Chaos in non lineal Alfven waves using the DNLS equations

The electro-dynamical tethers emit waves in structured denominated Alfven wings. The Derivative Nonlineal Schrödinger Equation (DNLS) possesses the capacity to describe the propagation of circularly polarized Alfven waves of finite amplitude in cold plasmas. The DNLS equation is truncated to explore the coherent, weakly nonlinear, cubic coupling of three waves near resonance, one wave being linearly unstable and the other waves damped. In this article is presented a theoretical and numerical analysis when the growth rate of the unstable wave is next to zero considering two damping models: Landau and resistive. The DNLS equation presents a chaotic dynamics when is consider only three wave truncation. The evolution to chaos possesses three routes: hard transition, period-doubling and intermittence of type I.

Vibro-acoustic analysis of spacecraft structures with thin air layers

Esta Tesis presenta un estudio sobre el comportamiento vibroacústico de estructuras espaciales que incluyen capas de aire delgadas, así como sobre su modelización numérica. Las capas de aire pueden constituir un elemento fundamental en estos sistemas, como paneles solares plegados, que se consideran el caso de estudio en este trabajo. Para evaluar la influencia de las capas de aire en la respuesta dinámica del sistema se presenta el uso de modelos unidimensionales. La modelización de estos sistemas se estudia para los rangos de baja y alta frecuencia. En el rango de baja frecuencia se propone un conjunto de estrategias de simulación basadas en técnicas numéricas que se utilizan habitualmente en la industria aeroespacial para facilitar la aplicación de los resultados de la Tesis en los modelos numéricos actuales. Los resultados muestran el importante papel de las capas de aire en la respuesta del sistema. El uso de modelos basados en elementos finitos o de contorno para estos elementos proporciona resultados equivalentes aunque la aplicabilidad de estos últimos puede estar condicionada por la geometría del problema. Se estudia asimismo el uso del Análisis Estadístico de la Energía (SEA) para estos elementos. Una de las estrategias de simulación propuestas, que incluye una formulación energética para el aire que rodea a la estructura, se propone como estimador preliminar de la respuesta del sistema y sus frecuencias propias. Para el rango de alta frecuencia, se estudia la influencia de la definición del propio modelo SEA. Se presenta el uso de técnicas de reducción para determinar una matriz de pérdidas SEA reducida para definiciones incompletas del sistema (si algún elemento que interactúa con el resto no se incluye en el modelo). Esta nueva matriz tiene en cuenta la contribución de las subestructuras que no se consideran parte del modelo y que suelen ignorarse en el procedimiento habitual para reducir el tamaño del mismo. Esta matriz permite también analizar sistemas que incluyen algún componente con problemas de accesibilidad para medir su respuesta. Respecto a la determinación de los factores de pérdidas del sistema, se presenta una metodología que permite abordar casos en los que el método usual, el Método de Inyección de Potencia (PIM), no puede usarse. Se presenta un conjunto de métodos basados en la técnicas de optimización y de actualización de modelos para casos en los que no se puede medir la respuesta de todos los elementos del sistema y también para casos en los que no todos los elementos pueden ser excitados, abarcando un conjunto de casos más amplio que el abordable con el PIM. Para ambos rangos de frecuencia se presentan diferentes casos de análisis: modelos numéricos para validar los métodos propuestos y un panel solar plegado como caso experimental que pone de manifiesto la aplicación práctica de los métodos presentados en la Tesis. ABSTRACT This Thesis presents an study on the vibro-acoustic behaviour of spacecraft structures with thin air layers and their numerical modelling. The air layers can play a key role in these systems as solar wings in folded configuration that constitute the study case for this Thesis. A method based on one-dimensional models is presented to assess the influence of the air layers in the dynamic response of the system. The modelling of such systems is studied for low and high frequency ranges. In the low frequency range a set of modelling strategies are proposed based on numerical techniques used in the industry to facilitate the application of the results in the current numerical models. Results show the active role of the air layers in the system response and their great level of influence. The modelling of these elements by means of Finite Elements (FE) and Boundary Elements (BE) provide equivalent results although the applicability of BE models can be conditioned by the geometry of the problem. The use of Statistical Energy Analysis (SEA) for these systems is also presented. Good results on the system response are found for models involving SEA beyond the usual applicability limit. A simulation strategy, involving energetic formulation for the surrounding fluid is proposed as fast preliminary approach for the system response and the coupled eigenfrequencies. For the high frequency range, the influence of the definition of the SEA model is presented. Reduction techniques are used to determine a Reduced SEA Loss Matrix if the system definition is not complete and some elements, which interact with the rest, are not included. This new matrix takes into account the contribution of the subsystems not considered that are neglected in the usual approach for decreasing the size of the model. It also allows the analysis of systems with accessibility restrictions on some element in order to measure its response. Regarding the determination of the loss factors of a system, a methodology is presented for cases in which the usual Power Injection Method (PIM) can not be applied. A set of methods are presented for cases in which not all the subsystem responses can be measured or not all the subsystems can be excited, as solar wings in folded configuration. These methods, based on error minimising and model updating techniques can be used to calculate the system loss factors in a set of cases wider than the PIM’s. For both frequency ranges, different test problems are analysed: Numerical models are studied to validate the methods proposed; an experimental case consisting in an actual solar wing is studied on both frequency ranges to highlight the industrial application of the new methods presented in the Thesis.

