El presente trabajo de tesis consiste en el análisis aerodinámico de perfiles de sustentación para un aerogenerador de tres álabes de eje horizontal con una potencia de 3kW. El principal objetivo reside en la determinación y comparación de la eficiencia aerodinámica de 4 perfiles de sustentación mediante método analítico para finalmente evaluar el perfil de mayor eficiencia a través de simulación numérica por medio de software CFD. A través de la combinación de las teorías de cantidad de movimiento y del elemento del álabe se logra desarrollar el método analítico que consiste en un proceso de cálculo iterativo con el cual se analiza 4 perfiles aerodinámicos, en cada condición de operación y en cada sección del álabe en las que se dividió. Esto lleva a obtener los parámetros que definen el rendimiento aerodinámico para luego comparar los perfiles mediante las curvas de coeficiente de potencia vs velocidad especifica de la punta del álabe obteniéndose que el perfil de mayor eficiencia es el WORTMANN FX 60-126. Luego de seleccionar el perfil más eficiente se procede a evaluar sus características mediante simulación numérica a través del análisis de volúmenes finitos para flujo externo en software CFD. Se presenta la metodología de trabajo para elaborar el modelado, el mallado, las condiciones de contorno y el análisis de convergencia en el modelo de turbulencia SST. Al obtener los resultados de potencia por simulación numérica se comparan las curvas de rendimiento entre ambos métodos desarrollados, concluyendo principalmente que el método analítico es un proceso de cálculo confiable ya que la curva de eficiencia presenta la forma característica de campana para aerogeneradores de eje horizontal. Como resultado se tiene que mediante la comparación de las curvas de coeficiente de potencia vs velocidad específica en el perfil seleccionado la variación del coeficiente de potencia es de aproximadamente 15% para la mayor parte de las condiciones de operación. Finalmente, se muestra la resolución de los fenómenos aerodinámicos donde se observa el cambio de presión y velocidad del viento al atravesar el rotor, la resolución del perfil de velocidad en la capa límite, las líneas de flujo y la turbulencia generada por el paso de viento sobre el rotor, la diferencia de velocidades y presiones alrededor del perfil aerodinámico que generan la fuerza de sustentación y finalmente la potencia. Concluyéndose que el procedimiento desarrollado para la simulación numérica es confiable ya que describe los fenómenos aerodinámicos esperados teóricamente. / Tesis

En el presente trabajo de tesis se realiza el análisis aerodinámico de una hélice 17x5 de un Vehículo Aéreo No Tripulado (VANT) del tipo cuadricóptero para precisar el efecto de la modificación del ángulo de paso en las fuerzas aerodinámicas con el objetivo de incrementar la eficiencia de vuelo vertical. En primer lugar, el estudio aerodinámico se realiza a partir de cálculos analíticos bajo la formulación de la teoría del Impulsor del Elemento Pala o también llamada Blade Element Momenthum Theory (BEMT) por sus siglas en inglés. El cálculo analítico se realiza en el software JBLADE el cual emplea el código BEMT para la resolución de problemas aerodinámicos de hélices. Los resultados se verifican que tengan un correcto sentido físico con tendencias y valores numéricos acordes con el estudio y experimentación de hélices; estos resultados forman punto de partida para el posterior análisis. Luego, el análisis aerodinámico se realiza a partir de la simulación computacional mediante el uso del software ANSYS Fluent. El paquete de ANSYS Fluent proporciona un análisis basado en el uso de volúmenes finitos. En específico, se enfoca la resolución del problema mediante el método del Marco de Referencia Móvil (MRF - Moving Reference Frame); el método resuelve los campos de flujos que involucran superficies rotatorias bajo un enfoque estacionario. El método MRF proporciona una solución físicamente correcta, simple y con menor uso de recurso computacional. En seguida, los resultados de la simulación se verifican frente a los cálculos analíticos a manera de validar los resultados. La tendencia de la respuesta muestra una correcta similitud con respecto a los cálculos analíticos. Sin embargo, existe un error promedio de 17,0% entre los valores numéricos de ambos métodos; esto debido a las simplificaciones realizadas en la configuración del modelo y en el proceso general de simulación. Finalmente, en la presente tesis se concluye que se logra obtener un aumento de la fuerza de empuje a partir de un cambio en el ángulo de paso; cabe resaltar que este aumento representa un impulso del 17,8% del peso total del cuadricóptero, con solo incrementar el ángulo de paso de cero a dos grados, lo cual resulta en un beneficio aerodinámico.

