T10661_Sistema de monitoreo de parámetros de motor para una navegación segura de un avión categoría LSA de la empresa Caldas Aeronáutica pdf

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SISTEMA DE MONITOREO DE PARÁMETROS DE MOTOR PARA UNA 
NAVEGACIÓN SEGURA DE UN AVIÓN CATEGORÍA LSA DE LA EMPRESA 
CALDAS AERONÁUTICA 
JAVIER ANDRÉS PORTILLA ROSERO 
2170657 
HUBER IVÁN FUENTES GRANJA 
2170258 
UNIVERSIDAD AUTÓNOMA DE OCCIDENTE 
FACULTAD DE INGENIERÍA 
PROGRAMA INGENIERÍA MECATRÓNICA 
SANTIAGO DE CALI 
2023
SISTEMA DE MONITOREO DE PARÁMETROS DE MOTOR PARA UNA 
NAVEGACIÓN SEGURA DE UN AVIÓN CATEGORÍA LSA DE LA EMPRESA 
CALDAS AERONÁUTICA 
 
 
 
 
 
JAVIER ANDRÉS PORTILLA ROSERO 
HUBER IVÁN FUENTES GRANJA 
 
 
 
 
 
 
Proyecto de grado para optar al título de 
Ingeniero Mecatrónico 
 
 
 
 
 
 
Director 
WILLIAM GUTIÉRREZ MARROQUÍN 
MS. AUTOMÁTICA DE LA UNIVERSIDAD DEL VALLE 
 
 
 
 
 
 
UNIVERSIDAD AUTÓNOMA DE OCCIDENTE 
FACULTAD DE INGENIERÍA 
PROGRAMA INGENIERÍA MECATRÓNICA 
SANTIAGO DE CALI 
2023 
3 
 
Nota de aceptación: 
 
Aprobado por el Comité de Grado en 
cumplimiento de los requisitos exigidos por 
la Universidad Autónoma de Occidente para 
optar al título de Ingeniero Mecatrónico 
 
 
 
 
 
 
 
 
CESAR MARINO ROJAS ESCOBAR 
Jurado 1 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Santiago de Cali, 17 de mayo de 2023 
4 
 
AGRADECIMIENTOS 
Se tiene un gran agradecimiento a nuestra familia, por su constante apoyo a lo largo de nuestra 
vida, por la motivación en todo momento y la enseñanza que con dedicación y responsabilidad 
se pueden lograr todas las metas. 
A nuestro director académico, William Gutiérrez y a todo el cuerpo de docentes, quienes 
estuvieron en el continuo asesoramiento por el cumplimiento de normas, normativas e 
información necesaria para obtener un buen resultado y la culminación de este proyecto. 
Y finalmente a la Universidad Autónoma de Occidente por ofrecer los elementos necesarios 
como laboratorios y diversos elementos. 
 
 
5 
 
CONTENIDO 
pág. 
RESUMEN 12 
INTRODUCCIÓN 14 
1. ANTECEDENTES 15 
2. JUSTIFICACIÓN 16 
3. MARCO TEÓRICO 17 
4. OBJETIVOS 21 
4.1 OBJETIVO GENERAL 21 
4.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS 21 
5. METODOLOGÍA 22 
6. DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA 23 
7. DESARROLLO DEL PROYECTO 24 
7.1 IDENTIFICACIÓN Y EVALUACIÓN DE LAS VARIABLES 24 
7.2 SELECCIÓN DE SISTEMAS DE MEDICIÓN PARA CADA VARIABLE 25 
7.2.1 Combustible 25 
7.2.2 Medición de presión de aceite 28 
7.2.3 Medición de temperatura de motor y aceite de motor. 28 
7.3 SELECCIÓN DE SENSORES 29 
7.3.1 Nivel de combustible 30 
7.3.2 Flujo de consumo de combustible 30 
7.3.3 Presión del aceite del motor 31 
6 
 
7.3.4 Temperatura del motor y aceite del motor 32 
7.4 ESTABLECIMIENTO DE CRITERIOS Y SELECCIÓN DE DISPOSITIVOS DE 
MEDICIÓN 32 
7.4.1 Medición del nivel de combustible 33 
7.4.2 Medición de flujo de combustible 34 
7.4.3 Medición de presión de aceite del cárter húmedo del motor 35 
7.4.4 Medición temperatura del motor y aceite del motor 36 
7.5 IDENTIFICACIÓN DE SISTEMAS DE PROCESAMIENTO DE INFORMACIÓN 37 
7.6 PROCESAMIENTO Y VISUALIZACIÓN DE SEÑALES 41 
7.6.1 Raspberry Pi 41 
7.6.2 Orange Pi 41 
7.6.3 Odroid 42 
7.6.4 BeagleBone 42 
7.7 ESTABLECIMIENTO DE CRITERIOS Y SELECCIÓN DE SISTEMAS DE 
PROCESAMIENTO 43 
7.8 IDENTIFICACIÓN DE CRITERIOS DE SELECCIÓN Y ELECCIÓN DE 
CONEXIÓN RASPBERRY – PANTALLA 44 
7.9 FILTRADO DEL RUIDO 45 
7.10 ELABORACIÓN DE DIAGRAMAS DE CONEXIÓN Y CÁLCULO DE 
ECUACIONES 47 
7.10.1 Reducción de tensión 47 
7.10.2 Alimentación del microcontrolador de toma y procesamiento de datos 47 
7.10.3 Alimentación del circuito para los sensores 48 
7.10.4 Presión de aceite 48 
7.10.5 Temperatura de aceite y motor 49 
7.10.6 Nivel de combustible 52 
7.10.7 Flujo de combustible 53 
7.10.8 Conexión total 53 
7 
 
7.10.9 Simulación del sistema de monitoreo 54 
7.11 RECOLECCIÓN Y PROCESAMIENTO DE DATOS 54 
7.11.1 Temperatura 54 
7.11.2 Presión 57 
7.11.3 Nivel de combustible 58 
7.11.4 Consumo de combustible 59 
7.11.5 Tiempo de vuelo restante 59 
8. PRESENTACIÓN DE RESULTADOS 61 
8.1 INTERFAZ GRÁFICA 66 
8.2 INSTALACIÓN DE LOS SENSORES EN SUS RESPECTIVAS UBICACIONES. 71 
8.2.1 Instalación de sensor de presión 71 
8.2.2 Instalación de sensor de temperatura 72 
8.2.3 Instalación de sensor de nivel de combustible 73 
8.2.4 Instalación de sensor de flujo de combustible 74 
9. ANÁLISIS DE RESULTADOS 78 
10. CONCLUSIONES 79 
11. PRESUPUESTO 80 
12. RECOMENDACIONES 81 
REFERENCIAS 82 
 
 
 
8 
 
LISTA DE FIGURAS 
pág. 
Fig. 1. Grafica de revoluciones vs consumo.[5] 18 
Fig. 2. Funcionamiento sensor de nivel capacitivo. [9] 25 
Fig. 3. Funcionamiento del sensor de presión diferencial.[10] 26 
Fig.4. Funcionamiento del sensor ultrasónico. [11] 26 
Fig.5. Medidor de flujo de combustible ultrasónico [13] 27 
Fig.6. Medidor de flujo de combustible vórtex[14] 28 
Fig.7. Sistema de aceite de cárter húmedo del avión [16] 28 
Fig.8. Comportamiento sensor de presión.[17] 35 
Fig.9. Comportamiento sensor de temperatura de motor y aceite.[18] 36 
Fig.10. Conexión Raspberry - pantalla. [20] 45 
Fig.11. Diagrama eléctrico alimentación Raspberry. 47 
Fig.12. Conexión Arduino – Raspberry[22] 48 
Fig.13. Acondicionamiento del sensor de presión 49 
Fig.14. Conexión eléctrica del sensor de temperatura 50 
Fig.15. Resistencia - Temperatura sensor y con resistencia en paralelo 51 
Fig.16. Temperatura vs. Resistencia con resistencia en paralelo 51 
Fig.17. Conexión eléctrica del sensor de nivel. 52 
Fig.18. Conexión eléctrica del sensor de flujo 53 
Fig.19. Conexión eléctrica total 54 
Fig.20. Voltaje vs. Resistencia sensor de temperatura 55 
Fig.21. Temperatura vs. Voltaje sensor de temperatura. 55 
Fig.22. Temperatura vs. Voltaje sensor de temperatura en sensibilidad positiva 56 
Fig.23. Presión vs. Resistencia sensor de presión. 57 
9 
 
Fig.24. Resistencia vs. Voltaje sensor de presión. 57 
Fig.25. Voltaje vs. Presión sensor de presión. 58 
Fig.26. Diagrama de flujo implementación Arduino 61 
Fig.27. Declaración de variables implementación Arduino 62 
Fig.28. Declaración de variables globales Arduino 62 
Fig.29. Medición del consumo de combustible 62 
Fig.30. Asignación de entradas análogas y digital. 63 
Fig.31. Estandarización de 0V a 5V de las variables análogas 63 
Fig.32. Ecuación comportamiento de temperatura según voltaje percibido 63 
Fig.33. Ecuación comportamiento de presión según voltaje percibido 64 
Fig.34. Implementación cálculo de nivel de combustible 64 
Fig.35. Subrutina consumo de combustible con tiempo de muestreo 1seg en L/h 65 
Fig.36. Cálculo de tiempo restante de horas de vuelo. 65 
Fig.37. Diagrama pictórico conexión Arduino – Raspberry[23] 66 
Fig.38. Ejecución de Node - red 67 
Fig.39. Flujo receptor de datos de Arduino 67 
Fig.40. Configuración nodo receptor de puerto serial 68 
Fig.41. Recepción de datos por puerto serial 68 
Fig.42. Configuración de nodo para distribución de datos 69 
Fig.43. Indicador de medición de presión 70 
Fig.44. Indicador de medición de temperatura 70 
Fig.45. Indicador de cantidad de combustible disponible 70 
Fig.46. Indicador inferior de interfaz 71 
Fig.47. Interfaz para la indicación de datos 71 
Fig.48. Diagrama de conexión física sensor de presión 72 
Fig.49. Diagrama de conexión física sensor de temperatura 72 
10 
 
Fig.50. Instalación de sensor de temperatura de aceite 73 
Fig.51. Instalación sensor de temperatura de motor 73 
Fig.52. Instalación sensor de nivel de combustible [24] 74 
Fig.53. Implementación sensor de flujo de combustible 74 
Fig.54. Circuito impreso 75 
Fig.55. Conexión Arduino y Raspberry 76 
Fig.56. Conexión pantalla y Raspberry 76 
Fig.57. Indicación de parámetros digitales y analógicos 77 
 
 
11 
 
LISTA DE TABLAS 
pág. 
Tabla I. Comparativa de sensores de nivel combustible 30 
Tabla II. Comparativa de sensores de flujo combustible 31 
Tabla III. Comparativa de sensores de presión de aceite 31 
Tabla IV. Comparativa de sensores de temperatura del motor y de aceite del motor 32 
Tabla V. Elección del sensor de nivelde combustible 33 
Tabla VI. Elección del sensor de flujo de combustible 34 
Tabla VII. Elección del sensor de presión del cárter húmedo del avión 35 
Tabla VIII. Elección del sensor de temperatura del aceite del motor y del motor 36 
Tabla IX. Elección de microcontrolador captador de señales 40 
Tabla X. Elección de microcontrolador familia Raspberry Pi 41 
Tabla XI. Elección de microcontrolador familia Orange Pi 42 
Tabla XII. Elección de microcontrolador familia Odroid Pi 42 
Tabla XIII. Elección de microcontrolador familia BeagleBone 43 
Tabla XIV. Elección de microcontrolador de diferentes familias 43 
Tabla XV. Elección de pantalla 45 
Tabla XVI. Presupuesto 80 
 
