ES2693287T3 - Método de gestión de potencia y sistema para un vehículo aéreo no tripulado - Google Patents

Método de gestión de potencia y sistema para un vehículo aéreo no tripulado Download PDF

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ES2693287T3 ES13382370.8T ES13382370T ES2693287T3 ES 2693287 T3 ES2693287 T3 ES 2693287T3 ES 13382370 T ES13382370 T ES 13382370T ES 2693287 T3 ES2693287 T3 ES 2693287T3
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Abstract

Un método de gestión de potencia para un vehículo aéreo no tripulado, en donde el método gestiona una distribución de potencia eléctrica a una pluralidad de subsistemas a bordo, que comprende las siguientes etapas: - habilitar un procesador que comprende hardware y software que utiliza un algoritmo (7) de lógica difusa que está configurado para: - establecer (21) un conjunto de parámetros fijos orientados a la misión; - supervisar (22) un estado actual de carga de una batería principal (3) y una batería auxiliar (4) y el combustible consumido en la pila de combustible del vehículo aéreo no tripulado; - comprobar (23) los requisitos de energía actuales de cada subsistema a bordo; - medir (24, 25) una pluralidad de variables de vuelo internas y variables de vuelo externas del vehículo aéreo no tripulado; - en donde el procesador está configurado para calcular y asignar automáticamente prioridades (26) para suministrar potencia a cada subsistema a bordo, calcular (27) y asignar (28) cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y decidir cuáles de las fuentes de potencia suministran potencia a qué subsistema, en función de la pluralidad de variables internas, la pluralidad de variables externas y los parámetros fijos orientados a la misión; y - suministrar potencia eléctrica a los subsistemas a bordo de acuerdo con las cantidades y prioridades calculadas.

Description

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DESCRIPCION
Metodo de gestion de potencia y sistema para un vehiculo aereo no tripulado Objeto de la invencion
La presente invencion se refiere a un metodo de gestion de potencia y a un sistema para vehiculos aereos no tripulados (UAV, por sus siglas en ingles). Estos UAV se usan para muchas tareas diferentes que requieren una gestion de potencia orientada a la mision especifica. Siempre que la aeronave presente multiples fuentes de energia disponibles (esto es, una pila de combustible, diferentes conjuntos de baterias, un panel fotovoltaico o un sistema de turbinas eolicas regenerativas) tienen que optimizarse, para cada mision especifica, las decisiones referentes a la cantidad de potencia suministrada a los diferentes subsistemas electronicos y cuales de esas fuentes suministraran energia a que subsistema. Desempenar esta tarea puede volverse imposible para un controlador o piloto humano. Una gestion de potencia electrica inadecuada podria conllevar un vuelo ineficiente, una perdida de energia o peor, la imposibilidad de completar una mision. La solucion propuesta se basa en un sistema de gestion de potencia que tiene en cuenta todas las variables de la nave (incluyendo sus limites de vuelo y eficiencia) y usa logica difusa para tomar decisiones relacionadas con el consumo de potencia que no solo son mejores para la optimizacion de la mision, sino que se acercan mas a como se comportaria un humano en la misma situacion. Como resultado, el sistema puede aliviar la carga de trabajo del controlador o piloto humano y tambien evaluar la viabilidad de la mision.
Antecedentes de la invencion
La logica difusa se usa ampliamente para muchas aplicaciones en el estado de la tecnica y, especialmente, en aplicaciones de control de maquinas. El documento de patente US 8.373.581 describe un sistema de nodo de control movil y un metodo para vehiculos que menciona el uso de logica difusa como alternativa a los estimadores y filtros que suele usar esta clase de invencion. Sin embargo, el uso de tecnologia de logica difusa solamente se menciona de manera superficial y no se divulga en profundidad.
El documento de patente US 8.359.133 divulga una elevacion de potencia de motor y estrategias para la gestion de energia por carga activa de baterias para vehiculos electricos hibridos enchufables. Esta invencion tambien menciona el uso de logica difusa como un tipo de controlador para el nivel de estado de carga de la bateria. La logica difusa se menciona como una posible tecnologia de decision para la estrategia con la que gestionar la bateria, pero esta tecnologia no se analiza en profundidad.