Galloping instabilities of Z-shaped shading louvers

Modern design of civil constructions such as office blocks, airport terminal buildings, factories, etc. incorporates more and more environmental considerations that lead to, amongst other elements, the use of glazed façades with shading devices to optimize energy consumption. These shading devices, normally slats or louvers, are very flexible structures exposed to the action of wind, and therefore aeroelastic effects such as galloping must be taken into account in their design. A typical cross-section for such elements is a Z-shaped profile made out of a central web and two side wings. The results of a parametric analysis based on static wind tunnel tests and performed on different Z-shaped louvers to determine translational galloping instability regions are presented in this paper.

NURBS-Based Geometry Parameterization for Aerodynamic Shape Optimization

La motivación de esta tesis es el desarrollo de una herramienta de optimización automática para la mejora del rendimiento de formas aerodinámicas enfocado en la industria aeronáutica. Este trabajo cubre varios aspectos esenciales, desde el empleo de Non-Uniform Rational B-Splines (NURBS), al cálculo de gradientes utilizando la metodología del adjunto continuo, el uso de b-splines volumétricas como parámetros de diseño, el tratamiento de la malla en las intersecciones, y no menos importante, la adaptación de los algoritmos de la dinámica de fluidos computacional (CFD) en arquitecturas hardware de alto paralelismo, como las tarjetas gráficas, para acelerar el proceso de optimización. La metodología adjunta ha posibilitado que los métodos de optimización basados en gradientes sean una alternativa prometedora para la mejora de la eficiencia aerodinámica de los aviones. La formulación del adjunto permite calcular los gradientes de una función de coste, como la resistencia aerodinámica o la sustentación, independientemente del número de variables de diseño, a un coste computacional equivalente a una simulación CFD. Sin embargo, existen problemas prácticos que han imposibilitado su aplicación en la industria, que se pueden resumir en: integrabilidad, rendimiento computacional y robustez de la solución adjunta. Este trabajo aborda estas contrariedades y las analiza en casos prácticos. Como resumen, las contribuciones de esta tesis son: • El uso de NURBS como variables de diseño en un bucle de automático de optimización, aplicado a la mejora del rendimiento aerodinámico de alas en régimen transónico. • El desarrollo de algoritmos de inversión de punto, para calcular las coordenadas paramétricas de las coordenadas espaciales, para ligar los vértices de malla a las NURBS. • El uso y validación de la formulación adjunta para el calculo de los gradientes, a partir de las sensibilidades de la solución adjunta, comparado con diferencias finitas. • Se ofrece una estrategia para utilizar la geometría CAD, en forma de parches NURBS, para tratar las intersecciones, como el ala-fuselaje. • No existen muchas alternativas de librerías NURBS viables. En este trabajo se ha desarrollado una librería, DOMINO NURBS, y se ofrece a la comunidad como código libre y abierto. • También se ha implementado un código CFD en tarjeta gráfica, para realizar una valoración de cómo se puede adaptar un código sobre malla no estructurada a arquitecturas paralelas. • Finalmente, se propone una metodología, basada en la función de Green, como una forma eficiente de