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PRESENTACIÓN La Fuerza Aérea Ecuatoriana, con el aval del Ministerio de Defensa Nacional, la Secretaria Nacional de Educación Superior, Ciencia, Tecnología e Innovación, y la participación de la Escuela Politécnica Nacional y la Universidad Técnica de Ambato, ponen a consideración de las Instituciones y Organismos estatales y privados, potenciales usuarios de nuevas tecnologías en el campo aeronáutico, el Seminario Sistemas Aéreos No Tripulados: Evolución, Desarrollo y Perspectivas en el Ecuador. Dentro del evento se presentarán trabajos de investigación en ciencia y tecnología provenientes de proyectos sobre Sistemas Aéreos No Tripulados (UAS), desarrollados en el Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana, conjuntamente con las Instituciones mencionadas, entidades pioneras en el tema, en el Ecuador, que participan y colaboran en dichos proyectos. Los objetivos de estos seminarios son: • Presentar el estado del arte del desarrollo de los sistemas aéreos no tripulados en el Ecuador. • Analizar y discutir las potenciales aplicaciones de estos sistemas en el país. • Mostrar los avances de los proyectos de UAS y analizar las posibilidades de generar un proceso tecnológico de investigación de este tipo en nuestro país. Dentro de las actividades planificadas se harán exposiciones con investigadores especializados que están trabajando en la temática, se tendrá también la posibilidad de apreciar y discutir las aplicaciones actuales de estos sistemas, así como presenciar el vuelo y operación de los primeros prototipos desarrollados en el país. En la presente publicación constan los artículos técnicos que serán presentados durante la ejecución del Seminario; con este evento, se busca difundir los últimos avances y desarrollos de esta tecnología y sus aplicaciones, lo que ha sido posible gracias a la colaboración de los autores de los diferentes proyectos expuestos y de las instituciones que confían en el desarrollo tecnológico y los procesos de investigación en el Ecuador. Esperamos que el aporte científico y tecnológico de este Seminario, sea provechoso para los asistentes a este evento, damos la más cordial bienvenida a todos.

Enrique Velasco Dávila Teniente General COMANDANTE GENERAL FUERZA AÉREA ECUATORIANA

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Perspectivas de empleo de los UAS en el Ecuador

Recientemente en el Ecuador, vivimos una serie de incendios forestales que destruyeron extensas áreas de bosques y cobraron algunas víctimas. Para sumar a esta realidad, el país, está situado en una región azotada por el narcotráfico, el contrabando, la migración ilegal, la explotación ilegal de minerales, entre otros problemas de la época. Esta situación nos lleva a reflexionar sobre la importancia de contar con nuevas y más eficientes herramientas de levantamiento de información, que faciliten la toma de decisiones en una forma oportuna y precisa. Como muchos desarrollos tecnológicos, los sistemas aéreos no tripulados (UAS) se hicieron para la Defensa; pero ahora, dadas sus enormes ventajas y la multiplicidad de aplicaciones potenciales, están pasando al campo civil, en principio, con cautela y limitaciones, por aspectos regulatorios y éticos. El principal obstáculo, no es la tecnología, sino la normativa del uso del espacio aéreo, pues existe una problemática aún sin resolver sobre cómo van a interactuar la aviación tripulada con la no tripulada, en un marco de seguridad aérea y terrestre. Existen muchas áreas en apoyo al desarrollo que se verían beneficiadas con los servicios de vigilancia, monitoreo y levantamiento de información que prestarían los UAS, por mencionar algunas: Gestión de Riesgos, Oleoductos, Agricultura, Líneas de distribución eléctrica, Control de tránsito terrestre, Catastros Municipales, Control ambiental, Medios de comunicación, Parques y reservas ecológicas, Bomberos, entre otros. Realmente, no existe límite para las aplicaciones de los sistemas aéreos no tripulados en todo el mundo y en el Ecuador, por sus características y problemas vigentes, se encuentra una variedad de potenciales utilidades que podrían ser desarrolladas con la aplicación de los UAS; con la ventaja adicional de contar con sistemas desarrollados en el país, con bajos costos y mano de obra nacional; de aquí la importancia de esta línea de investigación liderada por Fuerza Aérea. Coronel Edgar Jaramillo Parrales Director del Centro de Investigación y Desarrollo de la FAE

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Diseño Conceptual de Aeronaves no Tripuladas Subteniente Miguel Baca, Centro de Investigación y Desarrollo de la FAE (CIDFAE), Ambato - Ecuador

Resumen.- El presente informe es un estudio del diseño conceptual de un avión no tripulado de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. El estudio incluye análisis de peso y balance, curvas de diseño, análisis de misión por etapas, análisis propulsivo, análisis estructural interno del avión, resultados de simulaciones en software de fluidos, estabilidad, performances de la aeronave, diseño de subsistemas. El diseño conceptual de una aeronave está orientado hacia las necesidades del consumidor siendo la aplicación de gestión de riesgos el principal factor que mueve el desarrollo de la aeronave para fines de apoyo a la sociedad ecuatoriana. Índices.- aerodinámica, autónomo, diseño, estabilidad, estructuras, fluídos, performances, peso, propulsión, software.

I. NOMENCLATURA CL = coeficiente de sustentación tres dimensiones CD = coeficiente de resistencia tres dimensiones K1 = constante de resistencia para aeronaves subsónicas Cy = coeficiente de viento cruzado Cn = coeficiente de roll CLo = coeficiente de sustentación en estado inicial = ángulo de ataque de la aeronave e = deflexión de elevador a = deflexión de alerón r = deflexión del timón de dirección ih = ángulo de incidencia del estabilizador horizontal = ángulo de viento cruzado II. INTRODUCCIÓN El estudio de sistemas aéreos no tripulados ha despertado un gran interés en el campo de la investigación aeroespacial del país, y con la experiencia adquirida previamente en el Proyecto PGA (Plataforma de Gran Altitud), se pretende seguir en el desarrollo y construcción de nuevas aeronaves no tripuladas. El diseño conceptual de un avión no tripulado se basa principalmente en la misión específica de la aeronave. En el caso del UAV (Vehículo Aéreo no Tripulado) diseñado en el CIDFAE la misión entregada al centro por parte de la FAE (Fuerza Aérea Ecuatoriana) fue la de diseñar y

construir una aeronave no tripulada capaz de levantar una carga útil en forma de electroóptico que va a ser empleada en gestión de riesgos. Las características aerodinámicas del diseño permitirán una aeronave estable con autonomía para doce horas de vuelo en caso de ser necesarias. Dentro del proceso de diseño conceptual de una aeronave se deben plantear ciertos aspectos que son básicos para el correcto diseño. Existen cuatro aspectos que deben ser cubiertos en el diseño conceptual, estos son: requerimientos de la aeronave, análisis aerodinámico, análisis estructural y métodos de construcción del prototipo. Una vez finalizado y aprobado el diseño conceptual se pasa al diseño en detalle que cubre todas las áreas de aeronáutica tales como son propulsión, estructuras, control, estabilidad y rendimiento así como también se cubren las áreas de la parte de mecánica tales como anclajes, elementos de sujeción, diseño de trenes de aterrizaje, diseño de sistemas de combustible y diseño de sistema de recuperación y frenado de la aeronave [1]. III. PREPARACIÓN DEL TRABAJO TÉCNICO ANÁLISIS DEL DISEÑO CONCEPTUAL En esta fase del diseño se cubren todos los aspectos generales de la aeronave. Se empieza investigando aeronaves de similares características. Existen aeronaves en el mercado mundial que pueden servir para partir como una guía base. Existen dos modelos muy generales dentro de la aviación no tripulada tales como es el caso del avión Herón de la empresa IAI (Industria Aeroespacial Israelí) que tiene una envergadura (distancia de punta a punta de ala) de 16 metros que su configuración tiene el empenaje (conjunto de estabilizadores horizontal y verticales) en la parte posterior separados del fuselaje por booms (brazos mecánicos que sujetan el empenaje a las alas). Esta aeronave se la puede observar en la Figura 1 [2]. Por otra parte tenemos otra configuración general como es la del avión Hermes 900 diseñado por Elbit Systems, esta aeronave tiene la particularidad de ser muy parecida a aviones tripulados con la característica única de tener un empenaje en v que permite tener elevones que son una mezcla de elevadores con el timón de dirección.

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importante la distancia recorrida por la aeronave en la velocidad de crucero que está siendo diseñada. Este es el primer parámetro dentro de la tabla y hace referencia a los coeficientes de sustentación (CL) y al coeficiente de resistencia (CD). Estos parámetros pueden ser encontrados para todos los perfiles alares en bases de datos en libros y en el internet. TABLA 2. DATOS NUMÉRICOS DE PARÁMETROS DEL PERFIL ALAR EPPLER 421

Parámetro del Perfil Alar Espesor (%) Curvatura (%) Ángulo del borde de salida (%) Llanura de la superficie inferior Ángulo del borde de ataque (%) Máxima sustentación (Cl) Máximo ángulo de ataque para sustentación (°) Máxima Sustentación-Resistencia Sustentación a la Máxima Sustentación-Resistencia Ángulo de ataque para la Máxima Sustentación-Resistencia

Valor Numérico 14,536 8,719 15,050 58,511 5,972 2,171 15,000 43,198 0,848 -2,000

En la Tabla 2 se puede observar los diferentes parámetros de un perfil Eppler 421. Este perfil tiene la característica de tener un coeficiente de sustentación muy elevado lo que lo hace ser considerado como un perfil de alto rendimiento de sustentación que puede ser usado para misiones de vigilancia y reconocimiento en aeronaves no tripuladas. Cálculo De Derivadas De Estabilidad El programa AEROdynamics es un programa que facilita el proceso de cálculos aerodinámicos y de estabilidad cuya primera fase es el modelamiento geométrico de la estructura de la aeronave a diseñarse. El programa utiliza el sistema inglés de unidades debido a su procedencia americana por lo tanto todos los datos y resultados se expresarán en estas unidades. Este programa nos ayuda a determinar las derivadas de estabilidad que deben seguir la siguiente regla de signos para determinar la estabilidad tanto longitudinal, lateral y direccional de la aeronave.

TABLA 3. DERIVADAS DE ESTABILIDAD DE UNA AERONAVE CON SUS RESPECTIVOS SIGNOS

Derivada Movimiento Longitudinal CLo CL CL e CLih CDo CD CD e CDih

Cmo Cm (estabilidad estática longitudinal) Cm e (control de poder del elevador) Cmih Movimiento Lateraldireccional Cy Cy a

Signo

>0 normalmente, puede ser también <0 >0 >0 >0 >0 >0 Depende en ih >0 para ih >0; <0 para ih <0 Puede ser >0 ó <0 <0 <0 <0 <0 Aproximadamente igual a 0 >0 <0

Cy r CL (estabilidad estática lateral) CL a (control de poder del >0 alerón) CL r (derivada de control >0 cruzado) Cn (estabilidad estática >0 direccional) CL a (derivada de control <0 cruzado) Cn r(control de poder del <0 timón de dirección) Los cálculos de las derivadas se encuentran implícitos dentro del programa lo que cabe recalcar es que el diseñador tiene que ir alterando el modelamiento geométrico de la aeronave hasta que las derivadas tengan los signos necesarios para demostrar estabilidad en el prototipo. El valor absoluto de la derivada no tiene un significado profundo dentro de la aerodinámica a más de la sensibilidad de la aeronave para regresar al estado de equilibrio en cual se basa la estabilidad estática. El signo es el que determina si la derivada está o no bien calculada en función de la aeronave [6]. Cabe recalcar que no todas las aeronaves son diseñadas para ser totalmente estables aerodinámicamente, existen aeronaves tales como el F-16 o el F-22 que son inestables lateralmente para

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poder ser más maniobrables en condiciones de combate. Mayor controlabilidad significa menor estabilidad, este parámetro es considerado para cada una de las aeronaves a diseñarse. Cálculo de la Polar La polar es una herramienta que permite determinar la resistencia total de la aeronave a ser diseñada. Este paso es fundamental en el diseño puesto que ayudará a determinar la propulsión necesaria para superar dicha resistencia y permitir el empuje necesario para la aeronave. Los cálculos para esta ecuación se los debe realizar con la velocidad de pérdida calculada en el programa AEROdynamics. La polar es una ecuación de segundo grado que se la expresa de la siguiente forma:

CD = CD + k1CL

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o

(1)

El primer término de la derecha es conocido como el coeficiente de resistencia inicial y el segundo término es la suma de la resistencia parásita para aeronaves subsónicas como es el caso de los aviones no tripulados [4]. Una vez calculado todos los parámetros que se inducen de esta ecuación se puede obtener como resultado lo siguiente:

Figura 4. Gráfica de la polar de una aeronave no tripulada

Cálculo De Pesos y Balance Es importante calcular el correcto peso y balance que es fundamental para el despegue de una aeronave. Esta parte del diseño tiene que ser realizado en conjunto con el cálculo de estabilidad longitudinal porque el centro de gravedad de la aeronave debe ser determinado para poder continuar con las demás ecuaciones de estabilidad. Primero se deben establecer los pesos de todos los componentes que se encuentran en la aeronave. A continuación tenemos un ejemplo de una distribución de pesos para una aeronave convencional no tripulada:

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TABLA 4. DISTRIBUCIÓN DE PESOS PARA UNA AERONAVE NO TRIPULADA

Pesos Wvacío Wparacaídas Wcombustible Wmotor Whélice Wequipos Wtren aterrizaje Wpayload Wbatería Wcableado Wcarga neta WTO

Valor (kg) 150 10 135 61 5 39 20 50 25 5 350 500

El peso vacío Wvacío incluye el peso total de la célula es decir alas, booms, fuselaje y el empenaje. El peso de la carga neta Wcarga neta es la suma de todos los componentes internos del prototipo. La estimación de este peso es lo que se conoce como el Peso de Levante Máximo de la aeronave y no podrá ser excedido debido a que el avión será diseñado para levantar ese peso efectivo. Una vez determinado los pesos de los diferentes componentes de la aeronave se debe proceder a ubicarlos de manera de mantener un rango operativo del centro de gravedad que permita ser estable longitudinalmente. El rango operativo del centro de gravedad de una aeronave se lo debe realizar con el peso inicial de la misión y con el peso final de la misión, queda claro que hay que descartar la carga paga dispensable que en el caso de una aeronave no tripulada de vigilancia y reconocimiento sería el combustible. Una vez determinado estos dos diferentes centros de gravedades se debe mantener una distancia aproximadamente dentro del veinte porciento de distancia en relación con la cuerda delante del centro aerodinámico del avión. El centro aerodinámico del avión se lo puede asumir que se encuentra a un cuarto de la cuerda desde el borde de ataque. Este paso es fundamental para la determinación de la estabilidad longitudinal de la aeronave. Análisis Propulsivo La propulsión necesaria para contrarrestar la resistencia producida por la aeronave en vuelo es calculada en un túnel de viento. Actualmente el Ecuador no posee la capacidad suficiente para obtener un túnel de viento que pueda servir de base para estos datos pero si se los puede aproximar


usando software especializado en flujos como es el caso de Solid Works Flow Simulation ®. Este módulo permite correr simulaciones en condiciones de vuelo para determinar las fuerzas aerodinámicas de la aeronave diseñada, así como también, permite calcular los máximos esfuerzos que se producen en la aeronave para su correcto reforzamiento en el análisis estructural. Una vez calculada la fuerza de resistencia ya sea en túnel de viento o en un software especializado es necesario transformar la potencia de posibles motores candidatos en fuerza de empuje para contrarrestar la resistencia. Para facilitar la tarea se puede investigar aeronaves de características parecidas para tener un punto de comienzo en la selección definitiva del motor. Existen varias empresas alrededor del mundo teniendo diferentes motores que van desde los veinte y siete HP´s (Caballos de fuerza) hasta los ciento veinte HP´s en aeronaves no tripuladas más grandes. A continuación podemos observar un motor Meggit Hurricane usado en aeronaves no tripuladas de Inglaterra que sirven como objetivos aéreos para ser destruidos por misiles de pruebas [7].

aviones no tripulados. Un ejemplo de este software es el módulo STK (Módulo de operaciones con aeronaves y sus sistemas de sensores y comunicación) de la empresa AGI (Empresa desarrolladora de software para operaciones de aeronaves y satélites), este software permite analizar las capacidades que la aeronave tendrá en vuelo con todas sus características aerodinámicas, con sus sensores y radios de comunicación para observar los alcances de la aeronave en una misión virtual que en teoría debería ser idéntica a la que se volaría una vez realizados todos los análisis pertinentes[9].

Figura 6. Ejemplo de una misión virtual usando STK de una aeronave no tripulada

DISEÑO ESTRUCTURAL

Figura 5. Motor Meggit 342 Hurricane de fabricación inglesa

La selección de la hélice es de igual importancia que la selección del motor debido a que la hélice necesita ser lo suficientemente eficiente para que el motor produzca la potencia necesaria que será transformada en fuerza de empuje. Existen hélices sumamente eficientes hechas en materiales compuestos como fibra de carbono hasta hélices muy poco eficientes hechas en madera simple. Es importante tener en cuenta que el motor debe tener la suficiente fuerza para el levante de la aeronave [8]. Performances De La Aeronave El funcionamiento de la aeronave puede ser calculado usando software especializado en misiones de

Para el diseño estructural se debe tener en cuenta parámetros importantes como su arquitectura, la disposición de los equipos, su acondicionamiento interno, el tipo de aeronave que se desea construir y las fuerzas que se encuentran involucradas; luego del diseño aerodinámico, dichos parámetros son esenciales para definir las características estructurales del ala, fuselaje, estabilizadores, tren de aterrizaje y demás componentes del avión. El diseño parte con los modelos en tres dimensiones creados en la parte aerodinámica para su análisis estructural y selección de material. En el CIDFAE se ha venido trabajando con materiales compuestos siendo pioneros en el país con la tecnología, conocimientos y personal capacitado para diseño, fabricación y reparación de cualquier pieza de las aeronaves que sea necesaria. Los trabajos de construcción pueden elevarse gradualmente de piezas pequeñas a construir alas enteras de más de diez metros de envergadura y fuselajes completos.

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Luego de la selección de la alternativa más asequible para la configuración de la aeronave, se procede al diseño aerodinámico y estructural en cuestión, en el presente estudio se describe cada una de las partes y elementos que conforman el avión. El análisis, balance de peso y carga, así como la simulación por elementos finitos de la estructura realizan en un estudio posterior, debido al sinnúmero de variables que se hallan involucradas. Alas Una vez definida la geometría del ala, se procede al diseño aerodinámico y estructural, de manera que esta cumpla con su función específica, para lo cual sus componentes estructurales deben guardar estrecha relación entre ligereza y estabilidad. La estructura interna está constituida por largueros, larguerillos y costillas. El larguero es el componente estructural principal que recorre el ala longitudinalmente desde el encastre (donde el ala se une al fuselaje) hasta la punta del ala. Soporta las cargas principales del ala en vuelo y tierra. Estas auténticas “vigas” del ala están construidas en aleaciones de aluminio de alta resistencia o materiales compuestos y suele haber sólo dos o tres por ala. Las costillas son elementos transversales del ala y también transversales a los largueros. Cumplen dos funciones: dar forma y curvatura al contorno del ala, y añadir rigidez y resistencia al conjunto. Para el presente diseño se toma una configuración de costilla de acuerdo al perfil de ala seleccionado, y con vaciados de forma triangular con el fin de aumentar su rigidez y alivianar el peso de la estructura del ala. La superficie alar estará recubierta con fibra de carbono laminada, con el fin de mantener el peso apropiado del ala y a la vez darle resistencia a la misma.

Flaps y Alerones Los flaps y alerones son las dos superficies de mando que proveen la capacidad de sustentación a bajas velocidades y de provocar alabeo en la aeronave respectivamente. Su configuración estructural y materiales de construcción tienen que guardar estrecha relación con la del ala, en este caso para los flaps y alerones se utilizará balsa recubierta con fibra de carbono para su conjunto estructural, el cual está constituido por un entramado de costillas para darle solidez y forma al elemento de mando. Estabilizadores verticales y horizontal Los estabilizadores, son las superficies de mando del empenaje, su construcción es muy similar a la usada en las alas, mediante el uso de largueros, costillas, larguerillos y revestimientos. Las cargas en los estabilizadores son soportadas y transmitidas de la misma manera que en un ala. Flexión, torsión y cortadura, creadas por las cargas aerodinámicas y peso que pasan de un miembro estructural a otro. Cada miembro absorbe parte de la carga y transfiere el resto a los otros miembros. Al final, las cargas llegan a los largueros, que la transmiten a los booms y estos a la estructura del fuselaje [11].

Figura 8. Configuración de un empenaje convencional para una aeronave no tripulada

Figura 7. Gráfica del análisis estructural de un ala

En la Figura 7 se puede apreciar la disposición de los largueros secundarios y principal, así como la forma particular de las costillas de un avión no tripulado [10]

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La superficie horizontal de cola, que es la parte más esbelta de dicha configuración debe estar diseñada de tal manera que brinde un buen equilibrio longitudinal en vuelo horizontal, además de garantizar estabilidad estática, así como obtener un comportamiento dinámico en los modos longitudinales adecuados, y brindar capacidad para maniobrar en el plano vertical. En este se halla localizado el timón de profundidad, su función es provocar el movimiento de cabeceo del avión, con el cual se puede controlar el ángulo de ataque. El estabilizador vertical contribuye en gran medida a la estabilidad direccional del avión. Generalmente se


trata de una superficie aerodinámica simétrica, ya que debe tener posibilidad de generar cargas horizontales. En estos estabilizadores se localizan además los timones direccionales mediante los cuales se genera el movimiento de guiñada del avión sobre su eje vertical. Los materiales más idóneos para la construcción de los estabilizadores y sus elementos de control deben ser de baja densidad y fácil adquisición, en este caso se podrá utilizar madera contrachapada o constituirlos de larguerillos de fibra de carbono con costillas de balsa reforzada. Booms Los booms son elementos de conexión entre el fuselaje del avión y los estabilizadores o superficies del empenaje, una de sus funciones en particular es servir como elemento de comunicación mediante el cual se pueden controlar los estabilizadores, su configuración debe ser de tal forma que resista las cargas aerodinámicas a las cuales se halla expuesto, así como a la flexión provocada por el cantiléver de las superficies de control de cola[12].

primordial en el diseño por lo que sus elementos que lo configuran deben guardar estrecha relación entre resistencia aerodinámica y volumen interior [13]. Una de los parámetros particulares para el diseño del fuselaje es la esbeltez que debe tener el mismo, la cual es la relación entre la longitud del fuselaje y la longitud característica transversal (normalmente el diámetro). La forma particular del fuselaje, obedece a varios factores en cuestión, entre los cuales tenemos: la disposición de los equipos, tren de aterrizaje, el tamaño del motor, el régimen para el cual es diseñado, la aerodinámica, etc [14].

Figura 10. Disposición de los diferentes compartimentos en el fuselaje de una aeronave no tripulada

IV. CONCLUSIÓN El diseño de un avión no tripulado esta ligado con los requerimientos operativos del mismo. Para lograr los objetivos se debe realizar un diseño al detalle de cada componente de la aeronave, empezando desde el análisis aeronáutico de la aeronave, pasando por el diseño estructural y finalizando con la construcción del prototipo. Las capacidades de la aeronave deben ser calculadas en un túnel de viento especializado o a su vez usar software especializado en operaciones aéreas de aviones no tripulados. V.

Figura 9. Disposición de booms en una aeronave no tripulada

Los booms aparte de ser elementos estructuralmente estables, deben guardar relación aerodinámica con el resto de la aeronave, además cabe recalcar que entre los dos booms se encuentra el espacio libre para la hélice del motor, el cual es uno de los aspectos fundamentales por los que se toma la configuración expuesta. Los materiales con los cuales se puede fabricar los booms pueden ser de fibra de carbono o de aluminio de aviación 6061 con el fin de mantener el peso de diseño de la aeronave. Fuselaje El propósito del fuselaje es albergar los dispositivos de control del avión, combustible y dispositivos vinculados a las misiones que desarrolle la aeronave en cuestión. Esta parte de la aeronave es

AGRADECIMIENTOS

El autor agradece al Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea por brindar todas las facilidades para el desarrollo de este trabajo, de la misma manera agradece a la Universidad Politécnica Nacional por el apoyo brindado por medio del convenio entre las dos instituciones. VI. REFERENCIAS [1] Brandt, S. (2da ed.), Introduction to Aeronautics: A

Design Perspective, AIAA Education Series, AIAA, USAFA, Agosto 2004.

Aeronave Herón, IAI, http://en.wikipedia.org/wiki/File:IAI_Heron_1_in_fligh t_2.JPEG

[2] Wikipedia,

Today, Aeronave Hermes 900, http://www.aviationtoday.com/av/topstories/Elbit-

[3] Aviation

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[12] Medina, J. Diseño Estructural Prototipo Halcón,

Systems-has-new-Latin-American-UAS-Contract_76958.html

CIDFAE, Junio 2012

[4] AEROdynamics, Aircraft Designer, Software Package,

Ver. 5.01.05, USAFA, CO, 2008.

Harfang http://en.wikipedia.org/wiki/File:Harfang.svg

[5] Wikipedia,

UAV,

[6] Yechout, T. (1ra ed.), Introduction to Aircraft Flight

Mechanics: Performance, StaticStabilty, Dynamic Stability, and Classical Feedback Control , AIAA Education Series, AIAA, USAFA, Mayo 2003.

Hurricane 342, http://www.meggittdefenceuk.com/PDF/MDS342.pdf

[7] Meggit,

M. Diseño Conceptual Prototipo Halcón, CIDFAE, Febrero 2012

[8] Baca,

[9] AGI, UAV Mission, http://blogs.agi.com/agi/tag/amm-

aircraft-uavs/

[10] Medina, J. Diseño Estructural Prototipo Halcón,

CIDFAE, Junio 2012

[11] Medina, J. Diseño Estructural Prototipo Halcón,

CIDFAE, Junio 2012

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[13] Medina, J. Diseño Estructural Prototipo Halcón,

CIDFAE, Junio 2012

[14] Baca, M. Diseño Aerodinámico Prototipo Halcón,

CIDFAE, Junio 2012

VII.

BIOGRAFÍA

Miguel Baca, nació en Quito-Ecuador el 18 de Noviembre de 1988. Realizó sus estudios secundarios en la Unidad Educativa Fuerza Aérea Ecuatoriana N°1. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Superior Militar de Aviación “Cosme Rennella B.” Al cursar el primer año militar fue becado a la Academia de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos de Norteamérica en Colorado Springs-Colorado y obtuvo el título de Ingeniero Aeronáutico con mención en Estructuras. Actualmente se desempeña como Jefe de Mecánica Aeronáutica del Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana, Ambato-Ecuador. Áreas de interés: diseño aeronáutico, análisis estructural de aeronaves, pruebas de vuelo para validaciones aerodinámicas, aviación en general.


Modernización de la aeronave RPV Cotopaxi del Proyecto “Rayo” en el proyecto UAV FAE Mayor Paúl Armas Ramírez, Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana (CIDFAE), Quito - Ecuador

Resumen – Históricamente los aviones no tripulados eran simplemente aviones dirigidos remotamente (RPV), pero con la tecnología actual, se tiende a un control autónomo lo que permite definirlo como sistemas aéreos no tripulados. Estos sistemas cuentan con un conjunto de equipos aeronáuticos, sensores y un complejo sistema de transmisión de datos de los cuales se puede obtener información en tiempo real, permite el monitoreo de áreas remotas las mismas que no poseen vías terrestres para su acceso. Su control se lo realiza desde una estación móvil de mando y control en tierra (EMCT), en donde se administra y procesa toda la información de y hacia la aeronave. Estas aeronaves, al ser desarrolladas en los laboratorios del CIDFAE, pueden ser diseñadas y construidas de acuerdo a las necesidades de las entidades solicitantes. Su versatilidad y bajo costo de producción y operación, pueden apoyar fuertemente en varios campos como la vigilancia y reconocimiento de fronteras, vigilancia de recursos naturales, monitoreo de oleoductos, control de reserva marina, monitoreo y control de los recursos de Galápagos, apoyo a la Policía Nacional en el control de carreteras, control de bosques y reservas protegidas, apoyo en desastres naturales, gestión de riesgos entre otros.

