飞机设计装置、飞机设计程序、及飞机设计方法.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 103748587 A (43)申请公布日 2014.04.23 CN 103748587 A (21)申请号 201280039609.9 (22)申请日 2012.08.24 2011-214633 2011.09.29 JP G06F 17/50(2006.01) B64F 5/00(2006.01) (71)申请人 三菱重工业株式会社 地址 日本东京都 (72)发明人 高见光 榊健介 初田治郎 (74)专利代理机构 北京市柳沈律师事务所 11105 代理人 车玲玲 (54) 发明名称 飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方 法 (57) 摘要 本发明的飞。

2、机设计装置基于飞机设计所需的 多个设计变量， 计算出作为飞机的规格的机体规 格， 判定计算出的机体规格是否满足表示机体可 行性的预先规定的制约条件以及使得飞机最佳化 的预先规定的最佳化条件， 变更设计变量， 执行基 于所变更的设计变量反复计算机体规格的反复处 理， 使得计算出的机体规格满足制约条件且满足 最佳化条件。 由此， 飞机设计装置可以进一步实现 最佳的飞机设计， 且可减少飞机设计所需的劳力 和时间。 (30)优先权数据 (85)PCT国际申请进入国家阶段日 2014.02.13 (86)PCT国际申请的申请数据 PCT/JP2012/071401 2012.08.24 (87)PCT国。

3、际申请的公布数据 WO2013/047038 JA 2013.04.04 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 9 页 附图 6 页 按照条约第 19 条修改的权利要求书 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书9页 附图6页 按照条约第19条修改的权利要求书1页 (10)申请公布号 CN 103748587 A CN 103748587 A 1/1 页 2 1. 一种飞机设计装置， 具备 ： 计算部件， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算作为飞机的规格的机体规格 ； 第 1 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格。

4、是否满足预先规定的制约 条件 ； 第 2 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足使得飞机最佳化 的预先规定的最佳化条件 ； 及 变更部件， 变更所述设计变量， 执行反复处理， 即所述变更部件反复变更所述设计变量、 以及所述计算部件基于该设 计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述计算部件计算出的所述机体规格满足所述制约 条件且满足所述最佳化条件。 2.根据权利要求1所述的飞机设计装置， 其中， 所述第1判定部件判定是否满足飞机的 性能、 空气动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构相关的制约条件。 3.根据权利要求1或2所述的飞机设计装置， 其中， 所述变更部件基于由所述计算。

5、部件 至此计算出的所述机体规格的计算结果， 变更所述设计变量以满足所述最佳化条件。 4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞机设计装置， 其中， 所述计算部件在所述机体 规格的每一次计算中计算出多个个体的所述机体规格。 5. 一种飞机设计程序， 使计算机作为如下部件发挥功能 ： 计算部件， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算作为飞机的规格的机体规格 ； 第 1 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足预先规定的制约 条件 ； 第 2 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足使得飞机最佳化 的预先规定的最佳化条件 ； 及 变更部件， 变更所述设计变量， 执行。

6、反复处理， 即所述变更部件反复变更所述设计变量、 以及所述计算部件基于该设 计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述计算部件计算出的所述机体规格满足所述制约 条件且满足所述最佳化条件。 6. 一种飞机设计方法， 包含 ： 第 1 工序， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算出作为飞机的规格的机体规格 ； 第 2 工序， 判定计算出的所述机体规格是否满足预先规定的制约条件、 以及使得飞机 最佳化的预先规定的最佳化条件 ； 及 第 3 工序， 变更所述设计变量， 使得计算出的所述机体规格满足所述制约条件且满足 所述最佳化条件 ； 且 执行基于变更后的所述设计变量反复计算所述机体规格的反复处理。 。

7、权 利 要 求 书 CN 103748587 A 2 1/9 页 3 飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方法 技术领域 0001 本发明涉及一种飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方法。 背景技术 0002 以往， 工程师在进行飞机的整体设计 （整机设计） 时， 例如通过进行如图6的概念图 所示的作业而求出最终方案。 0003 首先， 负责性能的工程师选定性能相关的设计变量， 制定满足性能相关的制约条 件的机体规格， 由此选定用于性能以外的其他领域 （空气动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构 等） 的设计变量的暂定候选。于此， 在制定机体规格时， 不考虑性能以外的其他领域的设计。

