Ensayos toxicológicos de retardantes de flama polibromados (PBDEs) sobre el caracol manzana

Los éteres de difenil polibromados (PBDEs), son un grupo de compuestos químicos industriales que pertenecen a la familia de los retardantes de llama bromados (BFRs) y comprenden 209 congéneres en función del número de bromos asociados y su posición. Estas sustancias son agregadas a los polímeros presentes en las placas electrónicas, computadoras, televisores, automóviles y aeronaves, entre otros, para inhibir o retardar el inicio y propagación del fuego. El congénere BDE-209 es uno de los PBDEs más utilizado. Su importancia reside en que son agregados a múltiples plásticos, de los cuales se liberan fácilmente, causando efectos negativos en el ambiente y en la salud humana. Su producción está regulada por la Convención de Estocolmo por ser contaminantes orgánicos persistentes (POPs por sus siglas en inlgés). El caracol manzana, Pomacea canaliculata, (Caenogastrópodo de la familia Ampullariidae) ha sido propuesto como un bioindicador de POPs. En este trabajo se expuso a dicha especie a la exposición a corto plazo del congénere BDE-209, en tres concentraciones diferentes (400 (C1), 4700 (C2) y 8300 (C3) μg g-1 de lípido) durante 42 días. Durante dicho tiempo todos los animales sobrevivieron al tratamiento. Se registró un aumento, no significativo, en la frecuencia de las cópulas en el tratamiento C3. El porcentaje de huevos embrionados entre tratamientos no arrojó diferencias significativas para ninguna de las concentraciones ensayadas. Sin embrago el registro de puestas mostró una disminución significativa para la concentración C2. Para esta última concentración se observó una alteración en la coloración de los huevos, cuyos valores fueron registrados empleando un espectroradiómetro. No se observaron diferencias entre los tratamientos a nivel histológico. Los resultados del presente trabajo son alentadores para explorar eventuales mecanismos de detoxificación que protejan a Pomacea canaliculata del BDE-209.

Precision Agriculture without borders: Practical issues and improvements in farmland coverage with aerial vehicles.

This work presents a solution for the aerial coverage of a field by using a fleet of aerial vehicles. The use of Unmanned Aerial Vehicles allows to obtain high resolution mosaics to be used in Precision Agriculture techniques. This report is focus on providing a solution for the full simultaneous coverage problem taking into account restrictions as the required spatial resolution and overlap while maintaining similar light conditions and safety operation of the drones. Results obtained from real field tests are finally reported

Análisis Preliminar de la Influencia del Proceso de Torneado en la vida a fatiga de la Aleación de Aluminio UNS A92024-T351

Generalmente los elementos estructurales metálicos de las aeronaves se ubican en zonas de carga crítica, en la mayoría de los casos, estos elementos son conformados mediante procesos de mecanizado. La vida a fatiga de estos componentes es una propiedad dinámica muy importante que puede verse intensamente afectada por las condiciones superficiales producidas durante el proceso de mecanizado. En este trabajo se lleva a cabo un primer estudio de la influencia de los parámetros de corte en la resistencia a la fatiga de piezas torneadas de la aleación de aluminio aeronáutico UNS A92024-T351. Se ha prestado especial atención a la relación con el acabado superficial evaluado a partir de la rugosidad media aritmética

Estudio de normativa IOSA y aplicación práctica

El concepto de seguridad ha estado siempre ligado al de aeronáutica pues no existe prácticamente ningún otro sector en el que ésta posea mayor relevancia. El concepto de certificación surge como extensión del anterior, culmina y garantiza la total seguridad de la aeronave.La certificación comenzó aplicándose a las aeronaves (certificado tipo de aeronave)hasta llegar a nuestro días en los que la certificación como Operador se ha convertido en un requisito indispensable para la operación o constitución de cualquier aerolínea. Es aquí donde se enmarca el objetivo del presente estudio. IOSA es una normativa certificación de aerolíneas creada por la IATA. IATA es un organismo regulador del transporte aéreo por un grupo de compañías aéreas. IOSA supone un programa de auditoría reconocido internacionalmente, que está abierto a todas las compañías aéreas. Desde 2008, ha sido obligatoria para todos los miembros de la IATA. Su objetivo es mejorar la seguridad y reducir el númemero de autitorías que mejora la industria. Los estudios realizados por IATA en la última década revelan que las compañías aéreas certificadas con IOSA han superado a las que no han aplicado este certificado en materia de seguridad.

