Magnetic Attitude Control System for a Small Satellite. Impact on the Thermal Performance

El principal objetivo de la tesis es estudiar el acoplamiento entre los subsistemas de control de actitud y de control t��rmico de un peque��o sat��lite, con el fin de buscar la soluci��n a los problemas relacionados con la determinaci��n de los par��metros de dise��o. Se considera la evoluci��n de la actitud y de las temperaturas del sat��lite bajo la influencia de dos estrategias de orientaci��n diferentes: 1) estabilizaci��n magn��tica pasiva de la orientaci��n (PMAS, passive magnetic attitude stabilization), y 2) control de actitud magn��tico activo (AMAC, active magnetic attitude control). En primer lugar se presenta el modelo matem��tico del problema, que incluye la din��mica rotacional y el modelo t��rmico. En el problema t��rmico se considera un sat��lite c��bico modelizado por medio de siete nodos (seis externos y uno interno) aplicando la ecuaci��n del balance t��rmico. Una vez establecido el modelo matem��tico del problema, se estudia la evoluci��n que corresponde a las dos estrategias mencionadas. La estrategia PMAS se ha seleccionado por su simplicidad, fiabilidad, bajo coste, ahorrando consumo de potencia, masa coste y complejidad, comparado con otras estrategias. Se ha considerado otra estrategia de control que consigue que el sat��lite gire a una velocidad requerida alrededor de un eje deseado de giro, pudiendo controlar su direcci��n en un sistema inercial de referencia, ya que frecuentemente el subsistema t��rmico establece requisitos de giro alrededor de un eje del sat��lite orientado en una direcci��n perpendicular a la radiaci��n solar incidente. En relaci��n con el problema t��rmico, para estudiar la influencia de la velocidad de giro en la evoluci��n de las temperaturas en diversos puntos del sat��lite, se ha empleado un modelo t��rmico linealizado, obtenido a partir de la formulaci��n no lineal aplicando un m��todo de perturbaciones. El resultado del estudio muestra que el tiempo de estabilizaci��n de la temperatura y la influencia de las cargas peri��dicas externas disminuye cuando aumenta la velocidad de giro. Los cambios de temperatura se reducen hasta ser muy peque��os para velocidades de rotaci��n altas. En relaci��n con la estrategia PMAC se ha observado que a pesar de su uso extendido entre los micro y nano sat��lites todav��a presenta problemas que resolver. Estos problemas est��n relacionados con el dimensionamiento de los par��metros del sistema y la predicci��n del funcionamiento en ��rbita. Los problemas aparecen debido a la dificultad en la determinaci��n de las caracter��sticas magn��ticas de los cuerpos ferromagn��ticos (varillas de hist��resis) que se utilizan como amortiguadores de oscilaciones en los sat��lites. Para estudiar este problema se presenta un modelo anal��tico que permite estimar la eficiencia del amortiguamiento, y que se ha aplicado al estudio del comportamiento en vuelo de varios sat��lites, y que se ha empleado para comparar los resultados del modelo con los obtenidos en vuelo, observ��ndose que el modelo permite explicar satisfactoriamente el comportamiento registrado. ABSTRACT The main objective of this thesis is to study the coupling between the attitude control and thermal control subsystems of a small satellite, and address the solution to some existing issues concerning the determination of their parameters. Through the thesis the attitude and temperature evolution of the satellite is studied under the influence of two independent attitude stabilization and control strategies: (1) passive magnetic attitude stabilization (PMAS), and (2) active magnetic attitude control (AMAC). In this regard the mathematical model of the problem is explained and presented. The mathematical model includes both the rotational dynamics and the thermal model. The thermal model is derived for a cubic satellite by solving the heat balance equation for 6 external and 1 internal nodes. Once established the mathematical model of the problem, the above mentioned attitude strategies were applied to the system and the temperature evolution of the 7 nodes of the satellite was studied. The PMAS technique has been selected to be studied due to its prevalent use, simplicity, reliability, and cost, as this strategy significantly saves the overall power, weight, cost, and reduces the complexity of the system compared to other attitude control strategies. In addition to that, another control law that provides the satellite with a desired spin rate along a desired axis of the satellite, whose direction can be controlled with respect to the inertial reference frame is considered, as the thermal subsystem of a satellite usually demands a spin requirement around an axis of the satellite which is positioned perpendicular to the direction of the coming solar radiation. Concerning the thermal problem, to study the influence of spin rate on temperature evolution of the satellite a linear approach of the thermal model is used, which is based on perturbation theory applied to the nonlinear differential equations of the thermal model of a spacecraft moving in a closed orbit. The results of this study showed that the temperature stabilization time and the periodic influence of the external thermal loads decreases by increasing the spin rate. However, the changes become insignificant for higher values of spin rate. Concerning the PMAS strategy, it was observed that in spite of its extended application to micro and nano satellites, still there are some issues to be solved regarding this strategy. These issues are related to the sizing of its system parameters and predicting the in-orbit performance. The problems were found to be rooted in the difficulties that exist in determining the magnetic characteristics of the ferromagnetic bodies (hysteresis rods) that are applied as damping devices on-board satellites. To address these issues an analytic model for estimating their damping efficiency is proposed and applied to several existing satellites in order to compare the results with their respective in-flight data. This model can explain the behavior showed by these satellites.

Optimization of the Integrated Guidance and Control for a Dual Aerodynamic Control Missile

