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UNIVERSIDAD NACIONAL DE EDUCACIÓN A DISTANCIA
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA ELÉCTRICA, ELECTRÓNICA Y DE CONTROL
TÍTULO SISTEMA DE ASISTENCIA AL PILOTO EN ATERRIZAJES DE HELICÓPTEROS EN CONDICIONES
DE BROWN-OUT (BHLAS, Brown-Out Helicopter Landing Aid System).
AUTOR DIRECTOR CODIRECTOR PONENTE
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIEROS INDUSTRIALES
CAPÍTULO 1. INTRODUCCIÓN
1.1 Objetivo del proyecto
El desarrollo del sistema BHLAS (Brown-out Landing Aid System) pretende diseñar un interface que facilite al piloto de helicópteros el aterrizaje, en una zona no preparada, cuando debido a la naturaleza del terreno o las condiciones meteorológicas, este pierda las referencias visuales de dicha zona de toma.
Antes de profundizar en el proyecto, se debe tener en cuenta que el sistema BHLAS cuenta con las siguientes ventajas e inconvenientes:
El prototipo de dicho sistema está basado en la plataforma Arduino, posteriormente siguiendo la misma filosofía, poder extrapolarlo al modelo de helicóptero que se considere, por lo que este proyecto desarrollará principalmente el prototipo en Arduino (HEX332-01) y la filosofía de funcionamiento.
Básicamente es un sistema autónomo que proporciona al piloto, a la hora del aterrizaje, en un interfaz (display) información integrada sobre:
1.2 Motivación personal
Según conclusiones del Departamento de Defensa de los EEUU (U.S Department of Defence) en el año 2007;
“Helicopter Brownout is a $100 Million per year problem for the U.S. Military in Afghanistan and Iraq, the Army cites brownout in three out of every four helicopters accidents there”.
La frase anterior, podría valer por sí sola como motivación a la hora de decidir el tema de un proyecto de fin de carrera (PFC), además de tratar de encontrar una solución tecnológica a un problema que no solo se mide en millones de dólares, sino en pérdidas de vidas, y que el autor lo ha sufrido en varias ocasiones durante las distintas misiones que participó en Afganistán dentro de la misión de ISAF1 desde abril de 2005 hasta febrero de 2012.
1.3 Resumen
BHLAS es un sistema 2D (2 dimensiones) de simbología autónomo que proporciona información, para un aterrizaje seguro, de manera integrada al piloto en la parte más crítica de la toma bajo condiciones de brownout, cuando este pierde las referencias exteriores.
Representa información sobre la actitud de la aeronave (alabeo-Roll y cabeceo-Pitch), inclinación de la zona de toma, desplazamientos en el plano horizontal, velocidad/régimen de descenso, altura sobre la zona de aterrizaje y rumo de aproximación. Esta información integrada se considera la mínima imprescindible para poder realizar un aterrizaje sin referencias exteriores debido a una degradación del campo visual.
Dicho sistema no está enfocado a ser empleado en helicópteros de nueva generación, que probablemente contarán con sistemas de apoyo mucho más avanzados y presentarán una imagen completa de la zona de aterrizaje. Por ello, una de las limitaciones del sistema es el no poder dar información sobre los posibles objetos verticales en la zona, por lo que solo puede asistir al piloto en tomas en zonas aisladas.
Hoy en día existen diferentes aproximaciones en la industria mucho más complejas en su desarrollo e implementación, como el 3D Flash LADAR2 (que proporciona una imagen de 3 dimensiones basado en tecnología láser), el sistema HALS3 basado en una combinación de sensores electrópticos y radáricos, el proyecto denominado BLAST4 con simbología BOSS-Brownout Symbology System o el sistema AVS- Augmented Visionics System. A la finalización de este proyecto todas estas iniciativas se encontraban en desarrollo.
La filosofía del sistema consiste en proporcionar e integrar en un solo interfaz la información anteriormente descrita, en un primer paso mediante un prototipo basado en tecnología Arduino y posteriormente poder extrapolar el diseño a un helicóptero real, en nuestro caso el AS332 SuperPuma.
La presentación podrá implementarse tanto en displays convencionales HDD (Head Down Displays), HUD (Head Up Displays) o en HMDS (Helmet Mounted Displays Systems).
CAPÍTULO 2. CONCEPTO DE BROWN-OUT
2.1 Brownout/Whiteout
Hoy en día existen multitud de definiciones a cerca del fenómeno denominado “Brownout”, una de ellas bastante descriptiva es la siguiente:
“Degradación de la visibilidad producida por el polvo o la arena en suspensión cuando se realiza una aproximación a toma en una zona no preparada. Este fenómeno puede causar accidentes fatales debido a la desorientación espacial (Spatial Desorientation) y la pérdida de conciencia de la situación (SA-Situational Awardeness). Este fenómeno se produce sobre todo durante la toma de helicópteros debido a las nubes de polvo producidas por la circulación del aire debido al movimiento del rotor principal”. (Ver figura 2.1 y 2.2).
Durante ensayos realizados se ha logrado medir concentraciones de polvo en suspensión de hasta 2,5g/m3 durante aterrizajes en zonas desérticas. A partir de una concentración entre 160-320 microg/m3 según el modelo NAAPS5 se puede hablar de una reducción de la visibilidad hasta unos 2 km debido a la presencia de partículas sólidas muy pequeñas como polvo, arcilla, cenizas o arena en suspensión.
Debido a la experiencia obtenida de accidentes anteriores se puede decir que normalmente la degradación visual comienza en los últimos 80 -70ft de la aproximación.
La denominación “Whiteout” se utiliza cuando se produce la misma degradación visual pero en despegues y aterrizajes sobre zonas nevadas con nieve polvo, cuando esta no está compactada sino suelta. En este caso se puede afirmar que los riesgos son idénticos que en el caso del brownout.
Figura 2.1 UH-60 “BlackHawk” aterrizando en condiciones brownout (California).
La definición adoptada por la NASA6 es la siguiente:
“Helicopter brownout is a dangerous phenomena experienced by many helicopters when making landing approaches in dusty environments, whereby sand or dust particles become swept up in the rotor outwash and obscure the pilot’s vision of the terrain. This is particularly dangerous because the pilot needs those visual cues from their surroundings in order to make a safe landing”.
Figura 2.2 Helicóptero CH-53 aterrizando en Afganistán.
Definición adoptada por la OTAN7:
“Brownout is the condition developed by re-circulating rotor downwash as a helicopter lands or takes off in an arid or a snowy environment. The resultant mishaps due to the Degraded Visual Environment (DVE) are a serious problem, especially for operations in Afghanistan, Iraq, and Africa. It is a $100M/yr problem in the US service alone”.
2.2 Estadísticas de accidentes
Durante la denominada I Guerra del Golfo (1990-91) varios helicópteros militares de la coalición se perdieron durante tomas y despegues bajo condiciones de brownout. En la década transcurrida desde entonces hasta la Operación Libertad Duradera (2001), el Ejército de los EEUU registró más de 40 casos de accidentes durante el entrenamiento de sus tripulaciones en el Centro Nacional de Entrenamiento en California.
Desde 1991, se han confirmado más de 280 casos de daños de la aeronave y/o lesiones, y aunque la mayoría de los incidentes se producen durante los aterrizajes, también ha habido un número significativo de incidentes que ocurren en los despegues. Durante las operaciones del Ejército de los EEUU en el periodo 2001-2007, aproximadamente el 85% se produjeron en los aterrizajes y un 15% durante los despegues.
La OTAN (Organización del Tratado del Atlántico Norte), en uno de sus estudios proporciona los siguientes datos:
Figura 2.3 Helicóptero SuperPuma HD21-12, AGOSTO 2012 Afganistán.
Figura 2.4 Helicóptero SuperPuma HD21-06, SEPTIEMBRE 2007 Afganistán.
Los accidentes se producen cerca del suelo y a baja velocidad, por ello la supervivencia de las tripulaciones es mayor que en otros tipos de accidentes. Sin embargo, ha habido accidentes provocados por brownout con víctimas en misiones en Irak y Afganistán, en casi todos los casos se podían haber prevenido con la implementación de un sistema de asistencia a la tripulación en condiciones degradadas de visibilidad.
Si nos centramos en los datos según el tipo de aeronave:
Cuatro helicópteros de ataque tipo AH-64D8 sufrieron daños mayores debido a accidentes en las tres primeras semanas de la invasión de Irak en 2003, mientras que sólo uno se perdió en combate en el mismo período de tiempo. Estos accidentes se produjeron por la suma de una mala elección de las zonas de aterrizaje y la falta de entrenamiento de sus tripulaciones.
El modelo CH-479 ha tenido relativamente una alta frecuencia de accidentes provocados por el fenómeno brownout. A partir de 2001, nueve helicópteros Chinook se perdieron en combate en Afganistán, y al menos tres aparatos tuvieron como causa contribuyente dicho fenómeno.
El modelo V-2210 es una aeronave denominada “Tilt rotor o de rotores basculantes”, se desplegó para el combate en Irak en septiembre de 2007. La alta carga de disco crea una corriente descendente de alta velocidad, lo que hace subir la nube de polvo a partir de una altura mucho mayor que un helicóptero convencional, acentuando la posibilidad de provocar un accidente. Dicho modelo, desde sus primeros vuelos de prueba en el año 1989, ha tenido al menos un accidente relacionado con el fenómeno brownout (Afganistán, 8 de abril de 2010).
2.3 Exposición del problema
Para poder estudiar el problema, primero deberemos comentar que en el fenómeno de brownout intervienen una serie de factores externos, difícilmente modificables y otros factores que también afectan, pero pueden modificarse para mitigar su efecto y lograr reducir el número de accidentes provocados por ellos.
2.3.1 Fenómenos externos no modificables
Respecto a los primeros, difícilmente modificables, y que afectan a la probabilidad y la gravedad de dicha degradación visual, se pueden dividir en factores de diseño de la aeronave y factores debidos al ambiente/entorno.
2.3.1.1 Fenómenos debidos al diseño de la aeronave.
Relación entre el peso del total helicóptero y el área del rotor principal. En helicópteros más pesados, se necesita una mayor área del disco del rotor principal, esto provoca una recirculación del aire mayor y por tanto incrementa la degradación visual.
Dependerá del número de palas por rotor, velocidad nominal de giro del rotor, forma de las puntas de pala, torsión geométrica de la pala etc…todos estos aspectos influyen en incrementar o reducir el efecto del brownout.
Básicamente, hablando de trenes de aterrizaje, existen dos tipos, tren de aterrizaje de ruedas y tren de aterrizaje de patines. El sistema de tren de patines se basa en la disposición de unos largueros tubulares unidos al fuselaje mediante travesaños curvados y cuyo diseño permite la absorción de impactos por deflexión elástica de estos elementos, estos suelen disponer de elementos que permitan acoplar ruedas para su movimiento en tierra.
El sistema de tren de ruedas está basado en un conjunto de ruedas retráctiles o no acopladas a la zona inferior del fuselaje del helicóptero mediante un sistema de suspensión que permite la absorción de impactos derivados de la operación de la aeronave.
Dentro de este tipo (ruedas) debemos diferenciar el tren tipo triciclo con dos ruedas principales y una de tren de morro y el tren con rueda en el patín de cola donde el helicóptero cuenta con dos ruedas ubicadas en la parte frontal y una en la parte posterior.
La experiencia y el tipo de aterrizaje en condiciones de brownout nos dice que el idóneo es el de tipo de ruedas en el patín de cola (por ejemplo el modelo UH- 60 “Black Hawk”).
2.3.1.2 Fenómenos debidos al entorno/ambiente
Dado que los materiales usados en las zonas de aterrizaje pueden ser desde cemento/asfalto a zonas no preparadas, donde no existe ningún material ni infraestructura diseñada por el hombre, en el caso de estas últimas, su comportamiento dependerá del clima, características de la roca madre, del tipo de organismos que se desarrollan en ella o del tiempo transcurrido desde que comenzó su proceso de formación.
Las superficies se pueden clasificar según el tamaño de las partículas minerales que las componen, arena muy gruesa >2 mm, arena gruesa 1-0,5 mm, arena fina 0,25-0,10 mm, limo 0,05-0,02 mm o arcilla, siendo estas últimas las más problemáticas.
La inclinación del terreno es un factor muy importante a la hora del estudio los accidentes, no solo relacionados con el brownout sino a otros accidentes debidos al denominado Vuelco Lateral Estático (Static rollover). Normalmente la más restrictiva es la inclinación lateral, ya que un vuelco en el eje longitudinal del helicóptero es muy extraño que se produzca.
Como referencia la OACI11 define, para la aviación general, las helisuperficies con unos límites de pendiente de 0.5% longitudinal y 2% transversal, además se debe tener en cuenta que cada modelo de helicóptero tiene unos límites en el eje transversal y longitudinal de toma/parada de rotores en pendiente.
El viento y otros fenómenos meteorológicos adversos pueden provocar accidentes por si solos a la hora del aterrizaje, pero en el caso que nos atañe, si además del fenómeno de brownout se suma el viento en dirección del sector trasero, esto provocaría una mezcla explosiva que haría complicada la toma hasta para tripulaciones muy experimentadas.
El vuelo nocturno, ya de por sí, es mucho más exigente que el diurno. En el caso del vuelo con NVD12 se complica debido al reducido campo de visión y la falta de referencias en comparación con el vuelo diurno. Según las estadísticas, la gran mayoría de los accidentes por brownout se produjeron en ambiente nocturno, ya que a la degradación de la visión exterior debido al polvo en suspensión hay que sumarle la pérdida de referencias exteriores intrínsecas al vuelo nocturno.
Figura 2.5 Helicóptero SuperPuma aterrizando en una zona no preparada (Afganistán).
2.3.2 Fenómenos modificables
Respecto a los factores modificables que incrementan la probabilidad de accidente debido al fenómeno de brownout, se pueden citar los siguientes:
2.3.2.1 Velocidad vertical de aproximación (sobre todo régimen/velocidad de descenso).
Una velocidad de descenso excesiva (límite en el AS332 900ft/min) puede provocar daños al tren de aterrizaje, como la rotura asimétrica que provocará el vuelco lateral, además de daños catastróficos en el rotor principal y fuselaje. Se debe tener en cuenta que aunque el tren de aterrizaje este diseñado para absorber regímenes de descenso elevados, estos no serían soportados por la tripulación.
2.3.2.2 Actitud de la aeronave en el momento de la toma (Pitch y Roll).
Una actitud excesiva en cabeceo (Pitch) y sobre todo en alabeo (Roll), fuera de los límites de la aeronave puede provocar el denominado Vuelco Lateral Estático (Static rollover) que no es más que el fenómeno que se experimenta en aterrizajes de helicópteros en pendientes o terrenos irregulares donde el helicóptero empieza a volcar cuando el centro de gravedad salga de la línea que une las ruedas del tren de aterrizaje o los extremos de los patines. Este fenómeno puede suceder si se aterriza en pendientes pronunciadas o existe un cambio en la distribución del peso a bordo.
Figura 2.6 Vuelco Lateral Estático (Static rollover).
2.3.2.3 Desplazamientos laterales en el momento de la toma
En el caso de realizar la toma con pequeños desplazamientos laterales puede aparecer el denominado Vuelco Lateral Dinámico (Dinamic rollover). Este fenómeno se produce ya que todo helicóptero sufre una tendencia de rodadura lateral, llamada estabilidad dinámica cuando se levanta de la superficie.
Dicho vuelco comienza cuando el helicóptero comienza a pivotar alrededor de su patín o rueda. Esto puede ocurrir por una variedad de razones, incluyendo el hecho de no eliminar un amarre o dispositivo de sujeción, o si el patín o rueda de aterrizaje contacta con un objeto fijo mientras se desplaza hacia un lateral.
Figura 2.7 Vuelco Lateral Dinámico (Dinamic rollover).
2.3.2.4 Falta de información sobre la altura real sobre el suelo.
Esto se produce cuando debido a la degradación visual el piloto, este no tiene una referencia precisa de la altura a la que se encuentra la aeronave sobre la zona de aterrizaje, pudiendo, tanto en el caso de estar demasiado bajo provocar un accidente por Vuelco Lateral Dinámico, como en el caso de estar demasiado alto ocasionar daños a la aeronave por una toma demasiado dura, debido a un elevado régimen de descenso.
2.4 Situación actual.
Hoy en día existen helicópteros de nueva generación que cuentan con dispositivos implementados como representaciones sintéticas en 2 y 3D o sistemas de aterrizaje autónomos basados en pilotos automáticos integrales.
El problema está en conseguir algún sistema no excesivamente complejo y con unos costes reducidos que se pueda implementar en helicópteros que cuenten con una vida operativa hasta el año 2025/30.
Hoy en día los helicópteros que opera el Ministerio de Defensa y que pueden sufrir el fenómeno de brownout se pueden reducir a los modelos que opera el Ejército del Aire, Ejército de Tierra y la Armada cuando se encuentran desplegados en misiones en el extranjero.
En España es complicado encontrar zonas en las que dicho fenómeno sea realmente significativo, en la mayoría de los casos una vez en estacionario el flujo que produce el rotor principal barre la zona de toma, únicamente en zonas de montaña con mucha cantidad de nieve en polvo o en zonas de playa podría producirse una degradación visual equiparable a la que se producen en zonas desérticas de regiones en América, Asia o África.
En misiones en el extranjero en países como Irak, Afganistán (ISAF) o Djibuti (Atalanta) pueden producirse accidentes de helicópteros debido al fenómeno brownout. Actualmente los modelos que operan las Fuerzas Armadas no cuentan con ningún sistema de ayuda en caso de degradación visual ya que la mayoría de ellos a excepción del EC-665 Tigre y del EC-135 tienen más de 25 años de vida operativa.
Los modelos citados susceptibles de poder implementarse el sistema BHLAS son:
AS330 Puma
Utilizado por el Ejército del Aire para misiones SAR (Search and Rescue), basados en la Base Aérea de Son San Juan (Islas Baleares).
Helicóptero de transporte medio, bimotor, rotor principal de cuatro palas para usos civiles o militares. Fue diseñado en los años 1960 y fabricado originalmente por la compañía francesa Aérospatiale en los años 1970.
Figura 2.8 AS330 Puma (801 Escuadrón).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 7400 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15 m
Alcance 550 Km
AS332 SuperPuma
Utilizado por el Ejército del Aire para misiones PR (Personnel Recovery), MEDEVAC (Aero Evacuaciones Médicas) y Operaciones Aéreas Especiales (SAO) basados en la Base Aérea de Cuatro Vientos (Madrid).
Helicóptero de tamaño medio, bimotor, con rotor principal de cuatro palas, diseñado a partir del SA 330 Puma. Originalmente fue fabricado por la compañía francesa Aérospatiale y después por el Grupo EADS Eurocopter, tras la integración de Aérospatiale en el grupo europeo. Realizó su primer vuelo en septiembre de 1978.
Figura 2.9 AS332 SuperPuma (803 Escuadrón).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 8350 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15 m
Alcance 730 Km
Sikorsky S-76
Helicóptero multipropósito de tamaño medio, diseñado por la Sikorsky Aircraft Corporation. El S-76 dispone de dos motores, tiene el rotor principal así como el rotor de cola de cuatro palas, cuenta con un tren de aterrizaje retráctil.
Utilizado por el Ejército del Aire para enseñanza desde el año 1991 con Base en Armilla (Granada).
Figura 2.10 Sikorsky S-76 (Ala 78).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 5300 Kg
Velocidad 155 Knots
Diámetro rotor principal 13.4m
Alcance 480 Km
EC120 Colibri
Helicóptero ligero monomotor de cinco plazas, diseñado y desarrollado por la compañía Eurocopter en la fábrica de Marignane de Eurocopter Francia. El Ejército del Aire lo utiliza para funciones de enseñanza desde el año 2000 desde la Base Aérea de Armilla (Granada).
Figura 2.11 EC-120 (Ala 78).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 1570 Kg
Velocidad 120 Knots
Diámetro rotor principal 10m
Alcance 400 Km
AS532 Cougar
Helicóptero polivalente bimotor de tamaño medio fabricado por el Grupo Eurocopter. El AS 532 Cougar es la continuación del desarrollo y actualización tanto del AS330 Puma como del AS332 SuperPuma.
El Ejército de Tierra lo utiliza como helicóptero multirol. Base de Agoncillo (Logroño).
Figura 2.12 AS530 Cougar (Fuerzas Aeromóviles del Ejército de Tierra FAMET).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 9000 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15m
Alcance 750 Km
CH-47 Chinook
Helicóptero de transporte de carga pesada, bimotor con rotores en tándem de origen estadounidense. Fue diseñado y producido inicialmente por Boeing a principios de los años 1960,
El Ejército de Tierra lo utiliza como helicóptero de transporte. Base de Colmenar Viejo (Madrid).
Figura 2.13 CH-47 (Fuerzas Aeromóviles del Ejército de Tierra FAMET).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 22000 Kg
Velocidad 165 Knots
Diámetro rotor principal 18.3m
Alcance 750 Km
SH-3 SeaKing
Helicóptero bimotor polivalente, aunque destinado principalmente a la guerra antisubmarina, fabricado por la compañía estadounidense Sikorsky Aircraft. Ha estado en servicio con la Armada de los Estados Unidos y en otras fuerzas desde principios de los años 1960.
Operado por la Amada Española como helicóptero multirol. Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.14 SH-3 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 10000 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 16.3m
Alcance 780 Km
SH-60 Seahawk
Helicóptero naval polivalente con dos motores de turbina y para múltiples misiones, desarrollado durante los años 1980 por Sikorsky Aircraft Corporation para la Armada de Estados Unidos basándose en la estructura del Sikorsky UH-60 Black Hawk.
Operado por la Armada Española, Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.15 SH-60 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 9500 Kg
Velocidad 165 Knots
Diámetro rotor principal 16.3m
Alcance 810 Km
Agusta Bell 212.
Helicóptero de transporte medio, bimotor y con rotor principal de dos palas, derivado del Bell 204/205, para ser empleado en actividades civiles y militares. El Bell 212 se fabricó en las instalaciones de la compañía estadounidense Bell Helicopter en Fort Worth, Texas. El modelo Bell 212 se produjo bajo licencia en Italia, por la compañía Agusta, siendo conocidos estos como Agusta-Bell AB.212
Operado por la Armada Española, Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.15 AB-212 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 5000 Kg
Velocidad 120 Knots
Diámetro rotor principal 14.6m
Alcance 410 Km
2.5 Análisis de posibles soluciones
Todas las medidas y técnicas de aterrizaje bajo condiciones de brownout desarrolladas o en desarrollo están enfocadas principalmente a evitar las dos siguientes situaciones:
2.5.1 Falta de Conciencia Situacional (en inglés SA13) sobre la actitud de la aeronave.
A la hora de la toma, la nube de polvo puede causar una falsa ilusión de un horizonte inclinado. Un piloto puede instintivamente tratar de nivelar la aeronave con respecto al falso horizonte. Todo lo anterior provoca que el piloto haga correcciones sobre los controles de vuelo de manera incorrecta, que pueden conducir a un accidente/incidente cuando la aeronave se encuentra cerca del suelo. En aterrizajes nocturnos todo esto se complica ya que los dispositivos de visión nocturna reducen el campo de visión y por tanto las referencias.
La estela del rotor moviendo la arena de la zona de toma puede dar lugar al piloto a experimentar la ilusión de movimiento del helicóptero cuando en realidad está en vuelo estacionario. Desplazamientos inadvertidos de la aeronave, sobre todo laterales pueden producir el denominado “Dinamic Rollover” que se produce cuando el helicóptero pivota sobre una rueda o skid14 del tren principal, cuando el ángulo crítico de rollover se sobrepasa el helicóptero no puede recuperar la posición vertical y vuelca sobre uno de sus costados.
La aproximación incontrolada debido a una excesiva velocidad vertical puede producir daños en el tren de aterrizaje, en la estructura (fuselaje), en las palas del rotor principal o de cola, en este último caso podría producir pérdida del vector anti-par.
