Structural analysis and optimization of a pressurized manned module

A strategy for analysis and sizing optimization of aerospace stiffened panels subject to global and local instability constraints and strength constraints is investigated using a discrete optimization tool in conjunction with finite element analyses (FEA). The cylindrical panel of a pressurized manned module is the object of study. Design loads include launch accelerations and the maximum expected operative pressure. The investigated stiffening concept is an internal waffle with an orthogrid pattern and the optimization design variables are the skin thickness, ribs height and ribs spacing in the longitudinal and circumferential directions of the panel. Optimization constraints are expressed as positive margins of safety (MOS) for potential failure modes. Starting from an unstiffened baseline design, Nastran FEA are used for elements internal loads solution. Processing FEA results, panel-level design loads are deduced and used for evaluating the behaviour of design candidates by means of closed-form physics-based solutions. An optimum design is selected as the lightest providing all positive MOS. During this optimization cycle, finite elements internal loads are assumed constant. Therefore, iteration with FEA is necessary to obtain converged loads for the optimized design. Stiffened panels are modelled smearing stiffeners contribution by means of an equivalent orthotropic shell and finite element model update is accomplished rewriting new material properties for the shell elements modelling the panel. Before sizing the waffle-stiffened panel, results derived from the thickness optimization of an unstiffened panel are used for investigating some aspects of the optimization strategy. Different methods for obtaining representative panel-level design loads from finite elements loads are evaluated. The objective using these methods is to reduce the time required for optimization by reducing the number of optimization constraints, i.e, not all the finite elements results are used for checking strength and instability failure modes but processing the results of finite elements internal loads, adequate panel design loads are determined. A method’s capacity to deduce representative loads that make it possible to correctly identify critical material strength failure modes is assessed comparing the analytically derived stresses and associated MOS with the ones obtained considering all finite elements results. Statistical methods (N-Sigma) average finite element load components and add N number of standard deviations to increase conservatism level (tensile and compressive loads are averaged separately). Examining results obtained using these methods, it is inferred that this approach may fail to detect critical strength failure modes and may lead, in some cases, to non-conservative design solutions. On the other hand, methods based on the identification of finite elements with peak loads and application of those loads as panel-level design loads (Element Peak) are able to identify critical failure modes and produce accurate MOS. However, a deep inspection of results reveals that they may not always succeed in identifying the finite element characterized by the most critical loads for a given failure mode. Still, they converge to the same waffle optimized design as when all finite elements results are employed to check failure modes. Methods are also compared in terms of computational cost. Finally, the method that may represent the safest compromise to speed-up the optimization process and guard against potential failure modes is indicated (Element Peak Filtered).

Utilizzando uno strumento di ottimizzazione unito ad analisi agli elementi finiti (FEA) viene investigata una strategia per l'analisi e per l'ottimizzazione del dimensionamento di pannelli aerospaziali soggetti a vincoli di resistenza e a vincoli di stabilità locale e globale. Il pannello cilindrico di un modulo abitabile pressurizzato è oggetto di studio. I carichi di progetto includono le accelerazioni dovute al lancio e la massima pressione operativa del modulo. Il concetto di rinforzo in esame è un waffle interno costituito da un pattern ortogonale, in cui le variabili di ottimizzazione sono lo spessore del pannello, l'altezza degli elementi di rinforzo e la loro spaziatura sia nella direzione della circonferenza che longitudinale. Margini di sicurezza (MOS) positivi per le potenziali modalità di guasto sono imposti come vincoli dell'ottimizzazione. Partendo da un design di base non rinforzato, si calcolano i carichi interni sugli elementi tramite FEA (Nastran). I risultati sono poi processati al fine di dedurre i carichi di progetto per l'intero pannello e utilizzando soluzioni in forma chiusa si valuta il comportamento dei candidati. Il design ottimo è scelto come il candidato più leggero che soddisfa i vincoli sui MOS. Durante ogni ciclo di ottimizzazione i carichi FEA sono assunti costanti, è dunque necessario iterare al fine di giungere a convergenza sui carichi per il design ottimo. Il pannello rinforzato è modellato attraverso un guscio dalle proprietà ortotrope equivalenti e l'aggiornamento del modello agli elementi finiti è eseguito riscrivendo le nuove proprietà del materiale per gli elementi che modellano il pannello. Prima di svolgere l'ottimizzazione sul pannello rinforzato, i risultati derivanti dall'ottimizzazione dello spessore di un pannello senza rinforzo sono stati utilizzati per investigare alcuni aspetti della strategia di ottimizzazione. Al fine di operare la deduzione dei carichi di design per l'intero pannello sono stati impiegati diversi metodi, aventi come scopo una diminuzione del numero di vincoli ed una riduzione del tempo richiesto per l'ottimizzazione. Non tutti i risultati di tutti elementi finiti sono infatti utilizzati per verificare le modalità di guasto ma, processando i risultati dei carichi interni sugli elementi, è possibile determinare adeguati carichi di design per l'intero panello. La capacità di un metodo di dedurre carichi rappresentativi che siano in grado di identificare correttamente le modalità critiche di guasto in relazione alla resistenza del materiale è definita comparando i MOS ed i risultati analitici in termini di sforzi con quelli ottenuti considerando tutti gli elementi finiti. Metodi statistici (N-Sigma) mediano le componenti dei carichi sugli elementi aggiungendo N volte la deviazione standard al fine di incrementare la conservatività (le forze di trazione e di compressione sono mediate separatamente). Esaminando i risultati ottenuti utilizzando tali metodi si evidenzia come l'approccio statistico possa fallire nell'identificare modalità critiche di guasto determinando, in alcuni casi, soluzioni di design poco conservative. Dall'altra parte, i metodi basati sull'identificazione degli elementi con carichi di picco e successiva applicazione di tali carichi come carichi di design sull'intero pannello (Element Peak) sono capaci di identificare correttamente le modalità critiche di guasto producendo MOS accurati. Talvolta, però, essi non hanno successo nell'identificare l'elemento contraddistinto dai carichi più critici per una data modalità di guasto. Nonostante ciò, essi convergono allo stesso design ottenuto utilizzando i risultati di tutti gli elementi per la verifica delle modalità di guasto. Infine, a valle di un confronto relativo al costo computazionale, è stato proposto il metodo che potrebbe rappresentare il compromesso migliore tra questo ultimo aspetto ed una sicura predizione delle modalità di guasto (Element Peak Filtered).