I. NOMENCLATURA EMCT: Estación de Mando y Control GNC: Guiado, Navegación y Control. RPV : (Remote Piloted Vehicle) UAV: (Unmanned Aerial Vehicle) RC: Radio Control UAS: Sistema de Plataforma no Tripulada GV: Generadores de Vórtices. II. INTRODUCCIÓN Según la historia, desde el siglo XVIII, el ser humano empieza a experimentar el vuelo con globos aerostáticos que lograban elevarse en el aire, pero no podían ser controlados y eran arrastrados por las corrientes térmicas. A pasos muy acelerados, ya en el siglo XIX se empieza con la investigación y construcción de los primeros globos dirigibles y planeadores Este trabajo se realizó con la información obtenida del CIDFAE que laboraba en las instalaciones de la Base Aérea Cotopaxi, para luego pasar a formar parte de la DIAF, y en reconocimiento a todo el equipo de Ingenieros Militares y civiles que hicieron posible el diseño y construcción de aeronaves no tripuladas, utilizando materiales compuestos y herramientas de última tecnología de esa época. Mayor. Ullauri, Gerente del CIDFAE, Capt. Vinueza P. Jefe del Dpto. de Desarrollo, Capt. Naranjo L, Jefe del Área de Diseño, Capt. Vinueza E. Jefe de Estructuras Aeronáuticas, Tnte. Játiva M. Jefe de Electrónica Tnte. Vallejo P. Jefe de GNC. Tnte Puga C. Jefe de la Sección GE. Latacunga-Ecuador.

que permitían sustentarse y controlarse en el aire por un determinado tiempo. A las mismas aeronaves se les fue adaptando un sistema de propulsión con las que lograban despegar y recorrer unos metros. Para salvaguardar la vida de las tripulaciones, por el riesgo que implica el volar especialmente en zonas de conflicto, la aviación no tripulada, se desarrolla después de la Primera Guerra Mundial, y su empleo efectivo fue durante la Segunda Guerra Mundial sobre todo para entrenar a los operadores de la artillería antiaérea de las naciones en conflictos armamentistas. A finales del siglo XX es cuando se inicia con la operación de los UAV mediante radio control con todas las características de autonomía. Actualmente los UAV han demostrado su poder en diferentes escenarios, especialmente en guerras como las del Golfo y la de Bosnia, en las cuales se han obteniendo y administrando gran cantidad de información, aplicando muchos de los principios de lo que hoy se conoce como Guerra Electrónica, obligando además a obtener sistemas más seguros que permitan detectar e interferir en sistemas de telecomunicaciones enemigos. La aviación no tripulada ha ejecutado misiones civiles y militares de toda índole, abarcando casi toda la gama de operaciones que antes habían sido propiedad exclusiva de la aviación tripulada. En nuestro país, la Fuerza Aérea Ecuatoriana, por su naturaleza, es la responsable del control del espacio aéreo, tanto continental, marítimo e insular; es por eso, que a través del CIDFAE, se ha liderado a un equipo técnico profesional multidisciplinario para el diseño y construcción de sistemas aéreos no tripulados. III. CONSTRUCCIÓN DE SISTEMAS AÉREOS NO TRIPULADOS EN EL ECUADOR

En el año de 1997, en el CIDFAE situado en la Base Aérea Cotopaxi, se inicia el diseño y luego la construcción de aeronaves no tripuladas. Las dimensiones y la capacidad de carga de estas aeronaves era la siguiente: Wing Span; 4,4 m., Velocidad: 156 Km/h. Carga: 60lbs Techo: 15.000 pies

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Despegue / aterrizaje:

90 /110 m

Su estructura era conformada en su gran mayoría de fibra de vidrio, combinada con aluminio, madera y foam. En su interior los equipos de aviónica permitían el vuelo y control de la aeronave a través del enlace de radio.

Fig. 1. Integración del computador de vuelo Proyecto Rayo

El primer avión no tripulado del proyecto “RPV Cotopaxi”, despegó y fue guiado desde una estación en tierra, convirtiéndose a inicios del año 2000 en el primer avión no tripulado en Latinoamérica.

Una vez realizada su recepción, se efectúan chequeos y pruebas en los materiales estructurales y componentes electrónicos de las aeronaves. Luego de una valoración técnica de los sistemas de guiado, navegación y control, se determina que todos estos sistemas electrónicos tienen que ser reemplazados debido a que la tecnología utilizada en la época de su construcción, es ya obsoleta en la actualidad, lo que fue fácilmente identificado por la experiencia adquirida por el equipo técnico encargado de las líneas de investigación del proyecto PGA y que continúa en el proyecto UAV. En el área de estructuras aeronáuticas, se habilitó una aeronave RPV, que se encontraba físicamente en mejores condiciones para determinar las capacidades, ventajas y desventajas que poseía. Con el equipo de investigadores del área de aviónica, se logró instalar todo un sistema de control con sus respectivos arneses para habilitar ésta célula en vuelos RC, para determinar la dinámica de vuelo de las aeronaves.

Fig. 2. Estación de tierra y Avión RPV “COTOPAXI” Proyecto Rayo

En el mes de Julio del 2011, se inicia el proyecto UAV, como uno de los tres componentes del Proyecto Detección, Observación, Comunicación, Reconocimiento. Un prototipo de aeronave no tripulada, táctica, autónoma y enlazada a una estación de mando y control en tierra, con capacidad de cumplir misiones de vigilancia y reconocimiento y enviar información en tiempo real. Uno de los objetivos para este proyecto, fue la modernización del Sistema RPV Cotopaxi y determinar su viabilidad para convertirlo en un sistema UAV, para lo cual se reincorporó desde el Ala de Rescate No. 22 al CIDFAE, las células existentes para su análisis y pruebas.

Fig. 3. Arribo de las aeronaves RPV “COTOPAXI” Proyecto Rayo al CIDFAE

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Fig. 4. Avión RPV “COTOPAXI” habilitado.

Luego de algunos carreteos en la plataforma y pista del CIDFAE, e intentos de despegue fallidos, se determina que la aerodinámica, el peso y la envergadura de estas aeronaves no eran las adecuadas para su empleo en el proyecto UAV. Para descartar la variable de peso, se construyó un fuselaje con las dimensiones exactas de la célula del RPV, utilizando fibra de carbono, honeycomb y kevlar, aprovechando la forma, el estudio de ingeniería de la planta diseñada en su tiempo y el personal actualmente capacitado en el actual CIDFAE para su reconstrucción.


Se obtiene toda la información posible, la misma que determina que a más de las pruebas y reemplazos de materiales, la falta de mantenimiento de las aeronaves RPV Cotopaxi del proyecto “Rayo” y el continuo desarrollo a nivel mundial de la tecnología de materiales compuestos y tradicionales para estructuras aeronáuticas, no permiten el uso de las células de las aeronaves del proyecto RPV Cotopaxi, para los objetivos planteados del proyecto UAV.

Fig. 4. Reconstrucción de la célula del RPV Cotopaxi.

Sin embargo para cumplir con lo dispuesto en la planificación del proyecto UAV, en lo que se refiere a la habilitación de éstas aeronaves, se realizó el análisis, diseño aerodinámico y estructural, adecuación y construcción prácticamente de toda la aeronave. Esa aeronave sería utilizada como el paso siguiente hacia los sistemas de guiado, navegación y control, sensoramiento, telecomunicaciones y aeronáutica que serán ajustados y utilizados en los prototipos finales, obteniendo un nuevo prototipo al cual se lo ha denominado “Fénix”

Así se obtuvo una aeronave a la cual se le adaptaron todos los sistemas que fueron desarrollados en las plataformas de gran altitud, las cuales ya poseen un vuelo autónomo, determinándose que a pesar de disminuir el peso, su estructura y diseño aerodinámico requería de mucha velocidad y pista lo que no cumplían con los parámetros previsto en el proyecto UAV.

Fig. 7. Anáisis y simulación virtual de esfuerzos en aeronave Fenix Proyecto UAV

Fig. 5. Aeronaves RPV “COTOPAXI” Reconstruida en fibra de carbono

Además se realizan por medio de muestreo, los respectivos ensayos destructivos y no destructivos para el análisis de la composición estructural interna de las aeronaves.

Fig. 6. Ensayos destructivos en Aeronaves RPV “COTOPAXI”

El estudio de ingeniería realizado, muestra que es técnicamente factible su construcción, mediante el uso de herramientas de alta calidad que representan fielmente los datos CAD 3D y el manejo adecuado de materiales compuestos, lo que permiten la construcción de la nueva aeronave con las características técnicas requeridas para las pruebas en las diferentes áreas investigativas.

Fig. 7. Construcción del ala para el Sistema UAV

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La construcción del prototipo Fénix, a más de integrar todos los sistemas, permite hacer pruebas con los componentes estructurales. El diseño y construcción de una ala totalmente con fibra de carbono, la implementación de nuevos compartimientos requeridos para los equipos de control automático, energía, TIC´S y sistemas de recuperación, se los ha diseñado y construido adaptándose a cada una de sus necesidades, hasta obtener una plataforma muy confiable para realizar todas sus pruebas.

caso de una emergencia que implicaría la pérdida total de la aeronave. Este sistema cumple con los parámetros de seguridad para el vuelo y con las medidas adecuadas para ser ubicado en la parte central de la plataforma. El sistema diseñado y construido en el país , tiene las siguientes características: Dimensión: 20 ft. De diámetro transversal de la cúpula. Forma: Cruciforme. Líneas de suspensión: 9 ft. (725 lbs. A la tracción) Corte del nylon: 15 lb. Refuerzo: Tipo 3, pulg. 200 lb. (Nylon en los filos) Peso total: 18.2 oz. Razón de descenso: 8 – 20 ft/seg. (Dependiendo de las condiciones) Mínima altura de apertura: 50 ft. Mínimo tiempo de apertura: 3 seg. Mínima velocidad de apertura: 35 mph. Máxima velocidad de apertura: 140 Kts. Salida del los guías: Por resorte. Apertura de la tapa: servos. Sujeción del paracaídas: cuerdas (1500 lb.), mosquetones (550 lb.)

Fig. 7. Análisis de esfuerzos en aeronave Fénix Proyecto UAV

El prototipo Fénix, a diferencia del RPV, tiene las siguientes características: Wing Span: 6,9 m Vel. Crucero: 230 km/h Vel. Autonomía: 130 km/h Carga: 110 lbs Techo: 18.000 pies Vel. Stall: 84 km/h Despegue / Aterrizaje: 130 /

Fig. 7. Sistema de Paracaídas de recuperación.

155 m

Además se ha realizado la programación y digitalización de un sistema de adquisición, administración y visualización de todo el sistema de monitoreo y control del prototipo Fénix en tiempo real, a más del manejo de la información e imágenes que son obtenidas desde la aeronave en vuelo automático.

Fig. 7. Digitalización de los sistemas en la aeronave Fenix Proyecto UAV Fig. 7. Anáisis y simulación virtual de esfuerzos en aeronave Fénix Proyecto UAV

Esta plataforma posee un sistema de paracaídas de recuperación, el cual se activa mediante un enlace codificado ,independiente a todos los demás sistemas, únicamente en

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La utilización de generadores de vórtices, sobre el extrados del ala, permitió también al prototipo Fénix lograr que la velocidad mínima de sustentación sea menor, mientras que la velocidad máxima se mantiene sin cambios. Cada VG produce un pequeño vórtice que fluye sobre el borde del ala capturando el aire en movimiento fuera de la capa


límite y acercándola al extradós, lo que reduce el espesor de la capa límite turbulenta y obstaculizando la propagación de la separación de flujo (stall) que es causado por el aire estancado cerca del borde de fuga. Esto ha ayudado a generar la sustentación con un ángulo de incidencia mayor lo que le permite tener al prototipo Fénix con un ala más segura y mejorando la sustentación de la nave en las fases más críticas en una operación de vuelo como es el despegue y del aterrizaje.

lugar que le corresponde a la Fuerza Aérea Ecuatoriana. Por eso mi agradecimiento a cada uno de los investigadores, oficiales y aerotécnicos, ingenieros y pasantes de las universidades que han disfrutado su trabajo y lo han compartido con nosotros para poder cumplir con los objetivos. REFERENCIAS [1]

de Imágenes, Archivos digitales Dpto Difusión CIDFAE, Ambato, Ecuador, Oct. 2012.

[2]

Armas,P.;Narvaez , R, “Diseño y Simulación Virtual de un mecanismo de arranque y soportes para el equipo de apoyo del proyecto RPV Cotopaxi,” Proyecto de Grado, Escuela Politécnica del Ejército, Sangolquí , Ecuador. Feb. 2006.

BIOGRAFÍA

Fig. 7. Aeronave Fénix Proyecto UAV

Hoy el CIDFAE, como parte del desarrollo del Proyecto UAV, tiene esta plataforma que le ha permitido realizar un promedio de 4 a 5 vuelos por semana, para comprobación, monitoreo y ajustes del sistema de control automático con envío de información del sensoramiento e imágenes de video en tiempo real.

Mayor Téc. Avc. Paúl Armas R. Nació en Quito-Ecuador el 6 de febrero de 1972. Realizó sus estudios secundarios en el Colegio Experimental Técnico Humanístico Juan Pio Montúfar. Se graduó en la Escuela Superior Militar de Aviación Cosme Renella B. como Subteniente Técnico con la especialidad de Mantenimiento de Aviones en 1995. Obtuvo su título de Ingeniero Mecánico en la Escuela Politécnica del Ejército en 2005. Obtuvo la certificación Quality Management System / Lead Auditor Training Curse. Irca Certified, Sgs Ecuador. Se desempeña como Oficial Investigador en el Área de Mecánica Aeronáutica y es el Jefe del Departamento de Producción del CIDFAE. Áreas de interés: Materiales Compuestos, Sistemas no Tripulados Estructuras Aeronáuticas, Sistemas de Propulsión (paul.armas@cidfae.gob.ec)

Fig. 7. Aeronave Fénix Proyecto UAV

El Prototipo Fénix, a pesar de formar parte de los ingenios evolutivos en el desarrollo del proyecto UAV, podría ser operado ya como una aplicación final de un sistema aéreo no tripulado. AGRADECIMIENTOS Este es solamente un paso más que el CIDFAE está logrando dar y con el que ha llegado a liderar nuevamente en el campo de la investigación y el desarrollo aeronáutico del país, en el

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Enlaces de Datos para Sistemas Aéreos No Tripulados Capitán Aníbal Lenin Jara, Centro de Investigación y Desarrollo FAE, Ambato - Ecuador

Resumen – En este documento se presentan los lineamientos básicos para el diseño de los enlaces de datos en sistemas aéreos no tripulados UAS. Los requerimientos operacionales de un UAS son descritos en forma general. Basados en los lineamientos anteriores se presenta un análisis de las consideraciones básicas que se deben tomar en cuenta para el desarrollo de prototipos en el Ecuador. El documento desarrolla las restricciones a considerar en la selección de las frecuencias de operación y el establecimiento de una configuración del sistema, en base a las distancias que se desea alcanzar. Finalmente se presentan otras consideraciones adicionales para el diseño. Índices – Comunicaciones, frecuencias, GCS, UAS, UAV.

I. INTRODUCCIÓN La importancia de las comunicaciones en un Sistema Aéreo No Tripulado (UAS) parte del concepto básico de dichos sistemas. En tal definición, gran parte del trabajo en autonomía de la Aeronave No Tripulada (UAV) depende críticamente de los enlaces de datos, ya sea antes o durante el vuelo, a diferencia de la aviación tradicional donde existe una tripulación, en la cabina de la aeronave, que controla el vuelo. Para esta tarea, se debe tomar en consideración las características generales del sistema a diseñar. Con esos requerimientos se pueden establecer dos principios fundamentales a analizar, las frecuencias de operación y la configuración del sistema. Ambas consideraciones parten fundamentalmente de los largos rangos de alcance definidos para los enlaces del UAS. Finalmente aspectos como pérdidas, ganancias, vulnerabilidad de los enlaces son mencionados para completar un análisis básico de diseño. II. ENLACES DE DATOS A. Descripción del sistema En un Sistema Aéreo No Tripulado, UAS por sus siglas en inglés, se integran dos grandes componentes como son la Aeronave No Tripulada UAV (Unmanned Aerial Vehicle) y la Estación de Control en Tierra ECT (o GCS Ground Control Station). La comunicación entre el UAV y El autor colabora con el Proyecto Sistemas Aéreos No Tripulados del Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. Ambato-Ecuador, (e-mail: lenin.jara@cidfae.gob.ec).

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la GCS consiste básicamente en un “up link” para la transmisión del comando y control de los operadores a la aeronave y un “down link” que retorna las condiciones de la aeronave así como las imágenes del sensor o carga útil [1]. El proyecto UAS en desarrollo en el CIDFAE, tiene como requerimientos la transmisión de datos de control entre la GCS y el UAV. Además se contempla la transmisión de datos de monitoreo del sistema de Guiado, Navegación y Control GNC, de la instrumentación virtual, así como del estado del sistema de energía de la aeronave a la GCS. La aeronave dispondrá de un sensor del tipo Electro Óptico con Infra rojo, útil para misiones de vigilancia y reconocimiento, tanto diurno como nocturno. En general, los UAVs son capaces de llevar diferentes sensores, en ocasiones más de uno a la vez, por lo tanto el sistema de enlace debe recopilar los datos recopilados por esos sensores y transmitirlos a la Estación de Control en Tierra. La configuración básica del sistema es presentada en la Figura 1.

Fig. 1 Configuración básica UAS

El rango de operación se define en distancias superiores a 150 Km, cubriendo áreas donde habrá disponibilidad de datos y video, en tiempo real, durante la operación de la aeronave. Para alcanzar todos estos requerimientos se debe considerar ciertos limitantes durante el diseño del sistema. Se realizará el análisis de los mismos para el cumplimiento de estos objetivos, enfocándose principalmente en frecuencias y rangos de operación.


larga distancia, en la práctica para un sistema UAS los datos de control suelen establecerse en la banda VHF donde prevalece la propagación directa, y ocasionalmente puede presentarse propagación ionosférica o troposférica. A medida que subimos de bandas, prevalece la propagación directa estableciendo la línea de vista LOS (Line of Sight) como un condicionante fundamental en el diseño de los sistemas. Las frecuencias sobre este rango conocidas como frecuencias de microonda, no son refractadas y operan únicamente en línea de vista. También se debe considerar en el diseño la tasa de transmisión de datos , que es la cantidad de datos transferidos por segundo en un canal de comunicaciones. Se relaciona también el Ancho de banda, que es la diferencia entre la más alta y la más baja frecuencias de un canal de comunicaciones. Para un sistema UAS es necesario transmitir altas tasas de datos, especialmente para video, en tiempo real, desde la cámara EO ubicada en la aeronave hacia la ECT [2][3]. Como ejemplo de la tasa de transmisión de datos se puede señalar que una cámara de TV de alta resolución o imagen infrarroja producirá tasas de datos del orden de 75 megabytes por segundo. De igual manera, a medida que la aeronave disponga de mayor cantidad de sistemas o procesamiento de datos, el sistema requerirá una mayor cantidad de ancho de banda. Por ello será importante considerar las técnicas utilizadas en la transmisión de la información, así por ejemplo, las técnicas como el spread spectrum pueden añadir mayor requerimiento de ancho de banda.

Fig. 2 Video en tiempo real de un sistema electro óptico

El balance entre el diseño ideal y la realidad de un espectro, estrictamente regulado y muchas veces saturado, es vital y se relaciona directamente con la selección de la frecuencia de operación. Una frecuencia baja ofrece una mejor y más confiable propagación pero teniendo una capacidad reducida de tasa de datos. Por otro lado, las frecuencias más altas son capaces de llevar mayores tasas de datos, pero requieren una directa e ininterrumpida línea de vista entre las antenas transmisoras y receptoras, así como más altas potencias para propagar la señal. En este balance, las frecuencias UHF en el rango de 1 a 3 GHz son, en la mayoría de circunstancias, una alternativa deseable. Pero debido al incremento demandante de nuevos

servicios como la televisión terrestre digital, que utiliza frecuencias en VHF y UHF, las entidades reguladoras de telecomunicaciones están forzando al uso de frecuencias, para nuevos sistemas como los UAS, hacia los rangos de la microonda en SHF. Por lo tanto para la determinación de frecuencias para el sistema influye, adicional al aspecto técnico y quizá en mayor medida, el aspecto regulatorio. En el país las frecuencias para usos militares y civiles son establecidas por la autoridad competente, y por el momento no se ha definido claramente un rango donde puedan trabajar sistemas aéreos no tripulados. Finalmente, en proyectos donde se realiza integración de tecnologías también se requiere considera la disponibilidad de equipamiento apropiado y compatible para el trabajo en las frecuencias establecidas. Al momento, una gran cantidad de aplicaciones y equipamiento para UAVs se están desarrollando para la banda L y superiores [4][5][6][7]. C. Rango Alcanzar distancias mayores a 150 Km, establecidos para el Proyecto UAS, establece varios retos y se requieren alternativas para lograr alcanzarlos, entre ellos se puede mencionar direccionamiento de antenas, potencias transmitidas, y principalmente la limitante relacionada con la línea de vista. Para lograr esos rangos, aún con la suficiente línea de vista disponible, al encontrarse un componente del sistema de comunicaciones embarcado en una relativamente pequeña aeronave se presenta como un gran desafío. Para un sistema de comunicaciones donde una de las estaciones (el UAV) es móvil, se puede plantear el uso de antenas directivas. Las configuraciones pueden establecer antenas directivas tanto en el UAV como en la ECT, pero las limitaciones de espacio y peso pueden llevar a diseñar el sistema basado en una antena directiva en tierra y una omnidireccional en el UAV. La antena en tierra es un sistema de seguimiento basado en una plataforma estabilizada, que pueda direccionar la antena en los planos de azimuth y elevación para compensar las actitudes del UAV durante el vuelo. Sin embargo, se debe considerar un adecuado sistema de alineamiento de la antena, ya sea basado en la posición relativa GPS, la potencia recibida o una combinación de ambos.

Fig. 3 Estación de control de tierra para pruebas sistema UAS

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y la ECT. Por tanto la aeronave UAV en operación se comunica con la plataforma que hace de relay y el relay retransmite la información hacia la ECT y desde tierra hacia la aeronave UAV.

Fig. 4 Geometría de la línea de vista

La primera alternativa es la utilización de un satélite para el relay. El enlace satelital permite alcanzar grandes distancias sin complicaciones pero se debe considerar que muchas veces el país operador del UAV no es dueño de la tecnología satelital y por tanto depende del dueño del satélite, así como de la disponibilidad del segmento respectivo. La segunda alternativa es otra aeronave UAV que cumple la función de relay. En este caso el otro UAV es utilizado, en este caso particular, únicamente para el enlace de comunicaciones. En el proyecto UAS CIDFAE se ha considerado que la plataforma puede ser uno de los prototipos intermedios de desarrollo o una plataforma tipo dirigible estacionario. Las ventajas de una plataforma LTA sería su posición cuasiestacionaria que facilita el mantenimiento del enlace. Este tipo de relay hibrido UAV- dirigible es un concepto innovador que puede ser evaluado a través de los resultados de la validación del sistema completo.

Fig. 2 Geometría del relay para el UAV

En cualquier alternativa, la función del relay es poder superar obstáculos del terreno a través de una configuración adecuada de la posición de las aeronaves. Para fines de vigilancia y reconocimiento, donde los techos de operación de la misión serían limitados, un dirigible que alcance alturas mayores al rango del sensor podría cumplir adecuadamente la función prevista. Sin embargo, se debe aclarar que el uso de relay no permitiría aumentar el alcance del enlace, pues debido a las limitaciones propias de la aeronave en cuanto a dimensiones y peso, ambas aeronaves, la de operación y la de relay, estarían equipadas con antenas omnidireccionales, limitando el rango del enlace aire-aire en comparación con el enlace tierra-aire

que es mejorado a través de antenas direccionales en la ECT. D. Otras consideraciones Una vez establecido la disponibilidad de frecuencias y la manera de enfrentar la limitación LOS, la operación exitosa del sistema de comunicaciones del UAV dependerá en gran parte de la integración exitosa de sus componentes así como de consideraciones de seguridad del enlace. Para comenzar es necesaria una adecuada instalación y posición de las antenas en la aeronave, evitando que la propia aeronave bloquee el enlace. Las antenas para una aeronave con configuración LOS tienen ubicación inferior en la estructura. Por otro lado, si el UAV es utilizado en conjunto con otra plataforma que hace de relay, las antenas deberán ubicarse en la parte superior de la célula. Las pérdidas en las líneas generan serios problemas en sistemas tan sensibles como los de un UAV. Una pérdida de potencia puede resultar de situaciones tan simples como un blindaje inadecuado de los cables coaxiales o línea de acoplamiento. Se recomienda un adecuado empleo de la ganancia de antena. Una antena es diseñada para enfocar la energía RF en un plano específico o patrón para producir una efectiva ganancia en una dirección particular, maximizando la distancia obtenida con una determinada salida de potencia. Por tanto, dependiendo de la aplicación y limitaciones del sistema se puede utilizar antenas omnidireccionales o directivas. Se deben considerar las pérdidas en la trayectoria que se dan cuando la señal es propagada a través del espacio libre. En los puntos extremos de las misiones la distancia influirá de gran manera en el enlace de datos. Adicional se debe recordar que en general las frecuencias de operación pueden estar en el rango de GHz y por tanto sufren una mayor pérdida que las frecuencias de otros sistemas de comunicación. Dada la importancia de los enlaces en el sistema UAS se debe evitar al máximo su vulnerabilidad [10]. Se debe evitar la detección enemiga de la señal desde el UAV o la EMCT la cual alertará al enemigo la presencia del sistema, eliminando el factor sorpresa del UAS. Adicional, se debe tomar en cuenta una posible interferencia de la señal producida entre la GCS y el UAV. La probabilidad de detección de señal dependerá en gran parte de la configuración del sistema, del tipo de haz emitido, así como de la continuidad de la transmisión. También se debe considerar que el dowlink está en más riesgo de ser detectado que el uplink, pues los sistemas de detección en tierra son mayores que los que se pueden desplegar en una patrulla aérea [11] [12]. En cuanto a interferencia, se debe considerar los limitantes que la aeronave puede presentar para evitarla. Así, el uso de alta potencia de transmisión para contrarrestar un sistema de interferencia dedicado estaría limitado por el peso, tamaño y potencia eléctrica disponible en el UAV. Es un hecho que las altas frecuencias y enlaces direccionales tiene una mayor probabilidad de resistir a la interferencia ya que se dificulta la inserción de la potencia del

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interferidor. Sin embargo, medidas adicionales como el salto de frecuencia de los enlaces deben ser analizadas en el diseño del sistema. III. CONCLUSIONES El diseño de los enlaces de datos para un UAS es un proceso que debe considerar las limitaciones de los componentes integrados al sistema, en especial la aeronave UAV. Adicional, las regulaciones de frecuencias para sistemas nuevos, como son los no tripulados, implican varios desafíos y la búsqueda de alternativas para el desarrollo de esta tecnología. Si bien los rangos propuestos para el UAS analizado son alcanzables, las condiciones geográficas del país determinan una configuración no limitada a la línea de vista. Se deja para un análisis futuro el detalle de cada uno de los elementos básicos considerados en este documento. IV. REFERENCIAS [1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8]

[9] [10] [11] [12] [13]

Austin R, “Unmanned Aircraft Systems UAVs design, development and deployment,” Primera Edición. Editorial Wiley. UK. 2010. Baddeley A. “Touching base”, Shepard, Unmanned Vehicles, mayo 2010. [On line]. www.UVonline.com Clot, Andre J., "Communicatios Command and Control," Remote Services Ltd, Middlesex, UK, Abril, 2000 Tadiran Spectralink. (2012, julio) StarLink Data Link System for Tactical UAVs.[Online]. http://www.tadspec.com/index.php?id=101 Elbit Systems (2012, julio), EW and SIGINT, [Online]. http://www.elbitsystems.com/Elbitmain/Elisra Commtact, (2012 julio), Tactical Data Link, [Online]. http://www.commtact.co.il/tactical_data_link ViaSat, (2012, julio), ISR Data Link, [Online]. http://www.viasat.com/isr-data-links Hamid S., Said M. , Sathyanarayana P., “ Data link functions and attributes of an unmanned aerial vehicle (UAV) system using both ground station and small satellite”, School of Aerospace Engineering University of Science Malaysia , Malaysia Torun E. “UAV Requirements and Design Consideration”, Turkish Land Forces Command, Ankara. Gardner S, “Trends in Communication Systems For ISR UAVs”, MilsatMagazine,agosto 2011,[On line]. http://www.milsatmagazine.com/ Nelso M. , “UAV Mission Planning”, Information Technology Division Electronics and Surveillance Research Laboratory, DSTO.TR.0164 Department of the Navy, “UAV Company Operations”, United States Marine Corps, Washington D.C. , noviembre 1993. http://www.agi.com/products/

V. BIOGRAFÍA Aníbal Lenin Jara, Capitán de la Fuerza Aérea Ecuatoriana, nació en AmbatoEcuador el 13 de diciembre de 1974. Realizó sus estudios secundarios en el Colegio Nacional Bolívar. Se graduó de la Escuela Superior Militar de Aviación como Subteniente de Electrónica en el año 1996. Obtuvo el título de Ingeniero Electrónico en la Escuela Politécnica del Ejército en el año 2004. Se desempeño

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varios años como Oficial de Aviónica para el Centro de Ingeniería y Mantenimiento de Aviones Militares de la DIAF, participando en proyectos y estudios para varios tipos de aeronaves militares. Obtuvo su título de Magíster en Ingeniería de Comunicaciones en la Universidad de York, Inglaterra, en Octubre del 2010. En abril del 2012 participó como conferencista en el Seminario sobre UAS en la ciudad de Lima-Perú, organizado por la ICAO y LACAC para Sudamérica y el Caribe. Actualmente está a cargo del Área de Comunicaciones de los Sistemas Aéreos No Tripulados del Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea. Áreas de interés: UAV, UAS, aviónica, comunicaciones en UAS. (lenin.jara@cidfae.gob.ec / lenin_jara@yahoo.com)


Sistemas Electro-ópticos Implementados en Prototipos UAVs Ing. Stefany Palacios Córdova, Escuela Politécnica Nacional (EPN)

Resumen – El siguiente artículo presenta las funcionalidades y características de los sensores electroópticos implementados en aeronaves no tripuladas UAVs (unmanned aerial vehicles) con aplicaciones de teledetección, con la capacidad de obtener a través de los sistemas electro-ópticos imágenes en tiempo real, de cualquier lugar u zona monitoreada. Para realizar este objetivo se ha planteado la utilización de estos sistemas que permitan tener imágenes de alta resolución con visión nocturna, llegando a tener al momento sistemas electroóptico apropiados para aeronaves UAVs de las características mencionadas. Índices – Aeronave no tripuladas, Sistema Electroópticos, Sistema de comunicación inalámbricos.