2.5.2 Falta de Conciencia Situacional (en inglés SA) de la zona de aterrizaje.
La falta de referencias exteriores puede producir desplazamientos fuera de la zona de toma y por tanto colisión con obstáculos que se encuentren fuera de dicha área.
La toma en zonas con pendientes fuera de los límites del modelo de helicóptero puede producir el denominado “Static Rollover”, este se produce cuando el centro de gravedad de la aeronave sale fuera de la línea que une los extremos del tren principal.
Las dimensiones de las zonas de aterrizaje pueden parecer de un tamaño adecuado cuando la aeronave de encuentra por encima de 500ft y luego en la aproximación a unos 100ft, la tripulación darse cuenta que no reúne las dimensiones necesarias para la toma, esto en caso de brownout, al perder las referencias exteriores, puede producir incidentes/accidentes.
2.5.3 Posibles soluciones
Actualmente existen varias medidas para prevenir, parcialmente, los accidentes relacionados con dicho fenómeno ya que o bien no están todavía implementados o por sus características necesitan de apoyo en tierra. En el capítulo 3.4 se desarrollarán con mayor profundidad.
Tratamientos del terreno como la compactación de la tierra, que su eficacia dependerá del tipo de terreno, extender productos químicos como Durasoil, o el montaje de mallas sobre la superficie de aterrizaje como Helimat / Mobi-Mat HELIPAD.
Una de las acciones muy rudimentarias que solventarían el problema sería poder humedecer la zona de aterrizaje con anterioridad, claro está que esto no es posible en todos los casos.
Son sistemas que reproducen en un interfaz de forma sintética en dos o tres dimensiones la zona de aterrizaje, estos son algunos ejemplos que se están desarrollando en la actualidad:
La empresa israelita Elbit System está desarrollando un sistema denominado DUST-OFF que proporciona una imagen/maping 3D sintética en tiempo real de la zona de aterrizaje mediante una integración del sistema SWORD16 y el ANVIS/HUD®. Dicha integración en un HDTS (Helmet Display Tracker System) representa una simbología intuitiva que ayuda al piloto a volar sin necesidad de referencias visuales exteriores.
El sistema SWORD, usa un radar láser activo que cuenta con la capacidad de detectar obstáculos como cables de tensión a una distancia de 1800 metros. También realiza un barrido alrededor de la aeronave cada 8 segundos y alerta de la presencia de obstáculos que pudieran ser un peligro para la aeronave.
El pasado mes de mayo de 2014 esta empresa ganó un concurso con el DoD de los EEUU de un valor de 11.6 millones de dólares para mejorar las capacidades del modelo AH-1W SuperCobra con un HDTS (Helmet Display Tracker System) el cual incrementa la seguridad de vuelo ya que proporciona información, aumentando la conciencia situacional (SA) incluso en ambientes de visibilidad degradada como brownout, niebla, o condiciones meteorológicas adversas. Dicho contrato debe desarrollarse y estar concluido en un plazo máximo de dos años.
El diseño de las palas del rotor principal del EH 101 corresponde al programa BERP17, “programa experimental de rotor británico”. Las primeras palas de este tipo fueron desarrolladas a mediados de la de 1980 a través de un desarrollo
conjunto entre el fabricante inglés Westland Aircraft y la Real Fuerza Aérea, RAF18). La meta buscada era incrementar la capacidad de elevación de los helicópteros, así como sus velocidades máximas, al usar nuevos materiales y, sobre todo, un nuevo diseño revolucionario en los extremos de las palas del rotor principal. Este diseño permite aumentar la velocidad de vuelo de la aeronave ya que retrasa la entrada en régimen supersónico del extremo las palas que avanzan, que son las que mayor velocidad relativa tienen. Durante los ensayos se observó que el citado diseño, en vuelo estacionario produce un “donut” alrededor del rotor principal que permite alejar la nube de polvo del fuselaje de la aeronave.
El fabricante en su catálogo promocional [29] en el apartado de capacidades expone lo siguiente:
Figura 2.16 EH.101 “Merlin”
ALL WEATHER CAPABILITY
Como resumen, podemos afirmar que aunque una solución parcial es el incremento del entrenamiento de las tripulaciones en situaciones parecidas, tanto en vuelos reales como en simuladores, está claro que la fusión de este entrenamiento con la tecnología podría reducir considerablemente el número de accidentes
CAPÍTULO 3. SISTEMA BHLAS (Brownout Helicopter Landing Aid System)
3.1 Filosofía del sistema BHLAS
Debido a que la mayor parte de los accidentes ocurren debido a una o la suma de los siguientes efectos; desplazamientos laterales inadvertidos, error en la actitud de la aeronave, inclinación excesiva del terreno etc… necesitamos una serie de elementos para poder obtener la información requerida cuando no se disponga de referencias visuales externas, el sistema BHLAS proporcionará una representación simple de los datos necesarios para un aterrizaje controlado.
La intención del sistema es presentar solo la mínima información, evitando la saturación de datos innecesarios. Al igual que en una aproximación en condiciones instrumentales de precisión (ILS- Instrumental Landing System) el piloto, con la técnica de comprobación cruzada, es capaz de mantener no más de 4 parámetros (actitud de la aeronave, rumbo/localizador, régimen de descenso/senda y velocidad), BHLAS solo representará 5 parámetros (actitud de la aeronave, desplazamientos laterales, velocidad de descenso, rumbo e inclinación del terreno) de los cuales solo 4 parámetros deberán controlarse simultáneamente ya que la inclinación del terreno es un parámetro limitante que solo deberá tenerse en cuenta al inicio de la maniobra.
El sistema se divide básicamente en una serie de sensores, parte de ellos dispuestos en una IMU (Inertial Measure Unit), un microcontrolador Arduino y un interfaz/display donde se representa la información captada por los sensores y transformada convenientemente.
3.2 Concepto del sistema BHLAS
El sistema BHLAS es el desarrollo teórico-práctico (mediante un prototipo a escala 1:10 del helicóptero AS332 denominado HEX332-01) para la obtención de una presentación 2D de una serie de parámetros necesarios para un aterrizaje controlado en un ambiente de visibilidad degradada.
Estos son los pasos que se han seguido durante el proyecto:
El prototipo esta estructurado segun los siguientes m6dulos, una serie de sensores integrados o no en una IMU, una unidad de control (una placa con un microcontrolador Arduino TMega con una serie de pines de entrada/salida) y un interfaz maquina hombre (Displays) queen este caso sera una pantalla de un PC (Acer Trave1Mate5720, pantalla 15.4″ WXGA CrystalBrite LCD). (Ver figura 3.. 1).
Figura 3.1 Esquema sistema BHLAS.
3.2.1 Sensores.
Un sensor es todo dispositivo que, a partir de la energía del medio donde se mide (temperatura, altitud, inclinación etc…), genera una señal de salida que podemos interpretar mediante algún parámetro que se modifica en función de la variable medida.
En el prototipo del sistema BHLAS encontramos sensores enfocados a medir la actitud de la aeronave (giróscopos), velocidad vertical (variómetro/sensores de ultrasonidos), desplazamientos sobre el plano horizontal (GPS/sensores de ultrasonidos), rumbo de aproximación (GPS) e inclinación y altura sobre el terreno (sensores de ultrasonidos). En el sistema implementado en el helicóptero estos cambiaran por sensores propios del modelo como giróscopos, radioaltímetros etc…
Giróscopos
Un giróscopo es un sólido rígido en rotación alrededor de un eje principal de inercia, habitualmente se monta sobre unos anillos en suspensión, de esta manera ningún movimiento que realice el conjunto produce momento externo. Por tanto el momento angular se conserva y el eje de rotación mantiene una dirección fija en el espacio.
Si bien existen giróscopos que se basan en un elemento mecánico, la realidad es que la mayoría de los sensores actuales están basados en circuitos integrados construidos sobre un chip de silicio.
La detección se basa en unas piezas cerámicas en vibración sujetas a una distorsión que produce el efecto Coriolis (cambios de velocidad angular), como resultado de esta deformación el giróscopo genera un voltaje de salida que proporciona información sobre la velocidad angular de rotación, usados en aplicaciones muy críticas como en aeronáutica.
Existen opciones que son de bajo coste y de tamaño reducido, este nuevo tipo de giróscopos son fabricados usando tecnología MEMS19, estos giróscopos utilizan el efecto Coriolis.
Lo que el giróscopo nos entrega es la medida de la velocidad angular, integrando ese valor, se obtiene el ángulo de navegación.
Figura 3.2 Giróscopo MEMS.
Acelerómetros
Son sensores inerciales que miden la segunda derivada de la posición, por tanto miden la fuerza de inercia generada cuando una masa u objeto cambia de velocidad.
Es un dispositivo que mide aceleración, la aceleración que es relativa a la caída libre, es la misma que experimentan las personas y objetos. Como consecuencia de esto, un acelerómetro en reposo sobre la superficie de la tierra, leerá aproximadamente 1g en dirección radial al centro de la tierra. Para encontrar la aceleración debida al movimiento respecto a la tierra se debe de tener en cuenta el offset de la gravedad.
Conceptualmente un acelerómetro se comporta como una masa amortiguada sobre un resorte. Cuando experimenta aceleración, la masa es desplazada a un punto el cual el resorte es capaz de acelerar la masa a la misma velocidad. El desplazamiento que se mide es proporcional a la aceleración en ese eje de medición.
Los acelerómetros modernos son construidos con tecnología MEMS y de hecho es el sistema MEMS más sencillo que se puede construir. Bajo la influencia de aceleraciones externas la masa sísmica se mueve de su posición neutral. La deflexión de la masa es medida de manera analógica o digital.
Muchos acelerómetros MEMS funcionan solo en su plano de trabajo, esto implica que hay que orientar el sensor para poder medir el plano deseado. Los MEMS más modernos integran las mediciones de tres planos en un solo CI (Circuito Integrado). De esta manera solo se tiene que referenciar la posición del CI para saber que plano es cada cual.
Existen varios tipos de acelerómetros:
Figura 3.3 Acelerómetro MEMS.
IMU (unidad de medida inercial)
Las unidades de medición inercial son dispositivos electrónicos que miden la velocidad angular y la aceleración que experimenta la aeronave, usando una combinación de acelerómetros y giróscopos.
Básicamente las IMU’s son sistemas que constan de diversos componentes eléctricos y electrónicos montados en un circuito impreso (PCB). En nuestro caso la IMU contiene un acelerómetro, un giróscopo y un magnetómetro.
Las más modernas IMU’s son planas, porque los nuevos sensores MEMS no necesitan estar en el plano que miden.
Los hay de diferentes configuraciones, desde 3 Grados de libertad (DOF) hasta 9 DOF. El más común es el de 6 DOF que consta tres acelerómetros y tres giróscopos (cada uno para un eje) lo que hace que se puedan obtener las mediciones exactas de los ángulos de navegación Pitch (cabeceo) y Roll (alabeo); además de poder tener una medición no referenciada del ángulo Yaw (guiñada).
Para tener una medición correcta del Yaw se requiere una referencia en el plano ortogonal al eje Z; lo cual solo lo puede ofrecer un magnetómetro. Este sensor mide la intensidad del campo magnético en tres ejes ortogonales, dos de estas mediciones se usan como referencia para corregir la velocidad angular en guiñada del giróscopo.
Estos dispositivos por si solos son relativamente económicos, el más completo (9DOF), cuesta alrededor de 120 euros; se le conoce como 9DOF porque incluye tres acelerómetros, tres giróscopos y tres magnetómetros; los últimos como se ha comentado con anterioridad, para poder tener una referencia con respecto a los polos magnéticos.
Figura 3.4 Unidad de Medida Inercial (IMU), también con tecnología MEMS
Módulo GPS (Global Position System)
El Sistema de Posicionamiento Global (GPS), permite determinar la posición de un objeto, vehículo o persona con coordenadas de latitud, longitud y altura.
Es decir que para conocer la posición es necesario de un receptor GPS, que mide la distancia de cada satélite a la antena del receptor. De esta manera, para reconocer la distancia los satélites envían ondas de radio y de igual forma, mide el tiempo entre el momento que sale la señal y el momento en que llega al receptor.
El GPS se creó en el departamento de defensa de Estados Unidos a finales de la “Guerra Fría” con objetivos militares y su uso pasó a náutica y aviación.
En la actualidad el Sistema de Posicionamiento Global funciona de manera completa, operativa y es bastante asequible para el mercado que va dirigido.
El funcionamiento del GPS se basa entonces, en el proceso y recepción de los datos que se emiten a través de NAVSTAR, que es una serie de 24 satélites, que orbitan a una altura de 20.200 kilómetros aproximadamente por encima de la superficie terrestre.
Los receptores GPS están diseñados de acuerdo al tipo de aplicaciones como: Geodesia, Topografía, Navegación Marítima, Navegación Aérea, Navegación Terrestre o Cartografía.
La precisión de los GPS varía desde 100 metros a precisión de metros, esto depende de la cantidad de satélites que se utilicen para dicha medición.
Figura 3.5 Sistema GPS para proporcionar posición.
Medidor de distancias (ultrasónicos)
El sensor medidor de distancias ultrasónico usa un sonar para la detección de obstáculos. Por uno de sus sonares envía la onda sonora en un cono de unos 30º hacia delante, y por la otra recibe de nuevo la onda sonora, que vuelve tras haber chocado con el obstáculo.
Tienen un alcance que va desde los 2 cm hasta los 4 m, con una precisión de 3mm. Su funcionamiento no se ve afectado por la luz ni por ninguna superficie negra.
Aprovechando que la velocidad de dicho ultrasonido en el aire es de valor 344 m/s, o 0,034 cm/microseg. Para calcular la distancia, recordaremos que v=d/t (definición de velocidad: distancia recorrida en un determinado tiempo). De la fórmula anterior despejamos d, obteniendo d=v·t, siendo v la constante anteriormente citada y t el valor devuelto por el sensor a la placa Arduino. Además habrá que dividir el resultado entre 2 dado que el tiempo recibido es el tiempo de ida y vuelta.
Figura 3.6 Esquema medidor de distancias ultrasonidos.
Sistema barométrico
El variómetro o indicador de velocidad vertical muestra al piloto dos cosas:
a) Si el helicóptero está ascendiendo, descendiendo, o vuela nivelado.
b) La velocidad vertical o régimen, en pies por minuto (ft/m), del ascenso o descenso. Este instrumento también se denomina abreviadamente VSI (Vertical Speed Indicator).
El principio de funcionamiento de este aparato, similar al del altimetro, esta basado en la contracci6n/expansi6n de un diafragma o membrana debido a la diferencia de presi6n entre el interior y el exterior de la misma. Aunque este instrumento funciona par presi6n diferencial, (micamente necesita recibir la presi6n estatica.
Cuando el helic6ptero esta en el suelo o en vuelo nivelado, la presi6n dentro de la membrana y la existente en la caja son iguales y la aguja debe marcar cero. Pero cuando la aeronave asciende o desciende, la membrana acusa inmediatamente el cambio de presi6n (altura) mientras que en la caja este cambio se produce gradualmente debido a la toma por el orificio calibrado. Esta diferencia de presi6n hace que la membrana se dilate o contraiga, movimiento que a traves del sistema de varillas y engranajes se transmite a la aguja indicadora.
Figura 3.7 Esquema sistema. ba romet:ti co (Vertical Speed Indica tor).
3.2.2 Unidad de Control (integraci6n y procesamiento de la informaci6n)
En relaci6n con la unidad de control, esta es basicamente un procesador que recoge la informaci6n de una serie de sensores, la procesa y la representa de manera comprensible para el hombre.
Se ha elegido la plataforma Arduino para el diserio ya que proporciona facilidad en el uso y programaci6n, ademas. tiene unos castes asequibles. A diferencia de otros microprocesadores esta plataforma facili ta la configuraci6n gracias a unas librerias que se pueden encontrar en su pagina oficial [30].
Arduino sigue la linea de c6digo abierto y esta basado en una s,encilla placa con entradas y salidas anal6gicas y digitales, en un entorno de desarrollo que luego se implementa con el lenguaje de programaci6n Processing.
Figura 3.8 Placa Arduino.
3.2.1 Interface hombre-máquina (Displays, Head Mounted Displays, visión sintética, táctil)
El interfaz puede ser una pantalla de las denominadas Head Down Displays, Head Up Displays, integrada en el visor del casco HMDS (Helmet Mounted Display System). En nuestro caso la información del prototipo aparecerá en la pantalla de un PC.
En una misma pantalla se integrará información sobre altura, presentación de actitud, presentación de desplazamientos en el plano horizontal, rumbo, velocidad vertical e inclinación del terreno.
BHLAS está diseñado para funcionar por debajo de una altura sobre el suelo (AGL20) de 70 ft, la aproximación se realiza en visual con referencias exteriores hasta el momento en el que el piloto a los mandos deja de tener dichas referencias exteriores debido al efecto del brownout.
Es un sistema de bajo coste en comparación con otros sistemas en desarrollo, de integración fácil ya que solo proporciona información y no afecta a los sistemas de la aeronave, puede ser integrado en un HMDS (Helmet Mounted Displays System) y es una solución inmediata para helicópteros que hoy en día tienen una vida estimada hasta el año 2025/30.
Figura 3.9 Head Down Displays (HDD).
3.2.4 Prototipo HEX332-01 (Arduino)
El prototipo está realizado sobre un chasis de madera de 1.20 x 0.40 metros (el dibujo en planta del AS33221 está a una escala de 1:10) donde se monta una placa (protoboard) con conectores de alimentación donde a su vez están dispuestos la IMU, el sensor GPS, el sensor barométrico y el microprocesador. Fuera y orientados hacia abajo se encuentran una serie de medidores de distancia ultrasónicos. Tanto la IMU como los restantes sensores se conectan al microprocesador vía la placa de conectores mediante cables de Ø=15 cm. El microprocesador Arduino Mega 2560 a su vez se conecta al PC mediante un conector mini USB.
Figura 3.10 Primer diseño del chasis del prototipo (Enero 2014).
Figura 3.11 Incorporación de la Protoboard en el chasis (Mayo 2014).
Figura 3.12 Conjunto completo a falta del sensor del GPS y de la conexión con el PC (Mayo 2014).
Después de exponer tanto el esquema en su globalidad como cada uno de los componentes del prototipo, a continuación vamos a explicar que elementos nos proporcionan la información que aparece en la pantalla, o lo que es lo mismo, vamos a responder a la siguiente pregunta ¿Qué mide qué?
Para medir la actitud (Pitch y Roll) que aparece representado mediante el horizonte artificial en el centro del display, utilizaremos el acelerómetro ADX345 y el giróscopo ITG-3200 que aparecen integrados en la IMU.
Para medir altura, en 1/10 pies (ft), que aparece representado por un valor numérico, utilizaremos medidores ultrasónicos del tipo MUSRF05.
Para medir la inclinación del terreno, que aparece representado mediante una simbología donde aparece la inclinación lateral en grados, utilizaremos un par de medidores ultrasónicos Paralax PING colocados en los extremos del prototipo.
Para medir la velocidad vertical (Rate of Descent), en 1/10 pies por minuto (ft/min), que aparece representado mediante un variómetro semejante a los instrumentos analógicos aeronáuticos, utilizaremos el módulo barométrico BMP 180.
Para medir el desplazamiento horizontal lateral, que aparece representado por una simbología donde el movimiento lateral se identifica por la iluminación de puntos a lo largo de una línea reglada, utilizaremos un emisor y una serie de receptores ultrasónicos Paralax PING y apoyándonos en el módulo GPS MTK3339.
Para medir el rumbo, que aparece representado por un valor numérico, utilizaremos el magnetómetro de la IMU, HMC5883L. Además como ayuda adicional el módulo GPS (MTK3339) nos proporcionará coordenadas geográficas de la posición de la aeronave.
3.2.5 Desarrollo y extrapolación a un modelo real (AS332 SuperPuma)
Como ya se ha comentado con anterioridad, el objetivo fundamental de este PFC es exponer la filosofía de presentación/simbología 2D en un prototipo para posteriormente proyectarla a un modelo real. En este caso en el AS332 Superpuma que opera el Ejército del Aire.
El AS332 SuperPuma es un helicóptero de tamaño medio, bimotor y con rotor principal de cuatro palas, diseñado a partir del SA 330 Puma. Originalmente fue fabricado por la compañía francesa Aérospatiale y después por Eurocopter. Realizó su primer vuelo en 1978 y el primer modelo fue adquirido por el Ejército del Aire en 1986.
Las características del AS332 operado actualmente por el Ejército del Aire son las siguientes:
Longitud: 18,7 m
Diámetro rotor principal: 15,08 m
Altura: 4,92 m
Tren de aterrizaje de 3 puntos.
Peso vacío: 4100 kg
Peso máximo al despegue: 8350 kg
Planta motriz: 2 x motores Turbomeca Makila 1A.
Velocidad máxima operativa : 288 km/h
Velocidad crucero : 245 km/h
Alcance: 570 km
Techo de servicio: 20.000 pies
Figura 3.13 AS332 SuperPuma (Ejército del Aire).
Figura 3.14 Cockpit del AS332 SuperPuma.
En relación con los equipos con que cuenta actualmente esta aeronave relacionados con el sistema BHLAS a integrar, se pueden exponer como ejemplo los siguientes:
Figura 3.15 Dimensiones del AS332 SuperPuma.
3.1 Presentación en cabina
El denominador común de todos los sistemas en desarrollo es que todos ellos cuentan con una serie de sensores y una interfaz máquina-hombre (Displays visuales).
Dentro de la descripción del interfaz hombre-máquina del sistema debemos dividirlo en dos grupos, por un lado el tipo de representación física, pantallas convencionales, HUD, HMD etc… y por otro lado el tipo de simbología a utilizar en dichos sistemas, 2D ó 3D.
3.3.1. Tipos de representación
Pantallas convencionales colocadas en la cabina de instrumentos, el piloto debe mirar dentro para obtener la información requerida dejando así de ver “fuera” o lo que es lo mismo, sin apoyarse en referencias externas a la aeronave.
Un HUD es un dispositivo que presenta la información por encima de los instrumentos de cabina, como su propio nombre indica el piloto puede mantener la vista sobre el campo de visión y no necesita bajar la mirada para ver los instrumentos de cabina. Estos dispositivos se pueden configurar para proporcionar la información que el usuario quiera, potencia de los motores, información de navegación, altura, velocidad de vuelo, consumo de combustible etc…
El mayor beneficio de estos dispositivos es poder mantener el contacto visual sobre el exterior, especialmente sobre las maniobras cercanas al suelo, tales como el aterrizaje.
En un HMD la información es presentada enfrente de los ojos del piloto, reduciendo así la necesidad de mirar dentro de la cabina. Los sistemas HMDs pueden ser modulares, montados sobre un casco de vuelo convencional como el ANVIS-HUD o totalmente integrados como en los cascos de nueva generación como el usado en el helicóptero NH-90 o el TIGRE.
Además como los dispositivos de regulación se encuentran en el mando colectivo y el mando cíclico se consigue el denominado HOCAS (Hands On Collective And Stick) que en un helicóptero es fundamental.
El ANVIS-HUD22 es un monocular de pequeño peso que puede ser utilizado tanto de día como de noche sobre las NVG (Night Vision Goggles), permite representar información en dicho monocular dentro de un campo de visión de unos 25 grados.
Los HMDs integrados proporcionan un campo de visión mayor que el ANVIS-HUD. La simbología configurada siempre aparece en frente de los ojos del piloto independientemente de donde esté mirando.
Una de las pocas limitaciones del ANVIS-HUD es durante el amanecer o el ocaso ya que se debe regular manualmente la intensidad de la imagen dependiendo de la luz exterior. Otra desventaja es que son normalmente caros e incrementa el peso del casco, aumentando la fatiga de la tripulación en vuelos de larga duración.
