WO2014102437A1 - Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control - Google Patents

Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control Download PDF

Info

Publication number
WO2014102437A1
WO2014102437A1 PCT/ES2013/070935 ES2013070935W WO2014102437A1 WO 2014102437 A1 WO2014102437 A1 WO 2014102437A1 ES 2013070935 W ES2013070935 W ES 2013070935W WO 2014102437 A1 WO2014102437 A1 WO 2014102437A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
control system
cable
control
module
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/ES2013/070935
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Konstantin Kondak
Manuel BEJAR DOMINGUEZ
Anibal Ollero Baturone
Luis Alberto SANDINO VELAZQUEZ
Daniel SANTAMARIA RUBIO
Antonio Jimenez
Francisco Alarcon Romero
Luis Antidio VIGURIA JIMENEZ
Carlos ALBO SANCHEZ-BEDOYA
Allan ANDERSON BELL SEILER
Pablo GIL MONTAÑO
Silvia De Los Santos Trigo
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Universidad de Sevilla
Universidad Pablo de Olavide
Fundacion Andaluza para el Desarrollo Aeroespacial
Original Assignee
Universidad de Sevilla
Universidad Pablo de Olavide
Fundacion Andaluza para el Desarrollo Aeroespacial
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Universidad de Sevilla, Universidad Pablo de Olavide, Fundacion Andaluza para el Desarrollo Aeroespacial filed Critical Universidad de Sevilla
Publication of WO2014102437A1 publication Critical patent/WO2014102437A1/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • G05D1/0684—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing on a moving platform, e.g. aircraft carrier
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/17—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/60—Tethered aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/90—Launching from or landing on platforms
    • B64U70/92—Portable platforms
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0866—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted to captive aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B64U2201/202—Remote controls using tethers for connecting to ground station