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atm��sfera requieren la interceptaci��n de blancos a mayores velocidades y m��s maniobrables, incluyendo los esperados veh��culos a��reos de combate no tripulados. La intercepci��n tiene que lograrse desde cualquier ��ngulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnolog��a de misiles en la actualidad es c��mo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a trav��s de mejoras en los m��todos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simult��neamente, al proponer un dise��o integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodin��mico simult��neo en canard y cola. Un primer avance de los resultados obtenidos ha sido publicado recientemente en el Journal of Aerospace Engineering, en Abril de 2015, [Ibarrondo y Sanz-Aranguez, 2015]. El valor del dise��o integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando ��nicamente control aerodin��mico. El dise��o propuesto se compara favorablemente con esquemas m��s tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrar�� c��mo la introducci��n del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son m��viles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere s��lo introducir dos servos adicionales para accionar los canards tambi��n en gui��ada y cabeceo. La secci��n de cola ser�� responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicaci��n a��adida es que los v��rtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus caracter��sticas de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo anal��tico completo para la aerodin��mica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterizaci��n de este efecto de acoplamiento aerodin��mico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y gui��ada para un misil de doble mando: ���desviaci��n��� y ���opuesto���. En modo ���desviaci��n���, los controles act��an en la misma direcci��n, generando un cambio inmediato en la sustentaci��n y produciendo un movimiento de translaci��n en el misil. La respuesta es r��pida, pero en el modo ���desviaci��n��� los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ��ngulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles act��an en direcciones opuestas, el misil rota y el ��ngulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodin��mico completo, es posible obtener una parametrizaci��n dependiente de los estados de la din��mica de corto periodo del misil. Debido al efecto de acoplamiento entre los controles, la respuesta en bucle abierto no depende linealmente de los controles. El autopiloto se optimiza para obtener la maniobra requerida por la ley de guiado sin exceder ninguno de los l��mites aerodin��micos o mec��nicos del misil. Una segunda contribuci��n de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con m��ltiples entradas de control y que integra la aerodin��mica no lineal, controlando los tres canales de picado, gui��ada y cabeceo de forma simult��nea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integraci��n mediante la resoluci��n de una ecuaci��n de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-��ptimas, debido a que una soluci��n completa de la ecuaci��n de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera pr��ctica, y se asumen ciertas simplificaciones. Se incorpora asimismo un mecanismo que permite acelerar la respuesta en caso necesario. Como parte del autopiloto, se define una estrategia para repartir el esfuerzo de control entre el canard y la cola. Esto se consigue mediante un controlador aumentado situado antes del bucle de optimizaci��n, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentaci��n directa mantiene al misil cerca de sus condiciones de equilibrio, garantizando una respuesta transitoria adecuada. El controlador no lineal elimina la respuesta de fase no-m��nima caracter��stica de la cola. En esta Tesis se consideran dos dise��os para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximaci��n de Doble-Lazo, el autopiloto se sit��a dentro de un bucle interior y se dise��a independientemente del guiado, que conforma el bucle m��s exterior del control. Esta estructura asume que existe separaci��n espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos caracter��sticos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado ��ptimo. Los resultados obtenidos demuestran que se consiguen aumentos muy importantes en las actuaciones frente a misiles con control canard o control en cola, y que la interceptaci��n, cuando se lanza cerca del curso de colisi��n, se consigue desde cualquier ��ngulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia ��ptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximaci��n al blanco y utilizar el modo de desviaci��n justo antes del impacto. Sin embargo la l��gica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisi��n. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleraci��n lateral, y no tiene control sobre su aceleraci��n axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hip��tesis de separaci��n mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la din��mica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un ��nico bucle, la informaci��n de los estados del misil est�� disponible para el c��lculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribuci��n de la Tesis es la resoluci��n de este segundo dise��o, la integraci��n no lineal del guiado y del autopiloto (IGA) para el misil de doble control. Aproximaciones anteriores en la literatura han planteado este sistema en ejes cuerpo, resultando en un sistema muy inestable debido al bajo amortiguamiento del misil en cabeceo y gui��ada. Las simplificaciones que se tomaron tambi��n causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepci��n. En nuestra aproximaci��n el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la din��mica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la din��mica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo expl��cito la velocidad dentro del bucle de optimizaci��n. La formulaci��n resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el c��lculo del modelo en Doble-bucle. Un t��pico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posici��n del misil y saturan el controlador, provocando la p��rdida del misil. Este problema se ha tratado aqu�� con un controlador aumentado previo al bucle de optimizaci��n, que define un estado de equilibrio local para el sistema integrado, que pasa a actuar como un regulador. Los criterios de actuaciones para el IGA son los mismos que para el sistema de Doble-Bucle. Sin embargo el problema matem��tico resultante es muy complejo. El problema ��ptimo para tiempo finito resulta en una ecuaci��n diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducci��n de una matriz de transici��n, este problema se transforma en una ecuaci��n diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante m��todos num��ricos. La soluci��n resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una soluci��n aproximada basada en la soluci��n de una ecuaci��n algebraica de Riccati para cada paso de integraci��n. Los resultados que se han obtenido demuestran, a trav��s de an��lisis num��ricos en distintos escenarios, que la soluci��n integrada es mejor que el sistema de Doble-Bucle. Las trayectorias resultantes son muy distintas. El IGA preserva el guiado del misil y consigue maximizar el uso de la propulsi��n, consiguiendo la interceptaci��n del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y adem��s requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de c��lculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es m��s robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el n��cleo de optimizaci��n en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimaci��n de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisi��n de la soluci��n de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribuci��n, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, s��lo con control aerodin��mico. Las trayectorias estudiadas consideran una fase pre-programada de alta velocidad de giro, manteniendo siempre el misil dentro de su envuelta de vuelo. Este procedimiento no necesita recurrir a soluciones t��cnicamente m��s complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matem��ticas se utiliza el producto de Kronecker como una herramienta practica para manejar las parametrizaciones dependientes de variables, que resultan en matrices de grandes dimensiones. ABSTRACT Future missions for air to air endo-atmospheric missiles require the interception of targets with higher speeds and more maneuverable, including forthcoming unmanned supersonic combat vehicles. The interception will need to be achieved from any angle and off-boresight launch conditions. One of the most significant discussions in missile technology today is how to satisfy these new operational requirements by increasing missile maneuvering capabilities and in parallel, through the development of more advanced guidance and control methods. This Thesis addresses these two objectives by proposing a novel optimal integrated guidance and autopilot design scheme, applicable to more maneuverable missiles with forward and rearward aerodynamic controls. A first insight of these results have been recently published in the Journal of Aerospace Engineering in April 2015, [Ibarrondo and Sanz-Ar��nguez, 2015]. The value of this integrated solution is that it allows the missile to comply with the aforementioned requirements only by applying aerodynamic control. The proposed design is compared against more traditional guidance and control approaches with positive results, achieving reduced control efforts and lower miss distances with the integrated logic even in the presence of noises. In this Thesis it will be demonstrated how the dual control missile, where canard and tail fins are both movable, can enhance the capabilities of an existing missile airframe. Compared to a tail missile, dual control only requires two additional servos to actuate the canards in pitch and yaw. The tail section will be responsible to maintain the missile stabilized in roll, like in a classic tail missile. The additional complexity is that the vortices shed from the canard propagate downstream where they interact with the tail surfaces, altering the tail expected control characteristics. These aerodynamic phenomena must be properly described, as a preliminary step, with high enough precision for advanced guidance and control studies. As a first contribution we have developed a full analytical model of the nonlinear aerodynamics of a missile with dual control, including the characterization of this cross-control coupling effect. This development has been produced from a theoretical model validated with reliable practical data obtained from wind tunnel experiments available in the scientific literature, complement with computer fluid dynamics and semi-experimental methods. There are two modes of operating a missile with forward and rear controls, ���divert��� and ���opposite��� modes. In divert mode, controls are deflected in the same direction, generating an increment in direct lift and missile translation. Response is fast, but in this mode, dual control missiles may have difficulties in achieving large angles of attack and high level of lateral accelerations. When controls are deflected in opposite directions (opposite mode) the missile airframe rotates and the body angle of attack is increased to generate greater accelerations in steady-state, although the response time is larger. With the aero-model, a state dependent parametrization of the dual control missile short term dynamics can be obtained. Due to the cross-coupling effect, the open loop dynamics for the dual control missile is not linearly dependent of the fin positions. The short term missile dynamics are blended with the servo system to obtain an extended autopilot model, where the response is linear with the control fins turning rates, that will be the control variables. The flight control loop is optimized to achieve the maneuver required by the guidance law without exceeding any of the missile aerodynamic or mechanical limitations. The specific aero-limitations and relevant performance indicators for the dual control are set as part of the analysis. A second contribution of this Thesis is the development of a step-tracking multi-input autopilot that integrates non-linear aerodynamics. The designed dual control missile autopilot is a full three dimensional autopilot, where roll, pitch and yaw are integrated, calculating command inputs simultaneously. The autopilot control gains are state dependent, and calculated at each integration step solving a matrix Riccati equation of order 21x21. The resulting gains are sub-optimal as a full solution for the Hamilton-Jacobi-Bellman equation cannot be resolved in practical terms and some simplifications are taken. Acceleration mechanisms with an ��-shift is incorporated in the design. As part of the autopilot, a strategy is defined for proper allocation of control effort between canard and tail channels. This is achieved with an augmented feed forward controller that minimizes the total control effort of the missile to maneuver. The feedforward law also maintains the missile near trim conditions, obtaining a well manner response of the missile. The nonlinear controller proves to eliminate the non-minimum phase effect of the tail. Two guidance and control designs have been considered in this Thesis: the Two- Loop and the Integrated approaches. In the Two-Loop approach, the autopilot is placed in an inner loop and designed separately from an outer guidance loop. This structure assumes that spectral separation holds, meaning that the autopilot response times are much higher than the guidance command updates. The developed nonlinear autopilot is linked in the study to an optimal guidance law. Simulations are carried on launching close to collision course against supersonic and highly maneuver targets. Results demonstrate a large boost in performance provided by the dual control versus more traditional canard and tail missiles, where interception with the dual control close to collision course is achieved form 365deg all around the target. It is shown that for the dual control missile the optimal flight strategy results in using opposite control in its approach to target and quick corrections with divert just before impact. However the Two-Loop logic fails to achieve target interception when there are large deviations initially from collision course. One of the reasons is that part of the guidance command is not followed, because the missile is not able to control its axial acceleration without a throttleable engine. Also the separation hypothesis may not be applicable for a high dynamic vehicle like a dual control missile approaching a maneuvering target. If the guidance and autopilot are combined into a single loop, the guidance law will have information of the missile states and could calculate the most optimal approach to the target considering the actual capabilities and attitude of the missile. A third contribution of this Thesis is the resolution of the mentioned second design, the non-linear integrated guidance and autopilot (IGA) problem for the dual control missile. Previous approaches in the literature have posed the problem in body axes, resulting in high unstable behavior due to the low damping of the missile, and have also caused the missile to slide around the target and not actually hitting it. The IGA system is posed here in inertial axes and quaternion dynamics, eliminating these inconveniences. It is not restricted to the missile short term dynamic, and we have explicitly included the missile speed as a state variable. The IGA formulation is also independent of the target maneuver model that is explicitly included in the Two-loop optimal guidance law model. A typical problem of the integrated systems with a proportional control law is the problem of scales. The guidance errors are larger than missile state errors during most of the flight and result in high gains, control saturation and loss of control. It has been addressed here with an integrated feedforward controller that defines a local equilibrium state at each flight point and the controller acts as a regulator to minimize the IGA states excursions versus the defined feedforward state. The performance criteria for the IGA are the same as in the Two-Loop case. However the resulting optimization problem is mathematically very complex. The optimal problem in a finite-time horizon results in an irresoluble state dependent differential Riccati equation with terminal conditions. With a change of variable and the introduction of a transition matrix, the equation is transformed into a time differential Lyapunov equation that can be solved with known numerical methods in real time. This solution results range limited, and applicable when the missile is in a close neighborhood of the target. For larger ranges, an approximate solution is used, obtained from solution of an algebraic matrix Riccati equation at each integration step. The results obtained show, by mean of several comparative numerical tests in diverse homing scenarios, than the integrated approach is a better solution that the Two- Loop scheme. Trajectories obtained are very different in the two cases. The IGA fully preserves the guidance command and it is able to maximize the utilization of the missile propulsion system, achieving interception with lower miss distances and in lower flight times. The IGA can achieve interception against off-boresight targets where the Two- Loop was not able to success. As an additional advantage, the IGA also requires one order of magnitude less calculations than the Two-Loop solution. The effects of radar noises, discrete radar data and radome errors are investigated. IGA solution is robust, and less affected by radar than the Two-Loop, especially because the target maneuvers are not part of the IGA core optimization loop. Estimation of target acceleration is always imprecise and noisy and degrade the performance of the two-Loop solution. The IGA trajectories are such that minimize the impact of radome errors in the guidance loop. Finally, as a fourth contribution, it is demonstrated that the missile with IGA guidance is capable of performing a defense against attacks from its rear hemisphere, as a tail attack, only with aerodynamic control. The studied trajectories have a preprogrammed high rate turn maneuver, maintaining the missile within its controllable envelope. This solution does not recur to more complex features in service today, like vector control of the missile thrust or side thrusters. In all the mathematical treatments and demonstrations, the Kronecker product has been introduced as a practical tool to handle the state dependent parametrizations that have resulted in very high order matrix equations.

