INSPECCIÓN Y VIGILANCIA DE TERRENOS CON DISPOSITIVOS DE ...
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1 INSPECCIÓN Y VIGILANCIA DE TERRENOS CON DISPOSITIVOS DE VUELO DE USO REMOTO Desarrollado por: Sergio Eduardo Pinilla Oviedo 200923148 IMEC 3701 – Proyecto de grado, pregrado ingeniería mecánica. Profesor asesor: Carlos Francisco Rodríguez Herrera Junio 20 2014
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INSPECCIÓN Y VIGILANCIA DE TERRENOS CON DISPOSITIVOS DE
VUELO DE USO REMOTO
Desarrollado por: Sergio Eduardo Pinilla Oviedo
200923148
IMEC 3701 – Proyecto de grado, pregrado ingeniería mecánica.
Profesor asesor: Carlos Francisco Rodríguez Her rera
Junio 20 2014
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TABLA DE CONTENIDOS.
1. INTRODUCCIÓN
1.1 Contexto general…………………………………………………………………………………………………………………………….4 1.2 Objetivo General…………………………………………………………………………………………………………………………….5 1.3 Objetivos Específicos………………………………………………………………………………………………………………………5 1.4 Metodología de desarrollo…………………………………………………………………………………………………………..5-6
2. PARÁMETROS Y CRITERIOS DE SELECCIÓN DEL MODELO APROPIADO PARA LA IMPLEMENTACIÓN DE
DISPOSITIVOS DE AUTOMATIZACIÓN DE VUELO REMOTO.
2.1 Fundamentación teórica para la definición de los criterios de selección………………………………………..7-9 2.2 Parametrización de los criterios de selección del modelo a implementar………………………………………9-11 2.3 Cálculos y análisis de viabilidad de la implementación del modelo Cessna 182 Skyline en aplicaciones de
automatización de vuelo………………………………………………………………………………………………………….……11-15 2.4 Selección adaptación del modelo para la implementación del dispositivo de control automático…15-17
2.5 conversión de motor de combustión interna a motor eléctrico……………………………………………………..17-18
2.6 Alistamiento y ajuste del modelo para la instalación del dispositivo de control
Automático de vuelo……………………………………………………………………………………………………………………….19
2.7 Especificaciones e indicadores de rendimiento del modelo seleccionado………………………………………20-22
3. DEFINICIÓN DE LOS PARÁMETROS Y CRITERIOS DE SELECCIÓN DEL DISPOSITIVO ELECTRÓNICO DE
VUELO AUTOMÁTICO.
3.1. Selección e instalación del dispositivo de control automático………………………………………………….23-33
3.2. Descripción de las funciones y el principio de operación del auto piloto seleccionado……………33-38
4. DISEÑO DE PRUEBAS DE FACTIBILIDADY RESULTADOS
4.1. Determinación de la velocidad máxima y mínima del avión………………………………………………………………39
4.2 Control de velocidad………………………………………………………………………………………………………………………39-40
4.3 Control de altitud……………………………………………………………………………………………………………………………….41
4.4. Prueba comparativa de autonomía, determinación de máxima autonomía…………………………..….…42-43
4.5 Discusión de resultados de pruebas de factibilidad 4.5.1. Determinación de la velocidad máxima y mínima del avión……………………………………………..44
4.5.2 Control de velocidad………………………………………………………………………………………………………….44
4.5.3 Control de altitud………………………………………………………………………………………………………………45
4.5.4. Prueba comparativa de autonomía, determinación de máxima autonomía……………………45
4.6 ventajas, desventajas vs. aplicación en multirotores……………………………………………………………………….46
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5. CONCLUSIONES
5.1. Logros obtenidos………………………………………………………………………………………………………………..46
5.2. Alcances y limitaciones del proyecto…………………………………………………………………………………..46
5.3. Recomendaciones y próximos avances……………………………………………………………………………….47
6. BIBLIOGRAFÍA…………………………………………………………………………………………………………………………..48
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1. INTRODUCCIÓN
1.1 Contexto general
En la industria ingenieril colombiana de hoy en día, se tiene conocimiento de la existencia de algunas
compañías dedicadas a la vigilancia y la fotografía aérea remota, haciendo uso de dispositivos de vuelo
controlados por sistemas de pilotos automáticos y de radio control. Este tipo de empresas, se dedican a
hacer uso de diferentes sistemas de control que permiten la operación de modelos de vuelo a escala
autopropulsados, para diferentes aplicaciones en la industria petrolera y topográfica con el fin de
inspeccionar terrenos de difícil alcance, hacer tomas aéreas con fines de inspección y desarrollo desde
vistas y alturas privilegiadas que ni una misma aeronave a escala real podría lograr, dentro de las muchas
otras aplicaciones que la autonomía y el alcance de estos dispositivos de vuelo automático pueden brindar.
La anterior es una actividad que puede llegar a brindar grandes beneficios lucrativos, debido a la facilidad
de operación dentro de un ámbito puramente técnico. En comparación a los métodos utilizados
actualmente para realizar fotografía aérea, monitoreo satelital y vigilancia remota, la utilización de
aeromodelos facilita la tarea, brindando resultados casi igual de efectivos, a un menor costo y teniendo el
total control de los dispositivos por medio de los mecanismos de control con los que es posible contar hoy
en día.
Aun teniendo en cuenta los grandes avances que este tipo de tecnología tiene hoy en día en países como
China y Estados Unidos y apreciando la popularidad y el alcance comercial que las diferentes aplicaciones
de esta tecnología ha llegado a tener, en países como Colombia, es un recurso que apenas está empezando
a ser conocido y que tiene un mercado enorme por cubrir.
Día a día la autonomía y el alcance que los equipos de vuelo remoto logran alcanzar, le dan un valor
agregado enorme a las oportunidades de negocio que las cualidades y características técnicas de estos
dispositivos pueden alcanzar. Familiarizarse y adquirir la suficiente experiencia en la adecuada
implementación y funcionamiento de los equipos de vuelo remoto, no tripulados, es una primera
aproximación del objetivo preliminar que se busca con este proyecto de desarrollo.
Se tiene actualmente la disponibilidad de emplear un dispositivo electrónico de control automático de
referencia MICROPILOT 2028G, e implementarlo en un aeromodelo de designación mediana, para poder
controlar su altitud, velocidad de vuelo y hacer radionavegación por ‘waypoints’ a través de su paquete de
navegación GPS, entre otras aplicaciones con las que el dispositivo cuenta.
Reconociendo las diferentes aplicaciones que puede tener el lograr un buen control sobre las trayectorias
de vuelo de una aeronave a escala, es del interés particular de este proyecto, hacer uso de la experiencia
en la fabricación y operación de modelos a escala con la que se cuenta, para poner en operación un
aeromodelo y un dispositivo de control automático, en una primera instancia y posteriormente proceder a
refinar el mecanismo de control y su interacción con los controles mecánicos de la aeronave y llegar a tener
un control confiable que permita dedicar la atención a las aplicaciones anteriormente mencionadas,
aumentando la confiabilidad de operación de un dispositivo que hasta el día de hoy, no ha sido posible
controlar de la manera deseada, producto del nivel de complejidad de operación de este tipo de artefactos
de vuelo.
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1.2 Objetivo General
Calibrar, alistar y preparar un aeromodelo que esté en la capacidad de ofrecer un vuelo estable, para
posteriormente instalar, calibrar e implementar un dispositivo electrónico de automatización remota que
permita controlar de manera automática el comportamiento del modelo en vuelo, automatizando
trayectorias, con el fin de realizar tareas de inspección y vigilancia, a través de un equipo de fotografía que
se acoplará al modelo para realizar dicha tarea.
1.3 Objetivos Específicos
Estudio y reconocimiento del estado actual del dispositivo electrónico de control y determinación de la
viabilidad de la implementación del modelo a escala de un Cessna 182 Skyline para la aplicación dada.
Puesta a punto del modelo a escala seleccionado, reparación (si aplica) y calibración (pruebas en tierra sin
la implementación del dispositivo de control).
Pruebas de vuelo, balance y análisis de autonomía (tiempo en vuelo con el que se cuenta para las futuras
aplicaciones que se le den al dispositivo de control).
Familiarización con el dispositivo de piloto automático, interacción con la interfaz gráfica y sincronización
con la tarjeta electrónica.
Adaptación del sistema de control al modelo.
Pruebas en tierra y vuelo del dispositivo de control.
Adaptación y prueba del sistema de fotografía.
1.4 Metodología de desarrollo
1. En primera instancia se hará una inspección del estado actual del aeromodelo, presupuestando los posibles
arreglos y cambios que sea necesario para poner a punto su funcionamiento en vuelo. Posteriormente se
realizará un análisis de viabilidad que permita concluir desde el punto de vista técnico y presupuestal, si es
viable implementar el modelo con el que se cuenta para cumplir los objetivos preliminares, o si será
necesario definir nuevos criterios para la selección de un modelo apropiado para realizar la tarea
propuesta.
2. En segunda instancia, se realizará una inspección del sistema de control automático con el que se cuenta,
verificando que todos sus componentes se encuentren es condiciones óptimas para su operación, y
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estudiando si la complejidad de su funcionamiento, va de acuerdo con los objetivos preliminares que este
proyecto de desarrollo busca cumplir.
3. Habiendo definido los criterios bajo los cuales se seleccionarán los elementos más apropiados para llevar a
cabo la tarea propuesta, se realizará la selección de los mismos para dar inicio al objetivo de calibración e
implementación del dispositivo de control automático y su instalación e implementación en el modelo
seleccionado.
4. En la fase preliminar, se pretende contar con ambos sistemas listos para ser implementados, tanto el
aeromodelo como el dispositivo de control automático, con el fin de adaptar el sistema de control al
modelo y realizar pruebas en tierra que permitan hacer una primera aproximación, a los mecanismos de
control que se van a implementar para automatizar las trayectorias del aeromodelo. Luego de obtener una
respuesta de control que se considere implementable, se pretende realizar algunas pruebas de vuelo que
permitan hacer una prueba de los mecanismos de control implementados en tierra.
5. Como fase final, si y solo si se logra un control aceptable sobre el aeromodelo, es un objetivo final del
proyecto, implementar un sistema de fotografía en el modelo, que permita capturar algunas imágenes y
videos en vuelo, con el fin de darle a este material alguna de las aplicaciones anteriormente ya
mencionadas. Documentar los cambios realizados y entrega final.
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2. PARÁMETROS Y CRITERIOS DE SELECCIÓN DEL MODELO APROPIADO PARA LA IMPLEMENTACIÓN
DE DISPOSITIVOS DE AUTOMATIZACIÓN DE VUELO REMOTO.
2.1 Fundamentación teórica para la definición de los criterios de selección.
Para mantener un cuerpo en vuelo, es decir suspendido en un fluido de determinadas características, es
necesario que el vector de fuerza (sustentación) sea igual o superior al vector (Peso) representado en la
figura 1. Quien garantiza la existencia de una fuerza de sustentación orientada para contrarrestar y superar
el peso del cuerpo que se encuentra atado a la superficie de un plano alar, es conocido como perfil
aerodinámico. Este perfil se encuentra diseñado de tal manera que al ser sometido al flujo continuo de un
fluido, está en la capacidad de producir cambios en la velocidad y la presión del fluido que le rodea,
produciendo un fenómeno de “empuje hacia arriba” conocido como sustentación. Esta fuerza que se ha
definido como sustentación, es la que garantiza que un cuerpo pueda suspenderse en un fluido que en este
caso llamamos aire, venciendo el peso y la resistencia aerodinámica que la geometría del modelo
representa. Obedeciendo entonces las leyes de newton y basados en el diagrama de la figura 1, es
necesario que dos condiciones fundamentales se cumplan para lograr poner un cuerpo en vuelo.
