ES2341407B1 - Metodo para la evaluacion del efecto de una descarga electrica sobre un material compuesto. - Google Patents
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Abstract
Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre un material compuesto.
Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave a través de la
evaluación del daño producido por efecto del calentamiento térmico
originado por la citada descarga sobre la estructura, que comprende
las etapas de: aplicar una descarga eléctrica sobre el material de
la estructura de la aeronave mediante un generador de intensidad;
distribuir en una malla eléctrica con elementos eléctricos
resistivos el material de la estructura de la aeronave; calcular las
intensidades que recorren la malla eléctrica del material de la
estructura de la aeronave a partir de la intensidad que se introduce
en los generadores; calcular, con las intensidades anteriores, el
calor que se disipa en cada uno de los elementos de la malla
eléctrica del material de la estructura de la aeronave; calcular la
distribución de temperaturas en cada uno de los elementos de la
malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave;
determinar los elementos de la malla eléctrica del material de la
estructura de la aeronave que, por efecto de la distribución de
temperaturas, sufren un cambio de estado y se evaporan; y determinar
el daño causado al material de la estructura de la aeronave por
efecto de la descarga eléctrica.
Description
Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre un material compuesto.
La presente invención se refiere a un método
para la evaluación del efecto de una descarga eléctrica sobre un
material compuesto a través del daño producido por efecto del
calentamiento térmico.
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La evaluación del comportamiento térmico de un
material frente a una descarga eléctrica severa es necesaria en el
caso en el que este material esté en contacto con zonas donde haya
un posible riesgo de ignición, por ejemplo, y para el campo
aeronáutico, en zonas en contacto con el combustible de la aeronave
y/o con sus gases. En este caso es necesaria una predicción de la
temperatura alcanzada en el material con la intención de poder
evitar los puntos Calientes ("Hot Spots"): la
alta densidad de corriente en ciertas localizaciones puntuales de
la estructura de la aeronave puede originar puntos de elevada
temperatura. Si esta temperatura excede los 200ºC (punto de
autoignición considerado por las autoridades FAA/JAA del
combustible), el combustible puede alcanzar su punto de inflamación
en caso de que presente las concentraciones adecuadas en el interior
del depósito.
Debido a efectos térmicos, se producen también
daños estructurales (agujeros, fundido del material, delaminaciones
en el caso de materiales compuestos, etc.) que es necesario conocer
para prever el comportamiento mecánico del material tras el
impacto.
Las estructuras de una aeronave se han fabricado
hasta ahora principalmente en materiales metálicos. Actualmente se
tiende a usar materiales compuestos de fibra de carbono y resina
para fabricar las estructuras de una aeronave. La principal
diferencia entre ambos materiales es que el material metálico es
mucho mejor conductor que el compuesto. Por lo tanto, cuando se
produce el efecto de una descarga eléctrica en la estructura de una
aeronave, si ésta es metálica, la corriente de esta descarga se
distribuye rápidamente por toda la estructura, cosa que no ocurre
cuando la estructura está fabricada con material compuesto. Esto
implica que el daño local es menor con las estructuras metálicas que
en el caso de emplear un material compuesto.
En el campo aeronáutico, para obtener la
certificación de un material es necesario realizar ensayos sobre el
material elegido en laboratorios certificados para tal fin. Estos
ensayos son muy costosos y complejos para el caso de los materiales
compuestos empleados actualmente en aeronáutica.
Así, la presente invención está orientada a la
resolución de estos inconvenientes en el caso de estructuras de
aeronave de material compuesto.
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La presente invención propone un método para la
evaluación del efecto de una descarga eléctrica sobre una
estructura de aeronave realizada en material compuesto a través de
la evaluación del daño producido por efecto del calentamiento
térmico originado por la citada descarga sobre la estructura. El
material compuesto que conforma la estructura de la aeronave tiene
propiedades físicas y propiedades térmicas que varían según la
dirección escogida del material. Este método es capaz de estimar de
forma aproximada estos daños, y por tanto se podrán reducir
drásticamente el número de ensayos realizados. Además, permitirá una
mayor libertad a la hora de investigar nuevas configuraciones así
como optimizar estas nuevas configuraciones y las ya ensayadas
Así, el método de la invención comprende las
etapas de:
- a)
- Aplicar una descarga eléctrica sobre el material de la estructura de la aeronave, modelizado como un generador de intensidad;
- b)
- Distribuir en una malla eléctrica con elementos eléctricos resistivos el material de la estructura de la aeronave;
- c)
- Calcular las intensidades que recorren la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave a partir de la intensidad que se introduce en los generadores;
- d)
- Calcular, con las intensidades anteriores, el calor que se disipa en cada uno de los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave;
- e)
- Calcular la distribución de temperaturas en cada uno de los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave;
- f)
- Determinar los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave que, por efecto de la distribución de temperaturas, sufren un cambio de estado y se evaporan;
- g)
- Determinar el daño causado al material de la estructura de la aeronave por efecto de la descarga eléctrica.
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Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que le acompañan.
