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Desarrollo de Sistemas de Control de las Superficies Aerodinámicas para Aviones de Aeromodelismo PROYECTO DE INGENIERIA ELECTRONICA I Y II

UNIVERSIDAD AUTÓNOMA METROPOLITANA Unidad Iztapalapa

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ÍNDICE

PAG. AGRADECIMIENTOS 2 OBJETIVOS 3 JUSTIFICACIÓN 4 INTRODUCCIÓN 5 ESTADO DEL ARTE 6 METODOLOGÍA UTILIZADA 10 Calendarización del proyecto 11 CAPITULO I Movimiento de las superficies de control 12

Consideraciones de vuelo en los aviones 12 Estructura del avión 13 Estructura del ala de un avión 13 Fuerzas que actúan en el vuelo 14 Observaciones 15 Superficies de control 16

CAPITULO II Servomotor para el control de las superficies aerodinámicas 18 CAPITULO III Sistema de navegación 21

Sistemas Inerciales 21 Sistema GPS 23

CAPITULO IV Computadora de control de superficies aerodinámicas 25 Computadora de vuelo 25 Protocolos de comunicación 27 Sistema de control de las superficies aerodinámicas 29 Algoritmo de Control 33

CONCLUSIONES 37 REFERENCIAS 38 ANEXO A Programa de control A1 ANEXO B Diseño de tarjetas de control B1

Tarjeta de relevadores B2 Tarjeta de control B6

ÍNDICE



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AGRADECIMIENTOS

… A mis padres y hermano, Javier Salinas Pozos, Maria Luisa Olvera Sánchez y Cristóbal Salinas Olvera, quienes con amor y confianza me han apoyado incondicionalmente a lo largo de mi vida. … A mis asesores, Dra. Laura Ortiz Balbuena y M. en C. Alejandro Martínez González por todo el caudal de conocimientos durante mis años como estudiante y en el desarrollo de este proyecto. … A los ingenieros Omar Toro Roldán, Carlos Andrés Vázquez Vázquez, Oscar Galindo Esquivel, Luís Raúl Delgado Contreras, quienes iniciaron este proyecto y sus investigaciones han permitido la continuidad del mismo. … En especial al Ing. Moisés Quezada Naquid con quien he trabajado en el desarrollo e implementación de este sistema. A todos ustedes, gracias de corazón por todo el apoyo recibido, los llevare en mi recuerdo en un lugar muy especial en mi área de conocimiento y en mi área sentimental.



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OBJETIVOS

Ya que los aviones de aeromodelismos son manipulados actualmente por medio de un control remoto, este proyecto se enfoca a modificar este sistema sustituyéndolo por un piloto automático implementando el hardware y software necesarios para este fin. Este sistema deberá mover las superficies que guían al avión auxiliado por un GPS. El avión deberá mantener su rumbo y velocidad asignados por un plan de vuelo diseñado previamente el cual le permita desplazarse a un punto determinado.

De acuerdo a lo mencionado, hemos planteado los siguientes objetivos:

Comprender los mecanismos que gobiernan los movimientos de las superficies de control de un avión de aeromodelismo.

Desarrollo de sistemas electrónicos de control basados en microcontroladores

para el control eficiente de los movimientos de alabeo, cabeceo y rumbo del avión de aeromodelismo.

Desarrollar la programación necesaria para el control de los

microcontroladores.

Realizar las pruebas necesarias que verifiquen el buen funcionamiento de este sistema.



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JUSTIFICACIÓN

En la actualidad, el reconocimiento de superficies terrestres, se lleva a cabo mediante aviones y satélites de muy alta tecnología y alto costo, tanto en mantenimiento, como personal capacitado y servicio, entre otros. Además que la mayoría de los casos es imposible acceder a este tipo de tecnología ya que es considerada como tecnología militar y por ende clasificada.

Sin embargo, no únicamente las aplicaciones militares requieren de

exploración de superficies. Existen un gran número de aplicaciones civiles que dependen de la exploración aérea.

Por tal motivo es importante desarrollar líneas de investigación que permitan

el desarrollo de vehículos de exploración al mediano y largo plazo. Por tal motivo, el presente proyecto plantea el uso de un avión a escala (avión

de aeromodelismo) cuyo costo es infinitamente menor que la tecnología aeronáutica existente, permitiéndonos estudiar el comportamiento de la dinámica de vuelo así como el planteamiento de estructuras de control para vuelo autónomo y estabilidad del mismo, a un presupuesto bajo, en comparación con aviones de mayor desempeño.



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INTRODUCCIÓN La contribución de la aviación experimental a la industria de aviación general en los últimos años es de una gran importancia. Dos décadas atrás se produjo una crisis muy grande en la industria aeronáutica del principal productor mundial. Problemas como la responsabilidad indeterminada en el tiempo de las fábricas de aviones sobre sus productos, generaron perjuicios tan importantes que liquidaron la producción de aviones monomotores en esos días. La industria tradicional, envuelta en la crisis antes mencionada, no solo dejaba de producir monomotores, sino que los pocos aviones de este tipo que aún se producían, tenían un gran atraso tecnológico.

Actualmente hacer el reconocimiento de superficies terrestres se ha vuelto

una necesidad debido a la creciente población mundial. El explorar la tierra vía aérea a brindado al ser humano una mejor calidad de vida y conocimiento de nuestro entorno al distribuir y brindar mejores servicios o beneficios a los pobladores, hace necesario buscar alternativas de reconocimiento. Sin embargo, esta necesidad de conocer nuestro entorno, no solo se traslada a la vida pública, es importante hacer desarrollos que nos permitan mejorar la condición de vida.

Por su parte, la milicia mexicana y extranjera hace esfuerzos por tener sus

territorios vigilados. Sin embargo, esto se torna difícil ya que hay pérdidas humanas y materiales debido a las duras condiciones en las que se realizaron las diversas misiones. Actualmente se están realizando investigaciones con el fin de mejorar las tecnologías existentes. Las naciones invierten grandes cantidades para tecnología que al fin de cuentas, a la larga reduzcan costos y sean mucho más eficientes.



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ESTADO DEL ARTE

Los sistemas de navegación solucionan un problema muy antiguo en la historia de la humanidad: la necesidad de conocer la posición sobre la superficie terrestre con diferentes fines.

El desarrollo reciente de la tecnología GPS ha impulsado la proliferación de las aplicaciones de los sistemas de navegación a un sinnúmero de contextos, como lo son la milicia, minería, las autopistas inteligentes y puertos, movimientos de terreno, construcción, agricultura de precisión, publicidad, reconocimiento de territorios, y muchísimos más. Estas aplicaciones están basadas en el conocimiento preciso de la posición, velocidad y orientación utilizando algún tipo de vehículo y el fin puede ser una combinación de todas estas posibilidades.

La manipulación de un vehículo aéreo puede ser una herramienta muy útil como soporte de un sistema de adquisición de datos. Cada vez aumenta el empleo de pequeños aviones teledirigidos sustituye al hombre en situaciones de alto riesgo.

El empleo más notable ha sido en el ámbito militar, donde los gobiernos

utilizan estas aeronaves no tripuladas para fines de seguridad. Como es el caso de España, quienes compraron aviones no tripulados para proteger Canarias, Ceutas y Mililla. Por otro lado las autoridades estadounidenses utiliza aéreos no tripulados y otras nuevas tecnologías para detener el contrabando de inmigrantes entre la frontera de México y Estados Unidos.

