Controlador de Posición para un Vehículo Aéreo De 4 ...
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1 Controlador de Posición para un Vehículo Aéreo De 4 Rotores Realimentado por GPS. T.G. 0979 DIEGO ARMANDO MALDONADO HIDALGO CHRISTIAN FELIPE RAMÍREZ ACOSTA MIGUEL EDUARDO VILLARREAL QUINTERO PONTIFICIA UNIVERSIDAD JAVERIANA FACULTAD DE INGENIERÍA CARRERA DE INGENIERÍA ELECTRÓNICA BOGOTÁ D.C. 2010
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Controlador de Posición para un Vehículo Aéreo
De 4 Rotores Realimentado por GPS.
T.G. 0979
DIEGO ARMANDO MALDONADO HIDALGO
CHRISTIAN FELIPE RAMÍREZ ACOSTA
MIGUEL EDUARDO VILLARREAL QUINTERO
PONTIFICIA UNIVERSIDAD JAVERIANA
FACULTAD DE INGENIERÍA
CARRERA DE INGENIERÍA ELECTRÓNICA
BOGOTÁ D.C.
2010
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Controlador de Posición para un Vehículo Aéreo
De 4 Rotores Realimentado por GPS.
DIEGO ARMANDO MALDONADO HIDALGO
CHRISTIAN FELIPE RAMÍREZ ACOSTA
MIGUEL EDUARDO VILLARREAL QUINTERO
Trabajo de grado para optar al título de
Ingeniero Electrónico
Director:
ING. KAMILO ANDRÉS MELO BECERRA M.SC.
PONTIFICIA UNIVERSIDAD JAVERIANA
FACULTAD DE INGENIERÍA
CARRERA DE INGENIERÍA ELECTRÓNICA
2010
3
Advertencia
“La Universidad Javeriana no se hace responsable de los conceptos emitidos por sus alumnos en
sus trabajos de tesis. Solo velará porque no se publique nada contrario al dogma y la moral
católica y porque la tesis no contenga ataques o polémicas puramente personales; antes bien, se
vea en ella el anhelo de buscar la verdad y la justicia”.
Reglamento de la Pontificia Universidad Javeriana, Artículo 23, de la Resolución 13, de Julio de 1965
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PONTIFICIA UNIVERSIDAD JAVERIANA
FACULTAD DE INGENIERÍA
INGENIERÍA ELECTRÓNICA
RECTOR MAGNIFIFCO: R.P. JOAQUIIN SANCHEZ S.J.
DECANO ACADEMICO: ING. FRANCISCO JAVIER REBOLLEDO MUÑOZ
DECANO DEL MEDIO UNIVERSITARIO: R.P. SERGIO BERNAL S.J.
DIRECTOR DEL DEPARTAMENTO DE ELECTRONICA: ING. JORGE LUIS SANCHEZ
M.Sc.
DIRECTOR DE CARRERA: ING. JUAN MANUEL CRUZ
DIRECTOR DEL PROYECTO. ING. KAMILO ANDRES MELO BECERRA M.S.c.
5
AGRADECIMIENTOS
“Durante estos años de vida, hemos tenido a nuestro a lado a esos seres tan especiales e
importantes que nos han dado todo para llegar a ser lo somos. Este proyecto es uno de esos tantos
logros que nuestras familias nos han ayudado a conseguir. Para ellos está dedicado nuestro
trabajo”.
DIEGO ARMANDO
CHRISTIAN FELIPE
MIGUEL EDUARDO
6
Contenido 1. INTRODUCCION ........................................................................... ¡Error! Marcador no definido.
2. MARCO TEORICO ......................................................................................................................12
2.1. VEHICULO AEREO NO TRIPULADO ....................................................................................12
2.2. SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL ........................................................................13
2.3. SENSORES INERCIALES Y MAGNETICOS ............................................................................14
2.4. PROTOCOLOS DE COMUNICACIÓN ...................................................................................15
2.4.1. PROTOCOLO RS 232 ......................................................................................................15
2.4.2. PROTOCOLO NMEA 0183 .............................................................................................15
2.4.3. PROTOCOLO I2C ...........................................................................................................16
2.4.4. PROTOCOLOS UART ......................................................................................................17
3. DESCRIPCION GENERAL ............................................................................................................18
3.1. UNIDAD BASE .......................................................................................................................19
3.2. UNIDAD AEREA .....................................................................................................................20
4. REQUERIMIENTOS ....................................................................................................................22
4.1. GPS .......................................................................................................................................22
4.2. ACELEROMETRO ...................................................................... ¡Error! Marcador no definido.
4.3. BRUJULA .................................................................................. ¡Error! Marcador no definido.
4.4. MODULO DE TRANSMISION INALAMBRICA ..........................................................................23
4.5. MICROCONTROLADOR DEL CIRCUITO BASE Y DEL CIRCUITO AEREO....................................24
5. DESARROLLO DE HARDWARE ...................................................................................................24
5.1. DESARROLLO UNIDAD AEREA ...............................................................................................25
5.1.1. EXTRACCION DEL MODELO...............................................................................................25
5.1.1.1. ANALISIS MOVIMIENTO ROLL .......................................................................................35
5.1.1.2. ANALISIS MOVIMIENTO PITCH ......................................................................................37
5.1.1.3. ANALISIS MOVIMIENTO YAW .......................................................................................39
5.1.2. SENSORES .........................................................................................................................42
5.1.2.1. ACELEROMETRO .............................................................. ¡Error! Marcador no definido.
5.1.2.1.1. ANÁLISIS EN FRECUENCIA DEL RUIDO SOBRE EL ACELERÓMETRO ...............................27
5.1.2.2. SENSOR MAGNETICO ....................................................................................................30
5.1.2.3. UNIDAD GPS .................................................................................................................30
5.1.3. TRANSMISOR ....................................................................................................................31
7
5.1.3.1. TRAMA SENSORES ........................................................................................................31
5.1.3.2. TRAMA GPS ..................................................................................................................31
5.1.4. RECEPTOR DE COMANDOS ...............................................................................................32
5.2. DESARROLLO UNIDAD BASE .................................................................................................43
5.2.1. RECEPTOR .........................................................................................................................43
5.2.2. INTERFAZ RADIO CONTROL ..............................................................................................43
5.2.2.1. FILTRO PASABAJOS .......................................................................................................46
5.2.3. UNIDAD MICROCONTROLADA ..........................................................................................47
5.2.3.1. CONTROL YAW..............................................................................................................47
5.2.3.2. CONTROL PITCH ............................................................................................................49
5.2.3.3. CONTROL ROLL .............................................................................................................53
6. DESARROLLO DE SOFTWARE ....................................................................................................55
6.1. SOFTWARE UNIDAD AEREA ..................................................................................................56
6.2. SOFTWARE UNIDAD BASE ....................................................................................................57
6.2.1. ALGORITMO DE ORIENTACION DE LA PLATAFORMA........................................................58
6.3. INTERFAZ GRAFICA DE ANALISIS DE DATOS Y ENVIO DE COMANDOS ..................................63
7. PRUEBAS Y COSTOS ..................................................................................................................65
7.1. PROTOCOLO DE PRUEBAS ....................................................................................................65
7.1.1. PRUEBAS EN TIERRA .........................................................................................................65
7.1.2. PRUEBAS EN VUELO .........................................................................................................66
8. ANALISIS DE RESULTADOS ........................................................................................................67
8.1. PRUEBAS EN EL LABORATORIO .............................................................................................67
8.1.1. COMUNICACIÓN ...............................................................................................................67
8.1.2. RESPUESTA DE LOS CONTROLES (YAW, PITCH, ROLL) .......................................................68
PRUEBAS YAW ..........................................................................................................................69
PRUEBAS ROLL ..........................................................................................................................70
PRUEBAS PITCH ........................................................................................................................71
8.2. EXTERNAS .............................................................................................................................73
9. CONCLUSIONES ........................................................................................................................76
10. BIBLIOGRAFÍA .......................................................................................................................77
11. ANEXOS ................................................................................................................................78
ESQUEMATICOS UNIDAD AEREA Y TERRESTRE ............................................................................81
8
UNIDAD AEREA .........................................................................................................................81
IMPRESOS UNIDAD AEREA Y TERRESTRE ......................................................................................83
UNIDAD AEREA .........................................................................................................................83
UNIDAD TERRESTRE .................................................................................................................83
COSTOS DEL PROYECTO ...................................................................................................................84
TABLA DE FIGURAS Figura 2.1 Coordenadas del UAV ......................................................................................................12
Figura 2.2 Trama de datos-RS232 .....................................................................................................15
Figura 2.3 Trama de datos-Protocolo I2C .........................................................................................16
Figura 2.4 Transferencia Completa ..................................................................................................17
Figura 3.1 Diagrama de bloques .......................................................................................................18
Figura 3.2 Diagrama de Bloques General .........................................................................................18
Figura 3.3 Orientacion Del UAV ........................................................................................................19
Figura 3.4 Diagrama de Bloques Unidad Base ..................................................................................19
Figura 3.5 Diagrama de Bloques Unidad Aerea ................................................................................19
Figura 3.6 Diagrama de Flujo del Control .........................................................................................19
Figura 5.1 Diagrama General De Control ..........................................................................................25
Figura 5.2 Diagrama General Unidad Aerea .....................................................................................25
Figura 5.3 Foto del Acelerometro Escogido ......................................................................................35
Figura 5.4 Ilustracion Funcionamiento Acelerometro Capacitivo .....................................................35
Figura 5.5 Posibles Rangos de Sensibilidad Ajustable ......................................................................36
Figura 5.6 Señal Sin Ruido ................................................................................................................37
Figura 5.7 Señal Con Ruido ...............................................................................................................37
Figura 5.8 Análisis FFT Con Ruido .....................................................................................................38
Figura 5.9 Análisis FFT Sin Ruido ......................................................................................................38
Figura 5.10 Izquierda:Señal Con Ruido-Derecha: Señal Sin Ruido ....................................................38
Figura 5.11 Sensor Magnetico ..........................................................................................................19
Figura 5.12 Unidad GPS ....................................................................................................................39
Figura 5.13 Diagrama de Bloques Transmisor ..................................................................................40
Figura 5.14 Esquematico Receptor de Comandos Integrado a la Plataforma ..................................41
Figura 5.15 Diagrama de Boques Unidad Base .................................................................................41
Figura 5.16 Diagrama de Boques Receptor ......................................................................................42
Figura 5.17 Diagrama de Boques Interfaz de Radio Control .............................................................42
Figura 5.18 Palancas de Radio Control .............................................................................................43
Figura 5.19 Circuito Interno Radio Control .......................................................................................43
Figura 5.20 Esquematico de la Etapa de Filtrado de Señales de la Interfaz Radio Control ...............44
Figura 5.21 Funcion de Transferencia de la Etapa del COnversor DAC .............................................44
Figura 5.22 Esquematico Filtro PasaBajos ........................................................................................45
9
Figura 5.23 Diagrama Bloques Planta ...............................................................................................45
Figura 5.24 Diagrama de bloques Sistema Realimentado Con Control ............................................46
Figura 5.25 Simulación Diagrama Lugar de las Raices de la Planta PITCH ........................................48
Figura 5.26 Simulación Diagrama Lugar de las Raices de la Planta ROLL ..........................................51
Figura 6. 1 Diagrama de Flujo Programacion Unidad Aerea .............................................................54
Figura 6. 2 Diagrama de Flujo de la Interrupcion Del GPS ................................................................55
Figura 6. 3 Diagrama de Flujo Unidad Base ......................................................................................55
Figura 6. 4 Plano de Coordenadas Para la Orientación.....................................................................57
Figura 6. 5 Definicion de los Cuadrantes ..........................................................................................57
Figura 6. 6 Ejemplo de Ubicación Utilizando GOOGLE EARTH-Destino A .........................................58
Figura 6. 7 Destino B ........................................................................................................................59
Figura 6. 8 Definicion En la Orientacion Respecto A los ∆ en N-E y S-W...........................................59
Figura 6. 9 Definicion En la Orientacion Respecto A los ∆ en N-W y S-E...........................................60
Figura 6.10 Imagen De la Interfaz De Analisis de Datos Y Envio De Comandos ................................61
Figura 6.11 Seccion de Lectura y Control de GPS .............................................................................62
Figura 7. 1 Sistema de Adquisicion en Correcto Funcionamiento ....................................................63
Figura 7. 2 Plataforma En Vuelo .......................................................................................................64
Figura 7. 3 Sistema de Adquisicion de Datos ....................................................................................64
Figura 8.1 Calibracio de Datos ..........................................................................................................25
Figura 8.2 Coordenadas Cardinales ..................................................................................................66
Figura 8.3 90°East .............................................................................................................................66
Figura 8.4 0° Norte ...........................................................................................................................66
Figura 8.5 180° Sur ...........................................................................................................................66
Figura 8.6 270° W .............................................................................................................................66
Figura 8.7 360° N ..............................................................................................................................66
Figura 8.8 Montaje Quadri-Motor ....................................................................................................67
Figura 8.9 Control Sin Disturbios-Rojo:YAW-Azul:PITCH-Amarillo:ROLL...........................................67
Figura 8.10 Yaw 180° ........................................................................................................................68
Figura 8.11 Yaw 200° ........................................................................................................................68
Figura 8.12 Roll 0° A .........................................................................................................................68
Figura 8.13 Roll 0° B .........................................................................................................................68
Figura 8.14 Roll de 0° a 10° ..............................................................................................................69
Figura 8.15 Roll de 10° a -10° ...........................................................................................................69
Figura 8.16 Roll disturbio -10°A ........................................................................................................69
Figura 8.17 Roll disturbio -10° ..........................................................................................................69
Figura 8.18 Pitch 0° A .......................................................................................................................70
Figura 8.19 Pitch 0° ..........................................................................................................................70
Figura 8.20 Pitch 10° ........................................................................................................................70
Figura 8.21 Disturbio Total ...............................................................................................................70
Figura 8.22 Prueba GPS ....................................................................................................................71
Figura 8.23 Georreferenciacion de la Cancha de Futbol De La PUJ ..................................................71
Figura 8.24 Prueba de Estabilidad en el Aire ....................................................................................73
10
Figura 8.25 Estabilidad Luego de Descenso por Falta de Energia .....................................................73
TABLA DE GRAFICAS Grafica 5.1 Respuesta En Roll a Entradas Positivas ..........................................................................25
Grafica 5.2 Respuesta En Roll a Entradas Negativas .........................................................................28
Grafica 5.3 Respuesta En Pitch a Entradas Positivas ........................................................................30
Grafica 5.4 Respuesta En Pitch a Entradas Negativas .......................................................................31
Grafica 5.5 Respuesta En Yaw a Entradas Negativas ........................................................................33
Grafica 5.6 Respuesta En Yaw a Entradas Positivas ..........................................................................34
Grafica 5.7 Resultados Comparativos del Controlador Continuo y Discreto ....................................47
Grafica 5.8 Resultados de la Utilización de un Control PID ..............................................................49
Grafica 5.9 Resultados de la Utilización de un Control PI .................................................................50
Grafica 5.10 Resultados del Control PI Discreto Para PITCH.............................................................51
Grafica 5.11 Resultados del Control PI Continuo Para ROLL.............................................................52
Grafica 5.12 Resultados del Control PI Discreto Para ROLL ..............................................................53
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1. INTRODUCCIÓN En muchos países del mundo los seres humanos, por falta de herramientas o por dificultades del
terreno , se ven obligados a realizar labores de alto riesgo , que no solo ponen en peligro sus vidas,
sino también las vidas de muchos otros seres humanos, como respuesta a estos se puede ver en los
recientes avances tecnológicos la fabricación de nuevos sensores (cámaras, GPS, acelerómetros),
desarrollo de micro controladores entre otros, como herramientas para realizar sistemas robus-
tos que permiten la implementación de plataformas experimentales para el desarrollo de sistemas
autónomos. Entre estos sistemas se encuentran los UAV, (Unmanned Aereal Vehicles), los cuales
son básicamente aviones o helicópteros controlados desde tierra, es decir, no son tripulados, y adi-
cionalmente cuentan con la capacidad de llevar carga que les sirve de ayuda para efectuar tareas
específicas durante su vuelo, como la de reconocimiento, de observación, de adquisición de datos ,
tales como “The MicroB”, “The Boomerang”1.
