(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブの解析のための装置が提供さする。【解決手段】ＦＥＭシステム３００は、一又は複数の機能又は操作を実行するため、互いに結合された幾つかの異なるサブシステム（各別個のシステム）を含むことができる。特に、ＦＥＭシステムは、インポータ３０２、ノード識別器３０４、荷重アプリケータ３０６、及び一又は複数の操作を実行するため互いに連結されたアナライザ３０８を含みうる。幾つかの例では、これらの操作は、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するため、前縁リブの有限要素モデルを含みうる。【選択図】図３
2018030569.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブ（４００）を解析するための装置（１３００）であって、前記前縁リブ（４００）は複数の補強材（４０２）からなり、前記装置（１３００）はプロセッサ（１３０２）と実行可能命令を保存するメモリ（１３０４）とを備え、前記プロセッサ（１３０２）による前記実行可能命令の実行に応答して、前記装置（１３００）は少なくとも、
前記複数の補強材（４０２）の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、このことは、前記装置（１３００）が、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前記前縁リブ（４００）に対応する幾何形状の集合（２０２）であって、少なくとも前記前縁リブ（４００）の前記複数の補強材（４０２）を表わし、前記幾何形状の集合の各幾何形状に関しては前記複数の補強材（４０２）の各補強材を表わす幾何形状の集合を抽出し、
前記幾何形状の中心線に垂直な平面での前記幾何形状のセクションカット（２０４）であって、前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するセクションカットを抽出し、
前記断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性（２０６）を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記複数の補強材（４０２）の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブ（４００）の故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定する、装置（１３００）。
【請求項２】
前記断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含み、
前記各補強材（４０２）はフランジとウェブを含み、また、断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、また、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む前記断面の配向を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力し、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記装置が前記解析を実行することは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記解析を実行することを含む、請求項２に記載の装置。
【請求項４】
前記各補強材（４０２）は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、前記装置は更に、前記ウェブの厚みに対して、前記中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定し、また、前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、前記断面と前記オフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
【請求項５】
前記装置が前記複数の補強材（４０２）の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成し、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル、又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材（４０２）の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含み、
前記装置が前記幾何形状の集合を抽出し、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルから前記前縁リブ（４００）のための前記幾何形状の集合を抽出し、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記装置が前記解析を実行することは、少なくとも、
前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する前記断面を形成する各幾何形状に対応するセクションカットを含む複数のセクションカット（５０２）を、前記前縁リブ（４００）の有限要素モデルにインポート（３０２）し、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素（３０４）を特定し、その結果として、インポートされる前記複数のセクションカットの各々に対して、それぞれ最も外側のノードを特定し、
最も外側のノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定し、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、最も外側ノードに近接した軸の負の部分の上での前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出し、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することを含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
【請求項６】
前記各補強材（４０２）は少なくともフランジとウェブを含み、前記装置が前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、請求項５に記載の装置。
【請求項７】
航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための方法であって、前記前縁リブは複数の補強材（４０２）からなり、前記方法は、
前記複数の補強材（４０２）の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することであって、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前記前縁リブに対応する幾何形状の集合であって、少なくとも前記前縁リブの前記複数の補強材（４０２）を表わし、前記幾何形状の集合の各幾何形状に関しては前記複数の補強材（４０２）の各補強材を表わす幾何形状の集合を抽出し、
前記幾何形状の中心線に垂直な平面で前記幾何形状のセクションカットであって、前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するセクションカットを抽出し、
前記断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記複数の補強材（４０２）の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定すること
を含む方法。
【請求項８】
前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記各補強材はフランジとウェブを含み、前記断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む前記断面の配向を含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力すること、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、前記解析を実行することは、前記スプレッドシートファイル及びＩＧＥＳファイルを使用して前記解析を実行することを含む、請求項７から９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
前記各補強材は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、前記方法は更に、ウェブの厚みに対して前記中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定することを含み、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、前記断面と前記オフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む、請求項７又は８に記載の方法。
【請求項１２】
前記複数の補強材（４０２）の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成すること、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材（４０２）の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定すること
を含む、請求項７から１１のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１３】
前記幾何形状の集合を抽出し、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルから前記前縁リブのための前記幾何形状の集合を抽出することと、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、各補強材を特定することと
を含む、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記解析を実行することは、
前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する前記断面を形成する各幾何形状に対応するセクションカットを含む複数のセクションカットを、前縁リブの有限要素モデルにインポートすることと、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定することと、
前記各ノードのうちの最も近い外側ノードと要素をそれぞれ起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定することと、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素に近接し、最も近い外側ノードに近接した軸の負の部分の上での前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出することと、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することと
を含む、請求項７から１３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１５】
前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は概して構造体のモデリングと解析に関し、具体的には、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブのモデリングと解析に関する。
【背景技術】
【０００２】
