(57)【要約】  複数の構成要素について解析的技術解析を行なう方法は、ａ）第１の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第１の統合計算プロセスを行なうステップと、ｂ）第２の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第２の統合計算プロセスを行なうステップと、ｃ）第１及び第２の計算プロセスの対応する計算ソルバー間でその結果を相互に通信するステップと、ｄ）第１及び第２の計算プロセスを繰り返すステップとを含む。【選択図】      図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の構成要素について解析的技術解析を行なう方法であって、
ａ）第１の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第１の統合計算プロセスを行なうステップと、
ｂ）第２の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第２の統合計算プロセスを行なうステップと、
ｃ）前記第１及び第２の計算プロセスの対応する計算ソルバー間でその結果を相互に通信するステップと、
ｄ）前記第１及び第２の計算プロセスを繰り返すステップと、を含む、
方法。
【請求項２】
前記第１及び第２の計算プロセスが、同時に行なわれる、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記特性が、所定の許容差範囲に収束しているかどうかを判定するステップをさらに含む、請求項１又は２記載の方法。
【請求項４】
前記通信するステップが、メッセージパッシングインタフェース（ＭＰＩ）を介して行なわれる、請求項１乃至３のいずれか１項記載の方法。
【請求項５】
該方法が、航空機エンジン技術設計に関連して行なわれる、請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項６】
前記計算プロセスが、航空機エンジンの構成要素部品の撓み値を計算する、請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項７】
前記計算プロセスが、航空機エンジンの可動及び固定構成要素部品の撓み値を計算する、請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項８】
前記計算プロセスが、航空機エンジンの空気圧力及び流量も計算する、請求項７記載の方法。
【請求項９】
前記計算プロセスが、温度感受性である機械部品を有する設計と関連して使用するように構成される、請求項１乃至８のいずれか１項記載の方法。
【請求項１０】
該方法が、最終出力が所定の範囲内にあるかどうかを判定するように構成された指令コードを使用するステップを含む、請求項１乃至９のいずれか１項記載の方法。
【請求項１１】
複数の構成要素について解析的技術解析を行なう方法であって、
ａ）その各々が航空機エンジン構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る複数の統合計算プロセスを行なうステップと、
ｂ）メッセージパッシングインタフェース（ＭＰＩ）を使用して前記複数の計算プロセスの対応する計算ソルバー間でその結果を相互に通信するステップと、
ｃ）前記計算プロセスを繰り返すステップと、
ｄ）最終出力が所定の範囲内にあるかどうかを判定するように構成された指令コードを使用するステップと、を含む、
方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に記載した技術は、統合技術解析を行なうためのプロセスに関する。
【背景技術】
【０００２】
最終製品又は設計が多量の相互関連した機械部品及び／又は機能を有するような高度に複雑な技術状況では、技術設計プロセスは、複数の独立したモデリング問題から成り、その場合に、モデリング問題の各々の解は、最終の解と最終の１つ前の解との差異が最小になる及び／又は所定の許容差の範囲内になるまで最初のシミュレーション及び／又は問題の解を次のシミュレーション及び／又は問題に入力するというやり方で一連のシミュレーションを実行するか或いは一連の問題を解くことによって決定される。
【０００３】
しかしながら、また複数の独立したモデリングシナリオが存在しかつそれらのシナリオの入力及び／又は出力の各々がその他のシナリオの１つ又はそれ以上の結果に関係している或いは大きな影響を有するような設計問題では、解決プロセスは、極めて冗長かつ面倒である。
【０００４】
例えば、最初のシミュレーションのための理想的入力が、第２のシミュレーションには受容不能な結果を生じることがある。従って、またモデリングシナリオの各々が「独立」プロセスとして実行されるような状況では、シミュレーションは、該シミュレーションの各々が設計の所定の許容差の範囲内にある出力を生じるまで、繰り返し実行されなくてはならない。
