implementación de un helicóptero de dos grados de libertad con
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IMPLEMENTACIÓN DE UN HELICÓPTERO DE DOS GRADOS DE LIBERTAD CON FINES ACADEMICOS AUTORES: Daniel Ramírez Villa. Santiago Henao Sanchez. ASESOR: Andrés M. Cárdenas. SEMILLERO DE INVESTIGACIÓN EN ROBÓTICA MÓVIL UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA SECCIONAL MEDELLÍN - COLOMBIA Resumen— Este proyecto presenta el diseño y construcción de un helicóptero de 2 grados de libertad (elevación “pitch” y dirección “yaw”), para llevar a cabo diferentes técnicas de control. Se especifican parámetros teóricos de diseño para el desempeño del pitch en cuanto al calculo del empuje requerido por el rotor principal y se desarrolla una instrumentación con comunicación serial para llevar a cabo la medición y visualización de las posiciones del pitch y del yaw; tales como una conversión de una señal análoga a digital y la elaboración de un encoder de cuadratura respectivamente. Se establecen requerimientos previos para el desarrollo de un modelo dinámico simplificado, basados en leyes de newton. Y Finalmente se presentan algunos resultados obtenidos por las mediciones del encoder, la conversión análoga a digital y se linealiza el modelo dinámico en un espacio de estados mediante una matriz jacobiana. Palabras clave— helicóptero, grados de instrumentación, pitch, yaw, control automático. I. libertad, INTRODUCCIÓN Existen en el mercado algunas plataformas que emulan el comportamiento de un helicóptero de 2 grados de libertad, entre las cuales se encuentra una plataforma de dos grados de libertad implementada en la universidad Veracruzana en Boca de Rio México [1]; esta plataforma se presenta instrumentada con electrónica análoga utilizando dos potenciómetros lineales en ambos ejes. Lo que Permite para este proyecto establecer como objetivos mínimos de desarrollo la optimización de la instrumentación aplicada en la plataforma antes mencionada con un encoder digital de cuadratura. También se encuentra el “2DOF Helicopter” desarrollada por Quanser [2], este prototipo nos proporciona un modelo matemático general de un comportamiento dinámico de dos grados de libertad. Sin embargo hay limitaciones que dificultan la consecución de estos dispositivos por parte de los establecimientos educativos, entre ellas encontramos el costo, las licencias necesarias y la incompatibilidad de los periféricos con diferentes lenguajes de programación. Este proyecto plantea resolver de forma preliminar las anteriores limitantes, el diseño y construcción a bajo costo de un sistema con fines académicos, que emule con precisión el comportamiento de un helicóptero de 2 grados de libertad, con movimientos rotacionales de inclinación y orientación, que se empleará a futuro para la implementación de controladores de vuelo. Finalmente, se establece como parámetro de diseño, la transparencia en la comunicación de los instrumentos de control y medición con cualquier lenguaje de programación licenciado o libre. Para modelar la plataforma de vuelo, se describen las leyes de newton de cuerpos rígidos rotantes de varios grados de libertad; para interpretar las fuerzas que intervienen en la dinámica del prototipo. El “helicóptero” propuesto, presenta dos entradas y dos salidas que definen las velocidades angulares de los motores y las posiciones angulares con respecto a puntos de referencia para cada eje respectivamente. Para manipular las entradas se utilizan actuadores de velocidad electrónicos operados por modulación en ancho de pulso, que manipulan dos motores busheles conectados a las hélices de pitch y yaw. Para medir los ángulos de salida se utiliza un potenciómetro lineal en el eje del pitch y un encoder de cuadratura en el eje del yaw. II. MARCO TEORICO El helicóptero de dos grados de libertad que se implementa, consta de una plataforma móvil que comunica su posición de pitch y de yaw por medio un protocolo serial con una interfaz gráfica. El sistema mecánico que genera los movimientos rotacionales de elevación y yaw de un helicóptero de dos grados de libertad, está conformado por motores de alta potencia y de hélices con un perfil característico. Estos movimientos rotacionales se describen a partir de las leyes de newton; las cuales permiten interpretar las fuerzas que participan en la dinámica de esta plataforma. 