SISTEMA Y PROCESO PARA CONTROLAR AUTOMÁTICAMENTE EL VUELO DE ALAS MOTORIZADAS DE SUPERFICIE AERODINÁMICA
La presente invención se refiere a un sistema y proceso para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica,. particularmente para optimizar la producción de energía eléctrica a través del vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica conectadas a un sistema de tipo "carrusel". Como es conocido, existe una amplia literatura y un número relevante de soluciones técnicas relacionadas con el control automático del vuelo de aeronaves autónomas (UAV por sus siglas en inglés) . Se conoce la posibilidad de que una persona controle el vuelo de un ala con superficie aerodinámica, como por ejemplo una cometa, derivada principalmente de la evaluación (a través de la vista) de la posición y orientación del ala en el espacio, lo cual ofrece el conjunto de datos de percepción que permite modular la maniobra de los cables de tracción. La automatización de la maniobra de las alas con superficie aerodinámica inevitablemente pasa a través de la reproducción exacta de esta sensibilidad humana. Sin embargo, la técnica y literatura de referencia no muestran soluciones o estudios dirigidos al control automático del vuelo de alas motorizadas de
superficie aerodinámica, conocidas específicamente como "cometa motorizada". De hecho, se considera que los problemas de este control relevante son varios y complejos, de manera que requieren el uso más adecuado de las metodologías y algoritmos de control más avanzados. El vuelo de un ala motorizada con superficie aerodinámica y su modelado de hecho se relacionan con el uso de sistemas muítivariables no lineales, con especificaciones de control a ser observadas con requisitos de robustez relevantes con respecto a las variaciones paramétricas y dinámicas, las cuales no pueden modelarse con suficiente precisión. Según tales características, el sistema de control también debe proporcionar funcionalidades de calibración de control diseñadas sobre el prototipo virtual, usando medidas experimentales en el sistema real, al darse cuenta de ello. Los problemas representados para el control de sistemas reales por aproximaciones de modelos matemáticos del sistema usados para el diseño del control, siempre han sido tratados por los investigadores en el campo, a partir de los trabajos principales de Nyquist y Bode. Sin embargo, es sólo a partir de la década de los 70-80 que ocurrió un desarrollo relevante de los resultados, capaz de tratar sistemática y cuantitativamente con el efecto de la incertidumbre de los modelos utilizados para analizar y sintetizar los sistemas de control, dando origen al enorme
desarrollo del área de control robusta. Dado que estas metodologías pueden ser utilizadas para solucionar una gran parte de problemas reales, es necesario que tales caracterizaciones se obtengan a través de métodos de identificación adecuados que operen sobre medidas realizadas sobre el sistema real a ser controlado, designadas en la literatura de referencia como identificación robusta, identificación orientada al control o identificación de membresia fija. Tales aspectos han sido tratados principalmente en las siguientes obras: Horowitz, "Synthesis of Feedback Control Systems", Academic Press, 1963; Menga G. , Milanese M. , Negro A., "Min-max quadratic cost control of systems described by approximate models", IEEE Trans. Aut . Contr, 1976; J.C. Doyle, "Guaranteed margins for LQG regulators", IEEE Trans. Aut. Contr, 1978; V. L. Kharitonov, "Asymptotic stability of an equilibrium position of a family of systems of linear differential equations", Differential Equations, 1979; G. Zames, "Feedback and optimal sensitivity", IEEE Trans. Aut. Contr, 1981-1982; H. Kimura, "Robust stabilizability for a class of transfer functions", IEEE Trans. Aut. Contr, 1984; - J.C. Doyle, K. Glover, P.P. Khargonekar,
B.A. Francis, "State space solution to standard H-2 and H-inf control problems", IEEE Trans . Aut. Contr, 1989; S.P. Bhattacharyya, H. Chapellat, L.H. Keel, "Robust Control: The Parametric Approach", Prentice Hall, 1995; K. Zhou, J. C. Doyle, K. Glover, "Robust and Optimal Control", Prentice Hall, 1996; M. Milanese, R. Tempo, A. Vicino (Eds) , "Robustness in Identification and Control", Plenum, London, 1989; IEEE Trans. on Aut. Contr., "Special Issue on System Identification for Robust Control Design" , 1992; A. B. Kurzhanski, V.M. Veliov (Eds), "Modeling Techniques for Uncertain Systems", Birkhauser, 1994; B. Ninness and G. C. Goodwin, "Estimation of model quality", Automática, 1995; - M. Milanese-, J. Norton, H. Piet-Lahanier, E. Walter (Eds) , "Bounding Approaches to System Identification", Plenum Press, 1996; J. R. Partington, "Interpolation,
Identification, and Sampling", Clarendon Press, 1997; H. Kimura, M. Milanese (Org. ) , Invited Session "Model Set Theory in Identification and Control", 38th IEEE CDC, Phoenix, 1999;
J. Chen, G. Gu, "Control-oriented system identification: an H-infinity approach" , John Wiley, 2000; - Int. J. of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", M. Milanese, M. Taranga Eds . , 2004. Además de los artículos y libros anteriores, las contribuciones a nivel internacional para desarrollar metodologías y algoritmos innovadores acerca de la identificación robusta y control se documentan mediante literatura internacional adicional, en particular, los métodos de identificación de modelos aproximados de los sistemas complejos lineales y no lineales son tratados por: M. Milanese, G. Belforte: "Estimation theory and uncertainty intervals evaluation in presence of unknow but bounded errors: linear families of model and estimators" , IEEE Transactions on Automatic Control, vol . 27, n. 2, April 1982. M. Milanese, R. Tempo: "Optimal Algorithms Theory for robust estimation and prediction", IEEE Trans . AC, August 1985. B.Z. Kacewicz, M. Milanese, A. Vicino: "Conditionally optimal algorithms and estimation of reduced order models" Invited paper 2nd Int. Symposium on Optimal Algorithms, New York, 1987. Also Journal of Complexity ol . 4, pp. 73-85, 1988.
M. Milanese, A. Vicino, "Optimal estimation theory for dynamic systems with set membership uncertainty: an overview", Automática, vol . 27, 997-1009, 1991; L. Giarre, B. Z. Kacewicz, M. Milanese, "Model quality evaluation in set membership identification" , Automática, vol. 33, no. 6, pp. 1133-1139,1997; M. Milanese, M. Taragna, "Optimality, approximation, and complexity in Set Membership H-inf Identification", IEEE Transactions on Automatic Control, vol. AC-47(10), pp. 1682-1690,2002; M. Milanese, C. Novara, "Set Membership Identification of Nonlinear Systems", Automática, Vol. 40/6, pp. 957-975, 2004; - K. Hsu, M. Claassen, C. Novara, P.