La tesis pretende ser una herramienta de cálculo de coeficientes aerodinámicos y una forma de optimización aerodinámica del Hang Glider o mejor conocido como, Ala Delta comparando sus coeficientes aerodinámicos, estabilidad, maniobrabilidad y posición del centro de gravedad con otros tipos de alas como parámetros de diseño. Se aplicará el método de vórtices discretos para hallar los coeficientes aerodinámicos de sustentación, arrastre, momento de balanceo, momento de cabeceo, rendimiento, distribución de sustentación sobre la envergadura. Para esto se modelara el ala, tal que se puedan hallar estos coeficientes para cuatro tipos de alas (Deltas, flecha, rectangular, trapezoidal). Se hará uso de un programa computacional desarrollado en Borland Pascal 7 llamado ‘Tipo_de_Ala’. En el segundo capítulo se explicará los métodos alternativos que se pueden usar para hallar los coeficientes aerodinámicos como son el método de distribución de la circulación para un alargamiento general, el método de paneles, el método de la línea sustentadora de Prandtl. Todos estos métodos tienen sus alcances y consideraciones que se explicaran más adelante con más detalle. En el tercer capítulo se explicará el método de vórtices discretos, sus consideraciones y formulación matemática. Veremos la aplicación en problemas bidimensionales (ala plana) y tridimensionales, en ambos casos en el régimen de flujo estacionario y algunos alcances fundamentales en el régimen no estacionario. En el cuarto capitulo se explicara el modelamiento geométrico del ala y el modelamiento matemático para hallar los coeficientes aerodinámicos del programa ‘Tipo_de_Ala’.Veremos también la forma como ingresar los datos al programa mencionado. En el quinto capitulo se procederá a hallar los coeficientes aerodinámicos para diferentes casos como la influencia del estrechamiento o alargamiento del ala. Se presentarán graficas de coeficientes de: Sustentación vs Angulo de incidente, Arrastre vs Angulo de incidencia, Momento de cabeceo vs Sustentación, Momento de balanceo vs Sustentación, Sustentación vs Arrastre, Rendimiento Aerodinámico vs Angulo de Incidencia, Distribución de Sustentación vs Envergadura. Se hallará los coeficientes aerodinámicos para una ala delta típica y lo compararemos con diferentes alas tipo flecha con y sin estrechamiento, viendo cual nos conviene aerodinámicamente. Mencionaremos las observaciones de las graficas ya mencionadas anteriormente sacando algunas observaciones importantes. En el sexto capitulo presento las conclusiones a las observaciones de las comparaciones que se hicieron de las graficas del capitulo quinto. En el anexo A se vera un resumen teórico que involucra la mecánica de fluidos en el régimen de flujo externo, incompresible, no viscoso, estacionario. Veremos lo que es la definición de vórtices, capa limite, parámetros geométricos del ala, definición de perfil y nomenclatura NACA, fuerzas que actúan en una vehículo que vuela a régimen subsónico como es nuestro caso En el Anexo B tendremos el programa ‘Tipo_de_Ala’ desarrollado en el lenguaje Borland Pascal 7 con sus procedimientos, funciones definidas y la forma de aplicación de las funciones y procedimientos en la salida en pantalla. En el anexo C tendremos diferentes tipos de Hang Gliders que existen en el mercado, sus características de fineza, envergadura, alargamiento, área requerida como los materiales usados en su construcción.