El proyecto a tiene como objetivo diseñar e implementar un control automático de posición reali-
mentado mediante un sistema de posicionamiento global. Un UAV como el que se empleará en este
proyecto, está compuesto por dos unidades, la unidad en tierra y la unidad aérea. La unidad en tie-
rra es la encargada de controlar el vehículo, preparar las misiones y de recibir la información en-
viada desde la unidad aérea y los sistemas que controlan y coordinan el movimiento UAV a manera
de control de alto nivel. La unidad aérea está conformada por una plataforma o UAV previamente
adquirido, que tiene incluido un sistema de estabilidad (control en bajo nivel), además está com-
puesto por uno o varios módulos que conforman cargas útiles adaptadas a la plataforma (cámara,
GPS, Acelerómetros) y de un sistema de comunicación con la unidad en tierra.
Para el desarrollo del proyecto se sintetizo e implemento un controlador de posición que es retroa-
limentado mediante un GPS (Sistema de Posicionamiento Global) y sensores (brújula aceleróme-
tro). El controlador que se diseño es de alto nivel, pero debido al ruido generado por la navegación,
y el hecho de no usar herramientas de filtrado, se espera de que haya cierta incertidumbre medible
en el posicionamiento. Adicionalmente se deben cumplir algunos logros específicos, como caracte-
rizar y determinar las especificaciones necesarias para ser implementadas en las unidades actuado-
ras previamente caracterizadas.
En el desarrollo de la realimentación se utilizará un GPS, y sensores inerciales (Acelerómetro,
Brújula), sobre el Quadri-motor y se transmitirá de manera inalámbrica la información hacia la uni-
dad base, finalmente mediante un protocolo de pruebas se observaran los resultados obtenidos.
1 Documentación adicional sobre estos UAV, puede ser encontrada en la página web de BlueBird-UAV http://www.directindustry.es/prod/wwwbluebird-uavcom/vehiculo-aereo-no-tripulado-uav-para-aplicaciones-civiles-61783-398054.html
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2. MARCO TEÓRICO
2.1. VEHÍCULO AÉREO NO TRIPULADO Los UAV, como lo indican sus siglas en Ingles (Unmanned Aereal Vehicle), es un vehículo Aéreo
No Tripulado, el cual tienen tanto usos militares como civiles. Dentro de sus aplicaciones civiles,
las más comunes son: la vigilancia de tráfico en carreteras, operaciones de búsqueda aérea y salva-
mento, la recolección de información para la predicción meteorológica, vigilancia de bosques o
detección de fuegos. Algunos prototipos existentes en la actualidad son: “The MicroB”, “The Boo-
merang”2. En el campo académico existe un prototipo que está en el más alto nivel en el desarrollo
de este tipo de vehículos, y es el “MAST”(Micro Autonomous System Technologies)3 Dado que el
proyecto tendrá aplicaciones civiles, como parte del proyecto se utilizó un Helicóptero de 4 rotores,
manipulado por un control remoto desde tierra.
Para comprender el funcionamiento y el movimiento del UAV, inicialmente se plantea un eje de
coordenadas y se le da un nombre a cada uno de los 3 movimientos que el UAV posee. Figura 2.1
Figura 2.1 Coordenadas del UAV
Dentro de la configuración de un UAV, el sentido de rotación de las hélices debe ser el mismo para
los motores 1 y 3 y opuesto a los motores 2 y 4, debido a la necesidad de compensar el torque ge-
2 Documentación adicional sobre estos UAV, puede ser encontrada en la página web de BlueBird-UAV http://www.directindustry.es/prod/wwwbluebird-uavcom/vehiculo-aereo-no-tripulado-uav-para-aplicaciones-civiles-61783-398054.html 3 Desarrollado por: Daniel Mellinger, Nathan Michael, Vijay Kumar.
Mayor información sobre el grupo de desarrollo en su página web:
http://www.grasp.upenn.edu/research/micro_autonomous_system_technologies_mast
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nerado por cada motor, al haber 2 motores girando en un sentido y 2 en el sentido opuesto, teórica-
mente el momento angular debe ser cero.
Modificando el torque generado por cada motor, que es la fuerza de propulsión del rotor, por el
brazo al centro del UAV, se controla cada uno de los movimientos, así la sumatoria de torques ejer-
cidos por los motores 1 y 3 controlan el PITCH, así como la sumatoria de torques ejercidos por los
motores 2 y 4 controlan el ROLL. Finalmente el momentum angular de los 4 motores le da su mo-
vimiento en YAW. Cabe aclarar que la estabilidad del UAV está dada por el control de bajo nivel
que ya se encuentra implementado de fábrica, este control se encarga de manejar los 4 movimientos
(yaw pitch roll y elevación) cada uno de forma independiente y no es el objeto de estudio, el pro-
yecto utilizará dicho controlador como apoyo, y tendrá dos controles de posición, uno para movi-
miento en pitch, y otro para movimiento en roll, y un control de aceleración para el movimiento en
Yaw.
Básicamente el UAV, se controla mediante un control remoto, que modifica un set point de la con-
figuración4 del Quadri-motor. Inicialmente se sincroniza dicho control remoto con la unidad aérea,
encendiendo el control remoto, y esperando algunos segundos a que se establezca una comunica-
ción entre ambos. El movimiento de las palancas del control, modifica el voltaje de referencia en el
mismo, lo que hace que varié el voltaje aplicado sobre cada motor, y por lo tanto su fuerza de pro-
pulsión.
Tal y como se enuncio anteriormente, el control de velocidad, para movimiento en YAW, y los 2
controles de posición,para los movimientos en PITCH y ROLL, a desarrollar se apoya en el control
de bajo nivel, ya implementado por el fabricante sobre la plataforma. Cabe aclarar que el control de
bajo nivel es utilizado para el desarrololo de este proyecto.
2.2. SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL Un Sistema de Posicionamiento Global (GPS), por sus siglas en ingles, Global Positioning System.
Dicho sistema es muy utilizado en la navegación tanto Terrestre, marítima como aérea, dado que
indica su posición mediante coordenadas geográficas, proporcionando Latitud, Longitud, y en la
mayoría de casos incluso altitud sobre el nivel del mar, así como una gran cantidad de información
que permite verificar la calidad de sus medidas.
Dependiendo de calidad del producto, así como la ubicación geográfica donde se encuentre, la reso-
lución, o exactitud que puede tener un sistema de estos llega en ocasiones a menos de 3 metros de
error en latitud y longitud y menos de 2 metros en altitud. Además existen DGPS, que son GPS
diferenciales, los cuales dan una exactitud de centímetros.
Un GPS funciona de la siguiente manera: el dispositivo se tarda aproximadamente 30 segundos en
sincronizarse y comenzar a dar información valida. Dicha información viene dada por una triangu-
lación entre satélites ubicados en el espacio. El GPS ubica y se enlaza con un mínimo de 3 satélites,
de los cuales recibe su identificación, posición y hora, el dispositivo automáticamente calcula su
4 La configuración es el punto en el cual los controles, así como las variables del UAV inician. Es
decir los valores predeterminados por el fabricante de la plataforma.
14
distancia a cada satélite, dependiendo el tiempo que tarda la señal en recibirse, luego de conocer
dicha distancia, es fácilmente conocida su distancia relativa a los 3 satélites, como se conoce la
posición geográfica de cada satélite se determinan las coordenadas reales del dispositivo.
En este proyecto se hace relevante el uso de un GPS, ya que será el encargado de obtener la posi-
ción del UAV en coordenadas geográficas, y retroalimentar esa información a la unidad base, para
que pueda ser procesada y permita realizar las modificaciones de dirección o posición del mismo,
respecto al punto de destino. Cabe mencionar que el error de posición del UAV, va a ir en aumento
por la incertidumbre en las mediciones del GPS, pese a esto sería ideal implementar sobre él un
Filtro de Kalman, pero se encuentra fuera de los objetivos del proyecto , aunque podría posterior-
mente implementarse en trabajos futuros.
Por otra parte, existen otros conceptos que son necesarios para entender el funcionamiento del pro-
yecto, como lo son sensores inerciales y magnéticos, para ser más específicos acelerómetros y
brújulas.
2.3. SENSORES INERCIALES Y MAGNÉTICOS El primero de dichos sensores es un Acelerómetro, el cual es un sensor inercial, que proporciona
información en un sentido sobre la aceleración de los ejes coordenados XYZ . Adicionalmente
existen sensores que realizan medidas sobre los 3 ejes de coordenadas simultáneamente, midiendo
la aceleración neta en cada eje. Como el que se utilizo en este proyecto (MMA7260Q).
Dentro de los tipos de acelerómetro más utilizados se encuentran los de condensador. Este tipo de
acelerómetro mide el cambio de capacidad eléctrica, mediante una masa sísmica ubicada entre dos
placas metálicas, funcionando como condensador, al moverse dicha masa, se produce un cambio en
la capacidad eléctrica, el cual es medido, indicando posteriormente una aceleración.
El otro sensor enunciado anteriormente es un sensor magnético, una brújula, que como es sabido
ofrece información sobre la orientación respecto al norte magnético del planeta. Las coordenadas
sobre las cuales da información son las mismas de navegación Norte, Sur, Este, Oeste. Y sus consi-
guientes puntos medios, Nor-Este y Oeste Y Sur-Este y Oeste.
Un sensor magnético funciona midiendo los campos magnéticos, en especial el campo magnético de
la tierra, por lo tanto una brújula es susceptible a errores generados por campos magnéticos como
los producidos por imanes u otro tipo de dispositivos que causen campo magnético.
En el proyecto se hace necesaria la utilización de un sensor magnético o brújula, ya que será el dis-
positivo que le dará la orientación a la unidad aérea, para que en la etapa de control, puedan ser
correctamente utilizados los datos obtenidos por el GPS, y los cuales le darán la posición destino.
Cabe aclarar que los acelerómetros, únicamente dan la aceleración en alguno de los 3 ejes, pero no
permiten tener una orientación respecto al polo magnético de la tierra. Lo cual es muy importante
ya que las coordenadas geográficas tienen su origen en los polos terrestres. Más adelante se enun-
ciarán los errores producidos por la diferencia entre el polo magnético y el polo geográfico.
15
2.4. PROTOCOLOS DE COMUNICACIÓN Otro aspecto muy importante en el proyecto son los protocolos de comunicación. Su relevancia
radica en que gracias a ellos, se pueden tener comunicaciones por todo el mundo, ya que dichos
protocolos son estándares utilizados por todo el planeta.
Los sensores tienen un protocolo de comunicación definido, así como el GPS, y la comunicación
serial con el computador. A continuación se hará una descripción de lo que son y cómo funcionan
los protocolos que se utilizaron.
2.4.1. PROTOCOLO RS 232 El protocolo RS-232, es un protocolo de comunicación serial, el cual básicamente envía los datos
bit a bit, y es capaz de enviar tramas entre 5 y 8 bits. Para poder establecer la comunicación es nece-
sario utilizar un modulo Receptor-Transmisor-Asíncrono-Universal (UART), el cual más adelante
será visto un poco más a fondo.
Por tratarse de una comunicación asíncrona, se deben enviar bits de inicio, así como de parada, los
cuales permitirán conocer cuando se inicia el envió de datos y cuando termina. La figura 2.2 (1)
muestra una trama de datos del protocolo RS-232.
Figura 2.2 Trama de datos-RS232
Cuando el transmisor no se encuentra enviando datos, la línea se encuentra en alto, estado libre
(Idle). Cuando se va a iniciar el envió, la línea se coloca en bajo, el cual es el bit de inicio, a conti-
nuación van los datos, en este caso los 8 bits, iniciando con el bit menos significativo (LSB), y con-
cluyendo con el más significativo (MSB). Finalmente la línea del transmisor vuelve a ubicarse en
alto, este es el bit de parada.
2.4.2. PROTOCOLO NMEA 0183 El protocolo NMEA 0183 o simplemente NMEA, permite la comunicación entre dispositivos como
Sonares, Brújulas, GPS, con bases de control u computador y es desarrollado y controlado por la
Asociación Nacional de Electrónica Marina (National Marine Electronics Association), de allí su
nombre.
Este protocolo es un estándar definido típicamente por una velocidad de transmisión de 4800 bau-
dios, 8 bits de datos, 1 bit de parada, y sin control de flujo. Aunque existen algunos dispositivos que
permiten modificar la velocidad de envió.
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NMEA es enviado por frases, las cuales inician con el carácter '$'. Los 2 siguientes datos recibidos
son “Identificador del Transmisor” seguido de 3 letras que identifican la frase o el formato, segui-
dos por una coma que los separa de los datos, y finalmente un bit de Chequeo de errores “Check-
sum” (2)
Los formatos más comunes para estos mensajes son $GPRMC, $GPGGA, $GPGSA, $GPGLL y
$GPGSV. Aunque no todos los dispositivos están en la capacidad de enviar todos los mensajes,
existe un mínimo conjunto requerido y es el $GPRMC, ya que el contiene los datos necesarios para
un posicionamiento global exitoso.
