MÉTODO MULTI-DAÑOS PARA LA OPTIMIZACIÓN DE UN DISEÑO ESTRUCTURAL.
Método multi-daños para la optimización de un diseño estructural de una pieza sometida a la posibilidad de sufrir daños con efectos significativos en su integridad estructural,
como en el caso de una sección del fuselaje de una aeronave sometida a un evento PBR, comprendiendo pasos para: Obtener modelos FE que incluyen toda la información relevante para el análisis de optimización de la pieza no-dañada y de al menos una posible pieza dañada; Definir al menos una restricción de diseño y un supuesto de cargas para dicha pieza no-dañada y para dicha al menos una posible pieza dañada; Proporcionar al menos un módulo de simulación para analizar uno o más modos de fallo de dicha pieza; Modificar iterativamente las variables de diseño de dicha pieza con el fin de optimizar dicha función objetivo analizando simultáneamente dicha pieza no-dañada y dicha al menos una pieza dañada usando dicho al menos un módulo de simulación.
Tipo: Patente de Invención. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: P201030373.
Solicitante: AIRBUS OPERATIONS, S.L.
Nacionalidad solicitante: España.
Inventor/es: MARTINO GONZALEZ,ESTEBAN, VINUÉ SANTOLALLA,Eduardo, MARASCO,Andrea Ivan, BALDOMIR GARCÍA,Aitor, DÍAZ GARCÍA,Jacobo, HERNÁNDEZ IBÁÑEZ,Santiago.
Fecha de Publicación: .
Clasificación Internacional de Patentes:
- G06F17/50
Fragmento de la descripción:
MÉTODO MULTI-DAÑOS PARA LA OPTIMIZACIÓN DE UN DISEÑO
ESTRUCTURAL
CAMPO DE LA INVENCION
5
Esta invención se refiere a un método para la optimización del diseño
estructural de piezas sometidas a la posibilidad de sufrir daños con efectos
significativos en su integridad estructural y, más en particular, a un método para
optimizar el diseño estructural de secciones de fuselajes de aeronave
1 o sometidas a la posibilidad de sufrir tales daños.
ANTECEDENTES
Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA, AVANTI,
15 7 J7) dotadas de motores de propulsión de hélice situados en la parte trasera de
la aeronave y soportados por el fuselaje por medio de pilones.
Uno de los problemas planteados por esa configuración de aeronave
está relacionado con eventos de fallo tales como un PBR ("Propeller Blade
Release") , es decir un evento en el que una pala de una hélice se separa de
2 o ella y golpea el fuselaje, un UERF ("Uncontained Engine Rotor Failure") , es
decir un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de
él y golpea el fuselaje, un evento de acumulación de hielo en el que una
acumulación de hielo en las puntas de las palas puede ser lanzada a gran
velocidad sobre el fuselaje, o cualquier otro evento de "Gran Daño".
2 5 El diseño de las piezas de aeronaves sometidas a dichos eventos debe
por tanto tener en cuenta todos los escenarios posibles de daños y garantizar la
seguridad asegurando la integridad estructural y la capacidad de mantener la
suficiente estabilidad y proceder a un aterrizaje seguro de la aeronave.
Dichos eventos son particularmente importantes para fuselajes hechos
3 o de materiales compuestos, una tendencia actual en la industria aeronáutica.
Estos materiales pueden ser menos tolerantes a los daños causados por dichos Otro objeto de la presente invención es proporcionar un método asistido En otra realización preferente, dicha pieza es una sección de un fuselaje Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán
eventos que otros materiales, en particular, los materiales metálicos.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son
los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina
5 termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg".
Sus principales ventajas se refieren a:
- Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos.
Se trata de la ecuación resistencia/peso.
- Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.
1 o -Las posibilidades de optimización estructural que se esconden tras la
anisotropía del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes
orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades
mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas
aplicadas.
15 Aunque la industria aeronáutica demanda constantemente métodos para
la optimización estructural de las piezas de aeronaves no se conocen métodos
para optimizar el diseño estructural de piezas de aeronaves sometidas a daños
múltiples causados por un evento PBR, un evento UERF, un evento de
acumulación de hielo o cualquier otro evento similar.
2 o La presente invención está orientada a la atención de esa demanda.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Un objeto de la presente invención es proporcionar un método asistido
2 5 por ordenador para optimizar el diseño estructural de piezas sometidas a la
posibilidad de sufrir múltiples daños con efectos significativos en su integridad
estructural.
Otro objeto de la presente invención es proporcionar un método asistido
por ordenador para optimizar el diseño estructural de una sección del fuselaje
3 o
de una aeronave sometida a la posibilidad de sufrir múltiples daños con efectossignificativos en su integridad estructural.
por ordenador para optimizar el diseño estructural de una sección del fuselaje
de una aeronave sometida a la posibilidad de sufrir múltiples daños con efectos
significativos en su integridad estructural causados por un evento PBR y/o un
5 evento UERF y/o un evento de acumulación de hielo.