数値モデリングと解析技術は、多くの工学的構造体と構成される構造構成要素の設計及び検証における、重要なツールである。一般的なコンピュータベースの数値モデリングと解析技術の１つが、有限要素モデリングと解析である。様々な数値モデリング解析技術に従って、数値モデルは、幾何学、構成要素、特性、荷重、制約条件などの観点から作業環境を画定することができ、更には、作業環境内の工学的構造体の構造的完全性を判定するように解き、解析可能である。数値モデリング及び解析によって、特に有限要素解析では、複雑なシステムを扱いやすい（有限の）幾つかの要素（例えば、一連のステップとして描かれた曲線）に落とし込むことが可能である。これらの数値モデルと解析は、様々な荷重環境下で新しい航空機製品設計の挙動の判定を支援するためなど、幾つかの目的に使用されうる。
【０００３】
構造製品の有限要素モデル（例えば、有限要素メッシュ）は、製品のコンピュータ支援設計（ＣＡＤ）モデルから直接生成することができる。追加的に又は代替的に、構造製品の慣性特性及び／又は幾何学的詳細、例えば、面積、慣性モーメント、重心などは、対応するソリッドモデルの一部を有限要素モデルにインポートすることによって、解析のために特定することができる。しかしながら、幾つかの（性質の似通った）製品に関しては、ソリッドモデルから情報を抽出すること、及びその情報から有限要素モデルを構築して解析することは、極端に複雑になり、過大な計算リソースを必要とすることがある。場合によっては、抽出のための幾何形状の特定など、手作業による技術が欠かせないが、手作業による技術は多くの場合、過大な時間を要する。
【０００４】
したがって、上述の問題の少なくとも一部、並びに、起こりうる他の問題を勘案するシステム及び方法を有することが望ましいかもしれない。
【発明の概要】
【０００５】
本開示の例示的な実装は、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するためのシステム、方法及びコンピュータ可読記憶媒体の改良を目的としている。特に、本システムは、構造的完全性の判定に使用される、前縁リブの幾何学的特性と慣性特性の認識を自動化しうる。前縁リブのソリッドモデルを使用することで、大量の構成要素に対しても、本システムは、時間効率のよい方法で幾何学的特性と慣性特性を認識しうる。その直接的な結果として、本システムは、その後の解析及び設計フローに要する時間全体を８０％程度低減することが可能になりうる。本システムはまた、同様の手作業による処理に関連するエラーの発生も低減しうる。
【０００６】
幾つかの例示的な実装では、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための方法が提供される。この方法は、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含みうる。この方法はまた、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するための解析を実行すること、故障率から外部荷重下での前縁リブの構造的完全性を判定することを含みうる。
【０００７】
特に、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、幾何形状の集合が前縁リブの少なくとも複数の補強材を表わす航空機翼の固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前縁リブに対応する幾何形状の集合を抽出することを含みうる。複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することはまた、複数の補強材の中の各補強材を表わす幾何形状の集合の中の各幾何形状に対して、幾何形状の中心線に垂直な平面で、幾何形状のセクションカット（ｓｅｃｔｉｏｎ  ｃｕｔ）を抽出することを含みうる。セクションカットは、各補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成する。複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭（ｇｅｎｅｒｉｃ  ｐｒｏｆｉｌｅ）との相関関係に基づいて、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、各補強材を特定することも含みうる。
【０００８】
前述の方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む。
【０００９】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、各補強材はフランジとウェブを含み、また、断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む断面の配向を含む。
【００１０】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力すること、断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルへエクスポートすること、並びに、スプレッドシートファイル及びＩＧＥＳファイルを使用した解析の実行を含む解析を実行すること、を含む。
【００１１】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、各補強材は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、方法は更に、ウェブの厚みに対して、中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定することを含み、また、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、断面とオフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む。
【００１２】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、航空機翼の固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成すること、並びにこれから、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルに少なくとも部分的に基づいて、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定すること、を含む。
【００１３】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、幾何形状の集合を抽出し、一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルから前縁リブに対応する幾何形状の集合を抽出すること、並びに、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルに少なくとも部分的に基づいて、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、各補強材を特定すること、を含む。
【００１４】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、解析を実行することは、各補強材の一又は複数の幾何学的特性と慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成する各幾何形状のためのセクションカットを含む複数のセクションカットを、前縁リブの有限要素モデルにインポートすること、インポートされる複数のセクションカットに近接した有限要素モデルの各ノードと要素を特定すること、各ノードのうちの最も近い外側ノードと要素を起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定すること、有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、各ノードの中で最も近い外側ノードと要素に近接し、最も近い外側ノードに近接した軸の負の部分の上での有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出すること、並びに、要素の内部荷重分布に基づいて、外部荷重下での前縁リブの故障率を予測すること、を含む。
【００１５】
前述のいずれかの方法の幾つかの例示的な実装、又は後述のいずれかの例示的な実装、或いはそれらの任意の組み合わせにおいて、各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、フランジとウェブを表わす有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす。
【００１６】
幾つかの例示的な実装では、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための装置が提供される。装置はプロセッサと実行可能な命令を保存するメモリとを備え、実行可能な命令がプロセッサによって実行されると、装置は幾つかのサブシステム、例えば、前述のいずれかの例示的な実装、又はそれらの任意の組み合わせの方法を少なくとも実行するように構成されうるソリッドモデラ及びＦＥＭシステムなどを実装する。
【００１７】
幾つかの例示的な実装では、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するためのコンピュータ可読記憶媒体が提供される。コンピュータ可読記憶媒体は、非一過性であり、且つ、コンピュータ可読プログラムコード部分が保存されており、このコンピュータ可読プログラムコード部分がプロセッサによって実行されると、装置は、少なくとも、前述のいずれかの例示的な実装、又はそれらの任意の組み合わせの方法を実行する。
【００１８】
本開示の上記の特徴、態様、及び利点、及びその他の特徴、態様、及び利点は、下記の詳細説明と共に、簡潔に後述する添付図面を参照することで明らかになろう。本開示は、本書に記載の特定の例示的な実装において、本開示に明記する２つ、３つ、４つ、又はそれよりも多くの特徴又は要素が明示的に組み合わされているか、若しくは列挙されているか否かにかかわらず、このような特徴又は要素の任意の組み合わせを含む。この開示は、本開示のいかなる分離可能な特徴又は要素も、その態様及び例示的な実装のいずれにおいても、本開示の文脈がそうでないことを明確に指示していない限り組合せ可能であることが意図されている、つまり組合せ可能であると、見なされるように、全体論的に読まれるためのものである。
【００１９】
したがって、この「発明の概要」は、本開示の幾つかの態様の基本的な理解を提供するために、幾つかの例示的な実装を要約することのみを目的に提供されていると理解されたい。したがって、上述の例示的な実装は例に過ぎず、いかなる意味においても、本開示の範囲又は本質を狭めると解釈すべきではないことを理解されたい。その他の例示的な実装、態様、及び利点は、添付図面と併せて下記の詳細説明を参照することで明らかになろう。添付図面は、例を用いて、記載されているいくつかの例示的な実装の原理を示すものである。
【００２０】
上記のように本開示の例示的な実装を一般的な用語で説明したが、これより添付図面を参照する。これらの図面は必ずしも正確な縮尺で描かれているわけではない。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本開示の例示的な実装による、構造解析システムを示す図である。
【図２】本開示の例示的な実装による、適切なソリッドモデラの図である。
【図３】本開示の例示的な実装による、適切なＦＥＭシステムを示す図である。
【図４Ａ】本開示の例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを示す図である。
【図４Ｂ】本開示の例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを示す図である。
【図４Ｃ】本開示の例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを示す図である。
【図４Ｄ】本開示の例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを示す図である。
【図５Ａ】本開示の例示的な実装による、前縁リブの３次元モデルを示している。
【図５Ｂ】本開示の例示的な実装による、前縁リブの３次元モデルを示している。
【図５Ｃ】本開示の例示的な実装による、前縁リブの３次元モデルを示している。
【図６】本開示の例示的な実装による、一般的な輪郭を示す図である。
【図７】本開示の例示的な実装による、有限要素モデルを示している。
【図８Ａ】本開示の例示的な実装による、有限要素モデルを示している。
