WO2010026273A2 - Metodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificacion de su geometría. - Google Patents

Metodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificacion de su geometría. Download PDF

Info

Publication number
WO2010026273A2
WO2010026273A2 PCT/ES2009/070363 ES2009070363W WO2010026273A2 WO 2010026273 A2 WO2010026273 A2 WO 2010026273A2 ES 2009070363 W ES2009070363 W ES 2009070363W WO 2010026273 A2 WO2010026273 A2 WO 2010026273A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
vertices
key
topology
geometry
mesh
Prior art date
Application number
PCT/ES2009/070363
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2010026273A3 (es
Inventor
David Del Campo Sud
David PERDONES DÍAZ
Roberto Esquej Alonso
Valentín DE PABLO FOUCE
Victor Ossorio Contreras
Original Assignee
Airbus España S.L.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus España S.L. filed Critical Airbus España S.L.
Priority to EP09740710A priority Critical patent/EP2339487A2/en
Priority to CA2739398A priority patent/CA2739398A1/en
Publication of WO2010026273A2 publication Critical patent/WO2010026273A2/es
Publication of WO2010026273A3 publication Critical patent/WO2010026273A3/es

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T17/00—Three dimensional [3D] modelling, e.g. data description of 3D objects
    • G06T17/20—Finite element generation, e.g. wire-frame surface description, tesselation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling

