(57)【要約】【課題】航空機の重量を一層低減化できるようにすることである。【解決手段】実施形態に係る航空機構造体の設計情報の作成方法は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定するステップと、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定するステップと、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出するステップとを有するものである。【選択図】  図８
2016184223.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定するステップと、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定するステップと、
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出するステップと、
を有する航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項２】
少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体の最適化計算を行う請求項１記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項３】
複合材の積層構成を特定するためのパラメータを変数として設定し、前記構造体の重量の最適値に対応するパラメータであって複合材の積層構成を特定するためのパラメータを算出する請求項１又は２記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項４】
前記最適化計算の制約条件として、複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定する請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項５】
事前に前記複合材の座屈後解析を実行して得られる前記パラメータの許容範囲を前記最適化計算の制約条件として設定する請求項４記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項６】
前記構造体の構造様式として採用され得る構造様式を、前記設計情報を表すパラメータとして設定する請求項１乃至５のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項７】
少なくとも前記構造体の強度を計算するために実行される有限要素法による解析に用いられるモデルを前記構造体の構造様式として採用され得る構造様式ごとに作成し、複数の構造様式に対応する複数のモデルの識別情報を前記設計情報を表すパラメータとして設定する請求項１乃至６のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項８】
前記構造体の構造様式を、前記構造体を構成するスパーの本数、前記構造体を構成するリブの本数、前記スパーの角度、前記リブの角度、前記構造体を構成するパネルに取付けられるストリンガーの有無及び前記パネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだ構造とするか否かの少なくとも１つをパラメータとして特定する請求項６又は７記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項９】
請求項１乃至８のいずれか１項に記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って航空機構造体を製造する航空機構造体の製造方法。
【請求項１０】
請求項１乃至８のいずれか１項に記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って製造された航空機構造体。
【請求項１１】
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する変数設定部と、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定する制約条件設定部と、
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する最適化計算部と、
を有する航空機構造体の設計システム。
【請求項１２】
コンピュータを、
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する変数設定部、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定する制約条件設定部、及び
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する最適化計算部、
として機能させる航空機構造体の設計プログラム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、航空機構造体、航空機構造体の製造方法、航空機構造体の設計情報の作成方法、航空機構造体の設計システム及び航空機構造体の設計プログラムに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は、できるだけ重量が小さくなるように設計することが重要である。しかしながら、航空機は極めて複雑で多数の部品を有するため、航空機全体に要求される性能に応じた概略仕様を設計する際に重量の最適化が試みられている（例えば特許文献１参照）。
【０００３】
重量ができるだけ小さくなるように機体全体の概略仕様が定まると、主翼や胴体等の構造体ごとの構造様式及び構造線図が概略仕様に従って決定される。例えば、主翼であれば、機体全体の概略仕様に従って、桁及びリブの本数及び配置等の構造様式が決定される。
【０００４】
構造体の構造様式が定まると、構造体を構成する部品の板厚や断面積等のサイジング（寸法決定）が行われる。具体的には、構造体が必要な強度やフラッタ速度を有するか否か等の様々な評価項目ごとに構造体の評価が行われ、全ての評価項目について制約条件が満たされるように各部品のサイジングが行われる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１３−０７３５９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、航空機の重量を一層低減化できるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計情報の作成方法は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定するステップと、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定するステップと、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出するステップとを有するものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の製造方法は、前記記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って航空機構造体を製造するものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体は、前記記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って製造されるものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計システムは、変数設定部と、制約条件設定部と、最適化計算部とを有する。