Inertial behavior of offshore devices

In the last years, there has been a continued growth in the number of offshore operations for handling large equipment and objects, with emphasis on installation and maintenance of devices for exploiting marine renewable energy like generators for harnessing wind, waves and currents energy. Considering the behaviour of these devices during manoeuvrings, and due to their size and by the interaction with the surrounding fluid, the effect of inertial forces and torques is very important, which requires a specific modelling. This paper especially discusses the masses and moments of inertia modelling problem, with the aim to use it in the simulation of the complex manoeuvres of these devices and in the automatic control systems designed for their offshore operations. Given the importance and complexity of the added mass modelling, a method for its early design identification, developed by the R&D Group on Marine Renewable Energy Technologies of the UPM (GITERM) and its use on special cases like emersion manoeuvres of devices from underwater to the surface will be presented.

Conductive-tether design for de-orbiting from given altitude and inclination

A bare tether with thin-tape cross section is both i) the most effective electrodinamic tether for given length and mass, and ii) capable of effective design for an arbitrary mission through its three disparate dimensions. It handily beats the fully insulated tether that exchanges current at both ends, a result resting in advantages of 2D current collection as against 3D collection; it has much greater perimeter than the round bare tether and much lower fatal debris-impact rate, leading to greatly faster de-orbiting and greatly higher probability of survival; and it only allows multi-line tethers reaching a few hundred lines to stand competitive. In selecting the disparate values of length L, width w, and thickness h for a de-orbit mission, performance involves three criteria: a) tether-tospacecraft mass ratio must be small; b) probability of survival against the debris environment must be high; and c) de-orbiting must be fast to reduce manoeuvres for avoiding catastrophic collisions with big active/passive satellites around. Beyond determining tether mass through the product Lwh, main dimension parameters affecting performance are L/h2li characterizing ohmic effects, and w determining electron collection. An algorithm for optimal selection of tape dimensions is elaborated.

Casa Huarte: José Antonio Corrales y Ramón Vázquez Molezún. El concepto de lo experimental en el ámbito doméstico