Definitions

  • Control system of unmanned rotary wing aircraft for vertical landing on mobile surfaces by pre-feeding forces in the control system
  • the invention consists in an improvement of the control system for the landing of an unmanned VTOL aircraft on a mobile platform.
  • the sector of the technique to which the present invention is intended is aerospace, or for landing assistance devices
  • Both are based on maintaining a constant tension in the cable that connects the helicopter with the platform by hydraulic means.
  • the constant tension in the cable increases the stability of the platform-cable-helicopter system against possible disturbances induced by external agents - typically meteorological -, facilitating the work of the pilot during landing.
  • Other systems JP 5330493 A 19931214), in addition to maintaining constant tension in the cable, also measure the angle that the cable forms with the platform and the aircraft.
  • the system in question consists of a controller whose objective is to keep the cable perpendicular to the aircraft and the platform in order to get it to land at the desired point.
  • the invention consists in an improvement of the control system for the landing of an unmanned VTOL aircraft on a mobile platform.
  • the improvement is based on the addition of a control system consisting of sensors, which measure the tension of the cable that joins the aircraft with the landing platform and the orientation angles of said cable with respect to a system associated with the aircraft, and a control module that takes as inputs the voltage - both in magnitude and in direction - obtained from the mentioned sensors, in addition to the control instructions generated by the aircraft controller.
  • the control module object of the invention calculates, based on the tension in the cable, corrections to be introduced in the control instructions.
  • the information on the orientation of the cable makes it possible to increase the accuracy of the estimation of the position of the aircraft in relation to the landing platform. Indeed, if the cable is short enough and its tension is high, we can assume that it takes the form of a straight line that connects the aircraft with the platform.
  • the relative position of the aircraft can be estimated from its height and the angle it forms. the cable with the vertical. The relative position value obtained by this method can then be used to increase the accuracy of the position estimate provided by the rest of the aircraft's sensors.
  • FIGURES Figure 1 General view of the aircraft and platform in landing configuration.
  • FIG. 1 Diagram of the sensor system that allows measuring the angle and tension of the cable.
  • a scheme of the system is shown that allows measuring the tension of the cable that joins the aircraft with the landing platform, as well as the angles that the cable forms with the aircraft.
  • FIG. 1 Block diagram of the control system.
  • a block diagram of the automatic control system of the aircraft is shown. The diagram highlights the modules that are part of the invention and that improve the behavior of current automatic control systems.
  • Figure 3 shows the scheme of the automatic control system of an unmanned aircraft, to which the components object of the invention have been added, the latter being distinguished by being framed in the dashed box.
  • the control system aims to set the position and attitude of the aircraft from the desired position and attitude P d and the estimated position and attitude P.
  • the control system represented consists of two nested control loops .
  • the first control module 'Control 1' generates a force setpoint - in module F and direction ⁇ - that the main rotor of the aircraft must exercise.
  • the module F setpoint is used directly to act on the power control of the aircraft.
  • the angle setpoints are the inputs of a second internal control module 'Control 2, which generates setpoints of force pairs T that must be applied to the rotor to orient its plane, based on the difference between the address setpoint ⁇ ⁇ and the same measure ⁇ .
  • the instructions T directly feed the module identified as 'Drider actuators'.
  • Said module generates the signals A necessary for the operation of the actuators, which could be, for example, signals modulated in pulse width.
  • the effect of the application of these signals on the system is measured by on-board sensors, which may include, among others, gyroscopes, inertial sensors, satellite positioning.
  • the data provided by these sensors have been grouped under the nomenclature S.
  • the 'Estimator' module is responsible for providing the P estimate of the position and attitude of the aircraft based on the sensor measurements, thus closing the control loop.
  • the exposed system is improved by adding an additional module 'Pre-feeding' for the calculation of the correction by pre-feeding, as well as by including the voltage and angle signals [H and 1; oc 2 respectively) of the cable that connects the aircraft with the platform as new inputs of the 'Estimator' module.
  • the voltage measurement is obtained from a sensor placed for that purpose on the part that connects the cable with the aircraft (element 9, Figure 3).
  • the measures of angles 1; 2 are obtained from two angle sensors located perpendicularly (elements 7 and 8, Figure 3).
  • the signals H, ai and 2 allow the pre-feed signal calculation module to generate a correction signal of the actuation signals T.
  • the signals H, ai and 2 are measurements of the voltage in module and angles in the cable that links the aircraft with the platform. Any disturbing force on the aircraft (such as that generated by a gust of wind) has an immediate effect on the tension in the cable, as well as a first-order effect on the speed of the aircraft and second order on the position, as described in Newton's 2- Law
  • the pre-feed correction calculation module can calculate a new corrected action setpoint T, anticipating the effect that the disturbing force will have on the position and attitude S of The aircraft.
  • the measurement of the cable angle can be used to improve the estimation of the relative position between the aircraft and the platform, by sensory fusion with the rest of the position and attitude estimation sensors of the aircraft.
  • the aerial platform is an unmanned helicopter to which a cardan joint has been incorporated into its base at whose end the cable connecting the aircraft to the platform.
  • the aerial platform is an unmanned helicopter to which a cardan joint has been incorporated into its base at whose end the cable connecting the aircraft to the platform.
  • there are two encoders which could be optical or otherwise, to measure the angle of each joint of the cardan joint.
  • a piezoelectric sensor could be used.
  • Figure 4 shows the previously described set, including the encoders (17, 18), as well as the force sensor (19).
  • the electrical signals provided by the aforementioned sensors are adapted by the electronics on board the aircraft and read by a microcontroller that converts them into digital format.
  • the microcontroller provides the values of the angle and voltage signals to the aircraft control system, which runs on a computer on board it.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Lift-Guide Devices, And Elevator Ropes And Cables (AREA)

Abstract

Mejora del sistema de control para el aterrizaje de una aeronave VTOL no tripulada sobre una plataforma móvil, consistente en la adición de un sistema de control basado en unos sensores, que miden la tensión del cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje y los ángulos de orientación de dicho cable con respecto a un sistema asociado a la aeronave, y un módulo de control que toma como entradas la tensión –tanto en magnitud como en dirección-, obtenida de los citados sensores, además de las consignas de control generadas por el controlador de la aeronave. El módulo de control objeto de la invención calcula, a partir de la tensión en el cable, correcciones a introducir en las consignas de control, que se adelantan a las perturbaciones que se producirán en la posición de la aeronave como consecuencia de los cambios en la tensión del cable.

