研究課題
研究費により，超音速旅客機の空力―飛行力学連成計算と，最適化技術との統合を行い，離着陸時の空力・推進制御の最適設計を実施した．まずは，非構造格子に基づく数値流体力学（Computational Fluid Dynamics: CFD）を用いて，離着陸時に考えられる空力について，迎角，マッハ数をサンプリングし，対応する空力係数を取得した．運動計算中に，時間ステップごとに与えられる航空機の速度，迎角に対して，このサンプル点から最尤推定を行い，空力の項に反映させることで，高速な空力―飛行力学連成計算を実施することができ，大域的最適化法への適合性を高めた．フラップとエレベータ舵角，推力については，運動計算で反映することし，これらを設計変数として定義し，時系列的な評価を行うこととした．構築した空力-飛行力学連成評価は，ひとケース1分程度で済むため，進化計算などの大域的最適化を用い，実用的な期間で解を求めることができる．本研究では，フラップ角は固定とし，1秒間を5セグメントに分け，エレベータと推力による制御を入力として，超音速旅客機着陸経路のコスト関数最小化，最大加速度の最小化をConstrained NSGA-IIを用いて解いた．解は大域解として求められ，ふたつの目的関数には相反する関係があることなどが分かった．ここまでに構築した設計システムに，運動計算においてマイクロバーストの評価を加えることで，予期しない突風に対する特徴の把握を行った．設計の結果，ふたつの目的関数間の相反関係は，マイクロバーストを考慮しない時と同程度であること，コスト関数を最小化するために機体の迎角変化がマイクロバーストを考慮しない時と比べて大きくなることなどが理解された．今後は，前進翼など多様なコンセプトへの適用も目指す．
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The ACM International Conference Proceeding Series (ICPS), Association of Computing Machinery, NY, USA
巻: 0 ページ: 19-24
10.1145/3325773.3325789