【０００５】
例えば、航空機エンジンの設計では、またそのような設計において遭遇する１つだけの問題を例示する目的では、航空機エンジン内の回転ターボ機械の信頼性、重量、性能及び最終的には寿命は、本質的にその機械の構成要素内における作動温度分布によって決まる。それらの作動温度の決定は、非常に複雑である。それらの温度を決定するために、個別サブプロセス自体の結果である多くの独立したパラメータの値の計算を決定しなくてはならない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州特許第１１３６８９８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
所定の構成要素についての解析サブプロセスを統合した技術解析システム及びプロセスが開発されているが、複数の隣り合うかつ／又は相互作用する構成要素間の相互依存性を考慮した技術解析システム及びプロセスの必要性が依然として存在している。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
１つの態様では、複数の構成要素について解析的技術解析を行なう方法について記述する。本方法は、ａ）第１の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第１の統合計算プロセスを行なうステップと、ｂ）第２の構成要素の特性を計算するようになった複数の計算ソルバーから成る第２の統合計算プロセスを行なうステップと、ｃ）第１及び第２の計算プロセスの対応する計算ソルバー間でその結果を相互に通信するステップと、ｄ）第１及び第２の計算プロセスを繰り返すステップとを含む。
【０００９】
以下の図面は、本明細書に説明する技術の幾つかの実施形態を示している。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の例示的な実施形態における統合技術解析プロセスのブロック図。
【図２】図１の統合技術解析プロセスの意図した使用法のブロック図。
【図３】本発明の例示的な実施形態による統合技術解析システム及びプロセスのブロック図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
次に図１を参照すると、解フィードバックを備えた統合技術解析プロセス１０を示している。初期推測又は推定部１２は、第１の初期値１４及び第２の初期値１６を提供する。初期推定部１２は、第１の条件１８に応じて値１４及び１６を決定し、この第１の条件１８は、初期推定部１２に入力されるか又は初期値１４及び１６を決定する初期推定部１２の構成部分であるかのいずれかである。
【００１２】
第１のサブプロセス２０は、第１の初期値１４を受けかつ出力２２を提供する。出力２２は、第１の初期値１４の値によって決まる。第１のサブプロセス２０は、第１の初期値１４の形態で入力を受けかつそれに従って出力２２を計算するコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。
【００１３】
第２のサブプロセス２４は、出力２２を受けかつ出力２６を提供する。出力２６は、出力２２の値によって決まる。第２のサブプロセス２４は、出力２２の形態で入力を受けかつそれに従って出力２６を計算するコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。
【００１４】
第３のサブプロセス２８は、出力２６及び第２の初期値１６を受けかつ出力３０及び３２を提供する。出力３０及び３２は、出力２６及び第２の初期値１６によって決まる。第３のサブプロセス２８もまた、出力２６及び初期値１６の形態で入力を受けかつ該出力２６及び初期値１６の値に応じて出力３０及び３２を提供するコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。
【００１５】
第４のサブプロセス３４は、第２の初期値１６並びに出力３０及び３２を受ける。第４のサブプロセス３４は、出力３６及び３８を生成する。出力３６及び３８は、第２の初期値１６並びに出力３０及び３２によって決まる。加えて、第４のサブプロセス３４もまた、初期値１６並びに出力３０及び３２の形態で入力を受けるコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。これらの入力に応じて、第４のサブプロセス３４は、出力３６及び３８を計算しかつ提供する。
【００１６】
