Surrogate-based optimization of the nose shape of a train subjected to crosswind

Optimización multi-objetivo frente a varias direcciones del viento incidente del testero de un tren de alta velocidad

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.

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.

Urban wind energy: empirical optimization of high-rise building roof shape for the wind energy exploitation

El programa Europeo HORIZON2020 en Futuras Ciudades Inteligentes establece como objetivo que el 20% de la energía eléctrica sea generada a partir de fuentes renovables. Este objetivo implica la necesidad de potenciar la generación de energía eólica en todos los ámbitos. La energía eólica reduce drásticamente las emisiones de gases de efecto invernadero y evita los riesgos geo-políticos asociados al suministro e infraestructuras energéticas, así como la dependencia energética de otras regiones. Además, la generación de energía distribuida (generación en el punto de consumo) presenta significativas ventajas en términos de elevada eficiencia energética y estimulación de la economía. El sector de la edificación representa el 40% del consumo energético total de la Unión Europea. La reducción del consumo energético en este área es, por tanto, una prioridad de acuerdo con los objetivos "20-20-20" en eficiencia energética. La Directiva 2010/31/EU del Parlamento Europeo y del Consejo de 19 de mayo de 2010 sobre el comportamiento energético de edificaciones contempla la instalación de sistemas de suministro energético a partir de fuentes renovables en las edificaciones de nuevo diseño. Actualmente existe una escasez de conocimiento científico y tecnológico acerca de la geometría óptima de las edificaciones para la explotación de la energía eólica en entornos urbanos. El campo tecnológico de estudio de la presente Tesis Doctoral es la generación de energía eólica en entornos urbanos. Específicamente, la optimization de la geometría de las cubiertas de edificaciones desde el punto de vista de la explotación del recurso energético eólico. Debido a que el flujo del viento alrededor de las edificaciones es exhaustivamente investigado en esta Tesis empleando herramientas de simulación numérica, la mecánica de fluidos computacional (CFD en inglés) y la aerodinámica de edificaciones son los campos científicos de estudio. El objetivo central de esta Tesis Doctoral es obtener una geometría de altas prestaciones (u óptima) para la explotación de la energía eólica en cubiertas de edificaciones de gran altura. Este objetivo es alcanzado mediante un análisis exhaustivo de la influencia de la forma de la cubierta del edificio en el flujo del viento desde el punto de vista de la explotación energética del recurso eólico empleando herramientas de simulación numérica (CFD). Adicionalmente, la geometría de la edificación convencional (edificio prismático) es estudiada, y el posicionamiento adecuado para los diferentes tipos de aerogeneradores es propuesto. La compatibilidad entre el aprovechamiento de las energías solar fotovoltaica y eólica también es analizado en este tipo de edificaciones. La investigación prosigue con la optimización de la geometría de la cubierta. La metodología con la que se obtiene la geometría óptima consta de las siguientes etapas: - Verificación de los resultados de las geometrías previamente estudiadas en la literatura. Las geometrías básicas que se someten a examen son: cubierta plana, a dos aguas, inclinada, abovedada y esférica. - Análisis de la influencia de la forma de las aristas de la cubierta sobre el flujo del viento. Esta tarea se lleva a cabo mediante la comparación de los resultados obtenidos para la arista convencional (esquina sencilla) con un parapeto, un voladizo y una esquina curva. - Análisis del acoplamiento entre la cubierta y los cerramientos verticales (paredes) mediante la comparación entre diferentes variaciones de una cubierta esférica en una edificación de gran altura: cubierta esférica estudiada en la literatura, cubierta esférica integrada geométricamente con las paredes (planta cuadrada en el suelo) y una cubierta esférica acoplada a una pared cilindrica. El comportamiento del flujo sobre la cubierta es estudiado también considerando la posibilidad de la variación en la dirección del viento incidente. - Análisis del efecto de las proporciones geométricas del edificio sobre el flujo en la cubierta. - Análisis del efecto de la presencia de edificaciones circundantes sobre el flujo del viento en la cubierta del edificio objetivo. Las contribuciones de la presente Tesis Doctoral pueden resumirse en: - Se demuestra que los modelos de turbulencia RANS obtienen mejores resultados para la simulación del viento alrededor de edificaciones empleando los coeficientes propuestos por Crespo y los propuestos por Bechmann y Sórensen que empleando los coeficientes estándar. - Se