Anemometro De Un Avion 573z48

Materia: circuitos eléctricos

Anemómet ro digital

Desarrollo de un instrumento electrónico que simule el funcionamiento de in anemómetro de un avión, capaz de medir su velocidad con respecto al aire

Gaytán Sosa José Alberto Sánchez Rangel José de Jesús

Material necesario Sensor (Temperatura, deformación, presión diferencial, flujo, etc). Acondicionador de señal (construido con amplificadores operacionales y arreglos resistivos) Equipo necesario Fuente de voltaje variable. Multímetro Tarjeta de adquisición de datos de National Instruments. Software de desarrollo. Puntos a evaluar 1.- Presentación de la interface gráfica de la carátula o sistema de medición en la pantalla de la computadora. (2 puntos) 2.-Conocimiento del principio de funcionamiento del sensor. (2 puntos) 3.- Grado de complejidad de sensor elegido. (2 puntos) 4.- Construcción de los acondicionadores de señal y su descripción. Deberá principalmente emplearse en su diseño amplificadores operacionales y arreglos resistivos. (2 puntos) 5.- Empleo del software de desarrollo (por ejemplo LabView para construir el instrumento virtual). (2 puntos) Elaboración de un informe (que contenga como mínimo) 1. Introducción 2. Investigación requerida 3. Desarrollo del proyecto a. Modelo, marca de la aeronave seleccionada. b. Describir el funcionamiento del instrumento o elemento de medición que se está simulando c. Describir el instrumento virtual. d. Describir las partes que integran el proyecto. 4. 5. 6.

Resultados: Presentar los resultados experimentales y los resultados teóricos Conclusiones. Además de las conclusiones del resultado del proyecto, describir brevemente tu experiencia y aprendizaje que obtuviste en el desarrollo del proyecto. Referencias (No solo referencias de internet)

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Introducción Actualmente el desarrollo de la electrónica ha permitido que muchos instrumentos rudimentarios que se utilizaban para obtener mediciones de las propiedades de un vuelo sean sustituidos por sistemas eléctricos. Haciendo más fácil el manejo de los instrumentos, ya que se reduce espacio y se obtiene mayor certeza de las mediciones. Antes de nuestros días los instrumentos utilizados en aeronáutica eran complicados y requerían de realizar varios cálculos para obtener la medición de una magnitud física, trabajo que realizaba un ingeniero de vuelo quien trabajaba en la cabina de pilotos durante el vuelo. Sin embargo la reducción a sistemas eléctricos, produjo que todos los instrumentos de medición se puedan concentrar en un solo sistema operativo guiado por un computador que procesa datos de magnitudes de circuitos eléctricos para realizar los cálculos y obtener en tiempo real la medición de la magnitud. Por lo que el trabajo del ingeniero de vuelo fue sustituido y fue compactado a una pequeña pantalla que imprime los resultados obtenidos. Ha sido increíble el desarrollo de la aeronáutica en los últimos 50 años, al grado de que actualmente se han desarrollado Aviones no tripulado UAV, los cuales no requieren de un piloto y pueden ser controlados desde una central, ya que todos sus instrumentos pueden ser recopilados en un solo programa que le permite operar durante varias horas y sin el riegos que contribuye el tener un piloto a bordo. Para este proyecto se desarrollara la idea de un instrumento indispensable, como lo es el manómetro, ya que es necesario para obtener magnitudes básicas como lo son la altitud, la presión absoluta de la cabina y a su vez la velocidad en la que está operando el artefacto volador. Ya que para medir la altitud se realiza con una comparación de la presión atmosférica del punto en donde se encuentra el avión y el suelo. La presión que sufre la estructura del avión con una comparación de presiones interiores y presión atmosférica del exterior. De la misma manera se obtiene la velocidad en función de esta diferencia de presiones, despejándola de la ecuación del teorema de Bernoulli. El propósito del dispositivo creado es para obtener un panorama general del funcionamiento de una anemómetro, por lo que las lecturas obtenidas no son próximas a las obtenidas a la realidad, el rango del sensor es muy pequeño a comparación de las manejadas en los vuelos comerciales, como ejemplo. Así como no cumple los altos estándares que la aeronáutica exige para la instrumentación.

