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Control de Vuelo estacionario de Un Vehículo Aéreo No Tripulado (Modelling and Robust Control of an Unmanned Air Vehicle during Hover Maneuver)

2022; RELX Group (Netherlands); Linguagem: Espanhol

10.2139/ssrn.4212558

1556-5068

Andrés M. Cárdenas,

Adaptive Control of Nonlinear Systems

Spanish Abstract: El presente trabajo muestra el procedimiento seguido para determinar el modelo no lineal de un helicóptero a escala de seis grados de libertad (6DOF) y el sistema de control implementado. Se propusieron dos subsistemas para describir el helicóptero: la dinámica del fuselaje y el acelerador del motor. Para analizar los subsistemas de forma independiente, se analizó el motor utilizando la teoría de identificación de sistemas, por lo que se realizó una experimentación del motor del helicóptero. Para encontrar la dinámica del fuselaje, se utilizaron las ecuaciones de cuerpo rígido, torque, fuerza, empuje, inclinación del rotor y un breve estudio aerodinámico. Se obtuvieron modelos de incertidumbre para cada subsistema. Los subsistemas fueron linealizados en torno a puntos de equilibrio durante la maniobra de vuelo estacionario. El método de matriz de ganancia relativa fue utilizado para desacoplar los sistemas. El controlador H∞ de conformación de bucle fue diseñado para lograr la estabilización del helicóptero y un control PID fue diseñado para controlar el acelerador del motor. Finalmente, se evalúan las estructuras de control y se describen algunas conclusiones.English Abstract: The present paper shows the procedure followed to determine the nonlinear model of a scale helicopter with six degrees of freedom (6DOF) and the control system implemented. Two subsystems were proposed to describe the helicopter, the fuselage dynamics and engine throttle. To analyze the subsystems independently, the engine was analyzed using the identification system theory, therefore an experimentation of the helicopter's engine was performed. To find the fuselage dynamic, the equations of rigid body, torque, force, thrust, tilt of the rotor and a brief aerodynamic study were used. Uncertainty models of each subsystem were obtained. The subsystems were linearized using equilibrium points on hover flight maneuver. The relative gain matrix method was used to the systems decoupling. The H∞ loop shaping controller was designed to achieve the helicopter stabilization and the PID control was designed to control the engine throttle. Finally, the control structures are evaluated and some conclusions were described.