8、 变量， 或者即便考虑也只是参照其他飞机的设计例等而设为暂时规定的固定值。 此外， 通过 选定该设计变量的候选， 而大致地决定飞机的形状。 0004 接下来， 在性能以外的其他领域中， 由负责各领域的工程师判定上述选定的设计 变量的候选是否满足各领域的制约条件。在不满足制约条件的情况下， 对各领域再次进行 设计变量的候选选定， 并再次判定是否满足各领域中的制约条件。 0005 在以往的飞机设计中， 反复进行上述工序直到满足各领域中的制约条件， 从而获 得最终方案。 0006 另外， 在专利文献 1 中记载了一种设计方法， 它是一种在直升机的旋转叶片的最 佳设计手法中使用了遗传算法 （Genet。

9、ic Algorithm ： GA） 的最佳化程序， 将表示翼型的参数 作为设计变量， 将要求的多个性能设定为目标函数， 在这些计算条件下进行数值流体力学 计算， 经过多目标最佳化计算而导出最佳的旋转叶片翼型。 0007 现有技术文献 0008 专利文献 0009 专利文献 1 ： 特开 2008-90548 号公报 发明内容 0010 发明要解决的课题 0011 在如图 6 所示的以往的飞机设计方法中， 满足各领域中的所有制约条件的最终方 案作为机体而成立。 然而， 以往的飞机设计方法中， 各领域中最终选定的设计值和其他领域 中选定的设计值相互不关联， 因此也存在作为飞机整体而言并非最佳的可。

10、能性。 0012 另一方面， 专利文献 1 记载的设计方法可以适用于设计翼型的情况。但是， 在进行 飞机的整体设计的情况下， 除了需要飞机的空气动力知识外， 还需要性能、 结构、 起落装置、 及稳定性等飞机相关的各种知识和经验， 也就是说， 需要多位专家的参与， 因此， 仅凭专利 文献 1 记载的设计方法无法进行飞机的整体设计。 0013 本发明是鉴于这种状况研究而成的， 其目的在于提供一种可进一步实现最佳的飞 机设计， 且减少飞机设计所需的劳力和时间的飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方 法。 说 明 书 CN 103748587 A 3 2/9 页 4 0014 用于解决课题的方案。

11、 0015 为了解决上述问题， 本发明的飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方法采用 以下手段。 0016 本发明的第一方式的飞机设计装置具备 ： 计算部件， 基于飞机设计所需的多个设 计变量， 计算作为飞机的规格的机体规格 ； 第 1 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所 述机体规格是否满足预先规定的制约条件 ； 第 2 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的 所述机体规格是否满足使得飞机最佳化的预先规定的最佳化条件 ； 及变更部件， 变更所述 设计变量， 执行反复处理， 即所述变更部件反复变更所述设计变量、 以及所述计算部件基于 该设计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述计算部。

12、件计算出的所述机体规格满足所述 制约条件且满足所述最佳化条件。 0017 根据本结构， 通过计算部件， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算出作为飞机 的规格的机体规格， 通过第 1 判定部件判定计算出的机体规格是否满足预先规定的制约条 件， 且通过第 2 判定部件判定计算出的机体规格是否满足使得飞机最佳化的预先规定的最 佳化条件。此外， 制约条件是表示机体可行性的条件。 0018 也就是说， 本结构计算满足制约条件而且也满足最佳化条件的机体规格。 0019 而且， 经过反复处理， 通过变更部件反复变更设计变量， 且通过计算部件基于该设 计变量反复计算机体规格， 使得计算出的机体规格满足制约。

13、条件且满足最佳化条件。 0020 也就是说， 本结构若获得不满足制约条件或最佳化条件的计算结果， 则并非仅变 更特定的设计变量， 而是变更所有设计变量。因此， 并非像以往那样， 为了使飞机设计相关 的各领域满足制约条件而在各领域中独立地进行设计， 通过本结构获得的机体规格成为各 领域分别彼此关联的值。 0021 另外， 本结构即便计算出满足所有制约条件的机体规格， 在满足最佳化处理结束 条件之前， 还会通过变更设计变量而再一次从头开始反复计算机体规格， 重新计算机体规 格。 0022 根据以上内容， 本结构可以进一步实现最佳的飞机设计。 另外， 所述各部件的处理 是通过信息处理装置执行， 因此。