Description

DESCRIPCION
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control.
OBJETO DE LA INVENCION La invención consiste en una mejora del sistema de control para el aterrizaje de una aeronave VTOL no tripulada sobre una plataforma móvil.
El sector de la técnica a que se destina la presente invención es el aeroespacial, o para dispositivos de ayuda al aterrizaje
ANTECEDENTES EN EL ESTADO DE LA TÉCNICA La operación de aeronaves de despegue y aterrizaje vertical desde buques presenta diversas características que la convierten en una maniobra no exenta de dificultades. En el caso de condiciones atmosféricas o de mar desfavorables, el problema se agrava debido a las grandes perturbaciones que pueden producirse en la posición y actitud tanto de la aeronave como de la plataforma de aterrizaje. Actualmente se utilizan diversas técnicas para incrementar la seguridad de dichas maniobras en aeronaves tripuladas. Una solución que ha demostrado ser efectiva es la utilización de un cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje (US3801050, US2453851 ). De entre estos métodos basados en cable, cabe destacar el sistema Beartrap utilizado por la marina canadiense y RAST empleado por el ejército estadounidense (US3303807). Ambos se basan en mantener una tensión constante en el cable que une el helicóptero con la plataforma mediante medios hidráulicos. La tensión constante en el cable incrementa la estabilidad del sistema plataforma-cable-helicóptero ante posibles perturbaciones inducidas por agentes externos -típicamente meteorológicos-, facilitando la labor del piloto durante el aterrizaje. Otros sistemas (JP 5330493 A 19931214), además de mantener la tensión constante en el cable, también realizan mediciones del ángulo que forma el cable con la plataforma y la aeronave. El sistema en cuestión consta de un controlador cuyo objetivo es mantener el cable perpendicular a la aeronave y la plataforma para así conseguir que la misma aterrice en el punto deseado. Este sistema, sin embargo, únicamente permite medir el efecto que posibles perturbaciones tengan sobre la posición de la aeronave una vez que ésta haya cambiado, no siendo posible prever dicho efecto a partir de la causa misma (una fuerza perturbadora). Además, en los sistemas mencionados, únicamente se realiza el control del ángulo que forma el cable con la aeronave, no utilizándose las medidas de ángulo para incrementar la precisión del posicionamiento relativo de la misma con respecto a la plataforma de aterrizaje.
Otros métodos empleados para facilitar la maniobra consisten en estabilizar la plataforma de aterrizaje, de modo que su posición y actitud no se vea afectada por el movimiento del buque. Esto se consigue situando la superficie de aterrizaje sobre una plataforma de Stewart -una plataforma cuya posición y actitud es controlable mediante actuadores que permiten su movimiento en los 6 grados de libertad posibles-. En este sentido, cabe destacar los recientes trabajos de Cybaero orientados principalmente a las aeronaves no tripuladas, como la patente internacional WO 2009/091315 W1 , y la tesis sobre el sistema MALLS: Mobile Automatic Launch and Landing Station for VTOL UAVs, Andreas Gising, Linkóping Universitet LITH-ISY-EX-08/4190— SE. EXPLICACIÓN DE LA INVENCIÓN
La invención consiste en una mejora del sistema de control para el aterrizaje de una aeronave VTOL no tripulada sobre una plataforma móvil. Partiendo del método mencionado en el apartado anterior consistente en el despliegue de un cable entre la aeronave y la plataforma, la mejora se basa en la adición de un sistema de control consistente en unos sensores, que miden la tensión del cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje y los ángulos de orientación de dicho cable con respecto a un sistema asociado a la aeronave, y un módulo de control que toma como entradas la tensión -tanto en magnitud como en dirección- obtenida de los sensores mencionados, además de las consignas de control generadas por el controlador de la aeronave. El módulo de control objeto de la invención calcula, a partir de la tensión en el cable, correcciones a introducir en las consignas de control. Dichas correcciones permiten adelantarse a las perturbaciones que inmediatamente se producirán en la posición de la aeronave como consecuencia de los cambios en la tensión del cable. Al igual que en los métodos mencionados en el estudio del estado de la técnica, el cable se recoge conforme la aeronave se acerca a la plataforma, no siendo dicho mecanismo de recogida objeto de esta invención.