 
 
12 
 
RESUMEN 
El proyecto consistió en diseñar un sistema de monitoreo de parámetros críticos para un avión 
tipo LSA tales como el nivel de combustible, la temperatura del lubricante y presión interna del 
motor. Para lograr esto, se llevó a cabo la etapa de investigación en donde se obtuvo un 
conocimiento más amplio de la problemática de la empresa Caldas Aeronáutica, identificando 
las necesidades resueltas mediante un dispositivo de seguimiento e indicación de las variables 
mencionadas anteriormente de una forma amigable y segura. 
Se analizaron diferentes alternativas de métodos de medición para la implementación del 
dispositivo de monitoreo y se seleccionó la que mejor se adecuó al proyecto después de 
identificar sus ventajas y desventajas. Se escogieron los sensores e instrumentos adecuados 
mediante matrices de comparación y se realizó una simulación para conocer su relación con 
el rendimiento del avión y su funcionamiento. Posterior a esto, se procesaron los datos 
obtenidos de los sensores para garantizar que su resultado fuera seguro y confiable y se 
implementó la codificación de la lógica para indicar el valor de los parámetros deseados con 
sus respectivas alertas. Finalmente, se creó un sistema de procesamiento de la información 
local y una interfaz HMI para visualizar los parámetros. 
Se desarrolló un dispositivo que proporciona una visualización más amigable de los 
parámetros deseados en comparación con los indicadores analógicos. Este dispositivo es 
adaptable y puede implementar diferentes sistemas, como navegación, localización y estado 
de sensores, sin cambios físicos importantes en el diseño del avión. 
 
Palabras clave: 
Sistema de medición, Combustible, Lubricación, Refrigeración, Motor, Avión LSA, Diseño, 
Monitorización, Seguridad de vuelo, HMI, Alertas, Confiabilidad, Incertidumbre, Sensores 
 
 
13 
ABSTRACT 
The project consisted of designing a critical parameter monitoring system for an LSA aircraft 
such as fuel level, lubricant temperature, and internal engine pressure. To achieve this, the 
research stage was carried out, where a broader knowledge of the problem at Caldas 
Aeronáutica was obtained, identifying the need for a monitoring, tracking, and indication device 
for the variables mentioned above in a friendly and safe manner. 
Different measurement method alternatives were analyzed for the implementation of the 
monitoring device, and the one that best suited the project was selected after identifying its 
advantages and disadvantages. The appropriate sensors and instruments were chosen 
through comparison matrices, and a simulation was carried out to understand their relationship 
with the aircraft's performance and operation. Afterward, the data obtained from the sensors 
was processed to ensure that their results are safe and reliable, and the logic coding was 
implemented to indicate the desired parameter values with their respective alerts. Finally, an 
information processing system and an HMI interface were created to display the parameters. 
A device was developed that provides a more user-friendly display of the desired parameters 
compared to analog gauges. This device is adaptable and can implement different systems 
such as navigation, location, and sensor status without significant physical changes to the 
aircraft's design. 
Keywords: 
Measurement system, display of parameters, fuel, lubrication, cooling, engine, LSA aircraft, 
Contextualization, design, simulation, action plan, monitoring, safety, efficiency, flight, HMI. 
14 
 
INTRODUCCIÓN 
Las aeronaves deportivas ligeras (LSA) son una categoría de aeronaves cada vez más popular 
para el vuelo recreativo y deportivo. Ofrecen un manejo sencillo y experiencias de vuelo 
agradables, y a menudo son más asequibles que las aeronaves de mayor tamaño. Sin 
embargo, las aeronaves LSA carecen a menudo del mismo nivel de equipamiento de seguridad 
y de sistemas avanzados de instrumentación de vuelo que las aeronaves de mayor tamaño, lo 
que puede poner en peligro a pilotos y pasajeros.[1] 
Uno de los problemas de seguridad más importantes de las aeronaves LSA es la ausencia de 
un sistema de instrumentos de vuelo fiable y fácil de interpretar. Esto puede dificultar que los 
pilotos controlen parámetros críticos como el nivel de combustible, la temperatura del motor y 
la presión del aceite. Estos factores pueden provocar accidentes y daños permanentes en el 
motor y otros sistemas de la aeronave. 
En este proyecto, nuestro objetivo es diseñar y desarrollar un nuevo sistema de instrumentos 
de vuelo para aeronaves LSA que combine las ventajas de los sistemas digitales y analógicos. 
Este sistema, basado en un Sistema Electrónico de Información de Vuelo (EFIS), 
proporcionará a los pilotos una visualización clara y concisa de la información crítica de vuelo, 
incluyendo alertas de bajo nivel de combustible, sobrecalentamiento del motor y otros 
problemas potenciales. 
El sistema se diseñará para que sea asequible y fácil de instalar, lo que lo hará accesible a 
una amplia gama de propietarios de aeronaves LSA. También se diseñará para que sea fácil 
de usar, facilitando a los pilotos el acceso rápido y sencillo a la información que necesitan. 
El desarrollo de este nuevo sistema de instrumentos de vuelo tiene el potencial de mejorar 
significativamente la seguridad en la categoría de aeronaves LSA. Facilitará a los pilotos la 
supervisión de parámetros críticos y les avisará con antelación de posibles problemas. Esto 
ayudará a prevenir accidentes y a mantener a salvo a pilotos y pasajeros. 
 
15 
 
1. ANTECEDENTES 
Diseño e implementación de un banco de pruebas virtual para el motor Rotax 912 ULS del 
avión ultraligero FOX vector v6 de la fuerza aérea ecuatoriana, Universidad Tecnológica Israel, 
2018. 
En el transcurso de investigación se evidenció que casi no hay estudios similares a la 
digitalización de las señales de un motor de avión LSA, en donde en este caso se implementó 
un banco de pruebas para comprobar el estado del motor Rotax 912 ULS. 
 
16 
 
2. JUSTIFICACIÓN 
Caldas Aeronáutica, empresa líder en el sector, se dedica a la fabricación de aeronaves tipo 
LSA, las cuales cuentan con sistemas de información y control equipados con indicadores 
análogos. No obstante, estos dispositivos presentan limitaciones visuales para los usuarios, lo 
cual ha derivado en problemas de seguridad para los tripulantes debido a una inadecuada 
visualización de variables críticas y alertas en situaciones de anomalías. 
Esta situación impulsó el diseño y desarrollo de un avanzado sistema electrónico de monitoreo, 
el cual incorpora la digitalización de las variables relevantes, mejorando la experiencia del 
usuario, simplificando las labores de actualización y mantenimiento, así como permitir la 
integración de tecnologías de vanguardia en nuestras aeronaves LSA. 
 
17 
 
3. MARCO TEÓRICO 
● El funcionamiento de un motor Rotax 912 USL 
El motor Rotax 912 ULS, de cuatro tiempos y cuatro cilindros opuestos horizontalmente, se 
distingue por su sistema de refrigeración mixta, que combina aire y líquido. Este motor posee 
una cilindrada de 1.352 cc (82.6 cu in) y una relación de compresión de 10.8:1, lo cual le 
permite entregar una potencia de 100 caballos de fuerzaa 5,800 revoluciones por minuto. 
Además, cuenta con un sistema de encendido de doble encendido electrónico, controlado por 
CDI (ignición por descarga capacitiva), y es compatible con gasolina sin plomo de al menos 91 
octanos (RON) y gasolina de aviación AVGAS 100LL.[2] 
El peso del motor, sin incluir la hélice, es aproximadamente de 64 kg (141 lb). En cuanto al 
consumo de combustible, se estima en unos 18 litros por hora (4.8 galones por hora) a potencia 
máxima continua. Gracias a su eficiente y confiable rendimiento, el motor Rotax 912 ULS se 
ha convertido en la opción predilecta para su uso en aeronaves ligeras, ultraligeros y autogiros. 
● Avión LSA 
El LSA (Light Sport Aircraft) es una aeronave ligera y fácil de maniobrar que suele emplear 
motores de combustión interna de cuatro tiempos que requieren un sistema de suministro de 
combustible consistente. En este caso el almacenamiento de combustible se encuentra dentro 
de las alas y conduce al carburador. La función principal del carburador es mezclar 
adecuadamente el aire y el combustible antes de que ingrese al motor para su combustión. 
Con respecto al sistema de lubricación, para los motores de cárter seco, el aceite se almacena 
en un tanque separado y se bombea a través de tuberías hasta los componentes internos del 
motor que requieren lubricación. Este sistema de lubricación desempeña un papel crucial en 
el funcionamiento adecuado del motor y en la prevención del desgaste excesivo de los 
componentes internos. 
Un LSA puede adquirirse en modo operativo (montada en fábrica) o en algunos modelos 
previamente autorizados como kit para montaje casero. La empresa Caldas Aeronáutica se 
encarga de la fabricación de partes para estas aeronaves. 
● Sistema de combustible 
El sistema de combustible implementado es un sistema con bomba, que opera mediante la 
interacción de diversos componentes esenciales. En primer lugar, el depósito se encarga de 
almacenar el combustible, el cual fluye a través de las líneas de combustible en dirección al 
motor. Previamente a su ingreso en la bomba mecánica, el combustible es sometido a un 
proceso de filtrado que elimina impurezas.[3] 
18 
 
La bomba mecánica, accionada por el motor, asegura una adecuada presión y flujo de 
combustible hacia el carburador. Es en este punto donde el combustible se mezcla con aire, 
permitiendo la posterior combustión en los cilindros del motor. La seguridad y el correcto 
funcionamiento del sistema están garantizados por la válvula de corte de combustible y el 
sistema de ventilación. [4] 
Cabe destacar que el combustible utilizado en este sistema es Extra de 98 octanos, 
seleccionado por su alto índice de octanaje. Esta característica permite una combustión más 
limpia y eficiente en comparación con gasolinas de menor octanaje, contribuyendo a un 
rendimiento óptimo del motor. 
● Consumo del combustible 
El motor Rotax 921 USL presenta variaciones en su consumo de combustible según el régimen 
de potencia al cual esté operando. A continuación, se detallan los diferentes rangos de 
consumo: 
○ En crucero económico (aproximadamente entre el 65-75% de potencia), el consumo de 
combustible oscila entre 16,2 y 18,5 litros por hora (4,3 a 4,9 galones por hora). 
○ En crucero rápido (alrededor del 75-85% de potencia), el consumo de combustible se 
encuentra en el rango de 22,6 a 25 litros por hora (5,6 a 6,6 galones por hora). 
○ A potencia máxima continua (aproximadamente entre el 95-100% de potencia), el consumo 
de combustible puede alcanzar aproximadamente 27 litros por hora (7,1 galones por hora). 
Es importante destacar que el consumo de combustible depende directamente de la velocidad 
del motor. Esta relación entre el régimen de potencia y el consumo de combustible puede 
observarse en la Fig 1. 
 