14、， 本结构可以减少飞机设计所需的劳力和时间。 0023 另外， 在上述第一方式中， 所述第 1 判定部件优选判定是否满足飞机的性能、 空气 动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构相关的制约条件。 0024 根据本结构， 广泛加入了飞机设计中要考虑的制约条件， 由此， 能够实现实际的飞 机设计。 0025 另外， 在上述第一方式中， 所述变更部件优选基于由所述计算部件至此计算出的 所述机体规格的计算结果， 变更所述设计变量以满足所述最佳化条件。 0026 根据本结构， 基于至此计算出的机体规格的计算结果来变更设计变量， 因此， 机体 规格的计算结果数量越多， 便可将设计变量变更为越适合的值。 0。

15、027 另外， 在上述第一方式中， 所述计算部件优选在所述机体规格的每一次计算中计 算多个个体的所述机体规格。 0028 根据本结构， 计算部件在机体规格的每一次计算中计算多个个体的机体规格， 因 此， 即便反复处理的次数少， 也能以更高精度实现最佳的飞机整体设计。 0029 本发明的第二方式的飞机设计程序使计算机作为如下部件发挥功能 ： 计算部件， 说 明 书 CN 103748587 A 4 3/9 页 5 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算出作为飞机的规格的机体规格 ； 第 1 判定部件， 判 定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足预先规定的制约条件 ； 第 2 判定部件， 判。

16、定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足使得飞机最佳化的预先规定的最佳 化条件 ； 及变更部件， 变更所述设计变量， 执行反复处理， 即通过所述变更部件反复变更所 述设计变量、 以及通过所述计算部件基于该设计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述 计算部件计算出的所述机体规格满足所述制约条件且满足所述最佳化条件。 0030 本发明的第三方式的飞机设计方法包含 ： 第 1 工序， 基于飞机设计所需的多个设 计变量， 计算出作为飞机的规格的机体规格 ； 第 2 工序， 判定计算出的所述机体规格是否满 足预先规定的制约条件且是否满足使得飞机最佳化的预先规定的最佳化条件 ； 及第 3 工 序， 变。

17、更所述设计变量， 使得计算出的所述机体规格满足所述制约条件且满足所述最佳化 条件， 执行基于变更后的所述设计变量反复计算所述机体规格的反复处理。 0031 发明效果 0032 根据本发明， 具有可进一步实现最佳的飞机设计， 且减少飞机设计所需的劳力和 时间的优异效果。 附图说明 0033 图 1 是表示本发明的实施方式的飞机设计装置的电气构成的方框图。 0034 图 2 是本发明的实施方式的飞机的设计方法的概念图。 0035 图 3 是表示本发明的实施方式的飞机设计程序的处理流程的流程图。 0036 图 4 是表示本发明的实施方式的机体规格制定处理的流程的流程图。 0037 图 5 是表示本发。

18、明的实施方式的飞机设计处理的计算结果的一例的图，（A） 是表 示各代中计算出的机体的起飞重量的图表，（B） 表示第 1 代中计算出的飞机的形状，（C） 表 示第 50 代中计算出的飞机的形状，（D） 表示第 300 代中计算出的飞机的形状。 0038 图 6 是以往的飞机的设计方法的概念图。 具体实施方式 0039 以下， 参照附图来说明本发明的飞机设计装置、 飞机设计程序、 及飞机设计方法的 一实施方式。 0040 图 1 表示本实施方式的飞机设计装置 10 的电气构成。飞机设计装置 10 是用于设 计飞机的整体 （整机） 的信息处理装置。 0041 飞机设计装置 10 具备负责飞机设计装置。

19、 10 整体的动作的 CPU（中央处理单元） 12、 预先存储着各种程序等的 ROM（只读存储器） 14、 用作 CPU12 执行各种程序时的工作区 域等的 RAM（随机存取存储器） 16、 及作为存储后文详细叙述的飞机设计程序等的各种程序 及各种信息的存储部件的 HDD（硬盘驱动） 18。 0042 而且， 飞机设计装置 10 具备由键盘和鼠标等构成且用于接受各种操作的输入的 操作输入部 20、 显示用于提示输入各种信息的图像及表示飞机设计处理结果的图像等各种 图像的图像显示部 22、 连接于印刷装置或其他信息处理装置等外部装置并且与该外部装置 收发各种信息的外部接口 24、 以及用于读取存。