Khargonekar, M. Milanese, K. Poolla, "Non-Parametric Identification of Static Nonlinearities in a General Interconnected System", International Federation Automatic Control World Conference, Prague, 2005. El control robusto que comienza con los datos experimentales es tratado por: M. Milanese, G. Fiorio, S. Malan, "Robust performances control design for a high accuracy calibration device", Automática, Special Issue on Robust Control, vol. 29, pp. 147-156, 1993;
S. Malan, M. Milanese, D. Regruto and M. Taragna, "Robust control from data via uncertainty model sets Identification", International Journal of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", 2004. El control robusto cuando existen saturaciones con metodologías de prevención de serpenteo y MPC son tratados por: M. Gánale, M. Milanese, "Robust design of predictive controllers in presence of unmodeled dynamics", European Journal of Control, vol . 9, no 5, 2003; M. Canale, M. Milanese, Z. Ahmad, E. Matta, "An Improved Semi-Active Suspensión Control Strategy üsing Predictive Techniques" , Proc. IEEE International COnference on Information & Communication Technologies, Damasco, 2004; y sus aplicaciones para diferentes sectores de aplicación son tratadas por: M. Milanese, C. Novara, P. Gabrielli, L. Tenneriello, "Experimental Modelling of vertical dynamics of vehicles with controlled suspensions" SAE World Congress, Detroit, Michigan, 2004; M, Milanese, C. Novara, "Set Membership Prediction of River Flow", Systems and Control Letters, Vol. 53/1, pp. 31-39, 2004; - A. Chiesa, "Tecniche di controllo Fault
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Tolerant per velivoli senza pilota (UAV) " Graduating Paper, responsible M. Milanese, Politécnico di Torino, 2004; M. Nilanese, C. Novara, L. Pivano, "Structured S identification of vehicles vertical dynamics", Mathematical and Computer Modelling of Dynamical Systems (Special Issue) , 2005. Sin embargo, a partir de lo que se declara anteriormente, no se conocen sistemas y/o procesos para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica las cuales funcionen predictivamente, a saber, dependiendo de la observación y previsión de futuras condiciones de vuelo de las propias alas con superficie aerodinámica, y las cuales permiten tomar en cuenta situaciones criticas y errores debido a la predicción. La solicitud de patente italiana núm. T02003A000945, y la solicitud de patente europea EP 04028646.0 la cual reclama su prioridad, describe un sistema para convertir la energía cinética de corrientes eólicas en energía eléctrica a través del control predictivo y adaptativo del vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica conectados a un sistema del tipo "carrusel". En un sistema tal, puede ser deseable usar un sistema y un proceso para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica que
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permitan controlarlas en tiempo real de acuerdo con los modos descritos en las solicitudes anteriores. Sin embargo, en la técnica anterior actual, no se conocen sistemas que permitan controlar el vuelo de alas de superficie aerodinámica utilizadas en el sistema del tipo "carrusel" en una manera eficiente. Por tanto, el objeto de la presente invención resuelve los problemas de la técnica previa anterior, proporcionando un sistema y un proceso para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica en una manera predictiva de acuerdo con una "estrategia de control preferida" basada en la observación y previsión de futuras condiciones de vuelo de las alas de superficie aerodinámica, tomando en cuenta situaciones criticas y errores debidos a la predicción, permitiendo evitar los máximos locales, oscilaciones e inestabilidades de control. Otro objeto de la presente invención es proporcionar un sistema y un proceso para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica usados en el sistema de tipo "carrusel" descrito en la solicitud de patente europea n. ??2003?000945 y en la solicitud de patente n. EP 04028646.0. El anterior y otros objetos y ventajas de la
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invención, como se muestra a partir de la siguiente descripción, se obtienen con un sistema para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica como se reivindica en la reivindicación 27. Las modalidades preferidas y las variaciones no triviales de la presente invención son la materia objeto de las reivindicaciones dependientes. La presente invención se describirá mejor por algunas modalidades preferidas de la misma, provistas como un ejemplo no limitativo, con referencia a los dibujos incluidos, en los cuales: - La FIG. 1 es un diagrama de bloques que muestra los componentes principales del sistema para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica de acuerdo con la presente invención; La FIG. 2a es un diagrama que muestra un sistema de referencia relacionado con un ala con superficie aerodinámica motorizado restringido a un sistema conocido del tipo "carrusel"; La FIG. 2b es una gráfica que muestra la descomposición vectorial de un vector que muestra una aceleración gravitacional; La FIG. 3 es un diagrama que muestra el área de navegación de un ala con superficie aerodinámica motorizado con respecto a la dirección y sentido de una corriente
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eólica; La FIG. 4a es un diagrama que muestra el objetivo de vuelo tridimensional de un ala con superficie aerodinámica motorizado del proceso de acuerdo con la presente invención; La FIG. 4b muestra una vista en plano del diagrama de la FIG. 4a; La FIG. 5 muestra el diagrama de la FIG. 4 equipado con algunos parámetros del proceso de acuerdo con la presente invención; y La FIG. 6 muestra una vista superior del sistema conocido del tipo "carrusel" en algunos pasos de vuelo de un ala con superficie aerodinámica controlada a través del sistema y/o el proceso de acuerdo con la presente invención. En la siguiente descripción, el sistema y el proceso de acuerdo con la presente invención se describirán como aplicados preferiblemente, sólo como un ejemplo, al control automático del vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica utilizadas de acuerdo con lo descrito en la solicitud de patente italiana n. ??2003?000945 y en la solicitud de patente europea EP 04028646.0. Consecuentemente, debido a motivos de brevedad obvios, para una descripción detallada de los componentes que se mencionarán a continuación y son comunes con el
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sistema conocido del tipo "carrusel", debe hacerse referencia a las solicitudes anteriores. Sin embargo, es totalmente claro que el sistema y el proceso de acuerdo con la presente invención puede utilizarse también para otras aplicaciones, diferentes al sistema del tipo "carrusel", realizando modificaciones las cuales se encuentran de cualquier modo dentro del alcance de cualquier experto en la técnica. En tal contexto, se asume que el vuelo de por lo menos un ala con superficie aerodinámica motorizada es controlada por una unidad de control equipada con cabrestantes motorizados alternativamente a los cuales está conectada el ala con superficie aerodinámica a través de dos cables de control respectivos, como se describe en TO2003A000945 y EP 04028646.0. Con referencia a la FIG. la, es posible notar que el sistema (1) para controlar automáticamente el vuelo de por lo menos un ala con superficie aerodinámica motorizada (2) de acuerdo con la presente invención comprende: - Primero detectar medios (3) a bordo del ala con superficie aerodinámica motorizada (2) adaptados para detectar las primeras piezas de información (3a) que tratan con por lo menos la posición y orientación en el espacio del ala con superficie aerodinámica (2) mismo y aceleraciones en tres ejes a las cuales está sometido;
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en segundo lugar, detectar medios (5) en el suelo adaptados para detectar segundas piezas de información (5a) que tratan con por lo menos la cantidad de tensión en los cables de control del ala con superficie aerodinámica (2) y la posición del contrapeso de la unidad de control (9) ; medios de procesamiento y control (7) de las primera y segunda piezas de información (3a) y (5a) , adaptadas para transformar el contenido de tales piezas de información en un control mecánico que opera sobre los cabrestantes de la unidad de control (9) para controlar el ala con superficie aerodinámica (2) a lo largo de una trayectoria de vuelo la cual maximiza el efecto de "sustentación" generado sobre el ala con superficie aerodinámica (2) por la corriente eólica en la cual está inmersa y maximiza la cantidad de energía cinética sustraída de la corriente eólica; de hecho es posible demostrar que, si el ala con superficie aerodinámica se encuentra libre para el barrido del frente de viento de la corriente eólica en un modo de "sustentación", no sólo la tracción que puede ejercer sobre los cables de control (y por tanto posiblemente en los brazos del sistema de "carrusel") es enormemente más grande que la ejercida al mantener el ala con superficie aerodinámica inmóvil en el punto de máxima resistencia al viento explotando el efecto
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de "resistencia", sino que el área en la cual las alas con superficie aerodinámica tienen un posible efecto de frenado sobre la rotación del sistema de "carrusel" se elimina totalmente; específicamente, los medios de procesamiento y control (7) comprenden un motor geométrico (7a) adaptado para procesar tales primeras piezas de información (3a) para devolver información (7c) acerca de la posición, aceleración y orientación del ala con superficie aerodinámica (2) a un control numérico (7b), de un tipo esencialmente convencional, adaptado para operar (9a) en los cabrestantes de la unidad de control (9) para controlar la fuerza de tracción sobre los cables de control; y un sistema de transmisión de las primeras piezas de información (3a) a los medios de procesamiento y control (7), y específicamente al motor geométrico (7a). Además, el sistema (1) de acuerdo con la presente invención puede comprender un control de disipación de inestabilidad realizado de acuerdo con la teoría de control robusto . Con el fin de comprender mejor los modos con los cuales las primeras piezas de información (3a) se recopilan directamente por el primer medio de detección (3) , esas otras piezas de información pueden obtenerse indirectamente a partir de las primeras piezas de información (3a) y consecuentemente saber cuáles tipos de primeros medios de
