Implementacin de un Sistema de Control para Recuperacin Autnoma de un Vehiculo Areo no Tripulado (UAV)

Mariano Lizrraga1, Vladimir Dobrokhodov2, Isaac Kaminer2.

1 Instituto de Investigacin y Desarrollo Tecnolgico de la Armada de Mxico, El Salado, Veracruz, Mxico, 95263

malife@semar.gob.mx 2 Naval Postgraduate School, Monterey, California, Estados Unidos de Norteamrica, 93943

vldobr@nps.edu

Resumen

Se presenta la implementacin de un controlador para la recuperacin autnoma de un Vehiculo Areo no Tripulado (UAV). Se aborda el diseo e implementacin del controlador para su desempeo en tiempo-real. El sistema completo fue desarrollado en Simulink e implementado en una computadora PC104 ejecutando un sistema operativo en tiempo-real. La simulacin por computadora y Hardware en el Lazo (HIL) demuestran la efectividad del esquema aqu propuesto. Palabras clave: Vehculos Areos no Tripulados, UAV Tctico Silver Fox, Recuperacin Autnoma, Navegacin Autnoma, Real Time Workshop, xPC Target, Piloto Automtico Piccolo . 1. Introduccin A nivel tctico, los UAVs pequeos y de poco peso, que pueden ser fcilmente llevados al frente de batalla y lanzados en corto tiempo sin necesidad de una pista de aterrizaje, han demostrado ser extremadamente tiles en llevar a cabo misiones de vigilancia y seguimiento para las unidades de Infantera y Fuerzas Especiales. Este trabajo muestra la implementacin de un controlador para la recuperacin autnoma de estos UAVs tcticos, particularmente en un buque navegando. Actualmente, cuando un buque pretende recuperar ese tipo de UAVs, el piloto vuela el UAV cerca del buque, apaga la mquina y abre un paracadas a fin de dejar caer el UAV al mar. Posteriormente, el buque se detiene y recupera el UAV de cualquier manera posible, dejando al buque expuesto a deteccin y fuego enemigo. El proyecto completo pretende hacer del UAV una verdadera unidad autnoma, con capacidad de recuperacin por un buque navegando. Este sistema puede, potencialmente, ser integrado con transparencia a misiones tripuladas, control de trfico areo y operaciones en cubierta. Este mtodo

ofrece una mayor seguridad militar, simplicidad y flexibilidad para operaciones en la mar, que cualquier otro mtodo antes presentado. Esta capacidad, una vez integrada a las fuerzas, eliminara la necesidad de que las fuerzas armadas entrenen pilotos de Radio Control para lanzar y recuperar UAVs. La implementacin permitir llevar a cabo operaciones de reconocimiento a una fraccin de lo que actualmente cuestan ese tipo de operaciones tripuladas. Ofreciendo mayor autonoma, mas diversidad y facilidad de operacin desde un mayor tipo de buques. La solucin aqu propuesta contribuye con la recuperacin autnoma de la aeronave y ofrece una alta compatibilidad con la avinica instalada en muchos de los UAVs actualmente en uso por las fuerzas armadas, y con muchos de los proyectos de investigacin en industria y academia. Muchos estudios se han publicado recientemente respecto a recuperacin autnoma de UAVs. Saripalli, Montgomery y Sukhatme [1] presentaron un esquema de aterrizaje para un helicptero autnomo; sin embargo, las suposiciones hechas acerca de la colinearidad de los puntos caractersticos y la existencia de una forma