Se plantea aquí el estudio de la Casa Huarte (1966) como un experimento doméstico -así lo concibió el matrimonio Huarte desde la libertad de acción y la entrega al talento de los arquitectos- que sintetizó los principios de los proyectos de la primera etapa de la obra de José Antonio Corrales (1921-2010) y Ramón Vázquez Molezún (1922-1993): paisaje construido, topografía modificada, basamento pesado y arraigado, cubierta ligera flotante y abstracción compositiva. La considerada vivienda experimental del siglo XX estaba asociada a estructuras familiares reducidas, como mucho formadas por un matrimonio con dos hijos. La Casa Huarte, sin embargo, pertenece a un grupo no reconocido de viviendas experimentales de gran formato, que aportaban -en entornos de vida socio-familiar no convencionales- una complejidad funcional, espacial y de relaciones interpersonales que la vivienda mínima no tenía. La Casa Huarte supuso un punto de inflexión en la carrera de Corrales y Molezún, culminando una primera etapa donde se concentraron sus obras más destacadas: Instituto en Herrera de Pisuerga (1956), Residencia de Miraflores (1958) y Pabellón de Bruselas, en sus versiones belga (1958) y española (1959). El proyecto de la Casa Huarte adelantó estrategias que aplicarían en proyectos posteriores -dinamismo del plano horizontal, visuales diagonales, entrada tangencial- y culminó la evolución de un tipo de vivienda que Corrales y Molezún comenzaron a investigar diez años antes. Entre 1956 y 1961 proyectaron cuatro viviendas (Casa Remírez Escudero, Casa Álvarez Mon, Casa Gómez Acebo y Casa Cela) que anticiparon soluciones y situaciones presentes y perfeccionadas en la Casa Huarte. Corrales aseguraba que si la vida es contradictoria la arquitectura también debería serlo. La Casa Huarte es compleja y contradictoria funcional y espacialmente, homogeneizada por una imagen exterior rotunda y atractiva de juegos de volúmenes maclados. El proyecto se muestra así de contundente detrás de habilidosas maniobras tectónicas que ocultan las muchas complejidades y contradicciones aparentemente inapreciables. Estas maniobras confunden la imagen que de la casa se tiene. Debajo de su manto cerámico de reminiscencias vernáculas - híbrido de casa castellana y arquitectura nórdica- se esconde una obra de arquitectura avanzada tecnológicamente. La tesis se desarrolla en cuatro apartados denominados procesos, por lo que tienen de secuencia en el desarrollo de la investigación. Estos procesos son: proceso descriptivo, proceso analítico, proceso interpretativo y proceso poético. Después del necesario e introductorio proceso descriptivo, el cuerpo central de la tesis -que contiene los procesos analítico, interpretativo y poético- sigue un guión marcado por la defensa de la categoría experimental de la Casa Huarte. Se han tratado los conceptos más característicos de la vivienda, desde los más generales a los más específicos divididos en cuatro grupos: Composición, volumen y espacio; El patio como lugar; El jardín: horizonte construido; Domesticidad del mundo interior; y Euritmia: materia y espíritu Molezún aseguraba que para entender una obra de arquitectura había que dibujarla. La Casa Huarte ha sido redibujada en sus tres etapas fundamentales: el proyecto de ejecución (marzo 1965), la casa acabada (noviembre 1966) y el estado actual (2012). El estudio y análisis se centra en la casa construida, por ser la realidad tridimensional en que el proyecto se nos manifiesta. La documentación gráfica del estado actual de la vivienda es inédita y ha sido posible gracias a múltiples inspecciones de la Casa Huarte en visitas facilitadas por las hijas de Jesús Huarte, actuales propietarias de la vivienda. Esta documentación nos permite constatar las alteraciones sobre la obra construida y conocer que modificaciones serían necesarias para recuperar el estado original de la casa. La Casa Huarte es una obra singular, una de las cinco viviendas unifamiliares pertenecientes a la Arquitectura del Movimiento Moderno en España y Portugal de mayor interés registrada por el Docomomo Internacional. Su futuro es incierto, se encuentra deshabitada y en venta. La familia Huarte ha cumplido con creces la misión de conservar su patrimonio. Es pertinente reivindicar su vigencia como obra de referencia de la arquitectura española del siglo XX, y, de esa manera, evitar que caiga en el olvido y el abandono. ABSTRACT The Huarte House (1966) will be analysed as a domestic experiment – that is how the Huarte’s conceived it, putting their faith in the architects – that synthesized the principles from the projects of the first phase of the work of Jose Antonio Corrales (1921-2010) and Ramón Vázquez Molezún (1922-1993): built landscape, modified topography, heavy and rooted base, light, floating roof and abstraction in composition. The experimental house of the 20th century was associated with small nuclear families of at the most a couple and two children. The Huarte House belongs to a group of non-recognised experimental houses of a larger size -and more unconventional familial settings- that lent themselves to greater functional, spatial and interpersonal complexity than their smaller counterparts. The Huarte House represented a turning point in the careers of Corrales and Molezún, capping a first phase that includes their most prominent work: the Institute at Herrera de Pisuerga (1965), the Residence at Miraflores (1958) and the Brussels Pavilion, in its Belgian (1958) and Spanish (1959) version. The project for the Huarte house anticipated strategies which they would apply to later projects: dynamism of the horizontal plane, diagonal visuals, and tangential entrances. It was also the culmination of the evolution of a type of house that Corrales and Molezún had started to investigate ten years earlier. Between 1956 and 1961 they designed four houses (Ramírez Escudero House, Álvarez Mon House, Gómez Acebo House and Cela House) that anticipated the solutions applied and perfected in the Huarte House. Corrales believed that if life was contradictory architecture should be so too. The Huarte House is complex and contradictory. Corrales and Molezún homogenised the project under a bold and attractive image of intersecting volumes. The project appears emphatic thanks to skilful tectonic manoeuvres that conceal the many complexities and contradictions so that they become imperceptible. These manoeuvres confound the image of the house. Under its ceramic blanket of vernacular reminiscences (a mixture of Castilian house and Nordic architecture) lies a technologically advanced piece of architecture. The thesis is organised in four chapters named ‘processes’ in reference to their sequence in the development of the research. These processes are: descriptive process, analytic process, interpretative process and poetic process. After the necessary and introductory descriptive process, the main body of the thesis, which encompasses the analytical, interpretative and poetic processes, develops the argument for incorporating the Huarte House into the experimental category. The thesis addresses the characteristic concepts of a house, from the general to the more specific, divided in four groups: composition, volume and space; the patio: architecture and landscape; the garden: building the horizon and eurythmy: spirit and matter. Molezún was convinced that to get to know a work of architecture it was necessary to draw it. The Huarte House is redrawn in its three main phases: the executive project (march 1965), the finished house (november 1966) and its actual state (2012). The study and analysis centers on the built house, as the actual tri-dimensional manifestation of the project. The graphic documentation of the present state of the house has never been published before and has been made possible by numerous visits to the House facilitated by Jesus Huarte’s daughters who are the current owners. This documentation allows us to determine any alterations of the constructed work and derive the necessary modifications to bring the house back to its original state. The Huarte House is a unique work, one of five single family homes registered by the International Docomomo. Its future is uncertain. It is currently uninhabited and up for sale. The Huarte family has more than delivered on the mission to safeguard its patrimony. It is important to defend its place as a key work of Spanish architecture of the 20th century and so avoid it being forgotten and abandoned.

Contribution to Load-Frequency Regulation of a Hydropower Plant with Long Tail-Race Tunnel

In this paper, a hydroelectric power plant with long tail-race tunnel has been modelled for assessing its contribution to secondary regulation reserve. Cavitation problems, caused by the discharge conduit length, are expected downstream the turbine where low pressure appears during regulation manoeuvres. Therefore, governor's gains should be selected taking into account these phenomena. On the other hand, regulation services bidden by the plant operator should fulfil TSO (Transmission System Operator) quality requirements. A methodology for tuning governor PI gains is proposed and applied to a Hydro power plant in pre-design phase in northwest area of Spain. The PI gains adjustment proposed provides a proper plant response, according to some established indexes, while avoiding cavitation phenomena.