El documento de patente US 8.260.477 divulga un metodo y un aparato para rastrear el centro de gravedad de vehiculos aereos que usa reglas de decision difusas para obtener una estimacion mejorada de variables de posicion y centro de gravedad. La invencion solamente menciona la logica difusa como posible tecnologia de decision para la estimacion del centro de gravedad.
El documento de patente US 7.979.173 describe unos sistemas de control de recorrido de vehiculo autonomo y metodos que emplean sistemas difusos para sustituir las decisiones de un operario, puesto que estos tienden a cometer errores en condiciones criticas. La logica difusa se usa como metodo para evitar los errores de operarios humanos, lo cual es una caracteristica comun en la presente invencion, pero se centra en la aplicacion de control de recorrido y direccion, lo cual es un enfoque totalmente diferente a lo contenido en este documento.
El documento "Power management and economic estimation of fuel cell hybrid vehicle using fuzzy logic" (Xiangjun Li y col.) describe un sistema difuso para mejorar la eficiencia de la potencia en un vehiculo de propulsion por pila de combustible. El uso de logica difusa esta restringido a su aplicacion en frenos regenerativos. El vehiculo escogido es terrestre y el unico aspecto en comun con la presente invencion es el uso de un sistema de propulsion basado en pilas de combustible.
El documento GB 2462452 describe un vehiculo de ala rotatoria que comprende una pluralidad de rotores inclinados que estan dispuestos en pares en tres planos inclinados que son accionados por motores respectivos. Las disposiciones motor-rotor son operables para proporcionar al menos al menos uno de empuje y vectorizacion de par de acuerdo con un empuje y/o vectores de par deseados.
Descripcion de la invencion
Para conseguir los objetivos y evitar los inconvenientes citados anteriormente, la presente invencion comprende un metodo de gestion de potencia de acuerdo con la reivindicacion 1 y un sistema de acuerdo con la reivindicacion 5 para vehiculos aereos no tripulados (UAV) que tiene en cuenta todas las variables de la nave (incluyendo sus limites de vuelo y eficiencia) y usa logica difusa para tomar decisiones que no solo son mejores para la optimizacion de la mision, sino que se acercan mas a como se comportaria un humano en la misma situacion. Este evita la perdida de aeronaves no tripuladas debido a un dimensionamiento de potencia incorrecto o a condiciones imprevistas. Este
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elimina la necesidad de que el piloto controle una gran cantidad de variables, mejorando, de este modo, la fiabilidad del sistema al eliminar parte del factor humano. Este tambien optimiza el uso de recursos a bordo, contribuyendo a un mejor cumplimiento de la mision.
La logica difusa usa una clase de razonamiento que se acerca mas al del ser humano, en el que las decisiones se toman cuando es probable que se produzca un evento o esta a punto de producirse, en vez de esperar una certeza absoluta. En comparacion con la logica de Boole tradicional, en la que los unicos valores posibles son "Verdadero" 1 y "Falso" 0, las variables de logica difusa pueden tener un valor de veracidad que oscila en grados entre 0 y 1.
La logica difusa permite inferencias y valores aproximados, asi como datos incompletos o ambiguos (datos difusos) en oposicion a depender solamente de datos nitidos (elecciones binarias de si/no). Esto es un ejemplo en el que un controlador humano podria cometer un error critico simplemente por no tener todo en cuenta y sobre como usar un sistema difuso simplifica esa decision.
Un primer objetivo de la presente invencion es un metodo de gestion de potencia para vehiculos aereos no tripulados. El metodo gestiona la distribucion de potencia electrica a una pluralidad de subsistemas a bordo del UAV y comprende las siguientes etapas:
- habilitar un procesador que comprende hardware y software que utiliza un algoritmo de logica difusa. En el presente documento, este procesador tambien se denomina unidad de gestion de potencia de logica difusa; y
- distribuir potencia electrica a los subsistemas del vehiculo aereo no tripulado basandose en una pluralidad de parametros de vuelo variables fijos.