I. INTRODUCCIÓN En los últimos años ha adquirido gran importancia la construcción e implementación de aeronaves no tripuladas UAVs por ser más pequeñas, de bajo consumo de energía y al ser útiles para misiones militares y de rescate permitiendo llevar a cabo misiones de tele vigilancia y monitoreo de zonas de difícil acceso. En la actualidad existe un sin número de aeronaves no tripuladas UAVs con diferentes aplicaciones como por ejemplo para realizar operaciones netamente militares, monitoreo de determinadas zonas, teledetección, entre otras. En el Ecuador se están desarrollando sistemas no tripulados UAVs que permitan realizar las misiones antes mencionadas.

Estos sistemas permiten hacer de las aeronaves no tripuladas UAVs sistemas autónomos que ofrezcan seguridad, visualización imágenes y simplicidad que eliminarían la utilización de grandes aeronaves tripuladas que emplean más recursos para alcanzar el mismo objetivo. El presente estudio contiene las siguientes secciones: la Sección 2 hace una descripción de los sistemas electroópticos implementado en aeronaves no tripuladas. La Sección 3 presenta la implementación de sistemas inalámbricos para la adquisición de imágenes y datos en la estación en tierra del sistema electro-ópticos. La sección 4 hace referencia a las pruebas realizadas y a los datos obtenidos, la sección 5 resume algunas aplicaciones y por último la sección 6 se presenta las conclusiones obtenidas del presente trabajo. II. DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA La planta de vuelo utilizada para la implementación del sistema electro-óptico es un prototipo de entrenamiento con fines de experimentación este prototipo fue bautizado con el nombre de “Fénix”. La aeronave no tripulada posee un motor a combustión para su propulsión y alerones montados en alas y en la parte trasera de la aeronave, los mismos que permiten el control y movimientos, la aeronave de prueba descrita es la presentada en la Fig. 1.

Para ello estas aeronaves deben contar con sistemas ópticos de última generación con capacidades de reconocimiento de imágenes, visión nocturna, traking y procesamientos de mediciones de distancias, completamente controlado y monitoreado desde una estación en tierra EMCT1, estos sistemas al estar implementados en aeronaves requieren de radio enlaces que permiten la adquisición de imágenes y el control del sistema óptico. S. Palacios, Investigadora del Centro de Investigación y Desarrollo CIDFAE, Ambato-Ecuador, (e-mail: stefany.palacios@cidfae.gob.ec). 1

Fig 1. Prototipo UAV “Fénix”

EMCT, Estación de Mando y Control

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El prototipo permitirá transportar un Sistema electroóptico para la obtención de imágenes. El sistema electro-óptico cuenta con tres unidades, la unidad óptica y sensores, el PEB (Payload Electronic Box) a través del cual se activa los sensores y controla los movimientos de la unidad óptica y el CU (Unidad de Control) que genera los movimientos de la unidad óptica y genera las señales de activación de los sensores ver (Figura 2); de los cuales PEB y la unidad óptica se encuentran a bordo de la aeronave y la unidad CU (Unidad de Control) ubicada en el EMCT.

B. Sistemas FLIR3 Tecnología de reconocimiento de imágenes a través de radiación infrarroja, este hace un reconocimiento de imágenes a través de las variaciones térmicas de los objetos tal como se muestra en la Fig. 4.

Fig.2. Unidades del sistema Electro-óptico.

Entre las características que estos sistemas poseen están: A. Sistema Óptico

Fig 4. Imagen térmica del sistema electro-óptico4

C. Dispositivo LRF5 Este dispositivo utiliza una combinación de un láser, un sensor óptico, y procesamiento de señales para determinar la distancia (Ver Fig, 5).

Estos sistemas ópticos son de alta resolución con un zoom óptico alto que permiten tener una visión clara hasta un rango de 7 Km, como se indica en la Fig. 3.

Fig. 5. Medición de distancia a través del dispositivo LRF del sensor electro-óptico

Fig 3. Imagen tomada por sensor electro-óptico2

2

Imágen de Sensor electro-óptico CONTROP

Todas estas funciones pueden ser controladas desde la unidad CU que posee el sistema electro-óptico. Para lograr la adquisición de imágenes obtenidas por la unida óptica a bordo de la aeronave y el control de la misma a través del CU es necesario contar con sistemas de radio enlaces aeronave-EMCT. Los enlaces de comunicaciones empleados para el control y obtención de imágenes en tiempo real son inalámbricos y bidireccionales.

3

FLIR, Forward Looking InfraRed

4

Imagen Térmica de sensores CONTROP LRF, Laser Range Finder

5

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III. ADQUISICIÓN DE DATOS GENERADOS POR EL SISTEMA ELECTRO-ÓPTICO Para la adquisición de datos generados por el sistema electro-óptico, en la estación de mando y control EMCT, es necesario contar con sistemas inalámbricos capaces transmitir y recibir datos hacia y desde la aeronave. Básicamente se dispone de dos sistemas de comunicación inalámbrica uno destinado para la trasmisión de imágenes en tiempo real generado por la unidad-óptica a bordo de la aeronave y un segundo sistema de comunicación inalámbrica empleado para el control del mismo desde el ECMT. Estos sistemas de comunicación inalámbricos empleados para la transmisión y recepción de datos e imágenes entre la aeronave y la estación en tierra tienen diferente caracterización debido al tipo de señal que estos pueden transmitir y recibir. A. Sistema de transmisión de imágenes Para la transmisión de imágenes en tiempo real generados por la unida óptica, es necesario contar con sistemas inalámbrico capaz de transmitir video en formatos NTSC6 o PAL7 al ser estos formatos de video estandarizados. Al ser este sistema el que permite la obtención de imágenes es necesario garantizar la señal por ello este posee un sistema de seguimiento de antenas y altas ganancias.

Fig.6. Sistemas de transmisión inalámbrica8

IV. PRUEBAS Y RESULTADOS A. Sistema de transmisión de imágenes

Para una primera fase del proyecto, de acuerdo a los cálculos de radio enlace obtenido la primera zona de fresnel esta libre en un 80% que es lo que se requiere para el funcionamiento de un radio enlace. Ver Fig. 7.

B. Sistema de transmisión de control El control de la unidad óptica así como de los sistemas FLIR y LRF se lo realiza a través del CU (Unidad de Control) que se encuentra ubicado en el EMCT para ello se cuenta con un sistema inalámbrico que permite una comunicación serial entre los sistemas y dispositivos antes mencionados y el CU. La Fig. 6 un esquema de los sistemas de comunicación inalámbricos utilizados para la comunicación aeronave EMCT.

Fig.7. Zona de Fresnel

Tal y como se describió, para el cálculo del radio enlace se requiere calcular las pérdidas y ganancias de todo el sistema. Se puede notar para una distancia de 50 Km entre estación terrena y aeronave existe radio enlace. B. Sistema de transmisión de control Para este sistema se realiza el mismo cálculo del primer sistema obteniendo las pérdidas y ganancias y analizando y simulando, los resultados obtenidos son que para la una distancia de 50 Km el radio enlace funciona como se observa en la Fig. 8.

6 7

NTSC, National Television System Committee PAL, Phase Alternating Line

8

Sistema de transmisión inalámbrica CONTROP

27


Fig.8. Zona de Fresnel

C. Vuelo de Prototipos con el Sistema Electro-óptico.

Figura 10. Sistemas tripulados UVAs de última generación10

Estos grandes avances tecnológicos permiten ser generadores de grandes innovaciones, las aeronaves con las que cuenta el centro son mostradas en la Fig. 11.

El Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana CIDFAE, cuenta con varias plantas de vuelo entre las que se destaca los dirigibles no tripulados denominados PGA (Plataformas de Gran Altitud), ver Figura 9, en las cuales se realizó la primera implementación de sistema electro-óptico anteriormente descrito, se toma como fecha referencial el mes julio del 2011, como la primera misión con la implementación del sistema electro-óptico.

Figura 11. Aeronaves construidas en el Centro de Investigación CIDFAE

V. APLICACIONES

Fig.9. Vuelo del Prototipo 27T con sistema electro-óptico a bordo

El prototipo utilizado para tal efecto fue un dirigible de 27 metros de longitud de helio sustentado en el cual se implemento todos los sistemas de comunicación requeridos por el sistema electro-óptico el vuelo fue realizado en las instalaciones del CIDFAE9. Las siguientes implementaciones del sistema electroóptico se lo realizará en aeronaves no tripuladas UAVs como se menciona antes. Con una planta de vuelo más veloz como lo son las aeronaves UAVs se podrá tener imágenes de áreas más extensas en poco tiempo. Así el centro de investigación CIDFAE cuenta con aeronaves UAVs de última generación totalmente desarrollas en este centro. Ver Fig. 10.

Aprovechando las capacidades de autonomía que poseen estas aeronaves no tripuladas, se han realizado vuelos de prueba para la toma de imágenes aéreas. A continuación algunas imágenes tomadas por los sistemas a bordo:

Figura 12: Imágenes térmicas tomadas por el sistema electro-óptico

9

CIDFAE, Centro de Investigación y Desarrollo de la fuerza aérea Ecuatoriana

28

10

UAVs, Unmanned Aerial Vehicles Shadow.


[3]

Figura 13: Vuelo sobre Manta.

VI. CONCLUSIONES Como este trabajo lo ha indicado es de gran interés en el uso de aeronaves no tripuladas UAVs, por las facilidades y costos que estas presentan en relación a grades aeronaves tripuladas. Estas aeronaves permiten realizar inspección de zonas, localización de victimas y entre muchas otras, solo con la implementación de un sistema electroóptico, sin requerir recursos humanos para este tipo de operaciones. Son aeronaves más rápidas que pueden dirigirse a una determinada zona en un lapso corto tiempo y monitorearla, inclusive realizar el rastreo de víctimas en zonas de poca visibilidad con la ayuda de los sistemas FLIR o realizar mediciones de distancia de objetivos todo esto a través de los sistemas electro-ópticos implementados en UAVs.

Artículos presentados en conferencias:

J. Alcázar, F. Cuesta, A. Ollero, C. Nogales y F. López-Pichaco, Presentación Teleoperación de helicópteros para monitorización aérea en el sistema multi-uav comets, Universidad de Sevilla, España

[4]

Lizárraga Mariano, Dobrokhodov Vladimir, Kaminer Isaac, Implementación de un Sistema de Control para Recuperación Autónoma de un Vehiculo Aéreo no Tripulado (UAV), Instituto de Investigación y Desarrollo Tecnológico de la Armada de México, El Salado, Veracruz, México, Mexico.

[5]

Bento, Alexandra, Modeling and Nonlinear Control for Airship Autonomous Flight, Tesis Doctoral en Ingeniería Mecánica, Universidad Técnica de Lisbo,. Diciembre 2007.

[6]

IEEE Faria, Bruno. Identificação Dinâmica Longitudinal de um Dirigível Robótico Autônomo. Tesis de Masterado en Ingeniería Eléctrica, Unicamp. Febrero 2005.

VIII. BIOGRAFÍAS Stefany Palacios Córdova, nació en Quito-Ecuador el 29 de Marzo de 1984. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Politécnica Nacional como Ingeniera en Electrónica y Telecomunicaciones. Actualmente trabaja en el Área de Comunicaciones del Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana CIDFAE en la ciudad de Ambato. Áreas de interés: Telecomunicaciones, redes,

informática. (stefany.palacios@cidfae.gob.ec)

Adicional para ello se debe contar con sistemas de comunicación inalámbrica para la adquisición de imágenes y datos en el EMCT generados por el sistema electro-óptico a bordo de la aeronave. Uno de los inconvenientes que estos que pueden presentar estas aeronaves son los costos de adquisición dependiendo de los sistemas electro-ópticos y dispositivos de última tecnología que estos posean como por ejemplo Sistemas FLIR, dispositivos LRF, entre otros. VII. REFERENCIAS [1]

Aragon, Alejandro, Cuevas S, José. Delgado, José, HighAltitude Platforms for Wireless Communications, John Wiley & Sons, Singapore. 2008

[2]

CONTROP, "Operation & O-Level Maintenance Training System electro-óptical " Controp Corp., Israel, 2011.

29


Sistema De Guiado, Navegación y Control Automático de un UAV

Capitán Víctor Enríquez Champutiz / Hugo Loya Rivera Área de Guiado, Navegación y Control Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana (CIDFAE), Ambato - Ecuador

Resumen – En este artículo se describe el sistema de guiado, navegación y control de un avión no tripulado (UAV), la integración, calibración de sensores y superficies de control para obtener un desempeño óptimo en las distintas etapas de vuelo. Para cumplir con este objetivo se utiliza hardware y software en el que se realiza un análisis aerodinámico de la planta para de esta manera proceder a calibrar los lazos de control y simular mediante software. Una vez que se verifique un correcto comportamiento de la planta en el simulador se procederá a su integración en la aeronave y se verificará su funcionalidad a través de varias rutas de vuelo planificadas y aprobadas previamente. Índices – Aerodinámica, alerón, control, elevador, lazos, navegación, planta, ruta, simulador, UAV.

I.

El sistema de pilotaje automático de la aeronave se basa en una lógica de control mediante ecuaciones de estabilidad y navegación de una aeronave, integradas y compiladas en tarjetas electrónicas que trabajan en forma sistémica con los elementos de control y sensores. El modelo aerodinámico exacto junto con todos los parámetros y perfil de vuelo del prototipo, hacen que la aeronave sea estable y confiable, la comprobación de este trabajo se lo realiza a través del análisis del software de simulación en tierra hasta tener un vuelo simulado lo mas estable posible, y una vez logrado ello proceder a la integración de todo el sistema en la aeronave, para iniciar la verificación en cada una de las etapas de vuelo. El ajuste fino de los controladores de cada mando se lo deberá hacer verificando el comportamiento durante el cumplimiento de varias misiones de vuelo planificadas y 2

UAV Unmanned Aerial Vehicle, Vehículo Aéreo No Tripulado CIDFAE Centro de Investigación y Desarrollo de la FAE

30

II.

SISTEMA DE GUIADO, NAVEGACIÓN Y CONTROL DE UNA AERONAVE NO TRIPULADA

El sistema de GNC3, es un sistema electrónico que integra el software (Lógica de control, ecuaciones de estabilidad y modelo matemático) con el hardware necesario para poder procesar todas las variables físicas, en base al sensoramiento y movimientos de las superficies de control de la aeronave, en base a actuadores, todos ellos ajustados y calibrados para lograr el máximo rendimiento en cada una de las etapas del plan de vuelo. A. Descripción de la Aeronave

INTRODUCCIÓN

El presente artículo científico contiene el estudio del sistema de piloto automático para ser integrado y configurado en una aeronave no tripulada (UAV 1) construida íntegramente en el Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana (CIDFAE2). El sistema de control automático permitirá cumplir todas las fases de vuelo de la aeronave (despegue, navegación y aterrizaje) en forma autónoma.

1

estudiadas previamente, en donde ya se integran las perturbaciones reales en el ambiente en que se desarrollará las misiones.

Un sistema se lo describe como el conjunto de elementos interrelacionados capaces de realizar una operación dada o satisfacer una función que se desea, en nuestro caso el propósito de nuestro sistema es que se desenvuelva dentro de un campo aeronáutico, es decir cumplir con las etapas de vuelo de una aeronave. Para realizar el análisis de un sistema dentro del campo del control automático, el sistema sobre el cual se pretende actuar se lo denominará planta, la cual en este caso es la aeronave con todas sus superficies de vuelo que son las que la controlan y también los distintos sensores que son los encargados de medir todas las variables que permitirán conocer su estado para de esta manera poder cumplir con las distintas referencias fijadas, y mediante las diversas leyes de control programadas en el controlador, para poder cumplir con las fases de vuelo en forma automática. Las aeronaves empleadas como plantas experimentales han sido construidas en el CIDFAE y sus características se las especifica a continuación, en la Fig. 1 y 2.

3

GNC Guiado, navegación y control


dirección durante el vuelo.

Fig.1 Prototipo UAV-0

Características: Envergadura: 4 metros Techo de operación: 4.000 metros sobre el nivel del mar Autonomía: 1 hora 30 minutos.

Fig. 3 Movimiento alerones

Elevador El timón de profundidad, también llamado estabilizador horizontal o elevador se utiliza para controlar la altura o incidencia del avión, tal como se muestra en la Fig.4. El timón de profundidad actúa sobre el eje transversal del avión y funciona de la siguiente manera: para que el avión gane altura el elevador apuntara hacia arriba logrando con ello levantar la nariz y ascender. Para descender funciona de manera inversa, es decir el elevador apuntará hacia abajo haciendo que la nariz apunte hacia la misma dirección.

Fig. 2 Prototipo UAV-Fénix

Características: Envergadura: 5.50 metros Techo de operación: 5.000 metros sobre el nivel del mar Autonomía: 4 horas Para poder realizar el control de una aeronave de manera general se tienen varias superficies de control o mandos de vuelo que son: alerones, elevador, rudder, flaps y acelerador. La función de cada superficie se explica de manera general a continuación: Tomando en cuenta que la posición del avión, vamos a tomar como eje longitudinal aquel que atraviesa a lo largo de todo el fuselaje. El eje transversal será aquel que atraviesa por el centro de la aeronave y permitirá realizar la acción de cabeceo es decir subir o bajar la nariz y finalmente el eje vertical será aquel que atraviesa a la aeronave de manera perpendicular por el centro y permite un movimiento de guiñada para controlar la dirección de la aeronave.

Fig. 4 Movimiento del timón

Rudder El timón de dirección, también llamado rudder, actúa sobre el eje vertical del avión y su función es permitir tener un mayor control de la aeronave durante el despegue y aterrizaje, ya que este plano trabaja en conjunto con la llanta delantera permitiendo controlar la aeronave durante su trayectoria al tocar pista, tal como se muestra en la Fig.5.

Alerones Son los encargados de controlar el eje longitudinal del avión, tal como se muestra en la Fig.3. Ubicados en las alas siendo su movimiento asimétrico. Esto significa, que en una semiala el alerón baja, aumenta así la sustentación y la mueve para arriba, mientras que en la otra semiala ocurre lo contrario y la baja, consiguiendo que el avión gire alrededor del eje longitudinal. Este movimiento es el que permite al avión realizar un giro para cambiar de

31


Para poder realizar esta tarea, se cuenta con una interface gráfica en donde se programa dos archivos; el uno posee toda la información del perfil de la aeronave, es decir las velocidades, tasas de ascenso y descenso, aceleraciones, trayectorias de todas las etapas de vuelo, calibración de sensores, configuración de comunicaciones entre la estación de tierra y el autopiloto, configuración y calibración de superficies de vuelo y otras configuraciones adicionales para tener la mayor eficiencia durante el vuelo; mientras que el segundo archivo es aquel que contiene comandos especiales para la elaboración de los diferentes planes de vuelo, en los que se diseña también patrones de emergencia en caso de fallas no esperadas así como también comandos que se manejan tanto en el despegue como en el aterrizaje.

estudio para que no exista interferencia entre ellas y al mismo tiempo no afecte a los sistemas electrónicos de control.

Fig. 8 Distribución de antenas en el Prototipo UAV Fénix

Una vez configurados los archivos que describen la aeronave, los archivos con los parámetros y planes de vuelo, además de una adecuada integración de los equipos electrónicos, tomando en cuentas los criterios presentados en este literal, se puede dar inicio a las pruebas funcionales del sistema y primeros vuelos en modo RC. D. Desarrollo de Planes de Vuelo y Simulaciones Un plan de vuelo es un archivo estructurado en donde se encuentran todos lo comandos que permitirán a la aeronave desenvolverse durante toda la misión de vuelo.

Fig. 7 Interface de programación de parámetros aerodinámicos de la aeronave

Las superficies de control de vuelo se las debe calibrar lo más exacto posible dependiendo del ajuste que el operador del RC realice después de unos vuelos de prueba en modo manual, con esto le ayudamos al piloto automático tenga un punto de partida inicial para poder controlarse. Los datos de estos vuelos son guardados y analizados para tomarlos como referencia al momento de configurar el software para el control en automático. La transmisión y recepción de datos, requiere configuración de velocidades, número y control de datos. La potencia de transmisión y recepción debe ser ajustada dependiendo del alcance que se quiera tener. Es importante señalar que una comunicación redundante es necesaria, ya que con ello aseguramos que la aeronave siempre se encuentre monitoreada desde la estación de tierra. Para la instalación de las antenas se debe realizar un

Cada plan de vuelo dependerá del objetivo que se desea cumplir, para lo cual se recomienda realizar en primer lugar un reconocimiento del área de vuelo, así como de las condiciones meteorológicas, mismas que no deben sobrepasar la capacidad aerodinámica de la aeronave. Los planes de vuelo consisten en un conjunto de puntos georefereciados o waypoints ubicados sobre un mapa, mismos que pueden ser representados en; coordenadas absolutas son las expresadas en Grados: Minutos. Décimas de minutos con lo cual tiene exactitud de los puntos de interés, y en coordenadas relativas que se expresan en unidades métricas tomando como positivas aquellas se ubican hacia el Norte o el Este del punto de despegue de la aeronave. Tipos de coordenadas de Waypoints Coordenadas Absolutas Coordenadas Relativas (40:7.3986E, 90:30.96N) (4000,4000)

Las simulaciones permitirán verificar la correcta programación de los planes de vuelo, en donde se puede configurar tiempos de simulación, dirección y fuerza de vientos o perturbaciones, además permite tener acceso a la 33


información de sensores simulados para verificar el comportamiento del avión ante esas condiciones.

Rudder from Y accelerometer: Controla el rudder para mejorar el giro de la aeronave en las curvas. Rudder from heading: Este lazo de control se lo emplea durante el despegue de la aeronave para mantener el rumbo deseado sobre la pista hasta alcanzar la velocidad de rotación y poder despegar. Throttle from speed: permite minimizar la diferencia entre la velocidad deseada y la velocidad actual de la aeronave. Pitch from altitude: controla el pitch para minimizar la diferencia entre la altitude actual y la deseada.

Fig.9 Simulación y verificación de planes de vuelo

Dentro de los planes de vuelo se programan rutinas de emergencia en el caso de pérdida de comunicación de radio control, comunicación con la estación de tierra, navegación a estima si existe perdida de la señal de GPS.

Pitch from AGL: Controla el pitch para reducir al mínimo la diferencia entre la altitud deseada y el actual, medido por el AGL a bordo de la aeronave. Pitch from airspeed: Controla el pitch para reducir al mínimo la diferencia entre la velocidad deseada y la actual. Este lazo se activa durante la fase de ascenso.

E. Calibración del Sistema; Modo Manual y Automático, Despegue, Navegación y Aterrizaje.

Roll from heading: Controla el ángulo de banqueo para reducir al mínimo la diferencia entre el rumbo deseado y el actual. Este lazo se activa en cualquier momento cuando la aeronave navega. Las ganancias se basan de acuerdo a la velocidad GPS.

Una vez que la aeronave se encuentra totalmente integrados todos los sistemas, se realizan las pruebas funcionales de todos los sistemas (GNC, comunicaciones, propulsión, energía, luces de navegación, sistema de recuperación en emergencia). Estas pruebas son contrastadas con los resultados de las simulaciones en software obtenidas, con lo cual se tendrá una idea del comportamiento de la aeronave durante el cumplimiento de la misión programada.

Para la calibración del modo automático, el autopiloto posee en su memoria programada una serie de controladores PID7 a los cuales se tiene acceso para poder calibrarlos hasta conseguir un comportamiento estable de la aeronave. Para lo cual partimos de valores iniciales de las constantes de los lazos PID, mismos que han sido sacados de las simulaciones, luego de lo cual el ajuste fino se lo realiza en vuelo hasta conseguir el valor ideal para cada constante.

El modo manual permite al operador tiene el control de la aeronave en todas sus etapas de vuelo, éstos datos con grabados para luego ser analizados, los mejores vuelos son tomados como referencia para sacar datos importantes que alimentarán los archivos de configuración para el paso a automático. Para la calibración en modo automática se debe tener un dominio sobre lo que se denomina la estrategia general de control de la aeronave, que no es más que la combinación de los movimientos coordinados de las diferentes superficies de vuelo para tener la actitud deseada. Los principales lazos que se utiliza para el control de la aeronave son los siguientes: Aileron from roll: Controla los alerones para reducir al mínimo la diferencia entre el roll deseado y el actual. Elevator from pitch: Controla el elevador para reducir al mínimo la diferencia entre el pitch deseado y el actual.

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Para empezar se calibran los lazos externos de estabilidad de la aeronave los cuales son: Aileron from roll, Elevator from pitch y Rudder from Y accelerometer. Estos controladores permiten a la aeronave permanecer estable en el momento de volar, observando su comportamiento se los va ajustando finamente en el vuelo hasta obtener el mejor comportamiento. Tomando en cuenta criterios de ajuste de controladores PID [4], si se observa oscilaciones se deberá aumentar o reducir las ganancias de cada una de las constantes. Por ejemplo en el lazo Aileron from Roll, si se observa varias oscilaciones por segundo se deberá reducir las ganancias proporcional, diferencial o ambas, si en cambio se observan oscilaciones lentas menores a una cada segundo se deberá ajustar la constante integral. Después de obtener un buen resultado en la estabilidad 7

PID Proporcional, integral, derivativo


de la aeronave se procede a seguir con el ajuste de los siguientes lazos tomando en cuenta los criterios anteriores y verificando la respuesta de la aeronave. Un criterio muy importante a tener en cuenta es que cuando la velocidad de la aeronave aumenta, se deberá reducir las ganancias. Las única excepción de esa regla es la del lazo Roll from Heading, en el cual se deberá aumentar las ganancias conforme aumente la velocidad. F.

Análisis de Datos [3]

Como se detalló, esta aeronave tiene la capacidad de llevar combustible para una hora y media, razón por la cual la distancia a la cual se dirigió fue de 26Km desde su punto de partida hasta el mas lejano, logrando un total de 52Km en aproximadamente en 45 minutos de vuelo. En la gráfica de altura en función del tiempo, se puede verificar como la aeronave mantiene el set point de altura que fue progresivamente aumentado por el operador hasta los 500 metros sobre la estación (3100 metros sobre el nivel del mar).

