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.

Optimisation of a Low-Speed Wind Tunnel. Analysis and Redesign of Corner Vanes.

This paper includes the experimental study, analysis, redesign and subsequent test of the parts of a closed circuit, low speed wind tunnel which are relevant in terms of total pressure loss. The objective is to lower the energy consumption of this system for given conditions in test chamber, so as to reduce the operational costs. In order to achieve this objective, several tasks were performed as the text shows in its different parts. For these tasks, the ETSIAE wind tunnel was used, although the results of this work can be extrapolated to any wind tunnel with the same characteristics. Part II presents a theoretical previous study of the general running of a closed circuit, low speed wind tunnel, as well as the followed procedure to conduct experimental tests for obtaining the total pressure loss in its parts. Results from these tests and their analysis are included in this part. In part III, the analysis of the influence of corner 1 on the pressure loss takes place. As it is said in this part, corner 1 has great importance in the total pressure loss of the wind tunnel. Therefore, it is the first part that should be modified in order to improve the performances of the wind tunnel. During part IV, an optimised guide vane is designed in order to reduce the pressure loss in corner 1 of the wind tunnel. Software MISES is used to achieve this goal by means of selecting the optimum guide vane. In order to introduce the new guide vane in wind tunnels with affordable costs, the easily constructable criterion is kept during design. For this reason, the guide vane will consist of simple aerodynamic contours. Part V includes some possible improvements for the proposed guide vane, in order to evaluate if there is room for improvement in its design. Finally, part VI includes the tests that were conducted in the wind tunnel with the new guide vane cascade and the analysis of their results, in order to asses whether the proposed design fulfills the requirement of lowering the total pressure loss in the wind tunnel. Part VII gathers the main ideas resulting from the whole work.

Mathematical Analysis of the Effect of Rotor Geometry on Cup Anemometer Response

The calibration coefficients of two commercial anemometers equipped with different rotors were studied. The rotor cups had the same conical shape, while the size and distance to the rotation axis varied.The analysis was based on the 2-cup positions analytical model, derived using perturbation methods to include second-order effects such as pressure distribution along the rotating cups and friction.Thecomparison with the experimental data indicates a nonuniformdistribution of aerodynamic forces on the rotating cups, with higher forces closer to the rotating axis. The 2-cup analytical model is proven to be accurate enough to study the effect of complex forces on cup anemometer performance.

Análisis de la influencia del borde de salida abierto en perfiles aerodinámicos a bajos números de Reynolds

