Simulation of oil productivity and quality of N-S oriented olive hedgerow orchards in response to structure and interception of radiation

Simulations of oil yield and quality are presented for N–S oriented, hedgerow olive orchards of a range of structures (viz. canopy depth, canopy width, canopy slope and row spacing) using responses of yield and quality parameters to solar irradiance on canopy walls measured in a range of orchards, cv. Arbequina, in Spain. Results reveal that orchard yield of hedgerows of rectangular shape reaches a maximum when canopy depth equals alley width (row spacing−canopy width) and decreases at wider spacing, and/or with wider canopies, as the length of productive row decreases per unit area. Maximum yields for 4-m deep canopies were 2885 kg ha−1 at 1-m width and 5-m row spacing, 2400 kg ha−1 at 2-m width and 6-m spacing, and 2050 kg ha−1 at 3-m width and 7-m spacing. Illumination of canopies can be increased by applying slopes to form rhomboidal hedgerows. Substantial yield advantage can be achieved, especially for wide hedgerows, partly by closer row spacing that increases row length per unit area. By comparison, responses to latitude in the range 30–40◦ are small and do not warrant different row spacing. Oil quality parameters also respond to orchard structure. Responses are presented for oleic and palmitic acid, stability, and maturity index. Oleic acid content declines as alley spacing increases and is smaller, shallow than in wide, deep canopies. Palmitic acid content, stability, and maturity index increase with row alley spacing and are greater in narrow, shallow than in wide, deep canopies.

Analysis and optimization of trajectories for Ballistic Missiles Interception

Intercontinental Ballistic Missiles are capable of placing a nuclear warhead at more than 5,000 km away from its launching base. With the lethal power of a nuclear warhead a whole city could be wiped out by a single weapon causing millions of deaths. This means that the threat posed to any country from a single ICBM captured by a terrorist group or launched by a 'rogue' state is huge. This threat is increasing as more countries are achieving nuclear and advanced launcher capabilities. In order to suppress or at least reduce this threat the United States created the National Missile Defense System which involved, among other systems, the development of long-range interceptors whose aim is to destroy incoming ballistic missiles in their midcourse phase. The Ballistic Missile Defense is a high-profile topic that has been the focus of political controversy lately when the U.S. decided to expand the Ballistic Missile system to Europe, with the opposition of Russia. However the technical characteristics of this system are mostly unknown by the general public. The Interception of an ICBM using a long range Interceptor Missile as intended within the Ground-Based Missile Defense System by the American National Missile Defense (NMD) implies a series of problems of incredible complexity: - The incoming missile has to be detected almost immediately after launch. - The incoming missile has to be tracked along its trajectory with a great accuracy. - The Interceptor Missile has to implement a fast and accurate guidance algorithm in order to reach the incoming missile as soon as possible. - The Kinetic Kill Vehicle deployed by the interceptor boost vehicle has to be able to detect the reentry vehicle once it has been deployed by ICBM, when it offers a very low infrared signature, in order to perform a final rendezvous manoeuvre. - The Kinetic Kill Vehicle has to be able to discriminate the reentry vehicle from the surrounding debris and decoys. - The Kinetic Kill Vehicle has to be able to implement an accurate guidance algorithm in order to perform a kinetic interception (direct collision) of the reentry vehicle, at relative speeds of more than 10 km/s. All these problems are being dealt simultaneously by the Ground-Based Missile Defense System that is developing very complex and expensive sensors, communications and control centers and long-range interceptors (Ground-Based Interceptor Missile) including a Kinetic Kill Vehicle. Among all the technical challenges involved in this interception scenario, this thesis focuses on the algorithms required for the guidance of the Interceptor Missile and the Kinetic Kill Vehicle in order to perform the direct collision with the ICBM. The involved guidance algorithms are deeply analysed in this thesis in part III where conventional guidance strategies are reviewed and optimal guidance algorithms are developed for this interception problem. The generation of a realistic simulation of the interception scenario between an ICBM and a Ground Based Interceptor designed to destroy it was considered as necessary in order to be able to compare different guidance strategies with meaningful results. As a consequence, a highly representative simulator for an ICBM and a Kill Vehicle has been implemented, as detailed in part II, and the generation of these simulators has also become one of the purposes of this thesis. In summary, the main purposes of this thesis are: - To develop a highly representative simulator of an interception scenario between an ICBM and a Kill Vehicle launched from a Ground Based Interceptor. -To analyse the main existing guidance algorithms both for the ascent phase and the terminal phase of the missiles. Novel conclusions of these analyses are obtained. - To develop original optimal guidance algorithms for the interception problem. - To compare the results obtained using the different guidance strategies, assess the behaviour of the optimal guidance algorithms, and analyse the feasibility of the Ballistic Missile Defense system in terms of guidance (part IV). As a secondary objective, a general overview of the state of the art in terms of ballistic missiles and anti-ballistic missile defence is provided (part I).

