飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明的飛機設(shè)計裝置基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格，判定計算出的機體規(guī)格是否滿足表示機體可行性的預(yù)先規(guī)定的制約條件以及使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件，變更設(shè)計變量，執(zhí)行基于所變更的設(shè)計變量反復(fù)計算機體規(guī)格的反復(fù)處理，使得計算出的機體規(guī)格滿足制約條件且滿足最佳化條件。由此，飛機設(shè)計裝置可以進一步實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計，且可減少飛機設(shè)計所需的勞力和時間。
【專利說明】飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法。
【背景技術(shù)】
[0002]以往，工程師在進行飛機的整體設(shè)計(整機設(shè)計)時，例如通過進行如圖6的概念圖所示的作業(yè)而求出最終方案。
[0003]首先，負責性能的工程師選定性能相關(guān)的設(shè)計變量，制定滿足性能相關(guān)的制約條件的機體規(guī)格，由此選定用于性能以外的其他領(lǐng)域(空氣動力特性、穩(wěn)定性、起落裝置、結(jié)構(gòu)等)的設(shè)計變量的暫定候選。于此，在制定機體規(guī)格時，不考慮性能以外的其他領(lǐng)域的設(shè)計變量，或者即便考慮也只是參照其他飛機的設(shè)計例等而設(shè)為暫時規(guī)定的固定值。此外，通過選定該設(shè)計變量的候選，而大致地決定飛機的形狀。
[0004]接下來，在性能以外的其他領(lǐng)域中，由負責各領(lǐng)域的工程師判定上述選定的設(shè)計變量的候選是否滿足各領(lǐng)域的制約條件。在不滿足制約條件的情況下，對各領(lǐng)域再次進行設(shè)計變量的候選選定，并再次判定是否滿足各領(lǐng)域中的制約條件。
[0005]在以往的飛機設(shè)計中，反復(fù)進行上述工序直到滿足各領(lǐng)域中的制約條件，從而獲
得最終方案。
[0006]另外，在專利文獻I中記載了一種設(shè)計方法，它是一種在直升機的旋轉(zhuǎn)葉片的最佳設(shè)計手法中使用了遺傳算法(Genetic Algorithm:GA)的最佳化程序，將表示翼型的參數(shù)作為設(shè)計變量，將要求的多個性能設(shè)定為目標函數(shù)，在這些計算條件下進行數(shù)值流體力學計算，經(jīng)過多目標最佳化計算而導(dǎo)出最佳的旋轉(zhuǎn)葉片翼型。
[0007]現(xiàn)有技術(shù)文獻
[0008]專利文獻
[0009]專利文獻1:特開2008-90548號公報
【發(fā)明內(nèi)容】

[0010]發(fā)明要解決的課題
[0011]在如圖6所示的以往的飛機設(shè)計方法中，滿足各領(lǐng)域中的所有制約條件的最終方案作為機體而成立。然而，以往的飛機設(shè)計方法中，各領(lǐng)域中最終選定的設(shè)計值和其他領(lǐng)域中選定的設(shè)計值相互不關(guān)聯(lián)，因此也存在作為飛機整體而言并非最佳的可能性。
[0012]另一方面，專利文獻I記載的設(shè)計方法可以適用于設(shè)計翼型的情況。但是，在進行飛機的整體設(shè)計的情況下，除了需要飛機的空氣動力知識外，還需要性能、結(jié)構(gòu)、起落裝置、及穩(wěn)定性等飛機相關(guān)的各種知識和經(jīng)驗，也就是說，需要多位專家的參與，因此，僅憑專利文獻I記載的設(shè)計方法無法進行飛機的整體設(shè)計。
[0013]本發(fā)明是鑒于這種狀況研究而成的，其目的在于提供一種可進一步實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計，且減少飛機設(shè)計所需的勞力和時間的飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法。[0014]用于解決課題的方案
[0015]為了解決上述問題，本發(fā)明的飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法采用以下手段。
