ES2387170B1

ES2387170B1 - Metodos y sistemas para optimizar el diseño de superficies aerodinamicas

Info

Publication number: ES2387170B1
Application number: ES200931082A
Authority: ES
Inventors: Daniel Redondo Garcia; Javier De Bona Piedrabuena
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2009-11-30
Filing date: 2009-11-30
Publication date: 2013-08-20
Anticipated expiration: 2029-11-30
Also published as: ES2387170A1; US20110161057A1; EP2339486B1; US8504340B2; EP2339486A1

Abstract

Métodos y sistemas para optimizar el diseño de superficies aerodinámicas. Incluyen en el proceso de diseño de la superficie aerodinámica de un cuerpo (41) que se mueve a través de un campo fluido pasos de: a) preparación de una simulación CFD de dicho cuerpo (41); b) resolución del cálculo CFD para unas determinadas condiciones del campo fluido y obtención de las líneas de corriente (51) del flujo sobre dicha superficie; c) cálculo de al menos una variable geométrica de la superficie, tal como la curvatura normal, según la dirección de dichas líneas de corriente (51) y adicionalmente de al menos una variable relevante del flujo aerodinámico, tal como el gradiente de presión; d) visualización simultánea de la superficie de dicho cuerpo (41) y de dicha al menos una variable geométrica y, adicionalmente, de dicha al menos una variable del flujo aerodinámico.

Description

Metodos y sistemas para optimizar el diseño de superficies aerodinámicas

CAMPO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a métodos y sistemas para optimizar el diseño de superficies de cuerpos que se mueven en un medio fluido y, más en particular, a métodos y sistemas para optimizar el diseño de superficies de aeronaves.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Actualmente el diseño de aeronaves se realiza usando Mecánica de Fluidos Computacional (CFD) y Ensayos en Túnel de Viento (WTT), siendo una tendencia actual la reducción de ensayos en túnel y el incremento de la simulación. Las ventajas de la simulación con CFD son significativas ya que se reduce el tiempo necesario para obtener una solución y permite alcanzar soluciones más optimizadas gracias a la flexibilidad y automatismo del proceso.

Un cálculo CFD necesita un modelo discreto en 3D de la aeronave y el espacio circundante y un resolvedor CFD implementado en ordenador. El modelo discreto de la aeronave se crea utilizando uno o más programas de ordenador para desarrollar una malla volumétrica, donde la geometría de la aeronave está dividida en subdominios para la aplicación de condiciones de contorno del problema fluidodinámico. El resolvedor CFD permite llevar a cabo los cálculos CFD relevantes para dicho modelo discreto.

La Mecánica de Fluidos Computacional (CFD) permite la realización de cálculos detallados de cualquier sistema en el cual intervengan fluidos, mediante la resolución de las ecuaciones fundamentales de conservación de materia, energía y cantidad de movimiento para la geometría particular de cada sistema considerado. Los resultados que se obtienen son los valores de todas las variables que caracterizan el campo fluido (velocidad, presión, temperatura, composición, etc.) en cada uno de los puntos del mismo.

En ese sentido, los métodos de simulación conocidos que se utilizan para la optimización del diseño de superficies aerodinámicas siguen las etapas del diagrama representado en la Figura 1.

En la primera etapa 11 se define la geometría inicial de la superficie en cuestión, generalmente en un entorno CAD, a partir de planos 2D o bocetos que contienen sus características fundamentales.

En la segunda etapa 13 se genera una malla computacional. El dominio en cuestión queda pues discretizado en pequeñas celdas que pueden tener diversas formas. La complejidad de la física involucrada junto al tamaño del dominio define a grandes rasgos el tamaño del problema y la potencia de cálculo necesaria. La densidad de nodos puede cambiar de unas regiones a otras debiendo acumular un mayor número de ellos en las zonas donde se esperan fuertes variaciones de alguna variable.