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detección (3) pueden utilizarse en el sistema (1) de acuerdo con la presente invención, puede ser útil examinar brevemente la pieza geométrica de información que caracterice la posición del ala de superficie aerodinámica (2) en el espacio. Por tanto, con referencia a la FIG. 2a, es posible notar que cada ala con superficie aerodinámica (2) que sobresale de un brazo (20a) de un sistema (20) del tipo "carrusel" descrito en las solicitudes TO2003A000945 y EP 04028646.0, describe a través de los dos cables de control (21) que los restringen al suelo y la linea imaginaria L la cual une sus extremos, un triángulo OAB ubicado en un plano en el espacio. El estudio aerodinámico introduce los conceptos de rotación, inclinación y orientación, en general de la actitud de la aeronave. En el caso de un ala con superficie aerodinámica (2) , existe una restricción representada por la boquilla de salida de los cables de control (21) del brazo (20a) , lo cual obliga a renunciar a la terminología clásica (orientación, rotación, inclinación) . Tomemos en cuenta un sistema de coordenadas con referencia ideal XYZref integral con el brazo (20a) del sistema (20), de manera que la aceleración de gravedad tiene un componente a lo largo de un eje Z .. Tomemos además en cuenta la línea imaginaria que une el extremo del brazo (20a) al punto medio del ala con superficie aerodinámica (2). Este segmento, declarado anteriormente, describe un
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ángulo a, con el plano horizontal XYref, y un ángulo ? que puede ubicarse iniciando desde el eje Xref al proyectar el segmento en el plano horizontal XYref. Los ángulos a y ? definen la posición del ala con superficie aerodinámica (2) en el espacio. La pieza geométrica de información, sin embargo, sólo se completa cuando también se introduce el concepto de orientación. Con el fin de definirlo, tomemos de nuevo en cuenta el triángulo anteriormente descrito. El triángulo OAB se ubica sobre un plano cuya posición con respecto al sistema de referencia del suelo cambia en el tiempo según el vuelo del ala con superficie aerodinámica (2) . La orientación terminal del ala con superficie aerodinámica (2) por tanto define el ángulo ß descrito por el plano donde se encuentran el triángulo y el plano horizontal Xyreff aparte de los ángulos y ?. Aunque con el fin de deducir la posición y orientación del ala con superficie aerodinámica (2) en el espacio, puede adoptarse un sistema de visión óptica terrestre artificial, este puede ser afectado constantemente por el posible tránsito de nubes o la falta de una atmósfera limpia, estos problemas se sienten aún más si el sistema 1 se utiliza junto con el sistema (20) del tipo "carrusel" caracterizado por las grandes alturas de operación del ala con superficie aerodinámica (2) . Por tanto, preferiblemente, con el fin de deducir
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la posición y orientación del ala con superficie aerodinámica (2) en el espacio y las aceleraciones a las cuales está sujeto, los primeros medios de detección (3) comprenden acelerómetros de tres ejes del tipo EMS en combinación con por lo menos una brújula electrónica. Este último puede realizarse con un magnetometro, del tipo Fluxgate o de otro tipo, capaz de proporcionar una solución confiable, mucho más precisa de lo que podria obtenerse mediante la vista artificial incluso bajo condiciones de visibilidad perfecta. En particular, el ala con superficie aerodinámica (2) está equipada con por lo menos un magnetometro y por lo menos dos acelerómetros de tres ejes colocados en los extremos del ala con superficie aerodinámica, preferiblemente junto a donde los cables de control se unen a las paredes del ala con superficie aerodinámica. Los acelerómetros a bordo del ala con superficie aerodinámica por tanto solucionan las funciones de : proporcionar al sistema 1 la capacidad de reconocer la posición y orientación del ala con superficie aerodinámica en el espacio; - suministrar datos de aceleración multidimensionales e instantáneos, útiles para la retroalimentación correcta del ciclo de control del proceso de acuerdo con la presente invención, descrito a
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continuación, implementado a través del sistema 1; corregir la posible falsa percepción del vector de gravedad, causado por aceleraciones aerodinámicas fuertes . Los magnetometros completan el conjunto de piezas de información con el único que no necesariamente se encuentra dentro del alcance del sistema de acelerómetros, a saber, la rotación del ala con superficie aerodinámica (2) alrededor del eje de gravedad. Los acelerómetros del tipo utilizado en el sistema 1 son sensibles a un amplio espectro de aceleraciones las cuales varían desde aceleración estática, como la aceleración gravitacional, a fenómenos con características de frecuencia de unos cuantos kHz . El acelerómetro de tres ejes obviamente define un sistema cartesiano de referencia XYZ& propio, como el mostrado en la FIG.2b. Al imaginar un instante en el cual el sistema de referencia coincide con el sistema de coordenadas cartesiano de referencia ideal XYZref, la sensibilidad a la aceleración gravitatoria (estática) permite de facto distinguir una variación de aceleración debido a la única inclinación del acelerómetro (la cual implica una variación de la dirección ZA con respecto a Zref) a partir de una variación debida al desplazamiento real del origen del sistema de referencia XYZ¾, definido
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como una aceleración aerodinámica y el cual representa el vuelo del ala con superficie aerodinámica motorizada. En general, el acelerómetro de tres ejes tendrá una posición casual en el espacio. El vector g el cual describe la aceleración de la gravedad, con un módulo, dirección y sentido constantes, _ por tanto puede descomponerse en sus tres componentes a lo largo de los vectores paralelos a los tres ejes XA, YA, Za. Obviamente, la posición del vector de gravedad g en el sistema de coordenadas XYZA también puede expresarse en coordenadas esféricas, según los ángulos f y T y el módulo de g (9.8 m/s2), a través del siguiente cambio de coordenadas:
X = g * eos f * senO Ygi = g * sencp* cosO ?s =e*cos#
de lo cual se obtiene lo siguiente :
T = asen(XgA )
donde atan2 es la función arco tangente (x) con la resolución de ambigüedad (+/-)n/2. Cada acelerómetro está sujeto a dos
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contribuidores de aceleración. La aceleración gravitatoria, descrita anteriormente, se suma vectorialmente a la aceleración aerodinámica debido al movimiento real del ala con superficie aerodinámica con respecto al sistema de referencia fijo XYZref . Los primeros medios de detección (3) por tanto pueden adaptarse para implementar, con su propia información a bordo del ala con superficie aerodinámica, algoritmos adecuados cuyo propósito es distinguir la aceleración de la gravedad de la aceleración aerodinámica, comunicando por un lado las coordenadas esféricas las cuales señalan la descomposición del vector de gravedad con respecto al sistema de coordenadas del acelerómetro (y por tanto la inclinación del acelerómetro con respecto al sistema de referencia fijo), y por otro lado, la evaluación en tiempo real de la aceleración aerodinámica. La medición de tal aceleración permite, en primer lugar, implementar técnicas de control en tiempo real las cuales son obligatorias para controlar rápidamente el vuelo de las alas de superficie aerodinámica, como se verá posteriormente en la descripción del proceso de control de acuerdo con la presente invención. Tal medida además permite la corrección instantánea de los ángulos f y T para evaluar la orientación del acelerómetro, mientras que la integración de los datos de aceleración permite una evaluación adicional de la trayectoria de vuelo del ala con
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superficie aerodinámica, completando de facto toda la información relacionada con este conocimiento. La necesidad de proporcionar al ala con superficie aerodinámica por lo menos dos acelerómetros se deriva del hecho de que es necesario distinguir aquellos movimientos de superficies aerodinámicas que pueden considerarse como rotaciones alrededor de uno de sus extremos. En este caso, sólo un acelerómetro ensamblado, por ejemplo, en el centro del ala con superficie aerodinámica, percibiría una velocidad tangencial que puede ser aproximada con vt = ? " r, donde ? es la velocidad de rotación del movimiento circular relevante, mientras que r representa la distancia del acelerómetro a partir del centro de rotación (en este caso, la mitad del ancho del ala con superficie aerodinámica) . Tal velocidad no describe correctamente el movimiento del ala con superficie aerodinámica, cuyo extremo "libre" describe una trayectoria circular con velocidad tangencial doble vt = ? · r y la aceleración centrípeta igual a ac = vt2 /r. Los dos acelerómetros dispuestos en el ala con superficie aerodinámica por tanto realizan una plataforma inercial de seis ejes con alto rendimiento y alta frecuencia de corte, la cual puede reconocer movimientos en seis ejes y describir la posición y orientación de la propia ala con superficie aerodinámica.