Definitions

  • the present invention relates to methods and systems for adapting the topology of a multi-block structured mesh of an object to a modification of its geometry, particularly in the aeronautical field.
  • CFD discretizes the physical domain in small cells in which the Navier-Stokes equations or simplifications thereof are calculated, such as the average Reynolds equations of Navier-Stokes. This implies the need for a good mesh to carry out a good calculation.
  • the meshes that are used in design activities using simulation tools such as CFD are of three types: fully structured, totally unstructured or hybrid, which are mixtures of the other two types of meshes.
  • Structured meshes are meshes in which the connectivity is regular and is fixed by the topology: each inner vertex is incident on a fixed number of cells and each cell is delimited by a fixed number of sides and edges. All nodes of a structured mesh can be located using indexes (Ij, k), so their connectivity is explicit.
  • the unstructured meshes have a totally arbitrary connectivity: a vertex of the mesh can belong to any number of cells and each cell can have any number of edges or sides.
  • the topology data must be permanently stored to know exactly the neighbors of each node. The cost of the memory involved in the use of an unstructured mesh can therefore become burdensome very quickly.
  • the structured meshes are divided into several blocks creating multi-block structured meshes in which the geometry in question is formed by several structured blocks, which comprise meshes structurally arranged within them.
  • the usual procedure consists in initially selecting a starting geometry from the point of view of some physical magnitude and then carrying out an optimization process by studying several geometries generally obtained by applying small modifications to the starting geometry. (eg rotation of some elements).
  • the topology is the arrangement according to which the blocks and vertices of a mesh are connected to each other.
  • the vertices are connected to each other by edges.
  • the vertices and the edges form the multi-block structure.
  • the structured mesh is finally calculated for each block.
  • some aircraft-related topologies are a body-tails topology, a wing-body-tails topology or a T-tail topology.
  • these and other objects are achieved by providing a computer-assisted method to adapt the topology of a multi-block mesh of an object, to a modification of its geometry resulting from a defined operation with respect to one or more spatial directions, being the method applicable to the design of said object using numerical simulation means in totally or partially structured meshes, comprising the following steps: - Provide the starting geometry of said object and the description of
  • the step of finding the set of key points is carried out using a database containing the set of key points and the way of finding them for a set of standard geometric typologies (e.g., a conventional tail or a T-tail of an aircraft). This achieves a highly automated method.
  • a database containing the set of key points and the way of finding them for a set of standard geometric typologies (e.g., a conventional tail or a T-tail of an aircraft).
  • these and other objects are achieved by providing a system to adapt the topology of a multi-block mesh of an object, to a modification of its geometry resulting from a defined operation with respect to one or more spatial directions, the system being applicable to the design of said object using numerical simulation means in totally or partially structured meshes, comprising:
  • Figure 1 shows the starting geometry of a horizontal tail stabilizer (HTP) and the modified geometry of said horizontal tail stabilizer after a rotation operation.
  • Figures 2 and 3 show the starting mesh and the modified mesh of a horizontal tail stabilizer (only in the area around the intersection of the HTP with the leading edge) after carrying out the rotation operation.
  • Figure 4 shows a key point in a horizontal tail stabilizer.
  • Figure 5 illustrates the procedure to move the vertices involved in the rotation operation.
  • the method comprises the following steps: a) Provide the starting geometry and the description of the mesh topology.
  • the input information is the starting geometry 21 of the horizontal tail stabilizer (see Figure 1) and the description of the topology of the corresponding starting mesh 31 (see Figure 2).
  • the starting geometry can be provided in a CAD format.
  • the topology of the starting mesh 31 (generated following any known procedure) is provided using a predetermined naming criterion to identify all geometric entities (curves, surfaces and materials). b) Find the key points
  • the key points are the geometric points that must be taken as a reference to find all the reference vertices. They must be unique and representative of the geometry. Their positions represent the origins from which they part to find all the reference vertices for the adaptation of the mesh topology, so that they are generally located at the geometric ends of the object (eg the tip of a wing of an aircraft or the bow of a ship) .
  • the identification of each key point is carried out through the intersection of the corresponding geometric entities.
  • the key points to identify depend on the object being designed, taking into account that the object or its parts must be oriented along preferential directions.
  • the points key will be located at the tips of the horizontal tail stabilizers, at the tip of the vertical tail stabilizer, at the tips of the wings
  • the identification of the key points is carried out using a database that, for a set of standard geometric typologies, contains the set of key points that are necessary and the way to find them (curve-curve or curve intersections -surface).
  • This database ensures the use of the same set of key points for a given geometry contributing to the standardization of the method.
  • While points, curves and surfaces are geometric entities defined by their three coordinates, the vertices are topological entities. defined by their coordinates and by their connectivity (the way in which they are connected to other vertices by edges).
  • the coordinates of the vertices are retrieved. After that, the distances of each vertex to each key point are calculated and the vertex closest to each key point (the key vertices of the block structure) is identified.
  • this step are the reference vertices involved in the modification of the geometry of the object that, normally, is the result of operations such as rotations or translations applied to the base geometry, for example, in the case of the horizontal tail stabilizer 11 which is being considered in this description, the result of applying a rotation of 5 degrees to obtain the rotated geometry 23 shown in Figure 1.
  • This step is carried out using a procedure that searches for new vertices along any desired direction for Find all the necessary vertices for the operation. In each step of the search, the X, Y, Z or any other direction given by a vector can be considered.
  • each key vertex is also (for example a wing tip)
  • the set of vertices that must be found when moving in a certain direction is also known (eg from the vertex key of a wingtip must be the vertices of the leading edge if advancing in the direction -Y).
  • the vertex key of a wingtip must be the vertices of the leading edge if advancing in the direction -Y.
  • an approximate direction this is the path formed by the connected edges that best approximates the desired direction.
  • the address or directions to follow from each key vertex can also be incorporated in the database mentioned above to avoid user decisions.
  • This procedure checks the connectivity of each vertex (identifies the edge that connects it with its neighbors) and calculates the normalized vector that defines the direction of each of them. Using the scalar product, it is calculated the angle formed by each of the edges with each direction (which is also defined as a normalized vector) and therefore a set of vertices can be identified advancing in the desired direction.
  • Vertex P is linked to a set of neighboring vertices Vj by vectors Pj. Therefore Q is the vertex Vj in which the associated angle CC j is minimum:
  • a vertex is advanced topologically along an axis in the topological direction closest to the desired spatial direction defined by the vector v.
  • the vertices are searched advancing from one to another.
  • the exact directions and the number of steps to be advanced from each key vertex must be defined specifically for each topology, as well as for the selection of the key points.
  • the topology is known a priori, so are the directions in which we are interested in moving forward and therefore it is possible to identify all the necessary reference vertices. While advancing in this way, it is known what vertex is in each moment. At the end of this process, all the reference vertices necessary for future operations are identified (not just the key vertices).
  • the topology As the topology is known, when the reference vertices are identified its function can be indicated. This means that for each vertex the following information will be saved: its name (or ID number), its coordinates and its topological position (eg advancing three steps in the X direction and one step in the Z direction, starting from the vertex key in the tip of the http). The essence of the method lies in this process: since The user does not have to visually identify any vertex, the entire process can be carried out without even having seen the 3D topology.
  • the key vertices (always vertices projected) move to the new position (e.g., in an aircraft the apex of the tip of an HTP to the new intersection of the leading and trailing edges of the HTP while the volumetric vertices move in certain distances and directions calculated with the same algorithm described in the case of the rotation
  • This process is executed on all the vertices that have been identified as projected on a particular curve or surface, while maintaining that projection, and then on the rest of the reference vertices ( volumetric vertices).
  • a preferred embodiment of a system according to the present invention comprises: a) A CFD model implemented in a computer using the commercial software package ANSYS ICEM CFR. b) Computer programs to execute the method described above such as ICEM-TCL sequences, that is code in the language
  • TCL including special commands ICEM-CFD to carry out all the necessary operations when the program is executed in graphic mode.
  • HTP horizontal tail stabilizer
  • S_HTP / S_HTP_LOW (HTP bottom surface)
  • S_HTP / S_HTP_UP (HTP top surface)
  • S_HTP / S_HTP_TTE (HTP exit edge surface)
  • the ones used in the present case are the following HTP tip (K1): as the intersection of the curve of the leading edge of the
  • HTP-fuselage at the leading edge K2: as an intersection of the curve of the leading edge of the HTP (C_GEOMETRIC / C_HTP_LE) and the HTP-fuselage curve (C_GEOMETRIC / C_HTP_FUS).
  • HTP-fuselage in the middle line of the trailing edge K3: as an intersection of the middle line of the trailing edge of the HTP (C_GEOMETRIC / C_HTP_TTE) and the HTP-fuselage curve
  • HTP-fuselage in the upper line of the trailing edge K4: as an intersection of the upper line of the trailing edge of the HTP (C_GEOMETRIC / C_HTP_TTE_UP and the HTP-fuselage curve (C_GEOMETRIC / C_HTP_FUS).
  • HTP- fuselage in the lower line of the trailing edge K5: as an intersection of the lower line of the trailing edge of the HTP (C_GEOMETRIC / C_HTP_TTE_LOW) and the HTP-fuselage curve
  • VTP tip (K6): as the intersection of the curve of the leading edge of the VTP (C_GEOMETRIC / C_VTP_LE) with the midline of the trailing edge of the VTP (C_GEOMETRIC / C_VTP_TTE).
  • VTP-fuselage at the leading edge (K7): as an intersection of the curve of the leading edge of the VTP (C_GEOMETRIC / C_VTP_LE) and fuselage-plane curve of symmetry (C_GEOMETRIC / C_FUS).
  • VTP-fuselage in the line of the symmetry plane of the trailing edge K8: as an intersection of the line of the symmetry plane of the trailing edge of the VTP (C_GEOMETRIC / C_VTP_TTE) and the VTP-fuselage curve
  • VTP-fuselage in the line of the plane of non-symmetry of the trailing edge (K9): as an intersection of the line of the plane of non-symmetry of the trailing edge of the VTP (C_GEOMETRIC / C_VTP_TTE_UP) and the curve VTP-fuselage (C_GEOMETRIC / C_VTP_FUS ).
  • Vertices of the leading edge of the HTP (P1) from K2 to K1 along the direction + Y.
  • Vertices of the midline of the trailing edge of the HTP (P2) from K3 to K1 along the direction + Y.
  • Vertices of the upper line of the trailing edge of the HTP (P3) from K4 to K1 along the direction + Y.
  • Vertices of the lower line of the trailing edge of the HTP (P4) from K5 to
  • Vertices of the surface of the HTP (P5): from each vertex of the set P1 to the corresponding vertex in the set P3 a subset P5 is created advancing in the + X direction. In the same way, subsets are created from the vertices in the set P1 to the vertices in the set P4.
  • a set P6 is defined by advancing two steps in the -X direction.
  • Vertices around the HTP from each vertex in the set P5, a subset P7 is created advancing three steps in the + Z or -Z direction, depending on the position of the reference vertex (upper or lower side of the HTP). Special care must be taken when searching in directions defined by a vector, when the origin of the search corresponds to vertices on the HTP-fuselage curve, to ensure that the vertices are located on the surface of the fuselage, so that these vertices between the HTP and the VTP and between the HTP and the plane of symmetry are correctly identified.
  • HTP Blocks are volumetric topological entities surrounded by edges. First, the blocks belonging to the HTP are rotated. This means that automatically all vertices belonging to the surface of the HTP (sets P1, P2, P3, P4 and P5) move to their new position.
  • Figure 2 illustrates the base mesh 31 and the modified mesh 33 after completing the rotation (only the area around the intersection of the leading edge of the HTP is shown).
  • the methods and systems of this invention are particularly applicable to the design or analysis of aircraft or some of their parts.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Graphics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Processing Or Creating Images (AREA)

Abstract

Métodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto (11) a una modificación de su geometría resultante de una operación definida respecto a alguna dirección espacial, de aplicación al diseño de dicho objeto (11) mediante simulación numérica en mallas estructuradas, que comprenden los siguientes pasos: a) proporcionar la geometría de partida (21) y la descripción de la topología de la malla de partida (31); b) encontrar puntos clave (25); encontrar el conjunto de vértices clave ubicados en dichos puntos clave (25); encontrar todos los vértices de referencia 10 buscando losvértices conectados a dichos vértices clave a lo largo de las direcciones espaciales; ejecutar la operación geométrica y obtener la topología adaptada de la malla moviendo dicho conjunto de vértices clave a la posición determinada por la geometría modificada (23) y el resto de vértices proporcionalmente al desplazamiento del vértice clave correspondiente.