∑ ∑
Ecuación 1. ( ) ( )
Ecuación 2. ( ) ( )
Estas dos condiciones descritas, son las que deben cumplirse para poner un cuerpo que se encuentra en
reposo, en vuelo. Luego de que el cuerpo lleva un vuelo estabilizado, estas condiciones pueden cambiar y
no necesariamente deben cumplirse para que el mismo continúe en volando, sin embargo lo que aquí se
describe no busca entrar al detalle en describir todos los fenómenos que un cuerpo experimenta al volar,
sino simplemente se busca dar a entender al lector, cuáles son las características básicas con las que debe
contar un modelo, para garantizar su vuelo estable, desde los principios básicos de la aerodinámica.
Basados en la definición de sustentación tratada anteriormente, es necesario introducir el modelo
matemático que permite representar y cuantificar el vector sustentación, en términos de las condiciones
de vuelo del cuerpo, su geometría y sus propiedades aerodinámicas.
Ecuación 3. ⁄
Dónde
( )
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Ecuación 4.
El siguiente concepto a introducir corresponde a las fuerzas que actúan en la dirección horizontal del
movimiento de un cuerpo que se encuentra en vuelo, estos dos conceptos son conocidos como empuje y
resistencia aerodinámica, el empuje, es la fuerza orientada paralelamente a la cuerda del plano alar del
modelo y es producida por un mecanismo de propulsión que en el caso de esta aplicación corresponde al
motor del modelo. La magnitud de la fuerza de empuje o impulso, está determinada por la potencia
efectiva del motor que impulsa el modelo y la eficiencia aerodinámica de la hélice que convierte el
movimiento rotacional del eje principal del motor, en una corriente de aire suficiente para producir el
impulso necesario para desplazar el avión hacia adelante. La fuerza que se opone al empuje que
proporciona el motor del modelo, en términos de orientación vectorial como lo muestra la figura 1, es la
resistencia aerodinámica, magnitud que mide que tan fácil es desplazar un cuerpo de determinada
geometría, a determinada velocidad, dentro del fluido que lo contiene. Es entonces la resistencia
aerodinámica la fuerza “a vencer” para producir movimiento horizontal en un cuerpo que vuela.
Figura 1. Diagrama de cuerpo libre de un plano alar en perspectiva lateral.
Se define entonces en términos de una correlación de parámetros geométricos y dinámicos, la magnitud
del arrastre o resistencia aerodinámica.
Ecuación 5. ⁄
Dónde
Y
X
9
Ecuación 6.
El modelo que cumpla y represente la mejor configuración de peso/potencia, que tenga una capacidad de
sustentación considerable y una resistencia aerodinámica baja con una carga alar suficiente para garantizar
un vuelo estable, será entonces el más propicio para seleccionar e implementar en el uso del dispositivo
electrónico de vuelo automático. Haciendo uso entonces de los conceptos anteriormente descritos, será
posible determinar si el modelo con el que se cuenta es aerodinámicamente aceptable para el objetivo que
se busca y de no serlo, la aplicación de estos conceptos servirá de guía para la determinación del modelo
óptimo que se debe seleccionar.
2.2 Parametrización de los criterios de selección del modelo a implementar.
La capacidad de producir sustentación que un plano alar posee, está directamente relacionada con la
geometría del perfil aerodinámico que la compone, sabiendo que el fenómeno físico que produce la fuerza
de sustentación proviene de la capacidad de producir cambios radicales en la velocidad del fluido que se
mueve a lo largo de las dos superficies del perfil, la geometría ideal de un plano alar corresponde a un ala
lo suficientemente larga para reproducir este fenómeno a lo largo de la envergadura de la aeronave y con
la cuerda (longitud del perfil) lo suficientemente corta para producir diferencias de presión y velocidad
relativa del fluido que optimicen la fuerza de sustentación (entre menos distancia tiene el fluido para
acelerarse, más rápido debe fluir para alcanzar el borde de salida del plano alar), es por ello que los diseños
de las aeronaves tipo Planeador poseen diseños de alas extremadamente largas, con cuerdas muy cortas
en relación a su envergadura, y con un área frontal del fuselaje y de las superficies alares, tan baja como
sea posible para reducir la resistencia aerodinámica, debido a que el empuje en este caso lo proporcionan
las corrientes de viento (térmicas) y su baja resistencia aerodinámica.
Por esta razón, uno de los criterios más importantes que es posible definir para la selección del modelo que
se implementará, es que este tenga un diseño basado en aviones hipersustentadores, es decir que el perfil
aerodinámico que compone su plano alar, tenga un diseño encaminado a producir sustentación excesiva
olvidándose del alto rendimiento en velocidad, esto proporcionará un vuelo lento pero estable, que será el
escenario ideal para dar inicio a la labor de implementación y optimización del dispositivo de vuelo
automático que posteriormente será seleccionado.
Debido a que la fuente principal de energía de un planeador es la energía cinética que las corrientes de
viento poseen, la velocidad relativa del viento y las condiciones climáticas se convierten en una limitante
para el vuelo de este tipo de aeronaves, es por ello que será necesario contar con un modelo que cuente
con una fuente de propulsión que le permita volar de manera autónoma, ya que crear una dependencia de
las condiciones climáticas para volar, pueden limitar el alcance que la aplicación del vuelo remoto y
autónomo pueda tener.
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Otro parámetro importante es el peso que el diseño aerodinámico de la aeronave está en capacidad de
levantar, esta magnitud es posible cuantificarla con un parámetro conocido como la Carga Alar, la carga
alar, como su palabra corresponde a qué tanta fuerza de sustentación está en capacidad de generar el
plano alar con relación a su superficie como ya fue mencionado, expresado en términos numéricos, es el
cociente entre el peso neto de la aeronave y el área superficial activa del plano alar, es decir el área
superficial del ala que se encuentra en contacto con el aire. Existen entonces dos maneras de optimizar el
peso que una aeronave está en capacidad de cargar, la primera es apostarle a un diseño muy liviano de tal
manera que la sustentación que la aeronave produce es mucho más grande que su peso debido a su diseño
liviano y de esta manera este excedente de sustentación se puede emplear para mover un peso dado (el
equipo electrónico de control en este caso). La segunda opción, consiste aumentar la superficie alar, de
esta manera el denominador del cociente peso/área aumenta haciendo que la magnitud “Carga” disminuya
dándole al plano mayor capacidad de levantar su propio peso. Esta segunda opción, como ya se mencionó,
para este tipo de aplicación no es viable debido a que el aumento de superficie aumenta resistencia
aerodinámica y va en contra del principio del diseño largo y delgado que utilizan las aeronaves que
anteriormente fueron descritas, para optimizar su capacidad de sustentación.
Debido a que el modelo será utilizado para la instalación de tres equipos para tres propósitos diferentes
(piloto automático, sistema de radio control y equipo de fotografía) el espacio en el interior del fuselaje
debe contemplar el volumen que estos ocupan para poderlos ubicar y operar de manera fácil y práctica,
por lo que las dimensiones del habitáculo bajo el ala en el fuselaje se convierten en otro criterio crucial
para la selección del modelo. Es importante recalcar que espacio no representa peso, existen innumerables
tipos de diseño de fuselajes seleccionados bajo parámetros geométricos y estéticos y es de interés para el
desarrollo del prototipo, poder seleccionar un modelo con un fuselaje lo suficientemente amplio y a su vez
liviano para la aplicación.
Para la instalación de un micro piloto automático, el modelo debe contar con al menos la capacidad de
instalar un sistema de radio control de siete canales, cada canal corresponde a una salida en el receptor del
sistema de transmisión de señales, que está en la capacidad de controlar una función a la vez, es decir que
un sistema de radio control de siete canales permite controlar siete funciones diferentes que se configuran
a conveniencia de la aplicación requerida. Ya que estos sistemas de control automático cuentan como
mínimo con siete entradas para controlar parámetros tales como altitud, velocidad, rumbo, funciones de
retorno a su punto de partida,”Self-location” entre otras, es necesario que el modelo cuente con la
estructura lo suficientemente amplia y rígida para la instalación de un sistema de radio control de no
menos de 7 canales.
Por último, existen dos opciones viables para la selección del sistema de propulsión que utilizará el modelo.
Comercialmente están disponibles los motores para modelismo que operan con combustible a base de
alcohol y nitro metano y los motores eléctricos “Brushless” potenciados con baterías de litio polímero
(LiPo). La complicación que los motores de combustión operados con nitro metano presentan, radica en la
excesiva vibración que producen en funcionamiento, esto es un factor crítico al momento de la
implementación de un piloto automático debido a que este tipo de sistemas de control utilizan una
variedad de sensores, supremamente precisos que poseen una alta sensibilidad a pequeños movimientos
para lograr precisión. Lo que ocasiona que la vibración del motor de combustión pueda llegar a
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“desorientar” los sensores y a interferir con su óptimo funcionamiento. Aunado a ello, su operación
requiere de bastante cuidado por motivo del combustible altamente volátil que utilizan para poder operar,
un motor de estas características, requiere además de una serie de implementos adicionales para ponerlo
en marcha (motores de arranque, batería de ignición y bomba de combustible externa) con los que no se
cuentan y los cuales reducirían el presupuesto disponible para el desarrollo del prototipo. Se suma a sus
desventajas el alto costo del combustible que supera los 45USD/gal.
Dada estas circunstancias los motores eléctricos sin escobillar (Brushless) resultan ser la mejor opción para
propulsar este tipo de modelos, debido a que la potencia que entregan ya no es más una limitante debido a
su alta eficiencia de conversión de energía que se aproxima ya a un promedio de entre 85% - 90% mientras
que en un motor de combustión interna de dos tiempos como los utilizados en el modelismo aéreo no
supera el 30% de la eficiencia. El costo de una batería de litio polímero redunda entre los 30 y 60 USD
dependiendo de su potencia nominal y su número de celdas y brinda una autonomía aproximada de 10 a
15 minutos a su máxima capacidad de operación, igualando y superando la autonomía promedio de los
motores de combustión actualmente empleados en el modelismo aéreo. Dichas baterías son recargables lo
que reduce notablemente el consumo de energía desde el punto de vista económico y de eficiencia.
Otra de las ventajas con las que cuenta el motor eléctrico es que la vibración que produce al operar es casi
nula, el poco ruido que genera y que la curva de torque Vs velocidad angular es constante a diferencia de
los motores a combustión, lo que representa vibración nula y alta eficiencia debido a que el torque
producido por su rotación no varía con la velocidad angular de operación, lo que quiere decir que la
potencia nominal es constante a cualquier velocidad de operación, cosa que no ocurre con los motores de
combustión. Por último su relación peso potencia es mucho más óptima debido a que son muy livianos en
comparación a la potencia que entregan lo que hace que su eficiencia mejore aún más.
Basados en las características de una aeronave tipo planeador y en los argumentos expuestos
anteriormente, se definen los siguientes criterios para la selección del modelo a utilizar.