Las figuras No. 10 y 11 muestran datos de los vuelos del Prototipo UAV-0 antes del ajuste fino de los controladores, partiendo de los valores calculados como punto inicial.

Fig. 12 Altura en función del tiempo

Fig. 10 Altura en función del tiempo

Fig. 11 Heading en función del tiempo

G. Ajuste Final de Controladores El ajuste final de los controladores se lo realiza después de un análisis de los datos tomados, se ajustan finamente las ganancias durante el vuelo hasta llegar a obtener el comportamiento deseado. En las figuras No. 12 y 13 mostradas a continuación se observa los resultados de los ajustes y se puede verificar el comportamiento de la aeronave en una de sus misiones más lejanas desde el punto de despegue.

La gráfica de heading en función del tiempo, muestra como la aeronave se dirige hacia donde determina la ubicación de los puntos de referencia, existen ciertos picos en donde se producen perturbaciones como vientos cruzados, pero el sistema corrige inmediatamente.

Fig. 13 Heading en función del tiempo

Las figuras No. 14 y 15 muestran la ubicación de la aeronave sobre un mapa digital de la zona mientras cumplía la misión, el punto verde es el punto próximo a cumplir y conforme alcance cada punto irá cambiando de color verde a rosa.

Estos datos pertenecen al UAV-0, la autonomía a la cual pueda dirigirse dependerá principalmente de la capacidad de combustible y de los equipos de data link.

35


[3]

MICROPILOT INC., MP Logviewer User´s Guide. 2009

[4]

Sistemas de Control en tiempo Discreto, Katsuhiko Ogata, Segunda Edición.

V.

Fig. 14 Plan de vuelo y ubicación de la aeronave sobre el mapa digital de Ambato-Latacunga

BIOGRAFÍAS

Víctor Xavier Enríquez Champutiz. Nació en Tulcán-Ecuador el 06 de diciembre de 1976. Capitán Técnico de Aviación de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. Ingeniero en Electrónica en Instrumentación y Control. Licenciado en Administración Aeronáutica. Diplomado en Gestión Logística. Cargos: Comandante de la Escuadrilla Modernización del Escuadrón Mantenimiento de Aviones Kfir-Ce. Jefe del Proyecto de Guerra Electrónica, Instalación del Radar Pasivo SPS45V2 en el A/C Kfir CE. Jefe al Área de GNC del Proyecto Plataforma de Gran Altitud PGA. Actualmente se desempeña en el cargo de Jefe del Área de Guiado Navegación y Control del CIDFAE. Áreas de interés: Sistemas Aéreos no tripulados, automatización, desarrollo de algoritmos de control avanzados. vxenriquez@hotmail.com / vxenriquez@cidfae.gob.ec

Fig. 15 Ruta que cumplió la aeronave UAV-0 sobre el mapa digital de Ambato-Latacunga

III.

CONCLUSIONES

Los prototipos diseñados y construidos son los primeros UAV desarrollados y probados en el país, siendo el CIDFAE junto con la EPN8 y la UTA9, en las instituciones pioneras en lograr resultados en este campo. El sistema electrónico de un UAV es la parte principal por lo cual su configuración y calibración serán la principal característica para tener un sistema confiable. Los Prototipos construidos por el CIDFAE, ha mostrado excelentes resultados dentro de la zona en la que se han hecho los vuelos experimentales, pero esto no significa que se limite su lugar de utilización, tan sólo dependiendo de donde se requiera realizar la misión se deberá realizar un ajuste de sus parámetros de ser necesario, constituyéndose en un sistema configurable de acuerdo a las necesidades del usuario. IV.

REFERENCIAS

[1]

MICROPILOT INC., Micropilot Autopilot Installation and Operation Manual 3.4., 2009

[2]

MICROPILOT INC., Horizonmp User´s Manual 3.4. 2009 8 9

EPN Escuela Politécnica Nacional UTA Universidad Técnica de Ambato

36

Hugo Giovanni Loya Rivera. Nació en Quito-Ecuador el 11 de julio de 1985. Sus estudios los realizó en la “Escuela Fiscal de Niños Juan Montalvo” y “Colegio Experimental Juan Pío Montúfar” en la ciudad de Quito donde obtuvo el título de bachiller Físico-Matemático. Sus estudios superiores los realizó en la Facultad de Ingeniería en Eléctrica y Electrónica en la carrera de Ingeniería de Electrónica y Control de la Escuela Politécnica Nacional (Quito-Ecuador 2003-2010) en donde obtuvo su titulo de Ingeniero en Electrónica Y Control. Actualmente trabaja como Investigador del Área de Guiado, Navegación y Control del Proyecto UAV. Anteriormente trabajó como investigador del área de instrumentación en el desarrollo de un sistema de monitoreo y control de variables atmosféricas que se encuentran en el entorno de vuelo de un dirigible no tripulado. Proyecto Plataforma de Gran Altitud (PGA). Áreas de interés: Sistemas Aéreos no tripulados, automatización, desarrollo de algoritmos de control avanzados, control industrial e instrumentación. giomh_1107@hotmail.com / hugo.loya@cidfae.gob.ec


Estabilización Inercial en Aeronaves no Tripuladas procesamiento y algoritmos de control. Los métodos de control en general para guiado de una aeronave son

Javier Prado Romo / Capitán Víctor Enríquez Champutiz Área de Guiado, Navegación y Control Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana (CIDFAE), Ambato - Ecuador

Resumen – Cumpliendo con una trayectoria de navegación de aeronaves no tripuladas, se establecen algoritmos de control anidados que definen la trayectoria de la nave y su comportamiento de estabilización durante su recorrido, por tal motivo se genera un control genérico de movilización para naves en el que se toma en cuenta aspectos mecánicos y electrónicos para su calibración; Adicionalmente, se considera la estabilización de la aeronave para la función de navegación. En fin, las aeronaves no tripuladas necesitan de mecanismos de navegación que pueden ser diseñados mediante varios métodos de control ya sean variantes o invariantes en el tiempo o con métodos eficaces de control y navegación, es así que en este trabajo se maneja una plataforma inercial con actualización GPS tanto para el guiado, navegación y control del avión no tripulado. Índices – GPS, IMU, PID, Estabilización, Navegación, Control, Azimut.

I.

INTRODUCCIÓN

La navegación por instrumentos de medida basada en tecnologías genéricas difiere de aquellos sistemas de navegación que utilizan sensores dependientes y de acceso limitado en el sentido de tecnologías abiertas. La navegación inercial utiliza instrumentos de medida como acelerómetros, giróscopos y magnetómetros que permiten la navegación de una aeronave tanto para la estabilización como para guiado navegación y control. La navegación inercial o navegación a estima estimula al proceso a respuestas en tiempo real y se beneficia de lecturas casi instantáneas en la que el Dron1 actúa, por tal motivo se tiene un control fino sobre los actuadores que dependen de las variables afectadas a la aeronave. Las prestaciones del módulo de control contienen altos rangos de operación tanto en velocidad de procesamiento como en memoria, de tal manera las capacidades de instrucciones por segundo superan las veinte mil operaciones, y su capacidad de memoria supera los 500kbytes, que es una característica alta para los requerimientos del sistema. Debido a la velocidad de respuesta que un vehículo aéreo requiere se necesitan varios procesadores, para dividir las tareas de 1

Dron Vehículo no tripulado a prueba.

muchos, unos más efectivos que otros de acuerdo a los fines para los que sea construida la aeronave; por lo tanto, el método elegido para este control es la navegación inercial, que a más de utilizar una plataforma inercial se apoya en instrumentos como velocímetros, altímetros, GPS2, etc. Uno de los problemas mas grandes que enfrenta este tipo de navegación es la distancia recorrida y posición del Dron en tiempo real, es así que se consideran cálculos matemáticos a los sensores para interpretar y deducir la posición, esta solución esta dada también involucrando una solución de actualización de GPS que se puede eliminar si se introduce un modelo predictivo de un path3 en el que la aeronave podría dirigirse. Cabe destacar que la navegación inercial es un método alternativo a la navegación por GPS que si bien es cierto es mas precisa pero por otro lado es mas dependiente y requiere de un tiempo de discretización mas grande, caso en el que la aeronave lo podría soportar, pero bajo condiciones de perturbación podría ser fatal. II.

ESTABILIZACIÓN DE AERONAVE NO TRIPULADA Es importante resaltar que una aeronave puede navegar de acuerdo a una ruta establecida y llegar al punto especificado, pero lo debe realizar de manera estable y siguiendo patrones establecidos de tal manera que la nave no presente situaciones de riesgo como un roll4 o que la nave decole. Por ello aquí se describe la solución para estabilizar una aeronave considerando la planta invariante en el tiempo y con criterios de control lineal, para no complicar el sistema y la parte de control y de hecho para mejorar el rendimiento del controlador principal.

A. Método de solución para estabilización de nave no tripulada en función de una plataforma Inercial bajo

El esquema, general para la solución, esta planteado características de velocidad y precisión del

2

GPS Global Position System Path Ruta destinada a una aeronave 4 Roll Giro de una aeronave descontrolada a manera de espiral. 3

37


movimiento de los planos de la aeronave como se indica en la Fig. 1. Adicionalmente, se identifica datos de entrada y salida para identificación de la planta, cabe destacar que la planta puede tomar distintas connotaciones de acuerdo a como se lo plantee el control, por tal motivo las características de la planta se han tomado como independientes (Planos de Vuelo) y enlazadas cuando se realiza la navegación. Además, se considera que el modelo es invariante en el tiempo para simplificar el diseño de los controladores.

Fig. 1 Esquema general de control de un UAV

Para la navegación inercial se incluye la estabilidad bajo un punto de referencia lineal por periodo de muestreo lo que implica el seguimiento variable del punto de referencia en función directa de los giróscopos. Debido a que un GPS comercial puede actualizar datos cada segundo, se debe crear una política de control durante el segundo en que no se adquiere datos de actualización, por lo tanto los datos de GPS entran en una actualización de setpoints5 cada periodo de muestreo y por lo tanto el control se lo trata como control LTI6. Aquí es cuando interviene la estabilización, durante el tiempo en que no se actualizan los waypoints7 ni las referencias. B. Implementación de los controladores estabilización de una aeronave.

control al que se quiera llegar. Para este trabajo se considera un control SISO para el control de heading y para control de altura a un sistema MIMO en el que las variables que intervienen son altura, ángulo de ataque y velocidad de motor. B.1. Control de Heading con Azimut 10 Debido a la navegación que se aplica al sistema de vuelo automático con actualización de GPS, se requiere que durante el periodo de no actualización se maneje una navegación continua, por lo cual la concepción de estabilidad es muy importante durante este tiempo. El control de estabilidad tiene su referencia variable por periodo de tiempo, y los planos actúan de manera sistemática de acuerdo a los Waypoints que se requieren que la aeronave atraviese. La estabilidad puede implementarse bajo cualquier ley de control, siempre que se tome en cuenta que si se utiliza acciones integrales se analice el criterio de la saturación del error, en la solución planteada para una aeronave se toma en cuenta un PID11 con realimentación de la saturación, incrementando un polo en la parte integral. Este tipo de solución a este tipo de control se debe de considerar ya que los planos de un avión tienen que responder en el tiempo adecuado a pesar de que haya tenido tiempo prolongado en el error, ya que las perturbaciones pueden ser tan complejas como sean las condiciones climáticas. En la Fig. 2 se muestra la estructura de control para la estabilización de cualquier plano. En este caso en específico solo se aplica al control del Heading12, cuya realimentación está dada por la plataforma inercial y su setpoint variable de 1s está dado por el cálculo azimutal de acuerdo a la ley de Havrsine.

P e

+ 1/Ti

para

Cabe mencionar que el control para el guiado de la aeronave involucra como salida de la planta a los servomotores de alerón y timón, pero para este trabajo se toma en cuenta solo el alerón ya que se pretende colocar Waypoints lo suficientemente separados y con ángulos internos de navegación superiores a los 120°. Los sistemas de control pueden estar previsto por varias leyes de control ya sean SISO8 o MIMO9; todo esto depende de el nivel de

D

+

1/s

+

+

U’

U

+ -

1/Ta

Fig. 2 Diagrama de control para Heading

Se puede verificar que el polo adicional que se incrementa en el sistema da retardo en la acción integral, pero beneficia en el momento de la acumulación del error. Este incremento no perjudica a la estabilización ya que la reacción del sistema no debe ser tan rápida. La técnica de incrementar un polo en la parte integral de un PID se

5

Setpoint Referencia que se le da a un controlador LTI Lineal Time Invariant 7 Waypoint Punto de navegación de un vehiculo no tripulado 8 SISO Sistema de una sola entrada y una salida 9 MIMO Sistema de varias entradas y varias salidas 6

38

+

10

Azimut Ángulo calculado a partir de dos coordenadas GPS PID Control Proporcional Integral Derivativo 12 Heading Rumbo que de da a una nave 11


B.2. Control de Altura en Variables de Estado con Integrador y Estado de Equilibrio distinto de cero. Para este caso se toma en cuenta un sistema multivariable cuya entrada como referencia es la altura y las variables de realimentación son: Altura, Angulo Pitch14, Velocidad de motor. Se necesita considerar que el periodo de muestreo debe ser lo más rápido posible por tal motivo se considera que:

(18)

(19) La planta responde a la dinámica de la Fig. 6, por lo cual se puede implementar un control en espacios de estados.

(14) Para este control necesariamente se requiere conocer la planta, por tal motivo se identifica el sistema MIMO. En la Fig. 5 se indica la respuesta de la identificación del sistema con precisiones del 84.83% y del 61.52%.

Fig. 6 Dinámica de la planta correspondiente a Altura.

Implementando el control con espacios de estados se requiere de los parámetros de control en tiempo de establecimiento y máximo sobrepico, los cuales se calcula bajo los polinomios de bessel. Fig. 5 Identificación de sistema MIMO.

Tabla 1.0 Polinomios de Bessel para diseño del controlador.

Para la identificación de la planta se utiliza las librerías del paquete computacional de Matlab que utiliza logaritmos recursivos bajo condiciones de entrada y salida premeditadas y que se aplican a la planta. De aquí se obtiene las matrices: (15)

(16)

Una vez establecidos los parámetros de calibración, se necesita calcular la matriz de control de acuerdo a ackerman para lo cual se tiene que: (20)

(17) 14

Pitch ángulo de cabeceo

40

El diagrama de control queda establecido como se indica en la Fig. 7, en la cual se toma solamente como salida a la altura.


C. Verificación de Acceso a Waypoint.

Fig. 7 Esquema General de Control para Altura.

En la Fig. 8 se puede observar como las tres señales de referencia ingresan al control MIMO, de tal manera que las tres señales convergen en el control y por ende en el sistema a ser controlado. Dentro de las variables de salida se toma la variable que interesa la cual es altura. Cabe destacar que el control tiene que funcionar en un rango de histéresis ya que la nave debe tener un setpoint de tal manera que el control no en un rango de error.

La manera más optima de consultar si el Dron llego al waypoint especificado, es verificar si el radio de aproximación al punto es mayor al especificado mediante los cálculos, por tal motivo se necesita calcular dicha distancia en función de coordenadas geográficas y tomando en cuenta un radio de la Tierra aproximado.

(21) Adicionalmente se necesita considerar si la aeronave llego a la altura determinada cuando haya llegado al punto geográfico específico, en este caso se puede llegar a tomar una acción de repetir el waypoint o a su vez saltar al siguiente. En este caso en la programación del UAV15 simplemente salta el waypoint para buscar uno nuevo. Estas consideraciones de navegación se toman en cuenta en la estabilización ya que depende del cambio de referencias para la estabilización de la aeronave en la navegación, especialmente en el cambio continuo de heading. Considerando que el Dron se encuentra en una posición P1 y debe llegar a posición P2 como se indica en la Fig. 10.

Fig. 8 Esquema de control para Altura

Se puede observar en la Fig. 9 que el sistema responde correctamente frente a una perturbación introducida cuando el sistema es estable, lo que corresponde a que el sistema sigue a la referencia de altura.

Fig. 10 Consideración de Decisión de Giro.

La dirección óptima a escoger consiste en la elección del ángulo absoluto diferencial que está en función del ángulo calculado entre dos puntos GPS ( ) y el ángulo obtenido en ese punto dependiente de la plataforma inercial ( ). Se conoce que el ángulo relativo debe estar entre -180° y 180°, por lo cual si el signo de éste ángulo es menor a 0° el Dron debe girar hacia la derecha y por consiguiente si el ángulo relativo es mayor que 0° éste debe girar para la izquierda como se indica en la Fig. 11. (22)

Fig. 9 Respuesta de altura al control en espacio de estados

El control diseñado sigue a la referencia con un sobre impulso del 7.4% y tiempo de estabilización de 2.6s, lo que es suficiente para el control de altura.

15

UAV Vehículo Aéreo No Tripulado

41


III. CONCLUSIONES Fig. 11 Elección de Sentido de Giro Óptimo para error de ángulo de Heanding para la Navegación

El plano correspondiente tanto a timón y alerón deben girar en el sentido apropiado dejando su posición de equilibrio para entrar en la nueva posición de equilibrio dinámica de acuerdo al periodo de muestreo. La correspondencia entre los valores de ancho de pulso de cada PWM de cada plano es directamente proporcional al cero físico del plano que corresponde a un valor trimado electrónicamente y al valor máximo de giro del servomotor en función del ángulo máximo de 180°. Cabe destacar que para el control de dirección del móvil se ha tomado en cuenta únicamente el control de los alerones en un giro del 100% mientras que el timón tiene apenas un 20% de participación en un giro. D. Filtro kalman para señales de referencia. Hay que destacar que las señales adquiridas necesitan ser lo bastante aceptables desde el punto de vista de control, para digitalizarlas y poder introducirlas en algún regulador. Si estas no satisfacen a un tipo de señal suave entonces tampoco lo harán al control. Las ecuaciones 22 y 23 determinan el estado de los sensores para los cuales se implemento únicamente para altímetro y velocímetro digital. (22)

Se necesita considerar al vuelo de una aeronave como un sistema íntegro mas no como elementos independientes, ya que existen variables que afectan a todos los planos aerodinámicos en el momento del vuelo. Por lo tanto los sistemas de control necesitan estar enlazados entre si, es decir, en el momento de un giro la aeronave debe mover absolutamente todos los servomotores de manera controlada para realizar un giro limpio. Un Giro limpio implica un control fino en la estabilización de la aeronave en función de las perturbaciones ya que estas pueden llegar a ser incontrolables porque dependen de las condiciones atmosféricas en el momento del vuelo. La solución planteada es la más eficaz desde el punto de vista de control lineal, ya que se considera que la planta no cambia en función del tiempo, y las saturaciones son controladas con un integrador. La calibración no se la puede realizar en tierra ya que no se puede calibrar un sistema variando la realimentación en lugar de variar la referencia, por lo tanto el sistema de calibración de constantes son en vuelo. Para la estabilización de la aeronave no es indispensable el control PID, ya que se puede obtener el mismo efecto implementando otros controladores como un PID fuzzy, control en variables de estado, control óptimo e incluso con una red neuronal, siempre y cuando se tome en cuenta los criterios mencionados. IV. REFERENCIAS [1]

(23)

[2]

El filtro kalman a más de actuar como filtro se lo puede ajustar de tal manera que se pueda utilizar como predicción de los datos. En la Fig. 12 se puede observar que los datos a mas de ser corregidos predice que lo que posiblemente puede ocurrir. Esta variante del filtro kalman es válida para este tipo de sistemas ya que la velocidad de recorrido supera la actualización de datos principalmente por el GPS, es así que si requiere tomar una acción de control se necesita esperar 1s para que realice dicha acción, esta acción puede ser descrita por el filtro si se lo ha ponderado de manera adecuada.

[3]

Fig. 12 Filtro kalman para señales de entrada de control

42

[4] [5]

[6] [7]

Katsuhiko Ogata y otros, “Sistemas de control en tiempo discreto”, Segunda Edición, Editorial Lynda Griffiths/TKM Productions, México. 1996. Jhon Wiley, “Microcontroller Based Applied Digital Contro”,England, E-book, Disponible: http://alialmukhtar.blogspot.com Tae Hyun Kim & Denny Toazza, Navigation Control of an Unmanned Aerial Vehicle, Escuela de formación y ciencia Halmstad University, Sweden. Nov. 2009 Ing. Agr. Michael Koolhaas, Msc, “Geometría por Coordenadas”, Elementos de geometría analítica. Universidad Autónoma de México. 2011, Área de Ingeniería Agrícola. Leandro Baroni, Algoritmos de navegación en tiempo real para un sistema GPS de posicionamiento relativo de precisión,Tesis Doctoral, Agosto 2009.Disponible: http://urlib.net/sid.inpe.br/mtcm18@80/2009/09.25.14.02 Dr. Leonardo Enrique Solaque Guzmán, “Modelado, Control y Navegación para el Vuelo Autónomo de Dirigibles”, Laboratorio de Análisis de Arquitectura de Sistemas. Enero 2007. Petre Stoica & Magnus Jansson, MIMO System Identification: StateSpace and Subspace Approximations Vs. Transfer Function and Instrumental Variables. Nov. 2000.


V.

BIOGRAFÍA

Álvaro Javier Prado Romo. Nació el 15 de marzo de 1985 en Atuntaqui, Imbabura. Estudió su bachillerato en Santo Domingo de los Colorados donde alcanzó las mejores calificaciones de su promoción y fue abanderado del pabellón de la ciudad. Desarrolló proyectos electrónicos orientados a la Medicina y a la Domótica. Alcanzó el título de ingeniería en el año de 2009 en la Escuela Politécnica Nacional. Se desarrollo como profesor de la Escuela Politécnica Nacional desde el 2009, dictando clases de física a los primeros semestres, además, dictó cursos de programación en dicha institución. Colaboró en proyectos de investigación como “Desarrollo De Un Sistema Prototipo de Consulta de Parqueaderos Libres”. Actualmente trabaja para la Fuerza Aérea Ecuatoriana, colaborando con el área de Guiado Navegación y Control, creando un prototipo de Autopiloto Nacional para aeronaves no tripuladas. Áreas de interés: Domótica, robótica, informática y redes, microcontroladores, automatización y control industrial. javi_javi2007@hotmail.com / javier.prado@cidfae.gob.ec

Víctor Xavier Enríquez Champutiz. Nació en Tulcán-Ecuador el 06 de diciembre de 1976. Capitán Técnico de Aviación de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. Ingeniero en Electrónica en Instrumentación y Control. Licenciado en Administración Aeronáutica. Diplomado en Gestión Logística. Cargos: Comandante de la Escuadrilla Modernización del Escuadrón Mantenimiento de Aviones Kfir-Ce. Jefe del Proyecto de Guerra Electrónica, Instalación del Radar Pasivo SPS45V2 en el A/C Kfir CE. Jefe al Área de GNC del Proyecto Plataforma de Gran Altitud PGA. Actualmente se desempeña en el cargo de Jefe del Área de Guiado Navegación y Control del CIDFAE. Áreas de interés: Sistemas Aéreos no tripulados, automatización, desarrollo de algoritmos de control avanzados. vxenriquez@hotmail.com / vxenriquez@cidfae.gob.ec

43


Sistema de Instrumentación para una Aeronave más Liviana que el Aire. Giovanny Gavilanes, Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana (CIDFAE), Ambato - Ecuador

Resumen – En Ecuador, es la primera vez que se desarrolla investigación de HAPS (High Altitude Platform Stations), el presente trabajo es la búsqueda de un sistema SCADA (supervisión, control y adquisición de datos), para el sensoramiento de variables físicas (medio ambiente), variables internas del aeronave, de diferentes prototipos de dirigibles para monitorearlo desde tierra y cuya posición en vuelo es controlada manual y automáticamente. Los prototipos emplean helio como gas de sustentación, posee 4 planos de vuelo móviles para estabilización aerodinámica; y una góndola que alberga el sistema de energía, instrumentación, control y comunicaciones, como actuadores del sistema, el prototipo dispone de dos motores (eléctricos o combustión), que son posicionados para ascender o descender por un eje que rota valiéndose de servomotores junto con un sistema de engranes; la información de telemetría, es administrada y visualizada en la EMCT (Estación de Mando y Control en Tierra). Palabras claves: EMCT, HAPS, monitoreo, SCADA, telemetría.

I. INTRODUCCIÓN La denominación de HAPS, fue adoptada durante la Conferencia Mundial de Radio Comunicaciones (WRC9) en 1997, en las regulaciones de radio (RR) No. S1.66A. Los HAPS tiene como objetivo proporcionar servicios de comunicación como repetidoras de televisión, radiodifusión o internet a los usuarios utilizando aeronaves (tripuladas o no tripuladas), estas plataformas son reutilizables y posicionadas en las altitudes estratosféricas, de 20 a 50 km aproximadamente[1].

La adquisición de variables físicas (medio ambiente) en una aeronave es un requisito indispensable para la realización de un vuelo. Los instrumentos básicos de vuelo son aquellos que nos informan de la altura y velocidad del aeronave, su actitud con respecto al suelo sin necesidad de tomar referencias, si está en ascenso, descenso o nivelado, y en qué dirección vuela. Instrumentos de actitud de vuelo se define como el control de una posición espacial de la nave mediante el uso de instrumentos en lugar de fuera de las referencias visuales. Inicialmente por las limitaciones de peso, tamaño y energía, se optó por la utilización de tecnología comercial,

44

eligiéndose la tecnología más óptima para esta tarea la WSN (Wireless Sensor Network) [2][5][8][7]. Una red inalámbrica de sensores está compuesta por un conjunto de sensores distribuidos y autónomos, con ciertas capacidades sensitivas y de comunicación, que permiten la monitorización de condiciones físicas o ambientales. Cada uno de los sensores está típicamente equipado con un transceptor radio u otro dispositivo de comunicación, un pequeño microcontrolador, uno o varios sensores y una fuente de energía, normalmente una batería. El tamaño y precio de estos dispositivos varía en función de las necesidades concretas de la red, dependiendo principalmente de factores como el nivel de autonomía, tamaño de la memoria, velocidad de cómputo y ancho de banda. La funcionalidad general de este tipo de sistemas sigue la siguiente jerarquía: 1. Detectar las medidas cuantitativamente relevantes. 2. Monitorizar y almacenar la colección de datos. 3. Valorar y evaluar la información. 4. Generar formularios comprensibles para el usuario. 5. Mejorar el proceso de decisión. 6. Generar avisos y alarmas. Las posibles aplicaciones de las redes de sensores inalámbricas son muchas y muy variadas. Pueden ser usadas tanto en aplicaciones comerciales como industriales, para monitorizar datos que podrían ser difíciles o caros de recoger sin utilizar este tipo de soluciones. La instrumentación del globo aerostático paso por diferentes etapas y diferentes necesidades, de acuerdo al prototipo en experimentación. Los prototipos aumentaron de tamaño, con las experiencias obtenidas con los primeros prototipos el 6T, 9T y 15T, nacen nuevas necesidades, para el prototipo final 27T. Se requiere que el sistema sea de construcción nacional, el sistema cambia, ahora es necesario manejo de servomotores o actuadores lineales, el mismo que acciona la bancada que da el vector empuje para que se movilice la nave, pero el requerimiento de las variables físicas son las mismas, tanto de los prototipos experimentales pequeños como del prototipo final.


II. EVOLUCIÓN DEL SCADA EN EL PGA Se trabajó con una WSN, tecnología comercial con 4 nodos de comunicación y procesamiento de datos, iMote2, para la parte del hardware y el software Labview 2009 para todos los sistemas SCADA que se realizaron, las características más relevantes de los iMote2 son sus rangos de operabilidad.

NODO ESCLAVO

HELIO

HELIO

BANCADA GONDOLA

NODO BASE O MAESTRO ACTUADORES

MONITOREO UAV DE MICROPILOTO

CONTROL MANUAL MICROPILOTO

MONITOREO EN TIMEMPO REAL DEL DIRIGIBLE

Fig. 1. Diagrama de sensores múltiples de iMote2,[6]

Fig. 2. Diagrama conceptual del sistema WSN en prototipo 6Ty 9T

La ventaja de usar hardware embebido comercial es el ahorro de tiempo en la implementación del sistema como muestra la Fig.1., pero la desventaja más notable es que se pierde en la flexibilidad para hacer adaptaciones de nuevos sensores al procesador principal del iMote2.

B. Tecnología de Desarrollo nacional y Comercial En una segunda etapa para el sensoramiento del prototipo 15T, se hizo necesario el incrementar tarjetas, para el acople de sensores, ya que los prototipos anteriores el peso que levantaban era muy limitado carecían de un sistema de supervisión de energía.