An��lisis de distintos procedimientos para el c��lculo de la carga de hundimiento de pilotes

El r��pido desarrollo industrial y el crecimiento de la poblaci��n en cada pa��s conllevan a la disposici��n de obras o edificaciones para satisfacer las necesidades; de vivienda, de v��as de comunicaci��n o de instalaciones industriales entre otras. Para la construcci��n de obras se plantean posibles sistemas de cimentaci��n que incluyen; zapatas o losas de hormig��n armado cuando superficialmente el terreno es competente y pilotes o sistema placa pilotes de hormig��n armado cuando el terreno superficial es poco competente. Las cimentaciones por pilotes o definidas como profundas cuando L/D>6, se han construido en diferentes tipolog��as de materiales como madera, acero y hormig��n armado, de secciones circulares, rectangulares, anulares y tipo H y de forma de inclusi��n en el terreno como hincados y Excavados a veces estos ��ltimos tambi��n llamados preexcavados. Cada aspecto anterior en un dise��o aborda consideraciones y restricciones, las cuales han sido definidas por la mec��nica de suelos, la experiencia o por ensayos caracter��sticos, y que en cierta forma inciden en el procedimiento para determinar la carga de hundimiento o carga en el pilote equivalente a la resistencia ultima del terreno. En la literatura t��cnica existen muchos procedimientos para determinar la carga de hundimiento de cimentaciones profundas con pilotes. Estos procedimientos se definen en art��culos, gu��as, manuales o normas. Entre todas ellas se seleccionar��n algunas y para cada una de ellas se identificar�� cual es el enfoque, que par��metros son m��s representativos, cuales son las limitaciones o si se definen dentro de la misma norma otros procedimientos alternativos que se basan en resultados de otros ensayos caracter��sticos en geotecnia. Por tanto, el objeto del trabajo tiene como alcance comparar los distintos procedimientos de determinaci��n de carga de hundimiento que vienen recogidos en las normas de mayor difusi��n en Espa��a y el manual del INV��AS de Colombia. Las diferencias de cada uno de los procedimientos definidos en esta investigaci��n se representar��n analizando un ejemplo te��rico y realizando graficas que muestren claramente las diferencias entre uno y otro. La estructura del trabajo se divide en cuatro fases, la primera la revisi��n bibliogr��fica y estado del arte, la segunda el an��lisis normativo y la determinaci��n de la carga de hundimiento para un ejemplo te��rico, con las diferentes metodolog��as definidas en C��digo T��cnico de Edificaci��n (CTE 2007), Gu��a de cimentaciones de obras de carreteras (GCOC 2003), Recomendaciones para Obras Mar��timas (ROM 0.5���5) y Manual de Cimentaciones superficiales y profundas ��� Colombia 2012, en la tercera etapa se indica los resultados y evaluaci��n de las metodolog��as establecidas en valores de resistencia por punta, por fuste o resistencia global, y en la cuarta y ��ltima etapa se presentan las conclusiones y recomendaciones. De la revisi��n bibliogr��fica enmarcada en el cap��tulo 1 se obtuvieron buenas referencias sobre metodolog��as de c��lculo, en este cap��tulo se mencionan y se presentan los aspectos b��sicos, y consideraciones m��s relevantes. La normatividad Europea enfatiza los criterios de c��lculo en base a resultados de ensayos de campo adecuados como el CPTU (por sus siglas en ingl��s Cone Penetration Test with Pressure water Underground) y el presi��metro, ya que se obtiene valores en condiciones reales y no de modelos de laboratorio, lamentablemente en pa��ses en v��as de desarrollo el temor a uso de estos m��todos es b��sicamente por falta de experiencia y costo de los mismos. La optimizaci��n de los dise��os de construcci��n de obras civiles permite reducir costos de ejecuci��n y materiales, y estar�� siempre ligado a un buen control de ensayos sobre el suelo como de procedimientos de ejecuci��n. La validez de los m��todos solo ser�� definida por el estado del arte, el tipo de suelo, el tipo de estructura, y en cada nuevo proyecto se deber�� tener como m��nimo esta informaci��n de cimentaciones regionales. Las normas definidas colocan en consideraci��n varios m��todos y de alguna forma proponen recomendaciones de dise��o para reducir los posibles errores, esto puede lograrse al realizar los an��lisis por lo menos por un m��todo anal��tico y por uno emp��rico. Lo anterior conlleva a que la exploraci��n geot��cnica sea redundante pero precisa.

Localizaci��n y mapeo visual monocular para robot m��vil terrestre aplicado a la inspecci��n ultras��nica aeron��utica

