Diseño de vehículo aéreo no tripulado para inspección y monitoreo en plantas nucleares.

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(1)PROYECTO INTEGRADOR DE LA CARRERA DE INGENIERÍA MECÁNICA. DISEÑO DE VEHÍCULO AÉREO NO TRIPULADO PARA INSPECCIÓN Y MONITOREO EN PLANTAS NUCLEARES. Andrés Bachfischer. Dra. Sol Pedre Director. Mgter. Bruno Gallo Co-director. Miembros del Jurado Dra. Sol Pedre Jurado (Robótica - CNEA) Mgter. Bruno Gallo Jurado (Instituto Balseiro) Dr. Andrés Etchepareborda Jurado (Instituto Balseiro) Ing. Juan Carlos Garcia Jurado (Instituto Balseiro). Junio de 2014. Robótica CAREM – Centro Atómico Bariloche. Instituto Balseiro Universidad Nacional de Cuyo Comisión Nacional de Energı́a Atómica Argentina.

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(3) A mi familia, amigos y todos aquellos que tuvieron fe en mı́..

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(5) Índice de sı́mbolos APM: ArduPilot Mega BEC: Battery Eliminator Circuit. cpm: cuentas por minuto. cps: cuentas por segundo. ESC: Electronic Speed Control FEM: Finite Element Method GPS: Global Positioning System. Gy: Gray. INES: International Nuclear Event Scale. mR: miliRoetgen. PID: Controlador Proporcional, Integral y Derivativo. PWM: Pulse Width Modulation. Sv: Sievert. VANT: Vehı́culo Aéreo No Tripulado.. v.

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(7) Índice de contenidos Índice de sı́mbolos. v. Índice de contenidos. vii. Índice de figuras. xi. Índice de tablas. xvii. Resumen. xix. Abstract. xxi. 1. Motivación. 1. 1.1. Inicios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 1. 1.2. Casos Históricos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 1. 1.2.1. Accidente nuclear en Chernobyl . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 2. 1.2.2. Accidente nuclear en Fukushima Daiichi . . . . . . . . . . . . .. 3. 1.3. Desarrollo del proyecto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 6. 2. Reacciones Nucleares. 7. 2.1. Protección Radiológica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 7. 2.2. Protección ante radiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 8. 2.2.1. Blindaje para partı́culas α . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 8. 2.2.2. Blindaje para partı́culas β . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 9. 2.2.3. Blindaje para fotones y neutrones . . . . . . . . . . . . . . . . .. 9. 2.3. Influencia en materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 10. 2.3.1. Motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 10. 2.3.2. Baterı́as y alimentación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 11. 2.3.3. Electrónica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 11. 2.3.4. Estructura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 12. 3. VANT. 13. 3.1. Vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . vii. 13.

(8) viii. Índice de contenidos 3.1.1. Estabilidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 13. 3.1.2. Movimientos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 14. 3.1.3. Geometrı́as y configuraciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 15. 3.2. Requerimientos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 21. 3.2.1. Vida útil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 21. 3.2.2. Radiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 22. 3.2.3. Distancia Recorrida . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 22. 3.2.4. Localización y clima . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 23. 3.3. Soluciones Existentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 24. 3.3.1. Pequeños de interiores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 24. 3.3.2. Para fotografı́a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 25. 3.3.3. Para transporte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 26. 3.3.4. Para monitoreo y medición . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 27. 3.4. Comparativo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 28. 3.5. Aplicación al caso de estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 30. 4. Diseño. 33. 4.1. Componentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 33. 4.1.1. Blindaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 34. 4.1.2. Electrónica de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 34. 4.1.3. Sensor Geiger . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 36. 4.1.4. Propulsores y motorización . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 37. 4.1.5. Baterı́a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 38. 4.1.6. Estructura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 39. 4.2. Metodologı́a de diseño . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 39. 4.3. Iteraciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 42. 4.3.1. Cuadricóptero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 42. 4.3.2. Hexacóptero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 46. 5. Desarrollo. 51. 5.1. Definición de componentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 51. 5.1.1. Motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 51. 5.1.2. Variador de velocidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 54. 5.1.3. Hélices . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 58. 5.1.4. Electrónica de Control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 61. 5.1.5. Sensor Geiger . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 70. 5.1.6. Baterı́as . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 73. 5.2. Diseño y fabricación de la estructura . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 78.

(9) Índice de contenidos 6. Experimentos y Resultados 6.1. Ensayo de caracterización de motor . . . . . . . . . . 6.1.1. Obtención del empuje en función del duty . . 6.1.2. Tiempo máximo de vuelo estacionario . . . . . 6.1.3. Tiempo máximo de vuelo a diferentes empujes 6.1.4. Tiempo máximo de simulacro de recorrido . . 6.2. Análisis estructural . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.2.1. Brazos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.2.2. Base . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.2.3. Base motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.3. Estimación del costo invertido en el proyecto . . . . . 6.3.1. Comparación con el mercado . . . . . . . . . . 6.3.2. DJI S1000 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.3.3. SteadiDrone QU4D X . . . . . . . . . . . . .. ix. . . . . . . . . . . . . .. 89 89 89 90 92 95 97 98 104 105 107 108 109 110. 7. Conclusiones 7.1. Resumen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7.2. Optimizaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7.3. Trabajos futuros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 113 113 114 115. A. Blindaje. 117. B. Vidas Útiles. 119. C. Peso inicial. 121. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. D. Determinación de velocidades lı́mite 123 D.1. Velocidad lı́mite de ascenso vertical . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124 D.2. Velocidad lı́mite de traslación horizontal . . . . . . . . . . . . . . . . . 125 E. Diagrama del sensor Geiger. 129. F. Conversión de la dosis. 131. G. Carga y balanceo de las baterı́as. 133. H. Banco de pruebas para propulsión. 135. Bibliografı́a. 139. Agradecimientos. 145.

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(11) Índice de figuras 1.1. Mapa de la radiación obtenida en Chernobyl momentos después del accidente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 2. 1.2. Robots utilizados en la limpieza del accidente de Chernobyl. . . . . . .. 3. 1.3. Mapa de la radiación obtenida mediante UAVs en Fukushima I. . . . .. 4. 1.4. Tasa de radiación obtenida en la trayectoria Sur-Norte sobre la costa de Fukushima momentos después del accidente. . . . . . . . . . . . . . . .. 5. 2.1. Absorción de radiación en un ser humano por fuentes naturales o cotidianas.[11] 2.2. Medios de blindajes para diferentes tipos de fuentes radiactivas. . . . .. 9. 2.3. Coeficientes de atenuación γ para el hierro en función de la energı́a del fotón. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 10. 2.4. Capacidad inicial de carga de baterı́as de litio, en función de la dosis de radiación absorbida. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 11. 3.1. Composición de movimientos para un cuadricóptero +. . . . . . . . . .. 14. 3.2. Ángulos de movimiento para un cuadricóptero +. . . . . . . . . . . . .. 16. 3.3. Ejemplo de monocóptero junto con la semilla de su origen. . . . . . . .. 16. 3.4. Ejemplo de tricóptero a la izquierda, junto con el detalle del mecanismo de estabilización angular accionado por un servomotor a la derecha. . .. 17. 3.5. Configuraciones de + y X para cuadricópteros, a la izquierda y derecha respectivamente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 18. 3.6. Configuraciones de + y X para hexacópteros, a la izquierda y derecha respectivamente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 19. 3.7. Configuración Y6 para hexacóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 19. 3.8. Configuraciones de + y X para octocópteros, a la izquierda y derecha respectivamente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 20. 3.9. Configuración V8 de octocóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 21. 3.10. Ejemplo de trayectoria propuesta de medición alrededor del RA-6 partiendo del pabellón Guido Beck (1,89 km). . . . . . . . . . . . . . . . .. 23. 3.11. Cuadricóptero de pequeño tamaño Walkera QR W100S. . . . . . . . . .. 24. xi. 8.