Otro ejemplo de uso de estos aviones son los

empleados en la actualidad por las fuerzas militares israelíes quienes están equipando a sus tropas con una nueva gama de aviones, tan pequeños que los soldados pueden llevarlos en una mochila. El avión no tripulado israelí denominado “El Mosquito”, tiene un diámetro de 33 cm. La Fuerza Aérea israelí ya los está utilizando para localizar militantes palestinos antes de sufrir ataques aéreos, además de brindarles información de inteligencia más avanzada.



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Estos aviones miniatura pueden ser llevados y lanzados por las tropas, quienes pueden guiar el aparato fijando las coordenadas a través de una computadora portátil. Tienen un alcance de hasta 5 kilómetros y pueden volar hasta una hora, mientras transmiten las imágenes a los operadores.

Sin embargo, el Spy There, puede llegar hasta una distancia de 10 kilómetros,

pero debe ser dirigido por un equipo de dos personas. Otras investigaciones al respecto se han realizado, una de ellas es la de INTA

(Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial), quines han desarrollado el sistema denominado ALBA, diseñado para el entrenamiento e instrumentación de unidades de artillería antiaérea de corto alcance, tanto con tiro de cañón como con los misiles tierra-aire.

Sus principales componentes son el vehículo aéreo fabricado básicamente de

fibra de vidrio y resina de epoxi; el sistema de lanzamiento, la propulsión esta basada en un motor de dos tiempos, con hélice en posición frontal que suministra 8 hp a 7500 rpm; la unidad de telecomando que esta basada en un sistema de radio-control de 16 canales en banda de 35/40 MHz en PCM, la potencia de salida del transmisor es amplificada por un equipo de transmisión dual dotado de conmutación automática en caso de perdida de una señal.; y el equipo de misión o carga de información como blanco aéreo.



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Algunos otros ejemplos de esto aviones son el sistema SIVA (Fig. 3) y el

vehículo aéreo ALO (Avión Ligero de Observación) (Fig. 4) desarrollados también por INTA con la finalidad de crear sistemas de vigilancia y observación basados en aeronaves no tripuladas.



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METODOLOGÍA UTILIZADA

Para el “Desarrollo de Sistemas de Control de las Superficies Aerodinámicas para Aviones de Aeromodelismo” se identificaron dos bloques de trabajo:

En este proyecto se diseñará e implementará el sistema de control de las superficies aerodinámicas de un avión de aeromodelismo.

Está basado en un avión de aeromodelismo Hobbico SuperStar 60, y por lo

tanto todos los cálculos que se realicen estarán basados en dicho avión. Además el sistema de computadora de vuelo, esta basado en los Procesadores de Señales Digitales (DSP, siglas de su nombre en inglés, Digital Signal Processors).

* Determinar o estimar las funciones de transferencia Aerodinámica

Computadora de control de Superficies aerodinámicas

* Obtención de datos del GPS e interpretación * Estrategia de navegación * Diseño de la computadora de vuelo

* Diseño de la computadora de vuelo

* Estrategia de giros y cambios de rumbo



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CALENDARIZACIÓN DEL PROYECTO

2005 2006 ACTIVIDADES Sep. Oct. Nov. Dic. Enero Febrero Marzo Abril Funcionamiento

del avión “Hobbico

SuperStar 60”*

Funcionamiento y manipulación de los servos*

Funcionamiento de los dsPIC’s

Algoritmo del programa de

control (implementación

y pruebas)

Desarrollo de las tarjetas de

Control

Tabla 1. Calendarización de las actividades realizadas durante el desarrollo del proyecto. * Investigación



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CAPÍTULO I Movimiento de las superficies de control

CONSIDERACIONES DE VUELO EN LOS AVIONES Para describir el movimiento de las Superficies de Control, se dará a continuación, una breve descripción de la física de un avión. Un perfil aerodinámico es un cuerpo que tiene un diseño determinado para aprovechar al máximo las fuerzas que se originan por la variación de velocidad y presión cuando esté se sitúa en una corriente de aire. Un ala es un ejemplo de diseño avanzado de perfil aerodinámico. Los ejes del avión son rectas imaginarias e ideales trazadas sobre el avión. Su denominación y los movimientos que se realizan alrededor de ellos son los siguientes:

- Eje longitudinal o eje de alabeo: Es el eje imaginario que va desde la nariz hasta la cola del avión. El movimiento que realiza alrededor de este eje es el de levantar un ala bajando la otra (se denomina alabeo, en ingles "roll").

- Eje transversal o lateral o eje de cabeceo: Es el eje imaginario que va

desde el extremo de un ala al extremo de la otra. El movimiento alrededor de este eje (nariz arriba o nariz abajo) se denomina cabeceo ("pitch" en ingles).

- Eje vertical o eje de guiñada: Eje imaginario que atraviesa el centro del

avión. El movimiento en torno a este eje se llama guiñada ("yaw" en ingles). En un sistema de coordenadas cartesianas, el eje longitudinal o de alabeo sería el eje "x"; el eje transversal o eje de cabeceo sería el eje "y", y el eje vertical o eje de guiñada sería el eje "z". El origen de coordenadas de este sistema de ejes es el centro de gravedad (C. G.) del avión.



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Fig. 5. Ejes del avión y movimientos sobre ellos.

ESTRUCTURA DEL AVIÓN

Fig. 6. Estructura genérica del avión

ESTRUCTURA DEL ALA DE UN AVIÓN Las ALAS son el elemento primordial de cualquier aeroplano. En ellas es donde se originan las fuerzas que hacen posible el vuelo. En su diseño se tienen en cuenta numerosos aspectos (peso máximo a soportar, resistencias generadas, comportamiento en la pérdida, etc.) que proporcionan el rendimiento óptimo para obtener la mejor velocidad con el mayor alcance y el menor consumo de combustible posibles. A continuación se muestra un esquema detallado de los elementos que conforman un ala.

Fig. 7. Terminología general de los elementos del ala.



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FUERZAS QUE ACTÚAN EN EL VUELO De todas las fuerzas que actúan sobre un aeroplano en vuelo, las básicas y principales porque afectan a todas las maniobras son cuatro: sustentación, peso, empuje y resistencia. Estas cuatro fuerzas actúan en pares; la sustentación es opuesta al peso, y el empuje o tracción es opuesta a la resistencia.

Fig. 8. Fuerzas que actúan en un vuelo

- Sustentación (L del inglés Lift = Sustentación): Fuerza desarrollada por un

perfil aerodinámico moviéndose en el aire, ejercida de abajo arriba, y cuya dirección es perpendicular al viento relativo y a la envergadura del avión (no necesariamente perpendiculares al horizonte).

Fig. 9. Perpendicularidad de la sustentación.

- Viento relativo. Es el flujo de aire que produce el avión al desplazarse. El

viento relativo es paralelo a la trayectoria de vuelo y de dirección opuesta. Su velocidad es la relativa del avión con respecto a la velocidad de la masa de aire en que este se mueve.



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- Ángulo de incidencia. Es el ángulo agudo formado por la cuerda del ala con

respecto al eje longitudinal del avión. Este ángulo es fijo, pues responde a consideraciones de diseño y no es modificable por el piloto.

- Ángulo de ataque. Ángulo agudo formado por la cuerda del ala y la dirección

del viento relativo. Este ángulo es variable, pues depende de la dirección del viento relativo y de la posición de las alas con respecto a este, ambos extremos controlados por el piloto. Es conveniente tener muy claro el concepto de ángulo de ataque pues el vuelo está directa y estrechamente relacionado con el mismo.