Description

MÉTODOS Y SISTEMAS PARA ADAPTAR LA TOPOLOGÍA DE UNA MALLA ESTRUCTURADA MULTI-BLOQUE DE UN OBJETO A UNA MODIFICACIÓN DE SU GEOMETRÍA
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a métodos y sistemas para adaptar Ia topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificación de su geometría, particularmente en el campo aeronáutico.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Actualmente Ia Dinámica de Fluidos Computacional (CFD) ú otros modelos analíticos se usan ampliamente tanto en Ia industria aeronáutica como en otras industrias. De cara a reducir las inversiones en Ensayos en Túneles de Viento se usa crecientemente Ia simulación en las actividades de diseño.
CFD discretiza el dominio físico en pequeñas celdas en las que se calculan las ecuaciones de Navier-Stokes o simplificaciones de las mismas como por ejemplo las ecuaciones promediadas de Reynolds de Navier-Stokes. Ello implica Ia necesidad de una buena malla para llevar a cabo un buen cálculo.
Las mallas que se usan en actividades de diseño utilizando herramientas de simulación tales como CFD son de tres tipos: totalmente estructuradas, totalmente desestructuradas ó híbridas, que son mezclas de los otros dos tipos de mallas.
Las mallas estructuradas son mallas en las que Ia conectividad es regular y viene fijada por Ia topología: cada vértice interior es incidente sobre un número fijo de celdas y cada celda está delimitada por un número fijo de lados y bordes. Todos los nodos de una malla estructurada pueden ser localizados usando índices (Ij, k), por Io que su conectividad es explícita. Las mallas desestructuradas tienen una conectividad totalmente arbitraria: un vértice de Ia malla puede pertenecer a cualquier número de celdas y cada celda puede tener cualquier número de bordes o lados. Los datos de Ia topología deben estar permanentemente almacenados para conocer exactamente los vecinos de cada nodo. El coste de Ia memoria involucrada por el uso de una malla desestructurada puede por tanto llegar a ser gravoso muy rápidamente.
Para geometrías complejas, las mallas estructuradas están divididas en varios bloques creando mallas estructuradas multi-bloque en las que Ia geometría en cuestión está formada por varios bloques estructurados, que comprenden mallas ordenadas estructuralmente dentro de ellos.
En el análisis o diseño de muchos productos industriales utilizando herramientas informáticas de simulación que requieren Ia utilización de mallas estructuradas (total o parcialmente) multi-bloque es necesario, particularmente en el campo aeronáutico, estudiar diferentes configuraciones geométricas para alcanzar Ia geometría final. En este sentido, el procedimiento habitual consiste, en seleccionar inicialmente una geometría de partida desde el punto de vista de alguna magnitud física y, a continuación, llevar a cabo un proceso de optimización estudiando varias geometrías obtenidas generalmente aplicando a Ia geometría de partida pequeñas modificaciones (p. ej. rotación de algunos elementos).
La topología es Ia disposición según Ia cual los bloques y vértices de una malla se conectan entre sí. Los vértices están conectados entre sí por bordes. Los vértices y los bordes forman Ia estructura multi-bloque. La malla estructurada se calcula finalmente para cada bloque. Esto significa que diferentes tipos de objetos usarán diferentes topologías de malla mientras que objetos similares usarán mallas diferentes pero con Ia misma tipología (Ia misma disposición de vértices-bordes-bloques, aunque no su ubicación en el espacio no sea idéntica). Por ejemplo, algunas topologías relacionadas con aeronaves son una topología cuerpo-colas, una topología ala-cuerpo-colas ó una topología cola en T. Una vez que el objeto en cuestión está mallado, de acuerdo con su topología, todas las configuraciones geométricas que deben ser estudiadas en el ciclo de diseño tendrán Ia misma topología porque se obtienen modificando una geometría previa. Como Ia creación de una malla estructurada multi-bloque es actualmente una tarea que requiere mucho tiempo y mucho trabajo, sería deseable disponer de un método que permita una fácil adaptación de una malla preexistente a una modificación de Ia geometría del objeto en cuestión. Ello ahorraría una gran cantidad de tiempo de trabajo humano y causaría una mejora en Ia calidad y trazabilidad de Ia malla (evitando errores humanos) y reduciendo el tiempo previsto para ello. Hasta ahora, aun en el caso de pequeñas modificaciones en Ia geometría de partida, ó bien es necesario generar una nueva estructura multi- bloque o bien es necesario adaptar Ia estructura de bloques manualmente para generar su malla Io que requiere mucho tiempo.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de Ia presente invención proporcionar métodos y sistemas para adaptar Ia topología de una malla multi-bloque de un objeto, particularmente una aeronave ó una parte de una aeronave, a una modificación de su geometría de acuerdo con un procedimiento predefinido, siendo aplicables dichos métodos y sistemas al diseño de dicho objeto utilizando medios de simulación numérica, particularmente una simulación CFD, en mallas total o parcialmente estructuradas. Es otro objeto de Ia presente invención proporcionar métodos y sistemas para adaptar Ia topología de una malla multi-bloque de un objeto, particularmente una aeronave ó una parte de una aeronave, a una modificación de su geometría de acuerdo con un procedimiento predefinido que puede ser ejecutado, al menos en parte, utilizando programas de ordenador, siendo aplicables dichos métodos y sistemas al diseño de dicho objeto utilizando medios de simulación numérica, particularmente una simulación CFD, en mallas total o parcialmente estructuradas.
En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen proporcionando un método asistido por ordenador para adaptar Ia topología de una malla multi- bloque de un objeto, a una modificación de su geometría resultante de una operación definida respecto a una o más direcciones espaciales, siendo aplicable el método al diseño de dicho objeto utilizando medios de simulación numérica en mallas total o parcialmente estructuradas, que comprende los siguientes pasos: - Proporcionar Ia geometría de partida de dicho objeto y Ia descripción de
Ia topología de Ia malla de partida.
- Encontrar un conjunto de puntos clave en Ia geometría de partida como intersecciones de curvas o superficies representativas de dicho objeto.
- Encontrar el conjunto de vértices clave en Ia topología de Ia malla de partida que están ubicados en dichos puntos clave.
- Encontrar todos los vértices de referencia involucrados en dicha operación buscando los vértices conectados a dicho conjunto de vértices clave a Io largo de dichas una o más direcciones espaciales.
