JP5981510B2 - 航空機設計方法、航空機設計プログラム及び航空機設計装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のうち空力特性とステルス性の両立が要求される形状の設計に好適な航空機設計方法、航空機設計プログラム及び航空機設計装置に関する。

戦闘機などの航空機においては、所望の空力特性のほかにステルス性（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、このような場合にはこれらの特性を両立させる設計が必要となる。

例えば、この種の航空機におけるインテークダクトの設計では、ダクト形状を湾曲させつつ内壁に電波吸収材を設けることで、エンジンから機体前方への電波反射が抑制されてステルス性が向上することが知られている（例えば、特許文献１参照）。一方で、このような曲りダクトでは内部気流の剥離等による圧力損失が生じやすく、空力特性（エンジン性能）の低下を招くおそれがある。
このように、インテークダクトなどにおいては、空力特性とステルス性とがトレードオフの関係にあるため、これらの特性がそれぞれ所要の条件を満足するように設計を行わなければならない。

実際に、従来のインテークダクトの設計では、まず、風洞試験を行ったり公知データや他機例を参照したりして空力特性のデータベースを作成し、空力特性のクライテリアを設定する。また同様にして、ステルス性のパラメータであるレーダー反射断面積について、試験や他機例によりデータベースを作成してクライテリアを設定する。そして、これらのクライテリアを満足するようにインテークダクトの形状を決定している。

特開平１−２８５４９４号公報

しかしながら、上記従来の設計手法では、以下のような問題があった。
まず、ステルス機は一般にデータが開示されないため、写真等の開示情報からの形状判別が限界であり、クライテリアの設定が困難であった。
また、クライテリアの設定に必要な基礎データを試験から得ようとする場合には、膨大なコストや労力が必要となってしまう。

そこで、本発明の目的は、空力特性とステルス性との両立が要求される航空機の形状について、従来に比べてコストや労力を低減させつつ好適に設計を行うことである。

上記目的を達成するために、請求項１に記載の発明は、
航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計方法であって、
航空機設計装置が、
ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状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であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む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最適化しつつ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し、
前記判定工程では、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする。
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、
航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計方法であって、
航空機設計装置が、
ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状に関する設計パラメータに複数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設定工程で設定された前記設計パラメータの各値について、空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成して、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算し、前記設計パラメータの複数の値に対応する複数のサンプリング解析結果を得る解析工程と、
前記解析工程で得られた複数のサンプリング解析結果から、前記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生成する応答曲面生成工程と、
前記応答曲面生成工程で生成された空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面に基づいて、予め設定された設計条件であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む設計条件を満たす前記設計パラメータの最適解を探索する解探索工程と、
を実行し、
前記解探索工程では、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする。

請求項３に記載の発明は、請求項２に記載の航空機設計方法において、
前記航空機設計装置が、
前記解探索工程で求めた前記設計パラメータの解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特性を再計算する第二解析工程と、
前記第二解析工程での解析結果を、前記応答曲面生成工程で生成された応答曲面から求めた空力特性及びＲＣＳ特性と比較し、この比較結果に基づいて当該応答曲面が所要の精度を有しているか否かを判定する判定工程と、
をさらに実行し、
前記判定工程において前記応答曲面が所要の精度を有していないと判定された場合に、前記設計パラメータに新たな値を追加して前記解析工程及び前記応答曲面生成工程の処理を実行し、前記応答曲面を更新す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の何れか一項に記載の航空機設計方法において、
前記設計対象がインテークダクトであることを特徴とする。

請求項５に記載の発明は、請求項１に記載の航空機設計方法と同様の特徴を具備する航空機設計プログラムであり、
請求項６に記載の発明は、請求項２に記載の航空機設計方法と同様の特徴を具備する航空機設計プログラムである。

請求項７に記載の発明は、請求項１に記載の航空機設計方法と同様の特徴を具備する航空機設計装置であり、
請求項８に記載の発明は、請求項２に記載の航空機設計方法と同様の特徴を具備する航空機設計装置である。

請求項１，５，７に記載の発明によれば、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。
これにより、不十分な他機の開示情報からのデータ取得や試験のための膨大なコストと労力が必要であった従来と異なり、設計作業を自動化しつつ、好適に設計パラメータ値を求めることができる。
したがって、空力特性とステルス性との両立が要求される航空機の形状について、従来に比べてコストや労力を低減させつつ好適に設計を行うことができる。

