Las propiedades físicas de los productos hortícolas en relación con su recolección y manipulación mecánicas.

Todo tipo de trabajos de investigación y desarrollo en el área de la mecanización de la recolección y manipulación de productos hortícolas requieren del conocimiento de las propiedades físicas de dichos productos. Las propiedades físicas más estudiadas hasta el momento incluyen aspectos tan variados y extensos como: fuerzas de desprendimiento y fuerzas de corte (primera fase de la recolección); parámetros físicos .como tamaño forma, peso específico, superficie externa, etc. (esenciales en las diversas fases de la manipulación y del almacenamiento) características de orientación, deslizamiento, y fricción (para el estudio del manejo de los productos); parámetros mecánicos elásticos y viscosos, de la parte carnosa de los frutos (para predecir la resistencia a los daños); absorbencia y reflectancia de las diversas radiaciones ( respuesta selectiva de diversos materiales); características aero-e hidrodinámicas para su utilización en sistemas de transporte y en corrientes fluidas); propiedades ligadas a la madurez y a la calidad: dureza de piel y carne, resistencia a la penetración, al esfuerzo cortante, etc. En los esfuerzos realizados por automatizar la tría y la clasificación de los productos cosechados, la reflexión de la luz en diversas zonas del espectro electromagnético es una de las propiedades que mayores posibilidades ofrece para resolver los diversos problemas planteados (diferencias de aspecto externo, defectos, etc.). Una de las consecuencias inevitables de la manipulación mecánica de los productos hortícolas es la aparición de daños en los mismos, que acarrean las consiguientes pérdidas económicas. Las principales causas de estos daños son compresiones e impactos contra elementos diversos, que causan magulladuras y roturas Se analizan, en base a referencias bibliográficas y a trabajos propios, cada uno de los aspectos arriba mencionados y se estudian algunos ejemplos de aplicación.