En el ��mbito de la rob��tica de servicio, actualmente no existe una soluci��n automatizada para la inspecci��n ultras��nica de las partes de material compuesto de una aeronave durante las operaciones de mantenimiento que realiza la aerol��nea. El desarrollo de las nuevas t��cnicas de acoplamiento ac��stico en seco en el m��todo de inspecci��n no destructiva por ultrasonidos, est�� conduciendo a posibilitar su uso con soluciones de menor coste respecto a las t��cnicas tradicionales, sin perder eficacia para detectar las deficiencias en las estructuras de material compuesto. Aunque existen aplicaciones de esta t��cnica con soluciones manuales, utilizadas en las fases de desarrollo y fabricaci��n del material compuesto, o con soluciones por control remoto en sectores diferentes al aeron��utico para componentes met��licos, sin embargo, no existen con soluciones automatizadas para la inspecci��n no destructiva por ultrasonidos de las zonas del avi��n fabricadas en material compuesto una vez la aeronave ha sido entregada a la aerol��nea. El objetivo de este trabajo fin de master es evaluar el sistema de localizaci��n, basado en visi��n por ordenador, de una soluci��n robotizada aplicada la inspecci��n ultras��nica estructural de aeronaves en servicio por parte de las propias aerol��neas, utilizando las nuevas t��cnicas de acoplamiento ac��stico en seco, buscando la ventaja de reducir los tiempos y los costes en las operaciones de mantenimiento. Se propone como soluci��n un robot m��vil aut��nomo de peque��o tama��o, con control de posici��n global basado en t��cnicas de SLAM Visual Monocular, utilizando marcadores visuales externos para delimitar el ��rea de inspecci��n. Se ha supuesto la inspecci��n de elementos de la aeronave cuya superficie se pueda considerar plana y horizontal, como son las superficies del estabilizador horizontal o del ala. Este supuesto es completamente aceptable en zonas acotadas de estos componentes, y de cara al objetivo del proyecto, no le resta generalidad. El robot m��vil propuesto es un veh��culo terrestre triciclo, de dos grados de libertad, con un sistema de visi��n monocular completo embarcado, incluyendo el hardware de procesamiento de visi��n y control de trayectoria. Las dos ruedas delanteras son motrices y la tercera rueda, loca, sirve ��nicamente de apoyo. La direcci��n, de tipo diferencial, permite al robot girar sin necesidad de desplazamiento, al conseguirse por diferencia de velocidad entre la rueda motriz derecha e izquierda. El sistema de inspecci��n ultras��nica embarcado est�� compuesto por el hardware de procesamiento y registro de se��al, y una rueda-sensor situada coaxialmente al eje de las ruedas motrices, y centrada entre estas, de modo que la medida de inspecci��n se realiza en el centro de rotaci��n del robot. El control visual propuesto se realiza mediante una estrategia ���ver y mover��� basada en posici��n, ejecut��ndose de forma secuencial la extracci��n de caracter��sticas visuales de la imagen, el c��lculo de la localizaci��n global del robot mediante SLAM visual y el movimiento de ��ste mediante un algoritmo de control de posici��n-orientaci��n respecto a referencias de paso de la trayectoria. La trayectoria se planifica a partir del mapa de marcas visuales que delimitan el ��rea de inspecci��n, proporcionado tambi��n por SLAM visual. Para validar la soluci��n propuesta se ha optado por desarrollar un prototipo f��sico tanto del robot como de los marcadores visuales externos, a los que se someter��n a una prueba de validaci��n como alternativa a utilizar un entorno simulado por software, consistente en el reconocimiento del ��rea de trabajo, planeamiento de la trayectoria y recorrido de la misma, de forma aut��noma, registrando el posicionamiento real del robot m��vil junto con el posicionamiento proporcionado por el sistema de localizaci��n SLAM. El motivo de optar por un prototipo es validar la soluci��n ante efectos f��sicos que son muy complicados de modelar en un entorno de simulaci��n, derivados de las limitaciones constructivas de los sistemas de visi��n, como distorsiones ��pticas o saturaci��n de los sensores, y de las limitaciones constructivas de la mec��nica del robot m��vil que afectan al modelo cinem��tico, como son el deslizamiento de las ruedas o la fluctuaci��n de potencia de los motores el��ctricos. El prototipo de marcador visual externo utilizado para la prueba de validaci��n, ha sido un s��mbolo plano vertical, en blanco y negro, que consta de un borde negro rectangular dentro del cual se incluye una serie de marcas cuadradas de color negro, cuya disposici��n es diferente para cada marcador, lo que permite su identificaci��n. El prototipo de robot m��vil utilizado para la prueba de validaci��n, ha sido denominado VINDUSTOR: ���VIsual controlled Non-Destructive UltraSonic inspecTOR���. Su estructura mec��nica ha sido desarrollada a partir de la plataforma comercial de rob��tica educacional LEGO�� MINDSTORMS NXT 2.0, que incluye los dos servomotores utilizados para accionar las dos ruedas motrices, su controlador, las ruedas delanteras y la rueda loca trasera. La estructura mec��nica ha sido especialmente dise��ada con piezas LEGO�� para embarcar un ordenador PC port��til de tama��o peque��o, utilizado para el procesamiento visual y el control de movimiento, y el sistema de captaci��n visual compuesto por dos c��maras web de bajo coste, colocadas una en posici��n delantera y otra en posici��n trasera, con el fin de aumentar el ��ngulo de visi��n. El peso total del prototipo no alcanza los 2 Kg, siendo sus dimensiones m��ximas 20 cm de largo, 25 cm de ancho y 26 cm de alto. El prototipo de robot m��vil dispone de un control de tipo visual. La estrategia de control es de tipo ���ver y mover��� din��mico, en la que se realiza un bucle externo, de forma secuencial, la extracci��n de caracter��sticas en la imagen, la estimaci��n de la localizaci��n del robot y el c��lculo del control, y en un bucle interno, el control de los servomotores. La estrategia de adquisici��n de im��genes est�� basada en un sistema monocular de c��maras embarcadas. La estrategia de interpretaci��n de im��genes est�� basada en posici��n tridimensional, en la que los objetivos de control se definen en el espacio de trabajo y no en la imagen. La ley de control est�� basada en postura, relacionando la velocidad del robot con el error en la posici��n respecto a las referencias de paso de una trayectoria. La trayectoria es generada a partir del mapa de marcadores visuales externo. En todo momento, la localizaci��n del robot respecto a un sistema de referencia externo y el mapa de marcadores, es realizado mediante t��cnicas de SLAM visual. La auto-localizaci��n de un robot m��vil dentro de un entorno desconocido a priori constituye uno de los desaf��os m��s importantes en la rob��tica, habi��ndose conseguido su soluci��n en las ��ltimas d��cadas, con una formulaci��n como un problema num��rico y con implementaciones en casos que van desde robots a��reos a robots en entornos cerrados, existiendo numerosos estudios y publicaciones al respecto. La primera t��cnica de localizaci��n y mapeo simult��neo SLAM fue desarrollada en 1989, m��s como un concepto que como un algoritmo ��nico, ya que su objetivo es gestionar un mapa del entorno constituido por posiciones de puntos de inter��s, obtenidos ��nicamente a partir de los datos de localizaci��n recogidos por los sensores, y obtener la pose del robot respecto al entorno, en un proceso limitado por el ruido de los sensores, tanto en la detecci��n del entorno como en la odometr��a del robot, emple��ndose t��cnicas probabil��sticas aumentar la precisi��n en la estimaci��n. Atendiendo al algoritmo probabil��stico utilizado, las t��cnicas SLAM pueden clasificarse en las basadas en Filtros de Kalman, en Filtros de Part��culas y en su combinaci��n. Los Filtros de Kalman consideran distribuciones de probabilidad gaussiana tanto en las medidas de los sensores como en las medidas indirectas obtenidas a partir de ellos, de modo que utilizan un conjunto de ecuaciones para estimar el estado de un proceso, minimizando la media del error cuadr��tico, incluso cuando el modelo del sistema no se conoce con precisi��n, siendo el m��s utilizado el Filtro de Kalman Extendido a modelos nolineales. Los Filtros de Part��culas consideran distribuciones de probabilidad en las medidas de los sensores sin modelo, represent��ndose mediante un conjunto de muestras aleatorias o part��culas, de modo que utilizan el m��todo Montecarlo secuencial para estimar la pose del robot y el mapa a partir de ellas de forma iterativa, siendo el m��s utilizado el Rao-Backwell, que permite obtener un estimador optimizado mediante el criterio del error cuadr��tico medio. Entre las t��cnicas que combinan ambos tipos de filtros probabil��sticos destaca el FastSLAM, un algoritmo que estima la localizaci��n del robot con un Filtro de Part��culas y la posici��n de los puntos de inter��s mediante el Filtro de Kalman Extendido. Las t��cnicas SLAM puede utilizar cualquier tipo de sensor que proporcionen informaci��n de localizaci��n, como Laser, Sonar, Ultrasonidos o Visi��n. Los sensores basados en visi��n pueden obtener las medidas de distancia mediante t��cnicas de visi��n estereosc��pica o mediante t��cnica de visi��n monocular. La utilizaci��n de sensores basados en visi��n tiene como ventajas, proporcionar informaci��n global a trav��s de las im��genes, no s��lo medida de distancia, sino tambi��n informaci��n adicional como texturas o patrones, y la asequibilidad del hardware frente a otros sensores. Sin embargo, su principal inconveniente es el alto coste computacional necesario para los complejos algoritmos de detecci��n, descripci��n, correspondencia y reconstrucci��n tridimensional, requeridos para la obtenci��n de la medida de distancia a los m��ltiples puntos de inter��s