En el presente trabajo se ha realizado una caracterización de un vehículo aéreo no tripulado. Esta caracterización consiste en obtener la distribución de carga del vehículo analizado realizando cálculos aerodinámicos en base a las teorías tradicionales, seguido de una comprobación de resultados mediante simulaciones con ayuda de software CFD y finalmente una prueba de vuelo para corroborar lo obtenido. Los resultados del análisis aerodinámico difieren a los de la simulación con ayuda de software CFD ya que las fuerzas de sustentación y arrastre obtenidas mediante esta última, son 39% y 25% menores respectivamente, en comparación con los resultados analíticos. Esta reducción de las fuerzas obligó a realizar un vuelo con menos carga para evitar un posible accidente. El vuelo comprobó lo obtenido mediante análisis con software CFD, ya que el vehículo despegó del suelo y realizó un vuelo bastante estable, cumpliendo con los requerimientos definidos en el presente trabajo, se comprobó de esta forma que la metodología utilizada es útil para el análisis de otros vehículos. El peso vacío operativo del VANT es de 1.1 kilogramos, el peso a combustible a cero es de 1.675 kilogramos y el peso de despegue es de 2.175 kilogramos, lo que resulta en una carga útil posible de 0.575 kilogramos y una carga alar de 4.83 kg/m2. Finalmente, las velocidades alcanzadas están entre los 12 y 18 m/s, lo que corrobora que el resultado de la simulación brinda valores de carga adecuados, que se pueden utilizar si se requiere conocer las capacidades de un diseño en particular.

La energía eólica en el Perú emplea en un 100% aerogeneradores de eje horizontal para la generación de energía eléctrica. El uso de aerogeneradores de eje vertical no se promueve para la construcción de granjas eólicas debido a la baja eficiencia de sus rotores; sin embargo, su geometría favorece su aplicación para la generación de energía en aplicaciones domésticas. El rotor de eje vertical Savonious fue desarrollado con la finalidad de poder generar electricidad a velocidades tan bajas como 5 m/s. Sin embargo, sus alabes no permiten una sustentación del movimiento del rotor a velocidades tan bajas. Como consecuencia, se desarrolló el rotor Savonious-curvado que genera un mayor torque; debido a que, tiene mayor número de puntos de contacto entre el rotor y el viento. Esta tesis se propone el diseño de un aerogenerador vertical Savonius-curvado, para su ensayo en un túnel de viento de 50 x 50 cm de área de sección de ensayo, para la determinación de sus coeficientes de desempeño para velocidades desde 0.5 m/s a 30 m/s. Se realizara los planos mecánicos del rotor y del sistema de sujeción que se empleara para posicionar el rotor en el túnel de viento. Además, se planteara el protocolo de ensayo para determinar el torque y la velocidad del rotor experimentalmente.

El presente trabajo de tesis desarrolla un procedimiento para analizar aerodinámicamente la hélice de un aerogenerador tripala de eje horizontal de 3kW mediante simulación numérica. El alcance del análisis aerodinámico para este trabajo abarca el análisis cualitativo de los resultados obtenidos por simulación numérica de líneas de flujo y mapa de presiones, entre otras. Además, realizar un análisis cuantitativo y comparativo de los valores de torque mecánico por dos métodos diferentes. El primer método, se le llama método o cálculo analítico, trabaja un proceso de cálculo iterativo para aerogeneradores de eje horizontal. A través de este proceso se calcula el valor aproximado de dos parámetros importantes (los factores de inducción) con los cuales es posible obtener la distribución de fuerzas y torque. En parte de este método, se aplica el software libre QBLADE, especializado en perfiles aerodinámicos. El segundo método es un análisis por volúmenes finitos para flujo externo mediante simulación numérica. En este procedimiento se desarrolla un modelo de simulación eficaz y eficiente, en cuanto a resultados y tiempo de uso computacional. De este método se obtiene líneas de flujo, mapa de presiones, mapa de contorno de la velocidad del flujo y representación gráfica de los remolinos formados en el extremo final de las palas. También se obtienen valores numéricos del torque mecánico para cada condición de trabajo de la hélice. Para este método se usa el software ANSYS CFX. Una vez obtenido los resultados, son comparados y analizados, siendo posible obtener conclusiones y recomendaciones útiles como procedimiento de investigaciones y diseños futuros. Se concluye que se tiene un modelo de simulación óptimo para el análisis planteado para este trabajo, con resultados físicamente admisibles según el límite de energía máxima extraíble del viento. El modelo de simulación es capaz de representar gráficamente, de manera correcta, los efectos físicos en el flujo, prueba fehaciente de ello son la concordancia de estos con sus esperados teóricos. Además se rescata la confiabilidad de los resultados por simulación al no alejarse demasiado de los analíticos, al tener que para condición de trabajo nominal, el valor de torque mecánico por simulación numérica (162.32 Nm) y el resultados por método analítico (178.61 Nm) generan un error relativo de 10%, y un error relativo máximo de 11% de las diferentes condiciones de trabajo analizadas.

