論文リスト
（学会発表論文および一部の学術雑誌論文のPDFファイルがDLできます）

著書（分担執筆）　解説記事　学術雑誌論文　　国 際学会発表　国内学会発表　翻訳　博士論文

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著書(分担執筆)

[1] Shigeru Obayashi and Akira Oyama, “Adaptive Range Genetic Algorithms,” Chapter 5 of “Genetic Algorithms in Aeronautics and Turbomachinery,” editors: Jacques Periaux, Gerard Degrez and Mourad Sefrioui, John Wiley & Sons Limited, Chichester, U.K., 2003.

[2] Akira Oyama, "Constraint Handling in Evolutionary Aerodynamic Design," in "Constraint-Handling in Evolutionary Optimization," editor: Efren Mezura-Montes, Springer-Verlag GmbH, Heidelberg, Germany, ISBN 36420061832009, 2009.

[3] Akira Oyama and Kozo Fujii, "Multiobjective Design Exploration in Space Engineering," in "New Fundamental Technologies in DATA MINING," editor: Kimito Funatsu and Kiyoshi Hasegawa, IN-TECH, Vienna, Austria, 2011.

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解説記事

[ 1] 大山聖，藤井孝藏，JAXA/ISASにおけるロケット・宇宙機研究開発へのCFDの活用，ながれ 24巻,第３号 pp.289-296,2005.

[ 2] 大山聖，藤本圭一郎，飯塚宣行，角有司，川添通宏，高木亮治，藤井孝藏，沖田耕一，JAXA基幹ロケットの信頼性向上へ向けたバルブ開発プロセス革新への 取り組み，設計工学（日本設計工学会学会誌），第４３巻，第４号，pp.203-210, 2008年４月.

[ 3] 谷直樹，吉田義樹，大山聖，山西伸宏，低比速度インペラにおけるオープン型とクローズド型の最適形状の比較，ターボ機械 2010年04月号，日本工業出版，2010年4月．

[ 4] 大山聖，多目的設計探査と宇宙工学への利用，システム/制御/情報，Vol. 55, No. 9, pp. 374-381, 2011.

[ 5] 大山聖，宇宙工学分野での進化型計算の利用，電気学会誌，Vol. 132 (4), pp. 208-211, 2012.

[ 6] 大山聖，岡田浩一，浅田健吾，野々村拓，宮路幸二，藤井孝藏，シンセティックジェットによる流れの能動制御，日本航空宇宙学会誌，Vol.61(2), pp. 57-63, 2013.

[ 7] 大山聖，ロケット射点形状の空力音響多目的設計探査，CMDニュースレター，第５１号，2013.

[ 8] 大山聖，立川智章，野々村拓，藤井孝藏，空力音響多目的設計探査 - ロケット射点形状設計への適用-，ターボ機械，2014年5月号，ターボ機械協会，2014.

[ 9] 大山聖，第45期年会講演会開催報告，日本航空宇宙学会誌，第62巻，第7号，pp.248-249, 2014.

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学術雑誌論文

[1] 大山聖, 大林茂, 中橋和博, 中村孝, 遺伝的アルゴリズムを用いた三次元翼の空力最適化，日 本航空宇宙学会誌, 第４６巻, 第５３９号, pp.682-686, １９９８年.

[2] Oyama, A., Obayashi, S., Nakahashi, K., and Nakamura, “Euler/Navier-Stokes Optimization of Supersonic Wing Design Based on Evolutionary Algorithm,” AIAA Journal, Vol.37, No.10, pp.1327-1329, October 1999. (10)
An evolutionary algorithm (EA) coupled with a Euler/Navier-Stokes code has been applied to supersonic wing shape design. Aerodynamic evaluations are distributed to the processing elements (PE) of the numerical wind tunnel (NWT) to overcome the enormous computational time necessary for the optimization. The design yields both the minimum drag and the minimum volume wave drag in the given design space. The important features of supersonic wing design as compared with conventional transonic wing design are presented.

[3] Akira Oyama, Shigeru Obayashi, Kazuhiro Nakahashi, and Naoki Hirose, “Aerodynamic Wing Optimization via Evolutionary Algorithms based on structured coding,” CFD Journal, Vol.8, No.4, pp. 570-577, January 2000.
Evolutionary Algorithms (EAs) based on structured coding have been proposed for aerodynamic optimization of wing design. Fractional factorial design is used to investigate interactions of the design variables to determine the appropriate coding structure for EAs in advance. The present EAs is applied to wing design problems where the wing shape is modeled using the parameter set for the extended Joukowski airfoils and the PARSEC airfoils. Aerodynamic optimizations of a transonic wing demonstrated that the structured coding for EAs is a promising approach to find a global optimum in real-world applications. The design results also confirm that the PARSEC is an efficient approach for transonic wing shape parameterization.

[4] Akira Oyama, Shigeru Obayashi, and Kazuhiro Nakahashi, “Real-Coded Adaptive Range Genetic Algorithm and Its Application to Aerodynamic Design,” JSME International Journal, Series A, Vol. 43, No. 2, pp. 124-129, February 2000. (13)
Real-coded Adaptive Range Genetic Algorithms (ARGAs) have been developed. The real-coded ARGAs possess both advantages of the binary-coded ARGAs and the use of the floating point representation to overcome the problems of having a large search space that requires continuous sampling. First, the efficiency and the robustness of the proposed approach are demonstrated by test functions. Then the proposed approach is applied to an aerodynamic airfoil shape optimization problem. The results confirm that the real-coded ARGAs consistently find better solutions than the conventional real-coded Genetic Algorithms do. The designed airfoil shape is considered to be the global optimal and thus ensures the feasibility of the real-coded ARGAs in aerodynamic designs.

[5] Akira Oyama, Shigeru Obayashi, and Takashi Nakamura, “Real-Coded Adaptive Range Genetic Algorithm Applied to Transonic Wing Optimization,” Applied Soft Computing, Vol. 1, No. 3, pp. 179-187, 2001. (16)
Real-coded Adaptive Range Genetic Algorithm (ARGA) has been applied to a practical three-dimensional shape optimization for aerodynamic design of an aircraft wing. The real-coded ARGA possesses both advantages of the binary-coded ARGA and the floating-point representation to overcome the problems of having a large search space that requires continuous sampling. The results confirm that the real-coded ARGA consistently finds better solutions than the conventional real-coded Genetic Algorithms do.

[6] 蓮池尚彦, 大山聖, 中橋和博, 大林茂, ２次元翼型失速限界のＣＦＤ予測，日本航空宇宙学会論文集, 第５０巻, ５７７号, pp.56-63, ２００２年２月.

[7] Akira Oyama, and Meng-Sing Liou, “Multiobjective Optimization of Rocket Engine Pumps Using Evolutionary Algorithm,” AIAA Journal of Propulsion and Power, Vol. 18, No. 3, pp. 528-535, 2002. (6)
A design optimization method for turbopumps of cryogenic rocket engines has been developed. Multiobjective Evolutionary Algorithm is used for multiobjective pump design optimizations. Performances of design candidates are evaluated by using the meanline pump flow-modeling method based on the Euler turbine equation coupled with empirical correlations for rotor efficiency. To demonstrate feasibility of the present approach, single stage centrifugal pump and multistage pump design optimizations are performed. Number of pump performance evaluations necessary to obtain a reasonable Pareto-optimal set for the conceptual rocket engine pump design will be investigated using the single stage centrifugal pump design optimization. In both design optimizations, the present method obtains hundreds of reasonable and uniformly distributed Pareto-optimal solutions that include some designs outperforming the original design in total head while reducing input power by 1%. Detailed observation of the design results also reveals some important design criteria for turbopumps in cryogenic rocket engines. These results demonstrate the feasibility of the evolutionary algorithm-based multiobjective design optimization method in this field.

[8] Akira Oyama, and Meng-Sing Liou, "Design Optimizations of Turbomachines Using Evolutionary Algorithm",” Transactions of the Aeronautical and Astronautical Society of the Republic of China, Vol. 34, No. 2, pp. 528-535, June 87-102, 2002. (1)
Numerical optimization tools based on Evolutionary Algorithm (EA) have been developed for single-objective and multiobjective aerodynamic turbomachinery design optimizations. The present method uses real-coded adaptive range genetic algorithm for single-objective optimization. A standard multiobjective evolutionary algorithm is used for multiobjective optimizations. First, single-objective aerodynamic design optimization of a compressor rotor using a three-dimensional Navier-Stokes code is demonstrated. The optimized design successfully reduced entropy production by more than 19% while satisfying constraints on the mass flow rate and the pressure ratio. This study also showed that parallelization efficiency of EA is almost 100% for three-dimensional Navier-Stokes optimizations. Next, multiobjective preliminary design optimization of a cryogenic rocket engine turbopump is presented. The present method successfully captured reasonable Pareto-optimal solutions that include designs outperforming the baseline design in all objectives. Finally, multiobjective aerodynamic design optimization of a multi-stage compressor using a through-flow code is demonstrated. The present method successfully found numerous designs better than the baseline design in all objectives. These result shows that the present method offers a promising approach to turbomachinery and propulsion system designer to design a better machine, while shortening design cycle and reducing design costs.

