JP2018180830A - インテーク設計方法、インテーク設計プログラム及びインテーク設計装置 - Google Patents

Abstract

【課題】前胴形状の影響を考慮し、かつ空力特性とステルス性との両立を図りつつ、ダイバータレスインテークの形状を好適に設計する。
【解決手段】 インテーク設計装置１が、前胴２１とバンプ２３とインテークダクト２２とを設計対象として、設計対象に関する設計パラメータの値を設定し、設計パラメータの値を用いて設計対象の形状を設定し、設定された設計対象の形状を用いて設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算し、その解析結果が予め設定された設計条件を満たすか否かを判定し、解析結果が設計条件を満たしていないと判定された場合に、設計パラメータの値を更新し、解析結果が設計条件を満たしていると判定されるまで、設計対象の形状設定と、この形状での設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性の計算と、その計算結果が設計条件を満たしていない場合での設計パラメータの更新とを繰り返す。
【選択図】図３

Description

本発明は、バンプを有するダイバータレスインテークを設計する技術に関する。

航空機のインテーク（空気取入口）の設計においては、インテーク前方の機体表面で発達してくる境界層の取り扱いが重要となる。境界層は機体表面との摩擦によりエネルギーを失った気流であるため、これがインテークに流入してエンジンへ供給されると、エンジン性能の低下などを引き起こしてしまう。

インテークへの境界層の流入を防止する技術としては、インテークと機体表面との間に境界層の厚み程度の隙間を設け、この隙間にダイバータ（境界層隔壁）を設けるものが古くから知られている。このダイバータを用いた技術では、境界層の外側の気流のみをインテークに流入させることが可能ではあるが、ダイバータ自体の重量や空気抵抗により機体性能の低下などの問題が生じる。

そこで近年では、ダイバータに依らずに境界層を排除する技術として、インテーク前方の機体表面にバンプ（こぶ）を設けるダイバータレスインテークが提案され、実用化されてきている（例えば、特許文献１参照）。このダイバータレスインテークでは、バンプによって衝撃波に起因する急激な減速を回避して流れのエネルギー損失を抑えつつ、バンプ上に生じる圧力勾配によって境界層をインテークの側方へ排除する。
このダイバータレスインテークの設計では、設定した飛行条件で前胴に沿った流線から圧縮面を設定し、所望の空力特性を満たすように圧縮面との接続部を設定することで、バンプの形状を決定していた（図４参照）。

米国特許第５７７９１８９号明細書

しかしながら、特許文献１の設計手法では、オフデザイン点での前胴における境界層発達の影響については明示されていない。また、インテークの設計においては、空力特性だけでなく、これとトレードオフの関係にあるステルス性（レーダー等からの探知されにくさ）も求められる場合があり、これらの特性を両立させる手法が必要であった。

本発明は、上記課題を解決するためになされたもので、前胴形状の影響を考慮し、かつ空力特性とステルス性との両立を図りつつ、ダイバータレスインテークの形状を好適に設計することを目的とする。

上記目的を達成するために、請求項１に記載の発明は、航空機のインテークの形状を設計するインテーク設計方法であって、
インテーク設計装置が、
前記航空機のうち、インテークよりも機体前側の前胴と、インテーク直前のバンプと、インテークダクトとを設計対象として、
ユーザ操作に基づいて前記設計対象に関する設計パラメータの値を設定する設計パラメータ設定工程と、
前記設計パラメータの値を用いて前記設計対象の形状を設定する形状設定工程と、
前記形状設定工程で設定された前記設計対象の形状を用いて空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成し、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算する解析工程と、
前記解析工程での解析結果が、予め設定された設計条件を満たすか否かを判定する判定工程と、
前記判定工程において前記解析工程での解析結果が前記設計条件を満たしていないと判定された場合に、前記設計パラメータの値を更新する設計パラメータ更新工程と、
を実行し、
前記判定工程において前記解析工程での解析結果が前記設計条件を満たしていると判定されるまで、前記形状設定工程、前記解析工程、前記判定工程及び前記設計パラメータ更新工程を繰り返すことを特徴とする。
ここで、「ＲＣＳ」とは、ステルス性のパラメータであるレーダー反射断面積を意味しており、すなわち、「ＲＣＳ特性」とは、電波的なステルス性を意味する。