Estos y otros objetos se consiguen proporcionando un método asistido
por ordenador para llevar a cabo el diseño estructural de una pieza sometida a
la posibilidad de sufrir daños con efectos significativos en su integridad
estructural, optimizando una función objetivo, que comprende pasos para:
1 o a) Obtener modelos FE que incluyen toda la información relevante para
el análisis de optimización para la pieza no-dañada y para al menos una posible
pieza dañada, consistente en una réplica de la pieza no-dañada en la que se
eliminan o degradan sus zonas dañadas;
b) Definir al menos una variable de diseño de dicha pieza;
15 e) Definir al menos una restricción de diseño y un supuesto de cargas
para dicha pieza no-dañada y para dicha una pieza dañada;
d) Proporcionar al menos un módulo de simulación para analizar uno o
más modos de fallo de dicha pieza;
e) Modificar iterativamente las variables de diseño de dicha pieza con el
2 o fin de optimizar dicha función objetivo analizando simultáneamente dicha pieza
no-dañada y dicha al menos una posible pieza dañada usando dicho al menos
un módulo de simulación.
En una realización preferente el supuesto de cargas y las restricciones
de diseño para dicha una pieza dañada son diferentes del supuesto de cargas y
2 5 las restricciones de diseño para la pieza no-dañada. Se consigue con ello un
método para la optimización del diseño estructural de una pieza en el que el
bucle de optimización se lleva a cabo simultáneamente para un modelo de la
pieza no-dañada y varios modelos de piezas dañadas, definiendo las mismas
variables de diseño para todos los modelos y definiendo restricciones de
3 o
diseño y cargas que pueden ser diferentes para cada modelo.de aeronave cuya configuración comprende un revestimiento y varias
cuadernas transversales y larguerillos longitudinales, siendo los daños con
efectos significativos en su integridad estructural los producidos por uno o más
5 de los siguientes eventos: un evento PBR, un evento UERF, un evento de
acumulación de hielo. Se consigue con ello un método de optimización del
diseño estructural de una sección del fuselaje de una aeronave sometida a
eventos que pueden causar daños muy diferentes en distintas ocurrencias.
En otra realización preferente, una posible sección de fuselaje dañada es
1 o una réplica de la sección de fuselaje no-dañada en la que se eliminan, ó se
degradan las propiedades de, aquellas zonas pertenecientes a dicho
revestimiento, dichas cuadernas y dichos larguerillos que están directamente
afectados por uno de dichos eventos. Se consigue con ello un método multi
modelo para optimizar el diseño estructural de una sección del fuselaje de una
15 aeronave en la que se obtienen fácilmente los modelos dañados.
En otra realización preferente, el supuesto de cargas para una sección
de fuselaje no-dañado es el supuesto de cargas correspondiente a unas
condiciones de vuelo estándar y el supuesto de cargas para una sección de
fuselaje dañada es un supuesto de carga correspondiente a una condición de
2 o vuelo sub-estándar. Se consigue con ello un método para optimizar el diseño
estructural de un fuselaje de una aeronave que proporciona un diseño
estructural de un fuselaje tolerante al daño respecto a dichos eventos de daño.
En otra realización preferente, la sección de fuselaje de aeronave está
hecha con materiales compuestos, las principales variables de diseño son el
2 5 espesor del revestimiento y las cuadernas y el área de cruce de los larguerillos
y la función objetivo a ser optimizada es el volumen de la sección de fuselaje de
aeronave. Se consigue con ello un método para optimizar el diseño estructural
de una sección de fuselaje de aeronave sometida a dichos eventos de daño que
es particularmente interesante para secciones de fuselaje de aeronaves hechas
3 o
con materiales compuestos como barriles completos.de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de
su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
5
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
1 o
La Figura 1 es una vista esquemática de la parte trasera de una
aeronave con motores de rotor abierto mostrando el área que puede ser
afectada por un evento...
Reivindicaciones:
1.Un método asistido por ordenador para llevar a cabo el diseño
estructural de una pieza sometida a la posibilidad de sufrir daños con efectos
5 significativos en su integridad estructural optimizando una función objetivo,
caracterizado porque comprende pasos para:
a) Obtener modelos FE que incluyen toda la información relevante para
el análisis de optimización para la pieza no-dañada y para al menos una posible
pieza dañada, consistente en una réplica de la pieza no-dañada en la que se
1 o eliminan o degradan sus zonas dañadas;
b) Definir al menos una variable de diseño de dicha pieza;
e) Definir al menos una restricción de diseño y un supuesto de cargas
para dicha pieza no-dañada y para dicha al menos una pieza dañada;
d) Proporcionar al menos un módulo de simulación para analizar uno o
15 más modos de fallo de dicha pieza;
e) Modificar iterativamente las variables de diseño de dicha pieza con el
fin de optimizar dicha función objetivo analizando simultáneamente dicha pieza
no-dañada y dicha al menos una pieza dañada usando dicho al menos un
módulo de simulación.
