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XV Reuni on ´ de Trabajo en Procesamiento de la Informaci´ on y Control, 16 al 20 de septiembre de 2013

Dise ˜ Dise ˜ no de prototipo de aeronave no tripulada solar Omar Elaskar† , Diego Fern andez a´ ndez‡ y Juan Paez Nu nez n˜ ez§ †F.C.E.F. y N., Univeridad Nacional de C´ ordoba, Argen A rgentina. tina. [email protected] ‡C.I.A., Instituto Universitario Aeron autico, C ´ C ordoba, Argentina. ´ ´ [email protected] §Direcci on Argentina ´ de Evaluaci on ´ y Homologaci on, ´ F.A.A., C ordoba, ´ ´ [email protected]

Resumen— En el marco de los desarrollos de Ae-

ronaves No Tripuladas (UAV) a fin de mantenerse en vuelo durante dur ante per´ıodos ıodos prolongados prolon gados [1], [1] , es que se propone el presente tema. Se presenta entonces en este trabajo, y a partir del desarrollo de un UAV solar, la etapa del dise ˜ dise ˜ no general del sistema, que est a´ orientado a desarrollarlo con la premisa de construirlo con elementos y t ecnicas e´ cnicas disponibles en el mercado, intentando utilizar incluso los de menor valor para cada tipo de elemento, para de esta manera asegurar la posibilidad de optimizaci´ optimizacion. o´ n. Se muestran los resultados del proceso de dise ˜ dise ˜ no conceptual del UAV, discriminando funcionalmente cada uno de los componentes b asicos a´ sicos del sistema, y describiendo como esta integrado el mismo. De esta manera se ha dividido al dise ˜ dise ˜ no en cinco subsistemas, empezando por la plataforma de vuelo, la fuente de energ´ energ´ıa, ıa, el sistema de gesti on o´ n de la misma, planta propulsiva y el sistema de navegacion o´ n y control de vuelo. Ademas a´ s se muestran resultados funcionales de cada sistema de manera individual, previamente a analizar su funcionamiento integral. Como resultado de este trabajo se concluye en la descripci´ descripcion o´ n del dise ˜ dise ˜ no de un UAV, que se muestra ya en su etapa constructiva y previa a la fase de ensayos en vuelos. UAV, energ´ e nerg´ıa ıa P alabras alabras Clave— UAV

solar sola r, auto a uto pilopil o-

to, MPPT, propulsi´ propulsion o´ n el´ electrica. e´ ctrica. 1.

´ INTRO INTRODUC DUCCI CION

En los tiempos recientes se han perfeccionado y difun´ dido tecnolog´ tecnolog´ıas ı as rob roboticas, que han sido ampliamente utilizadas para la navegación on y control de sistemas autónoonomos, lo que ha favorecido al auge en el desarrollo de Aeronaves No Tripuladas (UAVs) de menor porte y costo que las aeronaves tripuladas. Además as esta miniaturizaci´ cion o´ n y reduccion o´ n de peso de los UAV, implica menores potencias propulsivas, dando lugar a utilizar propulsión on con motores el´ electricos e´ ctricos e incluso alimentados por energ´ energ ´ıa ıa solar. En este e´ ste campo de estudio se presenta este trabajo,

el cual se enfoca al diseño no de un sistema aplicado a un UAV de propulsi on o´ n el´ electrica e´ ctrica y por energ´ energ´ıa ıa solar. ´ La idea conceptual del veh´ veh ıculo ıculo surge de analizar de varias configuraciones posibles para la plataforma aérea, erea, sin embargo se adopta una arquitectura convencional de la aeronave a fin de evitar factores adicionales a las variables de estudio, descartando as´ı estudios complejos y ensayos estructurales, aerodin´ aerodin amicos a´ micos y de cualidades en vuelo. Este estudio surge como parte de un proyecto financiado por el Ministerio de Defensa[2], el cual se enfoca al análisis alisis de la propulsión on eléctrica ectrica de UAV. Como antecedente de desarrollos similares para otras tipolog´ tipolog´ıas ıas de UAV se puede citar al Sky Sailor[3] financiado en parte por la Agencia Espacial Europea, que es un UAV destinado a ensayar tecnolog´ tecnolog ´ıas ıas de energ´ energ´ıa ıa solar entre otras, y que consiste en un ala de tres paneles solares, habi´ habiendose e´ ndose desarrollado un MPPT de tres v´ v ´ıas ıas independientes, cada uno para controlar cada panel. Entre otros desarrollos mas sofisticados podemos mencionar el Zephyr[4], un UAV de alta performance con capacidad de elevarse elevarse y almacenar energ´ıa ıa a partir de paneles solares, que le permiten permanecer volando durante toda la noche para repetir dicho ciclo. Con la configuraci´ cion ´ definida de la plataforma de vuelo como se muestra la Fig. 1, se requiere definir cada subsistema por separado y luego integrarlos a fin de obtener el fin buscado de un UAV solar. Por ello se identificaron cinco areas a´ reas a tratar para luego integrarlas y adaptarlas a la aeronave. Estas son: Panel Solar, MPPT, Grupo Motor, Plataforma de vuelo y sistema autopiloto, y que se describen a continuaci´ nuacion. ´