変数設定部は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する。制約条件設定部は、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定する。最適化計算部は、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計プログラムは、コンピュータを、変数設定部、制約条件設定部及び最適化計算部として機能させる。変数設定部は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する。制約条件設定部は、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体の強度に対する許容範囲を設定する。最適化計算部は、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計システムの機能ブロック図。
【図２】複合材の積層構成の一例を示す図。
【図３】少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてスパーの本数を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成した例を示す図。
【図４】少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてリブの角度を変えることによって新たなＦＥＭモデルを作成した例を示す図。
【図５】少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてリブ及びスパー以外の部分を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成した例を示す図。
【図６】スパーウェブの板厚の下限値を示す評価テーブルの一例を示す図。
【図７】図６に示す評価テーブルを求めるために用いられるポストバックリング解析用の解析モデルの一例を示す図。
【図８】図１に示す航空機構造体の設計システムにより航空機構造体の設計情報を作成するための処理の流れを示すフローチャート。
【図９】図１に示す航空機構造体の設計システムによる最適化計算の結果の一例を示すグラフ。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本発明の実施形態に係る航空機構造体、航空機構造体の製造方法、航空機構造体の設計情報の作成方法、航空機構造体の設計システム及び航空機構造体の設計プログラムについて添付図面を参照して説明する。
【００１０】
（構成及び機能）
図１は本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計システムの機能ブロック図である。
【００１１】
航空機構造体の設計システム１は、航空機全体ではなく、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うことによって、適切な構造体の設計情報を作成するシステムである。構造体の例としては、主翼、中央翼又は尾翼等の翼構造体や胴体の全体又は一部が挙げられる。従って構造体が翼構造体であれば、桁（スパー）、小骨（リブ）、外板（パネル）（スキンとも言う）及び縦通材（ストリンガー）等を構成要素とする航空機の構造体が設計対象及び最適化計算の対象となる。
【００１２】
そのために、航空機構造体の設計システム１は、最適化計算部２、変数設定部３及び制約条件設定部４を有する。設計システム１は、入力装置５、表示装置６及び演算装置７を備えたコンピュータの演算装置７に航空機構造体の設計プログラムを読込ませることによって構築することができる。換言すれば、航空機構造体の設計プログラムは、コンピュータを最適化計算部２、変数設定部３及び制約条件設定部４として機能させるプログラムである。航空機構造体の設計プログラムは、情報記録媒体に記録してプログラムプロダクトとして流通させることもできる。
【００１３】
但し、最適化計算部２、変数設定部３及び制約条件設定部４を構成するために回路を用いてもよい。但し、コンピュータも電子回路によって構成される。従って、コンピュータを回路の一種と捉えれば、最適化計算部２、変数設定部３及び制約条件設定部４は、回路によって構成することができると言うこともできる。
【００１４】
最適化計算部２は、航空機を構成する構造体の設計情報を表すパラメータ（以下、「設計パラメータ」と称する）を変数として構造体の重量を最小化する最適化計算を行うことによって構造体の重量の最適値及び最適値に対応する設計パラメータを算出する機能を有する。構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータの組合せは、構造体の最適な設計情報を表すパラメータ群となる。従って、最適化計算部２において算出された重量の最適値に対応する設計パラメータの組合せは、構造体の適切な設計情報として設計依頼者等に提供することができる。
【００１５】
変数設定部３は、最適化計算部２における最適化計算を行うための変数として設計パラメータを設定する機能を有する。設計パラメータの設定は、表示装置６に表示されるユーザインターフェースを介した入力装置５の操作によって行うことができる。
【００１６】
例えば、構造体が翼構造体であれば、少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体が最適化計算の対象となる。従って、パネルの板厚、リブ及びスパーコードの各断面積、リブ及びスパーウェブの各板厚等の構造体を構成する部品のサイズを決定するためのパラメータを最適化計算の設計パラメータとして設定することができる。尚、スパーコードは、パネルと結合されるスパーのフランジの部分であり、スパーウェブは、スパーのフランジで囲まれた板状の部分である。
【００１７】
より具体的には、パネルの板厚であれば、初期値に対して５０％から１３０％の範囲を設計パラメータの値の取り得る範囲とし、設計パラメータの数については、最適化計算のデータ処理量を現実的な量にする観点から２０個から３０個程度の実用的な数に決定することができる。構造体を構成する部品のサイズを決定するための他の設計パラメータについても同様である。
【００１８】
部品のサイズを決定するための設計パラメータ以外の設計パラメータとしては、金属の種類や複合材の種類等の構造体を構成する各構造部材の材料を特定する情報が挙げられる。構造部材の材料がアルミニウム合金やマグネシウム合金等の金属である場合には、構造部材の材質及びサイズを決定するためのパラメータを設計パラメータとして設定すれば十分である場合が多い。
【００１９】