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Investigación Anemómetro Es uno de los instrumentos de vuelo más importantes, Indica la velocidad del avión con relación al aire. Mide la diferencia entre la presión total (estática+ dinámica) dada por el tubo pitot, colocando debajo del ala en una zona libre del remolineo de la hélice, y la presión estática, proporcionada por una o dos tomas estáticas situadas en el propios tubo pitot o en el fuselaje, en orificios rasantes con el aire de la marcha, que sirven además como referencia para otros instrumentos tales como el altímetro y el variometro. La diferencia entre la presión total y la presión estática, medida en una capsula aneroide, es la presión dinámica que es proporcional al cuadrado de la velocidad.

El funcionamiento del tubo Pitot está basado en el teorema de Bernoulli, que relaciona la presión, la velocidad y la altura entre los puntos situados en el seno de un flujo de corriente. En un filete (hilo) de aire que choca frontalmente contra el pico del tubo ( punto 2 ) con sobrepresión p2 y velocidad v2=0 y pasa frente al orificio B (punto 1) a la misma altura que el pico del tubo (punto 2), con una depresión p1 y una velocidad v1, existe la relación:

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p . v 21 P 1+ =P2 2

de donde

v 1=

√

2∗( P2−P1 ) p

Esta es la misma fórmula que utilizamos para programar el instrumento. El valor de la densidad depende de la altitud (es decir, de la presión atmosférica) y de la temperatura. Se toma un valor fijo de la densidad, el de la 3

atmosfera tipo a nivel del mar p=1,225 kg /m

, y el anemómetro se gradúa

para este valor, señalando directamente la llamada velocidad indicada (IAS: Indicated Airspeed) del avión respecto al aire. Al ascender, como disminuye la densidad del aire, es necesario que el avión tenga una mayor velocidad real para tener la misma diferencia de presiones

(P2−P1 )

y por lo tanto la misma

velocidad indicada. El mismo efecto ocurre si aumenta la temperatura, lo que comporta una menor densidad del aire.

En los aviones muy rápido volando a más de 250 nudos el aire se comprime dentro del tubo pitot dando lecturas erróneas siempre más altas que el valor real, El error es máximo para velocidades comprendidas entre 0.96 y 1 MACH.

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La velocidad correspondiente es la velocidad relativa equivalente (EAS: Equivalent Airspeed) que es la velocidad calibrada (CAS) corregida con relación a la comprensibilidad del aire. En aviación ligera, las velocidades calibrada o rectificada (CAS/RAS) la velocidad relativa (EAS) son prácticamente iguales. La velocidad verdadera (TAS: Trues Airspeed) es equivalente (EAS) corregida con relación a la presión y la temperatura (y por lo tanto con relación a la densidad). Es indudable que el anemómetro no puede medir directamente la velocidad respecto al suelo, ya que esta dependerá del viento, que puede cambiar a lo largo de la ruta.

Lectura del anemómetro En el anemómetro están marcadas distintas velocidades: La velocidad que nunca ha de sobrepasarse (Vne : never-exceed speed) por problemas estructurales, está marcada con un arco o raya roja en el anemómetro. Las velocidades de operación normal del avión están indicadas con un arco verde. El extremo inferior del arco verde es la velocidad de perdida con el avión limpio, es decir, con los flaps y el tren recogidos. Existe un arco amarillo que representa la velocidades que en caso de ráfagas, tiempo turbulento, podrían provocar daños estructurales en el avión. Por lo tanto, de presentarse estas condiciones, no debe volarse con la aguja del anemómetro dentro de este arco. Un arco de color blanco indica el margen de operación con los flaps extendidos y su extremo inferior es la velocidad de pérdida correspondiente.