geomtrica bien definida del lugar de aterrizaje, lo hacen algo limitado para ser empleado en anaveajes. Sharp, Shakernia y Sastry [2] presentaron con xito un sistema de aterrizaje autnomo basado en reconocimiento de imgenes para un vehculo autnomo de ala mvil. Posteriormente ampliaron su mtodo usando estimacin de movimiento en mltiples vistas para aterrizarlo en una plataforma en movimiento simulando un buque navegando [3]. Kaminer y Yakimenko extendieron la idea de controladores de seguimiento de ruta presentados en [5] para llevar a cabo el aterrizaje coordinado de mltiples UAVs [4] (usando el esquema de control desarrollado en [6], en el cual este trabajo est basado). Este trabajo est organizado de la siguiente manera: la Seccin 2 presenta de manera general el esquema de control utilizado en el UAV. La Seccin 3 describe el mtodo propuesto para guiar el UAV de desde cualquier punto en el espacio hacia la red de recuperacin en el buque. La Seccin 4 describe el sistema de control diseado. Por ultimo, la Seccin 6 presenta las conclusiones y trabajo subsecuente. 2. Configuracin del UAV Como plataforma de vuelo se utiliz el UAV Silver Fox construido por Advanced Ceramics Research. El esquema de control utilizado por el UAV, mostrado en la Figura 1, consiste de cuatro componentes: la avinica ubicada en el UAV, la estacin terrena, el control manual del piloto, y la interfase del operador. Estos cuatro componentes proveen una manera confiable de volar la aeronave y permiten al usuario final programar rutas para sta. Para el lanzamiento y aterrizaje del UAV, se habilita un modo de piloto-en-el-lazo en el cual la estacin terrena slo retransmite la seal generada por el control manual del piloto. En este esquema se pueden identificar dos lazos de control. Un lazo rpido a bordo del UAV y otro lento en la estacin terrena. Este esquema utiliza un protocolo de dos capas propietario para comunicarse entre los componentes del sistema. La avinica utilizada por el UAV fue el sistema Piccolo, manufacturado por Cloud Cap Technologies , la cual contiene un piloto automtico diseado para seguir los comandos enviados por la estacin terrena; tres girscopos y tres acelermetros utilizados para determinar la actitud de la aeronave; un GPS Motorota G12 para determinar su posicin geogrfica; y, un conjunto de sensores de presin dinmica y esttica acoplados con un termmetro para determinar la velocidad y altura del UAV. El

enlace de datos se lleva a cabo a travs de un radio mdem de 900MHz/2.4 GHz.

Interfase del Operador

Estacion Terrena

UAV Silver Fox

Protocolo Picolo en Serial

Protocolo Piccolo Inalambrico

Avionica Piccolo

Control Manual Figura 1: Esquema de Control.

La interfase del operador es una computadora porttil ejecutando Windows 2000 y un sistema propietario utilizado por el usuario final para configurar y operar el sistema Piccolo. 3. Guiado del UAV a la Plataforma Guiar un aeronave desde cualquier punto en el espacio a un buque que se mueve en lnea recta puede ser descrito en dos segmentos. El primero, consiste en volar la aeronave desde cualquier condicin inicial de tal forma que se coloque detrs del punto de recuperacin en el extremo superior de una pendiente de descenso; adems, se requiere que los vectores velocidad de ambos se encuentren alineados en el plano horizontal. Una vez colocado en la parte superior de la pendiente de descenso, del segundo segmento consiste en mantener alineado los vectores velocidad del buque y de la aeronave en el plano horizontal, mientras el UAV inicia su descenso manteniendo su vector velocidad alineado con la pendiente de descenso en el plano vertical. Este mtodo es explicado a detalle en [6] y puede ser resumido de la siguiente manera: 3.1. Posicin y Orientacin de la Red Sea {L} un sistema coordenado de referencia Norte-Este-Arriba, y {G} un sistema coordenado de referencia de mano derecha con el eje x alineado con la pendiente de descenso y origen en el punto central de una red de recuperacin. Sea el vector

[ ] 0 0 1nz = un vector estabilizado que denota la orientacin vertical de la red; y 1p y 2p dos puntos

en los extremos de la red; entonces la direccin de la diagonal principal de la red puede ser calculada

como ( ) ( )12 1 2 1d p p p p= v v v v , y la posicin del punto medio de la red como ( )2 1 / 2.tp p p= v v v Con estos dos vectores coplanares, el vector normal a la

red puede ser calculado por ( ) ( )1 n nn z d z d= , el cual junto con cualquiera de las tres posiciones conocidas, describen inequvocamente el plano de la red en el espacio. 3.2. Calculo de la Pendiente Sea el ngulo formado entre la pendiente de descenso y el horizonte, y D la longitud de la pendiente de descenso. El punto superior de la pendiente, denotado como 0p en la Figura 2, esta dado por: 0 ,tp p DR n= +

v v (1) donde R es la matriz que rota n , grados sobre el eje G y ; y, tp

v es el punto central de la red de recuperacin. Los ngulos utilizados para construir R son: 0 = , = , ( )1 tan /n ny x = .

p1

p2

Dp0

p t

ny x

zL

L

L

xz

GyG

G

Figura 2: Geometra de la Pendiente de Descenso

3.3. Primer Segmento: Captura de la Pendiente Dada la posicin conocida del UAV, UAVp

v , entonces la distancia de la parte superior de la pendiente, 0p , al UAV est dada por

