Estudio de autopiloto robusto tolerante al fallo para rpas

• Autores: Luis García Hernández
• Directores de la Tesis: Cristina Cuerno Rejado (dir. tes.), Manuel Pérez Cortés (codir. tes.)
• Lectura: En la Universidad Politécnica de Madrid ( España ) en 2018
• Idioma: español
• Tribunal Calificador de la Tesis: Miguel Angel Gómez Tierno (presid.), Daniel Montero Yéboles (secret.), Francisco Gavilán Jiménez (voc.), Jaime Cabezas Carrasco (voc.), Javier García-Heras Carretero (voc.)
• Programa de doctorado: Programa de Doctorado en Ingeniería Aeroespacial por la Universidad Politécnica de Madrid
• Materias:
  • Matemáticas
    • Ciencia de los ordenadores
      • Simulación
  • Ciencias tecnológicas
    • Ingeniería y tecnología aeronáuticas
      • Aerodinámica
      • Investigación aeronáutica y pruebas de vuelo
      • Estabilidad y control
• Enlaces
  • Tesis en acceso abierto en: Archivo Digital UPM
• Resumen

  • La inserción en espacio aéreo no segregado de las aeronaves pilotadas de forma remota (RPAS, Remotely Piloted Aircraft Systems) es una meta que se está persiguiendo en todo el mundo. De cara a este objetivo, es necesario mejorar una gran cantidad de aspectos, que incluyen desde el desarrollo de una normativa definitiva que ataña al vehículo aéreo, sus sistemas de a bordo, y todos los agentes involucrados en su operación, hasta el diseño, fabricación e implementación de nuevos equipos. Dichos equipos deben dotar a estas aeronaves de unas características de vuelo y una operación más seguras en caso de que se produzcan fallos de determinados sistemas de la aeronave. Algunos equipos podrían ser sistemas de detectar y evitar (S&A, Sense & Avoid), sistemas de control tolerante a fallos (FTC, Fault-Tolerant Control), o sistemas de reconfiguración del sistema de guiado, entre otros.

    Esta tesis pretende abordar el diseño de varios de estos sistemas desde el punto de vista de la regulación aeronáutica, constituyendo éste una de las principales contribuciones originales del presente trabajo, centrada en los sistemas de control del vuelo de aeronaves tripuladas (MIL-DTL-9490E), el de control y gestión del vuelo (FCS, Flight Control System, y FMS, Flight Management System), y el de guiado de la aeronave. Asimismo, se han llevado a cabo estudios relativos al sistema de detección e identificación de fallos presentes (FDI, Fault Detection and Identification) con el fin de determinar la viabilidad de los sistemas desarrollados. Para el diseño de estos sistemas ha sido necesario caracterizar la aeronave desde un punto de vista másico, aerodinámico y propulsivo, de forma que las actuaciones obtenidas concuerden con las de la aeronave de referencia real. A través de estos modelos también se han llevado a cabo estudios referidos al comportamiento dinámico de la aeronave, obteniendo las actuaciones finales resultantes. Dichas actuaciones garantizan el cumplimiento de los objetivos propuestos en la tesis, junto con una mayor comprensión de los compromisos inherentes en la toma de decisiones durante las fases de diseño de estos sistemas.

    Además, la aeronave de referencia de la tesis tiene una cola en V. Esta configuración aerodinámica, a pesar de ser empleada en gran cantidad de RPAS de pequeño peso máximo al despegue (MTOW, Maximum Take Off Weight), no dispone de modelos completos de cálculo de derivadas de estabilidad ni de estimación de modelos dinámicos. De hecho, en la mayoría de los estudios conducidos hasta la fecha no se han usado aeronaves con esta configuración aerodinámica no convencional. Por este motivo, se han desarrollado modelos de estimación rápidos con la precisión típica de la etapa de diseño conceptual, los cuales se han validado con ensayos en túnel de aeronaves del estado del arte, y son otra de las principales contribuciones originales de esta tesis. También se han desarrollado posteriormente los modelos dinámicos de diferentes fallos presentes con el fin de esclarecer y cuantificar los cambios que introducen en la mecánica del vuelo de las aeronaves.

    Finalmente, para la validación de los resultados y del funcionamiento aislado de cada sistema, se ha implementado un simulador de vuelo completo de la aeronave de referencia. Mediante dicho simulador se han realizado todas las pruebas pertinentes con el objetivo de validar los resultados del diseño de cada subsistema por separado, en un entorno lo más cercano a la realidad posible. De esta forma, todos los sistemas funcionan de forma simultánea verificando la viabilidad de desarrollo de todas las ideas propuestas a lo largo de esta tesis.