しかしながら、構造部材の材料がガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ：  Ｇｌａｓｓ  ｆｉｂｅｒ  ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ  ｐｌａｓｔｉｃｓ）や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：  Ｃａｒｂｏｎ  Ｆｉｂｅｒ  Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ  Ｐｌａｓｔｉｃｓ）等の複合材である場合には、複合材で構成される構造部材のサイズを決定するためのパラメータに加えて、複合材の積層構成を特定するためのパラメータを設計パラメータとして設定することが構造体の重量をより最小化する観点から好適である。
【００２０】
図２は、複合材の積層構成の一例を示す図である。
【００２１】
図２に示すように、複合材１０は、シート状の繊維強化層（プライ）１１を積層（ラミネート）することによって構成される。従って、複合材１０の積層構成は、繊維強化層１１の繊維の配向角及び繊維強化層１１の積層順序によって特定される。
【００２２】
例えば、繊維の配向角が全て同じ方向となるように繊維強化層１１を積層して構成される複合材１０は、一方向材と呼ばれる。また、正方向と負方向の配向角を組合わせて繊維強化層１１を積層する手法は、アングルプライ積層と呼ばれる。他に、複合材１０の厚さ方向に繊維の配向角が対称となるように繊維強化層１１が積層された複合材１０として、対称積層板と呼ばれる複合材１０が知られている。
【００２３】
そこで、繊維強化層１１の繊維の配向角及び繊維強化層１１の積層順序を設計パラメータとすることができる。他に、積層パラメータも複合材１０の積層構成を特定するためのパラメータとして定義されている。このため、複合材１０の積層パラメータを設計パラメータとしてもよい。
【００２４】
但し、繊維強化層１１の繊維の配向角は、一般的には０°，４５°，９０°，−４５°のように不連続かつごく限られた特定の値から選択される。このため、典型的な複合材１０の積層構成をいくつか準備しておき、複合材１０の積層構成のパターンの識別情報を設計パラメータとすることが最適化計算のデータ処理量の軽減に繋がる。すなわち、繊維強化層１１の繊維の配向角及び繊維強化層１１の積層順序を設計パラメータとすると非常に多数の取り得る組合せが生じるが、積層構成のパターン自体を設計パラメータとすれば、最適化計算のデータ処理量を低減させることができる。
【００２５】
繊維強化層１１の繊維の配向角を変えて解析を行ったところ、配向角が±４５°である繊維強化層１１の割合に応じてフラッタ速度が増加することが確認された。尚、フラッタは、空気力と構造体の弾性力との相互作用によって航空機の翼や胴体がある速度以上で起こす急激な自励振動であり、フラッタ速度は、フラッタが発生し始める速度である。
【００２６】
従って、航空機構造体の材料として複合材１０を用いる場合には、配向角が±４５°である繊維強化層１１の割合が、構造体の機械的特性に影響を与えるファクターとなる。そこで、配向角が±４５°である繊維強化層１１の割合を変えた複数の複合材１０の積層構成のパターンを選択肢として準備することが、構造体の重量をより最小化する観点から好適である。より具体的な例として、配向角が±４５°である繊維強化層１１の割合を４０％、５０％、６０％及び７０％とした４パターンの積層構成を準備し、積層構成のパターンの識別情報を複合材の積層構成を表す設計パラメータとすることができる。
【００２７】
更に、繊維強化層１１の繊維の配向角及び繊維強化層１１の積層順序によって特性される複合材１０自体の構造体に対する傾斜角度も、構造体の機械的特性に影響を与える。そこで、複合材１０自体の構造体に対する傾斜角度、つまり構造体に固定した座標系における繊維の配向角の割合も、複合材の積層構成を表す設計パラメータとして可変設定できるようにすることが望ましい。
【００２８】
複合材１０自体の傾斜角度を設計パラメータとする場合には、繊維の配向角が４５°ピッチで可変積層されることから、繊維の配向角のピッチよりも小さいピッチで複合材１０の傾斜角度を変更できるようにすることが適切である。具体例として、１５°ピッチで複合材１０の傾斜角度を変更できるようにする場合であれば、−３０°、−１５°、０°、＋１５°及び＋３０°の５つの傾斜角度を、設計パラメータとして可変設定できるようにすることができる。
【００２９】
変数設定部３では、上述した各部品の寸法等の各部品のサイジングのための設計パラメータ、構造部材の材質を特定するための設計パラメータ及び複合材の積層構成を特定するための設計パラメータに加えて、構造体の構造様式自体を設計パラメータとすることができる。すなわち、採用され得る構造体の構造様式を、設計パラメータとして設定することができる。
【００３０】
構造体の構造様式は、構造体を構成するスパーの本数、構造体を構成するリブの本数、スパーの角度、リブの角度、構造体を構成するパネルに取付けられるストリンガーの有無及びパネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだ構造とするか否かの少なくとも１つをパラメータとして特定することができる。従って、これらの構造様式を特定するためのパラメータのうち所望のパラメータを、構造体の重量の最適化計算において変化させる対象となる設計パラメータとして設定することができる。
【００３１】
ところで、構造体の重量の最適化計算では、設計パラメータによって特定される構造体が、要求される強度やフラッタ速度を有するか否かを評価するために有限要素法（ＦＥＭ  ：Ｆｉｎｉｔｅ  Ｅｌｅｍｅｎｔ  Ｍｅｔｈｏｄ）による解析処理が実行される。ＦＥＭは、解析的に解くことが難しい微分方程式の近似解を、方程式が定義された領域を複数の要素に分割することによって求める解析手法である。
【００３２】
すなわち、ＦＥＭ解析によって、設計パラメータによって特定される構造体の強度及びフラッタ速度の評価が行われる。具体的には、構造体が複数の要素に分割され、要素ごとの応力及びフラッタ速度が計算される。そして、算出された要素ごとの応力及びフラッタ速度が、許容される範囲にあるか否かの評価処理が最適化計算の一部として実行される。従って、ＦＥＭ解析用に、構造体の構造様式を模擬した解析モデルが準備されることになる。
【００３３】
しかしながら、リブの本数等の構造様式を特定するためのパラメータをＦＥＭ解析モデルのパラメータとすると、ＦＥＭ解析モデルの節点及び要素自体がパラメータとなる。この場合、パラメータの数が膨大になり、ＦＥＭ解析処理が極めて煩雑な処理となる。従って、最適化計算全体に要する計算時間が非常に長くなる。
【００３４】
そこで、構造体の強度等を計算するために実行されるＦＥＭ解析用のモデルを、構造体の構造様式として採用され得る構造様式ごとに作成しておくことができる。そして、複数の構造様式に対応する複数のモデルの識別情報を設計パラメータとして設定することができる。
【００３５】
図３は、少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてスパーの本数を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成した例を示す図である。
【００３６】