A. Tecnología Comercial La primera etapa que básicamente es la instalación de un SCADA mediante equipos comerciales, una WSN de iMote2 de Crossbow, los módulos mencionados son fabricados exclusivamente para la telemetría, esta red se manejaba con comunicación Xbee y el protocolo 802.15.4, mas el diseño del HMI respectivo en Labview 2009, este tipo de diseño se acoplo con satisfacción para los prototipos 6T y 9T, con el sensoramiento de fabrica de lo iMote2. [3][6]. Los prototipos emplean helio como gas de sustentación, posee 4 planos de vuelo móviles para estabilización aerodinámica; y una góndola que alberga el sistema de energía, instrumentación, control y comunicaciones, como actuadores del sistema, el prototipo dispone de dos motores (eléctricos o combustión), que son posicionados para ascender o descender por un eje que rota valiéndose de servomotores junto con un sistema de engranes llamado basculante.

En el protoripo15T se adiciono el sistema, se manejo la base de la WSN de iMote2, adicionando sensores de corriente y acople de los ADC para mediciones de voltaje y presión, el sistema funciono deacuerdo a los requerimientos, pero el sistema ya no era compacto como a un inicio, fue necesario acoplar fuentes y baterías para el funcionamiento de sensores, dejándonos un desperdicio de recursos. C. SCADA de desarrollo Nacional En lo que se refiere a sensoramiento se posee marcas importantes como National Instruments, la cual provee de tarjetas que pueden realizar las mismas tareas como las tarjetas que se creó en el centro de investigación. La desventaja de estos sistemas es que al ser de marca reconocida son extremadamente caros y en muchas ocasiones son sub utilizados. En lo que se refiere a control de sistemas, existen empresas que venden servomotores, actuadores lineales, etc. Y junto a estos comercializan tarjetas que permiten su manejo, tal es el caso de FUTABA, HITEC, de la misma manera comercializan sus productos a un alto costo. En este caso, también con el desarrollo nacional de tarjetas se ha llegado a tener los mismos resultados en cuanto al manejo de servomotores, actuadores lineales, o cualquier otro elemento actuador. El diseño de hardware de esta tarjeta has sido desarrollado pensando en las necesidades que se presentaron en el transcurso del proyecto PGA y los requerimientos del prototipo 27T, ya que sus actuadores de propulsión se cambia

45


de actuadores de propulsión de eléctricos a combustión, adicionalmente se encarga a instrumentación el manejo de la bancada que da el vector empuje de los motores.

3.

Entre las capacidades se tiene: • Medición de temperatura, para accionamiento de sistema de ventilación de la góndola. • Posee una entrada que permite capturar la señal que emite en transmisor FUTABA, con el cual el piloto puede manejar el basculante de la nave. • Adquiere señales de la medición de nivel y flujo de combustible. • Medición de RPMs. • También cuenta con la capacidad para realizar comunicación ETHERNET y SERIAL; y de esta manera transmitir los datos de todos los sensores mencionados a la estación base. Para la depuración de las señales en labview se implemento el filtro Kalman, para eliminación de picos de las señales.

Luego de la comparación de los datos de los diferentes SCADAS, en general se puede destacar que un dirigible es susceptible a perturbaciones como variación de temperatura, presión, humedad y dirección de viento. IV. REFERENCIAS

[1] [2]

[3] [4] [5] [6] [7]

[8]

ARAGÓN, Alejandro. CUEVAS, José. DELGADO, José. “HighAltitude Platforms for Wireless Communications”. John Wiley & Sons. Singapore. 2008 Roberto Fernández Martínez, Joaquín Ordieres Meré, Francisco Javier Martínez De Pisón Ascacíbar, Ana González Marcos, Fernando Alba Elías, Ruben Lostado Lorza, Alpha Verónica Pernía Espinoza, (Integrantes del Grupo de Investigación EDMANS), “Redes Inalámbricas De Sensores: Teoría Y Aplicación Práctica”, Universidad de LA RIOJA, 2009. IEEE COMPUTER SOCIETY, IEEE Std 802.15.4™-2006 (Revision of IEEE Std 802.15.4-2003), IEEE 3 Park Avenue New York, NY 100165997, USA,8 September 2006. Mohammad Ilyas And Imad Mahgoub, “Handbook Of Sensor Networks: Compact Wireless And Wired Sensing Systems”, CRC Press LLC,2005. Francisco Gómez Mula, “Redes De Sensores Inalámbricos”, DPTO. DE ARQUITECTURA Y TECNOLOGÍA DE COMPUTADORES, Universidad de Granada, Julio 2007. Crossbow, Imote2.Builder kit Manual, “Imote2 Hardware Reference Manual”, Revision A, September 2007 Sebastián Lora López, “Generador De Administradores De Redes De Sensores Zigbee”, [Online]. Disponible: http://www.slideshare.net/prowsn/generador-de-administradores-deredes-de-sensores Redes de Sensores, “Radio Comunicaciones Y Fibraoptica”, 20 de Septiembre del 2010, Inalámbricos, [Online]. Disponible: http://www.radioptica.com/sensores/

V. BIOGRAFÍA

Fig. 3. Respuesta del filtro Kalman a la señal del sensor de flujo de combustible

Al producirse perdidas de datos con la EMCT, un breve ejemplo Fig.3., el último dato empieza a repetirse en el tiempo, el filtro Kalman hace una predicción del dato siguiente, menor ando el pico que se produce con el dato siguiente al recuperar lka información que genera el sistema. III. CONCLUSIONES 1.

Un SCADA de un aeronave más liviana que el aire o conocida como dirigible, no es común encontrarlo en Ecuador, la experimentación de tecnologías, utilización de diferentes criterios de aviónica, aeronáutica, globos aerostáticos, dirigibles, etc., fue un proceso que requirió de mucha inversión de tiempo de investigación y desarrollo, dándonos como resultado el sistema de construcción Nacional que cumple con los requerimientos de este tipo de aeronaves.

2.

El SCADA de desarrollo Nacional, cumple con las necesidades en cuanto a peso, tamaño y bajo consumo de energía como se requiere en naves de este tipo.

46

Giovanny Gavilanes, nació en AmbatoEcuador el 22 de Agosto de 1987. Realizó sus estudios secundarios en el Instituto Técnico Superior Juan Francisco Montalvo. Se graduó en la Universidad Técnica de Ambato como Ingeniero en Electrónica y Comunicaciones. Actualmente desempeña el cargo de Asesor Técnico e Investigador en el Área de Electrónica e Instrumentación en el Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. (giovanny.gavilanes@cidfae.gob.ec-giovanny.gavilanes@gmail.com)


Sistema de Energía para un Vehículo Aéreo No Tripulado (UAV) Octavio Guijarro Rubio, Universidad Técnica de Ambato (UTA), Ambato – Ecuador

Resumen - El presente documento hace referencia al diseño y construcción de un sistema de energía para suministrar potencial eléctrico a los distintos subsistemas y equipos que forman el Vehículo Aéreo No Tripulado (UAV). Para la generación de energía se aprovechó la energía mecánica producida por el motor de propulsión, dicha energía fue transformada en energía eléctrica por medio de alternadores, la etapa de conversión provee de una gama de voltajes estandarizado militarmente. La etapa electrónica de control y adquisición de datos del sistema de energía esta formada por un micro controlador con un núcleo de 16 bits, la adquisición de variables (Voltaje – Corriente – Temperatura) del sistema se lo realiza utilizando conversores Análogo/Digitales (A/D), el control y comunicación también se lo realiza usando el micro controlador. La información recopilada por los A/D y las variables de control son transmitidas en tiempo real a la Estación de Mando y Control en Tierra (EMCT), mediante una Interfaz Humano Máquina (HMI), la información es procesada, guardada, interpretada y visualizada para el operador de la Aero nave.

Componentes del sistema de energía: • • • • • •

El área de aviónica en su componente de energía trabaja en forma coordinada con todas las áreas electrónicas del Proyecto de aeronaves no tripuladas: • • • • • • •

!

Índices.- Control, EMCT, HMI.

I.

Generación: Alternador de acuerdo a la planta propulsora del prototipo. Almacenamiento: Sistema de Baterías. Conversión: Formada por conversores DC-DC. Protección: Fusibles, Switch Breaker. Distribución Control

Guiado Navegación y Control (GNC) Instrumentación. Data Link. Main Computer Apuntamiento de Antenas Carga últil. Sistema de recuperación de emergencia

INTRODUCCIÓN. A. Requerimientos Generales del Sistema

El diseño, construcción e integración del sistema de energía, de una aeronave debe ser un trabajo coordinado con todas las áreas que en el desarrollo interviene; sus necesidades y requerimientos deben ser analizados, procesados y estandarizados para poder llegar a una integración con el sistema de energía, que constituye el denominador común de todos los sistemas. II.

SISTEMA DE GENERACIÓN, ALMACENAMIENTO, PROTECCIÓN Y DISTRIBUCIÓN DE ENERGÍA.

El sistema de energía de una aeronave, tiene la misión de generar, almacenar y distribuir, en forma segura la corriente y voltaje requeridos por todos los sistemas electrónicos necesarios para que una aeronave vuele en modo automático.

a)

Autonomía del sistema de energía en caso de pérdida del alternador principal. b) Control de encendido y apagado de los sistemas conectados. c) Recarga del sistema de baterías durante la misión. d) La planta propulsara debe ser ajustada para que su estado de ralentí, proporcione las rmp suficientes para que el sistema de generación funcione.

B. Arquitectura Del Sistema de Energía El sistema de energía, está constituido por dos sub sistemas: el sub sistema que se aloja en la aeronave no tripulada (Hardware y Software) y la aplicación de Software (HMI) que se encuentra en la EMCT1.

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47


corriente. Se tiende a utilizar frecuencias de conmutación cada vez más elevadas porque permiten reducir la capacidad de los condensadores. Gran parte de los Conversores disponibles en el mercado son de tipo BuckBoost. Este convertidor DC-DC tiene una magnitud de voltaje de salida que puede ser mayor o menor que la magnitud del voltaje de entrada. Esta es switch mode power supply o fuente de alimentación conmutada con una forma parecida a la del Convertidor Boost (Elevador) y el Convertidor Buck (Reductor), el voltaje de salida es ajustado variando el ciclo de trabajo del transistor de conmutación

El consumo de corriente calculado deberá ser provisto por el elemento generador o por el sistema de baterías, los mismos que deberán proveer una tensión de 28Vcc. Potencia suministrada (W)

Eficiencia Conversor (%)

Potencia Requerida (W)

Corrient e

(PS)

(typ)

(PR)

(A)

Cargas de 5Vdc 110

80

137,5

5,5

80

347,5

13,9

80

195

7,8

TOTAL

27,2

Cargas de 12Vdc 278 Cargas de 28Vdc

. Fig.3. Conversor DC-DC

La conversión de tensiones se las realiza por medio de Conversores DC-DC que poseen las siguientes características técnicas: Input Voltage Range Efficiency Temperature Coefficient Overcurrent Protection Overvoltage Protection Operating Temperature Humidity (operating) Humidity (storage) Shock Vibration

!

20 to 36 Vdc 89 to 90% 0,02%/°C 105-135% 115-135% -40°C to +100°C baseplate 30-95% RH Non condensing 10-95% RH Non condensing 196.1m/s2 Non Operating, 10-55Hz

Tabla.4. Características Conversores DC-DC.

Una vez analizado el funcionamiento de los Conversores DC-DC y detallado los consumos de energía que intervienen en el sistema completo del UAV, se procede a calcular el consumo total de energía de acuerdo a los parámetros de eficiencia de los conversores, el análisis se realizo tomando un eficiencia del 80% de los conversores.

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! ! D !La fig.3. Fue tomada de la pagina Wikipedia.org !

50

156

5

!

A h

Tabla.5. Consumo de Corriente de todo el sistema

Las características del banco de Baterías utilizadas en el sistema de respaldo de energía esta dado por el siguiente cuadro. ESPECIFICACIONES Cell Per Unit

6

Voltage Per Unit

12

Capacity

74W @15min-rate

Weight

Approx 5.6Kg

Max. Discharge Current

180A (5Seg)

Internal Resistance

Approx. 12 mOHm

Operating Temperature Range

Discharge: -20°C - +60°C Charge: 0°C - +50°C Storage: -20°C - +60°C

Normal Operating Temperature Range

25°C +/- 5°C

Float charging Voltage

13,7 to 13,9 VDC

Recommended Maximun Charging Current Limit

5,4A


es la trama de datos incompletos o con errores. El modo de funcionamiento se restablece a manual cuando los dos parámetros anteriores son corregidos. VI. REFERENCIAS

Fig.5. Interfaz Humano Maquina

[1] UAV. Vehículo aéreo no tripulado http://airvoila.com/vehiculo-aereo-no-tripulado-uav/ “Principios básicos sobre UAV” [2] UAV. General Atomics Aeronautical http://www.ga-asi.com/ [3] MEDINA, Wilson, CONTROL DEL SISTEMA DE ENERGIA DE LA PGA PROTOTIPO 3. Junio 2011. [4] Cálculo de la autonomía en baterías de gel y plomo ácido http://www.camne.com.ar/taller/calculoautonomiabaterias/calculoautonom iabaterias.htm [5] Unmanned aircraft systems: UAVS design, development and deployment “Integración de varias disciplinas de ingeniería, aerodinámica, electrónica, economía, materiales estructurales, óptica, termodinámica, entre otros, son integrados para el diseño y desarrollo de UAV” [6] Estudio del Alternador “Constitución física y funcionamiento del alternadores eléctricos”

VII. BIBLIOGRAFIA

Fig.6. Rack Sistema de Energía UAV

V.- CONCLUSIONES El tiempo de autonomía de la aeronave tiene como variable dependiente el banco de baterías cuando el generador esta en ralentí.

Octavio Guijarro Rubio, nació en Puyo – Pastaza -Ecuador el 2 de Octubre de 1987. Realizo sus estudios secundarios en el Colegio Primero de Mayo y paralelamente en la Unidad Educativa Monseñor Alberto Zambrano Palacios. Se graduó en la Universidad Técnica de Ambato como Ingeniero en Electrónica y Comunicaciones el 2011. Actualmente desempeña el cargo de Investigador en el Área de Electrónica y Energía en el Centro de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea Ecuatoriana. Áreas de interés: Robótica móvil, Energías renovables, microcontroladores, automatización industrial, domótica y redes. (octavio.guijarro@cidfae.gob.ec - guijarrooctavio@gmail.com)

El sistema de energía provee de energía estable independientemente de la tensión generada, siempre que la tensión este dentro del rango de operación de los conversores DC-DC. El sistema de energía provee de tres tensiones estandarizadas militarmente. El sistema de energía esta en la capacidad de trabajar en modo Automático en caso de ser requerido por el usuario o por las siguientes condiciones. Pérdida de Comunicación con el servidor, al producirse un error en el sistema de comunicación y el enlace de datos entre el HMI y la tarjeta electrónica se perdiera, esta entra a modo automático luego de un tiempo prudencial pre establecido por el usuario, otro factor para que el modo automático se active

53


Donde el botón “Plataformas” permite escoger una de las 5 simulaciones de seguimiento de camino a ejecutarse, y las opciones “Datos” y “Trayectorias” activan la adquisición de datos y el control del AR.Drone, respectivamente. VI. RESULTADOS Y DISCUSIÓN Fig5. AR.Drone Para poder comunicar MatLab con el helicóptero se desarrollo una biblioteca dinámica de enlace (dll) en C++ que permite tomar los datos y entregar los valores de control a la aplicación “ExampleArDrone” fig6, y esta a su vez intercambia información con el microprocesador del vehículo aéreo.

En el ejemplo de simulación se implementa el modelo cinemático, y se utiliza la trayectoria de una cuadrado de lado igual a 10 metros a una altura de 3 metros con una de sus esquinas en el origen del plano XY. En la fig.9-11 se observa la respuesta del sistema sin error en los parámetros del controlador, donde el helicóptero sigue la trayectoria deseada y se aprecia que el error tiende a cero.

Fig6. Aplicación “ExampleArDrone” Para que esta comunicación sea posible, el archivo .dll contiene una función tipo ‘mex’ que es una librería propia de MatLab, haciendo operables las variables que entrega esta función en el entono de programación del controlador. La biblioteca de enlace permite comunicar estos dos programas por medio de utilizar la memoria compartida del computador como un espacio para depositar y retirar datos de ambas aplicaciones fig7.

Fig9. Grafica de trayectoria

Fig10. Simulación de seguimiento

Fig7. Parte del código DLL en C++ Finalmente se realizo un interfaz de usuario en fig8 por medio de las funciones GUIDE de MatLab, donde es posible seleccionar las simulaciones y pruebas del control cinemático de helicóptero.

Fig11. Grafica de Error en el tiempo En las pruebas del control se pudo notar una buena respuesta del sistema al controlador cinemático, donde el AR.Drone sigue la trayectoria deseada con un mínimo margen de error según la fig12

Fig8. Interfaz de usuario del proyecto

57


BIOGRAFIAS

Fig12. Fotografía de la prueba de seguimiento de camino El principal problema de prototipo utilizado es la poca exactitud al momento de interpretar lo datos enviados por el controlador en trayectorias de alta complejidad, para el cual debería utilizarse un cuadricóptero de mayor precisión o incluir en modelado dinámico en el modelo del controlador. VII. CONCLUSION En este trabajo se presenta un controlador para un helicóptero de cuatro rotores de manera que este pueda seguir una trayectoria previamente establecida. Para ello se utiliza una aproximación del modelo cinemático del helicóptero utilizando métodos numéricos. El controlador propuesto es fácil de implementar y como se puede observar de los experimentos realizados, una adecuada codificación de las trayectorias permite un óptimo funcionamiento del sistema. Además se comprobó la utilidad del controlador con pruebas en un prototipo real, observando una respuesta muy satisfactoria. En proyectos futuros se pretende realizar un controlar de alto nivel tomando en cuenta las variables dinámicas del sistema. VIII. REFERENCES [1]

[2]

[3] [4] [5]

[6]

[1] M. A. Hsieh, L. Chaimowicz, A. Cowley, B. Grocholsky, J. F. Keller, V. Kumar, C. J. Taylor, Y. Endo, R. C. Arkin, B. Jung, D. F. Wolf, G. Sukhatme, and D. C. MacKenzie, “Adaptive teams of autonomous aerial and ground robots for situational awareness,” Journal of Field Robotics, vol. 24, no. 11-12, pp. 991–1014, 2007. [2] G. Conte, S. Duranti, and T. Merz, “Dynamic 3d path following for an autonomous helicopter,” in Proceedings of the 5th IFAC Symposium on Intelligent Autonomous Vehicles, Lisbon, Portugal, July 5-7 2004. [3] I. Palunko and S. Bogdan, “Small helicopter control design based on model reduction and decoupling,” Journal of Intelligent and RoboticSystems, vol. 54, pp. 201–228, 2009. [4] P. Castillo, R. Lozano, A. Dzul, “Modelling and Control of MiniFlying Machines”. USA: Springer, 2005. [5] A. Brandao, V. Andaluz, M. Sarcinelli-Filho, R. Carelli, “3-D Path-Following with a Miniature Helicopter Using a High-level Nonlinear Underactuated Controller”. International Conference on Advanced Robotics. 2011. [6] C. Rosales, G. Scaglia, R. Carelli, M. Jordan, “Seguimiento de Trayectoria de un Mini-Helicóptero de Cuatro Rotores Basado en Métodos Numéricos”. INAUT. Universidad Nacional de San Juan, IADO-CONICET, Argentina, 2011.

58

El Dr.-Ing. Víctor Hugo Andaluz nació el 3 de enero de 1984 en la ciudad de Ambato, Ecuador. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Politécnica Nacional (EPN), donde se graduó de Ingeniero en Electrónica y Control. Su Doctorado, en Ingeniería en Sistemas de Control, lo obtuvo en el 2011 luego de cursar sus estudios en el Instituto de Automática (INAUT) de la Universidad Nacional de San Juan, Argentina; además realizó una estadía investigativa en el Instituto de Sistemas en Tiempo Real (RTS) de la Universidad Leibniz de Hannover, Alemania, como becario del DAAD (Instituto Alemán de Intercambio Académico). Ha trabajado como Instructor de Laboratorio en la Facultad de Eléctrica y Electrónica de la Escuela Politécnica Nacional. Actualmente, ocupa el cargo de Docente e Investigador a tiempo completo en la Facultad de Ingeniería en Sistemas, Electrónica e Indutrial de la Universidad Técnica de Ambato y de Docente a medio tiempo en la Facultad de Infotmática y Electrónica de la Escuela Politécnica de Chimborazo. Sus áreas de interes son: Robótica Aplicada, Control Cooperativo, Control Industrial, entre otros. El Sr. José Luis Varela nació el 26 de Diciembre de 1990 en la ciudad de Ambato, Ecuador. Actualmente cursa el último nivel de sus estudios superiores en la UniversidadTécnica de Ambato(UTA), donde estudiaIngeniería Industrial y en Procesos de Automatización. Ha trabajado en la redacción del libro titulado “Dinámica de Partículas” utilizado en la Facultad de Ingeniería en Sistemas Electrónica e Industrial de la UTA. Sus áreas de interes son: Robótica Aplicada, Instrumentacion Virtual, Control Industrial, entre otros. El Ing. Paúl Canseco nació el 13 de abril de 1980 en la ciudad de Guayaquil, Ecuador. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Politécnica Nacional (EPN), donde se graduó de Ingeniero en Electrónica y Control. Ha trabajado como coordinador de la Unidad de Mantenimiento Electrónico de la Escuela Politécnica Nacional. Director del área de Automatización y Control en La empresa Updatecom CIA. LTDA. Quito Ecuador. Actualmente, ocupa el cargo de Docente e Investigador a tiempo completo en la Facultad de Ingeniería en Sistemas, Electrónica e Industrial de la Universidad Técnica de Ambato. Sus áreas de interés son: Electrónica de potencia, Energías renovables, Robótica Aplicada, Control y AutomatizaciónIndustrial, David Guevara obtuvo su grado como Ingeniero en Sistemas Computacionales de la Universidad Técnica de Ambato (Ambato, Ecuador) en 1997. Posteriormente en el 2007, obtuvo el grado de máster en Redes y Telecomunicaciones, en la Universidad Técnica de Ambato. En la actualidad desempeña el cargo de Coordinador de la Unidad Operativa de Investigaciones de la Facultad de Ingeniería en Sistemas, Electrónica e Industrial de la Universidad Técnica de Ambato. Sus intereses de investigación tecnológica están orientados a el uso de software libre, la seguridad Informática y seguridad de redes. (dguevara@uta.edu.ec)


Estación de Control de Tierra para Vehículos Aéreos no Tripulados usando Software de Código Abierto. David Guevara A, Franklin Mayorga M. Facultad de Ingeniería en Sistemas Electrónica e Industrial Universidad Técnica de Ambato Resumen. En este artículo se analiza diferentes Estaciones de Control de Tierra (GCS) para Vehículos Aéreos no tripulados (UAV) usando software de código abierto. Se considera los procesos de instalación y los sistemas operativos soportados. Las Estaciones de Control de Tierra permiten controlar vehículos no tripulados, que dependen de varios factores ligados a los sistemas de Piloto Automático instalados, de los protocolos, y de las comunicaciones.

Índices. UAV, GCS, Estaciones Control Tierra, Software libre, Linux

I. INTRODUCCIÓN Un Vehículo Aéreo no Tripulado (UAV: Unmanned Aerial Vehicle) es un vehículo controlado autónomamente o desde tierra utilizando planes de vuelo programados. Las aplicaciones de este tipo de vehículos es cada día mayor en tareas que implican algún tipo de dificultad o riesgo para vehículos convencionales tripulados por personas, como son la detección de incendios, la identificación de manchas de petróleo en el mar, el seguimiento del tráfico, la inspección de líneas de tendido eléctrico, etc.[1]

los operadores pueden comunicarse con la aeronave a través del sistema de comunicaciones de enlace ascendente con el fin de establecer el perfil de vuelo o para controlar el payload de la aeronave. El avión devolverá información e imágenes a los operadores a través de las comunicaciones de enlace descendente, ya sea en tiempo real o bajo comandos. La información suele incluir datos de las cargas útiles (payloads), información sobre la situación de los subsistemas de la aeronave, la altitud y velocidad, e información de la posición del mismo. La GCS corresponde al lugar donde se coordina y opera la misión del UAV, es donde se procesa la información recibida. La GSC puede contener elementos de diferentes tecnologías a fin de facilitar la coordinación de los recursos terrestres, en casos como: atención de averías, respuestas ha información enviada, apoyo en monitoreo y otros. Por otro lado datos como: comandos de vuelo, programas de patrullaje, control de la carga útil y otros, serán subidos desde la GCS al UAV, por medio de la red de conmutación, a través de sus puntos de radio acceso para el debido procesamiento de la información en el UAV.

Una Estación de control de tierra (GCS), es un software que se ejecuta en tierra que permite controlar un vehículo áereo o terrestre no tripulado usando telemetría inalámbrica. La información acerca de los diferentes sensores se presenta en tiempo real, con la posibilidad de realizar cambios en el puntos de control de vuelo programados previamente. También es posible hacer cargas de planes de vuelo antes o durante un despliegue del vehículo. Las características de las estaciones de control de tierra (GCS), pueden variar según los desarrolladores, sean estos comerciales, o que provengan de comunidades que aportan el código bajo alguna licencia libre. Las estaciones de control de UAVs actuales pueden ser terrestres (GCS, Ground Control Station), marítimas (SCS, Ship Control Station) o aéreas (ACS, Airbone Control Station). [2]

Fig 1. Usos de los sistemas UAV [3]

Una parte relevante es la confiabilidad de las comunicaciones que debe existir , pues en caso de perderse el enlace de comunicación con el UAV, el mismo debe estar programado para tomar decisiones como: regresar al último sitio donde mantuvo comunicación con la RAN (red de radio acceso) o seguir una rutina de recuperación del UAV para continuar su vuelo a un sitio de asistencia.

La GCS es la interfaz hombre-máquina con el Vehículo Aéreo No Tripulado (UAVs) del sistema. De esta manera,

59


Los comandos necesarios para instalar los prerequisitos en Ubuntu usando un repositorio son los siguientes: sudo add-apt-repository ppa:paparazzi-uav/ppa sudo apt-get update sudo apt-get install paparazzi-dev paparazzi-arm-multilib El comando necesario para descargar el código fuente de paparazzi

Estación de Control de Tierra [4]

Fig 2.

II. ESTACIONES DE CONTROL DE TIERRA A.

Proyecto Paparazzi

El Proyecto Paparazzi es un sistema completo de hardware y software para aviones autónomos, inicio en el 2003, ha sido desarrollado y utilizado por la Universidad de Aviación Civil de Francia. [5]

git clone https://github.com/paparazzi/paparazzi.git Una vez descargado el proyecto Paparazzi, se debe cambiar a la carpeta paparazzi, y ejecutar make para compilar el proyecto, y finalmente ejecutar paparazzi Fig 3. ./paparazzi

Este proyecto pretende crear un sistema de piloto automático excepcionalmente potente y versátil para aeronaves, así como multicopters . El proyecto incluye no sólo el hardware y el software en el aire, reguladores de voltaje y receptores, sino también un conjunto potente y siempre creciente de hardware y software de suelo, incluyendo módems, antenas y un muy evolucionado control de tierra con una potente interfaz. Todo el hardware y el software es de código abierto y de libre acceso a cualquier persona bajo el acuerdo de licencia GNU. Muchos fabricantes están produciendo y vendiendo los pilotos automáticos Paparazzi y accesorios populares, haciendo que el sistema sea fácil y asequible para todos.

B.

La instalación del proyecto Paparazzi se lo puede realizar en cualquier equipo portátil con un sistema operativo GNU/Linux Debian o compatible como es el caso de Ubuntu. También es soportado para equipos con Mac OS X, y se encuentra en desarrollo su soporte para los sistemas operativos de Microsoft.

ArduPilot Mega es un piloto automático de código abierto, compatible con Arduino y capaz de proporcionar control total del UAV. Puede manejar waypoints en 3 dimensiones y permite la modificación de los comandos que posee su software además de contar con una estación de control estacionaria o GCS. [6]

Para una instalación usando GNU/Linux Ubuntu se contempla el cumplimiento de: - Instalación de la distribución GNU/Linux Ubuntu - Instalación de herramientas y prerequisitos para Paparazzi - Descarga del código fuente desde el repositorio - Compilación del código fuente de Paparazzi - Configuración final. Para la instalación de herramientas y prerequisitos existe la posibilidad de realizarlo de forma manual para cualquier distribución GNU/Linux o a través de repositorios exclusivos para la distribución Ubuntu o Debian.