procesados. Los principales inconvenientes del SLAM son el alto coste computacional, cuando se utiliza un n��mero elevado de caracter��sticas visuales, y su consistencia ante errores, derivados del ruido en los sensores, del modelado y del tratamiento de las distribuciones de probabilidad, que pueden producir el fallo del filtro. Dado que el SLAM basado en el Filtro de Kalman Extendido es una las t��cnicas m��s utilizadas, se ha seleccionado en primer lugar c��mo soluci��n para el sistema de localizaci��n del robot, realizando una implementaci��n en la que las medidas de los sensores y el movimiento del robot son simulados por software, antes de materializarla en el prototipo. La simulaci��n se ha realizado considerando una disposici��n de ocho marcadores visuales que en todo momento proporcionan ocho medidas de distancia con ruido aleatorio equivalente al error del sensor visual real, y un modelo cinem��tico del robot que considera deslizamiento de las ruedas mediante ruido aleatorio. Durante la simulaci��n, los resultados han mostrado que la localizaci��n estimada por el algoritmo SLAM-EKF presenta tendencia a corregir la localizaci��n obtenida mediante la odometr��a, pero no en suficiente cuant��a para dar un resultado aceptable, sin conseguir una convergencia a una soluci��n suficientemente cercana a la localizaci��n simulada del robot y los marcadores. La conclusi��n obtenida tras la simulaci��n ha sido que el algoritmo SLAMEKF proporciona inadecuada convergencia de precisi��n, debido a la alta incertidumbre en la odometr��a y a la alta incertidumbre en las medidas de posici��n de los marcadores proporcionadas por el sensor visual. Tras estos resultados, se ha buscado una soluci��n alternativa. Partiendo de la idea subyacente en los Filtros de Part��culas, se ha planteado sustituir las distribuciones de probabilidad gaussianas consideradas por el Filtro de Kalman Extendido, por distribuciones equi-probables que derivan en funciones binarias que representan intervalos de probabilidad no-nula. La aplicaci��n de Filtro supone la superposici��n de todas las funciones de probabilidad no-nula disponibles, de modo que el resultado es el intervalo donde existe alguna probabilidad de la medida. C��mo la efectividad de este filtro aumenta con el n��mero disponible de medidas, se ha propuesto obtener una medida de la localizaci��n del robot a partir de cada pareja de medidas disponibles de posici��n de los marcadores, haciendo uso de la Trilateraci��n. SLAM mediante Trilateraci��n Estad��stica (SLAM-ST) es como se ha denominado a esta soluci��n propuesta en este trabajo fin de master. Al igual que con el algoritmo SLAM-EKF, ha sido realizada una implementaci��n del algoritmo SLAM-ST en la que las medidas de los sensores y el movimiento del robot son simulados, antes de materializarla en el prototipo. La simulaci��n se ha realizado en las mismas condiciones y con las mismas consideraciones, para comparar con los resultados obtenidos con el algoritmo SLAM-EKF. Durante la simulaci��n, los resultados han mostrado que la localizaci��n estimada por el algoritmo SLAM-ST presenta mayor tendencia que el algoritmo SLAM-EKF a corregir la localizaci��n obtenida mediante la odometr��a, de modo que se alcanza una convergencia a una soluci��n suficientemente cercana a la localizaci��n simulada del robot y los marcadores. Las conclusiones obtenidas tras la simulaci��n han sido que, en condiciones de alta incertidumbre en la odometr��a y en la medida de posici��n de los marcadores respecto al robot, el algoritmo SLAM-ST proporciona mejores resultado que el algoritmo SLAM-EKF, y que la precisi��n conseguida sugiere la viabilidad de la implementaci��n en el prototipo. La implementaci��n del algoritmo SLAM-ST en el prototipo ha sido realizada en conjunci��n con la implementaci��n del Sensor Visual Monocular, el Modelo de Odometr��a y el Control de Trayectoria. El Sensor Visual Monocular es el elemento del sistema SLAM encargado de proporcionar la posici��n con respecto al robot de los marcadores visuales externos, a partir de las im��genes obtenidas por las c��maras, mediante t��cnicas de procesamiento de imagen que permiten detectar e identificar los marcadores visuales que se hallen presentes en la imagen capturada, as�� como obtener las caracter��sticas visuales a partir de las cuales inferir la posici��n del marcador visual respecto a la c��mara, mediante reconstrucci��n tridimensional monocular, basada en el conocimiento a-priori del tama��o real del mismo. Para tal fin, se ha utilizado el modelo matem��tico de c��mara pin-hole, y se ha considerado las distorsiones de la c��mara real mediante la calibraci��n del sensor, en vez de utilizar la calibraci��n de la imagen, tras comprobar el alto coste computacional que requiere la correcci��n de la imagen capturada, de modo que la correcci��n se realiza sobre las caracter��sticas visuales extra��das y no sobre la imagen completa. El Modelo de Odometr��a es el elemento del sistema SLAM encargado de proporcionar la estimaci��n de movimiento incremental del robot en base a la informaci��n proporcionada por los sensores de odometr��a, t��picamente los encoders de las ruedas. Por la tipolog��a del robot utilizado en el prototipo, se ha utilizado un modelo cinem��tico de un robot tipo uniciclo y un modelo de odometr��a de un robot m��vil de dos ruedas tipo diferencial, en el que la traslaci��n y la rotaci��n se determinan por la diferencia de velocidad de las ruedas motrices, considerando que no existe deslizamiento entre la rueda y el suelo. Sin embargo, el deslizamiento en las ruedas aparece como consecuencia de causas externas que se producen de manera inconstante durante el movimiento del robot que provocan insuficiente contacto de la rueda con el suelo por efectos din��micos. Para mantener la validez del modelo de odometr��a en todas estas situaciones que producen deslizamiento, se ha considerado un modelo de incertidumbre basado en un ensayo representativo de las situaciones m��s habituales de deslizamiento. El Control de Trayectoria es el elemento encargado de proporcionar las ��rdenes de movimiento al robot m��vil. El control implementado en el prototipo est�� basado en postura, utilizando como entrada la desviaci��n en la posici��n y orientaci��n respecto a una referencia de paso de la trayectoria. La localizaci��n del robot utilizada es siempre de la estimaci��n proporcionada por el sistema SLAM y la trayectoria es planeada a partir del conocimiento del mapa de marcas visuales que limitan el espacio de trabajo, mapa proporcionado por el sistema SLAM. Las limitaciones del sensor visual embarcado en la velocidad de estabilizaci��n de la imagen capturada han conducido a que el control se haya implementado con la estrategia ���mirar parado���, en la que la captaci��n de im��genes se realiza en posici��n est��tica. Para evaluar el sistema de localizaci��n basado en visi��n del prototipo, se ha dise��ado una prueba de validaci��n que obtenga una medida cuantitativa de su comportamiento. La prueba consiste en la realizaci��n de forma completamente aut��noma de la detecci��n del espacio de trabajo, la planificaci��n de una trayectoria de inspecci��n que lo transite completamente, y la ejecuci��n del recorrido de la misma, registrando simult��neamente la localizaci��n real del robot m��vil junto con la localizaci��n proporcionada por el sistema SLAM Visual Monocular. Se han realizado varias ejecuciones de prueba de validaci��n, siempre en las mismas condiciones iniciales de posici��n de marcadores visuales y localizaci��n del robot m��vil, comprobando la repetitividad del ensayo. Los resultados presentados corresponden a la consideraci��n de las medidas m��s pesimistas obtenidas tras el procesamiento del conjunto de medidas de todos los ensayos. Los resultados revelan que, considerando todo el espacio de trabajo, el error de posici��n, diferencia entre los valores de proporcionados por el sistema SLAM y los valores medidos de posici��n real, se encuentra en el entorno de la veintena de cent��metros. Adem��s, los valores de incertidumbre proporcionados por el sistema SLAM son, en todos los casos, superiores a este error. Estos resultados conducen a concluir que el sistema de localizaci��n basado en SLAM Visual, mediante un algoritmo de Trilateraci��n Estad��stica, usando un sensor visual monocular y marcadores visuales externos, funciona, proporcionando la localizaci��n del robot m��vil con respecto al sistema de referencia global inicial y un mapa de su situaci��n de los marcadores visuales, con precisi��n limitada, pero con incertidumbre conservativa, al estar en todo momento el error real de localizaci��n por debajo del error estimado. Sin embargo, los resultados de precisi��n del sistema de localizaci��n no son suficientemente altos para cumplir con los requerimientos como soluci��n robotizada aplicada a la inspecci��n ultras��nica estructural de aeronaves en servicio. En este sentido, los resultados sugieren que la posible continuaci��n de este trabajo en el futuro debe centrarse en la mejora de la precisi��n de localizaci��n del robot m��vil, con l��neas de trabajo encaminadas a mejorar el comportamiento din��mico del prototipo, en mejorar la precisi��n de las medidas de posici��n proporcionadas por el sensor visual y en optimizar el resultado del algoritmo SLAM. Algunas de estas l��neas futuras podr��an ser la utilizaci��n de plataformas rob��ticas de desarrollo alternativas, la exploraci��n de t��cnicas de visi��n por computador complementarias, como la odometr��a visual, la visi��n omnidireccional, la visi��n estereosc��pica o las t��cnicas de reconstrucci��n tridimensional densa a partir de captura monocular, y el an��lisis de algoritmos SLAM alternativos condicionado a disponer de una sustancial mejora de precisi��n en el modelo de odometr��a y en las medidas de posici��n de los marcadores.

