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XV Reunion de Trabajo en Procesamiento de la Informacion y Control, 16 al 20 de septiembre de 2013

Diseno de prototipo de aeronave no tripulada solar

Omar Elaskar†, Diego Fernandez‡ y Juan Paez Nunez§

†F.C.E.F. y N., Univeridad Nacional de Cordoba, [email protected]

‡C.I.A., Instituto Universitario Aeronautico, Cordoba, [email protected]

§Direccion de Evaluacion y Homologacion, F.A.A., Cordoba, [email protected]

Resumen— En el marco de los desarrollos de Ae-ronaves No Tripuladas (UAV) a fin de mantenerse envuelo durante perıodos prolongados [1], es que se pro-pone el presente tema.

Se presenta entonces en este trabajo, y a partir deldesarrollo de un UAV solar, la etapa del diseno gene-ral del sistema, que esta orientado a desarrollarlo conla premisa de construirlo con elementos y tecnicas dis-ponibles en el mercado, intentando utilizar incluso losde menor valor para cada tipo de elemento, para deesta manera asegurar la posibilidad de optimizacion.Se muestran los resultados del proceso de diseno con-ceptual del UAV, discriminando funcionalmente cadauno de los componentes basicos del sistema, y descri-biendo como esta integrado el mismo.

De esta manera se ha dividido al diseno en cincosubsistemas, empezando por la plataforma de vuelo,la fuente de energıa, el sistema de gestion de la misma,planta propulsiva y el sistema de navegacion y controlde vuelo. Ademas se muestran resultados funcionalesde cada sistema de manera individual, previamente aanalizar su funcionamiento integral.

Como resultado de este trabajo se concluye en ladescripcion del diseno de un UAV, que se muestra yaen su etapa constructiva y previa a la fase de ensayosen vuelos.

Palabras Clave— UAV, energıa solar, auto pilo-to, MPPT, propulsion electrica.

1. INTRODUCCION

En los tiempos recientes se han perfeccionado y difun-dido tecnologıas roboticas, que han sido ampliamente uti-lizadas para la navegacion y control de sistemas autono-mos, lo que ha favorecido al auge en el desarrollo de Ae-ronaves No Tripuladas (UAVs) de menor porte y costoque las aeronaves tripuladas. Ademas esta miniaturiza-cion y reduccion de peso de los UAV, implica menorespotencias propulsivas, dando lugar a utilizar propulsioncon motores electricos e incluso alimentados por energıasolar. En este campo de estudio se presenta este trabajo,

el cual se enfoca al diseno de un sistema aplicado a unUAV de propulsion electrica y por energıa solar.

La idea conceptual del vehıculo surge de analizar devarias configuraciones posibles para la plataforma aerea,sin embargo se adopta una arquitectura convencional dela aeronave a fin de evitar factores adicionales a las va-riables de estudio, descartando ası estudios complejos yensayos estructurales, aerodinamicos y de cualidades envuelo. Este estudio surge como parte de un proyecto fi-nanciado por el Ministerio de Defensa[2], el cual se en-foca al analisis de la propulsion electrica de UAV.

Como antecedente de desarrollos similares para otrastipologıas de UAV se puede citar al Sky Sailor[3] finan-ciado en parte por la Agencia Espacial Europea, que esun UAV destinado a ensayar tecnologıas de energıa so-lar entre otras, y que consiste en un ala de tres panelessolares, habiendose desarrollado un MPPT de tres vıasindependientes, cada uno para controlar cada panel.

Entre otros desarrollos mas sofisticados podemos men-cionar el Zephyr[4], un UAV de alta performance con ca-pacidad de elevarse y almacenar energıa a partir de pane-les solares, que le permiten permanecer volando durantetoda la noche para repetir dicho ciclo. Con la configura-cion definida de la plataforma de vuelo como se muestrala Fig. 1, se requiere definir cada subsistema por sepa-rado y luego integrarlos a fin de obtener el fin buscadode un UAV solar. Por ello se identificaron cinco areas atratar para luego integrarlas y adaptarlas a la aeronave.Estas son: Panel Solar, MPPT, Grupo Motor, Plataformade vuelo y sistema autopiloto, y que se describen a conti-nuacion.