Fig. 1. Grafica de revoluciones vs consumo. [5] 
 
19 
 
● Almacenaje de combustible 
La aeronave LSA tiene dos tanques de almacenamiento de combustible, cada uno situado en 
un ala de la aeronave. Los depósitos tienen una capacidad de 14 galones cada uno, y miden 
62,5 cm de largo, 31 cm de ancho y 11,5 cm de alto. Con un consumo medio de 4,7 galones 
por hora, los 28 galones de combustible se consumirían en aproximadamente 6 horas. 
Los depósitos de combustible están hechos de un material ligero, como aluminio o material 
compuesto, para reducir el peso de la aeronave. También están diseñados para ser resistentes 
y duraderos, para soportar las fuerzas del vuelo. Los depósitos suelen estar equipados con un 
indicador de combustible para saber cuánto queda y una válvula de cierre para evitar fugas en 
caso de accidente. 
● Sistema de lubricación 
El motor Rotax 912 ULS incorpora un sistema de lubricación de cárter húmedo. En este 
sistema, el depósito de aceite se ubica en la parte inferior del motor, almacenando el aceite 
directamente en el cárter del motor. La bomba de aceite es la encargada de sustraer el aceite 
desde el cárter, bombearlo a través del filtro de aceite y distribuirlo a las partes móviles del 
motor por medio de conductos y galerías. 
Para el monitoreo de la presión del aceite, se utiliza un sensor de presión de aceite o un 
manómetro, los cuales se instalan en el bloque del motor, próximo a la bomba de aceite. Este 
sistema de lubricación garantiza el óptimo funcionamiento y la protección de los componentes 
internos del motor. [6] 
● Sensores para medir parámetros de combustible, lubricación y refrigeración 
Para garantizar el correcto funcionamiento del motor de avión, es necesario medir y monitorear 
continuamente los parámetros de combustible, lubricación y refrigeración. Esto se logra a 
través del uso de sensores robustos, confiables y resistentes al ambiente hostil en el que se 
encuentra el motor. 
○ Los sensores de flujo de combustible miden el flujo y la densidad del combustible en el 
motor. Estos sensores deben ser precisos para garantizar que la mezcla de combustible y aire 
sea correcta y eficiente. 
○ Los sensores de presión miden la presión del aceite en el motor. Estos sensores deben 
ser confiables para garantizar que el nivel de lubricación sea adecuado y evitar daños en el 
motor. 
○ Los sensores de temperatura miden la temperatura del fluido de refrigeración en el motor 
y del aceite del motor. Estos sensores deben ser resistentes al ambiente hostil para garantizar 
20 
 
que el sistema de refrigeración esté funcionando correctamente y evitar sobrecalentamiento 
del motor. 
● Instrumentos del avión Vento de categoría LSA 
Los instrumentos empleados en la aeronave facilitan la comprensión y el análisis del 
comportamiento de diversas señales relevantes para el correcto funcionamiento y monitoreo 
de sus sistemas. En este caso particular, el avión está equipado con una serie de instrumentos, 
incluyendo velocímetro de aire, altímetro, barómetro, medidor de presión del colector, indicador 
de nivel de banqueo, medidores de presión y temperatura de aceite, medidor de temperatura 
del agua, tacómetro, horómetro y voltímetro. Cabe destacar que todos estos instrumentos son 
de tipo analógico, lo cual implica que, a pesar de proporcionar información valiosa, la exactitud 
en la medición de datos podría verse comprometida en comparación con instrumentos digitales 
más avanzados. 
● Registros y documentación 
Es fundamental mantener registros detallados del mantenimiento y las reparaciones del motor, 
incluidos los intervalos de tiempo, los trabajos realizados y las partes reemplazadas. Estos 
registros son necesarios para garantizar un seguimiento adecuado del historial de 
mantenimiento y facilitar la identificación de problemas recurrentes. 
 
21 
 
4. OBJETIVOS 
4.1 OBJETIVO GENERAL 
Diseño de un sistema de medición y visualización de parámetros de combustible, lubricación 
y refrigeración del motor de un avión tipo LSA. 
4.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS 
● Diseño de un sistema de medición para parámetros de combustible como nivel, consumo 
promedio y cantidad de combustible restante.● Diseño de un sistema de medición para parámetros de nivel y presión del aceite del motor y 
temperatura del motor. 
● Establecer la estimación de horas de vuelo restantes con la cantidad de combustible 
disponible. 
● Diseño de una Interfaz Humano Máquina (HMI) que mediante una pantalla facilita al piloto la 
interpretación de las variables e indique alertas sobre anomalías de las variables medidas. 
 
22 
 
5. METODOLOGÍA 
● Identificación y evaluación de variables: 
Durante esta fase, se analizaron minuciosamente las variables a medir y sus respectivos 
rangos de funcionamiento. 
● Selección de sistemas de medición para cada variable: 
En este paso, se identificaron los dispositivos de medición apropiados para cada variable y se 
elaboró un listado de alternativas, contemplando las características requeridas para su óptima 
selección. 
● Establecimiento de criterios y selección de dispositivos de medición: 
Esta etapa consistió en definir los criterios de selección para las alternativas de medición de 
las variables mencionadas, evaluando y calificando cada instrumento en función de sus 
características. 
● Identificación de sistemas de procesamiento de información: 
Se identificaron los componentes necesarios, incluyendo microcontroladores que reciben y 
procesan la información de los sensores para posteriormente enviarla a los periféricos. 
● Establecimiento de criterios y selección de sistemas de procesamiento: 
Se han establecido meticulosamente los criterios de selección pertinentes para los 
microcontroladores y demás componentes requeridos, teniendo en cuenta su idoneidad y 
correspondencia técnica para con las especificaciones del proyecto en cuestión. 
● Elaboración de diagramas de conexión y cálculo de ecuaciones: 
En esta fase, se llevó a cabo la modelación del comportamiento de los sistemas de medición 
de cada variable, para su posterior procesamiento y publicación. 
● Presentación de resultados: 
Finalmente, se implementó el sistema en el microcontrolador y se recopilaron evidencias de 
las conexiones reales y del sistema digitalizado para su presentación y análisis. 
23 
 
6. DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA 
Dentro del ámbito de las aeronaves de categoría LSA[7], existen diversas variables de gran 
relevancia que influyen directamente en la seguridad durante el vuelo. Sin embargo, estas 
variables frecuentemente permanecen en un estado de incertidumbre durante la operación, 
una situación atribuible a la limitada tecnología con la que se equipan dichas aeronaves. 
Adicionalmente, las variables cuyo estado sí es conocido, se presentan al piloto de una manera 
que puede considerarse como ineficiente e imprecisa. Este escenario se agrava aún más en 
situaciones en las que se presenta algún daño, ya que el cambio del sensor implicaría una 
interrupción de su conexión con el indicador. En este contexto, los valores indicados suelen ser 
erróneos debido a las deficiencias del transductor utilizado, lo que limita significativamente la 
capacidad del piloto para tomar decisiones informadas y oportunas. Esto presenta una 
problemática que requiere una solución integrada y tecnológicamente avanzada para mejorar la 
seguridad y eficiencia en la operación de las aeronaves LSA. 
 
24 
 
7. DESARROLLO DEL PROYECTO 
7.1 IDENTIFICACIÓN Y EVALUACIÓN DE LAS VARIABLES 
La identificación de necesidades es la etapa clave en la elaboración de un proyecto de 
ingeniería. Por lo cual se realizó una investigación con la empresa Caldas Aeronáutica para 
identificar restricciones, requerimientos y criterios que permitan conocer la satisfacción de la 
propuesta. Se identificaron las siguientes necesidades: 
● Conocer el nivel de combustible. 
● Conocer el valor de presión del aceite. 
● Visualizar la temperatura del aceite. 
● Conocer el tiempo de vuelo según la velocidad y el combustible disponible. 
● Facilitar la visualización de los parámetros del avión. 
● Simplificar la modificación de cualquier dispositivo a implementar. 
Se tradujeron las necesidades en una lista de requerimientos que permiten resolver cada una 
de ellas de manera más efectiva. Se determinaron los factores limitantes, restricciones y 
características específicas a tener en cuenta en el proyecto para desglosarlas y subdividirse 
en tres principales categorías: 
Combustible: conocer el nivel de combustible del avión y el consumo puntual de combustible. 
Aceite: conocer el estado de presión y temperatura del aceite del motor. 
Visualización: visualizar los parámetros medidos. 
El asesor comercial añadió los siguientes requerimientos para el dispositivo a implementar: 
● Debe indicar los datos mediante una interfaz gráfica digitalizada. 
● Debe permitir un mantenimiento simple. 
25 
 
● Debe permitir implementar la visualización de variables adicionales. 
7.2 SELECCIÓN DE SISTEMAS DE MEDICIÓN PARA CADA VARIABLE 
Para el desarrollo de implementación del dispositivo, se requirió conocer los métodos 
funcionales y los instrumentos disponibles. Se establecieron las siguientes opciones para la 
medición de las variables deseadas: 
7.2.1 Combustible 
● Medición de nivel de combustible. 
Esta medición se realiza con un rango de 0 cm a 15 cm, esto debido a la altura máxima que 
tiene el tanque. Los sensores que se adecuan al tipo de combustible (Extra de 98 octanos) y 
a los mecanismos que ya tienen instalados el avión son: 
○ Capacitivo. 
La medición se efectúa a través de dos tubos insertados uno dentro del otro que actúan como 
placas condensadoras. Entre los dos tubos, hay una brecha que se llena de combustible y 
actúa como un condensador dieléctrico. Las superficies de los dos electrodos de tubo no se 
tocan y el espacio entre las placas se llena de combustible cuando el sensor se sumerge en el 
tanque y se vacía tan pronto como el nivel de combustible disminuye, de modo que el nivel de 
combustible entre los tubos corresponde exactamente al nivel de combustible en el tanque. [8] 
El comportamiento del funcionamiento del sensor se puede evidenciar en la siguiente figura. 
(ver Fig. 2). 
 
Fig. 2. Funcionamiento sensor de nivel capacitivo. [9] 
○ Presión diferencial 
26 
 
Se utiliza la diferencia de presión entre el aire u otro líquido y la presión de la columna de 
líquido o combustible que se está midiendo. A medida que se consume combustible, la presión 
disminuye y el sensor muestra la cantidad de combustible disponible en el tanque. Este método 
de medición tampoco se puede utilizar en una aeronave, debido a que solo funciona para 
líquidos estáticos. 
 
