Instituto Universitario Aeronáutico

2013

Facultad de ingeniería

Sistema de Control Aplicado a Vehículos Aéreos No Tripulados Director: Ing. Gustavo Scarpin Integrantes: Ing. Santiago Reynoso, Ing. Diego Llorens

desarrollo del mismo se generó el modelo matemático del aeromodelo mediante la técnica de red de vórtices.

Introducción El proyecto nace en el marco de los proyectos PIDDEF (Programas de Investigación y Desarrollo para la Defensa) promovidos por el Ministerio de Defensa, el cual se lleva a cabo en el Departamento de Ingeniería Aeronáutica del Instituto Universitario Aeronáutico. El objetivo del mismo es desarrollar un sistema de piloto automático para ser aplicado en un vehículo aéreo no tripulado y adquirir el conocimiento técnico en el manejo de sistemas de control aplicados a vehículos autónomos.

FIGURA 2. Simulación del Modelo Matemático del Avión.

Estudio teórico En la primera etapa del proyecto se realizó el estudio del funcionamiento de un sistema de autopiloto analizando y relevando el código fuente de un autopiloto Open Source.

Con el modelo matemático del avión, se realizó un sistema de control partiendo de los modelos propuestos en la bibliografía de sistemas de control para aeronaves. Los sistemas de control de rumbo y altitud que se estudiaron se pueden observar en las figuras 3 y 4. El lazo de control de rumbo se compone de tres lazos anidados en los que controla el ángulo de rumbo, el ángulo de rolido y la velocidad de rolido respectivamente.

FIGURA 1. Componentes principales de un autopiloto.

En la segunda etapa del proyecto se comenzó con el desarrollo de un sistema de control de rumbo y altitud propio para ser aplicado a un aeromodelo. Para el

FIGURA 3. Modelo de Control de Rumbo

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El control de altura analizado se compone de dos lazos anidados mediante los cuales se controla la altura, el ángulo de cabeceo y para este último se provee una corrección derivativa mediante la señal de la velocidad de cabeceo. Los ensayos utilizando este método para controlar el ángulo de cabeceo no dieron una respuesta satisfactoria por lo que finalmente se simplificó el sistema eliminando la parte derivativa del controlador.

Una vez ajustado el modelo del sistema de control implementado en Simulink, se embebió el algoritmo en un nuevo código fuente para ser utilizado en el hardware del autopiloto ArduPilotMega. Además se pusieron a punto algoritmos para relevar diferentes parámetros del avión y transmisión utilizando un sistema de transmisión inalámbrica (telemetría).

Adicionalmente se desarrolló un sistema de control de velocidad mediante ajuste de la potencia del motor.

Resultados experimentales A continuación se presentan los resultados experimentales obtenidos para los distintas partes de los sistemas de control mostrados anteriormente. Actualmente se están realizando los ensayos para el ajuste de los controles de velocidad y altura. 35

kd 0.2 - kp 15 kd 0.3 - kp 15 phi_ref

30 25

FIGURA 4. Modelo de Control de Altitud  [º]

20

Una vez estudiado el sistema de control propuesto, se desarrolló el sistema de control con la herramienta de Simulink de Matlab. En la figura 5 se puede observar la implementación del sistema, donde se destacan los seis bloques principales que representan el algoritmo del microcontrolador, el bloque de los actuadores, el modelo matemático del avión, la representación de los sensores, el bloque que grafica los resultados de la simulación y el bloque que conecta con FlightGear para visualizar el comportamiento del sistema.

15 10 5 0 Velocidad de muestreo: 10 [Hz]

-5 0

50

100

150 Sample [-]

200

250

300

FIGURA 6. Respuesta del sistema de control de ángulo de rolido

220 yaw_sensor psi_ref

210

 [º]

200 190 180 170 160 Velocidad de muestreo: 10 [Hz]

150 0

50

100 Sample [-]

150

FIGURA 7. Respuesta del sistema de control de rumbo FIGURA 5. Modelo de Control Implementado en Simulink

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10

Theta_Ref Theta

5

 [deg]

0

Próximos desarrollos

-5

Las próximas tareas a desarrollar, son las implementaciones de un sistema de navegación por Way Points y algoritmos de control para desarrollar despegues y aterrizajes automáticos.

-10 -15 Velocidad de muestreo: 10 [Hz]

-20 0

20

40

60

80

100 120 140 160 180 200 220 sample [-]

Referencias

FIGURA 8. Respuesta del sistema de control de ángulo de cabeceo

1. Perkins Courtland, D y Hage, Robert E. Airplane Performance, Stability and Control. s.l. : Wiley, 1949.

635 630

2. Roskam, Jan. Airplane Flight Dynamics & Automatic Flight Controls: I. s.l. : DARCorporation, 2003.

Altura [m]

625 620

3. Hedman Sven, G. Vortex Lattice Method for Calculation of Quasi Steady State Loadings on thin Elastic Wings in Subsonic Flow. 1966. FFA Report 105.

current_loc.alt Alt ref

615 610 605

4. McLean, D. Automatic Flight Control Systems. Helmel Hempstead : Prentice Hall International, 1990. ISBN 0-13054008-0.

Velocidad de muestreo: 10 [Hz]

600 0

50

100

150 Sample [-]

200

250

300

5. Brandt, J. y Selig, M. Propeller Performance Data at Low Reynolds Numbers, 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA Paper 2011-1255. Orlando, Florida, USA : AIAA, 2011.

FIGURA 9. Respuesta del sistema de control de altura

airspeed Vref PD_throttle

16 Airspeed [m/s]

14 12 10 8 6 4 2

Velocidad de muestreo: 10 [Hz]

0 0

30

60

90 120 Sample [-]

150

1,0 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0,0

6. Ogata, K. Ingeniería de control moderna. 5ta. s.l. : Pearson Prentice Hall.

Throttle [-]

18

180

FIGURA 10. Respuesta del sistema de control de velocidad

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