3.3.2 Tipos de simbología
Existen dos vías de desarrollo respecto a la simbología para aterrizajes en situaciones de degradación de visión, una que proporciona la información en 2 dimensiones y otra cuya representación es en 3 dimensiones.
Uno de los sistemas de simbología de baja velocidad es el Brownout Symbology System (BOSS) desarrollado por el centro de experimentación del Ejército de los EEUU, AMRDEC (Aviation and Missile Research Development and Engineering Center). El sistema BOSS fue diseñado tanto para los Panel-Mounted Displays como para los HMDS (Helmet Mounted Displays System).
La última versión del BOSS ofrece información de actitud (Pitch y Roll), velocidad sobre el terreno (Ground Speed), altura sobre el terreno en una página denominada “Hover- Approach-Take-Off (HAT) page”. Una escala logarítmica es usada para la información de velocidad por debajo de 10Kts y una altura inferior a 100ft. El símbolo del objetivo se activa a partir de 0.8 NM. También proporciona información de velocidad vertical y el correcto régimen de descenso.
(Ver figura 3.16).
Uno de los mayores logros para cualquier tipo de tecnología en ambientes de DVE23 es conseguir obtener una información lo más intuitiva posible, la simbología 3D implementada en los HMDS muestra los símbolos lo más parecido al mundo real. La gran diferencia entre la simbología 2D tradicional y la 3D es que mientras la primera muestra información sobre navegación, velocidad, altura o sobre sistemas del helicóptero, la segunda intenta representar el “mundo real” como referencias en tierra, obstáculos o la senda de planeo idónea al punto de toma.
El sistema 3D de simbología virtual proporciona todas las ayudas necesarias para una toma o despegue en condiciones de degradación visual. La intención es proporcional un ambiente natural y seguro al piloto.
El objetivo de esta simbología es integrarla en los helicópteros de nueva generación que contarán con tecnología Digital Automatic Flight Control System (DAFCS) y Fly-By- Wire24.
Figura 3.16. 2D Brownout Symbology System (BOSS).
3.3.3 Sensores utilizados
Los sensores utilizados se pueden dividir en Radáricos, del tipo Láser y por último Electro-ópticos pasivos.
3.3.3.2 Sensores Radar
Los actuales radares que usan los helicópteros como el radar de seguimiento del terreno (Terrain Following Radar -TFR), el radar de proximidad con el terreno (Terrain Avoidance Radar -TAR) o el radar meteorológico normalmente operan a una frecuencia de 15 GHz, esta potencia impide ver a través de la nube de polvo. Los programas están utilizando frecuencias (35-94 GHz) para garantizar la penetración de las ondas a través del polvo que se forma en los aterrizajes.
Operan en la banda desde 77 GHz a 94 GHz con una gran capacidad de penetración. Los radioaltímetros convencionales operan en la banda de los 4 GHz. Son pequeños en tamaño y peso con la posibilidad de una buena integración de las antenas en el fuselaje. El inconveniente es que tienen un alcance efectivo de unos 100 metros (330 ft).
Basados en onda radar milimétrica, y pueden proporcionar la detección de obstáculos (en movimiento o estáticos) en la zona de aterrizaje con una cobertura de 360º. Una de sus limitaciones es que cuentan con un alcance efectivo de 300m.
Operan en la banda desde 77 GHz a 94 GHz con una gran capacidad de penetración, este tipo de radar es capaz de obtener una imagen en 3D.
3.3.3.2 Sensores Láser
Estos sensores son capaces de generar una imagen 3D del campo visual frontal del helicóptero en tiempo real. Tienen un alcance de unos 1000m y puede detectar cables de 5mm de diámetro hasta 600m.
Al ser un sistema óptico tiene unas capacidades limitadas en presencia de niebla, nubes, polvo y nieve.
3.3.3.3 Sensores Electro-ópticos pasivos
No pueden ver a través de las nubes de polvo si estas son muy densas, pero pueden ser utilizados durante la primera parte de la aproximación.
Estos sensores normalmente generan una imagen térmica pero operando a mayores longitudes de onda pueden ver a través de niebla, nubes y polvo. Operan a una frecuencia de 94 GHz y pueden utilizarse de noche o de día. A 94GHz la resolución es de 3,2 mm, mientras que para una cámara IR o visible es de 10 y 5 micrómetros respectivamente.
Estos sensores térmicos operan con una resolución entre los 3-12 micrómetros, no pueden ver a través de la nube de polvo, algunos están diseñados para operar en el IR lejano (20 micrómetros) para poder utilizarse en zonas con visibilidad algo degradadas.
Figura 3.17 Representaci6n sistema BHLAS.
3.4 Sistemas actuales en el mercado
Respecto a los sistemas que existen actualmente totalmente desarrollados, encontramos toda clase de soluciones alternativas que van encaminadas sabre todo a la preparaci6n del terreno de la zona de aterrizaje, mediante productos que temporalmente evitan la recirculaci6n del polva o estructuras coma mallas que se colocan sabre dicha zana.
En este apartado expondremos iniciativas coma la malla Helimet, desarrollada par la empresa CGear, el fluido sintetico Durasoil y el sistema basado en sensores acusticos de la empresa Microflown Technologies..
3.4.1 Malla CGear Tactical Helimat
Es una malla de polietileno que evita la circulación de polvo y arena en la zona de aterrizaje. Fabricada por la empresa australiana CGear.
Helimat es además de ligera y fácil de desplegar, duradera en el tiempo, el tamaño de cada segmento es de 20ft x 20ft (6.1m x 6.1m), combinando los segmentos se puede construir el tamaño que se requiera según el tamaño del helicóptero. (Ver figura 3.18)
Figura 3.18 Helisupeficie realizada con Helimat.
3.4.2 Durasoil
La empresa estadounidense Soilworks ha desarrollado un fluido sintético que esparcido por la superficie en cuestión, reduce significativamente la aparición de nubes de polvo. El fluido es transparente, no tóxico e incoloro, de fácil aplicación garantizando una duración de sus efectos entre los 9 a 16 meses. Utilizable en helisuperficies, pistas de aterrizaje no preparadas, campos deportivos, caminos o pistas forestales. Las Naciones Unidas para su misión de mantenimiento de paz en Sudán (UNMIS25) ha utilizado este sistema en helisuperficies y campamentos. (Ver figura 3.19)
Figura 3.19 Tratamiento del terreno realizado con Durasoil.
3.4.1 Helicopter White/Brown-out Landing System (Microflown Technologies)
La empresa holandesa Microflown Technologies ha desarrollado un sistema basado en sensores acústicos (Acoustic Vector Sensors, AVS) que puede ayudar a los helicópteros en aterrizajes en condiciones de visibilidad degradada.
El procedimiento se basa en unos sensores en el helicóptero que detecta las emisiones de las balizas de la estación en tierra que emiten ondas acústicas. La estación en tierra detecta la posición del helicóptero (altura, velocidad de aproximación etc…) y toda esa información puede enviarse al piloto en tiempo real.
La principal restricción que tiene dicho sistema es la necesidad de contar con una estación y una serie de sensores en tierra que apoyen la aproximación en condiciones de visibilidad degradada.
Figura 3.20 Sistema basado en sensores acústicos.
Después de explorar lo que existe hoy en día en la industria, podemos afirmar que todavía no hay un sistema autónomo totalmente desarrollado que mitigue los riesgos en aterrizajes en condiciones de brownout, si bien nos hemos encontrado con varias aproximaciones que se están desarrollando, desde la dinámica de fluidos (CFD Computacional Fluid Dynamics) usada para predecir las características del flujo a través del rotor (Ver figura 3.21 y 3.22), hasta sistemas que ofrecen una presentación 3D basada en onda milimétrica radar como el Brownout Landing Aid System Technology (BLAST) desarrollado por BAE System (Ver figura 3.25).
Este último sistema usa ondas de 94GHz para crear una imagen sintética en tres dimensiones de lo que hay alrededor del helicóptero, la cual puede ser proyectada en la visera del casco del piloto para aumentar la conciencia situacional a la hora de la toma en una zona con visibilidad degradada.
Figura 3.21 Gráfico velocidades de flujo alrededor de un UH-60.
Figura 3.22 Helicóptero UH-60 preparado para el ensayo sobre velocidades de flujo de rotores (ver detalle de los filamentos para medir dirección e intensidad de fluyo dispuestos en el suelo)
También como se ha expuesto con anterioridad (apartado 2.5.3) en el modelo AgustaWestland EH101, mediante el sistema BERP (British Experimental Rotor Programme) se han estudiado los flujos que dicho rotor modificado produce alrededor de la aeronave y si este evita la pérdida de visibilidad desde la cabina de pilotaje (figura 3.23 y 3.24)
Figura 3.23 Gráfico de magnitud de velocidades alrededor de un EH101 (vista frontal).
Figura 3.24 Gráfico de magnitud de velocidades alrededor de un EH101 (vista lateral).
Por último y según el informe de la OTAN TR-HFM-162 “Rotary-Wing Brownout Mitigation” del año 2012 [20], las capacidades actuales para desarrollar un sistema autónomo efectivo se pueden resumir en la suma de sensores de Imagen Termal (MW o LW infra-rojo) para obtener una imagen en 2D que represente información del terreno, con monoculares HMSD para una visión tanto nocturna como diurna.
Figura 3.25 Sistema BLAST sobre un “Black Hawk” en desarrollo por la empresa BAE System.
CAPÍTULO 4. HARDWARE
4.1 Estructura física
Debido a que el desarrollo enteramente del prototipo está basado en Arduino, debemos aclarar que Arduino, desde sus comienzos, abarca en realidad 3 conceptos fundamentales:
Si nos referimos al Hardware, el sistema se basa en una estructura compuesta por una serie de sensores, donde en este caso algunos de ellos están integrados en una IMU y otros son independientes, una unidad central que es una placa con un microcontrolador ATmega y un interfaz/display (pantalla) que muestra la información requerida.
4.2 Placa Arduino ATmega.
En un principio se puede decir que existe una variedad de placas Arduino, cada una de ellas basadas en distintos tipos de microprocesadores ATMega y con diferentes prestaciones. La selección de placa tiene dos efectos: los parámetros utilizados cuando compilar y volcar los “sketches27</sup>”; y el tipo de fichero y configuración utilizados por el gestor bootloader28 al ser cargado.
Hoy en día existen multitud de modelos de placas de Arduino (Arduino Pro, Arduino Nano, Aduino Esplora, o el Arduino Ethernet con una conexión wireless que incorpora un módulo para la transmisión de datos hasta 100 metros de distancia, con esta placa se puede programar sin cables así como también realizar comunicaciones en serie con cualquier dispositivo bluetooth), a modo de historia podemos citar los siguientes:
Es una revisión de la placa Arduino USB básica. Se conecta al ordenador con un cable USB estándar y contiene todo lo necesario para programar la placa. Se puede ampliar con gran variedad de shields. Tiene un ATmega328, también consta de 14 pines de entrada/salida de los cuales 6 se pueden usarse como salidas, 6 como entradas analógicas, cuenta con una velocidad de reloj de 16 MHz y un conector ICSP29.
Existen varias revisiones de esta placa, en las cuales se suelen añadir nuevas funcionalidades más útiles. En la última revisión (R3) se han añadido unos pines llamados SDA y SCL cerca del pin AREF y 2 nuevos pines cerca del RESET.
Memoria Flash: 32 KB (ATmega328) de los cuales 0.5 KB usados por bootloader
SRAM: 2 KB (ATmega328)
EEPROM: 1 KB (ATmega328)
Versión posterior al Uno. Es una placa microcontroladora basada en el chip ATmega168. Tiene 14 E/S digitales (6 de las cuales se puedes utilizar como salidas PWM), 6 entradas analógicas, un reloj de 16MHz, conexión USB y botón de RESET.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12 V
Voltaje de entrada (limites): 6-20 V
Intensidad por pin de E/S: 40 mA
Intensidad por pin de 3.3V: 50 mA
Memoria Flash: 16 KB (2 KB reservados para el gestor de arranque)
SRAM: 1 KB
EEPROM: 512 bytes
Versión actualizada del Diecimila y presenta pocas diferencias con ese modelo. Basada en el ATmega168 o el ATmega328. Tiene 14 pines con entradas/salidas digitales (6 de las cuales pueden ser usadas como salidas PWM), 6 entradas analógicas, un reloj de 16Mhz, conexión USB, entrada de alimentación, una cabecera ISCP, y un botón de RESET.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12V Voltaje de entrada (limite): 6-20V Intensidad por pin: 40 mA
Intensidad en pin: 3.3V50 mA
Memoria Flash: 16 KB (ATmega168) o 32 KB (ATmega328) de los cuales 2 KB de bootloader
SRAM: 1 KB (ATmega168) o 2 KB (ATmega328)
EEPROM: 512 bytes (ATmega168) o 1 KB (ATmega328)
Más grande y potente placa, compatible con los shields de Duemilanove, Diecimila y Uno. Basada en ATmega2560. Tiene 54 entradas/salidas analógicas y digitales (de las cuales 14 proporcionan salida PWM), 16 entradas digitales, 4 UARTS (puertos serie por hardware), un reloj de 16MHz, conexión USB, entrada de corriente, conector ICSP y botón de reset. Contiene todo lo necesario para hacer funcionar el microcontrolador; simplemente debe conectarse al ordenador con el cable USB o aliméntalo con un trasformador o batería.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12V
Voltaje de entrada (límite): 6-20V
Intensidad por pin: 40 mA
Intensidad en pin 3.3V: 50 mA
Memoria Flash: 128 KB de las cuales 4 KB las usa el gestor de arranque (bootloader)
SRAM: 8 KB
EEPROM: 4 KB
Unidad central ATMega 2560
El Atmega2560 tiene 256KB de memoria flash para almacenar código (4KB son usados para el arranque del sistema). Además cuenta con 8 KB de memoria SRAM.
Es un microcontrolador de alto rendimiento, bajo consumo de energía y de 8 bits. Arquitectura RISC avanzada, logra acercarse a ejecutar 1MIPS (millones de instrucciones por segundo).
Las funciones del microcontrolador son las siguientes:
El Arduino, tiene un regulador de voltaje, que además de poder ser alimentado con un mínimo de 6 volts y un máximo de 20 volts tiene 2 salidas de voltaje para alimentar sensores, una de 5 V y otra de 3.3 V. Respecto a los pines de alimentación tenemos:
Figura 4.1 Placa Arduino ATMega 2650 montada en el prototipo
Las entradas/salidas digitales del microprocesador:
Cada uno de los 54 pines digitales puede ser declarado como entradas o salidas gracias a la función pinMode. Luego, según como se haya declarado dicho pin podremos trabajar con él utilizando las funciones digitalWrite o digitalRead. Los pines trabajan con 5 voltios; y cada pin puede proporcionar o recibir una intensidad máxima de 40mA. Además poseen una resistencia de pull-up (desconectada por defecto) de 20-50kOhms. Aparte, hay pines que tienen una serie de funciones especiales:
4.1 Sensores Arduino
4.3.1 Sensor ultrasonidos MUSRF05.
Éste sensor funciona como un sonar mediante ultrasonidos y es capaz de medir distancias entre los 2 centímetros a los 3 metros. Dispone de un indicador LED y tan sólo requiere de un pin para su funcionamiento. El sensor envía ecos de ultrasonidos por un lado y recibe el eco por otro, mide el tiempo de rebote del sonido. En su pin de salida podremos medir el ancho de pulso PWM en función de la distancia del obstáculo. Es muy sencillo hacerlo funcionar con un Arduino o cualquier otro microcontrolador.
Internamente está constituido por un microcontrolador y dos cápsulas ultrasónicas de 40khz Una para el disparo y otra para recibir el eco.
Rango de medida: Entre 1.7 y 300cm
Ángulo de emisión: 15º
Tensión de alimentación: 5V
Frecuencia: 40Khz.
Duración mínima del pulso de disparo: 10us
Duración del pulso de eco: 100-25000us
Tiempo de espera entre medidas: 20ms
Figura 4.2 Sensores ultrasónicos MUSRF05.
Figura 4.3 Sensores ultrasónicos esquema de funcionamiento.
Figura 4.4 Sensores ultrasónicos montados sobre la Protoboard
4.3.2 Sistema Barometrico BMP 180
Esta placa incluye un sensor de presi6n barometrica BMP180 de alta precision con un rango de medida de entre 300 y 1100 hPa con un margen de error minima de tan solo 0,03 hPa. Esta basado en tecnologia piezo-resistiva de alta eficiencia, linealidad y larga duraci6n. El sensor tiene un rango de alimentaci6n de entre 1,8 y 3,6 V. Esta diseriado para ser conectado directamente a un microcontrolador mediante su interfaz I2C.
Este sensor proporciona informaci6n de presi6n y es capaz de dar variaciones de altitud de hasta 30 cm, tambien proporciona informaci6n de temperatura en grados Celsius.
Figura 4.5 Sensor barometrico situado a la derecha de la Thill.
4.3.3 Sistema GPS Breakout Ultimate
Este sensor GPS está basado en el chip MTK3339, capaz del seguimiento de 22 satélites en 66 canales, el tiempo, la fecha, la posición y la altura se actualiza cada 15 segundos.
Potente y compacto con antena incorporada y muy bajo consumo.
Características:
Cantidad de satélites: tracking de 22 satélites en 66 canales
Posibilidad opcional de agregar una pila de litio CR1220
Dimensiones: 23mm x 35mm x 8mm
Dimensiones de la antena: 15mm x 15mm x 4mm Peso: 8.5 gramos
Tasa de refresco: 1 a 10 Hz
Error de posición: 2,8 metros
Error de velocidad: 1 m/s Arranque en tibio/frío: 38 seg.
Sensibilidad en adquisición: -145dBm
Sensibilidad en tracking: -165dBm
Máxima altitud: sin límite
Máxima velocidad: 515 m/s
Rango de tensiones de alimentación: 3,0 – 5,5 V (regulador ultra LDO incorporado)
Figura 4.6 Sensor GPS Breakout Ultimate.
4.4 IMU 9 DOF RAZOR
El sistema de medici6n inercial 9DOF !Razor IMU dispone de 3 sensores de alta calidad- un gir6scopo de tres ejes ITG3200, un aceler6metro ADXL345 de 3 ejes, y un compas/magnet6metro HMC5883L de 3 ejes.
El conjunto proporciona 9 grades de libertad. Todas las salidas de las sensores son procesadas par un microprocesadorATmega328 que envia a su vez la informaci6n par su puerto serie.
La interfaz serie permite conectar tanto un conversor serie/USB, como un modulo Bluetooth, XBee etc… para enviar las datos sin cables.
Figma 4.7 IlvfU 9 DOF RAZOR.
Esta es un giróscopo de tres ejes de salida digital. El ITG-3200 incluye tres convertidores analógicos a digital de 16 bits (ADCs) para la digitalización de las salidas del giróscopo, un filtro pasa bajos interno seleccionable por el usuario y una interfaz I2C modo rápido (400 kHz).
El ITG-3200 puede ser alimentado con tensiones entre 2.1 y 3.6V. Para flexibilidad de suministro de energía, el ITG-3200 tiene un pin independiente de referencia VLOGIC (llamado VIO). En funcionamiento normal del sensor el consumo es solo 6.5mA.
La comunicación con el ITG-3200 se logra a través de una interfaz de dos hilos (I2C). El sensor también cuenta con salida de interrupción y una entrada de reloj opcional.
Estos dispositivos MEMS son giróscopos cuya función es detectar la razón de cambio en los ejes Roll, Pitch y Yaw. Son la combinación de un actuador y un acelerómetro en una estructura conjunta.
Incluye un elemento sensor compuesto de una masa móvil, que se mantiene en movimiento de oscilación continuo y es capaz de reaccionar cuando se produce un cambio angular y estos producen voltajes analógicos proporcionales a la razón del cambio angular.
Si la rotación es en sentido inverso a las manecillas del reloj, se producirá un voltaje en sentido positivo, incrementándose respecto al voltaje en posición estable.
Si la rotación es en sentido a las manecillas del reloj, se producirá un voltaje en sentido negativo, disminuyendo respecto al voltaje en posición estable.
Provee una excelente estabilidad en diferentes rangos de temperaturas, siendo más eficiente en el rango de -40 ºC a 85 ºC.
Figura 4.8 Giróscopo ITG-3200.
El ADXL345 es un acelerómetro pequeño, delgado, de bajo consumo de energía de 3 ejes con medidas de alta resolución (13 bits) hasta ±16g. Los datos de salida digitales se configuran en 16 bits de complemento a dos y es accesible a través de SPI (3-cable o 4-cable) o a través de la interface digital I2C.
El ADXL345 está completamente capacitado para medir la aceleración estática de la gravedad en aplicaciones de mediciones de inclinación, así como también en aceleraciones dinámicas resultantes de movimiento o de choques. Su alta resolución (4 mg/LSB) permite la medición de cambios en la inclinación de objetos de menos de 1.0°.
El ADXL345 es un acelerómetro MEMS de 3 ejes, de bajo consumo de energía, tamaño reducido (4mm x 4mm x 1.45mm).
Este producto mide aceleración con un rango mínimo de escala total de ±3g. Puede medir aceleración estática de la gravedad en aplicaciones de inclinación, o aceleración dinámica proveniente de movimiento, vibración o golpes. Nos entrega información de aceleración en cada uno de los ejes de medición (x, y, z).
Figura 4.9 Acelerómetro ADXL 345.
El sensor de Honeywell HMC5883L es un circuito de montaje superficial diseñado para medición de campos magnéticos tenues con una interfaz digital para aplicaciones de compás digital o magnetometría. El sensor incluye lo más nuevo en tecnología de Honeywell en sensores magneto-resistivo de alta resolución. El sensor funciona con el protocolo I2C. Ideal para utilizarse con dispositivos móviles, netbooks, tablets, electrónica de consumo, sistemas de auto navegación, etc…
Figura 4.10 Magnetómetro HMC 5883L.
4.5 Sistema de representación en cabina
La presentación de la información se puede enviar a una pantalla de ordenador o a un dispositivo gráfico como la pantalla TFT LCD de 2.8 pulgadas (pantalla táctil resistiva) que puede ser utilizada con los modelos Arduino UNO y MEGA para proyectos donde se necesite una interfaz gráfica potente y sencilla. Dicha pantalla utiliza los pines analógicos de Arduino para poder representar la información. Está basada en el potente controlador ILI9341 y además dispone de un zócalo para tarjeta de memoria Micro SD, con un total 65535 colores.
En nuestro caso, aunque se cuenta con dicha pantalla, se ha preferido no utilizarla y representar la información directamente en la pantalla de un PC portátil.
La disposición de la información en la pantalla está basada en el principio de comprobación cruzada (comprobación en T, ver Figura 4.12) utilizada en el vuelo con reglas instrumentales IFR30, en vuelo instrumental el piloto debe mantener al menos 4 parámetros, actitud mediante el horizonte artificial, rumbo mediante el HSI (Horizontal Situation Indicator), IAS Indicated Air Speed, velocidad relativa respecto al aire mediante el anemómetro y por último la altitud/altura mediante el altímetro/rarioaltímetro.
Dentro del vuelo IFR, y más concretamente en aproximaciones instrumentales de precisión como el ILS (Instrumental Landing System- sistema de ayuda a la aproximación y el aterrizaje). Este sistema de control permite que la aeronave sea guiada con precisión durante la aproximación a la pista de aterrizaje y, en algunos casos, a lo largo de la misma.
El sistema ILS consiste de dos subsistemas independientes: uno de ellos sirve para proporcionar guía lateral (localizador) y el otro para proporcionar guía vertical (senda de planeo).