El objetivo del presente trabajo es analizar la influencia que tiene sobre el comportamiento aerodinámico del perfil el hecho de que este presente un borde de salida más grueso que el perfil original del que se partía. Este estudio se ha centrado fundamentalmente en la influencia sobre su sustentación aerodinámica, resistencia aerodinámica y, especialmente, sobre la eficiencia aerodinámica del perfil, es decir sobre la relación entre la sustentación y la resistencia aerodinámica. También se ha analizado su influencia en otros aspectos aerodinámicos de los perfiles, como la entrada en pérdida, el ángulo de ataque de sustentación máxima, el ángulo de ataque de eficiencia máxima, el coeficiente de momento aerodinámico y la posición del centro aerodinámico. Estas imperfecciones en el borde de salida pueden aparecer en algunos procesos de fabricación de determinados elementos aerodinámicos, como alas de aviones no tripulados o palas de aeroturbina. Este fenómeno no ha sido analizado en profundidad en la literatura científica, aunque si que se ha analizado por varios autores la influencia sobre el perfil con el borde de salida truncado, o perfiles con la parte final regruesada, utilizados en otras aplicaciones. Para la realización de este estudio se han analizado perfiles de distinto tipo, laminares y no laminares, perfiles simétricos y con curvatura, así como perfiles con distinto espesor, a fin de comparar el grado de influencia del fenómeno estudiado sobre cada tipo de perfil para comparar su grado de sensibilidad a dicha anomalía geométrica. El estudio se ha realizado experimentalmente utilizando una cámara de ensayos diseñada específicamente a tal efecto, así como una balanza electrónica para medir las fuerzas y los momentos sobre el perfil, y un escáner de presiones para medir la distribución de presiones en determinados casos. También se ha abordado el estudio del comportamiento de perfiles con borde de salida más grueso que el nominal pero redondeado en vez de romo, con el objeto de analizar la eficacia de redondear el borde de salida, que es uno de los métodos que se puede utilizar para mitigar este efecto. Por otro lado, como el comportamiento de los perfiles aerodinámicos tiene una fuerte dependencia del número de Reynolds, el estudio se ha centrado en el análisis del comportamiento a bajos números de Reynolds debido a su uso reciente en una amplia gama de aplicaciones, desde vehículos aéreos no tripulados (UAV) hasta palas de aeroturbinas de baja potencia, e incluso debido a su uso potencial en aeronaves diseñadas para volar en atmósferas de baja densidad como la que existe en Marte. El interés de este estudio está orientado al establecimiento de criterios para cuantificar la influencia que tiene el hecho de que el borde de salida sea más grueso que el nominal en la degradación de su eficiencia aerodinámica máxima, con el objeto de poder establecer los límites de aceptación o rechazo de estas piezas una vez fabricadas, según el tipo de perfil aerodinámico utilizado. Del resultado del análisis de los casos estudiados se puede concluir que según aumenta el espesor del borde de salida, dentro del intervalo de estudio, la sustentación aerodinámica aumenta, así como la sustentación máxima, pero aumenta en mayor proporción la resistencia aerodinámica, por lo que se produce una reducción de la eficiencia aerodinámica, en particular de su valor máximo. Por otro lado, el hecho de redondear el borde de salida del perfil ayuda ligeramente a reducir este efecto. ABSTRACT The aim of this thesis is to analyze the effects of airfoil trailing edges thickness when this is thicker than the airfoil nominal. Several factors may lead to an airfoil trailing edge being thicker than the nominal airfoil, and this may affect various aerodynamic parameters. This study has focus on its influence on the airfoil’s aerodynamic lift, drag and, particularly on the aerodynamic efficiency of the airfoil, that is, the relationship between the aerodynamic lift and drag. It has also been studied how this fact may alter some other aerodynamic aspects of airfoils, such as stall, angle of attack of maximum lift, angle of maximum efficiency, aerodynamic moment coefficient and aerodynamic center position. These imperfections in the trailing edge may appear in some manufacturing processes of certain aerodynamic elements, such as unmanned aircraft wings or wind turbine blades. This phenomenon has not been deeply analyzed in the literature, although several authors have discussed its influence on airfoil with truncated trailing edge, or airfoils with thickened end, used in other applications. Various types of airfoils have been analyzed, laminar and non-laminar, symmetric and curved airfoils, and airfoils with different thickness, in order to compare the degree of influence of the phenomenon studied on each airfoil type and thus, to estimate the degree of sensitivity to the anomaly geometry. The study was carried out experimentally using a test chamber designed specifically for this purpose, as well as an electronic balance to measure the forces and moments on the airfoil, and a pressure scanner to measure distribution of pressures in certain cases. It has also been investigated the behavior of airfoils with trailing edge thicker than the nominal, but rounded instead of blunt, in order to analyze the effectiveness of the trailing edge rounding, which is one of the methods that can be used to mitigate this phenomenon. Moreover, as the behavior of the airfoil is highly dependent on the Reynolds number, the study has been focused on the analysis of the behavior at low Reynolds numbers due to recent use of low Reynolds numbers airfoils in a wide range of applications, from unmanned aerial vehicles (UAV) to low power wind turbine blades, or even due to their potential use in aircraft designed to fly in low density atmospheres as the one existing in Mars. The main purpose of this research is to establish a set of criteria for quantifying the influence that a thicker-than–nominal-trailing edge has in the degradation of maximum aerodynamic efficiency, aiming at establishing the acceptance limits for these pieces when they are manufactured, according to the type of airfoil used. Based on the results obtained from the analysis of the cases under study it can be concluded that increasing the thickness of the trailing edge, within the range of study, increases aerodynamic lift, as well as maximum lift, but the aerodynamic drag increases in a higher proportion, and consequently there is a reduction of aerodynamic efficiency, particularly, of its maximum value. On the other hand, rounding the trailing edge of the airfoil slightly helps to reduce this effect.

Wind-induced loads over double cantilever bridges under construction

Within the last century the interest in wind-induced loads over civil engineering structures has become more and more important, the reason being that the development of new construction techniques and materials has allowed engineers and architects to design new structures far from the traditional concepts, and in many cases wind actions over these singular structures are not included in the existing codes of practice. In this paper the windinduced static loads over bridges constructed by the double cantilever method during erection stages are considered. The aerodynamic load over a double cantilever bridge under a yawing-angled wind produces a yawing (torsional) moment on the bridge deck, which can lead to undesirable rotation of the deck about the supporting pier. The effects of the wind yaw angle and the length of the deck are analysed. The wind action caused by the presence of sliding concrete forms at the ends of the deck is also studied.

