WO2010130863A2 - Método asistido por ordenador para la optimización de superficies de estructuras de material compuesto - Google Patents

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Definitions

  • the present invention relates to a computer-assisted method for the design of composite structures and, more particularly, to a method that includes obtaining and managing an optimized surface of said structures.
  • These structures comprise different components that are manufactured from composite fabrics with carbon fibers arranged in different orientations.
  • the design of these structures is carried out by means of a complex process that includes calculation, design of the fabric model and analysis of their producibility of their different components with feedback loops when modifications are introduced in any of those stages.
  • the engineers specialized in calculation use calculation programs to calculate the behavior of each piece under given loads, and the design engineers use CAD systems to, from the specifications provided by the calculation results analyze and design the different components including the generation of its fabric models, that is, the definition of the location and contour of the fabrics constituting its laminates.
  • multi-cell surfaces obtained in the calculation stage are used as "master geometries" of the structure in question.
  • the use of these multi-cell surfaces has the disadvantage that in certain stages of design of the components of those structures and particularly in the stages of updating solid models and / or fabric models as a result of changes in the master geometry, They can produce errors.
  • the present invention intends to solve these inconveniences.
  • An object of the present invention is to provide a computer-aided method for the design of composite structures with a plurality of components that facilitates the execution of the different stages of design of the structure in which the geometric definition of its surface is involved.
  • Another object of the present invention is to provide a computer-assisted method for the design of composite structures with a plurality of components that reduces the execution time of the different stages of design of the structure in which the geometric definition of its structure is involved. surface.
  • said transformation is carried out, by zones, in the following sub-stages: - Disintegrate each zone of the multi-cell surface into the cells that compose it.
  • the mentioned objects are achieved with software that when executed in a computer together with a CAD system or included therein facilitates the automatic or semi-automatic execution of the different stages of the mentioned method.
  • Figure 1 schematically shows the design process of the rear fuselage of an aircraft using a method according to the present invention.
  • Figures 2 and 3 illustrate the process of transforming a surface with two cells into a single cell surface according to the method of the present invention.
  • Figures 4 to 8 show, respectively, the five basic sub-stages of the stage of transformation of a multi-cell surface into an optimized surface of the method object of the present invention.
  • the rear section of the fuselage of an aircraft is a structure whose components include its lining and internal reinforcing elements such as frames and stringers.
  • - 2D fabric model of a component Two-dimensional representation in a CAD system of the component fabrics.
  • One of the purposes of the 2D Fabric Model is to provide the necessary information on each of the fabrics necessary for the manufacture of the component.
  • - 3D fabric model of a component Three-dimensional representation in a CAD system of the fabric model of the component in its final state.
  • One of the basic purposes of the 3D Fabric Model is to facilitate its optimization by visualizing its final state.
  • Solid model of a component Representation of the component in CAD system showing both its geometry and its relevant physical properties.
  • One of the basic purposes of the Solid Model of a component is to provide the information necessary to optimize the design of the component.
  • fabric models 21 and solid models 23 of components of the structure are obtained from the master geometric model 15 and the assembly model 25 from the geometric models 17 and 17 '.
  • the basic idea of the present invention is the inclusion of the second stage mentioned so that in the third stage and in the subsequent stages, optimized surfaces are used, with the least possible number of cells, instead of the multi-cell surfaces obtained as a result of the aeronautical calculation.
  • the process to optimize multi-cell surfaces used in that second stage is based on generating new single-cell surfaces by concatenating each of the cells in which the original surface is defined. From surfaces with a clear definition (conical, circular, flat, etc.), harmonized surfaces with the same geometric definition are generated that can be attached to the adjacent surface also harmonized as illustrated in the example represented in Figures 2 and 3.
  • Figure 2 shows a multi-cell surface composed of two distinct elements, a circular mono-cell surface 33 and another linear mono-cell surface 35 with the following characteristics:
  • Figure 3 shows the mono-cell surface 37 resulting from joining the surfaces 33 and 35 with the harmonized control points without visible isoparametric and without any problem of continuity both in point and in tangency. Its characteristics are as follows:
  • said second stage comprises the following sub-stages illustrated in Figures 4-8.
  • each zone 40 of the multi-cell surface is broken down into the cells 4I 1 , 41 2 , 41 3 , 41 4 41 5 that comprise it.
  • the multi-cell surface 1 1 is zoned using appropriate criteria.
  • the base surfaces 43i, 43 2 , 43 3 are obtained .