2.4.3. PROTOCOLO I2C Es un bus bidireccional basado en dos hilos por el que se transmiten datos vía serial y simplifica
la interconexión de dispositivos. Soporta la transmisión de datos de hasta 400kbd.
Las líneas SDA y SCL son bidireccionales. En el protocolo existen un maestro (que genera la señal
de SCL y controlan la comunicación) y esclavos que responden a peticiones del maestro.
En cualquiera de estas configuraciones, el dispositivo maestro es el único que tiene la capacidad de
iniciar la transferencia, decidir con quien se realiza, y cuando finaliza.
Las líneas, necesitan resistencias externas de PULL-UP.
El dato en SDA debe estar estable durante el periodo ALTO de reloj. SDA sólo puede cambiar
mientras SCL se encuentre a nivel BAJO. La excepción a esta regla son condiciones de INICIO Y
PARADA.
Figura 2.3 Trama de datos-Protocolo I2C
Cada dato que se envía por SDA que está formado por 8 bits, incluye un mecanismo de comproba-
ción llamado handshaking.
Para realizar la transferencia completa se debe enviar la secuencia de inicio, en los siguientes 7 bits
se envía la dirección del dispositivo, en donde se indica si se va a efectuar una lectura o una escritu-
ra. Luego de ser enviados estos 8 bits, el maestro debe esperar una señal de reconocimiento por
parte del esclavo. Seguidamente la secuencia correspondiente se trasmite hasta que el maestro envía
la condición de parada.
17
Figura 2.4 Transferencia Completa 5
2.4.4. PROTOCOLOS UART Un UART, como sus siglas lo indican “Universal Asynchronous Receiver Transmitter” (3) es un
circuito integrado utilizado para comunicaciones seriales asíncronas con un computador u dispositi-
vos electronicos a través de un puerto serial. Usualmente son utilizados por micro controladores e
interfaz como RS232. y RS 485.
Un UART toma los datos del transmisor y los envía en secuencia bit a bit, iniciando con el bit me-
nos significativo (LSB). La segunda UART, los recibe y re-ensambla como un bytes completos. La
figura 2.2 muestra como se envía una trama de datos, en dicho caso mediante una interfaz RS-232.
Dispositivos de interfaz como los mencionados anteriormente (RS-232, RS-422,RS-485) se utilizan
para convertir las señales de nivel de la lógica de la UART hacia y desde los niveles externos de
señalización.
La mayoría de las comunicaciones se realizan “FULL DUPLEX”, o en otras palabras, pueden en-
viar y recibir datos simultáneamente.
La comunicación entre el receptor y el transmisor es sencilla. El transmisor genera un Bit de inicio,
que es tomado por el receptor y hace que se sincronice su reloj con el del transmisor, seguidamente
el transmisor envía bit a bit los datos (típicamente 8 bits) separados un tiempo definido (tiempo de
bit), comenzando con el bit menos significativo y concluyendo con el más significativo, finalmente
envía un bit de paridad (si es utilizado para verificar errores) y/o un bit de parada. Por su parte el
receptor verifica constantemente los niveles en busca del los bits siguientes al bit de inicio, y guarda
cada uno de los niveles obtenidos luego del tiempo de bit, en una memoria interna o “Shift Regis-
ter”. Finalmente el receptor ubica en alto una bandera que indica que existe en nuevo dato disponi-
ble, para que pueda ser utilizado en una interrupción en un micro controlador o donde sea usado.
5 Tomado de http://arantxa.ii.uam.es/~gdrivera/labetcii/curso0708/pract2.htm
18
3. DESCRIPCIÓN GENERAL El objetivo de este proyecto es implementar un control de alto nivel sobre un vehículo UAV de 4
rotores adquirido previamente, que gobierne su posición en el espacio abierto, y sea realimentado
por GPS. La plataforma (UAV) tiene un control de bajo nivel previamente diseñado e implementa-
do por los fabricantes. El sistema poseerá una estación en tierra, que de forma inalámbrica estará
encargada de recibir y procesar la información sobre la ubicación espacial del UAV censada por un
modulo GPS, así como la orientación y movimientos en pitch, roll, y yaw, datos que serán tomados
por acelerómetros y brújula. Finalmente y luego del procesamiento de información, la unidad base
generará y realimentará los comandos de movimiento necesarios para llevar la plataforma hasta una
ubicación deseada mediante la manipulación de la interfaz de radio control, que hace parte del UAV
original. En otras palabras la unidad base modificará de manera automática el control remoto, lo
que permitirá controlar el UAV.
El UAV o plataforma es un vehículo de cuatro motores, más conocido como Quadri-motor. El mo-
delo escogido fue el Walkera UFO 6 y un radio control (2.4Gz). Las dimensiones del Quadri-
motor le dan gran maniobrabilidad, los 18 cm de diámetro de los rotores, sus 50 cm tanto de largo
como de ancho, le ofrecen un peso en vuelo de 210 gramos, lo que significa poco consumo de
energía para lograr desplazamiento. (4) Se alimenta con una batería de 7.4 V 800 mAh Litio-
Polímero con lo que se logra hasta 12 minutos de vuelo.
El Quadri-Motor es un vehículo, el cual posee una unidad central y 4 rotores distribuidos de la si-
guiente manera: Los dos rotores frontal y posterior giran en el sentido de las manecillas del reloj,
controlando la inclinación del mismo (PITCH), y los rotores laterales, que giran en sentido contrario
de las manecillas del reloj controlan el balanceo del mismo (ROLL).
6 Puede encontrarse toda la información en la página web: http://www.rchelicoptershop.net/catalog/walkera-ufo-p-803.html
Figura 3.1 Diagrama de bloques
Figura 3.2 Diagrama de Bloques General
19
Figura 3.3 Orientacion Del UAV
Esta configuración de giro en sentido de las manecillas y contra las mismas, permite un punto de
equilibrio del vehículo, en estado estable, es decir, un vuelo sostenido, cuando las fuerzas se equili-
bran. Adicionalmente la suma de los momentos de reacción de cada motor, le dan al vehículo el
movimiento de rotación (YAW). Cabe recalcar que el control de los movimientos que estabilizarán
la plataforma en vuelo, es el original de la misma y ya está solucionado por el fabricante, y es el que
se denomina control de bajo nivel.
El sistema de control del vehículo se basara en el control de cada uno de las tres dimensiones sobre
las cuales el UAV tendrá movimiento. Adicionalmente, llevará una unidad de ubicación geográfica,
o GPS. Enlazada con una unidad de transmisión que comunicara a la unidad base los datos de su
posición, ver figura 3.1.
3.1. UNIDAD BASE
Figura 3.4 Diagrama de Bloques Unidad Base
La unidad base se divide en 3 módulos, uno de esos es el módulo receptor Con el que se pueda
tener un alcance aproximado de 100 metros en exteriores con línea de vista. El objetivo es retroa-
limentar los datos enviados por el GPS y llevarlos a la estación base, ver Figura 3.4. La referencia
utilizada fue un X-Bee Pro el cual posee un alcance de más de 100 m con línea de vista .Otro modu-
lo es donde se encuentra el micro controlador, este será el encargado de procesar y codifi-
20
car mediante software los datos entregados por el usuario utilizando una interfaz grafica desarrolla-
da que procesa los datos en tiempo real. Adicionalmente permite observar y analizar todos los datos
adquiridos y será vista a profundidad más adelante. Dicha interfaz comunicará el computador y la
unidad micro controlada, adicionalmente inicializara el sistema, enviara órdenes al módulo de mo-
vimiento. Finalmente el modulo de Interfaz de control es el encargado de recibir órdenes de
la unidad micro controlada, y trasladarlas al control remoto, proveniente de fabrica, que enviará
estas órdenes de manera inalámbrica al receptor de comandos ubicado en unidad aérea.
3.2. UNIDAD AEREA
Figura 3.5 Diagrama de Bloques Unidad Aérea
La unidad aérea, figura 3.5, se divide en múltiples sistemas, uno de esos es el módulo de GPS que
debe tener como características bajo peso, bajo consumo y estar en capacidad de comunicarse con
un medio de transmisión inalámbrica. La referencia utilizada fue el TK-1315LA, del fabricante
“San Jose Technology”, el cual permite adicionalmente y a diferencia de los GPS más comunes
configurar la velocidad de transmisión, así como la tasa de actualización. Por otra parte, dentro de la
unidad aérea, se encuentra el receptor de comandos integrado en la plataforma modelo Walkera
UFO # 5, este es un sistema electrónico es el encargado de recibir las acciones procesadas en la
unidad base, con las que le ordenara al helicóptero las rutinas necesarias para llegar a las coorde-
nadas deseadas, Es necesario enunciar que dicho receptor no fue modificado. Para la transmisión se
desea un módulo con el que se pueda tener una un alcance aproximado 100 metros en exteriores con
línea de vista7, tal y como se enuncio en la unidad base, se utilizo el modulo X-Bee Pro. Con los que
de acuerdo a sus especificaciones permiten enviar los datos, tomados por el GPS.
El diagrama de bloques de la Figura 3.2 muestra de manera muy básica el sistema de control que se
utilizará en el UAV, donde el punto de referencia se colocara por medio de un computador , este
será procesado por la unidad micro controladora para que la interfaz de radio control pueda enviar
las ordenes al control remoto de la plataforma.
7El objeto de esta selección, es que se dispondrá de un terreno para pruebas de este tipo de
dimensiones.
21
Figura 3.6 Diagrama de Flujo Del Control
Ya en la unidad aérea se recibirán las ordenes, mientras el modulo GPS y los sensores capturarán
datos durante la operación para ser transmitidos por medio del modulo transmisor.
Nuevamente en la unidad base, el receptor recibirá los datos enviados desde la unidad aérea y se lo
entregará a la unidad micro controlada, con los que se detectará el error, lo que permitirá tomar las
acciones correspondientes en el UAV.
22
4. REQUERIMIENTOS El proyecto utilizará un GPS para realimentar la posición, y dado que el UAV tendrá movimiento
debemos medir por medio de sensores dicho movimiento. El consumo de los componentes de la
unidad aérea debe ser mínimo para garantizar el correcto funcionamiento del uav, por lo tanto, esta
limitado a una corriente máxima de 230 mA, la cual es generada por la batería durante un tiempo
razonable, aproximadamente 8 a 10 min. Este tiempo es considerable teniendo en cuenta que la
autonomía de vuelo de la plataforma aérea sin modificar es de 12 min.
Este consumo es necesario ya que tanto el micro controlador, el GPS, el transmisor y sensores,
están en continuo funcionamiento, y son las unidades más importantes.
Es importante tener en cuenta qué tipo de elementos o dispositivos son necesarios para el correcto
funcionamiento del sistema. Dichos requerimientos se nombraran a continuación.
4.1. GPS Se definirán algunos criterios para la escogencia del modulo.
TAMAÑO: Así como los demás dispositivos uno de los principales requerimientos es el bajo peso,
debido a que la capacidad del UAV para levantar peso es limitada (40 g). Lo ideal sería que las
dimensiones sean lo mas pequeño posible.
TASA DE ACTUALIZACIÓN Y TRANSMISION DE DATOS: Debido a que los datos suminis-
trados por el GPS son para ubicar la plataforma y no para hacer el control de posición (yaw, pitch y
roll) no es fundamental actualizar la información del GPS a una frecuencia mayor de 1 Hz. Pero
para mejorar la tasa de muestreo sobre la plataforma es necesario que transmita a la mayor velo-
cidad posible y dada las referencias comerciales la velocidad máxima es de 115900 bps.
NUMERO DE CANALES: El número de canales proporciona la cantidad de satélites a los cuales
se puede enlazar, pero no tiene sentido adquirir un modulo que se posea más de 24 canales, ya que
únicamente existen 24 satélites GPS en el mundo y un dispositivo no puede observar más de 12
satélites al tiempo. Pero dado que los GPS más comunes son de 20 canales, el GPS a utilizar debería
ser de este tipo.
TIPO DE ANTENA: el GPS debe tener preferiblemente una antena interna ya que lo por las limi-
taciones de la plataforma aérea el peso afecta de forma significativa el comportamiento de esta
unidad.
EXACTITUD: De acuerdo con los módulos que se encuentran en el mercado, teniendo en cuenta
la relación tamaño y costo , la exactitud mas pequeña que se encuentra es de 10 mts en condicio-
nes optimas es decir que para una buena aproximación se necesitan cálculos estadísticos para corre-
gir los errores de la medición como por ejemplo el filtro de Kalman , además esta información no
es relevante al momento de realizar control sobre la plataforma, debido a que con los datos que
entrega el GPS lo que se busca es localizar la plataforma
23
4.2. ACELERÓMETRO Dada la necesidad de bajo peso de los dispositivos, es importante que el sensor sea de 2 o 3 ejes
para no tener uno por cada eje. El consumo de energía debe ser bajo respecto al que tiene la plata-
forma aérea (5 A máximo consumo) para no alterar el control de bajo nivel que ya viene incluido
en la unidad aérea, del orden de 0.5 m A a 1 m A. Y que la sensibilidad pueda ser variable de 1.5 g
a 6 g, con el fin poder cambiar la resolución en las medidas al gusto del usuario, y adicionalmente
poder ser utilizados en cualquier tipo de UAV.
4.3. BRÚJULA El tamaño de la brújula debe ser el mínimo posible debido a la restricción de peso, el rango de fuen-
te de alimentación entre 2.5 V y 5 V esto se debe a que el control de bajo nivel proporciona alimen-
tación a estos voltajes, así como un consumo menor a 2 mA, teniendo en cuenta los valores defini-
dos anteriormente. Además diferentes modos de adquisición de los datos para mejorar la frecuencia
de muestreo, Resolución menor o igual a 2 grado. Para que las medidas, permitan un control más
eficiente.
MODULO DE TRANSMISIÓN INALÁMBRICA
Este modulo también es muy importante, ya que de él depende que los datos tomados por los senso-
res y por el GPS, lleguen a tiempo y completos, por lo tanto:
TAMAÑO: El modulo de transferencia debe ser pequeño y liviano , debido al peso que puede apor-
tar a la unidad aérea. El peso debería ser menor a 20 gr. Esto se debe a las especificaciones dadas
anteriormente.