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Tipo de sensor para realizar esta función El tipo de sensor que requerimos para el proyecto es uno que pueda adaptar para utilizarse para calcular las diferentes magnitudes físicas. Para esto tomamos en cuenta las ubicaciones del sensor en un avión. Debido a que un sistema de un tubo pitot, para medir la velocidad en un avión, compara dos presiones, la presión estática (la presión resultante que choca de frente) y la dinámica (la presión resultante del flujo de aire de forma perpendicular al fuselaje), este sensor lo puede ser utilizado para medir presión barométrica ya que se requeriría otro sensor que esté conectado con el interior (la cabina presurizada con la presión atmosférica de la altura del lugar de donde despego) y el exterior (presión atmosférica menor debido a la altura). Se concluye que se necesitan por lo menos dos sensores de presión funcionando en un avión en vuelo para calcular la altura, velocidad y presión manométrica de la cabina. Debido a que todos los cálculos de las magnitudes físicas medidas se obtienen de una diferencia de presiones que se obtiene al comparar dos tipos presiones, ya sea por el movimiento de un flujo o el interior con el exterior, consideramos que un sensor que mida diferencia de presiones es el más adecuado para el instrumento que desarrollaremos.

Funcionamiento de un sensor de diferencia de presiones Un sensor de diferencias de presiones es un dispositivo electrónico que funciona en un rango de voltaje variable- Funciona con el principio de los capacitores, en donde se tiene dos placas que al ir variando la distancia entre estas dos aumenta su capacitancia o la reduce. El sensor funciona con un condensador que es perturbado por el empuje que le aplican las presiones en una galga de silicio, obteniendo un rango de voltajes en lo que trabaja. Se considera una relación lineal entre el voltaje arrojado por el condensador y el empuje que realiza una presión aplicada sobre el diafragma Un sensor de diferencia de presiones tiene dos entradas, las cuales se pueden conectar a dos sistemas con diferentes presiones. Este sensor puede funcionar como manómetro, conectando solo una entrada a un sistema y la otra dejándola libre con la presión atmosférica. También puede servir como barómetro al conectar una entrada a un sistema que conserve la presión atmosférica de un sistema (como lo es la cabina presurizada de un avión) y la otra parte dejándola expuesta al exterior. Sin embargo los rangos de presión que soporta un sensor de diferencia de presión son por lo general menores que un sensor diseñado para medir solo presión absoluta.

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Arriba se puede apreciar un diagrama de un sensor de presión absoluta es cual funciona con el principio del puente de Winston, sin embargo la señal que arroja el sensor es muy pequeña, por lo que se tiene que recurrir a un amplificador operacional, para así poderlo captar con un arreglo de resistencias y circuitos integrados y procesar en un programa que recibe las magnitudes de esta señal.

Características técnicas del sensor de presión El sensor que logramos conseguir es uno capas de percibir una diferencia de presiones, de la marca Motorola, modelo MPX2010DP. Del cual conseguimos su ficha técnica a través de varios proveedores de sensores electrónicos. Para poder ubicar los pines en un sensor de presión, ponemos como ejemplo el siguiente, en donde la patita derecha tiene una pequeña muesca, la cual representa el pin 1. En nuestro sensor los pines se incluyen en la ficha técnica.

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NOTES: 1. 1.0 kPa son 0.145 psi. 2. Device is ratiometric within this specified excitation range. Operating the device above the specified excitation range may induce additional error due to device self– heating. 3. Full Scale Span (VFSS) is defined as the algebraic difference between the output voltage at full rated pressure and the output voltage at the minimum rated pressure. 4. Offset (Voff) is defined as the output voltage at the minimum rated pressure. 5. Accuracy (error budget) consists of the following: • Linearity: Output deviation from a straight line relationship with pressure, using end point method, over the specified pressure range. • Temperature Hysteresis: Output deviation at any temperature within the operating temperature range, after the temperature is cycled to and from the minimum or maximum operating temperature points, with zero differential pressure applied.

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• Pressure Hysteresis: Output deviation at any pressure within the specified range, when this pressure is cycled to and from the minimum or maximum rated pressure, at 25°C. • TcSpan: Output deviation at full rated pressure over the temperature range of 0 to 85°C, relative to 25°C. • TcOffset: Output deviation with minimum rated pressure applied, over the temperature range of 0 to 85°C, relative to 25°C. 6. Response Time is defined as the time for the incremental change in the output to go from 10% to 90% of its final value when subjected to a specified step change in pressure. 7. Offset stability is the product’s output deviation when subjected to 1000 hours of Pulsed Pressure, Temperature Cycling with Bias Test.