第５のサブプロセス４０は、第２の初期値１６並びに出力３０、３２、３６及び３８を受ける。第５のサブプロセス４０は、最終出力４２を生成する。最終出力４２は、第２の初期値１６並びに出力３０、３２、３６及び３８によって決まる。同様に、第５のサブプロセス４０は、初期値１６並びに出力３０、３２、３６及び３８に応じて最終出力４２を計算するコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。
【００１７】
最終出力４２は次に、最終サブプロセス４４に入力される。最終サブプロセス４４は、出力４６及び４８を生成する。出力４６及び４８は、最終出力４２の値によって決まる。最終サブプロセス４４もまた、最終出力４２の値に応じて出力４６及び４８を計算するコンピュータアルゴリズムとするか又はそのようなコンピュータアルゴリズムを含むことができる。出力４６及び４８は、それぞれ初期値１４及び１６に対応する。例えば、初期値１４は、初期推定によって決定され、また出力４６は、初期値１４に相当する値であるが、出力４６は、初期値１４及び１６によって開始した一連の計算及び統合ステップによって決定される。加えて、また例えば、初期値１４及び出力４６は、特定の位置及び／又は材料の温度読取り値とすることができる。しかしながら、出力４６の値は、該出力４６が部分的には初期値１４に基づいた一連の統合技術計算によって決まるという事実により、該初期値１４とは大きく異なるものとなる可能性がある。
【００１８】
出力４６及び４８は、決定ノード５０に入力され、決定ノード５０は、出力４６及び４８がそれらそれぞれの初期入力値１４及び１６に十分に近いかどうかつまりそれらに収束しているかどうかを判定する。値１４及び１６と出力４６及び４８との間の受容可能である許容差範囲を表す範囲により、出力４６及び４８に対する初期入力値１４及び１６の収束を定義することができる。
【００１９】
そうでない場合には、出力４６及び４８が初期値１４及び１６と置き換わりかつ技術解析プロセス１０が再び実行されるが、そこでは出力４６及び４８が初期値１４及び１６の代わりに使用される。技術解析プロセス１０は、決定ノード５０において出力４６及び４８が所望の値であると判定されるまで繰り返される。この時点で、決定ノード５０は、技術解析プロセス１０に停止するように命令する。
【００２０】
プロセスは、初期仮定条件１８で開始したので、第１の出力４６及び４８が所定の許容差の範囲内にないことになるのはほぼ確実である。
【００２１】
代わりに、また実行する技術解析のタイプによる必要に応じて、サブプロセス及びそれらの対応する入力及び出力の数は、変化させることができる。
【００２２】
指令コード又はモジュール５２は、サブプロセスの各々と通信しかつ入力を受けたかどうかを判定し、それに応じてサブプロセスに実行するように命令しかつ指定した出力を提供させる。
【００２３】
従って、指令コード５２は、サブプロセスのどれが動作するかを、またそれらのサブプロセスが動作することになる順序を決定する。加えて、また代わりに、指令コード５２には、各サブプロセスに対する限界を設定する境界条件を設けることができる。従って、また結果が所定の範囲外にある場合には、指令コード５２は、解析を停止させ、かつ計算のやり直し又は新規な値を適正サブプロセス内に入力することを要求することになる。
【００２４】
統合技術解析プロセス１０は、入力を変化させて最終出力に対する影響を判定しながら、技術者が数多くのシミュレーションを実行することを可能にする。サブプロセスの各々が「独立」処理手順であったような状況においてそのような仕事を試みることは、より多くの計算及び比較を必要とし、それは、本出願の解析プロセスと比較して、極めて冗長かつ面倒であると同時に大量の付加的時間を要することになる。
【００２５】
このプロセスの１つの意図した使用法は、航空機エンジン設計のための解フィードバックを備えた統合技術解析プロセスである。その実施形態は、図２に示している。この場合、初期推定又は仮定部１２は、初期仮定条件１８に応じて航空機エンジンの構成要素部品についての空気及び金属温度１４、１６を計算する。
【００２６】
金属温度１４は、サブプロセス２０に入力され、サブプロセス２０は、金属温度１４に応じて航空機エンジンの金属構成要素の機械的撓みを計算する。金属温度に加えて、また以下により詳細に説明するように、エンジン速度、空洞圧力及びその他の力が、金属構成要素の機械的撓みに影響を与える（サブルーチン２４、２８、３４及び４０）。これらのサブルーチン及びそれらの出力を使用して、金属構成要素の機械的撓みが計算される。これらの境界条件は、機械的撓みを計算する機械的モデル２１（図２に破線で示す）に適用することができる。境界条件は、統合技術解析プロセス１０によって当に必要とする時に機械的モデル２１に直接適用することができる。
【００２７】