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Las rotaciones alrededor de un eje que no implican variaciones en la dirección del eje, la cual es paralela a Zref, sin embargo puede ser percibida por esta configuración de acelerómetros sólo integrativamente . Por lo tanto es necesario proporcionar al ala con superficie aerodinámica por lo menos un magnetometro para compensar la derivación debido a la doble integración. Los dos acelerómetros junto con el punto de salida de los cables (21) del brazo (20a) describen un triángulo totalmente conocido, del cual se conoce la longitud de cada lado. El único dato desconocido es el ángulo incluido entre el brazo y el par de cables (21) (considere la bisectriz del ángulo agudo incluida entre los dos cables 21) proyectados sobre el plano horizontal XYref . Tal ángulo puede evaluarse con mayor comodidad desde el suelo, midiéndolo directamente en el punto de salida de los cables en el brazo. Como se mencionó, los segundos medios de detección (5) se adaptan para detectar la segunda pieza de información (5a) que trata por lo menos con la cantidad de tensión sobre los cables de control del ala con superficie aerodinámica (2) y la posición, actual o emulada por los cabrestantes de la unidad de control (9) , del contrapeso; en particular, la función del contrapeso es absorber potencial o eléctricamente y almacenar el exceso de energía que puede generarse debido a un viento demasiado fuerte, y
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devolverla en los pasos en los cuales el ala con superficie aerodinámica se encuentra en condiciones inmóviles con respecto al viento. Los segundos medios de detección (5) entonces pueden comprender "medidores de esfuerzo" para medir la deflexión de los cables de control y codificadores en los cabrestantes de la unidad de control; tales codificadores, posiblemente asociados con un motor alterno, también pueden utilizarse para detectar la longitud del cable de control desenrollado desde los cabrestantes, y consecuentemente la distancia desde el ala con superficie aerodinámica a la unidad de control, y la longitud diferencial entre los dos cables de control de una misma ala con superficie aerodinámica. Además, los segundos medios de detección (5) también pueden comprender sensores de proximidad adaptados para detectar el ángulo entre los cables de control y la salida de la boquilla del brazo del sistema de "carrusel". Los segundos medios de detección (5) también pueden comprender el sistema de visión artificial terrestre óptico o por microondas, para la posición del ala con superficie aerodinámica. La visión óptica terrestre, con respecto a las microondas, tiene la desventaja de depender del tránsito de nubes las cuales ocultan el ala con superficie aerodinámica de la vista. Un sistema de visión artificial eficiente, sin embargo, proporciona una
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contribución importante en términos de seguridad, suministrando la información necesaria para evitar colisiones con helicópteros y aeronaves pequeñas en general . A partir de la primera y la segunda piezas de información (3a) y (4a) medidas respectivamente por los primero y segundo medios de detección (3) y (5) , la posición del ala con superficie aerodinámica en el espacio puede obtenerse de cualquier modo en por lo menos tres maneras diferentes: a) el procesamiento de datos que proviene de los acelerómetros y los magnetómetros a través del motor geométrico; en particular, la longitud del vector de posición del ala con superficie aerodinámica puede obtenerse a través de la integración doble de la señal de aceleración; b) combinando los datos que pueden obtenerse de codificadores de cabrestantes con la medición de ángulos entre los cables y el brazo que pueden obtenerse en el extremo del brazo; debe observarse que desde el extremo del brazo, sólo pueden evaluarse los ángulos que el par de cables de control, como un todo, generan con el brazo mismo; c) usando el sistema de visión artificial: en este caso, sin embargo, para el retraso de la información
de derivación, debe añadirse el retraso debido a la adquisición y composición de las imágenes. De manera similar, la orientación del ala con superficie aerodinámica en el espacio puede obtenerse tanto procesando los datos del acelerómetro y por medio del sistema de visión artificial. La aceleración, en lugar de ello, debe obtenerse a bordo del ala con superficie aerodinámica, debido al hecho de que el retraso introducido por el cálculo de la segunda derivada de la posición es incompatible con las técnicas de control en tiempo real que son obligatorias para controlar el vuelo de las alas con superficie aerodinámica. Esto implica que la inteligencia a bordo del ala con superficie aerodinámica se vuelve una parte integral del sistema de control 1. En una modalidad alternativa, también es posible proporcionar el uso de polímeros reológicos en la estructura del ala con superficie aerodinámica, con el propósito de realizar sistemas actuadores directamente a bordo; en tal caso, es posible asegurar que los primeros medios de detección comprenden otros sensores capaces de proporcionar señales derivadas de la retroalimentación a partir de materiales compuestos con el fin de contribuir o detectar la posición del ala con superficie aerodinámica en el espacio.
Debido a lo declarado anteriormente, la medición de la posición y la orientación del ala con superficie aerodinámica por tanto es apta para ser redundante; en particular, la evaluación de aceleración que inicia desde la información directa de posición y orientación, aunque no es eficiente en términos de redundancia en tiempo real, puede contribuir a formar la redundancia de diagnóstico del sistema para evaluar las características de vuelo del ala con superficie aerodinámica. En este contexto, puede otorgarse relevancia particular a las metodologías inventivas para designar sensores virtuales colocados juntos con el primer y/o segundo medios de detección del sistema 1. En realidad, muchas de las cantidades medidas por los sensores del primer y segundo medios de detección pueden, en caso de falla del sensor específico, estimarse también a partir de la medición de los otros sensores a través de observadores/filtros Kalman diseñados según un modelo adecuado de la conducta dinámica de las alas con superficie aerodinámica. Las ventajas de ser capaz de realizar los niveles de redundancia deseados usando un sensor virtual en lugar de alguno de los sensores reales es evidente, dependiendo en general de los costos del sensor físico y los problemas en la instalación y comunicación con el sistema de control. Estas ventajas son especialmente
relevantes para sensores a bordo de las alas con superficie aerodinámica, en donde se añaden ventajas en términos de peso y consumo de energía. En tal sentido, las experiencias pueden integrarse derivándose de la aplicación de sensores virtuales en el campo aeronáutico, como se describe en "Rilevazione, isolamento e recupero of the guasti of the sensori di assetto di aeromobili", Tesis de Graduación, Responsables: . Milanese (Dip. Automática e Informática), S. Chiesa (Dip. Ingegnera Aerospaziale) , M. Birindelli (alenia) , Politécnico di Torino, 2003 por E. Corigliano, y en el campo automotriz, como se describe en "Experimental results in vehicle sideslip angle estimation" (Resultados experimentales en la estimación del ángulo de deslizamiento lateral de vehículos), SAE 2006, Detroit di M. Milanese, D. Regruto y A. Fortina. El control numérico (7b) el cual controla las alas con superficie aerodinámica necesita aceleración e información de posición confiables en tiempo real. En particular, aceleraciones en tres ejes que describen la conducta, en el espacio tridimensional, del ala con superficie aerodinámica, deben adquirirse necesariamente a bordo de la propia ala, por tanto a una altura. Sigue la necesidad de que el sistema de transmisión de las primeras piezas de información (3a) entre el ala con superficie aerodinámica y los medios de
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procesamiento y control (7) cumplen con especificaciones estrictas en términos de rendimiento y absorción de energía. Con el fin de cumplir tales requisitos, y preferiblemente excluir la más obvia conexión galvánica entre el ala con superficie aerodinámica y los medios de procesamiento y control terrestres (7), la cual no presenta una ruta favorable para las posibles descargas atmosféricas, el sistema de transmisión puede integrarse en los cables de control del ala con superficie aerodinámica a través de por lo menos una fibra óptica de datos. La inserción de las fibras ópticas en cables debe, sin embargo, tomar en cuenta que los cables de control generalmente tienen una fibra de módulo alto y que el ambiente de trabajo es difícil tanto para el kevlar como para el polietileno UHMW. Como es conocido, el kevlar puede tener filtraciones y tiende a absorber agua, lo cual puede implicar un aumento de conductividad eléctrica en el caso de lluvia ácida y contaminantes locales, haciendo necesario utilizar fundas protectoras o mallas trenzadas, fabricadas por ejemplo con THFT, las cuales también realizan una función de prevención de abrasión. En este caso, la colocación natural de la fibra óptica se encontraría entre la funda y el haz de fibras, prestando atención a dar una cierta libertad en la longitud con el fin de no someter el componente óptico a las mismas distorsiones elásticas del