OBSERVACIONES La sustentación y la resistencia están definidas en relación al viento relativo; el peso (gravedad) respecto al centro de la tierra, y el empuje con respecto a la orientación del aeroplano. En vuelo recto y nivelado a velocidad constante las fuerzas que actúan hacia abajo se compensan con las que actúan hacia arriba, y las que actúan hacia delante se equilibran con las que actúan hacia atrás.



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SUPERFICIES DE CONTROL Son superficies móviles que forman parte del ala y del empenaje. Por efectos aerodinámicos, producen momentos que provocan los movimientos alrededor de los tres ejes del avión.

- TIMÓN DE PROFUNDIDAD: Superficies de control colocadas en la parte posterior del estabilizador horizontal del empanaje. El efecto aerodinámico producido por el movimiento del timón de profundidad, provoca el movimiento alrededor del eje transversal denominado comúnmente "cabeceo". El movimiento hacia arriba del timón de profundidad produce un cabeceo positivo, ó ascenso de la nariz. Hacia abajo produce un cabeceo negativo ó descenso de la nariz.

- ALERONES: Son las superficies de control colocadas en los extremos del

borde de salida del ala, uno en el lado izquierdo y otro en el lado derecho, con movimientos alternos, es decir cuando uno sube el otro baja. El efecto aerodinámico producido por el movimiento de los alerones, provoca el movimiento alrededor del eje longitudinal denominado comúnmente "Banqueo" ó " Alabeo". El movimiento del alerón izquierdo hacia arriba y el derecho hacia abajo produce un banqueo hacia la izquierda; el ala izquierda baja y la derecha sube. El movimiento del alerón izquierdo hacia abajo y el derecho hacia arriba produce un banqueo hacia la derecha.

- TIMÓN DE DIRECCIÓN: Es la superficie móvil colocada en la parte

posterior de los planos verticales del empanaje. El efecto aerodinámico



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producido por el movimiento del timón de direccional, provoca el movimiento alrededor del eje vertical denominado comúnmente "Guiñada". El movimiento hacia la derecha del timón direccional produce una guiñada hacia la derecha. Hacia la izquierda produce una guiñada hacia la izquierda.

Las superficies de control pueden ser accionadas:

a) Directa ó Mecánicamente. b) Ayudadas por aletas compensadoras por efecto aerodinámico. c) Ayudadas por medio hidráulico.

El sistema para mover las superficies de control, está diseñado para que con pequeños esfuerzos por parte del Piloto se produzca las acciones necesarias para el movimiento del avión.



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CAPÍTULO II

Servomotor para el control de las superficies aerodinámicas0

Un avión de aeromodelismo, emplea motores especiales para mover sus superficies de control, estos motores son llamados Servomotores (Fig. 14).

Fig. 14. Servomotor Futaba mod. S3004.

El motor eléctrico en miniatura ataca a la magnitud que se ha de controlar: el giro y posicionamiento del eje del motor. A su vez, el movimiento de rotación angular del motor modifica la posición del potenciómetro interno, que controla un monoestable también integrado en el servomotor. El eje del motor puede ser girado hasta una posición angular específica mediante una señal de control. Mientras se mantenga esta señal de control, el servomotor mantendrá la posición angular del eje. Si la señal de control cambia, también cambia posición de eje. Los servomotores tiene tres cables: tierra (-), alimentación (+) –conectado a +5 volts– y señal de control –conectado a una fuente de pulsos variables entre 1 y 2.0ms de duración que se repiten con un período de 14.5ms–. La velocidad del motor, así como la dirección del movimiento de los «servos» controla mediante servopulsos modulados en amplitud. El servomotor convierte los servopulsos en un movimiento mecánico. La magnitud del giro del eje del servo es proporcional a la anchura del pulso que llega por la línea de control. Este tipo de pulsos está formado por una señal digital que se genera



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aproximadamente cada 20ms. La anchura de estos pulsos va de un mínimo de 1ms a un máximo de 2ms. Aunque la relación de anchura del pulso y la posición del eje no está estandarizada, lo normal es que trenes de pulsos de 1.5ms lleven el eje del servo al centro de su rango, anchura neutra. Si la anchura del pulso es de 1ms, el servomotor se posiciona en el extremo izquierdo, mientras que tiene una anchura de 2ms la posición del servo es el extremo opuesto. A esta técnica se conoce como modulación por anchura de pulso, en ingles PWM (Pulse Width Modulation). El servomotor trabaja comparando la anchura pulso de entrada con la anchura del pulso producido por el timer interno. A su vez, el período del timer interno es controlado por el potenciómetro acoplado al eje del servo. La diferencia entre la anchura del pulso de entrada y la anchura del pulso interno se utiliza como señal de error. La lógica del servo se encarga de determinar la dirección en la que ha de girar el motor para minimizar dicho error. Para ello activa los drivers de salida apropiados. El motor girará modificando la posición del potenciómetro de retroalimentación. Cuando llega el siguiente pulso se vuelve a realizar la comparación, comprobando de forma continua la posición del eje y realizando también constantemente las correcciones necesarias en la posición del mismo. Como se ha podido apreciar, se trata de un bucle de retroalimentación negativa. Si la posición del potenciómetro no se iguala con la posición deseada del eje, el motor se moverá hacia adelante o hacia atrás, hasta que la posición del potenciómetro sea equivalente a la posición deseada del eje. En este momento la corriente del motor se apaga. La precisión al posicionarse depende tanto de la precisión del potenciómetro como de la precisión de la anchura de los pulsos que llegan al motor. La mayoría de los modelos de servomotores consiguen una resolución de 0.5°. Cuando se reduce la señal de error a un nivel aceptable, el eje del servo se encuentra en la posición correcta.



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La siguiente gráfica muestra la relación entre el ancho del pulso de la señal, y los grados de giro del servomotor.

Fig. 15. Gráfica de la relación entre el ancho del pulso y los grados de giro del servomotor.

La gráfica es necesaria para el cálculo de giro de los servomotores con base a

los datos recibidos del entorno.

Movimiento del Servomotor

y = 0.0111x + 0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

0 50 100 150

Posición del servo (grados)

Ancho d

el p

uls

o (

ms)



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CAPÍTULO III Sistema de navegación

Los sistemas inerciales son usados en la navegación aérea de hoy ante la necesidad de suplir la falta de las ayudas de navegación convencionales. Una aplicación se da cuando las aeronaves sobrevuelan el océano y no disponen de cobertura terrestre de radio-ayuda, por lo que navegan con sus propios medios autónomos (Sistemas Inerciales). Aunque han evolucionado enormemente, aún son menos precisos que la navegación basada en ayudas terrestres, lo que obliga a que la separación entre los aviones sea muy amplia para evitar correr riesgos de colisión. SISTEMAS INERCIALES.

Este sistema se basa en el principio de inercia y en la relación existente entre las aceleraciones y la posición. Conociendo la posición inicial de partida, se puede determinar la posición relativa.

Presentan la ventaja de que son independientes del exterior; son autocontenidos. No se pueden interferir y por eso se han usado para guiar misiles y torpedos, así como de referencia auxiliar para misiles, buques y aviones de guerra. El principal inconveniente es que el error es acumulativo por lo que las prestaciones del sistema empeoran a medida que pasa el tiempo. Se pueden cometer errores de hasta 2 k por hora de vuelo.

Entre los requerimientos que la aviación exige a los sistemas de navegación de hoy podemos mencionar: La exactitud, la disponibilidad, la integridad y la continuidad. Luego que un sistema de navegación cumpla con todos o parte de estos requerimientos podrá ser categorizado como: medio único, medio primario, y medio suplementario.