(12) xii. Índice de figuras 3.12. VANTs de fotografı́a: a la izquierda DJI S800 EVO y a la derecha Parrot Ar Drone. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 25. 3.13. VANTs de carga Amazon Prime Air. . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 26. 3.14. VANTs de carga HULK. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 27. 3.15. UCAV Unmanned Combat Air Vehicle. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 27. 3.16. Peso máximo de despegue en función de la potencia para VANTs encontrados en el mercado en escala logarı́tmica. . . . . . . . . . . . . . . . .. 29. 3.17. Peso en vacı́o de la aeronave en función de la potencia para VANTs encontrados en el mercado junto a su ajuste de potencia. . . . . . . . .. 29. 3.18. Cociente de empujes máximos y mı́nimos de las aeronaves en función de la potencia de los VANTs encontrados en el mercado junto a su ajuste de potencia respectivo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 30. 4.1. Sistema embebido Arduino Mega. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 35. 4.2. Sistema embebido de control de vuelo APM 2,6. . . . . . . . . . . . . .. 35. 4.3. Sensor Geiger integrado de código libre. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 36. 4.4. Cambio del empuje al variar el diámetro de la hélice. . . . . . . . . . .. 37. 4.5. Ejemplificación del significado del Diametral Pitch. . . . . . . . . . . .. 38. 4.6. Metodologı́a de diseño secuencial en cascada. . . . . . . . . . . . . . . .. 39. 4.7. Metodologı́a de diseño iterado. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 40. 4.8. Estructura elegida para el prototipo de cuadricóptero. . . . . . . . . . .. 44. 4.9. Curvas de 1 potencia, 2 eficiencia, 3 revoluciones máximas, 4 potencia desperdiciada y 5 temperatura del motor, en función de la corriente en los bobinados para el cuadricóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 44. 4.10. Pérdida de propulsor en modelo de cuadricóptero con código modificado para accidentes [32]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 46. 4.11. Estructura elegida para el prototipo de hexacóptero. . . . . . . . . . . .. 48. 4.12. Curvas de 1 potencia, 2 eficiencia, 3 revoluciones máximas, 4 potencia desperdiciada y 5 temperatura del motor, en función de la corriente en los bobinados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 49. 5.1. Etapas de funcionamiento de un motor simple a escobillas. . . . . . . .. 52. 5.2. Diagrama de un motor Brushless Inrunner (a la izquierda) junto con un motor Brushless Outrunner (a la derecha). . . . . . . . . . . . . . . . .. 52. 5.3. Motor DualSky XM5015TE-5 seleccionado para el desarrollo del VANT. De izquierda a derecha se ven el rotor, el estator y la ampliación a las láminas del núcleo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 53. 5.4. Diagrama simple de los componentes internos del ESC para motores Brushless. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 54.

(13) Índice de figuras. xiii. 5.5. Ejemplo de la alimentación de las bobinas del motor Brushless mediante el ESC. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 55. 5.6. Variación del duty de la onda PWM de entrada al ESC. . . . . . . . .. 57. 5.7. Variación de velocidad seleccionado para le proyecto, DualSky 4018BA.. 58. 5.8. Fuerzas de Drag y Lift involucradas en el funcionamiento de una hélice en un fluido. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 59. 5.9. Variación en la distribución del empuje al modificar la torsión del perfil a lo largo del álabe. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 60. 5.10. Par de hélices XOAR PJP-N de 14x6” elegidas para la construcción del VANT. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 60. 5.11. Comparación de las caracterı́sticas de los diferentes modelos de control de vuelo en el mercado. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 61. 5.12. Entorno del programa APM Planner para la creación de trayectorias del VANT guiadas por GPS. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 62. 5.13. Detalle de los componentes en el integrado del controlador de vuelo APM. 63 5.14. Detalle de conexiones extras analógicas en el APM. . . . . . . . . . . .. 63. 5.15. Diagrama de interconexión de cuadricóptero para componentes para el APM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 64. 5.16. Diagrama de conexión de señales de entrada del receptor para el APM.. 65. 5.17. Diagrama de conexión del módulo 3DR uBlox en el APM. . . . . . . .. 65. 5.18. Concentrador de conductores de potencia y de señal para un hexacóptero. 65 5.19. Camino eléctrico que posee el APM para alimentar a toda la electrónica. 66 5.20. Fuente de alimentación del APM con capacidad de sensado de la baterı́a. 67 5.21. Pasos a seguir para la configuración del APM en la aeronave correspondiente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 67. 5.22. Ejemplo de la calibración del mando en el APM. . . . . . . . . . . . . .. 68. 5.23. Implementación de una suspensión elástica para la reducción de vibraciones en los sensores de retroalimentación del APM. . . . . . . . . . .. 69. 5.24. Ejemplo de las mediciones de vibraciones mecánicas medidas por el APM. 69 5.25. Modelos de tubo Geiger-Müller para aplicaciones de dosı́metros. . . . .. 70. 5.26. Dosı́metro de tubo de Geiger-Müller basado en tecnologı́a ARDUINO.. 72. 5.27. Forma de conexión entre dosı́metro de tubo de Geiger-Müller y el ARDUINO para la transmisión de cuentas. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 72. 5.28. Comparaciones de los ı́ndices de la capacidad de la baterı́a en función de: el precio unitario (a la izquierda) y el peso unitario (a la derecha). .. 73. 5.29. Comparaciones de la multiplicación de los ı́ndices de precio y peso de la baterı́a al variar la capacidad de la misma. . . . . . . . . . . . . . . . .. 74. 5.30. Tensión de los bornes de una baterı́a 1S 2150 mAh al ser descargada con una tasa de 0,5 C. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 75.

(14) xiv. Índice de figuras. 5.31. Variación de la capacidad de baterı́as LiPo de 1500 mAh, en función del número de ciclos de carga/descarga al modificar . . . . . . . . . . . . .. 76. 5.32. Variación de la capacidad de baterı́as 1S ante el ciclado de carga/descarga con diferente tensión máxima de corte [54]. . . . . . . . . . . . . . . . .. 77. 5.33. Esquema para dimensionar el tamaño del hexacóptero en función del tamaño de las hélices. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 79. 5.34. Primer prototipo de brazo del hexacóptero realizado mediante un perfil cuadrado. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 80. 5.35. Esquema simplificado del brazo como una viga empotrada con flexión simple. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 80. 5.36. Brazos del hexacóptero realizado mediante la unión de dos perfiles cuadrados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 82. 5.37. Base de unión de los brazos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 83. 5.38. Apoyos de la estructura para cuando el vehı́culo reposa en el suelo. . .. 84. 5.39. Medio de sujeción de los motores a los brazos. . . . . . . . . . . . . . .. 84. 5.40. Curvas de 1 potencia, 2 eficiencia, 3 revoluciones máximas, 4 potencia desperdiciada y 5 temperatura del motor, en función de la corriente en los bobinados para el prototipo liviano. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 85. 5.41. Diseño en CATIA de la estructura para el hexacóptero. . . . . . . . . .. 86. 5.42. Estructura del hexacóptero construida. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 86. 5.43. Diseño en CATIA del hexacóptero blindado. . . . . . . . . . . . . . . .. 87. 5.44. Diseño en CATIA del hexacóptero blindado en vuelo. . . . . . . . . . .. 88. 6.1. Variación del empuje en función del duty (a la izquierda) y residuos del ajuste lineal (a la derecha). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 90. 6.2. Variación de la potencia eléctrica en el motor en función del duty. . . .. 90. 6.3. Variación de la tensión de la baterı́a en función del tiempo al utilizar el propulsor en 810 g de empuje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 91. 6.4. Variación de la tensión de la baterı́a en función del tiempo al cambiar el empuje del propulsor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 93. 6.5. Variación de los tiempos máximos de vuelo al modificar el empuje del propulsor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 94. 6.6. Empuje (en negro) y tensión de los bornes de la baterı́a (en rojo), en función del tiempo para la simulación de la trayectoria. . . . . . . . . .. 97. 6.7. Resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre el primer modelo de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 98. 6.8. Corte longitudinal y ampliación de los resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre los concentradores de tensión del primer modelo de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 99.

(15) Índice de figuras. xv. 6.9. Desplazamientos generados por la fuerza aplicada sobre el primer modelo de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 99 6.10. Resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre el modelo final de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 6.11. Corte longitudinal y ampliación de los resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre los concentradores de tensión del modelo final de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101 6.12. Desplazamientos generados por la fuerza aplicada sobre el modelo final de brazo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101 6.13. Modos de deformación de las 10 primeras frecuencias naturales del brazo.102 6.14. Resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre la base central. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105 6.15. Desplazamientos generados por los momentos y las fuerzas aplicadas sobre la base del hexacóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105 6.16. Resultado de tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre la base del motor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106 6.17. Corte longitudinal de las tensiones de Von Mises del análisis de elementos finitos sobre la base del motor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106 6.18. Desplazamientos generados por el empuje sobre la base del motor. . . . 106 6.19. Comparativo de precios finales para el DJI S1000, el SteadiDrone QU4D X y el diseñado. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108 6.20. Octocóptero DJI S1000. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109 6.21. Cuadricóptero SteadiDrone QU4D X. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110 A.1. Separación de capas del blindaje propuesto para la electrónica del VANT.118 A.2. Blindaje propuesto ensamblado para la electrónica del VANT. . . . . . 118 D.1. Variación del coeficiente de Drag en función del ángulo de ataque para un hexacóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124 D.2. Variación del coeficiente de Lift en función del ángulo de ataque para un hexacóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125 D.3. Diagrama de fuerzas interactuantes en la dinámica de movimiento en el aire del hexacóptero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126 G.1. Esquema del escenario de carga de baterı́a. . . . . . . . . . . . . . . . . 134 G.2. Entorno real de cargas de baterı́as. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134 H.1. Esquema del banco de pruebas para la caracterización de los motores. . 135 H.2. Calibración del banco de pruebas para ensayo de motores. . . . . . . . 136 H.3. Entorno real del ensayo de pruebas de los motores. . . . . . . . . . . . 136.