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cable . En el caso de polietileno UHMW, las consideraciones dadas para el kevlar permanecen válidas, pero debe añadirse el problema de su aplicación, la asi llamada "deformación a tensión constante", a saber, el alargamiento irreversible en el tiempo bajo esfuerzo, lo cual podría imponer un reemplazo frecuente de cables equipados con fibras ópticas, reduciendo por este medio el tiempo de trabajo real. Sin embargo, existen materiales que pueden asociarse con el polietileno, los cuales reducen el problema, que pueden tomarse en cuenta en combinación con el posible tejido de la fibra óptica dentro del haz UHMW mismo. Sin embargo, es necesario subrayar que la sección aumenta con el cuadrado del diámetro, y por tanto la sobrecarga de cables puede dimensionarse fácilmente según la fuerza máxima requerida, sin incurrir en deformación por tensión constante y sin aumentar la fuerza de resistencia aerodinámica, a saber, la resistencia que los cables presentan a la penetración del aire. Además, un modelado geométrico del ala con superficie aerodinámica de la sección del cable con el fin de hacerlo asumir formas con resistencia menor y más sustentación puede ser una solución útil . Otras fibras ópticas en los cables pueden utilizarse para suministrar energía a los primeros medios
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de detección a bordo del ala con superficie aerodinámica. Introduciendo, en una fibra multimodal de baja pérdida, una cantidad suficiente de luz en el lado de tierra, la luz puede reconvertirse a través de un módulo fotovoltaico, por ejemplo hecho de GaAS, en el lado del ala con superficie aerodinámica . Alternativamente, el sistema de transmisión puede permitir la transmisión de las primeras piezas de información en radiofrecuencia, tal solución ciertamente aparece como el método natural para una comunicación la cual necesita evitar conexiones eléctricas, pero puede ser demandante desde el punto de vista energético. Incluso si las fibras ópticas solucionaron la transmisión de información, de cualquier manera puede ser obligatorio mantener el recurso adicional representado por la transmisión de radiofrecuencia por motivos de redundancia. Si la comunicación por radio representa por lo tanto una solución de respaldo con respecto a la comunicación a través de fibras ópticas, un dispositivo de seguridad puede ordenar su activación, siendo cuidadoso acerca de las posibles interrupciones de reconocimientos de flujo óptico. Obviamente, el sistema de transmisión de radiofrecuencia puede utilizar una variedad extremadamente amplia de protocolos de comunicación para enviar las
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primeras piezas de información a los medios de procesamiento y control en tierra. Usando, por ejemplo, un protocolo de flujo continuo monodireccional, el nivel de comunicación bajo, la capa fisica, serian el mediador de radiofrecuencia, el cual puede ser un modulador FSK sencillo de información digital provisto de sensores y continuamente activo, sin embargo implica una absorción de energía continua. Sin embargo, es posible proporcionar algunas soluciones para reducir el tiempo y energía necesarios para transmitir información, como las siguientes : antenas direccionales de alta ganancia: una antena que no añade resistencia al flujo de aire puede obtenerse con terminales que cumplan con las geometrías existentes: los lugares adecuados pueden ser el tramo de cable junto al ala con superficie aerodinámica, o la pared del ala con superficie aerodinámica. Estas dos ubicaciones tendrían la ventaja de estar siempre dirigidas hacia la unidad de control, la cual albergaría la antena receptora correspondiente que comunica con los medios de procesamiento y control; - supresión de portadora: es una solución conocida como una transmisión de banda unilateral la cual permite grandes ahorros de energía, sin embargo reduce la frecuencia de bits que puede transmitirse.
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activación asincrona: esta solución requiere un software especial a bordo del transmisor el cual evalúa el significado de flujo de datos, transmitiendo información sólo en los tiempos más significativos, adoptando el concepto de cuadros clave de compresión de video. La ventaja podría ser importante, debido a que podrían obtenerse factores de reducción de la demanda energética, los cuales pueden calcularse de manera similar a los factores de compresión de datos. Alternativamente, puede utilizarse un protocolo de paquetes de datagrama, como el utilizado en internet para transferir flujos de datos sin las comprobaciones de secuencia de características y validez, adecuados para películas y transmisiones de radio. Dado que el protocolo es bidireccional, la carga de comprobar el ritmo de comunicación y la absorción eléctrica relacionada pueden transferirse al control de la estación receptora, la cual puede consultar los sensores sólo en caso de necesidad o para realinear el modelo dinámico del sistema de control con el estado real. Alternativamente, puede utilizarse un protocolo de transporte negociado asincrono, el cual es más complejo en su implementación, pero puede unir todas las ventajas de las soluciones anteriormente descritas. De hecho, es un protocolo bidireccional muy ligero y nervioso el cual puede
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originar la comunicación de desde el lado de los primeros medios de detección y desde el lado de los medios de procesamiento y control. La ausencia de una pila implica el hecho de no tener latencias que pudieran afectar negativamente la frecuencia de bits. En una alternativa adicional, es posible proporcionar el uso de un sistema de transmisión ultrasónica . De cualquier manera, los dos acelerómetros junto con el magnetómetro a bordo del ala con superficie aerodinámica producen siete flujos de información a miles de muestras por segundo. Tal flujo de datos crudos desde el ala con superficie aerodinámica hacia tierra, además de ser excesivo para la transmisión, es esencialmente inútil para el motor geométrico: El motor geométrico en la práctica debe ciclarse con una frecuencia compatible con el tamaño del sistema y las constantes de tiempo, proporcionando continuamente los datos de posición actualizados al control numérico, y pretende datos más razonados como entrada. Para tal fin, puede proporcionarse para usar medios de preprocesamiento (11) adaptados para realizar un preprocesamiento de todas o parte de las primeras piezas de información (3a) a bordo del ala con superficie aerodinámica para proporcionar las primeras piezas preprocesadas de información (3a7 ) adaptadas tanto para la
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transmisión como para un procesamiento más fácil por el motor geométrico (7a) . Para tal fin, los acelerómetros pueden equiparse con medios de preprocesamiento DSP (procesamiento de señal digital, Digital Signal Processing) integrados (11). Además, como se declaró anteriormente, los acelerómetros del tipo MEMS utilizados para recopilar información útil para conocer la trayectoria de vuelo del ala con superficie aerodinámica son sensibles tanto a las aceleraciones estáticas (gravedad) como a las aceleraciones dinámicas. Al tener que utilizar la aceleración gravitacional (estática) para medir los ángulos útiles para obtener la posición y orientación del ala con superficie aerodinámica, ocurre el problema de aislar la aceleración estática de aceleraciones aerodinámicas intensas a las cuales está sujeto el ala con superficie aerodinámica. Esta actividad puede ser realizada por un algoritmo adecuado el cual necesariamente puede ciclarse a velocidades que sean incompatibles con la velocidad de transmisión proporcionada por el sistema de transmisión y por tanto debe implementarse a través de los medios de preprocesamiento 11 a bordo del ala con superficie aerodinámica. El sistema (1) de acuerdo con la presente invención además comprende por lo menos un sistema de suministro de los primeros medios de detección y de los
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componentes del sistema de transmisión a bordo del ala con superficie aerodinámica; obviamente, tales primeros medios y componentes pueden autoabastecerse a través de sus propias baterías. Por tanto es necesario tomar en cuenta el hecho de que el sistema 1 de acuerdo con la presente invención, sobre todo si se utiliza en asociación con el sistema de "carrusel", puede requerir autonomías de energía altas, con el fin de evitar tener que llevar el ala con superficie aerodinámica a tierra con demasiada frecuencia para reemplazar o recargar las baterías, con la consecuente carga de tener que detener la operación del sistema de "carrusel". Además, es útil tomar en cuenta que el sistema (1) debe ser capaz de funcionar en contacto con fuerzas y eventos naturales, como lluvia, nieve, hielo, grandes variaciones de viento, descargas atmosféricas, día, noche, sol. Con el fin de hacer disponible la demanda de energía limitada a bordo del ala de superficie aerodinámica, se han provisto soluciones alternas al autosuministro, el cual explota el sol y los elementos de viento aparentes. El sistema de suministro de hecho puede comprender módulos fotovoltaicos de película delgada, sobre un soporte de plástico, los cuales pueden aplicarse ventajosamente en el ala de superficie aerodinámica sin modificar sus características aerodinámicas y peso. Estos módulos obviamente deben producir una cantidad de energía