En la tercera etapa 15 se resuelven las ecuaciones que gobiernan las variables de interés para el diseño de la superficie en cada uno de los elementos de la malla computacional generada en el paso anterior. Puesto que las ecuaciones son en derivadas parciales previamente hay que convertirlas en ecuaciones algebraicas (introduciendo errores numéricos de discretización y truncación) utilizando los esquemas numéricos más adecuados. Así se pasa de tener un conjunto de ecuaciones en derivadas parciales sobre un espacio continuo (x,y,z,t) a un sistema finito de ecuaciones algebraicas con variables independientes discretas (x[i],y[i],z[i],t[j]).

En la cuarta etapa 17 se analizan los resultados obtenidos y si la distribución de los valores de las funciones objetivo no es satisfactoria se procede un ciclo iterativo cuyo primer paso 19 es modificar la malla computacional y los siguientes son la repetición de la tercera y cuarta etapas 15, 17 para realizar los cálculos CFD y analizar sus resultados en relación con la malla modificada en el paso 19. Una vez que se alcanzan buenos resultados, se pasa a la etapa final 21 en la que hay que se obtiene la definición geométrica de la superficie “optimizada” a partir de la malla computacional.

Como se deduce de lo expuesto, en ese proceso de diseño no hay ninguna ligazón entre el análisis geométrico y el análisis de la simulación. El proceso parte de una definición geométrica y termina con una geometría modificada pero la modificación no es el resultado de un análisis geométrico sino del análisis de la simulación. Ello se traduce en un mayor coste y duración de los procesos de diseño.

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 que en los procesos de diseño de superficies aerodinámicas se puedan conjugar la simulación CFD y el análisis geométrico.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar métodos y sistemas que permitan al diseñador de superficies aerodinámicas visualizar, junto a la geometría de la superficie, características aerodinámicas relevantes de la misma.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar métodos y sistemas que permitan reducir el coste del diseño de superficies aerodinámicas.

En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen proporcionando un método asistido por ordenador para optimizar el diseño de una superficie de un cuerpo que se mueve en el seno de un campo fluido que comprende pasos de:

a) Preparación de una simulación CFD de dicho cuerpo.

b) Resolución del cálculo CFD para unas determinadas condiciones del campo fluido y obtención de las líneas de corriente del flujo sobre dicha superficie.

c) Cálculo de al menos una variable geométrica de la superficie según la dirección de dichas líneas de corriente.

d) Visualización simultánea de la superficie de dicho cuerpo y de dicha al menos una variable geométrica.

En una realización preferente de la invención dicha variable geométrica es la curvatura normal. Se consigue con ello que diseñador pueda visualizar conjuntamente con la superficie del cuerpo la variación de una variable geométrica muy relevante desde el punto de vista aerodinámico.

En otra realización preferente en los pasos c) y d) también se calcula y visualiza al menos una característica del flujo aerodinámico, tal como el gradiente de presión, a lo largo de las líneas de corriente. Se consigue con ello proporcionar al diseñador una información complementaria relevante para optimizar el diseño de la superficie aerodinámica.

En una realización preferente de la invención la representación gráfica de dichas variables se lleva a cabo sobre la propia superficie del cuerpo (a través, por ejemplo, de la utilización de códigos de colores). Se consigue con ello facilitar la identificación de zonas particulares susceptibles de optimización.

En otra realización preferente de la invención la representación gráfica de dichas variables se lleva a cabo sobre las propias líneas de corriente (a través, por ejemplo, de la utilización de códigos de colores). Se consigue con ello facilitar la identificación de las modificaciones a llevar a cabo para optimizar la superficie.

En otro aspecto, los objetos mencionados se consiguen proporcionando un sistema para optimizar el diseño de una superficie de un cuerpo que se mueve a través de un campo fluido que comprende:

a) Un módulo CAD para visualizar dicha superficie así como características geométricas o físicas asociadas a ella.

b) Un módulo CFD en 3D implementado en ordenador para obtener las líneas de corriente sobre dicha superficie para unas determinadas condiciones del campo fluido.

c) Un modulo de cálculo con medios aptos para:

c1) Recibir del Módulo CFD datos geométricos de dichas líneas de corriente.

c2) Calcular al menos una variable geométrica de la superficie según la dirección de dichas líneas de corriente.

c3) Transmitir los cálculos de dicha al menos una variable geométrica al módulo CAD para su visualización.