【図８Ｂ】本開示の例示的な実装による、有限要素モデルを示している。
【図９】本開示の例示的な実装による、有限要素モデルを示している。
【図１０】例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析する方法の様々な操作を示すフロー図である。
【図１１】例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析する方法の様々な操作を示すフロー図である。
【図１２】例示的な実装による、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析する方法の様々な操作を示すフロー図である。
【図１３】幾つかの例示的な実装による装置を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
本開示の幾つかの実装を、添付図面を参照してこれより下記で一層網羅的に説明するが、添付図面には、本開示の実装のすべてではなく一部しか示されていない。実際のところ、本開示の様々な実装は、多くの異なる形態で具現化されてよく、本書に明記されている実装に限定されると解釈すべきではない。むしろ、これらの例示的な実行形態は、本開示が包括的かつ完全なものになるように、かつ、当業者に本開示の範囲が十分に伝わるように、提供されている。例えば、別途記載されない限り、何かを「第１の」、「第２の」などのように言及しても、特定の順番を暗示していると解釈すべきではない。同様に、本書では例えば、定量的な尺度、値、関係など（例えば平面、共平面、垂直）への言及が行われうる。別途明記されない限り、これらのすべてではないがそのうちの一又は複数はいずれも、絶対的又は近似的に、工学上の公差などによるものといった、発生しうる許容可能な変動の原因となりうる。類似の参照番号は、全体を通して類似の要素を表わす。
【００２３】
本開示の例示的な実装は概して、少なくとも物理的な構造のモデリング及び解析を対象とする。例示的な実装は、構造体が航空機翼を含む航空機である航空宇宙応用に関連して説明され、解析は航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブに対して実行される。しかし、例示的な実装は、航空宇宙産業とそれ以外の両方における他の多種多様な応用に関連して利用されうることを、理解されたい。
【００２４】
更に、例示的な実装は主として、ソリッドモデルと構造体の有限要素モデル、並びに有限要素モデルによる有限要素解析の成績との関連で記述される。しかしながら、例示的な実装は、任意の数の異なるモデルを展開するように構成されてもよく、これらのモデルのうちの一又は複数はソリッドモデル又は有限要素モデルであるとみなされないことがある。例示的な実装は、有限要素解析とはみなされない一又は複数のモデルによる、任意の数の異なる解析を実行するように構成されうる。他の適切な解析の例には、有限差分解析、有限体積解析、一又は複数の確率論的な方法などが含まれる。他の適切なモデルの例には、計算流体力学モデル、熱的モデル、又は、本書には明示的に記載されていない他の任意のタイプのモデルが含まれる。
【００２５】
図１は、本開示の例示的な実装による、構造解析システム１００を示している。以下で更に詳細に説明されるように、幾つかの例では、構造解析システムは、一又は複数の適切な構造体のモデルを展開し、少なくとも１つのモデルによる構造体の解析を実行し、解析から得られるデータに基づいて構造的完全性を判定するように構成されうる。本書で更に具体的に記載される例示的な実装では、構造解析システムは、ソリッドモデルを受容又は生成し、ソリッドモデルの少なくとも一部に基づいて、構造体の解析のための有限要素モデルを展開するように構成されうる。
【００２６】
構造解析システム１００は、幾つかの機能又は操作を、自動的に、オペレータの直接制御下で、又はこれらの組み合わせによって、実行するように構成されうる。その際、構造解析システムは、一又は複数の機能又は操作を自動的に、すなわち、オペレータによって直接制御されることなく、実行するように構成されうる。追加的に又は代替的に、構造解析システムは、一又は複数の機能又は操作を、オペレータの直接制御下で実行するように構成されてもよい。
【００２７】
構造解析システム１００は、一又は複数の機能又は操作を実行するため互いに連結された幾つかの異なるサブシステム（各々は個別のシステム）の一又は複数のいずれかを含んでもよい。図１に示すように、例えば、構造解析システムは、互いに連結されうるソリッドモデラ１０２と有限要素法（ＦＥＭ）システム１０４を含みうる。構造解析システムの一部として示されているが、ソリッドモデラ又はＦＥＭシステムは、構造解析システムと通信している点を除いて、システムから分離されていてもよい。サブシステムの一方は、サブシステムの他方とは関係なく、別個のシステムとして機能又は動作しうることも、理解されたい。更に、構造解析システムは、図１に示される一又は複数の付加的な又は代替的なサブシステムを含みうることも理解されたい。
【００２８】
本開示の例示的な実装に従って、構造解析システム１００は、構造体をモデル化し解析してもよく、この構造体は、内部に複数の前縁リブを有する固定された前縁部分を含みうる航空機翼を含む航空機あってもよく、或いはそれを含んでもよい。ソリッドモデラ１０２は、航空機翼を含む航空機の一又は複数の適切なソリッドモデル、例えば、３次元（３Ｄ）モデルを展開しうる。例えば、ソリッドモデラは、航空機翼及び／又はその様々な構成要素を含む航空機の３Ｄモデルを受容又は生成するように構成されうる。
【００２９】
３Ｄモデルは、幾何形状の集合によって、航空機及びその構成要素（例えば、航空機翼）を表わしうる。例えば、３Ｄモデルは航空機及びその構想要素を、稜線、面、点（例えば、頂点）などのコンピュータグラフィックスの基本図形の集合として表わすことがあり、これらは、面、容積又は部分を含む各製品及びその構成要素の３Ｄ幾何形状を反映するため、多角形又は数学的に導かれた他の構造体にアレンジされることがある。航空機は、「境界」表現、すなわち、製品が占める空間を画定する多角形の集合によって定義されてもよく、これらは製品の各構成要素が占める空間を画定する多角形の部分集合を含んでもよい。製品によっては、３Ｄモデルは何十万個もの多角形を使用することがある。
【００３０】
したがって、その操作に関しては、ソリッドモデラ１０２は市販のソフトウェアツールの恩恵を受けることができる。適切のソフトウェアツールの例には、仏ヴェリジー＝ヴィラクブレーのダッソー・システムズＳ．Ａ．から市販されているＣＡＴＩＡ、ＳｏｌｉｄＷｏｒｋｓなどのコンピュータ支援設計（ＣＡＤ）システムが含まれる。適切なソフトウェアツールの他の例には、Ｓｉｍｕｌｉａ（ダッソー・システムズの子会社）から市販されているＡＢＡＱＵＳ  ＣＡＥ、ミシガン州トロイのアルテアエンジニアリングから市販されているＡｌｔａｉｒ  Ｈｙｐｅｒｍｅｓｈ、カリフォルニア州ニューポートビーチのＭＳＣソフトウェアコーポレーションから市販されているＰＡＴＲＡＮ、ペンシルバニア州キャノンズバーグのＡＮＳＹＳ，  Ｉｎｃ．から市販されているＡＮＳＹＳソフトウェアスイート、ヴァージニア州ニューポートニューズのＣｏｌｌｉｅｒ  Ｒｅｓｅａｒｃｈ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎから市販されているＨｙｐｅｒＳｉｚｅｒ（登録商標）、コロラド州コロラドスプリングスのＶａｎｄｅｒｐｌａａｔｓ  Ｒ＆Ｄ，  Ｉｎｃ．から市販されているＧＥＮＥＳＩＳなどが含まれる。
【００３１】
ＦＥＭシステム１０４は、航空機翼を含む航空機の一又は複数の適切な有限要素モデルを展開し、解析しうる。例えば、ＦＥＭシステムは、航空機翼及び／又はその様々な構成要素を含む航空機の有限要素モデルを受容又は生成するように構成されうる。有限要素モデルは、有限要素のメッシュによって航空機を表わすことができ、航空機が０次元、１次元、２次元又は３次元の構成要素、例えば、バー構成要素によって表わされうることが、当業者には容易に理解されうる。要素は、各要素が結節点（ｎｏｄａｌ  ｐｏｉｎｔｓ）又はノードと呼ばれる一組の特徴点を有しうる数学的モデルの、一又は複数の分離された（重なり合わない）構成要素であってもよく、或いはそれを含んでもよい。
【００３２】
各要素は、一組の結節点での、未知の機能の値又は機能として特徴付けられる、有限な数の自由度の観点から具現化されうる。要素は更に、２つの要素が接続されうる点として機能し、要素の状態を特定する自由度（ＤＯＦ）を含みうる。自由度は、接続された結節点での状態変数の値及び／又は微分係数（ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｓ）として定義され、状態変数はモデルの数学的状態を記述するために利用される変数と称されることもある。幾つかの例示的な実装では、要素の幾何形状が結節点の幾何学的組の配置によって定義されうるように、結節点は要素の隅部及び／又は端点に配置されうる。
【００３３】
結節点の各組に対するノードのデータセットは、結節点の組の各結節点における航空機の特性又は状態の値を含みうる。適切な特性の例には、残余厚さ（ｒｅｓｉｄｕａｌ  ｔｈｉｃｋｎｅｓｓ）、主曲率、弾性係数、熱膨張係数などの、何学的特性又は慣性特性、並びに構造特性が含まれる。構造特性は、各結節点での構造体の材料挙動を規定しうる。適切な状態の例には、導き出された応力テンソル及び変形テンソルの成分、並びに各結節点での温度などの状態変数が含まれる。この方法はまた、要素の力、特性など、要素ベースのデータセットにも適用可能である。
【００３４】
ＦＥＭシステム１０４はまた、航空機の有限要素モデルの解析の実行にも適用されうる。航空機の解析は、一又は複数のアルゴリズムによる解析及び／又は測定値に基づく解析であってもよく、或いはそれらを含んでもよい。例えば、ＦＥＭシステムは、有限要素モデルから支配マトリクス方程式（ｇｏｖｅｒｎｉｎｇ  ｍａｔｒｉｘ  ｅｑｕａｔｉｏｎｓ）を導き出し、解くように構成されうる。ＦＥＭシステムはまた、解（例えば、変位、応力、特殊応力（ｓｐｅｃｉａｌｉｚｅｄ  ｓｔｒｅｓｓｅｓ）、誤差インジケータ）の妥当性をチェックするように構成されてもよく、幾つかの例では、ＦＥＭシステムは、有限要素モデル及び／又は解に対する少なくとも１つの他の適切な解析を実行してもよい。
【００３５】
ＦＥＭシステム１０４は、市販のソフトウェアツールの恩恵を受けうる。適切なツールの例には、ダッソー・システムズＳ．Ａ．から市販されているＡｂａｑｕｓ、ＡＮＳＹＳソフトウェアスイート（Ｆｌｕｅｎｔ）、ＭＳＣソフトウェアコーポレーションから市販されているＮＡＳＴＲＡＮ／ＰＡＴＲＡＮ、マサチューセッツ州バーリントンのＣＯＭＳＯＬ  Ｉｎｃ．から市販されているＳｏｌｉｄＷｏｒｋｓ（ＣＯＳＭＯＳｗｏｒｋｓ）、ＣＯＭＳＯＬ  Ｍｕｌｔｉｐｈｙｓｉｃｓ（登録商標）（ＦＥＭＬＡＢ）、ＧＥＮＥＳＩＳ、アルテアエンジニアリングから市販されているＡｌｔａｉｒ  ＨｙｐｅｒＶｉｅｗ、テキサス州プラノのシーメンスＰＬＭソフトウェアから市販されているＮＸ（Ｕｎｉｇｒａｐｈｉｃｓ）、コロラド州ウェストミンスターのＫ＆Ｋアソシエイツから市販されているＴＡＫ  ２０００、マサチューセッツ州ニーダムのＰＴＣ  Ｉｎｃ．から市販されているＰｒｏ／ＥＮＧＩＮＥＥＲ、カリフォルニア州リバモアのリバモアソフトウェアテクノロジーコーポレーション（ＬＳＴＣ）から市販されているＬＳ−ＤＹＮＡ（登録商標）などが含まれる。
【００３６】
より具体的には、本開示の例示的な実装に従って、ソリッドモデラ１０２は、航空機翼の固定された前縁部分の３Ｄモデルから、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定するように構成されうる。ＦＥＭシステム１０４は、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するための解析を実行するように構成されうる。故障率から、ＦＥＭシステムはまた、外部荷重下で前縁リブの構造的完全性を判定するように構成されうる。ここで図２及び図３を参照すると、本開示の例示的な実装による適切なソリッドモデラとＦＥＭシステムのより具体的な例がそれぞれ示されている。
【００３７】
図２は、例示的な一実装により、図１のソリッドモデラ１０２に対応しうる適切なソリッドモデラ２００を示している。図示のように、ソリッドモデラは、一又は複数の機能又は操作を実行するため、互いに連結される幾つかのサブシステム（各別個のシステム）の一又は複数をそれぞれ含みうる。特に、ソリッドモデラは、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定するため、互いに連結された、幾何形状抽出器２０２、セクションカット抽出器２０４及び特性識別器２０６を含みうる。