請求項２，６，８に記載の発明によれば、設計パラメータを振ったときの解析結果から当該設計パラメータに対する空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面が生成され、この応答曲面に基づいて、所定の設計条件を満たす設計パラメータの解が求められる。
これにより、不十分な他機の開示情報からのデータ取得や試験のための膨大なコストや労力が必要であった従来と異なり、設計作業を自動化しつつ、好適に設計パラメータ値を求めることができる。
したがって、空力特性とステルス性との両立が要求される航空機の形状について、従来に比べてコストや労力を低減させつつ好適に設計を行うことができる。
また、設計パラメータを決定した後に形状変更の必要性が生じた場合でも、改めて解析を行う必要なく、応答曲面を用いるだけで、この場合の性能変化を容易に把握することができる。

請求項３に記載の発明によれば、設計パラメータの解を用いて再計算した空力特性及びＲＣＳ特性を、応答曲面から直接求めた空力特性及びＲＣＳ特性と比較することで応答曲面の精度を確認し、応答曲面が所要の精度を有していない場合には、設計パラメータに新たな値を追加してサンプリング解析結果を増やすことで応答曲面が更新される。
したがって、応答曲面の精度を向上させて、好適に設計パラメータ値を求めることができる。

第一の実施形態における航空機設計装置の機能構成を示すブロック図である。 第一の実施形態における形状設計処理の流れを示すフローチャートである。 第一の実施形態におけるインテークダクトの設計モデル図である。 第二の実施形態における航空機設計装置の機能構成を示すブロック図である。 第二の実施形態における形状設計処理の流れを示すフローチャートである。 （ａ）空力特性の応答曲面の一例を示す三次元グラフであり、（ｂ）ＲＣＳ特性の応答曲面の一例を示す三次元グラフである。

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。

［第一の実施形態］
まず、本発明の第一の実施形態について説明する。

＜航空機設計装置１の構成＞
図１は、本発明の第一の実施形態における航空機設計装置１の機能構成を示すブロック図である。
航空機設計装置１は、航空機の各部形状を設計するための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、形状設計プログラム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。

形状設計プログラム１３０は、本発明に係る航空機設計プログラムであり、後述の形状設計処理（図２参照）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、設計条件記憶領域１３３と、設計パラメータ記憶領域１３４とを有している。
設計条件記憶領域１３３は、後述の形状設計処理における設計条件（本実施形態では、後述の最適化条件及び制約条件）を格納するメモリ領域である。
設計パラメータ記憶領域１３４は、後述の形状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、航空機設計装置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。

＜航空機設計装置１の動作＞
続いて、航空機設計装置１が形状設計処理を実行する際の動作について説明する。ここでは、航空機の胴体部に設けられてエンジン部へ空気を取り込むインテークダクト（曲りダクト）を設計対象とした場合について説明する。
図２は、第一の実施形態における形状設計処理の流れを示すフローチャートであり、図３は、インテークダクトの設計モデル図である。

形状設計処理は、航空機のうち、空力特性とＲＣＳ特性（ステルス性）とに影響する形状（本実施形態ではインテークダクト）の設計を行う処理である。この形状設計処理は、ユーザにより当該形状設計処理の実行指示が入力されたときに、ＣＰＵ１４が記憶部１３から形状設計プログラム１３０を読み出して展開することで実行される。

図２に示すように、形状設計処理が実行されると、まずＣＰＵ１４は、ユーザによる設計条件の設定（入力）を受け付ける（ステップＳ１）。本実施形態では、設計条件として、以下のような最適化条件及び制約条件を設定する。
最適化条件は、形状設計処理の結果を最適化するための条件であり、本実施形態では、例えばダクト内部での総圧回復率を最大化させ（空力特性：良）、且つ、レーダー反射断面積を最小化させる（ステルス性：良）ものとなっている。また、ここでのレーダー反射断面積は、例えば機首方向を基準に、アジマス方向やエレベーション方向に所定の範囲で評価した中央値等とすることができる。
制約条件は、本実施形態では、ダクト長さが一定であることと等としている。
そして、ＣＰＵ１４は、ユーザによるこれら最適化条件及び制約条件の入力を受け付けて、設計条件として設計条件記憶領域１３３に記憶させる。
なお、設計条件は、求める設計対象の形状を限定する条件であれば、上述のような最適化条件を含むものでなくともよい。