- Ejecutar dicha operación sobre Ia geometría de partida y obtener Ia topología adaptada de Ia malla moviendo dicho conjunto de vértices clave a Ia posición determinada por Ia geometría modificada y moviendo el resto de vértices de referencia proporcionalmente al desplazamiento del vértice clave correspondiente.
En una realización preferente, el paso de encontrar el conjunto de puntos clave se lleva cabo usando una base de datos que contiene el conjunto de puntos clave y Ia forma de encontrarlos para un conjunto de tipologías geométricas estándar (p. ej, una cola convencional ó una cola en T de una aeronave). Se consigue con ello un método altamente automatizado.
En otro aspecto, esos y otros objetos se consiguen proporcionando un sistema para adaptar Ia topología de una malla multi-bloque de un objeto, a una modificación de su geometría resultante de una operación definida respecto a una o más direcciones espaciales, siendo aplicable el sistema al diseño de dicho objeto utilizando medios de simulación numérica en mallas total o parcialmente estructuradas, que comprende:
- Un modelo de simulación de dicho objeto implementado en ordenador. - Programas de ordenador para ejecutar, al menos en parte, las siguientes operaciones:
- Cargar Ia geometría de partida de dicho objeto y Ia descripción de Ia topología de Ia malla de partida.
- Encontrar un conjunto de puntos clave en Ia geometría de partida como intersecciones de curvas o superficies representativas de dicho objeto.
- Encontrar el conjunto de vértices clave en Ia topología de Ia malla de partida que están ubicados en dichos puntos clave.
- Encontrar todos los vértices de referencia involucrados en dicha operación buscando los vértices conectados a dicho conjunto de vértices clave a Io largo de dichas una o más direcciones espaciales.
- Ejecutar dicha operación sobre Ia geometría de partida y obtener Ia topología adaptada de Ia malla moviendo dicho conjunto de vértices clave a Ia posición determinada por Ia geometría modificada y moviendo el resto de vértices de referencia proporcionalmente al desplazamiento del vértice clave correspondiente. Otras características y ventajas de Ia presente invención se harán evidentes de Ia siguiente descripción detallada de las realizaciones, ilustrativas de su objeto, junto con las figuras adjuntas.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra Ia geometría de partida de un estabilizador horizontal de cola (HTP) y Ia geometría modificada de dicho estabilizador horizontal de cola tras una operación de rotación. Las Figuras 2 y 3 muestran Ia malla de partida y Ia malla modificada de un estabilizador horizontal de cola (solo en Ia zona alrededor de Ia intersección del HTP con el borde de ataque) después de llevar a cabo Ia operación de rotación. La Figura 4 muestra un punto clave en un estabilizador horizontal de cola.
La Figura 5 ilustra el procedimiento para mover los vértices involucrados en Ia operación de rotación.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
I.- Método
Describimos a continuación una realización preferente el método según Ia presente invención en relación a un estabilizador horizontal de cola (HTP) de una aeronave. El método comprende los siguientes pasos: a) Proporcionar Ia geometría de partida y Ia descripción de Ia topología de Ia malla.
La información de entrada es Ia geometría de partida 21 del estabilizador horizontal de cola (ver Figura 1 ) y Ia descripción de Ia topología de Ia correspondiente malla de partida 31 (ver Figura 2).
La geometría de partida puede proporcionarse en un formato CAD.
La topología de Ia malla de partida 31 (generada siguiendo cualquier procedimiento conocido) se proporciona usando un criterio predeterminado de denominación para identificar todas las entidades geométricas (curvas, superficies y materiales). b) Encontrar los puntos clave
En este paso se identifica un conjunto de puntos clave. Los puntos clave son los puntos geométricos que deben ser tomados como referencia para buscar todos los vértices de referencia. Deben ser unívocos y representativos de Ia geometría. Sus posiciones representan los orígenes desde los que se parte para buscar todos los vértices de referencia para Ia adaptación de Ia topología de Ia malla, por Io que están generalmente ubicados en los extremos geométricos del objeto (p. ej. Ia punta de un ala de una aeronave o Ia proa de un barco). La identificación de cada punto clave se lleva a cabo a través de Ia intersección de las correspondientes entidades geométricas.
Los puntos clave a identificar dependen del objeto que está siendo diseñado, teniendo en cuenta que el objeto o sus partes deben estar orientados a Io largo de direcciones preferenciales.
Por ejemplo, si consideramos que en una aeronave, el fuselaje está orientado a Io largo del eje X, las alas y los estabilizadores horizontales de cola a Io largo del eje Y y el estabilizador vertical de cola a Io largo del eje Z, los puntos clave estarán ubicados en las puntas de los estabilizadores horizontales de cola, en Ia punta del estabilizador vertical de cola, en las puntas de las alas
(todos ellos identificados mediante Ia intersección de las correspondientes curvas del borde de ataque y del borde de salida), en Ia nariz y en Ia punta de
Ia cola.
En una realización preferente Ia identificación de los puntos clave se lleva a cabo usando una base de datos que, para una conjunto de tipologías geométricas estándar, contienen el conjunto de puntos clave que es necesario y Ia manera de encontrarlos (intersecciones curva-curva o curva-superficie). Esta base de datos asegura el uso del mismo conjunto de puntos clave para una geometría dada contribuyendo a Ia estandarización del método.
En el caso del estabilizador horizontal de cola 11 que estamos considerando el punto clave 25 (ver figura 4) se identifica como Ia intersección del borde de ataque 27 del HTP y de Ia línea media 29 del borde de salida del HTP. c) Encontrar los vértices clave
En este paso se identifican los vértices más cercanos a los puntos clave.
Mientras que puntos, curvas y superficies son entidades geométricas definidas por sus tres coordenadas los vértices son entidades topológicas definidas por sus coordenadas y por su conectividad (Ia manera en Ia que están conectados a otros vértices por bordes).
Después de identificar los puntos clave, se recuperan las coordenadas de los vértices. Después de ello se calculan las distancias de cada vértice a cada punto clave y se identifica el vértice más cercano a cada punto clave (los vértices clave de Ia estructura de bloques).
d) Encontrar los vértices de referencia