An��lisis de las tecnolog��as de accionamiento en la compresi��n del gas natural y su aplicaci��n a una estaci��n de compresi��n

Este proyecto consiste en el an��lisis de las t��cnicas de compresi��n de gas natural, tanto t��cnica como econ��micamente, as�� como el dise��o de la estaci��n de compresi��n localizada en Ir��n, provincia de Guip��zcoa, con la mejor opci��n. El proyecto define el inter��s de este tipo de instalaciones, su funcionamiento, detalla los distintos sistemas de los que consta la estaci��n de compresi��n y estudia la rentabilidad econ��mica en base al presupuesto de la instalaci��n y a la retribuci��n de las actividades reguladas del sector gasista. Los distintos sistemas de los que consta la estaci��n de compresi��n, y que forman parte del contenido del proyecto son, todos los necesarios para el funcionamiento de la estaci��n: sistemas mec��nicos, instrumentaci��n y control, obra civil y sistemas auxiliares (sistemas el��ctricos, de seguridad y antiintrusi��n).

Compatibilidad de Eretmocerus mundus Mercet (Hymenoptera: Aphelinidae) y Amblyseius swirskii Athias-Henriot (Acari: Phytoseiidae), importantes enemigos naturales de la mosca blanca Bemisia tabaci (Gennadius) (Hemiptera: Aleyrodidae) en cultivos hort��colas, con nuevas barreras f��sicas selectivas y modernos plaguicidas

Los programas de Gesti��n Integrada de Plagas (GIP) promueven el uso de estrategias de control que sean respetuosas con el medio ambiente, sin embargo el uso de insecticidas en los cultivos hort��colas sigue siendo necesario para el control de determinadas plagas, como es el caso de la mosca blanca Bemisia tabaci (Gennadius). Por ello, el objetivo de esta tesis es el estudio de la integraci��n de las tres estrategias de control m��s empleadas hoy en d��a para el control de plagas: el control biol��gico, el f��sico y el qu��mico. Una primera parte de este trabajo ha consistido en el estudio de los efectos letales y subletales de once insecticidas, aplicados a la dosis m��xima de campo, sobre los enemigos naturales Eretmocerus mundus Mercet y Amblyseius swirskii Athias-Henriot, mediante ensayos de laboratorio y persistencia (laboratorio extendido). Para la evaluaci��n de la toxicidad de los insecticidas sobre los estados de vida m��s protegidos de estos enemigos naturales, se trataron bajo la Torre de Potter las pupas de E. mundus y los huevos de A. swirskii. Adem��s, se llevaron a cabo ensayos de contacto residual para determinar los efectos letales y subletales de estos insecticidas sobre el estado adulto de ambas especies de enemigos naturales. Para ello, los pesticidas se aplicaron sobre placas de cristal (laboratorio) o sobre plantas (laboratorio extendido: persistencia). Los resultados mostraron que los insecticidas flonicamida, flubendiamida, metaflumizona, metoxifenocida, spiromesifen y spirotetramat eran compatibles con el estado de pupa de E. mundus (OILB 1: Inocuos). Sin embargo, abamectina, deltametrina y emamectina fueron categorizadas como ligeramente t��xicas (OILB 2) al causar efectos delet��reos. Los dos pesticidas m��s t��xicos fueron spinosad y sulfoxaflor, los cuales redujeron significativamente la emergencia de las pupas tratadas (OILB 4: T��xicos). Flonicamida, flubendiamida, metoxifenocida y spiromesifen fueron compatibles con el estado adulto de E. mundus (OILB 1: Inocuos). Abamectina, deltametrina, emamectina, metaflumizona y spiromesifen pueden ser recomendados para su uso en programas de GIP, si se usan los plazos de seguridad apropiados, de acuerdo con la persistencia de cada uno de estos insecticidas, antes de la liberaci��n del enemigo natural. Al contrario, spinosad y sulfoxaflor no resultaron ser compatibles (OILB D: Persistentes), aunque la realizaci��n de ensayos adicionales es necesaria para ver los efectos de los mismos en campo. Todos los insecticidas estudiados, excepto el spirotetramat (OILB 2: Ligeramente t��xico), fueron selectivos para el estado de huevo de A. swirskii (OILB 1: Inocuos). Flonicamida, flubendiamida, metaflumizona, metoxifenocida, spiromesifen, spirotetramat y sulfoxaflor, fueron compatibles con el estado adulto de A. swirskii (OILB 1: Inocuos). Abamectina, deltametrina, emamectina y spinosad pueden ser recomendados para su uso en programas de GIP, si se usan los plazos de seguridad apropiados, de acuerdo con la persistencia de cada uno de estos insecticidas, antes de la liberaci��n del enemigo natural. Entre las nuevas estrategias de la GIP, los pl��sticos y mallas fotoselectivas han demostrado ser una herramienta importante para el control de plagas y enfermedades en cultivos hort��colas protegidos. Por ello, en una segunda parte de este trabajo, se estudiaron tanto los efectos directos, como la combinaci��n de efectos directos y mediados por planta y plaga de ambientes pobres en luz UV, en presencia o ausencia del Virus del rizado amarillo del tomate (TYLCV), sobre E. mundus. En primer lugar, se realiz�� un ensayo al aire libre para la evaluaci��n de la capacidad de vuelo de E. mundus en cajas tipo t��nel (1 x 0,6 x 0,6 m) cubiertas con distintas barreras absorbentes de luz UV. Se detect�� un efecto directo en la capacidad de orientaci��n de E. mundus, debido a que este parasitoide utiliza est��mulos visuales para localizar a sus hu��spedes, ��nicamente en las barreras que bloqueaban m��s del 65% de la luz UV (malla G). En segundo lugar, bajo condiciones de invernadero, se evalu�� la combinaci��n de efectos directos y mediados por planta y plaga sobre E. mundus, usando plantas de tomate sanas o infectadas con el TYLCV y cajas (30 x 30 x 60 cm) cubiertas con los distintos pl��sticos fotoselectivos. En este caso, no se observ�� ning��n efecto en la capacidad ben��fica del parasitoide cuando este estaba en contacto con plantas de tomate infestadas con ninfas de B. tabaci, lo que demuestra que este insecto usa est��mulos t��ctiles para encontrar a sus hu��spedes a cortas distancias. Adem��s, las diferentes condiciones de radiaci��n UV estudiadas tuvieron cierto impacto en la morfolog��a, fisiolog��a y bioqu��mica de las plantas de tomate, infestadas o no con el virus de la cuchara, detect��ndose peque��as alteraciones en alguno de los par��metros estudiados, como el peso fresco y seco, el contenido en H y el espesor de las cut��culas y de las paredes celulares de la epidermis foliar. Por ��ltimo, no se observaron efectos de la radiaci��n UV mediados por planta, ni en B. tabaci ni en su parasitoide, E. mundus. En una tercera parte, se evaluaron los efectos de una malla tratada con bifentrin sobre ambos enemigos naturales, en ensayos de laboratorio, semicampo y campo. Las mallas tratadas fueron dise��adas originariamente para el control de mosquitos vectores de la malaria, y actualmente se est�� trabajando para su uso en agricultura, como una nueva estrategia de control de plagas. En ensayos de laboratorio, cuando adultos de E. mundus y A. swirskii se expusieron por contacto durante 72 horas con la malla tratada (cajas de 6 cm di��metro), se registr�� una alta mortalidad. Sin embargo, en el ensayo de preferencia, estos enemigos naturales no fueron capaces de detectar la presencia de bifentrin y, en aquellos individuos forzados a atravesar la malla tratada, no se observ�� mortalidad a corto plazo (72 horas). En estudios de semicampo, llevados a cabo bajo condiciones de invernadero en cajas de 25 x 25 x 60 cm de altura, la capacidad ben��fica de E. mundus no se vio afectada. Finalmente, en ensayos de campo llevados a cabo en invernaderos comerciales (4000m2) en Almer��a, A. swirskii no se vio afectado por la presencia en el cultivo de la malla tratada con bifentrin y los niveles de infestaci��n de B. tabaci y F. occidentalis detectados bajo dicha malla, fueron inferiores a los del control. Por ��ltimo, se ha evaluado la composici��n de la microflora bacteriana de tres especies de parasitoides, E. mundus, Eretmocerus eremicus Rose & Zolnerowich y Encarsia formosa Gahan, y la influencia de la misma en su susceptibilidad a insecticidas. Se llev�� a cabo una extracci��n total de ADN de los insectos y la regi��n variable V4 del ARNr se amplific�� usando cebadores universales bacterianos. Para identificar las secuencias de los g��neros bacterianos presentes en los parasitoides, se realiz�� una Next Generation sequencing (Illumina