次に、ＣＰＵ１４は、ユーザによる設計パラメータの初期値設定（入力）を受け付ける（ステップＳ２）。
本実施形態では、空力特性及びＲＣＳ特性（ステルス性）への影響が大きいと考えられる長さ比、中心線形状、断面形状、断面積分布を考慮した変数が設計パラメータとなっており、具体的には、図３に示すように、以下の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１を用いる。
設計パラメータＰ１ ： Ｌ_sub／Ｄ、
設計パラメータＰ２，Ｐ３ ： 長さ位置３０％，１００％でのΔｙ／Ｄを制御する
制御パラメータ、
設計パラメータＰ４，Ｐ５ ： 長さ位置３０％，１００％でのΔｚ／Ｄを制御する
制御パラメータ、
設計パラメータＰ６，Ｐ７ ： 断面積の拡大が開始，終了する長さ位置を制御する
制御パラメータ、
設計パラメータＰ８〜Ｐ１１： 長さ位置５０％での断面形状制御点（座標）、
ここで、ｘ、ｙ、ｚは航空機の前後、左右、上下に沿った各方向であり、「長さ位置」とは吸気口を始点としてｘ方向に沿った位置である。また、Ｌ_subはｘ方向の全長、Ｄは吐出口の直径、Δｙは中心線のｙ方向へのオフセット量、Δｚは中心線のｚ方向へのオフセット量である。

このステップＳ２では、これらの設計パラメータＰ１〜Ｐ１１に対し、例えば所定の基準形状（例えば他機例を参考に設定したものなど）の値が初期値として入力される。そして、ＣＰＵ１４は、ユーザにより入力された設計パラメータＰ１〜Ｐ１１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、図２に示すように、ユーザ操作に基づいて、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Ｐ１〜Ｐ１１を用いて設計対象（本実施形態ではインテークダクト）の三次元ＣＡＤデータを作成する（ステップＳ３）。より詳しくは、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１を制御点としたＮＵＲＢＳ（Non-Uniform Rational Basis Spline）関数により、設計対象の三次元形状が作成される。

次に、ＣＰＵ１４は、ステップＳ３で作成されたＣＡＤデータを用いてＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析を実行する。
具体的には、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析プログラム１３１により、ＣＡＤデータをベースに解析格子を生成してＣＦＤ解析モデルを作成した後に（ステップＳ４ａ）、ＣＦＤ解析を実行する（ステップＳ４ｂ）。また併せて、ＣＰＵ１４は、ＲＣＳ解析プログラム１３２により、ＣＡＤデータをベースに解析格子を生成してＲＣＳ解析モデルを作成した後に（ステップＳ５ａ）、ＲＣＳ解析を実行する（ステップＳ５ｂ）。
本実施形態では、ＣＦＤ解析により総圧回復率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、ステップＳ１で設定された設計条件（本実施形態では、最適化条件及び制約条件）を満たしているか否かを判定する（ステップＳ６）。
ここで、最適化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（総圧回復率）及びＲＣＳ特性（レーダー反射断面積）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最適化条件が満たされるか否かを判定する。

このステップＳ６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Ｓ６；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Ｐ１〜Ｐ１１を更新し（ステップＳ７）、上述のステップＳ３へ移行する。
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Ｐ１〜Ｐ１１を更新すればよい。但し、例えば勾配法や遺伝的アルゴリズムなどの最適化手法、またはこれらを組み合わせたものを活用して、最適化条件及び制約条件をともに満たす解が得られるように、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１を最適化しつつ更新することが好ましい。

したがって、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析の結果が設計条件を満たすまで、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Ｐ１〜Ｐ１１の更新（ステップＳ３〜Ｓ７）を繰り返す。

そして、ステップＳ７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Ｓ６；Ｙｅｓ）、ＣＰＵ１４は、処理結果を表示部１２に出力し（ステップＳ８）、形状設計処理を終了する。

以上のように、第一の実施形態によれば、インテークダクトの空力特性及びＲＣＳ特性（ステルス性）が所定の設計条件を満足するまで、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１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。
これにより、不十分な他機の開示情報からのデータ取得や試験のための膨大なコストと労力が必要であった従来と異なり、設計作業を自動化しつつ、好適に設計パラメータ値を求めることができる。
したがって、空力特性とステルス性との両立が要求されるインテークダクトについて、従来に比べてコストや労力を低減させつつ好適に設計を行うことができる。

［第二の実施形態］
続いて、本発明の第二の実施形態について説明する。なお、上記第一の実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。

