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Revista Ciencias Técnicas Agropecuarias
versão On-line ISSN 2071-0054
Rev Cie Téc Agr vol.30 no.1 San José de las Lajas jan.-mar. 2021 Epub 01-Jan-2021
ARTÍCULO ORIGINAL
Desarrollo de un Sistema de Aeronave Pilotada a Distancia (RPAS), para uso agrícola (Parte I)
2Universidad Autónoma Chapingo, Posgrado en Ingeniería Agrícola y Uso Integral del Agua, Chapingo, Edo. México, México.
En la agricultura de precisión, el uso de Sistemas de Aeronave Pilotadas a Distancia (RPAS) ha aumentado significativamente, debido a la ventaja de obtener información de los cultivos mediante distintos sensores. Esto ha generado la necesidad contar con aeronaves capaces de realizar vuelos autónomos y georreferenciados para obtener la información deseada con precisión. Con este fin se realizó el diseño, construcción de un RPAS, tipo cuadricóptero con un sistema, que permita la realización de vuelos autónomos y estables para la obtención de imágenes georreferenciadas, mediante la instrumentación de un sensor RGB (Sony IMX117) y un GPS. Para el diseño del RPAS se consideraron como requisitos el peso, el tiempo de vuelo, la altura de vuelo, la carga útil y el sistema de control. Con los parámetros de diseño, se construyó un RPAS, equipado con una controladora Pixhawk con GPS, motores race star de 1400 kv, hélices de ocho pulgadas (8045) y ESC de 30 A. Se diseñó y construyó un RPAS, con un peso menor a los 2 kg y se dibujó el RPAS en 3D, utilizando un sistema “CAD”, lo que permitió modelar el centro de masa y esfuerzos ocasionados por el peso del vehículo, obteniendo un factor de seguridad de 7.95 con la tensión de Von Mises.
Palabras clave: RPAS; Diseño; Telemetría; Programación de vuelo; Georreferenciación
INTRODUCCIÓN
En los últimos años se han registrado avances significativos en el desarrollo de sistemas de aeronaves pilotadas a distancia (RPAS) (principalmente multirrotores), convirtiéndose en una tecnología estable y confiable, aplicada en la agricultura (Dávila et al., 2017; Thibbotuwawa et al., 2020).
Los RPAS pueden proporcionar información con una resolución mucho más alta que los datos sensoriales de satélites y aeronaves tripuladas. Estos vehículos, utilizados en la agricultura, proporcionan imágenes de alta resolución espacial, utilizada para monitorear cultivos a escala milimétrica (Christiansen et al., 2017). Por lo que constituyen una aplicación en tiempo real y alternativa de bajo costo en comparación con la clásica fotogrametría aérea tripulada.
En los últimos años, se han propuesto diferentes diseños para plataformas, mostrando un fuerte desarrollo para el vuelo, control y aterrizaje de forma autónoma, con dispositivos de posicionamiento global (GPS), sensores de medición de inercia IMU (Unidad de Medición Inercial) y sistemas de procesamiento (Galimov et al., 2020). Estos dispositivos conforman el sistema de control de vuelo, permitiendo realizar cálculos complejos para aplicar estrategias de control, con el fin de estabilizar la posición y lograr una trayectoria de vuelo del vehículo (Lara et al., 2017; Pei et al., 2019).
Teniendo en cuenta las características necesarias con que deben contar las aeronaves para uso en la agricultura de precisión, el objetivo del presente trabajo es diseñar, construir y evaluar un RPAS, tipo cuadricóptero con un sistema, que permita la realización de vuelos autónomos y estables para la obtención de imágenes georreferenciadas en forma secuencial, mediante la instrumentación de un sensor RGB.
MATERIALES Y MÉTODOS
Diseño del RPAS
Para llevar a cabo el diseño óptimo y competitivo del RPAS, se consideraron los parámetros recomendados por Orna-Chávez et al., (2017), Nistal, (2017) y Dündar et al.,(2020), los cuales son:
El análisis aerodinámico: que permite determinar la potencia requerida según las condiciones de operación.
El diseño mecánico: en el que se propone una estructura que resista las cargas a las que el equipo se someta.
El sistema de control (controladora): que permite la comunicación (telemetría y radio control), el geoposicionamiento y los vuelos autónomos.
En las Tablas 1, 2 y 3, se relaciona los parámetros que se utilizaron, para el diseño del RPAS, teniendo en cuenta que es para fotogrametría agrícola y su peso no debe sobrepasar los 2 kg para cumplir con la norma mexicana Secretaría de Comunicaciones y Transportes: NOM-107-sct3-201 (2019).