Fig. 3. Funcionamiento del sensor de presión diferencial.[10] 
○ Ultrasonido. 
Los sensores capacitivos y ultrasónicos son herramientas de monitoreo de combustible de alta 
precisión, estos no vienen instalados desde fábrica, por lo cual requerirán de la instalación por 
parte de un especialista. La precisión relativa de dichos sensores está dentro de 1% a 2%. 
Este sistema funciona emitiendo señales de ultrasonido (f > 20 kHz) las cuales rebotan en el 
líquido, después de esto se demoran cierto tiempo en llegar al emisor, conociendo la velocidad 
de las ondas de ultrasonido (340 m/s aproximadamente) se puede establecer el nivel del 
líquido. 
El funcionamiento del sensor se representa mediante el envío de una señal de ultrasonido por 
el puerto TX del sensor y el puerto RX es el que recibe la señal ultrasónica. Esto se evidencia 
en la siguiente figura: 
 
Fig.4. Funcionamiento del sensor ultrasónico. [11] 
27 
 
● Medición de flujo de combustible. 
Esta medición se realiza en un rango de 4.3 galones/hora a 7.1 galones/hora, debido a que 
representa el consumo mínimo y máximo promedio del motor del avión en vuelo. Es importante 
tomar en cuenta ambos extremos del rango de medición, ya que permiten evaluar el 
comportamiento del motor en distintas condiciones de operación. Asimismo, esta información 
resulta fundamental para el cálculo de la autonomía de vuelo y para la optimización del 
rendimiento del aviónen términos de consumo de combustible. 
○ Flujómetro ultrasónico 
El dispositivo tiene forma de tubo al que le han colocado una entrada y una salida para que 
pueda circular la gasolina. En su interior tiene ubicados dos transductores que funcionan a la 
vez como transmisores y receptores ultrasónicos, es decir, pueden emitir y captar los pulsos 
de ultrasonidos. 
Los medidores ultrasónicos miden la velocidad del fluido que viaja a través de la tubería, las 
dos formas para hacer esto son por tiempo de tránsito o por tecnología Doppler. La tecnología 
Doppler mide la diferencia de frecuencia de las ondas sonoras reflejadas por las burbujas de 
gas o las partículas en la corriente de flujo. Es adecuada para líquidos aireados o sucios. La 
tecnología de tiempo de tránsito mide el diferencial de tiempo entre las señales que se envían 
aguas arriba y aguas abajo. [12] 
 
Fig.5. Medidor de flujo de combustible ultrasónico [13] 
○ Flujómetro tipo vórtex. 
Estos medidores funcionan colocando una obstrucción (llamada barra de vertido) en la 
trayectoria del flujo, lo que crea vórtices de presión diferencial alterna. Estos vórtices hacen 
que un pequeño dispositivo sensorial oscile con una frecuencia directamente proporcional a la 
velocidad del fluido en movimiento. A continuación, el elemento sensor convierte la tasa de 
oscilación en una señal eléctrica, que se traduce en una lectura cuantificable de la velocidad. 
28 
 
 
Fig.6. Medidor de flujo de combustible vórtex[14] 
7.2.2 Medición de presión de aceite 
La medición de presión de aceite solo puede implementarse un sensor tipo bulbo de presión. 
Este sensor funciona mediante la deformación del bulbo[15], causada por la presión del aceite, 
la cual se traduce en una señal eléctrica que es enviada al controlador. El control de la presión 
de aceite se efectúa a la salida de la bomba de aceite. Esta presión se indica en bares o libras 
por pulgada cuadrada (bar - psi) y debe estar en un rango de 0 bar a 10 bar por la presión en 
la cual trabaja el motor Rotax 912 USL. 
 
Fig.7. Sistema de aceite de cárter húmedo del avión [16] 
7.2.3 Medición de temperatura de motor y aceite de motor. 
La medición de temperatura de aceite se implementa con un sensor tipo bulbo de temperatura 
que se acopla a la entrada de temperatura en el motor. Este sensor funciona mediante la 
variación de la resistencia eléctrica en el bulbo, debido a los cambios de temperatura del aceite. 
La señal eléctrica generada por el bulbo es enviada al controlador, permitiendo monitorear la 
temperatura del aceite. 
29 
 
En esta sección se eligieron los métodos adecuados para medir y recopilar datos sobre las 
variables mencionadas. Siguiendo con el proceso se requirió escoger los sensores 
correspondientes para cada variable a medir. 
7.3 SELECCIÓN DE SENSORES 
En el proyecto existen varias señales, de las cuales se requirió conocer su estado, estas 
señales a medir se definieron como las siguientes variables: 
● Nivel de combustible disponible. 
● Flujo de consumo de combustible. 
● Presión del aceite del motor. 
● Temperatura del aceite del motor. 
● Temperatura del motor. 
Para ello, se buscaron diferentes tipos de sensores que cumplen en su mayoría los criterios 
de selección. Estos se definen de la siguiente manera: 
● Incertidumbre 
● Fiabilidad 
● Rango de medición 
● Compatibilidad con el sistema 
● Fácil instalación y mantenimiento 
● Disponibilidad de recursos de apoyo 
A partir de estos criterios, se estandarizó su importancia y se calificaron los sensores que 
pueden realizar la medición de las variables deseadas y que cumplen con mayor satisfacción 
estos criterios. Para cada variable a medir se identificaron las siguientes opciones: 
30 
 
7.3.1 Nivel de combustible 
Estos sensores se escogieron debido al rango de operación que se trabajó, en este caso su 
detección está entre 5 a 20 centímetros. A continuación, se presentan las características de 
las opciones. 
Tabla I. 
Comparativa de sensores de nivel combustible 
Características XKC-DS1603L.V1 TUB01 7MF1565-3CA00-1A 
Tipo de detección Capacitivo Ultrasónico Transductor de presión 
Material ABS Aluminio Polímero 
Voltaje DC 5 ~ 24v DC 9 ~ 36v 7 - 33V 
Rango de detección 5 ~ 20 cm 0 ~ 100 cm 0 - 10 bar 
Incertidumbre ± 1 mm 98%-99% ± 0.25% 
IP IP67 IP67 - 
Dimensión 28 * 28 mm 30*12*11 mm - 
Temperatura de trabajo 0 a 100 °C 30 a 75 °C -25 a 80°C 
Precio COP 147.868 COP 1.144.430 COP 1’524.214 
 
7.3.2 Flujo de consumo de combustible 
Para selección de estos sensores se tomó en cuenta que el consumo máximo promedio del 
avión es de 0.448 L/min, y el rango mínimo es de 0.2713 L/min, y el rango promedio está entre 
0.38 L/min. 
 
31 
 
Tabla II. 
Comparativa de sensores de flujo combustible 
Característica OF05ZAT GREDIA GR-3Y1 FS0001 
Voltaje 5 V - 18 V 3.5-12 V 5V 
Rango de flujo 0.0085-0.85 L/min 0.0833-10 L/min 0.01667 - 50 L/min 
Incertidumbre ± 2% ± 1% ± 2% 
Señal de salida Onda cuadrada 
pulsante F = (2.5* Q) ±1% 
Onda cuadrada 
pulsante 
Presión máxima 0.5 Mpa 1.75 Mpa 1.6 MPA 
Temperatura de 
operación -10 a 70 °C -0 a 80 °C 
0.1°C~+50°C 
Precio COP 96.735,10 COP 64,792.03 COP 234,808.09 
 
7.3.3 Presión del aceite del motor 
Para selección de los sensores de motor, la temperatura de operación fue un punto clave, ya 
que muchos sensores no tienen un buen funcionamiento a partir de los 100°C, además de que 
su rango de trabajo debe oscilar entre 0 a 10 bar (rango de trabajo de presión del motor). 
Tabla III. 
Comparativa de sensores de presión de aceite 
Sensor WESTACH 387-15KV HK1100C 
Rosca 1/8” 1/8" 
Precio (COP) $ 1.545.840 $ 1.200.000 
Temperatura de 
operación -25 - 120℃ 0 - 85 °C 
Rango de Presión 0 - 10 Bar 0 - 12 Bar 
Exactitud ± 1.5% ± 1.5% 
 
32 
 
7.3.4 Temperatura del motor y aceite del motor 
Para la selección de los sensores de temperatura se tuvo en cuenta el rango de operación 
promedio de temperatura del avión (80°C - 110°C), además de que la rosca del sensor debe 
ser de ⅛ (medidas de entrada de sensores de temperatura del motor) 
Tabla IV. 
Comparativa de sensores de temperatura del motor y de aceite del motor 
Sonda de temperatura UMA TEMP PROBE NPT 1B1 NON TSO VR-TSU 01 
Dimensiones 6” de diámetro 6” de diámetro 
Peso 0.1542214 kg 0.03 kg 
Rango de temperatura -50 °C a 150 °C 0 °C a 150 °C 
Precio $520,292.51 COP $280.646 COP 
Exactitud ± 1 °C a 25 °C ± 5% 
Rosca 1/8 1/8 
Rango de resistencia 0 - 1000 0 - 3004 
 
7.4 ESTABLECIMIENTO DE CRITERIOS Y SELECCIÓN DE DISPOSITIVOS DE MEDICIÓN 
Conociendo las alternativas que se tienen en sensores, mediante una matriz de comparación 
se eligió la mejor. 
Teniendo en cuenta las siguientes opciones y conociendo las alternativas que se tienen en 
sensores, se establece una matriz de comparación para evaluar las alternativas según la 
importancia que tengan los criterios; la ponderación de los criterios se estableció de la siguiente 
forma: 
 Porcentaje 
Sensibilidad 30% 
Resistencia a condiciones 
ambientales adversas 
20% 
Inmunidad al ruido 20% 
Resistencia a la corrosión y al 
desgaste 
30% 
33 
 
Se comparó identificando el sensor con mayor puntaje, y según la comparación por cada 
variable se eligió el más adecuado a implementar. 
7.4.1 Medición del nivel de combustible 
Tabla V. 
Elección del sensor de nivel de combustible 
 Variables 
 Nivel de gasolina 
 Ponderación Omnicomm LLS 4 TUB01 
7MF1565-
3CA00-1AA1 
C 
R 
I 
T 
E 
R 
I 
O 
S 
Sensibilidad 30% 4 5 4 
Resistencia a condiciones 
ambientales adversas 20% 5 4 2 
Inmunidad al ruido 20% 5 4 5 
Resistencia a la corrosión 
y al desgaste 30% 5 4 4 
Total 100% 4,7 4,3 3.8 
 
El sensor capacitivo es considerado el mejor de las tres opciones mencionadas para medir el 
nivel de combustible en un tanque de avión. Esto debido a que tienen una incertidumbre dentro 
de los rangos aceptables y una resolución adecuada para los objetivos del proyecto, además, 
son menos susceptiblesa las variaciones de temperatura y presión que otros tipos de 
sensores. Los sensores capacitivos no requieren piezas móviles, lo que los hace más fiables 
y duraderos. 
Una de las principales ventajas de los sensores capacitivos es que son menos sensibles a la 
agitación del combustible que otros tipos de sensores. Esto es importante porque la agitación 
del combustible puede causar errores en las mediciones de los sensores de presión diferencial 
y ultrasónica. Los sensores capacitivos, en cambio, son capaces de proporcionar mediciones 
precisas incluso en condiciones de vuelo turbulentas. 
 