Metodología de Ejecución y Explotación de los Ensayos en Vuelo de Flameo

El flameo o flutter es un fenómeno vibratorio debido a la interacción de fuerzas inerciales, elásticas y aerodinámicas. Consiste en un intercambio de energía, que se puede observar en el cambio de amortiguamientos, entre dos o más modos estructurales, denominados modos críticos, cuyas frecuencias tienden a acercarse (coalescencia de frecuencias). Los ensayos en vuelo de flameo suponen un gran riesgo debido a la posibilidad de una perdida brusca de estabilidad aeroelástica (flameo explosivo) con la posibilidad de destrucción de la aeronave. Además existen otros fenómenos asociados que pueden aparecer como el LCO (Limit Cycle Oscillation) y la interacción con los mandos de vuelo. Debido a esto, se deben llevar a cabo análisis exhaustivos, que incluyen GVT (vibraciones en tierra), antes de comenzar los ensayos en vuelo, y estos últimos deben ser ejecutados con robustos procedimientos. El objetivo de los ensayos es delimitar la frontera de estabilidad sin llegar a ella, manteniéndose siempre dentro de la envolvente estable de vuelo. Para lograrlo se necesitan métodos de predicción, siendo el “Flutter Margin”, el más utilizado. Para saber cuánta estabilidad aeroelástica tiene el avión y lo lejos que está de la frontera de estabilidad (a través de métodos de predicción) los parámetros modales, en particular la frecuencia y el amortiguamiento, son de vital importancia. El ensayo en vuelo consiste en la excitación de la estructura a diferentes condiciones de vuelo, la medición de la respuesta y su análisis para obtener los dos parámetros mencionados. Un gran esfuerzo se dedica al análisis en tiempo real de las señales como un medio de reducir el riesgo de este tipo de ensayos. Existen numerosos métodos de Análisis Modal, pero pocos capaces de analizar las señales procedentes de los ensayos de flameo, debido a sus especiales características. Un método novedoso, basado en la Descomposición por Valores Singulares (SVD) y la factorización QR, ha sido desarrollado y aplicado al análisis de señales procedentes de vuelos de flameo del F-18. El método es capaz de identificar frecuencia y amortiguamiento de los modos críticos. El algoritmo se basa en la capacidad del SVD para el análisis, modelización y predicción de series de datos con características periódicas y en su capacidad de identificar el rango de una matriz, así como en la aptitud del QR para seleccionar la mejor base vectorial entre un conjunto de vectores para representar el campo vectorial que forman. El análisis de señales de flameo simuladas y reales demuestra, bajo ciertas condiciones, la efectividad, robustez, resistencia al ruido y capacidad de automatización del método propuesto. ABSTRACT Flutter involves the interaction between inertial, elastic and aerodynamic forces. It consists on an exchange of energy, identified by change in damping, between two or more structural modes, named critical modes, whose frequencies tend to get closer to each other (frequency coalescence). Flight flutter testing involves high risk because of the possibility of an abrupt lost in aeroelastic stability (hard flutter) that may lead to aircraft destruction. Moreover associated phenomena may happen during the flight as LCO (Limit Cycle Oscillation) and coupling with flight controls. Because of that, intensive analyses, including GVT (Ground Vibration Test), have to be performed before beginning the flights test and during them consistent procedures have to be followed. The test objective is to identify the stability border, maintaining the aircraft always inside the stable domain. To achieve that flutter speed prediction methods have to be used, the most employed being the “Flutter Margin”. In order to know how much aeroelastic stability remains and how far the aircraft is from the stability border (using the prediction methods), modal parameters, in particular frequency and damping are paramount. So flight test consists in exciting the structure at various flight conditions, measuring the response and identifying in real-time these two parameters. A great deal of effort is being devoted to real-time flight data analysis as an effective way to reduce the risk. Numerous Modal Analysis algorithms are available, but very few are suitable to analyze signals coming from flutter testing due to their special features. A new method, based on Singular Value Decomposition (SVD) and QR factorization, has been developed and applied to the analysis of F-18 flutter flight-test data. The method is capable of identifying the frequency and damping of the critical aircraft modes. The algorithm relies on the capability of SVD for the analysis, modelling and prediction of data series with periodic features and also on its power to identify matrix rank as well as QR competence for selecting the best basis among a set of vectors in order to represent a given vector space of such a set. The analysis of simulated and real flutter flight test data demonstrates, under specific conditions, the effectiveness, robustness, noise-immunity and the capability for automation of the method proposed.