En una realizacion particular de la presente invencion, el vehiculo aereo no tripulado comprende al menos un subsistema a bordo seleccionado entre un sistema de instrumentacion, que incluye, ademas, una pluralidad de antenas y Baro/pitot; un sistema de piloto automatico, que incluye, ademas, superficies de control, unidades de medicion inercial y controles de piloto automatico; un GPS; un sistema de control de velocidad electronico; un sistema de propulsion; un sistema de potencia que comprende una pluralidad de fuentes de potencia; y cualquier combinacion de los mismos. Previamente, se establecerian los parametros de vuelo fijos del UAV que son una pluralidad de parametros fijos orientados a la mision. El procesador, que implementa la logica difusa, calcula y asigna automaticamente prioridades para suministrar potencia a los subsistemas, calcula y asigna automaticamente cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y decide automaticamente cuales de las fuentes de potencia suministran potencia a que subsistema. Todos los calculos, decisiones y asignaciones de prioridad hechas/os por el procesador se toman en funcion de variables internas, variables externas y los parametros fijos orientados a la mision establecidos previamente. Las variables internas y externas son los parametros de vuelo variables del UAV.
En otra realizacion particular de la presente invencion, el metodo comprende al menos las siguientes etapas:
- medir una pluralidad de variables internas del vehiculo aereo no tripulado;
- medir una pluralidad de variables externas al vehiculo aereo no tripulado;
- calcular automaticamente, mediante el procesador, un primer conjunto de prioridades para suministrar potencia a los subsistemas, un conjunto de cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y un segundo conjunto de prioridades para decidir cuales de las fuentes de potencia suministran potencia a que subsistema, en funcion de las variables internas, las variables externas y los parametros fijos orientados a la mision; y
- asignar el conjunto de prioridades y cantidades a los subsistemas y fuentes de potencia.
En otra realizacion de la invencion, las variables internas se seleccionan de un grupo que comprende:
- temperatura interna del sistema de propulsion;
- carga restante de las fuentes de potencia;
- disponibilidad de la pluralidad de fuentes de potencia;
- requisitos de potencia de los subsistemas; o,
- cualquier combinacion de los mismos.
En otra realizacion de la invencion, las variables externas son variables ambientales que se seleccionan de un grupo que comprende velocidad del aire, temperatura del aire, presion atmosferica y cualquier combinacion de las mismas.
En otra realizacion de la invencion, los parametros fijos orientados a la mision se seleccionan de un grupo que comprende la distancia que ha de recorrer el vehiculo aereo no tripulado, la velocidad del vuelo o cualquier combinacion de los mismos.
Un segundo objeto de la presente invencion es un sistema de gestion de potencia para vehiculos aereos no tripulados. Los vehiculos aereos no tripulados comprenden al menos un subsistema a bordo seleccionado entre un
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sistema de instrumentacion, que incluye, ademas, una pluralidad de antenas y Baro/pitot; un sistema de piloto automatico, que incluye, ademas, superficies de control, unidades de medicion inercial y controles de piloto automatico; un GPS; un sistema de control de velocidad electronico; un sistema de propulsion; un sistema de potencia que comprende una pluralidad de fuentes de potencia; y cualquier combinacion de los mismos. El sistema de gestion de potencia del vehiculo aereo no tripulado puede comprender cualquier otra clase de subsistema, como por ejemplo una carga util, que requiera un consumo de potencia significativo y que pueda gestionarse tambien mediante el metodo objeto de la presente invencion.
Dicho sistema de gestion de potencia tambien comprende un procesador que comprende hardware y software que utiliza un algoritmo de logica difusa, conectado a los subsistemas a bordo mencionados anteriormente. La unidad de gestion de potencia de logica difusa comprende, ademas, funcionalidades de toma de decisiones para asignar propiedades a cargas de los subsistemas y las fuentes de potencia usadas en funcion de variables internas o externas para optimizar la autonomia y velocidad del vehiculo aereo no tripulado.