＜航空機設計装置２の構成＞
図４は、本発明の第二の実施形態における航空機設計装置２の機能構成を示すブロック図である。
航空機設計装置２は、上記第一の実施形態における航空機設計装置１と異なり、所定の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ものである。
具体的に、航空機設計装置２は、図４に示すように、上記第一の実施形態における記憶部１３に代えて、記憶部２３を備えている。

記憶部２３は、形状設計プログラム２３０を記憶しているほかに、上記第一の実施形態と同様のＣＦＤ解析プログラム１３１及びＲＣＳ解析プログラム１３２を記憶している。
形状設計プログラム２３０は、本発明に係る航空機設計プログラムであり、本第二の実施形態における後述の形状設計処理（図５参照）をＣＰＵ１４に実行させるためのプログラムである。

また、記憶部２３は、上記第一の実施形態と同様の設計条件記憶領域１３３及び設計パラメータ記憶領域１３４を有しているほかに、応答曲面記憶領域２３５を有している。
応答曲面記憶領域２３５は、後述の形状設計処理において応答曲面を格納するメモリ領域である。

＜航空機設計装置２の動作＞
続いて、航空機設計装置２が形状設計処理を実行する際の動作について説明する。ここでは、上記第一の実施形態と同様に、設計対象をインテークダクトとした場合について説明する。
図５は、第二の実施形態における形状設計処理の流れを示すフローチャートである。

形状設計処理は、上記第一の実施形態のものと同様に、空力特性とＲＣＳ特性（ステルス性）とに影響する航空機の形状（本実施形態ではインテークダクト）の設計を行う処理であり、ユーザにより当該形状設計処理の実行指示が入力されたときに、ＣＰＵ１４が記憶部２３から形状設計プログラム２３０を読み出して展開することで実行される。

図５に示すように、形状設計処理が実行されると、まずＣＰＵ１４は、ユーザによる設計条件（本実施形態では、最適化条件及び制約条件）の設定（入力）を受け付けて、設計条件記憶領域１３３に記憶させる（ステップＴ１）。このステップＴ１は、上記第一の実施形態におけるステップＳ１と同様に実行される。

次に、ＣＰＵ１４は、ユーザ操作に基づいて、応答曲面を生成するための初期サンプリング用の設計パラメータ値の設定（入力）を受け付ける（ステップＴ２）。
本実施形態では、上記第一の実施形態と同様の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１が用いられる。そして、ＣＰＵ１４は、例えば実験計画法などを用い、効率的に応答曲面を得るため
の複数組（例えば５０組）の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の値を求め、この複数組の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の値を初期サンプリング用の設計パラメータ値として設計パラメータ記憶領域１３４に記憶させる。

次に、ＣＰＵ１４は、設計パラメータ記憶領域１３４に記憶された複数組の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１について、サンプリング解析を行う。
具体的には、ＣＰＵ１４は、各組の設計パラメータＰ１〜Ｐ１１ごとに、三次元ＣＡＤデータを作成し（ステップＴ３）、ＣＦＤ解析モデルの作成及びＣＦＤ解析の実行（ステップＴ４ａ，Ｔ４ｂ）と、ＲＣＳ解析モデルの作成及びＲＣＳ解析の実行（ステップＴ５ａ，Ｔ５ｂ）とを行う。これらのステップＴ３，Ｔ４ａ，Ｔ４ｂ，Ｔ５ａ，Ｔ５ｂは、上記第一の実施形態におけるステップＳ３，Ｓ４ａ，Ｓ４ｂ，Ｓ５ａ，Ｓ５ｂと同様に実行される。

次に、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析で得られた複数のサンプリング解析結果から、空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面を生成する（ステップＴ６）。
より詳しくは、ＣＰＵ１４は、ＣＦＤ解析及びＲＣＳ解析の各サンプリング解析結果に対し、不連続な複数のサンプルデータを連続的な関数により近似・補完して応答曲面を生成する。これにより、例えば図６（ａ），（ｂ）に示すように、所定の設計パラメータＡ，Ｂに対する空力特性（総圧回復率）及びＲＣＳ特性（レーダー反射断面積）の各応答曲面を得ることができる。

次に、ＣＰＵ１４は、図５に示すように、生成した空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面から、設計条件（本実施形態では、最適化条件及び制約条件）を満たす設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の解を探索する（ステップＴ７）。
このとき、ＣＰＵ１４は、例えば勾配法や遺伝的アルゴリズムなどの最適化手法、またはこれらを組み合わせたものを活用して、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の最適解を探索することが好ましい。