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La Figura 1 muestra la clasificación en zonas de
una aeronave en función de la probabilidad de las mismas a sufrir un
impacto de una descarga eléctrica.
La Figura 2 muestra la distribución de la
estructura de la aeronave mediante una malla de elementos eléctricos
resistivos.
La Figura 3 muestra el comportamiento térmico
del material de la estructura de la aeronave.
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La presente invención propone así un método para
la evaluación del efecto de una descarga eléctrica sobre una
estructura de aeronave realizada en material compuesto a través de
la evaluación del daño por efecto del calentamiento térmico
producido por la citada descarga sobre la estructura. La
probabilidad de una aeronave comercial de sufrir un impacto de rayo
es elevada, calculándose que una aeronave sufre de media casi 2
impactos de rayo por año. Por consiguiente, es necesario tomar
medidas adecuadas que aseguren en primer lugar la seguridad de los
pasajeros y en segundo lugar, que hagan que ese impacto de rayo
tenga el menor efecto posible en la operación de la aeronave.
No todas las partes que componen la estructura
de una aeronave tienen la misma probabilidad de sufrir el impacto de
una descarga eléctrica ni tampoco que éste sea igual de severo.
Según sea la probabilidad y severidad del rayo o descarga eléctrica,
el avión se divide en distintas zonas desde el punto de vista del
impacto directo, dependiendo así la protección de la estructura
externa de la aeronave de en qué región esté situada la parte a
proteger. La estructura de una aeronave se divide en las regiones
siguientes:
- Región 1 donde es probable sufrir el impacto inicial del rayo y los primeros impactos de retorno y donde no es probable que el rayo se mantenga;
- Región 2 donde es probable sufrir el impacto inicial del rayo y los primeros impactos de retorno y donde es probable que el rayo se mantenga enganchado;
- Región 3 donde es probable que haya un impacto de retorno de amplitud reducida, y además, la probabilidad de que el rayo se quede enganchado es baja;
- Región 4 donde es improbable experimentar un primer impacto, pero sí es probable sufrir re-impactos debido al barrido del rayo y donde no es probable que el rayo se mantenga;
- Región 5 donde es improbable experimentar un primer impacto, pero sí es probable sufrir re-impactos debido al barrido del rayo y donde es probable que el rayo se mantenga enganchado;
- Región 6 donde es improbable que se sufra cualquier tipo de impacto de rayo, pero es probable que tengan que conducir la corriente asociada a los impactos de rayos en otras zonas.
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De este modo, el método de la invención
comprende las etapas siguientes, que se describirán más en detalle a
continuación.
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El fenómeno físico que se aplica sobre el
material de la estructura de la aeronave es el de una descarga
eléctrica o rayo. La descarga eléctrica se produce desde un foco que
está a un potencial mucho mayor que el objeto sobre el que cae la
descarga, que es el objeto en estudio. Cuando esta diferencia de
potencial supera la capacidad dieléctrica del medio (en este caso,
la del aire), se forma un arco eléctrico entre el foco y el objeto,
lo cual permite estudiar la descarga de un rayo (arco eléctrico)
desde una nube (foco) en el campo aeronáutico.
El arco eléctrico está caracterizado por ciertas
magnitudes, como el diámetro del arco, que se obtiene a partir de
los datos obtenidos mediante ensayos, la intensidad que se
transfiere, la curvatura del arco, el ángulo de incidencia del
rayo, etc. Según el método de la invención, el arco se considera
perpendicular al material de la estructura de la aeronave en
estudio.
Dado que en el campo aeronáutico la descarga
eléctrica se considera una función de la intensidad de corriente que
transmite esa descarga frente al tiempo, en el método según la
invención la descarga eléctrica se representa mediante un generador
de corriente continua, considerando además que la densidad de
corriente es constante en la sección transversal del arco eléctrico
y que las propiedades del arco eléctrico no varían con el tiempo
(arco eléctrico estacionario).
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Según el método de la invención se dividirá el
material en partes más pequeñas, llamadas celdas 7. Entre cada una
de estas celdas 7 y las celdas adyacentes se definirá un contacto
resistivo R. Por tanto, el material de la estructura de la aeronave
se modela como una malla 8 de resistencias R, como se observa en la
Figura 2. Los extremos de esta malla están unidos para que todos
ellos estén al mismo potencial, simulando el retorno de
corriente.
El método diseñado permite recoger el
comportamiento de varias clases de material: llamando "z" a la
dirección del espesor, y definiendo el plano "xy" como el plano
perpendicular localmente al eje "z", el material tiene una
conductividad que puede variar según "z", esto es, en cada
plano "xy" puede haber una conductividad tanto eléctrica como
térmica distinta.
De este modo el método de la invención permite
evaluar materiales compuestos (cuyas propiedades eléctricas varían
en cada capa del apilamiento) así como materiales metálicos
homogéneos. También permite la introducción de capas de otro
material distinto. Por ejemplo, se puede evaluar un material
compuesto más una malla de un material metálico sobre la superficie
del material compuesto, configuración muy utilizada en el campo
aeronáutico para la protección de estructuras frente a descargas
eléctricas.