En este paso se encuentran los vértices de referencia involucrados en Ia modificación de Ia geometría del objeto que, normalmente, es el resultado de operaciones tales como rotaciones o traslaciones aplicadas a Ia geometría base, por ejemplo, en el caso del estabilizador horizontal de cola 11 que está siendo considerado en esta descripción, el resultado de aplicar una rotación de 5 grados para obtener Ia geometría rotada 23 mostrada en Ia Figura 1. Este paso se lleva a cabo utilizando un procedimiento que busca nuevos vértices a Io largo de cualquier dirección deseada para encontrar todos los vértices necesarios para Ia operación. En cada paso de Ia búsqueda se pueden considerar las direcciones X, Y, Z o cualquier otra dirección dada por un vector. Como Ia geometría es conocida y el punto representado por cada vértice clave también Io es (por ejemplo una punta de ala) el conjunto de vértices que debe ser encontrado cuando se avanza en una determinada dirección también es conocido (p.ej. desde el vértice clave de una punta de ala deben encontrarse los vértices del borde de ataque si se avanza en Ia dirección -Y). Por supuesto, nos estamos refiriendo a una dirección aproximada, esto es al camino formado por los bordes conectados que mejor se aproxima mejor a Ia dirección deseada.
La dirección o direcciones a seguir a partir de cada vértice clave puede estar incorporada también en Ia base de datos mencionada anteriormente para evitar decisiones del usuario.
Este procedimiento chequea Ia conectividad de cada vértice (identifica el borde que Ie conecta con sus vecinos) y calcula el vector normalizado que define Ia dirección de cada uno de ellos. Usando el producto escalar, se calcula el ángulo formado por cada uno de los bordes con cada dirección (al que también se define como vector normalizado) y por tanto se puede identificar un conjunto de vértices avanzando en Ia dirección deseada.
Consideremos que queremos encontrar el vértice P que está conectado al vértice Q por un borde cuya dirección es Ia más cercana a Ia definida por el vector v en Ia dirección preferencial correspondiente a Ia operación. El vector v será, normalmente, (1 ,0,0) o (0,1 ,0) o (0,0,1 ) ya que éstas son Ia direcciones preferenciales típicas. El vértice P está unido a un conjunto de vértices vecinos Vj por los vectores Pj. Por tanto Q es el vértice Vj en el que el ángulo asociado CCj es mínimo:
Figure imgf000011_0001
De esta manera se avanza topológicamente un vértice a Io largo de un eje en Ia dirección topológica más cercana a Ia dirección espacial deseada definida por el vector v. Usando este procedimiento se buscan los vértices avanzando de uno a otro. La direcciones exactas y el número de pasos a avanzar desde cada vértice clave debes estar definidos específicamente para cada topología, al igual que para Ia selección de los puntos clave. Como Ia topología es conocida a priori, también Io son las direcciones en las que estamos interesados en avanzar y por ello es posible identificar todos los vértices de referencia necesarios. Mientras se avanza de esta manera se sabe en que vértice se está en cada momento. Al final de este proceso, todos los vértices de referencia necesarios para futuras operaciones están identificados (no solo los vértices clave). Como Ia topología es conocida, cuando se identifican los vértices de referencia se puede señalar su función. Esto significa que para cada vértice de guardará Ia siguiente información: su nombre (o número ID), sus coordenadas y su posición topológica (p.ej. avanzando tres pasos en Ia dirección X y un paso en Ia dirección -Z, partiendo del vértice clave en Ia punta del http). La esencia del método radica en este proceso: dado que el usuario no tiene que identificar visualmente ningún vértice, el proceso completo puede ser llevado a cabo sin ni siquiera haber visto Ia topología 3D.
En este paso también es necesario identificar los vértices proyectados, es decir los vértices ligados a una curva ó superficie de Ia geometría, que deben ser distinguidos de los vértices volumétricos que no están ligados a ninguna entidad geométrica, porque, obviamente, estas restricciones deben ser guardarse en los ficheros finales. Esto se puede llevar cabo simplemente chequeando Ia distancia del vértice a Ia curva o superficie, medida perpendicularmente a ella. Consideraremos que un vértice es un vértice proyectado cuando esa distancia es menor que una cierta tolerancia. Se define esta tolerancia como el 2/1000 de Ia longitud del eje más corto que conecta el vértice considerado. Esta información y el nombre de Ia entidad geométrica en Ia que el vértice está proyectada también se guardan. e) Ejecutar Ia operación geométrica y Ia adaptación de Ia topología de Ia malla estructurada multi-bloque
En este paso se ejecutan las transformaciones geométricas y las de los bloques relacionados.
Una vez que se identifican los vértices de referencia y sus funciones, se pueden emprender las operaciones relacionadas con los bloques. Distinguiremos dos casos:
- Traslación-rotación, cuando Ia geometría modificada difiere de Ia de partida en Ia traslación o rotación de alguna de sus partes (p. ej. cuando queremos estudiar en una aeronave una rotación del HTP de 5 grados).
- Reproyecciones, cuando Ia geometría de partida se deforma ligeramente (p. ej. cuando queremos estudiar en una aeronave el efecto de incrementar Ia envergadura del HTP 1 m mediante una dilatación geométrica.
Cuando se trata de una rotación o traslación, es posible aplicarla fácilmente sobre los bloques que constituyen las partes afectadas, ya que los bloques que deben ser movidos y rotados son identificados fácilmente como pertenecientes a una parte determinada. El movimiento de los bloques implica mover todos vértices proyectados y los bordes. Después de llevar a cabo Ia rotación de los bloques, es necesario restablece Ia posición de Ia topología cercana para que Ia malla no sufra grandes deformaciones en esas zonas. Los algoritmos usados para ello toman en consideración los vértices proyectados en las partes rotadas (que ya han sido movidas Io necesario) y los proyectados en alguna superficie o curva de referencia fija (que deben mantenerse en su posición). Entonces, buscando a Io largo de Ia dirección que va de una parte a otra, se identifican los vértices volumétricos que están entre ellas y se mueven en una magnitud inversamente proporcional a su distancia a Ia parte móvil. Esto se ilustra en Ia Figura 5 donde el vértice P proyectado en Ia parte rotatoria 41 se convierte en P' en Ia parte rotada 41 ' y los vértices volumétricos P1 , P2 y P3 se convierten en P1 ', P2' y P3'. P4 permanece en Ia misma posición porque es un vértice proyectado en Ia parte fija 43.
En términos más generales, consideremos un vértice P que se proyecta en una parte rotatoria. Dado que debe mantenerse proyectado, el desplazamiento de este vértice viene determinado por consideraciones geométricas. Llamemos μ a su vector de desplazamiento. Consideremos que P está unido a P-i, Pi a P2, y así sucesivamente hasta el último borde que une Pn-i a Pn. Pn es o bien un vértice proyectado sobre una parte fija (y por ello su desplazamiento debe ser exactamente 0), ó bien un vértice suficientemente alejado de las partes móviles (y por ello no es necesario ningún desplazamiento). La secuencia P-Pr...-Pn ha sido identificada en el paso previo. Llamemos dj a Ia distancia entre el vértice Pj y el vértice P a Io largo del camino definido por los bordes. Ello significa que dι = PP </„ = PP + P I AP 2 así sucesivamente. Por Io tanto dn es Ia distancia total entre P y Pn medida a Io largo del mencionado camino de bordes. El vector de desplazamiento del vértice Pj viene dado por:
Figure imgf000013_0001
Cuando se requiere una reproyección (adaptación de unos bloques dados a una geometría modificada) los vértices clave (siempre vértices proyectados) se mueven a Ia nueva posición (p. ej., en una aeronave el vértice de Ia punta de un HTP a Ia nueva intersección de los bordes de ataque y salida del HTP mientras que los vértices volumétricos se desplazan en ciertas distancias y direcciones calculadas con el mismo algoritmo descrito para el caso de Ia rotación. Este proceso se ejecuta sobre todos los vértices que han sido identificados como proyectados sobre una particular curva o superficie, mientras se mantiene esa proyección, y después sobre el resto de vértices de referencia (vértices volumétricos).
II.- Sistema Una realización preferente de un sistema según Ia presente invención comprende: a) Un modelo CFD implementado en ordenador usando el paquete de software comercial ANSYS ICEM CFR. b) Programas de ordenador para ejecutar el método descrito anteriormente tales como secuencias ICEM-TCL, es decir código en el lenguaje
TCL incluyendo comandos especiales ICEM-CFD para llevar a cabo todas las operaciones necesarias cuando se ejecuta el programa en modo gráfico.
Sigue una breve descripción del sistema con respecto al estabilizador horizontal de cola (HTP) de un avión sometido a una rotación de 5 grados Los siguientes datos se definen en un fichero de texto de entrada: nombres de los ficheros de referencia "tetin" (geometría) y "blocking" (topología), nombres de los ficheros de salida a ser escritos, Ia convención de denominaciones a ser usada para que el programa identifique todas las entidades geométricas (curvas, superficies y materiales), Ia operación a ser ejecutada (Ia rotación del HTP), Ia dirección del eje de rotación y un punto de este eje.
Una vez que están identificadas Ia geometría y Ia topología, se lleva a cabo Ia rotación requerida de todas las curvas y superficies del HTP a través de comandos geométricos ICEM pre-programados. Estas curvas y superficies se identifican gracias a su denominación estándar. En general, una denominación estándar para los distintos tipos de objetos se puede incluir en Ia base de datos mencionada.
En nuestro modelo, las familias de curvas a rotar son: C_GEOMETRIC/C_HTP_FUS (curva de intersección HTP-fuselaje intersección curve)
C_GEOMETRIC/C_HTP_LE (borde de ataque HTP) C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE (línea media borde de salida HTP) C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE_UP (línea superior borde de salida HTP) C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE_LOW (línea inferior borde de salida HTP) Las familias de superficies a rotar son:
S_HTP/S_HTP_LOW (superficie inferior HTP) S_HTP/S_HTP_UP (superficie superior HTP) S_HTP/S_HTP_TTE (superficie borde de salida HTP)
Finalmente Ia curva de intersección HTP-Fuselaje se borra y recalcula y se escribe el nuevo fichero "tetin".
Antes de cargar el fichero "blocking" se identifican los puntos clave. De acuerdo con Ia información de Ia base de datos los que se usan en el presente caso (una cola convencional de avión) son los siguientes HTP punta (K1 ): como intersección de Ia curva del borde de ataque del
HTP (C_GEOMETRIC/C_HTP_LE) y Ia línea media del borde de salida del HTP (C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE).
HTP-fuselaje en el borde de ataque (K2): como intersección de Ia curva del borde de ataque del HTP (C_GEOMETRIC/C_HTP_LE) y Ia curva HTP- fuselaje (C_GEOMETRIC/C_HTP_FUS).
HTP-fuselaje en Ia línea media del borde de salida (K3): como intersección de Ia línea media del borde de salida del HTP (C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE) y Ia curva HTP-fuselaje
(C_GEOMETRIC/C_HTP_FUS). HTP-fuselaje en Ia línea superior del borde de salida (K4): como intersección de Ia línea superior del borde de salida del HTP (C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE_UP y Ia curva HTP-fuselaje (C_GEOMETRIC/C_HTP_FUS).
HTP- fuselaje en Ia línea inferior del borde de salida (K5): como intersección de Ia línea inferior del borde de salida del HTP(C_GEOMETRIC/C_HTP_TTE_LOW) y Ia curva HTP-fuselaje
(C_GEOMETRIC/C_HTP_FUS).
VTP punta (K6): como intersección de Ia curva del borde de ataque del VTP (C_GEOMETRIC/C_VTP_LE) con Ia línea media del borde de salida del VTP (C_GEOMETRIC/C_VTP_TTE). VTP-fuselaje en el borde de ataque (K7): como intersección de Ia curva del borde de ataque del VTP (C_GEOMETRIC/C_VTP_LE) y curva fuselaje- plano de simetría (C_GEOMETRIC/C_FUS).
VTP-fuselaje en Ia línea del plano de simetría del borde de salida (K8): como intersección de Ia línea del plano de simetría del borde de salida del VTP (C_GEOMETRIC/C_VTP_TTE) y Ia curva VTP-fuselaje
(C_GEOMETRIC/C_VTP_FUS).
VTP-fuselaje en Ia línea del plano de no simetría del borde de salida (K9): como intersección de Ia línea del plano de no simetría del borde de salida del VTP (C_GEOMETRIC/C_VTP_TTE_UP) y Ia curva VTP-fuselaje (C_GEOMETRIC/C_VTP_FUS).
Punto final trasero superior del fuselaje en el plano de simetría (K10): como intersección del Ia curva fuselaje-plano de simetría (C_GEOMETRIC/C_FUS) y Ia curva final trasera del fuselaje (C_GEOMETRIC/C_FUS_TTE). De los dos puntos obtenidos se elige el de mayor coordenada Z.
Punto final trasero inferior del fuselaje en el plano de simetría (K11 ) como intersección del Ia curva fuselaje-plano de simetría (C_GEOMETRIC/C_FUS) y Ia curva final trasera del fuselaje (C_GEOMETRIC/C_FUS_TTE). De los dos puntos obtenidos se elige el de menor coordenada Z. Después de seleccionar estos puntos clave se carga automáticamente el fichero "blocking" original y se identifican los correspondientes vértices clave.
A continuación, se obtiene el siguiente conjunto de vértices:
Vértices del borde de ataque del HTP (P1 ): desde K2 a K1 a Io largo de Ia dirección +Y.
Vértices de Ia línea media del borde de salida del HTP (P2): desde K3 a K1 a Io largo de Ia dirección +Y.
Vértices de Ia línea superior del borde de salida del HTP (P3): desde K4 a K1 a Io largo de Ia dirección +Y. Vértices de Ia línea inferior del borde de salida del HTP (P4): desde K5 a
K1 a Io largo de Ia dirección +Y.
Vértices de Ia superficie del HTP (P5): desde cada vértice del conjunto P1 al correspondiente vértice en el conjunto P3 se crea un subconjunto P5 avanzando en Ia dirección +X. De Ia misma manera se crean subconjuntos desde los vértices en el conjunto P1 a los vértices en el conjunto P4.
Vértices aguas arriba del borde de ataque del HTP (P6): desde cada vértice del conjunto P1 , se define un conjunto P6 avanzando dos pasos en Ia dirección -X.
