MÉTODO Y SISTEMA PARA UN CÁLCULO RÁPIDO DE LAS FUERZAS AERODINÁMICAS EN UNA AERONAVE.

Método y sistema para un cálculo rápido de las fuerzas aerodinámicas en una aeronave para,

estando implementado en ordenador, servir de ayuda en el diseño de una aeronave proporcionando las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento y otros valores relevantes que comprende los siguientes pasos: a) Seleccionar un conjunto de parámetros de dicha aeronave, siendo dichas fuerzas aerodinámicas y otros valores relevantes dependientes de dichos parámetros; b) Realizar cálculos CFD RANS del campo fluido para un número N1 de combinaciones diferentes de valores de dichos parámetros; c) Obtener dichas fuerzas aerodinámicas y otros valores relevantes mediante un modelo de orden reducido, generado calculando los modos POD de las variables de flujo, desarrollando las variables de flujo usando dichos modos POD y obteniendo los coeficientes POD de dichas variables de flujo desarrolladas utilizando un algoritmo genético que minimiza el error asociado al desarrollo de las ecuaciones de Navier-Stokes

Tipo: Patente de Invención. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: P200703349.

Solicitante: UNIVERSIDAD POLITECNICA DE MADRID
AIRBUS OPERATIONS, S.L
.

Nacionalidad solicitante: España.

Provincia: MADRID.

Inventor/es: VELAZQUEZ LOPEZ,ANGEL GERARDO, VEGA DE PRADA,JOSE MANUEL, LORENTE MANZANARES,LUIS SANTIAGO, ALONSO FERNANDEZ,DIEGO.

Fecha de Solicitud: 18 de Diciembre de 2007.

Fecha de Publicación: .

Fecha de Concesión: 10 de Febrero de 2012.

Clasificación Internacional de Patentes:

  • G01M9/08 SECCION G — FISICA.G01 METROLOGIA; ENSAYOS.G01M ENSAYO DEL EQUILIBRADO ESTATICO O DINAMICO DE MAQUINAS O ESTRUCTURAS; ENSAYO DE ESTRUCTURAS O APARATOS, NO PREVISTOS EN OTRO LUGAR.G01M 9/00 Ensayos aerodinámicos; Dispositivos en o sobre túneles aerodinámicos. › Modelos aerodinámicos.
  • G06F17/50C

Clasificación PCT:

  • G01M9/08 G01M 9/00 […] › Modelos aerodinámicos.
  • G06F17/50 G […] › G06 COMPUTO; CALCULO; CONTEO.G06F TRATAMIENTO DE DATOS DIGITALES ELECTRICOS (computadores en los que una parte del cálculo se efectúa hidráulica o neumáticamente G06D, ópticamente G06E; sistemas de computadores basados en modelos de cálculo específicos G06N). › G06F 17/00 Equipo o métodos de tratamiento de datos o de cálculo digital, especialmente adaptados para funciones específicas. › Diseño asistido por computador (para el diseño de circuitos de ensayo para memorias estáticas G11C 29/54).

Fragmento de la descripción:

Método y sistema para un calculo rápido de las fuerzas aerodinámicas en una aeronave. Campo de la invención La presente invención se refiere a métodos y sistemas de ayuda para el diseño de aeronaves haciendo predicciones analíticas de las fuerzas aerodinámicas experimentadas por la aeronave entera o por un componente de la aeronave siendo dichas fuerzas dependientes de un número significativo de parámetros. Antecedentes de la invención Una situación habitual en aplicaciones prácticas industriales relacionadas con el desarrollo de productos es la necesidad de llevar a cabo análisis rápidos en un espacio de parámetros de estado. En sectores industriales maduros y muy competitivos como el sector aeroespacial, esta necesidad está motivada por el objetivo de generar productos con un buen funcionamiento técnico en ciclos de diseño tan cortos como sea posible. Esto es, el tiempo es un factor clave en la competitividad aeroespacial porque el acortamiento del tiempo de comercialización puede aportar una ventaja económica de primera magnitud durante el ciclo de vida del producto. En el caso específico de la industria aeronáutica, la predicción de las fuerzas aerodinámicas, y mas generalmente las distribuciones de valores en la superficie de la piel, experimentadas por una aeronave es un elemento importante de cara a un diseño óptimo de sus componentes estructurales de manera que el peso de la estructura sea el mínimo posible, siendo capaz al mismo de tiempo de resistir la fuerzas aerodinámicas esperadas. Gracias al incremento del uso de las capacidades de la Simulación de Fluidos en Ordenador la determinación de las fuerzas aerodinámicas en una aeronave se hace habitualmente hoy en día resolviendo numéricamente las ecuaciones promediadas de Reynolds de Navier-Stokes (ecuaciones RANS en adelante) que modelizan el movimiento del flujo alrededor de la aeronave, usando modelos de elementos finitos discretos o de volúmenes finitos. Con la demanda de exactitud requerida en la industria aeronáutica, cada uno de esos cálculos requiere importantes recursos computacionales. Las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento no son conocidas a priori y como la magnitud global de las fuerzas puede depender de muchos parámetros de vuelo diferentes como ángulo de ataque, ángulo de deslizamiento, número Mach, ángulo de deflexión de la superficie de control, ha sido necesario llevar a cabo largos y costosos cálculos para predecir apropiadamente las fuerzas aerodinámicas máximas experimentadas por los diferentes componentes de una aeronave o por la aeronave entera. De cara a reducir el número global de estos largos cálculos se han desarrollado en el pasado técnicas de modelizaciones matemáticas aproximadas como la Descomposición en Valores Singulares (SVD) como un medio para llevar a cabo interpolaciones inteligentes, o la más exacta Descomposición Ortogonal de la Covarianza (POD en adelante) que tiene en cuenta la física del problema mediante el uso de una proyección de Galerkin de las ecuaciones de Navier- Stokes. La idea de estas técnicas es definir la nueva solución analítica como una combinación de la información obtenida anteriormente. POD define varios modos que incluyen la solución obtenida por Dinámica de Fluidos Computacional (CFD) y usa seguidamente esos modos para reproducir soluciones no obtenidas mediante CFD. Cuantos más modos se usen mejor, con la limitación de que el máximo número de modos es el número de casos. No obstante, es bien conocido en la técnica que estos métodos POD basados en las ecuaciones Galerkin, siendo muy atractivos, necesitan esquemas de estabilización para producir resultados aceptables y siempre con el riesgo de obtener un estado erróneo del modelo de ecuaciones de orden reducido POD después de un largo tiempo aun en el caso de que se establezca el estado correcto para iniciar la simulación. Este problema de estabilidad de los métodos POD basados en la proyección Galerkin ha impedido su uso desde un punto de vista industrial. La presente invención está orientada a la solución de este inconveniente. Sumario de la invención Es un objeto de la presente invención proporcionar métodos y sistemas para hacer predicciones analíticas de las fuerzas aerodinámicas experimentadas por una aeronave entera o por un componente de la aeronave, siendo dichas fuerzas dependientes de un número significativo de parámetros. Es otro objeto de la presente invención proporcionar métodos y sistemas que permiten un cálculo rápido de las fuerzas aerodinámicas experimentadas por una aeronave entera o por un componente de la aeronave, siendo dichas fuerzas dependientes de un número significativo de parámetros. En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen mediante un método asistido por ordenador apropiado para servir de ayuda en el diseño de una aeronave proporcionando las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, los valores en 2 ES 2 356 788 A1 la piel o la distribución de valores alrededor de la aeronave entera o de un componente de la aeronave, comprendiendo los siguientes pasos: - Seleccionar un conjunto de parámetros de dicha aeronave entera o dicho componente de aeronave, siendo dichas fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, valores en la piel ó distribución de valores dependientes de dichos parámetros. - Realizar cálculos CFD RANS del campo fluido para un número N1 de combinaciones diferentes de valores de dichos parámetros. - Obtener dichas fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, valores en la piel o distribución de valores para cualquier combinación de valores de dichos parámetros mediante un modelo de orden reducido generado calculando los modos POD de las variables de flujo, desarrollando las variables de flujo usando dichos modos POD y obteniendo los coeficientes POD de dichas variables de flujo desarrolladas utilizando un algoritmo genético que minimiza el error asociado al desarrollo de las ecuaciones de Navier-Stokes. En otro aspecto, esos y otros objetos se consiguen mediante un sistema para servir de ayuda en el diseño de una aeronave proporcionando las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, los valores en la piel o la distribución de valores alrededor de la aeronave entera o de un componente de la aeronave que son dependientes de un número significativo de parámetros, que comprende: - Un modelo discreto implementado en ordenador de dicha aeronave entera o dicho componente de aeronave y del campo de flujo del fluido circundante. - Un modulo CFD RANS implementado en ordenador para calcular y almacenar dichas fuerzas aerodinámicas, valores en la piel ó distribución de valores en una muestra de casos con diferentes combinaciones de valores de dichos parámetros. - Un modulo implementado en ordenador de Descomposición en Valores Singulares de Orden Alto (HOSVD) capaz de determinar los modos POD del campo fluido. - Un modulo implementado en ordenador con un modelo de orden reducido para llevar a cabo cálculos rápidos y almacenamientos de valores de variables del campo fluido para cualquier combinación de dichos parámetros, que se obtienen modelizando las variables por medio de desarrollos en serie basados en los modos POD del campo fluido, habiendo obtenido los coeficientes POD utilizando un algoritmo genético que minimiza el error asociado a la implementación de dicho desarrollo en las ecuaciones de Navier-Stokes. El método y sistema mencionados son aplicables al diseño de una aeronave clásica o de un componente de aeronave formado por un fuselaje cilíndrico, unas alas en el centro del fuselaje, en su región media, delantera ó trasera, una cola convencional ó una cola de forma cruciforme o una cola en forma de T, V, H, U o de canard y unos motores en las alas o la parte trasera del fuselaje, así como en el diseño de una aeronave de una configuración no convencional como la de un cuerpo ala indiferenciada (BWB) o un ala volante. Dicho conjunto de parámetros puede ser, en particular, cualquier combinación de los siguientes (si son aplicables a la aeronave o componente de aeronave objeto de diseño): el ángulo de ataque, el ángulo de deslizamiento, el número Mach, el ángulo de deflexión de un alerón de ala, la deflexión de aerofrenos, la deflexión de dispositivos de gran sustentación, la deflexión de un canard, el status de deflexión de un tren de aterrizaje, el ángulo de las puertas de un tren de aterrizaje, el ángulo de apertura en un orificio de entrada APU, el ángulo de deflexión de un timón de un estabilizador vertical de cola, el ángulo de deflexión de un elevador de un estabilizador horizontal de cola y el ángulo de posicionamiento de un estabilizador horizontal de cola. El rango de validez de dichos parámetros es el de una envolvente típica de vuelo de la aeronave. Dichas fuerzas aerodinámicas incluyen en particular la fuerza de sustentación, la fuerza de...

