Caos en evolución no lineal de ondas de Alfven usando un modelo resistivo

Interacciones no lineales de ondas de Alfvén existen tanto para plasmas en el espacio como en laboratorios, con efectos que van desde calentamiento hasta conducción de corriente. Un ejemplo de emisión de ondas de Alfvén en ingeniería aeroespacial aparece en amarras espaciales. Estos dispositivos emiten ondas en estructuras denominadas “Alas de Alfvén”. La ecuación derivada no lineal de Schrödinger (DNLS) posee la capacidad de describir la propagación de ondas de Alfvén de amplitud finita circularmente polarizadas en un plasma frío. En esta investigación, dicha ecuación es truncada con el objetivo de explorar el acoplamiento coherente, débilmente no lineal y cúbico de tres ondas cerca de resonancia. De las tres ondas, una es linealmente inestable y las otras dos son amortiguadas. Por medio de la utilización de este modelo se genera un flujo 4D formado por tres amplitudes y una fase relativa. En trabajos anteriores se analizó la transición dura hacia caos en flujos 3D.2005). Se presenta en este artículo un análisis teórico y numérico del comportamiento del sistema cuando la tasa de crecimiento de la onda inestable es muy próxima a cero y considerando amortiguamiento resistivo, es decir se satisface una relación cuadrática entre amortiguamientos y números de onda. Al igual que en los trabajos anteriores, se ha encontrado que sin importar cuan pequeña es la tasa de crecimiento de la onda inestable existe un dominio paramétrico, en el espacio de fase, donde aparecen oscilaciones caóticas que están ausentes para una tasa de crecimiento nula. Sin embargo diagramas de bifurcación y dominios de estabilidad presentan diferencias con respecto a lo estudiado anteriormente.

Acoplamiento coherente de cuatro ondas de Alfven

Interacciones no lineales de ondas de Alfvén existen tanto para plasmas en el espacio como en laboratorios, con efectos que van desde calentamiento hasta conducción de corriente. Un ejemplo de emisión de ondas de Alfvén en ingeniería aparece en amarras espaciales. Estos dispositivos emiten ondas en estructuras denominadas “Alas de Alfvén”. La ecuación Derivada no lineal de Schrödinger (DNLS) posee la capacidad de describir la propagación de ondas de Alfvén de amplitud finita circularmente polarizadas tanto para plasmas fríos como calientes. En esta investigación, dicha ecuación es truncada con el objetivo de explorar el acoplamiento coherente, débilmente no lineal y cúbico de cuatro ondas cerca de resonancia (k1 + k2 = k3 + k4). La onda 1 que corresponde al vector de onda k1 puede ser linealmente inestable y las tres restantes ondas 2, 3 y 4, correspondientes a k2, k3 y k4 respectivamente, son amortiguadas. Por medio de la utilización de este modelo se genera un flujo 5D formado por cuatro amplitudes y una fase relativa. En una serie de trabajos previos se ha analizado la transición dura hacia caos en flujos 3D (Sanmartín et al., 2004) y 4D (Elaskar et al., 2005; Elaskar et al., 2006; Sánchez-Arriaga et al., 2007). Se presenta en este artículo un análisis teórico-numérico del comportamiento del sistema cuando la tasa de crecimiento de la onda inestable es nula.

Sur une méthode algorithmique de synthése d'une machine séquentielle

Dans le problème de la synthèse d'une machine séquentielle, on peut, grosso modo, distinguer trois étapes : le passage des données du système à construire à la représentation tabulée (table de fluence ou table des phases, dans le cas d'un système asynchrone);le codage des états internes de cette table (de façon,dans le cas d'une machine synchrone, à obtenir si possible une décomposition en sous-machines, et,dans le cas d'une machine asynchrone, de façon à éviter les phénomènes de courses et d'aléas); enfin,l'écriture des équations et le dessin du schéma logique de la machine (en essayant par exemple de minimaliser le nombre de composants nécessaires à la. réalisation du circuit).