[0016]本發(fā)明的第一方式的飛機設(shè)計裝置具備:計算部件，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格；第I判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件;第2判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及變更部件，變更所述設(shè)計變量，執(zhí)行反復(fù)處理，即所述變更部件反復(fù)變更所述設(shè)計變量、以及所述計算部件基于該設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格，使得由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件。
[0017]根據(jù)本結(jié)構(gòu)，通過計算部件，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格，通過第I判定部件判定計算出的機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件，且通過第2判定部件判定計算出的機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件。此外，制約條件是表示機體可行性的條件。
[0018]也就是說，本結(jié)構(gòu)計算滿足制約條件而且也滿足最佳化條件的機體規(guī)格。
[0019]而且，經(jīng)過反復(fù)處理，通過變更部件反復(fù)變更設(shè)計變量，且通過計算部件基于該設(shè)計變量反復(fù)計算機體規(guī)格，使得計算出的機體規(guī)格滿足制約條件且滿足最佳化條件。
[0020]也就是說，本結(jié)構(gòu)若獲得不滿足制約條件或最佳化條件的計算結(jié)果，則并非僅變更特定的設(shè)計變量，而是變更所有設(shè)計變量。因此，并非像以往那樣，為了使飛機設(shè)計相關(guān)的各領(lǐng)域滿足制約條件而在各領(lǐng)域中獨立地進行設(shè)計，通過本結(jié)構(gòu)獲得的機體規(guī)格成為各領(lǐng)域分別彼此關(guān)聯(lián)的值。
[0021]另外，本結(jié)構(gòu)即便計算出滿足所有制約條件的機體規(guī)格，在滿足最佳化處理結(jié)束條件之前，還會通過變更設(shè)計變量而再一次從頭開始反復(fù)計算機體規(guī)格，重新計算機體規(guī)格。
[0022]根據(jù)以上內(nèi)容，本結(jié)構(gòu)可以進一步實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計。另外，所述各部件的處理是通過信息處理裝置執(zhí)行，因此，本結(jié)構(gòu)可以減少飛機設(shè)計所需的勞力和時間。
[0023]另外，在上述第一方式中，所述第I判定部件優(yōu)選判定是否滿足飛機的性能、空氣動力特性、穩(wěn)定性、起落裝置、結(jié)構(gòu)相關(guān)的制約條件。
[0024]根據(jù)本結(jié)構(gòu)，廣泛加入了飛機設(shè)計中要考慮的制約條件，由此，能夠?qū)崿F(xiàn)實際的飛機設(shè)計。
[0025]另外，在上述第一方式中，所述變更部件優(yōu)選基于由所述計算部件至此計算出的所述機體規(guī)格的計算結(jié)果，變更所述設(shè)計變量以滿足所述最佳化條件。
[0026]根據(jù)本結(jié)構(gòu)，基于至此計算出的機體規(guī)格的計算結(jié)果來變更設(shè)計變量，因此，機體規(guī)格的計算結(jié)果數(shù)量越多，便可將設(shè)計變量變更為越適合的值。
[0027]另外，在上述第一方式中，所述計算部件優(yōu)選在所述機體規(guī)格的每一次計算中計算多個個體的所述機體規(guī)格。
[0028]根據(jù)本結(jié)構(gòu)，計算部件在機體規(guī)格的每一次計算中計算多個個體的機體規(guī)格，因此，即便反復(fù)處理的次數(shù)少，也能以更高精度實現(xiàn)最佳的飛機整體設(shè)計。
[0029]本發(fā)明的第二方式的飛機設(shè)計程序使計算機作為如下部件發(fā)揮功能:計算部件，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格；第I判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件；第2判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及變更部件，變更所述設(shè)計變量，執(zhí)行反復(fù)處理，即通過所述變更部件反復(fù)變更所述設(shè)計變量、以及通過所述計算部件基于該設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格，使得由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件。
