ES2397875B1 - Método multi-daños para la optimización de un diseño estructural. - Google Patents

Método multi-daños para la optimización de un diseño estructural. Download PDF

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Abstract

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.

Description

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 (quot;Propeller Blade
Releasequot;), es decir un evento en el que una pala de una hélice se separa de
2 o
ella y golpea el fuselaje, un UERF (quot;Uncontained Engine Rotor Failurequot;), 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 quot;Gran Dañoquot;.
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 quot;prepegquot;.
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 efectos
significativos 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 de separación de una pala de hélice.
La Figura 2 es un diagrama de bloques de un método convencional de
optimización.
15
La Figura 2 es un diagrama de bloques de un método de optimización
según la presente invención.
La Figura 4 es una vista esquemática de un modelo FE de un barril
usado para el diseño de una sección de un fuselaje de aeronave según la
presente invención.
2 o
La Figura 5 es una vista en perspectiva de una sección de un fuselaje de
aeronave mostrando los resultados obtenidos utilizando un método de
optimización conocido en la técnica.
La Figura 6 es una vista en perspectiva de una sección de un fuselaje de
aeronave mostrando los resultados obtenidos utilizando un método de
2 5
optimización según la presente invención para el modelo no-dañado y dos
modelos dañados.
La Figura 7 es un gráfico mostrando los resultados finales obtenidos
utilizando un método de optimización según la presente invención para un
número diferente de modelos dañados.
3 o
La Figura 8 muestra el mismo grafico de la Figura 7 y un gráfico similar
usando un supuesto de cargas menos severo para los modelos dañados que
para el modelo no-dañado.
-
Una fase de preparación usando herramientas CAE (quot;Computer aided
engineeringquot;) en la que se lleva a cabo un diseño inicial 21 de la pieza
obteniéndose un modelo FE (quot;Finite Elementsquot;) y definiéndose las variables de
diseño y restricciones.
5
-Una fase de simulación usando herramientas informáticas de
simulación comprendiendo un bucle de optimización 23 relativo a uno o más
modos de fallo.
-Una fase de presentación de resultados usando herramientas
informáticas del diseño final 25.
1 o
El método de optimización según la presente invención (ver Fig. 3) para
optimizar dicha sección de fuselaje también comprende tres fases:
-Una fase de preparación en la que se lleva a cabo un diseño inicial 31
obteniéndose un modelo FE y definiéndose las variables de diseño y las
restricciones.
15
-Una fase de simulación comprendiendo un bucle de optimización 33
que se realiza simultáneamente para un modelo correspondiente a la sección
del fuselaje no-dañada y para un número de modelos correspondiente a un
conjunto de posibles secciones del fuselaje dañadas, siendo capaz esta fase de
simulación de analizar uno o más modos de fallo.
2 o
-Una fase de presentación de resultados del diseño final 35.
Como las diferencias principales entre el método de optimización según
la presente invención y los métodos convencionales de optimización se refieren
al uso simultáneo de un modelo no-dañado y varios modelos dañados en el
bucle de optimización, este será el principal objeto de la siguiente descripción.
2 5
MODELO NO-DAÑADO
Como un ejemplo de la sección del fuselaje a ser optimizada según la
presente invención se ha elegido una sección del fuselaje configurada como un
barril cilíndrico 41 comprendiendo un revestimiento 43, varias cuadernas
transversales 45, larguerillos longitudinales 47 y otros elementos (barras
3 o
interiores y exteriores 49, 49').
Modelo FE
Las principales características del modelo FE obtenido en la fase de
preparación (ver Fig. 4) son las siguientes
-180 SHELL elementos para revestimiento 43. Espesor= 0.003 mm.
-21 OSHELL elementos para cuadernas 45. Espesor= 0.003 mm.
5
-180 ROO elementos para larguerillos 47. Área= 100 mm2.
-21 O BAR elementos para barras exteriores de cuadernas 49. Área =
100 mm2, lx = 1 000 mm4, ly = 3E5 mm4
-420 BAR elementos para barras interiores de cuadernas 51. Área = 100
mm2, lx = 1000 mm4, ly = 3E5 mm4
1 o
Principales Parámetros del Material: E=7.4E7 KN/m2 ; G=2.7E7 KN/m2;
v=0.37.
Variables de Diseño
Las variables de diseño son las siguientes:
-Espesor de elementos del revestimiento: 180 variables
15
-Espesor de elementos de cuadernas: 21 Ovariables
-Área de cruce de larguerillos: 180 variables
Restricciones de Diseño
Las restricciones de diseño son las siguientes:
-SHELL elementos de revestimiento: Von Mises stress:::; 160 MPa; 1mm
2 o
:::; Espesor:::; 20m m.
-SHELL elementos de cuadernas: Von Mises stress :::; 160 MPa; 1mm :::;
Espesor:::; 20mm.
-ROO elementos de larguerillos: -160 Mpas as 160 MPa; 10 mm2:::;
área :::; 1 000 mm2.
25
Cargas y condiciones de borde
Las cargas principales y las condiciones de borde son las siguientes:
-Cargas aplicadas en el centro de la primera cuaderna con RBE3:
Mx = 1000 KN•m, Fy = -750 KN, Fz = -750 KN
-Condiciones de borde de las nodos finales de cuadernas:
3 o
ux = uy = uz = O
MODELOS DAÑADOS
Conceptualmente un modelo dañado es el modelo correspondiente a la
sección del fuselaje de la aeronave después de recibir el impacto de una pala
separada siguiendo una determinada trayectoria.
El modelo FE se obtiene consiguientemente eliminando (o degradando)
5
del modelo FE para el fuselaje no-dañado aquellos elementos afectados por la
hipotética trayectoria de la pala separada. Se asume que la energía de la pala
separada es infinita y que por tanto en caso de impacto causará el colapso de
cualquier elemento del fuselaje dentro de su trayectoria.
Las variables de diseño de un modelo dañado son las mismas que las
1 o
variables de diseño del modelo no-dañado. Sin embargo las restricciones de
diseño y los supuestos de carga de un modelo dañado pueden ser diferente de
los del modelo dañado puesto que se considera que, en el caso de un impacto
de una pala separada, el objetivo de la aeronave no es continuar el vuelo
planeado bajo unas condiciones estándar de vuelo sino en unas llamadas
15
condiciones sub-estándar de vuelo para aterrizar lo antes posible.
Consiguiente pueden usarse menores supuestos de carga y restricciones para
los modelos dañados que para el modelo no-dañado.
BUCLE DE OPTIMIZACIÓN
En un bucle de optimización para, solamente, el modelo dañado los
2 o
resultados que se obtendrían se ilustran en el modelo final 57 mostrado en la
Figura 5 usando un código de color en cada elemento del fuselaje
representando su espesor. El máximo espesor es 9.72 mm y el Volumen Óptimo
(la función objetivo) es 0.1697 m3.
Como el experto en la materia entenderá fácilmente dicho bucle de
2 5
optimización utiliza un motor de optimización apropiado que calcula la variación
del margen de seguridad de cada uno de los criterios asociados de fallo
dirigiendo el volumen del fuselaje hacia un valor mínimo.
Como ya se ha dicho, en el método de optimización según la presente
invención, el bucle de optimización se lleva a cabo simultáneamente (ver Figura