Adicionalmente, la información sobre la orientación del cable permite incrementar la precisión de la estimación de la posición de la aeronave con relación a la plataforma de aterrizaje. En efecto, si el cable es suficientemente corto y su tensión elevada, podemos suponer que toma la forma de una línea recta que une la aeronave con la plataforma. En combinación con otros sensores de la aeronave, como pudiera ser un altímetro de precisión, y los sensores inerciales que determinan la actitud de la misma, la posición relativa de ésta puede ser estimada a partir de la altura de la misma y el ángulo que forma el cable con la vertical. El valor de la posición relativa obtenido por este método puede entonces utilizarse para incrementar la precisión de la estimación de posición proporcionada por el resto de sensores de la aeronave. Cabe destacar la diferencia de este método con respecto a los descritos en el estado de la técnica, en los cuales la información proporcionada por los sensores de ángulos únicamente se emplea como entrada de un bucle de control cuyo objetivo es mantener el cable perpendicular a la aeronave. En la solución propuesta, sin embargo, las medidas de ángulos se emplean para incrementar la precisión de la estimación de la posición de la aeronave, siendo a su vez dicha estimación empleada para el control en posición de la aeronave.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS Figura 1. Vista general de la aeronave y plataforma en configuración de aterrizaje.
Se muestra un esquema de la aeronave y la plataforma durante la maniobra de aterrizaje. Se encuentra también representado el cable que une ambos elementos durante el aterrizaje.
Figura 2. Esquema del sistema de sensores que permite medir el ángulo y tensión del cable. Se muestra un esquema del sistema que permite medir la tensión del cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje, así como los ángulos que forma dicho cable con la aeronave.
Figura 3. Diagrama de bloques del sistema de control.
Se muestra un diagrama de bloques del sistema de control automático de la aeronave. En el diagrama se resaltan los módulos que forman parte de la invención y que mejoran el comportamiento de los sistemas de control automático actuales.
Figura 4. Representación modo de realización preferente
Se muestra una visión general del modo de realización preferente. Son visibles la aeronave, así como el dispositivo acoplado a la misma al que va sujeto el cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje. Los elementos numerados en las figuras se detallan a continuación: Figura 1
1 - Aeronave de aterrizaje vertical
2 - Dispositivo de sujeción del cable en la aeronave
3 - Cable unión aeronave-plataforma
4 - Dispositivo de sujeción del cable a la plataforma
5 - Plataforma de aterrizaje
Figura 2
6 - Zona de unión con la base de la aeronave
7 - Medidor de ángulo en el eje 1
8 - Medidor de ángulo en el eje 2
9 - Medidor de tensión del cable
10 - Cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje
Figura 3
1 1 - Control 1
12 - Control 2
13 - Pre-alimentación
14 - Driver actuadores
15 - Aeronave
16 - Estimador
Figura 4 17 - Medidor de ángulo A
18 - Medidor de ángulo B
19 - Sensor piezoeléctrico
EJEMPLO DE REALIZACION PREFERENTE A modo explicación del "Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control", la Figura 3 muestra el esquema del sistema de control automático de una aeronave no tripulada, al que se le han añadido los componentes objeto de la invención, distinguiéndose éstos últimos por encontrarse enmarcados en el recuadro de línea discontinua.
A continuación se describe el sistema tradicional de control, así como el funcionamiento de los módulos objetos de la invención y cómo éstos contribuyen a mejorar el comportamiento del sistema tradicional.
Como se puede observar, el sistema de control tiene por objetivo fijar la posición y actitud de la aeronave a partir de la posición y actitud deseadas Pd y la posición y actitud estimadas P. El sistema de control representado consta de dos bucles de control anidados. El primer módulo de control 'Control 1 ' genera una consigna de fuerza -en módulo F y dirección ά - que debe ejercer el rotor principal de la aeronave. La consigna de módulo F se emplea directamente para actuar sobre el control de potencia de la aeronave. Por otra parte, las consignas de ángulo son las entradas de un segundo módulo de control interno 'Control 2 que es el que genera consignas de pares de fuerza T que deben aplicarse sobre el rotor para orientar su plano, a partir de la diferencia entre la consigna de dirección φά y la medida la misma φ.