20、储在可移动存储介质 26 中的信息的读取部 28。此外， 可移动存储介质 26 包括磁盘、 CD（光盘） 、 DVD（数字多功能光盘） 等光盘、 IC（集 说 明 书 CN 103748587 A 5 4/9 页 6 成电路） 卡、 和存储卡等。 0043 这些 CPU12、 ROM14、 RAM16、 HDD18、 操作输入部 20、 图像显示部 22、 外部接口 24、 及 读取部 28 经由系统总线 30 而相互电连接。因此， CPU12 可以分别执行对 ROM14、 RAM16、 及 HDD18的存取、 对操作输入部20的操作状态掌握、 对图像显示部22的各种图像显示、 经由外 部接口。

21、 24 与上述外部装置的各种信息收发、 及经由读取部 28 从可移动存储介质 26 读取信 息等。 0044 接下来， 使用图 2 的概念图， 说明本实施方式的飞机的设计方法、 即飞机设计装置 10 执行的飞机设计处理。 0045 在本实施方式的飞机设计处理中， 首先设定飞机设计所需的设计变量。设定好的 设计变量用于计算作为飞机的规格的机体规格 （以下称为 “机体规格制定” ） 。 作为设计变量 的具体例， 有飞机性能相关的变量 （最大发动机输出、 主翼面积、 主翼的展弦比等） 、 飞机的 空气动力和稳定性相关的变量 （垂直尾翼的面积、 水平尾翼的面积等） 、 起落装置和结构相 关的变量等。 。

22、0046 此外， 这里所说的机体规格， 包括飞机的性能、 飞机的特性 （空气动力特性及稳定 性等） 、 飞机的起落装置的规格、 及飞机的结构 （形状及重量等） 等。 0047 在下一处理中， 基于设定好的设计变量进行机体规格制定， 计算出机体规格。 0048 在下一处理中， 判定计算出的机体规格是否满足预先规定的制约条件。 此外， 所谓 制约条件， 是表示机体可行性的条件， 例如， 体现在性能上是必要跑道长度和爬升率等， 体 现在空气动力特性上是配平能力 （能力） 、 爬升能力 （引起能力） 、 部分动力配 平能力 （片発停止能力） 、 及俯冲能力 （機首下能力） 等， 体现在稳定性上是纵向静。

23、 稳定性 （縦静安定性） 等， 体现在结构上是起落装置的安装及收容位置 （起落装置安装收容 位置） 等， 体现在起落装置上是机尾摩擦角 （尻擦角） 、 纵倾倒角度 （縦転倒角） 、 及横倾倒角度 （横転倒角） 等。 0049 另外， 在所述处理中， 判定机体规格是否满足使得飞机最佳化的预先规定的最佳 化条件。此外， 作为最佳化条件的对象 （以下称为 “最佳化对象” ） ， 例如有机体重量、 机体运 行成本、 及机体可搭载乘客数等。 0050 而且， 在本实施方式的飞机设计处理中， 为了使计算出的机体规格满足制约条件 且满足最佳化条件， 执行反复处理， 即反复变更设计变量并基于设计变量反复计算机。

24、体规 格。 0051 也就是说， 本实施方式的飞机设计处理中， 若获得不满足制约条件或最佳化条件 的计算结果， 则并非仅变更特定的设计变量， 而是变更所有的设计变量。因此， 不像以往那 样为了满足飞机设计相关的各领域的制约条件而在各领域中独立地进行设计， 因而通过本 实施方式的飞机设计处理所获得的机体规格成为各领域分别彼此关联的值。 0052 另外， 在本实施方式的飞机设计处理中， 即便计算出满足所有制约条件的机体规 格， 在满足最佳化处理结束条件之前， 还会通过变更设计变量再一次从头开始反复计算机 体规格， 从而重新计算多个机体规格。 0053 工程师将通过这种飞机设计处理获得的满足制约条件。

25、及最佳化条件的机体规格， 和计算出的设计变量一起选择用作设计值。 0054 图 3 是表示在执行飞机设计处理时由飞机设计装置 10 执行的飞机设计程序的处 说 明 书 CN 103748587 A 6 5/9 页 7 理流程的流程图， 飞机设计程序预先存储在 HDD18 的规定区域。此外， 飞机设计程序是在工 程师经由操作输入部 20 输入了开始指示的情况下开始。 0055 首先， 在步骤 100 中， 进行机体的主要设计变量及各种条件的初始设定。此外， 在 开始本程序的情况下， 本步骤100中经由操作输入部20而受理工程师输入的机体的主要设 计变量及各种条件。 此外， 各种条件除了包括制约条。