【００３８】
特に、幾何形状抽出器２０２は、航空機翼の固定された前縁部分の３Ｄモデルから、前縁リブに対する幾何形状の集合を抽出するように構成されてもよく、幾何形状の集合は少なくとも前縁リブの複数の補強材を表わしうる。セクションカット抽出器２０４は、複数の補強材の中の各補強材を表わす幾何形状の集合の各幾何形状に対して、セクションカットを抽出するように構成されうる。セクションカットは、本書では「垂直な平面」と称されることもある幾何形状の中心線に垂直な平面で抽出されうる。セクションカットは、複数の補強材の中の各補強材に対応する断面を形成することがあり、その結果、断面は各補強材に対応する幾何学的特性又は慣性特性を有しうる。
【００３９】
幾つかの例では、セクションカット抽出器２０４は、幾何形状の複数の中心線を画定及び／又は作成するように構成されてもよく、更に、前縁リブの各補強材の中心線に対して、複数の垂直な平面を画定及び／又は作成してもよい。例えば、セクションカット抽出器は、前縁リブの外側モールドライン（ＯＭＬ）平面及び内側補強材ラインを特定しうる。これは、補強材の平行線及び／又は、中心線が作成されうる曲線を特定することを含んでもよく、既に示したように、垂直な平面は中心線に対して画定されうる。これらの例では、複数の垂直平面は、同一の補強材に対して必要とされる解析に基づいて、複数のセクションカットを抽出するように画定されうる。
【００４０】
特性識別器２０６は、断面（セクションカットによって特定されるように）と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、断面の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、これによって、各補強材を特定するように構成されうる。幾何学的特性又は慣性特性の最大値及び／又は最小値を決定するため、複数の補強材に対する垂直平面は、断面の重要な位置を横断して、移動可能なように配置することができる。幾つかの例では、システムは、幾何学的特性の最小値に少なくとも部分的に基づいて、解析中の控えめな故障モードの判定に備えうる。
【００４１】
幾つかの実装では、幾何学的特性又は慣性特性は、断面タイプ（例えば、プラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面）及び／又は断面の配向（例えば左ウェブ又は右ウェブの配向）を含みうる。幾つかの例では、特性識別器２０６は、セクションカットを一般的な輪郭に関連付け、両者の間に画定されるオフセット平面を使用して、幾つかの交点を特定し、また、断面タイプは、交点と、垂直平面又は中心線に対する交点の位置に少なくとも部分的に基づいて、特定されうる。
【００４２】
特に、幾つかの例では、補強材は一又は複数のフランジとウェブを含むことがあり、特性識別器２０６は、オフセット平面が補強材のウェブの厚みよりわずかに大きい中心線のいずれかの側に、オフセット平面を画定しうる。例えば、オフセット平面は、ある程度の変動（例えば、ウェブの厚み＋０．１０）を考慮して、両者の間の距離がウェブの厚みに等しくなるように、中心線のいずれかの側の等しい距離に画定されうる。特性識別器は次に、断面とオフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、フランジの配置及び／又は位置を特定しうる。したがって、断面タイプ、寸法測定値、重心又は慣性モーメントは、一般的な輪郭の特徴に関して判定されうる。
【００４３】
セクションカット２０４は、複数の中心線を画定及び／又は作成するための様々な機能又は操作を実行するように構成されうる。特に、セクションカット抽出器は、前縁部の中央平面を航空機翼の固定された前縁部の３Ｄモデルと交差させることによって、曲線の輪郭を生成しうる。次に、個々の曲線を特定するため、曲線の輪郭は分解されうる。個々の特定された曲線間の中間点を接続するスプラインは、これによって、中心線として画定されうる。
【００４４】
幾つかの例では、断面の幾何学的特性又は慣性特性は、断面でのフランジとウェブの寸法測定値を含みうる。例えば、幾何学的特性又は慣性特性は、断面でのフランジとウェブとの間のエッジフィレット及び／又は角度を含みうる。
【００４５】
例示的な実装は主として、航空機翼の固定された前縁部分の３Ｄモデルを参照して説明されるが、幾つかの例では、ソリッドモデラは、３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成するように構成されうることに留意されたい。これらの例では、幾何形状抽出器２０２は、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ表面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルから、前縁リブの幾何形状の集合を抽出してもよく、また、特性識別器２０６は、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルに少なくとも部分的に基づいて、複数の補強材の、より具体的には断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、各補強材を特定しうる。
【００４６】
例えば、幾何形状抽出器２０２は、モデルタイプ（例えば、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル、又はこれらの組み合わせ）を決定し、これによって、複数の補強材に対応する曲線及び／又は平面を抽出し、セクションカット抽出器２０４によって、補強材からセクションカットが抽出されうる。これによって、特性識別器２０６は、モデルタイプから特定可能な特性を決定しうる。例えば、面積、慣性モーメント又は重心などの特性は、１Ｄモデルから特定可能で、ゲージや厚み（例えば、ウェブの厚み）は、２Ｄモデルから特定可能でありうる。
【００４７】
幾つかの例では、特性識別器２０６（又は、ソリッドモデラ２００の別のサブシステム）は更に、断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む幾何学的特性又は慣性特性を、スプレッドシートファイル（例えば、Ｅｘｃｅｌファイル）に出力し、断面タイプ及びその様々な詳細を初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートするように構成されている。
【００４８】
図３は、例示的な一実装に従って、図１のＦＥＭシステム１０４に対応しうる適切なＦＥＭシステム３００を示している。図示のように、ＦＥＭシステムは、一又は複数の機能又は操作を実行するため、互いに結合された幾つかの異なるサブシステム（各別個のシステム）を含むことができる。特に、ＦＥＭシステムは、インポータ３０２、ノード識別器３０４、荷重アプリケータ３０６、及び一又は複数の操作を実行するため互いに連結されたアナライザ３０８を含みうる。幾つかの例では、これらの操作は、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するため、前縁リブの有限要素モデルを含みうる。
【００４９】
特に、インポータ３０２は、各セクションカットが、複数の補強材の中の各補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成しうる、前縁リブの有限要素モデルに、複数のセクションカットをインポートするように構成されうる。幾つかの例では、セクションカットは、ソリッドモデラ２００によって提供されるように、ＩＧＥＳファイルを使用してインポートされ、また、同様に、寸法測定値、重心又は慣性モーメントなどの幾何学的特性又は慣性特性は、スプレッドシートを使用してインポートされうる。有限要素モデルはこれによって、前縁リブの解析の実行に使用するため、複数の補強材の幾何学的特性又は慣性特性を含みうる。
【００５０】
既に示したように、幾つかの例では、幾何学的特性又は慣性特性が特定され、その結果、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせから、出力及び／又はエクスポートされうる。これらの例では、インポータ３０２は、複数のセクションカットを、１Ｄ及び／又は２Ｄモデルからエクスポートされるにつれて、有限要素モデルにインポートするように構成されている。したがって、インポートされた幾何学的特性又は慣性特性は、１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルに基づきうる。例えば、モデルが２Ｄ平面モデルを含む場合には、インポータはモデルタイプが２Ｄ平面モデルを含むことを判定し、その結果、幾何学的特性又は慣性特性によって特定されるにつれて、ウェブのゲージを含むように有限要素モデルを更新する。
【００５１】
ノード識別器３０４は、インポートされた複数のセクションカットに近接した有限要素モデルのノードと要素を特定するように構成されうる。その結果、ノード識別器は更に、各ノードの中の最も外側のノードと要素を特定しうる。最も外側の共通ノードがそれらの交点を表わすように、最も外側のノードは、補強材のフランジとウェブを表わす有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであってもよい。荷重アプリケータ３０６は次に、外部荷重を有限要素モデルに加えるように構成されてもよく、その条件下で、アナライザ３０８は、各ノードに近接する要素の内部荷重分布を抽出するように構成されうる。アナライザは更に、要素の内部荷重分布に基づいて、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測しうる。
【００５２】
幾つかの例では、ＦＥＭシステム３００が有限要素モデルを解いて内部荷重を抽出することは求められておらず、有限要素モデルは、内部荷重が抽出に利用できるように、既に解かれていてもよいことに留意されたい。特に、ノード識別器３０４はインポートされたセクションカットを使用し、これに関する局所軸システム（ｌｏｃａｌ  ａｘｉｓ  ｓｙｓｔｅｍ）を画定しうる。次に、アナライザ３０８は、各セクションカットに最も近い外側ノードで内部荷重を抽出してもよく、更に、当該軸システムでセクションカットを表わす全ノードと要素に対して、抽出された内部荷重を合計してもよい。
【００５３】
幾つかの例では、より具体的に、アナライザ３０８は、最も外側のノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定しうる。これらの例では、最も外側のノードを起点とする各直交座標系の各軸に関しては、アナライザは、直交座標系と近接した最も外側のノードについて、軸の負の部分の上での近接したノードと要素の内部荷重分布のみを抽出しうる。幾つかの実装では、内部荷重分布の６つの成分（荷重成分）が抽出されうる。荷重成分は、例えば、直交座標系の各軸の要素の力とモーメントを含みうる。特に、力とモーメントは各軸に対して抽出され、３つの力成分と３つのモーメント成分をもたらし、外部荷重下で予測される故障率は、これら６つの荷重成分に基づきうる。
【００５４】
幾つかの実装では、ＦＥＭシステム３００が前縁リブの構造的完全性を判定するように構成されることは、内部荷重分布と複数の補強材の幾何学的特性又は慣性特性に基づいて、前縁リブの安全マージンを決定するようにアナライザ３０８が構成されることを含む。安全マージンが負になる場合には、アナライザは、安全マージンに負の影響を及ぼす複数の補強材の幾何学的特性と慣性特性を調整するように構成されうる。アナライザは次に、外部荷重下で、調整された幾何学的特性又は慣性特性を使用して、前縁リブの解析を実行しうる。
【００５５】
この工程は反復されてもよく、正の安全マージンを確定すると、アナライザ３０８は更に、補強材の調整された幾何学的特性又は慣性特性をカンマ区切り値（ＣＳＶ）ファイルへ出力するように構成されうる。このような例の一部では、補強材、及びその結果として前縁リブが、最適な性能を目指してソリッドモデル内でサイズ変更されるように、ＣＳＶファイルは、前縁リブの調整された特性で固定された前縁部分のソリッドモデルを更新するため、ソリッドモデラ２００によって使用されうる。
【００５６】