34 
 
7.4.2 Medición de flujo de combustible 
Tabla VI. 
Elección del sensor de flujo de combustible 
 Variables 
 Flujo de combustible 
 Ponderación OF05ZAT GREDIA GR-3Y1 FS0001 
C 
R 
I 
T 
E 
R 
I 
O 
S 
Sensibilidad 30% 4 5 5 
Resistencia a condiciones 
ambientales adversas 20% 4 5 5 
Inmunidad al ruido 20% 2 4 5 
Resistencia a la corrosión 
y al desgaste 30% 4 3 4 
Total 100% 3,6 4,2 4,7 
 
Para la medición del combustible se optó por utilizar un flujómetro FS0001 que tiene un 
diámetro de entrada y salida de 3/8" con materiales que soportan combustible, se eligió con 
este diámetro, ya que se adecúa con el diámetro de la manguera del motor, la referencia a 
utilizar es: Flow sensor HS0016-FS0001, este entrega una señal digital que se comporta como 
un tren de pulsos, el cual modifica su frecuencia según el flujo medido. 
En general, este sensor cuenta con características ligeramente superiores o similares a los 
otros, con un rango de flujo más amplio, menor incertidumbre, además de ser más económico. 
Por otro lado, las fluctuaciones constantes en el nivel de combustible en el tanque del avión al 
momento de hacer distintos tipos de movimiento no se ven reflejadas en este sensor, haciendo 
de este, un sensor óptimo para el caso de estudio. 
 
35 
 
7.4.3 Medición de presión de aceite del cárter húmedo del motor 
Tabla VII. 
Elección del sensor de presión del cárter húmedo del avión 
 Variables 
 Presión de aceite 
 Ponderación WESTACH 387-15KV HK1100C 
C 
R 
I 
T 
E 
R 
I 
O 
S 
Sensibilidad 30% 4 4 
Resistencia a condiciones 
ambientales adversas 20% 4 5 
Inmunidad al ruido 20% 4 4 
Resistencia a la corrosión y al 
desgaste 30% 5 4 
Total 100% 4,3 4,2 
 
Se evaluaron las alternativas bajo los criterios mencionados y el sensor que cumple en su 
mayoría con estos es el WESTACH 387-15KV, ya que al igual que en la variable de 
temperatura, es un instrumento permitido en el uso de aviación deportiva, pero para el uso de 
aviones comerciales se requiere un sensor apropiado, tiene un rango de temperatura de 
funcionamiento de -25 °C a 160 °C, cabe resaltar que el rango de operación promedio de la 
presión del aceite está entre 2 bar a 5 bar. 
 
Fig.8. Comportamiento sensor de presión.[17] 
La respuesta del sensor es una señal análoga casi lineal, por ello se realizó un tratamiento de 
esta para obtener el valor real percibido por el sensor. 
36 
 
7.4.4 Medición temperatura del motor y aceite del motor 
Tabla VIII. 
Elección del sensor de temperatura del aceite del motor y del motor 
 Temperatura de combustible 
 Ponderación UMA TEMP PROBE NPT 1B1 NON-TSO 
VR- 
TSU 01 
C 
R 
I 
T 
E 
R 
I 
O 
S 
Sensibilidad 30% 5 4 
Resistencia a condiciones 
ambientales adversas 20% 4 5 
Inmunidad al ruido 20% 5 3 
Resistencia a la corrosión y al 
desgaste 30% 5 4 
Total 100% 4,8 4 
 
Con el objetivo de medir la temperatura del motor, se realizó la toma de datos a la temperatura 
del agua que lo refrigera, para ello se utilizó un sensor que viene diseñado para entrar en una 
boquilla del motor. Se escogió el sensor de temperatura UMA TEMP PROBE, este es un sensor 
NTC, ya que la resistencia va disminuyendo conforme va aumentando su temperatura. La 
señal que entrega es una señal analógica, por lo que se normaliza para encontrar el valor real, 
este sensor se implementa, debido a que el rango de funcionamiento ideal se presenta entre 
la temperatura promedio percibida. Cabe resaltar que la temperatura de operación media del 
aceite del motor está entre 90°C a 110°C, y la temperatura del motor de 80°C a 110°C. El 
sensor tiene el siguiente comportamiento (ver Fig. 9). 
 
Fig.9. Comportamiento sensor de temperatura de motor y aceite.[18] 
37 
 
Lo que indica que el sensor puede llegar casi a un valor de 10Ω cuando la temperatura llega a 
160 °C como punto máximo, su funcionamiento se basa en la variación de la resistividad que 
presenta un semiconductor con la temperatura. Existen dos tipos de termistor, el que se usa 
en este caso es un NTC (Negative Temperature Coefficient) cuya resistencia disminuye 
cuando aumenta la temperatura. Hay que tener en cuenta que su respuesta es no lineal. 
Una parte importante de la selección de este sensor es su tipo de conexión (tipo Faston) la 
cual indica que los terminales son planos, esto permite la conexión eléctrica rápida y la 
posibilidad de desmontar los diferentes componentes del circuito en cualquier momento de una 
manera sencilla. 
Conociendo los sensores a implementar, se realizó un procesamiento de la señal entregada 
para obtener el valor real percibido por estos; para ello se realizaron los diagramas eléctricos 
que cada sensor debe seguir para el envío de las señales a un operador lógico que las trata. 
7.5 IDENTIFICACIÓN DE SISTEMAS DE PROCESAMIENTO DE INFORMACIÓN 
Para procesar los datos obtenidos de los sensores, se utilizan microcontroladores capaces de 
recibir señales analógicas y digitales. Estos microcontroladores son capaces de convertir las 
señales analógicas en señales digitales para que puedan ser leídas y procesadas por el 
microcontrolador. Para lo anterior se puede utilizar convertidores analógico-digitales (ADC) 
para convertir las señales analógicas en señales digitales y, a continuación, utilizar el 
microcontrolador para procesar los datos. También puede utilizar un microcontrolador con un 
ADC integrado. Fue importante asegurarse de que el microcontrolador elegido tuviera el 
alcance y la precisión necesaria para el proyecto, además de disponer del software y las 
herramientas necesarias para programar y comunicarte con el microcontrolador. 
Para validar esto, se tuvieron varias opciones de microcontroladores con ADC integrados. 
Algunos ejemplos populares son 
● Arduino: Una plataforma de desarrollo de software y hardware de código abierto que utiliza 
microcontroladores AVR. Los modelos de Arduino con ADC integrados incluyen el Arduino 
Uno, Nano, Mega y otros. 
● Microchip PIC: Familia de microcontroladores fabricados por Microchip Technology. 
Algunos modelos populares con ADC en chip incluyen el PIC16F877A, PIC18F4550, 
PIC32MX. 
● STM32: Familia de microcontroladores fabricados por STMicroelectronics. Algunos modelos 
populares con ADC integrados son STM32F103, STM32F407 y STM32F030. 
38 
 
Los microcontroladores Arduino, PIC y STM32 son plataformas populares para proyectos de 
automatización y control. Una de las principales ventajas de estas plataformas es la capacidad 
de recibir y procesar eficazmente los datos de los sensores. Para recibir datos de sensores 
con un microcontrolador Arduino, se puede utilizar el módulo conversor analógico-digital (ADC) 
incorporado. El cual convierte las señales analógicas en digitales facilitando su procesamiento. 
El Arduino tiene un ADC de 10 bits, lo que significa que puede detectar un rango de tensión de 
0 a 5 V, con una resolución de 0,0049 V. 
En el caso de un microcontrolador PIC, se puede utilizar el módulo conversor A/D incorporado. 
Este módulo también permite la conversión de señales analógicas en señales digitales. El PIC 
al igual que el microcontrolador Arduino tiene un A/D de 10 bits. 
Por último, el microcontrolador STM32 tiene un módulo ADC integrado que permite la 
conversión de señales analógicas en señales digitales. El STM32 tiene un ADC de 12 bits, lo 
que significa que puededetectar un rango de tensión de 0 a 3,3 V, con una resolución de 
0,8 mV. 
Una vez que los datos son recogidos por los sensores y convertidos en señales digitales, se 
procesan utilizando las funciones y librerías específicas de cada plataforma. 
En Arduino se utilizan funciones de programación para realizar operaciones matemáticas y 
lógicas sobre los datos recogidos. En el caso de PIC, se puede utilizar el lenguaje de 
programación C para procesar los datos. Y en el caso del STM32, se pueden utilizar los 
lenguajes de programación C o C ++. 
Fue importante tener en cuenta que la elección del microcontrolador depende de los requisitos 
específicos del proyecto, incluidos el rango de medición, la resolución y la potencia de 
procesamiento. 
Con estos detalles como punto de referencia se establecieron criterios adicionales que 
permitieron la selección de la mejor alternativa. 
● Puertos digitales. 
● Fácil mantenimiento. 
● Puertos analógicos 
A partir de los criterios mencionados se establecen diferentes alternativas por cada familia de 
microcontrolador a utilizar. Estas son: 
39 
 
● Arduino: 
○ Arduino Uno - Esta placa de microcontrolador está basada en el ATmega328P y tiene 14 
pines digitales de entrada/salida, 6 entradas analógicas, un cristal de cuarzo de 16MHz, una 
conexión USB y un conector de alimentación. Se suele utilizar para proyectos que implican 
objetos interactivos o digitales. 
○ Arduino Mega - El Mega es similar al Uno, pero tiene más entradas/salidas, con 54 pines 
digitales, 16 pines analógicos y una memoria más grande. Se utiliza para proyectos más 
complejos, como impresoras 3D o robots más grandes. 
● PIC: 
○ PIC16F877A - Este microcontrolador tiene 35 instrucciones, 8 canales de convertidor 
analógico-digital (ADC) de 10 bits, 5 canales de PWM, 1 comparador y una UART. Se utiliza 
habitualmente en aplicaciones industriales y de automoción. 
○ PIC18F4550 - Este microcontrolador tiene 40 pines, 64 kB de memoria flash, controlador de 
dispositivos USB 2.0 de velocidad completa y un ADC de 8 canales y 10 bits. Se utiliza 
habitualmente en aplicaciones USB, como memorias USB y teclados. 
● STM32: 
○ STM32F103C8T6 - Este microcontrolador tiene una CPU de 72 MHz, 20 kB de RAM, 64 kB 
de memoria flash y un ADC de 12 bits. Se utiliza habitualmente en aplicaciones como motores 
y fuentes de alimentación. 
○ STM32F407VET6 - Este microcontrolador tiene una CPU de 168 MHz, 192 kB de RAM, 1 
MB de memoria flash y un ADC de 12 bits. Se suele utilizar en aplicaciones como sistemas de 
control industrial y procesamiento de vídeo. 
Para una visualización más cómoda de la comparación se elabora la siguiente tabla: 
 
40 
 
Tabla IX. 
Elección de microcontrolador captador de señales 
Micro Dispositivo Velocidad CPU Memoria 
Entradas 
Analógicas 
Digital 
I/O 
Protocolos de 
comunicación Precio 
Arduino 
Arduino Uno 16 MHz 32 kB 6 14 UART, SPI, I2C $53.000 
Arduino Nano 16 MHz 32 kB 8 22 UART, SPI, I2C $40.500 
PIC 
 
PIC16F877A 20 MHz 8 kB 8 35 UART, SPI, I2C, CAN $52.000 
PIC18F4550 48 MHz 32 kB 8 40 UART, SPI, I2C, USB $69.500 
STM32 
 
STM32F103C8 72 MHz 64 kB 12 37 UART, SPI, I2C, USB $55.000 
STM32F407VGT6 168 MHz 192 kB 12 84 UART, SPI, I2C, USB, Ethernet $66.000 
 