VELOCIDAD DE TRANSMISIÓN: Una velocidad mayor o igual a 115900 bps garantiza que el
lazo de control tenga una frecuencia de muestro 10 veces más grande que el ancho de banda de la
plataforma con lo que se asegura que al momento de hacer control este sea eficiente , adicionalmen-
te la base terrestre tendrá mayor tiempo para procesar los datos ya que al ser enviados con mayor
velocidad es menor el tiempo que gasta recibiendo los datos provenientes de los sensores.
CONFIABILIDAD: Dentro de lo posible, el modulo debe poder modificar los canales con el fin de
evitar interferencias con otros dispositivos que estén operando en la misma banda. Por ejemplo, el
control remoto del helicóptero trabaja en la frecuencia de 2.4 GHZ que es la misma del X-Bee
Pro. Esta opción en el dispositivo permite que al recibir los datos y al manipular el control remoto
no exista interferencia entre ellos. Este parámetro es un requerimiento del aeromodelismo para
evitar accidentes en la manipulación de los aeromodelos
DISTANCIA: Debe tener un alcance en exteriores mayores a 50 m y en interiores mayor a 20m, ya
que estas distancias son suficientes para evaluar el comportamiento de sistema que se desea montar
en la plataforma remotamente.
BANDAS: Por facilidad debe utilizar una banda de transmisión libre, que no necesite licencias.
24
4.4. MICRO CONTROLADOR DEL CIRCUITO BASE Y DEL CIRCUITO AÉREO Las características principales que debe tener este micro controlador son un consumo moderado,
menor a 80 mA, pero principalmente que ofrezcan una buena resolución.
Como en la unidad aérea se están midiendo datos de manera análoga la implementación de un con-
versor de 12 bits o más dará una mejor resolución en cuanto a los datos adquiridos adicionalmente
son de fácil adquisición.
5. DESARROLLO DE HARDWARE El lazo de control del Quadri-rotor es en malla cerrada, con transmisiones inalámbricas, y la si-
guiente figura lo muestra;
25
Figura 5.1 Diagrama General De Control
Este implica el desarrollo de la unidad base y de la unidad aérea, el desarrollo de estas es explicado
a continuación.
5.1. DESARROLLO UNIDAD AEREA
Figura 5.12 Diagrama General Unidad Aérea
5.1.1. SENSORES Los sensores son un elemento clave en lazo de control ya que proporcionan información respecto a
los estados de la plataforma aérea (Quadri-motor) como el Yaw, Pitch, Roll y la ubicación geográ-
fica. En el Quadri-motor lo esencial de los componentes es que sean pequeños ligeros y de bajo
costo debido a las características de la planta.
Los sensores necesarios para medir los estados de la plataforma se ubican en la unidad aérea y son
3, el acelerómetro de tres ejes que proporciona tres aceleraciones (uno para cada eje de un sistema
26
de coordenadas cartesianas). Un sensor magnético de proporciona la dirección norte terrestre. Un
módulo GPS que proporciona la ubicación de la plataforma en coordenadas geográficas y la altitud.
5.1.1.1. ACELERÓMETRO
Figura 5.1.1.13. Foto del Acelerómetro escogido
El MMA7260Q es un acelerómetro capacitivo, con un consumo aproximado constante de 0.5 mA,
según la hoja de especificaciones, los cuales operan con una técnica donde la capacitancia del ele-
mento sensor interno varía en función de la aceleración aplicada.
Figura 5.1.1.14. Ilustración Funcionamiento Acelerómetro Capacitivo8
En la figura 5.4 se representa el elemento sensor, que consiste en dos placas conductoras paralelas
tipo electrodo con área de exposición A y una masa m Suspendida por medio de un elemento con
rigidez k. Entre la masa y los electrodos existe una distancia base de simétrica, que se controla con
precisión, por lo que el aire que existe en el hueco entre cada electrodo y la masa sísmica forma un
“capacitor mecánicamente variable”. El cambio en la distancia “d” corresponde a los cambios en
la capacitancia. Estos acelerómetros incorporan circuitos micro-eléctricos que usan puentes capaci-
tivos para convertir el cambio de capacitancia a una señal de voltaje útil proporcional a la acelera-
ción.
Se decidió que la ubicación del acelerómetro debe estar cerca el centro de gravedad del Quadri-
motor, además este debe estar en una superficie plana para evitar errores en el momento de medi-
ción.
La selección de la sensibilidad se hace por medio de la siguiente tabla y se escogerá desde la pro-
gramación en el DSPIC. Dependiendo de la sensibilidad seleccionada se ganará resolución en la
medición de la aceleración.
8 Tomado de la hoja de especificaciones del fabricante, modelo MMA7268Q
27
Figura 5.1.1.1 Posibles Rangos de Sensibilidad Ajustable
Conocidas las características del acelerómetro, este se utilizara para medir los ángulos de inclina-
ción del Quadri-motor (ROLL y PITCH).
Al utilizar un ADC de 12 bits y el acelerómetro al estar conectado a una fuente de voltaje de 3.3 v,
la sensibilidad de aceleración que tenemos es de.
De acuerdo a la naturaleza de la plataforma hay ruido el ruido mecánico producido por las vibra-
ciones de los motores y dinámica de esta, causando que las mediciones adquiridas l sean poco con-
fiables. Con base a esto el nivel de ruido dependerá claramente del Ancho de Banda elegido para el
sensor.
Para elegir el ancho de banda del sensor se hace un análisis de FFT en cada eje del acelerómetro
con el cuadrimotor encendido a máxima potencia y así determinar las frecuencias presentes.
5.1.1.1.1. ANÁLISIS EN FRECUENCIA DEL RUIDO SOBRE EL ACELERÓMETRO
Los datos a analizar se obtuvieron al conectar el acelerómetro al microprocesador aéreo muestrean-
do la señal con una frecuencia de 385 Hz. Se obtuvieron datos de la señal con ruido el cual es gene-
rado al encender los motores del UAV, el ruido varía según las revoluciones por minuto (RPM) de
los mismos.
Previo al análisis y procesamiento, a partir de una búsqueda teórica se seleccionó la transformada
wavelet como primera herramienta para abordar el problema, debido a que esta técnica tiene una
moda alta en la solución de problemas de reducción de ruido. Adicionalmente la transformada wa-
velet nos brinda información en tiempo y frecuencia.
Haciendo uso de wavemenu de MATLAB se logró observar que la señal tiene componentes de fre-
cuencia en todo el espectro como se puede observar en la Figura 5.6 y 5.7 Para el análisis en fre-
cuencia de estas señales, el programa filtra la señal en diferentes frecuencias, iniciando con a1, y
mira los componentes de ruido en cada señal filtrada. Como se ve en la figura 5.6 a partir de la divi-
sión a3 las señales generan variaciones con menor amplitud formando una señal más estable como
lo muestra la sección a5, en la cual la señal filtrada solo varía entre 4 valores pero en la figura 5.7 la
señal a5 tiene una variación entre 30 valores lo que hace que se tenga que utilizar mayor numero
de niveles para hacer un filtro pasa bajos más selectivo.
28
Figura 5.1.1.1.1 Señal Sin Ruido
Figura 5.1.1.1.1 Señal Con Ruido
Una segunda opción para analizar los datos fue utilizar la transformada de Fourier con el fin deter-
minar las componentes de frecuencia con mayor aporte en la señal. Al implementar la transformada
de Fourier en MATLAB se encontró que el espectro de las señales con vibraciones y sin vibraciones
29
estaba concentrado en las frecuencias cercanas a cero como se muestra en la figura 5.8 y 5.9 este
resultado se esperaba ya que el acelerómetro debe dar un valor de voltaje constante .
Figura 5.1.1.1.1 Análisis FFT Con Ruido Figura 5.1.1.1.1 Análisis FFT Con Ruido
A manera de comparar los resultados obtenidos con la transformada de wavelet y la transformada
de Fourier se realizo una prueba con el osciloscopio donde se observo la señal de salida del ace-
lerómetro en modo de transformada de Fourier. Allí se pudo observar que la componente con mayor
peso en el espectro se encuentra muy cercana a cero, sin embargo se observa que el espectro contie-
ne componente en todas las frecuencias.
Adicionalmente para la prueba se implemento un filtro análogo pasa-bajas de primer orden con
frecuencia de corte 10 Hz con el fin de reducir el aporte de las frecuencias mayores a 10 HZ. Figu-
ra 5.10.
Figura 5.1.1.1.1 Izquierda: Señal Con Ruido-Derecha: Señal Sin Ruido
-1500 -1000 -500 0 500 1000 15000
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4x 10
7 Magnitud de la DFT senal sin vibracion 670 HZ
Frecuencia (Hz)
-1500 -1000 -500 0 500 1000 15000
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4x 10
7 Magnitud de la DFT senal con vibracion 670 HZ
Frecuencia (Hz)
30
Finalmente cabe precisar que el análisis se realizo para los 3 ejes del acelerómetro y los resultados
fueron similares.
5.1.1.2. SENSOR MAGNÉTICO El sensor magnético funciona de manera similar a una brújula, es utilizado para medir la direc-
ción del campo magnético de la tierra y de esta manera obtener el YAW del Quadri-motor. Debido
a que su funcionamiento esta dado por campo magnético, es inmune a las vibraciones, pero vulne-
rable al ruido magnético.
Figura 5.1.1.2 Sensor Magnético
La sensibilidad del sensor es de 0.5°, y los datos son entregados por medio del protocolo de comu-
nicación I2C.
5.1.1.3. UNIDAD GPS
Figura 5.1.1.3 Unidad GPS
GPS utilizado es el TK-1315LA, cuyo consumo es de 46mA, se configuró para que transmitiera a
115200 bps.
Los datos entregados por el modulo GPS son por medio del protocolo NMEA, de donde se escogió
la trama GGA9, debido a que entrega los datos suficientes para el objetivo del proyecto(latitud,
Longitud, Altitud e indicador de calidad de la señal ).
Comprobado el funcionamiento del módulo GPS se conectó al periférico UART1 del
dspic30f4013 de la unidad aérea.
El modulo GPS trabaja a una frecuencia de 1 Hz, proporciona una trama de datos cada segundo, por
este motivo se configuró una interrupción en el DSPIC para atender esta señal.
9 Es un tipo de mensaje enviado dentro de la trama del GPS, en el protocolo NMEA, mayor
información puede ser consultada, manual del usuario V1.5, GPS- A1035H, Diciembre 2009.
31
5.1.2. TRANSMISOR La función del módulo transmisor es la de almacenar y enviar los datos medidos a la unidad base
por el acelerómetro, brújula magnética y GPS.
.
Figura 5.1.2 Diagrama de Bloques Transmisor
La potencia del transmisor puede ser modificada en niveles: “Low, Upper Low, Medium, High,
Maximum”. Para el fin de este proyecto se escogió la potencia media o nivel Medium.
Los datos enviados a una tasa de transmisión es de 115200 bps, son los provenientes el micro con-
trolador de la unidad aérea, los cuales esta divididos en los datos provenientes de los sensores, y del
GPS.
5.1.2.1. TRAMA SENSORES La siguiente fue la trama diseñada para la comunicación.
Pitch= valor calculado de Pitch
Roll= valor calculado de Roll
Voltaje=Valor medido para el control de nivel de la batería
Yaw = Valor calculado de Yaw
El envió de la trama Sensores a la unidad base es de forma continua, a una frecuencia de 170 Hz.
5.1.2.2. TRAMA GPS
32
El envío de la trama GPS que se hace a la unidad base a una frecuencia de 1 Hz, la cual es la máxi-
ma frecuencia que se puede adquirir información del GPS. Como se mencionó anteriormente estos
datos son atendidos por medio de una interrupción.
5.1.3. RECEPTOR DE COMANDOS El receptor de comandos es el que viene con el Quadri-motor
Figura 5.1.314. Esquemático Receptor de Comandos Integrado a la Plataforma
5.1.4. EXTRACCION DEL MODELO
Con el fin de realizar el controlador de posición, se hace indispensable obtener un modelo matemá-
tico del UAV, como planta en un sistema de control a lazo cerrado.
Nuevamente y como se ha enunciado anteriormente la plataforma posee un sistema de control de
bajo nivel implementado de fábrica, lo que permitirá analizar el UAV, como 3 sistemas indepen-
dientes, uno para cada movimiento, PITCH, ROLL Y YAW. Y por consiguiente los 2 controles de
posición, para PITCH y ROLL, y el control de velocidad para el YAW.
Inicialmente se realizó una serie de pruebas a cada movimiento de la plataforma (PITCH ROLL Y
YAW) para observar el comportamiento de cada sistema para luego caracterizar. Estas pruebas
consisten en aplicarle voltajes diferentes a cada entrada y por medio de la realimentación de los
sensores observar el comportamiento de la plataforma. Las entradas utilizadas para estas pruebas
fueron las siguientes:
33
PRUEBAS PITCH
PRUEBA 1 PITCH VIN REPETICIONES
0,054246285 5
0,151910828 5
0,352123142 5
0,552335456 5
0,752547771 5 Tabla 5.1
PRUEBA 2 PITCH VIN REPETICIONES
-0,648938429 10
0,752547771 10 Tabla 5. 2
PRUEBA 3 PITCH VIN REPETICIONES
-0,648938429 5
-0,448726115 5
-0,2485138 5
0,151910828 5
0,352123142 5
0,552335456 5
0,752547771 5 Tabla 5. 3
PRUEBAS ROLL
PRUEBA 1 ROLL VIN REPETICIONES
-0,648938429 10
-0,448726115 10
-0,2485138 10
-0,048301486 10
0,151910828 10
0,352123142 10
0,552335456 10
0,752547771 10
Tabla 5. 4
34
PRUEBA 2 ROLL VIN REPETICIONES
-0,648938429 10
0,752547771 10 Tabla 5. 5
PRUEBAS YAW
PRUEBA 1 YAW VIN REPETICIONES
-0,448726115 10
-0,351061571 10
-0,2485138 10
-0,150849257 10
0,151910828 10
0,249575372 10
0,352123142 10
0,537685775 10 Tabla 5. 6
Luego de esto se analizó la forma de la grafica resultante, observada mediante la interfaz grafica
implementada, de la cual se profundizará en la sección 6.3.
Luego de analizar todas las graficas, se observo que presentaban un comportamiento similar a un
sistema de segundo orden sub-amortiguado, adicionalmente se plateará un control de posición tanto
para pitch como para roll, para la planta que se aproximará a un sistema de segundo orden.
Por lo tanto se tomo la Ecuación característica (5) de un sistema de segundo orden.