Sensing Aeropolis. Urban air monitoring devices in Madrid, 2006-2010

Esta tesis examina las implicaciones técnicas, políticas y espaciales del aire urbano, y en concreto, de la calidad del aire, para tenerlo en cuenta desde una perspectiva arquitectónica. En oposición a formas de entender el aire como un vacío o como una metáfora, este proyecto propone abordarlo desde un acercamiento material y tecnológico, trayendo el entorno al primer plano y reconociendo sus múltiples agencias. Debido a la escasa bibliografía detectada en el campo de la arquitectura, el objetivo es construir un marco teórico-analítico para considerar el aire urbano. Para ello el trabajo construye Aeropolis, una metáfora heurística que describe el ensamblaje sociotecnico de la ciudad. Situada en la intersección de determinadas ramas de la filosofía de la cultura, los estudios sobre ciencia y tecnología y estudios feministas de la ciencia este nuevo paisaje conceptual ofrece una metodología y herramientas para abordar el objeto de estudio desde distintos ángulos. Estas herramientas metodológicas han sido desarrolladas en el contexto específico de Madrid, ciudad muy contaminada cuyo aire ha sido objeto de controversias políticas y sociales, y donde las políticas y tecnologías para reducir sus niveles no han sido exitosas. Para encontrar una implicación alternativa con el aire esta tesis propone un método de investigación de agentes invisibles a partir del análisis de sus dispositivos epistémicos. Se centra, en concreto, en los instrumentos que miden, visualizan y comunican la calidad del aire, proponiendo que no sólo lo representan, sino que son también instrumentos que diseñan el aire y la ciudad. La noción de “sensing” (en castellano medir y sentir) es expandida, reconociendo distintas prácticas que reconstruyen el aire de Madrid. El resultado de esta estrategia no es sólo la ampliación de los espacios desde los que relacionarnos con el aire, sino también la legitimación de prácticas existentes fuera de contextos científicos y administrativos, como por ejemplo prácticas relacionadas con el cuerpo, así como la redistribución de agencias entre más actores. Así, esta tesis trata sobre toxicidad, la Unión Europea, producción colaborativa, modelos de computación, dolores de cabeza, kits DIY, gases, cuerpos humanos, salas de control, sangre o políticos, entre otros. Los dispositivos que sirven de datos empíricos sirven como un ejemplo excepcional para investigar infraestructuras digitales, permitiendo desafiar nociones sobre Ciudades Inteligentes. La tesis pone especial atención en los efectos del aire en el espacio público, reconociendo los procesos de invisibilización que han sufrido sus infraestructuras de monitorización. Para terminar se exponen líneas de trabajo y oportunidades para la arquitectura y el diseño urbano a través de nuevas relaciones entre infraestructuras urbanas, el medio construido, espacios domésticos y públicos y humanos y no humanos, para crear nuevas ecologías políticas urbanas (queer). ABSTRACT This thesis examines the technical, political and spatial implications of urban air, and more specifically "air quality", in order to consider it from an architectural perspective. In opposition to understandings of the air either as a void or as a metaphor, this project proposes to inspect it from a material and technical approach, bringing the background to the fore and acknowledging its multiple agencies. Due to the scarce bibliography within the architectural field, its first aim is to construct a theoretical and analytical framework from which to consider urban air. For this purpose, the work attempts the construction of Aeropolis, a heuristic metaphor that describes the city's aero socio-material assemblage. Located at the intersection of certain currents in cultural philosophy, science and technology studies as well as feminist studies in technoscience, this framework enables a methodology and toolset to be extracted in order to approach the subject matter from different angles. The methodological tools stemming from this purpose-built framework were put to the test in a specific case study: Madrid, a highly polluted city whose air has been subject to political and social controversies, and where no effective policies or technologies have been successful in reducing its levels of pollution. In order to engage with the air, the thesis suggests a method for researching invisible agents by examining the epistemic devices involved. It locates and focuses on the instruments that sense, visualise and communicate urban air, claiming that they do not only represent it, but are also instruments that design the air and the city. The notion of "sensing" is then expanded by recognising different practices which enact the air in Madrid. The work claims that the result of this is not only the opening up of spaces for engagement but also the legitimisation of existing practices outside science and policymaking environments, such as embodied practices, as well as the redistribution of agency among more actors. So this is a thesis about toxicity, the European Union, collaborative production, scientific computational models, headaches, DIY kits, gases, human bodies, control rooms, blood, or politicians, among many others. The devices found throughout the work serve as an exceptional substrate for an investigation of digital infrastructures, enabling to challenge Smart City tropes. There is special attention paid to the effects of the air on the public space, acknowledging the silencing processes these infrastructures have been subjected to. Finally there is an outline of the opportunities arising for architecture and urban design when taking the air into account, to create new (queer) urban political ecologies between the air, urban infrastructures, the built environment, public and domestic spaces, and humans and more than humans.

Optimization of the Integrated Guidance and Control for a Dual Aerodynamic Control Missile