Durante una aproximación ILS, el piloto debe mantener al menos cuatro parámetros:
a) Senda de planeo (G/S, del inglés: Glide Slope o GP: Glide Path) indica el régimen de descenso óptimo que se debe mantener en todo momento para realizar la aproximación según esta publicada.
b) Localizador (LOC o localizer), establece el rumbo a mantener en todo momento para realizar la aproximación con éxito.
c) Velocidad indicada (IAS; Indicated Air Speed). Nos da información de la velocidad relativa respecto a aire con la que queremos realizar la aproximación, evitando entrar en velocidades críticas como velocidades máximas estructurales o la velocidad de pérdida de la aeronave.
d) Altitud/Altura. Tanto una como otra nos indica que estamos siguiendo las alturas en cada tramo de la aproximación, además de indicarnos cuando llegamos a mínimos, donde deberemos ver la pista de aterrizaje y tomar o en caso contrario frustrar.
Normalmente el localizador y senda de planeo, están dispuestos sobre el horizonte artificial con dos barras, una vertical y otra horizontal. (Ver figura 4.11).
Figura 4.11 Sistema ILS indicando localizador y senda.
Figura 4.12 Comprobación cruzada de instrumentos en T.
El sistema de representación de información del BHLAS se ha distribuido para poder realizar una comprobación cruzada en T a la hora de la toma, en la parte superior lado derecho las coordenadas de la posición, en la parte superior el horizonte artificial (actitud, pitch y roll), inmediatamente debajo el rumbo, luego la inclinación del terreno y después información de desplazamiento en el plano horizontal. A la derecha información sobre velocidad vertical.
4.6 Simbología
La simbología que aparece en la pantalla se distribuye para lograr dos objetivos; en un principio para conseguir la máxima de no saturar de datos innecesarios al piloto y por otro lado para facilitar la comprobación cruzada que se describió en el apartado anterior (apartado 4.5, página 64).
Los símbolos (Figura 4.13) para representar la información en el display, son los siguientes:
|
1 |
en grados. |
|
2 |
en grados magnéticos. |
|
3 |
en grados. |
|
4 |
en 0.1m/sg. |
|
5 |
en coordenadas (lon/lat). |
|
6 |
en 0.1pies/ minuto (ft/min). |
|
7 |
en 0.1pies. |
Figura 4.13 Pantalla BHLAS.
CAPITULO 5. SOFTWARE
Para el desarrollo del software, se ha empleado el lenguaje de Arduino, basado en Wiring e implementado en C/C++, y cuyo entorno de programación (gráficos) se basa en Processing.
En resumen, el microcontrolador de la placa Arduino se programa mediante el lenguaje de programación Arduino y en su entorno de desarrollo (IDE31 Arduino), la representación se realiza en el IDE de Processing. (Ver Figura 4.1).
Arduino es una plataforma de desarrollo de computación física (physical computing) de código abierto, basada en una placa con un sencillo microcontrolador y un entorno de desarrollo para crear software (programas) para la placa. Arduino puede crear objetos interactivos, leyendo datos de una gran variedad de interruptores y sensores, controlar multitud de tipos de luces, motores y otros actuadores físicos. Los proyectos de Arduino pueden ser autónomos o comunicarse con un programa (software) que se ejecute en un ordenador (ej. Flash, Processing, MaxMSP).
El software Arduino está publicado bajo una licencia libre, y preparado para ser ampliado por programadores experimentados a través de librerías.
El entorno de desarrollo Arduino está constituido por un editor de texto para escribir el código, un área de mensajes, una consola de texto, una barra de herramientas con botones para las funciones comunes, y una serie de menús. Permite la conexión con el hardware de Arduino para cargar los programas y comunicarse con ellos.
Arduino utiliza para escribir el software lo que denomina “sketch” (programa). Estos programas son escritos en el editor de texto. Existe la posibilidad de cortar/pegar y buscar/remplazar texto etc… En el área de mensajes se muestra información mientras se cargan los programas y también muestra errores. La consola muestra el texto de salida para el entorno de Arduino incluyendo los mensajes de error completos y otras informaciones. La barra de herramientas permite verificar el proceso de carga, creación, apertura y guardado de programas, y la monitorización.
Se pueden encontrar otros comandos en los cinco menús: File, Edit, Sketch, Tools, Help. Los menús son sensibles al programa, lo que significa que estarán disponibles sólo los elementos relevantes para la tarea que esté realizando en ese momento.
El entorno de Arduino incluye el concepto de “sketchbook”: que es el lugar estándar para el almacenamiento de sus programas (o “sketch”). Los “sketches” dentro de su “sketchbook” pueden abrirse desde el menú File > Sketchbook o desde el botón de la barra de herramientas Open.
Permite manejar “sketches” con más de un fichero (cada uno de los cuales aparece en su pestaña). Pueden ser normalmente ficheros de código Arduino (sin extensiones) u otros tipos de ficheros como C (extensiones .c) o ficheros c++ (.cpp).
Antes de volcar su “sketch”, se necesita seleccionar los elementos correspondientes desde los menús Tools > Board y Tools > Serial Port.
Cuando se vuelca un “sketch”, se está utilizando el “bootloader” de Arduino, un pequeño programa que ha sido cargado en el microcontrolador en su placa. Permite el volcado del código sin utilizar hardware adicional. El “bootloader” está activo durante unos segundos cuando la placa es reseteada; después se inicia el “sketch” que más recientemente se hubiera actualizado en el microcontrolador.
Las librerías proporcionan funcionalidad extra para la utilización en “sketches”, por ejemplo para trabajar con hardware o manipular datos. Para utilizar una librería en un “sketch”, se deberá seleccionar el menú Sketch > Import Library. Esto insertará y compilará la librería con su “sketch”.
Existe una lista de librerías de referencia, algunas de estas librerías están incluidas en el software Arduino [30], otras pueden ser descargadas desde una gran variedad de fuentes. Para instalar estas librerías de terceros, se deberá crear un directorio denominado “libraries” en su Directorio sketchbook.
5.1 Lenguaje Processing
Processing es un lenguaje de programación y entorno de desarrollo integrado de código abierto basado en Java, de fácil utilización, y que sirve como medio para la enseñanza y producción de proyectos multimedia e interactivos de diseño digital. Fue desarrollado en el MIT32 por el Grupo de Computacion y Estética del MediaLab, dirigido por John Maeda (1996-2003).
Processing es libre y todavía en desarrollo, cuenta con un interfaz o entorno de desarrollo (IDE versión 2.1.1) muy simple y posee todo tipo de interfaces de importación y edición de medios, basados en funciones comunes de multimedia comercial. En Processing todo se ejecuta usando programas “sketches” y librerías o programando en Java para proyectos más complicados.
El proceso es el siguiente el Código Processing (.pde) se procesa a Código Java (.java) se compila a bytecode (.class) y se ejecuta a JVM (Java Virtual Machine).
Figura 5.1 Pantalla de la izquierda IDE Processmg CV ersi6n 2.1.1).
5.2 Lenguaje Wiring
Es pertinente asomarse primero a Wiring ya que de éste lenguaje se desprendió Arduino. Wiring es un ambiente de programación de código abierto para microcontroladores. Código abierto significa que es software que se crea y se distribuye libremente.
Un microcontrolador es un circuito integrado que utiliza un procesador como unidad central, posee memoria, controlador de tiempo, puertos periféricos de entrada y de salida. Todo esto se encuentra integrado en un mismo chip, es decir en un computador miniatura.
Wiring y Arduino controlan todo tipo de sensores y actores. Los sensores “comprenden” el ambiente alrededor (temperatura, luz, distancias, sonidos, etc.) y los actores (luces, motores, osciladores, generadores de calor, etc.) modifican ese mismo ambiente.
El ambiente de desarrollo de Wiring puede ejecutarse en plataformas como Linux, Windows y MacOS X gracias a que está desarrollado en Java. Permite en un solo ambiente de programación, el desarrollo de programas en un lenguaje propio o utilizando C++, su compilación basada en el compilador y sus librerías, además permite la descarga directamente a través de la conexión con el puerto USB. Esto posibilita crear y probar rápidamente sketchs sin utilizar herramientas adicionales.
También es posible desarrollar librerías que pueden ser instaladas dentro del ambiente de desarrollo y existe un gran número de ellas en el sitio oficial de Wiring [36] y en Internet, que permiten el manejo de Servos, Comunicacion Serial, pantallas LCD, GPS y muchos otros componentes.
5.3 IDE Arduino
Respecto al entorno de desarrollo, se dispone de versiones para Mac, Windows o Linux, al igual que en Wiring cuenta con un compilador y un conjunto de librerías.
El código Arduino se debe compilar y convertir a un lenguaje ejecutable por el microcontrolador, realmente se compila el conjunto de instrucciones en lenguaje C/C+ a binario AVR (formato.hex). El IDE utilizado en este proyecto es la versión 1.0.6.
La estructura básica de un programa es bastante simple y se divide en dos partes, setup y loop. En la función setup se declaran las variables y se trata de la primera ejecución del programa, esta función se ejecuta una única vez y es empleada para iniciar la comunicación en serie. La función loop se incluye un código que será ejecutado continuamente leyendo las entradas y salidas.
Figura 5.2 IDE Arduino (Version 1.0.6).
Dentro de estas dos partes se integraran funciones que se ejecutaran cuando sean llamadas, en la declaraci6n de una funci6n se incluye el tipa de datas, el nambre de la funci6n y las parametros de la misma.
Como funcianes basicas y normalmente mas utilizadas, podemos camentar las siguientes:
Las variables deben ser declaradas en el inicio del programa antes del setup, opcionalmente se les puede asignar un valor. En la declaracion de la variable se debe indicar el tipo de datos que almacenaran (byte, int, float, long, arrays).
Ademas existen operadores aritmeticos, sentencias condicionales y funciones para configurar entradas y salidas digitales y anal6gicas. Algunas sentencias condicionales if, if…else, for, while, do… while.
Antes de presentar en Processing el resultado de las datos (r [ ]) recogidos por cada sensor, es posible representarlo en la pantalla del puerto del PC al que esta conectada a la placa Arduino para comprobar el correcto funcionamiento antes de representarlos en Processing.
Figurn 5.3 Pantalla representaci6n datos sensores.
5.4 Formulaciones
En el siguiente apartado vamos a exponer cuales han sido las ecuaciones necesarias para calcular con los sensores disponibles toda la información que aparece en pantalla, y que se han introducido en las líneas de programación.
5.4.1 Cálculo de distancias (alturas)
Para el cálculo de la altura los sensores calculan el tiempo que transcurre entre la emisión y la recepción del eco y mediante la fórmula (5.1) calcula la distancia al suelo.
5.4.1 Cálculo de la inclinación del terreno
Para el cálculo de la inclinación del terreno, se debe medir las distancias de los sensores tanto del lado izquierdo como en el lado derecho y según las fórmulas (5.2) y (5.3) hallamos la inclinación de la zona de aterrizaje.
5.4.1 Cálculo de desplazamiento horizontal.
Como se verá más adelante (capítulo 7.1), se estudiaron varias opciones para calcular los desplazamientos en el plano horizontal, este cálculo fue sin duda el más complicado de obtener del prototipo por lo que en total se contemplaron cuatro opciones de estudio A, B, C y D.
Esta aproximación (ya en la primera integral) produce muchos errores, por lo que se descartó desde el primer momento.
La velocidad límite de desplazamiento lateral en el prototipo debe ser inferior a 12 cm/sg (ya que en el modelo real es de 1,2 m/sg), el sensor del GPS solo puede alcanzar esa resolución en determinadas ocasiones y con un determinado número de satélites.
h= 50/70 ft (altura modelo real) h= 1.5 m (altura prototipo)
S (espacio recorrido)=2 x h
Cair=34.480 cm/sg (Velocidad del sonido en el aire a 20º C) t= tiempo que tarda en emitir y recibir la señal
Velocidad límite lateral del prototipo es de 12 cm/sg R= resolución con esta opción
t = S/Cair
t = 3m/344= 8.7 msg
R= 12 cm/sg x 0.0087sg= 1.04 mm
Al ser la velocidad del sonido (Cair) en dimensiones muy superior a velocidad límite del desplazamiento lateral (12 cm/sg), los sensores no captaban los desplazamientos laterales, ya que hablamos de desviaciones (R) cercanas a 1mm. El resultado es que siempre indicaba movimiento cero.
Empíricamente en el prototipo se demostró que colocando un emisor central y dos receptores colocados a cada lado a una distancia de 0,5 cm, otro par de receptores colocado y orientado a 3 cm y otro más a 5cm, se debería poder calcular velocidades en distintos rangos, pero debido a la velocidad del eco ultrasónico (Cair) respeto a la velocidad de desplazamiento del prototipo, siempre recibía el eco el receptor central por lo que siempre nos daba indicación de no movimiento
5.4.4 Cálculo de la velocidad vertical (régimen de descenso)
Los variómetros “analógicos” tienen una cápsula barométrica, pero ésta, al contrario que un altímetro, mide el régimen de cambio de presión en lugar de la variación absoluta. La cápsula tiene una conexión al sistema medidor de presión estática. Esto significa que dentro de la misma hay una presión igual a la de la atmósfera que rodea a la aeronave., así de esta forma, la cápsula recibe la misma presión por el interior y el exterior, pero ésta última más lentamente, ya que su entrada se produce por un tubo capilar. Esta diferencia o retardo en proceso de igualar las presiones es acusada y medida.
En nuestro caso, para el cálculo del régimen de descenso, el sensor utiliza la variación de presión (voltaje) respecto al tiempo cuando dicho sensor se mueve verticalmente.
En aeronáutica, la velocidad vertical se mide en ft/min, en nuestro prototipo y por cuestiones de escala mediremos en 1/10 ft/min., transmitiéndose su movimiento a través de un sistema de engranajes al indicador de velocidad vertical.
5.5 Líneas de programación básicas
La programación en Arduino consiste básicamente en un módulo de declaración de variables, un módulo de setup, un módulo de loop y por último módulo print para representar los datos.
En Arduino primero se declara las variables tanto para la IMU, como los demás sensores (GPS, variómetro, ultrasonidos).Todo esto se realiza en el entorno de desarrollo IDE para después trasladarlo al IDE de Processing para su representación.
Por ejemplo, Inicio variables de la IMU (acelerómetro, giróscopo y magnetómetro).
Después se realiza el Setup de cada programa. Por ejemplo Setup ultrasonidos.
A continuación se realiza el loop de los programas anteriores. Por ejemplo Loop del variómetro.
Por último la presentación de los datos en bruto antes de pasarlos a Processing
(Ver Figura 5.3).
Respecto a los datos que se rescatan de los programas específicos para el programa principal.
Por ejemplo del sensor del GPS.
Declaración de variables con sus tipos (float, char etc…).
Septup del programa, donde se establecen el puerto “COM4”, la velocidad de transmisión de datos (9600 bytes/sg) y las distintas representaciones en pantalla.
Declaración de datos r [ ], como ángulo de cabeceo, ángulo de alabeo, altura, distancia ultrasonido derecho, distancia ultrasonido izquierdo, rumbo, coordenadas, módulo velocidad plano horizontal, ángulo velocidad plano horizontal etc…
Por ejemplo, la clase inclinación del terreno, para representar dicha información, que tiene en cuenta los datos r [6], r [7] además de constantes y funciones aritméticas.
CAPITULO 6 EXTRAPOLACIÓN DEL PROTOTIPO AL AS332
6.1 Sistemas de representación en cabina
Respecto a las distintas opciones de representación en cabina en el modelo AS332 podemos diferenciar dos tipos, o presentar la información en una pantalla convencional en el tablero de instrumentos (cockpit) o hacerlo en el sistema ANVIS-HUD, que es un dispositivo que tanto de día como de noche presenta la información delante de los ojos del piloto.
6.1.1 ANVIS-HUD
El sistema ANVIS/HUD está desarrollado por la empresa israelita Elbit Systems, y es un display avanzado tanto para vuelo diurno como nocturno. Puede ser montado sobre las propias GVN para vuelo nocturno y sobre el dispositivo de sujeción de las GVN en vuelo diurno.
El sistema es un HUD (Head Up Display), que como su propio nombre indica mantiene los ojos del piloto fuera de la cabina de pilotaje, reduce el movimiento de los ojos y cabeza del piloto alrededor de los instrumentos de la cabina aumentando la seguridad de vuelo y la conciencia situacional (SA). En maniobras con mal tiempo, condiciones de baja visibilidad a bajas altitudes y sobre todo en operaciones nocturnas reduce las probabilidades de accidentes.
Con independencia con la simbología que pueda aparecer en el display sobre heading, altitud, régimen de los motores etc… existe la posibilidad de adaptar y priorizar por parte del usuario que información se quiera que aparezca en el display.
Figura 6.1 Sistema ANVIS-HUD sin dispositivos de visión nocturna.
Figura 6.2 Sistema ANVIS-HUD con dispositivos de visión nocturna.
6.1.2 Display convencional
Los displays convencionales suelen ser pantallas de cristal líquido LCD que se encuentran en la zona de instrumentos de la cabina y debido a su posición no son HUD, por lo que el piloto debe mirar dentro para comprobar los parámetros. En el modelo AS332 podría presentarse en una pantalla multifunción (radar meteorológico, maping, FLIR33 y BLASH).
Figura 6.3 pantallas HHD (Head Down Displays).
6.2 Sensores reales
Como se ha planteado y puesto de ejemplo (apartado 3.2.5), los sensores susceptibles de utilizarse en el helic6ptero real, podian ser el ra, dioaltime tro y ·l os gir6scopos verticales con que cuenta el citado modelo.
6.2.1 Radioaltimetro AHVS/16
El radioaltimetro provee independientemente de las condiciones atmosfericas de una medida precisa de altura de la aeronave con respecto a tierra, informa a la tripulaci6n cuando vuela a una altura inferior a la preseleccionada.
La instalaci6n consta de un emisor receptor, una antena de emisi6n, una antena de recepci6n y dos indicadores. Esta alimentado por 28V de corriente continua, tiene un consume de 25 vatios y ocupa una banda de 4200 a 4400 MHz. La ganancia de las antenas es de 9 dB a 4300 MHz.
Respecto al principio de funcionamiento, este se basa en la explotaci6n del batimiento diferencial entre la senal emitida en un momenta t2 y la senal reflectada por el suelo, emitida en t1. El mezclador detecta la frecuencia de batimiento Fb = F(t2) – F(t1) y el tiempo que tarda la serial en recorrer la ida y vuelta de la distancia al suelo. Tambien detecta cualquier variacion de Fb y lo traduce en una tension electrica continua dirigida al indicador.
Figura 6.4 Indicador es radioaltimetrn en cabina.
Figura 6.5 Antenas radioaltimetro.
6.2.2 Gir6scopos verticales GV 76-2
Para la recogida de informaci6n de cabeceo (Pitch) y alabeo {Roll) el AS332 cuenta con dos centrales de referencia vertical debajo de la cabina de pilotaje.. Estos gir6scopos alimentados par 115V de corriente alterna, proporcionan informaci6n al hori:z:onte artificial y al piloto automatico.
La informaci6n proporcionada podria ser utilizada para alimentar al sistema BHLAS igual que se realiz6 con el gir6scopo de la IMU en el prototipo.
CAPITULO 7. PRUEBAS
7.1 Pruebas en tierra con el prototipo HEX332-01
Antes de describir las pruebas realizadas con el prototipo, el autor cree que se debería exponer el proceso de creación y el montaje del prototipo:
Durante la fase de programación se realizaron los siguientes procesos con los consecuentes problemas y soluciones adoptadas.
Se eligió por la opción B ya que es la que se utiliza en aeronáutica para medir la velocidad vertical y porque la primera opción proporcionaba la información de manera no continua.
Se seleccionó la segunda opción (B); ya que la opción A, aún en la primera integral (para obtener la velocidad) acumulaba en las sucesivas lecturas errores que daban resultados no asumibles, respecto a la opción C y D también se desecharon ya que la magnitud de la velocidad del sonido (344 m/sg) es muy superior a la magnitud de velocidad de desplazamiento lateral (0,12 m/sg) del prototipo, por lo que siempre daba información de no movimiento. Respecto a la elegida (opción B), esta nos daba información de desplazamiento lateral, pero se debe exponer que solo contaba con una resolución de 0,1 m/sg cuando se disponía de una cobertura de más de 12 satélites.
7.2 Pruebas en vuelo con el AS332
A la hora de detectar cuáles son las causas y cuál puede ser la maniobra recomendada para un aterrizaje con éxito, se realizó una serie de pruebas en vuelo con las siguientes características y resultados:
NOTA: Se debe tener en cuenta lo siguiente:
7.3 Maniobra recomendada.
Según las pruebas realizadas y descritas en el apartado anterior y teniendo en cuenta que la aeronave cuenta con el sistema BHLAS, la maniobra recomendada35 para realizar con éxito la toma en condiciones de visibilidad reducida o degradada, es la siguiente:
Figura 7.1 Maniobra recomendada.
CAPITULO 8. CONCLUSIONES
A la hora de concluir y a modo de resumen, se puede destacar unos puntos fuertes y otros débiles del sistema BHLAS.
Como puntos fuertes o ventajas respecto a otros sistemas o iniciativas:
Como desventajas o puntos débiles:
Figma 7.2 Limitacion es del sistema BHLAS, al no reconocer obstaculos en la zona de toma.
8.1 Eficiencia del sistema BHLAS
El sistema BHLAS , si bien no puede competir con la tecnologia de nueva generaci6n como sistemas de mantenimiento de altura, cuarta via de piloto automatico, mantenimiento de posici6n o sistemas autolanding etc… es un sistema aut6nomo de bajo coste y facil implementaci6n sin necesidad de un proceso complicado de certificaci6n. A la hara de seleccionar un sistema de ayuda, en ambientes con visibilidad degradada, en helic6pteros con una vida media superior a las 20 anos, el sistema BHLAS puede considerarse muy eficiente ya que tanto el proceso de implementaci6n como los tiempos de inmovilizaci6n de las aeronaves no deber fan ser muy elevados.
8.2 Facilidad de implementaci6n
BHLAS debido a que es un sistema totalmente independiente de la av1onica del helic6ptero, no necesita de un proceso arduo de implementaci6n, solo es necesario la ubicaci6n de las distintos sensores, y la colocaci6n o bien de una pantalla convencional “Head Down Display” en el panel de instrumentos de la aeronave a un dispositivo “Head Up Display” coma el sistema ANVIS-HUD u otro sistema montado en el casco del piloto.
Los sensores (radioaltimetros, gir6scopos etc… ) posibles para ser utilizados en los modelos reales dependeran de tecnologfa actual en el mercado y de las caracterfs t icas de la aeronave en cuesti6n.
8.3 Líneas futuras
Como se ha expuesto al comienzo del proyecto, la filosofía de este era comenzar con el desarrollo del prototipo a escala 1:10 y después estudiar la implementación o extrapolación a un modelo/aeronave real.
Antes de exponer las líneas de investigación y desarrollo futuras, se deben comentar las líneas que se han seguido y completado:
Se debe recalcar que durante el desarrollo del prototipo se ha estado limitado por la tecnología que actualmente existe en materia de sensores Arduino, ya que por ejemplo, en el caso de obtener desplazamientos laterales, se podrían haber utilizado sensores del tipo radar doppler, pero estos no existen a día de hoy en esta tecnología.
Respecto a las líneas futuras de desarrollo, se debería, sobre una aeronave real, implementar el sistema BHLAS con los sensores adecuados y realizar las pruebas en vuelo pertinentes.
Figura 8.1 Sistema BHLAS, prototipo completo (Noviembre 2014).
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[25] Sierra Nevada Corporation “HALS Helicopter Autonomous Landing System”, Spark Nevada 89434 USA, 2012.
[26] US Air Force HSI Handbook “AFD-090121-025, Brownout with Rotorcraft Operations” Wright Patterson USA, 2010.
[27] Welch, Greg. Bishop Gary. An introduction to the Kalman Filter. North Caroline University. 2006 http:// www.cs.unc.edu/welch/media/pdf/kalman intro.pdf
[28] Yeh, M. Wickens C, Seagull F. Effects of frame of reference and viewing condition on attentional issues with helmet mounted displays. Mariland US Army Research Laboratory. 1998.