Ecuación 5.1 Ecuación Característica Sistema Segundo Orden
Continuando con la extracción del modelo matemático se decidió medir la respuesta paso a una
serie de entradas o valores de set point, con el fin de obtener posteriormente las graficas que permi-
tan identificar el Tiempo de establecimiento, Porcentaje de sobre pico, y su ganancia.
Para medir estas respuestas se utilizaron los sensores ubicados sobre la misma.
Se hará el análisis de la extracción en los modelos de PITCH, ROLL ya que su comportamiento es
bastante similar y finalmente el de YAW.
35
5.1.4.1. ANÁLISIS MOVIMIENTO ROLL Graficas de los datos obtenidos para entradas positivas y posteriormente a entradas negativas. Estos
datos fueron muestreados a 16 Hz mediante los sensores explicados anteriormente., finalmente el
análisis de las graficas se encuentra en las tablas 5.1 y 5.2.
Grafica 5.1.4.1.7 Respuesta en ROLL a Entradas Positivas
En la tabla 5.1 se muestran los valores de entrada positivos.
Vin=0.65 V
Muestra 1 Muestra 2
ts 1.89 s ts 1.88 s
Wn 2.22 Wn 2.07
ξ 0.89 ξ 0.89
K1 32.5 K1 33.2
Muestra 3 Aproximación
ts 1.83 s ts 2,1651 s
Wn 2.24 Wn 2.075
ξ 0.89 ξ 0.89
K1 34.1 K1 33.1
Tabla 5.8 Valores de Entrada Positivos Para ROLL
36
Nuevamente para garantizar la veracidad del modelo se hizo el mismo análisis para entradas negati-
vas.
Grafica 5.1.4.1 Respuesta en ROLL a Entradas Negativas
Vin=-0.77
Muestra 1 Muestra 2
ts 2.64 s ts 2.495 s
Wn 1.83 Wn 1.94
ξ 0.89 ξ 0.89
K1 32.1 K1 34.1
Muestra 3 Aproximación
ts 2.252 s ts 2,1651 s
Wn 2.15 Wn 2.075
ξ 0.89 ξ 0.89
K1 33.1 K1 33.1
Tabla 5.1.4.19 Valores de Entrada Negativos Para ROLL
De los valores promedio de los datos medidos para cada variable se tiene para el modelo
37
Tomando los valores encontrados y reemplazándolos en la ecuación característica de un sistema de
segundo orden, se obtiene la siguiente función de transferencia de la planta para el movimiento en
ROLL.
Ecuación 5.2 Función de Transferencia de la Plataforma Para ROLL
Para la extracción del modelo en roll se hizo el análisis anteriormente explicado, a entradas positi-
vas y otras negativas. Se considero entrada negativa, ya que el valor de equilibrio es 1.6 V, el cual
será el nuevo 0. Por tanto valores menores a 1.6, serán consideradas como entradas negativas.
5.1.4.2. ANÁLISIS MOVIMIENTO PITCH Al igual que se hizo con ROLL, el análisis en PITCH, arrojo los siguientes resultados:
PITCH VIN = 0,66 V
muestras Pitch 1 muestras Pitch 2 muestras pitch 3
Ts(s) 2,6 Ts(s) 2,18 Ts(s) 2,03
ξ 0,89 Ξ 0,89 ξ 0,89
Wn (rad/s) 1,73 Wn (rad/s) 2,06 Wn (rad/s) 2,21
K1 43,1 K1 41,4 K1 42,1
muestras Pitch 4 muestras Pitch 5 Modelo pitch
Ts(s) 2,26 Ts(s) 2,3 Ts(s) 2,19
ξ 0,89 Ξ 0,89 ξ 0,89
Wn (rad/s) 1,99 Wn (rad/s) 1,95 Wn (rad/s) 2,05
K1 41,3 K1 41,5 K1 42
Tabla 5.1.4.210 Valores de Entrada Positivos Para PITCH
38
Grafica 5.1.4.2 Respuesta en PITCH a una Entrada Positiva
PITCH VIN = -0,77 V
muestras Pitch 1 muestras Pitch 2 muestras pitch 3
Ts(s) 2,17 Ts(s) 2,06 Ts(s) 2,25
ξ 0,89 Ξ 0,89 ξ 0,89
Wn (rad/s) 2,07 Wn (rad/s) 2,18 Wn (rad/s) 2
K1 43,7 K1 41,2 K1 42,8
muestras Pitch 4 muestras Pitch 5
Ts(s) 2,05 Ts(s) 1,96
ξ 0,89 Ξ 0,89
Wn (rad/s) 2,14 Wn (rad/s) 2,21
K1 40,1 K1 42,9
Tabla 5.1.4.211 Valores de Entrada Negativos Para PITCH
39
Grafica 5.1.4.2 Respuestas En Pitch a Entadas Negativas
Luego de realizar el análisis sobre las graficas, se determinaron los valores de tiempo de estableci-
miento, porcentaje de sobre pico y ganancia, mediante un promedio de los valores medidos en las
graficas.
De dichos promedios salen los valores tomados para el modelo
Tomando los valores encontrados y reemplazándolos en la ecuación característica de un sistema de
segundo orden, se obtiene la siguiente función de transferencia de la planta tanto para PITCH.
Ecuación 5.3 Función de Transferencia de la Plataforma Para PITCH
5.1.4.3. ANÁLISIS MOVIMIENTO YAW A diferencia de la planta y del movimiento en PITCH y ROLL, el movimiento en YAW se analizará
como un sistema de primer orden dado que la grafica de la respuesta del sistema a una entrada paso
40
tiene el comportamiento similar a un primer orden, adicionalmente al ser un sistema con un control
de velocidad se espera que posea un integrador menos, lo que nos lleva a realizar esta deducción.
Por lo tanto se toma la ecuación característica de un sistema de primer orden (5):
Ecuación 5.4 Ecuación Característica Sistema de Primer orden
Al igual que el análisis en las otras dos variables de posición, se midieron las diferentes respuestas a
entradas paso, tanto positivas como negativas, con el fin de identificar su tiempo de establecimien-
to, y su ganancia. En la Tabla 5.5 y 5.6 se observan los valores de los datos medidos y su valor
promedio. Cabe aclarar, tal y como se hizo con los demás movimientos, se dice que son entradas
negativas a aquellos voltajes menores a 1.6 V, ya que en el punto de equilibrio, es decir, donde el
momento angular es 0 y el UAV no se está moviendo en ningún eje, el voltaje es 1.6 V, lo cual es
nuestro nuevo 0.
Entradas Entre 0 y 1.6 Voltios.
YAW VIN = NEGATIVO
Muestra Yaw 1 Muestra Yaw 2 Muestra Yaw 3
Ts(s) 0,1 Ts(s) 0,2 Ts(s) 0,1
Vin -0,43 Vin -0,332 Vin -0,23
K1 244 K1 235 K1 238
Muestra Yaw 4 PROMEDIO YAW
Ts(s) 0,19 Ts(s) 0,1475
Vin -0,132
K1 248 K1 241,25
Tabla 5.1.4.312 Valores de Entrada Negativos Para YAW
41
Grafica 5.1.4.35. Respuestas en YAW a Entradas Negativas
Ahora los valores de entrada entre 1.6 V y 3.3V
YAW VIN = POSITIVO
Muestra Yaw 5 Muestra Yaw 6 Muestra Yaw 7
Ts(s) 0,19 Ts(s) 0,15 Ts(s) 0,18
Vin 0,171 Vin 0,268 Vin 0,371
K1 248 K1 239 K1 237
Muestra Yaw 8 PROMEDIO YAW
Ts(s) 0,15 Ts(s) 0,1675
Vin 0,557
K1 251 K1 243,75
Tabla 5. 13 Valores Entrada Positivos Para YAW
En la Grafica 5.6, se pueden ver las graficas de los valores ubicados en la tabla 5.6.
42
Grafica 5.1.4.3. Respuestas en YAW a Entradas Positivas
Los valores promedio de los datos adquiridos, dieron los siguientes resultados:
Por lo tanto, reemplazando en la ecuación de primer orden se tiene:
Ecuación 5.5 Función de Transferencia de la Plataforma Para YAW
43
5.2. DESARROLLO UNIDAD BASE
Figura 5.215 Diagrama Bloques Unidad Base
5.2.1. RECEPTOR
La función del módulo receptor es la de recibir y almacenar los datos de los sensores y la del GPS.
Figura 5.2.1 Diagrama Bloques Receptor
El receptor está conformado por un módulo de transmisión Xbee pro y un DSPIC 30f4013.
Estos dos componentes estan conectados por medio del periférico UART del micro controlador,
la recepción de los datos está configurada con una interrupción de máxima prioridad a una veloci-
dad de 115200 bps con el objetivo de que no se pierdan datos.
5.2.2. INTERFAZ RADIO CONTROL
La interfaz de radio control es la parte que funciona como actuador del Quadri-motor.
44
Figura 5.2.2. Diagrama de Bloques Interfaz de Radio Control
El objetivo de esta parte del proyecto es el de unir el control remoto del Quadri-motor con el
DSPIC. Por medio de una interfaz que facilite la comunicación entre el Micro controlador, con el
actuador que trae la plataforma de fabrica.
Teniendo en cuenta las características del control como se observan en la figura 5.18
Figura 5.2.2 Palancas del radio Control
45
Figura 5.2.2 Circuito Interno Radio Control
Desarmando el control se observa que las entradas que modifican el comportamiento del cuadri-
motor son análogas, ya que el objetivo que tenemos es unirlo a un micro controlador.
Se necesita de un DAC que permite convertir de señales digitales (micro controlador) a señales
análogas (control cuadrimotor), para estos se utilizara los periféricos PWM del micro controlador
y un filtro pasa bajas análogo, el cual cumple las funciones de un DAC en cada una de las señales
en las que se desea tener control que en este caso son las de ELEVACIÓN, YAW, ROLL Y
PITCH.
Figura 5.2.220 Esquemático de la Etapa de Filtrado de señales de la Interfaz de Radio Control
46
La frecuencia de los PWM se programó a 10KHz, y la función de transferencia consta de la ga-
nancia de conversión del PWM, y el filtro pasa bajos de la salida del micro controlador. Esta nos
permite caracterizar el modulo es la siguiente:
Figura 5.2.221 Función de Transferencia de la Etapa del Conversor DAC.
Donde la Vin es una señal digital ingresada desde el micro controlador y Vout es una señal aná-
loga conectada al control remoto del cuadrimotor.
Finalmente, la sensibilidad que tiene el DAC es calculada con el Voltaje de alimentación dividido
en la resolución del Micro controlador:
Ecuación 5.6 Sensibilidad del Conversor DAC
5.2.2.1. FILTRO PASABAJOS El filtro diseñado, es de primer orden, y tiene la siguiente configuración, con frecuencia de corte 1
KHz. Esto debido a que la frecuencia de muestreo del lazo de control es de 150 Hz. Teniendo en
cuenta esta frecuencia, se determino que el ancho de banda del circuito debía ser mayor para garan-
tizar una buena respuesta del conversor.
Figura 5.2.2.1. Esquemático Filtro Pasa Bajos
Se opto por un filtro de primer orden ya que las frecuencias que necesitamos atenuar no son es-
pecíficas y no es necesario que la frecuencia de corte caiga de manera rápida, como si lo harían
filtros de mayor orden.
U6A
+3
-2
V+8
V-4
OUT1
VCC
0
C11
1u
R15
159
0
VIN
Vin Vout
47
5.2.3. UNIDAD MICROCONTROLADA La unidad micro controlada es el bloque encargado de realizar el control de la planta.
Este módulo es implementado dentro del DSPIC. Las señales de entrada de este módulo son las
mediciones realizadas por los sensores o por el GPS, estas señales son entregadas por el modulo
receptor explicado anteriormente.
La otra señal de entrada son los puntos de operación deseados por el usuario (set point), que son
establecidos desde un computador. Esta interfaz también permite la visualización en tiempo real
de las variables medidas por los sensores (acelerómetro y brújula) y por el GPS.
Con base a estas señales se realizara el control de YAW, PITCH y ROLL de cuadrimotor.
5.2.3.1. CONTROL YAW Debido a que la planta tiene un integrador natural, el controlador a sintonizar es un PD (proporcio-
nal- derivativo)
La planta caracterizada
Figura 5.2.3.1. Diagrama Bloques Planta
Ecuación 5.2.3.1. Ecuación de la Caracterización de la Planta
La función de Transferencia en malla cerrada es:
Ecuación 5.2.3.1. Función Transferencia Lazo Cerrado
Figura 5.2.3.14. Diagrama Bloques Sistema Realimentado Con Control
Velocidad
Posicion
Velocidad
Yaw
Posicion
Yaw
K_Yaw
T.s+1
Yaw2
K_Yaw
T.s+1
Yaw1Vin 1
Vin
Ruido Yaw Ruido Sensor
1
s
Integrator2
1
s
Integrator1
Grados
Yaw1
Grados
Yaw
Error
Yaw
In1 Out1
Control
Yaw
Accion
Control Yaw
Velocidad
Posicion
Velocidad
Yaw
Posicion
Yaw
Velocidad
Posicion K_Yaw
T.s+1
Yaw4
K_Yaw
T.s+1
Yaw3
K_Yaw
T.s+1
Yaw2
K_Yaw
T.s+1
Yaw1
Vin 2
Vin 1
Vin
Saturation1
Saturation
Ruido Yaw1
Ruido Yaw
Ruido Sensor1
Ruido Sensor
Quantizer In1 Out1
PD
continuo1
In1 Out1
PD
continuo
In1 Out1
PD
Discreto
1
s
Integrator4
1
s
Integrator3
1
s
Integrator2
1
s
Integrator1
Grados
Yaw2
Grados
Yaw1
Grados
Yaw
Grado_Yaw
Error
Yaw1
Error
Yaw
Accion
Control Yaw1
Accion
Control Yaw
48
Comparando a G(s) con las ecuaciones de un sistema de segundo orden de la forma:
Ecuación 5.2.3.1. Ecuaciones de un Sistema de Segundo Orden
Definiendo los requerimientos del diseño, se obtiene que el tiempo establecimiento para que sea un
sistema subamortiguado debe cumplir la siguiente condición.
Y por lo tanto para que sea un sistema subamortiguado debemos tener valor de que cumpla esta
condición.
Ahora se Igualan los coeficientes de la función de transferencia de la planta en malla cerrada a
los coeficientes de un sistema de segundo orden. Para llegar a estos valores se tiene en cuenta que
no se sature el actuador de la planta. El resultado de la igualación es:
Como el controlador va ser implementado en un microcontrolador, se debe hacer una discretización
del controlador, esto se hace por medio de la aproximación de TUSTIN con un tiempo de muestreo
de 6ms.