Effect of row orientation on soil water content and vine water status on a Cabernet franc vineyard in Madrid, spain

The aim of this study was to evaluate the effects of row orien¬tation on vine and soil water status in an irrigated vineyard. The trial was developed during 2006, 2007 and 2008, in the South East region of Madrid (Spain) on 5-year old Cabernet franc grapevines (Vitis vinifera L.) grafted onto 140Ru. Plant spacing was 2.5 m x 1.5 m and vines were trained to a VSP. Four orientations were stu¬died: North-South (N-S), East-West (E-W), Northeast-Southwest (N+45) and North-South +20o (N+20). Irrigation (0.4•ET0) started when shoot growth stopped. Soil water availability was measured using a TDR technique with forty buried probes. Row orientation did not have any effect on water consumption in the vineyard. At maturity, leaf water potential was measured at predawn, early mor¬ning, midday and 14:00 solar time, on both canopy sides - sun and shade – ; the early morning measurement was the one that better differentiated treatments. Leaf water potential was a good indica¬tor of plant water status. Differences between (N-S and E-W) and (N+20 and N+45) treatments were obtained both on sun and shade canopy sides, N+20 and N+45 having lower leaf water potentials then drier leaves. The water stress integral shows that N-S and E-W reach the end of maturation with a greater level of hydration than N+45 and N+20. As a whole, N+45 and N+20 orientations, without affecting too much the soil available water content, induce regularly more water stress to the vine at some periods, probably due to an higher sunlight interception in early morning which makes water limitation for the vine more early and thus more severe during the day.

Soil fragmentation study applying different tillage systems

Runoff generation depends on rainfall, infiltration, interception, and surface depressional storage. Surface depressional storage depends on surface microtopography, usually quantified trough soil surface roughness (SSR). SSR is subject to spatial and temporal changes that create a high variability. In an agricultural environment, tillage operations produce abrupt changes in roughness. Subsequent rainfall gradually decreases roughness. Beside it, local variation in soil properties and hydrology cause its SSR to vary spatially at different scales. The methods commonly used to measure it involve collecting point elevations in regular grids using laser profilers or scanners, digital close range stereo-photogrammetry and terrestrial laser scanning or LIDAR systems. In this case, a laser-scanning instrument was used to obtain representative digital elevation models (DEMs) at a grid resolution of 7.2x7.2mm that cover an area of 0.9x0.9m. The DEMs were obtained from two study sites with different soils. The first study site was an experimental field on which five conventional tillage methods were applied. The second study site was a large olive orchard with trees planted at 7.5x5.0m and bare soils between rows. Here, three tillage treatments were applied. In this work we have evaluated the spatial variability of SSR at several scales studying differences in height calculated from points separated by incremental distances h were raised to power values q (from 0 to 4 in steps of 0.1). The q = 2 data were studied as a semivariogram model. The logarithm of average differences plotted vs. log h were characterized by their slope, ?(q). Structure functions [?(q) vs. q] were fitted showing that data had nonlinear structure functions typical of multiscale phenomena. Comparisson of the two types of soil in their respective structure functions are shown.

Cinemómetro piezoeléctrico de alta exactitud (VUAE)