Figura 1: Integracion de subsistemas


Figura 4: Construccion de la estructura del UAV

2. DESARROLLO2.1. Plataforma de vuelo

Con objeto de realizar este UAV, se analizaron las di-ferentes alternativas para el mismo. Se adopto la soluciontradicional de ala alta, helice frontal y empenajes atras,debido a la facilidad de estimar sus cualidades de vuelo.

El ala sin ahusamiento, se realizo con costillas y lar-gueros de balsa, poliestireno y refuerzos centrales de fi-bra de carbono, con el objeto que la estructura pueda in-cluir internamente las celdas del panel solar. Para ello sedebio considerar un recubrimiento transparente de My-lar de dos decimas de mm. Esta arquitectura no es ae-rodinamicamente la mas eficiente, pero fue la mejor al-ternativa constructiva para albergar la mayor cantidad deceldas solares.

Los calculos estructurales aseguran una mınima capa-cidad de cargas por maniobras. Los calculos aerodinami-cos dimensionan la planta propulsiva requerida para sus-tentar la aeronave. Una vez concluidas los calculos es-tructurales y aerodinamicos simulados con el softwareXFLR5[5], se concluyo en las caracterısticas y dimensio-nes del vehıculo, siendo su envergadura 2, 85m, superfi-cie alar 1, 02m², peso completo de vuelo 2,500gr, velo-cidad crucero 10m/s, requiriendo una fuerza propulsivade 190gr. Las Fig. 3 y 2 muestra resultados del procesode calculo aerodinamico del mismo, y la Fig. 4 muestrafotos de la arquitectura del UAV en construccion.

Figura 2: Curvas aerodinamicas

Figura 3: Flujo aerodinamico sobre el UAV

2.2. Paneles SolaresLa alimentacion del sistema electrico y la propulsion

se toma a partir de la energıa irradiada por el sol a travesde paneles solares. Estos son elementos semiconductoresque convierten la luz en energıa electrica.

La energıa solar disponible que llega a la superficie dela tierra es de unos 1000W/m², de aquı hay que tener encuenta que los paneles solares pueden alcanzar un rendi-miento de hasta el 28% para celdas de silicio monocris-talino, con un costo considerablemente elevado. Tambienpueden encontrarse paneles de menor valor pero a expen-sas de una reduccion del rendimiento[7].

Para el proyecto se utilizaron 30 celdas monocrista-linas grado B (Fig. 5) con un rendimiento del 16% y6in × 6in de dimensiones, lo que lleva a generar unapotencia que ronda los 3, 5W por celda y hace un totalde 105W como maximo teorico. La tension maxima porcelda es de 0, 5V lo que produce una corriente de 7A. Aeste punto de operacion en particular se lo conoce comopunto de maxima potencia o MPP por sus siglas en ingles“maximum power point”.

Figura 5: Construccion del panel de 30 celdas.

2.2.1. Parametros importantes

Entre los parametros mas importantes que caracterizana los paneles solares se encuentran la corriente de cortocircuito I

SC, la tension de circuito abierto V

OC, la co-

rriente de maxima potencia IMP

y la tension de maxima


potencia VMP

. La potencia teorica u optima Popt se cal-cula segun la Eq. 1. Este valor teorico es solamente in-tuitivo, ya que debido a cuestiones practicas las celdassolares poseen un rendimiento menor que uno.

Popt = VOC

× ISC

(1)

Un valor practico medible es la potencia maxima pro-ducida por la celda, la misma genera una P

MPa una ten-

sion VMP

y una corriente IMP

, el calculo de la misma serealiza a partir de la Eq. 2.

PMP

= VMP

× IMP

(2)

A partir de estas dos potencia se define un factor quecaracteriza la eficiencia del panel solar, el factor de for-ma FF . El mismo se define segun la Eq. 3. Todos estosparametros pueden ser graficados en una curva I-V comose explica en el siguiente apartado[7][8].