[0030]本發(fā)明的第三方式的飛機設(shè)計方法包含:第I工序，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格；第2工序，判定計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件且是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及第3工序，變更所述設(shè)計變量，使得計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件，執(zhí)行基于變更后的所述設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格的反復(fù)處理。
[0031]發(fā)明效果
[0032]根據(jù)本發(fā)明，具有可進一步實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計，且減少飛機設(shè)計所需的勞力和時間的優(yōu)異效果。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0033]圖1是表示本發(fā)明的實施方式的飛機設(shè)計裝置的電氣構(gòu)成的方框圖。
[0034]圖2是本發(fā)明的實施方式的飛機的設(shè)計方法的概念圖。
[0035]圖3是表示本發(fā)明的實施方式的飛機設(shè)計程序的處理流程的流程圖。
[0036]圖4是表示本發(fā)明的實施方式的機體規(guī)格制定處理的流程的流程圖。
[0037]圖5是表示本發(fā)明的實施方式的飛機設(shè)計處理的計算結(jié)果的一例的圖，(A)是表示各代中計算出的機體的起飛重量的圖表，(B)表示第I代中計算出的飛機的形狀，(C)表示第50代中計算出的飛機的形狀，(D)表示第300代中計算出的飛機的形狀。
[0038]圖6是以往的飛機的設(shè)計方法的概念圖。
【具體實施方式】
[0039]以下，參照附圖來說明本發(fā)明的飛機設(shè)計裝置、飛機設(shè)計程序、及飛機設(shè)計方法的
一實施方式。
[0040]圖1表示本實施方式的飛機設(shè)計裝置10的電氣構(gòu)成。飛機設(shè)計裝置10是用于設(shè)計飛機的整體(整機)的信息處理裝置。
[0041]飛機設(shè)計裝置10具備負責飛機設(shè)計裝置10整體的動作的CPU (中央處理單元)12、預(yù)先存儲著各種程序等的ROM (只讀存儲器)14、用作CPU12執(zhí)行各種程序時的工作區(qū)域等的RAM (隨機存取存儲器)16、及作為存儲后文詳細敘述的飛機設(shè)計程序等的各種程序及各種信息的存儲部件的HDD (硬盤驅(qū)動)18。
[0042]而且，飛機設(shè)計裝置10具備由鍵盤和鼠標等構(gòu)成且用于接受各種操作的輸入的操作輸入部20、顯示用于提示輸入各種信息的圖像及表示飛機設(shè)計處理結(jié)果的圖像等各種圖像的圖像顯示部22、連接于印刷裝置或其他信息處理裝置等外部裝置并且與該外部裝置收發(fā)各種信息的外部接口 24、以及用于讀取存儲在可移動存儲介質(zhì)26中的信息的讀取部28。此外，可移動存儲介質(zhì)26包括磁盤、⑶(光盤)、DVD (數(shù)字多功能光盤)等光盤、IC (集成電路)卡、和存儲卡等。
[0043]這些CPU12、R0M14、RAM16、HDD18、操作輸入部20、圖像顯示部22、外部接口 24、及讀取部28經(jīng)由系統(tǒng)總線30而相互電連接。因此，CPU12可以分別執(zhí)行對R0M14、RAM16、及HDD18的存取、對操作輸入部20的操作狀態(tài)掌握、對圖像顯示部22的各種圖像顯示、經(jīng)由外部接口 24與上述外部裝置的各種信息收發(fā)、及經(jīng)由讀取部28從可移動存儲介質(zhì)26讀取信息等。
[0044]接下來，使用圖2的概念圖，說明本實施方式的飛機的設(shè)計方法、即飛機設(shè)計裝置10執(zhí)行的飛機設(shè)計處理。
[0045]在本實施方式的飛機設(shè)計處理中，首先設(shè)定飛機設(shè)計所需的設(shè)計變量。設(shè)定好的設(shè)計變量用于計算作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格(以下稱為“機體規(guī)格制定”)。作為設(shè)計變量的具體例，有飛機性能相關(guān)的變量(最大發(fā)動機輸出、主翼面積、主翼的展弦比等)、飛機的空氣動力和穩(wěn)定性相關(guān)的變量(垂直尾翼的面積、水平尾翼的面積等)、起落裝置和結(jié)構(gòu)相關(guān)的變量等。