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(17) Índice de tablas 5.1. Comparación de la vida útil de una baterı́a en cantidad de ciclos en función de la tasa de descarga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.2. Las 10 primeras frecuencias modales de los brazos del VANT. . . . . .. 76 83. 6.1. 6.2. 6.3. 6.4.. Lecturas a fijar en la balanza para mantener el empuje del ensayo deseado. 92 Potencia media eléctrica aplicada a los motores para generar dicho empuje. 93 Tiempo de funcionamiento máximo de un propulsor a diferentes empujes. 94 Empujes propuestos de cada motor para la simulación de las distintas etapas de vuelo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96 6.5. Primeras 10 frecuencias naturales del modelo de brazo final. . . . . . . 102 6.6. Primeras 10 frecuencias naturales del modelo de brazo final calculado analı́ticamente en RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 6.7. Listado de componentes y sus costos para la realización del proyecto . . 107 B.1. Cantidad de vidas útiles de los componentes debido solamente a la radiación. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119. xvii.

(18)

(19) Resumen Una de las motivaciones fundamentales de los desarrollos robóticos es su uso en ambientes peligrosos para los seres humanos. Un área de aplicación importante es la industria nuclear, en particular en la respuesta a accidentes. Luego de los incidentes de Chernobyl y Fukushima, una rama de la robótica que cobró significativo impulso es el diseño y construcción de Vehı́culos Aéreos No Tripulados (VANTs) para la realización de tareas de inspección y sensado de radiación en lugares accidentados. De esta forma, se reduce la exposición humana en las tareas de neutralización. A causa de la radiación, tanto los materiales estructurales como los de electrónica y de propulsión, sufren un desgaste que puede generar la falla parcial o ı́ntegra del vehı́culo. Para subsanar esto, se debe realizar un ordenamiento espacial de los componentes del VANT (electrónica, sensores, fuente de alimentación, propulsores) y la protección de dichas partes mediante un blindaje adecuado a la radiación incidente. Analizando un escenario semejante al del accidente de Fukushima Daichii en Japón, se propuso el diseño del blindaje para proteger las zonas vitales del aparato para una vida útil de 25 hs (300 vuelos de 5 minutos) absorbiendo una dosis de 10 Gy. Para ello se investigaron las dosis aceptables para el funcionamiento de cada uno de los componentes, y se calcularon los materiales y espesores de blindaje necesario. Mediante un método iterativo, se encontró un diseño de hexacóptero que cumple con los requisitos impuestos. A causa del peso extra del blindaje, el VANT se diseñó para generar una fuerza de empuje mayor a los 12000 g, para tener un vuelo controlado y estable durante un recorrido alrededor del reactor accidentado. Para verificar el diseño del VANT, se comenzó la construcción de un prototipo capaz de levantar el blindaje calculado de 3,4 kg y una carga útil adicional de 2 kg. Para ello, se caracterizó uno de los motores, obteniendo un empuje máximo de hasta (2700 ± 200) g por propulsor. Se encontró una relación entre el empuje aplicado al VANT y su duración aproximada de vuelo; útil para estimar la distancia máxima al variar el peso del vehı́culo (agregando blindaje u otra carga). Haciendo una simulación de los empujes aplicados durante un vuelo promedio al hexacóptero sin blindaje, se obtuvo que éste tendrı́a un rango de 5,1 km. xix.

(20) xx. Resumen. Se construyó la estructura diseñada (mediante ecuaciones analı́ticas y por método de elementos finitos) que soportara hasta 18 kg de empuje total. Con modelos de VANTs posteriores al 2013 que satisfacen los requisitos anteriormente dichos, se realizó una comparación de precios, siendo el construido hasta 8 veces más económico y de origen nacional.. Palabras clave: VANT, DOSIS, FUKUSHIMA, BLINDAJE.

(21) Abstract One of the driving motivations for robotic development is their use in hazardous environments for human beings. An important area of application is nuclear industry, in particular accident response. After Chernobyl and Fukushima incidents, a branch of robotics that took a significant impulse is the design and construction of Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) for inspection and radiation sensing tasks in accidents. In this manner, human exposure can be reduced during neutralization tasks. Due to radiation, structural materials, electronics and propulsion systems suffer deterioration that may lead to partial or complete failure. To prevent this, a spatial ordering of the components of the UAV (electronics, sensors, batteries, motors) must be done, and those elements must be protected by an adequate radiation shield. Analyzing a scenario similar to Fukushima Daichii accident in Japan, a particular shield was propose for the vital parts of the UAV, so it may have a use life of 25 hs (300 flights of 5 minutes each), absorbing a total dose of 10 Gy. To determine this, the acceptable dosage for each component was researched and the materials and thickness of the necessary shield was calculated. Using an iterative methodology, an hexacopter design that meets all the requirements was found. Due to the extra weight from the shield, the UAV was designed to have a thrust of over 12000 g and be able to have a controlled and stable flight during a tour around the accident site. In order to verify the UAV’s design, the construction of a prototype capable of lifting the 3,4 kg shield and a 2 kg payload was started. The motors were experimentally characterized, getting a maximum thrust of (2700 +/- 200) g per motor. The relationship between the thrust of the UAV and an approximate time of fight was found, that enables to estimate the maximum distance achievable when changing the weight of the vehicle (putting on more shielding or other payload). A simulation of the average thrust during the hexacopter’s flight without shielding yielded a maximum distance of 5.1 km. The designed structure was built, using analytical equations and finite elements methods to show it would endure up to 18 kg of total thrust. Finally, a comparison to recent commercial UAVs was performed, reaching the conclusion that the proposed design is up to 8 times cheaper while meeting all the xxi.

(22) xxii. Abstract. requirements and having similar characteristics , with the additional plus that it is of national origin.. Keywords: UAV, DOSE, FUKUSHIMA, SHIELDING.

(23) Capı́tulo 1 Motivación “Lo ocurrido en Japón ha cambiado el mundo, al menos en lo referente a lo que una sociedad industrial considera seguro y manejable” — Günther Öttinger, 2011. 1.1.. Inicios. Desde la segunda guerra mundial y por los últimos 60 años, la producción de energı́a a partir de las reacciones nucleares se han ido incrementando en el mundo, generando temor por posibles accidentes que afecten la salud y bienestar de la población. Con el mayor uso de dichas centrales, las medidas de seguridad se fueron mejorando para lograr que la tasa de accidentes sea lo más baja posible. Desafortunadamente, debido a fallas en el procedimiento o por causas naturales, las centrales nucleares no se encuentran libres de peligros. Por lo que en caso de accidente, la utilización de máquinas para la inspección perimetral y del ambiente, es necesaria de forma de no poner en riesgo la salud humana.. 1.2.. Casos Históricos. En la historia moderna de los reactores de energı́a nuclear, solo han habido dos accidentes de grandes magnitudes que han superado el nivel 7 de la INES (International Nuclear Event Scale[1]). Estos fueron los ocurridos en la central nuclear de Chernobyl, en la cercanı́a de la ciudad de Pripyat en Ucrania, en 1986 y en la central Fukushima en Japón en 2011. 1.

(24) 2. Motivación. 1.2.1.. Accidente nuclear en Chernobyl. Los sucesos de este accidente se debieron a la realización de un ensayo del sistema de refrigeración, ante una anomalı́a del mismo reactor. Dicha prueba ocurrió durante los dı́as 25 y 26 de Abril de 1986. Para poder realizar el experimento, se debió eliminar múltiples sistemas de seguridad que, ante la bajada de potencia a un lı́mite mı́nimo, se pudiera seguir operando a niveles con baja criticidad. También se realizó el manejo de las barras de moderación en forma manual, ignorando los lı́mites de barras mı́nimas en operación impuestos por las disposiciones de seguridad nuclear de la Unión Soviética. Con dichas medidas impuestas, la seguridad del reactor estaba comprometida. Una vez que se disminuyó la potencia, la cantidad de Xenón, producto de la reacción que envenena el núcleo, aumentó. Para compensar la disminución constante de la potencia debido al gas, se sacaron más barras de moderador sobrepasando el lı́mite. Al cabo de unos minutos, el núcleo volvió a quedar crı́tico, por lo que se generó un pulso de actividad, que llevó a una elevación de la temperatura del agua generando mucho vapor. Ésta al acumularse, produjo que la presión exceda la del diseño, produciendo que el techo del edificio de contención ceda, liberando material al medio ambiente (figura 1.1).. Figura 1.1: Mapa de la radiación obtenida en Chernobyl momentos después del accidente.. Las dosis que se obtenı́an en las cercanı́as de la planta el primer dı́a del accidente, oscilaba alrededor de los 20 Gy [2], lo cuales eran letales para los bomberos y liquidadores que debı́an trabajar en la primera etapa del desastre. En una primera instancia, se utilizaron robots sencillamente modificados para el arrastre de escombros radioactivos, como también un par de robots lunares soviéticos.

