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.

Echo-delay resolution in sonar images of the big brown bat, Eptesicus fuscus

Echolocating big brown bats (Eptesicus fuscus) broadcast ultrasonic frequency-modulated (FM) biosonar sounds (20–100 kHz frequencies; 10–50 μs periods) and perceive target range from echo delay. Knowing the acuity for delay resolution is essential to understand how bats process echoes because they perceive target shape and texture from the delay separation of multiple reflections. Bats can separately perceive the delays of two concurrent electronically generated echoes arriving as little as 2 μs apart, thus resolving reflecting points as close together as 0.3 mm in range (two-point threshold). This two-point resolution is roughly five times smaller than the shortest periods in the bat’s sounds. Because the bat’s broadcasts are 2,000–4,500 μs long, the echoes themselves overlap and interfere with each other, to merge together into a single sound whose spectrum is shaped by their mutual interference depending on the size of the time separation. To separately perceive the delays of overlapping echoes, the bat has to recover information about their very small delay separation that was transferred into the spectrum when the two echoes interfered with each other, thus explicitly reconstructing the range profile of targets from the echo spectrum. However, the bat’s 2-μs resolution limit is so short that the available spectral cues are extremely limited. Resolution of delay seems overly sharp just for interception of flying insects, which suggests that the bat’s biosonar images are of higher quality to suit a wider variety of orientation tasks, and that biosonar echo processing is correspondingly more sophisticated than has been suspected.

Association with capsid proteins promotes nuclear targeting of simian virus 40 DNA.

All animal DNA viruses except pox virus utilize the cell nucleus as the site for virus reproduction. Yet, a critical viral infection process, nuclear targeting of the viral genome, is poorly understood. The role of capsid proteins in nuclear targeting of simian virus 40 (SV40) DNA, which is assessed by the nuclear accumulation of large tumor (T) antigen, the initial sign of the infectious process, was tested by two independent approaches: antibody interception experiments and reconstitution experiments. When antibody against viral capsid protein Vp1 or Vp3 was introduced into the cytoplasm, the nuclear accumulation of T antigen was not observed in cells either infected or cytoplasmically injected with virion. Nuclearly introduced anti-Vp3 IgG also showed the inhibitory effect. In the reconstitution experiments, SV40 DNA was allowed to interact with protein components of the virus, either empty particles or histones, and the resulting complexes were tested for the capability of protein components to target the DNA to the nucleus from cytoplasm as effectively as the targeting of DNA in the mature virion. In cells injected with empty particle-DNA, but not in minichromosome-injected cells, T antigen was observed as effectively as in SV40-injected cells. These results demonstrate that SV40 capsid proteins can facilitate transport of SV40 DNA into the nucleus and indicate that Vp3, one of the capsid proteins, accompanies SV40 DNA as it enters the nucleus during virus infection.

Letters from Alfred Cobb to William Tudor,

Six letters reporting on communications with American merchants and naval officers, and various incidents involving American vessels. He also comments on the election of John Quincy Adams as president. Cobb includes copies of his correspodence with Lieutenant John Percival regarding the interception of Percival’s ship by Chilean Admiral Manuel Blanco Encalada.

Mass Surveillance of Personal Data by EU Member States and its Compatibility with EU Law. CEPS Liberty and Security in Europe No. 61, 6 November 2013

In the wake of the disclosures surrounding PRISM and other US surveillance programmes, this paper assesses the large-scale surveillance practices by a selection of EU member states: the UK, Sweden, France, Germany and the Netherlands. Given the large-scale nature of these practices, which represent a reconfiguration of traditional intelligence gathering, the paper contends that an analysis of European surveillance programmes cannot be reduced to a question of the balance between data protection versus national security, but has to be framed in terms of collective freedoms and democracy. It finds that four of the five EU member states selected for in-depth examination are engaging in some form of large-scale interception and surveillance of communication data, and identifies parallels and discrepancies between these programmes and the NSA-run operations. The paper argues that these programmes do not stand outside the realm of EU intervention but can be analysed from an EU law perspective via i) an understanding of national security in a democratic rule of law framework where fundamental human rights and judicial oversight constitute key norms; ii) the risks posed to the internal security of the Union as a whole as well as the privacy of EU citizens as data owners and iii) the potential spillover into the activities and responsibilities of EU agencies. The paper then presents a set of policy recommendations to the European Parliament.

Who will monitor the spies? CEPS Commentary, 8 January 2014

A majority of national governments across the EU have long tried to cordon off their practices of mass interception of communications data and cyber-hacking of foreign companies and diplomats from supranational scrutiny by the EU institutions and courts, arguing that they remain within the remit of their ‘exclusive competence’ on grounds of national security. In light of the revelations that some EU member states (namely the UK, France, Germany and Sweden) are running their own secret interception programmes, however, the question of whether the EU can and should intervene becomes more pressing. This commentary, by a team of JHA specialists at CEPS, offers four important legal reasons why the covert surveillance programmes of member states should not be regarded as falling outside the scope of EU intervention.

Propagation of Behavioral Variations with Delegation Proxies

Scoping behavioral variations to dynamic extents is useful to support non-functional concerns that otherwise result in cross-cutting code. Unfortunately, such forms of scoping are difficult to obtain with traditional reflection or aspects. We propose delegation proxies, a dynamic proxy model that supports behavioral intercession through the interception of various interpretation operations. Delegation proxies permit different behavioral variations to be easily composed together. We show how delegation proxies enable behavioral variations that can propagate to dynamic extents. We demonstrate our approach with examples of behavioral variations scoped to dynamic extents that help simplify code related to safety, reliability, and monitoring.

Marion Body UM football, rushing punter

[returning interception?]

Randy Logan UM football, 1972 vs Tulane

[Logan, #41, 32-yard pass interception for touchdown, Roy Burks blocking]

Randy Logan UM football, 1972 vs Tulane

[Logan, 32-yard pass interception for touchdown]

George Hoey, UM football, 1968 vs Navy

[Hoey on punt return or interception]

George Hoey, UM football, 1968 vs Navy

[Hoey on punt return or interception]