En otra realizacion de la invencion, el sistema de propulsion se selecciona de un conjunto que comprende motores, generadores, haces de cables electricos, sistemas de conducto de entrada, cubiertas, capuchas, depositos de combustible y sistemas propulsores o cualquier combinacion de los mismos.
En otra realizacion de la invencion, el sistema de potencia se selecciona de un conjunto que comprende una pila de combustible, una bateria principal y una pluralidad de baterias auxiliares, paneles solares, sistemas de turbinas eolicas regenerativas, supercondensadores o cualquier combinacion de los mismos.
Existen multiples caracteristicas innovadoras en la presente invencion divulgada en relacion con el uso de logica difusa en el sistema de control de los UAV, especificamente:
- las variables se evaluan automaticamente, en vez de que un controlador humano las tenga en cuenta;
- el uso de logica difusa permite un comportamiento mas parecido al humano. Tambien mejora la eficiencia al no tener que comprobar el estado constantemente en un bucle;
- el sistema y el metodo divulgados en el presente documento estan orientados a la mision, por lo que tienen en cuenta las metas y limitaciones de la mision a la hora de tomar sus decisiones.
Aunque en los UAV el uso de logica difusa es especialmente deseable ya que no siempre existe un piloto humano que tripule el avion, la presente invencion no esta limitada a esta clase de vehiculos autonomos. Esta invencion tambien es aplicable a cualquier otra clase de vehiculos aereos, maritimos o terrestres en donde la gestion de potencia y la toma de decisiones deben hacerse mediante logica difusa. En un avion comercial la decision sobre si activar o no la APU (unidad auxiliar de potencia, por sus siglas en ingles) la toma el piloto mientras que al usar el sistema de gestion de potencia y el metodo objeto de la presente invencion, se puede mejorar la fiabilidad de la nave. Por ejemplo, en el caso de un fallo del motor, la unidad de gestion de potencia podria supervisar el fallo, las baterias principales y decidir si activar o no la APU. Esto podria eliminar el factor humano en un caso particular en el que la carga de trabajo del piloto sea elevada.
Breve descripcion de las figuras
Figura 1.- Muestra un diagrama de bloques de una realizacion preferente del sistema de gestion de potencia para vehiculos aereos no tripulados objeto de la presente invencion.
Figura 2.- Muestra un diagrama de bloques de una realizacion preferente del metodo de gestion de potencia para vehiculos aereos no tripulados objeto de la presente invencion.
Figura 3.- Muestra una realizacion preferente del mapeo de variables difusas y decisiones para un escenario particular.
Descripcion de un ejemplo de realizacion de la invencion
A continuacion, se lleva a cabo una descripcion de un ejemplo de realizacion de la presente invencion, con caracter ilustrativo y sin limitacion, haciendo referencia a la numeracion adoptada en las figuras.
La Figura 1 muestra el escenario de un UAV (1) que presenta 5 fuentes de potencia diferentes. Estas fuentes de potencia son:
- Sistema (2) de pila de combustible: posee la mayor densidad de energia de todas, pero no puede recargarse en vuelo. Solamente permite un regimen de descarga lento.
- Baterias principales (3) y auxiliares (4): baterias de polimero de litio. Permiten un regimen de descarga rapido y pueden recargarse en vuelo.
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- Paneles fotovoltaicos (5): su capacidad depende de la cantidad de radiacion recibida. Otros factores que han de considerarse son la orientacion de la nave, la epoca del ano o la nubosidad.
- Supercondensador (6) de descarga rapida: orientado a la carga util. Permite un regimen de descarga ultra rapido y puede recargarse en vuelo.
Es importante considerar que estas fuentes de potencia son una realizacion particular puesto que la presente invencion podria gestionar otras fuentes de potencia diferentes tales como un sistema de recuperacion de turbina eolica o similares.
