An integrated modeling approach to assess the impact on road freight transport demand of allowing longer and heavier vehicles (LHVs) in Spain

The assessment on introducing Longer and Heavier Vehicles (LHVs) on the road freight transport demand is performed in this paper by applying an integrated modeling approach composed of a Random Utility-Based Multiregional Input-Output model (RUBMRIO) and a road transport network model. The approach strongly supports the concept that changes in transport costs derived from the LHVs allowance as well as the economic structure of regions have both direct and indirect effects on the road freight transport system. In addition, we estimate the magnitude and extent of demand changes in the road freight transportation system by using the commodity-based structure of the approach to identify the effect on traffic flows and on pollutant emissions over the whole network of Spain by considering a sensitivity analysis of the main parameters which determine the share of Heavy-Goods Vehicles (HGVs) and LHVs. The results show that the introduction of LHVs will strengthen the competitiveness of the road haulage sector by reducing costs, emissions, and the total freight vehicles required.

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.

Analysis of air flow past and through the 2415-3S airfoil for an unmanned aerial vehicle with internal propulsion system

This paper deals with the prediction of velocity fields on the 2415-3S airfoil which will be used for an unmanned aerial vehicle with internal propulsion system and in this way analyze the air flow through an internal duct of the airfoil using computational fluid dynamics. The main objective is to evaluate the effect of the internal air flow past the airfoil and how this affects the aerodynamic performance by means of lift and drag forces. For this purpose, three different designs of the internal duct were studied; starting from the base 2415-3S airfoil developed in previous investigation, basing on the hypothesis of decreasing the flow separation produced when the propulsive airflow merges the external flow, and in this way obtaining the best configuration. For that purpose, an exhaustive study of the mesh sensitivity was performed. It was used a non-structured mesh since the computational domain is three-dimensional and complex. The selected mesh contains approximately 12.5 million elements. Both the computational domain and the numerical solution were made with commercial CAD and CFD software, respectively. Air, incompressible and steady was analyzed. The boundary conditions are in concordance with experimental setup in the AF 6109 wind tunnel. The k-e model is utilized to describe the turbulent flow process as followed in references. Results allowed obtaining velocity contours as well as lift and drag coefficients and also the location of separation and reattachment regions in some cases for zero degrees of angle of attack on the internal and external surfaces of the airfoil. Finally, the selection of the configuration with the best aerodynamic performance was made, selecting the option without curved baffles.

Numerical analysis of air flow past the 2415-3S airfoil for an unmanned aerial vehicle with internal propulsion system

This paper deals with the prediction of pressure and velocity fields on the 2415-3S airfoil which will be used for and unmanned aerial vehicle with internal propulsion system and in this way analyze the air flow through an internal duct of the airfoil using computational fluid dynamics. The main objective is to evaluate the effect of the internal air flow past the airfoil and how this affects the aerodynamic performance by means of lift and drag forces. For this purpose, three different designs of the internal duct were studied; starting from the base 2415-3S airfoil developed in previous investigation, basing on the hypothesis of decreasing the flow separation produced when the propulsive airflow merges the external flow, and in this way obtaining the best configuration. For that purpose, an exhaustive study of the mesh sensitivity was performed. It was used a non-structured mesh since the computational domain is tridimensional and complex. The selected mesh contains approximately 12.5 million elements. Both the computational domain and the numerical solution were made with commercial CAD and CFD software respectively. Air, incompressible and steady was analyzed. The boundary conditions are in concordance with experimental setup in the AF 6109 wind tunnel. The k-ε model is utilized to describe the turbulent flow process as followed in references. Results allowed obtaining pressure and velocity contours as well as lift and drag coefficients and also the location of separation and reattachment regions in some cases for zero degrees of angle of attack on the internal and external surfaces of the airfoil. Finally, the selection of the configuration with the best aerodynamic performance was made, selecting the option without curved baffles.

