Improving the pass-band return loss in liquid crystal dual-mode bandpass filters by microstrip patch reshaping

In this paper, the design and experimental characterization of a tunable microstrip bandpass filter based on liquid crystal technology are presented. A reshaped microstrip dual-mode filter structure has been used in order to improve the device performance. Specifically, the aim is to increase the pass-band return loss of the filter by narrowing the filter bandwidth. Simulations confirm the improvement of using this new structure, achieving a pass-band return loss increase of 1.5 dB at least. Because of the anisotropic properties of LC molecules, a filter central frequency shift from 4.688 GHz to 5.045 GHz, which means a relative tuning range of 7.3%, is measured when an external AC voltage from 0 Vrms to 15 Vrms is applied to the device.

UAS See-and-Avoid Strategy using a Fuzzy Logic Controller Optimized by Cross-Entropy in Scaling Factors and Membership Functions.

This work aims to develop a novel Cross-Entropy (CE) optimization-based fuzzy controller for Unmanned Aerial Monocular Vision-IMU System (UAMVIS) to solve the seeand-avoid problem using its accurate autonomous localization information. The function of this fuzzy controller is regulating the heading of this system to avoid the obstacle, e.g. wall. In the Matlab Simulink-based training stages, the Scaling Factor (SF) is adjusted according to the specified task firstly, and then the Membership Function (MF) is tuned based on the optimized Scaling Factor to further improve the collison avoidance performance. After obtained the optimal SF and MF, 64% of rules has been reduced (from 125 rules to 45 rules), and a large number of real flight tests with a quadcopter have been done. The experimental results show that this approach precisely navigates the system to avoid the obstacle. To our best knowledge, this is the first work to present the optimized fuzzy controller for UAMVIS using Cross-Entropy method in Scaling Factors and Membership Functions optimization.

La unidad de lo dual. La cabaña de Tadao Ando y la tienda de Toyo Ito.

Una característica común en la obra de los arquitectos japoneses Tadao Ando y Toyo Ito es el gesto reductor con el que se dieron a conocer. Tanto la Casa en hilera de Sumiyoshi de Ando como la Cabaña de plata de Ito son obras que nos remiten a la choza primitiva de Laugier. Con ellas, ambos arquitectos pretendían establecer unos prototipos espaciales y arquitectónicos que pudieran servir para refundar la disciplina arquitectónica contemporánea. Pero mientras en la Cabaña de Plata la intención era aligerar el conjunto del edificio como si fuera una lona y hacerla ondear en el aire, la Casa en hilera de Sumiyoshi parecía encontrar una vía alternativa en la reinterpretación del megaron griego.