  • an approximate surface 45 is obtained, with the appropriate degree and segmentation.
  • contiguous surfaces 45 ,, 45 are macheted, so that they have continuity in point and tangency.
  • the fifth sub-stage contiguous surfaces are concatenated 45 ,, 45 ,.
  • the method can be implemented by means of additional software to the CAD tool used (for example CATIA) that includes specific code for the automation of those stages of the method not covered by the CAD tool used and to provide the interfaces with the CAD tool in those stages that need it.
  • the CAD tool used for example CATIA

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Abstract

Método asistido por ordenador para la optimización de superficies de estructuras de material compuesto en el marco de un proceso de diseño que comprende las siguientes etapas: a) Proporcionar una superficie multi-celda (11) de la estructura obtenida a partir de cálculos aerodinámicos; b) Transformar dicha superficie multi-celda (11) en una superficie optimizada (13) con un menor número de celdas concatenando celdas contiguas manteniendo entre ellas continuidad en punto y tangencia; c) Utilizar dicha superficie optimizada (13) como geometría maestra en el diseño de los componentes de la estructura. El método resulta especialmente aplicable al diseño estructuras con una pluralidad de componentes y en particular a fuselajes de aeronaves realizados en material compuesto. La invención también se refiere a un programa de ordenador para ejecutar el método.

Description

MÉTODO ASISTIDO POR ORDENADOR PARA LA OPTIMIZACIÓN DE SUPERFICIES DE ESTRUCTURAS DE MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un método asistido por ordenador para el diseño de estructuras de material compuesto y, más en particular, a un método que incluye Ia obtención y manejo de una superficie optimizada de dichas estructuras.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
En algunos campos de Ia ingeniería existe una fuerte tendencia a aumentar Ia cantidad de estructuras hechas de materiales compuestos y de hecho en sectores como el aeronáutico buena parte de las estructuras básicas de las aeronaves tales como los fuselajes y las alas pueden fabricarse empleando materiales compuestos.
Esas estructuras comprenden distintos componentes que se fabrican a partir de telas de material compuesto con fibras de carbono dispuestas en diferentes orientaciones.
El diseño de estas estructuras se lleva a cabo mediante un proceso complejo que comprende etapas de cálculo, de diseño del modelo de telas y de análisis de su producibilidad de sus distintos componentes con bucles de realimentación cuando se introducen modificaciones en alguna de esas etapas. Los ingenieros especialistas en cálculo utilizan programas de cálculo para calcular el comportamiento de cada pieza bajo cargas dadas, y los ingenieros de diseño utilizan sistemas CAD para, a partir de las especificaciones proporcionadas por los resultados del cálculo analizar y diseñar los distintos componentes incluyendo Ia generación de sus modelos de telas, es decir, Ia definición de Ia ubicación y el contorno de las telas constituyentes de sus laminados. En el estado de Ia técnica actual, en las diversas actividades mencionadas de diseño de los componentes de una estructura de material compuesta se utilizan como "geometrías maestras" de Ia estructura en cuestión superficies multi-celdas obtenidas en Ia etapa de cálculo. La utilización de esas superficies multi-celdas tiene el inconveniente de que en determinadas etapas de diseño de los componentes de esas estructuras y muy particularmente en las etapas de actualización de modelos sólidos y/o modelos de telas como consecuencia de cambios en Ia geometría maestra se pueden producir errores.
Por su parte, esos procesos de actualización requieren mucho tiempo de ejecución Io que alarga los procesos de diseño.
La presente invención pretende resolver esos inconvenientes.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Un objeto de Ia presente invención es proporcionar un método asistido por ordenador para el diseño de estructuras de material compuesto con una pluralidad de componentes que facilite Ia ejecución de las distintas etapas de diseño de Ia estructura en las que interviene Ia definición geométrica de su superficie. Otro objeto de Ia presente invención es proporcionar un método asistido por ordenador para el diseño de estructuras de material compuesto con una pluralidad de componentes que disminuya el tiempo de ejecución de las distintas etapas de diseño de Ia estructura en las que interviene Ia definición geométrica de su superficie. En un primer aspecto esos y otros objetos se consiguen con un método que comprende las siguientes etapas:
- Proporcionar una superficie multi-celda de Ia estructura obtenida a partir de cálculos aerodinámicos.
- Transformar dicha superficie multi-celda en una superficie optimizada con un menor número de celdas concatenando celdas contiguas manteniendo entre ellas continuidad en punto y tangencia. - Utilizar dicha superficie optimizada como geometría maestra en el diseño de los componentes de Ia estructura.