Figura 1: Integraci´ Integracion o´ n de subsistemas


Figura 3: Flujo aerodinámico sobre el UAV

Figura 4: Construcción de la estructura del UAV

2. 2.1.

DESARROLLO

Plataforma de vuelo

Con objeto de realizar este UAV, se analizaron las diferentes alternativas para el mismo. Se adopt o´ la solucio´ n tradicional de ala alta, hélice frontal y empenajes atrás, debido a la facilidad de estimar sus cualidades de vuelo. El ala sin ahusamiento, se realizó con costillas y largueros de balsa, poliestireno y refuerzos centrales de fibra de carbono, con el objeto que la estructura pueda incluir internamente las celdas del panel solar. Para ello se debió considerar un recubrimiento transparente de Mylar de dos décimas de mm. Esta arquitectura no es aerodinámicamente la mas eficiente, pero fue la mejor alternativa constructiva para albergar la mayor cantidad de celdas solares. Los cálculos estructurales aseguran una m´ınima capacidad de cargas por maniobras. Los cálculos aerodinámicos dimensionan la planta propulsiva requerida para sustentar la aeronave. Una vez concluidas los cálculos estructurales y aerodinámicos simulados con el software XFLR5[5], se concluyó en las caracter´ısticas y dimensiones del veh´ıculo, siendo su envergadura 2, 85m, superficie alar 1, 02m², peso completo de vuelo 2,500gr , velocidad crucero 10m/s, requiriendo una fuerza propulsiva de 190gr . Las Fig. 3 y 2 muestra resultados del proceso de cálculo aerodinámico del mismo, y la Fig. 4 muestra fotos de la arquitectura del UAV en construcción.

2.2.

Paneles Solares

La alimentación del sistema eléctrico y la propulsión se toma a partir de la energ´ıa irradiada por el sol a trav e´ s ´ de paneles solares. Estos son elementos semiconductores que convierten la luz en energ´ıa eléctrica. La energ´ıa solar disponible que llega a la superficie de la tierra es de unos 1000W/m², de aqu´ı hay que tener en cuenta que los paneles solares pueden alcanzar un rendimiento de hasta el 28 % para celdas de silicio monocristalino, con un costo considerablemente elevado. También pueden encontrarse paneles de menor valor pero a expensas de una reducci o´ n del rendimiento[7]. Para el proyecto se utilizaron 30 celdas monocristalinas grado B (Fig. 5) con un rendimiento del 16 % y 6in × 6in de dimensiones, lo que lleva a generar una potencia que ronda los 3, 5W por celda y hace un total de 105W como máximo teórico. La tensio´ n máxima por celda es de 0, 5V lo que produce una corriente de 7A. A este punto de operacio´ n en particular se lo conoce como punto de máxima potencia o MPP por sus siglas en ingles “maximum power point”.

Figura 5: Construcción del panel de 30 celdas. 2.2.1.

Par ametros importantes ´

Entre los parámetros más importantes que caracterizan a los paneles solares se encuentran la corriente de corto circuito I SC , la tensión de circuito abierto V OC , la corriente de máxima potencia I MP y la tensio´ n de máxima

Figura 2: Curvas aerodinámicas


potencia V MP . La potencia teórica u o´ ptima P opt se calcula según la Eq. 1. Este valor teórico es solamente intuitivo, ya que debido a cuestiones practicas las celdas solares poseen un rendimiento menor que uno.

P opt = V

OC

×

I

SC

(1)

Un valor practico medible es la potencia máxima producida por la celda, la misma genera una P MP a una tensión V MP y una corriente I MP , el cálculo de la misma se realiza a partir de la Eq. 2.