Control por modos deslizantes como estrategia de navegación en una flota de robots

En esta tesis se presenta el desarrollo de un esquema de cooperación entre vehículos terrestres (UGV) y aéreos (UAV) no tripulados, que sirve de base para conformar dos flotas de robots autónomos (denominadas FRACTAL y RoMA). Con el fin de comprobar, en diferentes escenarios y con diferente tareas, la validez de las estrategias de coordinación y cooperación propuestas en la tesis se utilizan los robots de la flota FRACTAL, que sirven como plataforma de prueba para tareas como el uso de vehículos aéreos y terrestres para apoyar labores de búsqueda y rescate en zonas de emergencia y la cooperación de una flota de robots para labores agrícolas. Se demuestra además, que el uso de la técnica de control no lineal conocida como Control por Modos Deslizantes puede ser aplicada no solo para conseguir la navegación autónoma individual de un robot aéreo o terrestre, sino también en tareas que requieren la navegación coordinada y sin colisiones de varios robots en un ambiente compartido. Para esto, se conceptualiza teóricamente el uso de la técnica de Control por Modos Deslizantes como estrategia de coordinación entre robots, extendiendo su aplicación a robots no-holonómicos en R2 y a robots aéreos en el espacio tridimensional. Después de dicha contextualización teórica, se analizan las condiciones necesarias para determinar la estabilidad del sistema multi-robot controlado y, finalmente, se comprueban las características de estabilidad y robustez ofrecidas por esta técnica de control. Tales comprobaciones se hacen simulando la navegación segura y eficiente de un grupo de UGVs para la detección de posibles riesgos ambientales, aprovechando la información aportada por un UAV. Para estas simulaciones se utilizan los modelos matemáticos de robots de la flota RoMA. Estas tareas coordinadas entre los robots se hacen posibles gracias a la efectividad, estabilidad y robustez de las estrategias de control que se desarrollan como núcleo fundamental de este trabajo de investigación. ABSTRACT This thesis presents the development of a cooperation scheme between unmanned ground (UGV) and aerial (UAV) vehicles. This scheme is the basis for forming two fleets of autonomous robots (called FRACTAL and RoMA). In order to assess, in different settings and on different tasks, the validity of the coordination and cooperation strategies proposed in the thesis, the FRACTAL fleet robots serves as a test bed for tasks like using coordinated aerial and ground vehicles to support search and rescue work in emergency scenarios or cooperation of a fleet of robots for agriculture. It is also shown that using the technique of nonlinear control known as Sliding Modes Control (SMC) can be applied not only for individual autonomous navigation of an aircraft or land robot, but also in tasks requiring the coordinated navigation of several robots, without collisions, in a shared environment. To this purpose, a strategy of coordination between robots using Sliding Mode Control technique is theoretically conceptualized, extending its application to non-holonomic robots in R2 and aerial robots in three-dimensional space. After this theoretical contextualization, the stability conditions of multi-robot system are analyzed, and finally, the stability and robustness characteristics are validated. Such validations are made with simulated experiments about the safe and efficient navigation of a group of UGV for the detection of possible environmental hazards, taking advantage of the information provided by a UAV. This simulations are made using mathematical models of RoMA fleet robots. These coordinated tasks of robots fleet are made possible thanks to the effectiveness, stability and robustness of the control strategies developed as core of this research.

A Survey on Intermediation Architectures for Underwater Robotics

Currently, there is a plethora of solutions regarding interconnectivity and interoperability for networked robots so that they will fulfill their purposes in a coordinated manner. In addition to that, middleware architectures are becoming increasingly popular due to the advantages that they are capable of guaranteeing (hardware abstraction, information homogenization, easy access for the applications above, etc.). However, there are still scarce contributions regarding the global state of the art in intermediation architectures for underwater robotics. As far as the area of robotics is concerned, this is a major issue that must be tackled in order to get a holistic view of the existing proposals. This challenge is addressed in this paper by studying the most compelling pieces of work for this kind of software development in the current literature. The studied works have been assessed according to their most prominent features and capabilities. Furthermore, by studying the individual pieces of work and classifying them several common weaknesses have been revealed and are highlighted. This provides a starting ground for the development of a middleware architecture for underwater robotics capable of dealing with these issues.