Los aerodeslizadores son vehículos capaces de suspenderse al lanzar un chorro de aire contra una superficie que se encuentra debajo del mismo. Este caudal de aire genera un colchón de aire capaz de suspender el vehículo, lo cual le permite transitar sobre superficies lo suficientemente regulares sin entrar en contacto con las mismas Actualmente en el Perú, el uso y desarrollo de este tipo de vehículos es casi nulo. Creemos que su uso será beneficioso por la gran variedad de superficies con las que contamos, superficies que pueden ser tranquilamente transitadas por estos vehículos. En este trabajo se plantea el diseño aerodinámico de un vehículo de estas características con capacidad para dos pasajeros, de manera que se pueda demostrar la factibilidad de su uso en nuestro país. Cabe recalcar que el presente estudio consiste solamente en el diseño de los sistemas de suspensión y propulsión, ya que otros componentes tales como la falda flexible, el sistema de dirección y el casco han quedado fuera del mismo. Esto debido a la extensión del mismo, además que desde un principio se planteo solo el diseño de los componentes antes mencionados. En primer lugar se estudia el concepto de los aerodeslizadores, sus usos y sus principales antecedentes históricos. Posterior a esto se describen los componentes que lo conforman y se selecciona los componentes principales que llevara nuestro vehículo. Una vez definida la geometría y los componentes que compondrán nuestro vehículo se procede a presentar la teoría aerodinámica que rige el diseño de esta clase de vehículos, de manera que se pueda comprender la física que rige su funcionamiento. Finalmente se realizaran los cálculos aerodinámicos que permiten realizar la selección y diseño de los componentes principales, para terminar con el diseño general de los sistemas de suspensión y propulsión, el cual incluye las estructuras que soportaran los componentes y sus respectivas transmisiones.

Actualmente el agotamiento de los combustibles fósiles combinados con la creciente preocupación por la contaminación ambiental, ha llevado a pensar en nuevas alternativas para la generación de energía eléctrica. Las energías renovables son una alternativa ecológica dentro de las cuales la energía del viento es capaz de cubrir las necesidades energéticas en varias regiones del mundo. Los aerogeneradores son herramientas que permiten capturar y convertir la energía cinética del viento en mecánica y posteriormente en eléctrica. En Perú se está implementando un plan a largo plazo para la electrificación rural por energías renovables para localidades remotas en el cual se espera que se introduzcan formas eficientes de generación eléctrica a escala pequeña. Debido a eso, surge la necesidad de conocer nuevas alternativas de energías consideradas como limpias. La presente tesis tiene como objetivo diseñar un aerogenerador vertical modelo Darrieus, como una alternativa adicional a los aerogeneradores horizontales convencionales, el cual se empleará posteriormente para realizar ensayos en el túnel de viento del Laboratorio de Energía de la PUCP con la finalidad de estudiar sus posibilidades técnicas para la generación de electricidad a pequeña escala. Para alcanzar el objetivo propuesto, en primer lugar, se realizó un análisis aerodinámico matemático en el software Matlab para poder definir los parámetros más eficientes y obtener los valores de los coeficientes de arrastre y sustentación, así como las fuerzas producto de ellos, el torque y el desempeño evaluados en un rango promedio de velocidades (3-6 m/s) que se producen en la región peruana. En segundo lugar, luego de determinar las cargas sobre las palas del aerogenerador, se realizó el diseño estructural, dimensionamiento y selección de los materiales, a una velocidad máxima de 10 m/s, que conforman los componentes de tal forma que sean lo más ligero y pequeño posibles para que no interfieran con el flujo de aire. Finalmente, se realizó la cotización para la fabricación del diseño del aerogenerador Darrieus. Como resultado se obtuvo un aerogenerador modelo Darrieus con 3 palas de 330 mm de longitud y 6 cm de longitud de cuerda, cuyo máximo coeficiente de potencia resultó ser 0,3619 y se da cuando la longitud de la pala es igual al diámetro del rotor; es decir, con un diámetro de 330 mm. Finalmente, el presupuesto para la fabricación del proyecto propuesto asciende a s/ 15 418,66 que incluye costo de asesor y tesista, costos de los elementos normalizados, elementos estructurales y costos de fabricación y maquinado