請求項２に記載の発明は、請求項１に記載のインテーク設計方法において、
前記解析工程では、機体速度が超音速域のデザイン点と、当該デザイン点よりも機体速度が低速であって機体迎角または横滑り角が大きいオフデザイン点との各々における前記設計対象の空力特性が計算されることを特徴とする。

請求項３に記載の発明は、請求項１又は２に記載のインテーク設計方法において、
前記設計パラメータ更新工程では、前記設計条件を満たす解が得られるように前記設計パラメータが最適化されつつ更新されることを特徴とする。

請求項４に記載の発明は、請求項１〜３のいずれか一項に記載のインテーク設計方法において、
前記設計対象が前記インテークのカウルを含むことを特徴とする。

請求項５及び請求項６に記載の発明は、請求項１に記載のインテーク設計方法と同様の特徴を具備するインテーク設計プログラム及びインテーク設計装置である。

本発明によれば、前胴とバンプとインテークダクトとを設計対象とし、この設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性（ステルス性）が所定の設計条件を満足するまで、設計対象に関する設計パラメータが随時更新されながら空力特性及びＲＣＳ特性の解析が繰り返される。
したがって、前胴形状の影響を考慮し、かつ空力特性とステルス性との両立を図りつつ、ダイバータレスインテークの形状を好適に設計することができる。

実施形態におけるインテーク設計装置の機能構成を示すブロック図である。 実施形態におけるインテーク設計処理での設計対象を説明するための図である。 実施形態におけるインテーク設計処理の流れを示すフローチャートである。 バンプ形状の設定手法を説明するための図である。 応答曲面の一例を示す図である。

以下、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。

［インテーク設計装置の構成］
まず、本実施形態におけるインテーク設計装置１の構成について説明する。
図１は、インテーク設計装置１の機能構成を示すブロック図である。
本実施形態におけるインテーク設計装置１は、航空機におけるダイバータレスインテークの形状を設定する情報処理装置であり、図１に示すように、入力部１１、表示部１２、記憶部１３、ＣＰＵ（Central Processing Unit）１４を備えている。

入力部１１は、図示しない各種入力キーを備えており、押下されたキーの位置に対応する入力信号をＣＰＵ１４に出力する。
表示部１２は、図示しないディスプレイを備えており、ＣＰＵ１４から入力される表示信号に基づいて各種情報をディスプレイに表示する。

記憶部１３は、ＲＡＭ（Random Access Memory）やＲＯＭ（Read Only Memory）等により構成されるメモリであり、各種のプログラム及びデータを記憶するとともに、ＣＰＵ１４の作業領域としても機能する。本実施形態では、記憶部１３は、インテーク設計プログラム１３０と、ＣＦＤ解析プログラム１３１と、ＲＣＳ解析プログラム１３２とを記憶している。

インテーク設計プログラム１３０は、後述のインテーク設計処理（図３参照）をＣＰＵ１４に実行させるためのプログラムである。
ＣＦＤ解析プログラム１３１は、設計対象の空力特性を計算するためのＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析ソフトである。
ＲＣＳ解析プログラム１３２は、設計対象のＲＣＳ（Radar Cross Section：レーダー反射断面積）特性を計算するための電磁界解析ソフトである。レーダー反射断面積とは、ステルス性（レーダー等からの探知されにくさ）を定量的に表すパラメータであり、値が小さいほどステルス性が高いことを示す。すなわち、ＲＣＳ特性とは、電波的なステルス性を意味する。
なお、図示は省略するが、記憶部１３には、ＣＦＤ解析プログラム１３１及びＲＣＳ解析プログラム１３２用の解析モデルを作成するための三次元ＣＡＤソフトも記憶されている。

また、記憶部１３は、設計パラメータ記憶領域１３４を有している。
設計パラメータ記憶領域１３４は、後述のインテーク設計処理における設計パラメータを格納するメモリ領域である。

ＣＰＵ１４は、入力される指示に応じて所定のプログラムに基づいた処理を実行し、各機能部への指示やデータの転送等を行い、インテーク設計装置１を統括的に制御する。具体的には、ＣＰＵ１４は、入力部１１から入力される操作信号等に応じて記憶部１３から各種プログラムを読み出し、当該プログラムに従って処理を実行する。そして、ＣＰＵ１４は、処理結果を記憶部１３に一時保存するとともに、当該処理結果を表示部１２に適宜出力させる。