Fig 3. Sistema GCS de Paparazzi [5]

ArduPilot-mega.

El hardware y software son de código abierto. La tarjeta viene con todos los componentes de montaje superficial ya soldados, pero requiere que el usuario suelde los conectores. El firmware de RC ya está cargado, pero el software de piloto automático se debe descargar y se carga por el usuario. Ardupilot Mega es compatible con sistemas operativos de Microsoft con soporte para 32 y 64 bits, lo que hace más fácil su instalación. Para descargar e instalar Ardupilot Mega se descarga el archivo MissionPlanner32-1.2.11.msi desde: http://code.google.com/p/ardupilot-mega/downloads/list

60


El prerequisito que se debe cumplir es la instalación del Framework 3.5 de Microsoft como se ve en la Fig 4. Si no esta instalado en el equipo se lo descarga de:

Protocol, el cual es un protocolo muy ligero, diseñado para la comucación con sistemas UAV pequeños, permite una comunicación de hasta 255 aeronaves y puede usarse con diferentes sistemas operativos y deferentes microcontroladores.

http://www.microsoft.com/eses/download/details.aspx?id=21

Figura 6. Arquirectura QgroundControl [7] Fig 4. Instalación Framework 3.5

Se ejecuta el archivo de instalación de Ardupilot-mega y se sigue las instrucciones de las ventanas de asistencia del proceso de instalación.

QgroundControl, esta disponible para operativos de Windows, Mac, y Linux.

los

sistemas

El archivo de instalación de QgroundContril qgroundcontrol-win-v1.0.0-alpha-build09-installer.exe esta disponible en:

es y

https://github.com/mavlink/qgroundcontrol/downloads/ El proceso de instalación es sencillo, después de ejecutar el archivo de instalación se debe seguir las instrucciones de las ventanas de asistencia. QgroundControl tiene tres tipos de vistas, la de piloto, Ingeniero y control.

Fig 5. Ardupilot GCS [6]

C.

QgroundControl.

(Open Source Micro Air Vehicle Ground Control Station / Operator Control Unit), se desarrolla a partir del proyecto PIXHAWK Research Project, el mismo que es parte de un proyecto que pertenece a un grupo de desarrollo del Computer Vision and Geometry Lab del Instituto Federal de Tecnología de Zurich. [7] QgroundControl es un proyecto basado en código abierto, y estándares abiertos, lo que permite entre otras cosas, tener un soporte a largo plazo de una interfaz de comunicación estándar para vehículos aéreos no tripulados, separación completa entre las comunicaciones, protocolos e interfaz de usuario.

Figura 7. Estación de control de Tierra QgroundControl [7]

La arquirectura de QgroundControl (Fig 6.) se basa en la utilzación de MavLink Micro Air Vehicle Communication

61


D.

Cuadro comparativo GCS Paparazzi

ArduPilotmega GPL Windows 7,32 y 64 bits

qgroundcontrol

pxIMU, ArduPilotMega, SLUGS, MatrixPilot/UAVD evBoard 1.0

Licencia Sistema Operati vo AutoPil ot soporta

GNU Linux Lisa, Umarin, Yapa, entre otros

APM 1,2

Ultima Versión Ultima modific ación Mapas Soporta dos

4.0.2-estable

1.2.11

julio-2012

septiembre 2012

Marzo 2012

Google, Microsoft, OpenStreetMa ps Aeroplano,heli coptero,cuadrir otor

Google

Google

Aeroplano,heli coptero,cuadrir otor,terrestre

Aeroplano, cuadrirotor

Waypoint Múltiples vuelos simultáneos Soporte Multiprotololo Configuración Planes de vuelo Ajuste de plan de vuelo en tiempo real Soporte joystick

3d Waypoint Configuración planes de vuelo Soporte de 2 vías de telemetría con Xbee wireless module Soporte joystick

Protocolo MavLink Waypoint Telemetria en tiempo real Soporta hasta 255 vehiculos en paralelo Ajuste de telemetria en tiempo real

Vehicul os Soporta dos Caracter ísticas General es

GPL3 Windows, Mac

electrónicos y de comunicaciones. Una de sus principales características es la posibilidad de conectarse a diferentes autopilot, entre ellos a los desarrollados por el proyecto Paparazzi.

Linux,

REFERENCIAS [1] Estudio sobre el control de misión de flotas de uavs heterogéneas Alvaro Paim Rodríguez - Escuela Técnica Superior de Ingeniería de Telecomunicación - Proyecto fin de máster [2] Inspección “SMART GRID” de Líneas de Alta Tensión asistido por Aeronaves no Tripuladas. Concepto y Desarrollo Tecnológico. Ing. Luis Diego Maroto Segura, MSc, MBA, PMP. [3] Asociación de robótica - Introducción a los UAVs http://asrob.uc3m.es/index.php/Introducci%C3%B3n_a_los_UAVs

[4] Blog de las Fuerzas de Defensa de la República Argentina (http://fdra.blogspot.com/2012/02/uav-un-cuestionario-basico.html), 2012 [5] Proyecto Paparazzi, (septiembre 2012), [En línea], disponible en: http://paparazzi.enac.fr [6] Ardupilot-mega, (septiembre 2012), [En línea], disponible en: http://www.diydrones.com/profiles/blogs/ardupilot-mega-home-page [7] QgroundControl, (septiembre 2012), [En línea], disponible en: http://qgroundcontrol.org

BIOGRAFIAS

III. CONCLUSIONES Existen diversas aplicaciones para estaciones de control de tierra para vehículos aéreos no tripulados, basados en licencias de software libre y de código abierto. Las aplicaciones que soportan sistemas operativos de Microsoft son de fácil instalación y configuración.

(dguevara@uta.edu.ec)

Para la instalación del proyecto Paparazzi es necesario conocer el manejo de el sistema operativo GNU/Linux Debian o alguno de sus derivados como lo es Ubuntu, es posible instalar el proyecto Paparazzi en otras distribuciones GNU/Linux, pero es necesario considerar que el proceso es manual y requiere mayores conocimientos en el manejo del sistema operativo. El proyecto cuenta con una extensa y detallada documentación. El proyecto ardupilot cuenta con aplicaciones para diferentes tipos de vehículos no tripulados, es de fácil instalación, tiene soporte a sistemas operativos de Microsoft tanto de 32 y 64 bits. QgroundControl, es el proyecto que solo se especializa en el sistemas GCS, a diferencia de Paparazzi y ardupilot que cuentan también con autopilot y demás componentes

62

(fmayorga@uta.edu.ec)

David Guevara obtuvo su grado como Ingeniero en Sistemas Computacionales de la Universidad Técnica de Ambato (Ambato, Ecuador) en 1997. Posteriormente en el 2007, obtuvo el grado de máster en Redes y Telecomunicaciones, en la Universidad Técnica de Ambato. En la actualidad desempeña el cargo de Coordinador de la Unidad Operativa de Investigaciones de la Facultad de Ingeniería en Sistemas, Electrónica e Industrial de la Universidad Técnica de Ambato. Sus intereses de investigación tecnológica están orientados a el uso de software libre, la seguridad Informática y seguridad de redes.

Franklin Mayorga obtuvo su grado como Ingeniero en Sistemas Computacionales de la Universidad Técnica de Ambato (Ambato, Ecuador) en 1998. Posteriormente en el 2003, obtuvo el grado de máster en Computación e Informática, en la Universidad Técnica de Ambato. En la actualidad desempeña el cargo de Coordinador de Carreras de la Facultad de Ingeniería en Sistemas, Electrónica e Industrial de la Universidad Técnica de Ambato. Sus intereses de investigación tecnológica están orientados a el desarrollo y uso de software, la seguridad Informática y las interfaces de usuarios.


Simulador atmosférico de presión y temperatura para calibración de equipos electrónicos usados en el PGA Eduardo Avalos ; Alberto Celi Área de Bajas Temperaturas, Proyecto PGA, Facultad de Ciencias Escuela Politécnica Nacional Resumen.- Los equipos de telecomunicaciones del área de Carga Útil y, los equipos electrónicos del área de Energías desarrollados en el Proyecto, parte de la Plataforma de Gran Altitud, fueron sometidos a las condiciones atmosféricas de presión y temperatura, diversas a las del nivel del mar y de la ciudad de Quito, por ello, se vio la necesidad de someter a dichos equipos a las condiciones tanto de presión como de temperatura a las cuales en realidad van a trabajar. Con este fin, se decidió simular las condiciones requeridas en una cámara que proporcione la temperatura y presión adecuada.

Cálculo del ciclo.- Con el fin de facilitar la construcción del equipo se utilizó un ciclo de refrigeración simple, es decir en una sola etapa: Esquema del Ciclo.- El diagrama presión vs entalpía es el siguiente: !

P 1 2

Índices – Simulador atmosférico, calibración, PGA.

I.

INTRODUCCIÓN

Se diseñó y construyó una cámara hermética que simule las condiciones atmosféricas de presión y de temperatura a 7000 m.s.n.m., para probar equipos de telecomunicaciones y equipos electrónicos utilizados en el proyecto, que permita simular las condiciones atmosféricas a 7000 msnm tanto en presión como en temperatura. Se establecen las condiciones definitivas de diseño de la cámara. Estas condiciones son: -35°C de temperatura y 8inHg de vacío, estos valores son los correspondientes a los 7000 msnm en relación a la atmósfera estándar para lo cual se define:

4 3

Figura 1: Diagrama presión vs entalpía.

Utilizando los datos del fabricante para el refrigerante 404A y las temperaturas de condensación y evaporación, se determinan los estados termodinámicos, los cuales se resumen a continuación: Tabla 1: Estados Termodinámicos. Líquido Saturado ESTADO 1

Mezcla X=0.5418 ESTADO 2

Vapor Saturado ESTADO 3

Vapor Sobrecalenta do ESTADO4

307

233

233

307

P[MPa]

1,580

0,1325

0,1325

1,1580

h[kJ/kg]

253

253

343.8

383,208

Donde,

s[kJ/kg K]

1,1793

1,2477

1,6380

1,6029

DT = Diferencial de temperatura TD = Temperatura de diseño Te = Temperatura de evaporación

v[m3/kg]

0,0010

0,07416

0,1434

0,01184

A.

Temperatura de evaporación del sistema

Se utiliza:

B.

Temperatura de condensación del sistema

T [K]

En base en estos resultados, se calcula el flujo de refrigerante necesario:

Asumiendo una temperatura ambiente promedio de 20°C (293 K) y con el cálculo pertinente se estima una temperatura de condensación de 307 K.

m =

Q h3 - h2

Donde:

63


Q = Carga del Sistema h2 = Entalpía en el estado tres h3 = Entalpía en el estado dos

Esfuerzos a torsión

Se asume una carga mayor por causa de pérdidas, entonces: m=

3516.85 4 343.8 - 253 *1000 m = 9,68* 10 - 3

kg s

Con el flujo de refrigerante del sistema, se determina la potencia que el compresor debe poseer:

Figura 5: Esquema en SAP2000 de esfuerzos a torsión.

Fuerzas axiales

W=0.38 kW = 0.5 hp

Con ésta potencia procedimos a buscar un conjunto compresor condensador, lo cual fue muy fácil y, en base a éste seleccionamos un evaporador y los aditamentos necesarios para construir el equipo, y solicitamos la proforma respectiva. Una vez que se establecieron los parámetros de presión, se simularon los efectos que esta produce en la cámara. Dicha simulación se realizó en el programa SAP2000 versión 14, esto se muestra a continuación: Fuerzas máximas

Figura 6: Esquema en SAP2000 de fuerzas axiales.

Con estos resultados, se determinó que las paredes de la cámara cumplirán con las solicitaciones requeridas, pero de cualquier forma se realizará en primera instancia una prueba preliminar con una bomba de vacío, en base a los datos calculados; en cuanto al sistema de refrigeración, se buscó y adquirió el equipo necesario para construir el sistema de refrigeración de la cámara de simulación. Los equipos solicitados y sus datos son: Figura 2: Esquema en SAP2000 de fuerzas máximas.

1.

Momentos máximos

Modelo: CAJN 2428 Z BR Marca: L’unite Hermetique Voltaje: 100V ~50Hz 115V~60Hz Nr. Serie: 09MOB 135051 4668410234 2.

Cortantes máximos

3.

64

Evaporador

Fabricante: DELTA FRIO Modelo: DFD 15 S PRE Nr. Serie: 14231/02 Tensión Eléctrica: 220 V Frecuencia: 60 Hz Nr. Fases: 1 Pot. Elec. Total: 1070 W Corriente Total: 5.1 A Fluido Refrigerante: Halógenos Fabricado: 07/2009

Figura 3: Esquema en SAP2000 de momentos máximos.

Figura 4: Esquema en SAP2000 de cortantes máximos.

Unidad Condensadora

Refrigerante 404 A

Nombre: 404 A Contenido: 25 lbs. Marca: Honeywell Genetron


II. Propiedades del Refrigerante • • • • • 4.

Fórmula Química: CHF2CF3/CH3CF3/CH2FCF3 (44/52/4% por peso) Peso Molecular: 97.60 Temperatura Crítica: 345.22 K Presión Crítica: 3731.5 kPa (abs)

Espuma Sellante

1.

Frecuencia Desplazamiento de aire libre Último Vacío

6. 7. 8.

2.

Presóstato de Baja

Marca: Danfoss •

QVP-300 Bomba de vacío de dos etapas 60 Hz 86 3 0,3 0,003 25 1/3 HP ”signo 280 m 322x124x224 9

Manómetro de Carga

Modelo: Marca: Especificación: R134/404A Nr. Serie:

Filtros Hércules Tubería capilar Preóstatos de alta y de baja •

L/min CFM Pa Mbar Microns

Motor Instalación de entrada Capacidad de aceite Dimensiones (mm) Peso neto (kg)

Válvula de Expansión

Marca: Danfoss Therm.exp.valve TS2 R404A/507 Rango: -40/+10°C/-40/+50°F Dimensiones: 3/8in x ½ in Angleway Nr. Serie: 068Z3400

Bomba de Vacío Modelo Tipo

Marca: Redoy Isulation Contenido: 11 oz. (312 gr.) 5.

TRABAJOS

QM -134E Quality Manómetro de carga 682004

Finalmente una vez obtenidos los materiales necesarios, se realizó el montaje del sistema de refrigeración.

Presóstato de Alta

Marca: Ranco Nr. Serie: 016-200-080 0015 04 9.

Medidor de Temperatura

Marca: ARTHERMO Modelo: Boxed termostat Tsc-093 Rango: -35 +35°C

Foto 1: Vista frontal del sistema de Refrigeración.

10. Visor Roscable

Marca: QE Quality Nr. Serie: Q 56-38-2

Foto 2: Vista superior del compresor, evaporador, filtros y tuberías.

C.

Valoración del equipo

Una vez instalado el sistema de refrigeración, se realizaron una serie de pruebas de funcionamiento: 1) 2) 3) 4)

Prueba de fugas, Prueba de conexiones eléctricas, Prueba de funcionamiento del ventilador, Prueba de funcionamiento conjunto del sistema:

65


a) b) c) d) e) f) D.

Funcionamiento hasta -10°C Funcionamiento hasta -15°C Funcionamiento hasta -20°C Funcionamiento hasta -25°C Funcionamiento hasta -30°C Funcionamiento hasta -35°C

Finalmente como se expresa en el punto uno un sistema de estas característica permite simular estados atmosféricos variando presión y temperatura Las imágenes del equipo terminado se muestran a continuación:

Prueba de vacío de la cámara

Una vez instaladas las correas y la válvula de desagüe, se sellaron los bordes internos de la cámara y los bordes de los orificios externos de la misma con masilla epóxica, asegurando así un cierre resistente y hermético. Finalmente, se probó el vacío generado dentro de la cámara el cual es de ocho pulgas de mercurio. Valor de presión manométrica correspondiente a 7000 m.s.n.n. E.

Foto 3: Cámara terminada vista frontal.

Arreglo del Sistema Eléctrico

Debido a los requerimientos de los equipos componentes de la cámara, y al propósito de mejorar la facilidad de uso de la misma, fue necesario efectuar un arreglo del sistema de conexiones eléctricas. Se cambió el cable de conexión a la fuente por uno mejor aislado y se conectó la bomba al mismo swich, al que se encuentran conectados la unidad condensadora y el evaporador.

III.

RESULTADOS Y CONCLUSIONES

Finalizadas la construcción del equipo y las respectivas pruebas de funcionamiento, se comprobó que el este alcanza las condiciones de temperatura y presión previstas en los datos de diseño. Las pruebas de los equipos electrónicos permitieron ver la bondad de equipo construido Los sistemas electrónicos de control para la segunda fase se incluir sistemas de monitoreo Con los resultados obtenidos estamos en la actualidad diseñando un equipo que pueda bajar aun mas su temperatura y su presión

66

Foto 4: Cámara terminada vista lateral.

IV. [1] [2] [3]

REFERENCIAS

Rapin/Jacquard (1998). Instalaciones Frigoríficas (Tomo I Física Aplicada). Ed. MARCOMBO. ISBN 978-84-267-1091-8. Dossat, Roy J. (2001). Principios de Refrigeración. Ed. CECSA. OCLC 50105895. Kapitza, P. (1938). «Viscosity of Liquid Helium below the -Point». Nature 141: pp. 74. doi:10.1038/141074a0. Nobel 1978


Instrumentación en Vehículos Aéreos No Tripulados Ana Rodas , Andrés Rosales Escuela Politécnica Nacional, Quito, Ecuador Resumen – Dentro de la Línea de Investigación de Robótica y Sistemas Inteligentes se está ejecutando el proyecto UAV (Vehículos Aéreos no Tripulados). En el marco de este proyecto se desarrollan varias investigaciones, dentro de las cuales se encuentra el estudio de los diferentes equipos y sistemas de instrumentación que intervienen en el control, guiado y navegación de los UAV. Este trabajo consiste en una pequeña recopilación de la información que hasta el momento se ha conseguido en estos campos. Índices – IMU, Instrumentación, UAV, Sensores.

I. INTRODUCCIÓN Aunque la historia de su creación se remonta a conceptos presentados por Leonardo Da Vinci, no fue sino hasta la primera guerra mundial cuando comenzó la experimentación con bombas aéreas no tripuladas y a partir de 1960, fecha en la que el ejército se dio cuenta de la importancia y necesidad de una plataforma aérea que entregara información veraz y oportuna que permitiera una toma de decisiones correcta y a tiempo. Inicialmente fueron creados como sistemas para la obtención de información y actualmente sus capacidades han aumentado y pueden realizar un sin número de tareas. La concepción actual es la de un sistema sinérgico que permite obtener información útil mediante la inserción, en una plataforma aérea, de un conjunto de sensores y los medios de comunicación que permiten tanto el guiado como el enlace para la obtención de imágenes, audio y otros datos en tiempo real. Su pequeño tamaño impide su detección y evita el riesgo de poner una tripulación aérea. Realizan una amplia variedad de funciones, que incluyen la teledetección, utilizada para reconocer objetivos.

El Fondo Mundial para la Naturaleza anunció que comenzará a usar UAVs en Nepal , para ayudar a la conservación de los esfuerzos, tras una prueba exitosa de dos aeronaves en Chitwan National Park , con la ambición de expandirse a otros países, como Tanzania y Malasia. La organización de la fauna mundial planea entrenar a diez miembros a utilizar los aviones no tripulados, con el comienzo de un uso operativo en los próximos meses. Reconocimiento de daños en lugares estratégicos. En el año pasado se usaron UAVs para examinar los daños en la central nuclear Daichi de Fukushima después del maremoto. La Administración Nacional Oceánica y Atmosférica (NOAA) comenzó a utilizar un sistema aéreo no tripulado en 2006 como un huracán cazador ya que puede volar en un huracán y comunicar casi en tiempo real de datos así como las fotos antes y después de que llegue la tormenta. Pronto existirán sistemas que podrán volar hacia el interior de los huracanes para poder calcular mejor la fuerza de cada tormenta En Rusia, los arqueólogos emplean pequeños aparatos teledirigidos con cámaras de infrarrojos para construir modelos en tres dimensiones de antiguos túmulos funerarios. Los ecologistas utilizan drones para seguir y vigilar los barcos balleneros japoneses. Los fotógrafos están desarrollando un aparato no tripulado paparazzi, que sea capaz de seguir a los famosos.

II. APLICACIONES Para determinar los instrumentos que necesita tener un vehículo aéreo no tripulado se debe primeramente conocer cuáles son las funciones o trabajos que éstos realizan: Además de las aplicaciones militares (en donde su uso es amplio), los UAV pueden ser usados para operar en ambientes de alta peligrosidad ya sea por contaminación química, bacteriológica y radiológica, en los cuales la vida humana estaría en claro riesgo. Ayudan al combate del terrorismo y del narcotráfico, vigilando zonas de alto riesgo en donde esas actividades tienen alta incidencia.

Figura1. UAV con cámaras infrarrojas

Industrias como la producción petrolífera o gaseosa, la generación o distribución de energía, la fabricación de acero o cualquier otra industria que posea una especie de área de almacenamiento donde se guarden las mercancías o materiales combustibles (almacenaje de madera, baterías, deshechos, carbón, etc.) o una línea de tuberías, tienen en

67


Instrumentación en Vehículos Aéreos No Tripulados Ana Rodas , Andrés Rosales Escuela Politécnica Nacional, Quito, Ecuador Resumen – Dentro de la Línea de Investigación de Robótica y Sistemas Inteligentes se está ejecutando el proyecto UAV (Vehículos Aéreos no Tripulados). En el marco de este proyecto se desarrollan varias investigaciones, dentro de las cuales se encuentra el estudio de los diferentes equipos y sistemas de instrumentación que intervienen en el control, guiado y navegación de los UAV. Este trabajo consiste en una pequeña recopilación de la información que hasta el momento se ha conseguido en estos campos. Índices – IMU, Instrumentación, UAV, Sensores.

I. INTRODUCCIÓN Aunque la historia de su creación se remonta a conceptos presentados por Leonardo Da Vinci, no fue sino hasta la primera guerra mundial cuando comenzó la experimentación con bombas aéreas no tripuladas y a partir de 1960, fecha en la que el ejército se dio cuenta de la importancia y necesidad de una plataforma aérea que entregara información veraz y oportuna que permitiera una toma de decisiones correcta y a tiempo. Inicialmente fueron creados como sistemas para la obtención de información y actualmente sus capacidades han aumentado y pueden realizar un sin número de tareas. La concepción actual es la de un sistema sinérgico que permite obtener información útil mediante la inserción, en una plataforma aérea, de un conjunto de sensores y los medios de comunicación que permiten tanto el guiado como el enlace para la obtención de imágenes, audio y otros datos en tiempo real. Su pequeño tamaño impide su detección y evita el riesgo de poner una tripulación aérea. Realizan una amplia variedad de funciones, que incluyen la teledetección, utilizada para reconocer objetivos.

El Fondo Mundial para la Naturaleza anunció que comenzará a usar UAVs en Nepal , para ayudar a la conservación de los esfuerzos, tras una prueba exitosa de dos aeronaves en Chitwan National Park , con la ambición de expandirse a otros países, como Tanzania y Malasia. La organización de la fauna mundial planea entrenar a diez miembros a utilizar los aviones no tripulados, con el comienzo de un uso operativo en los próximos meses. Reconocimiento de daños en lugares estratégicos. En el año pasado se usaron UAVs para examinar los daños en la central nuclear Daichi de Fukushima después del maremoto. La Administración Nacional Oceánica y Atmosférica (NOAA) comenzó a utilizar un sistema aéreo no tripulado en 2006 como un huracán cazador ya que puede volar en un huracán y comunicar casi en tiempo real de datos así como las fotos antes y después de que llegue la tormenta. Pronto existirán sistemas que podrán volar hacia el interior de los huracanes para poder calcular mejor la fuerza de cada tormenta En Rusia, los arqueólogos emplean pequeños aparatos teledirigidos con cámaras de infrarrojos para construir modelos en tres dimensiones de antiguos túmulos funerarios. Los ecologistas utilizan drones para seguir y vigilar los barcos balleneros japoneses. Los fotógrafos están desarrollando un aparato no tripulado paparazzi, que sea capaz de seguir a los famosos.

II. APLICACIONES Para determinar los instrumentos que necesita tener un vehículo aéreo no tripulado se debe primeramente conocer cuáles son las funciones o trabajos que éstos realizan: Además de las aplicaciones militares (en donde su uso es amplio), los UAV pueden ser usados para operar en ambientes de alta peligrosidad ya sea por contaminación química, bacteriológica y radiológica, en los cuales la vida humana estaría en claro riesgo. Ayudan al combate del terrorismo y del narcotráfico, vigilando zonas de alto riesgo en donde esas actividades tienen alta incidencia.

Figura1. UAV con cámaras infrarrojas

Industrias como la producción petrolífera o gaseosa, la generación o distribución de energía, la fabricación de acero o cualquier otra industria que posea una especie de área de almacenamiento donde se guarden las mercancías o materiales combustibles (almacenaje de madera, baterías, deshechos, carbón, etc.) o una línea de tuberías, tienen en

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común la necesidad fundamental de detectar puntos de sobrecalentamiento para prevenir posteriormente que estos no provoquen un incendio o una costosa avería, así como la integridad de los oleoductos y gasoductos Realización de estudios geomagnéticos para calcular la naturaleza de la estructura de roca que ayuda a los geofísicos capacitados para predecir la localización de yacimientos minerales. Operaciones de búsqueda y rescate y evaluación de daños en operaciones marinas. Un grupo de investigadores alemanes desarrolló sistemas aéreos no tripulados para buscar áreas en donde se encuentren incendios forestales mediante la detección de humo y/o altas temperaturas. En particular, se han hecho experimentos con seguimiento automático de bomberos y monitorización de incendios empleando uno o dos helicópteros Exploración de volcanes para recabar datos en zonas hasta ahora inaccesibles como la caldera del volcán, ya que mediante estos sistemas se puede predecir el comportamiento del volcán en cuanto a la dirección e intensidad de lanzamiento de gases, lava o cenizas que pueden llegar a decenas de kilómetros de distancia. Un helicóptero usado en ciertos países puede despegar, volar y aterrizar gracias a una ruta que se preestablece y se traza por GPS de una manera fácil y es controlado gracias a una estación en tierra que informa de si está volando de manera correcta.