0 UAVd p p= v v . Sea {F} un sistema coordenado de

referencia Serret-Frenet [7] definido por: Tv

como un vector unitario desde el centro de gravedad del UAV hacia la parte superior de la pendiente; N

v un

vector unitario que define el horizonte local del

UAV [ ]( ) [ ]10 0T T T TN y x y x= v y Bv como un vector unitario y ortogonal a estos dos. Si el UAV alinea su vector velocidad con T

v,

entonces est garantizado que el UAV

eventualmente alcanzar la parte superior de la pendiente. Entonces, se define el error en el vector velocidad en {F} como:

( ) ,T

c UAVF T

e c UAV UAVT

UAV

T v T vV N Tv v N v

B B v

= =

v v vv v v vv v

v v v (2)

donde cv es la velocidad ordenada al UAV y UAVv

v es el vector velocidad. A pesar que el resultado mostrado en (2) podra ser implementado, significa que se requerir control sobre el empuje del aeronave (el componente x de error en velocidad F

eVv

). Con el fin de evitar fluctuaciones en la velocidad el UAV, se decidi en la primer etapa de diseo, que el empuje se controlara por el piloto automtico, y no por el algoritmo de recuperacin, por lo cual ste componente fue arbitrariamente hecho igual a cero. 3.4. Segundo Segmento: Traqueo de la Pendiente Cuando el UAV llega a la parte superior de la pendiente, T

v es redefinido como T n=

v, de tal

manera que ahora apunta hacia el centro de la red, tp

v . Los vectores unitarios Nv y Bv

son calculados de la misma manera que en la seccin anterior. Si se parametriza la trayectoria de descenso deseada como se presento en [5], en trminos de su longitud de arco S, observando la geometra mostrada en la Figura 2, esta trayectoria deseada puede ser definida como: ( ) 0 ,cp S p TS= + vv v (3) donde S toma valores entre 0 y D; y 0 tp p TD=

vv v . Si definimos el error de posicin como la diferencia entre la posicin deseada y la posicin actual

( ) ( )e t UAVP S p T S D p= + v vv v , es claro que se requiere encontrar el valor de S que minimiza la funcin de error. Utilizando algebra elemental se puede demostrar que el valor buscado est dado por:

( ) ( )( )1 .2 T T TUAV t UAV tS T p p p p T D= + +v vv v v v (4)

donde, si se sustituye en (3) y se rota a {F}como en (2), el error de posicin se simplifica a:

( ) ( )( )

0.F e t UAV

t UAV

P S N p pB p p

=

v v v vv v v

(5)

Siguiendo el mismo procedimiento arriba mencionado, se puede demostrar que el error de velocidad esta dado por:

( ) ( )( )

0.F e t UAV

t UAV

V S N v vB v v

=

v v v vv v v

(6)

4. Diseo del Sistema de Control El sistema de control consiste de dos lazos (mostrados en la Figura 3): el piloto automtico en el lazo interno a bordo del UAV y un regulador en el lazo externo. Ambos fueron diseados con tcnicas de control clsico (controladores PD y Adelanto-Retraso) utilizando como planta el modelo dinmico del UAV Silver Fox linealizado alrededor de las condiciones de vuelo estable. El regulador fue desarrollado para llevar a cero las seales de error generadas por los segmentos de recuperacin autnoma descritos en la Seccin 3. Una vez que la simulacin por computadora mostr resultados satisfactorios, el diseo del piloto automtico se pas a la compaa Cloud Cap Technologies, para que fuera programado e incluido en el firmware de la avinica Piccolo. Para realizar las funciones de la Computadora de Recuperacin Autnoma y Control de Vuelo (ALFCC, por sus siglas en ingls), mostrada en la Figura 4, se utiliz una computadora PC104 construida por la compaa Integrated Systems Inc., con microprocesador Pentium I a 266 MHz. La computadora contiene un disco duro en chip con capacidad de 64 Mb, con sistema operativo IBM-PC-DOS versin 3.4 y el kernel de Mathworks XPC Target, el cual permite la implementacin de modelos desarrollados en Simulink [9] para ejecutarse en tiempo-real.