［インテーク設計装置の動作］
続いて、インテーク設計処理を実行する際のインテーク設計装置１の動作について説明する。
図２は、インテーク設計処理における設計対象を説明するための図であり、図３は、インテーク設計処理の流れを示すフローチャートであり、図４は、バンプ形状の設定手法を説明するための図であり、図５は、後述する応答曲面の一例を示す図である。

図２に示すように、インテーク設計処理は、航空機２のうち、インテーク２０よりも機体前側の前胴２１からインテークダクト２２全域に掛けての形状を、空力特性とＲＣＳ特性（ステルス性）を考慮して設計する処理である。より詳細には、インテーク設計処理では、前胴２１及びインテークダクト２２のほか、バンプ２３やカウル２４を含むインテーク周辺の形状が設計対象（設計範囲）とされる。バンプ２３は、機体表面のうちインテーク２０の直前からインテーク２０入口部に掛けて設けられる滑らかな隆起部であり、圧力勾配を生じさせてインテーク２０内への境界層の流入を抑制するためのものである。
このインテーク設計処理は、ユーザにより当該インテーク設計処理の実行指示が入力されたときに、ＣＰＵ１４が記憶部１３からインテーク設計プログラム１３０を読み出して展開することで実行される。
なお、インテーク設計処理における各部の形状設定では、三次元ＣＡＤソフトにより三次元形状が設定され、その際、各部の接続面等の曲線・曲面形状はＮＵＲＢＳ（Non-Uniform Rational Basis Spline）関数により作成される。

図３に示すように、インテーク設計処理が実行されると、まずＣＰＵ１４は、ユーザ操作に基づいて、バンプ２３での衝撃波による圧縮要求を設定する（ステップＳ１）。

次に、ＣＰＵ１４は、ユーザ操作に基づいて、設計パラメータの初期値を設定する（ステップＳ２）。
具体的に、このステップでは、前胴２１の形状パラメータと、バンプ２３の設計パラメータとについて、各々の初期値が適宜設定される。ここで、バンプ２３の設計パラメータとは、図４（ａ）に示すように、衝撃波を生じさせる仮想円錐Ｃの角度（中心軸と母線のなす角度）θのほか、前胴２１形状の投影位置及び接続面形状のパラメータである。
そして、ＣＰＵ１４は、ユーザにより入力された設計パラメータの初期値を受け付けて、設計パラメータ記憶領域１３４に記憶させる。

次に、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析により、ステップＳ１で設定された圧縮要求を満たすように、仮想円錐Ｃによる衝撃波を作成する（ステップＳ３）。
具体的に、このステップでは、ステップＳ１で設定された圧縮要求を満たすように、仮想円錐Ｃの角度θを決定したうえで、そのときの衝撃波をＣＦＤ解析プログラム１３１でのＣＦＤ解析により求める。

次に、ＣＰＵ１４は、ステップＳ３で求めた衝撃波に前胴２１の形状を投影し、圧縮面Ｓの前縁ＳＥの形状を設定する（ステップＳ４）。

次に、ＣＰＵ１４は、設定された圧縮面Ｓの前縁ＳＥから流線を追跡し、この流線形状を圧縮面Ｓとして定義する（ステップＳ５：図４（ｂ））。

次に、ＣＰＵ１４は、ユーザ操作に基づいて、バンプ２３、カウル２４及びインテークダクト２２の形状を決定する（ステップＳ６）。
具体的には、圧縮面Ｓからスロート（インテークダクト２２内での最小面積部）までを繋ぐようにしてバンプ２３の形状が決定されるととともに、所定の条件に基づいてカウル２４及びインテークダクト２２の形状も決定される。
これにより、前胴２１、バンプ２３，カウル２４及びインテークダクト２２を含む設計対象の形状データが作成される。