20
2.Un método asistido por ordenador según la reivindicación 1,
caracterizado porque el supuesto de cargas y las restricciones de diseño para
dicha una pieza dañada son diferentes del supuesto de cargas y las
restricciones de diseño para la pieza no-dañada.
25
3.Un método asistido por ordenador según cualquiera de las
reivindicaciones 1-2, caracterizado porque:
- dicha pieza es una sección de un fuselaje de aeronave (17) cuya
configuración comprende un revestimiento (43) y varias cuadernas
3 o transversales (45) y larguerillos longitudinales (47) ;
- dichos daños con efectos significativos en su integridad estructural son
los producidos por uno o más de los siguientes eventos:
- un evento PBR;
- un evento UERF;
5 -un evento de acumulación de hielo.
4.Un método asistido por ordenador según la reivindicación 3,
caracterizado porque una posible sección de fuselaje dañada es una réplica de
la sección de fuselaje no-dañada en la que se eliminan, ó se degradan las
1 o propiedades de, aquellas zonas pertenecientes a dicho revestimiento (43) ,
dichas cuadernas (45) y dichos larguerillos (45) que están directamente
afectadas por uno de dichos eventos
5.Un método asistido por ordenador según la reivindicación 4,
15 caracterizado porque:
- el supuesto de cargas para la sección de fuselaje no-dañada es el
supuesto de cargas correspondiente a unas condiciones de vuelo estándar;
- el supuesto de cargas para una sección de fuselaje dañada es un
supuesto de carga correspondiente a una condición de vuelo sub-estándar.
20
6.Un método asistido por ordenador según cualquiera de las
reivindicaciones 3-5, caracterizado porque:
- la sección de fuselaje de aeronave (17) está hecha con materiales
compuestos;
2 5 -las principales variables de diseño son el espesor del revestimiento
(43) y las cuadernas (45) y el área de cruce de los larguerillos (47) ;
- la función objetivo a ser optimizada es el volumen de la sección del
fuselaje de aeronave (17) .
Patentes similares o relacionadas:
MÉTODO PARA LA OBTENCIÓN DE UN MODELO FÍSICO DE UN OBJETO TRIDIMENSIONAL A PARTIR DE SUPERFICIES DESARROLLABLES Y MODELO FÍSICO ASÍ OBTENIDO, del 2 de Abril de 2020, de UNIVERSIDAD NACIONAL DE COLOMBIA: La presente invención se relaciona con un método para obtener un modelo físico de un objeto tridimensional a partir de un modelo digital de […]
Reconstrucción ósea e implantes ortopédicos, del 12 de Junio de 2019, de Mahfouz, Mohamed Rashwan: Procedimiento de diseño de un implante ortopédico específico para el paciente, en el que el procedimiento comprende: comparar un modelo […]
Diseño de sobrante sin secciones, del 31 de Mayo de 2019, de Hexagon Manufacturing Intelligence Canada Limited: Un método para el diseño de un sobrante , en donde todo o parte del sobrante se diseña con un enfoque sin secciones, que comprende las etapas de: introducir […]
MÉTODO IMPLEMENTADO POR ORDENADOR PARA GENERAR UN MODELO NUMÉRICO DE REPRESENTACIÓN DE UN NÚCLEO MAGNÉTICO PARA UN ELEMENTO DE INDUCCIÓN MAGNÉTICA, del 23 de Mayo de 2019, de SP CONTROL TECHNOLOGIES, S.L: La presente invención es una invención implementada en ordenador que comprende un método para generar un modelo numérico de representación de un […]
Procedimiento de simulación del funcionamiento de un circuito electrónico y programa, del 22 de Mayo de 2019, de Sorbonne Université: Procedimiento de simulación del funcionamiento de un circuito electrónico implementado por ordenador, comprendiendo el circuito electrónico […]
Método, dispositivo, programa y soporte de registro del análisis de la causa de la retracción, del 8 de Mayo de 2019, de NIPPON STEEL & SUMITOMO METAL CORPORATION: Un método implementado por ordenador para analizar una causa de la retracción en un producto formado que es formado a presión a partir de una placa […]
Método de predicción de fractura, dispositivo de procesamiento de cálculo, programa y soporte de registro, del 8 de Mayo de 2019, de NIPPON STEEL & SUMITOMO METAL CORPORATION: Un método implementado por ordenador para predecir una fractura en una parte de objetivo de análisis en un proceso de formación, que comprende: un […]
Métodos de análisis de campos electromagnéticos para materiales conductores anisotrópicos, del 26 de Abril de 2019, de Subaru Corporation: Un método de análisis del campo electromagnético para un material conductor anisotrópico, en el que el método de análisis del campo electromagnético utiliza […]