Aportaciones a los sistemas de discriminación de fuentes sonoras en la medida de ruido en aeropuertos

La contaminación acústica se ha convertido en uno de los principales problemas en materia medioambiental de nuestra sociedad. La creciente preocupación ha propiciado la aparición de legislación, en los distintos ámbitos de la administración, cuyo objetivo consiste en gestionar y reducir la contaminación acústica y sus efectos sobre las personas y el medio ambiente. En este sentido, en relación a las infraestructuras del transporte, y de modo muy especial en los aeropuertos, el monitorado del ruido se convierte en una herramienta de suma importancia para la gestión del ruido, la planificación del territorio y la adopción de medidas correctoras (planes de acción). Los terminales de monitorado de ruido ambiental, que se utilizan fundamentalmente en los aeropuertos, realizan una medición del nivel de ruido ambiental, y evalúan la contaminación que generan las aeronaves al ambiente sonoro general. Para ello, deben ser capaces de medir la evolución temporal del ruido y discriminar aquellos eventos sonoros que se correspondan con el paso de un avión frente al ruido de fondo. Los requisitos aplicables a las unidades de medida, así como los procedimientos de medida implicados han sido descritos recientemente en normas internacionales, como la ISO 20906 o la ARP 4721. Es precisamente en el aspecto relacionado con la discriminación del origen del ruido, donde los sistemas existentes presentan las principales carencias, ya que, un sistema básico de monitorado de ruido realiza la detección de eventos a partir de las medidas de nivel sonoro, evaluando los incrementos de nivel mediante la utilización de umbrales. Dichos umbrales relacionan nivel sonoro y tiempo, de forma que se efectúa el marcado de eventos cuando el nivel de presión sonora, Lp(t), supera un valor determinado durante, al menos, un determinado intervalo temporal. Uno de los principales objetivos de esta tesis se centra en el análisis de los sistemas que existen para la discriminación de ruido de aeronaves, y en el análisis de las contribuciones de estos sistemas sobre la incertidumbre de la medida y el reporte de resultados. Para la consecución de dicho objetivo, se ha definido un modelo de incertidumbre que permite evaluar los diferentes factores de influencia y realizar una cuantificación de la incertidumbre para diferentes escenarios. Durante este proceso se han definido y analizado los conceptos de incertidumbre de detección e incertidumbre de identificación, ambos derivados del diagrama de bloques que propone la norma ISO 20906 para la discriminación del ruido producido por los aviones y el procesado de datos. Asimismo, se pretende abordar el problema de la discriminación de aeronaves con un enfoque novedoso, que permita mejorar el rendimiento de los sistemas y reducir la incertidumbre. Mediante un sistema basado en reconocimiento de patrones uniclase, se aborda esta tarea en base al análisis de la semejanza entre la señal sonora registrada y el sonido que producen los aviones, dejando al margen la magnitud del sonido. Las técnicas de reconocimiento de patrones, y reconocimiento automático de habla, han sido aplicadas previamente al reconocimiento de fuentes de ruido ambiental. Algunos de estos proyectos se han centrado en el ruido de aviones, pero la novedad en esta tesis radica en la aplicación de clasificadores uniclase en un sistema que detecta eventos sonoros gracias a la clasificación de los fragmentos que lo componen. Actualmente los sistemas de gestión de ruido aeroportuario enlazan los datos de ruido proporcionados por las estaciones de monitorado con los datos procedentes del sistema seguimiento de los vuelos de los aviones mediante radar. Este tipo de sistemas es el que ha presentado mayor aceptación y ha sido implantado en los sistemas de monitorado de ruido de los principales aeropuertos internacionales. Sin embargo, este enfoque requiere de equipamiento que permita realizar el seguimiento de la posición de avión, y, dado que únicamente utilizan los niveles sonoros medidos para enlazarlos con el avión que los origina, no será capaz de detectar errores derivados de la presencia de una fuente sonora secundaria cuando existe un avión en la zona. El sistema que se plantea con la realización de esta tesis supone un avance debido a que permite eliminar del proceso de discriminación los umbrales de nivel sonoro, analizando única y exclusivamente la semejanza entre las señales comparadas. De esta manera se pretende mejorar las tasas de error en la identificación, e incluir umbrales de semejanza que permitan eliminar los umbrales de nivel sonoro en el proceso de detección. La implementación del sistema complementando al resto de sistemas del aeropuerto, permitirá la ampliación de las capacidades en el monitorado y la reducción de los costes en las campañas de medición desatendida. Al tiempo que se introducen las técnicas de reconocimiento de patrones en los sistemas de discriminación de los monitores de ruido, se pretende sacar partido de las posibilidades abiertas para dotar al sistema de capacidades adicionales, como es el caso de la detección del ruido de reversa, que se produce tras el aterrizaje de los aviones. La reversa se activa tras el contacto con tierra por parte de los aviones, para reducir la velocidad y acortar la distancia de frenado de los aviones. Esta práctica se usa de forma habitual en los aterrizajes, especialmente en los casos en los que la salida que debe tomar el avión rumbo al terminal se encuentra demasiado próxima al punto de aterrizaje. El empuje inverso se debe a una alteración en el flujo normal de aire que atraviesa los motores, que produce un violento choque contra la carcasa del motor, originando vibraciones y flujo turbulento que se convierte en ruido. El ruido de reversa puede alcanzar unos niveles mucho mayores que el propio aterrizaje, y sus características dinámicas y espectrales lo convierten en especialmente molesto. Por este motivo la utilización injustificada (salvo por motivos de seguridad) está prohibida o es desaconsejada en un gran número de aeropuertos, a nivel internacional (especialmente durante el período nocturno). Sin embargo, las autoridades aeroportuarias carecen de herramientas eficientes y fiables que permitan detectar la utilización de reversa, siendo este punto uno de los aspectos tratados en esta investigación.