[29] www.agustawestland.com/system/files/brochures new product/EH080510 small.pdf.
[30] www.arduino.cc/
[31] www.cslibrary.stanford.edu/101/
[34] www.paralax.com/sites/default/files/download/28015-PING-Sensor-Product-Guidev.2.0.pdf
[35] www.processing.org
[36] www.wiring.org.co
El prototipo de dicho sistema está basado en la plataforma Arduino, posteriormente siguiendo la misma filosofía, poder extrapolarlo al modelo de helicóptero que se considere, por lo que este proyecto desarrollará principalmente el prototipo en Arduino (HEX332-01) y la filosofía de funcionamiento.
Básicamente es un sistema autónomo que proporciona al piloto, a la hora del aterrizaje, en un interfaz (display) información integrada sobre:
1.2 Motivación personal
Según conclusiones del Departamento de Defensa de los EEUU (U.S Department of Defence) en el año 2007;
“Helicopter Brownout is a $100 Million per year problem for the U.S. Military in Afghanistan and Iraq, the Army cites brownout in three out of every four helicopters accidents there”.
La frase anterior, podría valer por sí sola como motivación a la hora de decidir el tema de un proyecto de fin de carrera (PFC), además de tratar de encontrar una solución tecnológica a un problema que no solo se mide en millones de dólares, sino en pérdidas de vidas, y que el autor lo ha sufrido en varias ocasiones durante las distintas misiones que participó en Afganistán dentro de la misión de ISAF1 desde abril de 2005 hasta febrero de 2012.
1.3 Resumen
BHLAS es un sistema 2D (2 dimensiones) de simbología autónomo que proporciona información, para un aterrizaje seguro, de manera integrada al piloto en la parte más crítica de la toma bajo condiciones de brownout, cuando este pierde las referencias exteriores.
Representa información sobre la actitud de la aeronave (alabeo-Roll y cabeceo-Pitch), inclinación de la zona de toma, desplazamientos en el plano horizontal, velocidad/régimen de descenso, altura sobre la zona de aterrizaje y rumo de aproximación. Esta información integrada se considera la mínima imprescindible para poder realizar un aterrizaje sin referencias exteriores debido a una degradación del campo visual.
Dicho sistema no está enfocado a ser empleado en helicópteros de nueva generación, que probablemente contarán con sistemas de apoyo mucho más avanzados y presentarán una imagen completa de la zona de aterrizaje. Por ello, una de las limitaciones del sistema es el no poder dar información sobre los posibles objetos verticales en la zona, por lo que solo puede asistir al piloto en tomas en zonas aisladas.
Hoy en día existen diferentes aproximaciones en la industria mucho más complejas en su desarrollo e implementación, como el 3D Flash LADAR2 (que proporciona una imagen de 3 dimensiones basado en tecnología láser), el sistema HALS3 basado en una combinación de sensores electrópticos y radáricos, el proyecto denominado BLAST4 con simbología BOSS-Brownout Symbology System o el sistema AVS- Augmented Visionics System. A la finalización de este proyecto todas estas iniciativas se encontraban en desarrollo.
La filosofía del sistema consiste en proporcionar e integrar en un solo interfaz la información anteriormente descrita, en un primer paso mediante un prototipo basado en tecnología Arduino y posteriormente poder extrapolar el diseño a un helicóptero real, en nuestro caso el AS332 SuperPuma.
La presentación podrá implementarse tanto en displays convencionales HDD (Head Down Displays), HUD (Head Up Displays) o en HMDS (Helmet Mounted Displays Systems).
CAPÍTULO 2. CONCEPTO DE BROWN-OUT
2.1 Brownout/Whiteout
Hoy en día existen multitud de definiciones a cerca del fenómeno denominado “Brownout”, una de ellas bastante descriptiva es la siguiente:
“Degradación de la visibilidad producida por el polvo o la arena en suspensión cuando se realiza una aproximación a toma en una zona no preparada. Este fenómeno puede causar accidentes fatales debido a la desorientación espacial (Spatial Desorientation) y la pérdida de conciencia de la situación (SA-Situational Awardeness). Este fenómeno se produce sobre todo durante la toma de helicópteros debido a las nubes de polvo producidas por la circulación del aire debido al movimiento del rotor principal”. (Ver figura 2.1 y 2.2).
Durante ensayos realizados se ha logrado medir concentraciones de polvo en suspensión de hasta 2,5g/m3 durante aterrizajes en zonas desérticas. A partir de una concentración entre 160-320 microg/m3 según el modelo NAAPS5 se puede hablar de una reducción de la visibilidad hasta unos 2 km debido a la presencia de partículas sólidas muy pequeñas como polvo, arcilla, cenizas o arena en suspensión.
Debido a la experiencia obtenida de accidentes anteriores se puede decir que normalmente la degradación visual comienza en los últimos 80 -70ft de la aproximación.
La denominación “Whiteout” se utiliza cuando se produce la misma degradación visual pero en despegues y aterrizajes sobre zonas nevadas con nieve polvo, cuando esta no está compactada sino suelta. En este caso se puede afirmar que los riesgos son idénticos que en el caso del brownout.
Figura 2.1 UH-60 “BlackHawk” aterrizando en condiciones brownout (California).
La definición adoptada por la NASA6 es la siguiente:
“Helicopter brownout is a dangerous phenomena experienced by many helicopters when making landing approaches in dusty environments, whereby sand or dust particles become swept up in the rotor outwash and obscure the pilot’s vision of the terrain. This is particularly dangerous because the pilot needs those visual cues from their surroundings in order to make a safe landing”.
Figura 2.2 Helicóptero CH-53 aterrizando en Afganistán.
Definición adoptada por la OTAN7:
“Brownout is the condition developed by re-circulating rotor downwash as a helicopter lands or takes off in an arid or a snowy environment. The resultant mishaps due to the Degraded Visual Environment (DVE) are a serious problem, especially for operations in Afghanistan, Iraq, and Africa. It is a $100M/yr problem in the US service alone”.
2.2 Estadísticas de accidentes
Durante la denominada I Guerra del Golfo (1990-91) varios helicópteros militares de la coalición se perdieron durante tomas y despegues bajo condiciones de brownout. En la década transcurrida desde entonces hasta la Operación Libertad Duradera (2001), el Ejército de los EEUU registró más de 40 casos de accidentes durante el entrenamiento de sus tripulaciones en el Centro Nacional de Entrenamiento en California.
Desde 1991, se han confirmado más de 280 casos de daños de la aeronave y/o lesiones, y aunque la mayoría de los incidentes se producen durante los aterrizajes, también ha habido un número significativo de incidentes que ocurren en los despegues. Durante las operaciones del Ejército de los EEUU en el periodo 2001-2007, aproximadamente el 85% se produjeron en los aterrizajes y un 15% durante los despegues.
La OTAN (Organización del Tratado del Atlántico Norte), en uno de sus estudios proporciona los siguientes datos:
Figura 2.3 Helicóptero SuperPuma HD21-12, AGOSTO 2012 Afganistán.
Figura 2.4 Helicóptero SuperPuma HD21-06, SEPTIEMBRE 2007 Afganistán.
Los accidentes se producen cerca del suelo y a baja velocidad, por ello la supervivencia de las tripulaciones es mayor que en otros tipos de accidentes. Sin embargo, ha habido accidentes provocados por brownout con víctimas en misiones en Irak y Afganistán, en casi todos los casos se podían haber prevenido con la implementación de un sistema de asistencia a la tripulación en condiciones degradadas de visibilidad.
Si nos centramos en los datos según el tipo de aeronave:
Cuatro helicópteros de ataque tipo AH-64D8 sufrieron daños mayores debido a accidentes en las tres primeras semanas de la invasión de Irak en 2003, mientras que sólo uno se perdió en combate en el mismo período de tiempo. Estos accidentes se produjeron por la suma de una mala elección de las zonas de aterrizaje y la falta de entrenamiento de sus tripulaciones.
El modelo CH-479 ha tenido relativamente una alta frecuencia de accidentes provocados por el fenómeno brownout. A partir de 2001, nueve helicópteros Chinook se perdieron en combate en Afganistán, y al menos tres aparatos tuvieron como causa contribuyente dicho fenómeno.
El modelo V-2210 es una aeronave denominada “Tilt rotor o de rotores basculantes”, se desplegó para el combate en Irak en septiembre de 2007. La alta carga de disco crea una corriente descendente de alta velocidad, lo que hace subir la nube de polvo a partir de una altura mucho mayor que un helicóptero convencional, acentuando la posibilidad de provocar un accidente. Dicho modelo, desde sus primeros vuelos de prueba en el año 1989, ha tenido al menos un accidente relacionado con el fenómeno brownout (Afganistán, 8 de abril de 2010).
2.3 Exposición del problema
Para poder estudiar el problema, primero deberemos comentar que en el fenómeno de brownout intervienen una serie de factores externos, difícilmente modificables y otros factores que también afectan, pero pueden modificarse para mitigar su efecto y lograr reducir el número de accidentes provocados por ellos.
2.3.1 Fenómenos externos no modificables
Respecto a los primeros, difícilmente modificables, y que afectan a la probabilidad y la gravedad de dicha degradación visual, se pueden dividir en factores de diseño de la aeronave y factores debidos al ambiente/entorno.
2.3.1.1 Fenómenos debidos al diseño de la aeronave.
Relación entre el peso del total helicóptero y el área del rotor principal. En helicópteros más pesados, se necesita una mayor área del disco del rotor principal, esto provoca una recirculación del aire mayor y por tanto incrementa la degradación visual.
Dependerá del número de palas por rotor, velocidad nominal de giro del rotor, forma de las puntas de pala, torsión geométrica de la pala etc…todos estos aspectos influyen en incrementar o reducir el efecto del brownout.
Básicamente, hablando de trenes de aterrizaje, existen dos tipos, tren de aterrizaje de ruedas y tren de aterrizaje de patines. El sistema de tren de patines se basa en la disposición de unos largueros tubulares unidos al fuselaje mediante travesaños curvados y cuyo diseño permite la absorción de impactos por deflexión elástica de estos elementos, estos suelen disponer de elementos que permitan acoplar ruedas para su movimiento en tierra.
El sistema de tren de ruedas está basado en un conjunto de ruedas retráctiles o no acopladas a la zona inferior del fuselaje del helicóptero mediante un sistema de suspensión que permite la absorción de impactos derivados de la operación de la aeronave.
Dentro de este tipo (ruedas) debemos diferenciar el tren tipo triciclo con dos ruedas principales y una de tren de morro y el tren con rueda en el patín de cola donde el helicóptero cuenta con dos ruedas ubicadas en la parte frontal y una en la parte posterior.
La experiencia y el tipo de aterrizaje en condiciones de brownout nos dice que el idóneo es el de tipo de ruedas en el patín de cola (por ejemplo el modelo UH- 60 “Black Hawk”).
2.3.1.2 Fenómenos debidos al entorno/ambiente
Dado que los materiales usados en las zonas de aterrizaje pueden ser desde cemento/asfalto a zonas no preparadas, donde no existe ningún material ni infraestructura diseñada por el hombre, en el caso de estas últimas, su comportamiento dependerá del clima, características de la roca madre, del tipo de organismos que se desarrollan en ella o del tiempo transcurrido desde que comenzó su proceso de formación.
Las superficies se pueden clasificar según el tamaño de las partículas minerales que las componen, arena muy gruesa >2 mm, arena gruesa 1-0,5 mm, arena fina 0,25-0,10 mm, limo 0,05-0,02 mm o arcilla, siendo estas últimas las más problemáticas.
La inclinación del terreno es un factor muy importante a la hora del estudio los accidentes, no solo relacionados con el brownout sino a otros accidentes debidos al denominado Vuelco Lateral Estático (Static rollover). Normalmente la más restrictiva es la inclinación lateral, ya que un vuelco en el eje longitudinal del helicóptero es muy extraño que se produzca.
Como referencia la OACI11 define, para la aviación general, las helisuperficies con unos límites de pendiente de 0.5% longitudinal y 2% transversal, además se debe tener en cuenta que cada modelo de helicóptero tiene unos límites en el eje transversal y longitudinal de toma/parada de rotores en pendiente.
El viento y otros fenómenos meteorológicos adversos pueden provocar accidentes por si solos a la hora del aterrizaje, pero en el caso que nos atañe, si además del fenómeno de brownout se suma el viento en dirección del sector trasero, esto provocaría una mezcla explosiva que haría complicada la toma hasta para tripulaciones muy experimentadas.
El vuelo nocturno, ya de por sí, es mucho más exigente que el diurno. En el caso del vuelo con NVD12 se complica debido al reducido campo de visión y la falta de referencias en comparación con el vuelo diurno. Según las estadísticas, la gran mayoría de los accidentes por brownout se produjeron en ambiente nocturno, ya que a la degradación de la visión exterior debido al polvo en suspensión hay que sumarle la pérdida de referencias exteriores intrínsecas al vuelo nocturno.
Figura 2.5 Helicóptero SuperPuma aterrizando en una zona no preparada (Afganistán).
2.3.2 Fenómenos modificables
Respecto a los factores modificables que incrementan la probabilidad de accidente debido al fenómeno de brownout, se pueden citar los siguientes:
2.3.2.1 Velocidad vertical de aproximación (sobre todo régimen/velocidad de descenso).
Una velocidad de descenso excesiva (límite en el AS332 900ft/min) puede provocar daños al tren de aterrizaje, como la rotura asimétrica que provocará el vuelco lateral, además de daños catastróficos en el rotor principal y fuselaje. Se debe tener en cuenta que aunque el tren de aterrizaje este diseñado para absorber regímenes de descenso elevados, estos no serían soportados por la tripulación.
2.3.2.2 Actitud de la aeronave en el momento de la toma (Pitch y Roll).
Una actitud excesiva en cabeceo (Pitch) y sobre todo en alabeo (Roll), fuera de los límites de la aeronave puede provocar el denominado Vuelco Lateral Estático (Static rollover) que no es más que el fenómeno que se experimenta en aterrizajes de helicópteros en pendientes o terrenos irregulares donde el helicóptero empieza a volcar cuando el centro de gravedad salga de la línea que une las ruedas del tren de aterrizaje o los extremos de los patines. Este fenómeno puede suceder si se aterriza en pendientes pronunciadas o existe un cambio en la distribución del peso a bordo.
Figura 2.6 Vuelco Lateral Estático (Static rollover).
2.3.2.3 Desplazamientos laterales en el momento de la toma
En el caso de realizar la toma con pequeños desplazamientos laterales puede aparecer el denominado Vuelco Lateral Dinámico (Dinamic rollover). Este fenómeno se produce ya que todo helicóptero sufre una tendencia de rodadura lateral, llamada estabilidad dinámica cuando se levanta de la superficie.
Dicho vuelco comienza cuando el helicóptero comienza a pivotar alrededor de su patín o rueda. Esto puede ocurrir por una variedad de razones, incluyendo el hecho de no eliminar un amarre o dispositivo de sujeción, o si el patín o rueda de aterrizaje contacta con un objeto fijo mientras se desplaza hacia un lateral.
Figura 2.7 Vuelco Lateral Dinámico (Dinamic rollover).
2.3.2.4 Falta de información sobre la altura real sobre el suelo.
Esto se produce cuando debido a la degradación visual el piloto, este no tiene una referencia precisa de la altura a la que se encuentra la aeronave sobre la zona de aterrizaje, pudiendo, tanto en el caso de estar demasiado bajo provocar un accidente por Vuelco Lateral Dinámico, como en el caso de estar demasiado alto ocasionar daños a la aeronave por una toma demasiado dura, debido a un elevado régimen de descenso.
2.4 Situación actual.
Hoy en día existen helicópteros de nueva generación que cuentan con dispositivos implementados como representaciones sintéticas en 2 y 3D o sistemas de aterrizaje autónomos basados en pilotos automáticos integrales.
El problema está en conseguir algún sistema no excesivamente complejo y con unos costes reducidos que se pueda implementar en helicópteros que cuenten con una vida operativa hasta el año 2025/30.
Hoy en día los helicópteros que opera el Ministerio de Defensa y que pueden sufrir el fenómeno de brownout se pueden reducir a los modelos que opera el Ejército del Aire, Ejército de Tierra y la Armada cuando se encuentran desplegados en misiones en el extranjero.
En España es complicado encontrar zonas en las que dicho fenómeno sea realmente significativo, en la mayoría de los casos una vez en estacionario el flujo que produce el rotor principal barre la zona de toma, únicamente en zonas de montaña con mucha cantidad de nieve en polvo o en zonas de playa podría producirse una degradación visual equiparable a la que se producen en zonas desérticas de regiones en América, Asia o África.
En misiones en el extranjero en países como Irak, Afganistán (ISAF) o Djibuti (Atalanta) pueden producirse accidentes de helicópteros debido al fenómeno brownout. Actualmente los modelos que operan las Fuerzas Armadas no cuentan con ningún sistema de ayuda en caso de degradación visual ya que la mayoría de ellos a excepción del EC-665 Tigre y del EC-135 tienen más de 25 años de vida operativa.
Los modelos citados susceptibles de poder implementarse el sistema BHLAS son:
AS330 Puma
Utilizado por el Ejército del Aire para misiones SAR (Search and Rescue), basados en la Base Aérea de Son San Juan (Islas Baleares).
Helicóptero de transporte medio, bimotor, rotor principal de cuatro palas para usos civiles o militares. Fue diseñado en los años 1960 y fabricado originalmente por la compañía francesa Aérospatiale en los años 1970.
Figura 2.8 AS330 Puma (801 Escuadrón).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 7400 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15 m
Alcance 550 Km
AS332 SuperPuma
Utilizado por el Ejército del Aire para misiones PR (Personnel Recovery), MEDEVAC (Aero Evacuaciones Médicas) y Operaciones Aéreas Especiales (SAO) basados en la Base Aérea de Cuatro Vientos (Madrid).
Helicóptero de tamaño medio, bimotor, con rotor principal de cuatro palas, diseñado a partir del SA 330 Puma. Originalmente fue fabricado por la compañía francesa Aérospatiale y después por el Grupo EADS Eurocopter, tras la integración de Aérospatiale en el grupo europeo. Realizó su primer vuelo en septiembre de 1978.
Figura 2.9 AS332 SuperPuma (803 Escuadrón).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 8350 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15 m
Alcance 730 Km
Sikorsky S-76
Helicóptero multipropósito de tamaño medio, diseñado por la Sikorsky Aircraft Corporation. El S-76 dispone de dos motores, tiene el rotor principal así como el rotor de cola de cuatro palas, cuenta con un tren de aterrizaje retráctil.
Utilizado por el Ejército del Aire para enseñanza desde el año 1991 con Base en Armilla (Granada).
Figura 2.10 Sikorsky S-76 (Ala 78).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 5300 Kg
Velocidad 155 Knots
Diámetro rotor principal 13.4m
Alcance 480 Km
EC120 Colibri
Helicóptero ligero monomotor de cinco plazas, diseñado y desarrollado por la compañía Eurocopter en la fábrica de Marignane de Eurocopter Francia. El Ejército del Aire lo utiliza para funciones de enseñanza desde el año 2000 desde la Base Aérea de Armilla (Granada).
Figura 2.11 EC-120 (Ala 78).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 1570 Kg
Velocidad 120 Knots
Diámetro rotor principal 10m
Alcance 400 Km
AS532 Cougar
Helicóptero polivalente bimotor de tamaño medio fabricado por el Grupo Eurocopter. El AS 532 Cougar es la continuación del desarrollo y actualización tanto del AS330 Puma como del AS332 SuperPuma.
El Ejército de Tierra lo utiliza como helicóptero multirol. Base de Agoncillo (Logroño).
Figura 2.12 AS530 Cougar (Fuerzas Aeromóviles del Ejército de Tierra FAMET).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 9000 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 15m
Alcance 750 Km
CH-47 Chinook
Helicóptero de transporte de carga pesada, bimotor con rotores en tándem de origen estadounidense. Fue diseñado y producido inicialmente por Boeing a principios de los años 1960,
El Ejército de Tierra lo utiliza como helicóptero de transporte. Base de Colmenar Viejo (Madrid).
Figura 2.13 CH-47 (Fuerzas Aeromóviles del Ejército de Tierra FAMET).
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 22000 Kg
Velocidad 165 Knots
Diámetro rotor principal 18.3m
Alcance 750 Km
SH-3 SeaKing
Helicóptero bimotor polivalente, aunque destinado principalmente a la guerra antisubmarina, fabricado por la compañía estadounidense Sikorsky Aircraft. Ha estado en servicio con la Armada de los Estados Unidos y en otras fuerzas desde principios de los años 1960.
Operado por la Amada Española como helicóptero multirol. Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.14 SH-3 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 10000 Kg
Velocidad 130 Knots
Diámetro rotor principal 16.3m
Alcance 780 Km
SH-60 Seahawk
Helicóptero naval polivalente con dos motores de turbina y para múltiples misiones, desarrollado durante los años 1980 por Sikorsky Aircraft Corporation para la Armada de Estados Unidos basándose en la estructura del Sikorsky UH-60 Black Hawk.
Operado por la Armada Española, Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.15 SH-60 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 9500 Kg
Velocidad 165 Knots
Diámetro rotor principal 16.3m
Alcance 810 Km
Agusta Bell 212.
Helicóptero de transporte medio, bimotor y con rotor principal de dos palas, derivado del Bell 204/205, para ser empleado en actividades civiles y militares. El Bell 212 se fabricó en las instalaciones de la compañía estadounidense Bell Helicopter en Fort Worth, Texas. El modelo Bell 212 se produjo bajo licencia en Italia, por la compañía Agusta, siendo conocidos estos como Agusta-Bell AB.212
Operado por la Armada Española, Base Aeronaval de Rota (Cádiz).
Figura 2.15 AB-212 Armada Española
CARACTERISTICAS:
Peso máximo al despegue 5000 Kg
Velocidad 120 Knots
Diámetro rotor principal 14.6m
Alcance 410 Km
2.5 Análisis de posibles soluciones
Todas las medidas y técnicas de aterrizaje bajo condiciones de brownout desarrolladas o en desarrollo están enfocadas principalmente a evitar las dos siguientes situaciones:
2.5.1 Falta de Conciencia Situacional (en inglés SA13) sobre la actitud de la aeronave.
A la hora de la toma, la nube de polvo puede causar una falsa ilusión de un horizonte inclinado. Un piloto puede instintivamente tratar de nivelar la aeronave con respecto al falso horizonte. Todo lo anterior provoca que el piloto haga correcciones sobre los controles de vuelo de manera incorrecta, que pueden conducir a un accidente/incidente cuando la aeronave se encuentra cerca del suelo. En aterrizajes nocturnos todo esto se complica ya que los dispositivos de visión nocturna reducen el campo de visión y por tanto las referencias.
La estela del rotor moviendo la arena de la zona de toma puede dar lugar al piloto a experimentar la ilusión de movimiento del helicóptero cuando en realidad está en vuelo estacionario. Desplazamientos inadvertidos de la aeronave, sobre todo laterales pueden producir el denominado “Dinamic Rollover” que se produce cuando el helicóptero pivota sobre una rueda o skid14 del tren principal, cuando el ángulo crítico de rollover se sobrepasa el helicóptero no puede recuperar la posición vertical y vuelca sobre uno de sus costados.
La aproximación incontrolada debido a una excesiva velocidad vertical puede producir daños en el tren de aterrizaje, en la estructura (fuselaje), en las palas del rotor principal o de cola, en este último caso podría producir pérdida del vector anti-par.
2.5.2 Falta de Conciencia Situacional (en inglés SA) de la zona de aterrizaje.
La falta de referencias exteriores puede producir desplazamientos fuera de la zona de toma y por tanto colisión con obstáculos que se encuentren fuera de dicha área.