Methodologies for Collision Risk Computation = Metodologías para Cálculo de Riesgo de Colisión

Esta tesis aborda metodologías para el cálculo de riesgo de colisión de satélites. La minimización del riesgo de colisión se debe abordar desde dos puntos de vista distintos. Desde el punto de vista operacional, es necesario filtrar los objetos que pueden presentar un encuentro entre todos los objetos que comparten el espacio con un satélite operacional. Puesto que las órbitas, del objeto operacional y del objeto envuelto en la colisión, no se conocen perfectamente, la geometría del encuentro y el riesgo de colisión deben ser evaluados. De acuerdo con dicha geometría o riesgo, una maniobra evasiva puede ser necesaria para evitar la colisión. Dichas maniobras implican un consumo de combustible que impacta en la capacidad de mantenimiento orbital y por tanto de la visa útil del satélite. Por tanto, el combustible necesario a lo largo de la vida útil de un satélite debe ser estimado en fase de diseño de la misión para una correcta definición de su vida útil, especialmente para satélites orbitando en regímenes orbitales muy poblados. Los dos aspectos, diseño de misión y aspectos operacionales en relación con el riesgo de colisión están abordados en esta tesis y se resumen en la Figura 3. En relación con los aspectos relacionados con el diseño de misión (parte inferior de la figura), es necesario evaluar estadísticamente las características de de la población espacial y las teorías que permiten calcular el número medio de eventos encontrados por una misión y su capacidad de reducir riesgo de colisión. Estos dos aspectos definen los procedimientos más apropiados para reducir el riesgo de colisión en fase operacional. Este aspecto es abordado, comenzando por la teoría descrita en [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 e implementada por el autor de esta tesis en la herramienta ARES [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 proporcionada por ESA para la evaluación de estrategias de evitación de colisión. Esta teoría es extendida en esta tesis para considerar las características de los datos orbitales disponibles en las fases operacionales de un satélite (sección 4.3.3). Además, esta teoría se ha extendido para considerar riesgo máximo de colisión cuando la incertidumbre de las órbitas de objetos catalogados no es conocida (como se da el caso para los TLE), y en el caso de querer sólo considerar riesgo de colisión catastrófico (sección 4.3.2.3). Dichas mejoras se han incluido en la nueva versión de ARES [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 puesta a disposición a través de [SDUP,2014]R.60. En fase operacional, los catálogos que proporcionan datos orbitales de los objetos espaciales, son procesados rutinariamente, para identificar posibles encuentros que se analizan en base a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión para proponer maniobras de evasión. Actualmente existe una única fuente de datos públicos, el catálogo TLE (de sus siglas en inglés, Two Line Elements). Además, el Joint Space Operation Center (JSpOC) Americano proporciona mensajes con alertas de colisión (CSM) cuando el sistema de vigilancia americano identifica un posible encuentro. En función de los datos usados en fase operacional (TLE o CSM), la estrategia de evitación puede ser diferente debido a las características de dicha información. Es preciso conocer las principales características de los datos disponibles (respecto a la precisión de los datos orbitales) para estimar los posibles eventos de colisión encontrados por un satélite a lo largo de su vida útil. En caso de los TLE, cuya precisión orbital no es proporcionada, la información de precisión orbital derivada de un análisis estadístico se puede usar también en el proceso operacional así como en el diseño de la misión. En caso de utilizar CSM como base de las operaciones de evitación de colisiones, se conoce la precisión orbital de los dos objetos involucrados. Estas características se han analizado en detalle, evaluando estadísticamente las características de ambos tipos de datos. Una vez concluido dicho análisis, se ha analizado el impacto de utilizar TLE o CSM en las operaciones del satélite (sección 5.1). Este análisis se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. En dicho análisis, se proporcionan recomendaciones para distintas misiones (tamaño del satélite y régimen orbital) en relación con las estrategias de evitación de colisión para reducir el riesgo de colisión de manera significativa. Por ejemplo, en el caso de un satélite en órbita heliosíncrona en régimen orbital LEO, el valor típico del ACPL que se usa de manera extendida es 10-4. Este valor no es adecuado cuando los esquemas de evitación de colisión se realizan sobre datos TLE. En este caso, la capacidad de reducción de riesgo es prácticamente nula (debido a las grandes incertidumbres de los datos TLE) incluso para tiempos cortos de predicción. Para conseguir una reducción significativa del riesgo, sería necesario usar un ACPL en torno a 10-6 o inferior, produciendo unas 10 alarmas al año por satélite (considerando predicciones a un día) o 100 alarmas al año (con predicciones a tres días). Por tanto, la principal conclusión es la falta de idoneidad de los datos TLE para el cálculo de eventos de colisión. Al contrario, usando los datos CSM, debido a su mejor precisión orbital, se puede obtener una reducción significativa del riesgo con ACPL en torno a 10-4 (considerando 3 días de predicción). Incluso 5 días de predicción pueden ser considerados con ACPL en torno a 10-5. Incluso tiempos de predicción más largos se pueden usar (7 días) con reducción del 90% del riesgo y unas 5 alarmas al año (en caso de predicciones de 5 días, el número de maniobras se mantiene en unas 2 al año). La dinámica en GEO es diferente al caso LEO y hace que el crecimiento de las incertidumbres orbitales con el tiempo de propagación sea menor. Por el contrario, las incertidumbres derivadas de la determinación orbital son peores que en LEO por las diferencias en las capacidades de observación de uno y otro régimen orbital. Además, se debe considerar que los tiempos de predicción considerados para LEO pueden no ser apropiados para el caso de un satélite GEO (puesto que tiene un periodo orbital mayor). En este caso usando datos TLE, una reducción significativa del riesgo sólo se consigue con valores pequeños de ACPL, produciendo una alarma por año cuando los eventos de colisión se predicen a un día vista (tiempo muy corto para implementar maniobras de evitación de colisión).Valores más adecuados de ACPL se encuentran entre 5•10-8 y 10-7, muy por debajo de los valores usados en las operaciones actuales de la mayoría de las misiones GEO (de nuevo, no se recomienda en este régimen orbital basar las estrategias de evitación de colisión en TLE). Los datos CSM permiten una reducción de riesgo apropiada con ACPL entre 10-5 y 10-4 con tiempos de predicción cortos y medios (10-5 se recomienda para predicciones a 5 o 7 días). El número de maniobras realizadas sería una en 10 años de misión. Se debe notar que estos cálculos están realizados para un satélite de unos 