TABLA 1 Parámetros de diseño aerodinámico
| Parámetros de diseño aerodinámico | ||
|---|---|---|
| Parámetro | Valores | Observaciones |
| Carga máxima (Peso propio + Carga útil) (Potencia) | Peso propio <1.5 kg (Peso propio + Carga útil) <2kg | La carga útil que se utilizará es de 200 g (cámara Hawkeye Firefly 8S) |
| Tiempo de autonomía de vuelo | 10 minutos | A una altura de 20 m, con una velocidad de 1m/s, usando telemetría y una cámara |
TABLA 2 Parámetros de diseño mecánico
| Parámetros de diseño mecánico | ||
|---|---|---|
| Parámetro | Valores | Observaciones |
| Esfuerzos estructurales | Factor de seguridad >2 | Simulación de esfuerzos en un chasis comercial (f330) (Solid Works). |
| Número de motores | 4 motores (cuadricóptero) | Estructura en X, configuración “Cross Style”, (Mejor Simplicidad mecánica) |
TABLA 3 Parámetros del sistema de control
Debido a que, los multirrotores de seis y ocho motores son estructuralmente más grandes y por lo tanto más pesados, que los de tres y cuatro motores, se determinó utilizar el modelo de diseño de un cuadricóptero con una capacidad de levante adicional de 200 g (carga útil), el cual garantiza una buena maniobrabilidad y estabilidad (Fernández et al., 2016).
Cálculo de potencia
Nistal (2017), menciona que, partiendo del requerimiento de levante de un RPAS conforme a su peso y su carga útil, se lleva a cabo el cálculo de empuje vertical. Esta fuerza hace alusión a la capacidad de los motores con sus respectivas hélices, para sustentar el vuelo, lo que. Implica una distribución uniforme de la fuerza total generada entre la cantidad de motores en el vehículo (Ecuación 1) (Fernández et al., 2016).
donde: Et: Empuje total (kgf), Nm: Numero de motores en el multirrotor, fe: Fuerza de empuje de cada motor con una hélice especifica (kg).
En nuestro caso, se seleccionaron 4 motores de la marca “Racer Star (2212)”, que proporcionan cada uno, un empuje de 910g con hélices de ocho pulgadas y un ángulo de ataque de cinco pulgadas, por lo tanto, al tener 4 motores se podrá levantar un peso total de 3.640g (funcionando a su máxima potencia). Sabiendo que el peso total del cuadricóptero es de 1600g, se deduce que, no será necesario el uso de la potencia máxima de los motores para poder volar.
Controlador electrónico de velocidad
La selección del ESC, fue realizada en base a la corriente máxima que se suministra al motor eléctrico, y al amperaje que deben suministrar los ESC que es de 19 A. También, se consideró la recomendación de Bonney et al., (2020), que indican que los valores de los ESC estén por lo menos un 30% arriba del valor de consumo máximo de los motores. Por lo que, se escogieron ESC de 30 (A) debido que aseguran el amperaje de suministro necesario.
Selección de la batería
Las baterías utilizadas en los RPAS son del tipo “LiPo”, ya que, este tipo de baterías proporcionan gran cantidad de potencia en un periodo reducido de tiempo, además de ser ligeras, en comparación con las típicas baterías de plomo o Niquel-Cadmio (Nistal, 2017) y Dündar et al.,(2020). Moyano (2014), menciona que, para seleccionar una bateria hay que tener en cuenta:
Constante de carga y descarga
Este parámetro se utiliza para identificar la capacidad de almacenamiento (carga) en la batería y señalar la intensidad de corriente a la que se puede descargar, para que no sufra daños (Fernández et al., 2016). La expresión matemática que define dicha constante es la ecuación 2:
donde: Q: Capacidad de carga de la batería en mAh, C: Constante de carga/descarga en mAh/A.
Con la constante de carga/descarga de la batería, se puede calcular la corriente máxima que puede suministrar la batería (Ecuación 3).
donde: Corriente max : Capacidad de corriente máxima que puede suministra la batería (A), Ct: Intensidad de descarga constante (adimensional).
La tasa de descarga de la batería utilizada es de 50 C, lo que indica que el suministro de corriente máxima es de 200 A. Por lo tanto, la batería puede alimentar el sistema de potencia (ESC), control, comunicación y sensores, (mientras no excedan 200 A de corriente).
Cálculo del tiempo de vuelo
Para realizar el cálculo del tiempo de vuelo, se tiene en cuenta el consumo de los motores, ya que el resto de los componentes no consume demasiada corriente (Fernández et al., 2016) y se considera que los vehículos estarán al 50 % del consumo máximo, en vuelos de avance horizontal, 20 % en vuelos axiales ascendentes y 20 % en vuelos a punto fijo (Serrano y Pérez, 2017). Para calcular el tiempo de vuelo se utilizó la ecuación 4.
donde: T: Tiempo estimado de vuelo (h), Cap: Capacidad de almacenaje de la batería (mAh), Pt: Consumo total de los motores (W), Vol: voltaje de la batería (v).