26、件及最佳化条件以外， 还包括执行反复 处理的最大次数 （例如 300 次） 、 一次机体规格制定中计算出的机体规格的个体 （式样） 的数 量 （例如 16 架） 等。 0056 此外， 设计变量及各种条件可以预先存储在 HDD18 中， 通过读出存储的设计变量 及各种条件来进行设定。 0057 在下一步骤 102 中， 执行计算机体规格的机体规格制定处理。关于机体规格制定 处理的细节， 将在下文使用图 4 所示的流程图进行叙述。 0058 在下一步骤 104 中， 将通过机体规格制定处理获得的计算结果 （计算出的机体规 格） ， 和机体规格制定处理中使用的设计变量一起输出。 此外， 这里所说的。

27、输出是指向HDD18 的预先规定的区域存储计算结果。 0059 在下一步骤106中， 从HDD18读出通过机体规格制定处理计算出的机体规格， 执行 判定是否满足制约条件的制约条件判定处理。此外， 通过制约条件判定处理所得的判定结 果， 与通过机体规格制定处理所得的计算结果和设计变量进行关联而存储至 HDD18。 0060 在下一步骤 108 中， 判定是否满足最佳化处理结束条件， 肯定判定时结束本程序， 否定判定时转移至步骤 110。此外， 关于最佳化处理结束条件的细节将在下文叙述。 0061 在步骤110中， 变更用于再次执行步骤102中的机体规格制定处理的设计变量。 具 体来说， 在步骤 。

28、110 中， 基于至此执行的机体规格制定处理的计算结果， 变更设计变量以获 得同时满足制约条件和最佳化条件的方案。 0062 步骤 110 中的设计变量的变更例如使用遗传算法 （Genetic Algorithm ： GA） 来进 行。 遗传算法通过选择、 交叉、 及突变等操作来变更设计变量， 以满足制约条件、 且使最佳化 对象的值变得最佳。 0063 此外， 关于具体的设计变量的变更， 使用图 5 在下文叙述。 0064 而且， 在设计变量的变更后的值决定之后， 返回到步骤102。 在步骤102中， 使用变 更后的设计变量再次执行机体规格制定处理。 0065 这样， 本实施方式的飞机设计处理。

29、为， 通过机体规格制定处理制定机体规格， 一边 变更设计变量一边反复执行机体规格制定处理， 直到满足制约条件且满足最佳化处理结束 条件。 0066 图 4 是表示飞机设计处理的步骤 102 中执行的机体规格制定处理的流程的流程 图。在机体规格制定处理中， 推算图 2 所示的飞机的设计方法的概念图中的机体规格制定 所含的飞机的性能、 飞机的特性、 飞机的起落装置的规格、 及飞机的结构。 0067 首先， 在步骤 200 中， 基于设计变量， 计算表示机体的主要部位 （主翼、 尾翼、 机身、 及发动机舱等） 的详细形状 （也包含特性量） 的机体形状变量。 0068 在下一步骤 202 中， 基于设。

30、计变量和步骤 200 中计算出的机体形状变量的计算结 果所含的发动机舱的详细形状等， 来推算发动机性能。 0069 然后， 在之后的步骤中， 基于步骤 200 中计算出的机体形状变量、 及步骤 202 中推 说 明 书 CN 103748587 A 7 6/9 页 8 算的发动机性能等， 计算出应最佳化的机体规格。 作为一例， 机体规格的计算通过解出规定 了机体规格之间的关系的非线性方程式而进行。 0070 在步骤204中， 基于步骤200中计算出的机体形状变量等变量， 推算机体的各部位 (主翼、 尾翼、 及机身等)、 子系统 （操纵系统、 起落系统、 空调系统、 液压系统、 及电气系统等） 。

31、的重量。 0071 基于机体的详细形状等变量来计算机体重量的具体例子为， 使用将主要的设计变 量 ( 推算主翼重量时为翼面积和翼厚等 ) 和重量的关系汇总的重量统计等， 根据步骤 200 中计算出的机体形状变量等变量来推算重量。 0072 在下一步骤 206 中， 以机体的重心位置处于规定位置的方式调整机体各部位的位 置关系， 从而进行重心位置的调整。此外， 在后述步骤 214 中为否定判定而再次执行步骤 206 的处理的情况下， 每个循环中机体规格会变化， 相应地机体的各部位和子系统的重量也 会变化， 因此， 每当那时都要通过调整机体的各部位的相互位置， 来调整重心位置。 0073 在下一步。