demuestra que la estimación de la energía cinética turbulenta del flujo empleando modelos de turbulencia RANS puede ser validada manteniendo el enfoque en la cubierta de la edificación. - Se presenta una nueva modificación del modelo de turbulencia Durbin k — e que reproduce mejor la distancia de recirculación del flujo de acuerdo con los resultados experimentales. - Se demuestra una relación lineal entre la distancia de recirculación en una cubierta plana y el factor constante involucrado en el cálculo de la escala de tiempo de la velocidad turbulenta. Este resultado puede ser empleado por la comunidad científica para la mejora del modelado de la turbulencia en diversas herramientas computacionales (OpenFOAM, Fluent, CFX, etc.). - La compatibilidad entre las energías solar fotovoltaica y eólica en cubiertas de edificaciones es analizada. Se demuestra que la presencia de los módulos solares provoca un descenso en la intensidad de turbulencia. - Se demuestran conflictos en el cambio de escala entre simulaciones de edificaciones a escala real y simulaciones de modelos a escala reducida (túnel de viento). Se demuestra que para respetar las limitaciones de similitud (número de Reynolds) son necesarias mediciones en edificaciones a escala real o experimentos en túneles de viento empleando agua como fluido, especialmente cuando se trata con geometrías complejas, como es el caso de los módulos solares. - Se determina el posicionamiento más adecuado para los diferentes tipos de aerogeneradores tomando en consideración la velocidad e intensidad de turbulencia del flujo. El posicionamiento de aerogeneradores es investigado en las geometrías de cubierta más habituales (plana, a dos aguas, inclinada, abovedada y esférica). - Las formas de aristas más habituales (esquina, parapeto, voladizo y curva) son analizadas, así como su efecto sobre el flujo del viento en la cubierta de un edificio de gran altura desde el punto de vista del aprovechamiento eólico. - Se propone una geometría óptima (o de altas prestaciones) para el aprovechamiento de la energía eólica urbana. Esta optimización incluye: verificación de las geometrías estudiadas en el estado del arte, análisis de la influencia de las aristas de la cubierta en el flujo del viento, estudio del acoplamiento entre la cubierta y las paredes, análisis de sensibilidad del grosor de la cubierta, exploración de la influencia de las proporciones geométricas de la cubierta y el edificio, e investigación del efecto de las edificaciones circundantes (considerando diferentes alturas de los alrededores) sobre el flujo del viento en la cubierta del edificio objetivo. Las investigaciones comprenden el análisis de la velocidad, la energía cinética turbulenta y la intensidad de turbulencia en todos los casos. ABSTRACT The HORIZON2020 European program in Future Smart Cities aims to have 20% of electricity produced by renewable sources. This goal implies the necessity to enhance the wind energy generation, both with large and small wind turbines. Wind energy drastically reduces carbon emissions and avoids geo-political risks associated with supply and infrastructure constraints, as well as energy dependence from other regions. Additionally, distributed energy generation (generation at the consumption site) offers significant benefits in terms of high energy efficiency and stimulation of the economy. The buildings sector represents 40% of the European Union total energy consumption. Reducing energy consumption in this area is therefore a priority under the "20-20-20" objectives on energy efficiency. The Directive 2010/31/EU of the European Parliament and of the Council of 19 May 2010 on the energy performance of buildings aims to consider the installation of renewable energy supply systems in new designed buildings. Nowadays, there is a lack of knowledge about the optimum building shape for urban wind energy exploitation. The technological field of study of the present Thesis is the wind energy generation in urban environments. Specifically, the improvement of the building-roof shape with a focus on the wind energy resource exploitation. Since the wind flow around buildings is exhaustively investigated in this Thesis using numerical simulation tools, both computational fluid dynamics (CFD) and building aerodynamics are the scientific fields of study. The main objective of this Thesis is to obtain an improved (or optimum) shape of a high-rise building for the wind energy exploitation on the roof. To achieve this objective, an analysis of the influence of the building shape on the behaviour of the wind flow on the roof from the point of view of the wind energy exploitation is carried out using numerical simulation tools (CFD). Additionally, the conventional building shape (prismatic) is analysed, and the adequate positions for different kinds of wind turbines are proposed. The compatibility