En una realización preferente de Ia invención dicha transformación se lleva a cabo, por zonas, en las siguientes sub-etapas: - Disgregar cada zona de Ia superficie multi-celda en las celdas que Ia componen.
- Obtener las superficies base de dichas celdas.
- Obtener superficies aproximadas a dichas superficies base con el grado y Ia segmentación adecuados. - Machear superficies contiguas.
- Concatenar superficies contiguas.
Se consigue con ello un método muy eficaz que permite reducir drásticamente el número de celdas de Ia superficie de partida.
En un segundo aspecto, los objetos mencionados se consiguen con un software que cuando se ejecuta en un ordenador conjuntamente con un sistema CAD o incluido en el mismo facilita Ia ejecución automática o semi-automática de las distintas etapas del método mencionado.
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 esquemáticamente el proceso de diseño del fuselaje trasero de una aeronave utilizando un método según Ia presente invención.
Las Figuras 2 y 3 ilustran el proceso de transformación de una superficie con dos celdas en una superficie mono-celda según el método de Ia presente invención.
Las Figuras 4 a 8 muestran, respectivamente las cinco sub-etapas básicas de Ia etapa de transformación de una superficie multi-celda en una superficie optimizada del método objeto de Ia presente invención. DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Para un correcto entendimiento de Ia presente invención se explica seguidamente el significado de algunos de los términos utilizados en esta memoria descriptiva.
- Estructura aeronáutica. Conjunto de componentes de una parte diferenciada de una aeronave. Por ejemplo, Ia sección trasera del fuselaje de una aeronave es una estructura entre cuyos componentes cabe citar a su revestimiento y a elementos interiores de refuerzo tales como cuadernas y larguerillos.
- Tela ó Patrón: Material laminar utilizado para Ia formación del laminado de un componente de una estructura de material compuesto definido por su contorno y su posición en el laminado, así como por alguna característica física tal como Ia orientación del refuerzo fibroso.
- Modelo de telas 2D de un componente: Representación bidimensional en un sistema CAD de las telas del componente. Una de las finalidades del Modelo de telas 2D es Ia de proporcionar Ia información necesaria de cada una de las telas necesarias para Ia fabricación del componente. - Modelo de telas 3D de un componente: Representación tridimensional en un sistema CAD del modelo de telas del componente en su estado final. Una de las finalidades básicas del Modelo de telas 3D es el de facilitar su optimización al visualizar su estado final.
- Modelo sólido de un componente: Representación del componente en sistema CAD mostrando tanto su geometría como sus propiedades físicas relevantes. Una de las finalidades básicas del Modelo sólido de un componente es el de proporcionar Ia información necesaria para optimizar el diseño del componente.
Describiremos ahora una realización preferente del método objeto de esta invención en relación al proceso de diseño de Ia zona trasera de un fuselaje aeronáutico. Siguiendo la Figura 1 , puede observarse que ese proceso, que aunque se describirá muy esquemáticamente permitirá al experto en Ia materia comprender el núcleo de Ia presente invención, comprende las siguientes etapas: - En una primera etapa se obtiene una definición de Ia superficie del fuselaje como una superficie multi-celda 11 en un sistema CAD, a partir de cálculos aerodinámicos.
- En una segunda etapa se transforma dicha superficie multi-celda 11 en una superficie optimizada 13, con solo dos celdas. - En una tercera etapa se obtienen, a partir de Ia superficie optimizada 13 unos primeros y segundos modelos geométricos maestros de dos secciones del fuselaje 15, 15'; 17, 17'.
- En etapas subsiguientes se obtienen modelos de telas 21 y modelos sólidos 23 de componentes de Ia estructura a partir del modelo geométrico maestros 15 y el modelo de ensamblaje 25 a partir de los modelos geométricos 17 y 17'.
En el marco de ese proceso de diseño, Ia idea básica de Ia presente invención es Ia inclusión de Ia segunda etapa mencionada de manera que en Ia etapa tercera y en las subsiguientes se utilicen superficies optimizadas, con el menor número de celdas posible, en lugar de las superficies multi-celda obtenidas como resultado del cálculo aeronáutico.
El proceso para optimizar superficies multi-celda utilizado en esa segunda etapa se basa en generar nuevas superficies mono-celdas concatenando cada una de las celdas en las que está definida Ia superficie original. A partir de superficies con una definición clara, (cónica, circular, plana, etc) se van generando superficies armonizadas con una misma definición geométrica que pueden ser unidas a Ia superficie colindante también armonizada como se ilustra en el ejemplo representado en las Figuras 2 y 3.