[0046]此外，這里所說的機體規(guī)格，包括飛機的性能、飛機的特性(空氣動力特性及穩(wěn)定性等)、飛機的起落裝置的規(guī)格、及飛機的結(jié)構(gòu)(形狀及重量等)等。
[0047]在下一處理中，基于設(shè)定好的設(shè)計變量進行機體規(guī)格制定，計算出機體規(guī)格。
[0048]在下一處理中，判定計算出的機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件。此外，所謂制約條件，是表示機體可行性的條件，例如，體現(xiàn)在性能上是必要跑道長度和爬升率等，體現(xiàn)在空氣動力特性上是配平能力(卜V A能力)、爬升能力(引務(wù)起二 能力)、部分動力配平能力(片発停止卜')A能力)、及俯沖能力(機首下(f能力)等，體現(xiàn)在穩(wěn)定性上是縱向靜穩(wěn)定性(縦靜安定性)等，體現(xiàn)在結(jié)構(gòu)上是起落裝置的安裝及收容位置(起落裝置安裝收容位置)等，體現(xiàn)在起落裝置上是機尾摩擦角(尻擦角)、縱傾倒角度(縦転倒角)、及橫傾倒角度(橫転倒角)等。
[0049]另外，在所述處理中，判定機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件。此外，作為最佳化條件的對象(以下稱為“最佳化對象”)，例如有機體重量、機體運行成本、及機體可搭載乘客數(shù)等。
[0050]而且，在本實施方式的飛機設(shè)計處理中，為了使計算出的機體規(guī)格滿足制約條件且滿足最佳化條件，執(zhí)行反復(fù)處理，即反復(fù)變更設(shè)計變量并基于設(shè)計變量反復(fù)計算機體規(guī)格。
[0051]也就是說，本實施方式的飛機設(shè)計處理中，若獲得不滿足制約條件或最佳化條件的計算結(jié)果，則并非僅變更特定的設(shè)計變量，而是變更所有的設(shè)計變量。因此，不像以往那樣為了滿足飛機設(shè)計相關(guān)的各領(lǐng)域的制約條件而在各領(lǐng)域中獨立地進行設(shè)計，因而通過本實施方式的飛機設(shè)計處理所獲得的機體規(guī)格成為各領(lǐng)域分別彼此關(guān)聯(lián)的值。
[0052]另外，在本實施方式的飛機設(shè)計處理中，即便計算出滿足所有制約條件的機體規(guī)格，在滿足最佳化處理結(jié)束條件之前，還會通過變更設(shè)計變量再一次從頭開始反復(fù)計算機體規(guī)格，從而重新計算多個機體規(guī)格。
[0053]工程師將通過這種飛機設(shè)計處理獲得的滿足制約條件及最佳化條件的機體規(guī)格，和計算出的設(shè)計變量一起選擇用作設(shè)計值。
[0054]圖3是表示在執(zhí)行飛機設(shè)計處理時由飛機設(shè)計裝置10執(zhí)行的飛機設(shè)計程序的處理流程的流程圖，飛機設(shè)計程序預(yù)先存儲在HDD18的規(guī)定區(qū)域。此外，飛機設(shè)計程序是在工程師經(jīng)由操作輸入部20輸入了開始指示的情況下開始。
[0055]首先，在步驟100中，進行機體的主要設(shè)計變量及各種條件的初始設(shè)定。此外，在開始本程序的情況下，本步驟100中經(jīng)由操作輸入部20而受理工程師輸入的機體的主要設(shè)計變量及各種條件。此外，各種條件除了包括制約條件及最佳化條件以外，還包括執(zhí)行反復(fù)處理的最大次數(shù)(例如300次)、一次機體規(guī)格制定中計算出的機體規(guī)格的個體(式樣)的數(shù)量(例如16架)等。
[0056]此外，設(shè)計變量及各種條件可以預(yù)先存儲在HDD18中，通過讀出存儲的設(shè)計變量及各種條件來進行設(shè)定。
[0057]在下一步驟102中，執(zhí)行計算機體規(guī)格的機體規(guī)格制定處理。關(guān)于機體規(guī)格制定處理的細節(jié)，將在下文使用圖4所示的流程圖進行敘述。
[0058]在下一步驟104中，將通過機體規(guī)格制定處理獲得的計算結(jié)果(計算出的機體規(guī)格)，和機體規(guī)格制定處理中使用的設(shè)計變量一起輸出。此外，這里所說的輸出是指向HDD18的預(yù)先規(guī)定的區(qū)域存儲計算結(jié)果。
[0059]在下一步驟106中，從HDD18讀出通過機體規(guī)格制定處理計算出的機體規(guī)格，執(zhí)行判定是否滿足制約條件的制約條件判定處理。此外，通過制約條件判定處理所得的判定結(jié)果，與通過機體規(guī)格制定處理所得的計算結(jié)果和設(shè)計變量進行關(guān)聯(lián)而存儲至HDD18。