Advances in global instability computations: from incompressible to hypersonic flow

Esta tesis constituye un gran avance en el conocimiento del estudio y análisis de inestabilidades hidrodinámicas desde un punto de vista físico y teórico, como consecuencia de haber desarrollado innovadoras técnicas para la resolución computacional eficiente y precisa de la parte principal del espectro correspondiente a los problemas de autovalores (EVP) multidimensionales que gobiernan la inestabilidad de flujos con dos o tres direcciones espaciales inhomogéneas, denominados problemas de estabilidad global lineal. En el contexto del trabajo de desarrollo de herramientas computacionales presentado en la tesis, la discretización mediante métodos de diferencias finitas estables de alto orden de los EVP bidimensionales y tridimensionales que se derivan de las ecuaciones de Navier-Stokes linealizadas sobre flujos con dos o tres direcciones espaciales inhomogéneas, ha permitido una aceleración de cuatro órdenes de magnitud en su resolución. Esta mejora de eficiencia numérica se ha conseguido gracias al hecho de que usando estos esquemas de diferencias finitas, técnicas eficientes de resolución de problemas lineales son utilizables, explotando el alto nivel de dispersión o alto número de elementos nulos en las matrices involucradas en los problemas tratados. Como más notable consecuencia cabe destacar que la resolución de EVPs multidimensionales de inestabilidad global, que hasta la fecha necesitaban de superordenadores, se ha podido realizar en ordenadores de sobremesa. Además de la solución de problemas de estabilidad global lineal, el mencionado desarrollo numérico facilitó la extensión de las ecuaciones de estabilidad parabolizadas (PSE) lineales y no lineales para analizar la inestabilidad de flujos que dependen fuertemente en dos direcciones espaciales y suavemente en la tercera con las ecuaciones de estabilidad parabolizadas tridimensionales (PSE-3D). Precisamente la capacidad de extensión del novedoso algoritmo PSE-3D para el estudio de interacciones no lineales de los modos de estabilidad, desarrollado íntegramente en esta tesis, permite la predicción de transición en flujos complejos de gran interés industrial y por lo tanto extiende el concepto clásico de PSE, el cuál ha sido empleado exitosamente durante las pasadas tres décadas en el mismo contexto para problemas de capa límite bidimensional. Típicos ejemplos de flujos incompresibles se han analizado en este trabajo sin la necesidad de recurrir a restrictivas presuposiciones usadas en el pasado. Se han estudiado problemas vorticales como es el caso de un vórtice aislado o sistemas de vórtices simulando la estela de alas, en los que la homogeneidad axial no se impone y así se puede considerar la difusión viscosa del flujo. Además, se ha estudiado el chorro giratorio turbulento, cuya inestabilidad se utiliza para mejorar las características de funcionamiento de combustores. En la tesis se abarcan adicionalmente problemas de flujos compresibles. Se presenta el estudio de inestabilidad de flujos de borde de ataque a diferentes velocidades de vuelo. También se analiza la estela formada por un elemento rugoso aislado en capa límite supersónica e hipersónica, mostrando excelentes comparaciones con resultados obtenidos mediante simulación numérica directa. Finalmente, nuevas inestabilidades se han identificado en el flujo hipersónico a Mach 7 alrededor de un cono elíptico que modela el vehículo de pruebas en vuelo HIFiRE-5. Los resultados comparan favorablemente con experimentos en vuelo, lo que subraya aún más el potencial de las metodologías de análisis de estabilidad desarrolladas en esta tesis. ABSTRACT The present thesis constitutes a step forward in advancing the frontiers of knowledge of fluid flow instability from a physical point of view, as a consequence of having been successful in developing groundbreaking methodologies for the efficient and accurate computation of the leading part of the spectrum pertinent to multi-dimensional eigenvalue problems (EVP) governing instability of flows with two or three inhomogeneous spatial directions. In the context of the numerical work presented in this thesis, the discretization of the spatial operator resulting from linearization of the Navier-Stokes equations around flows with two or three inhomogeneous spatial directions by variable-high-order stable finite-difference methods has permitted a speedup of four orders of magnitude in the solution of the corresponding two- and three-dimensional EVPs. This improvement of numerical performance has been achieved thanks to the high-sparsity level offered by the high-order finite-difference schemes employed for the discretization of the operators. This permitted use of efficient sparse linear algebra techniques without sacrificing accuracy and, consequently, solutions being obtained on typical workstations, as opposed to the previously employed supercomputers. Besides solution of the two- and three-dimensional EVPs of global linear instability, this development paved the way for the extension of the (linear and nonlinear) Parabolized Stability Equations (PSE) to analyze instability of flows which depend in a strongly-coupled inhomogeneous manner on two spatial directions and weakly on the third. Precisely the extensibility of the novel PSE-3D algorithm developed in the framework of the present thesis to study nonlinear flow instability permits transition prediction in flows of industrial interest, thus extending the classic PSE concept which has been successfully employed in the same context to boundary-layer type of flows over the last three decades. Typical examples of incompressible flows, the instability of which was analyzed in the present thesis without the need to resort to the restrictive assumptions used in the past, range from isolated vortices, and systems thereof, in which axial homogeneity is relaxed to consider viscous diffusion, as well as turbulent swirling jets, the instability of which is exploited in order to improve flame-holding properties of combustors. The instability of compressible subsonic and supersonic leading edge flows has been solved, and the wake of an isolated roughness element in a supersonic and hypersonic boundary-layer has also been analyzed with respect to its instability: excellent agreement with direct numerical simulation results has been obtained in all cases. Finally, instability analysis of Mach number 7 ow around an elliptic cone modeling the HIFiRE-5 flight test vehicle has unraveled flow instabilities near the minor-axis centerline, results comparing favorably with flight test predictions.