Realizada la comparación de microcontroladores, se eligió finalmente el Arduino UNO por su 
facilidad de instalación y su potencial de mejora en el futuro. 
La amplia gama de entradas y salidas del Arduino UNO fue clave para la selección. Dispone 
de 14 pines de entrada/salida digital, 6 entradas analógicas, un cristal de cuarzo de 16MHz, 
conexión USB, una toma de alimentación y un botón de reinicio. Esto lo hace muy adecuado 
para una amplia gama de aplicaciones y proyectos. 
Además, Arduino UNO dispone de código abierto, lo que permite a una gran comunidad de 
usuarios y desarrolladores mejorar y ampliar continuamente las capacidades del dispositivo. 
Esto también permite disponer de una amplia gama de bibliotecas y tutoriales, lo que facilita a 
los usuarios la puesta en marcha de sus proyectos. 
Por otra parte, Arduino UNO tiene un coste relativamente bajo en comparación con otras 
opciones de microcontroladores, lo que lo convierte en una opción rentable. Además, también 
cuenta con una amplia gama de escudos y accesorios compatibles, lo que permite ampliar 
fácilmente las capacidades del dispositivo. 
Sin embargo, también es importante tener en cuenta que el Arduino UNO tiene algunas 
limitaciones. Por ejemplo, tiene una cantidad limitada de memoria flash y potencia de 
procesamiento, lo que puede no ser suficiente para ciertas aplicaciones de alto rendimiento. 
Además de que no incorpora la capacidad de implementar una interfaz gráfica nativa, por lo 
que se hace uso de un embebido para la fácil visualización de esta. 
41 
 
7.6 PROCESAMIENTO Y VISUALIZACIÓN DE SEÑALES 
Para la visualización de señales se escogió, el embebido el cual opera el programa principal, 
procesando e interpretando los datos para su posterior visualización en la interfaz de usuario. 
Se determinó que el tipo de dispositivo adecuado para el proyecto son los Single-Board 
Computer (SBC). Estos son un tipo de computadora en forma de tarjeta pequeña que incluye 
todos los componentes necesarios para su funcionamiento, como el procesador, memoria 
RAM, almacenamiento, puertos entrada/salida y puertos USB. Los siguientes son los 
controladores aptos para el proyecto: Raspberry PI, Orange PI, Odroid Pi y BeagleBone. 
7.6.1 Raspberry Pi 
Raspberry Pi es una de las placas de desarrollo de sistemas más populares y reconocidas en 
el mercado. Destaca sobre otros SBC por su amplia disponibilidad de accesorios, una amplia 
gama de modelos con diferentes especificaciones, una gran comunidad de desarrolladores y 
una amplia gama de proyectos disponibles en línea. Además, Raspberry Pi es conocido por 
su bajo costo y su facilidad de uso. 
Tabla X. 
Elección de microcontrolador familia Raspberry Pi 
Modelo Procesador 
RAM 
(GB) 
Almacenamie
nto 
Conectivida
d Wi-Fi 
Pines 
GPIO 
Raspberry Pi 4 ARM Cortex-A72 2 - 8 microSD 
Gigabit 
Ethernet Sí 40 
Raspberry Pi 3 ARM Cortex-A53 1 - 2 microSD Ethernet Sí 40 
 
7.6.2 Orange Pi 
El Orange Pi destaca por su relación calidad-precio y por la gran cantidad de modelos 
disponibles que ofrecen una amplia variedad de opciones en cuanto a procesador, memoria 
RAM, conectividad y puertos. Además, algunos modelos de Orange Pi también cuentan con la 
posibilidad de utilizar Android, lo que los hace adecuados para proyectos multimedia. 
42 
 
Tabla XI. 
Elección de microcontrolador familia Orange Pi 
Modelo Procesador RAM 
(GB) Almacenamiento Conectividad Wi-Fi 
Pines 
GPIO 
Orange 
 Pi 4 B 
ARM Cortex-
A72 2 - 4 microSD, eMMC 
Gigabit 
Ethernet Sí 40 
Orange 
 Pi PC 2 H5 1 microSD Ethernet No 
40 
 
 
7.6.3 Odroid 
El Odroid PI se destaca por su alto rendimiento y potencia de procesamiento. Con una variedad 
de modelos con diferentes procesadores potentes y una gran cantidad de memoria RAM, los 
Odroid PI son una excelente opción para aplicaciones más exigentes, como el uso de la 
computación en la nube, el desarrollo de videojuegos, la robótica, la automatización industrial, 
etc. Además, muchos modelos de Odroid PI incluyen características adicionales, como puertos 
Ethernet, USB y SATA, así como opciones de conectividad inalámbrica y soporte para 
múltiples sistemas operativos. 
Tabla XII. 
Elección de microcontrolador familia Odroid Pi 
Modelo Procesador RAM (GB) Almacenamiento Conectividad Wi-Fi 
Pines 
GPIO 
Odroid-N2+ ARM Cortex-A73 2-4 microSD, eMMC 
Gigabit 
Ethernet Sí 40 
Odroid-C4 Amlogic S905X3 2 eMMC 
Gigabit 
Ethernet Sí 40 
 
7.6.4 BeagleBone 
El BeagleBone se destaca por tener una placa más potente y versátil que las otras opciones. 
Es una solución popular en proyectos de robótica y automatización, y cuenta con un 
procesador más potente y una amplia variedad de interfaces de I/O. 
 
43 
 
Tabla XIII.Elección de microcontrolador familia BeagleBone 
Modelo Procesador RAM Almacenamiento Conectividad Wi-Fi Pines GPIO 
Black Wireless AM335x 512 MB eMMC Ethernet Sí 65 
Green AM335x 512 MB eMMC Ethernet Sí 65 
 
 
7.7 ESTABLECIMIENTO DE CRITERIOS Y SELECCIÓN DE SISTEMAS DE 
PROCESAMIENTO 
Para la selección se establecieron unos criterios con su respectiva ponderación para identificar 
qué criterio tiene mayor peso a la hora de la selección de cada familia de microcontrolador, 
estos son: 
 Porcentaje 
Velocidad del procesador. 40% 
Almacenamiento RAM. 35% 
Conectividad 25% 
 
Se analizó la mejor opción de cada una de ellas y se escogió el microcontrolador que se adecue 
mejor a las especificaciones: 
Tabla XIV. Elección de microcontrolador de diferentes familias 
Dispositivo Procesador 40% RAM 35% Conectividad 25% CALIFICACIÓN 
Odroid-N2+ 5 5 5 4,25 
Odroid-C4 4 3 4 3,5 
Orange Pi 4 B 4 4 5 3,65 
Orange Pi PC 2 3 3 4 3,4 
Raspberry Pi 4 Model B 5 5 4 4,35 
Raspberry Pi 3 B+ 3 3 4 3,65 
BeagleBone Black 2 1 4 2,3 
BeagleBone Green 2 1 3 2,15 
 
44 
 
A partir de los criterios de selección, se optó por escoger el embebido Raspberry Pi 4B, ya que 
es un controlador que permite la instalación de muchos módulos adicionales que, para futuras 
actualizaciones del proyecto, puede resultar beneficioso. 
Este modelo cuenta con una buena capacidad de procesamiento y conexión, facilitando el uso 
de herramientas de IoT para el uso de aplicaciones interconectadas. Además, consta de una 
memoria de almacenamiento RAM requerida para la aplicación y tiene diversas comunidades 
que hacen varios aportes sobre esta familia de microprocesadores, por lo que existen diversas 
funciones que se pueden implementar sin necesidad de hacer muchas modificaciones 
físicas.[19] 
7.8 IDENTIFICACIÓN DE CRITERIOS DE SELECCIÓN Y ELECCIÓN DE CONEXIÓN 
RASPBERRY – PANTALLA 
Para indicar las variables, fue necesario conectar la Raspberry a una pantalla, la selección de 
esta pantalla se realizó con la evaluación de diversas alternativas con los criterios de selección 
establecidos. En este contexto, es digno de destacar que el uso táctil se requirió debido a que 
Caldas Aeronáutica tiene como visión implementar en el futuro diversos indicadores 
aeronáuticos y esta característica permite una mayor interacción de los mismos. 
Se estableció el porcentaje de importancia a cada criterio para conocer qué alternativas 
satisfacen en su mayoría a la ponderación de los criterios. Estos criterios son: 
 Porcentaje 
Buena resolución. 30% 
Tamaño adecuado. 25% 
Debe usarse con pantalla táctil. 15% 
Velocidad de respuesta. 30% 
 
Ante los criterios presentados se establecieron las siguientes alternativas de las cuales se 
selecciona la mejor mediante la calificación más alta que obtenga, para ello se consideraron 
las siguientes alternativas: 
 
45 
 
Tabla XV. 
Elección de pantalla 
Marca Tamaño Conexión Alimentación Velocidad de actualización Resolución Precio 
ELECROW 5” HDMI USB 30 Hz 800 x 480 $ 247,645 COP 
Hosyond 
Raspberry Pi 5” HDMI micro USB 60 Hz 800 x 480 
$ 173,773 
COP 
 
Ambas alternativas tienen similitudes; sin embargo, la pantalla “Hosyond” por su mayor 
velocidad de actualización, tamaño, conexiones, adaptabilidad y consumo hizo que fuese la 
ganadora ante la pantalla Elecrow. 
La conexión de la pantalla con la Raspberry se hizo a través de dos conectores, uno de un 
cable micro-HDMI a HDMI y el otro de tipo USB-A macho a micro USB. (ver Fig. 10) 
 
Fig.10. Conexión Raspberry - pantalla. [20] 
7.9 FILTRADO DEL RUIDO 
Los motores de 4 cilindros son especialmente propensos a generar ruido eléctrico debido a la 
naturaleza de su diseño y funcionamiento. Este ruido eléctrico interfiere en la señal de medición 
y produce mediciones erróneas o imprecisas. 
Para reducir el efecto del ruido generado por el motor, se necesitó implementar un filtro digital 
pasa bandas y un filtro digital pasa altas. De esta manera, se obtuvo una señal sin distorsiones 
en la banda de frecuencias deseada, al mismo tiempo se logró una efectiva reducción de las 
frecuencias no deseadas. 
46 
 
Su implementación se realizó para un motor Rotax 912 USL el cual opera en el rango típico de 
2000 a 5500 RPM (33.33Hz - 91.67Hz). 
Se implementaron dos filtros con diferente frecuencia de corte, el primero se realizó de 100Hz 
a 490Hz debido a que el microcontrolador maneja una frecuencia de 490Hz en sus puertos 
PWD, los cuales se conectan con el sensor de nivel capacitivo y el flujómetro. El segundo filtro 
se realizó con un rango de frecuencias superiores a 100Hz ya que esa es la velocidad que 
trabaja el microcontrolador en los puertos análogos. 
Se obtuvieron las siguientes funciones de transferencia. 
Para el rango frecuencia de 100Hz a 490Hz la función de transferencia 𝐻(𝑆) es: 
𝐻(𝑆) =
(𝑠^2 + 1.618𝑠 + 1)
(𝑠^2 + 0.618𝑠 + 1)
= 
(𝑉𝑜𝑢𝑡(𝑠))
(𝑉𝑖𝑛(𝑠))
 