1. Aeromodelo de diseño encaminado a la hipersustentación (planeador motorizado o similar)
2. Plano alar de larga envergadura en relación a la longitud de la cuerda
3. Propulsado con motor eléctrico
4. Bajo peso
5. Plano alto
6. Habitáculo y cabina del fuselaje amplia
7. Capacidad para la instalación de un sistema de radio control de al menos siete canales (7CH)
2.3 Cálculos y análisis de viabilidad de la implementación del modelo Cessna 182 Skyline en
aplicaciones de automatización de vuelo.
La sustentación en un avión a escala se ve fuertemente afectada debido a que el diseño del perfil alar está
basado en unas dimensiones diferentes a las del modelo a escala. Reducir las dimensiones de un modelo
real y recrearlas a menor escala, reducen la capacidad del modelo para producir sustentación de manera
exponencial, mientras que las dimensiones son reducidas de manera lineal, produciendo una pérdida
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considerable en el coeficiente de sustentación del modelo, debido a que las dimensiones a escala del perfil
aerodinámico, no están en la capacidad de conservar las propiedades aerodinámicas para la cual el perfil
fue diseñado. Por ello, la deficiencia en el sub dimensionamiento del perfil alar para generar la suficiente
sustentación que mantiene el avión en vuelo, debe ser compensada con la velocidad horizontal según lo
indica la relación de la ecuación 3, esto quiere decir que a altos regímenes de velocidad, la sustentación se
mantiene dentro de cierto rango, pero en caso de perder empuje y por lo tanto velocidad, la fuerza de
sustentación se reduce críticamente hasta el punto de llevar al avión a pérdida aerodinámica por su
incapacidad de generar sustentación a bajas velocidades.
Lo anterior es aún más crítico cuando no se tiene una fuente confiable de empuje, debido a que es el
empuje la única fuerza que actúa sobre el cuerpo en vuelo, que puede garantizar una velocidad adecuada y
por ende sustentación. Si no se tiene una fuente confiable de propulsión, el vuelo mismo puede volverse
bastante inestable.
Los motores de combustión interna de dos tiempos tal como el que utiliza el modelo a escala del Cessna
182, debido a su pequeño tamaño y a sus principios de funcionamiento, necesitan de una puesta a punto
muy rigurosa, cambios bruscos de altitud y temperatura lo apagan súbitamente en vuelo. Polvo, agua o
diferentes contaminantes que caigan en el carburador durante el vuelo, interrumpen su funcionamiento
haciendo muy complejo el vuelo estable de la aeronave por su gran incapacidad de planeo. En conclusión,
debido a todos los principios que se han descrito anteriormente, en caso de perder el motor en vuelo el
aeromodelo pierde inmediatamente capacidad de sustentación y se precipita a tierra, haciendo poco viable
su implementación para la aplicación que se pretende desarrollar.
Con el fin de comprobar las conclusiones sobre el análisis de viabilidad que hasta aquí se ha logrado con
respecto a este modelo, es entonces posible cuantificar las capacidades de sustentación el arrastre
aerodinámico haciendo uso de las relaciones descritas en la sección 4. El cálculo de la sustentación y la
fuerza de arrastre a determinadas velocidades, nos permitirán concluir si la carga alar a la que el
aeromodelo está sometido, es suficiente para garantizar un vuelo estable en un régimen amplio de
velocidades, tal como se requiere para el tipo de aplicación que este proyecto busca implementar.
De este modo, el modelo que se pretende analizar en primera instancia, cuenta con las siguientes
características.
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Figura 2. Modelo disponible para análisis de viabilidad.
CESSNA 182 SKYLANE - Fabricado por Top Flite by HOBBICO
ESPECIFICACIONES:
Número de serie del fabricante: TOPA0906
Envergadura: 81 in (2055 mm)
superficie alar: 898 in² (57.9 dm²)
Peso Neto(con equipo de vuelo automático y motor): 12.5 lb / 5.67 Kg
Carga alar: 30 oz/ft² (92 g/dm²)
longitud del fuselaje: 64.5 in (1635 mm)
Coeficiente de sustentación @ 64 Km/h: 0.76
Coeficiente de arrastre aerodinámico @ 64 Km/h: 0.9
Autonomía: 8-15 minutos dependiendo del régimen de apertura de paso de combustible.
Motor: 2 - stroke 120AX OS max Engines. ( )
Potencia máxima: 3.1 HP / 2.31 KW @ 9,000 rpm
Peso motor: 1.5 Lb / 0.67 Kg
Relación peso/potencia máx. 2.35 Kg/KW
Operación en ralentí: 1800 rpm
Velocidad crucero: 64 Km/h con un peso neto no superior a 14 lb.
Velocidad mínima de decolaje ( net Weigth ≤ 14 lb) : 28 mi/h
Basados en las especificaciones técnicas del modelo se procede a calcular las magnitudes de la fuerza de
sustentación y arrastre que el modelo produce, en dos regímenes de velocidad diferentes (alto y bajo).
Como bajo régimen de velocidad se definirán 28 mi/h que corresponde a la velocidad mínima que requiere
el avión para despegar según el fabricante y como régimen de velocidad alto se toma la velocidad crucero
del modelo con un peso neto de 14 Lb (40 mi/h).
Cálculo de la fuerza de sustentación para el régimen Alto de velocidad horizontal:
14
⁄
⁄
El peso del modelo corresponde a:
Como fue concluido, para garantizar el vuelo se debe cumplir que:
( ) ( )
Por lo tanto, según esta estimación teórica, el modelo no está en capacidad de generar la suficiente
sustentación para mantener un vuelo estable, a un régimen bajo de velocidad, teniendo en cuenta que el
motor y la tarjeta electrónica del piloto automático le aumentan aproximadamente 1.2 Kg (12 N) al peso
total del avión, aumentando su carga alar y produciendo casi pérdida aerodinámica a este régimen
particular de velocidad.
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Gráfica 1. Curva de sustentación Vs. Velocidad para el modelo Cessna 182 “Skyline”.
En la gráfica anterior es posible observar como en regímenes bajos de velocidad (menos de 13.5 m/s) el
modelo no está en la capacidad de producir una fuerza de sustentación superior o igual a los 55 N que el
modelo pesa, por lo tanto, lo hace inviable para aplicaciones en las cuales se desee volar lento para hacer
tomas fotográficas o medir con precisión.
2.4 Selección adaptación del modelo para la implementación del dispositivo de control automático.
Bajo los criterios que fueron definidos en la sección 5, se ha hecho la selección del modelo que se presenta
a continuación, el objetivo es probar su estabilidad de vuelo, hacer una puesta a punto y dependiendo de
su comportamiento proceder a implementar el piloto automático que decida seleccionarse en este
modelo.
El aeromodelo que ha sido seleccionado es un modelo diseñado y construido por el autor de este
documento. En vista de que el modelo se encuentra disponible de manera inmediata para su utilización y
que adicionalmente cumple con los criterios de selección más importantes para los objetivos de este
proyecto, se ha decidido implementar el dispositivo mencionado anteriormente, debido a que ya se cuenta
con su disponibilidad y el mismo ha sido previamente probado y su experiencia en vuelo es bastante
estable y confiable cosa que es indispensable para su uso en esta etapa del proyecto.
A continuación se presenta una breve matriz de selección implementada para establecer parámetros
comparativos que permitieran cuantificar los criterios bajo los cuales fue seleccionado el modelo del que se
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hablará en detalle en esta sección. Básicamente, el proceso de comparación y selección consistió en
comparar y darle un nivel de relevancia a los diferentes parámetros geométricos, físicos e indicadores de
rendimiento de tres opciones particulares que fueron contempladas para llevar a cabo las pruebas de
factibilidad de este proyecto. En primera instancia se decidió seleccionar ocho (8) parámetros
fundamentales para realizar la comparación y posterior selección, con base en la fundamentación teórica
descrita en la sección 4, de acuerdo con la relevancia que cada uno tuviera al momento de iniciar con el
desarrollo del proyecto, por ello factores como el tiempo de alistamiento del modelo, el costo por la
limitación de presupuesto y la disponibilidad del mismo fueron catalogados como los factores más
importantes para su selección, sin dejar de lado el tipo de propulsión, la carga alar y el peso neto que son
los segundos en la lista de prioridades.
De acuerdo a lo anterior, se presenta a continuación una matriz comparativa en la cual se clasifican los
diferentes parámetros, según su nivel de prioridad.
Se calificó de 1-5 cada uno de los parámetros de acuerdo con el que más se acerca a lo deseado en cada
uno de los rubros de acuerdo con la fundamentación teórica provista y se calculó un promedio ponderado
de cada una de las tres opciones dando la participación correspondiente a cada parámetro. La opción que
mejor calificación obtuviera sería la seleccionada para dar inicio con la implementación
Tabla 1. Tabla de selección parámetros y participación de cada criterio.
De acuerdo a la matriz anterior y a los criterios definidos en la sección 4, se decide entonces implementar
el controlador de vuelo en la opción 2, modelo de plano alto tipo planeador o “Glider”.
Cessna 182 Skyline Calificación Glider Calificación Otro Calificación Participación
Costo 0 COP 5 0 COP 5 500.000 - 1.000.000 COP 0 20%
Disponibilidad Inmediata 5 Inmediata 5 1-2 meses 0 15%
Tiempo alistamiento 20-30 días 3 10 días 5 30-45 días 2 15%
Peso 12.5 lb / 5.67 Kg 2 2.53 lb / 1.15 Kg 4 Según Selección 0 15%
Autonomía 8-10 minutos 2 30-45 minutos 5 Según Selección 0 10%
Carga alar 92 g/dm² 2 43 g/dm² 4 Según Selección 0 10%
Motor 2 Stroke Nitrometano 1 Eléctrico Brushless 5 Según Selección 0 10%
Eficiancia Motor 20% 2 90% 4 Según Selección 0 5%
Puntaje total 3.1 4.7 0.3 100%
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Figura 3. Modelo seleccionado para pruebas de vuelo y control automático.
El diseño de este aeromodelo cuenta con un motor de combustión interna de dos tiempos tipo “Glow” de
1.64 cm3, que será reemplazado por un motor eléctrico tipo “Brushless”, tiene una envergadura de 1.2
metros y un peso bruto aproximado de 480 gramos (aproximadamente una tercera parte del peso bruto
del aeromodelo contemplado inicialmente). Es un diseño de plano alto con un perfil aerodinámico
diseñado para vuelo no motorizado de hipersustentación (planeador), pero sin embargo cuenta con fuente
autónoma de propulsión para aumentar su autonomía.
Como se trató anteriormente el modelo cumple con la gran mayoría de los criterios que han sido definidos
como indispensables para su selección, por esta razón, debido a que representa una reducción significativa
en los costos, se ha decidido acoplar y adaptar este modelo para su uso en la instalación del equipo de
control de vuelo, realizando ciertas modificaciones que serán descritas y discutidas en esta sección y que
permitirán que dicho modelo cumpla con las características necesarias para ser un dispositivo viable desde
el punto de vista técnico.
2.5 conversión de motor de combustión interna a motor eléctrico.
En primera instancia, según los parámetros descritos en la sección 4.2, es necesario que este modelo
cuente con un motor eléctrico por razones de peso Vs. Potencia, eficiencia, reducción de vibración y
autonomía como ya fue concluido. Por ello, para un modelo de un peso Neto de aproximadamente 600
gramos (incluyendo baterías y el “Hardware” del dispositivo automático de vuelo), una envergadura de 1.2
metros y la disposición geométrica del plano alar con la que se cuenta, se ha realizado la selección del
siguiente motor eléctrico.