Fault management techniques for systems with SRAM-based FPGAs

Las Field-Programmable Gate Arrays (FPGAs) SRAM se construyen sobre una memoria de configuración de tecnología RAM Estática (SRAM). Presentan múltiples características que las hacen muy interesantes para diseñar sistemas empotrados complejos. En primer lugar presentan un coste no-recurrente de ingeniería (NRE) bajo, ya que los elementos lógicos y de enrutado están pre-implementados (el diseño de usuario define su conexionado). También, a diferencia de otras tecnologías de FPGA, pueden ser reconfiguradas (incluso en campo) un número ilimitado de veces. Es más, las FPGAs SRAM de Xilinx soportan Reconfiguración Parcial Dinámica (DPR), la cual permite reconfigurar la FPGA sin interrumpir la aplicación. Finalmente, presentan una alta densidad de lógica, una alta capacidad de procesamiento y un rico juego de macro-bloques. Sin embargo, un inconveniente de esta tecnología es su susceptibilidad a la radiación ionizante, la cual aumenta con el grado de integración (geometrías más pequeñas, menores tensiones y mayores frecuencias). Esta es una precupación de primer nivel para aplicaciones en entornos altamente radiativos y con requisitos de alta confiabilidad. Este fenómeno conlleva una degradación a largo plazo y también puede inducir fallos instantáneos, los cuales pueden ser reversibles o producir daños irreversibles. En las FPGAs SRAM, los fallos inducidos por radiación pueden aparecer en en dos capas de arquitectura diferentes, que están físicamente superpuestas en el dado de silicio. La Capa de Aplicación (o A-Layer) contiene el hardware definido por el usuario, y la Capa de Configuración contiene la memoria de configuración y la circuitería de soporte. Los fallos en cualquiera de estas capas pueden hacer fracasar el sistema, lo cual puede ser ás o menos tolerable dependiendo de los requisitos de confiabilidad del sistema. En el caso general, estos fallos deben gestionados de alguna manera. Esta tesis trata sobre la gestión de fallos en FPGAs SRAM a nivel de sistema, en el contexto de sistemas empotrados autónomos y confiables operando en un entorno radiativo. La tesis se centra principalmente en aplicaciones espaciales, pero los mismos principios pueden aplicarse a aplicaciones terrenas. Las principales diferencias entre ambas son el nivel de radiación y la posibilidad de mantenimiento. Las diferentes técnicas para la gestión de fallos en A-Layer y C-Layer son clasificados, y sus implicaciones en la confiabilidad del sistema son analizados. Se proponen varias arquitecturas tanto para Gestores de Fallos de una capa como de doble-capa. Para estos últimos se propone una arquitectura novedosa, flexible y versátil. Gestiona las dos capas concurrentemente de manera coordinada, y permite equilibrar el nivel de redundancia y la confiabilidad. Con el objeto de validar técnicas de gestión de fallos dinámicas, se desarrollan dos diferentes soluciones. La primera es un entorno de simulación para Gestores de Fallos de C-Layer, basado en SystemC como lenguaje de modelado y como simulador basado en eventos. Este entorno y su metodología asociada permite explorar el espacio de diseño del Gestor de Fallos, desacoplando su diseño del desarrollo de la FPGA objetivo. El entorno incluye modelos tanto para la C-Layer de la FPGA como para el Gestor de Fallos, los cuales pueden interactuar a diferentes niveles de abstracción (a nivel de configuration frames y a nivel físico JTAG o SelectMAP). El entorno es configurable, escalable y versátil, e incluye capacidades de inyección de fallos. Los resultados de simulación para algunos escenarios son presentados y comentados. La segunda es una plataforma de validación para Gestores de Fallos de FPGAs Xilinx Virtex. La plataforma hardware aloja tres Módulos de FPGA Xilinx Virtex-4 FX12 y dos Módulos de Unidad de Microcontrolador (MCUs) de 32-bits de propósito general. Los Módulos MCU permiten prototipar Gestores de Fallos de C-Layer y A-Layer basados en software. Cada Módulo FPGA implementa un enlace de A-Layer Ethernet (a través de un switch Ethernet) con uno de los Módulos MCU, y un enlace de C-Layer JTAG con el otro. Además, ambos Módulos MCU intercambian comandos y datos a través de un enlace interno tipo UART. Al igual que para el entorno de simulación, se incluyen capacidades de inyección de fallos. Los resultados de pruebas para algunos escenarios son también presentados y comentados. En resumen, esta tesis cubre el proceso completo desde la descripción de los fallos FPGAs SRAM inducidos por radiación, pasando por la identificación y clasificación de técnicas de