[0060]在下一步驟108中，判定是否滿足最佳化處理結(jié)束條件，肯定判定時結(jié)束本程序，否定判定時轉(zhuǎn)移至步驟110。此外，關(guān)于最佳化處理結(jié)束條件的細節(jié)將在下文敘述。
[0061]在步驟110中，變更用于再次執(zhí)行步驟102中的機體規(guī)格制定處理的設(shè)計變量。具體來說，在步驟110中，基于至此執(zhí)行的機體規(guī)格制定處理的計算結(jié)果，變更設(shè)計變量以獲得同時滿足制約條件和最佳化條件的方案。
[0062]步驟110中的設(shè)計變量的變更例如使用遺傳算法(Genetic Algorithm:GA)來進行。遺傳算法通過選擇、交叉、及突變等操作來變更設(shè)計變量，以滿足制約條件、且使最佳化對象的值變得最佳。
[0063]此外，關(guān)于具體的設(shè)計變量的變更，使用圖5在下文敘述。
[0064]而且，在設(shè)計變量的變更后的值決定之后，返回到步驟102。在步驟102中，使用變更后的設(shè)計變量再次執(zhí)行機體規(guī)格制定處理。
[0065]這樣，本實施方式的飛機設(shè)計處理為，通過機體規(guī)格制定處理制定機體規(guī)格，一邊變更設(shè)計變量一邊反復(fù)執(zhí)行機體規(guī)格制定處理，直到滿足制約條件且滿足最佳化處理結(jié)束條件。
[0066]圖4是表示飛機設(shè)計處理的步驟102中執(zhí)行的機體規(guī)格制定處理的流程的流程圖。在機體規(guī)格制定處理中，推算圖2所示的飛機的設(shè)計方法的概念圖中的機體規(guī)格制定所含的飛機的性能、飛機的特性、飛機的起落裝置的規(guī)格、及飛機的結(jié)構(gòu)。
[0067]首先，在步驟200中，基于設(shè)計變量，計算表示機體的主要部位(主翼、尾翼、機身、及發(fā)動機艙等)的詳細形狀(也包含特性量)的機體形狀變量。
[0068]在下一步驟202中，基于設(shè)計變量和步驟200中計算出的機體形狀變量的計算結(jié)果所含的發(fā)動機艙的詳細形狀等，來推算發(fā)動機性能。
[0069]然后，在之后的步驟中，基于步驟200中計算出的機體形狀變量、及步驟202中推算的發(fā)動機性能等，計算出應(yīng)最佳化的機體規(guī)格。作為一例，機體規(guī)格的計算通過解出規(guī)定了機體規(guī)格之間的關(guān)系的非線性方程式而進行。
[0070]在步驟204中，基于步驟200中計算出的機體形狀變量等變量，推算機體的各部位(主翼、尾翼、及機身等)、子系統(tǒng)(操縱系統(tǒng)、起落系統(tǒng)、空調(diào)系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、及電氣系統(tǒng)等)
的重量。
[0071]基于機體的詳細形狀等變量來計算機體重量的具體例子為，使用將主要的設(shè)計變量(推算主翼重量時為翼面積和翼厚等)和重量的關(guān)系匯總的重量統(tǒng)計等，根據(jù)步驟200中計算出的機體形狀變量等變量來推算重量。
[0072]在下一步驟206中，以機體的重心位置處于規(guī)定位置的方式調(diào)整機體各部位的位置關(guān)系，從而進行重心位置的調(diào)整。此外，在后述步驟214中為否定判定而再次執(zhí)行步驟206的處理的情況下，每個循環(huán)中機體規(guī)格會變化,相應(yīng)地機體的各部位和子系統(tǒng)的重量也會變化，因此，每當那時都要通過調(diào)整機體的各部位的相互位置，來調(diào)整重心位置。
[0073]在下一步驟208中，計算能夠通過進行機體形狀變量的計算和重心位置的調(diào)整而決定的機體形狀規(guī)格(起落裝置和各種結(jié)構(gòu)等的規(guī)格。根據(jù)主翼和機身的位置關(guān)系而發(fā)生變化的機尾摩擦角、縱傾倒角度、橫傾倒角度、起落裝置安裝收容位置等)。
[0074]在下一步驟210中，基于步驟208中計算出的機體的形狀，推算機體的巡航方式下的空氣動力特性、及巡航方式下的空氣動力平衡計算所需的空氣動力特性。此外，在后述步驟214中為否定判定而再次執(zhí)行步驟210的處理的情況下，機體的形狀在每一循環(huán)中會隨著步驟206中進行的重心位置的調(diào)整而發(fā)生變化，因此推算已變化機體形狀下的包括舵效在內(nèi)的空氣動力特性。
[0075]在下一步驟212中，基于推算出的機體的巡航方式下的空氣動力特性及巡航時的空氣動力平衡、以及發(fā)動機性能，來推算機體的巡航性能。此外，在后述的步驟214中為否定判定而再次執(zhí)行步驟212的處理的情況下，機體的空氣動力特性在每一循環(huán)中會發(fā)生變化，因此，在每一循環(huán)中進行機體的空氣動力平衡，并基于該平衡計算結(jié)果推算消耗燃料。
