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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD TICOMAN “PROPUESTA Y SIMULACIÓN DE FRENOS CONTROLADOS POR MICROCONTROLADOR” T E S I N A QUE PARA OBTENER EL TITULO DE INGENIERO EN AERONÁUTICA PRESENTA: FERNANDO EMMANUEL LOZADA ORDAZ OSCAR MIGUEL SÁNCHEZ LÓPEZ ASESORES: ING. RODRIGO AVILÉS VILLAREAL M. EN I. RAYMUNDO HERNÁNDEZ BÁRCENAS MEXICO, D.F. FEBRERO, 2013 [ I N S T I T U T O P O L I T E C N I C O N A C I O N A L E S I M E T I C O M A N ] Página II CARTA DE VISTO BUENO DE LA TESINA [ I N S T I T U T O P O L I T E C N I C O N A C I O N A L E S I M E T I C O M A N ] Página III AGRADECIMIENTOS Mi primera y mayor deuda de gratitud es para mis padres, porque gracias a su apoyo consejos, admiración y respeto he llegado a realizar una de mis metas más grandes. La cual constituye la herencia más valiosa que pudiera recibir. A quienes la ilusión de su existencia ha sido convertirme en una persona de provecho. Doy gracias a ti señor por haberme dado a estas personas queridas y por darme la oportunidad de entrar en el bello y maravilloso mundo del saber. Por haberme permitido llegar hasta el fin de mi carrera. A mis compañeros y amigos que irán siempre unidos en mi memoria como el más grato recuerdo de mi vida estudiantil. Y a mis maestros, por el gran legado de sabiduría que me supieron impartir. Fernando Lozada Ordaz [ I N S T I T U T O P O L I T E C N I C O N A C I O N A L E S I M E T I C O M A N ] Página IV AGRADECIMIENTOS Quiero agradecer a todas la gente cuya cooperación y dedicación a la elaboración de esta obra y sobre todo a los profesores y maestros que sin su ayuda no hubiera sido posible terminar esta ingeniería. También agradezco al INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL que me albergo, me instruyo y sobretodo me dio una visión que difícilmente se habría podido alcanzar hace algunos años. Mi más grande agradecimiento a mi Madre Norma Julieta López Sánchez que desde que tengo memoria siempre me ha apoyado en cada paso que he dado buscando al igual que yo el ver terminar a su hijo una carrera universitaria, a mi Padre Juan Manuel Sánchez Rivera que al igual que mi madre siempre me ha ayudado y apoyado para que yo pudiera realizarme. A mis hermanos Gerardo y Victor que me han impulsado siempre con su amor y han creído en mi además de estar en los momentos más importantes de mi vida. Agradezco a mi novia Evelin por compartir el viaje en mi carrera estudiantil el compartir nuestras historias y en especial el hecho de ampliar mi comprensión y capacidad para ser lo mejor que puedo ser. A mi hija Itzel Yatzil por su amor, ternura, vulnerabilidad y por su gran aprecio. El desafío de ser padre me permitió comprender las luchas de mis padres y amarlos aun mas por ello. El ser padre me ayudo especialmente a comprender y amar a mis padres. Quiero agradecer al Maestro en Ciencias Raymundo Hernández Bárcenas y al Ingeniero Rodrigo Avilés Villareal por su valiosa guía en la elaboración de esta tesina pues sin su ayuda hubiera sido imposible terminarla satisfactoriamente. Oscar Miguel Sánchez López [ I N S T I T U T O P O L I T E C N I C O N A C I O N A L E S I M E T I C O M A N ] Página V RESUMEN El sistema de frenos tiene la misión de aminorar la velocidad del aeroplano en tierra y en su caso pararlo. En esta tesina lo que se realizo es una simulación de un sistema de frenos controlados mediante un micro-controlador. Este sistema es controlado mediante un programa de lenguaje C, el cual hace mover los pedales que estos a su vez activan los frenos, cada pedal es movido independientemente se puede accionar el pedal derecho y el pedal izquierdo o de manera simultánea los cuales usan unos servo-motores para que hagan funcionar el sistema. Los frenos de los aviones son de disco, con dos características principales: solo tienen frenos las ruedas del tren principal, y cada rueda o conjunto de ruedas de un mismo lado tiene un sistema independiente. El tren de aterrizaje sirve de soporte al aeroplano, posibilita su movimiento sobre la superficie y amortigua el impacto del aterrizaje. El tren de aterrizaje se compone de un tren principal que soporta el peso del avión y absorbe los impactos del aterrizaje, y una rueda secundaria que sirve como apoyo estable al avión y normalmente tiene capacidad direccional. Esta disposición permite un frenado diferencial (una rueda más que otra para ayudar en los giros) o normal (ambas ruedas con la misma intensidad).Para frenar el avión se pisa sobre la parte superior de los pedales del timón de dirección. La inmovilización del avión en el suelo se logra mediante un freno de aparcamiento (parking brake). El tren principal está formado por dos ruedas situadas lo más cerca posible del centro de gravedad del avión, en el fuselaje o debajo de las alas. La rueda direccional puede estar situada en la cola del aeroplano, o debajo de la nariz (morro) del avión. En el primer caso el tren se denomina de patín de cola, y en el segundo tren tipo triciclo. Para controlar en tierra el frenado del aeroplano, el piloto hace girar la rueda direccional pisando sobre la parte inferior del pedal correspondiente. Pedal derecho y pedal izquierdo. Usamos una pantalla LCD como indicador que nos informa de la posición de los pedales los cuales nos indicaran si están a 90 grados y en funcionamiento es decir encendido y apagado. Si la pantalla está apagada el sistema no está en funcionamiento; si la pantalla está prendida el sistema está encendido y empezaran a girar los servomotores. [ I N S T I T U T O P O L I T E C N I C O N A C I O N A L E S I M E T I C O M A N ] Página VI ABSTRACT The brake system has a mission to reduce the speed of the airplane on the ground and stop if necessary. In this thesis it was done is a simulation of a braking system controlled by a microcontroller. This system is controlled by a C language program, which makes the pedals move these in turn activate the brakes, each pedal is moved independently operable pedal right and left pedal or simultaneously which use a servo motors to make the system work. The aircraft brakes are discs with two main features: only have brakes the main gear wheels, and each wheel or set of wheels on the same side has an independent system. The landing gear support serving the aircraft allows its movement on the surface area and absorbs the landing impact. The landing gear consists of a main gear that supports the weight of the aircraft and landing shock absorption, and a secondary wheel which serves as stable support plane and usually has directional capability. This provision allows a differential braking (a wheel to help more than anything in the turns) or normal (both wheels with the same intensity.) To slow down the aircraft pressing on the upper part of the foot pedals of the steering. The immobilization of the aircraft on the ground is achieved by a parking brake (parking brake). The main landing gear is composed of two wheels located closest to the center of gravity of the aircraft, on the fuselage or beneath the wings. The steering wheel may be located at the tail of the aircraft, or below the nose of the aircraft. In the first case the gear is called tail skid,and the second gear wheel type. To control the aircraft braking on the runway, the pilot turns the steering wheel pressing on the upper part of the right and left side of the foot pedals. We use an LCD screen as indicator that reports the position of the pedals, which indicate if they are at 90 degrees and operating, that is, on and off. If the display is off, the system is not in operation, if the screen is on the system is operating and the servomotors will begin to rotate. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 1 INDICE PÁGINA Portada I Carta de Visto Bueno de la Tesina II Agradecimientos III Resumen V Abstract VI Glosario de acrónimos 4 Glosario de términos 7 Lista de tablas y figuras 10 Introducción 12 Antecedentes 13 Capítulo 1 Ejemplo De Un Sistema De Control Y Descripción del sistema de frenos, El Cual Ayuda Al Auto-Frenado En las Aeronaves 16 1.1 SISTEMA DE CONTROL LA BSCU 17 1.2 CONTROL ELECTRÓNICO 18 1.3 LAS SEÑALES DE CONTROL 19 1.4 DESCRIPCIÓN 20 1.5 SISTEMA VERDE DEL HIDRAULICO DE LOS FRENOS 20 1.6 SISTEMA VERDE PTU 21 1.7 CONEXIONES ELÉCTRICAS 21 1.8 FRENADO AUTOMÁTICO 22 1.9 SISTEMA DE RUEDAS MÚLTIPLES 23 [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 2 Capítulo 2 Nuestros Elementos de Entrada y Salida 25 2.1 DISPOSITIVOS DE ENTRADA 26 2.2 SENSORES 26 2.3 CARACTERÍSTICAS DE UN SENSOR 27 2.4 DESCRIPCIÓN DE ALGUNOS SENSORES: 28 Sensores de posición 28 Sensores de proximidad 28 Micro interruptores 29 Inductivos 29 2.5 CONVERSIÓN ANALÓGICA/DIGITAL 31 2.6 POTENCIÓMETROS 32 2.6.1 ¿QUE ES UN POTENCIOMETRO? 