P

MP

=

V

MP

×

I

MP

(2)

A partir de estas dos potencia se define un factor que caracteriza la eficiencia del panel solar, el factor de forma F F . El mismo se define según la Eq. 3. Todos estos parámetros pueden ser graficados en una curva I-V como se explica en el siguiente apartado[7][8].

F F = 2.2.2.

P P opt MP

que regula la potencia de salida de la fuente en función de la máxima potencia que puede entregar el panel. Un diagrama básico de esta etapa se observa en la Fig. 7 El convertidor DC-DC esta compuesto por un transistor de potencia MOSFET que trabaja en modo conmutado y un filtro pasa bajos que elimina las componentes de frecuencia de la se nal. ˜ El transistor es comandado por un microcontrolador (MCU) que determina el ciclo de traba jo del mismo según donde se encuentre el punto de trabajo en la curva de potencia del panel solar. Para ello se le ha cargado un algoritmo que busca el punto de máxima potencia generado en base al algoritmo P&O (perturbar y observar)[9]. En la figura 8 se muestra el sistema electrónico de control y convertidor DC-DC dise nado ˜ para espec´ıficamente para esta aplicaci o ´ n.

(3)

Curva V-I

A partir de lo anteriormente descripto y en función de los ensayos realizados se construyen las curvas caracter´ısticas del panel solar de 30 celdas. En la Fig. 6 se observa la curva de la corriente en función de la tensión (en negro) y de la potencia en funci o´ n de la tensi o´ n (en rojo). La gráfica representada posee un factor de forma F F = 0, 54 calculado en funcio´ n de la potencia teo´ rica y la potencia máxima. Las condiciones del ensayo fueron, un angulo de incidencia perpendicular al sol, temperatura de 40°C sobre la celda y las 12:00hs p.m. Los datos fueron relevados a ´ donde se tomo lectura través de una placa de adquisici on de la tensión y la corriente con los cuales fue realizada la gráfica. Para distintos valores de temperatura e irradiación solar se obtienen curvas distintas pero el factor de forma se mantiene.

Figura 7: Diagrama en bloques del MPPT.

Figura 8: MPPT. 2.3.1.

Figura 6: Curva V-I de una celda solar.

2.3.

Seguidor del punto de máxima potencia (MPPT)

Básicamente se trata de un convertidor DC-DC en configuración buck (step-down)[10] con una etapa de control

Bater ´ıas LiPo

Dependiendo de las exigencias de la carga, la potencia consumida puede no ser la potencia m a´ xima disponible en los paneles y consecuentemente se desaprovechar´ıa una porción de la potencia, para ello se dispone de bater´ıas donde se almacena la energ´ıa no consumida por la carga. Como es de fundamental importancia la reducción de tamaño y peso de los elementos a bordo, se utilizan bater´ıas de litio pol´ımero (LiPo) las cuales tiene como ´ energ´ıa-peso que esta por ventaja una excelente relaci on encima de otros tipos de bater´ıas. Este valor esta alrededor de los 150Wh/kg comparado con los 25Wh/kg para bater´ıas de plomo. Otra ventaja son los grandes valores de corriente de descarga que admiten (comúnmente 25 veces su capacidad) y actualmente con la salida de las nanopoly cargas rápidas (de alrededor de 5 veces su capacidad)


Como desventaja podr´ıamos nombrar su delicado proceso de carga el cual debe ser llevado a cabo por un circuito electrónico especial que monitoreé en todo momento el estado de la bater´ıa, ya que cualquier sobre carga o exceso de temperatura podr´ıa dañar el elemento de forma permanente[11].

2.4.

dem de “3D Robotics” de 20mW de potencia, para disponer del radio enlace y telemetr´ıa del mismo. En Fig. 10 se muestra la plaqueta del mismo.

Planta propulsiva

De los estudios aerodinámicos se obtiene la propulsión requerida para el UAV, indicando para el vuelo crucero una tracción de 190gr a 10m/s. Con esta estimación se procedió a la selecció n de los componentes del grupo propulsor. Finalmente se seleccion o´ un motor brushless de 420W , 1300rpm/V y una tracció n está tica máxima de 1650gr . Se aclara que el empuje requerido es muy inferior, ya que en bajo régimen el grupo motor-hélice es mas eficiente desde el punto de vista energ e´ tico. Paralelamente se seleccionó un Variador Electrónico de Velocidad (ESC) de 40A, a fin de adaptarlo a dicho motor. El mismo cuenta con Regulador de tensi o´ n para alimentar el resto del sistema eléctrico del UAV. Respecto ´ se seleccionaron del tipo al las bater´ıas de alimentacion Litio Pol´ımero (LiPo) de nanotecnolog´ıa, que permiten corrientes de carga muy superiores a las est a´ ndar, segu´ n se trató en la sección 2.3.1.