本開示の例示的な実装を更に示すために、図４Ａ〜図９が参照される。図４Ａは、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブの適切なソリッドモデル４００を示している。図示しているように、前縁リブは複数の補強材４０２で構成されうる。図４Ｂ、図４Ｃ及び図４Ｄはそれぞれ、図４Ａのソリッドモデルから作られたモデル４０４、４０６、４０８を示しており、それぞれ１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル又は１Ｄ曲線モデルと２Ｄ平面モデルの組み合わせを含む。
【００５７】
図５Ａ、図５Ｂ及び図５Ｃは、図４Ａのソリッドモデル４００を示しており、より具体的には、航空機翼の固定された前縁部分のソリッドモデルから抽出された前縁リブを表わす幾何形状の集合を示している。図示しているように、幾何形状の集合はまた、これによって、前縁リブの複数の補強材を表わしている。図５Ａは、複数の補強材の中の各補強材を表わす幾何形状の集合の中の、各幾何形状に対して抽出されうるセクションカット５０２を示している。図５Ａに示すように、セクションカットは、幾何形状の中心線５０４に対して抽出されうる。より具体的には、図５Ｂに示すように、セクションカットは、幾何形状の中心線５０６に垂直な平面５０４で抽出されうる。
【００５８】
これらの例では、複数の中心線５０４及び対応する垂直平面５０６は、前縁リブの各補強材に対して画定及び／又は作成されうる。幾つかの例では、図５Ｃに示すように、オフセット平面５０８はまた、中心線のいずれかの側に画定されうる。既に示したように、（抽出されたセクションカット５０２によって特定されるように）断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、断面の幾何学的特性又は慣性特性は特定され、その結果として、各補強材は特定されうる。図６は、幾つかの断面タイプ及び／又は配向の結合によって形成されうる、適切な一般的な輪郭６００を示している。幾つかの例では、補強材は一又は複数のフランジ（例えば、フランジ１、２、３及び４）とウェブ（例えば、ウェブ１及び２）を含み、断面の幾何学的特性又は慣性特性は、断面でのフランジとウェブの寸法測定値（例えば、幅ｗ、高さｈ、ラジアン単位の角度ａｎｇ｜ｒａｄなど）を含みうる。
【００５９】
幾何学的特性又は慣性特性は、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するため、解析を実行するための有限要素モデルに関連して使用されうる。図７、図８Ａ、図８Ｂ及び図９は、解析が実行されうる前縁リブ（その一例は図４Ａの前縁リブ４００になりうる）の適切な有限要素モデルを示している。既に示したように、幾つかの例では、各補強材は一又は複数のフランジとウェブを含みうる。これらの例では、有限要素モデルは、補強材のウェブとフランジにそれぞれ対応するシェル要素７０２とバー要素７０４を含む要素のメッシュによって、前縁リブを表わしうる。図８Ａ及び図９は主としてシェル要素を含む有限要素モデルを示しているが、有限要素モデルはシェル要素とバー要素を共に含みうると理解すべきことに留意されたい。
【００６０】
前縁リブの有限要素モデル７００は、内部の複数の補強材の特定された幾何学的特性又は慣性特性を含みうる。特に、複数のセクションカット８０２は、図８Ａに示したように、有限要素にインポートされうる。図８Ｂにより具体的に示したように、複数のセクションカットに近接した有限要素モデルの各ノード８０４は特定されてもよく、これから、セクションカットに対して最も外側のノード８０４ａが特定されうる。特に、最も外側のノードは、最も外側の共通ノードがそれらの交点を表わすように、フランジとウェブを表わす有限要素モデルの要素７０２、７０４の最も外側の共通ノードになりうる。
【００６１】
図８Ｂに示し、更に図９に示したように、幾つかの例では、直交座標系８０６は、直交座標系が各ノードを起点として、共通の配向を有するように画定されうる。これらの例では、各直交座標系の各軸ｘ、ｙ、ｚに関して、内部荷重分布は、各ノードと要素に近接した軸の負の部分の上で、より具体的には、軸又は座標系が画定されるセクションカット８０２の上で、要素７０２、７０４に対して抽出されてもよい。
【００６２】
図１０は、本開示の例示的な一実装に従って、航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための方法１０００の様々な操作を含むフロー図を示している。ブロック１００２に示すように、方法は、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含みうる。方法はまた、複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前縁リブの故障率を予測するための解析を実行すること、及びその故障率から、外部荷重下での前縁リブの構造的完全性を判定することを含みうる。
【００６３】
図１１は、図１０の方法のステップ１００２の様々なサブオペレーションを含むフロー図を示している。方法のステップは、ブロック１１０２に示すように、幾何形状の集合が前縁リブの少なくとも複数の補強材を表わす航空機翼の固定された前縁部分のソリッドモデルから、前縁リブの幾何形状の集合を抽出することを含みうる。ブロック１１０４に示すように、複数の補強材の中の各補強材を表わす幾何形状の集合の中の各幾何形状に対して、方法のステップはまた、幾何形状の中心線に垂直な平面で、幾何形状のセクションカットを抽出することを含む。セクションカットは、各補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成しうる。方法のステップは更に、ブロック１１０６に示すように、断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、断面の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、各補強材を特定することを含みうる。
【００６４】
図１２は、図１０の方法のステップ１００４の様々なサブオペレーションを含むフロー図を示している。ブロック１２０２に示すように、本方法は、複数のセクションカットを前縁リブの有限要素モデルにインポートすることを含みうる。各セクションカットは、複数の補強材の中の各補強材の一又は複数の幾何学的特性と慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成しうる。方法のステップはまた、ブロック１２０４に示すように、インポートされる複数のセクションカットに近接した有限要素モデルの各ノードと要素を特定することを含む。セクションカットは、各補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性に対応し、且つこれらを有する断面を形成しうる。
【００６５】
方法のステップ１００４はまた、ブロック１２０６に示すように、有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、各ノードと要素に近接した有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出することを含みうる。方法のステップは更に、ブロック１２０８に示すように、要素の内部荷重分布に基づいて、外部荷重下で、前縁リブの故障率を予測することを含みうる。
【００６６】
本開示の例示的な実装によれば、ソリッドモデラ１０２及び／又はＦＥＭシステム１０４を含むシステム１００及びそのサブシステム及び／又はコンポーネントは、様々な手段によって実装されうる。同様に、ソリッドモデラ２００、ＦＥＭシステム３００及びそれらのサブシステム及び／又はコンポーネントは、様々な手段によって実装されうる。システム及びそのサブシステムを実装するための手段は、単独の、又は、コンピュータ可読記憶媒体からの一又は複数のコンピュータプログラムの命令に従う、ハードウェアを含みうる。
【００６７】
幾つかの実施例では、本明細書において図示及び記載されるシステム、サブシステム、及びそれぞれの要素として機能するか、又はそうでない場合にそれらを実装するように構成される一又は複数の装置が提供される。複数の装置を伴う例では、それぞれの装置は、例えば直接的に、或いは、有線又は無線ネットワークを介して間接的になど、幾つかの異なる方法で、互いに接続されうるか、そうでなければ通信可能でありうる。
【００６８】
図１３は、本開示の幾つかの例示的な実装による装置１３００を示している。概して、本開示の例示的な実装の装置は、一又は複数の固定式の又は携帯式の電子デバイスを備えるか、かかる電子デバイスを含むか、或いは、かかる電子デバイスにおいて具現化されうる。適切な電子デバイスの例には、スマートフォン、タブレットコンピュータ、ラップトップコンピュータ、デスクトップコンピュータ、ワークステーションコンピュータ、サーバコンピュータなどが含まれる。装置は、例えば、メモリ１３０４（例えば、記憶デバイス）に接続されたプロセッサ１３０２（例えば、プロセッサユニット）などの、幾つかの構成要素の各々の一又は複数を、含みうる。
【００６９】
プロセッサ１３０２は概して、例えば、データ、コンピュータプログラム、及び／又は他の適切な電子情報などの情報を処理することが可能な、任意のコンピュータハードウェアである。プロセッサは、電子回路の集合体で構成され、かかる電子回路の一部は、一集積回路又は複数の相互接続集積回路としてパッケージされうる（集積回路はより一般的には「チップ」と称されることがある）。プロセッサは、コンピュータプログラムを実行するように構成されてよく、コンピュータプログラムは、プロセッサに搭載された状態で保存されうるか、そうでなければ（同じ又は別の装置の）メモリ１３０４に保存されうる。
【００７０】
プロセッサ１３０２は、特定の実装に応じて、幾つかのプロセッサ、マルチプロセッサコア、又は他の何らかの種類のプロセッサであってもよい。更に、プロセッサは、単一のチップ上に一又は複数の二次プロセッサと共にメインプロセッサが存在する、幾つかの異種プロセッサシステムを使用して、実装されうる。別の例示的な実施例として、プロセッサは、同じ種類の複数のプロセッサを包含する対称型マルチプロセッサシステムであってもよい。更に別の実施例では、プロセッサは、一又は複数の特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）などとして具現化されうるか、そうでなければ、それらを含みうる。したがって、プロセッサは一又は複数の機能を実施するためのコンピュータプログラムを実行することが可能でありうるが、プロセッサの様々な例は、コンピュータプログラムの支援がなくとも、一又は複数の機能を実施することが可能でありうる。
【００７１】
メモリ１３０４は概して、一時的及び／又は恒久的に、例えば、データ、コンピュータプログラム（例えばコンピュータ可読プログラムコード１３０６）、及び／又は、他の適切な情報を保存することが可能な、任意のコンピュータハードウェアである。メモリは、揮発性及び／又は不揮発性のメモリを含んでよく、かつ、固定式又は着脱式であってもよい。適切なメモリの例には、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読み出し専用メモリ（ＲＯＭ）、ハードドライブ、フラッシュメモリ、サムドライブ、着脱式コンピュータディスケット、光ディスク、磁気テープ、又はそれらの何らかの組み合わせが含まれる。光ディスクは、読み出し専用コンパクトディスク（ＣＤ−ＲＯＭ）、読み出し／書き込みコンパクトディスク（ＣＤ−Ｒ／Ｗ）、ＤＶＤなどを含みうる。様々な事例において、メモリはコンピュータ可読記憶媒体と称されうる。コンピュータ可読記憶媒体は、情報を保存することが可能な非一過性デバイスであり、ある場所から別の場所へと情報を運ぶことが可能な一過性の電気信号などのコンピュータ可読伝送媒体とは区別可能である。本書で説明されているコンピュータ可読媒体は概して、コンピュータ可読記憶媒体又はコンピュータ可読伝送媒体を表わしうる。
【００７２】
メモリに加えて、プロセッサも、情報を表示し、伝送し、及び／又は受信するための一又は複数のインターフェースに接続されうる。インターフェースは、通信インターフェース（例えば、通信ユニット）、及び／又は一又は複数のユーザインターフェースを含みうる。通信インターフェースは、他の装置（複数可）、ネットワーク（複数可）などへ情報を伝送し、及び／又はそれらから情報を受信するよう構成されうる。通信インターフェースは、物理的な（有線の）及び／又は無線の通信リンクにより情報を送信及び／又は受信するよう、構成されうる。適切な通信インターフェースの例は、ネットワークインターフェースコントローラ（ＮＩＣ）や無線ＮＩＣ（ＷＮＩＣ）などを含む。