[9] Shigeru Obayashi, Daisuke Sasaki, and Akira Oyama, "Finding Tradeoffs by Using Multiobjective Optimization Algorithms," Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 47, No. 155, pp. 51-58, May 2004. (8)
The objective of the present study is to demonstrate performances of Evolutionary Algorithms (EAs) and conventional gradient-based methods for finding Pareto fronts. The multiobjective optimization algorithms are applied to analytical test problems as well as to the real-world problems of a compressor design. The comparison results clearly indicate the superiority of EAs in finding tradeoffs.

[10] Akira Oyama, Meng-Sing Liou, and Shigeru Obayashi, "Transonic Axial-Flow Blade Optimization Using Evolutionary Algorithms and a Three-Dimensional Navier-Stokes Solver," AIAA Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, No. 4, pp. 612-619, July-August, 2004. (10)
The objective of this study was to develop a high-fidelity aerodynamic design optimization tool based on evolutionary algorithms for turbomachinery. A three-dimensional Navier-Stokes solver was used for aerodynamic analysis so that flow fields would be represented accurately and that realistic and reliable designs would be produced. For efficient and robust design optimization, the real-coded adaptive range genetic algorithm was adopted, and the computation was parallelized and performed on an SGI Origin 2000 cluster to reduce turnaround time. The aerodynamic redesign of the NASA rotor 67 blade demonstrated the superiority of the present method over the conventional design approach, increasing adiabatic efficiency by 2 percent over the original design, not only at the design condition but over the entire operating range. This design optimization method has proven to be suitable for parallel computing. This study shows that this promising tool can help turbomachinery designers to design higher performance machines, while shortening the design cycle and reducing design costs.

[11] Akira Oyama, Koji Shimoyama, and Kozo Fujii, “New Constraint-Handling Method for Multi-Objective and Multi-Constraint Evolutionary Optimization,” Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 50, No. 167, pp. 56-62, May 2007.
A new constraint-handling method based on Pareto-optimality and niching concepts for multi-objective multi-constraint evolutionary optimization is proposed. The proposed method does not require any constants to be tuned for constraint-handling. In addition, the present method does not use the weighted-sum of constraints and thus does not require tuning of weight coefficients and is efficient even when all individuals in the initial population are infeasible or the amount of violation of each constraint is significantly different. The proposed approach is demonstrated to be remarkably more robust than the dynamic penalty approach and other dominance-based approaches through the optimal design of a welded beam and conceptual design optimization of a two-stage-to-orbit spaceplane.

[12] Kazuhisa Chiba, Akira Oyama, Shigeru Obayashi, Kazuhiro Nakahashi, and Hiroyuki Morino, “Multidisciplinary Design Optimization and Data Mining for Transonic Regional-Jet Wing,” Journal of Aircraft, Vol. 44, No. 4, pp. 1100-1112, 2007. (3)
A large-scale, real-world application of Evolutionary Multi-Objective Optimization is reported. The Multidisciplinary Design Optimization among aerodynamics, structures, and aeroelasticity of the wing of a transonic regional jet aircraft was performed using high-fidelity evaluation models. Euler and Navier-Stokes solvers were employed for aerodynamic evaluation. The commercial software NASTRAN was coupled with a Computational Fluid Dynamics solver for the structural and aeroelastic evaluations. Adaptive Range Multi-Objective Genetic Algorithm was employed as an optimizer. The objective functions were minimizations of block fuel and maximum take off weight in addition to drag divergence between transonic and subsonic fight conditions. As a result, nine non-dominated solutions were generated and used for tradeoff analysis among three objectives. Moreover, all solutions evaluated during the evolution were analyzed using a Self-Organizing Map as a Data Mining technique to extract key features of the design space. One of the key features found by Data Mining was the non-gull wing geometry, although the present MDO results showed the inverted gull-wings as non-dominated solutions. When this knowledge was applied to one optimum solution, the resulting design was found to have better performance and to achieve 3.6 percent improvement in the block fuel compared to the original geometry designed in the conventional manner.

[13] Koji Shimoyama, Akira Oyama, and Kozo Fujii, “Development of Multi-Objective Six-Sigma Approach for Robust Design Optimization,” Journal of Aerospace Computing, Information, and Communication, Vol. 5, August 2008.
In this study, a new optimization approach for robust design, design for multi-objective six sigma, has been developed and applied to three robust optimization problems. The design for multiobjective six sigma build s on the ideas of design for six sigma, coupled with multi-objective evolutionary algorithm, for an enhanced capability to reveal trade off information considering both optimality and robustness of design. While design for six sigma require careful input parameter setting, design for multi-objective six sigma needs no such prior tuning, plus it can reveal the tradeoff information in a single optimization run. Three robust optimization problems were taken as to demonstrate the capabilities of design for multi-objective six sigma. Results indicate that design for multi-objective six sigma has a more practical and more efficient capability than the design for six sigma to reveal tradeoff design information considering both optimality and robustness of design.

[14] Akira Oyama, Yoshiyuki Okabe, Koji Shimoyama, and Kozo Fujii, "Aerodynamic Multiobjective Design Exploration of a Flapping Airfoil Using a Navier-Stokes Solver," Journal of Aerospace Computing, Information, and Communication, Vol. 6, No. 3, pp. 256-270, doi:10.2514/1.35992, 2009.
Aerodynamic knowledge for flapping airfoil is obtained by application of the multi-objective design exploration framework to a multi-objective aerodynamic flapping airfoil design optimization problem. The objectives of the design optimization problem are 1)time-averaged lift coefficient maximization, 2)time-averaged drag coefficient minimization, and 3)time-averaged required power coefficient where the airfoil oscillates in plunging and pitching modes. Pareto-optimal solutions are obtained by a multi-objective evolutionary optimization and analyzed with the self-organizing map. Aerodynamic performance of each flapping airfoil is evaluated by a two-dimensional Navier-Stokes solver. Analysis of the flow over the extreme Pareto-optimal flapping airfoils provides insights into flow mechanism for thrust maximization, lift maximization, and required power minimization. Analysis of the design objectives and design parameters with the self-organizing map leads to useful guidelines for practical flapping-wing micro air vehicles. The present result ensures that the multi-objective design exploration framework is useful approach for real world design optimization problems.

[15] 久保田 孝，尾川 順子，藤田 和央，大山 聖，藤井 孝蔵， MELOSのミッション検討と工学的チャレンジ，日本惑星科学会学会誌「遊・星・人」，Vol.18, No.2, 2009.

[16] Yongsheng Lian, Akira Oyama, and Meng-Sing Liou "Progress in design optimization using evolutionary algorithms for aerodynamic problems ," Progress in Aerospace Sciences (Online publication), JPAS235, DOI:10.1016/j.paerosci.2009.08.003, September 24, 2009,
Evolutionary algorithms (EAs) are useful tools in design optimization. Due to their simplicity, ease of use, and suitability for multi-objective design optimization problems, EAs have been applied to design optimization problems from various areas. In this paper we review the recent progress in design optimization using evolutionary algorithms to solve real-world aerodynamic problems. Examples are given in the design of turbo pump, compressor, and micro-air vehicles. The paper covers the following topics that are deemed important to solve a large optimization problem from a practical viewpoint: (1) hybridized approaches to speed up the convergence rate of EAs; (2) the use of surrogate model to reduce the computational cost stemmed from EAs; (3) reliability based design optimization using EAs; and (4) data mining of Pareto-optimal solutions.

[17] Koichi Okada, Akira Oyama, Kozo Fujii, and Koji Miyaji, “Computational Study on Effect of Synthetic Jet Design Parameters,” International Journal of Aerospace Engineering, Volume 2010, ID 364859, doi:10.1155/2010/364859, online journal, 2010.
Effects of amplitude and frequency of synthetic jet on the characteristics of induced jet are investigated. To estimate effects of the parameters, flow inside the synthetic jet cavity and orifice and the outer flow is simultaneously simulated using large-eddy simulation (LES). Comparison of the present LES result with the experimental data shows that three-dimensional LES of the flow inside the cavity is essential for accurate estimation of the velocity and velocity fluctuation of the synthetic jet. Comparison of the present results under various flow conditions shows that amplitude and frequency can control profiles of time-averaged vertical velocity and fluctuation of the vertical velocity as well as damping rate of the induced velocity and fluctuation.

[18] Akira Oyama, Taku Nonomura, and Kozo Fujii, “Data Mining of Pareto-Optimal Transonic Airfoil Shapes Using Proper Orthogonal Decomposition,” Journal of Aircraft, Vol.47, No. 5, pp.1756-1762, doi:10.2514/1.52081, 2010.
A new approach to extract useful design information from shape data of Pareto-optimal solutions of an optimization problem is proposed and applied to the optimization of airfoil shapes for good aerodynamic performance at transonic speed. The proposed approach decomposes shape data into principal modes and corresponding base vectors using proper orthogonal decomposition (POD). Advantage of the proposed approach is that the knowledge one can obtain does not depend on how the shape is parameterized for design optimization. Analysis of the airfoil shapes obtained as the Pareto-optimal solutions for aerodynamic performance at transonic speeds shows that the optimized airfoils can be categorized into three families (low drag designs, high lift-to-drag designs, and high lift designs), where the lift is increased by changing the camber near the trailing edge among the low drag designs while the lift is increased by moving the lower surface upward among the high lift designs.