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.

Verdadero gouierno desta Monarchia : tomado por su propio subiecto la conseruacion de la paz

En la última h. se cita la fecha de 1581

Voltage limitation analysis in strain-balanced InAs/GaAsN quantum dot solar cells applied to the intermediate band concept

Several attempts have been carried out to manufacture intermediate band solar cells (IBSC) by means of quantum dot (QD) superlattices. This novel photovoltaic concept allows the collection of a wider range of the sunlight spectrum in order to provide higher cell photocurrent while maintaining the open-circuit voltage (VOC) of the cell. In this work, we analyze InAs/GaAsN QD-IBSCs. In these cells, the dilute nitrogen in the barrier plays an important role for the strain-balance (SB) of the QD layer region that would otherwise create dislocations under the effect of the accumulated strain. The introduction of GaAsN SB layers allows increasing the light absorption in the QD region by multi-stacking more than 100 QD layers. The photo-generated current density (JL) versus VOC was measured under varied concentrated light intensity and temperature. We found that the VOC of the cell at 20 K is limited by the bandgap of the GaAsN barriers, which has important consequences regarding IBSC bandgap engineering that are also discussed in this work.

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.

Integración numérica de la ecuación DNLS

Interacciones no lineales de ondas de Alfven existen tanto para plasmas en el espacio como en laboratorios. En ingeniería aeroespacial amarras electrodinámicas espaciales ("tethers") generan emisión de ondas de Alfven en estructuras denominadas "Alas de Alfven". La ecuación Derivada no lineal de Schrödinger (DNLS) posee la capacidad de describir la propagation de ondas de Alfven de amplitud finita circularmente polarizadas tanto para plasmas fríos como calientes. En esta investigación, dicha ecuacion es solucionada numéricamente por medio de tecnicas espectrales para las derivadas espaciales y un esquema de Runge-Kutta de 4to orden para evaluar el avance en el tiempo. Se considera la ecuacion DNLS sin efectos difusivos, sin embargo se mantienen el termino lineal y lineal y el dispersivos. Se ha trabajado con dos condiciones iniciales: 1 - Una onda, 2 - Tres ondas cerca de resonancia (k1 = k2 + k3), la primera onda (correspondiente a k1) está excitada y las otras dos amortiguadas. En el caso de una única onda los resultados numéricos verifican las condiciones analíticas de estabilidad modular, adems se ha encontrado que el tiempo en el que se produce la inestabilidad y la forma en que evoluciona el sistema depende, para un mismo número de onda, de la amplitud inicial. Con tres ondas se realiza un estudio numérico tanto para plasmas frios como calientes encontrándose que aparece redistribución de energía en un gran número de nodos tanto para ondas polarizadas hacia la izquierda como hacia la derecha.

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.