Figura 2. Vigilancia de zonas de desastre (incendios)

La vigilancia aérea de grandes áreas es posible gracias a los sistemas de vehículos aéreos no tripulados de bajo coste. Aplicaciones de vigilancia incluyen: vigilancia del ganado, zonas de desastre, seguridad en el hogar, policía de tráfico, piratería y zonas inaccesibles. III. INSTRUMENTACIÓN Para que la aeronave no tripulada realice el vuelo de debe determinar la actitud, orientación, posición y velocidad del vehículo. Adicionalmente los UAV remotos incluyen sensores que dependen del trabajo que van a realizar y del entorno en el que se desplacen. Las aplicaciones que incluyen funciones de detección del espectro electromagnético tienen sensores de rayos gamma, sensores biológicos y sensores químicos que trabajan típicamente en el espectro visual , infrarrojo ,

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o cerca de infrarrojos. También se usan detectores de ondas electromagnéticas tales como microondas y sensores ultravioleta y sensores capaces de detectar la presencia en el aire de diversos microorganismos y otros factores biológicos. Los sensores químicos usan espectroscopia láser para analizar las concentraciones de cada elemento en el aire. Mediante la captación de la radiación infrarroja del espectro electromagnético, y utilizando cámaras termográficas o de termovisión, se puede convertir la energía radiada en información sobre temperatura. La arquitectura de un sistema aéreo no tripulado debe permitir la posibilidad de montar en él cualquier sensor, tales como: sensores de temperatura, GPS, giroscopios, sensores de ultrasonido, medidores de humedad, cámaras termográficas, sensores de radiación, sensores electroópticos e infrarrojos, así como cámaras de video. A. Instrumentación en un UAV La estimación del estado (actitud, velocidad y posición) es una necesidad fundamental para los UAV. Para determinar la actitud se pueden utilizar inclinómetros de dos ejes o giroscopios de tres ejes, cuya salida es tratada en tierra utilizando un filtro de Kalman para tratar los datos recibidos por los sensores. En lo que se refiere al posicionamiento del UAV, las medidas proporcionan la posición del mismo con respecto a un sistema de referencia global y pueden ser implementadas utilizando una gran variedad de métodos y sensores. Las cámaras de video y los sensores de ultrasonido son los más adecuados para la detección de obstáculos próximos en interiores, activando estrategias de navegación local para evitarlas. Las cámaras de video permiten el control a distancia y sirven también como fuentes de información para la toma de decisiones automáticas, mediante el procesamiento de imágenes en tierra. El láser permite el reconocimiento de estructuras en exteriores así como la localización del vehículo siempre que exista un sistema de referencia. Los sistemas de posicionamiento global GPS son sumamente útiles en la tarea de localización ya que el error de sus estimaciones se encuentra definido. Para determinar la velocidad del vehículo se usa un sistema de medida inercial o IMU (Inertial Measurement Unit) que proporciona medidas con un alto ancho de banda de aceleración y velocidades de rotación, unidos a un sistema de posicionamiento global diferencial DGPS. Las fuerza específica y velocidad angular proporcionadas por una Unidad de Medida Inercial (IMU) pueden ser integradas en un algoritmo de Navegación Inercial (INS) para obtener la actitud, posición y velocidad de la aeronave, pero por ser esta integración neutralmente estable, las imprecisiones de a IMU y los errores de integración harán que la solución diverja rápidamente. Por tanto, se necesita


realimentación de bucle cerrado para estabilizar la integración de las ecuaciones, y esto se logra incorporando otras medidas con las que se puede calcular correcciones a la fuerza específica y velocidad angular. Los algoritmos más utilizados son el Filtro de Kalman Complementario (CKF) y el Filtro de Kalman Extendido (EKF). En el CKF se utiliza un algoritmo INS para obtener estimaciones de posición y velocidad que se comparan con las obtenidas por medio de otros sensores para generar una señal de error con la que se corrigen la posición, velocidad y actitud proporcionadas por el filtro, así como las entradas al algoritmo INS. Este método tiene la desventaja de que la suposición de linealidad para las estimaciones de error no siempre es válida. La carga computacional que representa este filtro suele rebajarse a base de ejecutar las etapas de proceso de datos del Filtro de Kalman a baja frecuencia mientras que el INS corre a alta frecuencia.

maniobras de aterrizaje. Para conocer los grados de orientación que tiene el vehículo con respecto al norte magnético se puede utiliza un magnetómetro o brújula digital y un compás magnético que ayuda a prevenir las derivas de estimación de la guiñada o heading que se pueden obtener a través de la IMU Los sistemas inerciales usados pueden ser giroscopios, acelerómetros e inclinómetros. Un giroscopio es un sensor inercial que mide rotación angular con respecto al espacio inercial sobre su eje de entrada, de tamaño reducido ya que en las aplicaciones aeroespaciales, el peso y el volumen son primordiales. Actualmente los giroscopios con bloqueo de cola, usados para helicópteros , están dotados de trasmisores con la función AVCS (angular vector control system) que compara permanentemente las señales del trasmisor con las señales de referencia interna y rectifica los cambios del timón causados por el viento y otros sistemas meteorológicos, manteniendo el timón de cola para un vuelo más estable y seguro.

Figura 4. Altímetros comerciales

Figura 3. Diagrama de una IMU

El EKF, que es más preciso que el CKF, suele comportarse bien en la mayoría de los casos, pero es un filtro aproximado para el que no puede garantizarse estabilidad global. Este filtro puede utilizar modelos no lineales pero las ecuaciones de covarianza se plantean en un modelo linealizado por lo que el riesgo de divergencia es mayor que en el Kalman estándar. Tiene un coste computacional mayor que el CKF ya que, aunque el algoritmo es similar al CKF en términos de cantidad de proceso, debe ejecutarse a una frecuencia mayor.

B. Altímetros Los altímetros sonar o barométricos proporcionan la información de altura (distancia al suelo) usada para las

El acelerómetro es un sensor inercial que mide aceleración angular o lineal. Se usan para medir velocidades a través de las aceleraciones que sufre el UAV. Pueden ser parte de la IMU o trabajar separadamente para corregir los errores de posición que acumulan los giróscopos y determinar la inclinación del avión en todo momento para poder corregir, mediante estos datos, el roll y pitch del avión. Existen acelerómetros de tres ejes combinados con sensores magnéticos, también de tres ejes, que permiten calcular un valor compensado por inclinación del UAV. C. Sensores Miniaturizados El equipamiento de vehículos aéreos no tripulados (o UAVs) con detectores miniaturizados mantiene la sensibilidad y la velocidad de respuesta asociadas a dispositivos IMS mayores. Es por esta razón que, aparte de colocar en el vehículo sensores para su vuelo, se deben colocar sensores (en lo posible miniaturizados) para que el mismo realice el trabajo para el cual fue creado. A continuación se indican algunos de estos sensores. Cámaras termográficas de alta resolución en las que se puede ver hasta el más pequeño de los detalles. El análisis de la refracción que envía la cámara indica las áreas de calor y mediante esto se pueden detectar altas temperaturas, incendio, localización de personas, etc. 69


Figura 7. Sensor Electroóptico

Figura 5. Cámara termográfica Cámaras de video con iluminación nocturna, compactas, ligeras, con reductores de vibración que permiten la estabilización de las imágenes, las cuales son transmitidas por enlaces digitales y se obtienen en color o en blanco y negro. Cámaras visibles e infrarrojas usadas para identificar a las personas en la noche o en las copas de los árboles, así como para realizar planos mediante la adquisición de imágenes, reconocer lugares poco accesibles, localizar personas, animales o material perdido y otras muchas actividades. Posiblemente todos los UAV poseen algún tipo de cámara ya que la función primordial del mismo es enviar información a tierra y eso se logra de una manera fácil y rápida mediante una cámara. Además, los nuevos sistemas de vehículos aéreos no tripulados han mejorado las comunicaciones, añadido sistemas que permiten identificar objetivos móviles en el suelo, a través de la función llamada MTI (indicador de objetivo en movimiento).

Figura 6. Cámara integrada

El conjunto de datos obtenidos por las cámaras se compone de una serie de imágenes que se marcan con las coordenadas GPS del lugar donde fue tomada cada foto. El número total de imágenes dependerá del tamaño de la superficie cubierta y en la resolución necesaria. En el caso de la monitorización de incendios, el estado a estimar es la posición del fuego o alarma. Para detectar dicho fuego se utilizan los sensores de la red inalámbrica, que pueden detectar humo y/o altas temperaturas Los Escáner Laser son usados para adquisición de datos mediante el infrarrojo cercano y una línea de escaneo. Tienen la capacidad de adquirir datos de objetivos múltiples y tienen interfaces eléctricas para GPS e interfaces de montaje mecánico de IMU Los sensores electroópticos son detectores electrónicos que convierten la luz, o un cambio en la luz, en una señal electrónica. Consisten por lo general de un escáner de múltiple espectro capaz de adquirir imágenes desde el espectro visible hasta el espectro térmico IR.

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Los medidores de temperatura, humedad relativa, presión, velocidad del viento, y precipitaciones permiten tomar datos de las variables y enviarlas a tierra para dar la información de las condiciones ambientales externas al sistema. Los sensores deben ser de tamaño reducido y de bajo consumo.

Figura 8. Escáner Laser

Por último se han diseñado redes de sensores usando cámaras visuales e infrarrojos y sensores en los nodos de una red inalámbrica de sensores, con el fin de usar técnicas de percepción cooperativa y usar sistemas de filtrado de información para determinar la precisión de los datos obtenidos y dotar al sistema de adquisición de datos de flexibilidad, robustez y tolerancia a fallos. Los sensores deben tener un alto grado de heterogeneidad en magnitudes físicas, precisión y movilidad y se debe prestar atención a la movilidad de los nodos trasportados por los UAVs. Para lograr esto es imprescindible una red de comunicaciones que debe soportar los niveles de movilidad, dinamismo y robustez requeridos en los escenarios de trabajo de los UAV cooperativos y permitir realizar las tareas cooperativas, tales como detección de fuego, seguimiento de objetivos o estimación de la posición y velocidad de un objetivo de interés. IV. DISEÑO DEL SISTEMA DE INSTRUMENTACIÓN PARA EL PROYECTO UAV El proyecto de un prototipo del autopiloto que se está desarrollando en la Escuela Politécnica está dividido en 5 subproyectos, uno de los cuales está orientado a realizar la instrumentación del UAV. En estos proyectos se utilizan diversos elementos, como son sensores de proximidad, humedad, temperatura, presión,


entre otros; sistemas microprocesados, GPS, IMU comerciales, etc. Todos estos instrumentos permiten un adecuado desarrollo de los subproyectos Para realizar la instrumentación del prototipo se han utilizado los siguientes sensores:

El sensor tiene una salida análoga, variando la capacitancia con el cambio de humedad relativa, la curva de respuesta Capacitancia vs. Humedad Relativa se muestra en la Figura 9.

Tabla 1.1 Sensores utilizados para instrumentar un UAV

Sensores Proximidad Humedad Temperatura BPM085 Presión Encoder Sensor de Energía Total

Entrada 5 1 1 3 2 2 3 12

Figura 9: Respuesta del sensor de humedad

Para que la señal del sensor sea utilizable por los equipos conectados a continuación se debió acondicionar la señal, mediante el circuito mostrado en la Figura 10.

A. Sensor de proximidad El sensor de proximidad utilizado es el Ping 28015, indicado en la Figura 8, el mismo que se utiliza para la medición de distancia. Este sensor ultrasónico de distancia permite efectuar la medición de distancia de objetos colocados entre 3 cm y 3.3 m, trasmitiendo una ráfaga ultrasónica y mide el tiempo que demora el eco en ser recibido. Este eco se produce cuando las ondas sonoras golpean un objeto que se encuentra dentro del rango de medición. El sensor entrega una salida en forma de un pulso digital que es proporcional al tiempo requerido por el ultrasonido para ir desde el módulo emisor, golpear contra un objeto y regresar hasta el receptor. Se conecta al microcontrolador.

Figura 8: Sensor de proximidad

Figura 10: Acondicionamiento del sensor de humedad

C. Sensor de temperatura Se usó un LM35 para la medición de la temperatura exterior. Es un sensor de temperatura de precisión, cuya salida es lineal y proporcional a la escala Celsius, que no requiere de una calibración externa ya que provee una °C en el rango de temperatura de -55°C a 150°C. La baja impedancia de salida, su salida lineal y su precisa calibración hacen posible una fácil instalación en un circuito de control y por su pequeño tamaño es ideal para su colocación en el prototipo

B. Sensor de humedad

D. Sensor integrado de presión

El transductor se ha diseñado con un sensor de humedad HS1101, este sensor es una solución efectiva a un bajo costo para medir la humedad relativa con un +/- 5% de precisión. El diseño del sensor esta basado en una celda capacitiva.

Para la medición de la presión barométrica se optó por un sensor de presión barométrica BMP085 de alta precisión con un rango de medida de entre 300 y 1100 hPa con un margen de error mínimo de 0.03 hPa. Está basado en tecnología piezo-resistiva de alta eficiencia, linearidad y larga duración, usa una alimentación que puede tener un rango entre 1.8V y 3.6 Vdc y está diseñado para ser conectado directamente al microcontrolador mediante su interfaz I2C. Dispone de dos resistencias pull-up de 4,7k sobre el bus I2C.

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En la Figura 11 se pueden ver los sensores de temperatura y presión acoplados al microcontrolador.

• Este procedimiento se lo realizó con los dos módulos Xbee a utilizarse en el prototipo. En la Figura 13 se puede observar la configuración:

Figura 11:

Sensores de presión y temperatura

E. Microprocesador Se utiliza una placa electrónica Mbed basada en un ARM de 32 bit Cortex NXP LPC1768 funcionando a 96 MHz., el cual está diseñado específicamente para la creación de prototipos de bajo coste, usb y usos con pilas. En la Figura 12 se muestra el microcontrolador usado.

Figura 13: Configuración de los módulos Xbee

H. Interfaz Humano Máquina - HHI Figura 12: Microcontrolador mbed NXP LPC1768

En total se necesitan 17 pines del microcontrolador a más de los respectivos puertos de comunicación de datos como lo son I2C y serial. F. Comunicación Para la comunicación se utilizó módulos Xbee que tienen 2 formas de comunicación: Transmisión serial transparente (modo AT) y el modo API y pueden ser configurados desde el PC utilizando el programa X-CTU o bien desde el microcontrolador. G. Pruebas Realizadas Se procedió a la configuración de los módulos Xbee para que se puedan comunicar entre sí, utilizando el progr X CTU con el cual se configuró: • Velocidad de transmisión Modo de Comunicación •• Direcciones de Emisor y Transmisión

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Se está desarrollando una HMI para ser usada en un computador en tierra, que recibirá las señales de proximidad, temperatura, presión y humedad desde el UAV a través de la comunicación Xbee. La pantalla se puede ver en la Figura 14. Al momento se está adquiriendo datos y probando hasta qué distancia se los recibe.


[8]

Edilberto Carlos Vivas González. Control del Helicóptero 2D usando métodos de control robusto. Universidad [9] M. Spong and M. Vidyasagar. Robot Dynamics and Control. John Wiley&Sons, NewYork, 1 edition, 1989. [10] K. Zhou and J. C. Doyle. Essentials of Robust Control. Prentice-Hall, New jersey, 1998. [11] A. Utreras, J. Gualichico and A. Rosales. Diseño e Implementación de un Sistema de Navegación Inercial tipo Strapdown para estimar la posición de un Robot Móvil, aplicable a un Prototipo de Autopiloto de un UAV. Proyecto de Titulación, EPN, 2012. Figura 14. HMI desarrollada

V. CONCLUSIONES La instrumentación que se escoja para implementar en un UAV, depende de la tarea que deba realizarse. Es por esto que el análisis de las aplicaciones de los sistemas es muy importante al momento de instrumentar un UAV. Los sistemas de instrumentación, navegación, aterrizaje y control de un vehículo aéreo no tripulado son de gran importancia para el proyecto UAV, puesto que permiten a través de su desarrollo poder tener un vehículo aéreo en el cual se puede tener información de las características tanto del ambiente interno como externo del helicóptero, además, con esto se puede enviar señales que permitan controlar y navegar la plataforma de una manera adecuada, y en caso de ser requerido se pueda realizar un aterrizaje asistido para no causar daños a la aeronave. VI. REFERENCIAS [1] http:// galia.fc.uaslp.mx/ ~cantocar/ automatas/ PRESENTACIONES_PLC_PDF_S/28_SENSORES_ULTRAS_N ICOS.PDF. [2] http://www.robotshop.com/imu- 3g-triple- axis-accelerometerdual-axis-500s- gyroscope.html [3] Introduction to random signals and applied kalman filtering [4] http://es.scribd.com/doc/6337582/49/Sistema-deNavegacion-Inercial-INS [5] http://gpstsc.upc.es/ comm2/ publications/ ramirez_ursi04.pdf [6] http://aero.us.es/na/files0910/T4NA.pdf [7] http:// upcommons.upc.edu/ pfc/ bitstream/ 2099.1/6930/1/memoriadef.pdf

VII. BIOGRAFÍA Ana Rodas Benalcázar, realizó sus estudios en el Colegio San Francisco de Sales y obtuvo el título de Ingeniera en Electrónica y Control, así como la Maestría en Gerencia Empresarial, con mención en Operaciones y Calidad, en la Escuela Politécnica Nacional. Actualmente, se desempeña como Profesor Principal del Departamento de Automatización y Control de la Escuela Politécnica Nacional y es directora de proyectos de titulación en las áreas de Instrumentación, Electrónica de Potencia y Control de Procesos. Andrés Rosales Acosta, nació el 28 de abril de 1977 en la ciudad de Quito, Ecuador. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Politécnica Nacional (EPN), donde se graduó de Ingeniero en Electrónica y Control. Su Doctorado, en Ingeniería en Sistemas de Control, lo obtuvo en el 2009 luego de cursar sus estudios en el Instituto de Automática (INAUT) de la Universidad Nacional de San Juan, Argentina; además realizó una estadía investigativa en el Instituto de Sistemas en Tiempo Real (RTS) de la Universidad de Hannover, Alemania, como becario del DAAD (Instituto Alemán de Intercambio Académico). Ha trabajado en el área de I&D del CENACE, de CELEC EP y el Ministerio de Electricidad y Energía Renovable. Actualmente, es Coordinador de la Red Ecuatoriana de Universidades y Escuelas Politécnicas para Investigación y Posgrados – REDU y ocupa el cargo de Profesor Principal del Departamento de Automatización y Control Industrial en la Facultad de Eléctrica y Electrónica de la Escuela Politécnica Nacional, desarrollando actividades de investigación, consultoría y docencia. Sus áreas de interés son: Robótica, Control Predictivo, Sistemas Multiagente, Modelación, Procesos Industriales, Energía, entre otros.

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Modelación, Guiado, Navegación y Control de Vehículos Aéreos No Tripulados Andrés Rosales , Danilo Chavez , Patricio Burbano Escuela Politécnica Nacional, Quito, Ecuador

Resumen –!El Grupo de Investigación de Robótica y Sistemas Inteligentes de la Escuela Politécnica Nacional, bajo el programa de Robótica Cooperativa está ejecutando el proyecto UAV (Vehículos Aéreos no Tripulados). En el marco de este proyecto se desarrollan varias investigaciones con el fin de poner en marcha un prototipo de piloto automático, además de la modelación para un helicóptero a escala (T-REX 700E). En el presente trabajo se describe los avances en el prototipo del piloto automático, así como la modelación del helicóptero. Índices – Control, Guiado, Navegación, Modelación, UAV.

I.

INTRODUCCIÓN

Una de las líneas de investigación que ha despegado en los últimos años en nuestro país y, específicamente en la Escuela Politécnica Nacional, es la de Robótica y Sistemas Inteligentes. Uno de los programas de esta línea es el de Robótica Cooperativa, bajo el cual se enmarca el proyecto de los Vehículos Aéreos no Tripulados – UAV (por sus siglas en inglés). Tradicionalmente las tareas de exploración se realizaban mediante robots teledirigidos por medio de cámaras y sensores auxiliares. En las últimas décadas la tendencia de la robótica ha sido desarrollar prototipos autónomos para campos de aplicación como la aviación, navegación y vehículos de desplazamiento terrestre. En el Ecuador, hasta el momento, no se ha explotado el gran número de aplicaciones que tienen los sistemas de navegación inercial; y, la localización de objetos se realiza, en su gran mayoría, mediante la utilización de GPS. La modelación de sistemas constituye una parte fundamental para el correcto desarrollo de los respectivos sistemas de control que comandarán al UAV, esto debido a que los sistemas no tripulados tanto aéreos como terrestres pueden ser simulados en paquetes computacionales especializados que preparen de mejor manera al operador del

Este trabajo fue apoyado por la Facultad de Ciencias y el Departamento de Automatización y Control Industrial de la Escuela Politécnica Nacional. A. Rosales y P. Burbano son Investigadores y Profesores Principales T/C en la Facultad de Ingeniería Eléctrica y Electrónica de la Escuela Politécnica Nacional, Quito-Ecuador, (e-mail: andres.rosales@epn.edu.ec y carlos.burbano@epn.edu.ec). D. Chávez es Investigador y Profesor a Contrato T/C en la Facultad de Ingeniería Eléctrica y Electrónica de la Escuela Politécnica Nacional, QuitoEcuador, (e-mail: andres.rosales@epn.edu.ec)

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vehículo en varias situaciones susceptibles a fallos, y que en el helicóptero real podría causar graves daños. Por otra parte, debido a los grandes errores y pérdidas de señal por zonas de sombras, como pueden ser el paso de túneles, pasos próximos a edificios altos, o por falta de visibilidad de los satélites que presenta la localización mediante GPS, se destaca la importancia del desarrollo de un sistema de navegación inercial e instrumentación, cuyos principios sean aplicables a un prototipo de autopiloto para un UAV. Estos sistemas brindarán una mayor precisión en la estimación de la posición y las características ambientales internas de las diversas plataformas, para de esta manera poder contar con datos que permitan tomar decisiones que, sumadas a un buen sistema de control, permitan tomar acciones correctivas, en caso de ser necesarias, para obtener los resultados deseados. II.

GUIADO, NAVEGACIÓN Y CONTROL

El proyecto de un prototipo del autopiloto consiste, en su primera parte, en cinco (5) subproyectos orientados al análisis y desarrollo del autopiloto del UAV, en donde se trabaja con la identificación y modelación de la nave, así como también con el estudio, diseño y construcción de los sistemas GNC (guiado, navegación y control). Estos subproyectos están enfocados a: 1. 2. 3. 4. 5.

Modelación e identificación de UAV. Instrumentación y comunicaciones del UAV. Sistema de aterrizaje mediante tecnología DGPS. Sistema inercial de navegación (IMU). Control del UAV mediante PIDs autoajustables.

Los sistemas de instrumentación, navegación, aterrizaje y control de un vehículo aéreo no tripulado son de gran importancia para el proyecto UAV, puesto que permiten a través de su desarrollo poder tener un vehículo aéreo en el cual se puede tener información de las características tanto del ambiente interno como externo del helicóptero, además, con esto se puede enviar señales que permitan controlar y navegar la plataforma de una manera adecuada, y en caso de ser requerido se pueda realizar un aterrizaje asistido para no causar daños a la aeronave. En estos proyectos se utilizan diversos elementos, como son sensores de proximidad, humedad, temperatura, presión, entre otros; sistemas microprocesados, GPS, IMU comerciales, etc. Todos estos instrumentos permiten un adecuado desarrollo de


los subproyectos. En un UAV el sistema del autopiloto es de especial importancia.

empleada para este propósito es el Filtro de Kalman, el cual se estructura con las Ec. (1) y (2):

A. Unidad de Medición Inercial (IMU) Una unidad de medición inercial o IMU, es un dispositivo electrónico que permite conocer información sobre la velocidad, orientación y fuerzas gravitacionales que actúan sobre un objeto, usando una combinación de acelerómetros, magnetómetros y giróscopos. Las unidades de medida que se obtienen de este sistema se utilizan para poder maniobrar aviones y vehículos aéreos no tripulados. Una IMU detecta la tasa de aceleración actual a través de la utilización de uno o más acelerómetros, y permite estimar los cambios rotacionales, tales como cabeceo (pitch), alabeo (yaw) y guiñada (roll) usando uno o más giróscopos. A través de la unión de estos dos sensores se puede establecer la posición en el espacio a través de la solución de un conjunto de ecuaciones diferenciales [1].

(1) (2)

donde,

Figura 2: Lazo de ejecución del Filtro Kalman Figura 1: IMU ±3g (Triple Axis Accelerometer) [2]

La IMU suele tener un error acumulado o deriva, esto se debe a que continuamente se suman los cambios detectados en la posición y con ello cualquier error en esta medida es acumulado. Esto da lugar a la “deriva”, o un error creciente entre la posición hallada por la IMU y la posición real de esta. Los datos que se obtienen de una IMU es la información que se necesita para llevar a cabo la estimación de la navegación, es por este motivo que casi cualquier dispositivo que debe usar de alguna manera la electrónica para saber su aceleración, orientación y velocidad tiene una IMU, es así que el helicóptero no será una excepción. B. Navegación Inercial El objeto de la navegación inercial es determinar la posición, velocidad y altitud de la aeronave, con la mayor precisión posible, a partir de las medidas de la IMU, la cual a su vez, como ya se mencionó, se compone de sensores inerciales: giróscopos y acelerómetros. Para la navegación inercial, además de la IMU, es necesaria una estimación inicial de la posición, velocidad y altitud. Filtro de Kalman.- Para la adquisición de señales de referencia como posición, velocidad y aceleración, se emplean sensores inerciales, sin embargo, para el correcto funcionamiento de estos sensores, su salida necesita ser filtrada, y la técnica

Estas ecuaciones de estado permiten desarrollar un algoritmo iterativo para la solución de este filtro, con esto se consigue que la salida obtenida de los sensores sea promediada en cierta forma, sin embargo, el error generado por el propio filtro se puede minimizar por medio de una señal de referencia, en este caso un GPS [3, 4, 5]. Para esto se emplea una técnica de integración conocida como filtro extendido de Kalman en configuración feedforward, que es la más acertada, ya que la corrección del error en la medición se modifica luego de salir de la IMU. Con este lazo externo se busca aumentar el tiempo de navegación con medidas confiables. C. Integración INS/GPS Debido a que el error en los sensores inerciales es acumulativo, la necesidad de una referencia externa se vuelve un compromiso en el diseño, el realizar la realimentación de los errores permite una medida más certera, lo cual garantiza un mayor tiempo de navegación, la parte fundamental para esta integración es el Filtro de Kalman, modelado con los errores tanto de la IMU como del GPS [6, 7]. La Fig. 3 muestra el lazo de control para la integración de la IMU y el GPS que se utiliza en los proyectos del proyecto UAV.

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Figura 3: Lazo de control para la integración de la IMU y el GPS

D. Sistema de Control PID La función del control PID en el UAV es proporcionar un vuelo mucho más estable y mayor facilidad para la navegación del mismo. Los controles se aplican para los movimientos axiales del UAV, conocidos como: roll, yaw y pitch.

Figura 6. Sistema Swashplate [5]

Un controlador PID es un mecanismo de control por realimentación que calcula la desviación o error entre un valor medido y el valor que se quiere obtener, para aplicar una acción correctora que ajuste el proceso. El algoritmo de cálculo del control PID se da en tres parámetros distintos: el proporcional, el integral, y el derivativo. El valor proporcional determina la reacción del error actual. El integral genera una corrección proporcional a la integral del error, esto asegura que aplicando un esfuerzo de control suficiente, el error de seguimiento se reduce a cero. Y el derivativo determina la reacción del tiempo en el que el error se produce. La suma de estas tres acciones es usada para ajustar al proceso vía un elemento de control como la posición de una válvula de control o la energía suministrada a un calentador, por ejemplo. Ajustando estas tres variables en el algoritmo de control del PID, el controlador puede proveer un control diseñado para lo que requiera el proceso a realizar.

Figura 4: Movimientos axiales de un UAV – Helicóptero [3]

En el UAV, estos movimientos se realizan con la hélice principal a través de un control del ángulo de inclinación, y además, con la hélice posterior, con la cual se compensa el torque de la hélice principal y, por tanto, se controla el giro del UAV sobre su eje (yaw).

Figura 7: Configuración PID [8]

Figura 5. Configuración en bloques del autopiloto

Para lograr el movimiento del helicóptero, se utiliza un sistema que varía el ángulo de ataque de las hélices (swashplate).

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La respuesta del controlador puede ser descrita en términos de respuesta del control ante un error, el grado el cual el controlador llega al "set point", y el grado de oscilación del sistema. Hay que recalcar que el uso del PID no garantiza un control óptimo del sistema o la estabilidad del mismo. Algunas aplicaciones pueden solo requerir de uno o dos modos de los que provee este sistema de control. Un controlador PID puede ser llamado también PI, PD, P o I en la ausencia de las acciones de control respectivas. Los controladores PI son particularmente comunes, ya que la acción derivativa es muy sensible al ruido, y la ausencia del proceso integral puede evitar que se alcance al valor deseado debido a la acción de control.


III.

MODELACIÓN DE UN HELICÓPTERO DE DOS GRADOS DE LIBERTAD

A. Método Variacional Nodal de Modelación Este método usa energías. Se utiliza la ecuación:

d dt

L •

L

+

J •

=F

(3)

La Ec. (3) representa la expresión general del método variacional nodal, identificando los elementos se tiene: L = Lagrangiano

L =U* T

(4)

U * = co-energía almacenada en dispositivos con efecto

capacitivo. T = energía almacenada en dispositivos con efecto inductivo. J = contenido en elementos disipativos. F = fuentes de flujo Nodos = variables de esfuerzo e Relación dinámica:

= e * dt

(5)

Figura 9. Dinámica del Helicóptero [9]

Considerando la dinámica del helicóptero se obtienen las siguientes características: • Se genera un torque en el eje pitch a causa de la fuerza de empuje Fp que se encuentra a una distancia rp. • Un torque en el eje yaw, aplicado por la fuerza Fy, que se encuentra a una distancia ry del centro de referencia. • La fuerza gravitacional Fg genera un torque en el eje pitch como consecuencia del centro de masa ubicado a una distancia lmc y a una altura h por debajo de la longitud de fuselaje.