Visión por computador para UAS

La visión por computador es una parte de la inteligencia artificial que tiene una aplicación industrial muy amplia, desde la detección de piezas defectuosas al control de movimientos de los robots para la fabricación de piezas. En el ámbito aeronáutico, la visión por computador es una herramienta de ayuda a la navegación, pudiendo usarse como complemento al sistema de navegación inercial, como complemento a un sistema de posicionamiento como el GPS, o como sistema de navegación visual autónomo.Este proyecto establece una primera aproximación a los sistemas de visión articial y sus aplicaciones en aeronaves no tripuladas. La aplicación que se desarrollará será la de apoyo al sistema de navegación, mediante una herramienta que a través de las imágenes capturadas por una cámara embarcada, dé la orden al autopiloto para posicionar el aparato frente la pista en la maniobra de aterrizaje.Para poder realizar ese cometido, hay que estudiar las posibilidades y los desarrollos que el mercado ofrece en este campo, así como los esfuerzos investigadores de los diferentes centros de investigación, donde se publican multitud soluciones de visión por computador para la navegación de diferentes vehículos no tripulados, en diferentes entornos. Ese estudio llevará a cabo el proceso de la aplicación de un sistema de visión articial desde su inicio. Para ello, lo primero que se realizará será definir una solución viable dentro de las posibilidades que la literatura permita conocer. Además, se necesitará realizar un estudio de las necesidades del sistema, tanto de hardware como de software, y acudir al mercado para adquirir la opción más adecuada que satisfaga esas necesidades. El siguiente paso es el planteamiento y desarrollo de la aplicación, mediante la defnición de un algoritmo y un programa informático que aplique el algoritmo y analizar los resultados de los ensayos y las simulaciones de la solución. Además, se estudiará una propuesta de integración en una aeronave y la interfaz de la estación de tierra que debe controlar el proceso. Para finalizar, se exponen las conclusiones y los trabajos futuros para continuar la labor de desarrollo de este proyecto.