Análisis de la influencia de imperfecciones en el borde de ataque en perfiles aerodinámicos a bajos números de Reynolds

En esta tesis se ha analizado la influencia que tienen ciertas imperfecciones en el borde de ataque de un perfil aerodinámico sobre el comportamiento aerodinámico general del mismo, centrándose fundamentalmente en la influencia sobre el coeficiente de sustentación máxima, coeficiente de resistencia y sobre la eficiencia aerodinámica del perfil, es decir sobre la relación entre la sustentación y la resistencia aerodinámicas. También se ha analizado su influencia en otros aspectos, como la entrada en pérdida, ángulo de ataque de sustentación máxima, ángulo de ataque de eficiencia máxima, coeficiente de momento aerodinámico y posición del centro aerodinámico. Estos defectos de forma en el borde de ataque pueden aparecer en algunos procesos de fabricación de determinados elementos aerodinámicos, como pueden ser las alas de pequeños aviones no tripulados o las palas de aeroturbina. Los perfiles se ha estudiado a bajos números de Reynolds debido a su uso reciente en una amplia gama de aplicaciones, desde vehículos aéreos no tripulados (UAV) hasta palas de aeroturbina de baja potencia, e incluso debido a su potencial utilización en aeronaves diseñadas para volar en atmósferas de baja densidad. El objeto de estudio de esta tesis no ha sido analizado en profundidad en la literatura científica, aunque sí que se ha estudiado por varios autores el comportamiento de perfiles a bajos números de Reynolds, con ciertas protuberancias sobre su superficie o también con formación de hielo en el borde de ataque. Para la realización de este estudio se han analizado perfiles de distinto tipo, perfiles simétricos y con curvatura, perfiles laminares, y todos ellos con igual o distinto espesor, con el objeto de obtener y comparar la influencia del fenómeno estudiado sobre cada tipo de perfil y así analizar su grado de sensibilidad a estas imperfecciones en la geometría del borde de ataque. Este trabajo ha sido realizado experimentalmente utilizando una túnel aerodinámico diseñado específicamente a tal efecto, así como una balanza electrónica para medir las fuerzas y los momentos sobre el perfil, y un escáner de presiones para medir la distribución de presiones sobre la superficie de los perfiles en determinados casos de interés. La finalidad de este estudio está orientada al establecimiento de criterios para cuantificar la influencia en la aerodinámica del perfil que tiene el hecho de que el borde de ataque presente una discontinuidad geométrica, con el objeto de poder establecer los límites de aceptación o rechazo de estas piezas en el momento de ser fabricadas. Del análisis de los casos estudiados se puede concluir que según aumenta el tamaño de la imperfección del borde de ataque, la sustentación aerodinámica máxima en general disminuye, al igual que la eficiencia aerodinámica máxima, pues la resistencia aerodinámica aumenta. Sin embargo, en algunos casos, para pequeños defectos se produce un efecto contrario. La sustentación máxima aumenta apreciablemente sin apenas pérdida de eficiencia aerodinámica máxima. ABSTRACT The aim of this thesis is to analyze the effects of leading edge imperfections on the aerodynamic characteristics of airfoils at low Reynolds numbers. The leading edge imperfection here considered being a slight displacement of half airfoil with respect to the other. This study has focus on its influence on the airfoil’s aerodynamic lift, drag and on the aerodynamic efficiency of the airfoil, that is, the relationship between the aerodynamic lift and drag. It has also been studied how this fact may alter some other aerodynamic aspects of airfoils, such as stall, angle of attack of maximum lift, angle of maximum efficiency, aerodynamic moment coefficient and aerodynamic center position. These imperfections in the leading edge may appear in some manufacturing processes of certain aerodynamic elements, such as unmanned aircraft wings or wind turbine blades. The study has focused on the analysis of the behavior at low Reynolds numbers due to recent use of low Reynolds numbers airfoils in a wide range of applications, from unmanned aerial vehicles (UAV) to low power wind turbine blades, or even due to their potential use in aircraft designed to fly in low density atmospheres as the one existing in Mars. This phenomenon has not been deeply analyzed in the literature, although several authors have discussed on airfoils at low Reynolds number, with leading edge protuberances or airfoils with ice accretions. Various types of airfoils have been analyzed, laminar and non-laminar, symmetric and curved airfoils, and airfoils with different thickness, in order to compare the degree of influence of the phenomenon studied on each airfoil type and thus, to estimate the degree of sensitivity to the anomaly geometry. The study was carried out experimentally using a test chamber designed specifically for this purpose, as well as an electronic balance to measure the forces and moments on the airfoil, and a pressure scanner to measure distribution of pressures in certain cases. The main purpose of this research is to establish a criteria for quantifying the influence that a slight displacement of half aerofoil with respect to the other has in the degradation of aerodynamics characteristics, aiming at establishing the acceptance limits for these pieces when they are manufactured, according to the type of airfoil used. Based on the results obtained from the analysis of the cases under study it can be concluded that displacements, within the range of study, decreases maximum aerodynamic lift, but the aerodynamic drag increases, and consequently there is a reduction of aerodynamic efficiency. However, in some cases, for small defects opposite effect occurs. The maximum lift increases significantly with little loss of maximum aerodynamic efficiency.