paralelizar simulaciones numéricas. Esta tesis ha sido apoyada por las actividades realizadas por el Área de Dinámica da Fluidos del Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial (INTA), a través de numerosos proyectos de financiación nacional: DOMINO, SIMUMAT, y CORESFMULAERO. También ha estado en consonancia con las actividades realizadas por el departamento de Métodos y Herramientas de Airbus España y con el grupo Investigación y Tecnología Aeronáutica Europeo (GARTEUR), AG/52. ABSTRACT The motivation of this work is the development of an automatic optimization strategy for large scale shape optimization problems that arise in the aeronautics industry to improve the aerodynamic performance; covering several aspects from the use of Non-Uniform Rational B-Splines (NURBS), the calculation of the gradients with the continuous adjoint formulation, the development of volumetric b-splines parameterization, mesh adaptation and intersection handling, to the adaptation of Computational Fluid Dynamics (CFD) algorithms to take advantage of highly parallel architectures in order to speed up the optimization process. With the development of the adjoint formulation, gradient-based methods for aerodynamic optimization become a promising approach to improve the aerodynamic performance of aircraft designs. The adjoint methodology allows the evaluation the gradients to all design variables of a cost function, such as drag or lift, at the equivalent cost of more or less one CFD simulation. However, some practical problems have been delaying its full implementation to the industry, which can be summarized as: integrability, computer performance, and adjoint robustness. This work tackles some of these issues and analyse them in well-known test cases. As summary, the contributions comprises: • The employment of NURBS as design variables in an automatic optimization loop for the improvement of the aerodynamic performance of aircraft wings in transonic regimen. • The development of point inversion algorithms to calculate the NURBS parametric coordinates from the space coordinates, to link with the computational grid vertex. • The use and validation of the adjoint formulation to calculate the gradients from the surface sensitivities in an automatic optimization loop and evaluate its reliability, compared with finite differences. • This work proposes some algorithms that take advantage of the underlying CAD geometry description, in the form of NURBS patches, to handle intersections and mesh adaptations. • There are not many usable libraries for NURBS available. In this work an open source library DOMINO NURBS has been developed and is offered to the community as free, open source code. • The implementation of a transonic CFD solver from scratch in a graphic card, for an assessment of the implementability of conventional CFD solvers for unstructured grids to highly parallel architectures. • Finally, this research proposes the use of the Green's function as an efficient paralellization scheme of numerical solvers. The presented work has been supported by the activities carried out at the Fluid Dynamics branch of the National Institute for Aerospace Technology (INTA) through national founding research projects: DOMINO, SIMUMAT, and CORESIMULAERO; in line with the activities carried out by the Methods and Tools and Flight Physics department at Airbus and the Group for Aeronautical Research and Technology in Europe (GARTEUR) action group AG/52.