Determinación del Campo de Vientos a partir de mensajes ADS‐B

El futuro proyecto SESAR (Europa)/NextGen program (USA) establece la necesidad de tener un control 4D (x,y,z,t) del espacio aéreo, por lo tanto es de vital importancia para tal fin el conocimiento a tiempo real de la velocidad del viento. Se pretenderá a causa de dichas necesidades, el cálculo de la estimación de las componentes del vector velocidad dentro de un dominio Ω (por ejemplo: área terminal de Madrid, cuya extensión esta caracterizada por unos 60000km2), para dicho desarrollo se hará uso de los valores puntuales del vector velocidad del viento conocidos a través de los mensajes ADS‐B transmitidos por las aeronaves circundantes.

Comparación de los resultados de las mediciones in situ del aislamiento acústico al ruido aéreo de fachadas, mediante la utilización de los métodos globales con altavoces y con ruido de aviones.

En este trabajo se comparan los resultados experimentales de las mediciones in situ del aislamiento acústico al ruido aéreo de fachadas de recintos, por aplicación en cada uno de los recintos de dos métodos globales de la Norma EN ISO 140-5, Agosto 1998. Se han utilizado como fuentes de ruido un altavoz y el ruido de aeronaves. Las mediciones acústicas se han realizado en 26 dormitorios situados en viviendas de uso residencial privado.

Rapid prototyping framework for visual control of autonomous micro aerial vehicles

Rapid prototyping environments can speed up the research of visual control algorithms. We have designed and implemented a software framework for fast prototyping of visual control algorithms for Micro Aerial Vehicles (MAV). We have applied a combination of a proxy-based network communication architecture and a custom Application Programming Interface. This allows multiple experimental configurations, like drone swarms or distributed processing of a drone’s video stream. Currently, the framework supports a low-cost MAV: the Parrot AR.Drone. Real tests have been performed on this platform and the results show comparatively low figures of the extra communication delay introduced by the framework, while adding new functionalities and flexibility to the selected drone. This implementation is open-source and can be downloaded from www.vision4uav.com/?q=VC4MAV-FW

Evaluación de procesos de desgaste en turbinas aeronáuticas mediante espectrometría por disco rotativo(rde) y por contador de partículas láser(lnf)

En esta ponencia se realiza una revisión de diferentes metodologías para la evaluación de procesos de desgaste en turbinas aéreas derivadas. Mediante el análisis de las características del lubricante utilizado, a través de espectrometría de micropartículas y de la evaluación por contadores de partículas de tamaño superior a los 20 micrómetros, se pretende determinar procesos de desgaste y correlaciones entre diversos parámetros de funcionamiento de la turbina. Para ello se presentan las principales metodologías de análisis de aceite en uso, indicando la información que suministran, los ámbitos en los que su aplicación es pertinente, y se muestran los resultados de diferentes casos de aplicación correspondientes tanto a aeronaves de ala fija como de ala rotativa.

Diseño del TMA de Madrid en configuración norte (llegadas a Madrid/Barajas por las pistas 33)

Se diseñarán las entradas a Madrid-Barajas para que permita la navegación P-RNAV, así como las transiciones y las aproximaciones Categoría I simultáneas independientes a ambas pistas, con vigilancia radar en todos los puntos, intentando no modificar ninguna otra ruta ya que no se dispone de la información suficiente de porque van situadas en esos lugares, así como de los acuerdos que las hicieron posibles y mientras que sean respetadas el diseño del TMA será viable, así como tampoco se verán modificados los puntos de entrada al TMA con el fin de no modificar ninguna ruta fuera de éste, un ejemplo de este tipo de rutas que no se verán modificadas serían las militares, así como las zonas prohibidas restringidas o peligrosas, entre otras. Los diseños serán efectuados de manera que sólo puedan ser utilizados por aeronaves equipadas con sistema RNAV, por lo tanto se realizará la suposición de que todas las aeronaves poseen dicho equipo. Por lo tanto, él excluirá los circuitos de espera y la aproximación inicial e intermedia, que en la navegación P-RNAV son sustituidas por las transiciones. Se realizará una completa codificación de los datos y las cartas según la normativa establecida para tal efecto.