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La malla eléctrica 8 del material de la
estructura de la aeronave se resuelve por un método estándar de
resolución de circuitos eléctricos, a partir de la intensidad que se
introduce en la citada malla 8 por los generadores de corriente
continua.
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Desde el punto de vista térmico, el método de la
invención considera el material de la estructura de la aeronave como
anisótropo, esto es, considera que sus propiedades térmicas dependen
de la dirección.
Al considerarse adiabáticas las condiciones de
contorno del material, excepto en la interfaz entre el rayo y la
probeta, donde el rayo inyecta calor al material, la energía
electromagnética que se va introduciendo en el material se concentra
en el mismo, no teniéndose en cuenta la posible energía que fuese a
radiar el propio rayo.
En la malla eléctrica 8 que se ha descrito
antes, el retorno de corriente se modela como tierra, imponiendo que
los extremos del material estén al mismo potencial, como se puede
observar en la Figura 2.
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En el método que estamos describiendo, las
fuentes de energía térmica son dos: la interacción en la interfaz
entre el arco eléctrico y el material, y el calentamiento del
material por efecto Joule al circular la intensidad en su
interior.
interior.
Este calor generado en el material de la
estructura de la aeronave se difundirá por conducción en el interior
del citado material.
\newpage
Para descargas eléctricas severas, la energía
transferida al material será suficiente para producir un cambio de
estado. El cambio de estado se representa en la Figura 3. Al llegar
a estado gaseoso, la celda 7 de la malla eléctrica 8 del material de
la estructura de la aeronave deja de tenerse en cuenta a efectos de
transmisión de calor, transfiriéndose toda la energía que tenía la
citada celda 7 hasta el momento de la evaporación a la celda
inmediatamente inferior.
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Tras finalizar el proceso se obtienen las celdas
7 que se han evaporado y se puede evaluar el daño causado al
material de la estructura de la aeronave.
En la realización preferente que acabamos de
describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas
dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (10)
1. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave a través de la
evaluación del daño producido por efecto del calentamiento térmico
originado por la citada descarga sobre la estructura, que comprende
las etapas de:
- a)
- Aplicar una descarga eléctrica sobre el material de la estructura de la aeronave mediante un generador de intensidad;
- b)
- Distribuir en una malla eléctrica con elementos eléctricos resistivos el material de la estructura de la aeronave;
- c)
- Calcular las intensidades que recorren la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave a partir de la intensidad que se introduce en los generadores;
- d)
- Calcular, con las intensidades anteriores, el calor que se disipa en cada uno de los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave;
- e)
- Calcular la distribución de temperaturas en cada uno de los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave;
- f)
- Determinar los elementos de la malla eléctrica del material de la estructura de la aeronave que, por efecto de la distribución de temperaturas, sufren un cambio de estado y se evaporan;
- g)
- Determinar el daño causado al material de la estructura de la aeronave por efecto de la descarga eléctrica.
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2. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según la
reivindicación 1 caracterizado porque la descarga eléctrica
está caracterizada por el diámetro del arco eléctrico, la intensidad
transferida por el arco, la curvatura del arco y el ángulo de
incidencia del rayo.
3. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según la
reivindicación 2 caracterizado porque el arco eléctrico es
perpendicular al material de la estructura de la aeronave.
4. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque la
descarga eléctrica se representa mediante un generador de corriente
continua, siendo la densidad de corriente constante en la sección
transversal del arco eléctrico y no variando las propiedades del
arco eléctrico con el tiempo.
5. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque el
material de la estructura de la aeronave se modela como una malla
(8) que comprende celdas (7) , comprendiendo a su vez dichas celdas
(7) entre cada una de las celdas (7) y las celdas adyacentes una
resistencia (R), estando los extremos de la malla (8) unidos para
que todos estén al mismo potencial.
6. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según la
reivindicación 5 caracterizado porque en la malla eléctrica
(8) el retorno de corriente se modela como tierra, estando así los
extremos del material al mismo potencial.
7. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque las
condiciones de contorno del material son adiabáticas.
8. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque la
estructura de aeronave está realizada en material compuesto.
9. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque la
estructura de aeronave está realizada en material metálico
homogéneo.
10. Método para la evaluación del efecto de una
descarga eléctrica sobre una estructura de aeronave según cualquiera
de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque la
estructura de aeronave está realizada en material compuesto con una
malla de material metálico sobre la superficie del mismo.
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| GEORGE SHIAO-YI TSAI LI, STEPHEN A. SEBO, "{}Lightning Current Induced Magnetic Field Distribution Measurement Technique on a Mock Airplane Fuselage Test Setup"{}, High Voltage Engineering Symposium, 22-27 August 1999 Conference Publication N$^{o}$ 467, todo el documento (Recuperado el 24-05-2010) Recuperad en Internet: <URL: http://ieeexplore.ieee.org/stamp/stamp. jsp?arnumber=00820635> * |
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