Influencia de la configuración geométrica de placas prefabricadas para forjados en las tensiones originadas por la transferencia del pretensado en elementos realizados con armaduras pretesas ancladas por adherencia

Las piezas pretensadas de hormigón presentan zonas muy solicitadas correspondientes a la zona de transferencia. En muchos casos se ha detectado figuración en tales zonas cuyo origen está ligado a la transferencia de la fuerza de pretensado, pudiendo llegar a causar el rechazo de la pieza. En el caso de las piezas prefabricadas con armaduras pretesas adherentes, no siempre es posible disponer armado transversal para controlar esta fisuración, ya sea por el proceso constructivo, ya sea por disponer en general de secciones transversales muy optimizadas. Recientemente se desarrolló una nueva tipología de piezas de hormigón prefabricado para forjados unidireccionales pretensadas con armadura activa pretesa y sin armadura transversal. La tipología se asimila a una sección en PI invertida, con alas de gran envergadura en comparación con el ancho de nervio, y armadura activa distribuida en las alas. Este diseño parece propenso a la aparición de fisuración en el momento de la transferencia del pretensado. Así, se han producido fallos de carácter frágil: colapso de piezas ya colocadas en obra, separándose la losa inferior de los nervios y cayendo sobre el piso. Las herramientas de análisis usuales han resultado inútiles al aplicarse a la investigación de esta patología. Para afrontar el estudio de los problemas detectados en la tipología, se ha analizado el fenómeno de las tensiones de tracción en la zona de transferencia, usualmente denominadas exfoliación y estallido, así como los métodos de análisis aplicables a elementos pretesos sin armadura transversal. En algunas ocasiones se trata del resultado de trabajos desarrollados para piezas postesadas, o para calcular cuantías de armadura transversal, adaptados a posteriori. También existen métodos desarrollados específicamente para piezas pretesas sin armadura transversal. Junto a los factores considerados en los métodos existentes se han localizado otros, no tenidos en cuenta habitualmente, pero que pueden ser determinantes en piezas no convencionales, como son: la existencia de pretensado superior e inferior, la falta de simetría de la sección transversal, el ancho variable de las piezas, una relación entre el ancho del ala y el espesor de los nervios elevada, la distribución transversal del pretensado en relación al ancho variable. Además, la mayoría de los métodos se han basado en simplificaciones bidimensionales. Para tener en cuenta la influencia de estos factores, se han modelizado piezas en las que varían tanto la geometría de la sección transversal y la cuantía de pretensado, como la ley de adherencia o la distribución de armadura activa en la sección. Estos modelos se han analizado mediante el método de elementos finitos, efectuándose u análisis elástico lineal tridimensional. En general, los métodos existentes no han predicho adecuadamente las tensiones obtenidas mediante elementos finitos. Sobre los resultados obtenidos por elementos finitos se ha desarrollado un ajuste experimental, que presentan un alto grado de correlación y de significación, así como una reducida dispersión y error relativo. En consecuencia, se propone un método de obtención de la tensión máxima de exfoliación, consistente en varias ecuaciones, que tienen en cuenta las peculiaridades de la configuración de las piezas citadas y permiten considerar cualquier ley de adherencia, manteniendo la coherencia con la longitud de transmisión. Las ecuaciones se emplean para la obtención de la tensión máxima de exfoliación en piezas de la tipología estudiada cuya armadura activa se sitúe fuera del núcleo central de la sección transversal. Respecto al estallido, se propone una modificación de los métodos existentes que, comparado con los resultados del análisis por elementos finitos, mejora el valor medio y la dispersión a valores admisibles y del lado de la seguridad. El método considera la geometría de la sección y la distribución del pretensado en la losa inferior. Finalmente, se ofrecen estrategias de diseño para piezas de la tipología o semejantes. End zones of prestressed concrete members are highly stressed. Cracking have often appeared at end zone, and its beginning is related to prestress release. Some members become rejected because of these cracks. Sometimes it is not possible having transverse reinforcement in order to control cracking, when referring to pretensioned precast members. The reason may be the construction process or highly optimized crosssections. A new typology of precast concrete members designed for one-way composite floors was recently developed. The members, without transverse reinforcement, are prestressed with pretensioned wires or strands. This typology is similar to an inverted TT slab, with a large flange related to the web thickness and prestressing reinforcement spread across the flange. This design is highly susceptible to appear cracking at prestress release. Therefore, brittle failures have been reported: fail of slabs laid in place on a construction site, resulting in the separation of the flange from the webs,, and the subsequent fall on the lower floor. Usual analytical methods have been useless to study the failure. End zone tensile stresses have been analysed to study the detected typology problems. These tensile stresses are usually called spalling and bursting (also called splitting in the U.S.). Analysis methods applicable to pretensioned members without transverse reinforcement have been analysed too. Some methods were originally developed for postensioned concrete or for obtaining the amount of transverse reinforcement. In addition, there are methods developed specifically for pretensioned members without transverse reinforcement. Some factors, frequently ignored, have been found, such as lower and upper prestress, lack of symmetry in the cross section, variable width, a high ratio between flange width and web thickness or prestressing reinforcement location related to variable width. They can play a decisive role in non-conventional members. In addition, most methods are based on 2D simplifications. Finite Element modelling has been conducted in order to consider the influence of these factors. A linear 3D approach has been used. The modelled members vary according to cross section geometry, bond behaviour, or prestressing reinforcement location. In general, the obtained tensile stresses don’t agree with existing methods. An experimental adjustment has been conducted on the obtained results, with a high correlation ratio and significance level as well as a low dispersion and relative error. Therefore, a method to obtain the maximum spalling stress is proposed. The proposal consists on some equations that consider the special features of the typology and bond behaviour. Consistency between transmission length and bond behaviour is considered too. The equations are used to calculate maximum spalling stress for the studied typology members whose prestressing reinforcement is located out of the core of the cross section. In relation to bursting, a modification of existing methods is proposed. Compared to finite element results, the proposal improves mean value and dispersion, whose ranges are considered acceptable and secure. The method takes into account cross section geometry and location of prestressing reinforcement across the lower flange. Finally, strategies to design members of this typology or similar are proposed.