En un sistema tradicional, en el que no se incluyen los módulos objetos de la invención, las consignas T alimentan directamente el módulo identificado como 'Dríver actuadores'. Dicho módulo genera las señales A necesarias para el manejo de los actuadores, que podrían ser, por ejemplo, señales moduladas en ancho de pulso. El efecto de la aplicación de dichas señales sobre el sistema se mide mediante los sensores a bordo, que pueden incluir, entre otros, giróscopos, sensores inerciales, de posicionamiento por satélite. En la Figura 3 los datos proporcionados por dichos sensores se han agrupado bajo la nomenclatura S. El módulo 'Estimador' se encarga de proporcionar la estimación P de la posición y actitud de la aeronave a partir de las medidas de los sensores, cerrando de esta manera el bucle de control.
Con la presente invención, se mejora el sistema expuesto mediante la adición de un módulo adicional 'Pre-alimentación' para el cálculo de la corrección por pre-alimentación, así como mediante la inclusión de las señales de tensión y ángulos [H y 1; oc2 respectivamente) del cable que une la aeronave con la plataforma como nuevas entradas del módulo 'Estimador'. La medida de la tensión se obtiene a partir de un sensor colocado al efecto en la pieza que une el cable con la aeronave (elemento 9, Figura 3). Por otra parte, las medidas de los ángulos 1; 2 se obtienen a partir de dos sensores de ángulo situados perpendicularmente (elementos 7 y 8, Figura 3).
Las señales H, ai y 2 permiten al módulo de cálculo de la señal de pre-alimentación generar una señal de corrección de las señales de actuación T. Las señales H, ai y 2 son medidas de la tensión en módulo y ángulos en el cable que une la aeronave con la plataforma. Cualquier fuerza perturbadora sobre la aeronave (como por ejemplo la generada por una racha de viento) tiene un efecto inmediato sobre la tensión en el cable, así como un efecto de primer orden sobre la velocidad de la aeronave y de segundo orden sobre la posición, tal y como se describe en la 2- Ley de Newton
F = M■ v = M■ x
De este modo, al tomar como entrada la tensión en el cable, el módulo de cálculo de la corrección por pre-alimentación puede calcular una nueva consigna de actuación corregida T, adelantándose al efecto que tendrá la fuerza perturbadora sobre la posición y actitud S de la aeronave.
Adicionalmente, la medida del ángulo del cable puede utilizarse para mejorar la estimación de la posición relativa entre la aeronave y la plataforma, mediante fusión sensorial con el resto de sensores de estimación de posición y actitud de la aeronave.
Así, a continuación se describe un ejemplo de realización de la invención sin que dicha propuesta de realización suponga la opción óptima ni limite en manera alguna las posibilidades de realización de la misma.
Para este modo de realización, la plataforma aérea es un helicóptero no tripulado al que se le ha incorporado en su base una junta cardan en cuyo extremo se encuentra anclado el cable que une la aeronave para la plataforma. Para medir los ángulos que forma el cable con la plataforma se dispone de dos codificadores, que podrían ser ópticos o de otro tipo, para medir el ángulo de cada articulación de la junta cardan. Asimismo, se dispone de un sensor de fuerzas para medición de la tensión en el cable. Como ejemplo de realización, podría utilizarse un sensor piezoeléctrico. La Figura 4 muestra el conjunto previamente descrito, incluyendo los codificadores (17, 18), así como el sensor de fuerzas (19).
Las señales eléctricas proporcionadas por los sensores previamente mencionados son adaptadas por la electrónica a bordo de la aeronave y leídas por un microcontrolador que las convierte en formato digital. El microcontrolador proporciona los valores de las señales de ángulo y tensión al sistema de control de la aeronave, que se ejecuta en un ordenador a bordo de la misma.
No se considera necesario hacer más extensa esta descripción para que cualquier experto en la materia comprenda el alcance de la invención y las ventajas que de la misma se derivan. Los materiales empleados, dimensiones y procedimientos de unión, incluso su sistema de fijación sobre el usuario, serán susceptibles de variación siempre y cuando ello no suponga una alteración en la esencialidad del invento.