32、骤 208 中， 计算能够通过进行机体形状变量的计算和重心位置的调整而 决定的机体形状规格 （起落装置和各种结构等的规格。根据主翼和机身的位置关系而发生 变化的机尾摩擦角、 纵倾倒角度、 横倾倒角度、 起落装置安装收容位置等 )。 0074 在下一步骤210中， 基于步骤208中计算出的机体的形状， 推算机体的巡航方式下 的空气动力特性、 及巡航方式下的空气动力平衡计算所需的空气动力特性。 此外， 在后述步 骤 214 中为否定判定而再次执行步骤 210 的处理的情况下， 机体的形状在每一循环中会随 着步骤 206 中进行的重心位置的调整而发生变化， 因此推算已变化机体形状下的包括舵效 在内的。

33、空气动力特性。 0075 在下一步骤 212 中， 基于推算出的机体的巡航方式下的空气动力特性及巡航时的 空气动力平衡、 以及发动机性能， 来推算机体的巡航性能。此外， 在后述的步骤 214 中为否 定判定而再次执行步骤 212 的处理的情况下， 机体的空气动力特性在每一循环中会发生变 化， 因此， 在每一循环中进行机体的空气动力平衡， 并基于该平衡计算结果推算消耗燃料。 0076 在下一步骤 214 中， 判定是否已求出非线性方程式的解， 肯定判定时转移至步骤 216， 否定判定时返回到步骤 204， 反复执行步骤 204 至步骤 214 的处理， 直到求出解。 0077 在下一步骤 216。

34、 中， 起飞降落方式下的空气动力平衡计算所需的空气动力特性也 包括在内， 推算机体的起飞降落方式下的空气动力特性。 0078 在下一步骤 218 中， 基于机体的起飞降落方式下的空气动力特性、 重量、 及发动 机性能等， 推算机体的性能 （必要跑道长度、 爬升率等） 、 及空气动力特性 （配平能力、 爬升能 力、 部分动力配平能力、 俯冲能力等） 。更详细来说， 推算包括前缘襟翼、 后缘襟翼、 升降舵、 及方向舵等空气动力装置的空气动力效果在内的机体中的空气动力平衡， 并基于该空气动 力平衡的推算结果， 来推算机体的性能及空气动力特性。 0079 在下一步骤 220 中， 推算机体的稳定性 (。

35、 纵向静稳定性等 )。更详细来说， 基于包 括前缘襟翼、 后缘襟翼、 升降舵、 及方向舵等空气动力装置的空气动力效果在内的机体的空 气动力特性， 来推算机体的稳定性。 0080 此外， 在步骤 220 的处理结束的同时机体规格制定处理结束， 飞机设计处理转移 至图 3 所示的飞机设计处理的步骤 104。 0081 图5是表示本实施方式的飞机设计处理的计算结果的一例的图， 也就是说， 图5是 说 明 书 CN 103748587 A 8 7/9 页 9 表示图 3 的步骤 108 的处理结果的图， 该结果是使用 GA 作为最佳化手法， 在每一次 （代） 的 机体规格制定处理中计算多个个体 （16。

36、 个体） 的机体规格， 且执行 300 次 （代） 反复处理时获 得的计算结果。 0082 此外， 图 5 的例子中， 说明作为最佳化条件的一例， 使用如 “使包括飞机的燃料重 量在内的机体的重量 （以下称为 “起飞重量” ） 变成更轻的起飞重量” 那样的预先规定的最佳 化条件的情况。 0083 此外， 在本实施方式的飞机设计处理中， 为了在每一次的机体规格制定处理中计 算多个个体的机体规格， 作为一例， 使用于机体规格制定处理的设计变量具备规定的幅度， 并在该幅度范围内设定多个式样的设计变量。 而且， 在本实施方式的飞机设计处理中， 针对 该多个式样的每个设计变量执行机体规格制定处理， 从而。

37、计算多个个体的机体规格。 0084 由此， 在设计变量的变更 （飞机设计处理的步骤 110） 中， 作为评估与制约条件的值 的适应度的对象的计算结果增多， 因此， 即便反复处理的次数少， 也能以更高精度实现最佳 的飞机设计。 0085 图 5（A） 的图表是表示各代中计算出的机体的起飞重量的图表， 白圈 （） 是不满 足制约条件的计算结果， 另一方面， 黑圆 （） 是满足制约条件的计算结果。图 5（B） 的 16 架飞机的图形表示第 1 代中计算出的飞机的形状， 图 5（C） 的 16 架飞机的图形表示第 50 代中计算出的飞机的形状， 图 5（D） 的 16 架飞机的图形表示第 300 代中。