gestión de fallos, y por la propuesta de arquitecturas de Gestores de Fallos, para finalmente validarlas por simulación y pruebas. El trabajo futuro está relacionado sobre todo con la implementación de Gestores de Fallos de Sistema endurecidos para radiación. ABSTRACT SRAM-based Field-Programmable Gate Arrays (FPGAs) are built on Static RAM (SRAM) technology configuration memory. They present a number of features that make them very convenient for building complex embedded systems. First of all, they benefit from low Non-Recurrent Engineering (NRE) costs, as the logic and routing elements are pre-implemented (user design defines their connection). Also, as opposed to other FPGA technologies, they can be reconfigured (even in the field) an unlimited number of times. Moreover, Xilinx SRAM-based FPGAs feature Dynamic Partial Reconfiguration (DPR), which allows to partially reconfigure the FPGA without disrupting de application. Finally, they feature a high logic density, high processing capability and a rich set of hard macros. However, one limitation of this technology is its susceptibility to ionizing radiation, which increases with technology scaling (smaller geometries, lower voltages and higher frequencies). This is a first order concern for applications in harsh radiation environments and requiring high dependability. Ionizing radiation leads to long term degradation as well as instantaneous faults, which can in turn be reversible or produce irreversible damage. In SRAM-based FPGAs, radiation-induced faults can appear at two architectural layers, which are physically overlaid on the silicon die. The Application Layer (or A-Layer) contains the user-defined hardware, and the Configuration Layer (or C-Layer) contains the (volatile) configuration memory and its support circuitry. Faults at either layers can imply a system failure, which may be more ore less tolerated depending on the dependability requirements. In the general case, such faults must be managed in some way. This thesis is about managing SRAM-based FPGA faults at system level, in the context of autonomous and dependable embedded systems operating in a radiative environment. The focus is mainly on space applications, but the same principles can be applied to ground applications. The main differences between them are the radiation level and the possibility for maintenance. The different techniques for A-Layer and C-Layer fault management are classified and their implications in system dependability are assessed. Several architectures are proposed, both for single-layer and dual-layer Fault Managers. For the latter, a novel, flexible and versatile architecture is proposed. It manages both layers concurrently in a coordinated way, and allows balancing redundancy level and dependability. For the purpose of validating dynamic fault management techniques, two different solutions are developed. The first one is a simulation framework for C-Layer Fault Managers, based on SystemC as modeling language and event-driven simulator. This framework and its associated methodology allows exploring the Fault Manager design space, decoupling its design from the target FPGA development. The framework includes models for both the FPGA C-Layer and for the Fault Manager, which can interact at different abstraction levels (at configuration frame level and at JTAG or SelectMAP physical level). The framework is configurable, scalable and versatile, and includes fault injection capabilities. Simulation results for some scenarios are presented and discussed. The second one is a validation platform for Xilinx Virtex FPGA Fault Managers. The platform hosts three Xilinx Virtex-4 FX12 FPGA Modules and two general-purpose 32-bit Microcontroller Unit (MCU) Modules. The MCU Modules allow prototyping software-based CLayer and A-Layer Fault Managers. Each FPGA Module implements one A-Layer Ethernet link (through an Ethernet switch) with one of the MCU Modules, and one C-Layer JTAG link with the other. In addition, both MCU Modules exchange commands and data over an internal UART link. Similarly to the simulation framework, fault injection capabilities are implemented. Test results for some scenarios are also presented and discussed. In summary, this thesis covers the whole process from describing the problem of radiationinduced faults in SRAM-based FPGAs, then identifying and classifying fault management techniques, then proposing Fault Manager architectures and finally validating them by simulation and test. The proposed future work is mainly related to the implementation of radiation-hardened System Fault Managers.