[19] 滑慶則，高木亮治，大山聖，藤井孝藏，山本誠，再使用観測ロケット空力形状に関する設計探査 ，日本機械学会論文集C編，第76巻，第771号，pp.2811-2818， 2010．
Aerodynamic characteristics of a reusable observation vehicle are computationally investigated under subsonic and supersonic flight conditions as a preliminary study for the concept design using a design exploration method and a light CFD tool. The results show that the simulations with a coarse grid can accurately estimate the aerodynamic characteristics like axial force coefficient and the lift to drag ratio. The results of the aerodynamic shape exploration indicate tradeoff information among objective functions, and the correlation between design variables and objective functions. The preliminary knowledge for the aerodynamic shape design is obtained.

[20] Koichi Okada, Akira Oyama, Kozo Fujii, and Koji Miyaji, "Computational Study of Effects of Nondimensional Parameters on Synthetic Jets," Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 55, No. 1, pp. 1-11, January, 2012.

[21] Ittetsu Kaneda, Satoshi Sekimoto, Taku Nonomura, Kengo Asada, Akira Oyama, and Kozo Fujii, "An Effective Three-Dimensional Layout of Actuation Body Force for Separation Control," International Journal of Aerospace Engineering, Vol.2012, Article ID 786960, 2012.

[22] 立川智章，大山聖，藤井孝藏，GPを用いた非劣解からの設計情報の抽出，進化計算学会論文誌，Vol. 3 (3), pp.133-142, 2012.

[23] Weipeng Li, Taku Nonomura, Akira Oyama, Kozo Fujii, “Feedback Mechanism in Supersonic Lminar Cavity Flows,” AIAA Journal, Vol.51, pp.253-257, 2013.

[24] Ryoji Kojima, Taku Nonomura, Akira Oyama, Kozo Fujii, “Large-Eddy Simulation of Low-Reynolds-Number Flow Over Thick and Thin NACA Airfoils,” Journal of Aircraft, Vol. 50, pp. 187-196, 2013.

[25] Tomoaki Tatsukawa, Taku Nonomura, Akira Oyama, Kozo Fujii, “Aerodynamic Design Exploration for Resusable Launch Vehicle Using Genetic Algorithm with Navier-Stokes Solver,” Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 6182, pp. 57-63, 2013.

[26] Tianshu Liu, Akira Oyama, and Kozo Fujii, “Scaling Analysis of Propeller-Driven Aircraft for Mars Exploration,” Journal of Aircraft, Vol.50, No. 5, 2013.

[27] Masayuki Anyoji, Masato Okamoto, Hidenori Hidaka, Katsutoshi Kondo, Akira Oyama, Hiroki Nagai, Kozo Fujii, "Control surface effectiveness of low Reynolds number flight vehicles," Journal of Fluid Science and Technology, Vol. 9, No. 5, 2014.

[28] Masayuki Anyoji, Taku Nonomura, Hikaru Aono, Akira Oyama, Kozo Fujii, Hiroki Nagai, Keisuke Asai, "Computational and Experimental Analysis of a High Performance Airfoil under Low-Reynolds-Number Flow Condition," Journal of Aircraft, Vol.51, No.6, pp.1864-1872, doi: 10.2514/1.C032553, 2014.

[29] Masayuki Anyoji, Masato Okamoto, M Higaka, Taku Nonomura, Akira Oyama, and Kozo Fujii, "Planetary Atmosphere Wind Tunnel Tests on Aerodynamic Characteristics of a Mars Airplane Scale Model," Transactions of JSASS Aerospace, Technology Japan, Vol.12, No. ists29, pp. Tk_7-Tk_12, 2014.

[30] Katsutoshi Kondo, Hikaru Aono, Taku Nonomura, Masayuki Anyoji, Tianshu Liu, Akira Oyama, Kozo Fujii, and Makoto Yamamoto, "Analysis of Owl-like Airfoil Aerodynamics at Low Reynolds Number Flow," Transactions of JSASS Aerospace, Technology Japan, Vol.12, No. ists29, pp. Tk_35-Tk_40, 2014.

[31] Naoya Fujioka, Taku Nonomura, Akira Oyama, Kozo Fujii, and Makoto Yamamoto, "Computational Analysis of Aerodynamics Performance of Mars Airplane," Transactions of JSASS Aerospace, Technology Japan, Vol.12, No. ists29, pp. Tk_1-Tk_5, 2014.

[32] DongHwi Lee, Taku Nonomura, Akira Oyama, and Kozo Fujii, "Comparison of Numerical Methods Evaluating Airfoil Aerodynamic Characteristics at Low Reynolds Number," Journal of Aircraft, Vol.52, No.1, pp.296-306, doi: 10.2514/1.C032721, 2015.

[33] Donghwi Lee, Soshi Kawai, Taku Nonomura, Masayuki Anyoji, Hikaru Aono, Akira Oyama, Keisuke Asai, and Kozo Fujii, "Mechanisms of Surface Pressure Distribution within a Laminer Separation Bubble at Different Reynolds Numbers," Physics of Fluids, Vol. 27, 023602, doi: 10.1063/1.49135000, 2015.

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招待講演/基調講演

[1] 大山聖，多目的設計最適化による設計探査と火星航空機の設計への応用多目的最適化設計，第６回多目的最適化ワークショップ，神奈川県横浜市，2006.

[2] Akira Oyama, Yoshiyuki Okabe, Koji Shimoyama, and Kozo Fujii, "MULTIOBJECTIVE DESIGN EXPLORATION AND ITS APPLICATION TO AN AERODYNAMIC FLAPPING AIRFOIL DESIGN," The International Symposium on Advanced Technology for High Performance Aircraft Core Parts Design 2008," Gyeongsang National University, Jinju, Korea, May 29-30, 2008.
Aerodynamic knowledge for flapping airfoil is obtained by application of the multi-objective design exploration framework to a multiobjective aerodynamic flapping airfoil design optimization problem, where the airfoil oscillates in plunging and pitching modes. Pareto-optimal solutions are obtained by a multiobjective evolutionary optimization and analyzed with the self-organizing map. Aerodynamic performance of each flapping airfoil is evaluated by a two-dimensional Navier-Stokes solver.  Analysis of the flow over the extreme Pareto-optimal flapping airfoils provides insights into flow mechanism for thrust maximization, lift maximization, and required power minimization. Analysis of the design objectives and design parameters with the self-organizing map leads to useful guidelines for practical flapping-wing micro air vehicles.

[3] Akira Oyama, Koji Shimoyama, and Kozo Fujii, "AN APPROACH FOR ROBUST DESIGN: MULTI-OBJECTIVE SIX SIGMA APPROACH," The International Symposium on Advanced Technology for High Performance Aircraft Core Parts Design 2008," Gyeongsang National University, Jinju, Korea, May 29-30, 2008.
A new optimization approach for robust design, design for multi-objective six sigma (DFMOSS) has been developed and applied to a robust aerodynamic airfoil design for Mars exploratory airplane. The present robust aerodynamic airfoil design optimization using DFMOSS successfully showed the trade-off information between maximization and robustness improvement in aerodynamic performance in a single optimization run without careful input parameter tuning. The obtained trade-off information indicated that an airfoil with a smaller maximum camber improves robustness in terms of lift to drag ratio against the variation of flight Mach number.

[4] Akira Oyama, "POD-based data mining for Multi-Objective Design Exploration," International Workshop on Multi-Objective Design Exploration for Aerospace Engineering, Sendai, Japan, March 19, 2009.

[5] 大 山聖，パレート最適解のもつデー タからの設計知識の抽出法，第３４回関西設計工学研究会，大阪府大阪市，３月，2010.

[6] 大山聖，宇宙科学分野における最適化問題について　ーハイブリッドロケットエンジンの 概念設計最適化ー，第３５回関西設計工学研究会，大阪府大阪市，８月，2010.

[7] 大山聖，宇宙工学分野における進化計算の適用事例紹介，計測制御システム分野における産学若手交流セミナー，静岡県熱海市，９月，2010．

[8] 藤井孝藏，大山聖，低騒音・低エネルギを実現するプラズマ利用の流体制御，第７１回秋季応用物理学会学術講演会特別シンポジウム，長崎県長崎市，9月14 日〜17日，2010.