Se ha desarrollado un sistema electrónico computerizado, portátil y de bajo consumo, denominado Medidor de Velocidad de Vehículos por Ultrasonidos de Alta Exactitud, VUAE. La alta exactitud de la medida conseguida en el VUAE hace que pueda servir de medida de referencia de la velocidad de un vehículo circulando en carretera. Por tanto el VUAE puede usarse como medida de referencia que permita estimar el error de los cinemómetros comerciales. El VUAE está compuesto por n (n≥2) parejas de emisores y receptores piezoeléctricos de ultrasonidos, denominados E-Rult. Los emisores de las n parejas E-Rult generan n barreras de ultrasonidos, y los receptores piezoeléctricos captan la señal de los ecos cuando el vehículo atraviesa las barreras. Estos ecos se procesan digitalmente para conseguir señales representativas. Posteriormente, utilizando la técnica de la correlación cruzada de señales, se ha podido estimar con alta exactitud la diferencia de tiempos entre los ecos captados en cada barrera. Con los tiempos entre ecos y con la distancia entre cada una de las n barreras de ultrasonidos se puede realizar una estimación de la velocidad del vehículo con alta exactitud. El VUAE se ha contrastado con un sistema de velocidad de referencia, basado en cables piezoeléctricos. ABSTRACT We have developed a portable computerized and low consumption, our system is called High Accuracy Piezoelectric Kinemometer measurement, herein VUAE. By the high accuracy obtained by VUAE it make able to use the VUAE to obtain references measurements of system for measuring Speeds in Vehicles. Therefore VUAE could be used how reference equipment to estimate the error of installed kinemometers. The VUAE was created with n (n≥2) pairs of ultrasonic transmitter-receiver, herein E-Rult. The transmitters used in the n couples E-Rult generate n ultrasonic barriers and receivers receive the echoes when the vehicle crosses the barriers. Digital processing of the echoes signals let us to obtain acceptable signals. Later, by mean of cross correlation technics is possible make a highly exact estimation of speed of the vehicle. The log of the moments of interception and the distance between each of the n ultrasounds allows for a highly exact estimation of speed of the vehicle. VUAE speed measurements were compared to a speed reference system based on piezoelectric cables.

Túneles en macizos calcáreos karstificados: impacto en las obras subterráneas de los fenómenos kársticos, su evaluación y tratamiento