Figura 10: ArduPilot. ´ terrena de control recibe y env´ıa informaLa estacion ción de y al UAV por medio del software Misión Planner especialmente adaptado al hardware utilizado, permitiendo seguir y controlar en tiempo real al UAV, la Fig. 11 muestra el entorno de la estación terrena de control.

Figura 11: Mission planner software. Figura 9: Grupo propulsor en banco de ensayo. Finalmente se seleccion o´ una hélice de 15inx10in de vuelo lento, ya que en régimen crucero no se superan las 3000rpm , y en este rango la misma se comporta mejor que las otras previamente evaluadas[6]. La Fig.9 muestra los componentes seleccionados y ensayados en túnel de viento.

2.5.

Auto piloto

A fin de convertir la aeronave en un veh´ıculo autónomo durante el vuelo, se requiere adaptar un autopiloto ´ conal mismo que realice las funciones de navegaci on, trol y guiado del mismo. Si bien se también se ensayó el sistema autopiloto FY-31 se adopt o´ el Ardu Pilot Mega 2.5, con sensor de corriente y GPS uBlox, con un firmware de código abierto embebido Ardu Plane [12]. Cuenta con microprocesadores de la empresa Atmel (Atmega 2560-16AU y Atmega 32U), y acelerómetros, girometros ´ y magnetómetros en los tres ejes, adem a´ s de baro´ metro para medir altura. Al mismo se le adiciona un radio mo-

3.

CONCLUSIONES

Este trabajo, ha sido de relevancia ya que ha permitido realizar; a partir de elementos comerciales (de bajo costo relativo) y disponibles localmente, el dise n˜ o de un prototipo de UAV a energ´ıa solar. Se destaca que el mismo ya está en la fase constructiva. Se propone entonces finalizar el prototipo y continuar con la fase de ensayos en vuelo para poder reforzar y verificar los resultados de los estudios y análisis realizados hasta esta etapa del proyecto.

REFERENCIAS [1] M. Bhatt, “Solar Unmanned Aerial Vehicle, High Altitude Long Endurance Applications (HALE) ”, Department of Mechanical and Aerospace Engineering, San Jose State University, USA, May 2012. [2] O. Elaskar, “ An´ alisis y evaluaci on ´ experimental de la capacidad propulsiva de sistemas Brushless –LiPo - Solar, aplicables a UAVs en r ´ egimen bajo subs oni´ co”, PIDDEF 043-11, Min.Defensa, Argentina, 2011.


[3] A. Noth, “ Design of Solar Powered Aircraft for Continous Flight ”, Autonomous Systems Lab, ETH Zurich, Switzerland, September 2008. [4] A. Rapinett, “ Zephyr: A High Altitude Long Endurance Unmanned Air Vehicle ”, Department of Physics, University of Surrey, April 2009 [5] XFLR 5, www.xflr5.com, visitado Noviembre de 2011. [6] O. Elaskar, D. Fernandez, “ Desarrollo de una Balanza para Medir el Empuje y Torque en Motores Brushless en T ´ unel de Viento”, III Congreso Argentino de Ingenier´ıa Mecánica, Buenos Aires, Noviembre 2012. [7] Stefan Krauter, “ Solar Electric Power Generation Photovoltaic Energy Systems ”, Springer-Verlag, Berlin 2006

[8] T. Markvart & L Castañer, “Solar Cells: Materials, Manufacture and Operation”, Elsevier, UK 2005 [9] Ruiz C. Luis J., Beristáin J. José A., Sosa T. Ian M. y Hernández L. Jesu´ s H., “Estudio del Algoritmo de Seguimiento de Punto de Máxima Potencia Perturbar y Observar”, RIEE&C , vol. 8, no. 1, pp. 17-23, 2010. [10] Muhammad H. Rashid, “ Power Electronics Handbook ”, Academic Press, San Diego,California, USA 2001 [11] RC material, “ Manual de uso de bater´ıas de pol´ımero de Litio”, www.rcmaterial.com, visitado Nov.2012 [12] Ardu Pilot Mega, Página web del ArduPlane firmware, https://code.google.com/p/ardupilot-mega, visitado Oct.2012.

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