De acuerdo con el cálculo del tiempo de vuelo y la corriente máxima que puede suministra la batería, se escogió una batería de 400 mAh 3S (3 celdas), con voltaje nominal (11.1 v) y una intensidad de descarga constante de 50C, la cual genera un tiempo de vuelo de 7 minutos (teóricamente) y una intensidad de descarga de 200(A), suficiente para suministrar a los motores, la controladora y la cámara.
Diseño mecánico
Un factor que está relacionado con el peso, es la resistencia mecánica y la fatiga de los materiales del chasis, aunque existen una gran cantidad de materiales baratos y de bajo peso, muchos de ellos no son apropiados, debido a que su resistencia mecánica no es la adecuada (Nistal, 2017).
El chasis o “frame”, es la estructura en la cual se colocan todos los componentes. El centro del chasis consta de elementos que soportan a los componentes electrónicos como la controladora, los receptores (RC, telemetría), GPS, la batería y la cámara. Por otro lado, en los brazos están montados los controladores de velocidad ESC, motores y hélices (Fernández et al., 2016).
Los factores que se utilizan para elegir el correcto chasis son: el tamaño de la hélice y el espacio que ocupan los diferentes módulos electrónicos (Navarro, 2019). La estructura del chasis debe tener una distancia entre motores igual al diámetro de la hélice, más una distancia de seguridad, que evitar que las hélices no choquen (Bonney et al., 2020).
En el mercado, se encuentra disponibles estructuras de distintas configuraciones, tamaños y materiales, los cuales poseen diferentes propiedades mecánicas. (Fernández et al., 2016). Analizando las dimensiones y costos requeridos, se eligió el chasis f330, debido a que permite colocar motores con hélices de 8 pulgadas (20.32 cm), asegurando que las hélices no choquen entre sí (Figura 1). El chasis f330, permite colocar componentes, como la controladora, GPS, módulo de telemetría y cámara, además, es configurable con el modo de vuelo Cross Style (para fotografía) (Bonney et al., 2020).
Análisis de esfuerzos
El análisis mecánico se realizó con la finalidad de asegurar la resistencia estructural de la aeronave conforme al peso que soportará. En la Figura 2 se muestra el chasis dibujado en el software Solid Works, el cual se sometió al análisis de simulación de esfuerzos. El material elegido para la simulación fue “Nailo 101”, y con un mallado de 0.5 mm.
Se aplicó una fuerza en cada extremo de los brazos del chasis de 4.9 N, tomando en cuenta que el peso máximo es de 2 kg (se multiplicó la masa por la aceleración de la gravedad, resultando 19.62 N), esta fuerza se dividió entre los 4 motores y se aplicó en la posición correspondiente a cada uno. La sección (A) de la Figura 2 se fijó durante la simulación, para encontrar la tensión de Von Mises en cada brazo (Figura 3)
Con la simulación de esfuerzos en el chasis, se obtuvo la tensión mínima y máxima de Von Mises (Figura 3), una magnitud física proporcional a la energía de distorsión según Serrano y Pérez (2017), calculada mediante la ecuación 5.
donde: 𝜎VM: Tensión de Von Mises (N/m2),𝜎𝑥𝑥, 𝜎𝑦𝑦, 𝜎𝑧𝑧: Tensiones principales del tensor tensión en un punto de un sólido deformable (N/m2).
Con los valores de la tensión máxima de 7.551e+06 N/m2, obtenidos de la simulación y el límite elástico del material de 6.000e+07 N/m2, se calculó el factor de seguridad (FS) (FS=
Centro de masa
Con el modelo del prototipo del RPAS en Solid Works (CAD), se calculó el centro de masa, que permite, identificar anomalías del ensamblaje y rectificar la posición de los componentes. Un centro de masa por arriba del eje horizontal de las hélices ocasionará un desbalanceo en el vuelo y necesitara un mejor ajuste en el control PID, pero si se tiene un centro de masa por debajo, en el ajuste del control PID los valores tendrán un rango más amplio de ajuste (Bonney et al., 2020). En la Tabla 4 se muestra, los valores obtenidos del cálculo del centro de masa en Solid Works
Vargas (2015) menciona que, para que el RPAS pueda volar correctamente, el centro de masa debe estar situado en el centro de la estructura. Como se observa en la Tabla 4, el centro de masa en eje “X” y “Y”, no está geométricamente centrado, debido a la ubicación de los dispositivos, GPS, sensor RGB y batería, por lo que fue necesario ajustar el control PID del RPAS (Berra, 2016).