En esta Tesis Doctoral se aborda un tema poco estudiado en el ámbito de los túneles y cuya problemática está basada en los riesgos e incertidumbres que representa el diseño y ejecución de túneles en macizos calizos karstificados. Mediante un estudio profundo del comportamiento de distintos casos reales de túneles en macizos kársticos calizos, aportando la realización de modelos y la experiencia constructiva del autor, se pretende proponer un procedimiento que permita sistematizar las actuaciones, investigación, evaluación y tratamiento en los túneles en karst, como herramienta básica para la toma de decisiones primarias correctas. Además, se proponen herramientas que pueden ayudar a mejorar el diseño y a decidir las medidas más eficientes para afrontar los problemas que genera el karst en los túneles, minimizando los riesgos para todos los actores, su probabilidad e impacto. Se profundiza en tres fases principales (que son referidas en la tesis en cuatro Partes): La INVESTIGACIÓN del macizo rocoso: La investigación engloba todas las actuaciones observacionales encaminadas a obtener el IK (Índice de Karstificación), así como las investigaciones necesarias mediante recopilación de datos superficiales, hidrogeológicos, climáticos, topográficos, así como los datos de investigaciones geofísicas, fotointerpretación, sondeos y ensayos geotécnicos que sean posibles. Mediante la misma, se debe alcanzar un conocimiento suficiente para llevar a cabo la determinación de la Caracterización geomecánica básica del macizo rocoso a distintas profundidades, la determinación del Modelo o modo de karstificación del macizo rocoso respecto al túnel y la Zonificación del índice de karstificación en el ámbito de actuación en el que se implantará el túnel. En esta primera fase es necesaria la correcta Definición geométrica y trazado de la obra subterránea: En función de las necesidades que plantee el proyecto y de los condicionantes externos de la infraestructura, se deben establecer los requisitos mínimos de gálibo necesarios, así como las condiciones de máximas pendientes para el trazado en alzado y los radios mínimos de las curvas en planta, en función del procedimiento constructivo y motivación de construcción del túnel (ferrocarril, carretera o hidráulico, etc...). Estas son decisiones estratégicas o primerias para las que se ha de contar con un criterio y datos adecuados. En esta fase, son importantes las decisiones en cuanto a las monteras o profundidades relativas a la karstificación dominante e investigación de las tensiones naturales del macizo, tectónica, así como las dimensiones del túnel en función de las cavidades previstas, tratamientos, proceso de excavación y explotación. En esta decisión se debe definir, conocida ya de forma parcial la geotecnia básica, el procedimiento de excavación en función de las longitudes del túnel y la clasificación geomecánica del terreno, así como sus monteras mínimas, accesos y condicionantes medioambientales, pero también en función de la hidrogeología. Se establecerá la afección esperable en el túnel, identificando en la sectorización del túnel, la afección esperable de forma general para las secciones pésimas del túnel. Con todos estos datos, en esta primera aproximación, es posible realizar el inventario de casos posibles a lo largo del trazado, para poder, posteriormente, minimizar el número de casos con mayores riesgos (técnicos, temporales o económicos) que requieran de tratamiento. Para la fase de EVALUACIÓN de la matriz de casos posibles en función del trazado inicial escogido (que puede estar ya impuesto por el proyecto, si no se ha podido intervenir en dicha fase), es necesario valorar el comportamiento teórico del túnel en toda su longitud, estudiando las secciones concretas según el tipo y el modo de afección (CASOS) y todo ello en función de los resultados de los estudios realizados en otros túneles. Se debe evaluar el riesgo para cada uno de los casos en función de las longitudes de túnel que se esperan que sean afectadas y el proceso constructivo y de excavación que se vaya a adoptar, a veces varios. Es importante tener en cuenta la existencia o no de agua o relleno arcilloso o incluso heterogéneo en las cavidades, ya que los riesgos se multiplican, así mismo se tendrá en cuenta la estabilidad del frente y del perímetro del túnel. En esta segunda fase se concluirá una nueva matriz con los resultados de los riesgos para cada uno de los casos que se presentarán en el túnel estudiado. El TRATAMIENTO, que se debe proponer al mismo tiempo que una serie de actuaciones para cada uno de los casos (combinación de tipos y modos de afección), debiendo evaluar la eficacia y eficiencia, es decir la relevancia técnica y económica, y como se pueden optimizar los tratamientos. Si la tabla de riesgos que se debe generar de nuevo introduciendo los factores técnicos y económicos no resulta aceptable, será necesaria la reconsideración de los parámetros determinados en fases anteriores. Todo el desarrollo de estas tres etapas se ha recogido en 4 partes, en la primera parte se establece un método de estudio e interpretativo de las investigaciones superficiales y geotécnicas, denominado índice de karstificación. En la segunda parte, se estudia la afección a las obras subterráneas, modelos y tipos de afección, desde un punto de vista teórico. La tercera parte trata de una recopilación de casos reales y las consecuencias extraídas de ellos. Y finalmente, la cuarta parte establece los tratamientos y actuaciones para el diseño y ejecución de túneles en macizos kársticos calizos. Las novedades más importantes que presenta este trabajo son: El estudio de los casos de túneles realizados en karst calizo. Propuesta de los tratamientos más efectivos en casos generales. La evaluación de riesgos en función de las tipologías de túnel y afecciones en casos generales. La propuesta de investigación superficial mediante el índice de karstificación observacional. La evaluación mediante modelos del comportamiento teórico de los túneles en karst para casos muy generales de la influencia de la forma, profundidad y desarrollo de la karstificación. In this doctoral thesis is studied the recommended investigation, evaluation and treatment when a tunnel is planed and constructed in karstic calcareous rock masses. Calcareous rock masses were selected only because the slow disolution produces stable conduct and caves instead the problems of sudden disolutions. Karstification index (IK) that encompasses various aspects of research karstic rock mass is presented. The karst rock masses are all unique and there are no similarities between them in size or density cavities ducts, but both their formation mechanisms, like, geological and hydrogeological geomorphological evidence allow us, through a geomechanical survey and geological-photo interpretation in the surface, establish a karst evaluation index specific for tunnelling, which allows us to set a ranking of the intensity of karstification and the associated stadistic to find caves and its risk in tunnelling. This index is estimated and useful for decision-making and evaluation of measures to be considered in the design of a tunnel and is set in degrees from 0 to 100, with similar to the RMR degrees. The sectorization of the tunnel section and the types of condition proposed in this thesis, are estimated also useful to understand the different effects that interception of ducts and cavities may have in the tunnel during construction and service life. Simplified calculations using two-dimensional models contained in the thesis, have been done to establish the relationship between the position of the cavities relative to the section of the tunnel and its size in relation to the safety factors for each ground conditions, cover and natural stresses. Study of over 100 cases of tunnels that have intercepted cavities or karst conduits have been used in this thesis and the list of risks found in these tunnels have been related as well. The most common and effective treatments are listed and finally associated to the models and type of affection generated to give the proper tool to help in the critical decision when the tunnels intercept cavities. Some existing studies from Marinos have been considered for this document. The structure of the thesis is mainly divided 4 parts included in 3 steps: The investigation, the evaluation and the treatments, which match with the main steps needed for the critical decisions to be made during the design and construction of tunnels in karstic rockmasses, very important to get a successfully project done.

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.