38、计算出的飞机的形 状， 各飞机的图形中在右上方附加了黑圆 （） 的图形是满足制约条件的图形。 0086 如图 5（A） 、（B） 所示， 第 1 代中， 没有计算出满足制约条件的机体规格。另外， 第 1 代中， 各个个体的起飞重量及形状的偏差大。但是， 随着代的叠加， 例如， 如图 5（A)、（C） 的第 50 代所示， 出现满足制约条件的个体， 各个个体的起飞重量及形状的偏差变小。而且， 本实施方式的飞机设计处理若能够计算出满足制约条件的机体规格， 则满足制约条件的机 体规格的起飞重量将逐渐收敛 （图 5（A)、（D） 所示的第 300 代） ， 使得作为最佳化对象的起 飞重量变小。然后， 。

39、工程师通过确认图 5 所示的飞机设计处理的计算结果， 能够判定起飞重 量是否已收敛， 从而结束飞机设计处理 （飞机设计处理的步骤 108） ， 并且根据收敛结果选择 最佳方案。 0087 此外， 图 3 的步骤 108 中是否满足最佳化处理结束条件的判定并不限于由工程师 进行判定， 例如也可以通过以下等方式进行 ： 判定 1 循环前后的最佳化对象 （本实施方式中 为起飞重量） 的变化是否包含在预先规定的阈值内的范围， 或者计算出满足制约条件的机 体规格的起飞重量的变化经近似后的近似式并判定该近似式是否向固定值渐近， 当该判定 为肯定判定时， 判定为满足最佳化处理结束条件。 0088 而且， 除。

40、此之外， 是否满足最佳化处理结束条件的判定还可以通过以下等方式进 行 ： 判定图 3 所示的飞机设计程序的反复处理是否已达到预先设定的最大次数， 当肯定判 定时判定为满足最佳化处理结束条件。 0089 于此， 参照图 5 来说明图 3 的步骤 110 中执行的设计变量变更的具体例。如上所 述基于至此计算出的机体规格的计算结果来变更设计变量， 以满足最佳化条件。 0090 在图 5 的例子中， 在最早几代时， 制约条件、 作为最佳化对象的起飞重量和设计变 量的关系不明确， 并不清楚此设计变量是否满足制约条件且有助于抑制起飞重量。 因此， 图 5 的例子中， 1 约 20 代之前， 不存在满足制约。

41、条件的个体， 且作为最佳化对象的起飞重量 说 明 书 CN 103748587 A 9 8/9 页 10 也朝着和最佳化相反的增大的方向变化。 然而， 通过变更设计变量以及反复计算机体规格， 满足制约条件且抑制起飞重量的设计变量的方向性变得明确， 其结果， 随着代的叠加， 起飞 重量减少， 收敛成满足所有制约条件及最佳化条件的固定值。 0091 在飞机设计处理的反复处理的过程中， 当达到预先规定的反复处理的次数 （例如 每 50 次） 、 或者工程师经由操作输入部 20 输入了指示的情况下， 也可以将如图 5 所示的表 示飞机设计处理的计算结果的图显示在图像显示部 22。 0092 如以上说明。

42、的那样， 本实施方式的飞机设计装置 10 基于飞机设计所需的多个设 计变量， 计算出作为飞机的规格的机体规格， 判定计算出的机体规格是否满足预先规定的 制约条件以及使得飞机最佳化的预先规定的最佳化条件， 为了使计算出的机体规格满足制 约条件且满足最佳化条件， 变更设计变量， 执行基于变更后的设计变量反复计算机体规格 的反复处理。 0093 因此， 本实施方式的飞机设计装置 10 可以进一步实现最佳的飞机设计。另外， 上 述处理由信息处理装置执行， 因此， 本实施方式的飞机设计装置 10 可以减少飞机设计所需 的劳力和时间。 0094 另外， 本实施方式的飞机设计装置 10 基于至此计算出的机体。

43、规格的计算结果且 通过 GA 来变更设计变量， 因此， 机体规格的计算结果的数量越多， 便可将设计变量变更为 越适合的值。 0095 另外， 本实施方式的飞机设计装置 10 中， 机体规格制定处理是在机体规格的每一 次计算中计算多个个体的机体规格， 因此， 即便反复处理的次数少， 也能以更高精度实现最 佳的飞机整体设计。 0096 另外， 本实施方式的飞机设计装置 10 广泛地判定是否满足飞机设计中要考虑的 飞机的性能、 空气动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构相关的制约条件， 因此， 能实现更实际 的飞机设计。 0097 以上， 使用上述实施方式对本发明进行了说明， 但本发明的技术范围并不。

