遺伝的アルゴリズムによる航空機主翼形状の数値的空力最適化

本研究では、遺伝的アルゴリズムを利用して、3次元ナビエ・ストークス方程式による航空機主翼形状の空力最適化を世界で初めて行った。従来、ナビエ・ストークス方程式を用いての最適化は、ナビエ・ストークス計算そのものに時間がかかるので、最適化法としての勾配法や遺伝的アルゴリズムによる方法を問わず、行われていなかった。例えば勾配法では、勾配計算が複雑で時間がかかりすぎるし、遺伝的アルゴリズムでは、評価回数が多いので全計算時間が莫大なものになる。しかし、遺伝的アルゴリズムは並列性に優れているので、十分強力な並列計算機を用いれば、現実的な計算時間で最適化をすることが可能と考えられる。本研究では、並列化に加えて、多重格子法によるナビエ・ストークス計算そのものの高速化、さらに設計モデルの単純化を行うことにより、比較的短時間で主翼形状の空力最適化を行うことが可能となった。ここで、設計モデルの単純化のために、2次元翼型ではキャンバー線を固定し、翼厚分布のみを変数とした。また3次元的には、翼平面形を固定し、捻れ角のみを変数とした。一方、空力性能だけでは現実的な設計はできないので、構造力学的な拘束条件を加えた。結果として得られた翼は、既存の設計指針や空力性能を高めるための理論的・経験的知見をすべて矛盾なく満たしており、現モデルの範囲内で最適な翼であることが確認された。

本研究では、遺伝的アルゴリズムを利用して、3次元ナビエ・ストークス方程式による航空機主翼形状の空力最適化を世界で初めて行った。従来、ナビエ・ストークス方程式を用いての最適化は、ナビエ・ストークス計算そのものに時間がかかるので、最適化法としての勾配法や遺伝的アルゴリズムによる方法を問わず、行われていなかった。例えば勾配法では、勾配計算が複雑で時間がかかりすぎるし、遺伝的アルゴリズムでは、評価回数が多いので全計算時間が莫大なものになる。しかし、遺伝的アルゴリズムは並列性に優れているので、十分強力な並列計算機を用いれば、現実的な計算時間で最適化をすることが可能と考えられる。本研究では、並列化に加えて、多重格子法によるナビエ・ストークス計算そのものの高速化、さらに設計モデルの単純化を行うことにより、比較的短時間で主翼形状の空力最適化を行うことが可能となった。ここで、設計モデルの単純化のために、2次元翼型ではキャンバー線を固定し、翼厚分布のみを変数とした。また3次元的には、翼平面形を固定し、捻れ角のみを変数とした。一方、空力性能だけでは現実的な設計はできないので、構造力学的な拘束条件を加えた。結果として得られた翼は、既存の設計指針や空力性能を高めるための理論的・経験的知見をすべて矛盾なく満たしており、現モデルの範囲内で最適な翼であることが確認された。