次に、ＣＰＵ１４は、ステップＳ６で作成された形状データを用いてＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析を実行する。
具体的に、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析プログラム１３１により、解析格子を生成してＣＦＤ解析モデルを作成した後にＣＦＤ解析を実行する（ステップＳ７）。このＣＦＤ解析では、超音速域のデザイン点（設計点）における解析とともに、亜音速域の高迎角または横滑り角時でのオフデザイン点における解析が実行される。当該ＣＦＤ解析では、前胴２１を含めた形状での解析が実行されることにより、前胴２１における境界層発達の影響が適切に加味される。なお、オフデザイン点は、亜音速域に限定されず、デザイン点よりも機体速度が低速であって機体迎角または横滑り角が大きい条件であればよい。
また同時に、ＣＰＵ１４は、ＲＣＳ解析プログラム１３２により、解析格子を生成してＲＣＳ解析モデルを作成した後に、多重反射が考慮されたＲＣＳ解析を実行する（ステップＳ８）。このＲＣＳ解析では、前胴２１を含めた形状での解析が実行されることにより、前胴２１による電波経路の偏向の影響が反映され、インテークダクト２２内部での多重反射の経路が適切に考慮される。
本実施形態では、ＣＦＤ解析により総圧回復率、ディストーション及びスピレージ抵抗を含む空力特性が算出され、ＲＣＳ解析によりレーダー反射断面積が算出される。

次に、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析から得られた解析結果が、所定の設計条件を満たしているか否かを判定する（ステップＳ９）。
ここで、設計条件は、ＣＦＤ解析の解析結果に対しては、総圧回復率、ディストーション及びスピレージ抵抗についての空力特性に関するものが、デザイン点及びオフデザイン点の各々について予め設定されている。また、ＲＣＳ解析の解析結果に対しては、レーダー反射断面積に関する設計条件が予め設定されている。
なお、設計条件の判定にあたっては、ＣＰＵ１４は、得られた解析結果から、個別に重み付けされた空力特性及びＲＣＳ特性の和として表される目的関数を算出し、この目的関数を用いて設計条件が満たされるか否かを判定してもよい。

このステップＳ９において、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析から得られた解析結果が設計条件を１つでも満たしていないと判定した場合には（ステップＳ９；Ｎｏ）、ＣＰＵ１４は、設計パラメータ記憶領域１３４に記憶された設計パラメータを更新し（ステップＳ１０）、上述のステップＳ３へ処理を移行する。
このとき、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析の解析結果が設計条件を満たす方向に向かうように、設計パラメータを更新すればよい。ただし、例えば勾配法又は応答曲面法などの最適化手法を用いることにより、設計条件を満たす解が得られるように、設計パラメータが最適化されつつ更新されることが好ましい。応答曲面法は、図５（ａ）〜（ｃ）に示すように、設計パラメータに対する空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面を予め生成しておき、この応答曲面に基づいて設計対象の形状を決定する手法である。この手法では、設計条件を満たす設計パラメータの解を応答曲面から探索する。そして、この設計パラメータを用いて解析を実行したうえで応答曲面から求めた値と比較し、これらが良い一致を見ない場合には、応答曲面更新用の追加の設計パラメータ値を設定し、これによる解析結果を用いて応答曲面を更新すればよい。

これにより、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析の結果が設計条件を満たすまで、設計対象の形状データの作成と、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析と、設計条件を満たすか否かの判定と、設計パラメータの更新とが繰り返される。

そして、ステップＳ９において、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析から得られた解析結果が設計条件を満たしていると判定した場合には（ステップＳ９；Ｙｅｓ）、ＣＰＵ１４は、処理結果を表示部１２に出力などした後に、インテーク設計処理を終了する。

［効果］
以上のように、本実施形態によれば、前胴２１とバンプ２３とインテークダクト２２とを設計対象に含み、この設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性（ステルス性）が所定の設計条件を満足するまで、設計対象に関する設計パラメータが随時更新されながら空力特性及びＲＣＳ特性の解析が繰り返される。
したがって、前胴２１形状の影響を考慮し、かつ空力特性とステルス性との両立を図りつつ、インテークの形状を好適に設計することができる。

また、機体速度が超音速域のデザイン点に加え、当該デザイン点よりも機体速度が低速であって機体迎角または横滑り角が大きいオフデザイン点についても、空力特性が計算される。
これにより、デザイン点からは気流に対する機体の向きが変化し、前胴２１での境界層発達の様子も変化したオフデザイン点においても、好適に設計条件を満たすようなインテークの形状を設計することができる。