33 2.7 SENSORES DIGITALES DE USO GENERAL: 35 2.8 PANTALLA LCD 36 Capítulo 3 Microcontroladores nuestro elemento de control, y programas de controlador 39 3.1 ¿QUÉ ES UN MICROCONTROLADOR? 40 3.1.2 DIFERENCIA ENTRE MICROPROCESADOR Y MICRO CONTROLADOR 40 3.1.3 ARQUITECTURA INTERNA 40 3.2 MEMORIA DE PROGRAMA 41 3.3 TIPOS DIFERENTES DE INTERRUPCIONES 43 3.4 OSCILADOR 44 3.4.1 OSCILADOR XT 44 3.5 CARACTERISTICAS DEL MICROCONTROLADOR PIC16F876 45 3.6 PROTEUS 46 [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 3 3.6.1 ISIS 47 3.7 COMPILADOR PCW CCS 48 3.7.1 CARACTERÍSTICAS DEL LENGUAJE C PARA ESTE COMPILADOR 49 3.7.2 FUNCIONES PRECOMPILADAS 49 3.7.3 UTILIDADES ADICIONALES 49 Capítulo 4 Elemento de actuación el sistema simulado, Servomotores 52 4.1 SERVOMECANISMOS 53 4.2 SERVOMOTORES PARA ACTUACIÓN 55 4.3 FUNCIONAMIENTO DEL SERVOMOTOR 56 4.4 TERMINALES 57 4.5 CONEXIÓN DE UN SERVOMOTOR A UN MICROCONTROLADOR58 Capítulo 5 Programación y simulacion del sistema de frenado 60 5.1 PROGRAMA EN LENGUAJE C 61 5.2 SISTEMA SIMULADO EN PROTEUS ISIS 65 CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES 69 REFERENCIAS 70 ANEXOS ¡Error! Marcador no definido. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 4 G L OS A RI O D E A CR Ó NI M O S PLC. (Controladores lógicos programables) BSCU. (Brake Steering Control Unit) unidad de control de frenado y de dirección CPU. (Central Processing Unit) Unidad Central de Procesamiento) ABS. (Antilock Brake System) Sistema Antibloqueo de Ruedas. RTO. (Rejected takeoff) Aborto de despegue. KW. Kilovatio.o kilowatt. MAX. Desaceleración maxima. MED. Desaceleración media. UP. (Unifield Process) Proceso unificado. BSELV. Válvula de selector de frenado. NSV. Válvula normal ALT SV. Válvulas alternativas. PT. Transductores de Presión. TACH. Tacometros. ARINC. (Aeronautical Radio Incorporation.) BTMU. Unidad de Monitoreo de freno de Temperatura. EDP. (Electronic Data Processing) tratamiento electrónico de datos. PTU. (Power Transfer Unit) Unidad de Transferencia de Potencia. NTC. (Negative Temperature Coefficient) Coeficiente negativo de Temperatura. PTC. (Positive Temperature Coefficient) Coeficiente positivo de Temperatura. LDR. (Light Dependent Resistors) Fotorresistor. AC. Corriente Alterna DC. Corriente Directa. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 5 PIC. (Peripheral Interface Controller) Controlador de Interfaz Periférico. A/D. Analógico/Digital. BIT. (Binary Digit) Digito Binario. Vcc. Voltaje con corriente directa. R. Resistencia. LIN. Lineal. LOG. Logaritmo. μF. Faradio. LCD. (Liquid Cristal Display) Pantalla de Cristal Líquido. HD. (High Definition) Alta Definición. UCP. Unidad Central de Proceso. UC. Unidad de Control. RAM.(Random Access Memory) Memoria de Acceso Aleatorio. EIS. (Executive Information System). Sistema de Información Ejecutiva. USB. (Universal Serial Bus) ROM.(Read Only Memory) Memoria de solo Lectura. EPROM. (Erasable Programmable Read-Only Memory) Memoria Programable Borrable. OTP. (One Time Programmable) Programable una sola vez. EEPROM. (Electrically Erasable Programmable Read Only Memory) Memoria de sólo lectura programable y borrable eléctricamente. WDT. (Watchdog Timer) Perro guardian. TMRO. Temporizador. OSC. Oscilador. VPP. Voltaje de grabación. VDD. Voltaje de Alimentación. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 6 mA. Miliamperio. MHz. Megahercio. kHz. Kilohercio. pF. Pico Faradio. RISC. (Reduced Instruction Set Computer) Computador con Conjunto de Instrucciones Reducidas. POP. (Power on Reset) CCS. (Custom Services Incorporated) SPICE. (Simulation Program with Integrated Circuits Emphasis) Programa de simulación con énfasis en circuitos integrados. VSM. ( Virtual Modelling System) Sistema de Modelado Virtual ISIS. (Integrated Standby Instrument System) Sistema Integrado de Instrumentos de espera. PCW. (Previously Complied With)Compilador de cumplimiento. DST. (Device selection tool) Selección de Dispositivos. DV. (Device Editor) Editor de dispositivos. JIS. (Japanese Industrial Standard) Estándar Industrial Japonés. TTL. (Transistor Transisitor Logic) Lógica transistor a transistor. PWM. (Pulse Width Modulation) Modulación de ancho de pulso. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 7 G L OS A RI O D E T ÉR M I NOS Simulación. La simulación es la representación de un proceso o fenómeno mediante otro más simple, que permite analizar sus características Micro-controlador. Es un circuito integrado o chip que incluye en su interior las tres unidades funcionales de una computadora: CPU, Memoria y Unidades de E/S, es decir, se trata de un computador completo en un solo circuito integrado. Sistemas de control. Es un conjunto de dispositivos de diversa naturaleza (mecánicos, eléctricos, electrónicos, neumáticos, hidráulicos) cuya finalidad es controlar el funcionamiento de una máquina o de un proceso. Tren de aterrizaje. Es la parte de cualquier aeronave encargada de absorber la energía cinética producida por el contacto entre la aeronave y la pista durante la fase de aterrizaje. Lenguaje C. es un lenguaje de programación de alto nivel con más potencia y dominio sobre los recursos del sistema. Sistema eléctrico. El conjunto de medios y elementos útiles para la generación, el transporte y la distribución de la energía eléctrica. Este conjunto está dotado de mecanismos de control, seguridad y protección. Sistema de frenos. Es medio de desaceleración o detención del avión después del aterrizaje, durante la toma de contacto Y durante la operación de rodaje RAM. Es un dispositivo de almacenamiento de datos que permite acceder rápido a la información. ROM. Es un medio de almacenamiento utilizado en ordenadores y dispositivos electrónicos, que permite sólo la lectura de la información y no su escritura, independientemente de la presencia o no de una fuente de energía. Sistema neumático. Es la tecnología que emplea el aire comprimido como modo de Transmisión de la energía necesaria para mover y hacer funcionar mecanismos. Puertos. Es una forma genérica de denominar a una interfaz a través de la cual los diferentes tipos de datos se pueden enviar y recibir. Mecanismo. Es un dispositivo que transforma el movimiento producido por un elemento motriz (fuerza de entrada) en un movimiento deseado de salida (fuerza de salida) llamado elemento conducido. Antideslizante. Dispositivo que se aplica a los neumáticos de los vehículos de motor para evitar su deslizamiento sobre superficies resbaladizas. Neumáticos. Es una pieza de caucho que se coloca en las ruedas de diversos vehículos [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 8 y máquinas. Su función principal es permitir un contacto adecuado por adherencia y fricción con el pavimento, posibilitando el arranque, el frenado y la guía. Interruptor. Un dispositivo que permite desviar o interrumpir el curso de una corriente eléctrica. Sistema hidráulico. Es un conjunto de dispositivos que mediante la utilización de un flujo de líquidos permite generar un movimiento el cual puede ser aprovechado en forma de energía. Sensor. Es un cilindro con un pistón en su interior que transforma la potencia del fluido en trabajo y crea la potencia necesaria para mover un sistema del avión o una superficie de control. Unidad de Control. Es la secuencia de pasos de modo que la computadora lleve a cabo un ciclo completo de ejecución de una instrucción y hacer esto con todas las instrucciones de que conste el programa. LCD. es una pantalla de panel plano, pantalla de visualización electrónica, o pantalla de vídeo que utiliza las propiedades de modulación de la luz de los cristales líquidos. Los cristales liquidos no emiten luz directamente. Válvulas. Es un Mecanismo que regula el flujo de la comunicación entre dos partes de una máquina o sistema. Conexión eléctrica. Es uno o varios circuitos eléctricos destinados a un uso específico y que cuentan con los equipos necesarios para asegurar el correcto funcionamiento de ellos y los aparatos eléctricos conectados a los mismos. Conector. Es un dispositivo para unir circuitoseléctricos. Unidad Central de Procesamiento. Es el componente principal del ordenador y de otros dispositivos programables que interpreta las instrucciones contenidas en los programas y procesa los datos. Sistemas de ruedas. Consiste en una bomba que se incorpora a los circuitos del líquido de freno y en unos detectores que controlan las revoluciones de las ruedas. Si en una frenada brusca una o varias ruedas reducen repentinamente sus revoluciones, el ABS lo detecta e interpreta que las ruedas están a punto de quedar bloqueadas sin que el vehículo se haya detenido. Sistema: es la combinación de componentes que actúan conjuntamente y cumplen un determinado objetivo. Perturbación: es una señal que tiende a afectar el valor de la salida de un sistema. Si la perturbación se genera dentro del sistema se la denomina interna, mientras que una perturbación externa se genera fuera del sistema y constituye una entrada. Variable controlada: Variable dinámica que se regula. Esta variable es medida por los sensores. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 9 Variable de control: Variable entregada por el controlador para ser aplicada al actuador, después de ser transformada y amplificada. Esta variable depende de la variable error. Variable de error: Desviación de la variable controlada con respecto al punto de referencia. El regulador digital responde en dependencia de esta variable. Variable dinámica: Parámetro físico que cambia espontáneamente o por influencia externa. Algunas variables dinámicas pueden requerir regulación. Programa: Secuencia de instrucciones que obliga al ordenador a realizar una tarea determinada. Serie de instrucciones que sigue el ordenador para llevar a cabo una tarea determinada. Control: Selección de las entradas de un sistema de manera que los estados o salidas cambien de acuerdo a una manera deseada. Ver sistema de control. Ver principio de variedad necesaria. Oscilador. Es un circuito que es capaz de convertir la corriente continua en una corriente que varía de forma periódica en el tiempo (corriente periódica); estas oscilaciones pueden ser senoidales, cuadradas, triangulares, etc., dependiendo de la forma que tenga la onda producida. EPROM. Son memorias que se pueden eliminar. Estos chips disponen de un panel de vidrio que deja entrar los rayos ultra-violeta. Señal analógica: Señal continua cuya amplitud puede adoptar un intervalo continúo de valores. En la práctica se emplea el término "tiempo continuo" en lugar de "analógica", pero estrictamente hablando no son sinónimos (una señal analógica es continua pero no cuantificada). Señal digital: Señal discreta con amplitud cuantificada. Dicha señal se puede representar mediante una secuencia de números (por ejemplo, binarios). En la práctica muchas señales digitales se obtienen mediante el muestreo de señales analógicas que después se cuantifican; la cuantificación es lo que permite que estas señales analógicas sean leídas como palabras binarias. Señal discreta: Señal definida sólo en valores discretos de tiempo (la variable t está cuantificada). Variable de entrada: Es una variable del sistema tal que una modificación de su magnitud o condición puede alterar el estado del sistema. Variable de salida: es una variable del sistema cuya magnitud o condición se mide. PLC: Dispositivo electrónico de propósito especial utilizado en la industria como elemento de control y monitoreo de máquinas, motores, válvulas, sensores, medidores, etc. Este dispositivo tiene características de elemento programable y la capacidad de poder conectarse a un red. Área de aplicación: automatización de industrias y el control de máquinas industriales, control de líneas de producción, bancos de pruebas. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 10 L I S T A DE TA B LA S Y FI G U RA S TABLAS PÁGINA Tabla 2.1 Señal Analogica 30 Tabla 2.2 Señal Digital 30 Tabla 2.3 Comportamiento de un Conversor 31 Tabla 2.4 Conversión Analogica Digital 32 Tabla 2.5 Grafica en Potenciómetros Logarítmicamente 34 Tabla 2.6 Formatos 38 Tabla 4.1 Identificación de los terminales de los servos, según diversos fabricantes 57 FIGURAS Figura 1.1 Sistema Hidráulico Simple 15 Figura 1.2 Diagrama Control Electrónico 18 Figura. 1.3 El freno automático sistema de control (Dunlop Aerospace International) 22 Figura. 1.4 Sistemas de Ruedas Boeing 777 24 Figura 2.1 Diagrama de Sistemas Electronicos 26 Figura 2.2 Sensor de Posición con Potenciómetro 28 Figura 2.3 Sensores de Proximidad. 28 Figura 2.4 Sensores Inductivos 29 Figura 2.5 Copmonentes de un Sensor 29 Figura 2.6 Diagrama de un Potenciómetro 33 Figura 2.7 Descripción de un Potenciómetro 34 Figura 2.8 Diagrama Switch 35 Figura 2.9 El patillaje de un LCD típico 36 Figura 3.1 Microcontroladores 42 Figura 3.2 Conexión Típica de un Oscilador 44 Figura 3.3 Encapsulado DIP, SOIC de 28 pines 46 [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 11 Figura 3.4 Encapsulado DIP, SOIC de 40 pines 46 Figura 3.5 Entorno de trabajo PROTEUS (fuente: Labcenter Electronics) 47 Figura 3.6 El entorno del programa ISIS 48 Figura 4.1 Sistema de Control Realimentado de Posición 53 Figura 4.2 Servomotor de Radiocontrol 54 Figura 4.3 El Despiece de un Servo 55 Figura 4.4 Ensamble de Un Servomotor55 Figura 4.5 Tren de impulsos para control de un servo de radiocontrol Futuba S3003 56 Figura 4.6 Conexión del PIC16F84A para el control del servomotor 58 Figura 4.7 Sistema de control realimentado de posición 59 Figura 5.1 Diseño del Sistema 65 Figura 5.2 Freno Apagado 66 Figura 5.3 Freno encendido 66 Figura 5.4 sensor 1 Valvula selectora. 67 Figura 5.5 Valvulas normales 1 y 2 en Movimiento 68 Figura 5.6 Sensor 2 Valvulas a 90° 68 [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 12 I NT RO DU CCI Ó N El sistema de frenos automatizado o con un auto control es una herramienta nueva e innovadora para la industria aeronáutica ya que son esenciales para efectuar operaciones eficaces y seguras. El sistema de frenos tiene como objetivo aminorar la velocidad del aeroplano en tierra. En esta tesina proponemos y simulamos el funcionamiento básico del sistema de frenos con un servomotor, así como las funciones de éstos y el desarrollo que han venido teniendo desde su invención hasta nuestros días. También veremos algunas clases de sensores y su funcionamiento. Una consideración importante es que el tiempo de respuesta del servomotor es instantáneo, una vez que el objeto que se necesita mover cae dentro de su rango de operación. Lo que pretendemos en esta tesina es que las aeronaves pequeñas que no cuentan con este tipo de sistemas lo adopten y lo adquieran para un mejor funcionamiento del sistema de frenos. Por ejemplo la aeronave (Piper) usa una palanca que al tirar de ella bloquea los frenos, la aeronave (Cessna) usa un mando de varilla que al pisar los frenos los bloquea y se desactivan al volver a pisar los frenos. El sistema del auto frenado se utiliza para proporcionar un medio de desaceleración, detención del avión durante la operación del rodaje. Los frenos instalados en cada una de las ruedas del tren aterrizaje se activan por el movimiento del pedal. El interruptor de este control esta en el centro del panel de instrumentos del piloto, cuenta con cinco niveles y un despegue rechazado o aborto de despegue (RTO). El sistema utiliza la señal de los giros de la rueda para el control de la desaceleración. Este sistema compara la velocidad del avión con el nivel de frenado para generar una presión de mando para el control de la servo válvula. El propósito del sistema de frenos controlados por un micro-controlador en los aviones es facilitar el aterrizaje o despegue. Por lo que es importante que este sistema lo adquieran todas las aeronaves ya que estos sistemas son diseñados para adaptarse a la mayoría de las condiciones ambientales y de las configuraciones de los aviones. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 13 A N T EC ED EN T ES Los sistemas hidráulicos hicieron su aparición en los aviones en la década de 1930, cuando el tren de aterrizaje retráctil se introdujo. Desde entonces un número creciente de tareas se han realizado mediante la aplicación de energía hidráulica y la demanda de potencia en consecuencia, ha aumentado considerablemente. La potencia hidráulica se vio como un medio eficaz para transferir el poder de pequeños movimientos de baja energía en la cabina del piloto a las demandas de alta y energía en la aeronave. Los sistemas hidráulicos ahora tienen un papel importante que desempeñar en todos los aviones modernos, tanto militar como civil. La introducción de controles de vuelo con motor era una aplicación de energía hidráulica por la que el piloto fue capaz de mover las superficies de control con cada vez mayores velocidades y exigencias de maniobrabilidad. Este recurso trajo lo hidráulico en el área de sistemas de seguridad críticos en los que las simples fallas no se podían permitir arriesgar la aeronave. El sistema fue desarrollado para tener en cuenta este uso de múltiples bombas, acumuladores para almacenar energía y métodos de aislamiento de fugas. El sistema hidráulico de hoy sigue siendo una fuente más eficaz de la energía para controles de vuelo primarios y secundarios, y para el tren de aterrizaje, sistemas de freno y sistemas antideslizantes. El atractivo del avión totalmente eléctrico ha sido un premio tentador, y numerosos documentos técnicos han evaluado los méritos relativos durante al menos los últimos treinta años. La potencia hidráulica sin embargo, ha mantenido su posición debido a una combinación única de características deseables, al menos no de los cuales es el bajo peso por unidad de potencia. Para la elección del tipo de sistema de ciertas características generales, a menudo en conflicto, los requisitos principales son el bajo peso, bajo volumen, bajo costo inicial, alta fiabilidad y bajo mantenimiento. Los dos últimos son los componentes esenciales de bajo costo de propiedad. Los sistemas hidráulicos cumplen con todos estos requisitos razonablemente bien, y tienen atractivos adicionales. Los pequeños diámetros de las tuberías se prestan a la flexibilidad de la instalación, el uso de aceite como fluido de trabajo proporciona un grado de lubricación, y las sobrecargas del sistema pueden resistir sin daños. Dentro de los límites de su resistencia estructural, los actuadores pueden detener y, en algunos casos, en realidad invertir la dirección. Ellos volverán a las condiciones de trabajo con toda normalidad en la remoción de la sobrecarga. Muchos ingenieros mecánicos consideran que estas atracciones hacen al sistema hidráulico flexible y más robusto que un sistema de accionamiento eléctrico con la demanda de potencia misma. Las últimas décadas han visto la introducción cada vez más rápido de los sistemas de procesamiento digital, tanto para la supervisión del rendimiento del sistema y para realizar funciones de control. Esto ha demostrado ser un gran paso adelante, permitiendo algunas deficiencias previas que hay que superar y abriendo el camino a las bombas y válvulas “inteligentes”.[2] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 14 Diseño de los Circuitos La mayoría de las aeronaves en uso hoy en día necesitan de energía eléctrica para un número de tareas. Muchas de las funciones a realizar no deben afectar la operación segura de la aeronave y no deben funcionar incorrectamente, es decir, deben operar cuando se le ordena, no deben operar cuando no se ordenó y no deben fallar totalmente bajo condiciones de falla. Estos requisitos, junto con el tipo de aeronave, determinan el diseño de un sistema eléctrico. Al iniciar el diseño de cualquier sistema eléctrico nuevo se debe determinar las funciones a realizar, y en segundo el lugar, se debe evaluar su importancia para la seguridad del vuelo. [2] Así, una lista de funciones puede aparecer como: Controles primarios de vuelo. Ascensores Timones Alerones estabilizadores Controles secundarios de vuelo Flaps Slats Spoilers frenos aerodinámicos Sistemas de utilidad: Tren de aterrizaje, frenos de las ruedas, dirección del tren de nariz, reabastecimiento de combustible en vuelo, puertas de embarque de carga, puertas de los compartimentos de carga, escaleras de pasajeros, muchas otras funciones se llevan a cabo en diversas aeronaves por el sistema eléctricos, pero los enumerados anteriormente se pueden usar como ejemplo típicode sistemas de aeronaves modernas. De la lista anterior, se puede concluir que todos los mandos de vuelo primarios son críticos para la seguridad del vuelo y en consecuencia no hay fallos únicos se debe permitir que se prevenga,, o incluso interrumpir momentáneamente su funcionamiento. Esto no significa necesariamente que su rendimiento no se puede permitir o degradar hasta cierto nivel predeterminado, pero siempre que la degradación se debe controlar sistemáticamente y el piloto debe tener conocimiento del estado del sistema. El mismo razonamiento puede aplicarse a algunos controles de vuelo secundarios, por ejemplo los flaps y slats. Otras funciones, comúnmente conocidos como "servicios" o "utilidades", pueden considerarse prescindibles después de un fallo, o puede ser necesario para operar en una sola dirección después de una selección positiva de emergencia por el piloto. En este caso, se debe prever el movimiento de emergencia que tendrá lugar en la dirección correcta, por ejemplo, los trenes de aterrizaje deben bajar cuando se seleccionan y las mangueras o sondas de reabastecimiento en vuelo deben salir cuando se seleccionan. No es esencial para que puedan volver a su posición anterior en caso de emergencia, ya que el avión puede aterrizar en condiciones seguras. Los frenos de las ruedas tienden a ser un caso especial donde el poder se proporciona frecuentemente en forma automática o selección, a partir de tres fuentes. [2] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 15 Una de ellas es una fuente de energía almacenada, que también permite una función de freno de estacionamiento que debe proporcionarse. En su forma más simple un sistema hidráulico se muestra en la figura. 1.1. La fuente primaria de energía en una aeronave es el motor, y la bomba hidráulica está conectada a la caja de cambios del motor. La bomba provoca un flujo de fluido a una presión determinada, a través de tuberías de acero inoxidable a diversos dispositivos actuadores. [2] Figura 1.1 Sistema Hidraulico Simple Este simple sistema es poco probable que satisfaga la condición indicada anteriormente, y en la práctica la mayoría de los aviones contienen múltiples bombas y conexiones de tubos para asegurar que los fallos y fugas individuales no agotan la totalidad del sistema de potencia. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 16 CA P Í T U LO 1 EJ EM P LO D E UN S I S T EM A D E CO NT R OL Y D ES C RI P CI Ó N DEL S I S T EM A D E F R EN OS , E L C UA L A Y U DA A L A U TO - F R ENA DO E N LA S A E RONA V ES . [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 17 La unidad de control de frenado y de dirección (BSCU) controla el frenado de las ruedas principales y la dirección de rueda. 1.1 SISTEMA DE CONTROL LA BSCU Realiza: - Control de frenado en modo manual o automático, -Regulación de Frenando, -Dirección de rueda, -La temperatura de frenos que indica, - Pruebas y monitoreo. Todas estas operaciones, excepto para el procesamiento de las señales de entrada analógicas y los comandos de salida, está garantizada por la tecnología digital. A. El control de frenado 1. Configuraciones - Normal (Norma ON): Esta configuración permite el frenado en el modo manual (por la acción sobre los pedales de freno) o en modo automático (por selección de la tasa de desaceleración: MA, MED o LO). Independientemente del modo, la BSCU realiza la regulación de frenado (antideslizante). - Suplente (ALT ON): Esta configuración sólo permite saber el modo de frenado manual en regulación. - OFF alternativo (ALT OFF): Esta configuración, dirección de rueda no es posible. La BSCU también controla el freno de estacionamiento (PARK) y el frenado de las ruedas durante la retracción del tren de aterrizaje (UP).[1] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 18 1.2 CONTROL ELECTRÓNICO El control electrónico de frenado y sistemas antideslizantes se ha introducido en varias formas para proporcionar características diferentes. Un sistema de antideslizamiento eléctrico con control de presión de adaptación se que se muestra en la figura. 1.2. En este sistema de la caja de control electrónico contiene cada rueda deceleración los circuitos de detección con referencia cruzada entre las ruedas y los circuitos de cambio para acoplar la válvula de control a través de la aeronave en caso de que la pérdida de una señal de velocidad de las ruedas se produzca. Cuando hay un aumento progresivo de la presión de frenado entre derrapes intenta mantener un alto nivel de presión y la eficiencia de frenado. El control de adaptación de presión de los vertederos de la válvula de presión hidráulica del freno cuando la válvula de solenoide en su primera fase es energizada por el comienzo de una señal de derrape. En la recuperación de velocidad de la rueda del solenoide esta se des energiza la presión de frenado se vuelve a aplicar en un nivel de presión reducida, dependiendo del intervalo de tiempo del derrape. La presión del frenado aumenta entonces a una velocidad controlada en busca del nivel de frenado máximo, hasta que la siguiente señal de derrape incipiente ocurra.