Claims

REIVINDICACIONES
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control, caracterizado por la utilización de un cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje y por el empleo de las medidas de tensión en dicho cable para corregir las consignas de control de la aeronave en función de dichas medidas.
2. Sistema automático de control de aeronaves de acuerdo con la reivindicación 1 , caracterizado por la utilización de las medidas tanto en módulo como en ángulo de la tensión existente en el cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje para la corrección de las consignas de control.
Sistema automático de control de aeronaves, de acuerdo con la reivindicación 1 y 2, en el que la medida del ángulo que forma el cable con la aeronave es utilizada para mejorar la estimación de la posición relativa entre la aeronave y la plataforma de aterrizaje, para el posterior empleo de dicha estimación en el control en posición de la aeronave.
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control según reivindicación 1 , 2 y 3, caracterizado porque incorpora un sistema de control consistente en unos sensores, que miden la tensión del cable que une la aeronave con la plataforma de aterrizaje y los ángulos de orientación de dicho cable con respecto a un sistema asociado a la aeronave; e igualmente un módulo de control que toma como entradas la tensión -tanto en magnitud como en dirección- obtenida de los sensores indicados, además de las consignas de control generadas por el controlador de la aeronave. El sistema de control indicado calcula, a partir de la tensión en el cable, correcciones a introducir en las consignas de control.
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control según reivindicaciones 1 , 2, 3 y 4, caracterizado porque en combinación con otros sensores de la aeronave, como pudiera ser un altímetro de precisión, y los sensores inerciales que determinan la actitud de la aeronave, se realiza a través de un algoritmo de fusión de datos una estimación la posición relativa de la aeronave, a partir de la altura de la misma y el ángulo que forma el cable con la vertical. El valor de la posición relativa obtenido por este método se utiliza entonces para incrementar la precisión de la estimación de posición proporcionada por el resto de sensores de la aeronave.
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control según reivindicaciones 1 , 2, 3, 4 y 5, caracterizado porque el sistema de control, que fija la posición y actitud de la aeronave a partir de la posición y actitud deseadas Pd y la posición y actitud estimadas P, consta de dos bucles de control anidados. El primer módulo de control 'Control Γ (1 1 ) genera una consigna de fuerza -en módulo F y dirección φά - que debe ejercer el rotor principal de la aeronave. La consigna de módulo F se emplea directamente para actuar sobre el control de potencia de la aeronave. Por otra parte, las consignas de ángulo son las entradas de un segundo módulo de control interno 'Control 2' (12), que es el que genera consignas de pares de fuerza T que deben aplicarse sobre el rotor para orientar su plano, a partir de la diferencia entre la consigna de dirección φά y la medida la misma φ.
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control según reivindicaciones 1 , 2, 3, 4, 5, 6 y 7, caracterizado por la adición de un módulo (13) para el cálculo de la corrección por pre-alimentación. Las señales las señales de tensión y ángulos en el cable que une la aeronave con la plataforma [H y a2 respectivamente) permiten al módulo de cálculo de la señal de pre-alimentación (1 3) generar una señal de corrección de las señales de actuación T que alimentan los actuadores del rotor de la aeronave.
Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentación de fuerzas en el sistema de control según reivindicaciones 1 , 2, 3, 4, 5, 6 y 7, caracterizado porque al tomar como entrada la tensión en el cable, el módulo de cálculo de la corrección por pre- alimentación (1 3) puede calcular una nueva consigna de actuación corregida Γ, adelantándose al efecto que tendrá una fuerza perturbadora sobre la posición y actitud S de la aeronave (15).
PCT/ES2013/070935 2012-12-31 2013-12-30 Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control Ceased WO2014102437A1 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ESP201232073 2012-12-31
ES201232073A ES2482265B1 (es) 2012-12-31 2012-12-31 Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2014102437A1 true WO2014102437A1 (es) 2014-07-03