図３（Ａ）、（Ｂ）に示すように、構造体を構成するスパーの本数を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成することができる。すなわち、図３（Ｂ）に示すＦＥＭモデルにおけるスパーの本数は、図３（Ａ）に示すＦＥＭモデルにおけるスパーの本数よりも少ない。同様に、リブの本数を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成することもできる。
【００３７】
図４は、少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてリブの角度を変えることによって新たなＦＥＭモデルを作成した例を示す図である。
【００３８】
図４に示すように、リブの長さ方向を変えることによってもＦＥＭモデルを作成することができる。同様に、スパーの角度を変えることによってもＦＥＭモデルを作成することができる。
【００３９】
図５は、少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体においてリブ及びスパー以外の部分を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成した例を示す図である。
【００４０】
図５（Ａ）に示すようにパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体において、リブ及びスパー以外の部分を変えることによっても複数のＦＥＭモデルを作成することができる。図５（Ｂ）、（Ｃ）及び（Ｄ）は、それぞれ図５（Ａ）の位置Ａ−Ａにおけるパネルの断面図である。
【００４１】
図５（Ｂ）は、パネルにリブ及びスパーを設けて構成される単純な構造体のＦＥＭモデルである。図５（Ｃ）は、パネルにストリンガーを取付けて補強された構造体のＦＥＭモデルである。図５（Ｄ）は、パネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだハニカムサンドイッチ構造とした構造体のＦＥＭモデルである。
【００４２】
図３、図４及び図５に例示されるように、スパーやリブ等の構造部材の配置やパネルの構造を変えることによって複数のＦＥＭモデルを作成することができる。具体的には、構造体を構成するスパーの本数、構造体を構成するリブの本数、スパーの角度、リブの角度、構造体を構成するパネルに取付けられるストリンガーの有無及びパネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだ構造とするか否かの少なくとも１つを変えることによって複数のモデルを作成することができる。
【００４３】
そして、ＦＥＭモデルの特定情報を設計パラメータとすることができる。これにより、ＦＥＭモデルの節点及び要素をパラメータとせずに、簡易に構造体の構造様式をパラメータ化することができる。選択肢として現実的な構造様式は限られており、１０個程度のＦＥＭモデルを準備しておけば十分であると考えられる。従って、構造体の重量を最適化する計算の精度を落とすことなく、最適化計算の処理量を低減させることができる。
【００４４】
このように、ＦＥＭモデル自体をパラメータ化することによって、構造体を構成するスパーの本数、構造体を構成するリブの本数、スパーの角度、リブの角度、構造体を構成するパネルに取付けられるストリンガーの有無及びパネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだ構造とするか否かの少なくとも１つを設計パラメータとして間接的に設定することができる。
【００４５】
尚、複数のＦＥＭモデルを作成しておくことは、スパーの本数等の構造様式を定めるパラメータを複数の値から選択できるようにすることに相当する。従って、スパーの本数等の構造様式を定めるパラメータを、最適化計算において断続的に変化させる設計パラメータとして設定し、構造様式を定めるパラメータがある値に設定された時に対応するＦＥＭモデルが呼び出されるようにしてもよい。
【００４６】
上述のように複数のＦＥＭモデルを設計パラメータとして設定した場合には、選択された１つのＦＥＭモデルを構成するパネル、スパー、リブ、ストリンガー、ハニカム構造等の各構造部材のサイズ及び材質も設計パラメータとなる。また、構造部材の材質が複合材であれば、上述のように複合材の積層構成も設計パラメータとすることができる。もちろん、構造様式が確定している場合には、単一のＦＥＭモデルを用いて構造部材のサイズ及び材質等のみを設計パラメータとしてもよい。
【００４７】
制約条件設定部４は、最適化計算部２における最適化計算の制約条件として、設計パラメータに対応する構造体の強度等に対する許容範囲を設定する機能を有する。最適化計算において設計パラメータは、制約条件設定部４において制約条件として直接又は間接的に設定された許容範囲内において変更される。従って、最適化計算部２において最適化計算の結果として算出される構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータは、強度やフラッタ速度等についての許容範囲を満たす設計パラメータとなる。
【００４８】
制約条件の設定についても、表示装置６に表示されるユーザインターフェースを介した入力装置５の操作によって行うことができる。
【００４９】
制約条件として設定される強度等に対する許容範囲は、構造体に要求される各評価項目について設定されることが望ましい。これは、評価が必要である項目について許容範囲を設定しないと、最適化計算を行って構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータの値を算出したとしても、未評価の項目が許容範囲外である場合には、設計パラメータを再計算する必要が生じるためである。しかも、未評価の項目について許容範囲内となるように再計算された設計パラメータは、構造体の重量の最適値に対応していないことになる。
【００５０】
つまり、評価が必須である全ての項目について制約条件として許容範囲を設定しないと、構造体の重量を最小化する真の意味での最適化計算を行うことができない。従って、ある評価項目についての許容範囲の設定方法及び評価方法が確立していなければ、構造体の重量の最適化計算を行うことができないということになる。これが、従来、いくつかの評価項目については許容範囲の設定方法及び評価方法が個別に提案されていたにも関わらず、構造体の重量の最適化計算を行うことが困難であった理由の１つである。
【００５１】
制約条件として設定されるべき許容範囲としては、構造体の強度に関する許容範囲の他、フラッタ速度に対する許容範囲が挙げられる。構造体の強度は、複数の評価項目について評価される。具体的には、構造体の圧縮座屈荷重、せん断座屈荷重、クリップリング破壊（局所座屈）を引起す荷重、オイラー座屈荷重（長柱座屈荷重）及び材料の強度等の強度についての評価パラメータが、構造体に負荷される荷重に対してそれぞれ必要な強度マージンを付与した値以上となるか否かが評価される。換言すれば、設計パラメータに応じて特定される構造体の内部に空気の圧力によって生じる応力分布が、圧縮座屈荷重、せん断座屈荷重、クリップリング破壊を引起す局所座屈荷重、オイラー座屈荷重及び材料の強度等の強度についての評価パラメータよりも必要なマージンを伴って小さくなるか否かが評価される。
【００５２】