La unidad (PMU) (7) de gestion de potencia de logica difusa suministra la cantidad correcta de energia electrica a cada subsistema especifico segun la disponibilidad de energia y el perfil de mision y tambien gestionara el circuito de carga para las baterias (3, 4) y el supercondensador (6). En el escenario de la figura 1, hay 4 subsistemas de recipiente: carga util (8), instrumentacion (9), piloto automatico (10) y propulsion (11). El subsistema (9) de instrumentacion esta compuesto al menos por 3 antenas (12) y el Baro/pitot (13). El subsistema (10) de piloto automatico esta compuesto al menos por una unidad (14) de superficies de control, una unidad de medicion inercial (IMU, por sus siglas en ingles) (15) y la unidad (16) de piloto automatico. Finalmente, el subsistema (11) de propulsion esta formado por los motores (19) y los propulsores (20).
El sistema de antenas formado por las tres antenas (12) adopta la posicion de la nave (1) con respecto a la estacion de tierra (o al satelite, dado el caso) para que un enfoque difuso pueda activar la antena especifica que garantizara una comunicacion adecuada que suministre la cantidad correcta de energia a la antena deseada, garantizando, de este modo, una perdida minima de paquetes de transmision a la vez que se optimiza el consumo de energia.
El sistema usara el sistema (17) de posicionamiento por GPS combinado con los sensores (13) de velocidad del aire y altitud barometrica para optimizar los recursos de vuelo. Su combinacion proporcionara una estimacion de la direccion e intensidad del viento al sistema de navegacion de la aeronave y, con esa informacion, el subsistema (10) de piloto automatico puede adaptar su velocidad/ruta informando a la estacion de tierra sobre los cambios. El subsistema (10) de piloto automatico adaptara su velocidad, dependiendo de las decisiones adoptadas por la PMU (7) de logica difusa, mediante el sistema (18) de control de velocidad electronico del UAV (1).
Tambien, si la mision requiere silencio de radio sobre un area determinada, el sistema disminuira la transmision segun la variable difusa asociada a las areas calientes de transmision. Estas areas calientes de transmision seran un parametro fijo orientado a la mision introducido previamente en el sistema.
Una unidad de gestion de potencia convencional simplemente alimentaria todos los subsistemas (8, 9, 10, 11) e intentaria cargar la bateria principal (3) mientras existiese un excedente de energia (es decir, mientras la nave esta planeando y los paneles fotovoltaicos (5) estan recogiendo energia). Aunque esta solucion es correcta, la PMU (7) de logica difusa propuesta en este documento puede ahorrar un monton de energia al asignar prioridades a las cargas y las fuentes guiadas por un control de mision.
A continuacion, se describen algunos ejemplos simples de perfiles de mision en los que el sistema de gestion de potencia y el metodo objeto de la presente invencion podrian resultar utiles:
1. En el caso de una mision que requiera una autonomia maxima, la PMU (7) de logica difusa supervisa el estado de carga de la bateria principal (3), el combustible consumido en la pila (2) de combustible y el estado de carga de la bateria auxiliar (4) y, siempre que la bateria principal (3) este totalmente cargada, reconducira la energia disponible al sistema principal (11) de control/propulsion, permitiendo que los paneles solares (5) carguen la bateria auxiliar (4).
2. En el escenario de una mision en la que se necesita una velocidad maxima, la PMU (7) de logica difusa derivara todo menos la bateria auxiliar (4) al sistema (11) de control/propulsion y el sistema de control gestionara la potencia entrante midiendo la velocidad del aire, la temperatura del motor y otras variables externas para determinar la velocidad maxima de la aeronave en ese momento.
3. En el caso de una mision que siga puntos de referencia, la PMU (7) de logica difusa usara una estrategia mixta para optimizar la aproximacion, calculando tambien en tiempo real si la mision es viable o no.
4. En el caso de un suministro de carga util de alta corriente obligatorio en determinadas coordenadas, la PMU (7) de logica difusa almacenara la energia necesaria para la carga util (8) y aplicara estrategias de optimizacion de energia segun las otras metas de la mision. Una vez que el UAV ha alcanzado un lugar predefinido en un tiempo predefinido (meta de la mision), la PMU (7) de logica difusa cargaria el supercondensador (6) y a partir de ahi liberaria la energia a la carga util (8). Esta carga util (8) podria ser un laser pulsatorio, por ejemplo.