[0076]在下一步驟214中，判定是否已求出非線性方程式的解，肯定判定時轉(zhuǎn)移至步驟216，否定判定時返回到步驟204，反復(fù)執(zhí)行步驟204至步驟214的處理，直到求出解。
[0077]在下一步驟216中，起飛降落方式下的空氣動力平衡計算所需的空氣動力特性也包括在內(nèi)，推算機體的起飛降落方式下的空氣動力特性。
[0078]在下一步驟218中，基于機體的起飛降落方式下的空氣動力特性、重量、及發(fā)動機性能等，推算機體的性能(必要跑道長度、爬升率等)、及空氣動力特性(配平能力、爬升能力、部分動力配平能力、俯沖能力等)。更詳細來說，推算包括前緣襟翼、后緣襟翼、升降舵、及方向舵等空氣動力裝置的空氣動力效果在內(nèi)的機體中的空氣動力平衡，并基于該空氣動力平衡的推算結(jié)果，來推算機體的性能及空氣動力特性。
[0079]在下一步驟220中，推算機體的穩(wěn)定性(縱向靜穩(wěn)定性等)。更詳細來說，基于包括前緣襟翼、后緣襟翼、升降舵、及方向舵等空氣動力裝置的空氣動力效果在內(nèi)的機體的空氣動力特性，來推算機體的穩(wěn)定性。
[0080]此外，在步驟220的處理結(jié)束的同時機體規(guī)格制定處理結(jié)束，飛機設(shè)計處理轉(zhuǎn)移至圖3所示的飛機設(shè)計處理的步驟104。
[0081]圖5是表示本實施方式的飛機設(shè)計處理的計算結(jié)果的一例的圖，也就是說，圖5是表示圖3的步驟108的處理結(jié)果的圖，該結(jié)果是使用GA作為最佳化手法，在每一次(代)的機體規(guī)格制定處理中計算多個個體(16個體)的機體規(guī)格，且執(zhí)行300次(代)反復(fù)處理時獲得的計算結(jié)果。
[0082]此外，圖5的例子中，說明作為最佳化條件的一例，使用如“使包括飛機的燃料重量在內(nèi)的機體的重量(以下稱為“起飛重量”)變成更輕的起飛重量”那樣的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件的情況。
[0083]此外，在本實施方式的飛機設(shè)計處理中，為了在每一次的機體規(guī)格制定處理中計算多個個體的機體規(guī)格，作為一例，使用于機體規(guī)格制定處理的設(shè)計變量具備規(guī)定的幅度，并在該幅度范圍內(nèi)設(shè)定多個式樣的設(shè)計變量。而且，在本實施方式的飛機設(shè)計處理中，針對該多個式樣的每個設(shè)計變量執(zhí)行機體規(guī)格制定處理，從而計算多個個體的機體規(guī)格。
[0084]由此，在設(shè)計變量的變更(飛機設(shè)計處理的步驟110)中，作為評估與制約條件的值的適應(yīng)度的對象的計算結(jié)果增多，因此，即便反復(fù)處理的次數(shù)少，也能以更高精度實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計。
[0085]圖5 (A)的圖表是表示各代中計算出的機體的起飛重量的圖表，白圈(〇)是不滿足制約條件的計算結(jié)果，另一方面，黑圓(.)是滿足制約條件的計算結(jié)果。圖5 (B)的16架飛機的圖形表示第I代中計算出的飛機的形狀，圖5 (C)的16架飛機的圖形表示第50代中計算出的飛機的形狀，圖5 (D)的16架飛機的圖形表示第300代中計算出的飛機的形狀，各飛機的圖形中在右上方附加了黑圓(.)的圖形是滿足制約條件的圖形。
[0086]如圖5 (A)、(B)所示，第I代中，沒有計算出滿足制約條件的機體規(guī)格。另外，第I代中，各個個體的起飛重量及形狀的偏差大。但是，隨著代的疊加，例如，如圖5 (A)、(C)的第50代所示，出現(xiàn)滿足制約條件的個體，各個個體的起飛重量及形狀的偏差變小。而且，本實施方式的飛機設(shè)計處理若能夠計算出滿足制約條件的機體規(guī)格，則滿足制約條件的機體規(guī)格的起飛重量將逐漸收斂(圖5 (A)、(D)所示的第300代)，使得作為最佳化對象的起飛重量變小。然后，工程師通過確認圖5所示的飛機設(shè)計處理的計算結(jié)果，能夠判定起飛重量是否已收斂，從而結(jié)束飛機設(shè)計處理`(飛機設(shè)計處理的步驟108)，并且根據(jù)收斂結(jié)果選擇最佳方案。
[0087]此外，圖3的步驟108中是否滿足最佳化處理結(jié)束條件的判定并不限于由工程師進行判定，例如也可以通過以下等方式進行:判定I循環(huán)前后的最佳化對象(本實施方式中為起飛重量)的變化是否包含在預(yù)先規(guī)定的閾值內(nèi)的范圍，或者計算出滿足制約條件的機體規(guī)格的起飛重量的變化經(jīng)近似后的近似式并判定該近似式是否向固定值漸近，當該判定為肯定判定時，判定為滿足最佳化處理結(jié)束條件。