[3] Figura 1.2 Diagrama de Control Electrónico [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 19 1.3 LAS SEÑALES DE CONTROL. El sistema de frenado es controlado por la BSCU cuando la BSCU recibe las órdenes siguientes: - Una tensión del capitán y de primer oficial de los pedales de freno, - Información discreta MAX, MED o LO (frenado automático) de los conmutadores AUTO BRK pulsador (compartimiento de vuelo), - UP información discreta del freno de estacionamiento. La BSCU controla los componentes de frenado siguientes: - Una válvula de selector de frenado (BSELV), - 4 servo-válvulas normales (NSV), - 4 servo-válvulas alternativos (ALT SV) Este recibe las señales de 4 transductores de presión (PT) que permiten la corrección de las características estáticas servo valvas. B. Frenado regulación La BSCU realiza regulaciones de frenado en la norma EN EL ALT y configuraciones. Esta norma asegura neumáticos - adherencia pista, independientemente de las condiciones de la pista. El principio consiste en comparar la velocidad de la aeronave, reducido por un índice de deslizamiento predefinido, a la velocidad de cada una de las ruedas frenadas. Cuando la velocidad de la rueda cae por debajo de la diferencia de las aeronaves tasa de velocidad de deslizamiento, el ordenador genera una orden de liberación del freno. La BSCU utiliza la información transmitida en el mensaje de ARNIC por IRS 1 y 3 y las velocidades de las ruedas entregadas por tacómetros TACH 1 a 4. C. Freno indicación de temperatura La BSCU procesa la información enviada por las Unidades de Monitoreo de freno de temperatura (BTMU). Se entrega mensajes ARINC para la visualización de la temperatura medida y genera una advertencia en caso de sobrecalentamiento en uno o más frenos. D. Prueba y monitoreo Estas funciones incluyen: - Prueba de los componentes internos BSCU, - Disponibilidad prueba de frenado automático y dirección asistida rueda de morro, - Prueba de la rueda delantera de dirección y componentes del sistema de frenado, - Seguimiento de los parámetros que garanticen la comunicación entre los dos sistemas, incluyendo, en la BSCU, inhibición de la rueda delantera de dirección y de frenado en la configuración alternativa.[1] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 20 La BSCU indica su estado a un equipo externo a través de: - Validez discretas, - Discretos disponibilidad, - Transmisión de los buses ARINC mantenimiento. 1.4 DESCRIPCIÓN A. Descripción física La BSCU está en la forma de una caja rectangular con las siguientes características: 1. Dimensiones (Ref. Fig. 1) - Altura: 193 mm (7,598 in) - Ancho: 190,5 mm (7,5 in) - Longitud:382,7 mm (15.067 pulgadas) 2. Tratamiento de protección externa La unidad completa está protegida por dos capas de pintura: Una primera capa de pintura compuesta de: - Lavado de imprimación Metaflex A166 - Endurecedor 91001 - Thinner 98004 Una segunda capa de pintura gris compuesto por: - Aeroflex s15/69-2520 - Diluyente c25 / 2 Todos los puntos de unión están protegidos con barniz azul PYROLAC 7E747.[1] 1.5 SISTEMA VERDE DEL HIDRAULICO DE LOS FRENOS. Los componentes de alimentación primaria de generación del sistema verde son: Motor impulsado por Bomba (EDP) en el motor No. 3. Unidad de transferencia de potencia (PTU). Depósito hidráulico. Acumulador. Todos los componentes, a excepción de la EDP, se encuentran en el compartimiento de equipo hidráulico. El sistema Verde alimenta lo siguiente: 1 flap motor 4 ascensor de spoilers (centrales y exteriores del ala izquierda y derecha) Frenos neumáticos Tren de aterrizaje - normal Dirección del Tren de Nariz Frenos de ruedas con excepción del freno de estacionamiento.[2] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 21 1.6 SISTEMA VERDE PTU El PTU es una fuente de energía alternativa para el sistema verde. El PTU es una bomba y motor hidráulico de respaldo. Puede soportar todos los servicios del sistema verde a excepción de la stand-by AC / DC del generador. El motor es accionado por la presión del sistema amarillo y está conectado por un eje de accionamiento para una bomba en el sistema verde.[2] La PTU se controla desde el panel superior del sistema hidráulico por un interruptor de dos posiciones. Cuando el interruptor está en la posición ON se activa automáticamente cuando la presión del sistema verde cae por debajo de 2.600psi. Con el interruptor en la posición OFF, el motor está aislado del sistema Amarillo por una válvula motorizada. El movimiento de la válvula se indica mediante un indicador de color ámbar VÁLVULA PTU en el panel de cubierta de vuelo. La PTU también se puede utilizar en tierra para presurizar el sistema hidráulico verde, siempre que el depósito hidráulico está completamente cargado con aire.[2] 1.7 CONEXIONES ELÉCTRICAS Las conexiones eléctricas son el modo por conector P13 (ARNIC 600 estándar) situado en la cara posterior. Este conector comprende pins 313, 250 de los que se utilizan, y los grupos de todas las entradas / salidas BSCU El equipo se compone de: - Una carcasa - Una unidad trasera - Una cara frontal. 1. Carcasas La carcasa está equipada con seis guías de la tarjeta que sujetan las seis tarjetas electrónicas (dos tarjetas de adquisición, dos tarjetas de control, dos cartas de proceso), una tarjeta de distribución, cuatro módulos de alimentación y dos cubiertas. Una etiqueta de identificación cementada en la cara interior de la cubierta inferior lleva las indicaciones siguientes: - Colaborador del nombre - Referencia de pieza - Número de serie - Fecha. Unidad trasera La unidad posterior comprende un conector P13, dos tarjetas, y una tarjeta de Lightning1 INTERCONNECTION1 y dos, y LIGTHING2 INTERCONNECTION2, que están unidos a la unidad posterior.[1] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 22 Dos etiquetas de identificación están pegadas a la cara exterior de la unidad posterior. a. Etiqueta permanente: - Equipos designación - Número de serie - Fecha de fabricación - Nombre del fabricante - Inspección marca 1.8 FRENADO AUTOMÁTICO Un sistema más completo es el sistema automático de control de frenado Dunlop el cual se ilustra en la figura 1.3 el cual permite a un avión que se aterrice y se detenga sin la intervención del frenado del piloto. Durante un frenado automático dos posiciones de tres vías de la válvula solenoide es energizado después del giro de las ruedas en marcha para alimentar a la presión del sistema a través de válvulas de conexión directamente a las válvulas antideslizantes en los que es modulado pasando a los frenos. Las señales procedentes del circuito de auto-frenado son responsables de la modulación de la presión en el freno para que coincida con una desaceleración pre seleccionado. Sin embargo, la intervención del piloto en el circuito de control anti-derrape o funcionamiento antideslizante anulará el auto-freno en todo momento para atender a las variaciones en las condiciones de la pista.[2] Figura. 1.3 El freno automático sistema de control (Dunlop Aerospace International) [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 23 - En interés de la seguridad debe haber una serie de requisitos previos que deben cumplirse antes de que el auto-frenado se inicie: • El Switch del Auto-frenado debe estar encendido y requiere que este seleccionado la deceleración. • El interruptor anti deslizante debe estar encendido y en funcionamiento. • El Acelerador debe estar correctamente posicionado. • La presión hidráulica debe estar disponible. • Los pedales de freno no deben estar presionados. • Las ruedas deben estar girando - Con todas estas condiciones satisfechas el sistema de auto-frenado será operativo y retardará la aeronave a una velocidad predeterminada a menos que se reemplace por la actividad anti-derrape. - En cualquier momento durante la carrera de aterrizaje de auto-frenado podrá ser reemplazado por el piloto mediante la mejora de las palancas de potencia de motor o por la aplicación normal de los frenos.[2] 1.9 SISTEMA DE RUEDAS MÚLTIPLES Los sistemas descritos hasta ahora se aplican a la mayoría de los sistemas de frenado de la aeronave. Sin embargo las grandes aeronaves tienen múltiples trenes y en ocasiones más de dos trenes principales. El Boeing 747-400 cuenta con cuatro trenes principales, cada uno con un total de cuatro ruedas. El Boeing 777 tiene dos trenes principales con seis ruedas cada uno. Estos sistemas tienden a ser más complejos y utilizar varios carriles de control dual redundante. El engranaje de Boeing 777 principal se muestra en la figura. 