2 metros de radio. En el futuro, otros sistemas de vigilancia espacial (como el programa SSA de la ESA), proporcionarán catálogos adicionales de objetos espaciales con el objetivo de reducir el riesgo de colisión de los satélites. Para definir dichos sistemas de vigilancia, es necesario identificar las prestaciones del catalogo en función de la reducción de riesgo que se pretende conseguir. Las características del catálogo que afectan principalmente a dicha capacidad son la cobertura (número de objetos incluidos en el catalogo, limitado principalmente por el tamaño mínimo de los objetos en función de las limitaciones de los sensores utilizados) y la precisión de los datos orbitales (derivada de las prestaciones de los sensores en relación con la precisión de las medidas y la capacidad de re-observación de los objetos). El resultado de dicho análisis (sección 5.2) se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. Este análisis no estaba inicialmente previsto durante la tesis, y permite mostrar como la teoría descrita en esta tesis, inicialmente definida para facilitar el diseño de misiones (parte superior de la figura 1) se ha extendido y se puede aplicar para otros propósitos como el dimensionado de un sistema de vigilancia espacial (parte inferior de la figura 1). La principal diferencia de los dos análisis se basa en considerar las capacidades de catalogación (precisión y tamaño de objetos observados) como una variable a modificar en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia), siendo fijas en el caso de un diseño de misión. En el caso de las salidas generadas en el análisis, todos los aspectos calculados en un análisis estadístico de riesgo de colisión son importantes para diseño de misión (con el objetivo de calcular la estrategia de evitación y la cantidad de combustible a utilizar), mientras que en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia, los aspectos más importantes son el número de maniobras y falsas alarmas (fiabilidad del sistema) y la capacidad de reducción de riesgo (efectividad del sistema). Adicionalmente, un sistema de vigilancia espacial debe ser caracterizado por su capacidad de evitar colisiones catastróficas (evitando así in incremento dramático de la población de basura espacial), mientras que el diseño de una misión debe considerar todo tipo de encuentros, puesto que un operador está interesado en evitar tanto las colisiones catastróficas como las letales. Del análisis de las prestaciones (tamaño de objetos a catalogar y precisión orbital) requeridas a un sistema de vigilancia espacial se concluye que ambos aspectos han de ser fijados de manera diferente para los distintos regímenes orbitales. En el caso de LEO se hace necesario observar objetos de hasta 5cm de radio, mientras que en GEO se rebaja este requisito hasta los 100 cm para cubrir las colisiones catastróficas. La razón principal para esta diferencia viene de las diferentes velocidades relativas entre los objetos en ambos regímenes orbitales. En relación con la precisión orbital, ésta ha de ser muy buena en LEO para poder reducir el número de falsas alarmas, mientras que en regímenes orbitales más altos se pueden considerar precisiones medias. En relación con los aspectos operaciones de la determinación de riesgo de colisión, existen varios algoritmos de cálculo de riesgo entre dos objetos espaciales. La Figura 2 proporciona un resumen de los casos en cuanto a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión y como se abordan en esta tesis. Normalmente se consideran objetos esféricos para simplificar el cálculo de riesgo (caso A). Este caso está ampliamente abordado en la literatura y no se analiza en detalle en esta tesis. Un caso de ejemplo se proporciona en la sección 4.2. Considerar la forma real de los objetos (caso B) permite calcular el riesgo de una manera más precisa. Un nuevo algoritmo es definido en esta tesis para calcular el riesgo de colisión cuando al menos uno de los objetos se considera complejo (sección 4.4.2). Dicho algoritmo permite calcular el riesgo de colisión para objetos formados por un conjunto de cajas, y se ha presentado en varias conferencias internacionales. Para evaluar las prestaciones de dicho algoritmo, sus resultados se han comparado con un análisis de Monte Carlo que se ha definido para considerar colisiones entre cajas de manera adecuada (sección 4.1.2.3), pues la búsqueda de colisiones simples aplicables para objetos esféricos no es aplicable a este caso. Este análisis de Monte Carlo se considera la verdad a la hora de calcular los resultados del algoritmos, dicha comparativa se presenta en la sección 4.4.4. En el caso de satélites que no se pueden considerar esféricos, el uso de un modelo de la geometría del satélite permite descartar eventos que no son colisiones reales o estimar con mayor precisión el riesgo asociado a un evento. El uso de estos algoritmos con geometrías complejas es más relevante para objetos de dimensiones grandes debido a las prestaciones de precisión orbital actuales. En el futuro, si los sistemas de vigilancia mejoran y las órbitas son conocidas con mayor precisión, la importancia de considerar la geometría real de los satélites será cada vez más relevante. La sección 5.4 presenta un ejemplo para un sistema de grandes dimensiones (satélite con un tether). Adicionalmente, si los dos objetos involucrados en la colisión tienen velocidad relativa baja (y geometría simple, Caso C en la Figura 2), la mayor parte de los algoritmos no son aplicables requiriendo implementaciones dedicadas para este caso particular. En esta tesis, uno de estos algoritmos presentado en la literatura [Patera, 2001]R.26 se ha analizado para determinar su idoneidad en distintos tipos de eventos (sección 4.5). La evaluación frete a un análisis de Monte Carlo se proporciona en la sección 4.5.2. Tras este análisis, se ha considerado adecuado para abordar las colisiones de baja velocidad. En particular, se ha concluido que el uso de algoritmos dedicados para baja velocidad son necesarios en función del tamaño del volumen de colisión proyectado en el plano de encuentro (B-plane) y del tamaño de la incertidumbre asociada al vector posición entre los dos objetos. Para incertidumbres grandes, estos algoritmos se hacen más necesarios pues la duración del intervalo en que los elipsoides de error de los dos objetos pueden intersecar es mayor. Dicho algoritmo se ha probado integrando el algoritmo de colisión para objetos con geometrías complejas. El resultado de dicho análisis muestra que este algoritmo puede ser extendido fácilmente para considerar diferentes tipos de algoritmos de cálculo de riesgo de colisión (sección 4.5.3). Ambos algoritmos, junto con el método Monte Carlo para geometrías complejas, se han implementado en la herramienta operacional de la ESA CORAM, que es utilizada para evaluar el riesgo de colisión en las actividades rutinarias de los satélites operados por ESA [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. Este hecho muestra el interés y relevancia de los algoritmos desarrollados para la mejora de las operaciones de los satélites. Dichos algoritmos han sido presentados en varias conferencias