機械的モデル２１は、統合技術解析プロセス１０モデルと同じメッシュを使用することができる。異なるメッシュを使用する場合には、統合技術解析プロセス１０のために付加温度マッピングサブプロセスが必要となる。機械的モデル２１と解析プロセス１０モデルとの間には、幾つかの潜在的差異が存在する。機械的モデルは、例えば機械的撓みの計算が間隙計算（サブプロセス２４）において使用する金属構成要素についてのみ望ましい場合には、解析プロセス１０モデルのサブセットとすることができる。機械的モデルは、応力−撓み計算に特有でありかつ解析プロセス１０モデルにおいては存在しない有限要素モデリング要素を含むことができる。機械的モデルは、解析プロセス１０モデルにおいて必要とされない特徴形状部、例えばブレード、ボルト及びナットの表示を必要とする可能性がある。機械的モデルは、異なるロータ速度を有する構成要素を備えたロータ及びステータ部品を含むことができる。解決プロセス１０が二次元モデルを使用する場合には、ボルト孔剛度低下を考慮しかつ非軸対称特徴形状部についてのフープ−荷重強度を低下させるために、特殊なモデリング技術を使用することができる。特殊なモデリング技術はまた、機械的モデル内における翼形部を表示するためにも使用される。
【００２８】
この場合、第１のサブプロセス２０の出力２２は、機械的撓み値である。注目点として、また説明の目的で、機械的撓み値２２は、温度値１４並びにエンジン速度及び空洞圧力のようなその他の値によって決まることに留意されたい。
【００２９】
次に出力２２は、サブプロセス２４に入力され、サブプロセス２４は、この実施形態では機械部品間に生じる間隙を計算する（出力２６）。ここでも同様に、また説明の目的で、間隙値は、機械部品の撓み値（出力２２）によって決まり、この機械部品の撓み値は、金属温度（初期値１４）によって決まるということに留意されたい。
【００３０】
次に出力２６及び初期値１６は、サブプロセス２８に入力され、サブプロセス２８は、この実施形態では流量及び圧力値（出力３０及び３２）を計算する。ここでも同様に、流量及び圧力値は、間隙及び空気温度値によって決まることに留意されたい。
【００３１】
この場合、出力２６は、３つのサブプロセス１２、２０及び２４の結果であり、他方初期値１６は、１つのサブプロセス１２の結果であるということに留意することが特に重要である。
【００３２】
本出願で意図しているように、統合技術解析プロセス１０は、異なる複雑さの起源を有する入力によって決まる出力３０及び３２を提供することができる。
【００３３】
本出願で意図しているように、統合技術解析プロセス１０及び特にサブプロセス２８は、２つの出力３０及び３２を提供し、２つの出力３０及び３２は、その１つが３つの独立した計算の結果である出力２６及び１６の入力によって決まる。
【００３４】
従って、統合技術解析プロセス１０は、相互依存した特性を有するシミュレーション及び／又は方程式の複数結果を最終解において考慮している問題解決法を提供する。
【００３５】
次に図２に戻って参照すると、初期値１６並びに出力３０及び３２は次に、サブプロセス３４に入力され、サブプロセス３４は、この実施形態では空洞及びシールの風損並びにスワール値（出力３６及び３８）を計算する。
【００３６】
最後に、初期値１６並びに出力３０、３２、３６及び３８は、サブプロセス４０に入力され、サブプロセス４０は、境界条件値（出力４２）を計算することになる。これらの境界条件は次に、出力４６（Ｔ金属）及び４８（Ｔ空気）を計算するために、サブプロセス４４に入力される。出力４６及び４８は、それぞれ初期値１４及び１６に相当していることに留意されたい。
【００３７】
決定ノード５０は、出力４６及び４８が所定の許容差の範囲内にあるかどうかを判定する。所定の許容差の範囲内にある場合には、プロセスは、停止されるが、他方、出力４６及び４８が許容差の範囲内にない場合には、出力４６及び４８が、初期値１４及び１６の代わりに継続する解決プロセス１０に入力され、初期値で行なわれるよりも一層厳密な推測が出力４６及び４８を用いて行なわれる。従って、統合技術解析１０のサブプロセスは、従前の出力４６及び４８によって、新しい組の出力４６及び４８を計算することになる。
【００３８】
この実施形態では、多くの独立したパラメータの出力値の計算は、様々なパラメータ又はサブプロセス間でフィードバックを行なう統合方式によって決定されて、相互依存性の全てが値の各々の計算内に表わされるようになることに留意されたい。
【００３９】
例えば、また特に航空機エンジンの設計問題を表している図２を参照すると、温度及び従ってまたこれらの温度によって決まる読取り値は、エンジンが非作動温度から作動温度に移ると大いに変化することになる。
【００４０】
１つの実施形態における統合技術解析プロセス１０は、ターボ機械の構成要素の温度を計算するためのプロセスを行なう。このプロセスは、金属温度の計算をそれらの物理的プロセスの相互依存態様を含む冷却流量及び温度の計算と組合せる。例えば、金属温度の計算は、冷却流量、温度及び圧力の計算と組合され、また機械的撓みの計算並びにこれらのプロセスの相互依存態様とも組合される。これらのプロセスはまた、流量制限部における回転特徴形状部及び固定特徴形状部の両方の機械的撓みの計算を含むことができる。加えて、制御可能なエンジン装置の論理シミュレーション制御システム調整もまた、この計算に組入れることができる。