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国際会議

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国内会議

[1] 大山聖、大林茂、中橋和博、「マルチグリッド法とＬＵ陰解法」、数値流体力学シンポジウム、１９９５年１２月
[2] 大山聖、大林茂、中橋和博、中村孝、「三次元翼の空力最適化」、第１４回航空機計算空気力学シンポジウム、１９９６年６月
[3] 大山聖、大林茂、中橋和博、中村孝、「三次元遷音速翼の空力最適化」、第１５回航空機計算空気力学シンポジウム、１９９７年６月
[4] 大山聖、大林茂、中橋和博、廣瀬直喜、「実験計画法によるコード化を用いた遺伝的アルゴリズムの空力最適化への適用」、日本航空宇宙学会第２９期年会講演 会、１９９８年４月
[5] 大山聖、竹口幸宏、大林茂、中橋和博、「オイラーコードを用いた超音速翼設計」、第１１回計算力学講演会,仙台, １９９８年１０月
[6] 大山聖、大林茂、中橋和博、廣瀬直樹、「実験計画法に基づく翼形状 のコード化」、第 ４８回理論応用力学講演会、東京、１９９９年１月
[7] 大山聖、大林茂、中橋和博、廣瀬直樹、「翼の空力設計への進化ア ルゴリズムの適 用」、第４回計算工学講演会、東京、１９９９年５月
[8] 大山聖,大林茂,「実数型多目的進化的計算法」第１２回計算力 学講演会,松 山,１９９９年１１月.
[9] 蓮池尚彦, 大山聖, 中橋和博, 大林茂,「２次元翼型失速限界のＣＦＤ予測」第１８回航空機計算空気力学シンポジウム、東京、２０００年６月
[10] 大林茂、佐々木大輔、大山聖、「進化的計算法によるトレードオフの発見について」第５回計算数理工学フォーラム、東京、２００３年１０月
[11] 大山聖，Meng-Sing Liou，大林茂,「航空機エンジン圧縮機動翼の空力設計最適化」第17回数値流体力学シンポジウム論文集，2003年12月17-19．
[12] 大山聖，藤井孝藏,「低レイノルズ数翼型の設計最適化」日 本流体力学会 年会，名古屋，日本流体力学会年会論文集，pp. 660-661，F337，2004年8月9-11．
[13] 伊 藤匡人, 大内弘文, 藤井孝藏, 大山聖, 佐藤清, 入門朋子, 林光一，ルテニウム錯体系感圧塗料を用いた宇宙往還機模型の力計測，平成16年度宇宙航行の力学シンポジウム，相模原，平成１６年度宇宙航行の力学シンポ ジウム講演論文集，pp. 124-127，2004.
[14] 大山聖， 下山幸治，藤井孝藏,「パレー ト概念に基づいた新しい制約条件取り扱い法の開発とＴＳＴＯ概念設計への適用」，平成16年度「サイレント超音速飛行実現のための実験・計算融合研究」 「レーザー駆動管内加速装置：基礎物理の解明と実用展開」合同シンポジウム， 2005年1月21〜22日．
[15] 大 山 聖，藤松信義，伊藤匡人，藤井孝藏,「感圧・感温塗料圧力計測系のための取得画像後処理ソフトウェアの開発」，第３３回可視化情報シンポジウム講演論文 集，pp. 313-316，可視化情報シンポジウム2005年7月．
[16] 伊 藤匡 人，大山聖，藤井孝藏,林光一「感圧・感温塗料を用いた斜め平板衝突噴流の解析」，第３３回可視化情報シンポジウム，可視化情報シンポジウム講演論文集， pp. 317-320，２００５年７月．
[17] 下山幸治, 大山 聖, 藤井孝藏，高効率かつ利便性に優れたロバスト最適化手法の開発 - 多目的シックスシグマ手法，第15回設計工学・システム部門講演会, 札幌市，北海道大学，1515, 第15回設計工学・システム部門講演会論文集， pp237-240，2005.
[18] 大山聖，藤井孝藏,「火星探 査飛行機翼型の空力設計最適 化」，第８３期日本機械学会流体工学部門講演会，第８３期日本機械学会流体工学部門講演会論文集，G405，金沢市，２００５年１０月．
[19] 伊藤匡人, 大山聖, 藤井孝藏，有機ELを用いた感圧塗料圧力計測系による平板衝突噴流の解析，第83期日本機械学会流体工学部門講演会, 日本機械学会流体工学部門講演会講演集， pp. 153-154, GS-C9024, １０月，2005.
[20] 下山幸治， 大山聖，藤井孝藏，飛行Mach数変動に対する性能のロバスト性に着目した火星航空機2次元翼の空力最適化，平成17年度宇宙航行の力学シンポジウム，相 模原市，平成17年度宇宙航行の力学シンポジウム論文集，pp. 53-56，２００５．
[21] 網谷修男, 伊藤匡人, 山下加奈, 藤井孝藏, 大山聖, 佐藤清, 入門朋子, 飯田明由，低速流におけるデルタ翼周りの流れ場解析，平成17年度宇宙航行の力学シンポジウム，12月，2005.
[22] 下山幸治, 大山聖, 藤井孝藏，飛行Mach数変動に対する性能のロバスト性に着目した火星航空機２次元翼の空力最適化，平成17年度宇宙航行の力学シンポジウム，12月， 2005.
[23] 藤井孝藏, 大山聖, 高木亮治, 田中義輝，火星飛行機探査実現に向けた空力課題と解決への提案ーその１，平成17年度科研費空力班シンポジウム「デトネーション利用推進機関システムの構 築」，pp. 35-39, １月，2006.
[24] 下山幸 治,　大山聖,　藤井孝藏，気流変動を考慮した火星探査航空機翼型のロバスト空力設計，第38回流体力学講演会, 第38回流体力学講演会講演集，1A17，pp. 63-66，室蘭市，室蘭工業大学，９月２８日-２９日，２００６．
[25] 伊 藤匡人, マキロイ寛済, 大山聖, 藤井孝藏, 林光一，感圧・感温塗料を用いた斜め平板衝突噴流の解析，第84期日本機械学会流体工学部門講演会，流体工学部門講演会講演概要集，９１０，川越市，東洋 大学川越キャンパス，１０月２８日-２９日，２００６．
[26] 下山 幸治，大山 聖，藤井孝藏，多目的シックスシグマ手法の開発と火星航空機翼型ロバスト空力設計への適用，第１９回計算力学講演会，第１９回計算力学講演会講演論文集， pp. 189-190，名古屋市，１１月３日-５日, 2006.
[27] 網谷修 男, 伊藤匡人, 今井源太, 藤井孝藏, 大山聖, 飯田明由，デルタ翼流れにおける一様流マッハ数効果に関する実験的研究，平成18年度宇宙航行の力学シンポジウム，相模原市，１２月14-15, 2006.
[28] 桐迫啓誠， 藤井孝藏，大山聖，野中聡，山本誠，補助翼が付いた再使用観測ロケットのCN,CMp特性 に関する研究，平成18年度宇宙航行の力学シンポジウム，相模原市，１２月14-15, 2006.
[29] 大 山聖，谷直樹，山西伸宏，藤井孝藏，宇宙工学分野における多目的最適化，第４５回飛行機シンポジウム，北九州，北九州国際会議場，１０月１０日-１０月 １２日，２００７．
[30] 大 山聖，飯塚宣行，藤本圭一郎，角有司，藤井孝藏，南里秀明，沖田耕一，JAXA基幹ロケットバルブの信頼性向上へ向けた開発の情報化，第１７回設計工学・ システム部門講演会，仙台市，１０月３１日-１１月２日，２００７．
[31] 藤 本圭一郎，飯塚宣行，大山聖，角有司，藤井孝藏，南里秀明，沖田耕一，詳細FMEAデータをもとにしたインターフェース情報の可視化，第１７回設計工学・ システム部門講演会，仙台市，１０月３１日-１１月２日，２００７．
[32] 田 中元史，林和夫，松田寿，大友文雄，野田悦夫，新関良樹，安井祐之，志村尚彦，藤井孝蔵，大山聖 ，二宮由光，非平衡プラズマによる気流制御（第１報）−プラズマ誘起噴流による翼面剥離抑制効果−，第８５期日本機械学会流体工学部門講演会，広島大学， １１月１７日-１８日，２００７．
[33] 大 山聖，網谷修男，堤誠司，飯田明吉，藤井孝藏，デルタ翼流れにおけるー様流マッハ数効果に関する実験的研究・第ニ報，平成１９年度宇宙航行の力学シンポジ ウム，相模原市１２月１７日-１８日，2007.
[34] 小川烈，藤井孝藏，大山聖，高速、高迎角におけるデルタ翼のマッハ数効果，第２１回数値流体力学シン ポジウム，秋葉原，秋葉原コンベンションホール，１２月１９日-２１日，２００７．
[35] 谷 直樹，大山聖，山西伸宏，遺伝的アルゴリズムと格子モーフィングを使用したロケットエンジン用タービン翼形状最適化，第２１回数値流体力学シンポジウム， 秋葉原，秋葉原コンベンションホール，１２月１９日-２１日，２００７．
[36] 大山聖，藤井孝藏，高迎角デルタ翼流れにおける一様流マッハ数効果，平成１９年度科研費空力班シンポ ジューム，伊豆の国市，伊豆長岡KKR千歳荘，１月２５日-２６日，２００８．
[37] 立 川智章，大山聖，藤井孝藏，多目的空力最適化におけるデータマイニング手法の研究，第１３回計算工 学講演会，仙台市，仙台市民会館，計算工学講演会論文集，５月１９日-２１日，２００８．
[38] 石 川義泰，大山聖，藤井孝藏，パレート最適翼型からの重要パラメータの抽出法，日本流体力学会年会２００８，神戸市，９月４日-７日，2008.
[39]  Paul C. Verburg, Yoshiyuki Ishikawa, Akira Oyama, Kozo Fujii, "A Proposal of Airfoil Parameters Providing Good Correlation with Aerodynamic Performance," 第２２回数値流体力学シンポジウム，東京都渋谷区，１２月１７日−１９日，２００８．
[40]  大 山聖，野々村拓，藤井孝藏，多目的空力形状最適化問題のパレート最適解の固有直交分解を用いた分析法の提案，進化計算シンポジウム２００８，北海道登別 市，１２月２０日-２１日，２００８．
[41] 藤井 孝藏，大山聖，Paul C. Verburg，石川義泰，設計探査・データ探査利用の試み　- ２次元遷音速翼型を例として，平成 20年度航空宇宙空力班シンポジウム，佐賀県嬉野市，1月22-23日，２００９．
[42] 大山聖，野々村拓，藤井孝藏，固有直交分解を用いたパレート最適遷音速翼型のデータマイニング，日本航空宇宙学会北部支部２００９年講演会/第１０回再使 用型宇宙推進系シンポジウム，宮城県仙台市，３月11-12日，２００９．
[43]大山聖，Paul C. Verburg，野々村拓，藤井孝藏，固有直交分解を用いたパレート最適翼型の流れ場マイニング，第１4回計算工学講演会，東京都目黒区，５月12-14 日，2009.
[44] 谷直樹，吉田義樹，大山聖，内海政春，山西伸宏，遺伝的アルゴリズムを用いたインペラチップクリアランスの影響評価，ターボ機械協会第61回総会講演会， pp.63-68, 5月15日，2009.
[45] 大山聖，藤井孝藏，火星飛行機主翼の空力設計，1G07，第 ５３回宇 宙科学 技術連合講演会講演集[CD-ROM], 9月9-11，京都府京都市，2009.
[46]滑慶則，高木亮治，大山聖，山本誠，藤井孝藏，再使用観測ロケットの空力形状最適化に関する研究，第１９回設計工学・システム部門講 演会，10月 28-30日，沖縄県読谷村，2009.
[47]大山聖，藤井孝藏，小型火星飛行機主翼の空力設計初期検討，宇宙航行の力学シンポジウム，12月10,11日，神奈川県相模原市， 2009.
[48] 小嶋亮次，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，低レイノルズ数における３次元矩形薄翼の空力特性に関する研究，平成２１年度宇宙航行の力学シンポジウム， 2009.
[49] 山崎佑希，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，山本誠，翼周り渦挙動が羽ばたき翼性能に与える効果，第２３回数値流体力学シンポジウム，2009．
[50] 滑慶則，高木亮治，大山聖，藤井孝藏，山本誠，再使用観測ロケット打ち上げおよび帰還時の空力特性評価，第２３回数値流体力学シンポジウム，2009.
[51] 大山聖，他６名，飛行機を用いた火星探査，第１０回宇宙科学シンポジウム，2010.
[52] 久保田孝，尾川順子，藤田和央，山田哲哉，大山聖，他，火星着陸探査の工学的技術チャレンジ，第１０回宇宙科学シンポジウム，神奈川県相模原市，１月 7〜8日，2010.