internacionales [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1. ABSTRACT This document addresses methodologies for computation of the collision risk of a satellite. Two different approaches need to be considered for collision risk minimisation. On an operational basis, it is needed to perform a sieve of possible objects approaching the satellite, among all objects sharing the space with an operational satellite. As the orbits of both, satellite and the eventual collider, are not perfectly known but only estimated, the miss-encounter geometry and the actual risk of collision shall be evaluated. In the basis of the encounter geometry or the risk, an eventual manoeuvre may be required to avoid the conjunction. Those manoeuvres will be associated to a reduction in the fuel for the mission orbit maintenance, and thus, may reduce the satellite operational lifetime. Thus, avoidance manoeuvre fuel budget shall be estimated, at mission design phase, for a better estimation of mission lifetime, especially for those satellites orbiting in very populated orbital regimes. These two aspects, mission design and operational collision risk aspects, are summarised in Figure 3, and covered along this thesis. Bottom part of the figure identifies the aspects to be consider for the mission design phase (statistical characterisation of the space object population data and theory computing the mean number of events and risk reduction capability) which will define the most appropriate collision avoidance approach at mission operational phase. This part is covered in this work by starting from the theory described in [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 and implemented by this author in ARES tool [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 provided by ESA for evaluation of collision avoidance approaches. This methodology has been now extended to account for the particular features of the available data sets in operational environment (section 4.3.3). Additionally, the formulation has been extended to allow evaluating risk computation approached when orbital uncertainty is not available (like the TLE case) and when only catastrophic collisions are subject to study (section 4.3.2.3). These improvements to the theory have been included in the new version of ESA ARES tool [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 and available through [SDUP,2014]R.60. At the operation phase, the real catalogue data will be processed on a routine basis, with adequate collision risk computation algorithms to propose conjunction avoidance manoeuvre optimised for every event. The optimisation of manoeuvres in an operational basis is not approached along this document. Currently, American Two Line Element (TLE) catalogue is the only public source of data providing orbits of objects in space to identify eventual conjunction events. Additionally, Conjunction Summary Message (CSM) is provided by Joint Space Operation Center (JSpOC) when the American system identifies a possible collision among satellites and debris. Depending on the data used for collision avoidance evaluation, the conjunction avoidance approach may be different. The main features of currently available data need to be analysed (in regards to accuracy) in order to perform estimation of eventual encounters to be found along the mission lifetime. In the case of TLE, as these data is not provided with accuracy information, operational collision avoidance may be also based on statistical accuracy information as the one used in the mission design approach. This is not the case for CSM data, which includes the state vector and orbital accuracy of the two involved objects. This aspect has been analysed in detail and is depicted in the document, evaluating in statistical way the characteristics of both data sets in regards to the main aspects related to collision avoidance. Once the analysis of data set was completed, investigations on the impact of those features in the most convenient avoidance approaches have been addressed (section 5.1). This analysis is published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. The analysis provides recommendations for different mission types (satellite size and orbital regime) in regards to the most appropriate collision avoidance approach for relevant risk reduction. The risk reduction capability is very much dependent on the accuracy of the catalogue utilized to identify eventual collisions. Approaches based on CSM data are recommended against the TLE based approach. Some approaches based on the maximum risk associated to envisaged encounters are demonstrated to report a very large number of events, which makes the approach not suitable for operational activities. Accepted Collision Probability Levels are recommended for the definition of the avoidance strategies for different mission types. For example for the case of a LEO satellite in the Sun-synchronous regime, the typically used ACPL value of 10-4 is not a suitable value for collision avoidance schemes based on TLE data. In this case the risk reduction capacity is almost null (due to the large uncertainties associated to TLE data sets, even for short time-to-event values). For significant reduction of risk when using TLE data, ACPL on the order of 10-6 (or lower) seems to be required, producing about 10 warnings per year and mission (if one-day ahead events are considered) or 100 warnings per year (for three-days ahead estimations). Thus, the main conclusion from these results is the lack of feasibility of TLE for a proper collision avoidance approach. On the contrary, for CSM data, and due to the better accuracy of the orbital information when compared with TLE, ACPL on the order of 10-4 allows to significantly reduce the risk. This is true for events estimated up to 3 days ahead. Even 5 days ahead events can be considered, but ACPL values down to 10-5 should be considered in such case. Even larger prediction times can be considered (7 days) for risk reduction about 90%, at the cost of larger number of warnings up to 5 events per year, when 5 days prediction allows to keep the manoeuvre rate in 2 manoeuvres per year. Dynamics of the GEO orbits is different to that in LEO, impacting on a lower increase of orbits uncertainty along time. On the contrary, uncertainties at short prediction times at this orbital regime are larger than those at LEO due to the differences in observation capabilities. Additionally, it has to be accounted that short prediction times feasible at LEO may not be appropriate for a GEO mission due to the orbital period being much larger at this regime. In the case of TLE data sets, significant reduction of risk is only achieved for small ACPL values, producing about a warning event per year if warnings are raised one day in advance to the event (too short for any reaction to be considered). Suitable ACPL values would lay in between 5•10-8 and 10-7, well below the normal values used in current operations for most of the GEO missions (TLE-based strategies for collision avoidance at this regime are not recommended). On the contrary, CSM data allows a good reduction of risk with ACPL in between 10-5 and 10-4 for short and medium prediction times. 