Figura 4: Computadora de Recuperacin

Autnoma y Control de Vuelo

Para establecer la interconexin entre la ALFCC, la estacin de tierra y los dispositivos perifricos, se desarrollaron los manejadores de dispositivo necesarios usando el lenguaje de programacin C. Los manejadores de dispositivo fueron implementados por medio de funciones-S en Simulink, y ajustados para producir los datos requeridos (en las unidades correctas) a 20 Hz de frecuencia de muestreo. Por cada manejador de dispositivo, se desarrollaron dos libreras, una para leer datos y la otra para escribir (o enviar) datos. Se utilizo el puerto serial 1 (COM1) de la ALFCC para recibir la informacin de la estacin terrena del Piccolo y para enviar los comandos de control. Los puertos seriales 2 y 3 (COM2 y COM3) se utilizaron para recibir informacin de dos unidades de GPS Trimble modelo agGPS114, las cuales envan las coordenadas de las esquinas de la red de recuperacin (puntos 1p

v y 2pv descritos en la

Seccin 3.1). El puerto serial 4 (COM4) se utilizo para recibir la informacin de un receptor de correccin diferencial Garmin GRB21 para proveer de correccin diferencial al GPS instalado a bordo del UAV. El puerto de red Ethernet se utilizo para descargar el modelo compilado de Simulink al disco duro en chip y para proporcionar un medio de registro de datos va UDP. Ver Figura 5.

UAV Silver Fox Algoritmo de Recuperacion Autonoma

Controllador del Lazo Internor Controlador de Lazo Externo

25

Vc

p hat

v hat

p track

v track

i_gammaf

p err

v err

T Frenet

v hat_out

Segmentos deCaptura y Traqueo

pt1

v t1

i_gamma1

Movimientodel

Buque

des

das

drs

dts

dec

dac

drc

dtc

Modelo de Actuadores

de

da

dr

dt

Pos_e

Vel_l

pqr

VT

Modelo Silver Foxde 6GDL

VTC

rc

qc

pqr

VT

dec

dac

drc

dtc

Lazo Interno(Piloto Automatico)

p err

v err

T Frenet

v hat

OL q Gain

OL r Gain

rc

qc

Lazo Externo(Regulador)

-0.3

Ganancia r

1

Ganancia q

Figura 3: Lazos de Control del Sistema Propuesto

Hub

Con

figur

acio

n de

Lim

ites

GUI y Registro de Datos

Puerto Ethernet

Con

figur

acio

n de

G

anan

cias

Con

figur

acio

n de

Est

ados

Util

idad

de

Reg

istro

de

Dat

os

Dis

play

Gra

fico

Interfase del Operador

Antena

MA

TLAB

Puerto Ethernet

Sim

ulin

k y

Rea

l Tim

e W

orks

hop

Host PC

EnlaceInalambrico

Antena del UAV

Sensores UAV

UAV

Piloto Automatico

NPS

Piloto Automatico

Piccolo

Superficies de Control

Estacion Terrena

Control Manual

Avionica

Lector/Decodificador

Protocolo Piccolo

Posicion y Orientacion de la Red

Computadora de Vuelo

Manejador GPS

COM 2

Puerto Ethernet

Manejador UDP

Filtro de Posicion y Velocidad

Calculo de los

Segmentos 1 o 2

Lazo Externo de Control y Realinea

Ruta

Envoltorio de

Protocolo Piccolo

Receptor de GBR 21

Envolotrio del

Protocolo Piccolo

Recivir Estados, Limites y

Ganancias

Envoltorio del

Protocolo Piccolo para

estados, Limites y

Ganancias

COM 1

Lectura

XPC Target

Download

Escritura

GPS

1G

PS 2

GBR

21

RS232Manejador

GPSCOM 3

Figura 5: Esquema Completo de implementacin del Sistema de Control.

5. Resultados Se efectuaron exhaustivas simulaciones por computadora y de HIL para verificar la viabilidad de la solucin aqu presentada. Los resultados obtenidos se presentan en las siguientes subsecciones. 5.1 simulacin por Computadora Para verificar el xito del algoritmo propuesto, se desarrollaron en Simulink, un modelo de simulacin por computadora no lineal que contena el comportamiento dinmico del UAV representado por el modelo de 6GDL del Silver Fox, un modelo simple de un barco navegando con rumbo constante y la implementacin del algoritmo de recuperacin autnoma. La Figura 6 muestra los resultados tpicos de una simulacin. En sta se puede observar el recorrido del UAV desde un punto en el espacio hasta alcanzar el buque. 5.2. simulacin de Hardware en el Lazo (HIL) Se llevaron a cabo simulaciones de HIL para verificar la correcta implementacin de los controladores de dispositivo desarrollados en C e implementados como funciones-S, el impacto de los retrasos y perdidas en el canal de comunicaciones y el desempeo del algoritmo de recuperacin autnoma ejecutado en tiempo-real en la ALFCC. La configuracin de los equipos fue similar a la mostrada en la Figura 1, pero en lugar del vuelo real del UAV se utilizo una computadora personal ejecutando un programa desarrollado por la compaa Cloud Cap Technologies para simular la dinmica del vuelo y los sensores del UAV, y se transfirieron los datos a la avinica Piccolo a travs de un bus CAN.