Modelo de avión Calculamos la velocidad máxima con 10 Kpa que es la diferencia de presiones en la cual el fabricante del sensor nos asegura que funciona de forma óptima, y obtuvimos una velocidad máxima de 460 Kmhr por lo cual decidimos buscar un modelo de avión que trabajara con rango de esas velocidades, el avión elegido fue el ‘’Hercules’’, debido a aqu es un avión de carga, sus velocidades no son tan grandes como las de un avión comercial, las cuales oscilan entre 1000kmhr, de esta manera este sensor nos daría una sensación más creíble de las velocidades que puede medir. 9-Boeing C-17 Globemaster III – 53 Metros

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Diseñado para transportar cargas pesadas durante largos periodos de tiempo y fue desarrollado para la Fuerza Aérea de Estados Unidos.

Características Básicas: Velocidad máxima: Unos 450 km/h. Tripulacion: Aproximadamente 3. Capacidad: Aproximadamente 200 personas. Longitud: 53 metros. Envergadura: 52 metros. Altura: 27 metros.

Diseño de circuito El problema principal que debe resolver el circuito es que debe amplificar la señal del sensor, debido a que el sensor maneja una señal que está dentro de un rango de 0 a 25 mV, esta se convierte en una señal muy pequeña que la tarjeta de adquisición de datos no puede identificar fácilmente y por ende confundir la señal con ruido, lo cual nos produciría un error muy fatal en los cálculos del programa, ya que no es fiable procesar una señal tan pequeña. Para solucionar este problema hacemos uso de

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amplificadores operacionales, elegimos el LM741, ya que es un amplificador con el que ya hemos estado trabajando, tenemos sus características y aparte es muy comercial. Aunque existen amplificadores que son más eficaces y requieren de un menor rango de voltaje para operar, eso dependerá de la calidad del instrumento. Para desarrollar la etapa de la amplificación, debemos amplificar el valor del rango de 0- 25mV al rango de 0 a 10V, lo cual es un rango razonable de manejar en la tarjeta de adquisición de datos. Sin embargo al diseñar el circuito nos encontramos que para realizar esta amplificación con un solo amplificador se requerían de valores de resistencias muy grandes y a la vez muy pequeños, lo cual nos complicaría el trabajo de búsqueda de material. Por lo que decidimos utilizar una etapa de doble amplificación que nos ahorrara el arreglo de resistencias y a su vez nos permitiera utilizar resistencias comerciales fáciles de conseguir. Ya que utilizamos dos amplificadores, decidimos dividir el factor de amplitud entre los dos operacionales, de forma tal que pudieran trabajar de igual forma y tuvieran el mismo ciclo de vida. Ya que nuestra amplificación es de un factor de 400 veces mayor, cada operacional trabaja de forma tal que amplifican 20 veces cada uno. Una vez diseñando el circuito nos percatamos que si utilizamos una resistencia de 1 kΩ en la entrada de la señal, la resistencia Rf era el factor de amplitud del operacional, es decir que es 20 kΩ. Al amplificar al rango de 10 V reducimos un factor de conversión de la presión contra el voltaje, debido a que el sensor maneja un rango de 0- 10 kPa, nuestra igualdad queda que 1V = 1kPa ( 1 volt de señal arrojada por el sensor es un 1 kPa de diferencias de presiones aplicadas en el sensor).

Sim embargo no contábamos con que el sensor mandaba la señal de 25 mV como una diferencia de sus 2 potenciales, por lo que tuvimos que incluir en el diseño una fase de resta para poder entrar después a la fase de amplificación. Nuestro circuito diseñado para el instrumento esta adecuado para recibir la señal del sensor, pues como su ficha técnica lo dice, la diferencia máxima entre las terminales V+ y V- es máximo de 25mV. Es necesario realizar un proceso a esta señal para poder ser recibida por la tarjeta de adquisición de datos, el cual describimos a continuación.