Vértices alrededor del HTP (P7): desde cada vértice en el conjunto P5, se crea un subconjunto P7 avanzando tres pasos en Ia dirección +Z o -Z, dependiendo de Ia posición del vértice de referencia (lado superior o inferior del HTP). Hay que tener un cuidado especial al buscar en direcciones definidas por un vector, cuando el origen de Ia búsqueda se corresponde con vértices sobre Ia curva HTP-fuselaje, de asegurar que se encuentran los vértices sobre superficie del fuselaje, de manera que estos vértices entre el HTP y el VTP y entre el HTP y el plano de simetría están correctamente identificados.
Vértices en Ia estela del HTP (P8). Tomando como referencia todos los vértices de los conjuntos P2, P3 y P4 se crea un subconjunto P8 avanzando tres pasos en Ia dirección +Z. Finalmente se identifican todos los bloques contenidos en el material del
HTP. Los bloques son entidades topológicas volumétricas rodeadas por bordes. En primer lugar, se rotan los bloques pertenecientes al HTP. Esto significa que automáticamente todos los vértices pertenecientes a Ia superficie del HTP (conjuntos P1 , P2, P3, P4 y P5) se mueven a su nueva posición.
En este punto el "blocking" se adapta a Ia geometría rotada, pero los bloques en torno al HTP están deformados, Io que implica una baja calidad de Ia malla.
Para evitar el empeoramiento de Ia calidad de Ia malla, después de rotar los bloques, algunos de los vértices volumétricos identificados previamente en torno a Ia malla se desplazan a Ia nueva posición de acuerdo con el algoritmo descrito en e).
Para aplicar este método, se necesita para cada conjunto de vértices dos de de referencia, aquel desde el cual se conoce el desplazamiento (P) y aquel que permanece en su posición original (Pn). Este algoritmo se aplica a cada subconjunto de vértices P6 y P7. Finalmente, los vértices de Ia estela (conjunto P8) deben ser realineados con Ia nueva posición del borde de salida. Se mueven para ello los vértices de cada subconjunto de P8 a Ia coordenada Z correspondiente a su vértice P7 correspondiente.
La Figura 2 ilustra Ia malla base 31 y Ia malla modificada 33 después de completar Ia rotación (se muestra solo Ia zona alrededor de Ia intersección del borde de ataque del HTP).
Los métodos y sistemas de esta invención son particularmente aplicables al diseño ó análisis de aeronaves o algunas de sus partes.
Se pueden introducir en Ia 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 adaptar Ia topología de una malla multi-bloque de un objeto (11 ) a una modificación de su geometría resultante de una operación definida respecto a una o más direcciones espaciales, siendo aplicable el método al diseño de dicho objeto (11 ) utilizando medios de simulación numérica en mallas total o parcialmente estructuradas, caracterizado porque comprende los siguientes pasos: a) proporcionar Ia geometría de partida (21 ) de dicho objeto (11 ) y Ia descripción de Ia topología de Ia malla de partida (31 ); b) encontrar un conjunto de puntos clave (25) en Ia geometría de partida
(21 ) como intersecciones de curvas o superficies (27, 29) representativas de dicho objeto (11 ); c) encontrar el conjunto de vértices clave en Ia topología de Ia malla de partida (31 ) que están ubicados en dichos puntos clave (25); d) encontrar todos los vértices de referencia involucrados en dicha operación buscando los vértices conectados a dicho conjunto de vértices clave a Io largo de dichas una o más direcciones espaciales; e) ejecutar dicha operación sobre Ia geometría de partida (21 ) y obtener
Ia topología adaptada de Ia malla moviendo dicho conjunto de vértices clave a
Ia posición determinada por Ia geometría modificada (23) y moviendo el resto de vértices de referencia proporcionalmente al desplazamiento del vértice clave correspondiente.
2.- Un método según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el paso e) se lleva a cabo usando una base de datos que contiene datos de identificación de los puntos clave para un conjunto de tipologías geométricas estándar.
3.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2, caracterizado porque dicha operación es una de las siguientes: una traslación, una rotación, una reproyección.
4.- Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3, caracterizado porque dicha herramienta de simulación es una herramienta CFD y dicho objeto (11 ) es una aeronave o una parte de una aeronave.
5.- Un sistema para adaptar Ia topología de una malla multi-bloque de un objeto (11 ) a una modificación de su geometría resultante de una operación definida respecto a una o más direcciones espaciales, siendo aplicable el sistema al diseño de dicho objeto utilizando medios de simulación numérica en mallas total o parcialmente estructuradas, caracterizado porque comprende: a) Un modelo de simulación de dicho objeto (11 ) implementado en ordenador. b) Programas de ordenador para ejecutar, al menos en parte, las siguientes operaciones: b1 ) cargar Ia geometría de partida (21 ) de dicho objeto (11 ) y Ia descripción de Ia topología de Ia malla de partida (31 ); b2) encontrar un conjunto de puntos clave (25) en Ia geometría de partida (21 ) como intersecciones de curvas o superficies (27, 29) representativas de dicho objeto (11 ); b3) encontrar el conjunto de vértices clave en Ia topología de Ia malla de partida (31 ) que están ubicados en dichos puntos clave (25); b4) encontrar todos los vértices de referencia involucrados en dicha operación buscando los vértices conectados a dicho conjunto de vértices clave a Io largo de dichas una o más direcciones espaciales; b5) ejecutar dicha operación sobre Ia geometría de partida (21 ) y obtener Ia topología adaptada de Ia malla moviendo dicho conjunto de vértices clave a Ia posición determinada por Ia geometría modificada y movimiento el resto de vértices de referencia proporcionalmente al desplazamiento del vértice clave
(25) correspondiente.
6.- Un sistema según Ia reivindicación 5, caracterizado porque también comprende una base de datos que contiene datos de identificación de los puntos clave para un conjunto de tipologías geométricas estándar.
7.- Un sistema según cualquiera de las reivindicaciones 5-6, caracterizado porque dicha operación es una de las siguientes: una traslación, una rotación, una reproyección.
8.- Un sistema método según cualquiera de las reivindicaciones 5-7, caracterizado porque dicha herramienta de simulación es una herramienta CFD y dicho objeto (11 ) es una aeronave o una parte de una aeronave.
PCT/ES2009/070363 2008-09-03 2009-09-03 Metodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificacion de su geometría. WO2010026273A2 (es)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09740710A EP2339487A2 (en) 2008-09-03 2009-09-03 Method and system for adapting a multi-block structured mesh of an object to a modification in its geometry
CA2739398A CA2739398A1 (en) 2008-09-03 2009-09-03 Methods and systems for adapting a multi-block structured mesh topology of an object to a modification in its geometry