Esta función de transferencia se obtuvo con 𝐶 = 33𝑛𝐹 , 𝑅 = 1𝐾𝛺 y 𝐿 = 51.2𝑚𝐻. 
Se pasó a dominio Z y se realizó la transformada Z inversa, con ello se encontró la ecuación 
que se ingresa en el operador lógico para cada entrada de señal. 
𝑦[𝑛] = 5728.01𝑥[𝑛] − 11.3799𝑥[𝑛 − 1] + 5728.01𝑥[𝑛 − 2] + 1.9144𝑦[𝑛 − 1] − 0.8802𝑦[𝑛 − 2] 
Para el rango frecuencia superior a 100Hz 𝐻(𝑆) es: 
𝐻(𝑆) = 
𝑆
(𝑆 + 1/(2𝜋 ∗ 1590 ∗ 1𝑥10^(−6) ))
 =
(𝑉𝑜𝑢𝑡(𝑠))
(𝑉𝑖𝑛(𝑠))
 
Esta función de transferencia se obtuvo con 𝐶 = 1𝑢𝐹 y 𝑅 = 1.59𝐾𝛺. 
Se pasó a dominio Z y se realizó la transformada Z inversa con un tiempo de muestreo de 1 
segundo, con ello se encontró la ecuación que se ingresa en el operador lógico para cada 
entrada de señal. 
𝑦[𝑛] = 0.0033𝑥[𝑛] + 0.0033𝑥[𝑛 − 1] + 0.8996𝑦[𝑛 − 1] − 0.8843𝑦[𝑛 − 2] + 0.155𝑦[𝑛 − 3] 
Estas señales se ingresaron en las entradas del microcontrolador y se operaron con sus 
respectivas variables. 
47 
 
7.10 ELABORACIÓN DE DIAGRAMAS DE CONEXIÓN Y CÁLCULO DE ECUACIONES 
La alimentación del avión es una batería de litio recargable la cual entrega un voltaje de 12V y 
una corriente de 18A, para tener un voltaje estable se conecta al regulador de voltaje 
obteniendo una salida de tensión adecuada para el correcto funcionamiento. Para cada 
elemento a utilizar se requiere un diagrama eléctrico para que funcione según los cálculos a 
implementar. Estos diagramas se presentan de la siguiente manera para cada elemento. 
7.10.1 Reducción de tensión 
En el proyecto, como en cualquier proyecto electrónico, es necesario utilizar una fuente de 
energía para utilizar la Raspberry Pi y otros instrumentos. La batería utilizada será la fuente de 
alimentación del avión, una batería de 12 voltios y 18 amperios, y es fundamental regular su 
voltaje antes de su entrada en la Raspberry Pi. 
Para lograr esto, se ha planteado el uso de un regulador de voltaje. La selección de un 
regulador de voltaje es crucial para asegurar una alimentación estable y segura para la 
Raspberry Pi y los demás instrumentos, permitiendo su correcto funcionamiento. 
El valor de voltaje de entrada de la Raspberry PI 4 es de 5.5 V y 2 A, con base a eso se realizó 
un diagrama donde se muestra su conexión 
 
Fig.11. Diagrama eléctrico alimentación Raspberry. 
Se escogió el regulador DC/DC LM2596, ya que permite variar de una forma sencilla los rangos 
de voltajes sin que estos tengan mucha alteración, tiene una eficiencia al 92%, y entrega la 
suficiente corriente para que el circuito funcione adecuadamente.[21] 
7.10.2 Alimentación del microcontrolador de toma y procesamiento de datos 
Para la alimentación adecuada del Arduino se realizó la conexión por medio del cable USB-A, 
esta conexión permite aprovechar el doble propósito tanto de energizar la placa y además 
permitir la transferencia de archivos directamente con la Raspberry. 
48 
 
Esta conexión se realizó de la siguiente manera: 
 
Fig.12. Conexión Arduino – Raspberry[22] 
De esa manera se aseguró que el microcontroladoresté alimentado cuando se abra paso de 
la corriente de la batería al avión en general, esto permite el paso de corriente hacia el 
microcontrolador y así mismo la toma de datos de las señales medidas. Para ello se 
implementó una conexión entre Arduino y Raspberry para que el microcontrolador esté 
alimentado y pueda enviarse la información serial. 
El microcontrolador tiene alimentación directa desde el regulador que a su vez energiza el 
sistema eléctrico del avión, se implementó el módulo LM2596, el cual otorga la corriente 
necesaria para los embebidos y el circuito, además limita el rango del voltaje a un valor 
apropiado para el microcontrolador. 
7.10.3 Alimentación del circuito para los sensores 
El sistema es energizado por medio de una batería de 12V, mientras que el circuito de 
alimentación a los sensores se diseñó para funcionar con un voltaje de 9V, ya que el regulador 
que implementa el avión funciona en ese valor. Para no tener ruido en la señal de entrada se 
hizo uso de un módulo LM2596 calibrado al voltaje deseado. 
Como se desea que el voltaje de las entradas analógicas de Arduino esté limitado entre 0V-
5V, se realizó un circuito que permite obtener la regulación según las características de cada 
sensor. 
7.10.4 Presión de aceite 
La medición de la presión de aceite en la aeronave, utilizando el sensor WESTACH 387-15KV, 
genera una variación en la resistencia que requiere ser interpretada adecuadamente por el 
microcontrolador. Para garantizar el funcionamiento óptimo de esta configuración, es 
fundamental realizar un adecuado acondicionamiento del sensor con el fin de obtener lecturas 
precisas. 
49 
 
En este caso, la medición proporciona una salida de voltaje flotante de 0V a 5V. Para ello fue 
necesario conectar la salida de la fuente a un amplificador con el objetivo de estabilizar y 
aterrizar dicho voltaje, garantizando así la precisión y confiabilidad en las lecturas obtenidas. 
 
Fig.13. Acondicionamiento del sensor de presión 
7.10.5 Temperatura de aceite y motor 
El sensor de temperatura, al igual que el sensor de presión, funciona variando su resistencia 
según la temperatura percibida, se tienen las mismas condiciones de alimentación (9V), por lo 
que se realizó un divisor de tensión teniendo el valor de resistencia máximo a 5V (Nodo V-
sub(o)). Cabe resaltar que el sensor de temperatura es un sensor NTC no lineal, por lo que se 
requirió de un proceso adicional para obtener una respuesta lineal, esto se implementó de la 
siguiente manera: 
50 
 
 
Fig.14. Conexión eléctrica del sensor de temperatura 
Se necesitó conocer la ecuación que define el comportamiento del sensor, siendo este un 
sensor NTC, esta ecuación se halla de la siguiente manera 
𝑅 = 𝑅𝑜 ∗ 𝑒
𝐵(
1
𝑇1
−
1
𝑇2
) 
En donde Ro es el valor de la resistencia a temperatura ambiente, B es un coeficiente que se 
encuentra mediante otra fórmula, T es la temperatura y To es la temperatura ambiente en 
grados Kelvin. 
Para hallar el valor B, se empleó la siguiente fórmula. 
𝐵 =
𝐿𝑛(
𝑅1
𝑅2)
1
𝑇1 −
1
𝑇2
 
En donde R1 y R2 son dos resistencias de referencia. Tomando R1 = 1000, R2 = 25, T1 = 
293.15 K y T2 = 413.15 K se obtiene que B=3723.15. 
Conociendo este valor, se describe la ecuación que define el comportamiento del sensor es la 
siguiente. 
𝑅 = 900 ∗ 𝑒3723(
1
𝑇
−
1
298.15
) 
Se linealizó la señal para que los valores que entregue, no tengan comportamientos críticos o 
datos erróneos. Para ello se recurrió a un método en donde se adiciona una resistencia en 
paralelo, el valor de esta resistencia depende de una fórmula teniendo como referencia 3 
valores resistivos, uno en donde la temperatura es baja, (R1=1000), media (R2=85) y alta 
51 
 
(R3=20). Estos rangos se establecen según la temperatura de operación media del motor y el 
aceite del motor (80°C - 110°C). Para hallar este valor se realiza lo siguiente. 
𝑅𝑝 = 
85 ∗ (1000 + 20) − (2 ∗ 1000 ∗ 20)
(1000 + 20) − (2 ∗ 85)
= 55 
Se grafican ambas señales (No linealizada y linealizada) comprobando que comportamiento 
de la variación de resistencia del sensor con la resistencia en paralelo es lineal entrega lo 
siguiente. (ver Fig. 15) 
 
Fig.15. Resistencia - Temperatura sensor y con resistencia en paralelo 
Por lo tanto, la ecuación que define el comportamiento de la resistencia según la temperatura 
es la siguiente. (ver Fig. 16) 
 
Fig.16. Temperatura vs. Resistencia con resistencia en paralelo 
Para limitar el voltaje de 0V a 5V se empleó ley de nodos, de tal forma que 
9𝑉 − 5𝑉
𝑅1
= 
5𝑉
𝑅𝑒𝑞
 
52 
 
Se desea que el valor de 5V se dé cuando la resistencia del sensor es máxima, en el caso del 
sensor de temperatura 𝑅𝑒𝑞 = 52Ω, Haciendo que: 𝑅1 = 4𝑉∗𝑅𝑒𝑞
5𝑉
, reemplazando el valor de 𝑅𝑒𝑞, 
𝑅1 = 42Ω. 
El voltaje en el nodo Vo es el voltaje percibido por el sensor y se ingresa como entrada al 
microcontrolador por un puerto analógico, donde se hace su respectivo tratamiento y 
finalmente se entrega el dato medido según el valor percibido. 
7.10.6 Nivel de combustible 
El sensor de nivel de combustible Omnicomm es un componente que emplea un protocolo de 
comunicación RS485 para transmitir datos, lo que requirió una interfaz adecuada con el 
microcontrolador utilizado en el proyecto. 
Para establecer una conexión entre el Arduino y el sensor de nivel de combustible Omnicomm, 
se empleó un módulo convertidor RS485 a UART. El cual facilita una comunicación fluida entre 
la interfaz RS485 del sensor y la interfaz UART del Arduino. Las conexiones se establecieron 
vinculando el pin de transmisión (TX) UART del convertidor al pin de recepción (RX) del 
Arduino, y el pin de recepción (RX) UART del convertidor al pin de transmisión (TX) del Arduino. 
Además, el pin de tierra (GND) del convertidor se conecta al pin GND del Arduino para 
garantizar un punto de referencia común. 
Posteriormente, los pines RS485 A y B del sensor de nivel de combustible Omnicomm se 
conectan a los pines A y B correspondientes del módulo convertidor RS485 a UART. Es 
fundamental cumplir con las directrices del fabricante para garantizar conexiones seguras y 
confiables. 
 
Fig.17. Conexión eléctrica del sensor de nivel. 
53 
 
Aunque ambos tanques convergen en un punto para su paso de combustible al motor, se 
implementó un sensor por cada tanque para tener mayor seguridad del dato medido. Estas 
dos variables al final se procesan y se determina el nivel de combustible en cada tanque. 
7.10.7 Flujo de combustible 
Para la implementación electrónica del sensor de flujo se conectaron 2 puertos de alimentación 
al regulador, ya que su voltaje de funcionamiento es hasta 12V, un puerto restante se conectó 
en una entrada digital del microcontrolador, esto debido a que el sensor manda trenes de pulso 
que varían su frecuencia según el caudal que está midiendo, como el sensor funciona con 
voltajes entre 3.5V a 12V no requirió estandarizar el voltaje hacia el sensor. 
 