【００７３】
ユーザインターフェースは、ディスプレイ１３１０及び／又は一又は複数のユーザ入力インターフェース１３１２（例えば、入出力ユニット）を含みうる。ディスプレイは、ユーザに情報を提示するか、又は他の方法で表示するよう設定されてよく、その適切な例には、液晶ディスプレイ（ＬＣＤ）、発光ダイオードディスプレイ（ＬＥＤ）、プラズマディスプレイパネル（ＰＤＰ）などが含まれる。
【００７４】
ユーザ入力インターフェース１３１２は、有線又は無線であってよく、処理、保存及び／又は表示用などの装置内にユーザから情報を受信するよう構成されうる。ユーザ入力インターフェースの適切な例は、マイク、画像又は動画の捕捉デバイス、キーボード又はキーパッド、ジョイスティック、タッチ感応型サーフェス（タッチスクリーンとは別個の、又はタッチスクリーンに統合されたもの）、生体認証センサーなどを含む。ユーザインターフェースは、プリンタやスキャナなどの周辺機器と通信するための、一又は複数のインターフェースを更に含みうる。
【００７５】
上記のように、プログラムコード命令は、本書で説明されているシステム、サブシステム及びそれらの各要素の機能を実装するために、メモリに記憶され、プロセッサによって実行されうる。理解されるように、任意の好適なプログラムコード命令は、コンピュータ可読記憶媒体からコンピュータ又はその他のプログラム可能装置に読み込まれ、本明細書で特定される機能を実施する手段となるように特定のマシンが製造される。また、これらのプログラムコード命令は、コンピュータ、プロセッサ、又はその他のプログラム可能な装置を特定の方法で機能させることにより特定のマシン又は特定の製造品を生成する、コンピュータ可読記憶媒体にも記憶されうる。コンピュータ可読記憶媒体に記憶された命令は、製造品を生産することができ、この製造品は本明細書に記載される機能を実施するための手段となる。コンピュータ、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置が、コンピュータ、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置上で、又はそれらによって実施されるべき操作を実行するように構成するため、プログラムコード命令は、コンピュータ可読記憶媒体から読み出され、かつ、コンピュータ、プロセッサ又は他のプログラマブル装置に読み込まれうる。
【００７６】
一度に１つの指令が読み出され、読み込まれ、かつ実行されるように、プログラムコード命令の読み出し、読み込み及び実行は、連続的に実施されうる。幾つかの例示的な実装では、複数の命令をまとめて読み出し、読み込み、かつ／又は実行するように、読み出し、読み込み、及び／又は実行が、並行して実施されうる。プログラムコード命令の実行は、コンピュータ、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置によって実行される命令が、本書に記載の機能を実装するための操作を提供するように、コンピュータに実装されるプロセスを生成しうる。プロセッサによる命令の実行、又はコンピュータ可読記憶媒体への命令の保存は、特定の機能を実行するための操作の組み合わせを支持する。このように、装置１３００は、プロセッサ１３０２と、プロセッサに連結されたコンピュータ可読記憶媒体又はメモリ１３０４とを含んでよく、プロセッサは、メモリに保存されたコンピュータ可読プログラムコード１３０６を実行するよう構成される。一又は複数の機能及び機能の組み合わせは、特殊用途ハードウェアに基づくコンピュータシステム、及び／又は、特定の機能を実施するプロセッサ、或いは、特殊用途ハードウェアとプログラムコード命令との組み合わせによって実装されうることも、理解されよう。
【００７７】
更に、本開示は下記の条項による実施形態を含む。
【００７８】
条項１．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための装置であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記装置はプロセッサと実行可能命令を保存するメモリとを備え、前記プロセッサによる前記実行可能命令の実行に応答して、前記装置は少なくとも、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、このことは、前記装置が、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前記前縁リブに対応する幾何形状の集合であって、少なくとも前記前縁リブの前記複数の補強材を表わし、前記幾何形状の集合の各幾何形状に関しては前記複数の補強材の各補強材を表わす幾何形状の集合を抽出し、
前記幾何形状の中心線に垂直な平面での前記幾何形状のセクションカットであって、前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するセクションカットを抽出し、
前記断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定する、装置。
【００７９】
条項２．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項１に記載の装置。
【００８０】
条項３．  前記各補強材はフランジとウェブを含み、前記断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む前記断面の配向を含む、条項２に記載の装置。
【００８１】
条項４．  前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力し、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記装置が前記解析を実行することは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記解析を実行することを含む、条項２に記載の装置。
【００８２】
条項５．  前記各補強材は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、前記方法は更に、前記ウェブの厚みに対して前記中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定し、また、前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、前記断面と前記オフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む、条項１に記載の装置。
【００８３】
条項６．  前記装置が前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の前記３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成し、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含む、条項１に記載の装置。
【００８４】
条項７．  前記装置が前記幾何形状の集合を抽出し、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルから前記前縁リブのための前記幾何形状の集合を抽出し、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含む、条項５に記載の装置。
【００８５】
条項８．  前記装置が前記解析を実行することは、少なくとも、
前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する断面を形成する各幾何形状に対応するセクションカットを含む複数のセクションカットを、前縁リブの有限要素モデルにインポートし、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した有限要素モデルの各ノードと要素を特定し、これから、インポートされる前記複数のセクションカットの各々に対して最も外側のノードをそれぞれ特定し、
前記最も外側のノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定し、
前記有限要素モデルに前記外部荷重を加え、その条件下で、前記最も外側のノードに近接した軸の負の部分の上での前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出し、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することを含む、条項１に記載の装置。
【００８６】
条項９．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記装置が前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、条項８に記載の装置。
【００８７】
条項１０．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための方法であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記方法は、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することであって、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前記前縁リブに対応する幾何形状の集合であって、少なくとも前記前縁リブの前記複数の補強材を表わし、前記幾何形状の集合の各幾何形状に関しては前記複数の補強材の各補強材を表わす幾何形状の集合を抽出し、
前記幾何形状の中心線に垂直な平面で前記幾何形状のセクションカットであって、前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するセクションカットを抽出し、
前記断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定すること
を含む方法。
【００８８】
条項１１．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項１０に記載の方法。
【００８９】
条項１２．  前記各補強材はフランジとウェブを含み、前記断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む前記断面の配向を含む、条項１１に記載の方法。
【００９０】
条項１３．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力すること、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、前記解析を実行することは、前記スプレッドシートファイル及びＩＧＥＳファイルを使用して前記解析を実行することを含む、条項１０に記載の方法。
【００９１】
条項１４．  前記各補強材は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、前記方法は更に、ウェブの厚みに対して前記中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定することを含み、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、前記断面と前記オフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む、条項１０に記載の方法。
【００９２】
条項１５．  前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成すること、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定すること
を含む、条項１０に記載の方法。
【００９３】
条項１６．  前記幾何形状の集合を抽出し、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルから前記前縁リブのための前記幾何形状の集合を抽出することと、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することと
を含む、条項１５に記載の方法。
【００９４】
条項１７．  前記解析を実行することは、