La unidad de lo dual. El remanso de Tadao Ando y el remolino de Toyo Ito

CANDEL ROVIRA, GONZALO (2015). La unidad de lo dual. El remanso de Tadao Ando y el remolino de Toyo Ito. Octubre 2015. Zaragoza: Ecos de Asia.

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

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atmósfera requieren la interceptación de blancos a mayores velocidades y más maniobrables, incluyendo los esperados vehículos aéreos de combate no tripulados. La intercepción tiene que lograrse desde cualquier ángulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnología de misiles en la actualidad es cómo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a través de mejoras en los métodos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simultáneamente, al proponer un diseño integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodinámico simultáneo 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 diseño integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando únicamente control aerodinámico. El diseño propuesto se compara favorablemente con esquemas más tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrará cómo la introducción del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son móviles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere sólo introducir dos servos adicionales para accionar los canards también en guiñada y cabeceo. La sección de cola será responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicación añadida es que los vórtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus características de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo analítico completo para la aerodinámica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterización de este efecto de acoplamiento aerodinámico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y guiñada para un misil de doble mando: ”desviación” y ”opuesto”. En modo ”desviación”, los controles actúan en la misma dirección, generando un cambio inmediato en la sustentación y produciendo un movimiento de translación en el misil. La respuesta es rápida, pero en el modo ”desviación” los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ángulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles actúan en direcciones opuestas, el misil rota y el ángulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodinámico completo, es posible obtener una parametrización dependiente de los estados de la dinámica 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 límites aerodinámicos o mecánicos del misil. Una segunda contribución de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con múltiples entradas de control y que integra la aerodinámica no lineal, controlando los tres canales de picado, guiñada y cabeceo de forma simultánea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integración mediante la resolución de una ecuación de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-óptimas, debido a que una solución completa de la ecuación de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera práctica, 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 optimización, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentación 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-mínima característica de la cola. En esta Tesis se consideran dos diseños para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximación de Doble-Lazo, el autopiloto se sitúa dentro de un bucle interior y se diseña independientemente del guiado, que conforma el bucle más exterior del control. Esta estructura asume que existe separación espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos característicos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado óptimo. 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 interceptación, cuando se lanza cerca del curso de colisión, se consigue desde cualquier ángulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia óptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximación al blanco y utilizar el modo de desviación justo antes del impacto. Sin embargo la lógica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisión. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleración lateral, y no tiene control sobre su aceleración axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hipótesis de separación mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la dinámica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un único bucle, la información de los estados del misil está disponible para el cálculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribución de la Tesis es la resolución de este segundo diseño, la integración 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 guiñada. Las simplificaciones que se tomaron también causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepción. En nuestra aproximación el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la dinámica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la dinámica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo explícito la velocidad dentro del bucle de optimización. La formulación resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el cálculo del modelo en Doble-bucle. Un típico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posición del misil y saturan el controlador, provocando la pérdida del misil. Este problema se ha tratado aquí con un controlador aumentado previo al bucle de optimización, 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 matemático resultante es muy complejo. El problema óptimo para tiempo finito resulta en una ecuación diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducción de una matriz de transición, este problema se transforma en una ecuación diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante métodos numéricos. La solución resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una solución aproximada basada en la solución de una ecuación algebraica de Riccati para cada paso de integración. Los resultados que se han obtenido demuestran, a través de análisis numéricos en distintos escenarios, que la solución 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 propulsión, consiguiendo la interceptación del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y además requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de cálculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es más robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el núcleo de optimización en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimación de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisión de la solución de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribución, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, sólo con control aerodinámico. 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 técnicamente más complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matemáticas 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-Aránguez, 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 λ-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.

Estimate of the total volume of Svalbard glaciers, and their potential contribution to sea-level rise, using new regionally based scaling relationships

We present a set of new volume scaling relationships specific to Svalbard glaciers, derived from a sample of 60 volume–area pairs. Glacier volumes are computed from ground-penetrating radar (GPR)-retrieved ice thickness measurements, which have been compiled from different sources for this study. The most precise scaling models, in terms of lowest cross-validation errors, are obtained using a multivariate approach where, in addition to glacier area, glacier length and elevation range are also used as predictors. Using this multivariate scaling approach, together with the Randolph Glacier Inventory V3.2 for Svalbard and Jan Mayen, we obtain a regional volume estimate of 6700 ± 835 km3, or 17 ± 2 mm of sea-level equivalent (SLE). This result lies in the mid- to low range of recently published estimates, which show values as varied as 13 and 24 mm SLE. We assess the sensitivity of the scaling exponents to glacier characteristics such as size, aspect ratio and average slope, and find that the volume of steep-slope and cirque-type glaciers is not very sensitive to changes in glacier area.

La unidad de lo dual : tradición y modernidad en la obra de Tadao Ando y Toyo Ito