尚、座屈荷重は、座屈を引起す荷重である。また、材料の強度の許容範囲は、材料の圧縮、引張、せん断、面圧等の各降伏応力又は各終極応力に強度マージンを付与した値として決定される。荷重に対する強度マージンは、一般に航空機の運用時に発生する最大荷重（制限荷重）に安全率及び必要な係数を乗じることによって付与される。制限荷重に安全率１．５を乗じた値は終極荷重と呼ばれ、破壊しないことを保証する最大荷重として用いられる。
【００５３】
同様に、フラッタ速度に対する構造体の評価も行うことができる。すなわち、構造体の想定される移動速度が、フラッタ速度に安全率等を乗じることによってマージンを付加した速度以下となるか否かが評価される。
【００５４】
構造体の強度を評価することによって、終極荷重以下で座屈が発生しないようにする設計は、ノンバックル設計と呼ばれる。しかしながら、構造体の材料が複合材である場合にノンバックル設計を行うと、複合材の繊維強化による利点を十分に生かすことができない。そこで、構造体が複合材である場合には、終極荷重以下における座屈を許容する座屈後（ポストバックル）設計を行うことが構造体の一層の軽量化を図る観点から望ましい。
【００５５】
複合材のポストバックル設計を行う場合には、ポストバックリング解析を行うことによって座屈後における複合材の強度を評価することが必要である。すなわち、複合材の座屈後における強度が、構造体に負荷される荷重に対して十分な強度マージンを有するか否かを評価する必要がある。
【００５６】
ポストバックリング解析は、複合材で構成される構造体の内部における応力分布を入力情報として、座屈後に要求される強度を確保するために必要な構造体の板厚及びサイズを求める非線形のＦＥＭ解析である。ポストバックリング解析の入力となる複合材で構成される構造体の内部における応力分布についても、上述したようにＦＥＭ解析の結果として得られる。
【００５７】
従って、設計パラメータで特定される構造体のＦＥＭ解析によって構造体の内部応力分布を求め、構造体の内部応力分布を入力としてポストバックリング解析を行えば、必要な構造体の板厚及びサイズを求めることができる。そして、ポストバックリング解析の結果として得られる構造体の必要な板厚よりも、設計パラメータで特定される構造体の板厚の方が大きければ、ポストバックル設計の条件を満たすことになる。
【００５８】
そこで、複合材のポストバックリング解析の結果として得られる座屈後における必要な強度に対応する板厚の許容範囲を最適化計算の制約条件として設定することができる。つまり、最適化計算の制約条件として、複合材の座屈後における強度を確保するための制約条件を設定することができる。
【００５９】
但し、複合材のポストバックリング解析は、単純な座屈解析とは異なり、複雑な非線形のＦＥＭ解析となる。このため、複合材のポストバックリング解析は、従来、専用のＦＥＭ構造解析ソフトウェアを用いて実行されている。しかも、複合材のポストバックリング解析は、膨大な計算時間を要する。
【００６０】
そこで、専用のＦＥＭ構造解析ソフトウェアを用いてポストバックリング解析を事前に行っておき、複合材のポストバックリング解析の結果をデータベース化しておくことができる。具体的には、複合材で構成される構造体に掛かる荷重と必要な板厚との関係を示すサイジングテーブルを作成しておくことができる。
【００６１】
図６は、スパーウェブの板厚の下限値を示す評価テーブルの一例を示す図であり、図７は図６に示す評価テーブルを求めるために用いられるポストバックリング解析用の解析モデルの一例を示す図である。
【００６２】
図７に示すように、複合材で構成される構造部品の１つであるスパー２０は、板状のスパーウェブ２１と上下のコード２２とを有する。従って、スパー２０は、横断面形状がＩ型の構造を有する。また、スパーウェブ２１には、所定の間隔でスティフナ２３が設けられる。このため、スパー２０の形状を、長さＬ、高さＨ及び板厚ｔをパラメータとして特定することができる。また、ＦＥＭ解析用に、スパー２０の高さ方向をＺ軸、長さ方向をＹ軸、スパーウェブ２１の板厚方向をＸ軸とする空間座標系を定義することができる。
【００６３】
図６において横軸はＸＹ平面におけるスパーウェブ２１の内部荷重Ｎｘｙ（Ｎ／ｍｍ）を示し、縦軸はスパーウェブ２１の高さＨ（ｍｍ）を示す。また、各曲線で囲まれた領域は、座屈後に要求される最大主歪及び最大主せん断歪等の材料強度を確保するために必要なスパーウェブ２１の板厚ｔｍｉｎを示す。
【００６４】
図６に示すように、各高さＨのスパーウェブ２１に内部荷重Ｎｘｙが作用する場合に必要なスパーウェブ２１の板厚ｔｍｉｎをポストバックリング解析により予め２次元のマップとして求めておくことができる。すなわち、内部荷重Ｎｘｙと必要な板厚ｔｍｉｎとの関係を示すサイジングテーブルを作成しておくことができる。ポストバックリング解析は、例えば、制限荷重の１５０％の荷重を掛ける非線形ＦＥＭ解析とすることができる。
【００６５】
これにより、構造体の重量の最適化計算においてポストバックリング解析を繰返し実行することなく、構造体の座屈後における評価を行うことができる。すなわち、構造体が、座屈後において必要な強度を有するか否かを判定することができる。尚、図６にはスパーウェブ２１の板厚ｔの評価テーブルを例示したが、リブウェブ等の他の構造部品についても同様な板厚の評価テーブルを作成することができる。
【００６６】
このようにして、最適化計算の一部として複合材の座屈後における強度の評価を現実的な時間で行うことが可能となる。すなわち、複合材の座屈後における強度の評価を繰返し計算の中で行うことが可能となる。換言すれば、事前に複合材のポストバックリング解析を実行して得られる設計パラメータの許容範囲を最適化計算の制約条件として設定することが可能となる。
【００６７】
もちろん、コンピュータの演算能力の発展によってポストバックリング解析の処理時間が短縮されれば、最適化計算の一部として非線形のポストバックリング解析を行うようにしてもよい。
【００６８】
（動作及び作用）
次に航空機構造体の設計システム１による航空機構造体の設計情報の作成方法について説明する。
【００６９】
図８は、図１に示す航空機構造体の設計システム１により航空機構造体の設計情報を作成するための処理の流れを示すフローチャートである。
【００７０】
まず、予め最適化計算部２における構造体の重量を最小とする最適化計算の制約条件として、構造体の設計情報を表す設計パラメータに対応する構造体の強度に対する許容範囲が制約条件設定部４において設定される。具体的には、制約条件として構造体の強度に関する許容範囲及びフラッタ速度に関する許容範囲が制約条件設定部４において設定される。構造体の強度についての許容範囲としては、座屈等についての許容範囲の他、上述したような複合材の座屈後における強度に基づく許容範囲を設定することができる。
【００７１】
制約条件が設定されると、構造体の重量の最適値及び最適値に対応し、かつ許容範囲を満たす設計パラメータを算出するための最適化計算を以下の手順で実行することができる。
【００７２】
まずステップＳ１において、変数設定部３により最適化計算を行うための変数として設計パラメータが設定される。具体例として、パネルの板厚、リブ及びスパーコードの各断面積、リブ及びスパーウェブの板厚等の構造部材の寸法を設計パラメータとして設定することができる。また、図２に示すような複合材の積層構成を特定するためのパラメータを設計パラメータとして設定することができる。