2.1 Modelo físico-matemático del helicóptero de dos grados de libertad. La figura 1 muestra un diagrama simplificado de cuerpo libre, del cual se obtiene modelo matemático que incluye las dinámicas de los rotores y las fuerzas generadas por las hélices. Derivando los estados x2 y x4, se obtienen las aceleraciones angulares de cada uno de los movimientos. La matriz jacobiana es una matriz formada por las derivadas parciales de primer orden de una función, una de sus aplicaciones es la posibilidad de aproximar linealmente a la función en un punto. En este sentido, el jacobiano representa la derivada de una función multivariable. Linealizando se obtiene un espacio de estados de la siguiente forma: (2) 2.2 Descripción utilizada Figura 1. Diagrama de cuerpo libre Las ecuaciones no lineales del movimiento de dos grados de libertad están dadas por: (1) Dónde: JPP y Jyy: Son momentos de inercia del cuerpo sobre los ejes del pitch y del yaw respectivamente; p¨: es la aceleración angular del pitch; ÿ: es la aceleración angular del yaw; FP y Fy: son las fuerzas del pitch y del yaw respectivamente generadas por las aspas y además están en función de los voltajes de entrada; L es la distancia de los motores hasta el pivote; Rc: es la distancia desde el centro de masa hasta el pivote, está en función del pitch; Fg: es la fuerza de gravedad; Ty y Tp: son torques en los ejes de las aspas y son funciones no lineales de los voltajes de entrada. [2] Estas ecuaciones son no lineales, pero pueden ser linealizadas utilizando diferentes métodos como: ecuaciones de LaGrange, series de Taylor o matrices jacobianas. Debido al objetivo del proyecto, se decide utilizar para la linealización, matrices jacobianas ya que entregan como resultado espacios de estados, los cuales son ideales para aplicar las técnicas de control automático Este sistema define cuatro estados: de las características del aspa En el helicóptero de dos grados de libertad, el eje del pitch, genera un movimiento rotacional ascendente respecto al pivote, debido a la fuerza de empuje que genera el paso de la hélice (entiéndase como paso la distancia que avanza la hélice al dar una revolución) al absorber una gran cantidad de aire [3]. Este modelo utiliza una hélice de avión, la cual funciona de forma análoga a un ventilador, que atrapa el aire en uno de los lados y lo evacua por el otro a mayor velocidad generando así el empuje. La fuerza de empuje en el yaw genera un movimiento rotacional el cual actúa en sentido opuesto al par de torsión generado por el rotor principal (pitch) que haría girar al helicóptero sin control, por lo cual el rotor de cola provoca una fuerza que contrarresta este efecto, evitando el giro sin control del helicóptero. El objetivo principal del sistema motor aspa es convertir la energía del motor en empuje axial, entre más aire se expele por unidad de tiempo, más poder es convertido y más grande es el empuje. Con el fin de mover el aire, el aspa debe ser capaz de capturar o agarrar la mayor cantidad de aire posible. Si las palas son planas y perpendiculares a la dirección del aire, no se capturara aire. Las palas deben ser curvas para así capturar aire, esto funciona en cierto modo pero es ineficiente, por esto las palas son torcidas o deformadas para mejorar la eficiencia [3]. El viento hacia adelante tiene un valor representado por el vector V y es paralelo al eje de rotación; el vector Vr define la velocidad en el flujo de aire producido por la rotación del aspa. Fig. 3, la cual es proporcional al radio del aspa y varía a lo largo de la misma, como se indica en la ecuación 3: 2.4 Diseño físico de la plataforma de dos grados de libertad El diseño de la plataforma que se desarrolla básicamente se compone de tres etapas: Dónde: r = radio del aspa n = rpm de la hélice. 2.4.1 Selección de actuadores: El sistema rotor-hélice implementado para llevar a cabo el movimiento de pitch, está conformado por un motor Turborix modelo D2830-800 de 11.1 voltios de alimentación, este motor genera 800 RPM/V a máxima carga, y soporta una máxima corriente de carga de 14.5 A. El fabricante recomienda una hélice de referencia 10’’x4.7’’ (10 pulgadas de diámetro por 4.7 pulgadas de paso) la cual garantiza buena eficiencia en el funcionamiento mecánico del motor. La hélice de referencia más aproximada que se logra adquirir en el mercado local es 10’’x3.8’’ (10 pulgadas de diámetro por 3.8 pulgadas de paso). Figura 3. Vectores de flujo de aire a lo largo del aspa La cantidad de empuje generado por el aspa es mínimo en el centro y mayor en las puntas. Esto debido a que la velocidad efectiva del viento varía a lo largo de la pala. No hay una relación sencilla entre todos los parámetros del aspa, algunas relaciones normalizadas pueden ser descritas sin prueba, una de ellas es el coeficiente de empuje, Ct; el cual está definido en términos de la tasa de avance, J. El actuador que se encarga de manipular este sistema motor-hélice es un variador de velocidad por PWM, de referencia Turborix Advance 20A modelo número rcps81706_20, recomendado por el fabricante del motor. 