Fig.18. Conexión eléctrica del sensor de flujo 
7.10.8 Conexión total 
Simplificando todos los diagramas en uno solo, se obtuvo el diagrama completo a implementar, 
este se visualiza de la siguiente manera: (ver Fig. 19.) 
54 
 
 
Fig.19. Conexión eléctrica total 
7.10.9 Simulación del sistema de monitoreo 
Se realizó la simulación en Arduino y Proteus con el fin de determinar el valor teórico percibido 
por el sensor y comprobar si su funcionamiento es correcto. 
El microcontrolador empleado para la captación de señales es de la familia Arduino y en la 
simulación se hizo uso del software Proteus y Arduino IDE. 
De la simulación se conoce que el valor de voltaje de entrada se limita a +5 V debido a que 
este es voltaje permitido por el microcontrolador. El valor de esta entrada varía según los 
valores entregados por los sensores dado el parámetro medido. 
7.11 RECOLECCIÓN Y PROCESAMIENTO DE DATOS 
7.11.1 Temperatura 
Para hallar el valor medido de la temperatura, se requirió conocer la relación entrela variación 
de resistencia según la temperatura, la cual la entrega el fabricante del sensor. (ver Fig. 9). 
Teniendo la relación de resistencia - temperatura lineal, se conoce que el comportamiento 
cumple la siguiente función: (ver Fig. 16) por lo que el valor de la resistencia se definió como: 
 
55 
 
𝑅 = −0,2977 𝑇 + 59,8 
Posteriormente, se requirió de otra ecuación con el fin de encontrar la relación entre el circuito 
implementado y los valores de la resistencia. Para ello se calculó el voltaje ante una variación 
de resistencia y se obtuvo la siguiente función: (ver Fig. 20). 
 
Fig.20. Voltaje vs. Resistencia sensor de temperatura 
Por lo que la ecuación se describe de la siguiente manera: 
𝑉 = 0,01134 𝑅 − 0,97 
Reemplazando una ecuación en la otra, se obtuvo una ecuación de voltaje en relación de la 
temperatura (V=R(t)). 
Al evaluar los valores de R se obtuvo la siguiente función y se realizó la gráfica según el eje 
que se desea conocer la ecuación: 
 
Fig.21. Temperatura vs. Voltaje sensor de temperatura. 
56 
 
Esta ecuación tiene un comportamiento lineal negativo, se requiere que su sensibilidad no sea 
inversa, para ello se encontró la representación de esta señal con un comportamiento lineal 
positivo. (Ver Fig. 22). 
 
Fig.22. Temperatura vs. Voltaje sensor de temperatura en sensibilidad positiva 
Por lo que la ecuación que define el valor de la temperatura según el voltaje es la siguiente 
𝑡 = 29,358 𝑉 + 8,58 (°C) 
Se requirió indicar las variables en diferentes unidades para tener mayor compresión por el 
piloto. Por ello. 
𝑡 = (29,358 𝑉 + 8,58) + 273.15 (K) 
𝑡 = (29,358 𝑉 + 8,58) ∗ 1.8 + 32 (°F) 
La ecuación corresponde al comportamiento de temperatura para el motor del avión, esta 
ecuación define el comportamiento según la linealización entre los rangos de operación. Se 
realizó para ambos parámetros, ya que el rango de operación de temperatura del aceite es 
similar al rango de operación de temperatura del motor. 
Esta ecuación se ingresó en el código de Arduino para imprimir los valores de temperatura 
según la variación de la resistencia. 
57 
 
7.11.2 Presión 
Para indicar el valor que se está midiendo se realizó el mismo proceso para determinar el valor 
de la temperatura, se conoce que el comportamiento de la resistencia del sensor depende de 
la presión ingresada, ante ello se evidencia que la ecuación que define el comportamiento de 
la presión según la resistencia es la siguiente (ver Fig. 23) 
 
Fig.23. Presión vs. Resistencia sensor de presión. 
Se puede evidenciar que la ecuación que define el comportamiento de la resistencia según la 
presión en Bar es la siguiente 
𝑅 = 17,2 𝑃 + 15 
Posteriormente, se encontró la relación que hay entre el voltaje y la resistencia, para ello se 
describió la siguiente ecuación con su respectiva gráfica: 
 
Fig.24. Resistencia vs. Voltaje sensor de presión. 
58 
 
Después de conocer la ecuación que describe el comportamiento del voltaje según la 
resistencia, y al evaluarla según los datos de la ecuación de resistencia, se obtuvo la siguiente 
gráfica con su ecuación: (ver Fig. 25) 
 
Fig.25. Voltaje vs. Presión sensor de presión. 
En donde se afirma que la ecuación que define el comportamiento de la presión según el voltaje 
es la siguiente: 
𝑃 = 2,2833 𝑉 − 2,055 (bar) 
Se requirió indicar las variables en diferentes unidades para tener mayor compresión por el 
piloto. Por ello. 
𝑃 = (2,2833 𝑉 − 2,055) ∗ 14.5 (psi) 
𝑃 = (2,2833 𝑉 − 2,055) ∗ 100 (kpa) 
La ecuación discrepa con la función original en ciertos rangos, más, sin embargo, en los rangos 
de operación tiene la exactitud requerida. (2 bar - 5 bar) 
7.11.3 Nivel de combustible 
El sensor capacitivo entrega como respuesta el valor de capacitancia que percibe, su 
aplicación requirió conocer la capacitancia sensada cuando el tanque está lleno y cuando está 
vacío y para calcular el nivel del tanque se obtuvo la siguiente ecuación: 
𝑛𝑖𝑣𝑒𝑙(𝑐𝑚) = 
(𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 − 𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑒𝑛 𝑣𝑎𝑐í𝑜) ∗ 𝐴𝑙𝑡𝑢𝑟𝑎 𝑑𝑒𝑙 𝑡𝑎𝑛𝑞𝑢𝑒 𝑙𝑙𝑒𝑛𝑜
(𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑒𝑛 𝑙𝑙𝑒𝑛𝑜 − 𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑒𝑛 𝑣𝑎𝑐í𝑜)
 
59 
 
De este modo se encontró la proporción (ganancia) que genera la diferencia de llenado de 
combustible en el tanque. 
7.11.4 Consumo de combustible 
Para el conocer consumo de combustible, se implementó mediante un flujómetro, el cual envía 
un tren de pulsos de diferente frecuencia, para conocer su valor, se tomó el número de pulsos 
durante 1 segundo y se lo dividió sobre un factor de conversión predeterminado para el sensor, 
la fórmula se implementa de la siguiente manera. 
𝐹𝐹 =
 𝑛ú𝑚𝑒𝑟𝑜 𝑑𝑒 𝑝𝑢𝑙𝑠𝑜𝑠 · 60
𝑓𝑎𝑐𝑡𝑜𝑟 𝑑𝑒 𝑐𝑜𝑛𝑣𝑒𝑟𝑠𝑖ó𝑛
 
El valor se multiplicó por 60, ya que el flujo se representa en 𝐿𝑖𝑡𝑟𝑜𝑠/𝑚𝑖𝑛𝑢𝑡𝑜𝑠 y así el consumo 
se representa en 𝐿𝑖𝑡𝑟𝑜𝑠/ℎ𝑜𝑟𝑎. 
Como este consumo entrega valores muy variantes con un tiempo de muestreo muy alto, para 
obtener un valor real, se realizó la toma de datos durante 1 minuto, (tiempo de muestreo) se 
calcula el promedio de consumo durante el tiempo de muestreo y se calcula el tiempo de vuelo 
restante. 
7.11.5 Tiempo de vuelo restante 
Para calcular el tiempo de vuelo restante, fue necesario conocer la cantidad de combustible a 
bordo, el flujo de combustible y la velocidad de la aeronave. La fórmula básica para el tiempo 
de vuelo restante (RFT) se obtuvo de la siguiente manera: 
𝑇𝑖𝑒𝑚𝑝𝑜 𝑑𝑒 𝑉𝑢𝑒𝑙𝑜 𝑅𝑒𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡𝑒 = 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 𝑅𝑒𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡𝑒 (𝑅𝐹𝑄) / 𝑇𝑎𝑠𝑎 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑛𝑠𝑢𝑚𝑜 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 (𝐹𝐶𝑅) 
Para calcular la Tasa de Consumo de Combustible (FCR), primero se convirtió la velocidad del 
avión (AS) a una tasa de consumo de combustible (distancia por unidad de combustible) 
usando la Eficiencia de Combustible (FE): 
𝑇𝑎𝑠𝑎 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑛𝑠𝑢𝑚𝑜 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 (𝐹𝐶𝑅) = 𝑉𝑒𝑙𝑜𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒𝑙 𝐴𝑣𝑖ó𝑛 (𝐴𝑆) / 𝐸𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 (𝐹𝐸) 
La Eficiencia de Combustible representó la distancia que una aeronave pudo recorrer por 
unidad de combustible, medida comúnmente en millas náuticas por galón (nm/gal) o kilómetros 
por litro (km/L). Para calcular la Eficiencia de Combustible (FE), se utilizó la siguiente fórmula: 
𝐸𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 (𝐹𝐸) = 𝑉𝑒𝑙𝑜𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒𝑙 𝐴𝑣𝑖ó𝑛 (𝐴𝑆) / 𝐹𝑙𝑢𝑗𝑜 𝑑𝑒 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 (𝐹𝐹) 
60 
 
Aquí, la velocidad de la aeronave (AS) se midió en millas náuticas por hora (nudos) o kilómetros 
por hora (km/h), y el flujo de combustible (FF) fue la tasa a la que la aeronave consumió 
combustible, medido en galones por hora (GPH) o litros por hora (LPH). Reemplazando la 
ecuación de Eficiencia de combustible en la de Tasa de Consumo de Combustible obtuvo lo 
siguiente: 
𝑅𝐹𝑇 = 𝑅𝐹𝑄 / 𝐹𝐶𝑅 
𝐹𝐶𝑅 = 𝐴𝑆 / 𝐹𝐸 
𝐹𝐶𝑅 = 𝐴𝑆 / (𝐴𝑆/𝐹𝐹) 
𝑅𝐹𝑇 = 𝑅𝐹𝑄 / (𝐴𝑆 / (𝐴𝑆/𝐹𝐹)) 
Finalizando el despeje de las ecuaciones se tiene que, para calcular el tiempo de vuelo restante 
(RFT), se dividió la cantidad de combustible restante (RFQ) por el flujo de combustible (FF): 
𝑅𝐹𝑇 = 𝑅𝐹𝑄 / 𝐹𝐹 
Se tuvo en cuenta que esta fue una estimación básica y no consideró factores como cambios 
de altitud, viento y otras variables que pudieron afectar el consumo de combustible y el tiempo 
de vuelo. Si solo se conocieron el flujo de combustible y la velocidad del avión, aún fue 
necesario determinar la eficiencia del combustible y la cantidad actual de combustible para 
calcular el tiempo de vuelo restante. 
 
61 
 
8. PRESENTACIÓN DE RESULTADOS 
Implementación en Arduino. 
 
Fig.26. Diagrama de flujo implementación Arduino 
Para la implementación de la solución se requirió de un Software de uso libre llamado Arduino 
IDE, en donde se declararon las variables y se realizaron los procesos mencionados 
anteriormente. Para ello: