析を行う。この場合、演
算装置２は、周知のモーダル解析や静解析を行う解析処
理プログラムに従って上記３次元構造解析モデルの振動
特性あるいは応力分布等を解析する。そして、これら解
析結果を表示装置５あるいは印刷装置６に出力する（ス
テップＳ14）。
構造解析モデルに対して構造解析を行う。この場合、演
算装置２は、周知のモーダル解析や静解析を行う解析処
理プログラムに従って上記３次元構造解析モデルの振動
特性あるいは応力分布等を解析する。そして、これら解
析結果を表示装置５あるいは印刷装置６に出力する（ス
テップＳ14）。
【００３２】このように本実施形態によれば、３次元形
状計測装置１によって計測された実体翼Ａの計測データ
の基づいてほぼ自動的に３次元構造解析モデルを生成す
ることができる。また、支持台Ｂは、実際に実体翼Ａが
取り付けられるエンジン等の支持構造に基づいて、その
３次元構造解析モデルが予め記憶装置３に記憶されてい
るので、実体翼Ａの実際の支持構造を含めた３次元構造
解析を短時間かつ精度良く行うことができる。
状計測装置１によって計測された実体翼Ａの計測データ
の基づいてほぼ自動的に３次元構造解析モデルを生成す
ることができる。また、支持台Ｂは、実際に実体翼Ａが
取り付けられるエンジン等の支持構造に基づいて、その
３次元構造解析モデルが予め記憶装置３に記憶されてい
るので、実体翼Ａの実際の支持構造を含めた３次元構造
解析を短時間かつ精度良く行うことができる。
【００３３】
【発明の効果】以上説明したように、本発明に係わる翼
の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置
によれば、以下のような効果を奏する。 （１）実体翼の３次元形状を計測して計測データとして
出力する３次元形状計測装置と、計測データに基づいて
実体翼の３次元構造解析モデルを生成し、該３次元構造
解析モデルに基づいて実体翼の構造解析を行う演算装置
と、３次元構造解析モデルの生成に必要な情報を演算装
置に入力する入力装置と、演算装置における実体翼の構
造解析の結果を出力する出力手段とを具備するので、実
体翼の３次元形状の計測データに基づいて直接に翼の構
造解析を行うことができる。したがって、翼の設計・開
発において性能試験の省略化が可能となるので、翼を構
造の一部とする機器のコスト低減を図ると共に該機器の
開発期間を短縮することが可能となる。 （２）実際の支持構造に基づいて形状が予め規格化され
た支持台上の実体翼に対し、支持台の３次元構造解析モ
デルを予め記憶する記憶装置を備え、記憶装置から読み
出した支持台の３次元構造解析モデルと自ら生成した実
体翼の３次元構造解析モデルとを結合させて構造解析を
行うように演算装置を構成するので、より精度の高い翼
の構造解析を行うことができる。また、支持台の３次元
構造解析モデルを予め記憶装置に記憶しておくことによ
り、３次元構造解析モデルが容易に得られるので、短時
間で実体翼の構造を解析することができる。
の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置
によれば、以下のような効果を奏する。 （１）実体翼の３次元形状を計測して計測データとして
出力する３次元形状計測装置と、計測データに基づいて
実体翼の３次元構造解析モデルを生成し、該３次元構造
解析モデルに基づいて実体翼の構造解析を行う演算装置
と、３次元構造解析モデルの生成に必要な情報を演算装
置に入力する入力装置と、演算装置における実体翼の構
造解析の結果を出力する出力手段とを具備するので、実
体翼の３次元形状の計測データに基づいて直接に翼の構
造解析を行うことができる。したがって、翼の設計・開
発において性能試験の省略化が可能となるので、翼を構
造の一部とする機器のコスト低減を図ると共に該機器の
開発期間を短縮することが可能となる。 （２）実際の支持構造に基づいて形状が予め規格化され
た支持台上の実体翼に対し、支持台の３次元構造解析モ
デルを予め記憶する記憶装置を備え、記憶装置から読み
出した支持台の３次元構造解析モデルと自ら生成した実
体翼の３次元構造解析モデルとを結合させて構造解析を
行うように演算装置を構成するので、より精度の高い翼
の構造解析を行うことができる。また、支持台の３次元
構造解析モデルを予め記憶装置に記憶しておくことによ
り、３次元構造解析モデルが容易に得られるので、短時
間で実体翼の構造を解析することができる。
【図１】 本発明の一実施形態における構造解析対象物
の構成を示す平面図である。
の構成を示す平面図である。
【図２】 本発明の一実施形態における翼の構造解析装
置の機能構成を示すブロック図である。
置の機能構成を示すブロック図である。
【図３】 本発明の一実施形態における翼の構造解析手
順を示すフローチャートである。
順を示すフローチャートである。
【図４】 本発明の一実施形態において、計測断面にお
ける実体翼の２次元形状を示す平面図である。
ける実体翼の２次元形状を示す平面図である。
【図５】 本発明の一実施形態における計測ポイントの
修正処理を説明する説明図である。
修正処理を説明する説明図である。
【図６】 本発明の一実施形態における実体翼の３次元
構造解析モデルを示す図である。
構造解析モデルを示す図である。
Ａ……実体翼 Ｂ……支持台 ｄ……計測断面 ｄT……ＴＩＰ定義断面 ｄH……ＨＵＢ定義断面 ｐi……計測ポイント １……３次元形状計測装置 ２……演算装置 ３……記憶装置 ４……入力装置 ５……表示装置（出力手段） ６……印刷装置（出力手段）
Claims (4)
- 【請求項１】 実体翼の複数の計測断面について複数の
計測ポイントの位置を計測データとして取得する工程
と、 実体翼の先端と受け口とに定義断面をそれぞれ設定する
工程と、 前記計測データに基づいて各計測断面における実体翼の
前縁エッジ部と後縁エッジ部とを検出する工程と、 各計測断面について、前記前縁エッジ部と後縁エッジ部