(25) 1.2 Casos Históricos. 3. y otros provenientes de Alemania Oriental (los cuales se observan en la figura 1.2), pero debido a las grandes dosis que el accidente presentaba, estos comenzaban a fallar al poco tiempo.. Figura 1.2: Robots utilizados en la limpieza del accidente de Chernobyl.. Por no haberse podido utilizar robots que se desempeñasen correctamente bajo radiación, la vida de cerca de 700000 liquidadores provenientes de varias ciudades de la Unión Soviética, fueron puestas en peligro. Gran parte de ellos sufrieron enfermedades a causa de la excesiva radiación, y se calcula que más de 7 millones de personas, fueron afectadas en el resto del mundo (principalmente en Ucrania, Rusia y en el norte de Europa). La superficie contaminada con 137 Cs que el accidente dejó, se calcula en 163000 km [3]. La forma de impedir que más material radioactivo se emita al medio ambiente, fue con la construcción de un sarcófago que envuelva al reactor accidentado. A causa de que han pasado casi 30 años desde el accidente, esta contención está siendo reemplazada por otra, ya que su integridad estructural se fue debilitando en todo este tiempo.. 1.2.2.. Accidente nuclear en Fukushima Daiichi. El más reciente accidente en la historia de la energı́a nuclear de grandes magnitudes, ocurrió en Japón el 11 de marzo del 2011 en la planta de Fukushima I. Un terremoto marı́timo de 9 en la escala de Richter, desencadenó un Tsunami de 15 m de altura. La planta contaba con 6 reactores BWR (Reactor de Agua en Ebullición) de la década de 1970..

(26) 4. Motivación. Aunque las medidas de protección fueron satisfactoriamente aplicadas (realizando un SCRAM para detener la reacción nuclear y la producción de energı́a) varios fallos en el diseño de contención, produjeron que el desastre natural afectara las medidas de seguridad de la planta, imposibilitando el control básico de la misma mediante el uso los generadores eléctricos Diesel de apoyo (que éstos se inundaron ante la llegada del Tsunami). Los daños producidos fueron tres fusiones parciales de núcleo y la contaminación radioactiva: por la liberación de hidrógeno a la atmósfera y la descarga de agua marina usada en la refrigeración. Junto a esto, también ocurrió la destrucción parcial del edificio del reactor y severos daños al recipiente de presión.. Figura 1.3: Mapa de la radiación obtenida mediante UAVs en Fukushima I.. Debido a la liberación de material radioactivo, se implementó en la población un radio mı́nimo de exclusión de hasta 30 km y la ingesta de yoduro de potasio (ver figura 1.3). La cantidad de material liberado fue tal, que en ciertas muestras, las dosis eran de 1 Sv/h [4], y en ciertos puntos de la planta, 10000 veces más alta que la dosis nominal[5]. De las mediciones realizadas por la empresa TEPCO [6], se vio que las tasas de.

(27) 1.2 Casos Históricos. 5. dosis en la zona, dependı́an fuertemente del venteo de los gases del reactor. El dı́a 14 de marzo (conocido como el dı́a π) a las 10 : 40 AM, se registraron en varios sensores distribuidos alrededor de la planta, tasas de 261900 µSv/h (estando el sensor MP-3 a unos 400 m de distancia de la planta).. Figura 1.4: Tasa de radiación obtenida en la trayectoria Sur-Norte sobre la costa de Fukushima momentos después del accidente.. De las muestras obtenidas en la escena, se trazó una trayectoria sobre la costa del paı́s, con sentido de sur a norte, para tratar de encontrar la dependencia de la distancia con la radiación producida en el accidente. En la figura 1.4, se observa que tomando una trayectoria en la cual se tenı́a predominantemente vientos de popa, el comportamiento de la radiación sensada se corresponde a la de una potencia cuadrática inversa (siendo consistente con la ley del inverso cuadrático en fuentes puntuales). Para otros casos, a causa de la difuminación del material radioactivo (principalmente en forma gaseosa), las áreas con alta tasa de radioactividad, se fueron adentrando hacia el interior de la isla, deformando el comportamiento de la radiación sobre el terreno visto sobre la costa. Dı́as posteriores, se encontraron rastros radioactivos anormales en paı́ses del hemisferio norte como Estados Unidos, España y Finlandia, aunque no se correrı́an riesgos a la salud humana por las bajas dosis[7]. El muestreo de las dosis en el suelo o en el aire cerca del área afectada 1.3, se realizó mediante vehı́culos aéreos no tripulados comerciales, con sensores Geiger y GPS. El problema que tuvieron dichos robots, fue la poca autonomı́a de distancia y que debı́an ser descartables (por el daño producido por la radiación)[8]..

(28) 6. Motivación. 1.3.. Desarrollo del proyecto. Las etapas en las que este trabajo fue escrito, son las que se muestran a continuación: 1. Presentación de la motivación: reseña historia de la problemática del uso de seres humanos, en tareas de limpieza radioactiva sobre accidentes que han ocurrido en el pasado. 2. Breve introducción nuclear: presentación de las diferentes formas de radiación a las cuales el vehı́culo deberá enfrentarse. 3. Descripción de los VANTs: explicación del funcionamiento que poseen estos tipos de aeronave, para poder realizar el vuelo. 4. Diseño: propuesta de una forma de diseño en base a los requisitos planteados anteriormente. 5. Definición de componentes: utilizando el diseño propuesto, se definen y estudian las partes que la aeronave va a tener. 6. Resultados: se muestran y discuten los resultados obtenidos, de diferentes ensayos y cálculos, de los componentes de la aeronave. 7. Conclusiones: se discuten los resultados más importantes y los posibles futuros trabajos a realizar..

(29) Capı́tulo 2 Reacciones Nucleares “Temer a la energı́a nuclear es como tener miedo a los eclipses de luna o de sol” — Miguel Sebastián, 2010. 2.1.. Protección Radiológica. Para cuantizar las reacciones nucleares que ocurren en un material, existen varias definiciones que se centran en diferentes aspectos medibles. El decaimiento radioactivo aleatorio en un elemento más estable, es conocido como radiactividad. A su vez, cada decaimiento puede desencadenar otros, terminando cuando se llega a un elemento estable. En cada cambio de elemento, partı́culas subatómicas y radiación se liberan como parte de la reacción nuclear. La actividad, es la cantidad de desintegraciones por segundo que ocurren en el material radioactivo que decae. Esta se mide en Bequerel (Bq) o en Curies (1 Ci = 3,7 1010 Bq). La energı́a asociada a los decaimientos depende de: La frecuencia: en el caso de fotones; y La energı́a cinética: para las partı́culas como los electrones y neutrones. Si ahora esta radiación incide sobre materia, se hablan de las dosis. La absorción de una cantidad de 1 J en 1 Kg de materia se denomina Gray (Gy). Dado a que los tejidos vivos no se comportan de igual forma que materiales como los plásticos y metales, se suele utilizar un factor de compensación según el origen de la actividad, para hallar la dosis equivalente (medida en Sievert Sv): Para partı́culas α, 1 Gy = 20 Sv; 7.

(30) 8. Reacciones Nucleares Para protones y neutrones, 1 Gy = 10 Sv; Para rayos x, β y γ, 1 Gy = 1 Sv.. En el aire, tanto las partı́culas α como los neutrones, son frenados rápidamente por la materia circundante (ya que estas partı́culas son de gran tamaño), por lo que a un radio cercano de la fuente, éstas pueden considerarse despreciables frente a la radiación β y γ. Tomando esto en cuenta, se puede aproximar que 1 Gy ≈ 1 Sv [9].. 2.2.. Protección ante radiación. Cualquier sea el carácter de la radiación, tanto los seres humanos como máquinas y materiales, son afectados seriamente ante una dosis determinada. La separación de la fuente radioactiva y el punto a medir, siempre permite obtener dosis mucho menores en el mismo perı́odo de tiempo (siguiendo una ley del inverso cuadrático [10]). Si llegase el caso en el que se debiera trabajar en un ambiente con niveles de radiación mayores a los normales (que oscila alrededor de 2,4 mSv/año en promedio),. Figura 2.1: Absorción de radiación en un ser humano por fuentes naturales o cotidianas.[11]. el uso de blindaje es necesario, por lo que se debe estudiar el tipo de radiación que se presenta en el ambiente a trabajar (ver figura 2.2).. 2.2.1.. Blindaje para partı́culas α. Debido a que son partı́culas de tamaño considerable, el frenado que presenta en un medio como el aire, ya es suficiente como para no ser necesario el uso de un blindaje. En caso de que un ser humano se encontrase cerca de una fuente de partı́culas α, la penetración de éstas sobre el tejido no serı́a más profundo que unos 100 µm [10]..

