Modelado y Control Robusto de un Vehículo Aéreo No Tripulado UAV Durante Maniobra de Vuelo Estacionario (Hovering)

El presente artículo muestra el procedimiento seguido para determinar el modelo no lineal de un helicóptero a escala de seis grados de libertad y la propuesta de separación en dos subsistemas que pueden analizarse independientemente: el fuselaje y el sistema motor. Se describen las ecuaciones de cuerpo rígido, de torque, de fuerza, empuje, inclinación del rotor y un breve estudio aerodinámico, para construir el primer subsistema, así mismo se muestra la experimentación e identificación del motor del helicóptero. Se linealización de los sistemas en torno a la maniobra de vuelo estacionario y se encuentran las incertidumbres de cada modelo. Se utiliza el método matriz de ganancia relativa para el desacoplamiento de sistemas e implementación de leyes de control de una entrada-salida en sistemas multivariables, adicionalmente se diseña un controlador loop shaping para lograr la estabilización del helicóptero ante perturbaciones y la regulación del estado estable cero. Finalmente las estructuras de control son evaluadas y se concluye en torno a las particularidades de este tipo de aeronaves.This article shows the procedure followed to find the non-linear model of six degrees of freedom scale helicopter and the proposal of separation into two subsystems that can be independently analyzed: the fuselage and engine system. The equations of rigid body, torque, force, thrust, inclination of the rotor are described and a brief aerodynamic study, to build the first subsystem, likewise shows experimentation and identification of the helicopter engine. The linearized models are found using the points of balance in the way of stationary flight, this way, the uncertainties for each model were found. Relative gain array method was used to decouple systems and therefore was found a law of multivariable control. Additionally was designed an H? controller using loop shaping method to achieve stabilization of the helicopter to disturbance and the steady state regulation zero. Finally control structures are evaluated and conclude around the peculiarities of this type of aircraft