A Survey on Underwater Acoustic Sensor Network Routing Protocols

Underwater acoustic sensor networks (UASNs) have become more and more important in ocean exploration applications, such as ocean monitoring, pollution detection, ocean resource management, underwater device maintenance, etc. In underwater acoustic sensor networks, since the routing protocol guarantees reliable and effective data transmission from the source node to the destination node, routing protocol design is an attractive topic for researchers. There are many routing algorithms have been proposed in recent years. To present the current state of development of UASN routing protocols, we review herein the UASN routing protocol designs reported in recent years. In this paper, all the routing protocols have been classified into different groups according to their characteristics and routing algorithms, such as the non-cross-layer design routing protocol, the traditional cross-layer design routing protocol, and the intelligent algorithm based routing protocol. This is also the first paper that introduces intelligent algorithm-based UASN routing protocols. In addition, in this paper, we investigate the development trends of UASN routing protocols, which can provide researchers with clear and direct insights for further research.

Applications of Formal Languages to Management of Manned and Unmanned Aircraft

En el futuro, la gestión del tráfico aéreo (ATM, del inglés air traffic management) requerirá un cambio de paradigma, de la gestión principalmente táctica de hoy, a las denominadas operaciones basadas en trayectoria. Un incremento en el nivel de automatización liberará al personal de ATM —controladores, tripulación, etc.— de muchas de las tareas que realizan hoy. Las personas seguirán siendo el elemento central en la gestión del tráfico aéreo del futuro, pero lo serán mediante la gestión y toma de decisiones. Se espera que estas dos mejoras traigan un incremento en la eficiencia de la gestión del tráfico aéreo que permita hacer frente al incremento previsto en la demanda de transporte aéreo. Para aplicar el concepto de operaciones basadas en trayectoria, el usuario del espacio aéreo (la aerolínea, piloto, u operador) y el proveedor del servicio de navegación aérea deben negociar las trayectorias mediante un proceso de toma de decisiones colaborativo. En esta negociación, es necesaria una forma adecuada de compartir dichas trayectorias. Compartir la trayectoria completa requeriría un gran ancho de banda, y la trayectoria compartida podría invalidarse si cambiase la predicción meteorológica. En su lugar, podría compartirse una descripción de la trayectoria independiente de las condiciones meteorológicas, de manera que la trayectoria real se pudiese calcular a partir de dicha descripción. Esta descripción de la trayectoria debería ser fácil de procesar usando un programa de ordenador —ya que parte del proceso de toma de decisiones estará automatizado—, pero también fácil de entender para un operador humano —que será el que supervise el proceso y tome las decisiones oportunas—. Esta tesis presenta una serie de lenguajes formales que pueden usarse para este propósito. Estos lenguajes proporcionan los medios para describir trayectorias de aviones durante todas las fases de vuelo, desde la maniobra de push-back (remolcado hasta la calle de rodaje), hasta la llegada a la terminal del aeropuerto de destino. También permiten describir trayectorias tanto de aeronaves tripuladas como no tripuladas, incluyendo aviones de ala fija y cuadricópteros. Algunos de estos lenguajes están estrechamente relacionados entre sí, y organizados en una jerarquía. Uno de los lenguajes fundamentales de esta jerarquía, llamado aircraft intent description language (AIDL), ya había sido desarrollado con anterioridad a esta tesis. Este lenguaje fue derivado de las ecuaciones del movimiento de los aviones de ala fija, y puede utilizarse para describir sin ambigüedad trayectorias de este tipo de aeronaves. Una variante de este lenguaje, denominada quadrotor AIDL (QR-AIDL), ha sido desarrollada en esta tesis para permitir describir trayectorias de cuadricópteros con el mismo nivel de detalle. Seguidamente, otro lenguaje, denominado intent composite description language (ICDL), se apoya en los dos lenguajes anteriores, ofreciendo más flexibilidad para describir algunas partes de la trayectoria y dejar otras sin especificar. El ICDL se usa para proporcionar descripciones genéricas de maniobras comunes, que después se particularizan y combinan para formar descripciones complejas de un vuelo. Otro lenguaje puede construirse a partir del ICDL, denominado flight intent description language (FIDL). El FIDL especifica requisitos de alto nivel sobre las trayectorias —incluyendo restricciones y objetivos—, pero puede utilizar características del ICDL para proporcionar niveles de detalle arbitrarios en las distintas partes de un vuelo. Tanto el ICDL como el FIDL han sido desarrollados en colaboración con Boeing Research & Technology Europe (BR&TE). También se ha desarrollado un lenguaje para definir misiones en las que interactúan varias aeronaves, el mission intent description language (MIDL). Este lenguaje se basa en el FIDL y mantiene todo su poder expresivo, a la vez que proporciona nuevas semánticas para describir tareas, restricciones y objetivos relacionados con la misión. En ATM, los movimientos de un avión en la superficie de aeropuerto también tienen que ser monitorizados y gestionados. Otro lenguaje formal ha sido diseñado con este propósito, llamado surface movement description language (SMDL). Este lenguaje no pertenece a la jerarquía de lenguajes descrita en el párrafo anterior, y se basa en las clearances (autorizaciones del controlador) utilizadas durante las operaciones en superficie de aeropuerto. También proporciona medios para expresar incertidumbre y posibilidad de cambios en las distintas partes de la trayectoria. Finalmente, esta tesis explora las aplicaciones de estos lenguajes a la predicción de trayectorias y a la planificación de misiones. El concepto de trajectory language processing engine (TLPE) se usa en ambas aplicaciones. Un TLPE es una función de ATM cuya principal entrada y salida se expresan en cualquiera de los lenguajes incluidos en la jerarquía descrita en esta tesis. El proceso de predicción de trayectorias puede definirse como una combinación de TLPEs, cada uno de los cuales realiza una pequeña sub-tarea. Se le ha dado especial importancia a uno de estos TLPEs, que se encarga de generar el perfil horizontal, vertical y de configuración de la trayectoria. En particular, esta tesis presenta un método novedoso para la generación del perfil vertical. El proceso de planificar una misión también se puede ver como un TLPE donde