1.4. Para fines de control las ruedas están agrupadas en cuatro filas de tres ruedas, cada una correspondiente a un canal de control independiente, como se muestra en la figura. Cada una de las líneas de tres ruedas - 1,5,9; 2,6,10 y así sucesivamente - es controlado por un controlador de doble redundancia situado en la unidad de control del sistema de freno (BSCU). Exigencias de frenado y las lecturas del sensor de velocidad de cada rueda se agrupan por cada canal y se vinculan con el canal de control respectivo. Los canales de control tienen fuentes de alimentación individuales para mantener la segregación del canal. Las interfaces BSCU con el resto de la aeronave mediante los sistemas A629 de izquierda y derecha de los buses de la aeronave. Este sistema se suministra por la división Hydro-Aire, parte de Crane Aerospace, y es indicativo de la sofisticación que los modernos sistemas de freno para ofrecer sistemas más grandes.[3] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 24 Figura 1.4 sistemas de Ruedas Boeing777 [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 25 C A PÍ TU L O 2 NU E S T RO S E L E ME N TO S DE E N TR A DA Y S A L I DA . [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 26 2.1 DISPOSITIVOS DE ENTRADA Son sensores electrónicos o mecánicos que toman las señales (en forma de temperatura, presión, ect.) del mundo físico y las convierten en señales de corriente o voltaje. Figura 2.1 Diagrama de Sistemas Electronicos 2.2 SENSORES Los sensores son una herramienta esencial en nuestros días para la industria ya que con ellos podemos medir, limitar o simplemente automatizar procesos, son indispensables en casi cualquier área. Los sensores desarrollan tareas para las que antes se necesitaba de un operario, ahora realizan esta misma actividad sin tocar ni mover la pieza, con más precisión y rapidez, sin desgaste ni cansancio y a una fracción del costo, además una consideraciónimportante es que el tiempo de respuesta en los sensores es instantáneo, una vez que el objeto que se necesita detectar cae dentro de su rango de operación en el que trabaja o en el que se ajustó el sensor. Algo digno de mencionarse en este capítulo es que Pepperl Fuchs presento al mundo el primer sensor, este era un inductivo en 1958, y hoy sigue a la vanguardia de la innovación técnica en automatización. Llama la atención que solo 40 años después se estén produciendo 40.000.000 de sensores en más de 4.500 modelos distintos y que menos del 33% tenga más de 2 años de antigüedad y ninguno más de 8! Esta variedad es la respuesta de Pepperl Fuchs a pedidos especiales. La mayor parte de los sensores en uso se utilizan para “DETECTAR” el paso o la ubicación de un objeto, pero otros “MIDEN” la distancia a la que se encuentra utilizada para detectar el paso o la posición de una pieza, u “Objeto”, y desencadenar un proceso. En la industria son imprescindibles por que en todas las maquinas se necesita censar un movimiento, la llegada de un articulo o simplemente para la propia seguridad de la máquina para poder registrar los incrementos de temperatura o falta de presión, es difícil imaginar en la actualidad una industria o una maquina en la que no se utilice algún tipo de sensor, y como va avanzando el tiempo se van haciendo más necesarios y más presentes pues ahora ya no solo los vemos en las fabricas sino también los podemos ver en nuestras casas en las oficinas y casi en cualquier parte.[6] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 27 Los sensores trasladan la información desde el mundo real al mundo abstracto de los microcontroladores. La instrumentación trata los sistemas integrados cuya finalidad es medir magnitudes físicas de un sistema externo, elaborar la información asociada a ellas y presentarla a un operador. Las características por las que la tecnología electrónica es la más utilizada por los sistemas de instrumentación, son: Las señales eléctricas permiten manejar señales en un rango dinámico de tiempos muy amplios (1015), desde los picosegundos (10-12 s) hasta horas (103 s). Cada sensor varía su construcción según su utilización o su uso dentro de la industria o donde sea que este se utilice pero hay ciertos aspectos los cuales son semejantes entre sensor y sensor Un sensor o captador, como prefiera llamársele, no es más que un dispositivo diseñado para recibir información de una magnitud del exterior y transformarla en otra magnitud, normalmente eléctrica, que seamos capaces de cuantificar y manipular. Normalmente estos dispositivos se encuentran realizados mediante la utilización de componentes pasivos (resistencias variables, PTC, NTC, LDR, etc.. todos aquellos componentes que varían su magnitud en función de alguna variable), y la utilización de componentes activos.[6] 2.3 CARACTERÍSTICAS DE UN SENSOR Rango de medida: dominio en la magnitud medida en el que puede aplicarse el sensor. Precisión: es el error de medida máximo esperado. Desviación de cero: valor de la variable de salida cuando la variable de entrada es nula. Si el rango de medida no llega a valores nulos de la variable de entrada, habitualmente se establece otro punto de referencia para definir la desviación cero. Linealidad o correlación lineal. Sensibilidad de un sensor: suponiendo que es de entrada a salida y la variación de la magnitud de entrada. Resolución: mínima variación de la magnitud de entrada que puede apreciarse a la salida. Rapidez de respuesta: puede ser un tiempo fijo o depender de cuanto varié la magnitud a medir. Depende de la capacidad del sistema para seguir las variaciones de la magnitud de entrada. Derivas: son otras magnitudes, aparte de la medida como magnitud de entrada, que influyen en la variable de salida. Por ejemplo, pueden ser condiciones ambientales, como la humedad, la temperatura u otra como el envejecimiento (oxidación, desgaste, etc.) del sensor. Repetitividad: error esperado al repetir varias veces la misma medida.[8] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 28 Un sensor es un dispositivo que detecta, o sensa manifestaciones de cualidades o fenómenos físicos, como la energía, velocidad, aceleración, tamaño, cantidad, etc. Los sensores son eléctricos o electrónicos, aunque existen otros tipos. Un sensor es un tipo de transductor que transforma la magnitud que se quiere medir, en otra, que facilita su medida. Pueden ser de indicación directa (un termómetro de mercurio) o pueden estar conectados a un indicador (posiblemente a través de un convertidor analógico a digital, un computador y un display) de modo que los valores censados pueden ser leidos por un humano.[8] 2.4 DESCRIPCIÓN DE ALGUNOS SENSORES: SENSORES DE POSICIÓN Su función es medir o detectar la posición de un determinado objeto en el espacio, dentro de este grupo, podemos encontrar los siguientes tipos de captadores; Figura 2.2 Sensor de Posición con Potenciómetro SENSORES DE PROXIMIDAD Estos sensores pueden estar basados en algo simple como en la operación mecánica de un actuador o tan complejo como en la operación de un sensor de proximidad fotoeléctrico con discriminación de color.[10] Figura 2.3 Sensores de Proximidad. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 29 MICRO INTERRUPTORES Los micro interruptores son de muy diversas formas pero todos se basan en la operación por medio de un actuador mecánico. Este actuador mecánico mueve a su vez una lengüeta metálica en donde están colocados los contactos eléctricos, y los abre o cierra de acuerdo con la disposición física de estos contactos. Desde el punto de vista eléctrico son extremadamente simples, ya que consisten en uno o varios juegos de contactos con cierta capacidad de conducción a cierto voltaje. INDUCTIVOS Tanto estos sensores como los de efecto capacitivo y ultrasónico presentan las ventajas siguientes: Conmutación: Sin desgaste y de gran longevidad. Libre de rebotes y sin errores de impulsos. Libres de mantenimiento. De precisión electrónica. Soporta ambientes hostiles. Los sensores inductivos consisten en una bobina cuya frecuencia de oscilación cambia al ser aproximado un objeto metálico a su superficie axial. Esta frecuencia es empleada en un circuito electrónico para conectar o desconectar un tiristor y con ello, lo que esté conectado al mismo, de forma digital (ON-OFF) o, analógicamente. Si el objeto metálico se aparta de la bobina, la oscilación vuelve a empezar y el mecanismo recupera su estado original. Estos sensores pueden ser de construcción metálica para su mayor protección o, de caja de plástico. Y pueden tener formas anular, de tornillo, cuadrada, tamaño interruptor de límite, etc. Los sensores trasladan la información desde el mundo real al mundo abstracto de los micro controladores.