10-5 is recommended for prediction times of five or seven days. The number of events raised for a suitable warning time of seven days would be about one in a 10-year mission. It must be noted, that these results are associated to a 2 m radius spacecraft, impact of the satellite size are also analysed within the thesis. In the future, other Space Situational Awareness Systems (SSA, ESA program) may provide additional catalogues of objects in space with the aim of reducing the risk. It is needed to investigate which are the required performances of those catalogues for allowing such risk reduction. The main performance aspects are coverage (objects included in the catalogue, mainly limited by a minimum object size derived from sensor performances) and the accuracy of the orbital data to accurately evaluate the conjunctions (derived from sensor performance in regards to object observation frequency and accuracy). The results of these investigations (section 5.2) are published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. This aspect was not initially foreseen as objective of the thesis, but it shows how the theory described in the thesis, initially defined for mission design in regards to avoidance manoeuvre fuel allocation (upper part of figure 1), is extended and serves for additional purposes as dimensioning a Space Surveillance and Tracking (SST) system (bottom part of figure below). The main difference between the two approaches is the consideration of the catalogue features as part of the theory which are not modified (for the satellite mission design case) instead of being an input for the analysis (in the case of the SST design). In regards to the outputs, all the features computed by the statistical conjunction analysis are of importance for mission design (with the objective of proper global avoidance strategy definition and fuel allocation), whereas for the case of SST design, the most relevant aspects are the manoeuvre and false alarm rates (defining a reliable system) and the Risk Reduction capability (driving the effectiveness of the system). In regards to the methodology for computing the risk, the SST system shall be driven by the capacity of providing the means to avoid catastrophic conjunction events (avoiding the dramatic increase of the population), whereas the satellite mission design should consider all type of encounters, as the operator is interested on avoiding both lethal and catastrophic collisions. From the analysis of the SST features (object coverage and orbital uncertainty) for a reliable system, it is concluded that those two characteristics are to be imposed differently for the different orbital regimes, as the population level is different depending on the orbit type. Coverage values range from 5 cm for very populated LEO regime up to 100 cm in the case of GEO region. The difference on this requirement derives mainly from the relative velocity of the encounters at those regimes. Regarding the orbital knowledge of the catalogues, very accurate information is required for objects in the LEO region in order to limit the number of false alarms, whereas intermediate orbital accuracy can be considered for higher orbital regimes. In regards to the operational collision avoidance approaches, several collision risk algorithms are used for evaluation of collision risk of two pair of objects. Figure 2 provides a summary of the different collision risk algorithm cases and indicates how they are covered along this document. The typical case with high relative velocity is well covered in literature for the case of spherical objects (case A), with a large number of available algorithms, that are not analysed in detailed in this work. Only a sample case is provided in section 4.2. If complex geometries are considered (Case B), a more realistic risk evaluation can be computed. New approach for the evaluation of risk in the case of complex geometries is presented in this thesis (section 4.4.2), and it has been presented in several international conferences. The developed algorithm allows evaluating the risk for complex objects formed by a set of boxes. A dedicated Monte Carlo method has also been described (section 4.1.2.3) and implemented to allow the evaluation of the actual collisions among a large number of simulation shots. This Monte Carlo runs are considered the truth for comparison of the algorithm results (section 4.4.4). For spacecrafts that cannot be considered as spheres, the consideration of the real geometry of the objects may allow to discard events which are not real conjunctions, or estimate with larger reliability the risk associated to the event. This is of particular importance for the case of large spacecrafts as the uncertainty in positions of actual catalogues does not reach small values to make a difference for the case of objects below meter size. As the tracking systems improve and the orbits of catalogued objects are known more precisely, the importance of considering actual shapes of the objects will become more relevant. The particular case of a very large system (as a tethered satellite) is analysed in section 5.4. Additionally, if the two colliding objects have low relative velocity (and simple geometries, case C in figure above), the most common collision risk algorithms fail and adequate theories need to be applied. In this document, a low relative velocity algorithm presented in the literature [Patera, 2001]R.26 is described and evaluated (section 4.5). Evaluation through comparison with Monte Carlo approach is provided in section 4.5.2. The main conclusion of this analysis is the suitability of this algorithm for the most common encounter characteristics, and thus it is selected as adequate for collision risk estimation. Its performances are evaluated in order to characterise when it can be safely used for a large variety of encounter characteristics. In particular, it is found that the need of using dedicated algorithms depend on both the size of collision volume in the B-plane and the miss-distance uncertainty. For large uncertainties, the need of such algorithms is more relevant since for small uncertainties the encounter duration where the covariance ellipsoids intersect is smaller. Additionally, its application for the case of complex satellite geometries is assessed (case D in figure above) by integrating the developed algorithm in this thesis with Patera’s formulation for low relative velocity encounters. The results of this analysis show that the algorithm can be easily extended for collision risk estimation process suitable for complex geometry objects (section 4.5.3). The two algorithms, together with the Monte Carlo method, have been implemented in the operational tool CORAM for ESA which is used for the evaluation of collision risk of ESA operated missions, [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. This fact shows the interest and relevance of the developed algorithms for improvement of satellite operations. The algorithms have been presented in several international conferences, [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1.

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.

The unpredictability paradox: review of empirical comparisons of randomised and non-randomised clinical trials

Objective To summarise comparisons of randomised clinical trials and non-randomised clinical trials, trials with adequately concealed random allocation versus inadequately concealed random allocation, and high quality trials versus low quality trials where the effect of randomisation could not be separated from the effects of other methodological manoeuvres.

Répertoire méthodique et alphabétique de législation, de doctrine et de jurisprudence en matière de droit civil, commercial, criminel, administratif, de droit des gens et de droit public /

Pie de imp. T. XXVII-XXXI: Imprimerie de Pillet fils ainé.

Nouveau manuel complet de marine /

Contiene: T. I: Première partie : Gréement (II, 3-290 p.) -- T. II: Seconde partie : Manoeuvres du navire et de l'artillerie (286, [2] p., [1] h. de grab. pleg.)

Military tactics: adapted to the different corps in the United States, according to the latest improvements,

Largely extracted from "... Infantry tactics; or, Rules for the exercises and manoeuvres of the Infantry of the U. S. Army. Washington, 1825", and from "General regulations for the army ... Washington, 1825". cf. Pref.

Escuela del cazador; ó, Manejo de la bayoneta aplicada á los egercicios y maniobras de la infantería,

Translation of École du tirailleur, ou Maniement de la baionnette applique aux exercices et manoeuvres de l'infanterie.