[53] 野々村拓，小嶋亮次，福本浩章，大山聖，藤井孝蔵，低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較，第４２回流体力学講演会／航空宇宙数値シミュ レーション技術シンポジウム2010，1E11，鳥取県米子市，6月24〜25日，2010.
[54] Akira Oyama, Yasuhiro Kawakatsu, Kazuko Hagiwara, "Application of Multiobjective Design Exploration to Solar-C Orbit Design," The 20th JAXA Workshop on Astrodynamics and Flightmechanics, Kanagawa, Sagamihara, July 26-27, 2010.
[55] 宇佐美達也，伊藤慎一郎，大山 聖，藤井孝藏，DBD プラズマアクチュエータにおける駆動周波数が翼剥離制御に与える影響，S0502-3-6 ，日本機械学会2010年度年次大会，愛知県名古屋市，9月5〜8日，2010.
[56] Weipeng Li Taku Nonomura, Akira Oyama, and Kozo Fujii, "LES Study of Feedback-loop Mechanism in Supersonic Open Cavity Flows," 日本流体力学会年会２０１０，北海道札幌市，９月，2010．
[57] 大元雅英，吉川大弘，古橋武，大山聖，堤誠司，通信量を考慮したマルチプロセッサスケジューリング問題へのGAの適用方法に関する検討〜単一目的問題にお ける多様解の獲得に関する検討〜，第26回ファジィシステムシンポジウム，広島県広島市，９月，２０１０．
[58] 永井大樹，藤田昂志，浅井圭介，大山聖，竹内伸介，豊田裕之，小川博之，戸田和朗，岡田達明，藤井孝藏，米本浩一，砂田茂，得竹浩，小池勝，元田敏和，藤 田和央，火星探査航空機ワーキンググループ，火星探査航空機による高々度実証試験，平成２２年度大気球シンポジウム，神奈川県相模原市，9月30日〜10 月1日，2010.
[59] 大山聖，MELOS1にむけた火星飛行機の概念検討，3F01，第５４回宇宙 科学技術連合講演会，静岡県静岡市，11月17〜19日，2010.
[60] 小嶋亮次, 野々村拓, 大山聖, 藤井孝藏，低レイノルズ数における三次元矩形翼のアスペクト比とレイノルズ数の影響，3F07，第５４回宇宙科学技術連合講演会，静岡県静岡市，11月 17〜19日，2010.
[61] 小嶋亮次, 李東輝, 野々村拓, 大山聖, 藤井孝藏，低レイノルズ数における空力性能評価手法に関する研究，3F08，第５４回宇宙科学技術連合講演会，静岡県静岡市，11月17〜19日， 2010.
[62] 大山聖，MELOS1ミッションに向けた小型火星飛行機の空力設計初期検討，平成２２年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原市，12月16- 17日，2010.
[63] 小嶋亮次, 野々村拓, 大山聖, 藤井孝藏，低レイノルズ数における３次元矩形薄翼の空力特性に関する研究，平成２２年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原市， 12月16-17日，2010.
[64] 李東輝，小嶋亮次，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，低レイノルズ数における薄翼の空力性能評価手法に関する研究，平成 ２２年度宇宙 航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原市，12月16-17日，2010.
[65] 大山聖，川勝康弘，萩原和子，次期太陽観測衛星軌道 の多目的設計 探査の試み，進化計算シンポジウム２０１０，福岡県福岡市，１２月，２０１０．
[66] 小杉幸寛，北川洋介，大山聖，藤井孝藏，金崎雅博，進化計算を用いた航空宇宙分野における多分野融合設計探査，進化計算シンポジウム２０１０，福岡県福岡 市，１２月，２０１０．
[67] 小嶋亮次，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，低レイノルズ数における厚翼と薄翼周り流れのiLES解析による特性比較，第２４回数値流体力学シンポジウム， B7-3，神奈川県横浜市，１２月，２０１０．
[68] 大山聖，永井大樹，竹内伸介，豊田裕之，砂田茂，得竹浩，小川博之，戸田和朗，小池勝，元田敏和，藤田和央，安部隆士，藤井孝藏，浅井圭介，火星探査航空 機WG，火星探査航空機の検討，第１１回宇宙科学シンポジウム，神奈川県相模原市，１月，２０１１．
[69] 大山聖，藤井孝藏，立川智章，遺伝的プログラミングと空気力学と空力設計，平 成22年度航空宇宙空力班シンポジウム，L1，栃木県宇都宮市，１月， ２０１１．
[70] 藤井孝藏，小嶋亮次，野々村拓，大山聖，低レイノルズ数における翼型の空力特性に関して，平成22年度航空宇宙空力班シンポジウム，L3，栃木県宇都宮 市，１月，２０１１．
[71] 大山聖，川勝康弘，萩原和子，電気推進を用いたSOLAR-C軌道計画問題の多目 的設計探査，平成２２年度宇宙輸送シンポジウム，STEP-2010- 22，神奈川県相模原市，１月，２０１１．
[72] 古渡直哉，大山聖，エルナン・アギレ，田中清，大規模個体集団を用いた進化計算の試み，２０１１年電子情報通信学会総合大会，ISS-P-340，東京都 世田谷区，３月，２０１１.
[73] 古渡直哉，大山聖，エルナンアギレ，田中清，適応ε- Box支配と近傍交叉を用いた大集団ＭＯＥＡの基礎検討，第１回進化計算学会研究会/第７回進化計算フロンティア研究会合同研究会，東京都，文京区，９ 月，２０１１．
[74] 伊藤慎一郎，宇佐美達也，大山聖，藤井孝蔵，DBD プラズマアクチュエータにおいてバースト周波数がもたらす剥離制御の実験的解析，日 本機械学会２０１１年度年次大会「先端技術フォーラム」，目黒区，東京都，９月，２０１１．
[75] 大山聖，他，火星探査飛行機の高高度飛行試 験計画，大気球シンポジウム，相模原市，神奈川県，１０月，２０１１．
[76] 大山聖，他，火星探査航空機のミッション・設計検討，第４９回飛行機シンポジウム，3F1，石川県，金沢市，１０月，２０１１．
[77] 古渡直哉，大山聖，エルナンアギレ，田中清，適応ε-Box支配を用いた大集団MOEAにおける近傍交叉の効果，平成２３年度電子情報通信 学会信越支部大会，新潟県，柏崎市，１０月，２０１１．
[78] 古渡直哉，大山聖，エルナンアギレ，田中清，MOEAにおける 集団サイズ増加の効果，平成２３年度電子情報通信学会信越支部大会，新潟 県，柏崎市，１０月，２０１１．
[79] 古渡直哉，大山聖，エルナンアギレ，田中清，大集団MOEAにおける適応ε-Box支配の効果，平成２３年度電子情報通信学会信越支部大 会，新潟県，柏崎市，１０月，２０１１．
[80] 大山聖，米本浩一，竹内伸介，得竹浩，永井大樹，砂田茂，大槻真嗣，火星探査飛行機の多目的設計探査，第５５回宇宙科学技術連合講演会，愛媛県，松山市， １１月，２０１１．
[81] 安養寺正之，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，野瀬慶，沼田 大樹，永井大樹，浅井圭介，低レイノルズ数領域における石井翼の空力特性評価，第５５回宇宙科学技術連合講演会，愛媛県，松山市，１１月，２０１１．
[82] 立川智章，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，再使用観測ロケットの多目的空力設計探査，第５５回宇宙科学技術連合講演 会，愛媛県，松山市，１１月，２０１１．
[83] 大山聖，川勝康弘，萩原和子，太陽極域観測衛星軌道設計の多目的設計探査，進化計算シンポジウム２０１１，宮城県，岩沼市，１２月，２０１１．
[84] 古渡直哉，大山聖，エルナンアギレ，田中清，多数目的最適化における集団サイズと交叉の降下に関する検討，進化計 算シンポジウム２０１１，宮城県，岩沼市，１２月，２０１１．
[85] 立川智章，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，パレート最適解からの設計知見抽出のための多目的遺伝的プログラミングの提案と再使用観測ロケット空力設計問題で の実証，進化計算シンポジウム２０１１，宮城県，岩沼市，１２月，２０１１．
[86]宇賀神，青野光，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，山本誠，平均揚力最大時の羽 ばたき翼の三次元効 果の解析，第２５回数値流体力学シンポジウム，大阪府，吹田市，１２月，２０１１．
[87] 青野光，野々村拓，安養寺正之，大山聖，藤井孝藏，低レイノルズ数流れにおける固
定翼翼断面形状の空力性能への影響，第２５回数値流体力学シンポジウム，大阪府，吹 田市，１２月，２０１１．
[88] 大山聖，米本浩一，竹内伸介，得竹浩，永井大樹，砂田茂，大槻真嗣，ＭＥＬＯＳ１に 向けた火星探査飛行機の多目的設計探査，平成２３年度宇宙航行の力学シンポジウム，１２月，２０１１．
[89] 安養寺正之，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，野中聡，火星探査飛行機の空力性能評価に向けた惑星環境風洞の動作特性，平 成２３年度宇宙航行の力学シンポジウム，１２月，２０１１．
[90] 立川智章，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，再使用観測ロケット計上の多目的空力設計探査，平成２３年度宇 宙航行の力学シンポジウム，１２月，２０１１．
[91] 掘暖，清水太郎，北村圭一，大山聖，進化計算によるレゾネータ設計の最適化と大振幅時の減衰特性の検討，第４９回燃焼シンポジウム，神奈川県，横浜市， １２月，２０１１．
[92] 大山聖，他，火星表面探査用航空機の研究開発，第１２回宇宙科学シンポジウム，神奈川県，相模原市，１月， ２０１２．
[93] 藤田和央，宮本英昭，岡田達明，石上玄也，尾川順子，大山聖，佐藤毅彦，久保田孝，ＭＥＬＯＳ１　ＥＤＬシステ ム概要，第１２回宇宙科学シンポジウム，神奈川県，相模原市，１月，２０１２．
[94] 尾川順子，石井信明，津田雄一，川勝康弘，川口淳一郎，松本道弘，藤田和央，大山聖，石上玄也，久保田孝，佐 藤毅彦，ＭＥＬＯＳ１軌道とミッション･オペレーション，第１２回宇宙科学シンポジウム，神奈川県，相模原市，１月，２０１２．
[95] 森澤征一郎, 野々村拓, 大山聖, 藤井孝藏, 大林茂，データマイニングによる斜め平板に衝突する超音速ジェットから発生する音響波の理解，第44回流体力学講演会／航空宇宙数値シミュレーション技術 シンポジウム，富山県富山市，7月5日6日，2012，
[96] 西尾豊，大山聖， ｴﾙﾅﾝｱｷﾞﾚ，田中清，適応ε-Box支配を用いたMOEAにおける近傍交叉の一検討，平成２４年度電子情報通信学会信越支部大会，新潟県新潟市， 10月13日，2012.
[97] 大山聖，永井大樹，得竹浩，竹内伸介，豊田裕之，藤田昂志，安養寺正之，元田敏和，米本浩一，浅井圭介，藤井孝藏，火星探査航空機ワーキンググループ，火 星探査飛行機の高高度飛行試験計画（その２），平成24年度大気球シンポジウム，神奈川県相模原市，10月16日17日，2012.
[98] 大山聖，永井大樹，得竹浩，竹内伸介，豊田裕之，藤田昂志，安養寺正之，元田敏和，米本浩一，MELOS1にむけた火星飛行機の高高度飛行試験計画，第 56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日〜22日，2012.
[99] 近藤勝俊，青野光，野々村拓, 安養寺正之, 大山聖, Liu Tianshu，藤井孝藏, 山本誠，火星航空機に向けた低Re数における数値シミュレーションによるOwl翼の空力特性，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20 日〜22日，2012.