La Figura 2 muestra una realizacion particular del metodo objeto de la presente invencion. En primer lugar, un operario introduce (21) en el sistema un conjunto de parametros fijos predefinidos, orientados a la mision, tales como, la distancia que ha de recorrer el vehiculo, la velocidad del vuelo, los limites del vuelo, las metas y otros. En segundo lugar, el sistema comprobaria (22) automaticamente el estado de carga de las diferentes fuentes (2-6) de
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potencia del UAV (1) con el fin de tener informacion detallada sobre la energia disponible en este momento en cada una de las fuentes.
En tercer lugar, el sistema comprueba (23) automaticamente los requisitos de energia de cada subsistema (8-11) en este momento y mide (24) otras variables internas tales como la temperatura del motor, etc. El sistema tambien medira (25) las variables externas tales como la temperatura del aire exterior, la velocidad del aire y otras. Con la informacion de los parametros fijos orientados a la mision, las variables internas (incluyendo el estado de carga y los requisitos de potencia) y la variable externa, el sistema calcula (26) automaticamente, mediante una unidad (7) de gestion de potencia de logica difusa, un conjunto de prioridades para suministrar potencia a los subsistemas (8-11), para que el sistema evalue a que subsistemas se les proporcionara la potencia en primer lugar o principalmente y a que subsistemas se les proporcionara la potencia en segundo lugar o secundariamente.
Despues, el sistema calcula (27) un conjunto de cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y un segundo conjunto de prioridades para decidir cual de las fuentes (2-6) de potencia suministrara potencia a que subsistema (8-11). Despues, el sistema asignara (28) los conjuntos de prioridades y cantidades a los subsistemas y fuentes de potencia.
Finalmente, el sistema comprobara (29) si los parametros fijos orientados a la mision han sido modificados de manera remota por el personal de control y continuara con el metodo en bucle hasta el termino de la mision.
La Figura 3 muestra una realizacion particular del mapeo y decision de variables difusas para un escenario especifico. Este escenario se corresponde con el segundo perfil de mision divulgado anteriormente en el que se necesita una velocidad maxima. Con el fin de optimizar la autonomia o velocidad de la nave, la PMU tambien tiene en cuenta otras variables externas. El peso de estas variables en comparacion con las otras es la clave para una decision optima. Tales variables externas pueden ser decisivas incluso sin ser dependientes de la potencia. Y para lidiar con ellas, el metodo preferente seria un sistema que dependiese de la logica difusa.
El grafico (30) muestra los perfiles de los valores difusos correspondientes a las variables "FRIO", "TEMPLADO" y "CALIENTE" con respecto a la temperatura del motor y la temperatura del aire (la temperatura del aire es la temperatura del aire a la entrada del motor). El maximo del perfil FRIO (32) se corresponde con el valor real de 10 °C (50 °F) para la temperatura del motor y la temperatura del aire. El maximo del perfil TEMPLADO (33) se corresponde con el valor real de 51,66 °C (125 °F) para la temperatura del motor y con el valor real de 29,44 °C (85 °F) para la temperatura del aire. El maximo del perfil CALIENTE (34) se corresponde con el valor real de 93,33 °C (200 °F) para la temperatura del motor y con el valor real de 48,88 °C (120 °F) para la temperatura del aire. Los puntos en los que se cruzan los perfiles de dos variables permiten que un usuario evalue al mismo tiempo, mediante la logica difusa, cualquiera de las dos variables. Por ejemplo, el punto (31) en el que el perfil CALIENTE y el perfil TEMPLADO se cruzan, puede usarse para evaluar por igual cuan CALIENTE esta el motor o cuan TEMPLADO esta el motor, todo esto mediante la logica difusa.