En una realización preferente, dicha variable geométrica es la curvatura. Se consigue con ello que diseñador pueda visualizar conjuntamente con la superficie del cuerpo la variación de una variable geométrica muy relevante desde el punto de vista aerodinámico.

En realizaciones preferentes de la invención en el módulo de calculo también se calcula y transmite al menos una característica del flujo aerodinámico, tal como el gradiente de presión, según la dirección de dichas líneas de corriente. Se consigue con ello proporcionar al diseñador una información complementaria relevante para optimizar el diseño de la superficie aerodinámica.

Otras características y ventajas de la presente invención se harán evidentes con la siguiente descripción detallada de su objeto en relación con las figuras adjuntas.

DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

La Figura 1 muestra un diagrama de bloques ilustrativo de un proceso conocido de diseño de una superficie aerodinámica utilizando CFD.

La Figura 2 muestra una diagrama de bloques ilustrativo del método objeto de la presente invención.

Las Figuras 3 y 4 muestran un ejemplo de realización de la invención en el que la representación de los valores de la curvatura normal en la dirección de las líneas de fricción se lleva a cabo sobre la propia superficie del cuerpo considerado, visto de frente y por detrás respectivamente.

Las Figuras 5 y 6 muestran un ejemplo de realización de la invención en el que la representación de los valores de la curvatura normal en la dirección de las líneas de fricción en la superficie del cuerpo considerado, visto de frente y por detrás respectivamente, se lleva a cabo sobre las líneas de fricción.

Las Figuras 7 y 8 muestran un ejemplo de realización de la invención en el que se incluye un gráfico adicional de la evolución de la curvatura normal con la coordenada X para una línea de corriente determinada.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN

El diseño geométrico consiste en definir entidades geométricas a partir de unos requisitos y cumpliendo ciertas restricciones. Dichas entidades son comúnmente curvas, superficies o volúmenes, en general tridimensionales. Más concretamente, el diseño geométrico aerodinámico, o simplemente diseño aerodinámico, suele concebir superficies orientables considerando que sólo una de sus caras está en contacto con el aire. Estas superficies aerodinámicas se unen después para encerrar un volumen y formar una superficie cerrada en el espacio.

La capacidad de visualización de la geometría es indiscutiblemente útil en el ejercicio de diseño. La visualización transforma en imágenes una definición abstracta o matemática (computacional) de la geometría e intenta representar sobre ella determinadas características. En el ejercicio de diseño clásico la definición de la geometría es un primer paso que permite iniciar la simulación; sin embargo el análisis geométrico no se encuentra ligado al análisis de la simulación.

La idea básica de la presente invención consiste en combinar en el proceso de diseño de superficies de aeronaves –u otros cuerpos que se muevan en medios fluidos- la representación de características geométricas de las superficies con características aerodinámicas de especial interés para el diseño.

Una primera característica relevante es la curvatura (normal) según la dirección de la línea de corriente local del flujo sobre la superficie, en caso de un fluido no viscoso, o bien según líneas de fricción locales, en caso de fluido viscoso. Igualmente, se considera la representación de la curvatura (normal) según la proyección de las líneas de corriente de la solución “exterior” (fuera de la capa límite) sobre la superficie en el caso de fluido viscoso.

La curvatura normal de una superficie aerodinámica es una de las variables que más influye en la evolución de su capa límite. Por ello el conocimiento de su evolución y continuidad suministra información valiosa al diseñador para el análisis de la capa límite en la dirección en la cual ésta es bidireccional.

Así pues, según la presente invención, en el proceso de diseño de una superficie aerodinámica utilizando CFD se incluyen pasos para representar y visualizar la curvatura y, adicionalmente, otras variables relevantes, según la dirección de las líneas de corriente. Ello supone según se ilustra en la Figura 2 un paso 31 en el que dentro del cálculo CFD se obtienen las líneas de corriente correspondientes a las características del fluido considerado, un paso 33 en el que se calcula la curvatura y, en su caso, otras variables adicionales, según la dirección de las líneas de corriente y un paso 35 en el que se visualiza la geometría de la superficie y los valores de la curvatura y, en su caso, otras variables adicionales según las líneas de corriente.