[100] 佐々木岳, 立川智章, 野々村拓, 大山聖, 米本浩一,松本剛明，遺伝的アルゴリズムによる低レイノルズ数高揚抗比翼型の設計探査，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日 〜22日，2012.
[101] 安養寺正之，永井大樹，大山聖，藤井孝藏，火星飛行機の全機特性，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日〜22日，2012.
[102] 元田敏和，大山聖，永井大樹，得竹浩，火星探査航空機にむけた高高度飛行試験の飛行経路検討，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20 日〜22日，2012.
[103] 廣瀬史子，中宮賢樹，大山聖，Antonio L Jaimes，竹内央，川勝康弘，DESTINY ミッションプロファイル，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日〜22日，2012.
[104] 山本高行, 川勝康弘, 大山聖, 萩原和子，イプシロンロケットによる高エネルギ軌道投入，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日〜22日，2012.
[105] 大山聖，川口淳一郎，産学官連係-航空宇宙学会が果たすべき役割とその将来像，第56回宇宙科学技術連合講演会，大分県別府市，11月20日〜22日， 2012.
[106] 安養寺正之，永井大樹，大山聖，藤井孝藏，火星飛行機の全機空力特性に関する惑星環境風洞試験，平成24年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原 市，12年13日14日，2012.
[107] 近藤勝俊，青野光，野々村拓，安養寺正之，大山聖，Tianshu Liu，藤井孝藏，山本誠，火星探査航空機に向けた低レイノルズ数におけるフクロウ翼の空力特性，平成24年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模 原市，12年13日14日，2012.
[108] 大山聖，世界初の火星飛行機の実現を目指して，平成24年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原市，12年13日14日，2012.
[109] Antonio López, Akira Oyama, Kozo Fujii, “Evaluating Two Evolutionary Approaches to Solve a Many-objective Space Trajectory Design Problem,” 進化計算シンポジウム２０１２，長野県軽井沢町，12月15日16日，2012.
[110] Hernán Aguirre, Akira　Oyama, and Kiyoshi Tanaka, “A Study on Mappings for Evolutionary Many-objective Distribution Search,” 進化計算シンポジウム２０１２，長野県軽井沢町，12月15日16日，2012.
[111] Hernán Aguirre, Akira　Oyama, and Kiyoshi Tanaka, “A Study on Neighborhoods for Survival and Mating Selection for Many-objective Optimization,” 進化計算シンポジウム２０１２，長野県軽井沢町，12月15日16日，2012.
[112] Taufik Sulaiman, Satoshi Sekimoto, Tomoaki Tatsukawa, Taku Nonomura, Akira Oyama, Kozo Fujii, “Multi-Objective Design Exploration (MODE) for DBD Plasma Actuator based on Wind Tunnel Testing,” 進化計算シンポジウム２０１２，長野県軽井沢町，12月15日16日，2012.
[113] 飯田大貴，佐々木岳，大山聖，藤井孝藏，米本浩一，翼型形状のクラスタリングによる非劣解の分析方法の提案，進化計算シンポジウム２０１２，長野県軽井沢 町，12月15日16日，2012.
[114] 近藤勝俊，青野光，野々村拓，安養寺正之，大山聖，Tianshu Liu，藤井孝藏，山本誠，LESによるフクロウ翼(Re=23000)の空力特性評価，第２６回数値流体力学シンポジウム，D07-4，東京都渋谷区， 12月18日-20日, 2012.
[115] 大山聖，藤井孝藏，Taufik Slaiman，風洞実験に基づく多目的設計探査，平成２４年度航空宇宙空力班シンポジウム，京都府亀岡市，1月25日26日，2013.
[116] 安養寺正之, 岡本正人, 日高秀徳, 大山聖, 藤井孝藏，火星探査航空機のスケール機による空力性能評価，日本航空宇宙学会北部支部2013年講演会，宮城県仙台市，3月14日15日，2013.
[117] Hernán Aguirre, Akira　Oyama, and Kiyoshi Tanaka, “A Study on ε-Mappings and Recombination Rate for Distribution Search in Evolutionary Many-objective Optimization,”，第４回進化計算学会研究会，神奈川県 横須賀市，3月18日19日，2013.
[118] Naoya Kowatari, Akira Oyama, Hernán Aguirre, and Kiyoshi Tanaka, “A Study on Population Size and Neighborhood Recombination in Evolutionary Many-Objective Continuous Optimization,”，第４回進化計算学会研究会，神奈川県 横須賀市，3月18日19日，2013.
[119] 藤田和央，石上玄也，尾川順子，大山聖，山田和彦，久保田孝，宮本英昭，佐藤毅彦，火星着陸技術実証機と地上探査，日本航空宇宙学会第44期年会講演会， 東京都文京区，4月18日19日，2013.
[120] 日高秀徳，安養寺正之，大山聖，岡本正人，火星飛行機の全機模型低速風洞実験，日本航空宇宙学会第44期年会講演会，東京都文京区，4月18日19日， 2013.
[121] 立川智章，長田裕樹，山本誠，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，ロケットの射点設計に向けた空力音響最適化問題の多目的設計探査，W121002，日本機械学 会2013年度年次大会，2013.
[122] 藤田和央，他，火星着陸探査機の概念設計ベースライン，第57回宇宙科学技術連合講演会，JSASS-2013-4303，米子，2013年10月10 日．
[123] 安養寺正之，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，永井大樹，低Re数領域の平面形空力特性に対するRe数効果，第57回宇宙科学技術連合講演会，JSASS- 2013-4547米子，2013年10月11日．
[124] 安養寺正之, 野々村拓，大山聖， 藤井孝藏，永井大樹，低レイノルズ数領域の平面形空力特性に対するレイノルズ数効果， 第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10月11日．
[125] 藤岡直也，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，山本誠，火星探査航空機の空力性能に対する各部位の寄与，第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10 月11日．
[126] 山本高行，中宮賢樹，坂東麻衣，萩原和子，大山聖，廣瀬史子，Campangnola Stefano，Jaimes Antonio，Zuianni Federico，川勝 康弘，DESTINY軌道計画，第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10月11日．
[127] 佐藤毅彦,他，火星探査計画MELOS1 の概要，2C05，第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10月．
[128] 宮本英昭，他，MELOS1のめざすサイエンスと着陸候補地点，2C06，第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10月．
[129] 尾川順子，他，MELOS1の軌道設計と着陸候補地点評価，2C08，第57回宇宙科学技術連合講演会，米子，2013年10月．
[130] 立川智章，長田裕樹，山本誠，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，ロケット射点形状に関する空力音響多目的設計問題の非劣解データベースの分析，1909，日本 機械学会第２６回計算力学講演会，2013.
[131] 立川智章，長田裕樹，山本誠，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，進化計算とLESを用いたロケット射点形状の空力音響多目的設計探査，0634，日本機械学会 流体工学部門講演会講演論文集，2013.
[132] 大山聖，永井大樹，得竹浩，竹内伸介，豊田裕之，高橋優，大槻真嗣，元田敏和，岡本正人，安養寺正之，野々村拓，鎌田幸男，藤田昂志，平栗弘貴，佐々木 岳，米本浩一，浅井圭介，藤井孝藏，火星探査航空機ワーキンググループ，"火星探査飛行機の高々度飛行試験計画(その3)," 平成25年度大気球シンポジウム，神奈川，2013年11月．
[133] 近藤勝俊，安養寺正之，岡本正人，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，山本誠, “低レイノルズ数における尾翼の舵効き性能評価”, 宇宙航行の力学シンポジウム2013, 宇宙科学研究所，2013年12月
[134] 立川智章，飯田大貴 ，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，PODを用いたロケット射点形状多目的設計問題の非劣解の分析，進化計算シンポジウム2013，12月5-6日， 2013.
[135] 立川智章, Antonio Lopez Jaimes, 大山聖, 藤井孝藏，実問題を用いた多数目的最適化における進化的アルゴリズムの性能比較　- 衛星軌道設計問題を題材に-，進化計算シンポジウム2013，12月5-6日，2013.
[136] Antonio Lopez, Akira Oyama, and Kozo Fujii, "A Ranking Method Based on Two Preference Criteria: Chebyshev Function and e-indicator," 進化計算シンポジウム2013，12月5-6日，2013.
[137] 西尾豊，大山聖，秋本洋平，アギレエルナン，田中清，衛星軌道設計問題にAeSeHを用いて得られたPOSに関する一考察，進化計算シンポジウム 2013，12月5-6日，2013.
[138] 飯田大貴，大山聖，藤井孝藏，固有直交分解を用いたクラスタリングによる翼型形状最適化結果の詳細分析，進化計算シンポジウム2013，12月5-6日， 2013.
[139] 大山聖，他，火星探査飛行機の高高度飛行試験，P2-136，宇宙科学シンポジウム，2014.
[140] 藤田和央，他，火星着陸探査技術実証機検討の現状報告，P2-133，宇宙科学シンポジウム，2014.
[141] 佐藤峻介，山本高行，川勝康弘，大山聖，萩原和子，イプシロンロケットによるDESTINYの高エネルギ軌道投入，P2-175，宇宙科学シンポジウム，2014.