El Problema de Lambert en el Contexto de Optimización de Trayectorias Espaciales

Esta tesis se basa en el estudio de la trayectoria que pasa por dos puntos en el problema de los dos cuerpos, inicialmente desarrollado por Lambert, del que toma su nombre. En el pasado, el Problema de Lambert se ha utilizado para la determinación de órbitas a partir de observaciones astronómicas de los cuerpos celestes. Actualmente, se utiliza continuamente en determinación de órbitas, misiones planetaria e interplanetarias, encuentro espacial e interceptación, o incluso en corrección de orbitas. Dada su gran importancia, se decide investigar especialmente sobre su solución y las aplicaciones en las misiones espaciales actuales. El campo de investigación abierto, es muy amplio, así que, es necesario determinar unos objetivos específicos realistas, en el contexto de ejecución de una Tesis, pero que sirvan para mostrar con suficiente claridad el potencial de los resultados aportados en este trabajo, e incluso poder extenderlos a otros campos de aplicación. Como resultado de este análisis, el objetivo principal de la Tesis se enfoca en el desarrollo de algoritmos para resolver el Problema de Lambert, que puedan ser aplicados de forma muy eficiente en las misiones reales donde aparece. En todos los desarrollos, se ha considerado especialmente la eficiencia del cálculo computacional necesario en comparación con los métodos existentes en la actualidad, destacando la forma de evitar la pérdida de precisión inherente a este tipo de algoritmos y la posibilidad de aplicar cualquier método iterativo que implique el uso de derivadas de cualquier orden. En busca de estos objetivos, se desarrollan varias soluciones para resolver el Problema de Lambert, todas ellas basadas en la resolución de ecuaciones transcendentes, con las cuales, se alcanzan las siguientes aportaciones principales de este trabajo: • Una forma genérica completamente diferente de obtener las diversas ecuaciones para resolver el Problema de Lambert, mediante desarrollo analítico, desde cero, a partir de las ecuaciones elementales conocidas de las cónicas (geométricas y temporal), proporcionando en todas ellas fórmulas para el cálculo de derivadas de cualquier orden. • Proporcionar una visión unificada de las ecuaciones más relevantes existentes, mostrando la equivalencia con variantes de las ecuaciones aquí desarrolladas. • Deducción de una nueva variante de ecuación, el mayor logro de esta Tesis, que destaca en eficiencia sobre todas las demás (tanto en coste como en precisión). • Estudio de la sensibilidad de la solución ante variación de los datos iniciales, y como aplicar los resultados a casos reales de optimización de trayectorias. • También, a partir de los resultados, es posible deducir muchas propiedades utilizadas en la literatura para simplificar el problema, en particular la propiedad de invariancia, que conduce al Problema Transformado Simplificado. ABSTRACT This thesis is based on the study of the two-body, two-point boundary-value problem, initially developed by Lambert, from who it takes its name. Since the past, Lambert's Problem has been used for orbit determination from astronomical observations of celestial bodies. Currently, it is continuously used in orbit determinations, for planetary and interplanetary missions, space rendezvous, and interception, or even in orbit corrections. Given its great importance, it is decided to investigate their solution and applications in the current space missions. The open research field is very wide, it is necessary to determine specific and realistic objectives in the execution context of a Thesis, but that these serve to show clearly enough the potential of the results provided in this work, and even to extended them to other areas of application. As a result of this analysis, the main aim of the thesis focuses on the development of algorithms to solve the Lambert’s Problem which can be applied very efficiently in real missions where it appears. In all these developments, it has been specially considered the efficiency of the required computational calculation compared to currently existing methods, highlighting how to avoid the loss of precision inherent in such algorithms and the possibility to apply any iterative method involving the use of derivatives of any order. Looking to meet these objectives, a number of solutions to solve the Lambert’s Problem are developed, all based on the resolution of transcendental equations, with which the following main contributions of this work are reached: • A completely different generic way to get the various equations to solve the Lambert’s Problem by analytical development, from scratch, from the known elementary conic equations (geometrics and temporal), by providing, in all cases, the calculation of derivatives of any order. • Provide a unified view of most existing relevant equations, showing the equivalence with variants of the equations developed here. • Deduction of a new variant of equation, the goal of this Thesis, which emphasizes efficiency (both computational cost and accuracy) over all other. • Estudio de la sensibilidad de la solución ante la variación de las condiciones iniciales, mostrando cómo aprovechar los resultados a casos reales de optimización de trayectorias. • Study of the sensitivity of the solution to the variation of the initial data, and how to use the results to real cases of trajectories’ optimization. • Additionally, from results, it is possible to deduce many properties used in literature to simplify the problem, in particular the invariance property, which leads to a simplified transformed problem.