Development of a 3-Dimensional Mathematical Collision Risk Model Based on Recorded Aircraft Trajectories to Estimate the Safety Level in High Density En-Route Airspaces

Como en todos los medios de transporte, la seguridad en los viajes en avión es de primordial importancia. Con los aumentos de tráfico aéreo previstos en Europa para la próxima década, es evidente que el riesgo de accidentes necesita ser evaluado y monitorizado cuidadosamente de forma continúa. La Tesis presente tiene como objetivo el desarrollo de un modelo de riesgo de colisión exhaustivo como método para evaluar el nivel de seguridad en ruta del espacio aéreo europeo, considerando todos los factores de influencia. La mayor limitación en el desarrollo de metodologías y herramientas de monitorización adecuadas para evaluar el nivel de seguridad en espacios de ruta europeos, donde los controladores aéreos monitorizan el tráfico aéreo mediante la vigilancia radar y proporcionan instrucciones tácticas a las aeronaves, reside en la estimación del riesgo operacional. Hoy en día, la estimación del riesgo operacional está basada normalmente en reportes de incidentes proporcionados por el proveedor de servicios de navegación aérea (ANSP). Esta Tesis propone un nuevo e innovador enfoque para evaluar el nivel de seguridad basado exclusivamente en el procesamiento y análisis trazas radar. La metodología propuesta ha sido diseñada para complementar la información recogida en las bases de datos de accidentes e incidentes, mediante la provisión de información robusta de los factores de tráfico aéreo y métricas de seguridad inferidas del análisis automático en profundidad de todos los eventos de proximidad. La metodología 3-D CRM se ha implementado en un prototipo desarrollado en MATLAB © para analizar automáticamente las trazas radar y planes de vuelo registrados por los Sistemas de Procesamiento de Datos Radar (RDP) e identificar y analizar todos los eventos de proximidad (conflictos, conflictos potenciales y colisiones potenciales) en un periodo de tiempo y volumen del espacio aéreo. Actualmente, el prototipo 3-D CRM está siendo adaptado e integrado en la herramienta de monitorización de prestaciones de Aena (PERSEO) para complementar las bases de accidentes e incidentes ATM y mejorar la monitorización y proporcionar evidencias de los niveles de seguridad. ABSTRACT As with all forms of transport, the safety of air travel is of paramount importance. With the projected increases in European air traffic in the next decade and beyond, it is clear that the risk of accidents needs to be assessed and carefully monitored on a continuing basis. The present thesis is aimed at the development of a comprehensive collision risk model as a method of assessing the European en-route risk, due to all causes and across all dimensions within the airspace. The major constraint in developing appropriate monitoring methodologies and tools to assess the level of safety in en-route airspaces where controllers monitor air traffic by means of radar surveillance and provide aircraft with tactical instructions lies in the estimation of the operational risk. The operational risk estimate normally relies on incident reports provided by the air navigation service providers (ANSPs). This thesis proposes a new and innovative approach to assessing aircraft safety level based exclusively upon the process and analysis of radar tracks. The proposed methodology has been designed to complement the information collected in the accident and incident databases, thereby providing robust information on air traffic factors and safety metrics inferred from the in depth assessment of proximate events. The 3-D CRM methodology is implemented in a prototype tool in MATLAB © in order to automatically analyze recorded aircraft tracks and flight plan data from the Radar Data Processing systems (RDP) and identify and analyze all proximate events (conflicts, potential conflicts and potential collisions) within a time span and a given volume of airspace. Currently, the 3D-CRM prototype is been adapted and integrated in AENA’S Performance Monitoring Tool (PERSEO) to complement the information provided by the ATM accident and incident databases and to enhance monitoring and providing evidence of levels of safety.