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atmósfera requieren la interceptación de blancos a mayores velocidades y más maniobrables, incluyendo los esperados vehículos aéreos de combate no tripulados. La intercepción tiene que lograrse desde cualquier ángulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnología de misiles en la actualidad es cómo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a través de mejoras en los métodos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simultáneamente, al proponer un diseño integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodinámico simultáneo en canard y cola. Un primer avance de los resultados obtenidos ha sido publicado recientemente en el Journal of Aerospace Engineering, en Abril de 2015, [Ibarrondo y Sanz-Aranguez, 2015]. El valor del diseño integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando únicamente control aerodinámico. El diseño propuesto se compara favorablemente con esquemas más tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrará cómo la introducción del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son móviles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere sólo introducir dos servos adicionales para accionar los canards también en guiñada y cabeceo. La sección de cola será responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicación añadida es que los vórtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus características de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo analítico completo para la aerodinámica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterización de este efecto de acoplamiento aerodinámico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y guiñada para un misil de doble mando: ”desviación” y ”opuesto”. En modo ”desviación”, los controles actúan en la misma dirección, generando un cambio inmediato en la sustentación y produciendo un movimiento de translación en el misil. La respuesta es rápida, pero en el modo ”desviación” los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ángulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles actúan en direcciones opuestas, el misil rota y el ángulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodinámico completo, es posible obtener una parametrización dependiente de los estados de la dinámica de corto periodo del misil. Debido al efecto de acoplamiento entre los controles, la respuesta en bucle abierto no depende linealmente de los controles. El autopiloto se optimiza para obtener la maniobra requerida por la ley de guiado sin exceder ninguno de los límites aerodinámicos o mecánicos del misil. Una segunda contribución de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con múltiples entradas de control y que integra la aerodinámica no lineal, controlando los tres canales de picado, guiñada y cabeceo de forma simultánea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integración mediante la resolución de una ecuación de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-óptimas, debido a que una solución completa de la ecuación de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera práctica, y se asumen ciertas simplificaciones. Se incorpora asimismo un mecanismo que permite acelerar la respuesta en caso necesario. Como parte del autopiloto, se define una estrategia para repartir el esfuerzo de control entre el canard y la cola. Esto se consigue mediante un controlador aumentado situado antes del bucle de optimización, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentación directa mantiene al misil cerca de sus condiciones de equilibrio, garantizando una respuesta transitoria adecuada. El controlador no lineal elimina la respuesta de fase no-mínima característica de la cola. En esta Tesis se consideran dos diseños para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximación de Doble-Lazo, el autopiloto se sitúa dentro de un bucle interior y se diseña independientemente del guiado, que conforma el bucle más exterior del control. Esta estructura asume que existe separación espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos característicos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado óptimo. Los resultados obtenidos demuestran que se consiguen aumentos muy importantes en las actuaciones frente a misiles con control canard o control en cola, y que la interceptación, cuando se lanza cerca del curso de colisión, se consigue desde cualquier ángulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia óptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximación al blanco y utilizar el modo de desviación justo antes del impacto. Sin embargo la lógica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisión. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleración lateral, y no tiene control sobre su aceleración axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hipótesis de separación mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la dinámica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un único bucle, la información de los estados del misil está disponible para el cálculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribución de la Tesis es la resolución de este segundo diseño, la integración no lineal del guiado y del autopiloto (IGA) para el misil de doble control. Aproximaciones anteriores en la literatura han planteado este sistema en ejes cuerpo, resultando en un sistema muy inestable debido al bajo amortiguamiento del misil en cabeceo y guiñada. Las simplificaciones que se tomaron también causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepción. En nuestra aproximación el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la dinámica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la dinámica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo explícito la velocidad dentro del bucle de optimización. La formulación resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el cálculo del modelo en Doble-bucle. Un típico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posición del misil y saturan el controlador, provocando la pérdida del misil. Este problema se ha tratado aquí con un controlador aumentado previo al bucle de optimización, que define un estado de equilibrio