Investigación experimental del flujo aerodinámico sobre helipuertos embarcados

La investigación del flujo aerodinámico sobre helipuertos embarcados se encuentra estrechamente relacionada con la operación segura de las aeronaves, pues las condiciones del flujo que tiene lugar en ese entorno pueden exceder los límites para los que están certificadas dichas aeronaves. El ambiente aerodinámico en las inmediaciones de un barco es altamente complejo y se encuentra influenciado por gran número de factores (chimeneas, antenas, mástiles, etc.) relacionados con la configuración específica del propio barco. El flujo objeto de investigación corresponde a la estela que se desarrolla sobre la cubierta de vuelo de una fragata, el cual está fuertemente influenciado por la superestructura de la misma, y que cualitativamente es similar al flujo que tiene lugar entre edificios altos o helipuertos situados en áreas urbanas, pues comprende estructuras tipo caja, con bordes afilados, que generan flujos tridimensionales altamente turbulentos. En esta Tesis se aborda el estudio del problema desde el punto de vista experimental, mediante simulación en túnel aerodinámico y medida de las variables del campo fluido sobre maquetas de fragatas a escala reducida. Las herramientas empleadas para tal cometido, han sido técnicas experimentales, tales como la visualización del flujo, la velocimetría láser por imágenes de partículas, la anemometría láser Doppler y los scanners electrónicos de presión, que han permitido investigar el flujo problema con objeto de obtener información, y adquirir así, un conocimiento más profundo de dicho flujo. La explotación de este conocimiento, ha dado lugar al diseño de una nueva solución, basada en la modificación de geometría básica de la fragata, por medio del cambio de la curvatura del techo del hangar, permitiendo suavizar el escalón descendente que se produce aguas abajo del mismo. Las geometrías modificadas han sido ensayada en túnel mediante la misma metodología empleada para la fragata original, de modo que, ha podido establecerse un análisis comparativo, para valorar la efectividad de la solución propuesta, el cual ha mostrado resultados satisfactorios, retirando el flujo adverso de la zona de operación de helicópteros y desplazándolo hacia el hangar, donde resulta menos peligroso, de modo que se reduce la carga del piloto y los riesgos de accidente durante las operaciones a bordo de embarcaciones. ABSTRACT The investigation of aerodynamic flow above the ship’s heliports is directly related to the aircraft safe operation, because the environment flow conditions may exceed the aircraft certification limits. Aerodynamic ship’s environment is highly complex and it is influenced by a large number of factors (stacks, antennae, masts, …) related to each specific ship configuration. The flow under investigation occurs into the wake produced above the flight deck of a frigate, that is strongly influenced by the superstructure. This flow is similar to one produced around tall buildings or heliports located in urban areas, thus in both of them, the air is flowing around sharp-edges box-like structures, producing three-dimensional and highly turbulent flows. This Thesis studies the problem from an experimental point of view, by means of wind tunnel simulations and measurements of the flow field around reduced scale frigates models. Tools used in this work are the experimental techniques, as flow visualization, particle image velocimetry, laser Doppler anemometry and pressure electronic scanners. These techniques provide information about the flow in order to obtain a more complete insight of this kind of flows. The exploitation of this insight is used for the design of a new flow control concept, based on the modification of the basic frigate geometry. This new design consists in the hangar roof curvature modification that produces a smoothing of the descendent step located downstream the hangar. Modified geometries are tested in wind tunnel by means of the same methodology as the original frigate, thus a comparative analysis is established in order to perform an assessment of effectiveness. This analysis has shown good results in displacing the adverse flow from the helicopter operation path to the nearest hangar region, reducing the pilot load and the accident risks during on board operations.

Probabilistic approach for longitudinal ventilation system design in fire situations

The main objective of ventilation systems in tunnels is to reach the highest possible safety level both in service and fire situation; being the fire one, the most relevant when designing the system. When designing a longitudinal ventilation system, the methodology to evaluate the capacity of the system is similar both in service and fire situation, with the exception of the chimney effect and the phenomena of thermal transfer which is responsible or the changes in the density of the air. When facing the dimensioning task for longitudinal ventilated tunnels, although similar methodologies are used in different countries, specific hypothesis (aerodynamic, thermal properties, traffic) even if discussed in the literature or current practice, are not usually detailed in the regulations or recommendations. The aim of this paper is to propose a probabilistic approach to the problem which would allow the designer, and the tunnel owner, to understand the uncertainty and sensibility adopted in the results and, eventually, identify possible ways of optimizing the ventilation solution to be adopted.