[0088]而且，除此之外，是否滿足最佳化處理結(jié)束條件的判定還可以通過以下等方式進行:判定圖3所示的飛機設(shè)計程序的反復(fù)處理是否已達到預(yù)先設(shè)定的最大次數(shù)，當肯定判定時判定為滿足最佳化處理結(jié)束條件。
[0089]于此，參照圖5來說明圖3的步驟110中執(zhí)行的設(shè)計變量變更的具體例。如上所述基于至此計算出的機體規(guī)格的計算結(jié)果來變更設(shè)計變量，以滿足最佳化條件。
[0090]在圖5的例子中，在最早幾代時，制約條件、作為最佳化對象的起飛重量和設(shè)計變量的關(guān)系不明確，并不清楚此設(shè)計變量是否滿足制約條件且有助于抑制起飛重量。因此，圖5的例子中，I~約20代之前，不存在滿足制約條件的個體，且作為最佳化對象的起飛重量也朝著和最佳化相反的增大的方向變化。然而，通過變更設(shè)計變量以及反復(fù)計算機體規(guī)格，滿足制約條件且抑制起飛重量的設(shè)計變量的方向性變得明確，其結(jié)果，隨著代的疊加，起飛重量減少，收斂成滿足所有制約條件及最佳化條件的固定值。
[0091]在飛機設(shè)計處理的反復(fù)處理的過程中，當達到預(yù)先規(guī)定的反復(fù)處理的次數(shù)(例如每50次)、或者工程師經(jīng)由操作輸入部20輸入了指示的情況下，也可以將如圖5所示的表示飛機設(shè)計處理的計算結(jié)果的圖顯示在圖像顯示部22。
[0092]如以上說明的那樣，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格，判定計算出的機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件以及使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件，為了使計算出的機體規(guī)格滿足制約條件且滿足最佳化條件，變更設(shè)計變量，執(zhí)行基于變更后的設(shè)計變量反復(fù)計算機體規(guī)格的反復(fù)處理。
[0093]因此，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10可以進一步實現(xiàn)最佳的飛機設(shè)計。另外，上述處理由信息處理裝置執(zhí)行，因此，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10可以減少飛機設(shè)計所需的勞力和時間。
[0094]另外，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10基于至此計算出的機體規(guī)格的計算結(jié)果且通過GA來變更設(shè)計變量，因此，機體規(guī)格的計算結(jié)果的數(shù)量越多，便可將設(shè)計變量變更為越適合的值。
[0095]另外，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10中，機體規(guī)格制定處理是在機體規(guī)格的每一次計算中計算多個個體的機體規(guī)格，因此，即便反復(fù)處理的次數(shù)少，也能以更高精度實現(xiàn)最佳的飛機整體設(shè)計。
[0096]另外，本實施方式的飛機設(shè)計裝置10廣泛地判定是否滿足飛機設(shè)計中要考慮的飛機的性能、空氣動力特性、穩(wěn)定性、起落裝置、結(jié)構(gòu)相關(guān)的制約條件，因此，能實現(xiàn)更實際的飛機設(shè)計。
[0097]以上，使用上述實施方式對本發(fā)明進行了說明，但本發(fā)明的技術(shù)范圍并不限定于上述實施方式記載的范圍。在不脫離發(fā)明主旨的范圍內(nèi)，可以對上述實施方式施加多種變更或改良，且該施加了變更或改良后的形態(tài)也包含于本發(fā)明的技術(shù)范圍。
[0098]例如，上述實施方式中，說明的是飛機設(shè)計處理中僅設(shè)定一種最佳化條件的方式，但本發(fā)明并不限定于此，也可以是將最佳化條件設(shè)定為多種的方式。在這種方式的情況下，例如可以使用GA的多目標最佳化功能來實現(xiàn)，可以同時使多種機體最佳化，且可以對適于不同用途的系列機整體進行最佳設(shè)計。
[0099]另外，上述實施方式中，說明了作為制約條件而使用飛機的性能、空氣動力特性、穩(wěn)定性、起落裝置、結(jié)構(gòu)的方式，但本發(fā)明并不限定于此，例如，也可以設(shè)為一并使用機體開發(fā)費用、運行成本等其他制約條件的方式。