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suficiente para alimentar los componentes electrónicos a bordo, aumentando la capacidad de recarga de posibles acumuladores durante la noche. Alternativamente, es posible explotar el flujo de viento aparente el cual siempre está disponible alrededor del ala con superficie aerodinámica; el sistema de suministro por tanto puede comprender por lo menos una microturbina eólica introducida en un generador de imán permanente pequeño y alimentado por el viento aparente . La presente invención además se refiere a un proceso para controlar automáticamente el vuelo de alas motorizadas de superficie aerodinámica, preferiblemente a través de un sistema (1) como el anteriormente descrito. Específicamente el proceso de acuerdo con la presente invención funciona predictivamente de acuerdo con una "estrategia de control preferida" con base en la observación y predicción de futuras condiciones de vuelo de las alas con superficie aerodinámica, tomando en cuenta situaciones críticas y errores debido a la predicción, permitiendo evitar los máximos locales, oscilaciones y superficies aerodinámicas que controlen la inestabilidad. Como se vio anteriormente, el sistema (1) de acuerdo con la presenta invención está configurado en una manera tal que los medios de procesamiento y control (7) adquieren como entrada información tal como posición, aceleraciones,
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fuerzas y otras cantidades definidas geométricamente, las procesan, y como salida operan los cabrestantes que controlan la trayectoria de vuelo del ala con superficie aerodinámica . Con el fin de describir mejor la lógica para implementar el proceso de acuerdo con la presente invención, es útil para tratar de nuevo con la dinámica de comportamiento del ala con superficie aerodinámica. Con referencia en particular a la FIG. 3, es posible notar esquemáticamente las condiciones del frente de viento o de la corriente eólica W la cual el ala con superficie aerodinámica (2) es capaz de interceptar, en los instantes siguientes, con respecto a una referencia integral con el punto de restricción de los cables de control (21) a tierra. La FIG. 3 describe, de hecho, un cuarto de esfera el cual es el área de navegación del ala con superficie aerodinámica (2) , en el centro de la cual se define la asi llamada "zona de poder", en la cual el ala con superficie aerodinámica (2) expresa la tracción máxima sobre los cables de control (21) . Al alejarse de 1" "zona de poder" (31) , a través de una zona (32) de la ventana la cual puede ser navegada por el ala con superficie aerodinámica (2) en la cual la tracción sobre los cables de control (21) se reduce progresivamente, se alcanza un borde (22) de la ventana el cual puede ser navegado por el ala con
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superficie aerodinámica (2), en el cual la tracción sobre los cables de control (21) se reduce altamente. Con referencia a la FIG. 4a y 4b, imagine que ahora toma en cuenta, en el instante actual, el ala con superficie aerodinámica (2) colocado en el centro de un plano "objetivo" ideal P, definido unívocamente como normal a la bisectriz del ángulo formado por los dos cables de control (21) . El proceso de acuerdo con la presente invención, al operar a través del sistema (1) , puede decidir si el ala con superficie aerodinámica (2) debe realizar cualquiera de las trayectorias de vuelo posibles TVi, TV2, TV3, ... , TVn, comenzando desde la posición actual al centro del plano P. Sobre este plano P, es posible dividir las trayectorias de vuelo que el ala con superficie aerodinámica (2) puede recorrer dependiendo del tiempo necesario T0, ??, T2, ···, Tn, para alcanzar cada punto. En particular, es posible tomar en cuenta los siguientes intervalos de tiempo los cuales corresponden a las siguientes posiciones angulares del brazo (20a) del sistema de "carrusel" (20) . La trayectoria de vuelo del ala con superficie aerodinámica (2) por tanto ocurrirá en sincronía con el movimiento del brazo (20a) . Para mayor simplicidad, consideremos en particular la FIG. 4b con coordenadas relacionadas con el ala con superficie aerodinámica (2) . El sistema de
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referencia cartesiano es integral con el ala con superficie aerodinámica (2) y se mueve en el espacio junto con éste. El ala con superficie aerodinámica (2) por tanto siempre se encuentra en el centro del plano P. Sólo los tiempos fluyen. El diagrama no señala el punto en donde uno debe ir, ya que es una evaluación futura. Cuando el primer intervalo de tiempo To ha transcurrido, el sistema de referencia integral con el ala con superficie aerodinámica dibuja de nuevo un "objetivo" el cual es totalmente similar al anterior, con la única diferencia de que el tiempo Ti se ha convertido en T0, y asi sucesivamente. Ta representa, por tanto, el conjunto de puntos que pueden ser alcanzados por el ala con superficie aerodinámica (2) en su trayectoria de vuelo en 1 paso, T2 el conjunto de puntos que puede ser alcanzado en 2 pasos, y asi sucesivamente. El ala con superficie aerodinámica (2) de cualquier manera se encuentra siempre en el centro del plano "objetivo" P. Para simplicidad, la FIG. 2a y 2b muestran como un ejemplo el plano "objetivo" P hasta el tiempo T2, pero obviamente el número n de pasos que pueden observarse puede ser diferente. Con el fin de evaluar sus propias estrategias de control y elegir una trayectoria de vuelo que el ala con superficie aerodinámica debe realizar, el proceso de acuerdo con la presente invención utiliza parámetros de
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vuelo y control. Por tanto, con referencia a la FIG. 5, es posible notar el plano "objetivo" P en el cual se incluyen gráficamente algunos parámetros de vuelo y control para el proceso de acuerdo con la presente invención. La FIG. 5 muestra cómo los parámetros en forma simplificada cambian en el espacio, habiendo reducido la complejidad de las roto-traslaciones del sistema de "carrusel" en un modelo integral con el sistema de referencia del ala con superficie aerodinámica (2) . La morfología y características de tales parámetros son una parte esencial de la información que permite al control decidir la estrategia de vuelo del ala con superficie aerodinámica (2) . De hecho es posible de esta manera representar un movimiento, dirección y posición óptimos para alcanzar la altura ideal Q con el fin de tener el mejor viento, o el cual es el mejor ángulo de incidencia con respecto al viento, pero al mismo tiempo es posible representar otros parámetros, como por ejemplo el área de tracción máxima deseable T, áreas de interdicción ZI (áreas en las cuales existen, por ejemplo, situaciones de esfuerzo estructural intolerable, inestabilidad, fuerzas excesivas) y los parámetros funcionales del sistema (1) , como las áreas en las cuales el contrapeso C, el cual se utiliza para mantener los parámetros de vuelo del ala con
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superficie aerodinámica (2) constantes y para ajustar rápidamente la longitud de los cables de control (longitud dinámica) , se mantiene a la mitad de su propia dinámica. La gráfica C correspondiente al contrapeso, por ejemplo, puede asumir posiciones útiles para levantar el contrapeso o para hacerlo descender. También los cabrestantes de la unidad de control pueden estar sujetos a parámetros, dado que señalan la longitud absoluta de los cables. La gráfica del parámetro de altura Q, en su lugar, representa el área óptima para problemas de altura. La gráfica del parámetro de maniobra M, en su lugar, representa el área óptima para realizar la maniobra más importante en el vuelo del ala con superficie aerodinámica (2) definido como viraje de azimut, el cual consiste en maniobras súbitas durante las cuales el ala con superficie aerodinámica (2) es controlado para realizar una transición rápida entre desplazamientos de vuelo. Con referencia especifica a la FIG. 6, es posible notar que, en general, si el ala con superficie aerodinámica motorizado (2) está libre para analizar el frente de viento, no solamente la tracción que puede ejercer sobre los cables de control (y por tanto sobre los brazos del sistema de "carrusel" 20) es más grande que aquella ejercida manteniendo el ala con superficie aerodinámica inmóvil en el punto de resistencia máxima del viento, pero el área en donde las alas con superficie