La incorporación de los pasos del método objeto de la presente invención a un proceso de diseño de una superficie aerodinámica utilizando CFD puede hacerse en la etapa de post-proceso del mismo y requiere:

-: la incorporación de un software específico para el cálculo de la curvatura y, en su caso otras variables adicionales;

-: la incorporación de un software específico o la adaptación del software de visualización de la geometría disponible para la visualización sobre la superficie en cuestión de los valores de la curvatura y, en su caso otras variables, según las líneas de corriente.

Para facilitar la comprensión de los métodos y sistemas según la presente invención se describirá seguidamente un ejemplo de aplicación de los mismos en referencia a las Figuras 3-8.

El cuerpo 41 es un cuerpo compuesto por un cilindro recto 43 de 0,4 m de largo y 0,1 m de radio, cerrado por delante y detrás por sendos semi-elipsoides de revolución 45, 47 de 0,4 m de largo y 0,1 m de longitud del semi-eje de revolución.

El cuerpo se mueve en un campo fluido en unas determinadas condiciones de las que resaltan un número Mach de 0,75 y un ángulo de ataque de 8º.

Como resultado del paso 31 mencionado anteriormente el cálculo CFD proporciona el vector de fricción en cada punto de la superficie del cuerpo 41 que en el paso 35 se visualizará a través de las líneas de corriente 51.

A partir de dicho vector de fricción y de la geometría del cuerpo 41 en el paso 33 mencionado anteriormente se calcula, mediante un código específico en lenguaje C, la curvatura normal en cada punto de la superficie del cuerpo 41.

En una primera realización de la invención ilustrada en las Figuras 3 y 4 los valores de la curvatura se representan sobre la propia superficie del cuerpo 41 mediante un código de colores preestablecido.

En una segunda realización de la invención ilustrada en las Figuras 5 y 6 los valores de la curvatura se representan sobre las líneas de corriente 51 mediante un código de colores preestablecido.

Por otra parte se pueden representar los valores de la curvatura a lo largo de una línea de corriente concreta como se muestra en las Figuras 7 y 8 en las que se representa la evolución de la curvatura normal con la coordenada X para la línea de corriente 53 (formalmente, la máxima información se obtendría al emplear el propio parámetro arco de la línea de corriente considerada como coordenada de visualización, pero el ejemplo utilizado satisface igualmente nuestros fines con menor complejidad). En la Figura 8 se ha ampliado en ordenadas la zona del salto de curvatura entre cilindro 43 y semi-elipsoides 45, 47 para poder apreciarla mejor.

Nótese que curvatura normal máxima del cilindro toma el valor 1/R, es decir 10 m^(-1) que es la que observan los paralelos, mientras que la mínima es 0, que es la que aprecian los meridianos (las generatrices del cilindro). En el caso de los elipsoides, y particularizando el cálculo a la circunferencia que limita el cilindro con ellos, la curvatura normal máxima es 10 m-1 y la mínima es 0,625 m-1 (utilizando la formula R/(a2), siendo “a” el semieje que no es el de revolución, que es distinta de cero y ocurre en los meridianos, obviamente. En las figuras los valores de la curvatura tienen signo menos porque se ha elegido la normal de la superficie “hacia fuera” del cuerpo.

La visualización conjunta de la geometría de la superficie y de los valores de la curvatura según las líneas de corriente supone una gran ayuda al diseñador para optimizar las superficies aerodinámicas al permitirle identificar fácilmente aquellas zonas susceptibles de optimización. En ese sentido, observando las figuras anteriores se aprecia la existencia de un salto en la curvatura normal entre los semi-elipsoides 45, 47 y el cilindro 43 tanto mayor cuanto más paralela al eje de revolución (eje x de las coordenadas cartesianas) sea la línea de fricción. Cabe destacar el salto de curvatura entre el cilindro y los semi-elipsoides, tanto menor cuanto más oblicua sea la línea de fricción, esto es, menos paralela al eje de revolución sea. Los bordes de ataque y salida acusan la mayor curvatura. Por su parte en las Figuras 4 y 6 puede observarse claramente la zona de desprendimiento y recirculación típicas de un cuerpo romo en su zona posterior.