【００４１】
図３に示すように、上記したような複数の（つまり、２つ又はそれ以上の）統合プロセスは、完全に統合したシステム及びプロセスにより、設計しようとする複数の構成要素上で同時に実行される。例えば、図３の実施形態では、３つの構成要素がコンピュータ解析され、各構成要素の解析は、構成要素内でもまた隣接する構成要素間でも完全に統合された複数の個別ソルバー（ｓｏｌｖｅｒ）により行なわれる。各ソルバーの計算結果は、完全に結合した収束を得るために、例えばメッセージパッシングインタフェース（ＭＰＩ）プロトコルを使用して、全てのモデルの全ての隣り合うソルバー間で相互に通信される。従って、いずれの１つのモデルも独立しては収束せず、従って相互依存性の全てが整合しかつ正確な方法で考慮されることを保証することになる。この方法は、計算効率及び精度の向上をもたらし、かつ複数隣接構成要素の挙動及び性能のシミュレーションを実行するのを可能にする。例えば航空機用ガスタービンエンジンのモジュールについての計算を行なうために使用する場合には、エンジンの性能の解析を行なうことができる。
【００４２】
従って、熱解析、流れ解析、空洞（風損及びスワール）解析、ラビリンスシール解析、機械的撓み解析及び間隙解析のための統合自動リアルタイムプロセスが行なわれる。さらに、本出願の統合プロセスにおける様々な要素間では通信が行なわれる。加えて、またそれに代わるものとして、統合解析プロセス１０の階層は、様々な設計特徴形状部及び／又はシナリオに適応するように変更することができる。
【００４３】
さらに、これらの温度は、エンジンが異なる高度及び天候条件に曝される時に変化することになる。従って、本出願の解析プロセスは、本出願の解析プロセスがそのような相互依存性を考慮する時に、設計者がそのような変動を予測するのを可能にし、それにより、設計がそのような変動を考慮するのを可能にする。
【００４４】
また、サブプロセスの数は増加又は減させることができることも意図している。加えて、サブプロセスの各々への又はサブプロセスの各々からの出力経路及び従ってまた入力経路もまた、変化させることができる。さらに、出力及び入力経路の数もまた、変化させることができる。
【００４５】
言うまでもなく、サブプロセス及びそれらの相互接続線の数は、実行する技術解析プロセスのタイプによって決まる。例えば、本出願は、航空機の技術解析プロセスの１つの態様を説明いているが、本出願のプロセスは、それに限定されることは意図しておらず、あらゆる設計プロセスで利用することができる。
【００４６】
本出願の統合技術解析は、相互依存値の正確な計数及び表示を行なう。この統合技術解析により、高品質の予測値が得られる。例えば、定常状態と過渡状態の温度レベル及び分布は、大きく変動し、かつその他の値に左右される。本出願のプロセスは、その正確な予測値を提供し、この正確な予測値は、伝統的な「独立」計算に頼る必要なしに、複数相互依存出力を決定することを可能にする。
【００４７】
このプロセスは、この解析法は、より短時間かつより低コストでより多くのケース、シナリオ又は問題を解析するのを可能にするより能率的解析法を提供する。
【００４８】
それ自体が変化する単一の値を計算する時に様々なサブプロセスの結果を考慮するので、誤差又は計算違いが生じる可能性もまた減少する。
【００４９】
本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が本発明を製作しかつ使用することを可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、また当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【符号の説明】
【００５０】
１０  統合技術解析プロセス
１２  初期推定部
１４  第１の初期値
１６  第２の初期値
１８  第１の条件、初期仮定条件
２０  第１のサブプロセス
２１  機械的モデル
２２  出力、機械的撓み値
２４  第２のサブプロセス
２６  出力、間隙値
２８  第３のサブプロセス
３０  出力、流量値
３２  出力、圧力値
３４  第４のサブプロセス
３６  出力、風損値
３８  出力、スワール値
４０  第５のサブプロセス
４２  最終出力、境界条件値
４４  最終サブプロセス
４６  出力、金属温度値
４８  出力、空気温度値
５０  決定ノード
５２  指令コード
【図１】
2011508346.tif 000003
【図２】
2011508346.tif 000004
【図３】
2011508346.tif 000005
【国際調査報告】
2011508346.tif 000006
2011508346.tif 000007