sequencing). Una vez identificados los g��neros bacterianos, el gen ADNr 16S de las Actinobacterias se amplific�� del ADN extra��do de los insectos, usando cebadores universales bacterianos y espec��ficos de Actinobacterias, y los productos de la Nested PCR fueron clonados para identificar todas las especies del g��nero Arthrobacter. Tres bacterias (A. aurescens Phillips, A. nicotinovarans Kodama, Yamamoto, Amano and Amichi y A. uratoxydans Stackebrandt, Fowler, Fiedler and Seiler), pr��ximas a las especies de Arthrobacter presentes en los parasitoides, se obtuvieron de la colecci��n bacteriana del BCCMTM/LMG y se midi�� su actividad esterasa. Finalmente, se realizaron ensayos con antibi��ticos (tetraciclina) y de contacto residual con insecticidas (abamectina) para determinar la influencia de las especies de Arthrobacter en la susceptibilidad de E. mundus a insecticidas. Los resultados muestran que este g��nero bacteriano puede afectar a la toxicidad de E. mundus a abamectina, mostrando la importancia de la comunidad microbiana en enemigos naturales, factor que debe ser considerado en los estudios de evaluaci��n de los riesgos de los insecticidas. ABSTRACT Integrated Pest Management (IPM) programs promote the use of control strategies more respectful with the environment; however the use of insecticides in vegetable crops is still needed to control certain pests, such as the whitefly Bemisia tabaci (Gennadius). Therefore, the objective of this work is to study the integration of the three most commonly used pest control strategies nowadays: biological, physical and chemical control. Firstly, the lethal and sublethal effects of eleven insecticides, applied at their maximum field recommended concentration, on the parasitic wasp Eretmocerus mundus Mercet and the predator Amblyseius swirskii Athias-Henriot has been assessed in the laboratory and in persistence tests (extended laboratory). To test the effects of pesticides on the most protected life stage of these natural enemies, E. mundus pupae and A. swirskii eggs were sprayed under a Potter precision spray tower. Laboratory contact tests were therefore conducted to determine the lethal and sublethal effects of these pesticides on the adult stage of these natural enemies. In the residual contact tests the pesticides were applied on glass plates (laboratory) or plants (extended laboratory: persistence). The study showed that the insecticides flonicamid, flubendiamide, metaflumizone, methoxyfenozide, spiromesifen and spirotetramat were selective for E. mundus pupae (IOBC 1: Harmless). Nevertheless, abamectin, deltamethrin and emamectin were categorized as slightly harmful (IOBC 2) due to the deleterious effects caused. The two most harmful pesticides were spinosad and sulfoxaflor, which significantly reduced the adult emergence from treated pupae (IOBC 4: Harmful). Flonicamid, flubendiamide, methoxyfenozide and spiromesifen were compatible with E. mundus adults (IOBC 1: Harmless). Base on the duration of the harmful activity, abamectin, deltamethrin, emamectin, metaflumizone and spirotetramat could be recommended for use in IPM programs if appropriate safety deadlines are used before the natural enemy release. On the contrary, spinosad and sulfoxaflor were not compatible (IOBC D: persistent), although additional studies are required to determine their effects under field conditions. All the pesticides tested, except spirotetramat (IOBC 2: Slightly harmful), were selective for A. swirskii eggs (IOBC 1: Harmless). Flonicamid, flubendiamide, metaflumizone, methoxyfenozide, spiromesifen, spirotetramat and sulfoxaflor were compatible with A. swirskii adults (IOBC 1: Harmless). However, abamectin, deltamethrin, emamectin and spinosad could be recommended for use in IPM programs if appropriate safety deadlines are used before the natural enemy release. Among new IPM strategies, UV-absorbing photoselective plastic films and nets have been shown to be an important tool for the control of pests and diseases in horticultural protected crops. Because of that, we secondly studied the plant and pest insect-mediated and/or the direct effects on E. mundus under different UV radiation conditions, in presence or absence of the Tomato Yellow Leaf Curl Virus (TYLCV). In the first experiment, performed outdoors, the flight activity of E. mundus was studied in one-chamber tunnels (1 x 0.6 x 0.6 m) covered with different photoselective barriers. Because E. mundus uses visual cues for host location at a long distance, a direct effect on its host location ability was detected, but only in the UV-absorbing barriers blocking more than 65% of the UV light (G net). In a second experiment, the direct and plant and pest insect-mediated effects of different UV radiation conditions on E. mundus were studied, inside cages (30 x 30 x 60 cm) covered with the different UVplastic films and under greenhouse conditions, using healthy or TYLCV-virus infected tomato plants. In this case, not any effect on the beneficial capacity of this parasitoid was detected, proving that he uses tactile cues at a short distance of the host. Moreover, the different UV radiation conditions studied had a certain direct impact in the morphology, physiology and biochemistry of tomato plants infested or not with the TYLCV, and small alterations in some parameters such as fresh and dry weight, H percentage and cuticle and cell wall thickness of epidermal cells of the leaves, were detected. Finally, none plant-mediated UV effects neither in the whitefly B. tabaci nor in their parasitic wasp were found. Thirdly, the effects of a bifenthrin treated net were evaluated in different laboratory, semi-field and field experiments on the natural enemies studied. Treated nets were developed long time ago aiming at the control of the mosquitoes vectors of malaria, and nowadays, there is a great interest on assessing the possibility of their use in agriculture. In laboratory assays, a high mortality was recorded when E. mundus and A. swirskii adults were exposed by contact to the bifenthrin treated net for 72 hours in small cages (12 cm diameter). However, these natural enemies were not able to detect the presence of bifenthrin in a dual-choice test and no short-term mortality (72 hours) was recorded in those individuals that went through the treated net. In semi-field assays, performed under greenhouse conditions with cages of 25 x 25 x 60 cm high, the beneficial capacity of E. mundus was not affected. Finally, in field assays carried out in commercial multispan greenhouses (4000 m2) in Almer��a, A. swirskii was not affected by the presence of the bifenthrin treated net in the crop and the B. tabaci and F. occidentalis infestation levels were significantly lower than in the control. Finally, the composition of the microflora present in three species of parasitoids, E. mundus, Eretmocerus eremicus Rose & Zolnerowich and Encarsia formosa Gahan, and its influence in their susceptibility to insecticides, have been assessed. A total DNA extraction was performed on insects and universal bacterial primers were used to amplify the variable V4 region of the rRNA. A Next Generation sequencing (Illumina sequencing) was performed to identify the sequences of the bacterial genera present in the parasitic wasps. Once, the bacterial genera were identified, 16S rDNA gene of Actinobacteria were amplified from insects DNA extracts using the universal bacterial and actinobacterial primers, and the nested PCR products, were cloned to identify the Arthrobacter species. Three bacteria (A. aurescens Phillips, A. nicotinovarans Kodama, Yamamoto, Amano and Amichi and A. uratoxydans Stackebrandt, Fowler, Fiedler and Seiler), having the closest match with the Arthrobacter species present in the parasitic wasps, were obtained from the BCCMTM/LMG bacteria collection and its esterase activity was measured. Finally, antibiotic and residual contact tests were done to determine the influence of Arthrobacter species in the susceptibility of E. mundus to pesticides (abamectin). The results suggest that this bacterial genus can affect the toxicity of E. mundus to abamectin, which in turn supports the importance of the microbial community in natural enemies that it should be considered as a factor in risk assessment tests of pesticides.