local para el sistema integrado, que pasa a actuar como un regulador. Los criterios de actuaciones para el IGA son los mismos que para el sistema de Doble-Bucle. Sin embargo el problema matemático resultante es muy complejo. El problema óptimo para tiempo finito resulta en una ecuación diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducción de una matriz de transición, este problema se transforma en una ecuación diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante métodos numéricos. La solución resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una solución aproximada basada en la solución de una ecuación algebraica de Riccati para cada paso de integración. Los resultados que se han obtenido demuestran, a través de análisis numéricos en distintos escenarios, que la solución integrada es mejor que el sistema de Doble-Bucle. Las trayectorias resultantes son muy distintas. El IGA preserva el guiado del misil y consigue maximizar el uso de la propulsión, consiguiendo la interceptación del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y además requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de cálculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es más robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el núcleo de optimización en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimación de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisión de la solución de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribución, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, sólo con control aerodinámico. Las trayectorias estudiadas consideran una fase pre-programada de alta velocidad de giro, manteniendo siempre el misil dentro de su envuelta de vuelo. Este procedimiento no necesita recurrir a soluciones técnicamente más complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matemáticas se utiliza el producto de Kronecker como una herramienta practica para manejar las parametrizaciones dependientes de variables, que resultan en matrices de grandes dimensiones. ABSTRACT Future missions for air to air endo-atmospheric missiles require the interception of targets with higher speeds and more maneuverable, including forthcoming unmanned supersonic combat vehicles. The interception will need to be achieved from any angle and off-boresight launch conditions. One of the most significant discussions in missile technology today is how to satisfy these new operational requirements by increasing missile maneuvering capabilities and in parallel, through the development of more advanced guidance and control methods. This Thesis addresses these two objectives by proposing a novel optimal integrated guidance and autopilot design scheme, applicable to more maneuverable missiles with forward and rearward aerodynamic controls. A first insight of these results have been recently published in the Journal of Aerospace Engineering in April 2015, [Ibarrondo and Sanz-Aránguez, 2015]. The value of this integrated solution is that it allows the missile to comply with the aforementioned requirements only by applying aerodynamic control. The proposed design is compared against more traditional guidance and control approaches with positive results, achieving reduced control efforts and lower miss distances with the integrated logic even in the presence of noises. In this Thesis it will be demonstrated how the dual control missile, where canard and tail fins are both movable, can enhance the capabilities of an existing missile airframe. Compared to a tail missile, dual control only requires two additional servos to actuate the canards in pitch and yaw. The tail section will be responsible to maintain the missile stabilized in roll, like in a classic tail missile. The additional complexity is that the vortices shed from the canard propagate downstream where they interact with the tail surfaces, altering the tail expected control characteristics. These aerodynamic phenomena must be properly described, as a preliminary step, with high enough precision for advanced guidance and control studies. As a first contribution we have developed a full analytical model of the nonlinear aerodynamics of a missile with dual control, including the characterization of this cross-control coupling effect. This development has been produced from a theoretical model validated with reliable practical data obtained from wind tunnel experiments available in the scientific literature, complement with computer fluid dynamics and semi-experimental methods. There are two modes of operating a missile with forward and rear controls, ”divert” and ”opposite” modes. In divert mode, controls are deflected in the same direction, generating an increment in direct lift and missile translation. Response is fast, but in this mode, dual control missiles may have difficulties in achieving large angles of attack and high level of lateral accelerations. When controls are deflected in opposite directions (opposite mode) the missile airframe rotates and the body angle of attack is increased to generate greater accelerations in steady-state, although the response time is larger. With the aero-model, a state dependent parametrization of the dual control missile short term dynamics can be obtained. Due to the cross-coupling effect, the open loop dynamics for the dual control missile is not linearly dependent of the fin positions. The short term missile dynamics are blended with the servo system to obtain an extended autopilot model, where the response is linear with the control fins turning rates, that will be the control variables. The flight control loop is optimized to achieve the maneuver required by the guidance law without exceeding any of the missile aerodynamic or mechanical limitations. The specific aero-limitations and relevant performance indicators for the dual control are set as part of the analysis. A second contribution of this Thesis is the development of a step-tracking multi-input autopilot that integrates non-linear aerodynamics. The designed dual control missile autopilot is a full three dimensional autopilot, where roll, pitch and yaw are integrated, calculating command inputs simultaneously. The autopilot control gains are state dependent, and calculated at each integration step solving