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.

Investigación de fenómenos de galope en cuerpos de diversa sección transversal

Los fenómenos aeroelásticos son relativamente frecuentes en las construcciones civiles modernas como edificios de oficinas, terminales de aeropuertos o fábricas. En este tipo de arquitectura aparecen con frecuencia estructuras flexibles sometidas a la acción del viento, como por ejemplo persianas formadas por láminas con distintos perfiles. Uno de estos perfiles es el perfil en Z, formado por un elemento central y dos alas laterales. Las inestabilidades de tipo galope se determinan en la práctica utilizando el criterio Glauert-Den Hartog. Este criterio precisa de la predicción exacta de la dependencia de los coeficientes aerodinámicos del ángulo de ataque. En esta tesis se presenta un estudio sistemático, tanto por métodos experimentales como numéricos de una familia completa de perfiles en Z que permite determinar sus regiones de inestabilidad frente al galope. Los análisis numéricos han sido validados con ensayos estáticos realizados en túnel de viento. Para la parte numérica se ha utilizado el código DLR TAU, que es un código de amplia utilización en la industria aeronáutica europea. En esta tesis se enfoca sobre todo a la predicción del galope en este tipo de perfiles en Z. Los resultados se presentan en forma de mapas de estabilidad. A lo largo del trabajo se realizan también comparaciones entre resultados numéricos y experimentales para varios niveles de detalle de las mallas empleadas y diversos modelos de turbulencia. ABSTRACT Aeroelastic effects are relatively common in the design of modern civil constructions such as office blocks, airport terminal buildings, and factories. Typical flexible structures exposed to the action of wind are shading devices, normally slats or louvers. A typical cross-section for such elements is a Z-shaped profile,made out of a central web and two-sidewings. Galloping instabilities are often determined in practice using the Glauert-DenHartog criterion.This criterion relies on accurate predictions of the dependence of the aerodynamic force coefficients with the angle of attack. The results of a parametric analysis based on both experimental and numerical analysis and performed on different Z-shaped louvers to determine translational galloping instability regions are presented in this thesis. These numerical analysis results have been validated with a parametric analysis of Z-shaped profiles based on static wind tunnel tests. In order to perform this validation, the DLR TAU Code, which is a standard code within the European aeronautical industry, has been used. This study highlights the focus on the numerical prediction of the effect of galloping, which is shown in a visible way, through stability maps. Comparisons between numerical and experimental data are presented with respect to various meshes and turbulence models.

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

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

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

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