La referencia a la tradición como una fuerza capaz de aportar unidad, al abarcar tanto la continuidad como los cambios en las expresiones al margen de la época o las técnicas empleadas, ha sido siempre un componente muy importante de las manifestaciones artísticas de Japón y es la sutil ligazón que las conecta desde el pasado hasta la actualidad. Se entiende aquí que tradición no equivale simplemente a preservación, sino que se trata de una transmisión con una vertiente dual, pues permite una constante evolución sin que se altere su esencia básica. Es de esta forma que la cultura japonesa de la era Edo (1600-1868), con su alto grado de innovación, riqueza y sofisticación, pero además como epílogo histórico previo a la Restauración Meiji de 1868, ha sido la referencia clave en lo relativo a esa mirada a la tradición nipona para el desarrollo de esta tesis. A partir de la segunda mitad del siglo XIX, todas estas características tan genuinas del período Edo quedaron en suspenso y, desde entonces, Japón ha seguido la vía de la modernización (que en muchos aspectos ha sido también la de la occidentalización). Los entrelazamientos de otras dualidades provocados en Japón por los ataques nucleares de 1945 condujeron a una inevitable fusión de aquel mundo físico con el mundo metafísico, de aquella terrible presencia con un tremendo sentimiento de ausencia y, en definitiva, de Oriente con Occidente. El consiguiente impacto sobre la cultura de la nación tuvo una especial repercusión en el ámbito arquitectónico. En este sentido, el pensamiento francés ha desempeñado un papel fundamental en el replanteamiento radical de muchos supuestos esenciales, de muchos conceptos y valores de la cultura occidental, incluyendo los procedentes de la Ilustración, en este mundo contemporáneo que es cada vez más complejo y plural. Éstos y otros hechos otorgan a la cultura japonesa tradicional una cualidad multidimensional (frente a la marcada bidimensionalidad que suele caracterizar a las culturas occidentales) que, tal y como esta tesis doctoral pretende poner de manifiesto, podría revelarse como una «síntesis de contradicciones» en la obra de los arquitectos japoneses Tadao Ando (Osaka, 1941-) y Toyo Ito (Keijo, actual Seúl, 1941-). En el pensamiento oriental una dualidad es entendida como la complementariedad entre dos polos, sólo en apariencia opuestos, que integra dos vertientes de un único concepto. Al igual que la idea de «parejas» budista, concebida según esta doctrina como una unidad entre dos extremos inevitablemente interrelacionados, el objetivo principal sería el de poner de manifiesto cómo la obra de ambos arquitectos trata de resolver los mismos conflictos partiendo de puntos de vista polarizados. ABSTRACT The reference to tradition as a force for unity, encompassing both continuity and changes in expressions regardless of the time or techniques used, has always been a very important component of the artistic manifestations of Japan and it is the subtle link that connects them from the past to the present. It is understood here that tradition does not mean simply preservation, but it is a transmission with a dual aspect, because it allows a constant evolution without altering its basic essence. It is thus that the Japanese culture of the Edo era (1600-1868), with its high degree of innovation, wealth and sophistication, but also as a historical epilogue prior to the Meiji Restoration of 1868 has been the key reference concerning that look to the Japanese tradition for the development of this thesis. From the second half of the 19th century, all these as genuine features of the Edo period remained at a standstill and, since then, Japan has followed the path of modernization (which has also been that of Westernization in many ways). The interlacements of other dualities caused in Japan by the 1945 nuclear attacks led to an inevitable fusion of the physical with the metaphysical world, of that terrible presence with a tremendous sense of absence and, eventually, of East with West. The resulting impact on the culture of the nation had a special repercussion on the architectural field. In this sense, the French thought has played a key role in the radical rethinking of many core assumptions, many concepts and values of Western thought, including those from the Age of Enlightenment, in this contemporary world that is increasingly complex and plural. These and other facts give the traditional Japanese culture a multidimensional quality (opposed to the marked two-dimensionality that usually characterizes Western cultures). As this thesis aims to highlight, this could prove to be a «synthesis of contradictions» in the work of Japanese architects Tadao Ando (Osaka, 1941-) and Toyo Ito (Keijo, current Seoul, 1941-). In the Eastern thought a duality is understood as the complementarity between two poles, only apparently opposite, which integrates two aspects of a single concept. Like the Buddhist notion of «couples» (conceived according to this doctrine as a unity between two inevitably interlinked extremes) the main objective would be to show how the work of both architects tries to resolve the same conflicts starting with polarized viewpoints.

Reflectarray antennas for dual polarization and broadband telecom satellite applications

A reflectarray antenna with improved performance is proposed to operate in dual-polarization and transmit-receive frequencies in Ku-band for broadcast satellite applications. The reflectarray element contains two orthogonal sets of four coplanar parallel dipoles printed on two surfaces, each set combining lateral and broadside coupling. A 40-cm prototype has been designed, manufactured, and tested. The lengths of the coupled dipoles in the reflectarray cells have been optimized to produce a collimated beam in dual polarization in the transmit and receive bands. The measured radiation patterns confirm the high performance of the antenna in terms of bandwidth (27%), low losses, and low levels of cross polarization. Some preliminary simulations at 11.95 GHz for a 1.2-m antenna with South American coverage are presented to show the potential of the proposed antenna for spaceborne antennas in Ku-band.