El grafico (35) muestra los perfiles de los valores difusos correspondientes a las variables "LENTA" (36), "MEDIA" (37), "DE CrUcERO" (38) y "RAPIDA" (39) con respecto a la velocidad del aire a la entrada del motor. El mismo razonamiento del parrafo anterior aplica a este grafico.
En el segundo perfil de mision, un piloto humano esta decidiendo si aumentar o no la velocidad del UAV. La mision requiere una aproximacion rapida a un objetivo, pero la temperatura del motor es alta. Para este segundo perfil de mision se asume que el maximo para la temperatura del motor debe ser 71,11 °C (160 °F) y, de acuerdo con la medicion del sensor de temperatura de motor, se establece que la variable difusa correspondiente al perfil CALIENTE de la temperatura del motor es 0,7 (40). Asi que hay margen para aumentar la temperatura del motor hasta que la temperatura del motor alcance su maximo. Al mismo tiempo, se asume que por debajo del valor de temperatura en el que la evaluacion de variable es constantemente 1, el aire se considera "absolutamente frio" lo que desestima la aceptacion del enfriamiento del motor. En esta realizacion particular de la invencion, esta temperatura absolutamente fria se ha establecido en -7,77 °C (18 °F). De acuerdo con la medicion del sensor de temperatura de aire se establece que la variable difusa correspondiente al perfil FRIO de la temperatura del aire es 0,4 (41). Finalmente, asumiendo que la velocidad deseada del UAV es 321,86 km/h (200 MPh) y, de acuerdo con la medicion del sensor de velocidad de aire, se establece que la variable difusa correspondiente al perfil RAPIDO de la velocidad del aire es 0,5 (40). Por lo tanto, hay margen para aumentar la velocidad del UAV y, por lo tanto, aumentar la velocidad del aire y, por lo tanto, el enfriamiento del motor.
La inercia termica del motor sugiere que llevara mas tiempo de lo habitual calentarse aun mas, considerando que la admision de aire esta bastante fria y dara lugar a un enfriamiento de aire rapido. Asi que un piloto habria tomado la decision de aumentar el accionador de aceleracion en consecuencia.
Por el contrario, el sistema objeto de la presente invencion, mediante la PMU (7) de logica difusa, simplifica la toma de decisiones usando la decision difusa:
AUMENTOdeAceleracion(! motorCALIENTE && aireFRIO && velocidadRAPIDA);
(1-0,7) && 0,4 && 0,5 = 0,3
Despues, la PMU de logica difusa, recurriendo a la funcion "AUMENTOdeAceleracion" que considera las variables difusas "!motor CALIENTE" (cuan NO-CALIENTE esta la temperatura del motor) correspondientes al valor difuso (15 0,7), "aireFRIO" (cuan FRIA esta la temperatura del aire) correspondientes al valor difuso 0,4 y "velocidadRAPIDA"
(cuan RAPIDA es la velocidad del aire) correspondientes al valor difuso 0,5, asigna potencia al sistema de propulsion y el piloto automatico aumenta la aceleracion en consecuencia, aproximadamente 0,3 puntos (30 %) con respecto a la aceleracion que tiene el UAV en este momento. El operador "&&" en logica difusa es equivalente al operador "Y" en logica de Boole.
10 Este tratamiento sin esfuerzo e instantaneo de tantas variables de este tipo necesita una cuidadosa programacion previa segun el numero de subsistemas de la aeronave y su complejidad, pero eso solo ha de hacerse una vez por cada sistema y la programacion reducira los factores humanos que influyen en la tarea que debe completarse.