a matrix Riccati equation of order 21x21. The resulting gains are sub-optimal as a full solution for the Hamilton-Jacobi-Bellman equation cannot be resolved in practical terms and some simplifications are taken. Acceleration mechanisms with an λ-shift is incorporated in the design. As part of the autopilot, a strategy is defined for proper allocation of control effort between canard and tail channels. This is achieved with an augmented feed forward controller that minimizes the total control effort of the missile to maneuver. The feedforward law also maintains the missile near trim conditions, obtaining a well manner response of the missile. The nonlinear controller proves to eliminate the non-minimum phase effect of the tail. Two guidance and control designs have been considered in this Thesis: the Two- Loop and the Integrated approaches. In the Two-Loop approach, the autopilot is placed in an inner loop and designed separately from an outer guidance loop. This structure assumes that spectral separation holds, meaning that the autopilot response times are much higher than the guidance command updates. The developed nonlinear autopilot is linked in the study to an optimal guidance law. Simulations are carried on launching close to collision course against supersonic and highly maneuver targets. Results demonstrate a large boost in performance provided by the dual control versus more traditional canard and tail missiles, where interception with the dual control close to collision course is achieved form 365deg all around the target. It is shown that for the dual control missile the optimal flight strategy results in using opposite control in its approach to target and quick corrections with divert just before impact. However the Two-Loop logic fails to achieve target interception when there are large deviations initially from collision course. One of the reasons is that part of the guidance command is not followed, because the missile is not able to control its axial acceleration without a throttleable engine. Also the separation hypothesis may not be applicable for a high dynamic vehicle like a dual control missile approaching a maneuvering target. If the guidance and autopilot are combined into a single loop, the guidance law will have information of the missile states and could calculate the most optimal approach to the target considering the actual capabilities and attitude of the missile. A third contribution of this Thesis is the resolution of the mentioned second design, the non-linear integrated guidance and autopilot (IGA) problem for the dual control missile. Previous approaches in the literature have posed the problem in body axes, resulting in high unstable behavior due to the low damping of the missile, and have also caused the missile to slide around the target and not actually hitting it. The IGA system is posed here in inertial axes and quaternion dynamics, eliminating these inconveniences. It is not restricted to the missile short term dynamic, and we have explicitly included the missile speed as a state variable. The IGA formulation is also independent of the target maneuver model that is explicitly included in the Two-loop optimal guidance law model. A typical problem of the integrated systems with a proportional control law is the problem of scales. The guidance errors are larger than missile state errors during most of the flight and result in high gains, control saturation and loss of control. It has been addressed here with an integrated feedforward controller that defines a local equilibrium state at each flight point and the controller acts as a regulator to minimize the IGA states excursions versus the defined feedforward state. The performance criteria for the IGA are the same as in the Two-Loop case. However the resulting optimization problem is mathematically very complex. The optimal problem in a finite-time horizon results in an irresoluble state dependent differential Riccati equation with terminal conditions. With a change of variable and the introduction of a transition matrix, the equation is transformed into a time differential Lyapunov equation that can be solved with known numerical methods in real time. This solution results range limited, and applicable when the missile is in a close neighborhood of the target. For larger ranges, an approximate solution is used, obtained from solution of an algebraic matrix Riccati equation at each integration step. The results obtained show, by mean of several comparative numerical tests in diverse homing scenarios, than the integrated approach is a better solution that the Two- Loop scheme. Trajectories obtained are very different in the two cases. The IGA fully preserves the guidance command and it is able to maximize the utilization of the missile propulsion system, achieving interception with lower miss distances and in lower flight times. The IGA can achieve interception against off-boresight targets where the Two- Loop was not able to success. As an additional advantage, the IGA also requires one order of magnitude less calculations than the Two-Loop solution. The effects of radar noises, discrete radar data and radome errors are investigated. IGA solution is robust, and less affected by radar than the Two-Loop, especially because the target maneuvers are not part of the IGA core optimization loop. Estimation of target acceleration is always imprecise and noisy and degrade the performance of the two-Loop solution. The IGA trajectories are such that minimize the impact of radome errors in the guidance loop. Finally, as a fourth contribution, it is demonstrated that the missile with IGA guidance is capable of performing a defense against attacks from its rear hemisphere, as a tail attack, only with aerodynamic control. The studied trajectories have a preprogrammed high rate turn maneuver, maintaining the missile within its controllable envelope. This solution does not recur to more complex features in service today, like vector control of the missile thrust or side thrusters. In all the mathematical treatments and demonstrations, the Kronecker product has been introduced as a practical tool to handle the state dependent parametrizations that have resulted in very high order matrix equations.