The nature of anterior knee pain following injection of hypertonic saline into the infrapatellar fat pad

The infrapatellar fat pad has been implicated as a possible source of anterior knee pain. This study examined the nature, distribution and time-course of experimentally induced pain in the infrapatellar fat pad. Hypertonic saline (5%) was injected into the medial fat pad of 11 healthy individuals with no history of knee pain. Severity of pain was assessed at rest and during activity using an 11 point numerical rating scale (NRS) at regular intervals over 15-30 min following injection. Participants described the size of the pain region from a series of different sized circles while the area and type of pain was established from a body chart and the McGill pain questionnaire. The effect of pain on temperature-pain threshold and sensory thresholds of the anterior knee was assessed. Participants generally reported a deep aching pain that peaked in severity around 3 min and gradually declined over 15 min. Pain levels were not altered by clinical manoeuvres designed to impinge the fat pad. The size of the pain region was related to pain intensity. Pain was most commonly felt in the region of the fat pad medial to the patella, although some individuals reported proximal referred pain as far as the groin region. Thermal and sensory thresholds were not altered at a region close to the injection site during the experimental pain. These results suggest that nociceptive stimulation of the infrapatellar fat pad may cause anterior knee pain that is not necessarily confined locally particularly if pain is severe. This has implications for the investigation of pathological structures in patients presenting clinically with anterior knee pain and provides an experimental model of anterior knee pain. (C) 2003 Orthopaedic Research Society. Published by Elsevier Ltd. All rights reserved.

Abdominal muscle recruitment during a range of voluntary exercises

Various exercises are used to retrain the abdominal muscles in the management of low back pain and other musculoskeletal disorders. However. few studies have directly investigated the activity of all the abdominal muscles or the recruitment of regions of the abdominal muscles during these manoeuvres. This study examined the activity of different regions of transversus abdominis (TrA), obliquus internus (OI) and externus abdominis (OE), and rectus abdominis (RA), and movement of lumbar spine, pelvis and abdomen during inward movement of the lower abdominal wall, abdominal bracing, pelvic tilting, and inward movement of the lower and upper abdominal wall. Inward movement of the lower abdominal wall in supine produced greater activity of TrA compared to OI. OE and RA. During posterior pelvic tilting. middle OI was most active and with abdominal bracing. OE was predominately recruited. Regions of TrA were recruited differentially and in inverse relationship between lumbopelvic motion and TrA electromyography (EMG) was found. This study indicates that inward movement of the abdominal wall in supine produces the most independent activity of TrA relative to the other abdominal muscle, recruitment varies between regions of TrA, and observation of abdominal and lumbopelvic motion may assist in evalation of exercise performance. (c) 2004 Elsevier Ltd. All rights reserved.

The impact of neurodynamic testing on the perception of experimentally induced muscle pain

Neurodynamic tests such as the straight leg raising (SLR) and slump test are frequently used for assessment of mechanosensitivity of neural tissues. However, there is ongoing debate in the literature regarding the contributions of neural and non-neural tissues to the elicited symptoms because many structures are affected by these tests. Sensitizing manoeuvres are limb or spinal movements added to neurodynamic tests, which aim to identify the origin of the symptoms by preferentially loading or unloading neural structures. A prerequisite for the use of sensitizing manoeuvres to identify neural involvement is that the addition of sensitizing manoeuvres has no impact on pain perception when the origin of the pain is non-neural. In this study, experimental muscle pain was induced by injection of hypertonic saline in tibialis anterior or soleus in 25 asymptomatic, naive volunteers. A first experiment investigated the impact of hip adduction, abduction, medial and lateral rotation in the SLR position. In a second experiment, the different stages of the slump test were examined. The intensity and area of experimentally induced muscle pain did not increase when sensitizing manoeuvres were added to the SLR or throughout the successive stages of the slump test. The findings of this study lend support to the validity of the use of sensitizing manoeuvres during neurodynamic testing. (C) 2004 Elsevier Ltd. All rights reserved.

Dynamic microtubules regulate the local concentration of E-cadherin at cell-cell contacts

In contrast to the well-established relationship between cadherins and the actin cytoskeleton, the potential link between cadherins and microtubules (MTs) has been less extensively investigated. We now identify a pool of MTs that extend radially into cell-cell contacts and are inhibited by manoeuvres that block the dynamic activity of MT plus-ends (e.g. in the presence of low concentrations of nocodazole and following expression of a CLIP-170 mutant). Blocking dynamic MTs perturbed the ability of cells to concentrate and accumulate E-cadherin at cell-cell contacts, as assessed both by quantitative immunofluorescence microscopy and fluorescence recovery after photobleaching (FRAP) analysis, but did not affect either transport of E-cadherin to the plasma membrane or the amount of E-cadherin expressed at the cell surface. This indicated that dynamic MTs allow cells to concentrate E-cadherin at cell-cell contacts by regulating the regional distribution of E-cadherin once it reaches the cell surface. Importantly, dynamic MTs were necessary for myosin II to accumulate and be activated at cadherin adhesive contacts, a mechanism that supports the focal accumulation of E-cadherin. We propose that this population of MTs represents a novel form of cadherin-MT cooperation, where cadherin adhesions recruit dynamic MTs that, in turn, support the local concentration of cadherin molecules by regulating myosin II activity at cell-cell contacts.