Fatiga en CFRP: Caracterización y Método Óptico para la Estimación del Daño

El desarrollo de nuevas estructuras aeroespaciales optimizadas, utilizan materiales compuestos, para los componentes críticos y subsistemas, principalmente polímeros reforzados con fibra de carbono (CFRP). Un conocimiento profundo del estado de daño por fatiga de estructuras de CFRP avanzado, es esencial para predecir la vida residual y optimizar los intervalos de inspección estructural, reparaciones y/o sustitución de componentes. Las técnicas actuales se basan principalmente en la medición de cargas estructurales a lo largo de la vida útil de la estructura mediante galgas extensométricas eléctricas. Con esos datos, se estima la vida a fatiga utilizando modelos de acumulación de daño. En la presente tesis, se evalúa la metodología convencional para la estimación de la vida a fatiga de un CFRP aeronáutico. Esta metodología está basada en la regla de acumulación de daño lineal de Palmgren-Miner, y es aplicada para determinar la vida a fatiga de estructuras sometidas a cargas de amplitud variable. Se ha realizado una campaña de ensayos con cargas de amplitud constante para caracterizar un CFRP aeronáutico a fatiga, obteniendo las curvas clásicas S-N, en diferentes relaciones de esfuerzo. Se determinaron los diagramas de vida constante, (CLD), también conocidos como diagramas de Goodman, utilizando redes neuronales artificiales debido a la ausencia de modelos coherentes para materiales compuestos. Se ha caracterizado la degradación de la rigidez debido al daño por fatiga. Se ha ensayado un segundo grupo de probetas con secuencias estandarizadas de cargas de amplitud variable, para obtener la vida a fatiga y la degradación de rigidez en condiciones realistas. Las cargas aplicadas son representativas de misiones de aviones de combate (Falstaff), y de aviones de transporte (Twist). La vida a fatiga de las probetas cicladas con cargas de amplitud variable, se comparó con el índice de daño teórico calculado en base a la regla de acumulación de daño lineal convencional. Los resultados obtenidos muestran predicciones no conservativas. Esta tesis también presenta el estudio y desarrollo, de una nueva técnica de no contacto para evaluar el estado de daño por fatiga de estructuras de CFRP por medio de cambios de los parámetros de rugosidad. La rugosidad superficial se puede medir fácilmente en campo con métodos sin contacto, mediante técnicas ópticas tales como speckle y perfilómetros ópticos. En el presente estudio, se han medido parámetros de rugosidad superficial, y el factor de irregularidad de la superficie, a lo largo de la vida de las probetas cicladas con cargas de amplitud constante y variable, Se ha obtenido una buena tendencia de ajuste al correlacionar la magnitud de la rugosidad y el factor de irregularidad de la superficie con la degradación de la rigidez de las probetas fatigadas. Estos resultados sugieren que los cambios en la rugosidad superficial medida en zonas estratégicas de componentes y estructuras hechas de CFRP, podrían ser indicativas del nivel de daño interno debido a cargas de fatiga. Los resultados también sugieren que el método es independiente del tipo de carga de fatiga que ha causado el daño. Esto último hace que esta técnica de medición sea aplicable como inspección para una amplia gama de estructuras de materiales compuestos, desde tanques presurizados con cargas de amplitud constante, estructuras aeronáuticas como alas y colas de aeronaves cicladas con cargas de amplitud variable, hasta aplicaciones industriales como automoción, entre otros. ABSTRACT New optimized aerospace structures use composite materials, mainly carbon fiber reinforced polymer composite (CFRP), for critical components and subsystems. A strong knowledge of the fatigue state of highly advanced (CFRP) structures is essential to predict the residual life and optimize intervals of structural inspection, repairs, and/or replacements. Current techniques are based mostly on measurement of structural loads throughout the service life by electric strain gauge sensors. These sensors are affected by extreme environmental conditions and by fatigue loads in such a way that the sensors and their systems require exhaustive maintenance throughout system life. In the present thesis, the conventional methodology based on linear damage accumulation rules, applied to determine the fatigue life of structures subjected to variable amplitude loads was evaluated for an aeronautical CFRP. A test program with constant amplitude loads has been performed to obtain the classical S-N curves at different stress ratios. Constant life diagrams, CLDs, where determined by means of Artificial Neural Networks due to the absence of consistent models for composites. The stiffness degradation due to fatigue damage has been characterized for coupons under cyclic tensile loads. A second group of coupons have been tested until failure with a standardized sequence of variable amplitude loads, representative of missions for combat aircraft (Falstaff), and representative of commercial flights (Twist), to obtain the fatigue life and the stiffness degradation under realistic conditions. The fatigue life of the coupons cycled with variable amplitude loads were compared to the theoretical damage index calculated based on the conventional linear damage accumulation rule. The obtained results show non-conservative predictions. This thesis also presents the evaluation of a new non-contact technique to evaluate the fatigue damage state of CFRP structures by means of measuring roughness parameters to evaluate changes in the surface topography. Surface roughness can be measured easily on field with non-contact methods by optical techniques such as speckle and optical perfilometers. In the present study, surface roughness parameters, and the surface irregularity factor, have been measured along the life of the coupons cycled with constant and variable amplitude loads of different magnitude. A good agreement has been obtained when correlating the magnitude of the roughness and the surface irregularity factor with the stiffness degradation. These results suggest that the changes on the surface roughness measured in strategic zones of components and structures made of CFRP, could be indicative of the level of internal damage due to fatigue loads. The results also suggest that the method is independent of the type of fatigue load that have caused the damage. It makes this measurement technique applicable for a wide range of inspections of composite materials structures, from pressurized tanks with constant amplitude loads, to variable amplitude loaded aeronautical structures like wings and empennages, up to automotive and other industrial applications.