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ESP200802545 2008-09-03
ES200802545A ES2351411B1 (es) 2008-09-03 2008-09-03 Métodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificación de su geometría.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2010026273A2 true WO2010026273A2 (es) 2010-03-11
WO2010026273A3 WO2010026273A3 (es) 2010-08-12

Family

ID=41724676

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/ES2009/070363 WO2010026273A2 (es) 2008-09-03 2009-09-03 Metodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificacion de su geometría.

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20100053170A1 (es)
EP (1) EP2339487A2 (es)
CA (1) CA2739398A1 (es)
ES (1) ES2351411B1 (es)
WO (1) WO2010026273A2 (es)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103164586B (zh) * 2013-04-10 2015-11-04 中国矿业大学 基于组件的矿井巷道整体拼接方法
CN105302927A (zh) * 2014-05-28 2016-02-03 杭州恒达钢构股份有限公司 一种任意曲面建立空间网格结构的方法
US10956625B2 (en) 2015-09-01 2021-03-23 Siemens Industry Software Inc. Mesh generation system and method
GB201617666D0 (en) * 2016-10-19 2016-11-30 Rolls Royce Plc Optimization of an automatically meshable shapes
CN107016218B (zh) * 2017-05-02 2020-12-04 西安合科软件有限公司 一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法与装置
US11416647B2 (en) 2018-04-24 2022-08-16 Honeywell Federal Manufacturing & Technologies, Llc Computer-aided design file format for additive manufacturing and methods of file generation
US11416648B2 (en) 2018-04-24 2022-08-16 Honeywell Federal Manufacturing & Technologies, Llc Computer-aided design file format for additive manufacturing and methods of file generation
CN112685935B (zh) * 2020-12-25 2024-03-15 中国航空发动机研究院 一种二维多块结构化网格拓扑划分方法
CN116011049B (zh) * 2023-03-27 2023-07-07 北京科技大学 一种结构化网格过渡拓扑结构的参数化生成方法及装置

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5923329A (en) * 1996-06-24 1999-07-13 National Research Council Of Canada Method of grid generation about or within a 3 dimensional object
US5999187A (en) * 1996-06-28 1999-12-07 Resolution Technologies, Inc. Fly-through computer aided design method and apparatus
WO1999034336A1 (en) * 1997-12-29 1999-07-08 The United States Of America, Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration (Nasa) Triangle geometry processing for surface modeling and cartesian grid generation
US6879324B1 (en) * 1998-07-14 2005-04-12 Microsoft Corporation Regional progressive meshes
US6895371B1 (en) * 2000-09-11 2005-05-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Geometrical modeling of structural products
US7324103B2 (en) * 2001-10-30 2008-01-29 Ford Motor Company System and method of direct mesh manipulation
JP3621378B2 (ja) * 2001-12-28 2005-02-16 川崎重工業株式会社 格子収束解の算出システム
WO2006081198A2 (en) * 2005-01-25 2006-08-03 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Compact haptic and augmented virtual reality system
EP1901235B1 (en) * 2006-09-15 2019-08-14 Honda Research Institute Europe GmbH Free style deformation (FSD)
US20080275677A1 (en) * 2007-03-19 2008-11-06 Optimal Solutions Software, Llc System, methods, and computer readable media, for product design using coupled computer aided engineering models
US8217932B2 (en) * 2007-05-10 2012-07-10 Simon Fraser University Systems and methods for implementing haptic systems and stimulated environments
US8111256B2 (en) * 2008-03-11 2012-02-07 Ford Motor Company Method of altering a mesh model using model independent dirichlet parametrization
US8525832B2 (en) * 2008-10-10 2013-09-03 The University Of Utah Research Foundation Mesh formation for multi-element volumes

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None
See also references of EP2339487A2

Also Published As

Publication number Publication date
CA2739398A1 (en) 2010-03-11
WO2010026273A3 (es) 2010-08-12
US20100053170A1 (en) 2010-03-04
ES2351411A1 (es) 2011-02-04
EP2339487A2 (en) 2011-06-29
ES2351411B1 (es) 2011-12-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2010026273A2 (es) Metodos y sistemas para adaptar la topología de una malla estructurada multi-bloque de un objeto a una modificacion de su geometría.
JP7164295B2 (ja) ３ｄプリンティングのための現実の物体の向き付け
Zhang et al. Parameterization and optimization of hypersonic-gliding vehicle configurations during conceptual design
ES2356788B1 (es) Método y sistema para un cálculo rápido de las fuerzas aerodinámicas en una aeronave.
US20190265048A1 (en) Map-centric map matching method and apparatus
US10956625B2 (en) Mesh generation system and method
US8412492B2 (en) System and method for fitting feature elements using a point-cloud of an object
US20110267347A1 (en) Systems and methods for primitive intersection in ray tracing
Martin et al. Volumetric b-splines shape parametrization for aerodynamic shape design
US9881418B2 (en) Identifying features in polygonal meshes
CN110167756A (zh) 用于通过增材制造构造实体物体的基于构建方向的划分
KR20060047436A (ko) 2차원 및 3차원 도형의 데이터를 컴퓨터의 메모리에기록하는 데이터 구조, 프로그램 및 기록 매체
Sieger et al. Constrained space deformation techniques for design optimization
CN107567641B (zh) 用于识别复制品的系统和方法
Haimes MOSS: multiple orthogonal strand system
US20160275206A1 (en) Geodesic sketching on curved surfaces
US20210081583A1 (en) A method of operating a cad system model for modelling an article to be manufactured
CN108268009B (zh) 一种用于确定刀触点的方法、装置和系统
Dubovikov Novel approach and algorithm for searching rational nonconventional airframe concepts of new generation aircrafts
JP6698474B2 (ja) 解析メッシュ作成装置及び方法
JP4622987B2 (ja) 工具参照面データの作成装置と作成方法
CN105303026B (zh) 在材料资源上嵌套不规则零件形状的系统和方法
Wang et al. An automated mesh generation algorithm for curved surfaces of ship longitudinal structures
Schuster et al. A mesh-free parallel moving least-squares-based interpolation method for the application in aeroelastic simulations with the flow simulator
Cuillière et al. Automatic CAD models comparison and re-meshing in the context of mechanical design optimization

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009740710

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2739398

Country of ref document: CA