Simulation, Design and Analysis of Air-Breathing Combined-Cycle Engines for High Speed Propulsion

Desde la aparición del turborreactor, el motor aeróbico con turbomaquinaria ha demostrado unas prestaciones excepcionales en los regímenes subsónico y supersónico bajo. No obstante, la operación a velocidades superiores requiere sistemas más complejos y pesados, lo cual ha imposibilitado la ejecución de estos conceptos. Los recientes avances tecnológicos, especialmente en materiales ligeros, han restablecido el interés por los motores de ciclo combinado. La simulación numérica de estos nuevos conceptos es esencial para estimar las prestaciones de la planta propulsiva, así como para abordar las dificultades de integración entre célula y motor durante las primeras etapas de diseño. Al mismo tiempo, la evaluación de estos extraordinarios motores requiere una metodología de análisis distinta. La tesis doctoral versa sobre el diseño y el análisis de los mencionados conceptos propulsivos mediante el modelado numérico y la simulación dinámica con herramientas de vanguardia. Las distintas arquitecturas presentadas por los ciclos combinados basados en sendos turborreactor y motor cohete, así como los diversos sistemas comprendidos en cada uno de ellos, hacen necesario establecer una referencia común para su evaluación. Es más, la tendencia actual hacia aeronaves "más eléctricas" requiere una nueva métrica para juzgar la aptitud de un proceso de generación de empuje en el que coexisten diversas formas de energía. A este respecto, la combinación del Primer y Segundo Principios define, en un marco de referencia absoluto, la calidad de la trasferencia de energía entre los diferentes sistemas. Esta idea, que se ha estado empleando desde hace mucho tiempo en el análisis de plantas de potencia terrestres, ha sido extendida para relacionar la misión de la aeronave con la ineficiencia de cada proceso involucrado en la generación de empuje. La metodología se ilustra mediante el estudio del motor de ciclo combinado variable de una aeronave para el crucero a Mach 5. El diseño de un acelerador de ciclo combinado basado en el turborreactor sirve para subrayar la importancia de la integración del motor y la célula. El diseño está limitado por la trayectoria ascensional y el espacio disponible en la aeronave de crucero supersónico. Posteriormente se calculan las prestaciones instaladas de la planta propulsiva en función de la velocidad y la altitud de vuelo y los parámetros de control del motor: relación de compresión, relación aire/combustible y área de garganta. ABSTRACT Since the advent of the turbojet, the air-breathing engine with rotating machinery has demonstrated exceptional performance in the subsonic and low supersonic regimes. However, the operation at higher speeds requires further system complexity and weight, which so far has impeded the realization of these concepts. Recent technology developments, especially in lightweight materials, have restored the interest towards combined-cycle engines. The numerical simulation of these new concepts is essential at the early design stages to compute a first estimate of the engine performance in addition to addressing airframe-engine integration issues. In parallel, a different analysis methodology is required to evaluate these unconventional engines. The doctoral thesis concerns the design and analysis of the aforementioned engine concepts by means of numerical modeling and dynamic simulation with state-of-the-art tools. A common reference is needed to evaluate the different architectures of the turbine and the rocket-based combined-cycle engines as well as the various systems within each one of them. Furthermore, the actual trend towards more electric aircraft necessitates a common metric to judge the suitability of a thrust generation process where different forms of energy coexist. In line with this, the combination of the First and the Second Laws yields the quality of the energy being transferred between the systems on an absolute reference frame. This idea, which has been since long applied to the analysis of on-ground power plants, was extended here to relate the aircraft mission with the inefficiency of every process related to the thrust generation. The methodology is illustrated with the study of a variable- combined-cycle engine for a Mach 5 cruise aircraft. The design of a turbine-based combined-cycle booster serves to highlight the importance of the engine-airframe integration. The design is constrained by the ascent trajectory and the allocated space in the supersonic cruise aircraft. The installed performance of the propulsive plant is then computed as a function of the flight speed and altitude and the engine control parameters: pressure ratio, air-to-fuel ratio and throat area.