Hidrodinamica de planeadores submarinos y su impacto en la funcionalidad de sensores CTD

Los recientes desarrollos tecnológicos permiten la transición de la oceanografía observacional desde un concepto basado en buques a uno basado en sistemas autónomos en red. Este último, propone que la forma más eficiente y efectiva de observar el océano es con una red de plataformas autónomas distribuidas espacialmente y complementadas con sistemas de medición remota. Debido a su maniobrabilidad y autonomía, los planeadores submarinos están jugando un papel relevante en este concepto de observaciones en red. Los planeadores submarinos fueron específicamente diseñados para muestrear vastas zonas del océano. Estos son robots con forma de torpedo que hacen uso de su forma hidrodinámica, alas y cambios de flotabilidad para generar movimientos horizontales y verticales en la columna de agua. Un sensor que mide conductividad, temperatura y profundidad (CTD) constituye un equipamiento estándar en la plataforma. Esto se debe a que ciertas variables dinámicas del Océano se pueden derivar de la temperatura, profundidad y salinidad. Esta última se puede estimar a partir de las medidas de temperatura y conductividad. La integración de sensores CTD en planeadores submarinos no esta exenta de desafíos. Uno de ellos está relacionado con la precisión de los valores de salinidad derivados de las muestras de temperatura y conductividad. Específicamente, las estimaciones de salinidad están significativamente degradadas por el retardo térmico existente, entre la temperatura medida y la temperatura real dentro de la celda de conductividad del sensor. Esta deficiencia depende de las particularidades del flujo de entrada al sensor, su geometría y, también se ha postulado, del calor acumulado en las capas de aislamiento externo del sensor. Los efectos del retardo térmico se suelen mitigar mediante el control del flujo de entrada al sensor. Esto se obtiene generalmente mediante el bombeo de agua a través del sensor o manteniendo constante y conocida su velocidad. Aunque recientemente se han incorporado sistemas de bombeo en los CTDs a bordo de los planeadores submarinos, todavía existen plataformas equipadas con CTDs sin dichos sistemas. En estos casos, la estimación de la salinidad supone condiciones de flujo de entrada al sensor, razonablemente controladas e imperturbadas. Esta Tesis investiga el impacto, si existe, que la hidrodinámica de los planeadores submarinos pudiera tener en la eficiencia de los sensores CTD. Específicamente, se investiga primero la localización del sensor CTD (externo al fuselaje) relativa a la capa límite desarrollada a lo largo del cuerpo del planeador. Esto se lleva a cabo mediante la utilización de un modelo acoplado de fluido no viscoso con un modelo de capa límite implementado por el autor, así como mediante un programa comercial de dinámica de fluidos computacional (CFD). Los resultados indican, en ambos casos, que el sensor CTD se encuentra fuera de la capa límite, siendo las condiciones del flujo de entrada las mismas que las del flujo sin perturbar. Todavía, la velocidad del flujo de entrada al sensor CTD es la velocidad de la plataforma, la cual depende de su hidrodinámica. Por tal motivo, la investigación se ha extendido para averiguar el efecto que la velocidad de la plataforma tiene en la eficiencia del sensor CTD. Con este propósito, se ha desarrollado un modelo en elementos finitos del comportamiento hidrodinámico y térmico del flujo dentro del CTD. Los resultados numéricos indican que el retardo térmico, atribuidos originalmente a la acumulación de calor en la estructura del sensor, se debe fundamentalmente a la interacción del flujo que atraviesa la celda de conductividad con la geometría interna de la misma. Esta interacción es distinta a distintas velocidades del planeador submarino. Específicamente, a velocidades bajas del planeador (0.2 m/s), la mezcla del flujo entrante con las masas de agua remanentes en el interior de la celda, se ralentiza debido a la generación de remolinos. Se obtienen entonces desviaciones significantes entre la salinidad real y aquella estimada. En cambio, a velocidades más altas del planeador (0.4 m/s) los procesos de mezcla se incrementan debido a la turbulencia e inestabilidades. En consecuencia, la respuesta del sensor CTD es mas rápida y las estimaciones de la salinidad mas precisas que en el caso anterior. Para completar el trabajo, los resultados numéricos se han validado con pruebas experimentales. Específicamente, se ha construido un modelo a escala del sensor CTD para obtener la confirmación experimental de los modelos numéricos. Haciendo uso del principio de similaridad de la dinámica que gobierna los fluidos incompresibles, los experimentos se han realizado con flujos de aire. Esto simplifica significativamente la puesta experimental y facilita su realización en condiciones con medios limitados. Las pruebas experimentales han confirmado cualitativamente los resultados numéricos. Más aun, se sugiere en esta Tesis que la respuesta del sensor CTD mejoraría significativamente añadiendo un generador de turbulencia en localizaciones adecuadas al interno de la celda de conductividad. ABSTRACT Recent technological developments allow the transition of observational oceanography from a ship-based to a networking concept. The latter suggests that the most efficient and effective way to observe the Ocean is through a fleet of spatially distributed autonomous platforms complemented by remote sensing. Due to their maneuverability, autonomy and endurance at sea, underwater gliders are already playing a significant