FF =P

MP

Popt(3)

2.2.2. Curva V-I

A partir de lo anteriormente descripto y en funcion delos ensayos realizados se construyen las curvas carac-terısticas del panel solar de 30 celdas. En la Fig. 6 seobserva la curva de la corriente en funcion de la tension(en negro) y de la potencia en funcion de la tension (enrojo). La grafica representada posee un factor de formaFF = 0, 54 calculado en funcion de la potencia teoricay la potencia maxima.

Las condiciones del ensayo fueron, un angulo de in-cidencia perpendicular al sol, temperatura de 40°C sobrela celda y las 12:00hs p.m. Los datos fueron relevados atraves de una placa de adquisicion donde se tomo lecturade la tension y la corriente con los cuales fue realizadala grafica. Para distintos valores de temperatura e irradia-cion solar se obtienen curvas distintas pero el factor deforma se mantiene.

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

2.3. Seguidor del punto de maxima potencia(MPPT)

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

que regula la potencia de salida de la fuente en funcion dela maxima potencia que puede entregar el panel. Un dia-grama basico de esta etapa se observa en la Fig. 7

El convertidor DC-DC esta compuesto por un transis-tor de potencia MOSFET que trabaja en modo conmuta-do y un filtro pasa bajos que elimina las componentes defrecuencia de la senal. El transistor es comandado por unmicrocontrolador (MCU) que determina el ciclo de traba-jo del mismo segun donde se encuentre el punto de tra-bajo en la curva de potencia del panel solar. Para ello sele ha cargado un algoritmo que busca el punto de maxi-ma potencia generado en base al algoritmo P&O (pertur-bar y observar)[9]. En la figura 8 se muestra el sistemaelectronico de control y convertidor DC-DC disenado pa-ra especıficamente para esta aplicacion.

Figura 7: Diagrama en bloques del MPPT.

Figura 8: MPPT.

2.3.1. Baterıas LiPo

Dependiendo de las exigencias de la carga, la potenciaconsumida puede no ser la potencia maxima disponibleen los paneles y consecuentemente se desaprovecharıauna porcion de la potencia, para ello se dispone de ba-terıas donde se almacena la energıa no consumida por lacarga. Como es de fundamental importancia la reduccionde tamano y peso de los elementos a bordo, se utilizanbaterıas de litio polımero (LiPo) las cuales tiene comoventaja una excelente relacion energıa-peso que esta porencima de otros tipos de baterıas. Este valor esta alrede-dor de los 150Wh/kg comparado con los 25Wh/kg parabaterıas de plomo. Otra ventaja son los grandes valores decorriente de descarga que admiten (comunmente 25 vecessu capacidad) y actualmente con la salida de las nanopolycargas rapidas (de alrededor de 5 veces su capacidad)


Como desventaja podrıamos nombrar su delicado pro-ceso de carga el cual debe ser llevado a cabo por un cir-cuito electronico especial que monitoree en todo momen-to el estado de la baterıa, ya que cualquier sobre carga oexceso de temperatura podrıa danar el elemento de formapermanente[11].

2.4. Planta propulsivaDe los estudios aerodinamicos se obtiene la propulsion

requerida para el UAV, indicando para el vuelo crucerouna traccion de 190gr a 10m/s. Con esta estimacion seprocedio a la seleccion de los componentes del grupo pro-pulsor. Finalmente se selecciono un motor brushless de420W , 1300rpm/V y una traccion estatica maxima de1650gr. Se aclara que el empuje requerido es muy infe-rior, ya que en bajo regimen el grupo motor-helice es maseficiente desde el punto de vista energetico.

Paralelamente se selecciono un Variador Electronicode Velocidad (ESC) de 40A, a fin de adaptarlo a dichomotor. El mismo cuenta con Regulador de tension paraalimentar el resto del sistema electrico del UAV. Respectoal las baterıas de alimentacion se seleccionaron del tipoLitio Polımero (LiPo) de nanotecnologıa, que permitencorrientes de carga muy superiores a las estandar, segunse trato en la seccion 2.3.1.

Figura 9: Grupo propulsor en banco de ensayo.