(a)

(b)

Figura 6: Resultados de la Simulacin por Computadora de una Recuperacin Tpica a

bordo. (a) Vista 3D. (b) Vista Superior y Lateral.

La ALFCC estaba conectada a la estacin de tierra a travs de un cable serial utilizando protocolo RS32 para controlar la recuperacin del UAV. La configuracin en laboratorio de los equipos se muestra en la Figura 7. En las simulaciones de HIL se obtuvieron resultados similares a los mostrados en la Figura 6. La Figura 8 muestra como la velocidad angular en cabeceo ordenada al UAV, cr , exitosamente dirige a cero los errores de posicin y velocidad en el canal lateral.

Antena

Estacion Terrena

Avionica Piccolo

Concentrador

Control Manual

Interfase del Operador

Computadora de Vuelo

SimuladorGUI y Registro de

Datos

Host PC

Adaptador USB/CAN

Figura 7: configuracin en Laboratorio para

simulacin de HIL.

Figura 8: Errores de Posicin y Velocidad en la

Simulacin de HIL. Velocidad Angular de Cabeceo Ordenada.

6. Conclusiones y Trabajo Subsecuente Este trabajo presenta el diseo, desarrollo e implementacin de un sistema de recuperacin autnoma para un UAV. El algoritmo fue desarrollado en Simulink. Todos los controladores de dispositivo de bajo nivel fueron desarrollados en ANSI C e integrados a los modelos de Simulink, con el fin de proveer el enlace necesario entre el hardware y el software. Los resultados de simulacin por computadora y de HIL aqu presentados, muestran que el algoritmo propuesto tiene potencial de ser exitoso en las pruebas de vuelo reales. La idea fundamental bajo la cual fue desarrollado este sistema esta basada principalmente en el trabajo presentado en [5], reduciendo as un problema de tres dimensiones a un problema de dos dimensiones, haciendo ms sencillo el diseo del sistema de control.

Un elemento que aadira confiabilidad al sistema completo sera un predictor que permita a la aeronave dar la vuelta y reiniciar el acercamiento en caso de que identifique que no incidir sobre la red de recuperacin. Otro elemento que dara valor agregado al sistema sera un observador o un filtro Kalman para tener una mejor estimacin de la posicin actual y futura del buque, lo cual se estima mejorara el desempeo del algoritmo. Referencias [1]. Srikanth Saripalli, James F. Montgomery and

Gaurav S. Sukhatme. Vision-based Autonomous Landing of an Unmanned Aerial Vehicle. En Proceedings Of IEEE International Conference on Robotics and Automation, pp 2799-2804, Mayo 2002., Washington D.C., USA.

[2]. Cory S. Sharp, Omid Shakernia, S. Shankar Sastry. A Vision System for Landing an Unmanned Aerial Vehicle. En Proceedings of IEEE ICRA, pp1720-1727, Mayo 2001.

[3]. Omid Shakernia, Rene Vidaly, Courtney S. Sharp, Yi Ma, Shankar Sastry. Multiple View Motion Estimation and Control for Landing an Unmanned Aerial Vehicle. En Proceedings of IEEE International Conference on Robotics and Automation, Mayo 2002., Washington D.C., USA.

[4]. I. Kaminer, O. Yakimenko, V. Dobrokhodov, M. Lizarraga, A. Pascoal. Cooperative Control of Small UAVs for Naval Applications. En Proceedings of the 43rd IEEE Conference on Decision and Control, Diciembre 2004, Bahamas.

[5]. I. Kaminer, A. Pascoal, E. Hallberg, and C. Silvestre. Trajectory Tracking for Autonomous Vehicles: An Integrated Approach to Guidance and Control. Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 21, No. 1, pp. 29-38, Enero Febrero 1998.

[6]. M. Lizarraga. Autonomous Landing System for a UAV. Electrical Engineers Degree Thesis. Naval Postgraduate School, Marzo 2004. Disponible en: http://library.nps.navy.mil/uhtbin/hyperion/ 04Mar%5FLizarraga.pdf

[7]. James Stewart, Calculus Early Transcedentals, Fourth Edition, Brooks/Cole, Pacific Grove, CA, 1999.

[8]. Cloud Cap technology Inc. Technical Documentation on a low cost avionics system for small UAVs, Disponible en: http://www.cloudcaptech.com/piccolo.htm .

[9]. Mathworks, The, XPC Target Users Guide. Nantick, MA, 2003.