El fabricante de motores eléctricos para aeromodelismo “Hobbyking” cuenta con tablas de selección que
tienen como valor de entrada las tres características del modelo que han sido descritas, para seleccionar la
18
potencia nominal, y las dimensiones del motor eléctrico que debe ser seleccionado para dicho aeromodelo.
Bajo dichos parámetros se ha realizado la selección del motor eléctrico que se expone a continuación.
Figura 4. Dimensiones generales del motor Figura 5. Motor eléctrico de 1100 KV instalado.
Eléctrico instalado.
El motor eléctrico seleccionado es el ilustrado en la figura 2. Esta imagen muestra el motor real que se
encuentra ya instalado y calibrado al modelo. Es un motor “Brushless” de 1100 Kv y de una potencia
nominal de 340 Watts acoplado a una hélice de 10 pulgadas de longitud y energizado con una batería de
litio polímero de 2200 mah. Dicho motor es capaz de propulsar el modelo a una velocidad máxima de 65
km/h durante aproximadamente 14 minutos de máxima autonomía. Las especificaciones técnicas del
motor eléctrico no escobillado son las siguientes:
Especificaciones técnicas:
Kv (RPM/V): 580
Batería: Litio-polímero (Lypo) de 3-4 celdas.
Potencia máxima: 355 Watts
Amperaje máximo: 26A
Resistencia interna: .106ohm
Número de polos: 14P (14polos 12 estatores)
Dimensiones (Largo x Ancho): 42.2 x 25.7mm
Diámetro Eje del rotor: 4mm
Diámetro eje hélice: 6mm
Peso neto: 102g
Eficiencia: 90%
19
2.6 Alistamiento y ajuste del modelo para la instalación del dispositivo de control automático de
vuelo.
Luego de haber realizado la selección e instalación del motor eléctrico para reemplazar el motor actual de
combustible con el que contaba el modelo, es necesario realizar una última modificación que permita
poder instalar un piloto automático al aeromodelo sin limitaciones. Con el fin de justificar esta última
modificación que debe realizarse, es importante analizar y comprender de manera muy general el
funcionamiento básico de los micropilotos que hoy en día están disponibles en el mercado para el
modelismo aéreo y comprendiendo estos principios básicos de funcionamiento, proceder a realizar las
modificaciones necesarias para que este sea compatible con los requerimientos que el piloto automático
necesite y de esta manera poder hacer una correcta instalación.
Es una característica común de la gran mayoría de micro pilotos automáticos para el modelismo aéreo,
controlar el rumbo y la inclinación de los modelos haciendo uso de los alerones del plano alar (cabe resaltar
esta característica, debido a que también es posible controlar el rumbo y la altitud haciendo uso del timón
de cola y el elevador, tal y como se hace habitualmente). Un piloto automático de las características del
que será empleado en este proyecto es básicamente un controlador de rumbo y altitud que va acoplado al
canal de recepción del equipo de radio control que opera los alerones del modelo. Haciendo uso de los
alerones, el micropiloto está en la capacidad de controlar el rumbo operando los alerones como timón para
direccionar el modelo y a su vez puede controlar la altitud, operando los mismos como elevadores, esto se
logra invirtiendo la dirección de rotación de los servomotores que controlan los alerones del plano, de tal
manera que cuando se necesita variar el rumbo, los alerones operan en direcciones opuestas tal como lo
hacen habitualmente y cuando se requiere variar la altitud, la dirección de giro de los servo motores se
invierte y ambos operan como elevadores subiendo o bajando al mismo tiempo según corresponda la
instrucción dada.
Esta característica particular de este tipo de dispositivos, facilita la acción de control sobre el aeromodelo,
debido a que haciendo uso de un solo controlador, es posible gobernar los dos grados de libertad más
importantes del aeromodelo para garantizar un vuelo recto y nivelado (función principal del piloto
automático),como los son la altitud y el curso. Lo anterior es la razón por la cual el piloto automático va
acoplado a los alerones del modelo y no al timón de cola y al elevador, debido a que si fuese de este modo
sería necesario acoplar un controlador independiente a cada canal del radiotransmisor, mientras que
acoplando el dispositivo a los alerones, es posible realizar la tarea de auto estabilizar el vuelo con un solo
controlador.
Debido a esta característica inherente al dispositivo de control que se pretende implementar, es necesario
realizar la instalación y adaptación del sistema de viraje de alerones al modelo, ya que este por tener una
superficie alar de planeador, no cuenta con alerones desde su diseño original. Para la instalación del
sistema de alerones, es necesario reforzar la estructura del ala, fabricar los alerones e instalar los
servomotores que gobernaran el sistema.
Al llevar a cabo este proceso, el plano con el que cuenta el modelo luce entonces como se ilustra en la
siguiente figura.
20
Figura 6. Refuerzo para el acople de Alerones Figura 7. Instalación del sistema de alerones y
Al plano alar. Servo-Motores.
Al llevar a cabo las modificaciones tratadas en esta sección, el modelo luce como se ilustra en la imagen 2
de la sección 7 y cuenta con las características necesarias para proceder a la instalación del sistema de
control de vuelo. El modelo seleccionado con las modificaciones que fueron realizadas deberá ser entonces
caracterizado con el fin de determinar sus propiedades físicas para identificar sus capacidades de vuelo,
para ellos se realizará un proceso de dimensionamiento y caracterización que se describe a continuación.
2.7 Especificaciones e indicadores de rendimiento del modelo seleccionado
Con el fin de caracterizar las propiedades físicas, dimensiones e indicadores de rendimiento del modelo, se
llevará a cabo un procedo de medición por medio del cual se determinarán dichas propiedades que
permitan identificar las capacidades del modelo para probar la viabilidad de su implementación en las
aplicaciones de medición y vigilancia anteriormente mencionadas.
El modelo cuenta con una envergadura de , una cuerda alar de lo que nos permite
estimar la superficie alar que provee sustentación:
( )
Un indicador de rendimiento importante para un avión es su capacidad de levantar su propio peso más un
peso adicional en relación con el área de la superficie alar que tiene dedicada para generar la sustentación
necesaria que contrarreste dicho peso, este indicador de rendimiento es conocido como la carga alar y es
posible estimarlo encontrando el cociente entre el peso del modelo y la superficie alar. El modelo ha sido
pesado y se obtuvo un peso neto de .
( )
Con el fin de obtener un vuelo estable es importante estimar y calcular la ubicación precisa del centro de
gravedad del modelo con el fin de que cualquier peso adicional que se adicione al modelo, sea
debidamente compensado con un contrapeso ya que cualquier elemento adicional que se agregue a una
21
distancia “x” del centro de gravedad, por el principio de momento par, modificará la alineación y el
correcto balance del mismo. El método más común para encontrar las coordenadas del centro de gravedad
consiste en ubicar el modelo dentro de un plano tridimensional en dónde el eje “x” se ubica en la dirección
de la envergadura, el eje “Y” es ortogonal a la envergadura y paralelo al horizonte y el eje z es paralelo al
“Rudder” o timón de cola del modelo.
De acuerdo al sistema de coordenadas previamente establecido, el cero corresponde a las coordenadas del
centro de gravedad, por lo que este método de estimación del mismo lo que pretende es encontrar las
coordenadas (0, 0, 0) del sistema. Para ello existe un parámetro definido que indica que la coordenada “y”
del centro de gravedad se encuentra a 1/3 de la cuerda alar medida desde el borde de ataque hasta el
borde de salida. Las otras dos coordenadas se encuentran por “Default” en el medio del fuselaje y el plano
debido a que la gravedad no ejerce momento par sobre estos ejes en vuelo. El centro de gravedad del
modelo fue estimado entonces de la siguiente manera.
( )
Con el fin de verificar si el centro de gravedad se encuentra en este punto, se procedió a apoyar el avión en
dos puntos a cada lado del ala justo a 73 mm del borde de ataque. Si el avión inclina ligeramente el morro
hacia abajo el centro de gravedad se encuentra ubicado en el punto correcto. De no ser así es necesario
ubicar un lastre tan lejos del centro de gravedad como sea necesario hasta lograr equilibrio estático. Lo
anterior quiere decir que el eje de simetría que recorre el fuselaje de punta acola, debe quedar
completamente paralelo al horizonte.
Por último, la relación peso Vs. Potencia, indica que tanta potencia del motor del modelo está dedicada a
mover su peso, esto quiere decir que entre menor sea esta relación, mejor rendimiento tendrá el mismo
pues menos cantidad de la potencia está dedicada a mover su propio peso. Para su cálculo es necesario
encontrar el cociente entre La potencia nominal del motor eléctrico y el peso neto del modelo.
De acuerdo a los cálculos anteriores, las especificaciones técnicas y dimensionales del modelo, permiten
caracterizarlo y dan medidas de referencia sobre su rendimiento. A continuación se presentan las
especificaciones medidas y calculadas del modelo seleccionado.
ESPECIFICACIONES modelo “Glider” de plano alto monomotor (1200 mm)
Envergadura: 47 in (1200 mm)
Cuerda Alar: 9 in (220 mm)
superficie alar: 410 in² (26.4 dm²)
Peso Neto(incluye únicamente sistema de radio control y motor): 2.53 lb / 1.15 Kg
carga alar: 43 g/dm²
longitud del fuselaje: 41.3 in (1050 mm)
Coeficiente de sustentación @ 15 km/h: 1.15
22
Coeficiente de arrastre aerodinámico @ 40 mi/h: 0.4
Autonomía: 30 minutos @ 1800 rpm (50% de la velocidad angular máxima)
Motor: Brushless HobbyKing 42.2 x 25.7mm – 355 W
Potencia máxima: 0.46 HP / 0.37 KW
Peso motor: 0.23 Lb / 0.102 Kg
Relación peso/potencia máx. 3.1 Kg/KW
Operación en ralentí: 0 rpm
Velocidad crucero: 85 Km/h con un peso neto no superior a 1.5 Kg.
23
3. DEFINICIÓN DE LOS PARÁMETROS Y CRITERIOS DE SELECCIÓN DEL DISPOSITIVO ELECTRÓNICO DE
VUELO AUTOMÁTICO.
Los auto-pilotos disponibles en el mercado para aeromodelismo, cuentan con una variedad de funciones
que permiten controlar, estabilizar y monitorear de manera remota el vuelo de un aeromodelo, ya sea con
fines recreativos, como el modelismo aéreo de competición, vuelo de acrobacia y aplicaciones en las cuales
se aplica la fotogrametría(medición indirecta de distancias, áreas y altitudes a través de imágenes y videos
de alta precisión) para realizar diferentes mediciones de terrenos haciendo uso de estos dispositivos de
control con aditamentos de fotografía y sensores de alta precisión.
Los auto pilotos de aeromodelos están catalogados en dos grupos principalmente, unos dedicados al vuelo
estacionario como el de helicópteros o multi rotores y otros dedicados al control del vuelo de aviones,
también conocidos como “Fix wing control”. Para el objetivo de este proyecto, será necesario seleccionar
entonces un auto-piloto que esté destinado al control de vuelo por medio de alerones (aviones) ya que la
configuración de las constantes del controlador PID que opera las funciones básicas de control de vuelo se
encuentran calibradas para escenarios de equilibrio dinámico diferentes a los de un helicóptero o un multi
rotor, por la naturaleza de su principio de vuelo.