次に、ＣＰＵ１４は、応答曲面の精度確認のための解析を行う。
つまり、ＣＰＵ１４は、求めた設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の解を用いて三次元ＣＡＤデータを作成し（ステップＴ８）、ＣＦＤ解析モデルの作成及びＣＦＤ解析の実行（ステップＴ９ａ，Ｔ９ｂ）と、ＲＣＳ解析モデルの作成及びＲＣＳ解析の実行（ステップＴ１０ａ，Ｔ１０ｂ）とを行う。これらのステップＴ８，Ｔ９ａ，Ｔ９ｂ，Ｔ１０ａ，Ｔ１０ｂは、上記第一の実施形態におけるステップＳ３，Ｓ４ａ，Ｓ４ｂ，Ｓ５ａ，Ｓ５ｂと同様に実行される。

次に、ＣＰＵ１４は、得られた解析結果（空力特性及びＲＣＳ特性）を、応答曲面から求めた値と比較する（ステップＴ１１）。

次に、ＣＰＵ１４は、ステップＴ１１での比較結果に基づいて、応答曲面が所要の精度を有しているか否かを判定する（ステップＴ１２）。

このステップＴ１２において、解析結果と応答曲面から求めた値とが良い一致をみず、応答曲面の精度が十分ではないと判定した場合には（ステップＴ１２；Ｎｏ）、ＣＰＵ１４は、応答曲面の精度を向上させるための追加サンプリング用の設計パラメータ値を新たに設定し（ステップＴ１３）、上述のステップＴ３へ移行する。

したがって、ＣＰＵ１４は、ステップＴ４ｂ，Ｔ５ｂでの解析結果と応答曲面から求めた値とが良い一致をみるまで、サンプリング点の追加と応答曲面の生成（更新）及び精度確認（ステップＴ３〜Ｔ１３）を繰り返す。

そして、ステップＴ１２において、ステップＴ４ｂ，Ｔ５ｂでの解析結果と応答曲面から求めた値とが良く一致し、応答曲面の精度は十分であると判定した場合には（ステップＴ１２；Ｙｅｓ）、ＣＰＵ１４は、処理結果を表示部１２に出力し（ステップＴ１４）、形状設計処理を終了する。

以上のように、第二の実施形態によれば、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１を振ったときの解析結果から当該設計パラメータＰ１〜Ｐ１１に対する空力特性及びＲＣＳ特性（ステルス性）の各応答曲面が生成され、この応答曲面に基づいて、所定の設計条件を満たす設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の解が求められる。
これにより、不十分な他機の開示情報からのデータ取得や試験のための膨大なコストや労力が必要であった従来と異なり、設計作業を自動化しつつ、好適に設計パラメータ値を求めることができる。
したがって、空力特性とステルス性との両立が要求されるインテークダクトについて、従来に比べてコストや労力を低減させつつ好適に設計を行うことができる。

また、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１を決定した後に形状変更の必要性が生じた場合でも、改めて解析を行う必要なく、応答曲面を用いるだけで、この場合の性能変化を容易に把握することができる。

また、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１の解を用いて再計算した空力特性及びＲＣＳ特性を、応答曲面から直接求めた空力特性及びＲＣＳ特性と比較することで応答曲面の精度を確認し、応答曲面が所要の精度を有していない場合には、設計パラメータＰ１〜Ｐ１１に新たな値を追加してサンプリング解析結果を増やすことで応答曲面が更新される。
したがって、応答曲面の精度を向上させて、好適に設計パラメータ値を求めることができる。

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。

例えば、上記実施形態では、設計対象としてインテークダクトを例に挙げて説明したが、本発明を適用可能な航空機の設計対象は、空力特性とステルス性との両立が要求される部分であればインテークダクトでなくともよい。但し、本発明は、比較的に複雑な曲面形状への適用効果が特に高いことから、主翼や尾翼は勿論のこと、航空機の胴体（機首部等）や機外搭載物（ミサイル、燃料タンク等）の設計に、特に好適に適用することができる。また、航空機等の機体全体を設計する場合に本発明を適用する場合には、その機体全体が設計対象となる。