Luego de dicha discretización se obtiene la siguiente función de transferencia
Ecuación 5.9. Función Transferencia Del Controlador PD Discreta.
En la siguiente tabla observamos los resultados de la simulación para el controlador continuo y
discreto, incluyendo una entrada que simula el ruido.
CONTROL CONTINUO CONTROL DISCRETO
Velocidad
Posicion
Velocidad
Yaw
Posicion
Yaw
K_Yaw
T.s+1
Yaw2
K_Yaw
T.s+1
Yaw1Vin 1
Vin
Saturation
Ruido Yaw Ruido Sensor
In1 Out1
PD
continuo
1
s
Integrator2
1
s
Integrator1
Grados
Yaw1
Grados
Yaw
Error
Yaw
Accion
Control Yaw
Velocidad
Posicion
K_Yaw
T.s+1
Yaw3Vin 2 Saturation1
Ruido Yaw1 Ruido Sensor1
Referencia
Quantizer
1
s
Integrator3 Grados
Yaw2
Error
Yaw1
0.0403z-0.03991
z-1
Discrete
Transfer Fcn
Accion
Control Yaw1
49
Señal de error a una entrada paso
Acción de control
Salida Controlador
Salida Con-trolador con ruido en la medi-ción de la posición el ruido
Tabla 5.7. Resultados Comparativos Del Controlador Continuo y Discreto
En la salida del controlador, que observa que el error en estado estable es igual a cero, la acción de
control es menor al límite del actuador de la planta y la respuesta del controlador a una señal con
ruido es sensible, pero mantiene el error en estado estacionario menor al 5% de 1 ° lo cual es muy
bajo.
5.2.3.2. CONTROL PITCH El controlador a utilizar en la planta pitch es un PID de la forma
Ecuación 5.10. Función Transferencia De Un Controlador PID
Escribiéndolo de otra forma
Ecuación 5.11. Función Transferencia PID
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-1
0
1
2
3
4
5
6
7
8x 10
-3 Accion Control - PD
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1 Error - PD
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-1
0
1
2
3
4
5
6
7
8x 10
-3 Accion Control - PD
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-1
0
1
2
3
4
5
6
7
8x 10
-3 Accion Control - PD DISCRETO
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Yaw - PD
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1 Salida Grados Yaw - PD DISCRETO
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch Con Ruido - PD
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch Con Ruido - PD DISCRETO
Tiempo (s)
50
Al igual que se hizo con el control del movimiento en YAW, se compara la ecuación 5.11 con la
ecuación característica de un sistema de segundo orden obtenemos:
ξ
Como se desea que sea un sistema sub amortiguado, se deben cumplir los siguientes requerimientos
para el controlador:
Con los requisitos del diseño se obtiene que
Para encontrar el valor de Kp apropiado se observa el lugar de la raíces del sistema en lazo cerrado
de la planta pitch.
Figura 5.2.3.25. Simulación Diagrama Lugar de las Raíces de la Planta de Pitch
En la grafica se observa que los ceros del PID serán complejos conjugados, por lo que los ceros
del PID se cancelaran con los polos complejos de la función de transferencia en lazo cerrado.
Ya sintonizado el controlador se simula en simulink.
CONTROL CONTINUO
SALIDA GRADOS PITCH PID
Root Locus
Real Axis
Imagin
ary
Axis
-18 -16 -14 -12 -10 -8 -6 -4 -2 0 2-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
System: L
Gain: 0.0458
Pole: -1.83 - 0.874i
Damping: 0.902
Overshoot (%): 0.142
Frequency (rad/sec): 2.02
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PID
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
51
SENAL DE ERROR PID
SENAL DE CONTROL PID
SALIDA CONTROLADOR PID CON RUI-
DO
Tabla 5.8. Resultados De la Utilización de Un control PID
El sistema es muy sensible al ruido debido a la acción derivativa por lo tanto se utilizara un contro-
lador PI.
SALIDA GRADOS PITCH – PI
SENAL ERROR – PI
SENAL CONTROL - PI
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2 Error - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PID
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
AccionControl - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PID
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-1.5
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5 Salida Grados Pitch Con Ruido - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PID
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PI
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2 Error - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PI
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.005
0.01
0.015
0.02
0.025
0.03
0.035
0.04
0.045
0.05 Accion Control - PID
Tiempo (s)
Contro Continuo
Vin1 Saturation
Ruido Sensor
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
In1 Out1
PI
Grados Pitch3
Grados Pitch1
Error Accion
Control
52
SALIDA GRADOS PITCH CON RUIDO – PI
Se observa que el sistema es menos sensible
que el PID, y el error en estado estacionario es
menor al 10%.
Tabla 5.9. Resultados De la Utilización de Un control PI
Ya sintonizado el controlador, se debe pasar al tiempo discreto ya que será implementara en un
micro controlador con un tiempo de muestreo de Ts=6e-3.
Ecuación 5.12. Función Transferencia PI en forma Discreta Para PITCH
A continuación se muestran los resultados obtenidos con el control PI - DISCRETO.
CONTROL DISCRETO
SALIDA GRADOS PITCH DISCRETO – PI
El error en estado estacionario es igual a 0
SENAL ERROR – PI DISCRETO
SENAL CONTROL - PI DISCRETO
La accion de control no satura el actuador
SALIDA GRADOS PITCH CON RUIDO – PI
DISCRETO
El sistema es sensible al ruido pero mantiene
un error en establo estable alrededor del 5%
Tabla 5.10. Resultados Del Control PI Discreto Para PITCH
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch Con Ruido - PID
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Pitch - PI
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2 Error - PI
Tiempo (s)
Control Discreto
Saturation
Ruido Sensor
Quantizer
k1_pitch*wn_pitch^2
s +2*wn_pitch*es+wn_pitch^22
Planta_Pitch
Grados Pitch3
Grados Pitch2
Grados Pitch1
Grado
Error
0.0403z-0.03991
z-1
Discrete
Transfer Fcn
Accion
Control
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.005
0.01
0.015
0.02
0.025
0.03
0.035
0.04
0.045
0.05 Accion Control - PI
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-2
0
2
4
6
8
10
12
14 Salida Grados Pitch Con Ruido - PI
Tiempo (s)
53
5.2.3.3. CONTROL ROLL De la misma forma que se sintonizo en controlador para la planta PITCH se sintonizo en la planta
ROLL. El ruido en esta planta también es considerable por lo tanto se sintonizara un controlador
PI. Los requerimientos del controlador de ROLL son:
Para que sea un sistema subamortiguado
Figura 5.2.3.36. Simulación Diagrama Lugar de las Raíces de la Planta de ROLL
Los valores calculados, al igual que se hizo con Pitch, se hizo en roll, y los valores necesarios son
los siguientes:
SISTEMA CONTINUO
SALIDA GRADOS ROLL – PI
El error en estado estacionario es igual a cero y
el tiempo establecimiento se encuentra entre las
especificaciones del diseño
Root Locus
Real Axis
Imagin
ary
Axis
-16 -14 -12 -10 -8 -6 -4 -2 0 2-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
System: L
Gain: 0.136
Pole: -1.29 - 1.01i
Damping: 0.788
Overshoot (%): 1.78
Frequency (rad/sec): 1.64
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Salida Grados Roll - PI
Tiempo (s)
54
SEÑAL ERROR – PI
SEÑAL CONTROL - PI
La acción de control no satura el actuador de la
planta.
SALIDA GRADOS PITCH CON RUIDO – PI
El sistema es sensible al ruido pero mantiene
un error en estado estable alrededor de de un
5%.
Tabla 5.11. Resultados Del Control PI Continuo Para ROLL
Ahora al discretizar el controlador para utilizarlo en el microcontrolador se obtiene que:
Ecuación 5.13. Función Transferencia PI en forma Discreta Para ROLL
SISTEMA DISCRETO
SALIDA GRADOS ROLL – PI
El error en estado estacionario es igual a cero y
el tiempo establecimiento se encuentra entre las
especificaciones del diseño
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.4
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1 Error - PI
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.02
0
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14 Accion Control - PI
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-2
0
2
4
6
8
10
12
14 Salida Grados Pitch Con Ruido - PI
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 100
2
4
6
8
10
12
14 Salida Grados Pitch - PI DISCRETO
Tiempo (s)
55
SEÑAL ERROR – PI
SEÑAL CONTROL - PI
La acción de control no satura el actuador de la
planta.
SALIDA GRADOS PITCH CON RUIDO – PI
El sistema discreto es mas sensible al ruido
pero mantiene un error en estado estable
alrededor de de un 5%.
Tabla 5.12. Resultados Del Control PI Discreto Para ROLL
6. DESARROLLO DE SOFTWARE Así como el hardware, el software utilizado y en gran parte programado es una parte muy importan-
te en el éxito del proyecto. Las partes más relevantes para la adquisición de los datos, análisis y
programación, se encuentran divididas en 3 grandes secciones. Software desarrollado en la unidad
Aérea, Unidad Terrestre, Interfaz de análisis de datos y envío de comandos.
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-4
-2
0
2
4
6
8
10 Error - PI DISCRETO
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4 Accion Control - PI DISCRETO
Tiempo (s)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-2
0
2
4
6
8
10
12
14 Salida Grados Pitch Con Ruido - PI DISCRETO
Tiempo (s)
56
6.1. SOFTWARE UNIDAD AÉREA Dado que la unidad aérea está conformada por sensores inerciales, así como magnéticos, y un GPS,
se hace necesaria la adquisición de todos estos datos, luego concatenarlos, para finalmente enviarlos
como un solo segmento hacia la unidad base, de manera inalámbrica.
Esta labor la cumple el micro controlador de la Unidad aérea, el cual está programado para recibir
los datos de los sensores, los cuales trabajan a una velocidad de 115200 Baudios, organizarlos y
enviarlos, y adicionalmente esperar la trama proveniente del GPS, y activar una interrupción, para
que sean enviados correctamente a la unidad base.
La figura 6.1 Muestra el funcionamiento del micro controlador.
Figura 6.1. Diagrama de Flujo Programación Unidad Aérea
Como se enuncio anteriormente, la programación del micro controlador funciona enviando conti-
nuamente los datos recibidos por los sensores, y aproximadamente cada segundo, el GPS envía la
trama de datos.
Para poder enviar los datos de posición geográfica adquiridos por el GPS, sin perder información o
enviarla de manera errónea, es necesario configurar una interrupción, la cual permita enviar dicha
trama. Lo que se hace es pausar momentáneamente la adquisición de los datos de los sensores, en-
viar la trama del GPS, y luego retomar el envío de datos.
A continuación se muestra detalladamente el funcionamiento de la interrupción.
57
Figura 6.12 Diagrama de Flujo de la Interrupción del GPS
6.2. SOFTWARE UNIDAD BASE Por su Parte, la unidad terrestre, y más específicamente el Micro controlador, requiere una progra-
mación, que permita recibir los datos enviados desde la unidad aérea, analizarlos y tomar las accio-
nes de control necesarias para la ubicación de la plataforma. Igualmente a continuación se muestra
mediante un diagrama de flujo la programación del DSPIC.
Figura 6.23. Diagrama de Flujo Unidad Base
Como se muestra en el diagrama, el microcontrolador inicia y verifica si existen datos provenientes
de la unidad base, si es así, los guarda y luego verifica si el usuario modifico el punto final, si es así,
lo varía, si no, pregunto de nuevo si existen datos, si existen identifica el tipo de variable de inicio y
58
dependiendo de ello genera las variables de GPS o de control, y finalmente las envía por el periféri-
co UART, para su posterior análisis. Para un análisis detallado del código implementado, referirse
a los anexos al final del documento.
De manera adicional se explicará el algoritmo que se ejecuta para darle la orientación a la platafor-
ma mediante las coordenadas geográficas obtenidas por el GPS.
6.2.1. ALGORITMO DE ORIENTACIÓN DE LA PLATAFORMA A continuación se explicará el método utilizado por el UAV, para su orientación y posterior ubica-
ción, dependiendo de los coordenados origen y destino.
PROTOCOLO DE UBICACIÓN
Mediante el GPS, se obtienen las coordenadas geográficas del origen y por medio de la interfaz se
obtienen las coordenadas destino.
Si por ejemplo se quiere introducir las siguientes coordenadas
Latitud 04°37'62.42",N,
Longitud 074°03'80.42",W
En las casillas correspondientes se escribe el numero sin puntos ni coma se oprime enter y luego si
se oprime el botón para enviar. Para la posición se escribe la inicial en mayúsculas (N-norte, S- sur
,E-East and W-West) se oprime enter y luego el ícono de enviar.
Internamente el microprocesador tiene varios modos de calcular el angulo respecto al norte ge-
ométrico dependiendo de los prefijos de orientación de cada una de las coordenadas.
El primer caso es cuando el destino y el origen tienen como prefijo de orientación (N-norte y W-
occidente) estos prefijos incluyen toda norte América , centro América y prácticamente toda Co-
lombia a excepción de la parte sur de los departamentos de putumayo ,Caquetá ,Vaupés y todo el
departamento del amazonas debido a que está por debajo de la línea del ecuador.
Para el cálculo del Angulo respecto al norte en sentido de las manecillas del reloj y teniendo en
cuenta que las distancias que puede recorrer el Quadri-motor son pequeñas respecto al diámetro de
la tierra. Las coordenadas geométricas se pueden aproximar a coordenadas cartesianas en donde la
abscisa representa la longitud y la ordenada la latitud
59
Figura 6.2.14. Plano De las Coordenadas para la Orientación
Definiendo cada coordenada como un número entero es decir:
Coordenada de latitud=04°37'62.42" como 04376242, se realiza el cálculo:
Se debe tener en cuenta:
Si y , entonces se encuentra en el cuadrante 1
Si y , entonces se encuentra en el cuadrante 2
Si y , entonces se encuentra en el cuadrante 3
Si y , entonces se encuentra en el cuadrante 4
Figura 6.2.15 Definición de los Cuadrantes
Ahora se hace el siguiente Cálculo:
Para la ubicación el UAV, respecto a las coordenadas trazadas se debe tener en cuenta lo siguiente.
60
Si se encuentra en el Cuadrante 1, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 2, entonces Si se encuentra en el Cuadrante 3, entonces Si se encuentra en el Cuadrante 4, entonces
Como ejemplo, por medio del software GOOGLE EARTH (6) se tomo la figura 6.6 en la que se
muestra la cancha de la Pontificia Universidad Javeriana y se seleccionan 3 puntos.
Para verificar el procedimiento anterior.