[8] Figura 2.4 Sensores Inductivos Figura 2.5 Componentes de un Sensor [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 30 Valores de salida de los sensores: Los sensores ayudan a trasladar los atributos del mundo físico en valores. En general, la mayoría de los sensores puede ser dividida en dos grandes grupos: 1. Sensores analógicos. 2. Sensores Digitales. Un sensor analógico es aquel que puede entregar una salida variable dentro de un determinado rango. Un sensor analógico, como por ejemplo una fotorresistencia (estos componentes miden intensidad de luz), puede ser cableado en un circuito que pueda interpretar sus variaciones y entregar una salida variable con valores entre 0 a 5 volts. Tabla 2.1 Señal Analogica. Un sensor digital es aquel que entrega una salida del tipo discreta. Es decir, que el sensor posee una salida que varia dentro de un determinado rango de valores, pero a diferencia de los sensores analógicos, esta señal varia de a pequeños pasos pre establecido.[6] Tabla 2.2 Señal Digital [INGENIERIAAERONAUTICA] Página 31 Por ejemplo consideremos un botón pulsador, el cual es uno de los sensores más básicos. Posee una salida discreta de tan solo dos valores, estos pueden ser abierto o cerrado. Otros sensores discretos pueden entregar una salida del tipo binario, como es el caso de un conversor Analogico/Digital, el cual entrega una salida de 8 bits capaz de subdividir las variaciones de la entrada en hasta 256 escalones. 2.5 CONVERSIÓN ANALÓGICA/DIGITAL Los microcontroladores generalmente operan con valores discretos. Los controladores como el Motorola 68HC11, el PIC 16F84, etc., trabajan con valores binarios de 8 bits. Una parte importante a la hora de trabajar con señales analógica es la posibilidad de transformar las mismas en señales digitales mediante el usos de un conversor A/D (analógico/ digital) y entregar su salida sobre un bus de 8 bits (1 Byte). Esto permitirá al microcontrolador poder tomar decisiones en base a la lectura obtenida. Cabe destacar que en la actualidad existen microcontroladores que ya poseen este conversor integrado en sí mismo, lo que permite ahorra espacio y simplificar el diseño. En la siguiente figura se puede ver un ejemplo de cómo se comportaría un conversor A/D (analógico/digital): Tabla 2.3 Comportamiento de un Conversor Podemos ver como para distintos rangos de valores de entrada, se obtiene un valor de salida binario. Si nuestro rango de entrada está entre 0 y 5 volts, un conversor A/D de 8 bits podrá dividir la tensión de entrada en 256 valores binarios. Esto resulta en un escalón de 0.0195 volts. Esto se puede ver claramente en la tabla anterior, si bien solo están representados los primeros cinco niveles.[9] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 32 Tabla 2.4 Conversión Analogica Digital El grafico anterior muestra el resultado de una conversión A/D para 14 muestreos. El número del muestreo es mostrado en el eje X en la parte inferior. El lado izquierdo del eje Y indica el voltaje de la entrada analógica que está siendo muestreada. Sobre el lado derecho del eje Y podemos ver el valor digital de 8 bits asignado a cada punto del muestreo. (Visto en formato decimal). Existen una gran variedad de conversores A/D en el mercado. Los de 8 bits se usan comúnmente con microcontroladores. 2.6 POTENCIÓMETROS Otro sensor muy comúnmente usado y que a veces no se lo considera es el clásico potenciómetro. Estos son muy útiles para medir movimientos y determinar la posición de un mecanismo determinado como por ejemplo el eje de una articulación de un brazo mecánico.[7] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 33 Debido a que los potenciómetros poseen un ángulo de giro de aproximadamente 270⁰, no es posible usarlos en mecanismos que deben realizar un giro completo o bien mas de una vuelta sobre su eje. Como se aprecia en el diagrama, la forma de conexión es similar al caso del LDR, con la simple diferencia que en este caso el potenciómetro es un divisor resistivo en sí mismo y R3 se usa como simple limitador de corriente. Figura 2.6 Diagrama de un Potenciómetro 2.6.1 ¿QUE ES UN POTENCIOMETRO? En palabras simples es un variador de voltaje. El potenciómetro es una resistencia variable. A diario lo estas usando al darle volumen a tu radio o equipo de música. A este grupo pertenecen aquellas resistencias cuyo valor puede variar dependiendo de la acción de agentes externos, como por ejemplo: los medios mecánicos, la temperatura, la luz, etc. Los potenciómetros son unas resistencias especiales que están formadas por una parte fija con la resistencia entre las tomas. Consiguen variar la resistencia que ofrecen en función de un mayor o menor giro manual de su parte móvil. Suelen disponer de unos mandos giratorios que facilitan la operación, o bien unas muescas para introducir un destornillador adecuado. Se designan por su valor máximo, y al lado de este las siglas LIN (lineal), LOG (logarítmico), etc. Si no aparecen las siglas, se trata de un potenciómetro lineal. Algunas aplicaciones son: caudalimetro de los sistemas de inyección, control de volumen de aparatos de radio, pedal del acelerador para aceleradores electrónicos, etc. Los potenciómetros pueden clasificarse en varias formas: de acuerdo a la forma de instalación, pueden ser: para chasis o para circuito impreso. Dependiendo del material en que están fabricados pueden ser de carbón, de alambre, o de plástico conductor formado por una mezcla de metales preciosos y vidrio o polvo cerámico. El potenciómetro, es un componente pasivo similar en funcionamiento a la resistencia, pero con ciertas particularidades: Tiene tres conexiones, en lugar de dos, como una resistencia “normal”, si bien pueden cortocircuitarse en algunas ocasiones dos de ellas, según lo necesario para el circuito.[9] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 34 El valor de la resistencia es variable, al modificar manualmente la longitud de la parte resistiva del componente, al girar la parte metálica y con resistencia casi nula del componente. La resistencia total entre dos de los terminales es la marcada en la serigrafía, variando el valor entre el terminal central, aumentando con un terminal el mismo valor que disminuye en comparación al otro. El potenciómetro se utiliza para controlar la intensidad de corriente que fluye por un circuito si este se conecta en paralelo, o la diferencia de potencial si este se conecta en serie. Normalmente, los potenciómetros se utilizan en circuitos de poca corriente. [7] Figura 2.7 Descripción de un Potenciómetro Potenciometros lineales. La resistencia es proporcional al ángulo de giro. Logaritmicos. La resistencia depende logarítmicamente del ángulo de giro. Tabla 2.5 Grafica en Potenciómetros Logarítmicamente Según la forma como varia su resistencia pueden ser: 1. Potenciómetros lineales, que recorren casi 360⁰ y que van respondiendo progresivamente con el giro 2. Potenciómetros logarítmicos. Que al principio responden con una progresión muy pequeña y después, con unos pocos grados de giro, sus valores crecen rápidamente.[6] http://4.bp.blogspot.com/_T2Nw9Y8wa_Y/TETWM4_OgLI/AAAAAAAAAGI/k1IZMpfL4tE/s1600/descripcion_potenciometro1.gif http://www.matematicas.relatividad.org/compara-lineal-log.JPG [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 35 3. Otras formas de variación menos empleadas son las anti logarítmicas y las de seno- coseno. Aplicaciones: Los potenciómetros son usados principalmente como reóstatos conectando el cursor a uno de los terminales fijos Muchos potenciómetros son de la variedad bobinada. En un potenciómetro bobinado, una pieza de alambre delgado esta enrollada muchas veces alrededor de un núcleo aislante. El cursor entonces se mueve da una vuelta de alambre a la siguiente medida que se ajusta. El resultado es que la resistencia del cursor no varía de una manera perfectamente lineal, sino que varía a pasos. Este fenómeno se muestra, de manera muy exagerada, el punto importante es que hay un límite al cambio mínimo de resistencia posible. El cambio mínimo en resistencia posible es igual a la resistencia de una vuelta de alambre. Por ejemplo, un potenciómetro bobinado de 500 ohms que tenga 200 vueltas tendrá una resistencia por vuelta de 500/200 2.5 ohms. El ajuste mínimo posible del potenciómetro moverá el cursor de una vuelta a la vuelta siguiente, por lo que el cambio mínimo de resistencia posible será de 2.5 ohms. 2.7 SENSORES DIGITALES DE USO GENERAL: Existe una gran variedad de sensores digitales. Muchos de ellos se conectan en forma similar, la cual es haciendo uso de una resistencia de Pull-Up conectada a VCC para mantener la entrada forzada a nivel alto, con lo cual el sensor la forzaría a nivel bajo cuando se active. Switch o llaves: Uno de los sensores más básicos son los switch (llaves o pulsadores). En la siguiente figura se puede apreciar el conexionado clásicode un switch a una entrada digital: Figura 2.8 Diagrama Switch Para evitar pulsos de rebote al accionar el switch se puede usar un capacitor de bajo valor (0.1uF a 1uF) en paralelo con los bornes del switch.