また、目的関数や制約条件は、空力特性やＲＣＳ特性（ステルス性）のほかに、重量等の航空機の性能に影響する指標を加えたものとし、これらを組み合わせて用いてもよい。

１，２ 航空機設計装置
１３，２３ 記憶部
１３０，２３０ 形状設計プログラム
１３１ ＣＦＤ解析プログラム
１３２ ＲＣＳ解析プログラム
１４ ＣＰＵ
Ｐ１−Ｐ１１ 設計パラメータ

Claims (8)

1. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計方法であって、
   航空機設計装置が、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状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であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む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最適化しつつ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し、
   前記判定工程では、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計方法。
2. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計方法であって、
   航空機設計装置が、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状に関する設計パラメータに複数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設定工程で設定された前記設計パラメータの各値について、空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成して、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算し、前記設計パラメータの複数の値に対応する複数のサンプリング解析結果を得る解析工程と、
   前記解析工程で得られた複数のサンプリング解析結果から、前記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生成する応答曲面生成工程と、
   前記応答曲面生成工程で生成された空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面に基づいて、予め設定された設計条件であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む設計条件を満たす前記設計パラメータの最適解を探索する解探索工程と、
   を実行し、
   前記解探索工程では、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計方法。
3. 前記航空機設計装置が、
   前記解探索工程で求めた前記設計パラメータの解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特性を再計算する第二解析工程と、
   前記第二解析工程での解析結果を、前記応答曲面生成工程で生成された応答曲面から求めた空力特性及びＲＣＳ特性と比較し、この比較結果に基づいて当該応答曲面が所要の精度を有しているか否かを判定する判定工程と、
   をさらに実行し、
   前記判定工程において前記応答曲面が所要の精度を有していないと判定された場合に、前記設計パラメータに新たな値を追加して前記解析工程及び前記応答曲面生成工程の処理を実行し、前記応答曲面を更新することを特徴とする請求項２に記載の航空機設計方法。
4. 前記設計対象がインテークダクトであることを特徴とする請求項１〜３の何れか一項に記載の航空機設計方法。
5. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計プログラムであって、
   コンピュータに、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状に関する設計パラメータの値の設定を受け付ける設計パラメータ設定機能と、
   前記設計パラメータの値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機能と、
   前記解析機能での解析結果が、予め設定された設計条件であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む設計条件を満たすか否かを判定する判定機能と、
   前記判定機能により前記解析機能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最適化しつつ更新する設計パラメータ更新機能と、
   を実現させ、
   前記判定機能により前記解析機能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、前記解析機能、前記判定機能及び前記設計パラメータ更新機能を繰り返す処理を実行し、
   前記判定機能は、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計プログラム。
6. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計プログラムであって、
   コンピュータに、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状に関する設計パラメータに対する複数の値の設定を受け付ける設計パラメータ設定機能と、
   前記設計パラメータ設定機能で設定された前記設計パラメータの各値について、空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成して、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算し、前記設計パラメータの複数の値に対応する複数のサンプリング解析結果を得る解析機能と、
   前記解析機能で得られた複数のサンプリング解析結果から、前記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生成する応答曲面生成機能と、
   前記応答曲面生成機能で生成された空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面に基づいて、予め設定された設計条件であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む設計条件を満たす前記設計パラメータの最適解を探索する解探索機能と、
   を実現させ、
   前記解探索機能は、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計プログラム。
7. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計装置であって、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状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であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む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最適化しつつ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し、
   前記判定手段は、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計装置。
8. 航空機のうち所定の設計対象の形状を設計する航空機設計装置であって、
   ユーザ操作に基づいて前記設計対象の形状に関する設計パラメータに複数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設定手段で設定された前記設計パラメータの各値について、空力特性解析及びＲＣＳ解析用の各解析モデルを作成して、前記設計対象の空力特性及びＲＣＳ特性を計算し、前記設計パラメータの複数の値に対応する複数のサンプリング解析結果を得る解析手段と、
   前記解析手段で得られた複数のサンプリング解析結果から、前記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生成する応答曲面生成手段と、
   前記応答曲面生成手段で生成された空力特性及びＲＣＳ特性の各応答曲面に基づいて、予め設定された設計条件であって空力特性及びＲＣＳ特性に関する最適化条件を含む設計条件を満たす前記設計パラメータの最適解を探索する解探索手段と、
   を備え、
   前記解探索手段は、前記最適化条件が満たされるか否かの判定を、空力特性を表す項とＲＣＳ特性を表す項とを有する目的関数を用いて行うことを特徴とする航空機設計装置。