la entrada se expresa en MIDL y la salida consiste en cierto número de trayectorias —una por cada aeronave disponible— descritas utilizando FIDL. Se ha formulado este problema utilizando programación entera mixta. Además, dado que encontrar caminos óptimos entre distintos puntos es un problema fundamental en la planificación de misiones, también se propone un algoritmo de búsqueda de caminos. Este algoritmo permite calcular rápidamente caminos cuasi-óptimos que esquivan todos los obstáculos en un entorno urbano. Los diferentes lenguajes formales definidos en esta tesis pueden utilizarse como una especificación estándar para la difusión de información entre distintos actores de la gestión del tráfico aéreo. En conjunto, estos lenguajes permiten describir trayectorias con el nivel de detalle necesario en cada aplicación, y se pueden utilizar para aumentar el nivel de automatización explotando esta información utilizando sistemas de soporte a la toma de decisiones. La aplicación de estos lenguajes a algunas funciones básicas de estos sistemas, como la predicción de trayectorias, han sido analizadas. ABSTRACT Future air traffic management (ATM) will require a paradigm shift from today’s mainly tactical ATM to trajectory-based operations (TBOs). An increase in the level of automation will also relieve humans —air traffic control officers (ATCOs), flight crew, etc.— from many of the tasks they perform today. Humans will still be central in this future ATM, as decision-makers and managers. These two improvements (TBOs and increased automation) are expected to provide the increase in ATM performance that will allow coping with the expected increase in air transport demand. Under TBOs, trajectories are negotiated between the airspace user (an airline, pilot, or operator) and the air navigation service provider (ANSP) using a collaborative decision making (CDM) process. A suitable method for sharing aircraft trajectories is necessary for this negotiation. Sharing a whole trajectory would require a high amount of bandwidth, and the shared trajectory might become invalid if the weather forecast changed. Instead, a description of the trajectory, decoupled from the weather conditions, could be shared, so that the actual trajectory could be computed from this trajectory description. This trajectory description should be easy to process using a computing program —as some of the CDM processes will be automated— but also easy to understand for a human operator —who will be supervising the process and making decisions. This thesis presents a series of formal languages that can be used for this purpose. These languages provide the means to describe aircraft trajectories during all phases of flight, from push back to arrival at the gate. They can also describe trajectories of both manned and unmanned aircraft, including fixedwing and some rotary-wing aircraft (quadrotors). Some of these languages are tightly interrelated and organized in a language hierarchy. One of the key languages in this hierarchy, the aircraft intent description language (AIDL), had already been developed prior to this thesis. This language was derived from the equations of motion of fixed-wing aircraft, and can provide an unambiguous description of fixed-wing aircraft trajectories. A variant of this language, the quadrotor AIDL (QR-AIDL), is developed in this thesis to allow describing a quadrotor aircraft trajectory with the same level of detail. Then, the intent composite description language (ICDL) is built on top of these two languages, providing more flexibility to describe some parts of the trajectory while leaving others unspecified. The ICDL is used to provide generic descriptions of common aircraft manoeuvres, which can be particularized and combined to form complex descriptions of flight. Another language is built on top of the ICDL, the flight intent description language (FIDL). The FIDL specifies high-level requirements on trajectories —including constraints and objectives—, but can use features of the ICDL to provide arbitrary levels of detail in different parts of the flight. The ICDL and FIDL have been developed in collaboration with Boeing Research & Technology Europe (BR&TE). Also, the mission intent description language (MIDL) has been developed to allow describing missions involving multiple aircraft. This language is based on the FIDL and keeps all its expressive power, while it also provides new semantics for describing mission tasks, mission objectives, and constraints involving several aircraft. In ATM, the movement of aircraft while on the airport surface also has to be monitored and managed. Another formal language has been designed for this purpose, denoted surface movement description language (SMDL). This language does not belong to the language hierarchy described above, and it is based on the clearances used in airport surface operations. Means to express uncertainty and mutability of different parts of the trajectory are also provided. Finally, the applications of these languages to trajectory prediction and mission planning are explored in this thesis. The concept of trajectory language processing engine (TLPE) is used in these two applications. A TLPE is an ATM function whose main input and output are expressed in any of the languages in the hierarchy described in this thesis. A modular trajectory predictor is defined as a combination of multiple TLPEs, each of them performing a small subtask. Special attention is given to the TLPE that builds the horizontal, vertical, and configuration profiles of the trajectory. In particular, a novel method for the generation of the vertical profile is presented. The process of planning a mission can also be seen as a TLPE, where the main input is expressed in the MIDL and the output consists of a number of trajectory descriptions —one for each aircraft available in the mission— expressed in the FIDL. A mixed integer linear programming (MILP) formulation for the problem of assigning mission tasks to the available aircraft is provided. In addition, since finding optimal paths between locations is a key problem to mission planning, a novel path finding algorithm is presented. This algorithm can compute near-shortest paths avoiding all obstacles in an urban environment in very short times. The several formal languages described in this thesis can serve as a standard specification to share trajectory information among different actors in ATM. In combination, these languages can describe trajectories with the necessary level of detail for any application, and can be used to increase automation by exploiting this information using decision support tools (DSTs). Their applications to some basic functions of DSTs, such as trajectory prediction, have been analized.