A continuación se definirán estos requerimientos para ser un medio único o principal de navegación aérea en cada fase del vuelo:

La exactitud significa el nivel de conformidad entre la posición estimada de una aeronave y su posición verdadera.

La disponibilidad es la proporción de tiempo durante el cual el sistema cumple

con los requisitos de performance bajo ciertas condiciones.



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La integridad es la función de un sistema que advierte a los usuarios de una manera oportuna cuando no debe ser usado dicho sistema.

La continuidad es la probabilidad que un sistema seguirá disponiéndose durante

una fase determinada.

BENEFICIOS DEL GPS EN LAS FASES DEL VUELO

FASES DEL

V UELO

PREVI O A SALIDA Y

DESPEGUE SALIDA EN RUTA LLEGAD A

A PROXIMA CI ÓN Y ATERRIZAJE

SE

GU

RID

AD

- Posición exacta - Navegación mas

precisa que INS, IRS, VOR, NDB







EFIC

IEN

CIA

- Rutas GNSS más

cortas que se cargue el combustible necesaria

- Optimización de

rutas - Navegación con

mayor precisión

- Posición exacta - Se pueden

optimizar las rutas y navegarlas con mayor precisión

- Optimación de

rutas - Navegación con

mayor precisión

- Optimización de rutas - Aprox. de no-precisión

utilizando criterios aprobados, sin la necesidad de equipo terrestre

CO

NFIA

BIL

IDA

D

- Confirmación

previa de la disponibilidad de navegación GPS a lo largo de la ruta

- El GPS está

operando casi 100% del tiempo

- El GPS está


- El GPS está


- El GPS está operando

casi 100% del tiempo

FLEX

IBIL

IDA

D

- Posibilidad de trazar nuevas rutas para viajes por rutas más cortas o de acuerdo a las necesidades.

Tabla 5. Tala de beneficios del GPS considerados para un plan de vuelo.

El GNSS es un término general que comprende a todos los sistemas de navegación por satélites, los que ya han sido desarrollados (GPS, GLONASS) y los que serán desarrollados en el futuro.

INS: Sistema de Navegación Inercial. Dispositivo autónomo de navegación que permite la obtención, por lectura directa, tanto de la posición de la aeronave como de otros varios parámetros de navegación, mediante la utilización de los efectos de las fuerzas inerciales sobre algunos de sus componentes.

IRS: Sistema de Referencia Inercial. VOR: (VHF Omnidirectional Range) Sistema de navegación de corto y medio alcance en VHF y libre de

estática. NDB: Non Directional Beacon. Su funcionamiento se basa en la determinación de la dirección de llegada de las

ondas de radio emitidas desde el radio faro ubicado en tierra NDB



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SISTEMA GPS

Este sistema fue desarrollado por el Departamento de Defensa (DoD) de los Estados Unidos, que es el propietario y controlador del mismo. El GPS fue diseñado y construido originalmente para aplicaciones militares. Con la evolución del sistema fueron disponibles nuevas aplicaciones no militares.

Las políticas actuales del DoD norteamericano permiten a los usuarios civiles el acceso al Servicio de Posición Estándar (SPS). Los satélites transmiten a frecuencias L1=1575.42 MHz y L2=1227.6 MHz, modulados con dos tipos de códigos el C/A y el P y un mensaje de navegación.

El DoD tiene un convenio con la Administración Federal de Aviación (FAA) de los Estados Unidos para poner la capacidad del sistema a disposición de los usuarios aeronáuticos civiles. Las partes del sistema GPS son: 1) Segmento del espacio.

Está constituido por 24 satélites colocados en seis planos orbítales con una inclinación de 55 grados con relación al ecuador terrestre y con cuatro satélites en cada plano orbital a una altitud de 10,898 millas náuticas. El período orbital de cada uno de estos satélites es de 11 horas y 58 minutos. Cada uno de los 24 satélites presenta un único código de identificación que los distingue, además ellos emiten tres tipos de información constantemente:



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- El código C/A al que pueden acceder todos los usuarios civiles. - El código P de acceso restringido y disponible solo a usuarios autorizados. - Mensaje de navegación que contiene información de la orbita del satélite, posición y demás informaciones de control. 2) Segmento de control

Para fines de vigilancia se cuenta con 5 estaciones monitoras repartidas alrededor de la Tierra, una estación maestra que procesa la información y tres antenas satelitales para enviar información de actualización de datos a los satélites, así como también para recibir las condiciones operacionales de ellos.

Fig. 17. distribución de las estaciones monitoras.

3) Segmento del usuario

Los receptores GPS consisten de una antena y un receptor-procesador (o navegador) que recibe los datos de cada satélite GPS disponible para procesarlos y así calcular las soluciones de navegación (posición, altitud, velocidad y tiempo). Los receptores GPS son los que predominan actualmente, y existen del tipo portátiles (de mano), para montaje en vehículos (aviones, yates, automóviles, etc.) e integrados dentro de otros equipos (cámaras fotográficas, unidades de referencia de tiempo, teléfonos celulares, etc.).



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CAPÍTULO IV Computadora de control de superficies aerodinámicas

COMPUTADORA DE VUELO A continuación se presenta el diagrama de bloques de la Computadora de vuelo (CV):

Fig. 18. Computadora de vuelo.

El diagrama muestra la comunicación entre cada uno de los bloques que conforman la CV. El Sistema de Plan de Vuelo (SPV), recibe la información del GPS, la cual contiene los parámetros de la posición del avión en tres dimensiones y también su velocidad. Por otro lado, recibe del RADIO la señal de activación de la CV y también por medio de éste la CV envía información a tierra, por esta razón la comunicación SPV-GPS es unidireccional y la comunicación SPV-RADIO es bidireccional.

GPS

RADIO

SISTEMA DE PLAN

DE VUELO

SISTEMA DE CONTROL DE LAS

SUPERFICIES AERODINAMICAS

SERVOS

RECEPTOR DEL

AVIÓN

COMPUTADORA DE VUELO



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La comunicación entre el SPV y el Sistema de Control de las Superficies

Aerodinámicas (SCSA) es bidireccional, ya que el SPV envía al SCSA las tramas con la información necesaria para poder activar las señales de los servos y el SCSA en vía peticiones de trama y reconocimiento de cada una de éstas.

Para este proyecto, sólo se desarrollará el Sistema de Control de las

Superficies Aerodinámicas. El SCSA, consiste en un módulo electrónico capaz de realizar cambios, en el

vuelo del avión empleado para este proyecto y para esto, se encargará de mover las superficies aerodinámicas, mediante señales que cambiarán la posición de los servomotores, que están conectados a cada superficie y al acelerador, dados los parámetros recibidos del SPV.

El SCSA, procesa los datos recibidos en forma de tramas y los procesa para

generar las señales que serán enviadas a los servos del avión. Por otro lado, mientras está en Modo Manual el CV, debe estar enviando las señales provenientes del receptor del avión. Para poder alternar entre las señales del receptor del avión y las señales de la CV, se necesita un Módulo de Selectores, que se encargarán de realizar esta tarea.

En el diagrama siguiente se muestran los componentes del SCSA:

Fig. 19. Componentes del SCSA.

El módulo PDGS, consiste un controlador, encargado de procesar los datos

provenientes del SPV y generar las señales, que serán enviadas al MS. Dichas señales, serán los pulsos cuadrados, para cada uno de los servos y las señales de activación o desactivación de los relevadores.