[0100]另外，上述實施方式中，說明了使用非線性方程式來計算機體規(guī)格的方式，但本發(fā)明并不限定于此，也可以設(shè)為使用線性方程式來計算機體規(guī)格的方式。在這種方式的情況下，不需要為了求解而反復(fù)進行計算，因此，無需圖4中的步驟214的處理。
[0101]另外，上述實施方式中，說明的是在設(shè)計變量的變更(飛機設(shè)計處理的步驟110)中使用GA進行設(shè)計變量變更的方式，但本發(fā)明并不限定于此，只要能夠變更設(shè)計變量使得計算出的機體規(guī)格滿足制約條件且滿足最佳化條件，則也可以設(shè)為使用其他方法的方式。[0102]另外，上述實施方式中，說明的是在HDD18中存儲飛機設(shè)計程序的方式，但本發(fā)明并不限定于此，也可以設(shè)為將飛機設(shè)計程序存儲在可移動存儲介質(zhì)26的方式。
[0103]另外，上述實施方式中說明的飛機設(shè)計程序的處理流程也僅僅是一例，在不脫離本發(fā)明主旨的范圍內(nèi)，可以刪除多余步驟、追加新步驟、或者調(diào)換處理順序。
[0104]標號說明
[0105]10飛機設(shè)計裝置
[0106]12 CPU
[0107]18 HDD
[0108]20操作輸入部
【權(quán)利要求】
1.一種飛機設(shè)計裝置，具備: 計算部件，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格； 第I判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件； 第2判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及變更部件，變更所述設(shè)計變量， 執(zhí)行反復(fù)處理，即所述變更部件反復(fù)變更所述設(shè)計變量、以及所述計算部件基于該設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格，使得由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機設(shè)計裝置，其中，所述第I判定部件判定是否滿足飛機的性能、空氣動力特性、穩(wěn)定性、起落裝置、結(jié)構(gòu)相關(guān)的制約條件。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機設(shè)計裝置，其中，所述變更部件基于由所述計算部件至此計算出的所述機體規(guī)格的計算結(jié)果，變更所述設(shè)計變量以滿足所述最佳化條件。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項所述的飛機設(shè)計裝置，其中，所述計算部件在所述機體規(guī)格的每一次計算中計算出多個個體的所述機體規(guī)格。
5.—種飛機設(shè)計程序，使計算機作為如下部件發(fā)揮功能: 計算部件，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格； 第I判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件； 第2判定部件，判定由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格是否滿足使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及變更部件，變更所述設(shè)計變量， 執(zhí)行反復(fù)處理，即所述變更部件反復(fù)變更所述設(shè)計變量、以及所述計算部件基于該設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格，使得由所述計算部件計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件。
6.一種飛機設(shè)計方法，包含: 第I工序，基于飛機設(shè)計所需的多個設(shè)計變量，計算出作為飛機的規(guī)格的機體規(guī)格； 第2工序，判定計算出的所述機體規(guī)格是否滿足預(yù)先規(guī)定的制約條件、以及使得飛機最佳化的預(yù)先規(guī)定的最佳化條件；及 第3工序，變更所述設(shè)計變量，使得計算出的所述機體規(guī)格滿足所述制約條件且滿足所述最佳化條件；且 執(zhí)行基于變更后的所述設(shè)計變量反復(fù)計算所述機體規(guī)格的反復(fù)處理。
【文檔編號】B64F5/00GK103748587SQ201280039609
【公開日】2014年4月23日 申請日期:2012年8月24日 優(yōu)先權(quán)日:2011年9月29日
【發(fā)明者】高見光, 榊健介, 初田治郎 申請人:三菱重工業(yè)株式會社