La toma en zonas con pendientes fuera de los límites del modelo de helicóptero puede producir el denominado “Static Rollover”, este se produce cuando el centro de gravedad de la aeronave sale fuera de la línea que une los extremos del tren principal.
Las dimensiones de las zonas de aterrizaje pueden parecer de un tamaño adecuado cuando la aeronave de encuentra por encima de 500ft y luego en la aproximación a unos 100ft, la tripulación darse cuenta que no reúne las dimensiones necesarias para la toma, esto en caso de brownout, al perder las referencias exteriores, puede producir incidentes/accidentes.
2.5.3 Posibles soluciones
Actualmente existen varias medidas para prevenir, parcialmente, los accidentes relacionados con dicho fenómeno ya que o bien no están todavía implementados o por sus características necesitan de apoyo en tierra. En el capítulo 3.4 se desarrollarán con mayor profundidad.
Tratamientos del terreno como la compactación de la tierra, que su eficacia dependerá del tipo de terreno, extender productos químicos como Durasoil, o el montaje de mallas sobre la superficie de aterrizaje como Helimat / Mobi-Mat HELIPAD.
Una de las acciones muy rudimentarias que solventarían el problema sería poder humedecer la zona de aterrizaje con anterioridad, claro está que esto no es posible en todos los casos.
Son sistemas que reproducen en un interfaz de forma sintética en dos o tres dimensiones la zona de aterrizaje, estos son algunos ejemplos que se están desarrollando en la actualidad:
La empresa israelita Elbit System está desarrollando un sistema denominado DUST-OFF que proporciona una imagen/maping 3D sintética en tiempo real de la zona de aterrizaje mediante una integración del sistema SWORD16 y el ANVIS/HUD®. Dicha integración en un HDTS (Helmet Display Tracker System) representa una simbología intuitiva que ayuda al piloto a volar sin necesidad de referencias visuales exteriores.
El sistema SWORD, usa un radar láser activo que cuenta con la capacidad de detectar obstáculos como cables de tensión a una distancia de 1800 metros. También realiza un barrido alrededor de la aeronave cada 8 segundos y alerta de la presencia de obstáculos que pudieran ser un peligro para la aeronave.
El pasado mes de mayo de 2014 esta empresa ganó un concurso con el DoD de los EEUU de un valor de 11.6 millones de dólares para mejorar las capacidades del modelo AH-1W SuperCobra con un HDTS (Helmet Display Tracker System) el cual incrementa la seguridad de vuelo ya que proporciona información, aumentando la conciencia situacional (SA) incluso en ambientes de visibilidad degradada como brownout, niebla, o condiciones meteorológicas adversas. Dicho contrato debe desarrollarse y estar concluido en un plazo máximo de dos años.
El diseño de las palas del rotor principal del EH 101 corresponde al programa BERP17, “programa experimental de rotor británico”. Las primeras palas de este tipo fueron desarrolladas a mediados de la de 1980 a través de un desarrollo
conjunto entre el fabricante inglés Westland Aircraft y la Real Fuerza Aérea, RAF18). La meta buscada era incrementar la capacidad de elevación de los helicópteros, así como sus velocidades máximas, al usar nuevos materiales y, sobre todo, un nuevo diseño revolucionario en los extremos de las palas del rotor principal. Este diseño permite aumentar la velocidad de vuelo de la aeronave ya que retrasa la entrada en régimen supersónico del extremo las palas que avanzan, que son las que mayor velocidad relativa tienen. Durante los ensayos se observó que el citado diseño, en vuelo estacionario produce un “donut” alrededor del rotor principal que permite alejar la nube de polvo del fuselaje de la aeronave.
El fabricante en su catálogo promocional [29] en el apartado de capacidades expone lo siguiente:
Figura 2.16 EH.101 “Merlin”
ALL WEATHER CAPABILITY
Como resumen, podemos afirmar que aunque una solución parcial es el incremento del entrenamiento de las tripulaciones en situaciones parecidas, tanto en vuelos reales como en simuladores, está claro que la fusión de este entrenamiento con la tecnología podría reducir considerablemente el número de accidentes
CAPÍTULO 3. SISTEMA BHLAS (Brownout Helicopter Landing Aid System)
3.1 Filosofía del sistema BHLAS
Debido a que la mayor parte de los accidentes ocurren debido a una o la suma de los siguientes efectos; desplazamientos laterales inadvertidos, error en la actitud de la aeronave, inclinación excesiva del terreno etc… necesitamos una serie de elementos para poder obtener la información requerida cuando no se disponga de referencias visuales externas, el sistema BHLAS proporcionará una representación simple de los datos necesarios para un aterrizaje controlado.
La intención del sistema es presentar solo la mínima información, evitando la saturación de datos innecesarios. Al igual que en una aproximación en condiciones instrumentales de precisión (ILS- Instrumental Landing System) el piloto, con la técnica de comprobación cruzada, es capaz de mantener no más de 4 parámetros (actitud de la aeronave, rumbo/localizador, régimen de descenso/senda y velocidad), BHLAS solo representará 5 parámetros (actitud de la aeronave, desplazamientos laterales, velocidad de descenso, rumbo e inclinación del terreno) de los cuales solo 4 parámetros deberán controlarse simultáneamente ya que la inclinación del terreno es un parámetro limitante que solo deberá tenerse en cuenta al inicio de la maniobra.
El sistema se divide básicamente en una serie de sensores, parte de ellos dispuestos en una IMU (Inertial Measure Unit), un microcontrolador Arduino y un interfaz/display donde se representa la información captada por los sensores y transformada convenientemente.
3.2 Concepto del sistema BHLAS
El sistema BHLAS es el desarrollo teórico-práctico (mediante un prototipo a escala 1:10 del helicóptero AS332 denominado HEX332-01) para la obtención de una presentación 2D de una serie de parámetros necesarios para un aterrizaje controlado en un ambiente de visibilidad degradada.
Estos son los pasos que se han seguido durante el proyecto:
El prototipo esta estructurado segun los siguientes m6dulos, una serie de sensores integrados o no en una IMU, una unidad de control (una placa con un microcontrolador Arduino TMega con una serie de pines de entrada/salida) y un interfaz maquina hombre (Displays) queen este caso sera una pantalla de un PC (Acer Trave1Mate5720, pantalla 15.4″ WXGA CrystalBrite LCD). (Ver figura 3.. 1).
Figura 3.1 Esquema sistema BHLAS.
3.2.1 Sensores.
Un sensor es todo dispositivo que, a partir de la energía del medio donde se mide (temperatura, altitud, inclinación etc…), genera una señal de salida que podemos interpretar mediante algún parámetro que se modifica en función de la variable medida.
En el prototipo del sistema BHLAS encontramos sensores enfocados a medir la actitud de la aeronave (giróscopos), velocidad vertical (variómetro/sensores de ultrasonidos), desplazamientos sobre el plano horizontal (GPS/sensores de ultrasonidos), rumbo de aproximación (GPS) e inclinación y altura sobre el terreno (sensores de ultrasonidos). En el sistema implementado en el helicóptero estos cambiaran por sensores propios del modelo como giróscopos, radioaltímetros etc…
Giróscopos
Un giróscopo es un sólido rígido en rotación alrededor de un eje principal de inercia, habitualmente se monta sobre unos anillos en suspensión, de esta manera ningún movimiento que realice el conjunto produce momento externo. Por tanto el momento angular se conserva y el eje de rotación mantiene una dirección fija en el espacio.
Si bien existen giróscopos que se basan en un elemento mecánico, la realidad es que la mayoría de los sensores actuales están basados en circuitos integrados construidos sobre un chip de silicio.
La detección se basa en unas piezas cerámicas en vibración sujetas a una distorsión que produce el efecto Coriolis (cambios de velocidad angular), como resultado de esta deformación el giróscopo genera un voltaje de salida que proporciona información sobre la velocidad angular de rotación, usados en aplicaciones muy críticas como en aeronáutica.
Existen opciones que son de bajo coste y de tamaño reducido, este nuevo tipo de giróscopos son fabricados usando tecnología MEMS19, estos giróscopos utilizan el efecto Coriolis.
Lo que el giróscopo nos entrega es la medida de la velocidad angular, integrando ese valor, se obtiene el ángulo de navegación.
Figura 3.2 Giróscopo MEMS.
Acelerómetros
Son sensores inerciales que miden la segunda derivada de la posición, por tanto miden la fuerza de inercia generada cuando una masa u objeto cambia de velocidad.
Es un dispositivo que mide aceleración, la aceleración que es relativa a la caída libre, es la misma que experimentan las personas y objetos. Como consecuencia de esto, un acelerómetro en reposo sobre la superficie de la tierra, leerá aproximadamente 1g en dirección radial al centro de la tierra. Para encontrar la aceleración debida al movimiento respecto a la tierra se debe de tener en cuenta el offset de la gravedad.
Conceptualmente un acelerómetro se comporta como una masa amortiguada sobre un resorte. Cuando experimenta aceleración, la masa es desplazada a un punto el cual el resorte es capaz de acelerar la masa a la misma velocidad. El desplazamiento que se mide es proporcional a la aceleración en ese eje de medición.
Los acelerómetros modernos son construidos con tecnología MEMS y de hecho es el sistema MEMS más sencillo que se puede construir. Bajo la influencia de aceleraciones externas la masa sísmica se mueve de su posición neutral. La deflexión de la masa es medida de manera analógica o digital.
Muchos acelerómetros MEMS funcionan solo en su plano de trabajo, esto implica que hay que orientar el sensor para poder medir el plano deseado. Los MEMS más modernos integran las mediciones de tres planos en un solo CI (Circuito Integrado). De esta manera solo se tiene que referenciar la posición del CI para saber que plano es cada cual.
Existen varios tipos de acelerómetros:
Figura 3.3 Acelerómetro MEMS.
IMU (unidad de medida inercial)
Las unidades de medición inercial son dispositivos electrónicos que miden la velocidad angular y la aceleración que experimenta la aeronave, usando una combinación de acelerómetros y giróscopos.
Básicamente las IMU’s son sistemas que constan de diversos componentes eléctricos y electrónicos montados en un circuito impreso (PCB). En nuestro caso la IMU contiene un acelerómetro, un giróscopo y un magnetómetro.
Las más modernas IMU’s son planas, porque los nuevos sensores MEMS no necesitan estar en el plano que miden.
Los hay de diferentes configuraciones, desde 3 Grados de libertad (DOF) hasta 9 DOF. El más común es el de 6 DOF que consta tres acelerómetros y tres giróscopos (cada uno para un eje) lo que hace que se puedan obtener las mediciones exactas de los ángulos de navegación Pitch (cabeceo) y Roll (alabeo); además de poder tener una medición no referenciada del ángulo Yaw (guiñada).
Para tener una medición correcta del Yaw se requiere una referencia en el plano ortogonal al eje Z; lo cual solo lo puede ofrecer un magnetómetro. Este sensor mide la intensidad del campo magnético en tres ejes ortogonales, dos de estas mediciones se usan como referencia para corregir la velocidad angular en guiñada del giróscopo.
Estos dispositivos por si solos son relativamente económicos, el más completo (9DOF), cuesta alrededor de 120 euros; se le conoce como 9DOF porque incluye tres acelerómetros, tres giróscopos y tres magnetómetros; los últimos como se ha comentado con anterioridad, para poder tener una referencia con respecto a los polos magnéticos.
Figura 3.4 Unidad de Medida Inercial (IMU), también con tecnología MEMS
Módulo GPS (Global Position System)
El Sistema de Posicionamiento Global (GPS), permite determinar la posición de un objeto, vehículo o persona con coordenadas de latitud, longitud y altura.
Es decir que para conocer la posición es necesario de un receptor GPS, que mide la distancia de cada satélite a la antena del receptor. De esta manera, para reconocer la distancia los satélites envían ondas de radio y de igual forma, mide el tiempo entre el momento que sale la señal y el momento en que llega al receptor.
El GPS se creó en el departamento de defensa de Estados Unidos a finales de la “Guerra Fría” con objetivos militares y su uso pasó a náutica y aviación.
En la actualidad el Sistema de Posicionamiento Global funciona de manera completa, operativa y es bastante asequible para el mercado que va dirigido.
El funcionamiento del GPS se basa entonces, en el proceso y recepción de los datos que se emiten a través de NAVSTAR, que es una serie de 24 satélites, que orbitan a una altura de 20.200 kilómetros aproximadamente por encima de la superficie terrestre.
Los receptores GPS están diseñados de acuerdo al tipo de aplicaciones como: Geodesia, Topografía, Navegación Marítima, Navegación Aérea, Navegación Terrestre o Cartografía.
La precisión de los GPS varía desde 100 metros a precisión de metros, esto depende de la cantidad de satélites que se utilicen para dicha medición.
Figura 3.5 Sistema GPS para proporcionar posición.
Medidor de distancias (ultrasónicos)
El sensor medidor de distancias ultrasónico usa un sonar para la detección de obstáculos. Por uno de sus sonares envía la onda sonora en un cono de unos 30º hacia delante, y por la otra recibe de nuevo la onda sonora, que vuelve tras haber chocado con el obstáculo.
Tienen un alcance que va desde los 2 cm hasta los 4 m, con una precisión de 3mm. Su funcionamiento no se ve afectado por la luz ni por ninguna superficie negra.
Aprovechando que la velocidad de dicho ultrasonido en el aire es de valor 344 m/s, o 0,034 cm/microseg. Para calcular la distancia, recordaremos que v=d/t (definición de velocidad: distancia recorrida en un determinado tiempo). De la fórmula anterior despejamos d, obteniendo d=v·t, siendo v la constante anteriormente citada y t el valor devuelto por el sensor a la placa Arduino. Además habrá que dividir el resultado entre 2 dado que el tiempo recibido es el tiempo de ida y vuelta.
Figura 3.6 Esquema medidor de distancias ultrasonidos.
Sistema barométrico
El variómetro o indicador de velocidad vertical muestra al piloto dos cosas:
a) Si el helicóptero está ascendiendo, descendiendo, o vuela nivelado.
b) La velocidad vertical o régimen, en pies por minuto (ft/m), del ascenso o descenso. Este instrumento también se denomina abreviadamente VSI (Vertical Speed Indicator).
El principio de funcionamiento de este aparato, similar al del altimetro, esta basado en la contracci6n/expansi6n de un diafragma o membrana debido a la diferencia de presi6n entre el interior y el exterior de la misma. Aunque este instrumento funciona par presi6n diferencial, (micamente necesita recibir la presi6n estatica.
Cuando el helic6ptero esta en el suelo o en vuelo nivelado, la presi6n dentro de la membrana y la existente en la caja son iguales y la aguja debe marcar cero. Pero cuando la aeronave asciende o desciende, la membrana acusa inmediatamente el cambio de presi6n (altura) mientras que en la caja este cambio se produce gradualmente debido a la toma por el orificio calibrado. Esta diferencia de presi6n hace que la membrana se dilate o contraiga, movimiento que a traves del sistema de varillas y engranajes se transmite a la aguja indicadora.
Figura 3.7 Esquema sistema. ba romet:ti co (Vertical Speed Indica tor).
3.2.2 Unidad de Control (integraci6n y procesamiento de la informaci6n)
En relaci6n con la unidad de control, esta es basicamente un procesador que recoge la informaci6n de una serie de sensores, la procesa y la representa de manera comprensible para el hombre.
Se ha elegido la plataforma Arduino para el diserio ya que proporciona facilidad en el uso y programaci6n, ademas. tiene unos castes asequibles. A diferencia de otros microprocesadores esta plataforma facili ta la configuraci6n gracias a unas librerias que se pueden encontrar en su pagina oficial [30].
Arduino sigue la linea de c6digo abierto y esta basado en una s,encilla placa con entradas y salidas anal6gicas y digitales, en un entorno de desarrollo que luego se implementa con el lenguaje de programaci6n Processing.
Figura 3.8 Placa Arduino.
3.2.1 Interface hombre-máquina (Displays, Head Mounted Displays, visión sintética, táctil)
El interfaz puede ser una pantalla de las denominadas Head Down Displays, Head Up Displays, integrada en el visor del casco HMDS (Helmet Mounted Display System). En nuestro caso la información del prototipo aparecerá en la pantalla de un PC.
En una misma pantalla se integrará información sobre altura, presentación de actitud, presentación de desplazamientos en el plano horizontal, rumbo, velocidad vertical e inclinación del terreno.
BHLAS está diseñado para funcionar por debajo de una altura sobre el suelo (AGL20) de 70 ft, la aproximación se realiza en visual con referencias exteriores hasta el momento en el que el piloto a los mandos deja de tener dichas referencias exteriores debido al efecto del brownout.
Es un sistema de bajo coste en comparación con otros sistemas en desarrollo, de integración fácil ya que solo proporciona información y no afecta a los sistemas de la aeronave, puede ser integrado en un HMDS (Helmet Mounted Displays System) y es una solución inmediata para helicópteros que hoy en día tienen una vida estimada hasta el año 2025/30.
Figura 3.9 Head Down Displays (HDD).
3.2.4 Prototipo HEX332-01 (Arduino)
El prototipo está realizado sobre un chasis de madera de 1.20 x 0.40 metros (el dibujo en planta del AS33221 está a una escala de 1:10) donde se monta una placa (protoboard) con conectores de alimentación donde a su vez están dispuestos la IMU, el sensor GPS, el sensor barométrico y el microprocesador. Fuera y orientados hacia abajo se encuentran una serie de medidores de distancia ultrasónicos. Tanto la IMU como los restantes sensores se conectan al microprocesador vía la placa de conectores mediante cables de Ø=15 cm. El microprocesador Arduino Mega 2560 a su vez se conecta al PC mediante un conector mini USB.
Figura 3.10 Primer diseño del chasis del prototipo (Enero 2014).
Figura 3.11 Incorporación de la Protoboard en el chasis (Mayo 2014).
Figura 3.12 Conjunto completo a falta del sensor del GPS y de la conexión con el PC (Mayo 2014).
Después de exponer tanto el esquema en su globalidad como cada uno de los componentes del prototipo, a continuación vamos a explicar que elementos nos proporcionan la información que aparece en la pantalla, o lo que es lo mismo, vamos a responder a la siguiente pregunta ¿Qué mide qué?
Para medir la actitud (Pitch y Roll) que aparece representado mediante el horizonte artificial en el centro del display, utilizaremos el acelerómetro ADX345 y el giróscopo ITG-3200 que aparecen integrados en la IMU.
Para medir altura, en 1/10 pies (ft), que aparece representado por un valor numérico, utilizaremos medidores ultrasónicos del tipo MUSRF05.
Para medir la inclinación del terreno, que aparece representado mediante una simbología donde aparece la inclinación lateral en grados, utilizaremos un par de medidores ultrasónicos Paralax PING colocados en los extremos del prototipo.
Para medir la velocidad vertical (Rate of Descent), en 1/10 pies por minuto (ft/min), que aparece representado mediante un variómetro semejante a los instrumentos analógicos aeronáuticos, utilizaremos el módulo barométrico BMP 180.
Para medir el desplazamiento horizontal lateral, que aparece representado por una simbología donde el movimiento lateral se identifica por la iluminación de puntos a lo largo de una línea reglada, utilizaremos un emisor y una serie de receptores ultrasónicos Paralax PING y apoyándonos en el módulo GPS MTK3339.
Para medir el rumbo, que aparece representado por un valor numérico, utilizaremos el magnetómetro de la IMU, HMC5883L. Además como ayuda adicional el módulo GPS (MTK3339) nos proporcionará coordenadas geográficas de la posición de la aeronave.
3.2.5 Desarrollo y extrapolación a un modelo real (AS332 SuperPuma)
Como ya se ha comentado con anterioridad, el objetivo fundamental de este PFC es exponer la filosofía de presentación/simbología 2D en un prototipo para posteriormente proyectarla a un modelo real. En este caso en el AS332 Superpuma que opera el Ejército del Aire.
El AS332 SuperPuma es un helicóptero de tamaño medio, bimotor y con rotor principal de cuatro palas, diseñado a partir del SA 330 Puma. Originalmente fue fabricado por la compañía francesa Aérospatiale y después por Eurocopter. Realizó su primer vuelo en 1978 y el primer modelo fue adquirido por el Ejército del Aire en 1986.
Las características del AS332 operado actualmente por el Ejército del Aire son las siguientes:
Longitud: 18,7 m
Diámetro rotor principal: 15,08 m
Altura: 4,92 m
Tren de aterrizaje de 3 puntos.
Peso vacío: 4100 kg
Peso máximo al despegue: 8350 kg
Planta motriz: 2 x motores Turbomeca Makila 1A.
Velocidad máxima operativa : 288 km/h
Velocidad crucero : 245 km/h
Alcance: 570 km
Techo de servicio: 20.000 pies
Figura 3.13 AS332 SuperPuma (Ejército del Aire).
Figura 3.14 Cockpit del AS332 SuperPuma.
En relación con los equipos con que cuenta actualmente esta aeronave relacionados con el sistema BHLAS a integrar, se pueden exponer como ejemplo los siguientes:
Figura 3.15 Dimensiones del AS332 SuperPuma.
3.1 Presentación en cabina
El denominador común de todos los sistemas en desarrollo es que todos ellos cuentan con una serie de sensores y una interfaz máquina-hombre (Displays visuales).
Dentro de la descripción del interfaz hombre-máquina del sistema debemos dividirlo en dos grupos, por un lado el tipo de representación física, pantallas convencionales, HUD, HMD etc… y por otro lado el tipo de simbología a utilizar en dichos sistemas, 2D ó 3D.
3.3.1. Tipos de representación
Pantallas convencionales colocadas en la cabina de instrumentos, el piloto debe mirar dentro para obtener la información requerida dejando así de ver “fuera” o lo que es lo mismo, sin apoyarse en referencias externas a la aeronave.
Un HUD es un dispositivo que presenta la información por encima de los instrumentos de cabina, como su propio nombre indica el piloto puede mantener la vista sobre el campo de visión y no necesita bajar la mirada para ver los instrumentos de cabina. Estos dispositivos se pueden configurar para proporcionar la información que el usuario quiera, potencia de los motores, información de navegación, altura, velocidad de vuelo, consumo de combustible etc…
El mayor beneficio de estos dispositivos es poder mantener el contacto visual sobre el exterior, especialmente sobre las maniobras cercanas al suelo, tales como el aterrizaje.
En un HMD la información es presentada enfrente de los ojos del piloto, reduciendo así la necesidad de mirar dentro de la cabina. Los sistemas HMDs pueden ser modulares, montados sobre un casco de vuelo convencional como el ANVIS-HUD o totalmente integrados como en los cascos de nueva generación como el usado en el helicóptero NH-90 o el TIGRE.
Además como los dispositivos de regulación se encuentran en el mando colectivo y el mando cíclico se consigue el denominado HOCAS (Hands On Collective And Stick) que en un helicóptero es fundamental.
El ANVIS-HUD22 es un monocular de pequeño peso que puede ser utilizado tanto de día como de noche sobre las NVG (Night Vision Goggles), permite representar información en dicho monocular dentro de un campo de visión de unos 25 grados.
Los HMDs integrados proporcionan un campo de visión mayor que el ANVIS-HUD. La simbología configurada siempre aparece en frente de los ojos del piloto independientemente de donde esté mirando.
Una de las pocas limitaciones del ANVIS-HUD es durante el amanecer o el ocaso ya que se debe regular manualmente la intensidad de la imagen dependiendo de la luz exterior. Otra desventaja es que son normalmente caros e incrementa el peso del casco, aumentando la fatiga de la tripulación en vuelos de larga duración.
3.3.2 Tipos de simbología
Existen dos vías de desarrollo respecto a la simbología para aterrizajes en situaciones de degradación de visión, una que proporciona la información en 2 dimensiones y otra cuya representación es en 3 dimensiones.
Uno de los sistemas de simbología de baja velocidad es el Brownout Symbology System (BOSS) desarrollado por el centro de experimentación del Ejército de los EEUU, AMRDEC (Aviation and Missile Research Development and Engineering Center). El sistema BOSS fue diseñado tanto para los Panel-Mounted Displays como para los HMDS (Helmet Mounted Displays System).