との間の各計測ポイントを結ぶ線を所定数に分割して複
数の分割点を生成する工程と、 各計測断面相互の対応する分割点を結ぶと共に、該分割
点を結ぶ線を前記各定義面に延長して実体翼の３次元構
造解析モデルを生成する工程と、 を有することを特徴とする翼の構造解析モデル生成方
法。 - 【請求項２】 実体翼の３次元形状の計測データに基づ
いて実体翼の３次元構造解析モデルを生成する工程と、 実際の支持構造に基づいて形状が予め規格化された支持
台の３次元構造解析モデルを記憶手段から読み出して前
記実体翼の３次元構造解析モデルと結合させる工程と、 該結合の結果得られた３次元構造解析モデルの構造解析
を行う工程と、 からなることを特徴とする翼の構造解析方法。 - 【請求項３】 実体翼の３次元形状を計測して計測デー
タとして出力する３次元形状計測装置と、 計測データに基づいて実体翼の３次元構造解析モデルを
生成し、該３次元構造解析モデルに基づいて実体翼の構
造解析を行う演算装置と、 ３次元構造解析モデルの生成に必要な情報を演算装置に
入力する入力装置と、 演算装置における実体翼の構造解析の結果を出力する出
力手段と、 を具備することを特徴とする翼の構造解析装置。 - 【請求項４】 実際の支持構造に基づいて形状が予め規
格化された支持台上の実体翼に対し、支持台の３次元構
造解析モデルを予め記憶する記憶装置を備え、演算装置
は、記憶装置から読み出した支持台の３次元構造解析モ
デルと自ら生成した実体翼の３次元構造解析モデルとを
結合させて構造解析を行うことを特徴とする請求項３記
載の翼の構造解析装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10079899A JPH11281328A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10079899A JPH11281328A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11281328A true JPH11281328A (ja) | 1999-10-15 |
Family
ID=13703138
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10079899A Pending JPH11281328A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 翼の構造解析モデル生成方法並びに構造解析方法及び装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11281328A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001355404A (ja) * | 2000-06-15 | 2001-12-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼面形状作成方法 |
| JP2002221006A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービンノズルのスロートエリア計測方法 |
| JP2007090994A (ja) * | 2005-09-28 | 2007-04-12 | Society Of Japanese Aerospace Co Inc | ブレード翼型の評価方法および設計方法 |
| JP2016205975A (ja) * | 2015-04-21 | 2016-12-08 | 国際航業株式会社 | ３次元モデル作成プログラム |
| WO2021124734A1 (ja) * | 2019-12-17 | 2021-06-24 | 三菱重工業株式会社 | ３次元造形用支持装置及び３次元造形物の製造方法 |
-
1998
- 1998-03-26 JP JP10079899A patent/JPH11281328A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001355404A (ja) * | 2000-06-15 | 2001-12-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼面形状作成方法 |
| JP2002221006A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービンノズルのスロートエリア計測方法 |
| JP2007090994A (ja) * | 2005-09-28 | 2007-04-12 | Society Of Japanese Aerospace Co Inc | ブレード翼型の評価方法および設計方法 |
| JP2016205975A (ja) * | 2015-04-21 | 2016-12-08 | 国際航業株式会社 | ３次元モデル作成プログラム |
| WO2021124734A1 (ja) * | 2019-12-17 | 2021-06-24 | 三菱重工業株式会社 | ３次元造形用支持装置及び３次元造形物の製造方法 |
| CN114761206A (zh) * | 2019-12-17 | 2022-07-15 | 三菱重工业株式会社 | 三维造型用支承装置及三维造型物的制造方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Effective date: 20050915 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070703 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20071106 |