El objetivo del siguiente trabajo es establecer el comportamiento de un perfil aerodinámico cuando éste se acerca al suelo, además de buscar otros fenómenos que se producen en dicho acercamiento (como en la estabilidad por ejemplo). Para alcanzar los objetivos y luego de una revisión de las bases teóricas del tema, se preparó un programa de simulación basado en el método de vórtices discretos en fluidos bidimensionales cuyos resultados permitieran observar como variaban estos fenómenos en relación a la cercanía al suelo. Para comprobar la fidelidad de los resultados obtenidos se compararon algunos de éstos con conceptos teóricos ideales y con resultados experimentales de túneles de viento, además de fuentes diversas sobre experimentos realizados sobre el fenómeno WIG (Wing in Ground). Luego de poner en práctica conjunta todos estos conceptos se pudo llegar a diversas conclusiones, las más importantes obviamente relacionadas con los objetivos de trabajo:  La sustentación de un perfil aumenta cuando éste se acerca al suelo (a una distancia de 50% de la cuerda del perfil puede haber un aumento de aprox 30% en la sustentación).  Este perfil pierde estabilidad cuando se acerca al suelo (aumenta el momento de giro generado por las fuerzas de sustentación) Al tener gran cantidad de datos se pudo llegar a otras conclusiones como por ejemplo:  El efecto suelo es proporcional a la longitud de cuerda.  El efecto suelo tiene una variación geométrica respecto de la cercanía al suelo.  Un aeroplano puede sacar partido de este fenómeno para lograr performances mayores en alcance o capacidad de carga. A manera de sugerencia anexo en este trabajo algunos posibles temas que pueden ser desarrollados tomando éste como partida en cualquier parte, sea por aerodinámica, estudio del efecto suelo o la programación de la simulación en si.

Esta tesis de investigación propone obtener el modelo aerodinámico de una aeronave del tipo ala volante utilizando redes neuronales artificiales con el fin de mejorar la performance del controlador de vuelo del sistema de navegación de un vehículo aéreo no tripulado. Actualmente la aeronave pierde altitud al momento de realizar los giros, y se entiende porque es un problema con el ángulo de cabeceo y velocidad de vuelo. El tipo de Red Neuronal Artificial (RNA) utilizada es de Back Propagation Dinámico y tiene dos capas intermedias con 100 neuronas cada una. Se utilizó este tipo de RNA porque permite entrenar un modelo dinámico como es el caso de una aeronave. Las variables de entrada utilizadas para el entrenamiento fueron: posición del elevador, posición de los alerones, posición del throtle y aceleraciones en los tres ejes de la aeronave. Las variables de salida fueron: ángulo de cabeceo, ángulo de alabeo, cambio en el tiempo de ángulo de cabeceo y alabeo, velocidad y altitud. Asimismo, se utilizó un “bias” para tomar en consideración fuerzas o perturbaciones que no se pueden medir. La metodología utilizada permitió realizar el modelado de manera satisfactoria del ángulo de cabeceo y velocidad. Los errores de entrenamiento fueron de 36% y 5.5% respectivamente. La validación de ambos parámetros fue de 68% y 3.38%. La metodología aplicada todavía necesita ser mejorada para obtener un error de entrenamiento satisfactorio en el ángulo de alabeo y mejorar los entrenamientos obtenidos para el ángulo de cabeceo y velocidad. Este trabajo demuestra que el modelamiento de una aeronave del tipo ala volante es más complejo que una aeronave convencional. Son pocos los trabajos de investigación sobre modelamiento de aeronaves que han realizado el modelamiento de este tipo de aeronaves. En la mayoría de los casos utilizan técnicas diferentes a las de RNA y realizan modelamiento lineal y no dinámico como se ha realizado en esta tesis. / Tesis