2.4.2 Instrumentación: La implementación de los mecanismos de medición de los ángulos o las salidas de este sistema de dos grados de libertad está compuesta por una resistencia variable o un potenciómetro lineal en el eje del pitch y un encoder de cuadratura en el eje del yaw. Fig. 4 (4) Donde: V: es la velocidad axial del aspa n: es el índice de revoluciones D: es el diámetro La fuerza de empuje generada por la hélice del pitch está dada por la siguiente ecuación[5]: (5) Dónde: Ρ: es la densidad del aire n: es el índice de revoluciones D: diámetro Ct: es el coeficiente de empuje. Ct: está en función del paso, el diámetro, rpm, velocidad hacia adelante y forma de la pala, y se relaciona con la tasa de avance J, mediante tablas [3,5]. Figura 4. Instrumentación para medir las posiciones del pitch y del yaw En la imagen de derecha de la figura 4 se ilustra el comportamiento del mecanismo de un encoder de cuadratura el cual entrega la posición del Yaw a través de la comparación flancos de subida y de bajada El potenciómetro lineal de 10kΩ ubicado en el eje del pitch, entrega un voltaje análogo, distribuido en un rango de 0 voltios a 5 voltios. Este voltaje, mediante una conversión análoga a digital, la cual se realiza en un micro controlador Pic 16f886, entrega señales binarias de 10 bits de longitud y posteriormente se envía a través una comunicación serial por protocolo RS232, la información a una interfaz gráfica. La resolución en la medición del pitch está dada por: = 4.882 . (6) Realizando el respectivo escalamiento del voltaje obtenido anteriormente la resolución en términos de posición se presenta así: (7) Posteriormente mediante una programación de interrupciones se lleva a cabo la lectura del encoder de cuadratura implementado. Es decir; se le da carácter primordial a la medida del ángulo del Pitch y si es detectado primero un flanco de subida en el puerto B0 del micro controlador implementado se determinara que el sentido de giro es en dirección hacia la derecha y se contaran los flancos de subida y de bajada siguientes en ambas líneas del encoder o en ambos puertos, para determinar la posición final del Yaw en grados. Si de manera contraria se detecta primero un flanco de subida en el puerto B2 del micro controlador, se determina según el algoritmo, que el sentido de giro es hacia la izquierda y se contaran los flancos siguientes en ambos puertos para determinar la posición final del eje. Fig 6 Lo que indica que el mínimo grado de guiñada que se logra medir es de 0.17º. La instrumentación del encoder de cuadratura para la lectura de la posición de yaw, se realiza a través de la implementación de un disco concéntrico al eje del yaw de 12cm de diámetro, con dos filas perforadas en bloques. Debido a que cada perforación tiene 10 grados de largo y a causa del desfase presente en los flancos de subida y de bajada de los pulsos, la resolución presente en este encoder implementado está determinado por: (8) Entre ambos lados del disco perforado se instalan dos fototransistores en herradura de referencia GP3s62 (figura 3 lado derecho); los cuales van comunicados a los puertos de un micro controlador Pic 16f886. Este micro controlador detecta tanto los flancos de subida como los flancos de bajada de los impulsos enviados por los emisores de los fototransistores. De manera tal que; si el sentido de giro es para la izquierda, entonces el primer flanco de subida es detectado por el emisor del fototransistor A y para el sentido de giro opuesto en este caso la derecha, el flanco de subida es registrado por el emisor del fototransistor B. Posteriormente los grados de movimiento se detectan sumando tanto los flancos de subida como los de bajada capturados por los sensores. 2.4.3 Proceso lógico: Estos procesos lógicos de medición de las salidas del sistema realizados por el micro controlador se conforman de un programa principal, el cual se encarga de realizar constantemente la medición del ángulo del pitch, a través de una conversión análoga a digital y su respectivo escalamiento Fig. 5. Figura 5. Proceso lógico de medición de la posición del Pitch. Este proceso se realiza constantemente. Figura 6. Proceso lógico de medición de la posición del Yaw. 55.6Hz. Generada en el actuador que manipula el motor eléctrico. El chasis de la plataforma se sujetó de manera horizontal sobre una báscula digital de 1 gramo de error por medición. El peso obtenido del chasis fue de 600 gramos. III. RESULTADOS 3.1 Linealización: Aplicando la matriz jacobiana para linealizar con respecto al punto [0°;0°;0rad/s;0rad/seg] se obtiene el siguiente espacio de estados: (9) (10) Posteriormente se varió el ciclo de trabajo de la señal PWM de 11 Voltios pico del actuador que manipula el motor, Con