En el caso de las superficies de aeronaves, los métodos y sistemas de la presente invención son especialmente útiles para optimizar el diseño de aquellas superficies de geometrías complejas como, por ejemplo, la de la zona que alberga el tren de aterrizaje. La información obtenida con ellos puede ser usada directamente por el diseñador para identificar zonas críticas en la superficie, que pudiesen contribuir a desprender la corriente o a innecesarios incrementos de resistencia aerodinámica.

En la exposición anterior se han mencionado variables adicionales a la curvatura que podrían ser objeto de cálculo y representación gráfica en forma similar a la de la curvatura entre las que se consideran particularmente relevantes las siguientes:

-: Gradiente de presión según la dirección de la corriente local.

-: Curvatura condicionada a la existencia de un gradiente de presión adverso según la dirección de la corriente local.

Se pueden introducir en la realización preferida que hemos descrito aquellas modificaciones que estén comprendidas en el ámbito de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES

1.- Un método asistido por ordenador para optimizar el diseño de una superficie de un cuerpo (41) que se mueve a través de un campo fluido, caracterizándose el método por comprender pasos de:

a) preparación de una simulación CFD de dicho cuerpo (41);

b) resolución del cálculo CFD para unas determinadas condiciones del campo fluido y obtención de las líneas de corriente (51) del flujo sobre dicha superficie;

c) cálculo de al menos una variable geométrica de la superficie según la dirección de dichas líneas de corriente (51);

d) visualización simultánea de la superficie de dicho cuerpo (41) y de dicha al menos una variable geométrica.
2.- Un método según la reivindicación 1, caracterizado porque dicha al menos una variable geométrica es la curvatura normal.
3.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado porque en los pasos c) y d) también se calcula y visualiza al menos una variable del flujo aerodinámico según la dirección de dichas líneas de corriente (51).
4.- Un método según la reivindicación 3, caracterizado porque dicha al menos una variable del flujo aerodinámico es el gradiente de presión.
5.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, caracterizado porque dichas variables geométricas y del flujo aerodinámico se visualizan gráficamente sobre la propia superficie del cuerpo (41).
6.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, caracterizado porque dichas variables geométricas y del flujo aerodinámico se visualizan gráficamente sobre las líneas de corriente (51).
7.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1-6, caracterizado porque el fluido es un fluido viscoso y las líneas de corriente (51) consideradas incluyen las líneas de fricción locales y/ó las proyecciones sobre la superficie de las líneas de corriente exteriores a la capa límite.
8.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1-6, caracterizado porque el fluido es un fluido no viscoso y las líneas de corriente (51) consideradas son las líneas de corriente local del flujo sobre la superficie.
9.- Un método asistido por ordenador según cualquiera de las reivindicaciones 1-8, caracterizado porque dicha superficie es una superficie perteneciente a una aeronave.
10.- Un programa de ordenador adaptado para ejecutar el método de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9.
11.- Un sistema para optimizar el diseño de una superficie de un cuerpo (41) que se mueve a través de un campo fluido que comprende:

b) un módulo CAD para visualizar dicha superficie así como características geométricas o físicas asociadas a ella;

a) un módulo CFD en 3D implementado en ordenador para obtener las líneas de corriente (51) sobre dicha superficie para unas determinadas condiciones del campo fluido;

caracterizado porque también comprende un módulo de cálculo con medios aptos para:

c1) recibir del modulo CFD datos geométricos de dichas líneas de corriente (51);

c2) calcular al menos una variable geométrica de la superficie según la dirección de dichas líneas de corriente (51);

c3) transmitir los cálculos de dicha al menos una variable geométrica al módulo CAD para su visualización.
12.- Un sistema según la reivindicación 11, caracterizado porque dicha variable geométrica es la curvatura normal.
13. Un sistema según cualquiera de las reivindicaciones 11-12, caracterizado porque dicho módulo de cálculo también comprende medios para calcular al menos una variable del fluido aerodinámico según la dirección de dichas líneas de corriente (51) y transmitir los resultados al módulo CAD para su visualización.
14.- Un sistema según la reivindicación 13, caracterizado porque dicha variable del fluido aerodinámico es el gradiente de presión.
15.- Un sistema según cualquiera de las reivindicaciones 11-14, caracterizado porque superficie es una superficie perteneciente a una aeronave.

OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS

N.º solicitud: 200931082

ESPAÑA

Fecha de presentación de la solicitud: 30.11.2009

Fecha de prioridad:

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA

51 Int. Cl : G06F17/50 (2006.01)

DOCUMENTOS RELEVANTES

Categoría

56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas

Y

US 2009/0164175 A1 (REDONDO GARCIA ET AL.) 25/06/2009; párrafos [0038] -[0042]; figura 1. 1-15

Y

REED, H.L., SARIC W.S., D. ARNAL: "Linear stability theory applied to boundary layers", ANNUAL REVIEW OF FLUID MECHANICS, vol. 28, 1996, páginas 389-428, XP002636377, ISBN: 0824307283; especialmente ver secciones 1.1, 4.3, 4.4, 5.2 y 5.3. 1-15

A

US 7127380 B1 (IVERSON ET AL.) 24/10/2006; página 5, línea 50 -página 7, línea 67; figuras 1 -2. 1, 10-11

A

CHANG-YEOL JOH: "Development of a nurbs-based wing design optimisation system", SCIENCE AND TECHNOLOGY, 2003. PROCEEDINGS KORUS 2003. SÉPTIMO SIMPOSIUM INTERNACIONAL RUSO-COREANO CELEBRADO DEL 28 DE JUNIO AL 6 DE JULIO, 2003, PISCATAWAY, NJ, USA, IEEE. Vol. 1, 28 de junio de 2003; páginas 249-254, XP010651493; ISBN 9-618-1; todo el documento. 1, 10-11

Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud

El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:

Fecha de realización del informe 29.08.2012

Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/5

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA

Nº de solicitud: 200931082

Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) G06F Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de

búsqueda utilizados) EPODOC

Informe sobre el estado de la técnica Página 2/5

OPINIÓN ESCRITA

Nº de solicitud: 200931082

Fecha de realización de la opinión escrita: 29.08.2012

Declaración

Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-15 SÍ NO

Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-15 SÍ NO

Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).

Base de la opinión.

La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.

Informe sobre el estado de la técnica Página 3/5

OPINIÓN ESCRITA

Nº de solicitud: 200931082

1. Documentos considerados.

A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.

Documento

Número Publicación o Identificación Fecha Publicación

D01

US 2009/0164175 A1 (REDONDO GARCIA et al.) 25.06.2009

D02

REED, H.L., SARIC W.S., D. ARNAL: "Linear stability theory applied to boundary layers", ANNUAL REVIEW OF FLUID MECHANICS, vol. 28, 1996, páginas 389-428, XP002636377, ISBN: 0824307283; especialmente ver secciones 1.1, 4.3, 4.4, 5.2 y 5.3.

D03

US 7127380 B1 (IVERSON et al.) 24.10.2006

D04

CHANG-YEOL JOH: "Development of a nurbs-based wing design optimisation system" SCIENCE AND TECHNOLOGY,2003. PROCEEDINGS KORUS 2003. SÉPTIMO SIMPOSIUM INTERNACIONAL RUSO-COREANO CELEBRADO DEL 28 DE JUNIO AL 6 DE JULIO, 2003, PISCATAWAY, NJ, USA, IEEE. Vol. 1, 28 de junio de 2003; páginas 249-254, XP010651493; ISBN 9-618-1; todo el documento.
2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración

La solicitud de invención presentada contiene tres reivindicaciones principales o independientes: una de método con ocho reivindicaciones más dependientes de ella, otra segunda de programa de ordenador para ejecutar el método de la primera, y otra tercera de sistema para llevar a cabo el método de la primera reivindicación. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en las primeras líneas de la reivindicación independiente 1, un método asistido por ordenador; dicho objeto técnico se centra funcionalmente o como aplicación, según se continúa en el preámbulo de dicha reivindicación principal, en el campo de la optimización asistida por ordenador de diseños. Igualmente, y como establece el solicitante en el preámbulo de dicha reivindicación principal, la invención incluye como parte del estado de la técnica de dicho campo tecnológico la concretización al diseño de superficies de cuerpos que se mueven en el seno de medios fluidos. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del aparato que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación independiente, comprende los pasos de: a) preparación de una simulación tipo CFD de dicho cuerpo; b) resolución de dicha simulación y obtención de las líneas de corriente; c) cálculo de una variable geométrica de la superficie según una línea de corriente; d) visualización simultánea del cuerpo y de dicha variable geométrica.