PROCESADOR DE DATOS Y

GENERADOR DE SEÑALES

(PDGS)

MÓDULO DE SELECTORES

(MS)

SISTEMA DE CONTOL DE SUPERFICIES AERODINÁMICAS



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El MS, consta de dispositivos selectores, que se encargarán de seleccionar que señal será transmitida a cada uno de los servos, ya sean las señales del PDGS o del Receptor del avión. PROTOCOLO DE COMUNICACIÓN

La comunicación SPV-SCSA, se llevará a cabo de forma serial asíncrona, por

tal motivo hay que definir un protocolo de comunicación entre ambos sistemas.

Antes de entrar a detalle en la descripción del protocolo es conveniente dar una breve explicación de la forma de operar de la comunicación serial.

La comunicación serial asíncrona es aquella donde se transmite la

información de manera secuencial y que para lograr llegar al destino, este deberá de estar sincronizado en el origen, es decir, que manejan la misma frecuencia de reloj o el mismo pulso de reloj. Otra forma de describirlo es el siguiente, la información en una cadena serial de bits esta contenida en su forma de onda dependiente del tiempo: los bits se representan por códigos que se transmiten por un periodo de tiempo fijo.

Las cadenas seriales de bits generadas por los puertos serie de la PC usan una

forma muy simple de codificación. Un bit se transmite durante cada periodo baud, con un bit ‘1’ representado por un voltaje alto TTL y un ‘0’ por un voltaje bajo TTL. Así la velocidad en baudios (baud rate, 1/[periodo baud]) de un puerto serie de la PC es igual al número de bits por segundo que se transmiten o reciben.

Los bits se transmiten como grupos separados, con una longitud típica de 7 u

8 bits, llamados caracteres. El nombre carácter se usa porque cada grupo de bits representan una letra del alfabeto cuando el texto esta codificado en ASCII. Cada carácter se envía encapsulado en tramas (frame), Fig. 20, de la siguiente forma:

La lógica del bit bajo de Start le dice al receptor que esta empezando una

trama, a continuación los bits de datos y por ultimo la lógica del bit alto de Stop que denota el final de la trama. El número de bits de datos y los bits de Start y Stop son parámetros configurables. Normalmente, la comunicación serie tiene los siguientes parámetros: 1 bit de Start, 8 bits de Datos, 1 bit de Stop, con o sin paridad.



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Para propósito de este proyecto, se realizara comunicación serial asíncrona

entre el SPV y el SCSA. El SPV enviará los parámetros de altura deseada, altura actual, rumbo deseado, rumbo actual, velocidad deseada y velocidad actual. El protocolo de comunicación de acuerdo a lo mencionado anteriormente se ha definido como sigue:

Parámetro

(Hexadecimal) Función

0x02 Inicio de trama 0x03 Fin de trama 0x06 ACK (AcKnowledgment. Carácter de

control transmitido por el receptor de datos) 0x10 Petición de Transmisión 0x11 Modo automático 0x12 Modo manual

Tabla 6. Protocolo de comunicación.

Las tramas, mediante las cuales, se comunicará el SPV con el SCSA deberán seguir las siguientes reglas:

1. Toda trama enviada deberá comenzar con el comando de inicio de trama (0x02).

2. Después de este comando, puede seguir otro comando, o los datos a procesar.

3. Toda trama enviada deberá terminar con el comando de fin de trama (0x03).

La configuración de la comunicación serial deberá ser la siguiente:

1. Velocidad del puerto: 4800 baudios 2. Tamaño del dato: 8 bits 3. Bit de inicio: 1 4. Bit de paro: 1 5. Paridad: Ninguna

Con esto queda explicado el protocolo que se mantendrá en el desarrollo del proyecto. SISTEMA DE CONTROL DE LAS SUPERFICIES AERODINÁMICAS



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Para la implementación del SCSA, hubo la necesidad de elegir un controlador que fuera capaz de generar las señales PWM, de forma eficiente y rápida; así como, que pudiera realizar operaciones de multiplicación y división en aritmética de punto flotante. Estas características son necesarias, ya que son esenciales en el desarrollo del algoritmo de control. Los microcontroladores elegidos, fueron los dsPic, ya que tienen implementado en hardware los módulos PWM, diseñados para motores; además tienen implementadas las operaciones aritméticas necesarias. Otro aspecto importante de estos microcontroladores es que su programación se realiza en lenguaje C, el cual es un lenguaje muy popular y fácil de manejar. Una vez realizada la selección del microcontrolador, se llevó a cabo el diseño del sistema electrónico (Anexo 2). Lo primero que se tomó en cuenta, es que un dsPIC, sólo tiene 3 módulos PWM, por lo tanto fue necesario utilizar dos. Lo siguiente fue la distribución de los módulos de comunicación para el Sistema de Plan de Vuelo y la comunicación entre los dos dsPIC (Fig. 21). La comunicación del SPV-SCSA, se realizará por medio de la UART2 y la comunicación SCSA-MS, será por medio de la UART1.

Fig. 21. Líneas de comunicación: SPV-SCSA (Círculo azul) y SCSA-MS (Círculo verde).

En la figura anterior, se muestran 2 resistencias conectadas a las líneas de comunicación, éstas son de pull-up, ya que la distancia entre el SPV y el SCSA, es significante, y podría disminuirse la señal de comunicación. Por otro lado en las líneas de comunicación entre los dsPIC, no se colocaron resistencias de pull-up, ya que la distancia entre los microcontroladores es muy pequeña.



30

Para realizar, la comunicación entre el SCSA y el MS, se empleó un header de tamaño 2x4, cuatro señales de activación para los relevadores y cuatro señales PWM para cada uno de los servomotores. Las señales de activación de los relevadores, son tomadas de los pines RB0, RB1, RB2, RB3, del puerto B de dsPIC (Fig. 22). Por otro lado las señales PWM, son tomadas de los pines PWMH1, PWMH2, PWM3, alerones, elevador, timón de dirección respectivamente, en el dsPIC U1 y en el dsPIC U2, se toma, del pin PWMh1, la señal PWM del acelerador.

Fig. 22. Señales de activación de los selectores y señales PWM.

Otro aspecto importante, que se tomo en cuenta en el diseño, es el de la programación de los microcontroladores. Por ser un diseño, basado en componentes de montaje superficial, y para facilitar algún cambio en la programación del SCSA, se incorporó un sistema de autodetección de modo de programación (Fig. 23), el cual es capaz de detectar cambios en el voltaje, para saber en que momento se va a grabar el dispositivo.

U1

U2



31

Fig. 23. Detector de voltaje, para programación.

En la parte correspondiente al módulo MS, se implementó con relevadores, un polo-dos tiros, ya que estos dispositivos permiten fluir la cantidad de corriente necesaria, demandada por los servomotores y permiten multiplexar las señales PWM que son enviadas a los servomotores. Aunque los relevadores soportan la corriente demandada, los microcontroladores solo pueden entregar 25 mA de corriente por salida, la cual es pequeña, por lo tanto, se diseñó una etapa de potencia para cada señal PWM (Fig. 24).

Fig. 24. Etapa de potencia de las señales PWM

Por la misma razón de falta de corriente en el puerto B de E/S, fue necesario implementar una etapa de potencia, para alimentar la bobina de cada uno de los relevadores, la cual se muestra en los transistores Q1 a Q4, Fig. 25.