el fin de generar movimiento rotacional en el eje del pitch. Con este experimento el empuje mínimo que se logró generar para un ciclo de trabajo de 7.8%, fue de 608 gramos a una corriente de 540mA y el máximo empuje que se logró generar para un ciclo de trabajo de 11.1% fue de 732 gramos a una corriente aproximada de 6.7A. Las mediciones de la posición del pitch, se realizaron a través de una conversión de voltajes análogos entregados por el potenciómetro lineal a señales digitales de 10 bits de longitud, utilizando un micro controlador Pic 16f886. Donde: Fp = Kfp Vp Fy = Kfy Vy Kfp Vp: es la fuerza generada en dirección del pitch por el voltaje aplicado. Kfy Vy: es la fuerza generada en dirección del yaw por el voltaje aplicado. La evaluación de la conversión A/D del potenciómetro lineal instalado en el eje del pitch generó la relación de voltaje para cada grado del pitch, que se ilustra a continuación: Voltaje en el Conversión Escalamiento potenciómetro(V) digital en grados 3.2 Calculo del Empuje: En el cálculo del empuje se tuvieron en cuenta los siguientes parámetros; ρ: densidad del aire; n: velocidad a la que gira el rotor, dato entregado por el fabricante del motor; D: diámetro del aspa; Ct: coeficiente de empuje axial, el cual está dado en función del paso, el diámetro, el perfil alar, y las revoluciones a las que gira la hélice. ρ = 0.9921 kg/m3 n = 60 rev/s D = 0.9725 m Ct = 0.002245 0 0,004882 1,5 2,5 5 0000000000 0000000001 100110011 1000000000 1111111111 0° 0,17° 53° 89,82° 179,47° Tabla 1. Datos obtenidos mediante la conversión A/D (11) 3.4 Medición del empuje: El empuje entregado por el sistema rotor-hélice del pitch, fue medido a partir una señal PWM a una frecuencia igual a Las primeras mediciones del yaw fueron realizadas con un encoder de cuadratura, cuyas perforaciones de ambas líneas, tienen 5 grados de longitud, por lo tanto entregaban un flanco 2.5 grados al avanzar el yaw. Esta resolución en la medición del yaw, generó problemas referentes a la capacidad del micro controlador. Por lo que se decidió alterar la resolución del encoder, colocando un disco con perforaciones de 10 grados de longitud y una distancia entre flancos de 5 grados. Con esta nueva configuración las posiciones registradas el micro controlador fueron: numero de flancos 4 36 72 posición en grados de yaw 5° 180° 360° Tabla 2. Posiciones medidas con el encoder en el eje del yaw Con esta resolución se obtuvo un problema en la lectura por parte del micro controlador debido a que entre más estrechos sean las perforaciones del disco, más rápidos se presentan flancos. Por lo cual se necesita más velocidad en la lectura de los pulsos. Limitante que posee el micro controlador implementado. IV. CONCLUSIONES El sistema de elevación del pitch implementado genera una fuerza máxima que supera el peso del prototipo en un 122%. Esta fuerza obtenida al igual que la fuerza calculada, permite la elevación del pitch sin forzar el funcionamiento del motor eléctrico. La resolución del encoder de cuadratura y del potenciómetro lineal dependen de las capacidades del micro controlador implementado, debido a que para el yaw entre más angostos sean las perforaciones del disco, más rápidos se presentan los flancos en los sensores de medición, por lo cual se necesita más velocidad en la lectura de los pulsos. Y para el pitch entre más bits por voltaje análoga en conversión se utilicen más precisa es la medición correspondiente. Se logra linealizar el modelo planteado obteniendo un espacio de estados adecuado para aplicar las distintas técnicas de control. Este espacio de estados obtenido entrega información limitada debido a que parte de un modelo matemático simplificado, para aplicaciones futuras se recomienda mejorar la linealizacion del modelo partiendo de un modelo más integral en el que se involucren más variables de movimiento. Con el desarrollo de este dispositivo práctico, preciso y económico, es posible implementar nuevas técnicas de control multivariable, con lo cual se fortalece aún más la capacidad científica y tecnológica de los laboratorios de electrónica, los estudiantes y los semilleros de investigación de la Universidad de San Buenaventura Seccional Medellín. V. BIBLIOGRAFÍA [1] RUIZ, A., construcción y control de una planta didáctica de dos grados de libertad, Universidad Veracruzana, tesis de maestría, 2009 [2] Quanser® 2DOF Helicopter, user and control manual. Febrero 10, 2006 [3] GARNER, W.B. “Model Airplane propellers”, marzo 2009 [4] GUTIERREZ, C., Control robusto para Helicóptero Quanser® 2DOF, Pontificia Universidad Javeriana, Revista Ingeniería y Universidad. [5] HOUGHTON, E.L., Aerodynamics for Engineering Students, 5th edition, 2003 (Butterworth-Heinemann)