En principio, se busca que el autopiloto esté en la capacidad de mantener un vuelo recto y nivelado, es
decir que cuente con un módulo auto estabilizador, de tal manera que el piloto o medidor pueda liberar los
mandos y le sea posible concentrar su atención en labores de medición o vigilancia sin preocuparse por la
operación de vuelo del modelo. En segundo lugar se espera que el autopiloto cuente con la posibilidad de
configurar un modo de regreso a un punto de origen determinado, es decir que debe contar con un
dispositivo GPS que le permita ubicarse geográficamente y que permita también indicar coordenadas de
destino con el fin de cubrir rutas específicas de manera automática, sin la necesidad de un piloto que
realice el vuelo de forma manual, de acuerdo con los objetivos propuestos para este proyecto. También es
necesario que el dispositivo esté en la capacidad de mantener un curso, una altitud y una velocidad dada,
dado que en ciertas aplicaciones, sobre todo en medición, el punto de referencia siempre es el modelo en
movimiento, y si estos parámetros no se encuentran constantes, la medición indirecta que los
instrumentos fotográficos realizan sobre los terrenos, perderían precisión.
De acuerdo a lo anterior, se concluye entonces que el auto piloto necesario para poder llevar a cabo los
objetivos principales de este proyecto debe contar al menos con las siguientes características.
Módulo GPS
Módulo Auto estabilizador
Control de altitud
Control de velocidad
Control de curso
Adicionalmente, el habitáculo del modelo seleccionado, en dónde se albergarán los dispositivos
electrónicos cuenta con las siguientes dimensiones:
24
A este volumen debe restársele el espacio que ocupará el sistema de radio control que se encarga de
operar cada servo – motor, quien controla cada uno de los grados de libertad del avión (Guiñada, Cabeceo
y alabeo). Adicionalmente se opera un control electrónico de velocidad “ESC” por sus siglas en inglés, quien
es el encargado de controlar la velocidad angular de giro del motor. Todos estos dispositivos son
controlados por un receptor de señal que será descrito posteriormente.
Un servo dedicado al movimiento del alerón de cola o “Rudder” y otro encargado de operar el elevador. A
continuación se presentan las características de los servo motores.
2 servo motores de tamaño Micro de 9 gramos marca “HEXTRONIX”:
Tamaño: 21x12x22 mm = 5.544 mm3
Voltaje: 3v ~ 6v
Peso: 9g / 0.39oz
Velocidad: 0.12 Sec/4.8V
Torque: 1.6kg-cm
Piñones: Blancos de nylon.
Modelo: HXT900
Un receptor de señal marca “TURNIGY” de 9 canales con las siguientes características:
Tamaño: 52x35x15mm = 27.300 mm3
Peso: 18 gramos
Frecuencia: 2.4Ghz
Modelo: RX-9X8Cv2
Un control electrónico de velocidad “ESC” de 20 Amperios Programable:
Salida de corriente: 25A
Peso: 42.5 Gramos (incluyendo conectores)
Conector de Batería: XT-60
Conector motor: 3.5mm “Bullet Connector”
Modelo: TY – P1 25A
Dimensiones: 40x28x7mm = 7.840 mm3
Una batería de litio polímero (LiPo) de 2200 mAh y 11.1 V de 3 celdas:
25
Capacidad: 2200mAh
Voltaje: 11.1v
Razón de descarga: 1.5C (3.3A)
Máxima razón de carga: 1C (2.2A)
Capacidad máxima de carga: 12.6v
Capacidad de descarga: 9.0v
Peso: 139g
Dimensiones: 100x33x19mm = 62.700 mm3
De acuerdo a lo anterior, los equipos que pertenecen al sistema de radio control y que también serán
albergados en la cabina del modelo, ocupan un volumen total de:
( )
De los se estima que al menos el 50% del volumen restante debe quedar libre para poder operar y
conectar todos los componentes y a su vez tener espacio para manipular los dispositivos. Por ello se
concluye entonces que una restricción adicional para la selección del auto piloto es que el mismo no ocupe
un volumen mayor a los incluyendo todos los módulos, tanto el GPS como el modulo auto
estabilizador y conexiones.
Para determinar el último factor de restricción al momento de seleccionar el auto piloto que se debe
instalar, como lo es el peso, es necesario encontrar la fuerza de sustentación que el modelo está en
capacidad de generar al régimen de velocidad más bajo al que es capaz de volar antes de entrar en pérdida
aerodinámica, lo anterior quiere decir que si se encuentra la velocidad mínima a la cual el modelo puede
volar para garantizar sustentación, con esta velocidad será posible calcular la fuerza de sustentación que a
esta velocidad determinada se produce y así será posible compararla con el peso del modelo para estimar,
cuánto peso adicional se le puede agregar al avión para garantizar sustentación.
A continuación se presentan los cálculos de la velocidad mínima de vuelo antes de alcanzar pérdida
aerodinámica y el cálculo del peso máximo que se le puede agregar al modelo.
Cálculo de la velocidad mínima que garantiza una sustentación mayor o igual al peso del modelo:
El peso del modelo corresponde a:
26
De acuerdo con la ecuación 5. Tenemos que:
⁄
⁄
√
√
[ ]
La velocidad mínima a la cual el modelo debe volar para garantizar sustentación es de lo que
quiere decir que a esta velocidad el avión estará tan solo en capacidad de levantar su propio peso, sin
incluir lo que pese el piloto automático.
Gráfica 2. Curva de sustentación Vs. Velocidad para el modelo “Glider”.
Teniendo como referencia una velocidad promedio de 28 Km/h. como se puede observar en la gráfica
anterior, a medida que aumenta la velocidad, aumenta al cuadrado la fuerza de sustentación, por lo que
27
cualquier velocidad por encima de la velocidad de pérdida aerodinámica es óptima para garantizar el
vuelo. Se procede ahora a calcular la fuerza de sustentación que el modelo está en capacidad de producir
cuando vuela una velocidad superior a su “velocidad de pérdida”. Se toma como referencia una velocidad
de 8.5 m/s para hacer el cálculo ya que a esta velocidad, el modelo está en capacidad de producir una
fuerza de sustentación justo un poco mayor que su peso para garantizar sustentación.
Como fue concluido, para garantizar el vuelo se debe cumplir que:
( ) ( )
Esto nos deja una restricción de 1.85 N, lo que quiere decir que el auto piloto que se seleccione no debe
pesar más de:
Adicionalmente el dispositivo debe tener un costo lo más aproximado posible al presupuesto disponible de
1SMLV = 310 USD. De acuerdo a lo anterior, los criterios y restricciones que deben tenerse en cuenta para
la selección del auto piloto a instalar deben ser las siguientes:
Módulo GPS
Módulo Auto estabilizador
Control de altitud
Control de velocidad
Control de curso
Auto piloto de tipo “fix wing control”
Costo igual o no muy superior a 1SMLV
Peso Max = 189 Gramos
3.1 Selección e instalación del dispositivo de control automático.
El proceso de ajuste es complejo y solo es posible lograrlo de forma experimental, por lo que seleccionar
un auto piloto de que requiera de programación y diseño de un controlador, en donde es necesario
programar los tipos de respuesta de los instrumentos, hace inviable la implementación de este tipo de
instrumentos para el propósito dado, ya que el tiempo que requiere la programación y el riesgo ligado a las
pruebas aumentan las probabilidades de fracaso en la implementación del modelo.
Siguiendo entonces los criterios y restricciones definidos en la sección anterior, el auto piloto seleccionado
fue el FY. – DOS, que cuenta con un módulo inercial de auto estabilización y módulo GPS. Cumple con las
28
restricciones de dimensiones y peso y su costo es muy aproximado al del presupuesto definido. A
continuación una imagen del módulo de auto estabilización DOS y GPS.
Figura 8. Auto piloto Seleccionado Fiyutech FY-DOS.
El auto piloto y el módulo GPS cuentan con las siguientes especificaciones técnicas:
Figura 9. Especificaciones del Auto piloto Seleccionado Fiyutech FY-DOS.
El auto piloto seleccionado está diseñado para ser adaptado como módulo de control a la salida del
receptor de señal, de un radio transmisor marca FUTABA que opera a una frecuencia de transmisión de 2.4
GHz y tiene por lo menos 6 canales de salida. El diagrama de interconexión entre el módulo DOS y el
módulo de recepción de señales mostrado anteriormente, es el siguiente:
29
Figura 10. Diagrama de conexión del módulo GPS, DOS y receptor de señales.
En orden de izquierda a derecha, cada color indica el canal al cual debe ser asociada la entrada del módulo
DOS con la salida del módulo de recepción de señales, al igual manera que con el módulo GPS. El canal 1
corresponde al suministro de energía para el módulo inercial de estabilización, el canal 2 corresponde el
timón de cola, el canal 3 al acelerador y por último 3l 4 al elevador quién controla la altitud. La anterior
corresponde a la configuración en modo avión para un modelo que cuenta con un plano alto y timón de
cola, debido a que dependiendo la geometría del modelo existen diferentes tipos de configuraciones para
este módulo DOS. La configuración que indica el manual corresponde a esta geometría dada es la siguiente:
30
Figura 11.Diagrama de conexión del módulo DOS a los servo motores que controlan el modelo.
Una vez definido el orden y la disposición de cada uno de los canales de control para cada función, se
procede a mapear el diagrama de conexión de acuerdo con los colores señalados en el diagrama de la
figura 10. El fabricante recomienda seguir el siguiente orden para realizar la conexión:
Figura 12. Diagrama de colores para interconectar módulo DOS con el receptor de señal.
Por último al acoplar el módulo GPS al auto estabilizador la conexión debe lucir tal como lo indica el diagrama a
continuación en la figura 13. Siguiendo el mismo orden por cada canal de control. Habiendo logrado esta conexión,
ahora es posible proceder con la labor de calibración en la cual se basa la prueba de factibilidad objeto de este
proyecto. Es muy importante realizar una correcta instalación del módulo inercial de estabilización acoplando
cuidadosamente los aislantes de vibración en la parte inferior del módulo, ya que este cuenta con acelerómetros y
magnetómetros muy sensibles, que a pequeñas perturbaciones externas reaccionan negativamente afectando la
acción de control. En la parte izquierda del diagrama, se ilustra la manera adecuada como debe lucir el módulo
después de haberle acoplado es aislante de vibraciones que trae el equipo y que el fabricante recomienda utilizar.
31
Figura 13. Diagrama de colores para interconectar módulo DOS con el receptor de señal.
Por último, se procede a dar la correcta orientación al módulo de estabilización, la cual consiste en instalar
el dispositivo orientado de la manera en la que el fabricante ha calibrado los parámetros por “Default” que
establecen el sistema de coordenadas que el instrumento utiliza para censar los cambios en posición,
velocidad y aceleración, que permiten ejercer la acción de control. Para ello, debe instalarse el módulo
como se indica en la figura 14, asegurándose que tanto en el eje “X” como en el eje “Y” el módulo se
encuentre exactamente a 180 grados alineado con la horizontal y la vertical. De esta manera, se garantiza
que el “cero” del sistema de coordenadas del instrumento se encuentra en el centro de gravedad del avión.
Para ello, fue determinado experimentalmente su exacta ubicación como ya fue mostrado y se espera que
la incertidumbre asociada a su ubicación sea muy poca con respecto a la ubicación manual del módulo.