B. Helicóptero de 2 Grados de Libertad El objetivo es modelar el helicóptero de la Fig. 8. Para el diseño se considera que el helicóptero está pivotado alrededor del eje de inclinación pitch ( ) y alrededor del eje de orientación yaw ( ). Se considera el ángulo pitch positivo cuando la nariz del avión se eleva y, el ángulo yaw es definido positivo para rotaciones en sentido de las manecillas del reloj.

Figura 10. Diagrama de Fuerzas

Para hallar el modelo cinemático directo se usan matrices de transformación homogéneas que representan la posición y orientación del cuerpo en el espacio [10, 12]. y con El helicóptero rota con respecto a Z un ángulo respecto a Y un ángulo , por lo que se considera la posición 2

del centro de masa T0 con respecto al sistema coordinado fijo. Se hace uso de matrices de transformación homogéneas Figura 8. Helicóptero T-REX 700E

De acuerdo a la Fig. 9, existe una fuerza de empuje Fp, la cual es normal al plano de la hélice frontal y una fuerza de empuje Fy normal al plano de la hélice trasera.

Rot z0 , y Rot y , [11].

1 0 0 l mc T02 = Rot z0 , Rot y1 ,

0 1 0 0 0 1

0 h

0 0 0

1

(6)

77


Se aplica matrices de transformación homogénea, además de rotación, las cuales se basan en el escalado y deslizado. Cabe recalcar que se aplica ángulos negativos para remplazar el positivo y lograr que el helicóptero se eleve.

2 0

T =

sen

0 0 cos

0 .sen

0 1 0 0 l mc

0

cos 0

0 0 0 1 0 sen

1 0

0 cos

0 0 1 0 0 0 0 1

0 h

0

0

0 1

0

0

1 0 0 0

1

cos sen

0

(7)

Resolviendo la Ec. (7) se obtiene: cos cos cos sen T = sen 2 0

0

sen cos 0 0

cos sen sen sen

l mc cos cos + h cos sen l mc cos sen hsen sen l mc sen h cos 1

cos 0

(8)

Q2 =

y

p y

Es necesario determinar las coordenadas cartesianas del centro de masa para hallar el modelo dinámico del sistema. La posición cartesiana del centro de masas es:

X mc = (l mc cos + hsen

)cos hsen )sen

Ymc = ( l mc cos Z mc = l mc sen

(9)

h cos

Para hallar la expresión que represente el centro de masa total se considera la siguiente nomenclatura:

(10)

Al aplicar este método en la modelación del helicóptero se seleccionan, las coordenadas variacionales. De acuerdo al método y el procedimiento planteado en el literal A, se tiene: Coordenadas generalizadas:

q=

q2

q1 •

q2 •

T

(12)

pp

+

yp

+

py yy

(V (V

mp

,Vmy ) =

mp ,Vmy ) =

pp

+

py

yp

+

yy

= (K ppVmp + Fcpp ) + (K pyVmy + Fcpy )

= (K ypVmp + Fcyp )cos + (K yyVmy + Fcyy )cos

(13)

(14)

donde: Vmp = entrada de voltaje del motor pitch Vmy = entrada de voltaje al motor yaw Se considera que los torques en los ejes de pitch y yaw están acoplados. pp ,

yy

,

py y

yp

= funciones de torque

Fcpp , Fcpy , Fcyp y Fcyy = términos debido a la fricción de

M = masa total ri = centro de masas de cada sección mi = masa de cada sección

q = q1

,Vmy ) B y

mp

los motores de pitch y yaw halladas experimentalmente.

Cálculo del centro de masa : Mmc=

,Vmy ) B p

mp

(V (V

K pp , K py , K yp y K yy = constantes de voltaje a torque de

mp = masa del motor Pitch my = masa del motor Yaw mshield = masa de las hélices y sus protecciones

T

(11)

Se consideran fuerzas generalizadas de acuerdo al eje pitch y yaw:

78

p

La Ec. (12) incluye la fricción viscosa rotacional actuando en los ejes de pitch y yaw Bp y By. Los torques aplicados a los ejes de pitch y yaw son función de los voltajes aplicados a los motores. La dinámica de los motores juegan un papel importante en la elaboración del modelo puesto que ésta es muy rápida (la velocidad de los motores alcanza el estado estacionario en un tiempo cercano a los 50ms), entonces su dinámica es despreciable y se puede aproximar la conversión de voltaje a torque por una constante [11].

C. Modelo Dinámico

donde:

Q1 =

Coulomb, en general el voltaje necesario para que el sistema inicie el movimiento. Kpp = Constante de voltaje a torque actuando en el eje pitch debida al voltaje aplicado al momento pitch. Kpy = Constante de voltaje a torque actuando en el eje pitch debida al voltaje aplicado al motor del eje yaw. Kyp = Constante de voltaje a torque actuando en el eje yaw debida al voltaje aplicado al motor pitch. Kyy = Constante de voltaje a torque actuando en el eje yaw debida al voltaje aplicado al momento de yaw. Cabe recalcar que la fuerza de empuje cuando Vmp>0 causa que la nariz del helicóptero se eleve, pero a la vez genera un torque sobre el eje yaw que hace rotar al helicóptero en yaw debido a la resistencia del aire sobre el área transversal de la hélice generando un torque en el eje del motor y como el motor está fijo al sistema que es móvil con respecto al pivote, este torque se refleja en el pivote. El mismo efecto se presenta al aplicar voltaje al motor de yaw. Evaluando las expresiones de Euler-Lagrange:


d dt

L

L = Q1 q1

q1

d dt

U= (15)

L q2

(

Coordenadas variacionales:

IV.

)

,

*

T y J de acuerdo al modelo físico del Calcular L = U helicóptero. Para hallar el modelo dinámico del helicóptero es necesario recurrir a la energía cinética y potencial que actúa en helicóptero al encontrarse en movimiento 1 2 L = M heli h 2 + cos 2 * (lmc h 2 ) + lmc hsen(2 ) 2

(

mheli g (lmc sen

h cos

) + 1 J eqp

2

2

)

1 + J eqy 2

2

(

2 + lmc + h2

2

)

•2

(16)

Para la coordenada variacional :

d dt

(J

L

••

+ M heli

M heli g (l mc cos + hsen

)+ Bp

+ M heli l

2 mc

+h

2

J

+

))

eqp

(

L

(

2 sen(2 ) l mc 2 •

= Q1

h2

)

(17)

• 2

l mc .h. cos(2

)

= (K ppVmp + Fcpp ) + (K pyVmy + Fcpy )

• 2

+

(18)

Para la coordenada variacional

d dt

[J

eqy

L

[

2 + M heli cos 2 * (l mc

2l mc h cos(2

)]

• •

+ By

L

J

+

h 2 ) + l mc hsen(2 ) + h 2

]]

••

= Q2

[

(19)

(

)

2 + + M heli sen(2 ). h 2 l mc

= (K ypVmp + Fcyp )cos + (K yyVmy + Fcyy )cos

(20)

Las variables de estado del sistema lo constituyen los ángulos pitch y yaw, además de la velocidad que cada uno de éstos provoca en el helicóptero.

x1 X=

• •

=

x2 x3 x4

(21)

Debido a lo no linealidad presente en este sistema se debe proceder a linearizar las ecuaciones alrededor del punto de equilibrio.

L = Q2 q2

Vmp u = 1 Vmy u2

(21)

El proyecto del autopiloto es factible de ser implementado nacionalmente. Los prototipos “cero” estarían listos antes de terminar este año (2012). Existen diversos tipos de sensores, cada uno de los cuales funcionan de manera diferente y poseen características específicas que permiten obtener las medidas de las variables deseadas. Cada sensor debe ser seleccionado de acuerdo con las necesidades, y para ello se debe realizar un estudio previo sobre cuales son las necesidades y cual es el sensor cuyas características se aproximan más a lo que se necesita. El control automático debe ser aplicado al mecanismo que genera la variación del ángulo de ataque de las hélices (swashplate), para esto se debe comandar los servomotores que producen el movimiento del sistema, de esta manera a cualquier variación detectada por el sistema de instrumentación, debe ser compensada por el sistema de control de manera automática, con el fin de obtener un manejo mucho mas sencillo de la plataforma sin importar las variaciones posibles. Mediante la implementación de un sistema de navegación basado en sensores inerciales, se puede obtener medidas certeras referentes a la orientación de un cuerpo, esto es algo que no se obtiene con ningún otro tipo de sensor. Para mejorar el tiempo de navegación que puede estar un determinado cuerpo (helicóptero) en vuelo es necesario realizar un sistema más robusto, esto se consigue con un Filtro de Kalman indirecto y extendido que trabaje con los errores de la IMU y con los de la referencia externa (GPS). Las señales obtenidas del lazo de control servirán como señales de referencia para trabajar dentro de otro lazo que se encargara de controlar los actuadores del helicóptero, con lo cual se podrá realizar navegación autónoma. Para realizar aplicaciones embebidas es recomendable que los filtros y los lazos de control se realicen en forma separada en un procesador dedicado, esto debido a la gran recursividad que se necesita en cada uno de estos procesos. Para un trabajo futuro se tiene la determinación de parámetros del modelo y la identificación. V. [1] [2] [3]

Se interpreta que las variables de salida son las señales de control de cada uno de los motores del helicóptero de acuerdo al eje pitch o yaw.

CONCLUSIONES

[4] [5] [6] [7]

REFERENCIAS

http://galia.fc.uaslp.mx/~cantocar/automatas http://www.robotshop.com/ imu -3g –triple –axis –accelerometer –dual –axis -500s -gyroscope.html R. Grover & P. Hwang, Introduction to random signals and applied Kalman filtering, 3rd Ed. (1996). http://es.scribd.com/doc/6337582/49 http://gpstsc.upc.es/comm2/publications http://aero.us.es/na/files0910/T4NA.pdf http://upcommons.upc.edu/pfc/bitstream/2099.1

79


[8] [9] [10] [11] [12] [13]

A.R.S. Bramwell, George Done, David Balmford, Bramwell’s Helicopter Dynamics, Butterworth Heinemann, Second Edition, 2001. E. Vivas, Control del Helicóptero 2D usando métodos de control robusto. Universidad M. Spong and M. Vidyasagar. Robot Dynamics and Control. John Wiley&Sons, NewYork, 1st Ed, 1989. K. Zhou and J. C. Doyle. Essentials of Robust Control. Prentice-Hall, New jersey, 1998. L. Cabezas, P. Burbano. Desarrollo de Metodologías y Programación de Aplicaciones para Modelación, Identificación y Simulación. Proyecto de Titulación, EPN, 2012. A. Utreras, J. Guallichico, A. Rosales. Diseño e Implementación de un Sistema de Navegación Inercial tipo Strapdown para estimar la posición de un Robot Móvil, aplicable a un Prototipo de Autopiloto de un UAV. Proyecto de Titulación, EPN, 2012.

VI.

BIOGRAFÍAS

Danilo Chávez García, nació en Quito, Ecuador el 1 de abril de 1977. Se graduó en Ingeniería Electrónica y Control (2001-EPN), Master en Domótica (2007 - UPM), y Doctorado en Ingeniería de Sistemas de Control (2012 - Universidad Nacional de San Juan). También realizó una estadía investigativa en el Instituto de Sistemas en Tiempo Real (RTS) de la Universidad de Hannover, Alemania, como becario del DAAD (Instituto Alemán de Intercambio Académico). Fue profesor de varias Universidades en Ecuador. Actualmente trabaja en la Escuela Politécnica Nacional (EPN) de Quito-Ecuador. Sus intereses de investigación son en: Robótica, Sistemas Hombre-Máquina, Domótica, Inteligencia artificial aplicada al Control Automático.

80

Patricio Burbano Romero, obtuvo su título de Ingeniero en Electrónica y Telecomunicaciones en la Escuela Politécnica Nacional en 1974 y de Master en Ciencias en Control y Sistemas en la Universidad de Manchester, Inglaterra en 1984. Sus áreas de interés son el control inteligente y la dinámica de sistemas. Ha participado en varios proyectos de investigación y ha presentado varios artículos internacionales. Actualmente es Profesor Principal del Departamento de Automatización y Control Industrial de la Escuela Politécnica Nacional. Andrés Rosales Acosta, nació el 28 de abril de 1977 en la ciudad de Quito, Ecuador. Realizó sus estudios superiores en la Escuela Politécnica Nacional (EPN), donde se graduó de Ingeniero en Electrónica y Control. Su Doctorado, en Ingeniería en Sistemas de Control, lo obtuvo en el 2009 luego de cursar sus estudios en el Instituto de Automática (INAUT) de la Universidad Nacional de San Juan, Argentina; además realizó una estadía investigativa en el Instituto de Sistemas en Tiempo Real (RTS) de la Universidad de Hannover, Alemania, como becario del DAAD (Instituto Alemán de Intercambio Académico). Ha trabajado en el área de I&D del CENACE, de CELEC EP y el Ministerio de Electricidad y Energía Renovable. Actualmente, es Coordinador de la Red Ecuatoriana de Universidades y Escuelas Politécnicas para Investigación y Posgrados – REDU y ocupa el cargo de Profesor Principal del Departamento de Automatización y Control Industrial en la Facultad de Eléctrica y Electrónica de la Escuela Politécnica Nacional, desarrollando actividades de investigación, consultoría y docencia. Sus áreas de interés son: Robótica, Control Predictivo, Sistemas Multiagente, Modelación, Procesos Industriales, Energía, entre otros.


Desarrollo de Materiales Compuestos de Matriz Polimérica y con Fibra de Carbono Alberto Celi, Escuela Politécnica Nacional, Quito - Ecuador

Resumen – Es muy conocido que los desarrollos tecnológicos dependen de los avances en el campo de los materiales. Cualquiera que sea el campo de trabajo, la limitación final en el avance depende de los materiales. En este sentido los materiales compuestos representan un paso gigantesco en la constante tarea de optimización de los materiales. Los materiales compuestos al combinar varias fases de dos o más materiales diferentes, provee de propiedades mecánicas y físicas superiores y únicas, obteniéndose las propiedades más deseadas de sus componentes, mientras que se suprimen las más óptimas. En este trabajo se desarrollará una probeta de material compuesto a base de una matriz polimérica y fibras de carbón. Índices – Materiales compuestos, fibras, matriz, polímero, nanopartículas, fases.

I. INTRODUCCIÓN La motivación en la búsqueda de nuevos materiales compuestos viene dada por una amplia gama de áreas, desde aplicaciones aeroespaciales hasta simples propósitos recreacionales. En la actualidad, hay un auge de investigación de materiales compuestos especialmente para la industria aeronáutica, estructuras de ingeniería civil, energía, productos biomédicos, componentes electrónicos, entre otros. Las exigencias impuestas a los materiales de perfomance cada vez mejor en general son tan grandes y diversas que ningún material es capaz de satisfacerlas. Esto naturalmente ha conducido al resurgimiento del concepto de combinar diferentes materiales en un solo material compuesto para satisfacer los requerimientos del usuario. Tales sistemas de materiales compuestos resultan en una perfomance inalcanzable por los constituyentes individuales y ofrecen la gran ventaja de un diseño flexible; es decir, se puede, en principio, fabricar un material, según las especificaciones, mediante un diseño óptimo [1]. II. MATERIALES COMPUESTOS O COMPOSITES

Aquí se debe hacer el reconocimiento a quienes han colaborado con la realización del trabajo. Ejemplo: Este trabajo fue apoyado por 23 JIEE, Los títulos de los artículos deben ir en mayúsculas y minúsculas, no completamente en mayúsculas. En la línea de autores se coloca el nombre completo del o los autores, pero no es un requisito fundamental. En el pie de página de afiliación de los autores se emplean iniciales (ver ejemplo). Coloque un espacio entre las iniciales de los autores. No utilice solamente mayúsculas en los apellidos de los autores. N. Sotomayor, es Profesor Principal T/C en la Facultad de Ingeniería Eléctrica y Electrónica de La Escuela Politécnica Nacional, Quito-Ecuador, (e-mail: nelson.sotomayor@epn.edu.ec).

Los materiales compuestos pueden seleccionarse para lograr combinaciones poco usuales de rigidez, resistencia mecánica, peso ligero, rendimiento a alta temperatura, resistencia a la corrosión, dureza o conductividad [2]. Los materiales son compuestos cuando cumplen las siguientes características: 1) Están formados de 2 o más componentes distinguibles físicamente y separables mecánicamente. 2) Presentan varias fases químicamente distintas, completamente insolubles entre sí y separadas por una interfaz. 3) Sus propiedades mecánicas son superiores a la simple suma de las propiedades de sus componentes (sinergia). 4) No pertenecen a los materiales compuestos, aquellos materiales polifásicos; como las aleaciones metálicas, en las que mediante un tratamiento térmico se cambian la composición de las fases presentes[3] Estos materiales nacen de la necesidad de obtener materiales que combinen las propiedades de los cerámicos, los plásticos y los metales. Por ejemplo en la industria del transporte son necesarios materiales ligeros, rígidos, resistentes al impacto y que resistan bien la corrosión y el desgaste, propiedades éstas que rara vez se dan juntas. A pesar de haberse obtenido materiales con unas propiedades excepcionales, las aplicaciones prácticas se ven reducidas por algunos factores que aumentan mucho su costo, como la dificultad de fabricación o la incompatibilidad entre materiales. A. Estructura Aunque existe una gran variedad de materiales compuestos, en todos se pueden distinguir las siguientes partes: - Agente reforzante: es una fase de carácter discreto y su geometría es fundamental a la hora de definir las propiedades mecánicas del material. - Fase matriz o simplemente matriz: tiene carácter continuo y es la responsable de las propiedades físicas y químicas. Transmite los esfuerzos al agente reforzante. También lo protege y da cohesión al material. B. Clasificación Los materiales compuestos se pueden dividir en tres grandes grupos: Materiales Compuestos reforzados con partículas. Están compuestos por partículas de un material duro y frágil dispersas discreta y uniformemente, rodeadas por una matriz más blanda y dúctil. 81


A temperaturas normales, estos compuestos no resultan más resistentes que las aleaciones, pero su resistencia disminuye inversamente con el aumento de la temperatura. Su resistencia a la termofluencia es superior a la de los metales y aleaciones. Sus principales propiedades son: La fase es generalmente un óxido duro y estable. El agente debe tener propiedades físicas óptimas. No deben reaccionar químicamente el agente y la fase. Deben unirse correctamente los materiales.

• • • •

Materiales Compuestos reforzados con fibras. Un componente suele ser un agente reforzante como una fibra fuerte: fibra de vidrio, cuarzo, kevlar, Dyneema o fibra de carbono que proporciona al material su fuerza a tracción, mientras que otro componente (llamado matriz) que suele ser una resina como epoxy o poliéster que envuelve y liga las fibras, transfiriendo la carga de las fibras rotas a las intactas y entre las que no están alineadas con las líneas de tensión. También, a menos que la matriz elegida sea especialmente flexible, evita el pandeo de las fibras por compresión. Algunos compuestos utilizan un agregado en lugar de, o en adición a las fibras. En términos de fuerza, las fibras (responsables de las propiedades mecánicas) sirven para resistir la tracción, la matriz (responsable de las propiedades físicas y químicas) para resistir las deformaciones, y todos los materiales presentes sirven para resistir la compresión, incluyendo cualquier agregado. Los golpes o los esfuerzos cíclicos pueden causar que las fibras se separen de la matriz, lo que se llama delaminación. Materiales compuestos estructurales. Están formados tanto por composites como por materiales sencillos y sus propiedades dependen fundamentalmente de la geometría y de su diseño. Los más abundantes son los laminares y los llamados paneles sandwich. Los laminares están formadas por paneles unidos entre si por algún tipo de adhesivo u otra unión. Lo más usual es que cada lámina esté reforzada con fibras y tenga una dirección preferente, más resistente a los esfuerzos. De esta manera obtenemos un material isótropo, uniendo varias capas marcadamente anisótropas. Es el caso, por ejemplo, de la madera contrachapada, en la que las direcciones de máxima resistencia forman entre sí ángulos rectos. Los paneles sandwich consisten en dos láminas exteriores de elevada dureza y resistencia, (normalmente plásticos reforzados, aluminio o incluso titanio), separadas por un material menos denso y menos resistente, (polímeros espumosos, cauchos sintéticos, madera balsa o cementos inorgánicos). Estos materiales se utilizan con frecuencia en construcción, en la industria aeronáutica y en la fabricación de condensadores eléctricos multicapas. Ejemplos de materiales compuestos - Plásticos reforzados con fibra: Clasificados por el tipo de fibra:

82

Madera (fibras de celulosa en una matriz de lignina y hemicelulosa) Plástico reforzado de fibra de carbono o CFRP o Plástico reforzado con vidrio (GRP, GFRP o, informalmente, "fibra de vidrio") Clasificados por la matriz: Termoplásticos reforzados por fibra larga. Termoplásticos tejidos de vidrio. Compuestos termoformados o termoestables. - Compuestos de matriz metálica o MMCs: Cermet (cerámica y metal). Fundición blanca. Metal duro (carburo en matriz metálica) Laminado metal-intermetal. - Compuestos de matriz cerámica: Hormigón/Concreto Carbono-carbono reforzado (fibra de carbono en matriz de grafito). Hueso (matriz ósea reforzada con fibras de colágeno) Adobe (barro y paja) - Compuestos de matriz orgánica/agregado cerámico Madreperla o nácar Concreto asfáltico - Madera mejorada Contrachapado Tableros de fibra orientada (OSB). Trex Weatherbest (fibra de madera reciclada en matriz de polietileno) Pycrete (serrín en matriz de hielo) III. MATERIALES COMPUESTOS REFORZADOS CON FIBRAS A. DEFINICIÓN Son materiales que contienen fibras en su interior; así, se forman por la introducción de fibras fuertes, rígidas y frágiles dentro de una matriz más blanda y dúctil. Se consigue mejor resistencia (incluso a altas temperaturas), rigidez y alta relación resistencia/peso. El material de la matriz transmite la fuerza a las fibras y proporciona ductilidad y tenacidad, mientras que las fibras soportan la mayor parte de la fuerza aplicada. B. REGLA DE LAS MEZCLAS Con la regla de las mezclas se predicen propiedades como densidad, conductividad térmica y eléctrica (sólo para la dirección de las fibras, si son unidireccionales y continuas, ya que sino no sabemos la dirección de las fibras y no se predicen sus propiedades). Ejemplo: = fm m + ff f = densidad del material fibroso fm = fracción volumétrica de la matriz m = densidad de la matriz ff = fracción volumétrica de las fibras f = densidad de las fibras


El módulo de la elasticidad se predice también con esta regla (sólo para fibras continuas y unidireccionales), pero sólo a baja tensión; a altas tensiones se deforma la matriz y contribuye poco a la rigidez del compuesto, no cumpliéndose la regla de las mezclas: E=ff Ef E = modulo de la elasticidad ff = fracción volumétrica de las fibras Ef = módulo de la elasticidad de las fibras Si la carga se aplica en dirección perpendicular a las fibras: 1/E = (fm /Em)+(ff /Ef) La resistencia de un material compuesto reforzado por fibras depende de la unión entre las fibras y la matriz. Se puede predecir la resistencia con la regla de las mezclas para un material con fibras continuas y paralelas: = fm

m

+ ff

f

= resistencia del material m = tensión que actúa sobre la matriz cuando el compuesto está deformado hasta el punto donde se fractura la fibra f = resistencia de las fibras C. CARACTERÍSTICAS DE LOS MATERIALES COMPUESTOS REFORZADOS CON FIBRAS. Al diseñar este tipo de materiales se tienen en cuenta las siguientes características: - Relación de forma (l / d) - Cantidad de fibras - Orientación de las fibras - Propiedades de las fibras - Propiedades de las matrices - Unión y rotura a.

RELACIÓN DE FORMA. l/d (longitud / diámetro de la fibra)

La resistencia aumenta cuando la relación es grande. Esto se consigue con fibras de diámetro lo más pequeño posible; es debido a que las fibras se fracturan por defectos en la superficie, y cuanto menor sea el diámetro menos área superficial, y por tanto más resistencia. También se prefiere fibras largas, ya que los extremos soportan menos carga que el centro de las fibras, y cuanto más largas sean menos extremos habrá; pero son difíciles de introducir a veces. Por tanto, se usan fibras cortas con una relación de forma por encima de algún valor crítico, para conseguir buena resistencia y fácil procesado

b.

CANTIDAD DE FIBRAS.

Una fracción mayor en volumen de fibras incrementa la resistencia y la rigidez del compuesto. Sin embargo, la fracción máxima en volumen de fibras es aproximadamente el 80%, más allá de esta cantidad las fibras ya no quedan totalmente rodeadas por la matriz, obteniéndose un material menos resistente. c.

ORIENTACIÓN DE LAS FIBRAS.

Las fibras de refuerzo pueden introducirse en la matriz con orientaciones diversas: Las fibras cortas con orientación aleatoria se pueden introducir con facilidad en la matriz, dando un comportamiento isotrópico (propiedades homogéneas en el material) Los ordenamientos unidireccionales con fibras largas producen propiedades anisotrópicas, con resistencia y rigidez paralelas a las fibras (Cuando la orientaciones erpendicular a las fibras la resistencia es menor que en paralelo, y se ve que disminuye con el aumento del ángulo entre las fibras y la tensión aplicada). Las propiedades de estos materiales se pueden diseñar para soportar condiciones de carga diferentes; es decir, se pueden introducir fibras largas y continuas en varias direcciones, consiguiendo un compuesto casi isotrópico. Las fibras también se pueden organizar en patrones tridimensionales. d.

PROPIEDADES DE LAS FIBRAS

Son resistentes, rigidas y de poco peso. Si el material compuesto va a ser utilizado a temperaturas altas, la fibra debera tener una temperatura de fusión alta. Características: - Resistencia especifica = y/ - Módulo especifico = E / y = límite elástico = densidad de la fibra E = módulo de la elasticidad de la fibra Interesa que la resistencia específica sea alta para una fibra más buena (se consigue con baja densidad o alta resistencia de la fibra) Generalmente el módulo especifico más alto se encuentra en materiales con número atómico bajo y enlace covalente (ej. C y B; también el polietileno, por su baja densidad y mayores resistencia y módulo específico, pero no resiste alta temperatura; las fibras cerámicas son resistentes, rígidas y resisten altas temperaturas). e.

PROPIEDADES DE LAS MATRICES.

La matriz de un material compuesto soporta las fibras manteniéndolas en un posición correcta, transfiere la carga a las fibras fuertes, las protege de sufrir daños durante su manufactura y su uso y evitan la propagación de grietas en las fibras a lo largo del compuesto.

83


La matriz es responsable del control principal de las propiedades eléctricas, el comportamiento y el uso a temperaturas elevadas del compuesto. También se selecciona la matriz en función de la aplicación, por ejemplo: las matrices poliméricas son buenas ya que son moldeables; las matrices metálicas resisten altas temperaturas. f.

UNIÓN Y ROTURA.

Las fibras deben estar firmemente unidas al material de la matriz para que la carga se transfiera correctamente de la matriz a las fibras. Si la unión es pobre, las fibras pueden salir de la matriz durante la carga, reduciendo la resistencia y la resistencia a la fractura del compuesto. En algunos casos, para reforzar la unión se pueden utilizar recubrimientos especiales (ej. las fibras de B se recubren de carburo de Si para mejorar su unión con la matriz de Al). Otra propiedad que debe tomarse en consideración al introducir fibras en una matriz es la similitud de los coeficientes de expansión térmica de ambos materiales (pues si se expanden o contraen de forma distinta, se pueden romper las fibras o su unión con la matriz).

84

Las capas de tejido se unen, pues sino se puede producir la delaminación (separación bajo carga). g.

APLICACIONES: grafito-polímero: aplicaciones aeroespaciales, artículos deportivos vidrio-polímero: equipos deportivos, componentes aeroespaciales aluminio bórico: aspas de ventiladores en motores, aplicaciones aeronáuticas y aeroespaciales -kevlar-epóxido y kevlar-poliester: aplicaciones aeroespaciales, aviación, artículos deportivos, chamarras antifuego. hormigón-varillas de acero y ladrillos-paja: construcción Libros:

[1] Chawla K., “Composite Materials Science and Engineering”, SprinVerlag, USA, 1987. [2] Shackelford J., "Ciencia de los Materiales para Ingenieros”, Prentice Hall Hispanoamericana, 3ª ed., México, 1995. [3] Callister W., "Fundamentals of Materials Science and Engineering”, John Wiley & Sons, Inc., 2ª ed., USA, 2004.


Revista aeroespacial no 3  

REVISTA CIDFAE

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