なお、本発明を適用可能な実施形態は、上述した実施形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。

１ インテーク設計装置
２ 航空機
２０ インテーク
２１ 前胴
２２ インテークダクト
２３ バンプ
２４ カウル
１３０ インテーク設計プログラム
１４ ＣＰＵ
Ｓ 圧縮面
ＳＥ 前縁

Claims (6)

1. 航空機のインテークの形状を設計するインテーク設計方法であって、
   インテーク設計装置が、
   前記航空機のうち、インテークよりも機体前側の前胴と、インテーク直前のバンプと、インテークダクトとを設計対象として、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象に関する設計パラメータの値を設定する設計パラメータ設定工程と、
   前記設計パラメータの値を用いて前記設計対象の形状を設定する形状設定工程と、
   前記形状設定工程で設定された前記設計対象の形状を用いて空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成し、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算する解析工程と、
   前記解析工程での解析結果が、予め設定された設計条件を満たすか否かを判定する判定工程と、
   前記判定工程において前記解析工程での解析結果が前記設計条件を満たしていないと判定された場合に、前記設計パラメータの値を更新する設計パラメータ更新工程と、
   を実行し、
   前記判定工程において前記解析工程での解析結果が前記設計条件を満たしていると判定されるまで、前記形状設定工程、前記解析工程、前記判定工程及び前記設計パラメータ更新工程を繰り返すことを特徴とするインテーク設計方法。
2. 前記解析工程では、機体速度が超音速域のデザイン点と、当該デザイン点よりも機体速度が低速であって機体迎角または横滑り角が大きいオフデザイン点との各々における前記設計対象の空力特性が計算されることを特徴とする請求項１に記載のインテーク設計方法。
3. 前記設計パラメータ更新工程では、前記設計条件を満たす解が得られるように前記設計パラメータが最適化されつつ更新されることを特徴とする請求項１又は２に記載のインテーク設計方法。
4. 前記設計対象が前記インテークのカウルを含むことを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のインテーク設計方法。
5. 航空機のインテークの形状を設計するインテーク設計プログラムであって、
   コンピュータを、
   前記航空機のうち、インテークよりも機体前側の前胴と、インテーク直前のバンプと、インテークダクトとを設計対象として、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象に関する設計パラメータの値を設定する設計パラメータ設定手段と、
   前記設計パラメータの値を用いて前記設計対象の形状を設定する形状設定手段と、
   前記形状設定手段により設定された前記設計対象の形状を用いて空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成し、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算する解析手段と、
   前記解析手段での解析結果が、予め設定された設計条件を満たすか否かを判定する判定手段と、
   前記判定手段により前記解析手段での解析結果が前記設計条件を満たしていないと判定された場合に、前記設計パラメータの値を更新する設計パラメータ更新手段、
   として機能させ、
   前記判定手段により前記解析手段での解析結果が前記設計条件を満たしていると判定されるまで、前記形状設定手段、前記解析手段、前記判定手段及び前記設計パラメータ更新手段での処理を繰り返すことを特徴とするインテーク設計プログラム。
6. 航空機のインテークの形状を設計するインテーク設計装置であって、
   前記航空機のうち、インテークよりも機体前側の前胴と、インテーク直前のバンプと、インテークダクトとを設計対象として、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象に関する設計パラメータの値を設定する設計パラメータ設定手段と、
   前記設計パラメータの値を用いて前記設計対象の形状を設定する形状設定手段と、
   前記形状設定手段により設定された前記設計対象の形状を用いて空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成し、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算する解析手段と、
   前記解析手段での解析結果が、予め設定された設計条件を満たすか否かを判定する判定手段と、
   前記判定手段により前記解析手段での解析結果が前記設計条件を満たしていないと判定された場合に、前記設計パラメータの値を更新する設計パラメータ更新手段と、
   を備え、
   前記判定手段により前記解析手段での解析結果が前記設計条件を満たしていると判定されるまで、前記形状設定手段、前記解析手段、前記判定手段及び前記設計パラメータ更新手段での処理を繰り返すことを特徴とするインテーク設計装置。