Para lograr una buena aproximación, se ubicó el CG del avión midiendo su posición desde el extremo del
modelo en cada uno de sus ejes. Se dibujó el punto de intercepción en el modelo, y allí mismo se alineó el
módulo estabilizador para posteriormente asignar el origen en la computadora en este punto.
La correcta manera de orientar el módulo es entonces la siguiente:
32
Figura 14. Modo de orientación del módulo inercial de estabilización.
Una vez instalado el auto piloto en el modelo, se procederá a diseñar e implementar un conjunto de
pruebas experimentales que permitan calibrar y ajustar las funciones que es posible habilitarle a este auto
piloto, para ello, se hará uso del software provisto por el fabricante (FY-DOS V1.1) quien permite
interactuar con el módulo y alterar los parámetros de orientación, ganancia y sensibilidad de cada uno de
los servo motores que son controlados a través de los canales del radio transmisor. El objetivo es entonces,
ajustar la ganancia y la sensibilidad de cada uno de los 6 mandos controlados de aceurdo con la manera en
la cual se comporta el modelo bajo los parámetros por “Default” que el equipo tiene ya preestablecidos.
A continuación se presenta la interfaz del software que permite delimitar y asignar las rutas y los recorridos
que se quiere que el modelo siga, por medio de un mapa virtual orientado a travpes del módulo GPS. Esta
interfaz permite asignar determinados puntos de navegación en el espacio conocidos como “Way-points”
con el fin de que el modelo los siga y cubra una ruta especificada tal como se muestra en la figura 15.
33
Figura 15. Interfaz “GCS” - FY-DOS V1.1 para definir rutas de seguimiento.
3.2 Descripción de las funciones y el principio de operación del auto piloto seleccionado.
De acuerdo a lo concluido en la sección anterior, el auto piloto seleccionado es un dispositivo marca
“Feiyutech” de referencia FY-DOS V1.1 de tipo “Fix Wing Control” lo que quiere decir que es un auto piloto
diseñado para ejercer control sobre dispositivos de vuelo que cuenten con un plano alar en cualquier
disposición, ya sea de plano alto, plano bajo, en delta o biplano. Este dispositivo no aplica para el control de
vuelo en multi rotores, o helicópteros, ya que el modulo auto estabilizador no cuenta con la entrada para el
sistema complementario de estabilización o “Gyro” (giroscopio electrónico) que utilizan este tipo de
dispositivos y las curvas de calibración de las diferentes salidas para el control de los servomotores que
regulan el rotor principal, no son iguales para multirotores y helicópteros que para aviones.
El auto piloto FY-DOS V1.1 es básicamente un instrumento inercial de medición de inclinación que censa
variaciones en tres ejes de rotación con una precisión de céntimas de milímetro haciendo uso de un
acelerómetro de tres (3) ejes, un magnetómetro, un giroscopio de tres (3) ejes y un sensor barométrico de
presión. El módulo de auto estabilización, quien es el que cuenta con estos cuatro instrumentos de
medición, se instala y alinea con el centro de gravedad del modelo en donde es ajustado el “cero” del eje
de coordenadas que van a utilizar los sensores para corregir cualquier movimiento que perturbe el
equilibrio estático y dinámico del modelo según se requiera.
El instrumento de medición en conjunto es conocido como “AFSS” – Attitude Flight Stabilitation System por
sus siglas en inglés y básicamente opera haciendo correcciones en los servo motores que controlan los
alerones de cada grado de libertad según corresponda la perturbación o movimiento, a través de una
tarjeta electrónica interconectada a cuatro instrumentos de medición como son un giroscopio electrónico,
un magnetómetro, un acelerómetro y un sensor barométrico.
34
Estos instrumentos son controlados por medio de un controlador de tipo PID quien regula la intensidad del
envío de impulsos eléctricos al censar cambios en la posición, velocidad y aceleración del modelo en
cualquiera de los tres ejes. La acción de control que el dispositivo ejerce sobre el avión, consiste en
contrarrestar el momento par en los tres ejes de rotación, gobernando tres de los seis grados de libertad
del avión de manera directa y los otros tres de manera indirecta. A continuación se estudiarán los seis
grados de libertad de un avión, explicando cómo se controla cada uno de ellos y qué acción de control en
particular ejerce el auto piloto para estabilizar el vuelo del modelo.
El sistema de coordenadas bajo el cual opera este dispositivo está orientado en un sistema de coordenadas
cartesiano como el que se ilustra en la figura 1. En dónde la rotación a lo largo del eje “x” corresponde al
movimiento de “alabeo”, la rotación alrededor del eje “y” corresponde al movimiento de “Cabeceo” y en el
eje “z” al movimiento de “guiñada”. Adicionalmente, el desplazamiento a lo largo de cada uno de los ejes
es controlado indirectamente por la rotación en cada uno de los ejes de la siguiente manera; el cabeceo, es
la inclinación o declinación de la nariz del avión, por ende este movimiento controla el desplazamiento del
cuerpo en vuelo a lo largo del eje “y” es decir, la altitud.
La altitud es controlada por una superficie de rotación ubicada en la cola del avión, orientada en la
dirección del eje “y” y recibe el nombre de elevador. El desplazamiento a lo largo del eje “x” es conocido
como avance, y es gobernado en primera medida por el empuje o impulso producido por el motor del
avión y contrarrestado por el arrastre aerodinámico sobre la superficie frontal, ortogonal al viento. La
rotación a lo largo de este mismo eje (“x”), es conocida como alabeo y corresponde a la inclinación del
plano alar haciendo uso de los alerones ubicados en la parte posterior del perfil aerodinámico.
Básicamente, los alerones del plano controlan el movimiento de alabeo, cambiando la dirección del viento
del borde de salida del perfil ejerciendo un momento par sobre el centro de gravedad del avión, a lo largo
del eje “x”. el alabeo es el movimiento utilizado para hacer virajes y cambiar el curso del avión.
Por último la guiñada del avión es controlada por una superficie de rotación ubicada en la cola del avión,
orientada en la dirección del eje “z” y recibe el nombre de “Rudder”. La guiñada es la encargada de hacer
girar el avión desplazándolo a lo largo del eje “y” sin rotar el avión en este mismo eje, es decir es un viraje
sin inclinación tal como el que realiza un automóvil (viraje en 2 dimensiones). Generalmente este
movimiento conocido como Guiñada, es empleado para pequeñas correcciones en la alineación del avión y
para contrarrestar vientos o fuerzas externas que perturban su curso.
La figura a continuación ilustra los grados de libertad de un avión y muestra de una mejor manera la forma
en la que se mueve en el espacio tridimensional.
35
Figura 16. Esquema de movimientos de un avión y orientación en el plano cartesiano.
Habiendo contextualizado al lector sobre la manera en la que se controlan los diferentes grados de libertad
de un avión, se revisará entonces cómo el auto piloto ejerce su acción de control sobre cada uno de ellos.
Los cuatro instrumentos anteriormente mencionados que proveen las cualidades y el principio de
funcionamiento de este auto piloto, le ofrecen a este dispositivo la capacidad de desempeñar las siguientes
funciones.
Control de altitud: FY-DOS utiliza el sensor barométrico para medir altitud relativa. A través del servo
motor que controla el elevador y el acelerador del motor, el dispositivo garantiza mantener una altitud
constante, si así se le indica desde los mandos al controlador. De esta manera el avión está en la capacidad
de volar a una altitud constante bajo perturbaciones externas, de manera automática. Lo anterior lo logra
compensando el momento par que alguna fuerza ejerza sobre el eje de rotación de cabeceo del avión,
rotando una determinada cantidad de grados el elevador en dirección opuesta al sentido de rotación, con
el fin de equilibrar los momentos alrededor del centro de gravedad y mantener al avión nivelado en este
eje de rotación. En otras palabras, el auto piloto controla la altitud de manera indirecta, ejerciendo su
acción de control sobre el cabeceo del avión.
Control de curso: el módulo auto estabilizador emplea el magnetómetro de tres (3) ejes para medir el
ángulo de inclinación en el eje de cabeceo del avión y de esta manera corregir su curso haciendo uso de los
alerones y del “Rudder” del modelo, dependiendo de qué tan fuerte sea la perturbación que saca al avión
de su curso. De esta manera, compensando el momento par que una fuerza externa ejerza sobre el centro
de gravedad del avión, se logra controlar el curso del mismo garantizando un vuelo recto y nivelado
haciendo uso del barómetro para controlar la altitud y del acelerómetro y el magnetómetro quienes
determinan qué tan rápido y en qué magnitud se debe corregir el curso, para mantener al avión en
equilibrio y así garantizar un vuelo recto y nivelado, es decir, altitud y curso fijo.
36
Control de velocidad: el canal del control electrónico de velocidad (ESC) por sus siglas en inglés, se
encuentra regulado por módulo de auto estabilización quien bajo una instrucción desde los comandos del
radio control, mantiene una velocidad constante de avance regulando las revoluciones por minuto del
motor garantizando que el avión se desplace a una velocidad constante. Su precisión mejora si se añade el
componente de módulo GPS, ya que el auto piloto compara la velocidad GPS con la que es censada por los
acelerómetros, para mantener la velocidad GPS que el avión tenga en el momento en que se le da la
instrucción de mantener la velocidad “Speed Lock”.
Con la instalación del módulo GPS se obtienen algunas funciones adicionales.
“Return to launch”: esta función le permite al piloto ejecutar un comando desde el sistema de radio
control que hace que el modelo se devuelva al punto desde el cual despegó. Para ello es necesario que el
auto piloto cuente con el módulo GPS quién es el que le permite orientarse en el espacio y retornar a las
coordenadas de origen. La manera en la que el auto piloto ejecuta esta instrucción básicamente consiste
en mantener la velocidad que el avión tiene en el momento en que se da la instrucción de “volver”,
mantener la altitud a la cual se encuentra y hacer uso de los alerones para realizar un viraje a un radio que
es previamente calibrado a través del software que modifica los parámetros de programación del auto
piloto y finalmente detenerse volando en círculos alrededor del punto de originen hasta que el piloto le dé
de nuevo la instrucción de cambiar su trayectoria. Esta función permite programar “misiones” en las cuales
se desee alejarse una distancia determinada del punto de origen, realizar labores de medición y vigilancia y
automáticamente regresar al punto de origen sin que el piloto interactúe con los comandos, es decir que lo
haga cien por ciento de manera automática. Esta función resalta sus ventajas en aplicaciones en las cuales
se debe llevar el modelo hasta lugares tan lejanos que hacen imposible verle desde tierra, por lo que la
función de retorno automático juega un papel fundamental en aquellas labores de vigilancia y medición en
la que el modelo tenga que perderse de vista. Lo anterior garantiza un vuelo más seguro y le da al modelo
la capacidad de realizar tareas a mayor distancia reduciendo el riesgo de pérdida.
“Auto- Circling“: el módulo GPS y los instrumentos de medición de ángulo de banqueo, velocidad y altura,
le permiten al auto piloto mantener al avión volando en círculos alrededor del punto o coordenada en que
el avión se encuentre en el momento que se le da la instrucción de volar en círculos. El magnetómetro
garantiza que el ángulo de inclinación o banqueo del modelo se mantenga constante en el valor necesario
para hacer círculos de un radio “x” que es programado con anterioridad en la plataforma, el barómetro
garantiza que el avión vuele en círculos a una altura constante y el módulo GPS le brinda al sistema la
ubicación espacial para tomar como punto de referencia o centro de giro el punto en el cual se da la
instrucción para iniciar el vuelo circular.
