Tesis:
Estudio de autopiloto robusto tolerante al fallo para RPAS
- Autor: GARCÍA HERNÁNDEZ, Luis
- Título: Estudio de autopiloto robusto tolerante al fallo para RPAS
- Fecha: 2018
- Materia: Sin materia definida
- Escuela: E.T.S.I. AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO
- Departamentos: AERONAVES Y VEHICULOS ESPACIALES
- Acceso electrónico: http://oa.upm.es/53146/
- Director/a 1º: CUERNO REJADO, Cristina
- Director/a 2º: PÉREZ CORTÉS, Manuel
- 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. ----------ABSTRACT---------- The deployment of remotely piloted aircraft systems (RPAS) in non-segregated airspace is a goal that is being followed all around the world. To do this, it is necessary the improvement of many different aspects, including from the regulation development about the air vehicles, their on board systems, and all agents related to their operation, to the design, manufacturing, and new equipment implementation. These equipment must provide safer flying qualities to the aircraft and their operation in some failure scenarios affecting certain aircraft’s systems. Some of these equipment could be Sense & Avoid (S&A), fault-tolerant control (FTC), or reconfigurable guidance systems, among others. This PhD thesis pretends to address the design of some of these on board systems from the certification standpoint, constituting this one of the main original contributions of the present work, focused in the flight control systems of the manned aviation (MIL-DTL-9490E), flight control system (FCS) and flight management system (FMS), and the guidance system. Furthermore, studies referred to the fault detection and identification (FDI) system have been conducted in order to check the viability of the developed systems. The aerodynamic, mass, and propulsive modeling of the aircraft obtaining the same reference aircraft performances than the real one has been necessary for designing these systems. Making use of these modeling, some other studies related to the behavior of the aircraft have been carried out. These performances guarantee the fulfillment of all objectives proposed in this thesis, and they also provide a better comprehension about the trade-offs inherent to the decision making during the design phases of these systems. Furthermore, the reference aircraft of this work has a V-tail. This aerodynamic configuration, in spite of its wide use in many RPAS with low Maximum Take-Off Weight (MTOW), has not complete models for the estimation of the stability derivatives nor the dynamic models. In fact, most of the studies conducted until present have not used aircraft with this non-conventional aerodynamic configuration. Because of this, quick estimation models used in the conceptual and preliminary design stages have been developed and validated making use of wind tunnel tests from aircraft belonging to the state-of-the-art, and these models are another of the main novel contributions of this PhD thesis. In addition, dynamic models of different kind of failures have been obtained to highlight and quantify the changes these failures introduce in the flight mechanics of the aircraft. Finally, a complete flight simulator for the reference aircraft has been used for the validation of the results and the isolated functioning of each system. Making use of this simulator, all required tests has been conducted in order to validate the design results of each subsystem in an environment as close to reality as possible. In this way, all the systems work simultaneously verifying the viability of development of all the ideas proposed throughout this thesis.