32

VCC_BAR

VCC_BAR

VCC_BAR

VCC_BAR

VCC_BAR

SDir

SEl

SAc

GND

GND

VCC

VCC

VCC

GND

Pulse Al

VCC

Pulse El

GND

VCC

GND

Pulse Dir

VCC

GND

Pulse Ac

RAl

REl

RDir

RAc

PAl

PEl

Pulse Al

Pulse El

Pulse Dir

Pulse Ac

SEl

SDir

SAl SAl

SAc

PAc

PAl

PDir

PAc

PDir

PEl

K1

Alerones

3

5

4

1

2

Q3

2N2222

3

2

1

Q4

2N2222

3

2

1

Q1

2N2222

3

2

1

K2

Elev ador

3

5

4

1

2

Q2

2N2222

3

2

1

K3

Direccion

3

5

4

1

2

R4

10K

R2

10K

K4

Acelerador

3

5

4

1

2

R3

10K

R1

10K

R8

R

R9 R

R7 R

R5 R

D1

1N4148

D4

1N4148

D3

1N4148

D2

1N4148

Q6

2N2222

3

2

1

Q5

2N2222

3

2

1

Q8

2N2222 3

2

1

Q7

2N2222

3

2

1

R10

R

JP1

Control

R

e

l

e

v

a

d

o

r

A

l

e

r

o

n

e

s

P

W

M

A

l

e

r

o

n

e

s

R

e

l

e

v

a

d

o

r

E

l

e

v

a

d

o

r

P

W

M

E

l

e

v

a

d

o

r

R

e

l

e

v

a

d

o

r

D

i

r

e

c

c

i

o

n

P

W

M

D

i

r

e

c

c

i

o

n

R

e

l

e

v

a

d

o

r

A

c

e

l

e

r

a

d

o

r

P

W

M

A

c

e

l

e

r

a

d

o

r

J10

Alim entacion

V

c

c

G

N

D

R11 R

R6

R

Fig. 25. Etapa de potencia para las bobinas de los relevadores.

NOTA: En el ANEXO 2 se encuentran los diagramas eléctricos completos, tanto del SCSA,

como del MS. Así como sus diseños PCB. Los archivos de diagramas eléctricos y archivos de diseño, se encuentran en el CDROM.



33

ALGORITMO DE CONTROL Para poder implementar el programa de control, se basó en el siguiente algoritmo:

1. Activar Selectores. Para activar los selectores, se debe enviar una señal de 5v, para cerrar el circuito de los relevadores, para que las señales que lleguen a los servomotores, sean las señales PWM generadas por el control remoto. TRISB=0; se declaran los pines del Puerto B como salidas

PORTB=0xff; se envía una señal de activación de los relevadores al Puerto B

Inicializar Comunicación con el SPV. Para poder realizar la comunicación entre el SPV y el SCSA, debe de inicializarse la UART del microcontrolador, a una velocidad de transmisión-recepción de 4800 bps, una longitud de datos de 8 bits, 1 bit de parada. Inicialización de señales PWM. Las señales PWM, deben de inicializarse para estabilizar el avión cuando se hace el cambió de Modo Manual a Modo Automático. /* * Configuración de las uart1 y uart2 * A 4800 baudios y pines alternos * Este modulo se encarga de configurar las 2 UART del dsPIC, para la UART1, se

emplean los pines alternos. */ CloseUART1(); baudvalue =64; U1MODEvalue = UART_EN & UART_IDLE_CON& UART_ALTRX_ALTTX &UART_DIS_WAKE& UART_DIS_LOOPBACK & UART_DIS_ABAUD & UART_NO_PAR_8BIT & UART_1STOPBIT; U1STAvalue = UART_INT_TX & UART_TX_PIN_NORMAL & UART_TX_ENABLE &UART_INT_RX_CHAR&UART_ADR_DETECT_DIS&UART_RX_OVERRUN_CLEAR; OpenUART1(U1MODEvalue, U1STAvalue, baudvalue); ConfigIntUART1(UART_RX_INT_EN & UART_RX_INT_PR7&UART_TX_INT_EN & UART_RX_INT_PR2); CloseUART2(); baudvalue =64; U2MODEvalue = UART_EN & UART_IDLE_CON& UART_RX_TX& UART_DIS_WAKE & UART_DIS_LOOPBACK&UART_DIS_ABAUD&UART_NO_PAR_8BIT& UART_1STOPBIT; U2STAvalue = UART_INT_TX & UART_TX_PIN_NORMAL & UART_TX_ENABLE &UART_INT_RX_CHAR&UART_ADR_DETECT_DIS & UART_RX_OVERRUN_CLEAR;



34

OpenUART2(U1MODEvalue, U1STAvalue, baudvalue); ConfigIntUART2(UART_RX_INT_EN & UART_RX_INT_PR7&UART_TX_INT_EN & UART_RX_INT_PR2); /* * Configuración de los modulos PWM * Inicializacion del PWM a 1.5 ms de ancho de pulso * y una base de tiempo de 14.5 ms */ for (indDC=1;indDC<=3;indDC++){ SetDCMCPWM(indDC,0x0075,0);//0x008b } periodo = 0x0235; CON1PWM = (PWM_EN & PWM_IDLE_CON& PWM_OP_SCALE1& PWM_IPCLK_SCALE64& PWM_MOD_UPDN); CON2PWM = (PWM_MOD3_COMP&PWM_MOD2_COMP&PWM_MOD1_COMP& PWM_PEN3H& PWM_PEN2H& PWM_PEN1H& PWM_PEN3L& PWM_PEN2L& PWM_PEN1L ); CON3PWM = (PWM_SEVOPS1 & PWM_OSYNC_PWM & PWM_UEN); OpenMCPWM(periodo,0,CON1PWM,CON2PWM,CON3PWM);

2. Se solicita la primera trama y se pregunta si es la trama de inicio, que indica el funcionamiento del SCSA, en caso afirmativo se sigue en el paso 2, en caso contrario, se sigue el paso 3. /*Espera la trama de inicio*/ WriteUART1(0X02); WriteUART1(0x10); WriteUART1(0X03); indice=0; while(buf[0]!=0x02 || buf[1]!=0x11 || buf[2]!=0x03){ if(indice>3 && (buf[0]!=0x02 || buf[TAMBUF-1]!=0x03)){ indice=0; WriteUART1(0X02); WriteUART1(0x10); WriteUART1(0X03); } } WriteUART1(0x06);

3. Se debe de preguntar en cada ciclo si se sigue en Modo Automático,

para que en el momento en que se reciba la señal de Modo Manual se seleccionen las señales correspondientes, para cada superficie, y después se pueda desactivar el SCSA. Si Modo Automático?. En caso de ser verdadero se continúa al paso 3, en caso contrario, se continúa en el paso 15. //Mientras se esté en modo automatico, el SCSA, debe funcionar, en caso contrario //se sale del ciclo while (automatico==1) { }



35

4. Desactivar Selectores. Una vez activado el Modo Automático, se deben de deshabilitar los selectores, para que entren en función las señales PWM del SCSA.