3 o 6) para el modelo no-dañado 41 y para uno o más modelos dañados seleccionados considerando las posibles trayectorias de la pala separada (dos
modelos 51, 51' en el caso ilustrado en la Figura 6).
En términos generales, el problema de optimización puede ser formulado
como sigue: dadas las variables de diseño X0 =(xp ...,xn).del modelo no dañado
5
minimizar una función objetivo VOL (el volumen del fuselaje que es proporcional
al peso) sometido a las restricciones g/(Xd) sO; i = I, ...,Jd; d = O, ... ,D
donde Xd corresponde al modelo dañado d, siendo Xd e X~
Los resultados obtenidos en un bucle de optimización para el modelo no
dañado 41 y dos modelos dañados 51, 51' se muestran en el modelo final 59 de
1 o
la Figura 6 usando el mismo código de color que en la Figura 5. El máximo
espesor es 9.83 mm y el Volumen Óptimo es 0.1957 m3.
ANÁLISIS PARAMÉTRICO
La Figura 7 muestra en la línea 61 los resultados obtenidos para
15
diferentes números de modelos dañados en términos del incremento de la
función objetivo (el volumen) con respecto al resultado obtenido para el modelo
no-dañado
La Figura 8 muestra la misma línea 61 de la Figura 6 y la línea 63 que
muestra el volumen optimizado obtenido para el mismo número de modelos
2 o
dañados en términos del incremento de la función objetivo con respecto al
resultado obtenido para el modelo no-dañado, usando una carga P para el
modelo no-dañado y una carga P/1.5 para los modelos dañados.
Estos ejemplos ilustran claramente las ventajas de la presente invención
para alcanzar un diseño optimizado de una sección de fuselaje sometida a un
2 5
evento PBR.
Como el experto en la materia entenderá fácilmente el método de
optimización multi-modelo según la presente invención puede ser aplicado a
otras piezas, usando diferentes variables de diseño, funciones objetivo y
restricciones.
3 o
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión
con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas

modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims (6)

  1. 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. 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. 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. 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. 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. 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).
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