La última versión del BOSS ofrece información de actitud (Pitch y Roll), velocidad sobre el terreno (Ground Speed), altura sobre el terreno en una página denominada “Hover- Approach-Take-Off (HAT) page”. Una escala logarítmica es usada para la información de velocidad por debajo de 10Kts y una altura inferior a 100ft. El símbolo del objetivo se activa a partir de 0.8 NM. También proporciona información de velocidad vertical y el correcto régimen de descenso.
(Ver figura 3.16).
Uno de los mayores logros para cualquier tipo de tecnología en ambientes de DVE23 es conseguir obtener una información lo más intuitiva posible, la simbología 3D implementada en los HMDS muestra los símbolos lo más parecido al mundo real. La gran diferencia entre la simbología 2D tradicional y la 3D es que mientras la primera muestra información sobre navegación, velocidad, altura o sobre sistemas del helicóptero, la segunda intenta representar el “mundo real” como referencias en tierra, obstáculos o la senda de planeo idónea al punto de toma.
El sistema 3D de simbología virtual proporciona todas las ayudas necesarias para una toma o despegue en condiciones de degradación visual. La intención es proporcional un ambiente natural y seguro al piloto.
El objetivo de esta simbología es integrarla en los helicópteros de nueva generación que contarán con tecnología Digital Automatic Flight Control System (DAFCS) y Fly-By- Wire24.
Figura 3.16. 2D Brownout Symbology System (BOSS).
3.3.3 Sensores utilizados
Los sensores utilizados se pueden dividir en Radáricos, del tipo Láser y por último Electro-ópticos pasivos.
3.3.3.2 Sensores Radar
Los actuales radares que usan los helicópteros como el radar de seguimiento del terreno (Terrain Following Radar -TFR), el radar de proximidad con el terreno (Terrain Avoidance Radar -TAR) o el radar meteorológico normalmente operan a una frecuencia de 15 GHz, esta potencia impide ver a través de la nube de polvo. Los programas están utilizando frecuencias (35-94 GHz) para garantizar la penetración de las ondas a través del polvo que se forma en los aterrizajes.
Operan en la banda desde 77 GHz a 94 GHz con una gran capacidad de penetración. Los radioaltímetros convencionales operan en la banda de los 4 GHz. Son pequeños en tamaño y peso con la posibilidad de una buena integración de las antenas en el fuselaje. El inconveniente es que tienen un alcance efectivo de unos 100 metros (330 ft).
Basados en onda radar milimétrica, y pueden proporcionar la detección de obstáculos (en movimiento o estáticos) en la zona de aterrizaje con una cobertura de 360º. Una de sus limitaciones es que cuentan con un alcance efectivo de 300m.
Operan en la banda desde 77 GHz a 94 GHz con una gran capacidad de penetración, este tipo de radar es capaz de obtener una imagen en 3D.
3.3.3.2 Sensores Láser
Estos sensores son capaces de generar una imagen 3D del campo visual frontal del helicóptero en tiempo real. Tienen un alcance de unos 1000m y puede detectar cables de 5mm de diámetro hasta 600m.
Al ser un sistema óptico tiene unas capacidades limitadas en presencia de niebla, nubes, polvo y nieve.
3.3.3.3 Sensores Electro-ópticos pasivos
No pueden ver a través de las nubes de polvo si estas son muy densas, pero pueden ser utilizados durante la primera parte de la aproximación.
Estos sensores normalmente generan una imagen térmica pero operando a mayores longitudes de onda pueden ver a través de niebla, nubes y polvo. Operan a una frecuencia de 94 GHz y pueden utilizarse de noche o de día. A 94GHz la resolución es de 3,2 mm, mientras que para una cámara IR o visible es de 10 y 5 micrómetros respectivamente.
Estos sensores térmicos operan con una resolución entre los 3-12 micrómetros, no pueden ver a través de la nube de polvo, algunos están diseñados para operar en el IR lejano (20 micrómetros) para poder utilizarse en zonas con visibilidad algo degradadas.
Figura 3.17 Representaci6n sistema BHLAS.
3.4 Sistemas actuales en el mercado
Respecto a los sistemas que existen actualmente totalmente desarrollados, encontramos toda clase de soluciones alternativas que van encaminadas sabre todo a la preparaci6n del terreno de la zona de aterrizaje, mediante productos que temporalmente evitan la recirculaci6n del polva o estructuras coma mallas que se colocan sabre dicha zana.
En este apartado expondremos iniciativas coma la malla Helimet, desarrollada par la empresa CGear, el fluido sintetico Durasoil y el sistema basado en sensores acusticos de la empresa Microflown Technologies..
3.4.1 Malla CGear Tactical Helimat
Es una malla de polietileno que evita la circulación de polvo y arena en la zona de aterrizaje. Fabricada por la empresa australiana CGear.
Helimat es además de ligera y fácil de desplegar, duradera en el tiempo, el tamaño de cada segmento es de 20ft x 20ft (6.1m x 6.1m), combinando los segmentos se puede construir el tamaño que se requiera según el tamaño del helicóptero. (Ver figura 3.18)
Figura 3.18 Helisupeficie realizada con Helimat.
3.4.2 Durasoil
La empresa estadounidense Soilworks ha desarrollado un fluido sintético que esparcido por la superficie en cuestión, reduce significativamente la aparición de nubes de polvo. El fluido es transparente, no tóxico e incoloro, de fácil aplicación garantizando una duración de sus efectos entre los 9 a 16 meses. Utilizable en helisuperficies, pistas de aterrizaje no preparadas, campos deportivos, caminos o pistas forestales. Las Naciones Unidas para su misión de mantenimiento de paz en Sudán (UNMIS25) ha utilizado este sistema en helisuperficies y campamentos. (Ver figura 3.19)
Figura 3.19 Tratamiento del terreno realizado con Durasoil.
3.4.1 Helicopter White/Brown-out Landing System (Microflown Technologies)
La empresa holandesa Microflown Technologies ha desarrollado un sistema basado en sensores acústicos (Acoustic Vector Sensors, AVS) que puede ayudar a los helicópteros en aterrizajes en condiciones de visibilidad degradada.
El procedimiento se basa en unos sensores en el helicóptero que detecta las emisiones de las balizas de la estación en tierra que emiten ondas acústicas. La estación en tierra detecta la posición del helicóptero (altura, velocidad de aproximación etc…) y toda esa información puede enviarse al piloto en tiempo real.
La principal restricción que tiene dicho sistema es la necesidad de contar con una estación y una serie de sensores en tierra que apoyen la aproximación en condiciones de visibilidad degradada.
Figura 3.20 Sistema basado en sensores acústicos.
Después de explorar lo que existe hoy en día en la industria, podemos afirmar que todavía no hay un sistema autónomo totalmente desarrollado que mitigue los riesgos en aterrizajes en condiciones de brownout, si bien nos hemos encontrado con varias aproximaciones que se están desarrollando, desde la dinámica de fluidos (CFD Computacional Fluid Dynamics) usada para predecir las características del flujo a través del rotor (Ver figura 3.21 y 3.22), hasta sistemas que ofrecen una presentación 3D basada en onda milimétrica radar como el Brownout Landing Aid System Technology (BLAST) desarrollado por BAE System (Ver figura 3.25).
Este último sistema usa ondas de 94GHz para crear una imagen sintética en tres dimensiones de lo que hay alrededor del helicóptero, la cual puede ser proyectada en la visera del casco del piloto para aumentar la conciencia situacional a la hora de la toma en una zona con visibilidad degradada.
Figura 3.21 Gráfico velocidades de flujo alrededor de un UH-60.
Figura 3.22 Helicóptero UH-60 preparado para el ensayo sobre velocidades de flujo de rotores (ver detalle de los filamentos para medir dirección e intensidad de fluyo dispuestos en el suelo)
También como se ha expuesto con anterioridad (apartado 2.5.3) en el modelo AgustaWestland EH101, mediante el sistema BERP (British Experimental Rotor Programme) se han estudiado los flujos que dicho rotor modificado produce alrededor de la aeronave y si este evita la pérdida de visibilidad desde la cabina de pilotaje (figura 3.23 y 3.24)
Figura 3.23 Gráfico de magnitud de velocidades alrededor de un EH101 (vista frontal).
Figura 3.24 Gráfico de magnitud de velocidades alrededor de un EH101 (vista lateral).
Por último y según el informe de la OTAN TR-HFM-162 “Rotary-Wing Brownout Mitigation” del año 2012 [20], las capacidades actuales para desarrollar un sistema autónomo efectivo se pueden resumir en la suma de sensores de Imagen Termal (MW o LW infra-rojo) para obtener una imagen en 2D que represente información del terreno, con monoculares HMSD para una visión tanto nocturna como diurna.
Figura 3.25 Sistema BLAST sobre un “Black Hawk” en desarrollo por la empresa BAE System.
CAPÍTULO 4. HARDWARE
4.1 Estructura física
Debido a que el desarrollo enteramente del prototipo está basado en Arduino, debemos aclarar que Arduino, desde sus comienzos, abarca en realidad 3 conceptos fundamentales:
Si nos referimos al Hardware, el sistema se basa en una estructura compuesta por una serie de sensores, donde en este caso algunos de ellos están integrados en una IMU y otros son independientes, una unidad central que es una placa con un microcontrolador ATmega y un interfaz/display (pantalla) que muestra la información requerida.
4.2 Placa Arduino ATmega.
En un principio se puede decir que existe una variedad de placas Arduino, cada una de ellas basadas en distintos tipos de microprocesadores ATMega y con diferentes prestaciones. La selección de placa tiene dos efectos: los parámetros utilizados cuando compilar y volcar los “sketches27</sup>”; y el tipo de fichero y configuración utilizados por el gestor bootloader28 al ser cargado.
Hoy en día existen multitud de modelos de placas de Arduino (Arduino Pro, Arduino Nano, Aduino Esplora, o el Arduino Ethernet con una conexión wireless que incorpora un módulo para la transmisión de datos hasta 100 metros de distancia, con esta placa se puede programar sin cables así como también realizar comunicaciones en serie con cualquier dispositivo bluetooth), a modo de historia podemos citar los siguientes:
Es una revisión de la placa Arduino USB básica. Se conecta al ordenador con un cable USB estándar y contiene todo lo necesario para programar la placa. Se puede ampliar con gran variedad de shields. Tiene un ATmega328, también consta de 14 pines de entrada/salida de los cuales 6 se pueden usarse como salidas, 6 como entradas analógicas, cuenta con una velocidad de reloj de 16 MHz y un conector ICSP29.
Existen varias revisiones de esta placa, en las cuales se suelen añadir nuevas funcionalidades más útiles. En la última revisión (R3) se han añadido unos pines llamados SDA y SCL cerca del pin AREF y 2 nuevos pines cerca del RESET.
Memoria Flash: 32 KB (ATmega328) de los cuales 0.5 KB usados por bootloader
SRAM: 2 KB (ATmega328)
EEPROM: 1 KB (ATmega328)
Versión posterior al Uno. Es una placa microcontroladora basada en el chip ATmega168. Tiene 14 E/S digitales (6 de las cuales se puedes utilizar como salidas PWM), 6 entradas analógicas, un reloj de 16MHz, conexión USB y botón de RESET.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12 V
Voltaje de entrada (limites): 6-20 V
Intensidad por pin de E/S: 40 mA
Intensidad por pin de 3.3V: 50 mA
Memoria Flash: 16 KB (2 KB reservados para el gestor de arranque)
SRAM: 1 KB
EEPROM: 512 bytes
Versión actualizada del Diecimila y presenta pocas diferencias con ese modelo. Basada en el ATmega168 o el ATmega328. Tiene 14 pines con entradas/salidas digitales (6 de las cuales pueden ser usadas como salidas PWM), 6 entradas analógicas, un reloj de 16Mhz, conexión USB, entrada de alimentación, una cabecera ISCP, y un botón de RESET.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12V Voltaje de entrada (limite): 6-20V Intensidad por pin: 40 mA
Intensidad en pin: 3.3V50 mA
Memoria Flash: 16 KB (ATmega168) o 32 KB (ATmega328) de los cuales 2 KB de bootloader
SRAM: 1 KB (ATmega168) o 2 KB (ATmega328)
EEPROM: 512 bytes (ATmega168) o 1 KB (ATmega328)
Más grande y potente placa, compatible con los shields de Duemilanove, Diecimila y Uno. Basada en ATmega2560. Tiene 54 entradas/salidas analógicas y digitales (de las cuales 14 proporcionan salida PWM), 16 entradas digitales, 4 UARTS (puertos serie por hardware), un reloj de 16MHz, conexión USB, entrada de corriente, conector ICSP y botón de reset. Contiene todo lo necesario para hacer funcionar el microcontrolador; simplemente debe conectarse al ordenador con el cable USB o aliméntalo con un trasformador o batería.
Voltaje de funcionamiento: 5V
Voltaje de entrada (recomendado): 7-12V
Voltaje de entrada (límite): 6-20V
Intensidad por pin: 40 mA
Intensidad en pin 3.3V: 50 mA
Memoria Flash: 128 KB de las cuales 4 KB las usa el gestor de arranque (bootloader)
SRAM: 8 KB
EEPROM: 4 KB
Unidad central ATMega 2560
El Atmega2560 tiene 256KB de memoria flash para almacenar código (4KB son usados para el arranque del sistema). Además cuenta con 8 KB de memoria SRAM.
Es un microcontrolador de alto rendimiento, bajo consumo de energía y de 8 bits. Arquitectura RISC avanzada, logra acercarse a ejecutar 1MIPS (millones de instrucciones por segundo).
Las funciones del microcontrolador son las siguientes:
El Arduino, tiene un regulador de voltaje, que además de poder ser alimentado con un mínimo de 6 volts y un máximo de 20 volts tiene 2 salidas de voltaje para alimentar sensores, una de 5 V y otra de 3.3 V. Respecto a los pines de alimentación tenemos:
Figura 4.1 Placa Arduino ATMega 2650 montada en el prototipo
Las entradas/salidas digitales del microprocesador:
Cada uno de los 54 pines digitales puede ser declarado como entradas o salidas gracias a la función pinMode. Luego, según como se haya declarado dicho pin podremos trabajar con él utilizando las funciones digitalWrite o digitalRead. Los pines trabajan con 5 voltios; y cada pin puede proporcionar o recibir una intensidad máxima de 40mA. Además poseen una resistencia de pull-up (desconectada por defecto) de 20-50kOhms. Aparte, hay pines que tienen una serie de funciones especiales:
4.1 Sensores Arduino
4.3.1 Sensor ultrasonidos MUSRF05.
Éste sensor funciona como un sonar mediante ultrasonidos y es capaz de medir distancias entre los 2 centímetros a los 3 metros. Dispone de un indicador LED y tan sólo requiere de un pin para su funcionamiento. El sensor envía ecos de ultrasonidos por un lado y recibe el eco por otro, mide el tiempo de rebote del sonido. En su pin de salida podremos medir el ancho de pulso PWM en función de la distancia del obstáculo. Es muy sencillo hacerlo funcionar con un Arduino o cualquier otro microcontrolador.
Internamente está constituido por un microcontrolador y dos cápsulas ultrasónicas de 40khz Una para el disparo y otra para recibir el eco.
Rango de medida: Entre 1.7 y 300cm
Ángulo de emisión: 15º
Tensión de alimentación: 5V
Frecuencia: 40Khz.
Duración mínima del pulso de disparo: 10us
Duración del pulso de eco: 100-25000us
Tiempo de espera entre medidas: 20ms
Figura 4.2 Sensores ultrasónicos MUSRF05.
Figura 4.3 Sensores ultrasónicos esquema de funcionamiento.
Figura 4.4 Sensores ultrasónicos montados sobre la Protoboard
4.3.2 Sistema Barometrico BMP 180
Esta placa incluye un sensor de presi6n barometrica BMP180 de alta precision con un rango de medida de entre 300 y 1100 hPa con un margen de error minima de tan solo 0,03 hPa. Esta basado en tecnologia piezo-resistiva de alta eficiencia, linealidad y larga duraci6n. El sensor tiene un rango de alimentaci6n de entre 1,8 y 3,6 V. Esta diseriado para ser conectado directamente a un microcontrolador mediante su interfaz I2C.
Este sensor proporciona informaci6n de presi6n y es capaz de dar variaciones de altitud de hasta 30 cm, tambien proporciona informaci6n de temperatura en grados Celsius.
Figura 4.5 Sensor barometrico situado a la derecha de la Thill.
4.3.3 Sistema GPS Breakout Ultimate
Este sensor GPS está basado en el chip MTK3339, capaz del seguimiento de 22 satélites en 66 canales, el tiempo, la fecha, la posición y la altura se actualiza cada 15 segundos.
Potente y compacto con antena incorporada y muy bajo consumo.
Características:
Cantidad de satélites: tracking de 22 satélites en 66 canales
Posibilidad opcional de agregar una pila de litio CR1220
Dimensiones: 23mm x 35mm x 8mm
Dimensiones de la antena: 15mm x 15mm x 4mm Peso: 8.5 gramos
Tasa de refresco: 1 a 10 Hz
Error de posición: 2,8 metros
Error de velocidad: 1 m/s Arranque en tibio/frío: 38 seg.
Sensibilidad en adquisición: -145dBm
Sensibilidad en tracking: -165dBm
Máxima altitud: sin límite
Máxima velocidad: 515 m/s
Rango de tensiones de alimentación: 3,0 – 5,5 V (regulador ultra LDO incorporado)
Figura 4.6 Sensor GPS Breakout Ultimate.
4.4 IMU 9 DOF RAZOR
El sistema de medici6n inercial 9DOF !Razor IMU dispone de 3 sensores de alta calidad- un gir6scopo de tres ejes ITG3200, un aceler6metro ADXL345 de 3 ejes, y un compas/magnet6metro HMC5883L de 3 ejes.
El conjunto proporciona 9 grades de libertad. Todas las salidas de las sensores son procesadas par un microprocesadorATmega328 que envia a su vez la informaci6n par su puerto serie.
La interfaz serie permite conectar tanto un conversor serie/USB, como un modulo Bluetooth, XBee etc… para enviar las datos sin cables.
Figma 4.7 IlvfU 9 DOF RAZOR.
Esta es un giróscopo de tres ejes de salida digital. El ITG-3200 incluye tres convertidores analógicos a digital de 16 bits (ADCs) para la digitalización de las salidas del giróscopo, un filtro pasa bajos interno seleccionable por el usuario y una interfaz I2C modo rápido (400 kHz).
El ITG-3200 puede ser alimentado con tensiones entre 2.1 y 3.6V. Para flexibilidad de suministro de energía, el ITG-3200 tiene un pin independiente de referencia VLOGIC (llamado VIO). En funcionamiento normal del sensor el consumo es solo 6.5mA.
La comunicación con el ITG-3200 se logra a través de una interfaz de dos hilos (I2C). El sensor también cuenta con salida de interrupción y una entrada de reloj opcional.
Estos dispositivos MEMS son giróscopos cuya función es detectar la razón de cambio en los ejes Roll, Pitch y Yaw. Son la combinación de un actuador y un acelerómetro en una estructura conjunta.
Incluye un elemento sensor compuesto de una masa móvil, que se mantiene en movimiento de oscilación continuo y es capaz de reaccionar cuando se produce un cambio angular y estos producen voltajes analógicos proporcionales a la razón del cambio angular.
Si la rotación es en sentido inverso a las manecillas del reloj, se producirá un voltaje en sentido positivo, incrementándose respecto al voltaje en posición estable.
Si la rotación es en sentido a las manecillas del reloj, se producirá un voltaje en sentido negativo, disminuyendo respecto al voltaje en posición estable.
Provee una excelente estabilidad en diferentes rangos de temperaturas, siendo más eficiente en el rango de -40 ºC a 85 ºC.
Figura 4.8 Giróscopo ITG-3200.
El ADXL345 es un acelerómetro pequeño, delgado, de bajo consumo de energía de 3 ejes con medidas de alta resolución (13 bits) hasta ±16g. Los datos de salida digitales se configuran en 16 bits de complemento a dos y es accesible a través de SPI (3-cable o 4-cable) o a través de la interface digital I2C.
El ADXL345 está completamente capacitado para medir la aceleración estática de la gravedad en aplicaciones de mediciones de inclinación, así como también en aceleraciones dinámicas resultantes de movimiento o de choques. Su alta resolución (4 mg/LSB) permite la medición de cambios en la inclinación de objetos de menos de 1.0°.
El ADXL345 es un acelerómetro MEMS de 3 ejes, de bajo consumo de energía, tamaño reducido (4mm x 4mm x 1.45mm).
Este producto mide aceleración con un rango mínimo de escala total de ±3g. Puede medir aceleración estática de la gravedad en aplicaciones de inclinación, o aceleración dinámica proveniente de movimiento, vibración o golpes. Nos entrega información de aceleración en cada uno de los ejes de medición (x, y, z).
Figura 4.9 Acelerómetro ADXL 345.
El sensor de Honeywell HMC5883L es un circuito de montaje superficial diseñado para medición de campos magnéticos tenues con una interfaz digital para aplicaciones de compás digital o magnetometría. El sensor incluye lo más nuevo en tecnología de Honeywell en sensores magneto-resistivo de alta resolución. El sensor funciona con el protocolo I2C. Ideal para utilizarse con dispositivos móviles, netbooks, tablets, electrónica de consumo, sistemas de auto navegación, etc…
Figura 4.10 Magnetómetro HMC 5883L.
4.5 Sistema de representación en cabina
La presentación de la información se puede enviar a una pantalla de ordenador o a un dispositivo gráfico como la pantalla TFT LCD de 2.8 pulgadas (pantalla táctil resistiva) que puede ser utilizada con los modelos Arduino UNO y MEGA para proyectos donde se necesite una interfaz gráfica potente y sencilla. Dicha pantalla utiliza los pines analógicos de Arduino para poder representar la información. Está basada en el potente controlador ILI9341 y además dispone de un zócalo para tarjeta de memoria Micro SD, con un total 65535 colores.
En nuestro caso, aunque se cuenta con dicha pantalla, se ha preferido no utilizarla y representar la información directamente en la pantalla de un PC portátil.
La disposición de la información en la pantalla está basada en el principio de comprobación cruzada (comprobación en T, ver Figura 4.12) utilizada en el vuelo con reglas instrumentales IFR30, en vuelo instrumental el piloto debe mantener al menos 4 parámetros, actitud mediante el horizonte artificial, rumbo mediante el HSI (Horizontal Situation Indicator), IAS Indicated Air Speed, velocidad relativa respecto al aire mediante el anemómetro y por último la altitud/altura mediante el altímetro/rarioaltímetro.
Dentro del vuelo IFR, y más concretamente en aproximaciones instrumentales de precisión como el ILS (Instrumental Landing System- sistema de ayuda a la aproximación y el aterrizaje). Este sistema de control permite que la aeronave sea guiada con precisión durante la aproximación a la pista de aterrizaje y, en algunos casos, a lo largo de la misma.
El sistema ILS consiste de dos subsistemas independientes: uno de ellos sirve para proporcionar guía lateral (localizador) y el otro para proporcionar guía vertical (senda de planeo).
Durante una aproximación ILS, el piloto debe mantener al menos cuatro parámetros:
a) Senda de planeo (G/S, del inglés: Glide Slope o GP: Glide Path) indica el régimen de descenso óptimo que se debe mantener en todo momento para realizar la aproximación según esta publicada.
b) Localizador (LOC o localizer), establece el rumbo a mantener en todo momento para realizar la aproximación con éxito.
c) Velocidad indicada (IAS; Indicated Air Speed). Nos da información de la velocidad relativa respecto a aire con la que queremos realizar la aproximación, evitando entrar en velocidades críticas como velocidades máximas estructurales o la velocidad de pérdida de la aeronave.
d) Altitud/Altura. Tanto una como otra nos indica que estamos siguiendo las alturas en cada tramo de la aproximación, además de indicarnos cuando llegamos a mínimos, donde deberemos ver la pista de aterrizaje y tomar o en caso contrario frustrar.