//Realiza el cambio en los relevadores para enviar las señales PWM del SCSA. PORTB=0;

5. Solicitar trama de datos. Después de entablar la comunicación con el

SPV, el SCSA, debe solicitar las tramas de datos mediante el protocolo descrito anteriormente y enviar una respuesta de recibido. En caso de que la trama no sea valida, se deberá continuar en el paso 5, en caso contrario, seguir al paso 6. Y en caso de que se mande la trama de modo manual, no se continúa en el paso 3. WriteUART1(0X02); WriteUART1(0X10); WriteUART1(0X03); /* Espera a que se complete una trama */ while (buf[0]!=0x02 || buf[TAMBUF-1]!=0x03){ if (indice>=TAMBUF && (buf[0]!=0x02 || buf[TAMBUF-1]!=0x03)){ indice=0; WriteUART1(0X02); WriteUART1(0X10); WriteUART1(0X03); } if (buf[0]!=0x02 || buf[1]!=0x11 || buf[2]!=0x03){ automático=0; continue; } } if(automatico==0){ continue; } WriteUART1(0x06);

6. Calcular la diferencia de alturas, con base en los datos recibidos.

//correccion de altura alt_des=(buf[1]-48)*1000+(buf[2]-48)*100+(buf[3]-48)*10+(buf[4]-48); alt_act=(buf[5]-48)*1000+(buf[6]-48)*100+(buf[7]-48)*10+(buf[8]-48); delta_alt=alt_act-alt_des;

7. Si el avión se encuentra por debajo del túnel predefinido, se asigna a la

variable de deflexión el máximo ángulo con signo positivo. Si el avión se encuentra por arriba del túnel predefinido, se asigna a la variable de deflexión el máximo ángulo con signo negativo.



36

if (delta_alt>=DELTA_ALT_MAX || delta_alt<=-DELTA_ALT_MAX){ if(delta_alt>=DELTA_ALT_MAX){ delta_elev=DELTA_ELEV_MAX; } if (delta_alt<=-DELTA_ALT_MAX){ delta_elev=-DELTA_ELEV_MAX; } }

8. Si no se cumplen las condiciones del paso 7, entonces se asigna el valor calculado de la deflexión del elevador. Y se calcula el ángulo de giro del servo. else{

delta_elev=K*(alt_act-alt_des); }

ang_servo_elev= delta_elev+90;//+115.2;

9. Calcular el ancho de pulso de las señales PWM y actualizar los módulos correspondientes. DC_Elev=(0.00001111*ang_servo_elev+0.0005)/0.0000128; //Habilita los 3 modulos PWM for (indDC=1;indDC<=3;indDC++){ switch (indDC){ case 1: SetDCMCPWM(indDC,DC_Ale,0);break; //case 2: SetDCMCPWM(indDC,DC_Elev,0);break; //case 3: SetDCMCPWM(indDC,DC_Dir,0);break; } }

10. Continuar al paso 3.

11. Activar selectores y deshabilitar el SCSA.

PORTB=0XFF; // con esta instrucción se activan los relevadores.

Como ya se mencionó, el dsPIC30f4011, se programa en lenguaje C. Las funciones que configuran el dispositivo se encuentran en el archivo “funciones de periféricos” incluido en el CD-ROM, incluido en el proyecto. En este archivo, se detalla cada función empleada para la programación del algoritmo de control. También se incluyen la hoja de especificaciones del dsPIC30F4011 (“dsPIC30F4011.pdf”).

NOTA: El código del programa que representa al algoritmo de control, se encuentra en el ANEXO 1 y también en el CDROM del proyecto, el nombre del archivo es “control.c”.



37

CONCLUSIONES

La implementación del Sistema de control de las Superficies Aerodinámicas, mediante el hardware y el programa de control desarrollados, cubren las expectativas referentes al movimiento de las superficies que guían al avión auxiliado por un GPS, con el cual se puede diseñar un plan de vuelo.

Se crearon dos tarjetas para la manipulación del Sistema de control de las

Superficies Aerodinámicas. La primera tarjeta de este desarrollo de los sistemas electrónicos de control esta basada en microcontroladores (dsPIC 30F4011), ésta tarjeta recibe los datos obtenidos por el GPS y cubre el control eficiente de los movimientos de alabeo, cabeceo y rumbo del avión de aeromodelismo. La segunda tarjeta es de relevadores los cuales reciben las señales del PWM y el receptor mediante un conector.

Por otra parte, se desarrolló la programación necesaria para los microcontroladores. Este programa solo permite el movimiento del elevador, ya que para el alabeo, cabeceo y rumbo deberán tomarse en cuenta más conocimientos de aerodinámica.



38

REFERENCIAS

• SANDOVAL, L. Jorge. Sistema de Control de Servos para una Aeronave sin Piloto, Tesis de maestría. IPN-México/IAJ-Ucrania 1999.

• LUGO RAMOS, J. Eduardo, Omar Toro Roldán, Carlos A. Vázquez

Vázquez. Análisis y desarrollo de las funciones de transferencia de superficies aerodinámicas, Proyecto de Ingeniería Electrónica. UAM-I, México, 2004.

• QUEZADA NAQUID, Moisés. “Desarrollo de sistemas de control de las

superficies aerodinámicas para aviones de aeromodelismo, Proyecto de Ingeniería Electrónica I y II. UAM-I, México, 2005

ANEXO A

PROGRAMA DE CONTROL

Desarrollo de Sistemas de Control de las Superficies Aerodinámicas para Aviones de Aeromodelismo SERVICIO SOCIAL


A2

#DEFINE __DSPIC30F4011__ #INCLUDE <P30FXXXX.H> #INCLUDE <UART.H> #INCLUDE <PWM.H> #INCLUDE <STDLIB.H> /* *DEFINICION DE CONSTANTES */ #DEFINE TAMBUF 10 // TAMAÑO DEL BUFFER DE RECEPCION EN BYTES #DEFINE K 0.5 // CONSTANTE DE DEFLEXION #DEFINE DELTA_ALT_MAX 100 #DEFINE DELTA_ELEV_MAX 45 #DEFINE TRAMA_LISTA 1 /* * DEFINICION DE VARIABLES GLOBALES */ UNSIGNED CHAR BUF[TAMBUF]; //BUFFER DE RECEPCION INT INDICE=0; /* * RUTINA DE ATENCION A LA INTERRUPCION DE RECEPCION DE LA UART1 */ VOID __ATTRIBUTE__((__INTERRUPT__)) _U1RXINTERRUPT(VOID) { BUF[INDICE++]=READUART1(); IFS0BITS.U1RXIF = 0; } /* * RUTINA DE ATENCION A LA INTERRUPCION DE TRANSMICION DE LA UART1 */ VOID __ATTRIBUTE__((__INTERRUPT__)) _U1TXINTERRUPT(VOID) { IFS0BITS.U1TXIF = 0;



A3

} /* * RUTINA DE ATENCION A LA INTERRUPCION DE RECEPCION DE LA UART1 */ VOID __ATTRIBUTE__((__INTERRUPT__)) _U2RXINTERRUPT(VOID) { //BUF[INDICE++]=READUART1(); IFS1BITS.U2RXIF = 0; } /* * RUTINA DE ATENCION A LA INTERRUPCION DE TRANSMICION DE LA UART1 */ VOID __ATTRIBUTE__((__INTERRUPT__)) _U2TXINTERRUPT(VOID) { IFS1BITS.U2TXIF = 0; } /* * ESTE MODULO ES EL PROGRAMA PRINCIPAL * ENTRADA: NINGUNA * SALIDA: REGRESA 0 */ INT MAIN(){ UNSIGNED INT BAUDVALUE; UNSIGNED INT U1MODEVALUE; UNSIGNED INT U1STAVALUE; UNSIGNED INT U2MODEVALUE; UNSIGNED INT U2STAVALUE; UNSIGNED INT CON1PWM; UNSIGNED INT CON2PWM; UNSIGNED INT CON3PWM; UNSIGNED INT INDDC; UNSIGNED INT PERIODO; UNSIGNED INT DC_ALE; UNSIGNED INT DC_DIR; UNSIGNED INT DC_ELEV;