(31) 2.2 Protección ante radiación. 9. Figura 2.2: Medios de blindajes para diferentes tipos de fuentes radiactivas.. 2.2.2.. Blindaje para partı́culas β. Para este tipo de partı́culas muy dañinas para los tejidos del ser humano, la intensidad de radiación que se recibe, puede disminuirse colocando un objeto con un espesor mayor al del alcance d1 que tiene dicha partı́cula sobre ese material. Conociendo la distancia d1 para un material (y su densidad ρ1 ), puede conocerse la distancia de frenado de la partı́cula en otro material, mediante la ecuación 2.1. d2 = d1. ρ1 ρ2. (2.1). Normalmente se utilizan materiales tales como el aluminio, acrı́lico y vidrio para blindar, porque tienen un bajo número atómico, que es útil para disminuir la producción de radiación secundaria de frenado o Bremsstrahlung. En caso de que se tenga una gran actividad, la radiación secundaria puede llegar a ser muy alta, por lo que se acostumbra colocar un blindaje posterior de plomo, para frenar los rayos X producidos por este efecto.. 2.2.3.. Blindaje para fotones y neutrones. Tanto los rayos γ, β y los neutrones, tienen un comportamiento exponencial decreciente al incidir sobre un material. Éste puede expresarse como la ecuación 2.2. I = I0 exp−µx. (2.2). Donde I0 es la intensidad de la radiación sin blindaje en un determinado punto del espacio, I es la intensidad resultante debido al uso del blindaje en el mismo punto, x es el espesor del blindaje (o un punto dentro del mismo) y µ es el coeficiente de atenuación de los rayos en el material [12]. Este coeficiente depende tanto del material a utilizar como también de la energı́a de la radiación electromagnética. En la figura 2.3, se observa como varı́a el coeficiente de amortiguación, según los efectos fotoeléctricos,.

(32) 10. Reacciones Nucleares. creación de pares y Compton [10].. Figura 2.3: Coeficientes de atenuación γ para el hierro en función de la energı́a del fotón.. En general, para rayos γ se suele utilizar materiales cuya densidad y número atómico sean altos, como en el plomo. Mientras que para casos con neutrones, se puede utilizar polı́meros o poliestileno. Conociendo los lı́mites de dosis aceptables para el diseño (o para el ser humano), puede hallarse el espesor requerido para un funcionamiento satisfactorio.. 2.3.. Influencia en materiales. Una vez que los materiales son expuestos a la radiación, estos sufren daños acumulativos que, dependiendo de la importancia de la pieza, pueden generar un mal funcionamiento o una falla crı́tica en la máquina, por alguna propiedad (térmica, mecánica, eléctrica u óptica).. 2.3.1.. Motores. La parte fundamental de los motores son los inductores de las bobinas, los cuales al ser resistencias con aislante enrolladas, presentan un daño a partir de los 10 Gy [13] (pudiendo ser mayor según el tipo de aislante). La otra pieza para la generación de torque, son los imanes, los cuales suelen resistir hasta 106 Gy sin variaciones magnéticas. Los lubricantes utilizados en los rodamientos, presentan daños a partir de los 104 Gy [13]. En general, los lubricantes sintéticos, tienen una mayor resistencia a la radiación.

(33) 2.3 Influencia en materiales. 11. que los naturales.. 2.3.2.. Baterı́as y alimentación. La primaria fuente de alimentación eléctrica móvil hoy en dı́a, es proveı́da por baterı́as de litio. Éstas, dan una gran cantidad de energı́a por densidad de masa. Es por eso que es utilizada en dispositivos electrónicos móviles, automóviles hı́bridos (y los totalmente eléctricos) junto con aeronaves y vehı́culos espaciales. Dichas baterı́as a base de litio, presentan un desgaste cercano al 10 %, con la absorción de una dosis de 2,5 105 Gy [14]. Este desgaste, no es significativo frente al originado por los ciclos de carga y descarga en un uso normal. En la figura 2.4, se observa el comportamiento de la capacidad de la baterı́a, en diferentes modelos comerciales de celdas de litio, al aumentar la dosis absorbida.. Figura 2.4: Capacidad inicial de carga de baterı́as de litio, en función de la dosis de radiación absorbida.. Los cables tanto de distribución de potencia como los de electrónica, presentan un desgaste en ambientes radioactivos debido al daño de los aislantes de los mismos. Los más comercializados y de uso normal, comienzan a variar las propiedades a partir de los 106 Gy. Para otro tipo de recubrimientos, este número puede llegar hasta 7 107 Gy o más. Lo que ocurre luego de la fragilización, es el desprendimiento del aislante, lo que conlleva a corto circuitos entre los diferentes conductores [12].. 2.3.3.. Electrónica. En las cámaras, tanto el cristal de la óptica como su electrónica, sufren debido a la radiación: oscureciéndose el lente y dañando los circuitos. A partir de los 100 Gy, se.

(34) 12. Reacciones Nucleares. comienza a ver el efecto sobre el lente, dejando inutilizada la cámara. Las resistencias e inductores que se encuentren en un circuito de éstos, pueden soportar una dosis de 10 Gy a 106 Gy (para los compuestos por óxidos o de cerámica de precisión, respectivamente [13]), para que se comiencen a notar daños. En cambio, en el caso de los capacitores, los más débiles comienzan a sufrir a partir de los 100 Gy [13]. Las placas del circuito son más resistentes, pudiendo soportar hasta 105 Gy sin tener grandes consecuencias en la fragilización del material. El corazón de cualquier circuito, el microprocesador, presenta un comportamiento débil ante la radiación. Los fabricados por la tecnologı́a MOS (la gran mayorı́a del mercado) llegan a fallar en el rango de 10 Gy a 500 Gy [13]. Dichos daños, son los de una corriente incrementada en las conexiones y un aumento temporal de las señales. Las memorias solidas RAM, también son propensas a fallar a bajas dosis (cercanas a los 50 Gy).. 2.3.4.. Estructura. Los elementos metálicos de aluminio, no presentan un desgaste apreciable ante la radiación γ, con dosis menores a los 5 1011 Gy [13]. A partir de allı́, se comienza a observar un endurecimiento del material y una pérdida en la ductilidad. En cambio, las partes plásticas son más sensibles ante la radiación. Con tan solo 100 Gy [13], varios polı́meros comienzan a degradarse produciendo fragilización y fractura. Los adhesivos utilizados, también tienen un lı́mite de dosis en la cual los daños no son apreciables, aunque este nivel de dosis, es mayor al de los plásticos (5 105 Gy [13]). Las extensiones hacia los motores, de fibra de carbono, pueden tener un tratamiento superficial radioactivo en la etapa de fabricación. Mediante la irradiación γ, se observa que el material se fortalece aún más [15], a cuestas de un mayor grado de fragilización..

(35) Capı́tulo 3 VANT “Las máquinas voladoras más pesadas que el aire son imposibles” — William Thomson Kelvin, 1895. 3.1.. Vuelo. Los multicópteros, vehı́culos que poseen un funcionamiento de vuelo semejante al de los helicópteros, se diferencian en tener un número de ejes y motores más elevado. Mediante la rotación de las hélices, se genera un empuje que culmina con la traslación del vehı́culo. Dado a que el control sobre cada motor es independiente el uno del otro, variando las velocidades sobre cada eje, es posible generar las diferentes traslaciones como también rotaciones.. 3.1.1.. Estabilidad. Un multicóptero actúa como un péndulo invertido, en el cual mediante el control de cada motorización, es posible mantenerlo sustentado en el aire, o recorrer un camino deseado. Para este tipo de control, se utiliza un control retroalimentado mediante acelerómetros y giróscopos electrónicos que, combinados con una entrada de datos referente a la trayectoria a seguir, modifica la velocidad de cada motor para que el vehı́culo se mantenga en el aire. Debido a los momentos angulares de las partes rotantes, si se colocaran todas las hélices en un mismo sentido de rotación, la aeronave no podrı́a detener el giro sobre su propio eje, aún cuando estuviese sustentada sin traslación en el plano. Ésta es la causa por la cual en los helicópteros es necesario un rotor de cola, que compense el momento generado por la hélice principal. Es por ello que para solucionar este 13.