Family

ID=51019937

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/ES2013/070935 Ceased WO2014102437A1 (es) 2012-12-31 2013-12-30 Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control

Country Status (2)

Country Link
ES (1) ES2482265B1 (es)
WO (1) WO2014102437A1 (es)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105138012A (zh) * 2015-09-09 2015-12-09 南京航空航天大学 一种gps引导的无人机自动着舰自适应控制系统及方法
US9841757B2 (en) 2015-12-03 2017-12-12 At&T Intellectual Property I, L.P. Drone piggybacking on vehicles
RU2725640C1 (ru) * 2019-09-09 2020-07-03 Закрытое акционерное общество "АйТи Десижн" Способ захода на посадку беспилотного летательного аппарата в аварийных условиях
WO2021170667A1 (en) * 2020-02-24 2021-09-02 Arrowtec Gmbh Tethered unmanned aerial vehicle system

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102018106462B4 (de) * 2018-03-20 2020-09-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur automatischen Unterstützung des Landens eines Luftfahrzeuges, Computerprogramm und System dafür
DE102018106463B4 (de) * 2018-03-20 2020-09-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur automatischen Unterstützung des Landens eines Luftfahrzeuges, Computerprogramm und System dafür

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1063652A (en) * 1964-10-23 1967-03-30 Mini Of Aviat London Ground handling equipment for vertical take off and landing aircraft
FR2502772A1 (fr) * 1981-03-24 1982-10-01 Durand Bernard Procede et dispositif de mesure des trois coordonnees d'un aeronef en point fixe par rapport a un point au sol
WO2010043812A1 (fr) * 2008-10-13 2010-04-22 Dcns Procédé et système de contrôle de l'appontage/décollage automatique d'un drone sur ou d'une grille circulaire d'appontage d'une plate-forme notamment navale
WO2012064891A2 (en) * 2010-11-09 2012-05-18 Colorado Seminary, Which Owns And Operates The University Of Denver Intelligent self-leveling docking system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1063652A (en) * 1964-10-23 1967-03-30 Mini Of Aviat London Ground handling equipment for vertical take off and landing aircraft
FR2502772A1 (fr) * 1981-03-24 1982-10-01 Durand Bernard Procede et dispositif de mesure des trois coordonnees d'un aeronef en point fixe par rapport a un point au sol
WO2010043812A1 (fr) * 2008-10-13 2010-04-22 Dcns Procédé et système de contrôle de l'appontage/décollage automatique d'un drone sur ou d'une grille circulaire d'appontage d'une plate-forme notamment navale
WO2012064891A2 (en) * 2010-11-09 2012-05-18 Colorado Seminary, Which Owns And Operates The University Of Denver Intelligent self-leveling docking system