Figura 6.2.16. Ejemplo de Ubicación utilizando Google Earth-Destino A
Origen – Destino A
93
-127
Por lo tanto está ubicado en el cuadrante 2
El cual da un valor aproximado al que el software GOOGLE EARTH muestra en la figura 6.7
Origen – Destino B
-128
125
61
Por lo tanto está ubicado en el cuadrante 4
El cual da un valor aproximado al que el software GOOGLE EARTH como se muestra en la figura
6.7
Figura 6.7. Destino B
Para las 4 posibles combinaciones de orientación de coordenadas iguales para origen-destino se
debe tener en cuenta el signo del ángulo “Orientación” por lo tanto como se puede ver en la figura
6.8 la orientación Norte-occidente y Sur-oriente tienen los mismos ángulos de la misma forma que
sur – Occidente y Norte - Oriente como se ve en la figura 6.9 :
Figura 6.8. Definición en la Orientación, Respecto a los ∆ en N-E y S-W
Si se encuentra en el Cuadrante 1, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 2, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 3, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 4, entonces
62
Figura 6.9 Definición en la Orientación, Respecto a los ∆ en N-W y S-E
Si se encuentra en el Cuadrante 1, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 2, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 3, entonces
Si se encuentra en el Cuadrante 4, entonces
Para pasar la línea del ecuador (divide el norte- sur) y el meridiano de Greenwich (divide oriente
occidente) se debe sumar al vector destino que cambia la orientación de la coordenada el valor de la
coordenada origen, es decir, si la latitud origen está en 4 N y la latitud destino está a 8 S el valor
de la magnitud del vector destino en latitud es 12 y así hallar el Angulo ( )
Al igual que cuando el valor de orientación de la coordenada es igual se debe sumar o restar el An-
gulo ( ) por un valor para hallar el ángulo ( ) se tienen los siguientes casos:
Norte a sur: se utilizan los mismos valores de los cuadrantes (3-4) que cuando el ángulo de orienta-
ción de latitud es solo Norte y el ángulo ( negativo.
Sur a norte: se utilizan los mismos valores de los cuadrantes (1-2) que cuando el ángulo de orienta-
ción de latitud es solo Sur y el ángulo ( negativo.
Occidente a oriente: se utilizan los mismos valores de los cuadrantes (2-3) que cuando el ángulo de
longitud es solo West y el ángulo ( negativo.
Oriente a occidente: se utilizan los mismos valores de los cuadrantes (1-4) que cuando el ángulo
de longitud es solo East y el ángulo ( negativo.
Adicional a esto como el sensor magnético esta propenso a ser afectado por campos magnéticos este
tiene un desfase respecto al norte de las coordenadas geográficas el cual debe ser reconfigurado
cada vez que se calibre el sensor magnético.
63
6.3. INTERFAZ GRAFICA DE ANÁLISIS DE DATOS Y ENVIÓ DE COMANDOS Como parte adicional de realimentación de la información, se elaboró una interfaz grafica que per-
mite observar en tiempo real el comportamiento de la plataforma, en cuanto a su aceleración en
PITCH y ROLL, y su orientación en YAW.
El programa utilizado fue LABVIEW 2010 (7). La figura 6.10 Muestra una imagen de la interfaz
programada.
Figura 6.10. Imagen de la Interfaz de Análisis de datos y Envió de Comandos
La interfaz Muestra 3 Graficas, cada una correspondiente a un movimiento. En este Caso La grafica
Roja nos indica la orientación o movimiento YAW, entre 0° y 360°. La Grafica Azul, muestra la
inclinación o PITCH, entre 90° y -90°. Y Finalmente la Grafica Amarilla, muestra el Balanceo o
ROLL, igualmente entre 90° y -90°. De manera adicional se implementó un lector de nivel de la
batería, como se puede observar en la parte derecha de la Figura 6.10. En cuanto a la sección del
GPS, se puede observar en la parte media, los indicadores de latitud y longitud enviados por el GPS,
así como un indicador de dato valido o invalido. Ver Figura 6.11.
Finalmente, la interfaz cuenta con una sección de control, la cual permite iniciar o concluir la sec-
ción de control sobre el UAV, así como asignar los comandos de inclinación, balanceo o rotación, y
finalmente los valores del punto de destino al cual se dirigirá la plataforma.
64
Figura 6.11. Sección de Lectura y Control de GPS de la Interfaz
Finalmente se puede observar en los anexos los diagramas de bloque que conforman la programa-
ción de esta interfaz.
65
7. PRUEBAS Y COSTOS Para poder observar y analizar los resultados obtenidos de los objetivos propuestos, se decidió reali-
zar una serie de pruebas en tierra y en vuelo del comportamiento de la plataforma con y sin el con-
trolador activo, finalmente se mostrarán los costos del proyecto.
7.1. PROTOCOLO DE PRUEBAS El protocolo de pruebas se dividirá en las pruebas en tierra y las pruebas en vuelo, en cada una de
ellas se observarán 2 cosas; el correcto funcionamiento de la plataforma y el control implementado,
reflejado en la estabilidad del mismo y del sistema de adquisición de datos.
7.1.1. PRUEBAS EN TIERRA El protocolo de funcionamiento de la plataforma es: Primero dar alimentación al UAV, segundo
prender la interfaz de radio control. Con el fin de seguir dicho protocolo, el método de inicio de la
plataforma será el siguiente:
Alimentar Unidad Base.
Alimentar Unidad Aérea.
Iniciar alimentación y por lo tanto sincronización de la Interfaz de radio control con el UAV.
Las pruebas que se realizaron en tierra, se hicieron siguiendo el protocolo anterior en las cuales se
verifica que el sistema de adquisición tenga un correcto funcionamiento, esto se hace observando
los led´s ubicados en la sección de transmisión de datos de la unidad aérea, figura 7.1, y verificando
mediante alguno de los programas de adquisición de datos como Hyperterminal o Labview, que se
estén recibiendo los datos correctamente.
Nuevamente luego de algunos segundos se verifica que se esté recibiendo la información del GPS.
Finalmente se utiliza la interfaz de análisis de datos y control de comandos para verificar que los
datos que están siendo recibidos sean correctos y no sean valores de ruido. Dicha verificación se
hace moviendo la plataforma en 2 diferentes ángulos, así como su orientación, y si el cambio obser-
vado en las graficas corresponde a los movimientos, se certifica que estos son correctos.
Figura 7.1.1 Sistema de Adquisición en Correcto Funcionamiento
66
7.1.2. PRUEBAS EN VUELO Luego de que se certifica el correcto funcionamiento en tierra de los sistemas, se procede a darle
elevación a la plataforma y activar el control mediante la interfaz grafica de análisis de datos y en-
vió de comandos, finalmente se coloca la máxima potencia en el control de elevación, para que la
plataforma tome vuelo.
Figura 7.1.2 Plataforma En Vuelo
Luego de que el UAV está en vuelo, se verifica visualmente su comportamiento, de manera adicio-
nal, se verifica que las graficas generadas en la interfaz de análisis sean correctas, es decir, que las
graficas sean continuas, y que no tengan ningún tipo de salto.
Figura 7.1.2 Sistema de Adquisición de Datos Con el Control Encendido
Finalmente, se pueden modificar, si se desea, los valores predeterminados de inclinación y orienta-
ción, con el fin de darle movimiento en una dirección al mismo. Para concluir se toman los datos
que permitirán hacer el posterior análisis.
67
8. ANALISIS DE RESULTADOS Para verificar que el Controlador de posición para un vehículo aéreo de 4 rotores realimentado por
GPS cumple con las especificaciones y con los objetivos propuestos se realizaron un grupo de
pruebas divididas en:
8.1 Pruebas en el laboratorio
8.1.1 Comunicación
8.1.2 Respuesta de los controles (YAW,PITCH,ROLL)
8.2 Externas
8.2.1 Prueba Angulo de corrección dada coordenada de GPS
8.2.2 Prueba estabilidad en vuelo
A continuación se explica cada una de las pruebas y los resultados obtenidos:
8.1. PRUEBAS EN EL LABORATORIO
8.1.1. COMUNICACIÓN Con esta prueba se verifica que los datos obtenidos desde la plataforma aérea se reciben en el PC y
en el controlador aéreo de forma correcta. Esto se verifica haciendo cambios en la orientación ini-
cial de la plataforma aérea y observándola de forma instantánea en la interfaz. La prueba consiste en
iniciar la plataforma aérea en una posición de 0˚ tanto en pitch como en roll tomando como referen-
cia un inclino metro, posteriormente se varía los ángulos entre 0 y 90 grados en la figura 8.1 se ve
que al inclinarlo 20 grados en la interfaz muestra el valor correspondiente
Para el ángulo de pitch (grafica azul), no sobra decir que los picos que se ven en la grafica roja de
la figura 8.1 son efectos del campo magnético producido por el imán del nivel, con el cual se verifi-
ca la inclinación de la plataforma.
Figura 8.1 Calibración Grados
Para probar la correcta recepción de los ángulos de YAW se toma como referencia los 4 puntos de
las coordenadas cardinales con ayuda de una brújula magnética, luego se ubica el Quadri-motor
para cada coordenada. En la figuras 8.2 a la 8.7 se observa el cambio de posición del UAV y su
orientación en cada coordenada. Con esta misma prueba se comprueba que el sensor magnético este
calibrado, es decir, que tenga valores aproximados a los de la brújula magnética y que ningún cam-
po magnético externo este afectando esta medición.
68
Figura 8.2 coordenadas cardinales
Figura 8.4 0° Norte
Figura 8.3 90° Este
Figura 8.5 180° Sur
Figura 8.6 270° W
Figura 8.7 360 N
8.1.2. RESPUESTA DE LOS CONTROLES (YAW, PITCH, ROLL) Estas pruebas se realizaron con el objetivo de ver la respuesta que tiene el sistema al aplicar un
disturbio en cada uno de los grados de libertad.
Para esta prueba se colgó el Quadri-motor a una vara como se ve en la figura 8.8 el objetivo de esta
vara es que permanezca inmóvil para evitar que al generar un disturbio este se propague, ya que
tendría el efecto de un péndulo generando cada vez mas disturbios los cuales no se generarían al
estar en vuelo la plataforma aérea.
69
Figura 8.8 Montaje Quadri-Motor
En la figura 8.9 se puede observar la variación que tienen los ángulos luego de activar el control de
estabilidad al principio de la grafica azul se observan oscilaciones que con el paso de las muestras
cada vez es menor, de la misma forma las graficas de YAW Y ROLL. En las graficas se puede
observar que el error una vez se estabiliza no sobrepasa no es mayor a ±1˚ para el caso de pitch,
roll y para el caso de YAW ±5˚. En el caso de YAW se tiene un error mayor debido que al ejecutar
esa acción de control afecta notablemente la estabilidad de los otros dos grados de libertad y
adicional a esto la perdida de altura.
Figura 8.9 Control Sin Disturbios-ROJO:YAW-AZUL:PITCH-AMARILLO:ROLL
A continuación se muestran las pruebas para cada uno de los tres movimientos yaw, roll y pitch
PRUEBAS YAW En la figura 8.10 se tenía programado para que mantuviese la dirección 300 grados se le ejecuta el
disturbio hasta 225 grados y como se puede observar el se recupera hasta los 300 nuevamente. Para
el caso de la figura 8.11 se tiene que el nuevo set point debe estar en 200° y se le hace el disturbio
hasta 275 ° pero a diferencia de la figura 8.10 la acción de control responde a manera inversa esto
es debido a que el error es igualmente inverso.
70
Figura 8.10 yaw 180˚
Figura 8.11 yaw 200
PRUEBAS ROLL Las pruebas de roll consistían en hacerle una perturbación y que el controlador volviera a su set
point. En la figura 8.12 y 8.13 Se tiene como set point 0 ˚ grados, en la figura 8.12 se le hace
una perturbación ubicando el roll a 20˚ y soltándolo. En la figura 8.13 se tiene una perturbación
pero esta vez soltándolo desde –20 grados. Las figuras 8.14 y 8.15 muestran los cambios de set-
point luego que se le ordene desde la interfaz y como última prueba para roll es mostrar que ante
una perturbación se restablece a la misma orientación de la misma forma que se hizo para 0˚ pero
esta vez para –10˚ grados como se puede observar en la figuras 8.16 y 8.17.
Figura 8.12 roll 0˚ A
Figura 8.13 roll 0˚ B
71
Figura 8.14 roll de 0˚ a 10˚
Figura 8.15 roll de 10 ˚ a -10˚
Figura 8.16 roll disturbio -10˚ A
Figura 8.17 roll disturbio -10˚
PRUEBAS PITCHLas pruebas que se hicieron para el pitch fueron similares a las de roll en la figura 8.18 y 8.19 donde
se muestra la estabilidad en 0 grados. La figura 8.20 se muestra la estabilidad a 10 grados, la prueba
a 10 grados se hace con el fin de ver cómo se comporta ante un disturbio el sistema ya que para ir
de un punto geográfico a otro se tiene que corregir primero el Angulo (Yaw) y luego se le da una
inclinación en pitch positiva para que se dirija a ese punto.
72
Figura 8.18 pitch 0˚ A
Figura 8.19 pitch 0˚
Figura 8.20 pitch 10˚
En la figura 21 se muestra la forma como se recupera el sistema ante disturbios en todos sus grados de
libertad.
Figura 8.21 Disturbio Total
73
8.2. EXTERNAS El análisis de las pruebas externas es el mismo que las realizadas en el punto anterior, para verificar los
resultados finales, en los anexos, se incluirán una serie de videos tomados a la Plataforma en exteriores y
en vuelo.
Las pruebas que se hicieron para verificar el funcionamiento del GPS fueron:
Georreferenciar 4 puntos de la cancha de futbol de la pontificia universidad javeriana como se ve
en la figura 8. 22.
Figura 8.22 Pruebas GPS
Con el GPS del Quadri-rotor se tomaron las siguientes referencias figura 8.23 y la tabla 8.1:
Figura 8.23 Georreferenciacion de la cancha de futbol de la PUJ
74
Tabla 8.1 Georreferenciacion de la cancha de futbol de la PUJ
Nombre foto latitud longitud
esquina nororiental cancha PUJ
4°37'67.12"N 074°
03'76.26"W
punto penal costa-do norte cancha PUJ
4°37'66.15"N 074°
03'78.10"W
centro cancha PUJ
4°37'63.80"N 074°
03'79.38"W
costado Oriental cancha Puj
4°37'63.34"N 074°
03'78.38"W
Al realizar estas pruebas el Quadri- motor se guía hacia el objetivo pero como los puntos están cercanos
cada vez que hay una actualización cambia el set-point en rangos hasta de 30 grados, pero a medida que la
referencia esta mas lejos el rango de variación tiende a ser más pequeño esto es debido al error que tiene el
GPS por causa del clima, edificios etc.