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1. Esta sección corresponde al sensor, el cual tiene 4 entradas, 2 para alimentación y 2 de salida en las cuales una de las señales (marcada como positiva) aumenta al aumentar la presión y la segunda disminuye y cuya máxima diferencia es igual a 25mV. Es alimentado por una fuente de 5 V y se encuentra conectado al punto común del circuito. 2. Cambio de signo: En este proceso ingresa una señal proveniente de la terminal V+ del sensor, pasa por el proceso de cambio de signo que consiste en un amplificador LM741CN y 2 resistencias de 10kΩ donde idealmente ingresa V+ y de acuerdo a la siguiente expresión:

Vo=

−Rf V Ri

Donde Rf y Ri son las 2 resistencias de 10kΩ, Vo es el voltaje de salida y V es el voltaje de entrada. Podemos ver que el signo del voltaje de salida es negativo e igual en magnitud que el de entrada. 3. Suma: en esta etapa, el voltaje cuyo signo se cambió, ahora se suma al voltaje de la salida V- del sensor. Como se mencionó, la señal de V- siempre va a reducirse cuando aumenta la presión, por lo que el resultado de la suma será menor o igual a 0. Sin embargo a causa de lo conocido en la teoría, sabemos que por estar en la entrada inversora, el sino de la suma será invertido, así que el voltaje de salida será mayor o igual a 0. 4. y 5 amplificador inversor: En estas dos etapas, el voltaje se amplifica en total 400 veces, en la etapa 4 el voltaje se amplifica 20 veces y sale con signo negativo. Para la etapa 5 el voltaje se vuelve a amplificar 20 veces pero ahora el voltaje obtenido es positivo. En resumen, cuando una señal de diferencia entre las terminales igual a 0V entra, el voltaje después de la amplificación es 0, pero cuando la máxima diferencia de las señales de V+ y V- entra el proceso es el siguiente: V+

Sign o

-V+

Sum a

25m

0.5

10 V

Amplificación 1 Amplificación 2

VPor lo tanto adecuamos nuestra señal para la adquisición de datos, tomando el máximo voltaje y el mínimo como referencia para la velocidad.

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PARTES DE INSTRUMENTO VIRTUAL

Las partes que integran nuestro instrumento virtual, como se puede ver, son básicamente 3: 1. El primer elemento es el DAQ Assistant, el cual nos permite conectar la tarjeta de adquisición de datos y comenzar a tomar las lecturas que provienen del circuito. De acuerdo a las características de nuestro circuito, se debe usar la conexión que involucra la salida Vo del último amplificador y tierra, además de una recolección de forma continua de muestras. 2. En esta sección, debajo del DAQ Assistant, los datos son procesados con operaciones representadas por operacionales, basados en las ecuaciones mostradas en la investigación. También podemos observar es uso de una gráfica, un gage y un condicional con un led. Tanto la gráfica como el gage nos muestran las lecturas de velocidad que obtendríamos con los voltajes del entrada. Cabe menciona que nuestro gage fue acondicionado para ser idéntico al de nuestra aeronave, sin embargo, gracias a las especificaciones de nuestro 13

sensor la máxima velocidad que es posible es de 285.83 millas/h. El condicional el parte de un sistema de seguridad, el cual si es cierto, encenderá un led que indica el riesgo por alta velocidad de la aeronave. 3. La tercera parte es la recolección de datos, la cual crea una matriz con los datos obtenidos de la adquisición (Volts), el día y la hora en la que se están realizando las pruebas, es como una especie de caja negra. Cuando se finaliza la prueba con el botón off, los datos son almacenados en una ruta especificada por el como un archivo *.txt para su posterior tratamiento. 4. Otros elementos colocados son un ciclo while, que permite la lectura continua y la repetición contrate del proceso; se detiene hasta que el botón off es presionado para detener la prueba. También se colocó un limitador de iteraciones, que, para este caso, permite a la computadora realizar una iteración cada 100 milisegundos. El dial colocado al inicio del programa es un controlador que permite probar que todo el sistema está funcionando. Así es como se vería la interfaz:

PARTES DEL PROYECTO Construcción del circuito Manejando resistencias de 1 kΩ, 20 kΩ y 100 Ω, aproximamos de la mejor manera nuestro circuito, ya que es muy complicado obtener el valor exacto del diseño, podemos también incluir potenciómetro que nos permitan calibrar el circuito, aproximándolo hasta donde nuestro multímetro nos dé una lectura igual al circuito, sin embargo estos potenciómetros no los incluimos, los valores reales son.