A4

INT ALT_DES,ALT_ACT; INT RUMBO_ACT,RUMBO_DES; INT DELTA_ALE,DELTA_DIR,DELTA_ELEV,DELTA_ALT; INT ANG_SERVO_ALE,ANG_SERVO_ELEV,ANG_SERVO_DIR; INT I; TRISB=0; PORTB=0XFF; /* * CONFIGURACIÓN DE LAS UART1 Y UART2 * A 4800 BAUDIOS Y PINES ALTERNOS */ CLOSEUART1(); BAUDVALUE =64; U1MODEVALUE = UART_EN & UART_IDLE_CON& UART_ALTRX_ALTTX& UART_DIS_WAKE &

UART_DIS_LOOPBACK&UART_DIS_ABAUD&UART_NO_PAR_8BIT& UART_1STOPBIT; U1STAVALUE =

UART_INT_TX&UART_TX_PIN_NORMAL&UART_TX_ENABLE&UART_INT_RX_CHAR&UART_ADR_DETECT_DIS&UART_RX_OVERRUN_CLEAR;

OPENUART1(U1MODEVALUE, U1STAVALUE, BAUDVALUE); CONFIGINTUART1(UART_RX_INT_EN & UART_RX_INT_PR7&UART_TX_INT_EN & UART_RX_INT_PR2); CLOSEUART2(); BAUDVALUE =64; U2MODEVALUE = UART_EN & UART_IDLE_CON& UART_RX_TX& UART_DIS_WAKE &

UART_DIS_LOOPBACK&UART_DIS_ABAUD&UART_NO_PAR_8BIT& UART_1STOPBIT; U2STAVALUE =

UART_INT_TX&UART_TX_PIN_NORMAL&UART_TX_ENABLE&UART_INT_RX_CHAR&UART_ADR_DETECT_DIS&UART_RX_OVERRUN_CLEAR;

OPENUART2(U1MODEVALUE, U1STAVALUE, BAUDVALUE); CONFIGINTUART2(UART_RX_INT_EN & UART_RX_INT_PR7&UART_TX_INT_EN & UART_RX_INT_PR2); /* * CONFIGURACIÓN DE LOS MODULOS PWM * INICIALIZACION DEL PWM A 1.5 MS DE ANCHO DE PULSO * Y UNA BASE DE TIEMPO DE 14.5 MS */



A5

FOR (INDDC=1;INDDC<=3;INDDC++){ SETDCMCPWM(INDDC,0X0075,0);//0X008B } PERIODO = 0X0235; CON1PWM = (PWM_EN & PWM_IDLE_CON& PWM_OP_SCALE1& PWM_IPCLK_SCALE64& PWM_MOD_UPDN); CON2PWM = (PWM_MOD3_COMP&PWM_MOD2_COMP&PWM_MOD1_COMP& PWM_PEN3H& PWM_PEN2H& PWM_PEN1H&

PWM_PEN3L& PWM_PEN2L& PWM_PEN1L ); CON3PWM = (PWM_SEVOPS1 & PWM_OSYNC_PWM & PWM_UEN); OPENMCPWM(PERIODO,0,CON1PWM,CON2PWM,CON3PWM); /*ESPERA LA TRAMA DE INICIO*/ WRITEUART1(0X02); WRITEUART1(0X10); WRITEUART1(0X03); INDICE=0; WHILE(BUF[0]!=0X02 || BUF[1]!=0X11 || BUF[2]!=0X03){ IF(INDICE>3 && (BUF[0]!=0X02 || BUF[TAMBUF-1]!=0X03)){ INDICE=0; WRITEUART1(0X02); WRITEUART1(0X10); WRITEUART1(0X03); } } WRITEUART1(0X06); //WRITEUART2(0X02);//MANDA UN CARACTER DE INICIO AL MÓDULO DE ACELERACION BUF[0]=0; BUF[TAMBUF-1]=0; //REALIZA EL CAMBIO EN LOS RELEVADORES PARA ENVIAR EL PWM DEL PIC PORTB=0; WHILE (1){ INDICE=0; FOR(I=0;I<0X0FFF;I++){ } WRITEUART1(0X02); WRITEUART1(0X10); WRITEUART1(0X03);



A6

/* ESPERA A QUE SE COMPLETE UNA TRAMA */ WHILE (BUF[0]!=0X02 || BUF[TAMBUF-1]!=0X03){ IF (INDICE>=TAMBUF && (BUF[0]!=0X02 || BUF[TAMBUF-1]!=0X03)){ INDICE=0; WRITEUART1(0X02); WRITEUART1(0X10); WRITEUART1(0X03); } } WRITEUART1(0X06); PORTB=0XAA; //MOVIMIENTO DE LAS SUPERFICIES //CORRECCION DE ALTURA ALT_DES=(BUF[1]-48)*1000+(BUF[2]-48)*100+(BUF[3]-48)*10+(BUF[4]-48);//BUF[1]*256+BUF[2]; ALT_ACT=(BUF[5]-48)*1000+(BUF[6]-48)*100+(BUF[7]-48)*10+(BUF[8]-48); DELTA_ALT=ALT_ACT-ALT_DES; IF (DELTA_ALT>=DELTA_ALT_MAX || DELTA_ALT<=-DELTA_ALT_MAX){ IF(DELTA_ALT>=DELTA_ALT_MAX){ DELTA_ELEV=DELTA_ELEV_MAX; } IF (DELTA_ALT<=-DELTA_ALT_MAX){ DELTA_ELEV=-DELTA_ELEV_MAX; } } ELSE{ DELTA_ELEV=K*(ALT_ACT-ALT_DES); } ANG_SERVO_ELEV= DELTA_ELEV+90;//+115.2; DC_ELEV=(0.00001111*ANG_SERVO_ELEV+0.0005)/0.0000128; //CORRECCION DE RUMBO RUMBO_ACT=BUF[5]*256+BUF[6]; RUMBO_DES=BUF[7]*256+BUF[8]; //HABILITA LOS 3 MODULOS PWM



A7

FOR (INDDC=1;INDDC<=3;INDDC++){ SWITCH (INDDC){ CASE 1: SETDCMCPWM(INDDC,DC_ALE,0);BREAK; CASE 2: SETDCMCPWM(INDDC,DC_ELEV,0);BREAK; CASE 3: SETDCMCPWM(INDDC,DC_DIR,0);BREAK; } } //ELIMINA LOS VALORES DE INIDIO Y FIN DE LA TRAMA PARA ESPERAR UNA NUEVA BUF[0]=0; BUF[TAMBUF-1]=0; } RETURN 0; }

ANEXO B

DISEÑO DE TARJETAS DE CONTROL



B2

Fig. A2a. Diagrama del diseño de la tarjeta de relevadores.



B3

Fig. A2b. Componentes de la tarjeta de relevadores.



B4

Fig. A2c. Tarjeta de relevadores, capa TOP LAYER. Esta es la capa superior de la tarjeta.



B5

Fig. A2d. Tarjeta de relevadores, capa BOTTOM LAYER. Esta es la capa inferior de la tarjeta.



B6

Fig. A2e. Diagrama del diseño de la tarjeta de control.



B7

Fig. A2f. Diagrama del diseño de la tarjeta de control.



B8

Fig. A2g. Componentes de la tarjeta de control.



B9

Fig. A2h. Tarjeta de control, capa BOTTOM LAYER. Esta es la capa inferior de la tarjeta.



B10

Fig. A2i. Tarjeta de control, capa TOP LAYER. Esta es la capa superior de la tarjeta.

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