【００７３】
加えて、構造体の強度及びフラッタ速度を評価するために実行されるＦＥＭ解析用のＦＥＭモデルが準備される。ＦＥＭモデルは翼や胴体等の構造体に対応する空力線図に基づいて作成することができる。ＦＥＭモデルは構造体の構造様式に応じたモデルとして作成される。従って、構造体の構造様式が確定している場合には、１つのＦＥＭモデルが作成される。
【００７４】
但し、スパー及びリブの本数及び配置等の構造体の構造様式自体をパラメータとすることによって構造体の重量の一層の最小化を図ることができる。その場合には、選択され得る構造体の複数の構造様式を模擬した複数のＦＥＭモデルを設計パラメータとして作成しておくことが最適化計算における処理の容易化に繋がる。そこで、ここでは、図３、図４及び図５に例示されるような構造体の複数の構造様式に対応する複数のＦＥＭモデルを作成し、ＦＥＭモデル自体を設計パラメータとして設定する場合について説明する。
【００７５】
設計パラメータの値は最適化計算において変化させる対象となる。構造部材の寸法のように連続的に変化させることが可能な設計パラメータについては、設計パラメータの初期値、値が取り得る範囲及び変化量又は値の数等の変化条件が設定される。一方、複合材の積層構成やＦＥＭモデルの識別情報のように連続的に変化させることができない設計パラメータについては、設計パラメータの初期値及び取り得る値の序列等の変化条件が設定される。
【００７６】
そして、全ての設計パラメータが定義されると、各設計パラメータの値が初期値に設定される。すなわち、複数のＦＥＭモデルから初期のＦＥＭモデルが選択される。そして、選択されたＦＥＭモデルを構成する構造部材の寸法及び複合材の積層構成が初期値に設定される。
【００７７】
これにより構造体の構造が確定する。このため、設計パラメータに対応する構造体の強度及びフラッタ速度の評価を行うことが可能となる。構造体の強度の評価と、構造体のフラッタ速度の評価の順序は任意である。但し、一般的にフラッタ速度を求めるための解析処理は、強度を求めるための解析処理よりも複雑な計算となる。このため、フラッタ速度を求めるための解析処理に要する時間は、強度を求めるための解析処理に要する時間よりも長い。
【００７８】
従って、強度の評価をフラッタ速度の評価よりも先に行うことが最適化計算全体の処理時間の短縮化に繋がる。そこで、ここでは、構造体の強度を評価した後にフラッタ速度の評価を行う場合を例に説明する。
【００７９】
構造体の強度を評価するためには、ＦＥＭ解析によって空気の圧力分布に対応する各要素の応力を求める必要がある。空気の圧力により生じる各要素の応力を高精度に求めるためには、静的空力弾性効果による主翼等の構造体の変形を考慮することが望ましい。
【００８０】
静的空力弾性効果は、空力によって構造体が弾性体として変形する効果である。尚、空力は、進行方向の空気抵抗である抗力、上下方向の揚力、横風による横力、縦揺れモーメント（ピッチングモーメント）、横揺れモーメント（ロールモーメント）及び偏揺モーメント（ヨーイングモーメント）の６分力で表される。
【００８１】
静的空力弾性効果による構造体の変形量を正確に求めるためには、機体形状に対応する空力線図に基づく数値流体力学（ＣＦＤ：Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析によって構造体への空気の圧力荷重の分布を計算することが必要となる。ＣＦＤ解析は、オイラー方程式やナビエ−ストークス方程式等の流体の運動に関する方程式をコンピュータで解くことによって流れ場を解析する数値解析である。
【００８２】
実用的な方法としては、空気の圧力荷重の分布に応じた構造体の変形量の計算と、構造体の変形量に応じた空気の圧力荷重分布の計算とを繰返すループ計算によって収束値として構造体の変形量を求めることができる。尚、変形を反映させた構造体の構造情報を入力として空気の圧力荷重分布を計算するＣＦＤ解析自体を最適化計算の一部として繰返し実行することは実用的でない場合が多い。そこで、事前にＣＦＤ解析を行うことによって構造体の変形量と空気の圧力荷重分布との関係をデータベース化しておくことが実用的である。
【００８３】
構造体の変形を考慮するためのループ計算を行う場合には、ステップＳ２において、ループ計算の回数が設定される。ループ計算の回数は、構造体の変形量が収束値として十分な精度で算出されると考えられる経験的な回数に決定することができる。ループ計算の回数は、最適化計算の条件を定めるパラメータの１つとしてユーザが入力装置５の操作によってマニュアルで設定することができるが、予め経験値にプリセットしておいてもよい。
【００８４】
次に、ステップＳ３において、ＦＥＭ構造解析が実行される。これにより、空気の圧力荷重分布によって構造体内部に生じる応力分布及び構造体の変形量が算出される。初回のＦＥＭ解析では、空気の圧力荷重分布が負荷される前における構造体の変形量をゼロとし、空気の圧力荷重分布が理想的な分布である場合における構造体の応力分布及び構造体の変形量が計算される。具体的には、ＦＥＭ構造解析によって、ＦＥＭモデルの各要素の節点における変位量及び各要素にかかる応力が計算される。
【００８５】
次に、ステップＳ４において、ループ計算の回数がステップＳ２で設定された回数に達したか否かが判定される。ループ計算の回数が所定回数に達していない場合には、ステップＳ５において変形後の構造体に負荷される空気の圧力荷重分布が取得される。空気の圧力荷重分布は、上述したようにＦＥＭ解析の結果として得られるＦＥＭモデルの各要素の節点における変位量に基づいて、予め準備したＣＦＤ解析の結果を参照することにより取得することができる。
【００８６】
構造体の変形量に応じた空気の圧力荷重分布が取得されると、再びステップＳ３において、ＦＥＭ構造解析が実行される。但し、ＦＥＭ解析の入力データとなる空気の圧力荷重分布がステップＳ５において取得された構造体の変形後における空気の圧力荷重分布とされる。従って、ステップＳ５において取得された空気の圧力荷重分布に対応するＦＥＭモデルの各要素の節点における変位量及び各要素にかかる応力が計算される。
【００８７】
このような、ＦＥＭモデルの各要素の節点における変位量及び各要素にかかる応力の計算と、変位量に対応する空気の圧力荷重分布の取得とを含むループ計算は、ステップＳ２で設定された所定回数だけ繰返される。ループ計算の回数がステップＳ２で設定された所定回数に達すると、ステップＳ４の判定においてＹＥＳと判定され、静的空力弾性効果による構造体の変形を考慮した構造体の応力分布が収束解として得られる。
【００８８】
そして、ステップＳ６において、構造体の強度が許容範囲内であるか否かが判定される。具体的には、ＦＥＭ解析によって求められたＦＥＭモデルの各要素にかかる応力が、座屈荷重等に強度マージンを加えた許容値によって特定される許容範囲内であるか否かの判定が行われる。逆に言えば、設計パラメータによって特定される構造体の強度が、ＦＥＭ解析によって求められた応力分布に対して十分であるか否かが判定される。
【００８９】
構造体の強度評価には、複合材のポストバックリング解析によって設定された許容範囲に基づく強度評価を含めることができる。具体例として、図７に示すようなスパー２０の強度評価を行う場合であれば、設計パラメータとして設定されたスパーウェブ２１の高さＨ及び板厚ｔに対応するスパーウェブ２１の内部荷重Ｎｘｙの分布がステップＳ３におけるＦＥＭ構造解析によって算出される。