 


Reivindicaciones:

1. Un método asistido por ordenador apropiado para servir de ayuda en el diseño de una aeronave proporcionando las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, los valores en la piel o la distribución de valores alrededor de la aeronave entera o de un componente de la aeronave, caracterizado porque comprende los siguientes pasos: a) Seleccionar un conjunto de parámetros de dicha aeronave entera o dicho componente de aeronave, siendo dichas fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, valores en la piel ó distribución de valores dependientes de dichos parámetros; b) Realizar cálculos CFD RANS del campo fluido para un número N1 de combinaciones diferentes de valores de dichos parámetros; c) Obtener dichas fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, valores en la piel o distribución de valores para cualquier combinación de valores de dichos parámetros mediante un modelo de orden reducido generado calculando los modos POD de las variables de flujo, desarrollando las variables de flujo usando dichos modos POD y obteniendo los coeficientes POD de dichas variables de flujo desarrolladas utilizando un algoritmo genético que encuentra, para cada conjunto de parámetros de la etapa a), los coeficientes POD que minimizan la Función de Aptitud, la cual se obtiene reemplazando las variables de flujo por las ecuaciones de Navier-Stokes, que describen el movimiento del flujo alrededor del perfil de la aeronave que se está considerando, forzando que la suma de los valores cuadrados de la parte izquierda de cada ecuación, integrados sobre el dominio fluido y añadidos a los cuadrados de la condición de borde, sea mínima. 2. Un método asistido por ordenador según la reivindicación 1, caracterizado porque dicho conjunto de parámetros incluye al menos el ángulo de ataque. 3. Un método asistido por ordenador según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado porque dicho conjunto de parámetros incluye al menos el número Mach. 4. Un método asistido por ordenador según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado porque dichos modos POD se obtienen usando una técnica de Descomposición en Valores Singulares de Orden Alto (HOSVD) teniendo en cuenta una corrección para existencia de posibles ondas de choque en el campo fluido tal que dicha corrección se gestiona en tres sub-pasos: a) identificar la estructura de ondas de choque (posición e intensidad de salto) y descomponer la estructura en un salto inclinado y un perfil suave; b) aplicación del HOSVD a las dos partes de la estructura, y c) interpolar y recomponer las dos partes de la estructura para reconstruir la estructura completa de la onda de choque. 5. Un sistema para servir de ayuda en el diseño de una aeronave proporcionando las fuerzas aerodinámicas de dimensionamiento, los valores en la piel o la distribución de valores alrededor de la aeronave entera o de un componente de la aeronave que son dependientes de un número significativo de parámetros, caracterizado porque comprende: a) Un modelo discreto implementado en ordenador de dicha aeronave entera o dicho componente de aeronave y del campo de flujo del fluido circundante; b) Un modulo CFD RANS implementado en ordenador para calcular y almacenar dichas fuerzas aerodinámicas, valores en la piel ó distribución de valores en una muestra de casos con diferentes combinaciones de valores de dichos parámetros; c) Un modulo implementado en ordenador de Descomposición en Valores Singulares de Orden Alto (HOSVD) capaz de determinar los modos POD del campo fluido; d) Un modulo implementado en ordenador con un modelo de orden reducido para llevar a cabo cálculos rápidos y almacenamientos de valores de variables del campo fluido para cualquier combinación de dichos parámetros, que se obtienen modelizando las variables por medio de desarrollos en serie basados en los modos POD del campo fluido, habiendo obtenido los coeficientes POD de dichas variables utilizando un algoritmo genético que encuentra, para cada conjunto de parámetros, los coeficientes POD que minimizan la Función de Aptitud, la cual se obtiene reemplazando las variables del campo fluido por las ecuaciones de Navier-Stokes, que describen el movimiento del flujo alrededor del perfil de la aeronave que se está considerando, forzando que la suma de los valores cuadrados de la parte izquierda de cada ecuación, integrados sobre el dominio fluido y añadidos a los cuadrados de la condición de borde, sea mínima. 9 ES 2 356 788 A1 ES 2 356 788 A1 11 OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS ESPAÑA