(36) 14. VANT. problema, se intercalan los sentidos de rotación, para equilibrar y utilizar este efecto, en las maniobras de la aeronave. Unas mejoras que tienen respecto a los helicópteros es que, dado a que estos vehı́culos tienen más cantidad de hélices en funcionamiento, ante el desperfecto de una de ellas (dependiendo de la geometrı́a y configuración) es más probable que se pueda lograr un aterrizaje en caso de accidente. También al tener sistemas independientes de motores, no es necesario tener un sistema de distribución de potencia centralizado que tenga partes mecánicas. Esto permite que se reduzcan las partes involucradas, lo que mejora el mantenimiento y el diseño. Otra ventaja, es que al tener más cantidad de ejes rotantes, las hélices son más pequeñas, reduciendo la energı́a cinética del mecanismo y los posibles daños que ocurran en caso de choque o accidente. Luego, dependiendo de la geometrı́a y configuración utilizada, se encuentran más ventajas sobre el tema de estabilidad.. 3.1.2.. Movimientos. Tomando un cuadricóptero, multicóptero de 4 motores, como ejemplo a analizar (por su mayor facilidad de comprensión al tener una geometrı́a doblemente simétrica), se observa que los movimientos posibles son tres traslaciones en las direcciones de los ejes cartesianos (siendo dos de ellos los brazos de los motores) y una rotación sobre el eje vertical (perpendicular al plano de los motores, al estar levitando). La forma de lograr estos movimientos, es variando la velocidad de rotación en las hélices de forma armónica respecto un motor del otro. En la figura 3.1, se observa como se logra cada uno de los movimientos, en un cuadricóptero con configuración +.. Figura 3.1: Composición de movimientos para un cuadricóptero +..

(37) 3.1 Vuelo. 15. El movimiento más sencillo de ver, es el de ascenso y descenso vertical (figura 3.1-e y 3.1-f respectivamente), los cuales se logran con aumentar y disminuir (respectivamente) la velocidad de todos los rotores de igual forma y simultáneamente. Esto no produce ningún desequilibro en los brazos, por lo que la estructura permanece horizontal. Cuanto más se aceleren las hélices, más aumenta el empuje producido y consecuentemente, la velocidad de acenso. De misma forma, al disminuir gradualmente la velocidad de las hélices, el empuje generado no es suficiente como para sustentar el peso de la aeronave, por lo que la altura disminuye. Luego, para generar la traslación hacia el frente (figura 3.1-b), se modifican la velocidades de solamente las hélices cuyo efecto produzca un giro sobre el eje comprendido entre el motor 4 y 2 en la figura 3.1. Cuando la parte delantera del vehı́culo baja su altitud y la trasera aumenta, el empuje generado por los motores 1 y 3 comienzan a tener una componente paralela al suelo, lo cual genera un desplazamiento hacia delante. De esta forma, disminuyendo la velocidad del motor 1 y aumentando la del motor 3, se logra que la estructura se incline y se mueva hacia delante. Para realizar un movimiento hacia atrás (respecto de como está planteada la configuración en este vehı́culo), por simetrı́a se deben realizar los cambios opuestos a los del movimiento anterior (figura 3.1-a): acelerando el motor 1 y desacelerando el 3, para girar la estructura hacia el otro sentido. Una vez que se puede mover hacia delante y atrás, los movimientos laterales de izquierda y derecha, se logran de la misma forma. En este caso, los motores que producen el torque (y posterior giro) son los 4 y 2 sobre el eje comprendido entre 1 y 3 (figura 3.1-c y 3.1-d). Dado a que estos dos movimientos de traslación son causados originalmente por dos giros (ángulos Roll y Pitch), el último giro posible que puede tener el vehı́culo, es el de rotación sobre el eje perpendicular al suelo o ángulo Yaw. Los ángulos se muestran en la figura 3.2. Este último ángulo Yaw, se logra variando las velocidades de rotación de los motores de a pares, siendo cada par, el de un sentido de giro. De esta forma, se desequilibran los momentos angulares y la estructura comienza a girar. Cuando se hacen girar más rápido las hélices de sentido horario y más lento las contra horario (figura 3.1-g) la estructura gira ligeramente en sentido contra horario. Si se invierten las aceleraciones, el giro producido es en sentido horario (figura refmovis-h).. 3.1.3.. Geometrı́as y configuraciones. Como se ha visto en la sección anterior, uno de los modelos (el más popular) es el de 4 motores o cuadricóptero. Sin embargo, hay muchos más tipos de configuraciones que se pueden construir. A continuación se mencionaran las más utilizadas y las.

(38) 16. VANT. Figura 3.2: Ángulos de movimiento para un cuadricóptero +.. caracterı́sticas que éstas presentan en especial. Monocópteros Son pequeños vehı́culos que consisten en el uso de un solo motor para su sustentación en el aire. Tiene acoplada un ala, que no solo permite balancear la aeronave, sino que también actúa como una semi hélice, produciendo el empuje necesario para sustentarlo. Su diseño se asemeja al de una semilla de árbol (como se observa en la figura 3.3) las cuales utilizan la resistencia del aire para descender más lento y generar un movimiento rotatorio.. Figura 3.3: Ejemplo de monocóptero junto con la semilla de su origen.. Esto sumado a una corriente de viento, puede propulsar la semilla aún más lejos que otro tipos de árboles, siendo una ventaja competitiva respecto a otros especı́menes de la naturaleza. En el caso del vehı́culo, por no tener un punto de apoyo fijo en ningún momento del vuelo, serı́a dificultoso de utilizar cámaras y sensores direccionados que estén adosados a la estructura. Es por ello, que dicho vehı́culo es para fines recreativos por el momento..

(39) 3.1 Vuelo. 17. Tricópteros Este tipo de vehı́culo, se caracteriza por tener 3 propulsores distribuidos sobre el plano de la estructura, a 120o , en el cual uno de ellos, posee un servo para modificar el ángulo respecto a la perpendicular del terreno. Gracias a esto, puede compensar el ángulo Yaw producido por la disparidad de momentos angulares. Suelen construirse de pequeño tamaño, ya que al aumentarlo suelen presentar problemas de estabilidad. Al tener una cola móvil, la estructura tiene una menor resistencia mecánica ante accidentes y, el mantenimiento y tasa de averı́as, es más grande que en un vehı́culo con estructura estrictamente rı́gida. En la figura 3.4, se observa el detalle del mecanismo de estabilidad angular que permite su vuelo controlado.. Figura 3.4: Ejemplo de tricóptero a la izquierda, junto con el detalle del mecanismo de estabilización angular accionado por un servomotor a la derecha.. Cuadricópteros Con el uso de un rotor más que los tricópteros, se obtiene un vehı́culo más simple del punto de vista mecánico (por carecer de movimiento estructural en los brazos), causando una mejor resistencia ante accidentes y una estabilidad más favorable. Debido a que en tamaño varı́a ligeramente con un tricóptero, el peso de la aeronave es semejante, no siendo ası́ el empuje total de la propulsión. Por ende, este tipo de nave puede sustentar un mayor peso en vuelo (ya sea de carga útil o de baterı́as para un mayor tiempo de vuelo). El control de los ángulos Roll, Pitch y Yaw son más visuales, a causa de la geometrı́a simétrica que presenta la configuración regular de 4 propulsores. Debido a que no tiene redundancia de motores, ante la falla de uno de ellos, el vehı́culo se estrellará (ver 4.10). Para este tipo de geometrı́a, hay dos configuraciones mayormente utilizadas que son las mostradas en la figura 3.5. La diferencia que radica entre ambos, es que la configuración +, recrea los movimientos de ángulos de forma más directa sobre el control de los motores (debido a que.

(40) 18. VANT. Figura 3.5: Configuraciones de + y X para cuadricópteros, a la izquierda y derecha respectivamente.. éstos están alineados con los mismos ejes del movimiento), mientras que la configuración de X, necesita de la participación de los 4 motores para de traslación hacia delante, atrás o los costados. Unas ventajas que tiene la configuración en X, es que permite el uso de cámaras para filmación o sensores en dirección de avance, sin generar obstrucciones. Además, al tener que utilizar todos los propulsores, esto genera un balance de fuerzas más parejo al estar volando.. Hexacópteros Al aumentar el número de motores a 6, se obtiene un aumento de potencia y capacidad de carga comparado con el cuadricóptero. Esta nueva capacidad, también viene acompañada con un incremento de peso: por los motores, parte de la estructura y el añadido de más baterı́as. Sin embargo, el empuje resultante supera favorablemente a los modelos con menor cantidad de propulsores. De la misma forma que los cuadricópteros, hay diferentes arreglos de motores según las condiciones a operar. En la figura 3.6 se observan dos de las más utilizadas de geometrı́a radial. Al igual que antes, dependiendo de la ubicación de los brazos, es que se obtiene el área frontal despejada, para sensores y cámaras, o no. En la situación en las que las cámaras no se sitúen sobre el plano de los motores, éstas se pueden alojar en un arnés articulado, mediante servos en la parte inferior, para obtener mejores tomas panorámicas. Una de las principales ventajas de este tipo de modelo (a parte de la mayor capacidad de carga), es el tener una redundancia parcial de los motores. Esto significa que ante la anomalı́a o pérdida de uno de los motores, la aeronave va a tener el control.