Estudio paramétrico del conjunto tractor-trailer mediante aplicación de mecánica de fluidos computacional

La mejora del comportamiento aerodinámico de vehículos pesados en la carretera ha adquirido una mayor importancia estos últimos años debido a la crisis y su consecuente aumento del precio de los combustibles. Dado que una reducción en la resistencia aerodinámica del vehículo conlleva un menor empleo de combustible, el objetivo de este proyecto es realizar un estudio paramétrico del conjunto tractor-tráiler mediante la mecánica de fluidos computacional (CFD) para así obtener la geometría que proporciona un menor gasto de combustible cuando ésta es expuesta a viento frontal. La influencia de 3 parámetros, que son la separación existente entre cabina y remolque, la altura del remolque y el radio de curvatura de las aristas frontales de la cabina, es analizada en este estudio dividido en varias etapas que implican el uso de programas específicos como son: la parametrización y creación de las geometrías en 3D que es llevada a cabo mediante CATIA, el mallado del dominio (realizado con Gambit) y resolución de las ecuaciones mediante FLUENT. Finalmente se obtendrá una relación entre la resistencia aerodinámica (representada mediante el coeficiente de arrastre) y la combinación de los 3 parámetros, que nos permitirá decidir que geometría es la óptima. Abstract The improvement of the heavy vehicle’s aerodynamic behavior on the road has gained a great importance for these last years because of the economic crisis and the consequent increase of the price of the fuels. Due to the fact that a reduction in the aerodynamic resistance of the vehicle involves using a smaller amount of fuel, the objective of this project is to carry out a parametric study about the ensemble tractor-trailer by computational fluid dynamics methods (CFD) in order to obtain the geometry which expense of fuel is the lowest when it’s exposed to frontal wind. The influence of the three parameters, which are the space between cab and trailer, the height of the trailer and the curvature of the frontal cab edges, is analysed in this study which is divided into different parts involving specific programs: choosing the parameters and building the geometries, which is done by using CATIA, the mesh is built by Gambit, and the program equations-solver is FLUENT. Finally a ratio between aerodynamic resistance and a combination of the three parameters will be obtained and it will allow us to choose the best geometry.

Fenómenos de galope en piezas prismáticas con sección en H

El objetivo de esta Tesis es el estudio sistemático del fenómeno aeroelástico de galope de una viga prismática con sección transversal en H. En particular, se pretende analizar la influencia de determinados parámetros geométricos que definen la geometría de la sección y el efecto del ángulo de ataque de la corriente sobre la estabilidad del fenómeno de oscilación. El interés en el estudio de esta forma de la sección transversal de una viga se basa en el hecho de que, con cierta frecuencia, se sigue utilizando, por su buen comportamiento estructural, en construcciones civiles como tableros y tirantes de puentes de gran longitud, señalizaciones, luminarias y, en general, en grandes estructuras metálicas. Los parámetros geométricos seleccionados para su estudio son tres: el espesor de las dos alas verticales, su porosidad y el espesor de sendas ranuras en la zona de unión entre el alma y las alas de la sección. Inicialmente se han realizado ensayos estáticos en un túnel aerodinámico con objeto de obtener las cargas aerodinámicas y poder aplicar el criterio casi-estático de Glauert - Den Hartog. En estos ensayos, se han medido tanto las fuerzas de sustentación y resistencia aerodinámicas como las distribuciones de presiones en la superficie de la zona central de la sección. Posteriormente, se han realizado ensayos de visualización de flujo, utilizando un túnel de humos, para poder comprender mejor el comportamiento físico del aire alrededor del cuerpo. El estudio estático se ha completado realizando ensayos con PIV, que permiten realizar una medida precisa de la velocidad del campo fluido. Por último, se han realizado ensayos dinámicos en otro túnel aerodinámico con objeto de contrastar la aplicabilidad del criterio casi-estático, la velocidad de inicio de galope y la amplitud de las oscilaciones producidas. Los resultados muestran que el espesor de las alas verticales, aunque modifica apreciablemente la magnitud de las cargas aerodinámicas, no afecta sustancialmente a la estabilidad a galope, mientras que su porosidad sí ejerce un control efectivo que permite reducir este fenómeno e incluso evitarlo, en determinados casos. En todas las situaciones el criterio de Glauert-Glauert - Den Hartog ha resultado ser aplicable y, en ocasiones, más restrictivo que los resultados obtenidos en ensayos dinámicos. La presencia de una ranura en la zona de unión entre el alma y las dos alas, o su combinación con la porosidad en las alas, reduce la intensidad de galope, incrementando la velocidad crítica de su inicio, pero no logra hacer que desaparezca, como se justificará en el desarrollo del trabajo. ABSTRACT Galloping is a type of aeroelastic instability characterized by a large amplitude oscillation at the natural frequency of the structure, producing normal motion to wind. It usually occurs in slender bodies lightly damped at sufficiently high speeds. In this thesis an experimental study has been developed on the galloping instability of a beam with H cross section, which is inscribed in a rectangle with a slender 1: 2. A systematic study has been carried out of the influence of three different geometric parameters on galloping, in the range of 0 to 90° angle of attack of the incoming stream. These parameters are the thickness of the flanges of the section, the porosity of the flanges, the thickness of two slots along the span, in the area between the flange and the central core of the section, and the combination effect of the last two parameters. First of all, static tests have been performed in a wind tunnel to determine the lift and drag forces by using a balance and then the quasi-static stability criterion due to Glauert-Den Hartog has been determined. Later, to better understand and verify the results previously obtained, it has also been tested the pressure distribution on the surface of the model, flow visualization in a second, smoke, wind tunnel, and Particle Image Velocimetry (PIV) study of the flow around the section, in a third tunnel. Finally, dynamic tests have been performed, on a fourth wind tunnel, for determining the amplitude and frequency of the oscillations in each case. The results have been collected in stability diagrams for each geometric parameter studied. These results show that the more critical angles of attack of the stream for galloping behavior are close to 0 and 90º. It has been found that the thickness of the flanges, although changes the galloping behavior on the section, does not reduce it substantially. However, the porosity in the flanges has been proved to be an efficient control mechanism on galloping, and even above 40% porosity, it disappears. The thickness of the slot studied and its combination with the porosity in the flanges in some cases reduces the aerodynamic forces appreciably but fail to prevent galloping at all angles of attack.