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Como podemos observar en la imagen las partes del proyecto son: Sensor de presión MPX2010D: Este elemento provee la diferencia de tensión máxima entre las terminales de salida de 25mV al aplicarse 10kPa de presión en una de sus terminales. Cuando la presión aplicada es igual en las 2 terminales, la diferencia de tensión es 0V. Requiere una alimentación de +5V y conectamos una manguera de plástico de 1/8 para facilitar la aplicación de la presión. Amplificadores operacionales LM741CN: En el circuito hay presentes 4 amplificadores, cuya función depende de su posición el circuito. El más próximo al sensor de presión se configuro como un amplificador de ganancia igual a 1. El segundo más próximo está configurado como un sumador de las terminales de salida del sensor. El tercer y cuarto LM741 es un amplificador que multiplica la señal de entrada por -20. Se alimentan con ±15 en las terminales 7 y 4 respectivamente. Potenciómetro 1kΩ: Este elemento fue colocado para regular la amplificación del último LM741, con el propósito de obtener una medición más próxima a la teórica esperada. Resistencias de 1kΩ y 10kΩ: Estos elementos fueron colocados para lograr las distintas configuraciones de los LM741. Aunque su valor está muy próximo al esperado, esta ligera variación afecta el resultado final de la medición. Otros elementos: -

Fuente de poder: Necesaria para proveer el voltaje requerido para el sensor y para los operacionales. Cables de CAT5: Requeridos para unir los diferentes elementos del circuito. Protoboard: Tablero donde va montado todo el circuito.

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Resultados Teóricos Una vez diseñado es circuito, nosotros esperábamos obtener los siguientes resultados teóricos, los cuales están descritos en cada proceso de la señal. Realizamos lo cálculos con respecto a la señal más gran que recibiría el circuito, para acercarlo al rango deseado. Nuestra señal de entrada teórico es de 25mV máximo, la cual esperábamos amplificar 400 veces para que nos diera como máximo 10 V, obteniendo así un rango de 0 V a 10 V que recibiríamos en la tarjeta de adquisición de datos. En el diagrama podemos observar la simulación de multisim, la cual incluso ya tenía un error considerado.

1) Recibiríamos la señal positiva del sensor, la cual tiene un valor de aproximadamente de 2. 650 V, la cual cambiaria de signo entrando en el primer operacional. 2) En el segundo operacional, entra la señal de -2.650 V de la terminal positiva del sensor, y la terminal negativa del sensor con un valor de 2.625 V. Obteniendo una diferencia de 25 mV. 3) La señal de 25 mV la amplificamos 20 veces de forma inversora obteniendo una salida -0.5 V 4) En el último operacional esta señal la volvemos a amplificar 20 veces en la segunda etapa, por lo cual obtenemos una señal de 10 V como máximo.

Experimentales La parte experimental no la pudimos medir de una forma constante, debido a nuestra deficiencia de poder mantener una presión constante, confiamos que una vez probado el circuito por etapas, con una amplificación menor nos iba a arrojar los resultados

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deseados, en esta fase checamos cada operacional funcionara de forma correcta con una entradas de señal diferentes, una proveniente de la fuente de 1.7 V y otra proveniente de una pila de 1.435 V.

Fase de prueba Para describir la fase de prueba del circuito, dividimos los pasos que seguimos de la siguiente manera. 1) Entraba la señal de 1.7 V en el amplificador operacional y obtuvimos un cambio de signo con un señal de -1.699 V , desde aquí observamos una perdida, aunque no muy considerable, 2) En la segunda etapa restábamos a los 1.699 V los 1.35 V de la pila, esperando obtener 0.350 V en la salida, sin embargo registramos una salida menor de 0.347 V, observado una pequeña diferencia de 3 mV. 3) En la tercera etapa teníamos una resitencia teorica de 2.2 Kohms, sin embargo esta era en realidad de 2.1 Kohms, observamos la amplificación de aproximadamente el doble. Esta señal la volvimos amplificar con una resistencia de 2.1 Kohms. Obteniendo una salida de 2. 139 V aproximadamente, sin embargo teóricamente esperábamos 2.205 V de salida. Causas de errores La principal causa a la que le atribuimos los errores obtenidos en la fase de prueba se deben a los valores de las resistencias, ya que estos cuentan con una tolerancia de hasta el 10% de la resistencia que prometen otorgar. Obteniendo así proporciones diferentes en cada proceso de la señal. Por esta razón en el diseño final del circuito incluimos un potenciómetro en la última amplificación que no permitiera calibrar la señal y quizás cuando se compare el instrumento con un manómetro hacer coincidir los valores máximos y mínimos que ofrece el circuito. Aparte el ruido de señales del ambiente aunque eran pequeñas, estas al amplificarse se lograban percibir. Señal del sensor El sensor nos aseguraba una diferencia de 25mV para trabajar de forma óptima y soportando hasta 70 mV con la diferencia de presiones, sin embargo nuestra imposibilidad de medir las presiones de forma adecuada no nos permitió hacer una comparación adecuada, sin embargo observamos que el sensor ofrecía una señal de 0 mV hasta 21 mV que logramos obtener como máximo de presión soplando. Esta señal la introdujimos en sus respectivas entradas de señal, observamos que una temida la etapa del restador, de entrada teníamos un ruido de 1.1 mV, la cual estaba presente aun cuando no aplicábamos una presión a una terminal del sensor.