【００９０】
一方、高さＨのスパーウェブ２１に内部荷重Ｎｘｙが負荷される場合に必要なスパーウェブ２１の板厚ｔｍｉｎを、図６に示すようなスパーウェブ２１の高さＨ及び内部荷重Ｎｘｙと板厚ｔｍｉｎとの関係を示す評価テーブルから取得することができる。従って、設計パラメータとして設定されたスパーウェブ２１の板厚ｔが、評価テーブルから取得した板厚ｔｍｉｎよりも厚ければ必要な座屈後の強度を満足していることになる。
【００９１】
加えて、図７に示すようなスパー２０の強度評価を行う場合であれば、スティフナ２３及びコード２２の強度評価も行われる。具体的には、クリップリング破壊を引起す荷重及び最大主歪が許容値以上であるか否かが評価される。
【００９２】
ステップＳ６の判定において、構造体の強度が許容範囲内ではないと判定された場合には、再びステップＳ１において、設計パラメータが次の値に変更される。
【００９３】
そして、更新後の設計パラメータに対応する構造体の強度評価が再び実行される。設計パラメータの変更は、構造部材のサイジングを行うための設計パラメータの変更に限らず、構造部材の材質を特定するための設計パラメータ、複合材の積層構成を表す設計パラメータ及びＦＥＭモデルの識別情報を表す設計パラメータの変更も含む。そして、設計パラメータの変更及び構造体の変形を考慮した応力分布の算出は、構造体の強度が許容値以上（ＦＥＭモデルの各要素における応力が許容値以下）であると判定されるまで繰返される。
【００９４】
構造体の強度が許容範囲内であると判定された場合には、ステップＳ７において、構造体を模擬したＦＥＭモデルを対象としてフラッタ速度解析が実行される。これにより、ＦＥＭモデルの各要素におけるフラッタ速度が算出される。フラッタ速度の算出方法としては、公知の任意の方法を採用することができる。
【００９５】
次に、ステップＳ８において、構造体のフラッタ速度が許容範囲内であるか否かが判定される。具体的には、フラッタ速度解析によって求められたＦＥＭモデルの各要素のフラッタ速度が許容範囲内であるか否かの判定が行われる。ＦＥＭモデルの各要素のフラッタ速度が許容範囲内ではないと判定された場合には、再びステップＳ１において、設計パラメータが変更される。そして、構造体の強度評価及びフラッタ速度の評価が再び実行される。
【００９６】
一方、ＦＥＭモデルの各要素におけるフラッタ速度が許容値内であると判定された場合には、ステップＳ９において構造体の重量が計算される。すなわち、設計パラメータの組合せによって特定される構造体の重量が計算される。
【００９７】
次に、ステップＳ１０において、最適化計算における反復計算の要否が判定される。例えば、反復計算の回数を指定した場合であれば、反復計算の回数が指定された反復回数に達したか否かによって反復計算の要否を判定することができる。或いは、構造体の重量の上限値を指定した場合であれば、構造体の重量が上限値で特定される許容範囲内にあるか否かによって反復回数の要否を判定することができる。
【００９８】
反復計算の回数が指定された反復回数に達していない場合又は構造体の重量が許容範囲内にない場合には、再びステップＳ１において、設計パラメータが変更される。そして、構造体の強度評価、フラッタ速度の評価及び構造体の重量の計算が再び実行される。
【００９９】
一方、反復計算の回数が指定された反復回数に達した場合又は構造体の重量が許容範囲内となった場合には、ステップＳ１１において、最適化計算の結果として算出された構造体の重量の最適値及び構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータが表示装置６に出力される。表示装置６に出力される構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータ群は、構造体の最適な設計情報として用いることができる。
【０１００】
図９は図１に示す航空機構造体の設計システム１による最適化計算の結果の一例を示すグラフである。
【０１０１】
図９において縦軸は構造体の相対重量を示し、横軸は最適化計算の反復回数を示す。図９に示すように、最適化計算の反復回数が増加するにつれて、構造体の相対重量が小さくなる。このため、反復回数を十分な回数に設定するか、或いは、構造体の重量に上限値を設定することにより、構造体の重量の最適値を求めることができる。
【０１０２】
更に、構造体の重量の最適値に対応する設計パラメータの組合せを、航空機構造体の最適な設計情報として取得することができる。そうすると、上述した方法により作成された航空機構造体の設計情報に従って航空機構造体を実際に製造することができる。このような製造方法によって製造された航空機構造体は、重量が最適化された構造体となる。このため、完成品としての航空機全体の一層の軽量化を図ることができる。
【０１０３】
つまり以上のような航空機構造体の設計システム１は、航空機を構成する構造体の詳細設計において評価すべき制約条件を網羅することによって、自動的に構造体の重量が最小となる時の構造体の設計情報を求めることができるようにしたものである。
【０１０４】
（効果）
このため、航空機構造体の設計システム１によれば、構造体の詳細設計時において、構造体の重量ができるだけ最小となるように構造設計を行うことが可能となる。すなわち、従来は航空機全体の概略仕様を設計する際に航空機全体の重量の最適化が行われていたが、航空機を構成する構造体についても重量の最適化を行うことができる。
【０１０５】
しかも、航空機構造体の設計システム１によれば、考慮すべき条件が網羅されているため、１回の計算で構造体の最適設計情報を取得することができる。具体的には、構造体の強度及びフラッタ速度を、主翼等の変形を考慮して設定された荷重に基づいて評価することができる。このため、複雑かつ詳細な構造部材のサイジング及び構造体の重量の算出を高精度に行うことができる。
【０１０６】
また、航空機構造体の設計システム１は、複合材のポストバックル設計にも対応している。このため、構造体の重量を極限まで軽量化することができる。
【０１０７】
更に、従来では、構造体の構造様式及び構造線図を確定した後でＦＥＭモデルを作成して解析を行っていたが、航空機構造体の設計システム１では、ＦＥＭモデル自体を可変設定することができる。すなわち、構造体の重量を最小化するために重要なファクターとなるスパー及びリブの本数や配置等の構造様式を設計パラメータにすることができる。その結果、構造様式の最適化が可能となり、構造体の重量の最小値をより高精度に算出することができる。
【０１０８】
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。
【符号の説明】
【０１０９】
１  設計システム
２  最適化計算部
３  変数設定部
４  制約条件設定部
５  入力装置
６  表示装置
７  演算装置
１０  複合材
１１  繊維強化層
２０  スパー
２１  スパーウェブ
２２  コード
２３  スティフナ
【図１】
2016184223.tif 000003
【図２】
2016184223.tif 000004
【図３】
2016184223.tif 000005
【図４】
2016184223.tif 000006
【図５】
2016184223.tif 000007
【図６】
2016184223.tif 000008
【図７】
2016184223.tif 000009