Anomaly detection on cup anemometers

The performances of two rotor-damaged commercial anemometers (Vector Instruments A100 LK) were studied. The calibration results (i.e. the transfer function) were very linear, the aerodynamic behavior being more efficient than the one shown by both anemometers equipped with undamaged rotors. No detection of the anomaly (the rotors'damage) was possible based on the calibration results. However, the Fourier analysis clearly revealed this anomaly.

Numerical simulation of group combustion of pulverized coal

A mathematical model for the group combustion of pulverized coal particles was developed in a previous work. It includes the Lagrangian description of the dehumidification, devolatilization and char gasification reactions of the coal particles in the homogenized gaseous environment resulting from the three fuels, CO, H2 and volatiles, supplied by the gasification of the particles and their simultaneous group combustion by the gas phase oxidation reactions, which are considered to be very fast. This model is complemented here with an analysis of the particle dynamics, determined principally by the effects of aerodynamic drag and gravity, and its dispersion based on a stochastic model. It is also extended to include two other simpler models for the gasification of the particles: the first one for particles small enough to extinguish the surrounding diffusion flames, and a second one for particles with small ash content when the porous shell of ashes remaining after gasification of the char, non structurally stable, is disrupted. As an example of the applicability of the models, they are used in the numerical simulation of an experiment of a non-swirling pulverized coal jet with a nearly stagnant air at ambient temperature, with an initial region of interaction with a small annular methane flame. Computational algorithms for solving the different stages undergone by a coal particle during its combustion are proposed. For the partial differential equations modeling the gas phase, a second order finite element method combined with a semi-Lagrangian characteristics method are used. The results obtained with the three versions of the model are compared among them and show how the first of the simpler models fits better the experimental results.

Influencia del viento transversal en sistemas ferroviarios = Cross-wind effects on railway infrastructure