Sistema de control
El sistema de control tiene la función de evaluar continuamente el estado del RPAS y es el encargado de gestionar las funciones de navegación y control. Es considerado el cerebro del UAV, ya que ejerce un control directo sobre su comportamiento. Es responsable de la estabilización y la navegación de la aeronave, en modo de vuelo automático y en modo de vuelo manual. (Santana, 2017)
En la Figura 4, se muestra el diagrama del sistema de control del RPAS con las características necesarias para cumplir con los objetivos planteados, como es el uso de sensores para su geolocalización (GPS, IMU, barómetro y brújula) y comunicación (telemetría y radiocontrol).
El controlador utilizado fue el Pixhawk, basado en el proyecto independiente de hardware libre de Ardupilot, un controlador de vuelo de alta calidad al menor precio posible (Nistal, 2017). Este controlador cuenta con todas las funciones mencionadas de geoposicionamiento, control y comunicación (Pei et al., 2019).
Construcción del RPAS
Para realizar la construcción del RPAS, se monto del chasis, para disponer de la estructura en donde se ensamblaron todos los componentes, y montaron los motores en los extremos de los brazos (Figura 5).
La controladora de vuelo pixhawk se situó en el centro del chasis, para que los acelerómetros y giroscopios funcionen correctamente (Fernández et al., 2016), orientada con la flecha, apuntando hacia la parte delantera del vehículo (Figura 6) (Bonney et al., 2020). La controladora se montó con almohadillas de espuma amortiguadoras de vibraciones.
Los variadores de velocidad ESC, se colocaron en los brazos del chasis. El GPS se situó, en el lado derecho de la controladora de vuelo, sujetándolo con tornillos (Figura 6).
La cámara se sujetó a una base antivibración con cojinetes, para disminuir el movimiento y evitar distorsiones en las fotografías (Figura 7).
En la Figura 8 se muestra el cuadricóptero, ensamblado con todos los componentes: controladora (Pixhawk), GPS, batería, variadores de velocidad (ESC), motores, hélices y sensor RGB (cámara). Se utilizó una carcasa en la parte superior, para evitar que los componentes estuvieran en contacto con él polvo, generado por el movimiento de las hélices.
Ensamble del sistema electrónico
En este apartado se detalla cómo se realizó toda la conexión eléctrica y electrónica del cuadricóptero desarrollado y como se distribuye la energía y las señales de la controladora de vuelo.
Como se observa en el diagrama general de conexión (Figura 9), la batería se encarga de subministrar energía a la controladora y a los ESC, mediante el módulo de poder. Además, el módulo de poder distribuye la potencia de entrada de la batería hacia los 4 controladores de velocidad (ESC).
La controladora de vuelo alimenta al receptor de radio control, el GPS, el zumbador, la cámara, el módulo de telemetría y el led RGB. La controladora tiene puertos específicos para los componentes, en los cuales, se menciona el dispositivo a conectar y cada dispositivo contiene un conector con el número correcto de pines, para ser encajado.
Los cables de control de los ESC se colocaron en los puertos PWM de la controladora (1-4, respectivamente), el cable de disparo automático de la cámara se conectó en el puerto 51 y el receptor de radio control en el puerto RC (Figura 10). Se puede observar, que la parte superior corresponde a la masa (-), la parte de en medio a la alimentación (+5v) y la parte de abajo a la señal PWM que envía o recibe la controladora.
El número de ESC, corresponde al número de motor de la Figura 11, los cables de señal PWM de los ESC, se colocaron de acuerdo con el número de motor en los puertos 1-4 de la controladora de vuelo.
Los ESC suministran energía a los motores mediante una señal trifásica (Figura 12) (Fernández et al., 2016). Los ESC y los motores poseen 3 cables L1, L2 y L3, que se conectaron entre sí (sin importar el orden o color). Los motores son capaces de girar tanto en el sentido horario (CW) como en sentido antihorario (CCW), el giro correcto de cada uno se muestra en la Figura 11, para ajustar el giro de los motores, se intercambiaron la L1 y L2 de los motores, que van a los ESC.
CONCLUSIONES
Se diseñó y construyó un RPAS tipo cuadricóptero, utilizando un controlador de código abierto y cumpliendo con las normas de regulación de RPAS en México, con un software que no le permita al RPAS volar más allá de la de una distancia horizontal de 457 metros respecto al piloto y a una altura máxima de 122 metros, con un peso de 1.7 kg (menor a 2 kg), y con un sistema que permite realizar vuelos autónomos y toma de fotografías georreferenciadas, mediante la instrumentación de un sensor RGB.
Se dibujó el RPAS en 3D, utilizando un sistema “CAD”, lo que permitió modelar el centro de masa y esfuerzos ocasionados por el peso del vehículo con una tensión máxima de 7.551e+06 N/m2, obteniendo un factor de seguridad de 7.95.
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Recibido: 03 de Julio de 2020; Aprobado: 04 de Diciembre de 2020
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