Predicción de la velocidad crítica de flameo mediante el uso de modelos aeroelásticos extrapolados en tiempo real con datos de vuelo

La Aeroelasticidad fue definida por Arthur Collar en 1947 como "el estudio de la interacción mutua entre fuerzas inerciales, elásticas y aerodinámicas actuando sobre elementos estructurales expuestos a una corriente de aire". Actualmente, esta definición se ha extendido hasta abarcar la influencia del control („Aeroservoelasticidad‟) e, incluso, de la temperatura („Aerotermoelasticidad‟). En el ámbito de la Ingeniería Aeronáutica, los fenómenos aeroelásticos, tanto estáticos (divergencia, inversión de mando) como dinámicos (flameo, bataneo) son bien conocidos desde los inicios de la Aviación. Las lecciones aprendidas a lo largo de la Historia Aeronáutica han permitido establecer criterios de diseño destinados a mitigar la probabilidad de sufrir fenómenos aeroelásticos adversos durante la vida operativa de una aeronave. Adicionalmente, el gran avance experimentado durante esta última década en el campo de la Aerodinámica Computacional y en la modelización aeroelástica ha permitido mejorar la fiabilidad en el cálculo de las condiciones de flameo de una aeronave en su fase de diseño. Sin embargo, aún hoy, los ensayos en vuelo siguen siendo necesarios para validar modelos aeroelásticos, verificar que la aeronave está libre de inestabilidades aeroelásticas y certificar sus distintas envolventes. En particular, durante el proceso de expansión de la envolvente de una aeronave en altitud/velocidad, se requiere predecir en tiempo real las condiciones de flameo y, en consecuencia, evitarlas. A tal efecto, en el ámbito de los ensayos en vuelo, se han desarrollado diversas metodologías que predicen, en tiempo real, las condiciones de flameo en función de condiciones de vuelo ya verificadas como libres de inestabilidades aeroelásticas. De entre todas ellas, aquella que relaciona el amortiguamiento y la velocidad con un parámetro específico definido como „Margen de Flameo‟ (Flutter Margin), permanece como la técnica más común para proceder con la expansión de Envolventes en altitud/velocidad. No obstante, a pesar de su popularidad y facilidad de aplicación, dicha técnica no es adecuada cuando en la aeronave a ensayar se hallan presentes no-linealidades mecánicas como, por ejemplo, holguras. En particular, en vuelos de ensayo dedicados específicamente a expandir la envolvente en altitud/velocidad, las condiciones de „Oscilaciones de Ciclo Límite‟ (Limit Cycle Oscillations, LCOs) no pueden ser diferenciadas de manera precisa de las condiciones de flameo, llevando a una determinación excesivamente conservativa de la misma. La presente Tesis desarrolla una metodología novedosa, basada en el concepto de „Margen de Flameo‟, que permite predecir en tiempo real las condiciones de „Ciclo Límite‟, siempre que existan, distinguiéndolas de las de flameo. En una primera parte, se realiza una revisión bibliográfica de la literatura acerca de los diversos métodos de ensayo existentes para efectuar la expansión de la envolvente de una aeronave en altitud/velocidad, el efecto de las no-linealidades mecánicas en el comportamiento aeroelástico de dicha aeronave, así como una revisión de las Normas de Certificación civiles y militares respecto a este tema. En una segunda parte, se propone una metodología de expansión de envolvente en tiempo real, basada en el concepto de „Margen de Flameo‟, que tiene en cuenta la presencia de no-linealidades del tipo holgura en el sistema aeroelástico objeto de estudio. Adicionalmente, la metodología propuesta se valida contra un modelo aeroelástico bidimensional paramétrico e interactivo programado en Matlab. Para ello, se plantean las ecuaciones aeroelásticas no-estacionarias de un perfil bidimensional en la formulación espacio-estado y se incorpora la metodología anterior a través de un módulo de análisis de señal y otro módulo de predicción. En una tercera parte, se comparan las conclusiones obtenidas con las expuestas en la literatura actual y se aplica la metodología propuesta a resultados experimentales de ensayos en vuelo reales. En resumen, los principales resultados de esta Tesis son: 1. Resumen del estado del arte en los métodos de ensayo aplicados a la expansión de envolvente en altitud/velocidad y la influencia de no-linealidades mecánicas en la determinación de la misma. 2. Revisión de la normas de Certificación Civiles y las normas Militares en relación a la verificación aeroelástica de aeronaves y los límites permitidos en presencia de no-linealidades. 