[142] 大山聖，立川智章，野々村拓，藤井孝藏，ロケット射点火炎偏向板の空力音響多目的設計探査，2L12，平成２５年度航空宇宙空力シンポジウム，2014年1月24-25日，北海道登別市，2014.
[143] 福本浩章，浅野兼人，青野光，渡辺毅，田中元史，松田寿，大迫俊樹，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，ピッチング翼周りの動的失速流れ制御におけるDBDプラズマアクチュエータ設置位置の影響，第28回数値流体力学シンポジウム，B12-3，東京都江戸川区，2014年12月．

[144 A Parallelized ACO Framework for Many-Objective Optimization, martin Schlueter, Takeshi Watanabe, and Akira Oyama, 進化計算シンポジウム2014， P3-16，広島県廿日市市，2014年12月20-21日.

[145] 解の探索方向を考慮した多数目的進化型アルゴリズムAεSεHの一検討，矢澤佑記, 大山聖, 秋本洋平, アギレエルナン, 田中清，進化計算シンポジウム2014， P4-01，広島県廿日市市，2014年12月20-21日.

[146] ハイパーヴォリュームの並列高速計算，渡辺毅，立川智章，大山聖，進化計算シンポジウム2014， P1-05，広島県廿日市市，2014年12月20-21日.

[147] 多数目的進化計算における集団サイズの超大規模化に関する一検討，立川智章，渡辺毅，大山聖，進化計算シンポジウム2014，P2-10，広島県廿日市市，2014年12月20-21日.

[148] Schlueter Martin, Watanabe Takeshi, Oyama Akira，超並列蟻コロニー最適化法による多数目的最適化日本機械学会第11回最適化シンポジウム（OPTIS2014） ，1112，石川県金沢市，2014年12月12-13日．

[149] 渡辺毅，萩原和子，立川智章，Chit Hong Yam, Federico Zuiani，大山聖，川勝康弘，DESTINY軌道設計の多目的設計探査，日本機械学会第11回最適化シンポジウム（OPTIS2014）， 1219，石川県金沢市，2014年12月12-13日．

[150] 佐藤峻介，山本高行，川勝康弘，大山聖，萩原和子，多目的遺伝的アルゴリズムを用いたイプシロンロケットの軌道最適化，日本機械学会第11回最適化シンポジウム（OPTIS2014）， 2109，石川県金沢市，2014年12月12-13日．

[151] 大山聖，立川智章，渡辺毅，スーパーコンピュータ「京」を用いた大規模多目的設計探査，日本機械学会第11回最適化シンポジウム（OPTIS2014） ，1218，石川県金沢市，2014年12月12-13日．

[152] 立川智章，渡辺毅，大山聖，超大規模集団サイズを用いた多数目的最適化に向けた進化計算手法の開発，日本機械学会第11回最適化シンポジウム（OPTIS2014） ，1113，石川県金沢市，2014年12月12-13日．

[153] 永井大樹, 安養寺正之 , 野々村拓，近藤勝俊，大山聖，岡本正人，佐々木岳 , 松本剛明 , 米本浩一，金崎雅博，砂田茂，米澤宏一，小池勝，藤田昂志， 浅井圭介，藤井孝藏，火星探査航空機 WG における空力研究のこれまでの 成果と現状，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，1B01，2014年11月．