Finalmente se selecciono una helice de 15inx10in devuelo lento, ya que en regimen crucero no se superan las3000rpm, y en este rango la misma se comporta mejorque las otras previamente evaluadas[6]. La Fig.9 muestralos componentes seleccionados y ensayados en tunel deviento.

2.5. Auto pilotoA fin de convertir la aeronave en un vehıculo autono-

mo durante el vuelo, se requiere adaptar un autopilotoal mismo que realice las funciones de navegacion, con-trol y guiado del mismo. Si bien se tambien se ensayo elsistema autopiloto FY-31 se adopto el Ardu Pilot Mega2.5, con sensor de corriente y GPS uBlox, con un firm-ware de codigo abierto embebido Ardu Plane [12]. Cuen-ta con microprocesadores de la empresa Atmel (Atmega2560-16AU y Atmega 32U), y acelerometros, girometrosy magnetometros en los tres ejes, ademas de barometropara medir altura. Al mismo se le adiciona un radio mo-

dem de “3D Robotics” de 20mW de potencia, para dis-poner del radio enlace y telemetrıa del mismo. En Fig. 10se muestra la plaqueta del mismo.

Figura 10: ArduPilot.

La estacion terrena de control recibe y envıa informa-cion de y al UAV por medio del software Mision Plannerespecialmente adaptado al hardware utilizado, permitien-do seguir y controlar en tiempo real al UAV, la Fig. 11muestra el entorno de la estacion terrena de control.

Figura 11: Mission planner software.

3. CONCLUSIONES

Este trabajo, ha sido de relevancia ya que ha permitidorealizar; a partir de elementos comerciales (de bajo costorelativo) y disponibles localmente, el diseno de un proto-tipo de UAV a energıa solar. Se destaca que el mismo yaesta en la fase constructiva. Se propone entonces finalizarel prototipo y continuar con la fase de ensayos en vuelopara poder reforzar y verificar los resultados de los estu-dios y analisis realizados hasta esta etapa del proyecto.

REFERENCIAS

[1] M. Bhatt, “Solar Unmanned Aerial Vehicle, High Al-titude Long Endurance Applications (HALE)”, De-partment of Mechanical and Aerospace Engineering,San Jose State University, USA, May 2012.

[2] O. Elaskar, “Analisis y evaluacion experimental dela capacidad propulsiva de sistemas Brushless –LiPo- Solar, aplicables a UAVs en regimen bajo subsoni-co”, PIDDEF 043-11, Min.Defensa, Argentina, 2011.


[3] A. Noth, “Design of Solar Powered Aircraft for Con-tinous Flight”, Autonomous Systems Lab, ETH Zu-rich, Switzerland, September 2008.

[4] A. Rapinett, “Zephyr: A High Altitude Long Endu-rance Unmanned Air Vehicle”, Department of Phy-sics, University of Surrey, April 2009

[5] XFLR 5, www.xflr5.com, visitado Noviembre de2011.

[6] O. Elaskar, D. Fernandez, “Desarrollo de una Ba-lanza para Medir el Empuje y Torque en MotoresBrushless en Tunel de Viento”, III Congreso Argen-tino de Ingenierıa Mecanica, Buenos Aires, Noviem-bre 2012.

[7] Stefan Krauter, “Solar Electric Power Generation -Photovoltaic Energy Systems”, Springer-Verlag, Ber-lin 2006

[8] T. Markvart & L Castaner, “Solar Cells: Materials,Manufacture and Operation”, Elsevier, UK 2005

[9] Ruiz C. Luis J., Beristain J. Jose A., Sosa T. Ian M.y Hernandez L. Jesus H., “Estudio del Algoritmo deSeguimiento de Punto de Maxima Potencia Perturbary Observar”, RIEE&C, vol. 8, no. 1, pp. 17-23, 2010.

[10] Muhammad H. Rashid, “Power Electronics Hand-book”, Academic Press, San Diego,California, USA2001

[11] RC material, “Manual de uso de baterıas de polıme-ro de Litio”, www.rcmaterial.com, visitado Nov.2012

[12] Ardu Pilot Mega, Pagina web del ArduPlane firm-ware, https://code.google.com/p/ardupilot-mega, vi-sitado Oct.2012.

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