Aerodynamic Modelling for a Morphing Rudder

The appearance of new materials and smaller and more capable actuators enable the morphing controlled deformation of the aerodynamic shape of wing like type of structures. This contribution presents the applied aerodynamics studies of a morphing rudder for a commercial transport aircraft. The conventional rudder aerodynamics is CFD modeled and the results correlated to certification loads report. The morphing rudder CFD model predicts better aerodynamics efficiency in relation to the conventional one. This conclusion is the first step for future commercial aircraft Vertical Tail Plane weight reductions with morphing rudder implementation.

Numerical and experimental study of appendages in racing yachts and their influence on the free surface

Las prestaciones de un velero de regatas se estiman por medio de los Programas de Predicción de Velocidad (VPP) que incluyen las características de estabilidad y modelos aero e hidrodinámico del barco. Por esta razón, es importante tener una evaluación adecuada de las fuerzas en apéndices y de su variación en diferentes condiciones de navegación, escora y deriva. Además, para el cálculo de las fuerzas en los apéndices es importante conocer sus características hidrodinámicas cuando trabajan conjuntamente en un campo fluido fuertemente modificado por la carena. Por esta razón, se han utilizado una serie de ensayos realizados en el Canal de Ensayos de la ETSIN con el objetivo de validar códigos numéricos que permiten una evaluación más rápida y focalizada en los distintos fenómenos que se producen. Dichos ensayos se han realizado de forma que pudiera medirse independientemente las fuerzas hidrodinámicas en cada apéndice, lo que permitirá evaluar el reparto de fuerzas en diferentes condiciones de navegación para poder profundizar en las interacciones entre carena, quilla y timón. Las técnicas numéricas permiten capturar detalles que difícilmente se pueden visualizar en ensayos experimentales. En este sentido, se han probado las últimas técnicas utilizadas en los últimos workshops y se ha enfocado el estudio a un nuevo método con el objetivo de mostrar una metodologia más rápida que pueda servir a la industria para este tipo de aproximación al problema. ABSTRACT The performances of a racing sailboat are estimated by means of the speed prediction programs (VPP), which include the ship stability characteristics and the aero and hydrodynamic models. For this reason, it is important to have an adequate evaluation of the forces in appendices and its variation in different sailing conditions, heel and leeway Moreover, for the analysis of the forces in the appendices, it is important to know their hydrodynamic characteristics when they work together in a fluid field strongly modified by the canoe body. For this reason, several tests have been done in the ETSIN towing tank with the aim to validate numeric codes that allowing faster analysis and they permit to focus on the different phenomena that occur there. Such tests have been done in a way that the hydrodynamic forces in each appendage could be measured independently allowing assessing the distribution of forces in different sailing conditions to be able to deepen the interactions between the canoe body, the keel and the rudder. Numerical techniques allow capturing details that can hardly be displayed in experimental tests. In this sense, the latest techniques used in the recent workshops have been reviewed and the study has been focused to propose a new model with the aim to show a new faster methodology which serves the industry for this type of approach to the problem.

Estudio acústico del estadio "La Peineta" utilizando line arrays

El proyecto fin de carrera consiste en un estudio acústico del Estadio de la Peineta (estadio de fútbol perteneciente al club Atlético de Madrid el cual se encuentra en construcción). Se realizará el diseño por completo de una maqueta del estadio utilizando el programa EASE. Esta maqueta se hará a escala real, exactamente como se está construyendo el estadio. A dicha maqueta se le incorporarán los diferentes materiales absorbentes específicos a cada una de las superficies que compongan el estadio. Se crearán tantas zonas de audiencia como superficies se obtenga en cada grada sobre donde se realizarán dos estudios acústicos diferentes. El primer estudio se realizará con un total de 24 clústeres de altavoces los cuales están compuestos por 10 altavoces Aero 50. La colocación estratégica de cada uno de estos altavoces se estudiará con la herramienta EASE Focus 2. Una vez obtenidas las posiciones se importarán cada uno de estos clústeres de altavoces su respectiva configuración. El otro estudio se realizará con la mitad de arrays de altavoces con la intención de tener una comparativa de recubrimiento entre un estudio y otro. Las pruebas de simulación serán analizando el nivel de presión sonora que provoca cada uno de estos estudios cuando tienen sus altavoces en funcionamiento. Se utilizará el módulo de “Area mapping” para estudiar el mapeo en cada una de las zonas de audiencia definidas, así como cada una de las distribuciones por área que predominan. Se irán anotando cada uno de los problemas e ideas que van surgiendo a lo largo de dicho proyecto para proponer una continuación y mejora del mismo. Se planteará una serie de pasos e pruebas al final de la memoria ya que se trata de un proyecto sin cerrar y puede ser continuado por otra persona. ABSTRACT. The final project is an acoustic studio Peineta Stadium (soccer stadium belongs to the club Atletico Madrid which is under construction). The design is made entirely of a model of the stadium using the EASE program. This model will be full scale, exactly as is building the stadium. A model that should be incorporated into the various specific absorbent material to each of the surfaces that make up the stadium. Hearing so many areas as surfaces is obtained in each tier on which two different acoustic studies will be conducted will be created. The first study was conducted with a total of 24 speaker clusters which are composed of 10 speakers Aero 50. The strategic placement of each of these speakers will be studied with the EASE Focus 2. Once obtained tool positions are imported each these clusters of the respective speaker configuration. The other study was conducted with half speaker arrays with the intention of having a comparative study between a coating and another. Simulation tests will be analyzing the sound pressure level which causes each of these studies have their speakers when in operation. Module "mapping area" will be used to study the mapping in each of the areas defined audience, and each of the area distributions predominate. They will be written down each of the issues and ideas that arise throughout the project to propose a continuation and improvement. a series of steps and tests at the end of the memory will be raised because it is a project without closing and may be continued for another person.