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Este error 1.1 mV ya una vez amplificándolo hasta la última etapa se convertía en un error de 0.330 V, por lo que nuestro rango de señal comenzaba desde 0.33 V hasta un teórico máximo de 10 V, sin embargo con la presión máxima que logramos conseguir, no logramos sobrepasar los 8.51 V de señal de salida. Finalmente el circuito experimental quedo con las siguientes resistencias resistencias quedo de la siguiente manera.

Conclusiones La realización de este proyecto nos da un panorama más amplio del funcionamiento que tienen los instrumentos del avión, en este proyecto se logró principalmente el entendimiento de los fenómenos que actúan en un vuelo de avión y la técnica para obtener la velocidad del avión con respecto al aire. Muchos de los instrumentos tienen el mismo proceso que el diseñado en este proyecto. Son construidos a base de un sensor que es capaz de convertir situaciones físicas en señales de voltaje o de variación de resistencia, estas señales se pueden operar utilizando circuitos integrados y de esta forma tener una circuito más grande que es capaz de operar la señal a la forma en como deseemos. Los circuitos se diseñan para resolver problemas de procesamiento de señales y utilizando configuraciones básicas, aunque en este proyecto utilizamos como base la amplificación inversa, debido a que da una mayor facilidad para operar las resistencias. Existen configuraciones no inversoras. Realizando la construcción del circuito descubrimos que la variación de la teoría con la realidad puede ser muy grande y existen muchos factores que pueden provocar una mala construcción del circuito o hasta incluso un entendimiento de las señales que está arrojando el circuito. Desarrollando el circuito descubrimos que existen más modelos de operacionales que tienen otras características, funcionan con un voltaje de alimentación diferente o incluso podemos encontrar hasta 4 operacionales

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juntos en un solo circuito integrado, pero el uso de estos depende del diseñador del circuito. A su vez descubrimos una herramienta muy adecuada para realizar mediciones y obtener una recolección de datos de test de diferentes índoles, como lo es el software de Labview el cual ofrece una gran flexibilidad para manejarse y comprender de forma adecuada un sistema de medición. Ofrece la ventaja de poder recolectar datos y poderlos someter a cálculos, ya sean para fines estadísticos. El instrumento se puede calibrar, realizando una comparación con un manómetro y tomando varias lecturas, de forma tal que usemos un ajuste de datos de esas medidas, haciendo uso los potenciómetros que regulan la intensidad de la amplificación.

Referencias bibliográficas Antonio Creus Sole. (2010). iniciación a la aeronáutica. España: Funiber. Roberto F. Coughlin Frderick F. Driscoll. (1993). Amplificadores operacionales y circuitos integrados. Naucalpan de Juárez. Edo. De México: Pretice-Hall Hipanoamericana S.A. Anonimo. (2013). SENSOR DE PRESION (NEUMATICO). 15 noviembre 2014, de NXT Lego Sitio web: http://www.nxtorm.es/analogicos/sa-q-sensor-de-presion-paraNXT.html Motorola. (2014). Mpx 2010 series. 25 de noviembre del 2014, de Motorola Sitio web: http://www.tme.eu/es/details/mpx2010dp/sensores-depresion/freescale-motorola/ 19

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