前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する前記断面を形成する各幾何形状に対するセクションカットを含む複数のセクションカットを、前記前縁リブの有限要素モデルにインポートすることと、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定することと、
前記各ノードのうちの最も近い外側ノードと要素をそれぞれ起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定することと、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素に近接し、最も近い外側ノードに近接した軸の負の部分の上での前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出することと、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することと
を含む、条項１０に記載の方法。
【００９５】
条項１８．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、条項１７に記載の方法。
【００９６】
条項１９．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するためのコンピュータ可読記憶媒体であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記コンピュータ可読記憶媒体は非一過性で、内部に保存されるコンピュータ可読プログラムコードを有し、プロセッサによる実行に応答して、装置は少なくとも、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、このことは、前記装置が、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３次元（３Ｄ）モデルから、前記前縁リブに対応する幾何形状の集合であって、少なくとも前記前縁リブの前記複数の補強材を表わし、前記幾何形状の集合の各幾何形状に関しては前記複数の補強材の各補強材を表わす幾何形状の集合を抽出し、
前記幾何形状の中心線に垂直な平面で前記幾何形状のセクションカットであって、前記各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するセクションカットを抽出し、
前記断面と複数の種々の断面の結合によって形成される一般的な輪郭との相関関係に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含み、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定する、コンピュータ可読記憶媒体。
【００９７】
条項２０．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項１９に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【００９８】
条項２１．  前記各補強材はフランジとウェブを含み、前記断面タイプはプラス記号型、Ｔ字型、Ｉ字型、Ｌ字型、Ｊ字型、Ｃ字型、又はＵ字型の断面を含み、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は更に、少なくとも左ウェブ又は右ウェブの配向を含む前記断面の配向を含む、条項２０に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【００９９】
条項２２．  前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力し、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記装置が前記解析を実行することは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記解析を実行することを含む、条項１９に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１００】
条項２３．  前記各補強材は少なくとも１つのフランジとウェブを含み、前記装置は更に、前記ウェブの厚みに対して、前記中心線のいずれかの側にオフセット平面を画定し、また、前記装置が前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、前記断面と前記オフセット平面での一般的な輪郭との相関関係に基づいて、少なくとも１つのフランジの位置を特定することを含む、条項１９に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１０１】
条項２４．  前記装置が前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル、又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成し、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含む、条項１９に記載の装置。
【０１０２】
条項２５．  前記装置が前記幾何形状の集合を抽出し、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルから前記前縁リブのための前記幾何形状の集合を抽出し、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、その結果として、前記各補強材を特定することを含む、条項２４に記載の装置。
【０１０３】
条項２６．  前記装置が前記解析を実行することは、少なくとも、
前記各補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性に対応し、且つこれらを有する前記断面を形成する各幾何形状に対する前記セクションカットを含む複数のセクションカットを、前記前縁リブの有限要素モデルにインポートし、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定し、
前記各ノードのうちの最も近い外側ノードと要素をそれぞれ起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定し、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素に近接し、最も近い外側ノードに近接した軸の負の部分の上での前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出し、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することを含む、条項１９に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１０４】
条項２７．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記装置が前記各ノードの中で最も近い外側ノードと要素を特定することは、最も近い外側ノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、条項２６に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１０５】
条項２８．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための装置であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記装置はプロセッサと実行可能命令を保存するメモリとを備え、前記プロセッサによる前記実行可能命令の実行に応答して、前記装置は少なくとも、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定し、このことは、前記装置が、
複数のセクションカットであって、各セクションカットが前記複数の補強材の各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する複数のセクションカットを、前記前縁リブの有限要素モデルにインポートし、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定し、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードと要素に近接した前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出し、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの故障率を予測することを含む、装置。
【０１０６】
条項２９．  前記装置が、インポートされる前記複数のセクションカットに近接した有限要素モデルの各ノードと要素を特定することは、これから、インポートされる前記複数のセクションカットの各々に対して最も外側のノードをそれぞれ特定することを含み、前記メモリは更に、実行可能な命令を保存し、前記プロセッサによる実行に応答して、前記装置は更に、少なくとも、
前記最も外側のノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定し、
前記装置が内部荷重分布を抽出することは、前記最も外側のノードを起点とする直交座標系の各々の各軸に対して、前記装置が前記最も外側のノードに近接した軸の負の部分の上での前記要素の内部荷重分布を抽出することを含む、条項２８に記載の装置。
【０１０７】
条項３０．  前記装置が前記最も外側のノードを特定することは、前記最も外側のノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の共通ノードであることを含み、前記共通ノードはそれらの交点を表わす、条項２９に記載の装置。
【０１０８】
条項３１．  前記装置が前記負の半軸上の前記要素の前記内部荷重分布を抽出することは、６つの荷重コンポーネントを抽出することを含み、前記装置が前記故障率を予測することは、前記６つの荷重コンポーネントに基づいて、前記外部荷重下で前記故障率を予測することを含む、条項２９に記載の装置。
【０１０９】
条項３２．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項２８に記載の装置。
【０１１０】
条項３３．  前記装置が前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力し、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記装置が前記複数のセクションカットをインポートすることは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記複数のセクションカットをインポートすることを含む、条項３２に記載の装置。
【０１１１】
条項３４．  前記装置が前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成し、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含む、条項２８に記載の装置。
【０１１２】
条項３５．  前記装置が前記複数のセクションカットを前記前縁リブの前記有限要素モデルにインポートすることは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせからエクスポートされるにつれて、前記複数のセクションカットを有限要素モデルにインポートすることを含み、これにより、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに基づく、条項３４に記載の装置。
【０１１３】
条項３６．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記有限要素モデルの前記要素は、前記複数の補強材のフランジとウェブをそれぞれ表わすバー要素及びシェル要素を含む、条項２８に記載の装置。
【０１１４】