44、限定于 上述实施方式记载的范围。在不脱离发明主旨的范围内， 可以对上述实施方式施加多种变 更或改良， 且该施加了变更或改良后的形态也包含于本发明的技术范围。 0098 例如， 上述实施方式中， 说明的是飞机设计处理中仅设定一种最佳化条件的方式， 但本发明并不限定于此， 也可以是将最佳化条件设定为多种的方式。 在这种方式的情况下， 例如可以使用 GA 的多目标最佳化功能来实现， 可以同时使多种机体最佳化， 且可以对适于 不同用途的系列机整体进行最佳设计。 0099 另外， 上述实施方式中， 说明了作为制约条件而使用飞机的性能、 空气动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构的方式， 但本发明并不限定。

45、于此， 例如， 也可以设为一并使用机体开 发费用、 运行成本等其他制约条件的方式。 0100 另外， 上述实施方式中， 说明了使用非线性方程式来计算机体规格的方式， 但本发 明并不限定于此， 也可以设为使用线性方程式来计算机体规格的方式。在这种方式的情况 下， 不需要为了求解而反复进行计算， 因此， 无需图 4 中的步骤 214 的处理。 0101 另外， 上述实施方式中， 说明的是在设计变量的变更 （飞机设计处理的步骤 110） 中 使用 GA 进行设计变量变更的方式， 但本发明并不限定于此， 只要能够变更设计变量使得计 算出的机体规格满足制约条件且满足最佳化条件， 则也可以设为使用其他方法。

46、的方式。 说 明 书 CN 103748587 A 10 9/9 页 11 0102 另外， 上述实施方式中， 说明的是在 HDD18 中存储飞机设计程序的方式， 但本发明 并不限定于此， 也可以设为将飞机设计程序存储在可移动存储介质 26 的方式。 0103 另外， 上述实施方式中说明的飞机设计程序的处理流程也仅仅是一例， 在不脱离 本发明主旨的范围内， 可以删除多余步骤、 追加新步骤、 或者调换处理顺序。 0104 标号说明 0105 10 飞机设计装置 0106 12 CPU 0107 18 HDD 0108 20 操作输入部 说 明 书 CN 103748587 A 11 1/6 页 。

47、12 图 1 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 12 2/6 页 13 图 2 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 13 3/6 页 14 图 3 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 14 4/6 页 15 图 4 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 15 5/6 页 16 图 5 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 16 6/6 页 17 图 6 说 明 书 附 图 CN 103748587 A 17 1/1 页 18 1. 一种飞机设计装置， 具备 ： 计算部件， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算作为飞机的规格的。

48、机体规格 ； 第 1 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足预先规定的制约 条件 ； 第 2 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足使得飞机最佳化 的预先规定的最佳化条件 ； 及 变更部件， 变更所述设计变量， 执行反复处理， 即所述变更部件反复变更所述设计变量、 以及所述计算部件基于该设 计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述计算部件计算出的所述机体规格满足所述制约 条件且满足所述最佳化条件， 所述计算部件在所述机身规格的每一次计算中计算出多个个 体的所述机身规格。 2.根据权利要求1所述的飞机设计装置， 其中， 所述第1判定部件判定是否满足飞机的 。

49、性能、 空气动力特性、 稳定性、 起落装置、 结构相关的制约条件。 3.根据权利要求1或2所述的飞机设计装置， 其中， 所述变更部件基于由所述计算部件 至此计算出的所述机体规格的计算结果， 变更所述设计变量以满足所述最佳化条件。 4. 一种飞机设计程序， 使计算机作为如下部件发挥功能 ： 计算部件， 基于飞机设计所需的多个设计变量， 计算作为飞机的规格的机体规格 ； 第 1 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足预先规定的制约 条件 ； 第 2 判定部件， 判定由所述计算部件计算出的所述机体规格是否满足使得飞机最佳化 的预先规定的最佳化条件 ； 及 变更部件， 变更所述设计变量， 执行反复处理， 即所述变更部件反复变更所述设计变量、 以及所述计算部件基于该设 计变量反复计算所述机体规格， 使得由所述计算部件计算。