[154] 豊田 裕之 , 高橋 優 , 嶋田 貴信，鷲尾 英俊，小出 和也 , 大登 裕樹，大山 聖，火星探査を実現する軽量な太陽電池およびバッテリ の開発，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，1B06，2014年11月．

[155] 藤田 昂志 , 永井 大樹，大山 聖，火星着陸探査技術実証機への搭載を目指した火星飛 行機の概念設計，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，1B07，2014年11月．

[156] 佐藤 峻介 , 山本 高行 , 川勝 康弘 , 大山 聖，萩原 和子，イプシロンロケットによる高エネルギ軌道への投入，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，1B20，2014年11月．

[157] 山 本 高 行 , 川 勝 康 弘 , Yam Chit Hong, Campagnola Stefano, 杉本 理英 , 大山 聖 , 立川 智章 , 渡辺 毅 , 廣瀬 史子 , 池永 敏憲，萩原 智子，小倉 聡司，中宮 賢樹，スパイラル軌道上昇と軌道計画，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，1B21，2014年11月．

[158] 小郷原 一智，大山 聖，永井 大樹，得竹 浩，DESTINY 応用：火星気象衛星と火星航空機によるダ スト輸送メカニズムの解明ミッション，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，2B08，2014年11月．

[159] 李 東輝，野々村 拓 , 大山 聖 , 藤井 孝藏，低レイノルズ数領域の翼型空力性能評価のための数 値計算法の比較，第 58 回 宇宙科学技術連合講演会，長崎県長崎市，2H14，2014年11月．

[160] 大山聖，永井大樹，得竹浩，竹内伸介, 豊田裕之, 宮澤優, 大槻真嗣，元田敏和，岡本正人，安養寺正之, 野々村拓, 鎌田幸男，藤田昂志，平栗弘貴，佐々木岳, 米本浩一，浅井圭介，藤井孝藏，火星探査飛行機の高高度飛行試験の進捗報告，平成２６年度大気球シンポジウム，神奈川県相模原市，2014年11月6-7日．

[161] 森澤征一郎，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，大林茂，低Re数域における翼型の空力特性に及ぼすマッハ数効果，第46回流体力学講演会／第32回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム，1D10，青森県弘前市，2014年7月3日-4日．

[162] 安養寺正之、 岡本正人、藤岡直也、野々村拓、永井大樹、大山聖、藤井孝藏、山本誠、火星探査航空機の全機空力特性に関する風洞実験および数値解析，第46回流体力学講演会／第32回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム、1D11、青森県弘前市、2014年7月3日-4日．

[163] 安藤善紀、野々村拓、大山聖、藤井孝藏、大林茂、低レイノルズ数における垂直突風に対する翼型の応答解析，第46回流体力学講演会／第32回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム、2D02、青森県弘前市、2014年7月3日-4日．

[164] 安藤善紀，野々村拓，大山聖，藤井孝藏，大林茂，突風に強固な火星飛行機の翼の空力設計に向けた垂直突風に対する翼型の応答解析，平成２６年度宇宙航行の力学シンポジウム，神奈川県相模原市，2014年12月18-19日．

[165] 藤田和央,石上玄也,畠中龍太,高井元,豊田裕之,尾川順子,春木美鈴,竹内央,野々村拓,山田和彦,高柳大樹,小澤宇志,松山新吾,大山聖，火星着陸技術実証機のシステム構成と技術開発，第１５回宇宙科学シンポジウム，P-192（ポスター），神奈川県相模原市，2015年1月6-7日．

[166] 小郷原一智,大山聖,永井大樹,得竹浩，火星気象衛星と火星飛行機による ダスト輸送メカニズム解明ミッション，第１５回宇宙科学シンポジウム，P-203（ポスター），神奈川県相模原市，2015年1月6-7日．

[167] 大山聖,川勝康弘,船木一幸,豊田裕之,對木淳夫,児子健一郎，新宇宙探査技術実験ミッションDESTINYのミッション要求とシステム要求，第１５回宇宙科学シンポジウム，P-265（ポスター），神奈川県相模原市，2015年1月6-7日．

[168] 岩田隆浩,川勝康弘,村上豪,池永敏憲，江副祐一郎，亀田真吾，桂華邦裕，荒井朋子，松浦周二,佐伯孝尚,今村剛，小郷原一智，大山聖，DESTINYを用いた太陽系探査，第１５回宇宙科学シンポジウム，P-266（ポスター），神奈川県相模原市，2015年1月6-7日．

[169] 山本高行,Yam Chit Hong, Campagnola Stefano,杉本理英,大山聖,立川智章,渡辺毅,廣瀬史子,池永敏憲,川勝康弘，萩原和子，小倉聡司, Srali Bruno,中宮賢樹，佐藤峻介，DESTINY機動計画，第１５回宇宙科学シンポジウム，P-268（ポスター），神奈川県相模原市，2015年1月6-7日．

[170] 大山聖，火星飛行探査の検討の現状と将来計画，第２回火星科学研究会，兵庫県神戸市，2015年1月16-17日．

[171] 西山万里，大嶽久志，星野健，橋本樹明，渡辺毅，立川智，大山聖，月周回衛星「かぐや」のデータを用いた多目的最適化による月着陸最適候補地の選定，2014年度宇宙科学情報解析シンポジウム，神奈川県相模原市，2015年2月13日．

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翻訳

[1] （原著）Lohner, R., Baum, J. D., Charman, C., and Pelessone, D.　（翻訳）大山聖，「第一原理に基づくCFDCSD連成コードによる構造物への爆風効果の予測」，　計算工学，Vol.9, No.3,pp.30-37, 2004.

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博士論文

Wing Design Using Evolutionary Algorithm
Akira Oyama, March 2000

Abstract

Although Evolutionary Algorithms (EAs) have become increasingly popular in aerodynamic design problems, the previous applications of EAs are restricted to more or less simplified problems involving not more than 10-30 design parameters. In contrast to that, in real-world design problems, a large number of design parameters must be handled ? for example, a wing shape for a generic transonic aircraft usually parameterized by more than a hundred of design parameters. Since such problem has a highly multidimensional search space and extremely complicated objective function distribution, standard EAs would fail to find a globally optimum. This research develops a new, robust, and efficient numerical design method applicable to such real-world aerodynamic design problems.
One of the most important difficulties in real-world aerodynamic shape design problems is their highly multidimensional design space. To develop a robust and efficient EA applicable to such design problems, the real-coded ARGAs have been developed by incorporating the idea of the binary-coded ARGAs with the use of the floating-point representation. The performance of the proposed EAs was demonstrated by applying to a typical test function minimization problem and an aerodynamic airfoil shape optimization problem. The real-coded ARGAs consistently found better solutions than the conventional real-coded GAs do.
Because the flow field is governed by a system of nonlinear partial differential equations, objective function landscape of an aerodynamic optimization is often multimodal and nonlinear. To improve EAs’ capability of finding a global optimum in such a problem, a crossover operator based on the structured coding has been proposed. The coding structure of the design variables is constructed according to the interaction information among design parameters analyzed by the experimental design. Aerodynamic optimizations of a transonic wing demonstrated that the crossover based on the structured coding was more efficient than the traditional one.
To ensure the capability of the present EA in handling large-scale aerodynamic design optimizations, the real-coded ARGA coupled with the crossover based on the structured coding is applied to an aerodynamic design optimization of a transonic wing shape for generic transport aircraft. Aerodynamic performances of the design candidates are evaluated by using the three-dimensional compressive Navier-Stokes equations to guarantee an accurate model of the flow field. Structural constraint is introduced to avoid an apparent solution of zero thickness wing for low drag in high speeds. To overcome enormous computational time necessary for the optimization, the computation is parallelized on NWT. The designed wing had a good L/D value satisfying the given structural constraint on wing thickness.
Finally, an EA is applied to an aerodynamic wing shape design for a supersonic transport to examine the feasibility of the EA-based optimization in supersonic wing design optimizations. The optimum design obtained from the present approach yielded both the minimum induced drag and the minimum volume wave drag in the given design space. The design also indicated the most important features of supersonic wing design as compared with conventional transonic wing design as follows:
1) Warp geometry based on camber line and twist angle distributions plays a more important role than spanwise thickness distribution because the thickness becomes simply as thin as possible. 2) Because the wing thickness constraint comes from the wing structure, a practical structural constraint will be required.

Contents

Table of Contents
contents.ps.gz
Chapter 1: Introduction
Chapter1.ps.gz Chapter1.pdf
Chapter 2: Real-Coded Adaptive Range Genetic Algorithm
Chapter2.ps.gz Chapter2.pdf
Chapter 3: Evolutionary Algorithms Based on Structured Coding for Aerodynamic Wing Optimizations
Chapter3.ps.gz Chapter3.pdf
Chapter 4: Transonic Wing Design Optimization Based on Evolutionary Algorithm
Chapter4.ps.gz Chapter4.pdf
Chapter 5: Supersonic Wing Design Optimization Based on Evolutionary Algorithm
Chapter5.ps.gz Chapter5.pdf
Chapter 6: Summary and Further Work
Chapter6.ps.gz Chapter6.pdf