La Figura 2 muestra una superficie multi-celda compuesta por dos elementos diferenciados, una superficie mono-celda circular 33 y otra superficie mono-celda lineal 35 con las siguientes características:
Figure imgf000008_0001
La Figura 3 muestra Ia superficie mono-celda 37 resultante de unir las superficies 33 y 35 con los puntos de control armonizados sin isoparamétricas visibles y sin ningún tipo de problema de continuidad tanto en punto como en tangencia. Sus características son las siguientes:
Figure imgf000008_0002
En una realización preferente de Ia invención, dicha segunda etapa comprende las siguientes sub-etapas ilustradas en las Figuras 4-8.
En Ia primera sub-etapa se disgrega cada zona 40 de Ia superficie multi- celda en las celdas 4I 1, 412, 413, 414 415 que Ia componen. A esos efectos, se zonifica Ia superficie multi-celda 1 1 utilizando criterios apropiados. En Ia segunda sub-etapa se obtienen las superficies base 43i, 432, 433,
434 435 de dichas celdas 4I 1, 412, 413, 414 415.
En Ia tercera sub-etapa para cada una de las superficies base 43, se obtiene una superficie aproximada 45, con el grado y Ia segmentación adecuados. En Ia cuarta sub-etapa se machean superficies contiguas 45,, 45, para que tengan continuidad en punto y tangencia.
En Ia quinta sub-etapa se concatenan superficies contiguas 45,, 45,. El método puede ser implementado mediante un software adicional a Ia herramienta CAD utilizada (por ejemplo CATIA) que incluye código específico para Ia automatización de aquellas etapas del método no cubiertas por Ia herramienta CAD utilizada y para proporcionar las interfases con Ia herramienta CAD en aquellas etapas que Io necesitan.
Entre las ventajas del método objeto de Ia presente invención cabe citar las siguientes: - Se eliminan errores y se facilita Ia actualización de los modelos sólidos y de los modelos de telas. Hay que tener en cuenta que, por ejemplo, el número de modelos sólidos en una sección del fuselaje trasero de una aeronave es muy grande (puede ser mayor de mil).
- Se reduce el tiempo de actualización de los modelos sólidos y de los modelos de telas. Se estima que Ia reducción de tiempo que se consigue manejando una superficie mono-celda respecto a una superficie multi-celda es del orden de 50 veces.
Se pueden introducir en Ia realización preferida desarrollada aquellas modificaciones que estén comprendidas en el ámbito de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1.- Método asistido por ordenador para el diseño de una estructura de material compuesto con una pluralidad de componentes, caracterizado porque comprende las siguientes etapas: a) Proporcionar una superficie multi-celda (11 ) de Ia estructura obtenida a partir de cálculos aerodinámicos; b) Transformar dicha superficie multi-celda (11 ) en una superficie optimizada (13) con un menor número de celdas concatenando celdas contiguas manteniendo entre ellas continuidad en punto y tangencia; c) Utilizar dicha superficie optimizada (13) como geometría maestra en el diseño de los componentes de Ia estructura.
2.- Método asistido por ordenador según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque Ia etapa b) comprende las siguientes sub-etapas, en las distintas zonas (40) de Ia superficie multi-celda (13): b1 ) Disgregar cada zona (40) de Ia superficie multi-celda (13) en las celdas (4I 1, ...,41 n) que Ia componen; b2) Obtener las superficies base (43-i, ...,43n) de dichas celdas; b3) Obtener superficies aproximadas (45-,, ...,45n) a dichas superficies base (43i, ...,43n) con el grado y Ia segmentación adecuados; b4) Machear superficies contiguas 45,, 45,; b5) Concatenar superficies contiguas 45,, 45,.
3.- Método asistido por ordenador según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2, caracterizado porque dicha estructura de material compuesto es una estructura de una aeronave.
4.- Método asistido por ordenador según Ia reivindicación 3, caracterizado porque dicha estructura de material compuesto es una sección de un fuselaje de una aeronave.
5.- Un soporte de datos que tiene almacenadas instrucciones de programa, caracterizado porque cuando se ejecuta en un ordenador conjuntamente con un sistema CAD o incluido en el mismo causa Ia ejecución del método objeto de cualquiera de las reivindicaciones 1 -4.
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