role in this networking observational approach. Underwater gliders were specifically designed to sample vast areas of the Ocean. These are robots with a torpedo shape that make use of their hydrodynamic shape, wings and buoyancy changes to induce horizontal and vertical motions through the water column. A sensor to measure the conductivity, temperature and depth (CTD) is a standard payload of this platform. This is because certain ocean dynamic variables can be derived from temperature, depth and salinity. The latter can be inferred from measurements of temperature and conductivity. Integrating CTD sensors in glider platforms is not exempted of challenges. One of them, concerns to the accuracy of the salinity values derived from the sampled conductivity and temperature. Specifically, salinity estimates are significantly degraded by the thermal lag response existing between the measured temperature and the real temperature inside the conductivity cell of the sensor. This deficiency depends on the particularities of the inflow to the sensor, its geometry and, it has also been hypothesized, on the heat accumulated by the sensor coating layers. The effects of thermal lag are usually mitigated by controlling the inflow conditions through the sensor. Controlling inflow conditions is usually achieved by pumping the water through the sensor or by keeping constant and known its diving speed. Although pumping systems have been recently implemented in CTD sensors on board gliders, there are still platforms with unpumped CTDs. In the latter case, salinity estimates rely on assuming reasonable controlled and unperturbed flow conditions at the CTD sensor. This Thesis investigates the impact, if any, that glider hydrodynamics may have on the performance of onboard CTDs. Specifically, the location of the CTD sensor (external to the hull) relative to the boundary layer developed along the glider fuselage, is first investigated. This is done, initially, by applying a coupled inviscid-boundary layer model developed by the author, and later by using a commercial software for computational fluid dynamics (CFD). Results indicate, in both cases, that the CTD sensor is out of the boundary layer, being its inflow conditions those of the free stream. Still, the inflow speed to the CTD sensor is the speed of the platform, which largely depends on its hydrodynamic setup. For this reason, the research has been further extended to investigate the effect of the platform speed on the performance of the CTD sensor. A finite element model of the hydrodynamic and thermal behavior of the flow inside the CTD sensor, is developed for this purpose. Numerical results suggest that the thermal lag effect is mostly due to the interaction of the flow through the conductivity cell and its geometry. This interaction is different at different speeds of the glider. Specifically, at low glider speeds (0.2 m/s), the mixing of recent and old waters inside the conductivity cell is slowed down by the generation of coherent eddy structures. Significant departures between real and estimated values of the salinity are found. Instead, mixing is enhanced by turbulence and instabilities for high glider speeds (0.4 m/s). As a result, the thermal response of the CTD sensor is faster and the salinity estimates more accurate than for the low speed case. For completeness, numerical results have been validated against model tests. Specifically, a scaled model of the CTD sensor was built to obtain experimental confirmation of the numerical results. Making use of the similarity principle of the dynamics governing incompressible fluids, experiments are carried out with air flows. This significantly simplifies the experimental setup and facilitates its realization in a limited resource condition. Model tests qualitatively confirm the numerical findings. Moreover, it is suggested in this Thesis that the response of the CTD sensor would be significantly improved by adding small turbulators at adequate locations inside the conductivity cell.

Aerodynamic parametric analysis of an unconventional joined-wing aircraft configuration

In this paper, the experimental results of an unconventional joined-wing aircraft configuration are presented. The test model uses two different wings, forward and rear, both joined in tandem and forming diamond shapes both in plant and front views. The wings are joined in such a way that it is possible to change the rear wing dihedral angle values and the rear wing sweep angle values in 25 different positions that modify the relative distance and the relative height between the wings. To measure the system aerodynamic coefficients itis necessary to perform wind tunnel tests. The datapresented corresponds to the lift, drag and induced drag aerodynamic coefficients, as well as the aerodynamic efficiency and the parameter for minimum required power, from the calculated values of the lift and drag time series measured by a 6-axis force and torque sensor. The results show the influence on the aerodynamic coefficients of the rear wing sweep and dihedral angles parameters. As a main result, it can be concluded that, in general terms, the lift and induced drag aerodynamic coefficients values decrease as both the distance and height between the wings increase, on the other hand, the total drag aerodynamic coefficient decreases if the distance between the wings increases, but nevertheless shows a slight tendency to increase if the height of the rear wing increases, whereas the aerodynamic efficiency and the parameter for minimum required power increase if the distance between the wings increases