(41) 3.1 Vuelo. 19. Figura 3.6: Configuraciones de + y X para hexacópteros, a la izquierda y derecha respectivamente.. suficiente como para poder aterrizar de forma segura y controlada. Se denomina redundancia parcial, debido a que como el vehı́culo no va a poder compensar el momento angular del propulsor faltante, el control sobre el ángulo Yaw se ve comprometido. Si sucediera el caso en el que fallaran 2 motores sobre la linea de torque neutro, el vehı́culo podrı́a continuar su trayectoria con los restantes 4 motores, ya que no debe compensar los momentos angulares de los motores accidentados (porque éstos se cancelaban entre ellos) [16]. Otra forma geométrica de colocar los 6 motores, y ésta es la mostrada en la figura 3.7.. Figura 3.7: Configuración Y6 para hexacóptero.. Esta configuración coaxial se denomina Y6 (por la forma que generan los brazos),.

(42) 20. VANT. en la cual por cada viga, se colocan 2 motores: uno en la parte superior y otro en la inferior. Dado a que estos giran en sentido contrario, los momentos angulares se cancelan entre si, por lo que no es necesario el uso de un servo de control como en el caso de los tricópteros. Aunque son sistemas más compactos y con menos partes, el empuje total del vehı́culo, es menor que el de un hexacóptero con geometrı́a radial, a causa de que las hélices que se encuentran en la parte inferior, obtienen un flujo de aire turbulento a causa de la hélice superior, lo que disminuye el rendimiento. Pero respecto a un tricóptero, este empuje es significativamente mayor, y además presenta redundancia de motores como los hexacópteros radiales. Existe otro tipo de configuración, en la cual los motores se colocan en dos pares de lineas rectas, a los costados del agarre central en forma de V. Esto permite tener una visibilidad más amplia, que puede servir para la inspección del terreno a medida que se realiza una trayectoria, o para fotografı́a de paisajes. Octocópteros y más Partiendo de las virtudes y beneficios de los hexacópteros, al añadir un par de motores más, se obtienen los octocópteros. Éstos presentan una capacidad de carga más alta y una redundancia completa, en la cual ante una pérdida de un motor, todavı́a puede desempeñarse en vuelo de forma exitosa (sin ceder ninguna maniobra de control). De la misma forma que los hexacópteros, hay dos tipos de configuraciones de geometrı́a radial, que son los mostrados en la figura 3.8.. Figura 3.8: Configuraciones de + y X para octocópteros, a la izquierda y derecha respectivamente.. Estos modelos junto con el X8 son análogos a los mostrados para los hexacópteros en configuración de +, X y Y6. Sin embargo, si es necesario hacer más compacta la aeronave para el uso de fotografı́a, existe la posibilidad de colocar la cámara sobre el mismo plano de los brazos,.

(43) 3.2 Requerimientos. 21. modificando la estructura donde se instalan los motores (figura 3.9).. Figura 3.9: Configuración V8 de octocóptero.. A este tipo de configuración se la denomina V8, por su parecido al arreglo de los pistones en dicho motor. Las virtudes son una visibilidad más clara de la sección delantera del vehı́culo, y una redundancia de los motores en caso de accidente. Dado a que su diseño está patentado, el costo de esta configuración es muy elevado.. 3.2.. Requerimientos. Dado a que este tipo de vehı́culo presenta ventajas frente a medios terrestres (como la fácil evasión de elementos caı́dos en el terreno), una estabilidad mejorada frente a los helicópteros, y la posibilidad de detenerse en una zona para explorarla mejor (cosa que los aviones no tripulados no pueden), se buscó desarrollar un multicóptero adecuado al ambiente nuclear. Para ello, se establecieron los requisitos que deberı́a tener el mismo, en un escenario accidentado con radiación. Se tomó como base para este diseño, un accidente del tipo Fukushima en cuanto a la radiación emitida (ver 1.2). En dicho accidente, la variabilidad de la tasa de radiación, según la ubicación, era muy grande por lo que se buscará diseñar el multicóptero, en los casos más desfavorables de las mediciones provistas.. 3.2.1.. Vida útil. A causa de la presencia de la radiación en el ambiente, la duración del aparato va a estar gravemente reducida. Los desperfectos que sufrirá serán de ı́ndole radioactivo más que por vejez, siendo cada parte del vehı́culo afectada de diferente manera, según lo discutido en la sección 2.3..

(44) 22. VANT. La definición de un requerimiento de vida útil, está ı́ntimamente relacionada con el peso del blindaje: a mayor blindaje, se tendrá mayor duración de los componentes del vehı́culo, al costo de necesitar mayor capacidad de payload (y por ende, de baterı́a). En este trabajo, se tomó como guı́a de diseño, combinar un blindaje adecuado, con la facilidad para intercambiar los componentes más afectados por la radiación. Se trata entonces de intentar encontrar un equilibrio entre un tiempo razonable de vida, antes de tener que intercambiar un componente, con un peso de blindaje que permita el diseño de un VANT no excesivamente grande. En este sentido, se tomó como requerimiento de vida útil, antes de un recambio, que pueda realizar al menos 300 vuelos, donde cada uno de ellos sea de al menos unos 300 segundos, es decir, 25 hs de vuelo. Esto quiere decir que el blindaje deberá ser suficiente, para que el componente más débil en cuanto a la radiación (es decir, la electrónica) dure ese tiempo.. 3.2.2.. Radiación. Conociendo como se comportan los materiales y componentes electrónicos ante la radiación (ver 2.3), puede verse que hay ciertas partes que son más sensibles ante un estı́mulo de rayos γ. Es por eso que debe utilizarse blindaje, para reducir las dosis absorbidas y con esto aumentar a su vez la vida útil de la aeronave. El requisito se centró en tener una dosis total menor o hasta igual a 10 Gy, a causa de que las piezas electrónicas comienzan a presentar daños que podrı́an poner en peligro el vehı́culo aéreo. A su vez, se dispuso que la tasa de dosis que debe circular el vehı́culo, tiene que ser de hasta 600 mGy/h [6]. Con estos datos, se realizó una estimación para conocer el orden del peso del blindaje que deberı́a llevar. El valor que se obtuvo, rondara los 3400 g (ver 4.1.1 para los detalles de la estimación).. 3.2.3.. Distancia Recorrida. A causa del fin que se le desea otorgar, este vehı́culo debe poder realizar una trayectoria alrededor del reactor con un radio de 200 m, partiendo y arribando desde un lugar a no menos de 1 km del epicentro del accidente (donde una persona lo dejará para que comience su vuelo). En base a esto, el vehı́culo debe poder tener un alcance mayor a los 3, 5 km. En la figura 3.10 se observa, como ejemplo, como serı́a dicha trayectoria alrededor del reactor RA-6 con partida y arribo del pabellón Guido Beck, haciendo una distancia menor a la propuesta, de tan solo 1,89 km..

(45) 3.2 Requerimientos. 23. Figura 3.10: Ejemplo de trayectoria propuesta de medición alrededor del RA-6 partiendo del pabellón Guido Beck (1,89 km).. 3.2.4.. Localización y clima. A pesar de que los reactores nucleares de potencia se suelen construir cerca de las costas de mar, muchos otros se construyen en las orillas de lagos o grandes rı́os, que pueden estar más adentrados en el continente. Es por eso que las alturas donde deba volar, posiblemente serán mayores al nivel del mar. Además, según donde sea el lugar accidentado, las temperaturas del lugar podrı́an variar desde los cálidos vientos del Caribe, hasta temperaturas cercanas al congelamiento del agua. Para este caso, se tomó que el vehı́culo debı́a sobrevolar a una altura semejante a la del RA-6, de 850 m, y que su rango de temperatura de funcionamiento, sea de 0 o C a 40 o C. También deberá soportar las condiciones climáticas como la lluvia y la.