El documento D01 se considera el estado de la técnica más próximo. Este documento estadounidense, que forma parte del mismo sector técnico, presenta un método y un sistema para optimizar el diseño de la superficie de un cuerpo a partir de la generación de una malla mediante ordenador para el tratamiento de dicha superficie (véase párrafos [0039]-[0040]), y mediante un cálculo numérico por ordenador para la resolución de entornos fluidodinámicos (CFD; véase párrafos [0041][0042]). El documento D01 es, por tanto, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. Faltan por considerar, y difiere en esto respecto a dicha reivindicación, los dos últimos pasos del método, c) y d).

El documento D02 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico, al tratarse de documentación técnica básica para un ingeniero aeronáutico que intente mejorar el diseño aerodinámico de cuerpos y, por tanto, conocida por el hombre de la técnica. Se trata de un documento de literatura no patente y muestra un compendio de los últimos logros o realizaciones en el campo de la teoría lineal de estabilidad aplicada a la capa límite. Así, muestra especialmente los aspectos y las variables fluídicas o geométricas a cuidar de cara al diseño aerodinámico de sistemas aeronáuticos (ver página 391; último párrafo); concretamente, en el apartado 3.5 habla de los efectos de la variación geométrica de la superficie y en el 3.6, de los derivados de gradientes de presión favorables o adversos, ambos para sistemas subsónicos en dos dimensiones; en el apartado 4.3 habla de los efectos de la variación geométrica de la superficie, especialmente del redondeado delantero, y en el 4.4, de los derivados de gradientes de presión favorables o adversos, ambos para sistemas supersónicos en dos dimensiones; en el apartado 5.2, en la segunda mitad de la página 416, habla de los efectos de la curvatura de la superficie y, especialmente, en el 5.3, de la importancia de los derivados de gradientes de presión favorables o adversos a lo largo de las líneas de corriente, ambos para sistemas en tres dimensiones. Este documento induciría a un experto en la materia a visualizar, de alguna forma, la evolución de estas variables a lo largo de las líneas de corriente. Esto enfocaría la resolución de un problema técnico objetivo planteado como

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OPINIÓN ESCRITA

Nº de solicitud: 200931082

qué variables fluídicas o geométricas deberían ser tenidas en cuenta por el diseñador que quisiera mejorar la aerodinámica de la superficie de un cuerpo en el seno de una corriente de fluido. La parte correspondiente a la realización técnica de esto corresponde, más bien, a una forma de representación de la información, que no es patentable a la luz del art. 4.4 d) de la Ley de Patentes, y teniendo en cuenta, además, que el solicitante no presenta en la solicitud ninguna característica especial de cara a resolver esta última cuestión. Por ello, la consideración combinada de estos dos documentos puede concernir a las características técnicas y no técnicas esenciales del método presentadas en la parte caracterizadora de la reivindicación principal 1, y, por tanto, podría verse afectada la actividad inventiva de dicha reivindicación.

Igualmente, y no tomando en consideración aquellas características técnicas o no técnicas estimadas como ampliamente conocidas en el estado de la técnica o que pueden ser meras yuxtaposiciones de otras características de diseño propias del desarrollo o trabajo técnico normal y no inventivo de un experto en la materia, las reivindicaciones dependientes 2-9 pueden presentar un reducido contenido de salto inventivo que fuera susceptible de ampliar o complementar el correspondiente de la reivindicación principal.

En cuanto a las reivindicaciones 10-11, su objeto inventivo se corresponde con lo establecido en la reivindicación 1, y, por ello, las objeciones establecidas sobre ésta pueden aplicarse, mutatis mutandis, a dichas reivindicaciones 10-11.

Los documentos D03 y D04 presentan otras formas de realización que no anticipan la novedad o la actividad inventiva de la invención, aunque se incluyen como estado de la técnica y para el conocimiento del solicitante.

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