[6] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 36 2.8 PANTALLA LCD Se acostumbran a utilizar LCD del tipo HD44780, con un número de líneas variable y un numero de caracteres por línea también variable (por ejemplo, con 2 x 16 se trabaja con dos líneas de 16 caracteres cada una) (ver figura 2.9). Figura. 2.9 El patillaje de un LCD típico. El bus de datos es de 8 bits, aunque también existe la posibilidad de trabajar con 4 bits (con un menor número de caracteres). El compilador C incluye un fichero (driver) que permite trabajar con un LCD. El archivo es LCD.C y debe llamarse como un #include. Este archivo dispone de varias funciones ya definidas: Lcd init(); Es la primera función que debe ser llamada. Borrar el LCD y lo configura en el formato de 4 bits, con dos líneas y con caracteres de 5 x 8 puntos, en modo encendido, cursor apagado y sin parpadeo. Configurar el LCD con un Autoincremento del puntero de direcciones y sin desplazamiento del display real. Lcd_gotoxy (byte x, yte y); Lee el carácter de la posición (x,y). Lcd_ putc (char s); S es una variable de tipo char. Esta función escribe la variable en la posición correspondiente. S si, además, se indica: [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 37 \f se limpia el LCD. \n el cursor va a la posición (1,2). \b el cursor retrocede una posición. El compilador C ofrece una función más versátil para trabajar con el LCD: Printf (string) Printf (cstring, values…) Printf (fname, cstring, values…) String es una cadena o un array de caracteres, values es una lista de variables separadas por comas y fname es una función, El formato es %nt, donde n es opcional y puede ser: 1-9: para especificar cuantos caracteres se deben especificar. 01-09: para indicar la cantidad de ceros a la izquierda. 1.1-9.9 para coma flotante. t puede indicar: c carácter. s cadena o carácter. u entero sin sigo. d entero con signo. Lu entero largo sin signo. Ld entero largo con signo. x entero hexadecimal (minúsculas). X entero hexadecimal (mayúsculas). F Flotante con truncado. g Flotante con redondeo. e Flotante en formato exponencial. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 38 w Entero sin signo con decimales insertados. La primer cifra indica el total, la segunda el numero decimal. A continuación, mostramos unos ejemplos de los distintos formatos: FORMATO VALOR =0X12 VOLARO = 0XFE %03u 018 254 %u 18 254 %2u 18 * %5 18 254 %d 18 -2 %x 12 fe %X 12 FE %4X 0012 00FE %3.1 w 1.8 25.4 Tabla 2.6 Formatos [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 39 CA P Í T U LO 3 M I C RO C ON T ROLA D OR ES N U ES T R O E L EM EN TO D E CO NT R OL, Y P R O G RA M A S D E C ON T RO LA DO R. [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 40 3.1 ¿QUÉ ES UN MICROCONTROLADOR? Es un circuito integrado programable que contiene todos los componentes de una computadora. Se emplea para controlar el funcionamiento de una tarea determinada y, debido a su reducido tamaño, suele ir incorporado en el propio dispositivo al que gobierna. Esta última característica es la que le confiere la denominación de «controlador incrustado» (embedded controller). El micro controlador es una computadora dedicada. En su memoria sólo reside un programa destinado a gobernar una aplicación determinada; sus líneas de entrada/salida (puertos) soportan el conexionado de los sensores y actuadores del dispositivo a controlar, y todos los recursos complementarios disponibles tienen como única finalidad atender los requerimientos del micro controlador. Una vez programado y configurado el micro controlador solamente sirve para gobernar la tarea asignada. 3.1.2 DIFERENCIA ENTRE MICROPROCESADOR Y MICRO CONTROLADOR El microprocesador es un circuito integrado que contiene la Unidad Central de Proceso (UCP), también llamada procesador de una computadora. La UCP está formada por la Unidad de Control, que interpreta las instrucciones, y el flujo de los datos. Las patitas (buses) de un microprocesador sacan al exterior la información procesada por este, para permitir conectarle con el hardware que compone a una computadora, por ejemplo el teclado, la pantalla, el mouse, etc. Un microprocesador es un sistema abierto con el que puede construirse una computadora con las características que se desee, acoplándole los módulos necesarios. Un micro controlador es un sistema cerrado que contiene una computadora completa y de características limitadas que no se pueden modificar. 3.1.3 ARQUITECTURA INTERNA Un micro controlador posee todos los componentes de una computadora, pero con características fijas que no pueden alterarse (y en ocasiones más limitadas). Las partes principales de un micro controlador son: 1. Procesador 2. Memoria no volátil para contener el programa (disco duro) 3. Memoria de lectura y escritura para guardar los datos (RAM) 4. Líneas de EIS para los controladores de periféricos: a) Comunicación paralelo b) Comunicación serie c) Diversas puertas de comunicación (bus l2ºC, USB, etc.)[5] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 41 5. Recursos auxiliares: a) Circuito de reloj b) Temporizadores c) Perro Guardián («watchdog») d) Conversores AD y DA e) Comparadores analógicos f) Protección ante fallos de la alimentación g) Estado de reposo o de bajo consumo A continuación se revisaran las características más representativas de cada uno de los componentes del micro controlador. 3.2 MEMORIA DE PROGRAMA El micro controlador está diseñado para que en su memoria de programa se almacenen todas las instrucciones del programa de control. No hay posibilidad de utilizar memorias externas de ampliación. Como el programa a ejecutar siempre es el mismo, debe estar grabado de forma permanente. Existen cinco tipos diferentes de memoria adecuados para soportar esta función: 1. ª ROM con máscara En este tipo de memoria el programa se graba en el chip durante el proceso de su fabricación mediante el uso de «máscaras». Los altos costes de diseño e instrumental sólo aconsejan usar este tipo de memoria cuando se precisan series muy grandes. 2. ªEPROM La grabación de esta memoria se realiza mediante un dispositivo físico gobernado desde una computadora, que recibe el nombre de grabador. En la superficie de la cápsula del micro controlador existe una ventana de cristal por la que se puede someter a la memoria de la chipa a rayos ultravioletas para producir su borrado y emplearla nuevamente. 3.' OTP (Programable una vez) Este modelo de memoria sólo se puede grabar una vez por parte del usuario, utilizando el mismo procedimiento que con la memoria EPROM. Posteriormente no se puede borrar. Su bajo precio y la sencillez de la grabación aconsejan este tipo de memoria para prototipos finales y series de producción cortas. 4. ª EEPROM La grabación es similar a las memorias OTP y EPROM, pero el borrado es mucho más sencillo al poderse efectuar de la misma forma que el grabado, o sea, eléctricamente.[5] [INGENIERIA AERONAUTICA] Página 42 Sobre el mismo zócalo del grabador puede ser programada y borrada hasta 1000 000 veces, lo cual la hace ideal en la enseñanza y en la creación de nuevos proyectos. Aunque se garantiza 1.000.000 de ciclos de escritura/borrado en una EEPROM, todavía su tecnología de fabricación tiene obstáculos para alcanzar capacidades importantes y el tiempo de escritura de las mismas es relativamente grande y con elevado consumo de energía. 5. ª FLASH Se trata de una memoria no volátil, de bajo consumo, que se puede escribir y borrar en circuito al igual que las EEPROM,
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