【図８】
2016184223.tif 000010
【図９】
2016184223.tif 000011
【手続補正書】
【提出日】平成28年7月1日(2016.7.1)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
コンピュータに、
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定するステップと、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定するステップと、
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出するステップと、
を実行させる航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項２】
少なくともパネルにリブ及びスパーを設けた構造を有する構造体の最適化計算を行う請求項１記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項３】
複合材の積層構成を特定するためのパラメータを変数として設定し、前記構造体の重量の最適値に対応するパラメータであって複合材の積層構成を特定するためのパラメータを算出する請求項１又は２記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項４】
事前に前記複合材の座屈後解析を実行して得られる前記パラメータの許容範囲を前記最適化計算の制約条件として設定する請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項５】
前記構造体の構造様式として採用され得る構造様式を、前記設計情報を表すパラメータとして設定する請求項１乃至４のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項６】
少なくとも前記構造体の強度を計算するために実行される有限要素法による解析に用いられるモデルを前記構造体の構造様式として採用され得る構造様式ごとに作成し、複数の構造様式に対応する複数のモデルの識別情報を前記設計情報を表すパラメータとして設定する請求項１乃至５のいずれか１項に記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項７】
前記構造体の構造様式を、前記構造体を構成するスパーの本数、前記構造体を構成するリブの本数、前記スパーの角度、前記リブの角度、前記構造体を構成するパネルに取付けられるストリンガーの有無及び前記パネルを２枚のサブパネルでハニカムを挟んだ構造とするか否かの少なくとも１つをパラメータとして特定する請求項５又は６記載の航空機構造体の設計情報の作成方法。
【請求項８】
請求項１乃至７のいずれか１項に記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って航空機構造体を製造する航空機構造体の製造方法。
【請求項９】
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する変数設定部と、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定する制約条件設定部と、
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する最適化計算部と、
を有する航空機構造体の設計システム。
【請求項１０】
コンピュータを、
航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する変数設定部、
前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定する制約条件設定部、及び
前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する最適化計算部、
として機能させる航空機構造体の設計プログラム。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００１
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００１】
本発明の実施形態は、航空機構造体の製造方法、航空機構造体の設計情報の作成方法、航空機構造体の設計システム及び航空機構造体の設計プログラムに関する。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００７
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００７】
本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計情報の作成方法は、コンピュータに、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定するステップと、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定するステップと、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出するステップとを実行させるものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の製造方法は、前記記載の方法により作成された前記航空機構造体の設計情報に従って航空機構造体を製造するものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計システムは、変数設定部と、制約条件設定部と、最適化計算部とを有する。変数設定部は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する。制約条件設定部は、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定する。最適化計算部は、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する。
また、本発明の実施形態に係る航空機構造体の設計プログラムは、コンピュータを、変数設定部、制約条件設定部及び最適化計算部として機能させる。変数設定部は、航空機を構成する構造体の重量を最小化する最適化計算を行うための変数として設計情報を表すパラメータを設定する。制約条件設定部は、前記最適化計算の制約条件として、少なくとも前記パラメータに対応する前記構造体を構成する複合材の座屈後における強度を確保するための許容範囲を設定する。最適化計算部は、前記最適化計算を行うことによって前記構造体の重量の最適値及び前記最適値に対応するパラメータであって前記許容範囲を満たすパラメータを算出する。
【手続補正５】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００９
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００９】
本発明の実施形態に係る航空機構造体の製造方法、航空機構造体の設計情報の作成方法、航空機構造体の設計システム及び航空機構造体の設計プログラムについて添付図面を参照して説明する。