Debido a que un avión no puede volar a velocidad “cero” porque entraría en pérdida por la incapacidad de
generar sustentación, esta función le permite focalizar un punto geográfico en el cual se pretendan ejercer
labores de medición y vigilancia. Lo que quiere decir que puede enfocar un punto geográfico volando en
círculos mientras se realiza el objetivo requerido. A diferencia de los helicópteros o los multirotores, los
aviones tienen la desventaja de no poder detenerse en un solo punto por lo que los hace menos útiles
cuando se requiera desempeñar aplicaciones de acercamiento o medición estática, pero tienen a su vez la
37
gran ventaja de poder alcanzar mayores alturas y distancias horizontales gracias a su diseño aerodinámico
con el cual helicópteros y multirotores no cuentan.
“Safe Return”: debido a que el módulo auto estabilizador está conectado a la entrada y la salida del
receptor de señal del sistema de radio control, este está en la capacidad de censar la intensidad de la señal
que proviene del transmisor, por lo tanto cuenta con la función de “Safe-Return” en la cual se da la
instrucción a los servomotores de coordinar el regreso al punto de origen cuando el sensor de señal
detecta inactividad por parte de la señal que proviene del transmisor, lo que le permite al piloto
distanciarse con total tranquilidad hasta el punto geográfico que requiera. Si el dispositivo se encuentra
conectado a un computador a través del módulo de “Data Link” al radio control, una alarma se activará
avisando al piloto que el dispositivo está llegando a su límite de alcance y si el piloto no detiene el avance,
el auto piloto inmediatamente corrige el curso para volar dentro de la zona que aún tiene cobertura de
señal y retornar de inmediato a su punto de despegue.
La relación entre las variaciones de posición, velocidad y aceleración que son controladas por medio del
transductor de señales que interactúa con los instrumentos de medición y el controlador, son reguladas
por los parámetros de la curva de calibración del auto piloto, para cada uno de los grados de libertad. Es
decir que lo que determina qué cantidad de grados se rota un alerón después de percibir una perturbación,
depende de los parámetros de calibración que se le asignen a la curva, por medio de un software
computacional con el que se adquiere el autopiloto, a través del cual se realiza el ajuste y la calibración del
instrumento luego de su instalación.
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Figura 17. Interfaz software FY-DOS para calibración y ajuste del auto piloto.
Lo anterior es posible hacerlo a través de un software diseñado para modificar dichos parámetros de cada
curva de calibración y ajustar la sensibilidad y el tiempo de respuesta de los instrumentos, al tipo de vuelo
del avión y a las condiciones de operación. De esta manera, este proceso de ajuste es el que determina una
buena o mala acción de control sobre el modelo y es quien garantiza un vuelo automático estable y
confiable.
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4. DISEÑO DE PRUEBAS DE FACTIBILIDADY RESULTADOS
4.1. Determinación de la velocidad máxima y mínima del avión.
El diseño de esta prubea consistió en establecer una ruta y recorrerla durante un tiempo determinado
hacienndo cambios en la velocidad del avión a diferentes posiciones del control electrónico de velocidad. El
objetivo fue recorrer una trayectoria circular de 120 m de radio durante 26 minutos exáctos y medir la
velocidad aeródinamica del modelo, a un regímen alto y bajo de velocidad.
La manera en la que se midió la velocidad consistió en conectar un dispositivo de adquisición de datos de
marca genérica que almacenaba la velocidad reportada por el GPS del avión con una frecuencia de 2 ciclos por
segundo (2Hz). El desarrollo de la prueba consistió en lanzar el avión a vuelo, alcanzar una altitud de 50m y
empezar a volar en círculos de 120m de radio con el control de velócidad al máximo de su capacidad, en este
momento, se mantuvo el avión volando durante aproximádamente 15 minutos con el “ESC” a máxima
capacidad con el fin de determinar la velocidad máxima promedio que el avión podía alcanzar.
Luego de estos 15 minútos, se redujo la aceleración del “ESC” al ralentí y se dejó el avión volando sin motor y
planeando durante 12 minutos mas con el fin de medir y establecer la velocidad mínima promedio de planeo
del modelo. Los resultados obtenidos en esta prueba pueden ser observados en la gráfica 3 que describe el
comportamiento de la velocidad a regímenes bajos y altos a lo largo de un vueloi de 26 minutos. Calculando el
promedio aritmético de las velocidades dentro de los dos periodos de la prueba fue posible determinar la
velocidad máxima y mínima promedio del modelo las cuales se encuentran reportadas en la sección de
resultados mas adelante.
4.2. Control de velocidad.
La segunda prueba que fue llevada a cabo, consistió en volar durante aproximádamente 4 minutos con el
“ESC” al 100% de su capacidad, recorriendo una trayectoria aleatoria, posteriormente, 4 minutos despues
de iniciado el vuelo, se redujo la capacidad del “ESC” a un 75% e inmediatamente fue encendida la función
“speed-lock” con el fin de esperar a que el sistema mantuviera la velocidad cojnstante después del cambio
en el empuje producido por la reducción de apertura del control de velocidad. El objetivo principal de la
prueba consistía entonces en determinar si luego de activar la función de control de velocidad, el
controlador se encorntraba en la capacidad de manetener la velocidad del modelo constante sin producir
variaciones muy radicales cuando se hacían cambios de altutud, o virajes muy bruscos.
Normalmente lo que se espera que ocurra cuando un avión pierde altitud es que su velocidad
aerodinámica aumente y lo contrario si se gana en altitud. De igual manera al realizar un viraje
pronunciado, el avión tiene a inclinar el morro hacía abajo por lo que es necesario corregir con el elevador
cosa que produce una leve reducción en la velocidad aerodinámica. Durante toda la prueba, después del
minuto 4 en el que el control de velocidad se econtraba encendido, se realizararon diferentes maniobras
de cambio de altitud y viraje para probar que el modelo fuese autónomo y realizara los ajustes de potencia,
ángulo de banqueo e inclinación necearios para mantener una velocidad constante. Es importante resaltar
que el controlador mantiene constante la velocidad que el modelo lleva en el momento en el que se activa
la función “speed lock” por lo que si se quiere es poder indicarle al modelo a qué velocidad exáctamente
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volar, será necesario adicionar un módulo de Data link que permita desde un ordenador indicarle al
controlador qué velocidad se debe mantener. En esta prueba lo que se buscó fue probar que el modelo
está en la capacidad de mantener la velocidad constante a la que vuela justo en el instante en que se le
ordena hacerlo, sin embargo; no es posible indicarle cuál es esta velocidad si no se cuenta con el m´´odulo
de interconección de datos con un ordenador en tierra.
Durante los 12 minutos de vuelo, el dispositivo USB de adquisición de datos, muestreó la velocidad a una
frecuencia de 2 datos por segundo. (2Hz).
4.3. Control de altitud.
La siguiente prueba fue diseñada con el fin de poder determinar si el controlador estaba en la capacidad de
mantener una altitud constante después de la instrucción. Para ello, se programó un vuelo de 14 minutos
de vuelo en circulos de 120m de radio sin que el pilo automático estuviese prendido durante la primer
etapa de la prueba. Esto fue con el fin de poder observar el comportamiento de la altitud cuando se volaba
en circulos que aparentemente desde tierra se realizaban a la misma altitud. Al minuto 12 del vuelo, se
activó la función “altitud Lock” y se continuó volando en los mismos curculos de 120m de radio durante 2
minutos mas. Adicionalmente en momentos aleatorios del vuelo se hicieron cambios en la velocidad del
modelo variando la apertura del control de velocidad electrónico. De 100% a 50% de capacidad, lo que se
espera es que el modelo pierda altitud. El resultado esperado sería que durante el periodo de vuelo en el
que el control de altitud estuviese desactivado, el modelo perdiera altitud al reducir la apertura del “ESC” y
viceversa y que por lo contrario, en el periodo en que el “altitude lock” estuviese activado, la altitud se
mantuviese constante, pese a los cambios en velocidad e inclinación.
Para esta y todas las pruebas anteriores, debido a que el sistema de adquisición de datos por USB no
permite medir el timepo, la medición del mismo se hizo con un cronómetro el cual permitía registrar
tiempos parciales mientras el conteo continuaba con el fin de registrar y anotar manualmente los
diferentes eventos que se ocacionaban como cambios la apertura del control de velocidad, giros bruscos y
cambios fuertes de altitud. Lo anterior con el fin de buscar en los gráficos realizados la consecuencia de la
perturbación en el momento efectuada, dependiendo de la variebale que se estuviese midiendo según la
prubea.
4.4. Prueba comparativa de autonomía, determinación de máxima autonomía.
La cuarta y última prueba consistió en comprar la autonomía de vuelo de un multirotor de marca “Exy-Hobby”
con la del modelo de la prueba, durante un vuelo de 5 minutos en circulos de 80 m de radio alrededor de un
terreno plano. Haciendo uso de un medidor de carga, se monitoraba la carga de cada una de las tres celdas de
la batería con una frecuencia de una medición por segundo (1Hz). Ambos modelos tanto el avión como el
multirotor, empleaban motores de potencias nominales similares (multirotor 0.35 KW ; Avión 0.37 KW) por lo
que a máxima exigencia no se esperaría un consumo de enrgía muy diferentes en ambos casos. Los resltados
de la prubea se dicutirán en la sección a continuación.
41
4.5 Discusión de resultados de pruebas de factibilidad.
4.5.1. Determinación de la velocidad máxima y mínima del avión.
Gráfica 3. Cálculo experimental de la velocidad máxima y la velocidad en ralentí.
El resultado que se obtuvo en esta prueba, como puede ser observado en la gráfica número 3, fue muy
positivo, ya que fue posible en contrar un valor promedio para la velocidad máxima y mínima del avión,
esto lo que permite es caracterizar la capacidad del modelo para cubrir una ruta en determinado tiempo,
estableciendo la velocidad máxima a la cual puede volar, sin tener grandes variaciones en el tiempo. Fue
posible entonces establecer que sin hacer uso del auto piloto para controlar la velocidad, el modelo estpa
en capacidad de volar a una velocidad mpaxima pormedio de 82 Km/h ofreciendo un vuelo estable, sin usar
el autopiloto. La velocidad mínima de planeo establecida en la prueba correspone a 37 Km/h. es una buena
velocidad de planeo teniendo en cuenta que en este punto el modelo vuela sin propulsión del motor por lo
que está ahorrando la energía almaceada en la batería, mientras el motor no está siendo utilizado.
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4.5.2 Control de velocidad.
Gráfica 4. Prueba experimental para el control de velocidad.
Durante el desarrollo de esta pruba se pretedía demostrar, que el auto piloto estaba en capacidad de
controlar la velocidad, bajo diferentes regímenes de apertura del control electrónico de velocidad “ESC” y
que aunado a ello, estaba en la capacidad de realizar las correciones en cuanto a potencia, ángulo de
banqueo y elevación, para mantener la velocidad constante, luego de que se ejercieran diferentes
perturbaciones a la trayectoria del modelo cuando se encontraba volando en circulos como fue descrito. La
prueba permitió concluir, que la velocidad puede ser controlada dentro de un rango de ± 3 Km/h alrededor
de la velocidad que se le asigna controlar. Se puede observar, cómo la velocidad para de variar cuando se
enciende el “Speed-lock” desde el radio control, sin importar que el piloto haga cambios en la elevación o
en el curso de vuelo del modelo.