Estudio, ensamblaje, caracterización y ensayos de dos modelos reales de RPA

Un dron o un RPA (del inglés, Remote Piloted Aircraft) es un vehículo aéreo no tripulado capaz de despegar, volar y aterrizar de forma autónoma, semiautónoma o manual, siempre con control remoto. Además, toda aeronave de estas características debe ser capaz de mantener un nivel de vuelo controlado y sostenido. A lo largo de los años, estos aparatos han ido evolución tanto en aplicaciones como en su estética y características físicas, siempre impulsado por los requerimientos militares en cada momento. Gracias a este desarrollo, hoy en día los drones son uno más en la sociedad y desempeñan tareas que para cualquier ser humano serían peligrosas o difíciles de llevar a cabo. Debido a la reciente proliferación de los RPA, los gobiernos de los distintos países se han visto obligados a redactar nuevas leyes y/o modificar las ya existentes en relación a los diferentes usos del espacio aéreo para promover la convivencia de estas aeronaves con el resto de vehículos aéreos. 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 construcción se ha realizado un estudio individualizado en detalle de cada una de las partes y módulos que componen estos vehículos. Adicionalmente, se ha investigado acerca de los distintos tipos de sistemas de transmisión de control remoto, vídeo y telemetría, sin dejar de lado las baterías que impulsarán al aparato durante sus vuelos. De este modo, es sabido que los RPA están compuestos por distintos módulos operativos: los principales, todo aquel módulo para que el aparato pueda volar, y los complementarios, que son aquellos que dotan a cada aeronave de características adicionales y personalizadas que lo hacen apto para diferentes usos. A lo largo de este proyecto se han instalado y probado diferentes módulos adicionales en cada uno de los drones, además 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 éstos, tanto de forma conjunta como de ambos controladores individualmente. Tras la evaluación 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 más apropiada la elección del modelo M Lite por motivos estrictamente económicos, 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.