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aerodinámica tienen un efecto de frenado sobre la rotación del sistema de "carrusel" (20) se elimina completamente. En el área contra el viento (37), o nariz, la capacidad de controlar el vuelo del ala con superficie aerodinámica (2) permite realizar el viraje de azimut, el cual consisten en una transición rápida entre los dos desplazamientos (36) y (38) durante los cuales el ala con superficie aerodinámica (2) se desplaza en el aire una distancia igual a por lo menos tres veces el arco de la circunferencia (34) afectado en el tiempo en el cual el sistema de "carrusel" (20) viaja a lo largo de tal arco. El control de vuelo debe tener cuidado que la maniobra, además de realizarse rápidamente, no debe tener una influencia negativa en la producción de energía. En la FIG. 6, la posición de cada ala con superficie aerodinámica es aleatoria, a saber, la imagen debe considerarse como una instantánea superior de la operación del sistema de "carrusel". En esta configuración, cada ala con superficie aerodinámica es libre de buscar la máxima intensidad del viento, evitando las áreas frontales de viento agotadas por el paso del ala con superficie aerodinámica previo inmediato. La dimensión de cada gráfica (altura, contrapeso, etc.) es proporcional a la tolerancia permitida del parámetro relacionado. Cada parámetro tiene a la vez un peso relativo PQ, Pc, Pu, ???/· ?t^ una altura relativa con
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respecto a todas las alturas, la cual se describirá a continuación. Desde el plano P mostrado en la FIG. 5, una vez que ha realizado la maniobra y el intervalo de tiempo To ha transcurrido, uno pasa a un nuevo plano P, recalculado para la siguiente decisión. Si las situaciones globales son constantes, las gráficas relacionadas con cada parámetro tienden a estar concentradas . La opción de representar gráficamente las áreas óptimas para cada parámetro considerado es el método para resolver las ambigüedades y entender cuál decisión debe elegirse. Tal estrategia es útil para no caer en el máximo local, a saber posiciones las cuales parecen ser las mejores, pero no lo son. El proceso siempre tiene información disponible, en una forma directa o una forma derivada de la primera y segunda piezas de información detectadas por los medios d detección del sistema (1) , relacionados con la altura de vuelo del ala con superficie aerodinámica, a la dinámica del contrapeso, los valores de tracción, el cálculo de seguridad en áreas de interdicción, al momento en el cual deben hacerse las maniobras. Tomemos en cuenta, por ejemplo, la maniobra más importante en el vuelo del ala con superficie aerodinámica, la cual ha sido definida como viraje de azimut. Decidiendo si realizarlo puede ser un evento accionado: bajo tales condiciones, de hecho, el
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proceso de acuerdo con la presente invención puede proporcionar un paso de emergencia en el cual se muestra al ala con superficie aerodinámica qué maniobra debe realizar con máxima prioridad. No debe excluirse que una estrategia previsora automáticamente concibe la maniobra sin necesidad de sugerirla. Si se alcanza una buena profundidad de tiempo de evaluación, el viraje ocurrirá en un momento ideal calculado según la información y parámetros actuales, dado que supuestamente esta es la acción más inteligente para no eliminar tracción, no perder dinámica en el contrapeso y cumplir con una cierta altura antes de dirigirse a las áreas de interdicción. El paso de proceso, el cual decide en cada paso la dirección de vuelo que el ala con superficie aerodinámica puede tomar, puede representarse visualmente como una matriz, como la mostrada en la siguiente Tabla 1, conteniendo, para cada parámetro, las mejores coordenadas XY en momentos T0, Ti, T2, ... , Tn, en el plano normal con respecto al baricentro de los cables de control. Tabla 1
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interdicción Maniobra PM XoYo ????? MX2Y2 MX„Yn Resultante RXoYo RXiYi RX2Y2 RXnYn PT PTo PTi PT2 PTn
La .matriz en la Tabla 1 por tanto contiene los datos deseados. La diferencia entre la altura actual y la altura deseada puede hacer que uno acceda a la lógica de controles numéricos o el cálculo de errores . Esta característica es intrínseca en la matriz: esencialmente, son coordinadas actuales y coordenadas deseadas para T0, Ti, T2, ... , Tn. Todos los parámetros tratados en la matriz crean pares de valores XY para un instante en el tiempo T0, Ti, T2, ···, Tn. El proceso entonces fotografía la situación en la cual se encuentra el ala con superficie aerodinámica, y transforma el plano P en la FIG. 5 en números y coordenadas. Tomando en cuenta, por ejemplo, el problema de la altura, el valor QX0Yo de la matriz señala un punto en la vecindad del parámetro de altura, tendiendo al centro de la gráfica de altura Q en la FIG. 5. La forma circular hace que todo concuerde en los tiempos, en los cuales la tendencia está clara: aumento en ??,?2· En el caso de tracción, el proceso ya puede calcular la evolución del punto ideal en el tiempo. Por tanto, la forma de los datos deseados no es circular.
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Obviamente, el peso relativo PQ, Pc, PM, PZI, PT de cada parámetro relacionado Q, C, M, ZI, T puede ser aj ustable, y tal ajuste puede ser dinámico (retroactivo) . Al analizar, por ejemplo, el error medio de la altura deseada con respecto a la altura actual, etc., el proceso puede tomar en cuenta los parámetros más difíciles a satisfacer. Un proceso retroactivo corrige los pesos de los parámetros más críticos, en una manera tal que las decisiones sobre tales parámetros sean más importantes. Puede darse una medida a este tipo de error, por ejemplo una medida en porcentaje, estandarizada para cada parámetro con respecto a un valor de error máximo. Por ejemplo, si al transcurrir el tiempo el contrapeso siempre se encuentra fuera del centro dinámico y corre el riesgo de llegar al final de su recorrido, esta estandarización permite localizar cuál es el parámetro que comete más errores. Puede ser un proceso independiente el cual ajusta los pesos de cada parámetro. Una vez que se han recopilado las mejores coordenadas para cada parámetro, el proceso proporciona un paso en el cual la suma de vectores de todas las coordenadas en el momento T0. El vector resultante es RX0Yo, el cual aún no es la dirección de la trayectoria de vuelo en la cual debe moverse el ala con superficie aerodinámica, dado que aún debe considerarse la predicción para el
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futuro. El proceso entonces calcula las sumas vectoriales para todos los pasos futuros RX1Y1, RX2Y2, ... , RXnYn y entonces se introducen los pesos de tiempo PT0, ???, PT2, ... , PTn, los cuales dan prioridad a las estrategias a corto plazo, evitando al mismo tiempo tomar el ala con superficie aerodinámica en áreas criticas potenciales. Obviamente, también los pesos PT0, ???, PT2, PTn, pueden ser ajustables. A través del cálculo de la matriz en la Tabla 1, el proceso de acuerdo con la presente invención localiza una coordenada instantánea ideal (objetivo) hacia la cual uno tiende con la maniobra del ala con superficie aerodinámica a lo largo de su trayectoria de vuelo. Una vez habiendo encontrado la coordenada ideal, es necesario hacerse cargo de la maniobra y del control de los cables de control con el fin de hacer que el ala con superficie aerodinámica alcance su objetivo. El proceso entonces comprende un paso de elegir la mejor ruta (la ruta más corta, evitando las áreas de interdicción, etc.) con el fin de llevar el ala con superficie aerodinámica desde la posición actual al objetivo. En este paso, por tanto, el proceso decide, según el objetivo a alcanzar, la mejor trayectoria de vuelo para alcanzarlo minimizando el tiempo, dado que colocar el ala con superficie aerodinámica siempre correctamente en la secuencia de objetivos ubicado en la
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mejor posición, garantiza producir la máxima energía con la máxima seguridad y el máximos cumplimiento de las especificaciones dinámicas. El núcleo del problema en este paso es cómo transferir las coordenadas del objetivo en tracción. El paso de elegir la mejor ruta por tanto usa un sistema de navegación inercial (INS) soportado por un modelo dinámico del ala con superficie aerodinámica (FVM) tomando en cuenta ecuaciones e inercias de vuelo del ala con superficie aerodinámica, junto con el porcentaje de reacción que puede tener según el diferencial de tracción sobre los cables. Las inercias y tracción describen la ley de maniobra del ala con superficie aerodinámica; es adecuado para tomar en cuenta las evaluaciones predictivas de la mejor ruta, al evaluar todas las posibles rutas y evaluar la maniobra con un árbol de decisiones. En este paso, las velocidades aparentes y las tracciones se toman en cuenta, y es posible evaluar con precisión la estrategia de la mejor ruta. La sinergia entre la navegación inercial y la información proporcionada por el modelado dinámico, a saber, el modelo de movimiento obtenido a partir de la historia de las posiciones del ala con superficie aerodinámica, desde las entradas de control y las fuerzas que operan sobre el ala con superficie aerodinámica mismo se han demostrado ampliamente en el pasado usando ecuaciones dinámicas del vehículo (por ejemplo por Koifman
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y Bar-Itzhac, 1999; Ma et al., 2003). Estos estudios demuestran que las ventajas principales de utilizar un modelo de vehículo es la mejora de la capácidad de observar las fuentes de error en el INS. En el sistema de navegación inercial INS, la posición (pn) , velocidad (vn) y ángulos Eulero (?) del ala con superficie aerodinámica, referidos a un sistema de referencia n= [N, E, D] (norte, este, abajo) se calculan como sigue:
%=Eb"a>b
donde gn es la aceleración gravitatoria, fb es vector de aceleración sobre los tres ejes, cob es rotación. Cnb y Enb son, respectivamente, las matrices transformación y rotación, definidas como sigue:
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donde s ( . ) , c ( . ) y t ( . ) representan sen ( . ) , eos ( . ) y tan ( . ) , mientras que ?= [f, ?, ?] son los ángulos Eulero . El modelo dinámico del ala con superficie aerodinámica (FVM) con seis grados de libertad en su lugar está compuesto por un conjunto de ecuaciones las cuales proporcionan variables de estado del ala con superficie aerodinámica, compuestas por posición, velocidad, ángulos Eulero y rotaciones por medio de las variables de control del ala, las cuales se asume que se conocen a partir del sistema 1. El movimiento del ala con superficie aerodinámica puede ser descrito por el siguiente sistema de ecuaciones de movimiento, en el cual las fuerzas que operan sobre el vehículo son función de la posición, velocidad, ángulos Eulero y rotación actual del ala con superficie aerodinámica :
ú - rv - qw + gx + [Fx I m ]
q =C7pr + C6(p2 - r2) + C5M † =C9pq - C3qr + C2l + CSN
donde vb=[u,v,w] son los componentes de velocidad
a lo largo de los tres ejes en el sistema de referencia del ala con superficie aerodinámica, <¾=[p,q,r] son las rotaciones del ala, Fx, Fy Fz e I, M, N son los componentes de la fuerza y de los momentos que actúan sobre el ala con superficie aerodinámica a lo largo de sus propios ejes. gx, gy gz son los componentes del vector de aceleración gravitacional descompuesto en el sistema de referencia del ala con superficie aerodinámica, cuya masa se designa como m. Los coeficientes C0-g se obtienen comenzando desde la matriz de inercia I. Por ejemplo, pueden existir dos métodos a través de los cuales puede aplicarse el modelo dinámico del ala de superficie aerodinámica FVM como apoyo al sistema de navegación inercial: un primer método implica la comparación y corrección de la velocidad y altitud del ala con superficie aerodinámica tal como se obtienen, independientemente, desde el INS y el FVM. El segundo método utiliza el pronóstico de aceleración y rotación realizado por el FVM con el fin de realizar una calibración directa de la unidad de medición inercial (IMU) . En ambos casos, el INS, procesa la posición del ala con superficie aerodinámica, la velocidad y los ángulos Eulero (los cuales describen la rotación) para integrar las mediciones de aceleración y rotación provistas por la IMÜ a bordo del ala con superficie aerodinámica. En el primer método, sin
embargo, el modelo de ala con superficie aerodinámica calcula la velocidad y ángulos del ala con superficie aerodinámica utilizando las entradas de control de la aeronave misma. Además, la implementación real de FMV e INS aprovecha la aplicación de los desarrollos más recientes de las matemáticas basadas en cuaterniones . La tarea de un Filtro Kalman Ampliado (EKF) es evaluar los errores de INS y FVM observando las diferencias entre los datos de velocidad y ángulos respectivamente producidos por INS y FVM. En el segundo método, en su lugar, el FMV se utiliza para calcular la estimación de aceleración y rotación directamente desde las entradas de control. La entrada del filtro Kalman ampliado por tanto se compone de las diferencias de las estimaciones entre aceleración y rotación calculadas por FVM y aquellas leídas a partir de sensores usados. El EKF por tanto se utiliza para estimar errores de aceleración y rotación de sensores y FVM, las cuales se usan entonces para corregir consecuentemente los sensores y FVM. La maniobra del ala con superficie aerodinámica, sin embargo, tiene el problema de calibrarse. Es verdad que uno puede decidir la cantidad de maniobra, pero la cantidad permanece por definirse. De hecho existe el riesgo de oscilación, en una ganancia excesiva, debido a causas de
inercia, elasticidad de la cadena cinemática (los cabrestantes están en el suelo, la maniobra ocurre en el aire) y el retraso de medición (despreciable) . Por tanto existe el riesgo de realizar maniobras no calibradas, insuficientes o exageradas, las cuales obligan a realizar correcciones continuas (compensación opuesta) , con el riesgo de oscilar incontrolablemente. Con el fin de solucionar este grupo de problemas, el arte de control ya ha concebido técnicas como el filtro Hinf y el filtro Kalman ya mencionado, los cuales consideran el retraso de actuación como una de las alteraciones, uno de los ruidos que el control debe manejar, optimizando la maniobra y limitándola con filtros y metodologías los cuales se calibran en el sistema o autocalibracion. El proceso descrito de acuerdo con la presente invención puede equiparse con capacidades predictivas cuya profundidad de tiempo es una función de la potencia de procesamiento de información del sistema de acuerdo con la presente invención. La otra característica mayor la cual permite pronosticar los problemas anteriormente descritos es que los medios de procesamiento y control reciben información relacionada con la aceleración. Por tanto, se percibe una maniobra excesiva en gran medida anticipadamente con respecto al momento en que ocurre el movimiento y esto debe poner el sistema en una situación sub-crítica en la cual
las oscilaciones no pueden accionarse debido a la capacidad de los sensores de proporcionar datos 180° anticipadamente al movimiento. Si tales datos de posición están disponibles directamente, se realizaría una nueva operación una vez que se ha realizado el daño, mientras que la aceleración anuncia el daño. Debido a lo declarado anteriormente, el proceso de acuerdo con la presente invención por tanto comprende los pasos de: a) detectar las primeras piezas de información
(3a) a través de los primeros medios de detección (3) relacionados con un instante actual de la trayectoria de vuelo del ala con superficie aerodinámica; posiblemente reprocesar todo o parte de las primeras piezas de información (3a) a través de los medios de preprocesamiento (11) para obtener las primeras piezas preprocesadas de información (3a* ) ; b) detectar las segundas piezas de información 5a a través de los segundos medios de detección 5a relacionados con un instante actual de la trayectoria de vuelo del ala con superficie aerodinámica; c) enviar a través del sistema de transmisión las primeras piezas de información (3a), (3a') a los medios de procesamiento y control (7), específicamente al motor geométrico (7a) ;
d) enviar las segundas piezas de información (5a) a los medios de procesamiento y control (7), específicamente al motor geométrico (7a) ; e) a partir de las primeras piezas de información 3a, 3a' y las segundas piezas de información, obtener directa o indirectamente valores relacionados por lo menos con la posición actual XY y la altura de vuelo actual del ala con superficie aerodinámica, con la dinámica de contrapeso y la tracción en los cables de control; f) definir los parámetros de control, tales como por ejemplo la altura Q, la dinámica del contrapeso C, maniobra , áreas de interdicción ZI, tracción T de los cables de control; posiblemente definiendo una tolerancia para cada uno de tales parámetros; g) definir un peso relativo PQ, Pc, ??? Pzir ^?, para cada uno de los parámetros de vuelo y control; h) calcular para cada parámetro las mejores coordenadas XY en los siguientes tiempos T0, ??, T2, .·., t?; i) calcular la suma vectorial RX0Yo de todas las coordenadas en el tiempo T0; j ) calcular las sumas vectoriales RXiYi, RX2Y2, RXnYn para todos los tiempos futuros T0, Ti, T2, Tn; k) definir y aplicar los pesos de tiempo PT0, PTi, PT2, ... , PTn para las sumas vectoriales;
1) elegir los mejores entre RX1Y1, RX2Y2, RXnYn como una coordenada instantánea ideal (objetivo) a la cual debe tender la maniobra del ala con superficie aerodinámica; m) elegir la mejor ruta de trayectoria, TVi,
TV2, TV3, ... , Tn para llevar el ala con superficie aerodinámica desde su posición actual al objetivo; n) llevar el ala con superficie aerodinámica desde las coordenadas de la posición actual al objetivo actuando sobre la unidad de control a través del control numérico (7b) del sistema (1) ; preferiblemente utilizando un sistema de navegación inercial (INS) soportado' por un modelo dinámico del ala con superficie aerodinámica (FVM) ; o) repetir los pasos a) hasta n) a cada intervalo de tiempo At definido como la frecuencia del ciclo de control, puede asumirse que el proceso de acuerdo con la presente invención también comprende un paso de ajusfar retroactivamente la longitud de At, haciendo de facto la frecuencia del ciclo ajustable. Si At es corta, el proceso realizará un análisis predictivo preciso y detallado, pero posiblemente exuberante y con previsión escasa, a corto plazo, dado que los n pasos posibles en el tiempo no alcanza globalmente una distancia de tiempo óptimo desde el instante actual: por tanto se hace necesario relacionar los pasos del pronóstico del futuro
con la longitud de los pasos, con el fin de optimizar la profundidad de tiempo de la ruta de vuelo del ala con superficie aerodinámica a realizar. Por tanto es adecuado evaluar la oportunidad de realizar un pronóstico el cual abarque demasiado en el futuro: es razonable asumir que proporcionar más de una revolución del sistema de "carrusel" es inútil, dado que, bajo condiciones de estabilidad, la situación se repite. La duración inicial de At es probablemente aquella que corresponde a la duración de una maniobra compleja, como el viraje de azimut del ala con superficie aerodinámica.
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