Claims (8)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    40
    45
    50
    REIVINDICACIONES
    1. Un metodo de gestion de potencia para un vehiculo aereo no tripulado, en donde el metodo gestiona una distribucion de potencia electrica a una pluralidad de subsistemas a bordo, que comprende las siguientes etapas:
    - habilitar un procesador que comprende hardware y software que utiliza un algoritmo (7) de logica difusa que esta configurado para:
    - establecer (21) un conjunto de parametros fijos orientados a la mision;
    - supervisar (22) un estado actual de carga de una bateria principal (3) y una bateria auxiliar (4) y el combustible consumido en la pila de combustible del vehiculo aereo no tripulado;
    - comprobar (23) los requisitos de energia actuales de cada subsistema a bordo;
    - medir (24, 25) una pluralidad de variables de vuelo internas y variables de vuelo externas del vehiculo aereo no tripulado;
    - en donde el procesador esta configurado para calcular y asignar automaticamente prioridades (26) para suministrar potencia a cada subsistema a bordo, calcular (27) y asignar (28) cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y decidir cuales de las fuentes de potencia suministran potencia a que subsistema, en funcion de la pluralidad de variables internas, la pluralidad de variables externas y los parametros fijos orientados a la mision; y
    - suministrar potencia electrica a los subsistemas a bordo de acuerdo con las cantidades y prioridades calculadas.
  2. 2. El metodo de gestion de potencia para el vehiculo aereo no tripulado, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado por que las variables internas se seleccionan de un grupo que comprende:
    - temperatura interna del sistema de propulsion;
    - disponibilidad de la pluralidad de fuentes de potencia; o,
    - cualquier combinacion de las mismas.
  3. 3. El metodo de gestion de potencia para el vehiculo aereo no tripulado, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que las variables externas son variables ambientales que se seleccionan de un grupo que comprende velocidad del aire, temperatura del aire, presion atmosferica y cualquier combinacion de las mismas.
  4. 4. El metodo de gestion de potencia para el vehiculo aereo no tripulado, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que los parametros fijos orientados a la mision se seleccionan de un grupo que comprende distancia que ha de recorrer el vehiculo aereo no tripulado, velocidad de vuelo o cualquier combinacion de los mismos.
  5. 5. Un sistema (1) de gestion de potencia para un vehiculo aereo no tripulado, en donde el vehiculo aereo no tripulado comprende al menos un subsistema a bordo seleccionado entre:
    - un sistema (9) de instrumentacion, que incluye, ademas, una pluralidad de antenas (12) y Baro/pitot (13);
    - un sistema (10) de piloto automatico, que incluye, ademas, superficies (14) de control, unidades (15) de medicion inercial y controles (16) de piloto automatico;
    - un GPS (17);
    - un sistema (18) de control de velocidad electronico;
    - un sistema (11) de propulsion;
    - un sistema de potencia que comprende una pluralidad de fuentes de potencia; y
    - cualquier combinacion de los mismos; y en donde el sistema de gestion de energia comprende un procesador (7) que comprende hardware y software que utilizan un algoritmo de logica difusa configurado para conectarse a los subsistemas a bordo, comprendiendo el procesador (7) de logica difusa, ademas, funcionalidades de toma de decisiones para asignar prioridades para suministrar potencia a cada subsistema a bordo, calculando y asignando cantidades de potencia suministradas a cada subsistema y decidiendo cuales de las fuentes de potencia suministran potencia a que subsistema, en funcion de una pluralidad de variables internas, una pluralidad de variables externas y parametros fijos orientados a la mision, para optimizar la autonomia y velocidad del vehiculo aereo no tripulado.
  6. 6. El sistema de gestion de potencia, de acuerdo con la reivindicacion 5, en donde el sistema comprende, ademas, una carga util (8) conectada al procesador (7) de logica difusa.
  7. 7. El sistema de gestion de potencia, de acuerdo con la reivindicacion 6, en donde el sistema (11) de propulsion se selecciona de un conjunto que comprende motores (19), generadores, haces de cables electricos, sistemas de conducto de entrada, cubiertas, capuchas, depositos de combustible, sistemas propulsores (20) o cualquier
    combinacion de los mismos.
  8. 8. El sistema de gestion de potencia, de acuerdo con la reivindicacion 6, en donde el sistema de potencia se selecciona de un conjunto que comprende una pila (2) de combustible, una bateria principal (3), una pluralidad de baterias auxiliares (4), paneles solares (5), sistemas de turbinas eolicas regenerativas, supercondensadores (6) o 5 cualquier combinacion de los mismos.
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