of both photovoltaic-solar and wind energies is also analysed for this kind of buildings. The investigation continues with the buildingroof optimization. The methodology for obtaining the optimum high-rise building roof shape involves the following stages: - Verification of the results of previous building-roof shapes studied in the literature. The basic shapes that are compared are: flat, pitched, shed, vaulted and spheric. - Analysis of the influence of the roof-edge shape on the wind flow. This task is carried out by comparing the results obtained for the conventional edge shape (simple corner) with a railing, a cantilever and a curved edge. - Analysis of the roof-wall coupling by testing different variations of a spherical roof on a high-rise building: spherical roof studied in the litera ture, spherical roof geometrically integrated with the walls (squared-plant) and spherical roof with a cylindrical wall. The flow behaviour on the roof according to the variation of the incident wind direction is commented. - Analysis of the effect of the building aspect ratio on the flow. - Analysis of the surrounding buildings effect on the wind flow on the target building roof. The contributions of the present Thesis can be summarized as follows: - It is demonstrated that RANS turbulence models obtain better results for the wind flow around buildings using the coefficients proposed by Crespo and those proposed by Bechmann and S0rensen than by using the standard ones. - It is demonstrated that RANS turbulence models can be validated for turbulent kinetic energy focusing on building roofs. - A new modification of the Durbin k — e turbulence model is proposed in order to obtain a better agreement of the recirculation distance between CFD simulations and experimental results. - A linear relationship between the recirculation distance on a flat roof and the constant factor involved in the calculation of the turbulence velocity time scale is demonstrated. This discovery can be used by the research community in order to improve the turbulence modeling in different solvers (OpenFOAM, Fluent, CFX, etc.). - The compatibility of both photovoltaic-solar and wind energies on building roofs is demonstrated. A decrease of turbulence intensity due to the presence of the solar panels is demonstrated. - Scaling issues are demonstrated between full-scale buildings and windtunnel reduced-scale models. The necessity of respecting the similitude constraints is demonstrated. Either full-scale measurements or wind-tunnel experiments using water as a medium are needed in order to accurately reproduce the wind flow around buildings, specially when dealing with complex shapes (as solar panels, etc.). - The most adequate position (most adequate roof region) for the different kinds of wind turbines is highlighted attending to both velocity and turbulence intensity. The wind turbine positioning was investigated for the most habitual kind of building-roof shapes (flat, pitched, shed, vaulted and spherical). - The most habitual roof-edge shapes (simple edge, railing, cantilever and curved) were investigated, and their effect on the wind flow on a highrise building roof were analysed from the point of view of the wind energy exploitation. - An optimum building-roof shape is proposed for the urban wind energy exploitation. Such optimization includes: state-of-the-art roof shapes test, analysis of the influence of the roof-edge shape on the wind flow, study of the roof-wall coupling, sensitivity analysis of the roof width, exploration of the aspect ratio of the building-roof shape and investigation of the effect of the neighbouring buildings (considering different surrounding heights) on the wind now on the target building roof. The investigations comprise analysis of velocity, turbulent kinetic energy and turbulence intensity for all the cases.

Fresnel-based modular solar fields for performance/cost optimization in solar thermal power plants: A comparison with parabolic trough collectors.

Linear Fresnel collectors are identified as a technology that should play a main role in order to reduce cost of Concentrating Solar Power. An optical and thermal analysis of the different blocks of the solar power plant is carried out, where Fresnel arrays are compared with the most extended linear technology: parabolic trough collectors. It is demonstrated that the optical performance of Fresnel array is very close to that of PTC, with similar values of maximum flux intensities. In addition, if the heat carrier fluid flows in series by the tubes of the receiver, relatively high thermal efficiencies are achieved. Thus, an annual solar to electricity efficiency of 19% is expected, which is similar to the state of the art in PTCs; this is done with a reduction of costs, thanks to lighter structures, that drives to an estimation of LCOE of around 6.5 c€/kWh.