La prueba de estabilidad en el aire se puede ver en la figura 8.24 donde se observa como el controlador
mantiene al Quadri-motor en las referencias preestablecidas. Para el caso de la figura 8.25 la planta aérea
desciende debido a que la batería no le suministra suficiente energía para mantenerse en vuelo (muestra
614600) pero al volver a recuperar el vuelo los tres controladores recuperan la posición preestablecida.
75
Figura 8.24 Prueba de estabilidad en el aire Figura 8.25 Estabilidad luego de descenso por falta de energía
76
9. CONCLUSIONES El desarrollo y la implementación del control de posición para un vehículo de 4 rotores realimentado por
GPS cumplieron todos los objetivos propuestos, con un funcionamiento satisfactorio, mostrando que la
utilización de controladores de posición y velocidad sencillos, pueden garantizar un mejor funcionamiento
a plataformas o plantas que de alguna manera sean inestables, incluso con controladores de bajo nivel
poco estables ya implementados. Adicionalmente se mostró que es posible hacer un sistema de adquisición
de datos de muy bajo consumo, alrededor de 217 mA, algo menor al consumo deseado. El proyecto se
realizó utilizando todas las herramientas de última tecnología disponibles a nivel académico.
Por su parte los controladores PI y PD, en cuya sintonización se usó el método de asignación de zeros, esto
además de sencillos los hace simples de implementar y robustos a perturbaciones de más de 20° y pertur-
baciones en la planta, como quedó demostrado en el análisis de resultados.
Una de las limitantes del proyecto es el peso, ya que el peso que es capaz de soportar la plataforma es de
50 gr, y el peso de la batería es de 45 gr, por lo tanto la carga útil que podría levantar es de máximo 5 gr.
Dado que el peso de la unidad de adquisición de datos es de 47 gr, no es posible el vuelo de la plataforma
con la batería incluida. Finalmente el ruido producido por las vibraciones de la plataforma es otro de los
aspectos a mejorar por medio de técnicas de filtrado como Filtro de Kalman.
Es importante mencionar que el uso de micro controladores permite simplificar el desarrollo del proyecto,
así como la interfaz de radio control, evita que sea necesario elaborar un actuador, objetivo que se sale de
los alcances del proyecto. Adicionalmente el uso de interfaz de análisis de datos, y protocolos de comuni-
cación estandarizados, así como la programación de algoritmos de uso en coordenadas geográficas, permi-
te que el proyecto pueda ser utilizado en cualquier lugar del mundo y por cualquier tipo de computadora.
Con las pruebas realizadas, queda demostrado que el correcto funcionamiento del proyecto permitiría en
caso dado, que pueda ser implementado por entidades gubernamentales o privadas, para el apoyo en labo-
res de alto riesgo, con el fin de evitar que desastres o problemas graves ocurran.
Por otra parte, vale la pena aclarar que el proyecto puede ser apto para muchas modificaciones más allá de
los resultados de este, dentro de las cuales pueden estar, inclusión de sensores de altura para obtener una
realimentación de los estados del Quadri-Motor, así como la modificación del Quadri-Motor, con el fin de
que pueda soportar pesos mayores como cargas útiles especializadas, tales como cámaras infrarrojas, o
analizadores de humo, si se tienen en cuenta sus fines de apoyo en operaciones de alto riesgo para vidas
humanas.
Finalmente, este proyecto puede ayudar al desarrollo de futuros estudios, ya sea ampliando los alcances y
profundidad del mismo, o utilizando los instrumentos desarrollados aquí para colaborar con otros trabajos
de grado o trabajos de investigación en esta u otras áreas.
77
10. BIBLIOGRAFÍA 1. Pérez, Ing. Eric López. INGENIERIA DE MICRO CONTROLADORES-TUTORIAL RS 232.
2. FIKO TECHNOLOGIES. Fiko Technologies. [En línea] [Citado el: 15 de 09 de 2010.]
http://www.fikogroup.com/GNSSTECH/NMEA.cfm.
3. WIKIPEDIA. WIKIPEDIA. [En línea] [Citado el: 27 de 09 de 2010.]
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4. HOBBY, BANANA. BANANA HOBBY. [En línea] [Citado el: 1 de 03 de 2010.]
http://www.bananahobby.com/1804.html.
5. Dorf, Richard C. y Bishop, Robert H. Sistemas de Control Moderno. España : Prentice Hall, 2005.
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7. INSTRUMENTS, NATIONAL. LABVIEW. s.l. : NATIONAL INSTRUMENTS, 2010.
8 Ian D. Cowling, Oleg A. Yakimenko, James F. Whidborne, and Alastair K. Cooke, A PROTOTYPE OF AN AUTONOMOUS CONTROLLER FOR A QUADROTOR UAV 9 Abdelhamid Tayebi and Stephen McGilvray, ATTITUDE STABILIZATION OF A VTOL QUADROTOR AIR-
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14 Professor Claire Tomlin, Maryam Kamgarpour, Katie Miller, PATH TRACKING CONTROL FOR QUA-
DROTOR HELICOPTERS
15 Gabriel M. Hoffmann, Haomiao Huang,Steven L. Waslander,Claire J. Tomlin, QUADROTOR HELICOP-TER FLIGHT DYNAMICS AND CONTROL: THEORY AND EXPERIMENT 16 P. Castillo, A. Dzul and R. Lozano, REAL-TIME STABILIZATION AND TRACKING OF A FOUR ROTOR MINI-ROTORCRAFT 17 Spencer G Fowers, STABILIZATION AND CONTROL OF A QUAD-ROTOR MICRO-UAV USING VISION SENSORS
18 Jorge Miguel Brito Domingues,QUADROTOR PROTOTYPE
19 John Oyekan and Huosheng Hu, TOWARDS AUTONOMOUS PATROL BEHAVIOURS FOR UAVS
20 P.Castillo, P.Garcia, R.Lozano,P.Albertos, MODELADO Y ESTABILIZACION DE UN HELICOPTERO CON
CUATRO ROTORES.
78
11. ANEXOS FUNCIONAMIENTO MATEMATICO DEL ACELEROMETRO
El cálculo de los valores medidos por el acelerómetro, para que puedan ser interpretados por una
interfaz, se realiza por medo de la siguiente formulas.
Ax, Ay y Az son las aceleraciones medidas por el acelerómetro.
Vout_x voltaje de salida eje x
Vout_y voltaje de salida eje y
Vout_z voltaje de salida eje z
S= sensibilidad
Voff= Voltaje offset del acelerómetro, aproximadamente la mitad del voltaje de alimentación del
accelerometro.
ADQUISICIÓN DATOS BRÚJULA
Para adquirir los datos se necesitan realizar 6 pasos que se observan en la siguiente gráfica, es tomada
por medio de un analizador lógico de estados.
1. Comando de Inicio
2. Dirección Escritura
3. Comando Lectura
79
4. Delay
5. Dirección Lectura
6. Adquisición Datos
El delay es de 6ms, este tiempo es utilizado para la transmisión de los datos adquiridos por los sensores
y GPS. Como se observa en la gráfica.
ESPECIFICACIONES DEL GPS
Las siguientes son las especificaciones del GPS, adicionalmente se muéstrala interfaz recomendada por el
fabricante para la recepción y lectura de los datos.
80
La siguiente figura muestra la interfaz del programa de adquisición sugerida por el fabricante.
81
ESQUEMATICOS UNIDAD AEREA Y TERRESTRE
UNIDAD AEREA
SDA
SCL
U1
DSPIC30F4013
VSS6
VSS29
MC
LR
18
OSC130
VDD7
VDD28
RB
019
RB
120
RB
221
RB
322
RB423
RB524
RD18
RD09
RB1210
RB1111
RB
10
14
RB
915
AV
SS
16
AV
DD
17
U1ATX/RC1332
U1A
RX
/ R
C14
35
RA
11
36
RD
937
RD
842
RF
643
SC
L/R
F3
44
SDA/RF21
RD
338
VS
S39
VD
D40
RD
241
U2TX/RF52
U2RX/CN17/RF43
RF14
RF05
PGC25
PGD26
RB827
OSC231
NC
12
NC
_1
13
NC_333
NC
_3
34
0
JP7
GPS
VCC1
GND2
TX_A3
RX_A4
GPIO5
VBAT6
NC7
NC8
C1
.1u
0
3.3 VD
SW1
1 2
0
MCLR
3.3 VD
SDA
MCLR
X1
7.2 MHz
3.3 VA
C2
27p
C3
27p
0
0
SCL
OSC2
3.3 VD
OSC1
3.3 VD
0
OSC2
OSC1
0
MMA7260Q
VCC1
GND2
X3
Y4
Z5
GS16
GS27
SLP8
JP1
ICD2
MCLR1
3.3 VD2
GND3
PGD4
PGC5
66
0
MCLR3.3 VD
3.3 VA
0
3.3 VD
GS1
3.3 VD
GS2
PGD
C13
.1u
PGD
ACC_X
PGC
PGC
JP2
LM1117
IN3
OUT2
1GND
R10
1k
21
ACC_Y
ACC_Z
0
C4
10u
C5
1u
C6
.1u
GS1
TX_GPS
GS2
3.3 VA
0
TX_GPS
C7
10u
C8
1u
C9
10u
ACC_X
C10
1u
L1
1mH
1 2
ACC_Y
D5
LED
RX_GPS
R11
10k
2
1
0
RX_GPS
D1
LED
ACC_Z
0
D3
D1N4148
XBEE
VCC1
DIN2
GND3
R12
1k
2
1
RB0
R13
10k
2
1
3.3 VD
R14
100
21
0
3.3 VD
3.3 VA
JP3
BATERIA
VCC1
GND2
TX_SENSORES
RB0
TX_SENSORES
C11
10u
RB1
R15
3.3k
2
1
R16
1.5k
2
1
C12
.1u
RB1
D4
1N4099
12
0
0
HMC 6352
GND1
VCC2
SDA3
SCL4
0
R17
1k
21
3.3 VD
82
UNIDAD TERRESTRE
D11N4099
1
2
D21N4099
12
U1
PIC16C65_JW
MCLR/VPP1
RB68
RB79
RB810
GN
D12
OSC1/CLKIN13
OSC2/CLKOUT14
OC4/RD319
VSS20
VDD21
RD2/OC322
VS
S31
U2TX/CN18/RF527
U2RX/CN17/RF428
C1TX/RF129
C1RX/RF030
UIRX/SDI1/SDA/RF226EMUD3/U1TX/SDO1/SCL/RF325EMUC3/SCK1/RF624IC1/INT1/RD823IC2/INT2/RD918RA11/INT017RC14/SOSC0/T1CKI16RC13/SOSCI/T2CKI15
RB02
RB13
RB24
RB35
RB4/TOCKI6
RB5/SS7
OC2/RD133
OC1/RD034
RB1235
RB1136
RB1037
RB938
AVSS39
AVDD40
VDD32 VDD11
OSC1
C527pf
C627pf
U2A
LM358-Elev acion
+3
-2
V+
8
V-4
OUT1
C74MHz
OSC2
Fino Rotacion
U2B
LM358 Izquierda-Derecha
+5
-6
V+
8
V-4
OUT7
0 0
U3A
LM358 Rotacion
+3
-2
V+
8
V-4
OUT1
U3B
LM358-Adelante-Atras
+5
-6
V+
8
V-4
OUT7
J1Fuente Control
12
J2
Salida 6
123456
J3
Salida 4
1234
OC3
OSC2
U4
X BEE PRO
DIN3
DOUT2
RESET5
PWM06
PWM17
No Connect8
DTR9
GND10
DIO411
CTS12
RTS/DIO616
DO84
SLEEP13
DIO515
VFER14
DIO317
VCC1
DIO218
DIO119DIO020
Dout
SW Elev acion
C1
4.7u
C2
4.7u
C3
4.7u
C4
4.7u
VCC
GND
TX-0
RX-I
J4
RS 232
1234
R5
2k
5VD
R6
2k
R7
2k
R8
2k
5VD
Elev acion
SW Rotacion
D3
LED
OC3
5VA
Elev acion
5VD
0
R1
Fino Adelante-Atras
R2
Fino Rotacion
OC3
R3
Fino Elev acion
R4
Fino Izq-Der
5VAL1
40uH
1 2
Izq-DerechaSW Rotacion
2
1
3
SW1
SW Rotacion
5VD
Izq-Derecha
OC4
0
SW Adel-Atras
SW Adel-Atras
Adela-Atras2
1
3
SW2
SW Adelante-Atras
J5
Adaptador
12
C10
0.1u
0
5VA
5VD
0 0
2
1
3
SW3
SW Izq-Derecha
U5
REG1118/SOT
VOUT3
VIN1 G
ND
2
0
OC4
2
1
3
SW4
SW Elev acion
3.3VA
5VA
Dout
Fino Rotacion
Elev acion
Izq-Derecha
5VA
3.3VA
OSC1
Fino Izq
R9
Adelante-Atras
5VA
R10
Rotacion
R11
Elev acion
R12
Izquierda-Derecha
TX-0
Fino Elev acion
SW Izq-Derecha
Fino Izq
0
5VD
SW5
SW KEY-SPST
1 2
C8
0.1u
MCLR
R13
1kR14
10k
RX-I
0
OC1
3.3VA
Fino Elev acion
3.3VA
0
SW Elev acion
RX-I
0
5VA
3.3VAOC1
SW Izq-Derecha
Fino Adel-Atras
3.3VA
Fino Elev acion
3.3VA
3.3VA
C90.1u
Adela-Atras
TX-0
3.3VA
OC2
83
IMPRESOS UNIDAD AEREA Y TERRESTRE
UNIDAD AEREA
UNIDAD TERRESTRE
84
COSTOS DEL PROYECTO En la siguiente tabla se relacionan los elementos adquiridos:
CANTIDAD PRODUCTO COSTO APROXIMADO
2 Walkera UFO # 5
+ Batería extra y Repuestos $ 1´120.000
1 Acelerómetro 3 ejes
MMQ7260 $ 30.000
1 Compas Magnético $ 80.000
2 Módulos X-Bee Pro $ 220.000
1 GPS-TK 1315LA $ 103.000
1 GPS AH1035 $ 106.000
1 GPS SparkFUN G223 $ 130.000
1 Micro Controlados DSPIC 4013 $ 20.000
4 Impresos $ 260.000
Otros $ 100.000