3. Desarrollo de una metodología de expansión de envolvente basada en el Margen de Flameo. 4. Validación de la metodología anterior contra un modelo aeroelástico bidimensional paramétrico e interactivo programado en Matlab/Simulink. 5. Análisis de los resultados obtenidos y comparación con resultados experimentales. ABSTRACT Aeroelasticity was defined by Arthur Collar in 1947 as “the study of the mutual interaction among inertia, elastic and aerodynamic forces when acting on structural elements surrounded by airflow”. Today, this definition has been updated to take into account the Controls („Aeroservoelasticity‟) and even the temperature („Aerothermoelasticity‟). Within the Aeronautical Engineering, aeroelastic phenomena, either static (divergence, aileron reversal) or dynamic (flutter, buzz), are well known since the early beginning of the Aviation. Lessons learned along the History of the Aeronautics have provided several design criteria in order to mitigate the probability of encountering adverse aeroelastic phenomena along the operational life of an aircraft. Additionally, last decade improvements experienced by the Computational Aerodynamics and aeroelastic modelization have refined the flutter onset speed calculations during the design phase of an aircraft. However, still today, flight test remains as a key tool to validate aeroelastic models, to verify flutter-free conditions and to certify the different envelopes of an aircraft. Specifically, during the envelope expansion in altitude/speed, real time prediction of flutter conditions is required in order to avoid them in flight. In that sense, within the flight test community, several methodologies have been developed to predict in real time flutter conditions based on free-flutter flight conditions. Among them, the damping versus velocity technique combined with a Flutter Margin implementation remains as the most common technique used to proceed with the envelope expansion in altitude/airspeed. However, although its popularity and „easy to implement‟ characteristics, several shortcomings can adversely affect to the identification of unstable conditions when mechanical non-linearties, as freeplay, are present. Specially, during test flights devoted to envelope expansion in altitude/airspeed, Limits Cycle Oscillations (LCOs) conditions can not be accurately distinguished from those of flutter and, in consequence, it leads to an excessively conservative envelope determination. The present Thesis develops a new methodology, based on the Flutter Margin concept, that enables in real time the prediction of the „Limit Cycle‟ conditions, whenever they exist, without degrading the capability of predicting the flutter onset speed. The first part of this Thesis presents a review of the state of the art regarding the test methods available to proceed with the envelope expansion of an aircraft in altitude/airspeed and the effect of mechanical non-linearities on the aeroelastic behavior. Also, both civil and military regulations are reviewed with respect aeroelastic investigation of air vehicles. The second part of this Thesis proposes a new methodology to perform envelope expansion in real time based on the Flutter Margin concept when non-linearities, as freeplay, are present. Additionally, this methodology is validated against a Matlab/Slimulink bidimensional aeroelastic model. This model, parametric and interactive, is formulated within the state-space field and it implements the proposed methodology through two main real time modules: A signal processing module and a prediction module. The third part of this Thesis compares the final conclusions derived from the proposed methodology with those stated by the flight test community and experimental results. In summary, the main results provided by this Thesis are: 1. State of the Art review of the test methods applied to envelope expansion in altitude/airspeed and the influence of mechanical non-linearities in its identification. 2. Review of the main civil and military regulations regarding the aeroelastic verification of air vehicles and the limits set when non-linearities are present. 3. Development of a methodology for envelope expansion based on the Flutter Margin concept. 4. A Matlab/Simulink 2D-[aeroelastic model], parametric and interactive, used as a tool to validate the proposed methodology. 5. Conclusions driven from the present Thesis and comparison with experimental results.