El viento, como factor medio-ambiental, ha sido objeto de numerosos estudios por los efectos que induce tanto en vehículos como en estructuras. Dentro del ámbito ferroviario, las cargas aerodinámicas debidas a la acción del viento transversal pueden poner en compromiso la seguridad de los vehículos en circulación, pudiendo llegar a ocasionar el vuelco del mismo. Incluso el sistema de cables encargado de realizar el suministro eléctrico necesario para la tracción del tren, conocido como catenaria, es sensible a la acción del viento. De hecho, al igual que ocurre en ciertas estructuras de cables, la interacción entre las fuerzas aerodinámicas no estacionarias y la catenaria puede ocasionar la aparición de oscilaciones de gran amplitud debido al fenómeno de galope. Una forma sencilla de reducir los efectos no deseados de la acción del viento, es la instalación de barreras cortavientos aguas arriba de la zona que se desea proteger. La instalación de estos dispositivos, reduce la velocidad en la estela generada, pero también modifica las propiedades del flujo dentro de la misma. Esta alteración de las condiciones del flujo puede contribuir a la aparición del fenómeno de galope en estructuras caracterizadas por su gran flexibilidad, como la catenaria ferroviaria. Estos dos efectos contrapuestos hacen evidente la importancia de mantener cierta visión global del efecto introducido por la instalación de barreras cortavientos en la plataforma ferroviaria. A lo largo de este documento, se evalúa desde un enfoque multidisciplinar el efecto inducido por las barreras cortavientos en varios subsistemas ferroviarios. Por un lado se analizan las mejoras en la estabilidad lateral del vehículo mediante una serie de ensayos en túnel de viento. La medición de la distribución de presiones en la superficie de un modelo bidimensional de vehículo ferroviario proporciona una buena estimación del nivel de protección que se consigue en función de la altura de una barrera cortavientos. Por otra parte, se analiza la influencia del mismo juego de barreras cortavientos en las características del flujo situado sobre la plataforma ferroviaria, mediante la utilización de anemometría de hilo caliente (HWA) y velocimetría de imágenes de párticulas (PIV). En particular se centra la atención en las características en la posición correspondiente a los hilos conductores de la catenaria. En la última parte del documento, se realiza un análisis simplificado de la aparición oscilaciones en la catenaria, por el efecto de la inestabilidad de galope. La información obtenida sobre las características del flujo se combinan con las propiedades aerodinámicas del hilo de contacto, obtenidas en mediante una serie de ensayos en túnel de viento. De esta manera se realiza una evaluación del riesgo a la aparición de este tipo de inestabilidad aeroeslástica aplicada a una catenaria ferroviaria situada sobre un viaducto tipo. ABSTRACT Wind as an environmental factor may induce undesirable effects on vehicles and structures. The analysis of those effects has caught the attention of several researchers. Concerning the railway system, cross-wind induces aerodynamic loads on rolling stock that may increase the overturning risk of the vehicle, threatening its safe operation. Even the cable system responsible to provide the electric current required for the train traction, known as the railway overhead or catenary, is sensitive to the wind action. In fact, the interaction between the unsteady aerodynamic forces and the railway overhead may trigger the development of undamped oscillations due to galloping phenomena. The inclusion of windbreaks upstream the area that needs wind protection is a simple mean to palliate the undesirable effects caused by the wind action. Although the presence of this wind protection devices reduces the wind speed downstream, they also modify the flow properties inside their wake. This modification on the flow characteristics may ease the apparition of the galloping phenomena on flexible structures, such as the railway overhead. This two opposite effects require to maintain a global perspective on the analysis of the influence of the windbreak presence. In the present document, a multidisciplinary analysis on the effect induced by windbreaks on several railways subsystems is conducted. On the one hand, a set of wind tunnel tests is conducted to assess the improvement on the rolling stock lateral stability. The qualitative estimation of the shelter effect, as function of the windbreak height, is established through the pressure distribution measured on the surface of a two-dimensional train model. On the other hand, the flow properties above the railway platform are assessed using the same set of windbreaks. Two experimental techniques are used to measure the flow properties, hot-wire anemometry (HWA) and particle image velocimetry (PIV). In particular, the attention is focused on the flow characteristics on the contact wire location. A simplified analysis on the catenary oscillations due to galloping phenomena is conducted in the last part of the document. Both, the flow characterization performed via PIV and the aerodynamic properties of the contact wire cross-section are combined. In this manner, the risk of the aeroelastic instabilities on a railway overhead placed on a railway bridge is assessed through a practical application.

A wind tunnel two-dimensional parametric investigation of biplane configurations

This paper presents an experimental and systematic investigation about how geometric parameters on a biplane configuration have an influence on aerodynamic parameters. This experimental investigation has been developed in a two-dimensional approach. Theoretical studies about biplanes configurations have been developed in the past, but there is not enough information about experimental wind tunnel data at low Reynolds number. This two-dimensional study is a first step to further tridimensional investigations about the box wing configuration. The main objective of the study is to find the relationships between the geometrical parameters which present the best aerodynamic behavior: the highest lift, the lowest drag and the lowest slope of the pitching moment. A tridimensional wing-box model will be designed following the pattern of the two dimensional study conclusions. It will respond to the geometrical relationships that have been considered to show the better aerodynamic behavior. This box-wing model will be studied in the aim of comparing the advantages and disadvantages between this biplane configuration and the plane configuration, looking for implementing the box-wing in the UAV?s field. Although the box wing configuration has been used in a small number of existing UAV, prestigious researchers have found it as a field of high aerodynamic and structural potential.