Esto permite confiar en que para efectos de mediciones de terrenos de manera indirecta, en los cuales se
emplea el tiempo de vuelo para medir distancias, la inceridumbre asociada al tiempo se reduzca, al reducir
las variaciones en la velocidad que se logran con el vuelo manual, que como se pueden observar en la parte
izquierda de la gráfica son mucho mas grandes que cuando el “Speed-Lock” se encuentra activado.
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4.5.3 Control de altitud.
Gráfica 5. Prueba experimental para el control de altitud.
En esta prueba, se pretendió demostrar qué tan “difícil” es mantener una altitud constante de vuelo desde
tierra, tan solo utilizando el elevador del modelo de forma manual. Facotres como la perspectiva visual del
piloto desde tierra, el viento y demás, hacen que sea casi imposible que manualmente el modelo vuele a
una altitud ligeramente constante. En esta prueba fue posible demostrar, despues de repetidos ajustes y
calibraciones, que al volar en circulos y tratar de mantener la altitud constante es bastante complicado,
pero luego de que la función de “Altitud-Lock” es activada, las variaciones en la altitud se reducen a
incertidumbres de ± 2 m, cosa que a esta escala es un resultado bastante favorable.
De esta manera fue posible encontrar que una vez se le indica al auto piloto manetener una altitud
constante, y se efectuan cambios en velocidad, altitud y trayectoria desde los mandos manuales, el modelo
está en la capacidad de corregir a través del módulo inercial para que la altitud no se perturbe, con un
tiempo de respuesta menor a 1 segundo, ya que las perturbaciones no se ven reflejadas en cambios de
altitud considerables como lo muestra la gráfica 5.
Es muy importante poder garantizar un vuelo a una altura constante, sobretodo para labores de medición
de altitud de terrenos, ya que el mecanismo bajo el cual se realiza la medición, asume como punto de
referencia el modelo y por lo tanto asume que el orígen siempre se encuentra en el mismo punto en el
espacio a lo largo del eje “Y” de medición que en este caso corresponde a la altura del modelo en vuelo.
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4.5.4 Prueba comparativa de autonomía, determinación de máxima autonomía.
Gráfica 6. Comparación autonomía “Glider” Vs. “Multi - Rotor”.
Esta última prueba, permitió llegar a la conclusión que ratificó la viabilidad de la implementación de estos
dispositivos de control en aviones a escala. Fue posible demostrar, con un 60% menos de energía
requerida, se podía realizar una misma trayectoria en comparación con los multirotores que hoy en día son
empleados para esta tarea. La prueba consistió en comparar la cantidad de energía que cada uno de los
dos modelos emplearía para cubrir una distancia similar en el mismo tiempo, obteniendo los resultados
que se pueden observar en el gráfico 6.
Para el caso del avión a escala, en un tiempo de vuelo de 5 minutos, consumió poco más de 1V de la carga
total de la batería, mientras que el multi rotor consumió aproximadamente 4.5V llevando a la batería casi a
su límite de descarga. Lo anterior debido a que una vez el avión se encuentra en vuelo, el mismo puede
hacer uso de corrientes térmicas de viento para mantenerse volando sin necesidad de utilizar su motor
para mantenerse en el aire, mientras que en el caso del multi rotor, en ningún momento los motores
podrán apagarse o de lo contrario el aparato se precipita a tierra.
Esta es una de las grandes ventajas por las cuales se desea reemplazar al multi rotor por un avión a escala,
en aquellas aplicaciones en las cuales se requiera mantener el dispositivo por largos periodos de tiempo en
vuelo, con el fin de no interrumpir mediciones o tomas aéreas, por falta de autonomía de los dispositivos.
45
4.6 ventajas, desventajas vs. aplicación en multirotores.
Fue posible observar que para aplicaciones en las cuales se requiera recorrer largas distancias, alcanzar
grandes alturas y permanecer en vuelo por más de 20 minutos, los multirotores no ofrecen las mejores
alternativas debido a que tienen una gran limitante como lo es la autonomía. En su lugar, los aviones cuyos
diseños están encaminados a la hipersustentación, ofrecen la ventaja de alcanzar autonomías de vuelo de
hasta 4 veces mayores, lo anterior, debido a que por su capacidad de aprovechar las corrientes térmicas y
su gran capacidad de planeo, no utilizan su motor durante el tiempo que se mantienen en vuelo, sino que
lo utilizan esporádicamente para recuperar velocidad aerodinámica cuando las condiciones de viento no
favorecen su vuelo. Adicionalmente, para el caso de los multirotores, como mínimo se requiere del uso de
4 motores que consumen más energía que los planeadores motorizados que en su mayoría son mono
motores pues no requieren potencia adicional por su bajo peso y diseño aerodinámico.
Hasta el momento, se ha concluido que cuando se requieran hacer mediciones o labores de vigilancia u
observación que demanden más de 30 minutos de vuelo y requieran recorrer grandes distancias, los
aviones tipo planeador, representan la mejor opción, sin embargo; existen escenarios en los cuales se
requiere volar en espacios muy reducidos, manteniendo la posición constante volando de manera
suspendida para capturar imágenes de un punto dado u observar de cerca y con detenimiento un punto.
Para estos escenarios, un avión no está en la capacidad de cumplir dichos requerimientos, puesto que no le
es posible realizar vuelo estacionario, es decir que siempre debe estar desplazándose para poder
mantenerse en el aire. Por lo anterior para este tipo de aplicaciones, es preferible emplear multi rotores
automáticos
Se tiene entonces, que por aquellas ventajas como la autonomía y el bajo costo energético que el
planeador ofrece y la capacidad de volar bajo, cerca de obstáculos, y en un punto fijo que logra un multi
rotor, ninguna de las dos opciones, cubren el cien por ciento de los requerimientos que se quieren suplir
para aplicaciones de medición y vigilancia remota, simplemente, se ha podido probar que existe una
segunda alternativa que ofrece ventajas que la otra no tiene. Por lo que su coexistencia permite abarcar un
mayor cambio de acción, conclusión a la cual se ha llegado con el desarrollo de este proyecto.
Un aeromodelo de tipo planeador, es implementable para este tipo de aplicaciones permitiendo aumentar
la autonomía de vuelo, pero no puede volar en lugares en presencia de muchos obstáculos y sobretodo no
puede parar en vuelo. Por ello, se propone como solución alternativa que amplía el campo de acción de
quién pretenda realizar labores de vigilancia y medición con estos dispositivos. Emplear tan solo uno de
ellos limita los alcances de los objetivos planteados, razón por la cual se propone esta solución mixta que
ofrece los mejores beneficios según lo demostraron los resultados de las pruebas y análisis realizados
durante el desarrollo de este proyecto.
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5. CONCLUSIONES.
5.1 Logros obtenidos.
Después de los resultados obtenidos, fue posible comprobar que la implementación de dispositivos de
control automático en aeromodelos tipo avión, es económica y técnicamente viable para aplicaciones de
medición y vigilancia con dispositivos de vuelo de uso remoto. Las pruebas de control de altitud, curso,
velocidad y autonomía, permitieron demostrar que se alcanzan ciertas ventajas que con los multirotores no
es posible obtener, siempre y cuando se seleccionen los componentes adecuados dependiendo las labores
que se pretendan desempeñar y las condiciones del entorno que han sido contempladas en el desarrollo de
este proyecto.
Como conclusión general se encuentra que la implementación de estos dispositivos de control en
aeromodelos tipo avión, puede resultar más eficiente y por ende económica siempre y cuando no se
requiera hacer vuelos de corto alcance en terrenos con muchos obstáculos y la aplicación no demande
realizar vuelos estacionarios, que son la primer limitación que se le imparte a esta nueva alternativa. Es a
su vez muy importante seguir todos y cada uno de los pasos del proceso de selección descritos en este
documento, que dan la base para orientar la selección a la opción más viable y efectiva según la aplicación
de medición u observación.
Adicionalmente, fue posible probar que un diseño de aeronave tipo planeador, mejora notablemente la
autonomía de vuelo y la eficiencia en consumo de energía y abre campos de acción para el uso de
dispositivos de vuelo no tripulados, disminuyendo costos operativos y ofreciendo mejores beneficios,
aumentando el valor agregado que estos dispositivos puedan tener, siempre y cuando se emplee uno u
otro en la aplicación y escenario adecuados.
5.2 Alcances y limitaciones del proyecto.
Durante el desarrollo de este proyecto se definieron tres limitaciones fundamentales que pudiesen ser
motivo de mejora para casos futuros. En primer lugar, la selección del modelo a implementar y del
dispositivo de control fueron altamente limitadas por el presupuesto, lo que llevó a seleccionar un modelo
y un auto piloto de limitadas características de alcance y tamaños debido a su alto costo. El dispositivo
seleccionado, está en la capacidad de alcanzar una altura máxima de aproximadamente 1 Km, volar en un
radio de 2.5 Km a la redonda y mantenerse en el aire por un tiempo aproximado de 40 a 50 minutos. Estas
características se convierten en limitaciones que son fácilmente extensibles con una mayor inversión en
equipos de mayor calidad y alcance, lo que aumentaría el valor agregado que se le da a los modelos por
sobre los multirotores en términos de autonomía y eficiencia energética.
5.3 Recomendaciones y próximos avances.
Con el fin de aprovechar al máximo la eficiencia energética y la autonomía que se puede lograr con estos
dispositivos de vuelo, sería de gran aporte hacer pruebas en aeromodelos tipo avión que cuenten con
mayor envergadura, motores más eficientes en su relación Potencia Vs. Peso y que se implementen
sistemas de radio control de mayor calidad que permitan mejorar el alcance del dispositivo, lo que
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habilitaría al usuario a llevar su modelo a mayores distancias, lograr alturas mayores y por lo tanto cubrir
un área más grande de observación o medición según sea el caso. De ser así, sería posible probar con
mayor certeza que factores como la autonomía y la eficiencia energética son definitivamente
determinantes al momento de evaluar la implementación de estos dispositivos como un proyecto de
inversión. Hoy en día, los multirotores equipados con equipos de fotografía, se comercializan en el
mercado regular como se hace con una cámara digital o un celular, debido a que se ha logrado una
automatización tan confiable, que ya no es tan complicado volarlos y son de una operación muy amigable
para el usuario. Esto no ocurre aún con los aviones de escala, debido a que requieren de un espacio muy
amplio para su uso y para quién conoce y tiene experiencia en volar estos artefactos, sabe y tiene
conocimiento que tiene cierto grado de complejidad, grado de complejidad que está asociado a un riesgo
que no cualquier usuario está dispuesto a asumir.
De acuerdo a lo anterior, haciendo un desarrollo de pruebas exhaustivo, con equipos de control de alta
calidad, se puede lograr estandarizar un instrumento de medición que prácticamente vuela solo y que
cualquier persona con una breve introducción estaría en capacidad de utilizar, lo que haría que labores de
medición y vigilancia que hoy en día son consideradas como labores delicadas que solo un experto puede
realizar, pueden volverse rutinarias y fáciles de desempeñar, reduciendo costos, introduciendo un
producto novedoso al mercado que puede ser utilizado para infinidad de aplicaciones.
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