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
OH, S. ET AL.: "Approaches for a tether-guided landing of an autonomous helicopter''.", IEEE TRANSACTIONS ON ROBOTICS, vol. 22, no. 3, June 2006 (2006-06-01), pages 536 - 544, ISSN: 1552-3098, Retrieved from the Internet <URL:littp//ieeexploreieeeorg/stamp/stampjsp?tp=&arnumber=1638344>> [retrieved on 20140224] *
OH, S. ET AL.: "Autonomous helicopter landing on a moving platform using a tether.", PROCEEDINGS OF THE 2005 IEEE. INTERNATIONAL CONFERENCE ON ROBOTICS AND AUTOMATION., April 2005 (2005-04-01), BARCELONA. SPAIN, pages 3960 - 3965, Retrieved from the Internet <URL:http://ieeexplore.ieee.org/stamp/stamp.jsp?tp=&arnumber=01570726> [retrieved on 20140225] *
SANDINO, L. A. ET AL.: "On the use of tethered configurations for augmenting hovering stability in small-size autonomous helicopters''.", JOURNAL OF INTELLIGENT & ROBOTIC SYSTEMS., vol. 70, no. 1-4, 9 August 2012 (2012-08-09), pages 509 - 525 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105138012A (zh) * 2015-09-09 2015-12-09 南京航空航天大学 一种gps引导的无人机自动着舰自适应控制系统及方法
US9841757B2 (en) 2015-12-03 2017-12-12 At&T Intellectual Property I, L.P. Drone piggybacking on vehicles
US10134290B2 (en) 2015-12-03 2018-11-20 At&T Intellectual Property I, L.P. Drone piggybacking on vehicles
RU2725640C1 (ru) * 2019-09-09 2020-07-03 Закрытое акционерное общество "АйТи Десижн" Способ захода на посадку беспилотного летательного аппарата в аварийных условиях
WO2021170667A1 (en) * 2020-02-24 2021-09-02 Arrowtec Gmbh Tethered unmanned aerial vehicle system

Also Published As

Publication number Publication date
ES2482265A1 (es) 2014-08-01
ES2482265B1 (es) 2015-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2014102437A1 (es) Sistema de control de aeronaves no tripuladas de ala rotatoria para aterrizaje vertical en superficies móviles mediante pre-alimentacion de fuerzas en el sistema de control
EP2885676B1 (en) Flying camera with string assembly for localization and interaction
JP6555786B2 (ja) 無人航空機の飛行高度設定方法および無人航空機システム
KR101884402B1 (ko) 무인항공기 정밀착륙 시스템
ES2612463T3 (es) Sistema de guiado de un proyectil
US20150377405A1 (en) Inspection systems
KR102118157B1 (ko) 기상관측용 무인비행체의 센서탑재장치, 기상관측용 무인비행체 및 기상관측용 무인비행체를 이용한 기상관측 방법
RU2014135230A (ru) Твердотельная ориентация пролета и позиционирование центрального шарнира
Sandino et al. Tether-guided landing of unmanned helicopters without GPS sensors
US20220178697A1 (en) Method and apparatus for correcting yaw angle of aircraft, and aircraft
US12539962B2 (en) Aerial vehicle
US10365663B2 (en) Tether orientation sensor for controlling the position of a tethered aircraft
BR112018000875B1 (pt) Método para pouso assistido de aeronave, mídia legível por computador, dispositivo de processamento de dados e sistema para pouso assistido automático
JP6508331B2 (ja) 移動体
ES2614994A1 (es) Aeronave con dispositivo de contacto
CN106575120A (zh) 用于微型无人机的飞行地形识别的方法和装置
KR20210137469A (ko) 무인 항공기의 고도로부터 바람 방향 및 속도 측정을 결정하는 시스템 및 방법
Beck et al. Autonomous takeoff and landing of a quadcopter
ES2398165T3 (es) Vuelo autónomo para plataformas de vuelo
CN203758522U (zh) 一种无人机姿态传感器
US20180164122A1 (en) Electronic Control Device for Controlling a Drone, Related Drone, Controlling Method and Computer Program
ES2796964B2 (es) Vehiculo aereo, procedimiento y sistema para la inspeccion de palas de aerogeneradores en movimiento
JP2019085040A (ja) 飛行装置
US20130138377A1 (en) Method for compensating drift in a position measuring device
Waldmann et al. Observability analysis of inertial navigation errors from optical flow subspace constraint

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13869528

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13869528

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1