Normalmente el localizador y senda de planeo, están dispuestos sobre el horizonte artificial con dos barras, una vertical y otra horizontal. (Ver figura 4.11).
Figura 4.11 Sistema ILS indicando localizador y senda.
Figura 4.12 Comprobación cruzada de instrumentos en T.
El sistema de representación de información del BHLAS se ha distribuido para poder realizar una comprobación cruzada en T a la hora de la toma, en la parte superior lado derecho las coordenadas de la posición, en la parte superior el horizonte artificial (actitud, pitch y roll), inmediatamente debajo el rumbo, luego la inclinación del terreno y después información de desplazamiento en el plano horizontal. A la derecha información sobre velocidad vertical.
4.6 Simbología
La simbología que aparece en la pantalla se distribuye para lograr dos objetivos; en un principio para conseguir la máxima de no saturar de datos innecesarios al piloto y por otro lado para facilitar la comprobación cruzada que se describió en el apartado anterior (apartado 4.5, página 64).
Los símbolos (Figura 4.13) para representar la información en el display, son los siguientes:
|
1 |
en grados. |
|
2 |
en grados magnéticos. |
|
3 |
en grados. |
|
4 |
en 0.1m/sg. |
|
5 |
en coordenadas (lon/lat). |
|
6 |
en 0.1pies/ minuto (ft/min). |
|
7 |
en 0.1pies. |
Figura 4.13 Pantalla BHLAS.
CAPITULO 5. SOFTWARE
Para el desarrollo del software, se ha empleado el lenguaje de Arduino, basado en Wiring e implementado en C/C++, y cuyo entorno de programación (gráficos) se basa en Processing.
En resumen, el microcontrolador de la placa Arduino se programa mediante el lenguaje de programación Arduino y en su entorno de desarrollo (IDE31 Arduino), la representación se realiza en el IDE de Processing. (Ver Figura 4.1).
Arduino es una plataforma de desarrollo de computación física (physical computing) de código abierto, basada en una placa con un sencillo microcontrolador y un entorno de desarrollo para crear software (programas) para la placa. Arduino puede crear objetos interactivos, leyendo datos de una gran variedad de interruptores y sensores, controlar multitud de tipos de luces, motores y otros actuadores físicos. Los proyectos de Arduino pueden ser autónomos o comunicarse con un programa (software) que se ejecute en un ordenador (ej. Flash, Processing, MaxMSP).
El software Arduino está publicado bajo una licencia libre, y preparado para ser ampliado por programadores experimentados a través de librerías.
El entorno de desarrollo Arduino está constituido por un editor de texto para escribir el código, un área de mensajes, una consola de texto, una barra de herramientas con botones para las funciones comunes, y una serie de menús. Permite la conexión con el hardware de Arduino para cargar los programas y comunicarse con ellos.
Arduino utiliza para escribir el software lo que denomina “sketch” (programa). Estos programas son escritos en el editor de texto. Existe la posibilidad de cortar/pegar y buscar/remplazar texto etc… En el área de mensajes se muestra información mientras se cargan los programas y también muestra errores. La consola muestra el texto de salida para el entorno de Arduino incluyendo los mensajes de error completos y otras informaciones. La barra de herramientas permite verificar el proceso de carga, creación, apertura y guardado de programas, y la monitorización.
Se pueden encontrar otros comandos en los cinco menús: File, Edit, Sketch, Tools, Help. Los menús son sensibles al programa, lo que significa que estarán disponibles sólo los elementos relevantes para la tarea que esté realizando en ese momento.
El entorno de Arduino incluye el concepto de “sketchbook”: que es el lugar estándar para el almacenamiento de sus programas (o “sketch”). Los “sketches” dentro de su “sketchbook” pueden abrirse desde el menú File > Sketchbook o desde el botón de la barra de herramientas Open.
Permite manejar “sketches” con más de un fichero (cada uno de los cuales aparece en su pestaña). Pueden ser normalmente ficheros de código Arduino (sin extensiones) u otros tipos de ficheros como C (extensiones .c) o ficheros c++ (.cpp).
Antes de volcar su “sketch”, se necesita seleccionar los elementos correspondientes desde los menús Tools > Board y Tools > Serial Port.
Cuando se vuelca un “sketch”, se está utilizando el “bootloader” de Arduino, un pequeño programa que ha sido cargado en el microcontrolador en su placa. Permite el volcado del código sin utilizar hardware adicional. El “bootloader” está activo durante unos segundos cuando la placa es reseteada; después se inicia el “sketch” que más recientemente se hubiera actualizado en el microcontrolador.
Las librerías proporcionan funcionalidad extra para la utilización en “sketches”, por ejemplo para trabajar con hardware o manipular datos. Para utilizar una librería en un “sketch”, se deberá seleccionar el menú Sketch > Import Library. Esto insertará y compilará la librería con su “sketch”.
Existe una lista de librerías de referencia, algunas de estas librerías están incluidas en el software Arduino [30], otras pueden ser descargadas desde una gran variedad de fuentes. Para instalar estas librerías de terceros, se deberá crear un directorio denominado “libraries” en su Directorio sketchbook.
5.1 Lenguaje Processing
Processing es un lenguaje de programación y entorno de desarrollo integrado de código abierto basado en Java, de fácil utilización, y que sirve como medio para la enseñanza y producción de proyectos multimedia e interactivos de diseño digital. Fue desarrollado en el MIT32 por el Grupo de Computacion y Estética del MediaLab, dirigido por John Maeda (1996-2003).
Processing es libre y todavía en desarrollo, cuenta con un interfaz o entorno de desarrollo (IDE versión 2.1.1) muy simple y posee todo tipo de interfaces de importación y edición de medios, basados en funciones comunes de multimedia comercial. En Processing todo se ejecuta usando programas “sketches” y librerías o programando en Java para proyectos más complicados.
El proceso es el siguiente el Código Processing (.pde) se procesa a Código Java (.java) se compila a bytecode (.class) y se ejecuta a JVM (Java Virtual Machine).
Figura 5.1 Pantalla de la izquierda IDE Processmg CV ersi6n 2.1.1).
5.2 Lenguaje Wiring
Es pertinente asomarse primero a Wiring ya que de éste lenguaje se desprendió Arduino. Wiring es un ambiente de programación de código abierto para microcontroladores. Código abierto significa que es software que se crea y se distribuye libremente.
Un microcontrolador es un circuito integrado que utiliza un procesador como unidad central, posee memoria, controlador de tiempo, puertos periféricos de entrada y de salida. Todo esto se encuentra integrado en un mismo chip, es decir en un computador miniatura.
Wiring y Arduino controlan todo tipo de sensores y actores. Los sensores “comprenden” el ambiente alrededor (temperatura, luz, distancias, sonidos, etc.) y los actores (luces, motores, osciladores, generadores de calor, etc.) modifican ese mismo ambiente.
El ambiente de desarrollo de Wiring puede ejecutarse en plataformas como Linux, Windows y MacOS X gracias a que está desarrollado en Java. Permite en un solo ambiente de programación, el desarrollo de programas en un lenguaje propio o utilizando C++, su compilación basada en el compilador y sus librerías, además permite la descarga directamente a través de la conexión con el puerto USB. Esto posibilita crear y probar rápidamente sketchs sin utilizar herramientas adicionales.
También es posible desarrollar librerías que pueden ser instaladas dentro del ambiente de desarrollo y existe un gran número de ellas en el sitio oficial de Wiring [36] y en Internet, que permiten el manejo de Servos, Comunicacion Serial, pantallas LCD, GPS y muchos otros componentes.
5.3 IDE Arduino
Respecto al entorno de desarrollo, se dispone de versiones para Mac, Windows o Linux, al igual que en Wiring cuenta con un compilador y un conjunto de librerías.
El código Arduino se debe compilar y convertir a un lenguaje ejecutable por el microcontrolador, realmente se compila el conjunto de instrucciones en lenguaje C/C+ a binario AVR (formato.hex). El IDE utilizado en este proyecto es la versión 1.0.6.
La estructura básica de un programa es bastante simple y se divide en dos partes, setup y loop. En la función setup se declaran las variables y se trata de la primera ejecución del programa, esta función se ejecuta una única vez y es empleada para iniciar la comunicación en serie. La función loop se incluye un código que será ejecutado continuamente leyendo las entradas y salidas.
Figura 5.2 IDE Arduino (Version 1.0.6).
Dentro de estas dos partes se integraran funciones que se ejecutaran cuando sean llamadas, en la declaraci6n de una funci6n se incluye el tipa de datas, el nambre de la funci6n y las parametros de la misma.
Como funcianes basicas y normalmente mas utilizadas, podemos camentar las siguientes:
Las variables deben ser declaradas en el inicio del programa antes del setup, opcionalmente se les puede asignar un valor. En la declaracion de la variable se debe indicar el tipo de datos que almacenaran (byte, int, float, long, arrays).
Ademas existen operadores aritmeticos, sentencias condicionales y funciones para configurar entradas y salidas digitales y anal6gicas. Algunas sentencias condicionales if, if…else, for, while, do… while.
Antes de presentar en Processing el resultado de las datos (r [ ]) recogidos por cada sensor, es posible representarlo en la pantalla del puerto del PC al que esta conectada a la placa Arduino para comprobar el correcto funcionamiento antes de representarlos en Processing.
Figurn 5.3 Pantalla representaci6n datos sensores.
5.4 Formulaciones
En el siguiente apartado vamos a exponer cuales han sido las ecuaciones necesarias para calcular con los sensores disponibles toda la información que aparece en pantalla, y que se han introducido en las líneas de programación.
5.4.1 Cálculo de distancias (alturas)
Para el cálculo de la altura los sensores calculan el tiempo que transcurre entre la emisión y la recepción del eco y mediante la fórmula (5.1) calcula la distancia al suelo.
5.4.1 Cálculo de la inclinación del terreno
Para el cálculo de la inclinación del terreno, se debe medir las distancias de los sensores tanto del lado izquierdo como en el lado derecho y según las fórmulas (5.2) y (5.3) hallamos la inclinación de la zona de aterrizaje.
5.4.1 Cálculo de desplazamiento horizontal.
Como se verá más adelante (capítulo 7.1), se estudiaron varias opciones para calcular los desplazamientos en el plano horizontal, este cálculo fue sin duda el más complicado de obtener del prototipo por lo que en total se contemplaron cuatro opciones de estudio A, B, C y D.
Esta aproximación (ya en la primera integral) produce muchos errores, por lo que se descartó desde el primer momento.
La velocidad límite de desplazamiento lateral en el prototipo debe ser inferior a 12 cm/sg (ya que en el modelo real es de 1,2 m/sg), el sensor del GPS solo puede alcanzar esa resolución en determinadas ocasiones y con un determinado número de satélites.
h= 50/70 ft (altura modelo real) h= 1.5 m (altura prototipo)
S (espacio recorrido)=2 x h
Cair=34.480 cm/sg (Velocidad del sonido en el aire a 20º C) t= tiempo que tarda en emitir y recibir la señal
Velocidad límite lateral del prototipo es de 12 cm/sg R= resolución con esta opción
t = S/Cair
t = 3m/344= 8.7 msg
R= 12 cm/sg x 0.0087sg= 1.04 mm
Al ser la velocidad del sonido (Cair) en dimensiones muy superior a velocidad límite del desplazamiento lateral (12 cm/sg), los sensores no captaban los desplazamientos laterales, ya que hablamos de desviaciones (R) cercanas a 1mm. El resultado es que siempre indicaba movimiento cero.
Empíricamente en el prototipo se demostró que colocando un emisor central y dos receptores colocados a cada lado a una distancia de 0,5 cm, otro par de receptores colocado y orientado a 3 cm y otro más a 5cm, se debería poder calcular velocidades en distintos rangos, pero debido a la velocidad del eco ultrasónico (Cair) respeto a la velocidad de desplazamiento del prototipo, siempre recibía el eco el receptor central por lo que siempre nos daba indicación de no movimiento
5.4.4 Cálculo de la velocidad vertical (régimen de descenso)
Los variómetros “analógicos” tienen una cápsula barométrica, pero ésta, al contrario que un altímetro, mide el régimen de cambio de presión en lugar de la variación absoluta. La cápsula tiene una conexión al sistema medidor de presión estática. Esto significa que dentro de la misma hay una presión igual a la de la atmósfera que rodea a la aeronave., así de esta forma, la cápsula recibe la misma presión por el interior y el exterior, pero ésta última más lentamente, ya que su entrada se produce por un tubo capilar. Esta diferencia o retardo en proceso de igualar las presiones es acusada y medida.
En nuestro caso, para el cálculo del régimen de descenso, el sensor utiliza la variación de presión (voltaje) respecto al tiempo cuando dicho sensor se mueve verticalmente.
En aeronáutica, la velocidad vertical se mide en ft/min, en nuestro prototipo y por cuestiones de escala mediremos en 1/10 ft/min., transmitiéndose su movimiento a través de un sistema de engranajes al indicador de velocidad vertical.
5.5 Líneas de programación básicas
La programación en Arduino consiste básicamente en un módulo de declaración de variables, un módulo de setup, un módulo de loop y por último módulo print para representar los datos.
En Arduino primero se declara las variables tanto para la IMU, como los demás sensores (GPS, variómetro, ultrasonidos).Todo esto se realiza en el entorno de desarrollo IDE para después trasladarlo al IDE de Processing para su representación.
Por ejemplo, Inicio variables de la IMU (acelerómetro, giróscopo y magnetómetro).
Después se realiza el Setup de cada programa. Por ejemplo Setup ultrasonidos.
A continuación se realiza el loop de los programas anteriores. Por ejemplo Loop del variómetro.
Por último la presentación de los datos en bruto antes de pasarlos a Processing
(Ver Figura 5.3).
Respecto a los datos que se rescatan de los programas específicos para el programa principal.
Por ejemplo del sensor del GPS.
Declaración de variables con sus tipos (float, char etc…).
Septup del programa, donde se establecen el puerto “COM4”, la velocidad de transmisión de datos (9600 bytes/sg) y las distintas representaciones en pantalla.
Declaración de datos r [ ], como ángulo de cabeceo, ángulo de alabeo, altura, distancia ultrasonido derecho, distancia ultrasonido izquierdo, rumbo, coordenadas, módulo velocidad plano horizontal, ángulo velocidad plano horizontal etc…
Por ejemplo, la clase inclinación del terreno, para representar dicha información, que tiene en cuenta los datos r [6], r [7] además de constantes y funciones aritméticas.
CAPITULO 6 EXTRAPOLACIÓN DEL PROTOTIPO AL AS332
6.1 Sistemas de representación en cabina
Respecto a las distintas opciones de representación en cabina en el modelo AS332 podemos diferenciar dos tipos, o presentar la información en una pantalla convencional en el tablero de instrumentos (cockpit) o hacerlo en el sistema ANVIS-HUD, que es un dispositivo que tanto de día como de noche presenta la información delante de los ojos del piloto.
6.1.1 ANVIS-HUD
El sistema ANVIS/HUD está desarrollado por la empresa israelita Elbit Systems, y es un display avanzado tanto para vuelo diurno como nocturno. Puede ser montado sobre las propias GVN para vuelo nocturno y sobre el dispositivo de sujeción de las GVN en vuelo diurno.
El sistema es un HUD (Head Up Display), que como su propio nombre indica mantiene los ojos del piloto fuera de la cabina de pilotaje, reduce el movimiento de los ojos y cabeza del piloto alrededor de los instrumentos de la cabina aumentando la seguridad de vuelo y la conciencia situacional (SA). En maniobras con mal tiempo, condiciones de baja visibilidad a bajas altitudes y sobre todo en operaciones nocturnas reduce las probabilidades de accidentes.
Con independencia con la simbología que pueda aparecer en el display sobre heading, altitud, régimen de los motores etc… existe la posibilidad de adaptar y priorizar por parte del usuario que información se quiera que aparezca en el display.
Figura 6.1 Sistema ANVIS-HUD sin dispositivos de visión nocturna.
Figura 6.2 Sistema ANVIS-HUD con dispositivos de visión nocturna.
6.1.2 Display convencional
Los displays convencionales suelen ser pantallas de cristal líquido LCD que se encuentran en la zona de instrumentos de la cabina y debido a su posición no son HUD, por lo que el piloto debe mirar dentro para comprobar los parámetros. En el modelo AS332 podría presentarse en una pantalla multifunción (radar meteorológico, maping, FLIR33 y BLASH).
Figura 6.3 pantallas HHD (Head Down Displays).
6.2 Sensores reales
Como se ha planteado y puesto de ejemplo (apartado 3.2.5), los sensores susceptibles de utilizarse en el helic6ptero real, podian ser el ra, dioaltime tro y ·l os gir6scopos verticales con que cuenta el citado modelo.
6.2.1 Radioaltimetro AHVS/16
El radioaltimetro provee independientemente de las condiciones atmosfericas de una medida precisa de altura de la aeronave con respecto a tierra, informa a la tripulaci6n cuando vuela a una altura inferior a la preseleccionada.
La instalaci6n consta de un emisor receptor, una antena de emisi6n, una antena de recepci6n y dos indicadores. Esta alimentado por 28V de corriente continua, tiene un consume de 25 vatios y ocupa una banda de 4200 a 4400 MHz. La ganancia de las antenas es de 9 dB a 4300 MHz.
Respecto al principio de funcionamiento, este se basa en la explotaci6n del batimiento diferencial entre la senal emitida en un momenta t2 y la senal reflectada por el suelo, emitida en t1. El mezclador detecta la frecuencia de batimiento Fb = F(t2) – F(t1) y el tiempo que tarda la serial en recorrer la ida y vuelta de la distancia al suelo. Tambien detecta cualquier variacion de Fb y lo traduce en una tension electrica continua dirigida al indicador.
Figura 6.4 Indicador es radioaltimetrn en cabina.
Figura 6.5 Antenas radioaltimetro.
6.2.2 Gir6scopos verticales GV 76-2
Para la recogida de informaci6n de cabeceo (Pitch) y alabeo {Roll) el AS332 cuenta con dos centrales de referencia vertical debajo de la cabina de pilotaje.. Estos gir6scopos alimentados par 115V de corriente alterna, proporcionan informaci6n al hori:z:onte artificial y al piloto automatico.
La informaci6n proporcionada podria ser utilizada para alimentar al sistema BHLAS igual que se realiz6 con el gir6scopo de la IMU en el prototipo.
CAPITULO 7. PRUEBAS
7.1 Pruebas en tierra con el prototipo HEX332-01
Antes de describir las pruebas realizadas con el prototipo, el autor cree que se debería exponer el proceso de creación y el montaje del prototipo:
Durante la fase de programación se realizaron los siguientes procesos con los consecuentes problemas y soluciones adoptadas.
Se eligió por la opción B ya que es la que se utiliza en aeronáutica para medir la velocidad vertical y porque la primera opción proporcionaba la información de manera no continua.
Se seleccionó la segunda opción (B); ya que la opción A, aún en la primera integral (para obtener la velocidad) acumulaba en las sucesivas lecturas errores que daban resultados no asumibles, respecto a la opción C y D también se desecharon ya que la magnitud de la velocidad del sonido (344 m/sg) es muy superior a la magnitud de velocidad de desplazamiento lateral (0,12 m/sg) del prototipo, por lo que siempre daba información de no movimiento. Respecto a la elegida (opción B), esta nos daba información de desplazamiento lateral, pero se debe exponer que solo contaba con una resolución de 0,1 m/sg cuando se disponía de una cobertura de más de 12 satélites.
7.2 Pruebas en vuelo con el AS332
A la hora de detectar cuáles son las causas y cuál puede ser la maniobra recomendada para un aterrizaje con éxito, se realizó una serie de pruebas en vuelo con las siguientes características y resultados:
NOTA: Se debe tener en cuenta lo siguiente:
7.3 Maniobra recomendada.
Según las pruebas realizadas y descritas en el apartado anterior y teniendo en cuenta que la aeronave cuenta con el sistema BHLAS, la maniobra recomendada35 para realizar con éxito la toma en condiciones de visibilidad reducida o degradada, es la siguiente:
Figura 7.1 Maniobra recomendada.
CAPITULO 8. CONCLUSIONES
A la hora de concluir y a modo de resumen, se puede destacar unos puntos fuertes y otros débiles del sistema BHLAS.
Como puntos fuertes o ventajas respecto a otros sistemas o iniciativas:
Como desventajas o puntos débiles:
Figma 7.2 Limitacion es del sistema BHLAS, al no reconocer obstaculos en la zona de toma.
8.1 Eficiencia del sistema BHLAS
El sistema BHLAS , si bien no puede competir con la tecnologia de nueva generaci6n como sistemas de mantenimiento de altura, cuarta via de piloto automatico, mantenimiento de posici6n o sistemas autolanding etc… es un sistema aut6nomo de bajo coste y facil implementaci6n sin necesidad de un proceso complicado de certificaci6n. A la hara de seleccionar un sistema de ayuda, en ambientes con visibilidad degradada, en helic6pteros con una vida media superior a las 20 anos, el sistema BHLAS puede considerarse muy eficiente ya que tanto el proceso de implementaci6n como los tiempos de inmovilizaci6n de las aeronaves no deber fan ser muy elevados.
8.2 Facilidad de implementaci6n
BHLAS debido a que es un sistema totalmente independiente de la av1onica del helic6ptero, no necesita de un proceso arduo de implementaci6n, solo es necesario la ubicaci6n de las distintos sensores, y la colocaci6n o bien de una pantalla convencional “Head Down Display” en el panel de instrumentos de la aeronave a un dispositivo “Head Up Display” coma el sistema ANVIS-HUD u otro sistema montado en el casco del piloto.
Los sensores (radioaltimetros, gir6scopos etc… ) posibles para ser utilizados en los modelos reales dependeran de tecnologfa actual en el mercado y de las caracterfs t icas de la aeronave en cuesti6n.
8.3 Líneas futuras
Como se ha expuesto al comienzo del proyecto, la filosofía de este era comenzar con el desarrollo del prototipo a escala 1:10 y después estudiar la implementación o extrapolación a un modelo/aeronave real.
Antes de exponer las líneas de investigación y desarrollo futuras, se deben comentar las líneas que se han seguido y completado:
Se debe recalcar que durante el desarrollo del prototipo se ha estado limitado por la tecnología que actualmente existe en materia de sensores Arduino, ya que por ejemplo, en el caso de obtener desplazamientos laterales, se podrían haber utilizado sensores del tipo radar doppler, pero estos no existen a día de hoy en esta tecnología.
Respecto a las líneas futuras de desarrollo, se debería, sobre una aeronave real, implementar el sistema BHLAS con los sensores adecuados y realizar las pruebas en vuelo pertinentes.
Figura 8.1 Sistema BHLAS, prototipo completo (Noviembre 2014).
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[27] Welch, Greg. Bishop Gary. An introduction to the Kalman Filter. North Caroline University. 2006 http:// www.cs.unc.edu/welch/media/pdf/kalman intro.pdf
[28] Yeh, M. Wickens C, Seagull F. Effects of frame of reference and viewing condition on attentional issues with helmet mounted displays. Mariland US Army Research Laboratory. 1998.
[29] www.agustawestland.com/system/files/brochures new product/EH080510 small.pdf.
[30] www.arduino.cc/
[31] www.cslibrary.stanford.edu/101/
[34] www.paralax.com/sites/default/files/download/28015-PING-Sensor-Product-Guidev.2.0.pdf
[35] www.processing.org
[36] www.wiring.org.co
Copyright Soilworks, LLC 2003-. All Rights Reserved. Soilworks®, Soiltac®, Gorilla-Snot®, and Durasoil®are registered trademarks of Soilworks, LCC.
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