Automated wordlength optimization framework for multi-source statistical interval-based analysis of nonlinear systems with control-flow structures

El uso de aritm��tica de punto fijo es una opci��n de dise��o muy extendida en sistemas con fuertes restricciones de ��rea, consumo o rendimiento. Para producir implementaciones donde los costes se minimicen sin impactar negativamente en la precisi��n de los resultados debemos llevar a cabo una asignaci��n cuidadosa de anchuras de palabra. Encontrar la combinaci��n ��ptima de anchuras de palabra en coma fija para un sistema dado es un problema combinatorio NP-hard al que los dise��adores dedican entre el 25 y el 50 % del ciclo de dise��o. Las plataformas hardware reconfigurables, como son las FPGAs, tambi��n se benefician de las ventajas que ofrece la aritm��tica de coma fija, ya que ��stas compensan las frecuencias de reloj m��s bajas y el uso m��s ineficiente del hardware que hacen estas plataformas respecto a los ASICs. A medida que las FPGAs se popularizan para su uso en computaci��n cient��fica los dise��os aumentan de tama��o y complejidad hasta llegar al punto en que no pueden ser manejados eficientemente por las t��cnicas actuales de modelado de se��al y ruido de cuantificaci��n y de optimizaci��n de anchura de palabra. En esta Tesis Doctoral exploramos distintos aspectos del problema de la cuantificaci��n y presentamos nuevas metodolog��as para cada uno de ellos: Las t��cnicas basadas en extensiones de intervalos han permitido obtener modelos de propagaci��n de se��al y ruido de cuantificaci��n muy precisos en sistemas con operaciones no lineales. Nosotros llevamos esta aproximaci��n un paso m��s all�� introduciendo elementos de Multi-Element Generalized Polynomial Chaos (ME-gPC) y combin��ndolos con una t��cnica moderna basada en Modified Affine Arithmetic (MAA) estad��stico para as�� modelar sistemas que contienen estructuras de control de flujo. Nuestra metodolog��a genera los distintos caminos de ejecuci��n autom��ticamente, determina las regiones del dominio de entrada que ejercitar��n cada uno de ellos y extrae los momentos estad��sticos del sistema a partir de dichas soluciones parciales. Utilizamos esta t��cnica para estimar tanto el rango din��mico como el ruido de redondeo en sistemas con las ya mencionadas estructuras de control de flujo y mostramos la precisi��n de nuestra aproximaci��n, que en determinados casos de uso con operadores no lineales llega a tener tan solo una desviaci��n del 0.04% con respecto a los valores de referencia obtenidos mediante simulaci��n. Un inconveniente conocido de las t��cnicas basadas en extensiones de intervalos es la explosi��n combinacional de t��rminos a medida que el tama��o de los sistemas a estudiar crece, lo cual conlleva problemas de escalabilidad. Para afrontar este problema presen tamos una t��cnica de inyecci��n de ruidos agrupados que hace grupos con las se��ales del sistema, introduce las fuentes de ruido para cada uno de los grupos por separado y finalmente combina los resultados de cada uno de ellos. De esta forma, el n��mero de fuentes de ruido queda controlado en cada momento y, debido a ello, la explosi��n combinatoria se minimiza. Tambi��n presentamos un algoritmo de particionado multi-v��a destinado a minimizar la desviaci��n de los resultados a causa de la p��rdida de correlaci��n entre t��rminos de ruido con el objetivo de mantener los resultados tan precisos como sea posible. La presente Tesis Doctoral tambi��n aborda el desarrollo de metodolog��as de optimizaci��n de anchura de palabra basadas en simulaciones de Monte-Cario que se ejecuten en tiempos razonables. Para ello presentamos dos nuevas t��cnicas que exploran la reducci��n del tiempo de ejecuci��n desde distintos ��ngulos: En primer lugar, el m��todo interpolativo aplica un interpolador sencillo pero preciso para estimar la sensibilidad de cada se��al, y que es usado despu��s durante la etapa de optimizaci��n. En segundo lugar, el m��todo incremental gira en torno al hecho de que, aunque es estrictamente necesario mantener un intervalo de confianza dado para los resultados finales de nuestra b��squeda, podemos emplear niveles de confianza m��s relajados, lo cual deriva en un menor n��mero de pruebas por simulaci��n, en las etapas iniciales de la b��squeda, cuando todav��a estamos lejos de las soluciones optimizadas. Mediante estas dos aproximaciones demostramos que podemos acelerar el tiempo de ejecuci��n de los algoritmos cl��sicos de b��squeda voraz en factores de hasta x240 para problemas de tama��o peque��o/mediano. Finalmente, este libro presenta HOPLITE, una infraestructura de cuantificaci��n automatizada, flexible y modular que incluye la implementaci��n de las t��cnicas anteriores y se proporciona de forma p��blica. Su objetivo es ofrecer a desabolladores e investigadores un entorno com��n para prototipar y verificar nuevas metodolog��as de cuantificaci��n de forma sencilla. Describimos el flujo de trabajo, justificamos las decisiones de dise��o tomadas, explicamos su API p��blica y hacemos una demostraci��n paso a paso de su funcionamiento. Adem��s mostramos, a trav��s de un ejemplo sencillo, la forma en que conectar nuevas extensiones a la herramienta con las interfaces ya existentes para poder as�� expandir y mejorar las capacidades de HOPLITE. ABSTRACT Using fixed-point arithmetic is one of the most common design choices for systems where area, power or throughput are heavily constrained. In order to produce implementations where the cost is minimized without negatively impacting the accuracy of the results, a careful assignment of word-lengths is required. The problem of finding the optimal combination of fixed-point word-lengths for a given system is a combinatorial NP-hard problem to which developers devote between 25 and 50% of the design-cycle time. Reconfigurable hardware platforms such as FPGAs also benefit of the advantages of fixed-point arithmetic, as it compensates for the slower clock frequencies and less efficient area utilization of the hardware platform with respect to ASICs. As FPGAs become commonly used for scientific computation, designs constantly grow larger and more complex, up to the point where they cannot be handled efficiently by current signal and quantization noise modelling and word-length optimization methodologies. In this Ph.D. Thesis we explore different aspects of the quantization problem and we present new methodologies for each of them: The techniques based on extensions of intervals have allowed to obtain accurate models of the signal and quantization noise propagation in systems with non-linear operations. We take this approach a step further by introducing elements of MultiElement Generalized Polynomial Chaos (ME-gPC) and combining them with an stateof- the-art Statistical Modified Affine Arithmetic (MAA) based methodology in order to model systems that contain control-flow structures. Our methodology produces the different execution paths automatically, determines the regions of the input domain that will exercise them, and extracts the system statistical moments from the partial results. We use this technique to estimate both the dynamic range and the round-off noise in systems with the aforementioned control-flow structures. We show the good accuracy of our approach, which in some case studies with non-linear operators shows a 0.04 % deviation respect to the simulation-based reference values. A known drawback of the techniques based on extensions of intervals is the combinatorial explosion of terms as the size of the targeted systems grows, which leads to scalability problems. To address this issue we present a clustered noise injection technique that groups the signals in the system, introduces the noise terms in each group independently and then combines the results at the end. In this way, the number of noise sources in the system at a given time is controlled and, because of this, the combinato rial explosion is minimized. We also present a multi-way partitioning algorithm aimed at minimizing the deviation of the results due to the loss of correlation between noise terms, in order to keep the results as accurate as possible. This Ph.D. Thesis also covers the development of methodologies for word-length optimization based on Monte-Carlo simulations in reasonable times. We do so by presenting two novel techniques that explore the reduction of the execution times approaching the problem in two different ways: First, the interpolative method applies a simple but precise interpolator to estimate the sensitivity of each signal, which is later used to guide the optimization effort. Second, the incremental method revolves on the fact that, although we strictly need to guarantee a certain confidence level in the simulations for the final results of the optimization process, we can do it with more relaxed levels, which in turn implies using a considerably smaller amount of samples, in the initial stages of the process, when we are still far from the optimized solution. Through these two approaches we demonstrate that the execution time of classical greedy techniques can be accelerated by factors of up to ��240 for small/medium sized problems. Finally, this book introduces HOPLITE, an automated, flexible and modular framework for quantization that includes the implementation of the previous techniques and is provided for public access. The aim is to offer a common ground for developers and researches for prototyping and verifying new techniques for system modelling and word-length optimization easily. We describe its work flow, justifying the taken design decisions, explain its public API and we do a step-by-step demonstration of its execution. We also show, through an example, the way new extensions to the flow should be connected to the existing interfaces in order to expand and improve the capabilities of HOPLITE.

Estudio, ensamblaje, caracterizaci��n y ensayos de dos modelos reales de RPA

Un dron o un RPA (del ingl��s, Remote Piloted Aircraft) es un veh��culo a��reo no tripulado capaz de despegar, volar y aterrizar de forma aut��noma, semiaut��noma o manual, siempre con control remoto. Adem��s, toda aeronave de estas caracter��sticas debe ser capaz de mantener un nivel de vuelo controlado y sostenido. A lo largo de los a��os, estos aparatos han ido evoluci��n tanto en aplicaciones como en su est��tica y caracter��sticas f��sicas, siempre impulsado por los requerimientos militares en cada momento. Gracias a este desarrollo, hoy en d��a los drones son uno m��s en la sociedad y desempe��an tareas que para cualquier ser humano ser��an peligrosas o dif��ciles de llevar a cabo. Debido a la reciente proliferaci��n de los RPA, los gobiernos de los distintos pa��ses se han visto obligados a redactar nuevas leyes y/o modificar las ya existentes en relaci��n a los diferentes usos del espacio a��reo para promover la convivencia de estas aeronaves con el resto de veh��culos a��reos. El objeto principal de este proyecto es ensamblar, caracterizar y configurar dos modelos reales de dron: el DJI F450 y el TAROT t810. Para conseguir un montaje apropiado a las aplicaciones posteriores que se les va a dar, antes de su construcci��n se ha realizado un estudio individualizado en detalle de cada una de las partes y m��dulos que componen estos veh��culos. Adicionalmente, se ha investigado acerca de los distintos tipos de sistemas de transmisi��n de control remoto, v��deo y telemetr��a, sin dejar de lado las bater��as que impulsar��n al aparato durante sus vuelos. De este modo, es sabido que los RPA est��n compuestos por distintos m��dulos operativos: los principales, todo aquel m��dulo para que el aparato pueda volar, y los complementarios, que son aquellos que dotan a cada aeronave de caracter��sticas adicionales y personalizadas que lo hacen apto para diferentes usos. A lo largo de este proyecto se han instalado y probado diferentes m��dulos adicionales en cada uno de los drones, adem��s de estar ambos constituidos por distintos bloques principales, incluyendo el controlador principal: NAZA-M Lite instalado en el dron DJI F450 y NAZA-M V2 incorporado en el TAROT t810. De esta forma se ha podido establecer una comparativa real acerca del comportamiento de ��stos, tanto de forma conjunta como de ambos controladores individualmente. Tras la evaluaci��n experimental obtenida tras diversas pruebas de vuelo, se puede concluir que ambos modelos de controladores se ajustan a las necesidades demandadas por el proyecto y sus futuras aplicaciones, siendo m��s apropiada la elecci��n del modelo M Lite por motivos estrictamente econ��micos, ya que su comportamiento en entornos recreativos es similar al modelo M V2. ABSTRACT. A drone or RPA (Remote Piloted Aircraft) is an unmanned aerial vehicle that is able to take off, to fly and to land autonomously, semi-autonomously or manually, always connected via remote control. In addition, these aircrafts must be able to keep a controlled and sustained flight level. Over the years, the applications for these devices have evolved as much as their aesthetics and physical features both boosted by the military needs along time. Thanks to this development, nowadays drones are part of our society, executing tasks potentially dangerous or difficult to complete by humans. Due to the recent proliferation of RPA, governments worldwide have been forced to draft legislation and/or modify the existing ones about the different uses of the aerial space to promote the cohabitation of these aircrafts with the rest of the aerial vehicles. The main objective of this project is to assemble, to characterize and to set-up two real drone models: DJI F450 and TAROT t810. Before constructing the vehicles, a detailed study of each part and module that composes them has been carried out, in order to get an appropriate structure for their expected uses. Additionally, the different kinds of remote control, video and telemetry transmission systems have been investigated, including the batteries that will power the aircrafts during their flights. RPA are made of several operative modules: main modules, i.e. those which make the aircraft fly, and complementary modules, that customize each aircraft and equip them with additional features, making them suitable for a particular use. Along this project, several complementary modules for each drone have been installed and tested. Furthermore, both are built from different main units, including the main controller: NAZA-M Lite installed on DJI F450 and NAZA-M V2 on board of TAROT t810. This way, it has been possible to establish an accurate comparison, related to the performance of both models, not only jointly but individually as well. After several flight tests and an experimental evaluation, it can be concluded that both main controller models are suitable for the requirements fixed for the project and the future applications, being more appropriate to choose the M Lite model strictly due to economic reasons, as its performance in recreational environment is similar to the M V2.