 

Patentes similares o relacionadas:

MAQUETA DE AERONAVE PARA TÚNEL DE VIENTO CON ALA TRUNCADA, del 1 de Agosto de 2012, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Maqueta de aeronave para túnel de viento con ala truncada para ensayos en un túnel de anchura W que comprende un fuselaje , un ala truncada […]

PROCEDIMIENTO DE DISEÑO Y FABRICACIÓN DE PIEZAS DE MAQUETAS DE CONFIGURACION VARIABLE, del 18 de Abril de 2012, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Procedimiento de diseño y fabricación de piezas de maquetas de configuración variable. Se aplica en aquellos procesos en los que se requiere modificar […]

Procedimiento de unión de las piezas de una maqueta y maqueta dotada de dispositivo de unión de sus piezas, del 1 de Febrero de 2012, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Procedimiento de unión de las piezas de una maqueta y maqueta dotada de dispositivo de unión de sus piezas.El procedimiento se caracteriza porque comprende fijar, mediante […]

PROCEDIMIENTO DE POSICIONAMIENTO Y SUJECION DE ELEMENTOS POSTIZOS PARA MAQUETAS DE ENSAYOS EN TUNEL DE VIENTO, del 8 de Agosto de 2011, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Procedimiento de posicionamiento y sujeción de elementos postizos para maquetas de ensayos en túnel de viento.Los elementos postizos son piezas que se adosan […]

SISTEMA PARA TRANSMITIR PRESIONES ENTRE UNA PIEZA DESMONTABLE Y UNA PIEZA FIJA DE UNA MAQUETA DISPUESTA EN UN TUNEL AERODINAMICO, del 16 de Diciembre de 2008, de AIRBUS ESPAA S.L.: Sistema para transmitir presiones entre una pieza desmontable y una pieza fija de una maqueta dispuesta en un túnel aerodinámico.#Sistema para transmitir […]

SISTEMA DE SELLADO DE RANURAS VARIABLES PARA MAQUETAS ENSAYADAS EN UN TUNEL AERODINAMICO, del 16 de Octubre de 2008, de AIRBUS ESPAÑA S.L.: Sistema de sellado de ranuras variables para maquetas ensayadas en un túnel aerodinámico.#Sistema de sellado de ranuras variables que comprende […]

PROCEDIMIENTO Y PROGRAMA DE ORDENADOR PARA SIMULAR UN CAMPO DE VORTICIDIDAD PARA SEPARAR Y CLASIFICAR PARTÍCULAS SUSPENDIDAS EN UN FLUIDO, del 8 de Febrero de 2012, de UNIVERSIDAD DE HUELVA: Procedimiento y programa de ordenador para simular un campo de vorticidad para separar y clasificar partículas suspendidas en un fluido.La presente invención […]

SISTEMA SIMULADOR DE EFECTOS AMBIENTALES REALES DENTRO DE UN RECINTO, del 28 de Junio de 2011, de PROYECCIONES SERPROEN, S.L: Sistema simulador de efectos ambientales reales dentro de un recinto.El sistema es aplicable en recintos en los que el espectador puede desarrollar […]

Otras patentes de la CIP G06F17/50