条項３７．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するための方法であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記方法は、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定すること、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行することを含み、また、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定することは、
複数のセクションカットを前記前縁リブの有限要素モデルにインポートすることであって、各セクションカットが前記複数の補強材の各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有するインポートすること、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定すること、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードと要素に近接した前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出すること、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの前記故障率を予測すること
を含む、方法。
【０１１５】
条項３８．  インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの前記各ノードと要素を特定することは、これから、インポートされる前記複数のセクションカットの各々に対して最も外側のノードをそれぞれ特定することを含み、前記方法は更に、
前記最も外側のノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定すること、
内部荷重分布を抽出することは、前記最も外側のノードを起点とする直交座標系の各々の各軸に対して、前記最も外側のノードに近接した軸の負の部分の上での前記要素の前記内部荷重分布を抽出することを含む、条項３７に記載の方法。
【０１１６】
条項３９．  前記有限要素モデルの最も外側のノードを特定することは、前記最も外側のノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、条項３８に記載の装置。
【０１１７】
条項４０．  前記負の半軸上の前記要素の前記内部荷重分布を抽出することは、６つの荷重コンポーネントを抽出することを含み、前記故障率を予測することは、前記６つの荷重コンポーネントに基づいて、前記外部荷重下で前記故障率を予測することを含む、条項３８に記載の方法。
【０１１８】
条項４１．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項３７に記載の方法。
【０１１９】
条項４２．  前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力すること、及び
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記複数のセクションカットをインポートすることは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記複数のセクションカットをインポートすることを含む、条項４１に記載の方法。
【０１２０】
条項４３．  前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成すること、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定すること
を含む、条項３７に記載の方法。
【０１２１】
条項４４．  前記複数のセクションカットを前記前縁リブの前記有限要素モデルにインポートすることは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせからエクスポートされるにつれて、前記複数のセクションカットを前記有限要素モデルにインポートすることを含み、これにより、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに基づく、条項４３に記載の方法。
【０１２２】
条項４５．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記有限要素モデルの前記要素は、前記複数の補強材のフランジとウェブをそれぞれ表わすバー要素及びシェル要素を含む、条項３７に記載の装置。
【０１２３】
条項４６．  航空機翼の固定された前縁部分の前縁リブを解析するためのコンピュータ可読記憶媒体であって、前記前縁リブは複数の補強材からなり、前記コンピュータ可読記憶媒体は非一過性で、内部に保存されるコンピュータ可読プログラムコードを有し、プロセッサによる実行に応答して、装置は少なくとも、
前記複数の補強材の一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定し、
前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を使用して、外部荷重下で前記前縁リブの故障率を予測するための解析を実行し、前記故障率から前記外部荷重下での前記前縁リブの構造的完全性を判定し、前記装置は、
複数のセクションカットであって、各セクションカットが前記複数の補強材の各補強材に対応する断面を形成し、且つその一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を有する複数のセクションカットを、前記前縁リブの有限要素モデルにインポートし、
インポートされる前記複数のセクションカットに近接した前記有限要素モデルの各ノードと要素を特定し、
前記有限要素モデルに外部荷重を加え、その条件下で、前記各ノードと要素に近接した前記有限要素モデルの要素の内部荷重分布を抽出し、
前記要素の前記内部荷重分布に基づいて、前記外部荷重下での前記前縁リブの前記故障率を予測することを含む、コンピュータ可読記憶媒体。
【０１２４】
条項４７．  前記メモリは更に実行可能な命令を保存し、前記プロセッサによる実行に応答して、前記装置は更に、少なくとも、前記各ノードを起点として、共通の配向を有する直交座標系を画定し、
前記装置が内部荷重分布を抽出することは、前記各ノードの１つのノードを起点とする前記直交座標系の各々の各軸に対して、前記装置が前記ノードに近接した軸の負の部分の上での前記要素の前記内部荷重分布を抽出することを含む、条項４６に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１２５】
条項４８．  前記装置が前記最も外側のノードを特定することは、前記最も外側のノードが、前記フランジとウェブを表わす前記有限要素モデルの要素の最も外側の共通ノードであることを含み、前記最も外側の共通ノードはそれらの交点を表わす、条項４７に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１２６】
条項４９．  前記装置が前記負の半軸上の前記要素の前記内部荷重分布を抽出することは、６つの荷重コンポーネントを抽出することを含み、前記装置が前記故障率を予測することは、前記６つの荷重コンポーネントに基づいて、前記外部荷重下で前記故障率を予測することを含む、条項４７に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１２７】
条項５０．  前記断面の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、少なくとも断面タイプ、前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む、条項４６に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１２８】
条項５１．  前記装置が前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記断面の寸法測定値、重心又は慣性モーメントを含む前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性をスプレッドシートファイルに出力し、
前記断面タイプを初期グラフィックス変換仕様（ＩＧＥＳ）ファイルにエクスポートすることを含み、また、前記装置が前記複数のセクションカットをインポートすることは、前記スプレッドシートファイルとＩＧＥＳファイルを使用して前記複数のセクションカットをインポートすることを含む、条項５０に記載のコンピュータ可読記憶媒体。
【０１２９】
条項５２．  前記装置が前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することは、
前記航空機翼の前記固定された前縁部分の３Ｄモデルから、１次元（１Ｄ）曲線モデル、２次元（２Ｄ）平面モデル又はこれらの組み合わせを含むモデルを作成し、及び、これから、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに少なくとも部分的に基づいて、前記複数の補強材の前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性を特定することを含む、条項４６に記載の装置。
【０１３０】
条項５３．  前記装置が前記複数のセクションカットを前記前縁リブの前記有限要素モデルにインポートすることは、
前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせからエクスポートされるにつれて、前記複数のセクションカットを前記有限要素モデルにインポートすることを含み、これにより、前記一又は複数の幾何学的特性又は慣性特性は、前記１Ｄ曲線モデル、２Ｄ平面モデル又はこれらの組み合わせを含む前記モデルに基づく、条項５２に記載の装置。
【０１３１】
条項５４．  前記各補強材は少なくともフランジとウェブを含み、前記有限要素モデルの前記要素は、前記複数の補強材のフランジとウェブをそれぞれ表わすバー要素及びシェル要素を含む、条項５３に記載のコンピュータ可読記憶媒体。 
【０１３２】
上述の説明及び添付図面において提示されている教示の恩恵を受ける、本開示に関連する当業者には、本書に明記された本開示の多数の修正例及びその他の実行形態が想起されよう。したがって、本開示は開示されている特定の実行形態に限定されるものではないこと、及び、変形例及びその他の実行形態も付随する特許請求の範囲に含まれるよう意図されていることを、理解されたい。さらに、上述の説明及び添付図面は、要素及び／又は機能の特定の例示的な組み合わせに照らして例示的な実行形態を説明しているが、付随する特許請求の範囲から逸脱せずに、代替的な実行形態によって、要素及び／又は機能の様々な組み合わせが提供されうることを、理解されたい。つまり、付随する特許請求の範囲の一部に明記されうるように、例えば、明示的に上述されているものとは異なる要素及び／又は機能の組み合わせも想定される。本書では特定の用語が用いられているが、それらは、一般的な、及び説明的な意味でのみ使用されており、限定を目的とするものではない。
【図１】
2018030569.tif 000003
【図２】
2018030569.tif 000004
【図３】
2018030569.tif 000005
【図４Ａ】
2018030569.tif 000006
【図４Ｂ】
2018030569.tif 000007
【図４Ｃ】
2018030569.tif 000008
【図４Ｄ】
2018030569.tif 000009
【図５Ａ】
2018030569.tif 000010
【図５Ｂ】
2018030569.tif 000011
【図５Ｃ】
2018030569.tif 000012
【図６】
2018030569.tif 000013
【図７】
2018030569.tif 000014
【図８Ａ】
2018030569.tif 000015
【図８Ｂ】
2018030569.tif 000016
【図９】
2018030569.tif 000017
【図１０】
2018030569.tif 000018
【図１１】
2018030569.tif 000019
【図１２】
2018030569.tif 000020
【図１３】
2018030569.tif 000021
【外国語明細書】
2018030569000001.pdf
2018030569000002.pdf
2018030569000003.pdf
2018030569000004.pdf