(46) 24. VANT. nieve al estar volando, por no poder interrumpir las misiones de sensado, una vez que se produzca el accidente.. 3.3.. Soluciones Existentes. Hoy en dı́a, debido a la reducción en el costo de la electrónica y componentes de aeromodelismo, han aparecido un gran número de vehı́culos aéreos no tripulados para el publico general, con gran diversidad de caracterı́sticas. Muchos de estos modelos, son con fines recreativos y hogareños, aunque también existen los diseñados para fines militares. A continuación, se describen algunos tipos de modelos.. 3.3.1.. Pequeños de interiores. Estos aparatos son de tamaños reducidos y bajo costo (ver figura 3.11), normalmente menores a los 400 mm de diámetro, donde son comandados por ondas infrarrojas, o de menos longitud de onda pero de pocos canales. Su rango de operación es de interiores con escasa luz solar (por la interferencia del control remoto IR) y una distancia entre el control y la aeronave menor a los 50 m.. Figura 3.11: Cuadricóptero de pequeño tamaño Walkera QR W100S.. A causa de su reducido tamaño, el peso que debe sustentar es bajo (en un rango de entre 300 g y 1400 g), por lo que suelen ser configuraciones con tres a cuatro rotores. El tiempo de vuelo, ronda los 10 minutos con una sola carga. El material predominante que se utiliza para su construcción suele ser plástico (tanto para la estructura como para el exterior), a causa de las bajas cargas solicitadas.

(47) 3.3 Soluciones Existentes. 25. en el vehı́culo y el bajo costo de producción. Estas aeronaves están diseñadas para ser más eficientes en cuanto a tiempo de vuelo, por lo que la carga útil extra que puede soportar va desde poca (100 g [17]) a nula.. 3.3.2.. Para fotografı́a. En los últimos 5 años, se han utilizado en la industria del cine y del espectáculo, vehı́culos aéreos a radiocontrol para filmaciones (tanto en interiores como exteriores) en las que antes no se podı́an realizar, o se debı́a utilizar medios más costosos como helicópteros tripulados. En este último caso, también era más probable la ocurrencia de accidentes graves en el set de filmación. Los últimos modelos, cuentan con seguimientos de trayectoria mediante un sistema de posicionamiento global (GPS), los cuales no necesitan ser comandados de forma continua mediante interacción humana. De esta forma, se pueden lograr mejores tomas de filmación en lugares más recónditos. Hay diversos modelos (ver figura 3.12 que van desde pequeños vehı́culos para situaciones de deporte extremo (como los equipos comerciales Parrot [18]) a grandes aeronaves para la filmación de pelı́culas y fotografı́a panorámica (DJI [19]).. Figura 3.12: VANTs de fotografı́a: a la izquierda DJI S800 EVO y a la derecha Parrot Ar Drone.. En ambos casos, el peso extra de vuelo es significativamente mayor a los pequeños VANTs, debido a que debe ser capaz que sustentar una cámara fotográfica de variado tamaño (de una GoPro de poco peso, a una réflex y su lente de gran tamaño), y puede llegar a rondar de unos 300 g a 3000 g [20]. Están construidos con más diversos materiales; plásticos para los vehı́culos más pequeños, y materiales de aviación como la fibra de carbono, para reducir tanto el peso del aparato como también ofrecerle mayor resistencia a la estructura. Esta solución (y mejora), repercute en cuanto al costo, siendo de gran valor el modelo final (U$S 3000 para el modelo S800 Evo de DJI [21])..

(48) 26. VANT. Las configuraciones más utilizadas, van desde los cuadricópteros a hexacópteros por la gran carga que deben transportar. Los pesos varı́an desde 300 g a 3700 g, y las dimensiones van de 580 mm de diámetro a 800 mm, [22] [19] respectivamente. Los tiempos de vuelo son más altos que los modelos hogareños, pudiendo alcanzar hasta 15 minutos en el aire.. 3.3.3.. Para transporte. Al comienzo del 2014, la empresa Amazon ideó reemplazar parte de su sistema de distribución de encomiendas (que antiguamente se realizaba mediante el correo) por el uso de VANTs: el Amazon Prime Air (figura 3.13). Estos VANTs, son octocópteros y tienen la capacidad necesaria para transportar paquetes de 2250 g, por un tiempo de vuelo de hasta 30 minutos (lo que permite recorrer una distancia de hasta 15km de radio [23]). Tanto el peso como las dimensiones, se desconocen por el momento debido a que no fue lanzado como servicio. A pesar de esto, se estima que el peso será de alrededor de 3500 g y el tamaño será cercano a los 880 mm [24].. Figura 3.13: VANTs de carga Amazon Prime Air.. Debido a que fueron construidos para proveer un servicio extra de la empresa (la distribución de productos), estos vehı́culos no se encuentran a la venta para el publico. Todavı́a este servicio no se encuentra disponible en el mercado, debido a la espera de la aprobación de la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos. Existen otras soluciones para cargas de grandes tamaños, que son propulsadas mediante motores de combustión interna (figura 3.14). Estos, tienen transmisiones mecánicas de la potencia hacia los propulsores, y pueden levantar de hasta más de 25 kg de peso. Si bien la dinámica de la aeronave es parecida a los modelos totalmente eléctricos, el control de vuelo se diferencia bastante, teniendo que tener más énfasis y cuidado al momento de realizar los ajustes para asegurar la estabilidad..

(49) 3.3 Soluciones Existentes. 27. Por ser equipos con grandes solicitaciones de carga, materiales como aceros, aluminio y fibra de carbono son los más empleados.. Figura 3.14: VANTs de carga HULK.. 3.3.4.. Para monitoreo y medición. Desde hace ya unos años, se han estado utilizando Drones (figura 3.15) en el campo de batalla, con el fin de disminuir las vı́ctimas humanas en el transporte de carga hacia soldados, como también de exploración en terreno enemigo. Las soluciones fueron aeronaves no tripuladas, con funcionamiento similar al de un avión pequeño, y multicópteros.. Figura 3.15: UCAV Unmanned Combat Air Vehicle.. Estos vehı́culos llevan diversos sensores, cámaras de alta definición y filmación nocturna, para develar posibles peligros para las tropas. A su vez, tienen telemetrı́a para.

(50) 28. VANT. tener en tiempo real las imágenes que capturan, y son orientados según GPS o por control humano. Estos vehı́culos, no son comercializados hacia el publico, ya que son parte del programa armamentı́stico. Una solución que llega a las calles, es la de vehı́culos de vigilancia civil en la vı́a pública, la cual puede otorgar imágenes de delitos que se cometen y ası́ informar a la policı́a. Otros ejemplos que se están investigando utilizar, son los vehı́culos para la policı́a (en caso de accidentes y emergencias, como el Metrocóptero de la ciudad autónoma de Buenos Aires [25]), para el monitoreo de la agricultura (que permite ver el crecimiento de los cultivos) o para vigilancia privada.. 3.4.. Comparativo. Como se ve, hay una gran diversidad de modelos, versiones y fines diferentes de VANTs. Es por esto que las cualidades de cada uno también son diferentes: los ambientes donde se desplazan, las capacidades de carga que pueden sustentar y las distancias que pueden recorrer bajo un mismo vuelo. En el caso de los más pequeños (a control de IR), las zonas a recorrer son los interiores de los edificios, a un rango no más allá del visible por el que lo controla. Tiene como ventajas que, al tener un menor tamaño, puede hacerse camino en lugares complicados, donde otro tipo de aeronaves más grandes no podrı́a. Enfocándose en la capacidad de carga de cada aeronave, se observa que los diseñados para interiores (aunque poseen una masa muy pequeña), tienen una carga útil muy reducida. Tanto los vehı́culos construidos para fotografı́a como los de transporte, tienen capacidades de hasta unos 4 Kg de carga útil aproximadamente, siendo muy útil para el llevado de una cámara profesional (con un peso menor a los 2 Kg) o de pequeños paquetes. Investigando las caracterı́sticas de diversos modelos de VANTs en el mercado, se puede observar ciertas correlaciones, que los fabricantes toman en cuenta al momento del diseño. En la figura 3.16, se puede observar la variación de los pesos máximos de despegue, para 8 diferentes tipos y modelos de aeronaves. Entre los modelos usados en la muestra, están el Hulk HLQ, AR Drone 2,0, Walkera QR W100, DJI S800, Turnigy Micro-X, Scorpion S-Max y el Walkera QR Ladybird. Allı́ se ven los distintos valores que adoptan los fabricantes para el desarrollo del vehı́culo. Dado a que los requerimientos son muy variados, las condiciones de empuje oscilan apreciablemente según el fin que se les va a dar. Puede observarse que los vehı́culos más pequeños de interiores, se encuentran del lado izquierdo de la gráfica, con unos valores de empuje menores a los 2 Kg, mientras que entre empujes de 2 a 6 Kg se encuentran los vehı́culos de mayor porte utilizados para la fotografı́a. Sin embargo, dado a que las solicitaciones en la estructura varı́an fuertemente del.