To carry out the optimal and competitive design of the RSAP, the parameters recommended by Orna et al., (2017)ORNA, C. J. E.; BALSECA, O. F.; CAICEDO-REYES, J.; MAYORGA, D. F., & VITERI, E. F.: "Análisis y Diseño de una Aeronave no Tripulada para uso Agrícola", European Journal of Scientific Research,13(6): 135-156, Febrero de 2017, ISSN: 1857-7881, 1857-7431, DOI: https://dx.doi.org/10.19044/esj.2017.v13n6p135., Nistal, (2017)NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es and Dündar et al., (2020)DÜNDAR, Ö.; BILICI, M.; ÜNLER, T.: " Design and performance analyses of a fixed wing battery VTOL UAV". Engineering Science and Technology, an International Journal, 23(5), 1182-1193, 20 de febrero de 2020, DOI: https://dx.doi.org/1016/j.jestch.2020.02.002, ISSN: 2215-0986. were considered, which are:

Tables 1, 2 and 3 list the parameters used for the design of RPAS, considering that it is for agricultural photogrammetry and its weight should not exceed 2 kg to comply with the Mexican standard Secretaría de Comunicaciones y Transportes: NOM-107-sct3-201(2019)SECRETARÍA DE COMUNICACIONES Y TRANSPORTES: NORMA Oficial Mexicana NOM-107-SCT3-2019, Que establece los requerimientos para operar un sistema de aeronave pilotada a distancia (RPAS) en el espacio aéreo mexicano, Mexico: Diario Oficial de la Federación, 55P,. 2019, Disponible en:http://www.sct.gob.mx/fileadmin/DireccionesGrales/DGAC-archivo/modulo2/nom-107-sct3-2019-201119.pdf .

Because the six- and eight-engine multirotors are structurally larger and therefore heavier than the three- and four-engine ones, it was determined to use the design model of a quadcopter with an additional lifting capacity of 200 g (payload), which guarantees good maneuverability and stability (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

Nistal, (2017)NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es mentions that, starting from the lifting requirement of a RPAS according to its weight and payload, the vertical thrust calculation is carried out. This force refers to the capacity of the engines with their respective propellers, to sustain the flight, which implies a uniform distribution of the total force generated among the number of engines in the vehicle (Equation 1$Et=\left(Nm\right)\bullet \left(fe\right)$) (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

Where: Et: Total thrust (kgf), Nm: Number of motors on the multirotor, f e: Thrust force of each engine with a specific propeller (kg).

In this study, 4 engines of the brand "Racer Star (2212)" where selected, each one providing a thrust of 910g with eight-inch propellers and an attack angle of five inches. Therefore, having 4 engines, the quadcopter would be able to lift a total weight of 3,640g (running at full power). Knowing that the total weight of the quadcopter is 1600 g, it deduced that, it will not be necessary to use the maximum power of the engines to fly.

The selection of the ESC was based on the maximum current that is supplied to the electric motor and the amperage the ESC must supply, which is 19 A. It was also considered the recommendation of Bonney et al., (2020)BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020]., which indicate that the ESC values are at least 30% above the maximum consumption value of the motors. Therefore, ESCs of 30 (A) were chosen because they ensure the necessary supply amperage.

The batteries used in the RPAS were "LiPo" type, since, this type of batteries provide a great amount of power in a reduced period, besides of being light, compared to the typical lead or Nickel-Cadmium batteries (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es and Dündar et al., 2020DÜNDAR, Ö.; BILICI, M.; ÜNLER, T.: " Design and performance analyses of a fixed wing battery VTOL UAV". Engineering Science and Technology, an International Journal, 23(5), 1182-1193, 20 de febrero de 2020, DOI: https://dx.doi.org/1016/j.jestch.2020.02.002, ISSN: 2215-0986.). Moyano (2014)MOYANO, D. S.: Diseño y Construcción de un Quadcopter, , Obtenido de https://upcommons.upc.edu/bitstream/handle/2099.1/21902/102664.pdf?sequence=1&isAllowed=y. [Consulta: 1 de septiembre del 2020]. mentions that, to select a battery it is necessary to consider:

This parameter is used to identify the storage capacity (charge) in the battery and to indicate the current at which it can be discharged, so that it is not damaged (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). The mathematical expression that defines this constant is Equation 2$\mathrm{C}=\frac{\mathrm{Q}}{1000}$:

Where: Q: Battery capacity in (mAh), C: Loading/unloading constant in mAh/A

With the battery charge/discharge constant, the maximum current that the battery can supply can be calculated (Equation 3$C{urrent}_{max}=\mathrm{C}\mathrm{t}\bullet \mathrm{C}$).

Where: Current _max : Maximum current capacity that can be supplied by the battery (A), Ct: Constant discharge intensity (non-dimensional).

The discharge rate of the battery used is 50 C, which indicates that the maximum current supply is 200 A. Therefore, the battery can supply the power (ESC), control, communication, and sensors systems, (as long as they do not exceed 200 A current).

To calculate the flight time, the consumption of the engines is considered, since the rest of the components do not consume too much current (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ) and it is considered that the vehicles will be at 50% of the maximum consumption, in horizontal forward flights, 20% in upward axial flights and 20% in fixed point flights (Serrano and Perez, 2017SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full ). Equation 4$T=\frac{\mathrm{C}\mathrm{a}\mathrm{p}\bullet Vol}{Pt}$ was used to calculate the flight time.

Where: T: Estimated time of flight (h), Cap: Battery storage capacity (mAh), Pt: Total consumption of the motors (W), Vol: Battery voltage (v).

According to the calculation of the flight time and the maximum current that the battery can supply, a 400mAh 3S battery (3 cells) was chosen, with a nominal voltage (11.1 v) and a constant discharge current of 50C, which generates a flight time of 7 minutes (theoretically) and a discharge current of 200(A), sufficient to supply the motors, the controller and the camera.

One factor that is related to weight is the mechanical resistance and fatigue of the chassis materials, although there are a lot of cheap and low weight materials, many of them are not appropriate, because their mechanical resistance is not adequate (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es ).

The chassis or “frame” is the structure in which all the components are placed. The center of the frame consists of elements that support the electronic components such as the controller, the receivers (RC, telemetry), GPS, the battery and the camera. On the other hand, the ESC speed controllers, motors and propellers are mounted on the arms (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

The factors used to choose the correct chassis are the size of the propeller and the space occupied by the different electronic modules (Navarro, 2019NAVARRO, R. D.: Análisis de un Sistema de Vuelo de Rpas con Controladora Px4 y Subsitema de Visión, , Universidad Carlos III de Madrid. Tesis de Licenciatura, España, 111 p., 2019, Disponible en:https://e-archivo.uc3m.es/handle/10016/30300 ). The chassis structure must have a distance between engines equal to the diameter of the propeller, plus a safety distance, which prevents the propellers from colliding (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].).

Structures of different configurations, sizes and materials are available in the market, which have different mechanical properties. (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). Analyzing the required dimensions and costs, the f330 chassis was chosen, because it allows the placement of engines with 8-inch (20.32 cm) propellers, ensuring that the propellers do not collide with each other (Figure 1). The f330 chassis, allows placing components, such as the controller, GPS, telemetry module and camera, in addition, it is configurable with the Cross Style flight mode (for photography) (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].).

The mechanical analysis was carried out to ensure the structural resistance of the aircraft according to the weight it will support. Figure 2 shows the chassis drawn in the Solid Works software, which was subjected to stress simulation analysis. The material chosen for the simulation was "Nailo 101", and with a 0.5 mm mesh.

A force of 4.9 N was applied at each end of the chassis arms, considering that the maximum weight is 2 kg (the mass was multiplied by the acceleration of gravity, resulting in 19.62 N), this force was divided among the 4 engines and applied in the position corresponding to each one. Section (A) of Figure 2 was set during the simulation, to find the Von Mises stress on each arm (Figure 3)

With the stress simulation in the chassis, the minimum and maximum tensions of Von Mises were obtained (Figure 3), a physical magnitude proportional to the distortion energy (Serrano and Pérez 2017SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full ), calculated by Equation 5${\sigma }_{VM}=\sqrt{\frac{{(\mathrm{\sigma }\mathrm{x}\mathrm{x}-\mathrm{\sigma }\mathrm{y}\mathrm{y})}^2+{(\mathrm{\sigma }\mathrm{y}\mathrm{y}-\mathrm{\sigma }\mathrm{z}\mathrm{z})}^2+{(\mathrm{\sigma }\mathrm{z}\mathrm{z}-\mathrm{\sigma }\mathrm{x}\mathrm{x})}^2\mathrm{}}{2}}$.

Where: 𝜎_VM: Stress of Von Mises (N/m²), 𝜎𝑥𝑥, 𝜎𝑦𝑦, 𝜎𝑧𝑧: Main stresses of the tensioner at one point of a deformable (N/m²).

With the values of the maximum stress of 7.551e+06 N/m², obtained from the simulation, and the material's elastic limit of 6.000e+07 N/m², the safety factor (FS) was calculated (FS= $\frac{\mathrm{}\mathrm{\sigma }\mathrm{ }\mathrm{l}\mathrm{i}\mathrm{m}\mathrm{i}\mathrm{t}\mathrm{e}\mathrm{ }\mathrm{d}\mathrm{e}\mathrm{l}\mathrm{ }\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{t}\mathrm{e}\mathrm{r}\mathrm{i}\mathrm{a}\mathrm{l}\mathrm{ }\left(\mathrm{v}\mathrm{o}\mathrm{n}\mathrm{M}\mathrm{i}\mathrm{s}\mathrm{e}\mathrm{s}\right)}{\mathrm{\sigma }\mathrm{ }\mathrm{c}\mathrm{a}\mathrm{l}\mathrm{c}\mathrm{u}\mathrm{l}\mathrm{a}\mathrm{d}\mathrm{o}\mathrm{ }\left(\mathrm{v}\mathrm{o}\mathrm{n}\mathrm{M}\mathrm{i}\mathrm{s}\mathrm{e}\mathrm{s}\right)}$ ), resulting in a value of 7.95, a factor between the limits recommended by Serrano and Pérez (2017)SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full .

With the RPAS prototype model in Solid Works (CAD), the center of mass was calculated, which allows, to identify anomalies of the assembly and to rectify the position of the components. A center of mass above the horizontal axis of the propellers will cause an unbalance in flight and will need a better adjustment in the PID control, but if a center of mass is below, in the PID control adjustment the values will have a wider range of adjustment (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].). In Table 4 shown, the values obtained from the center of mass calculation in Solid Works

Vargas-Fonseca (2015)VARGAS,F. L. M.: Desarrollo de algoritmos para el seguimiento de trayectorias de un quadrotor utilizando técnicas modernas de control con álgebra lineal, , Escuela Politécnica Nacional, Tesis de Licenciatura, Ecuador, 101p., 2015 Disponible en:http://bibdigital.epn.edu.ec/handle/15000/11668 mentions that for the RPAS to fly properly, the center of mass must be in the center of the structure. As shown in Table 4, the center of mass on the "X" and "Y" axis is not geometrically centered, due to the location of the devices, GPS, RGB sensor and battery, so it was necessary to adjust the PID control of the RPAS (Berra, 2016BERRA,V. E.: "Cálculo de variables de control PID para Drones Cuadcopter". Reaxión, Revista de divulgación tecnológica, 1 (9): 29 de septiembre de 2016, ISSN: 2007-7750).

The control system has the function of continuously evaluating the status of the RPAS and is responsible for managing the navigation and control functions. It is considered the brain of the UAV, since it exercises direct control over its behavior. It is responsible for the stabilization and navigation of the aircraft, in automatic flight mode and in manual flight mode. (Santana, 2017SANTANA, C. E. E.: Propuesta de Sistema Multi-UAV para Aplicaciones de Cobertura de Area, Universitat Autónoma de Barcelona, Tesis de Doctorado, España, 154P,. 2017, Disponible en:https://www.tdx.cat/bitstream/handle/ 10803/456309/eesc1de1.pdf?sequence=1&isA ).

In Figure 4, the diagram of the RPAS control system is shown with the necessary characteristics to fulfill the proposed objectives, such as the use of sensors for geolocation (GPS, IMU, barometer and compass) and communication (telemetry and radio control).

The controller used was the Pixhawk, based on Ardupilot's hardware free independent project, a high-quality flight controller at the lowest possible price (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es ). This controller has all the mentioned functions of geopositioning, control and communication (Pei et al., 2019PEI,H. C.; DER, M. M.; JAW, K. S. E.: "Design, Manufacturing, and Flight Testing of an Experimental Flying Wing UAV", Applied Sciences, 9(15): 28 de julio de 2019, DOI: : https://dx.doi.org/10.3390/app9153043.).

To make the construction of the RPAS, the chassis was mounted, to have the structure where all the components were assembled, and the engines were mounted on the ends of the arms (Figure 5).

The Pixhawk flight controller was placed in the center of the chassis, so that the accelerometers and gyros would work properly (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ), oriented with the arrow pointing towards the front of the vehicle (Figure 6) (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].). The controller was mounted with vibration-damping foam pads.

ESC drives were placed in the chassis arms. The GPS was located on the right side of the flight controller, holding it with screws (Figure 6).

The camera was attached to an anti-shake base with bearings to reduce motion and prevent distortion in the pictures (Figure 7).

Figure 8 shows the quadcopter, assembled with all the components: controller (Pixhawk), GPS, battery, variable speed drives (ESC), engines, propellers and RGB sensor (camera). A housing covering was used on the top, to prevent the components from being in contact with the dust generated by the movement of the propellers.

This section details how the entire electrical and electronic connection of the developed quadcopter was made and how the energy and signals of the flight controller are distributed.

As it can be seen in the general connection diagram (Figure 9), the battery is responsible for supplying energy to the controller and the ESCs, by means of the power module. In addition, the power module distributes the input power from the battery to the 4 speed controllers (ESC).

The flight controller feeds the radio control receiver, GPS, buzzer, camera, telemetry module and RGB led. The controller has specific ports for the components, in which, the device to be connected is mentioned and each device contains a connector with the correct number of pins, to be fitted.

The ESC control cables were placed in the controller's PWM ports (1-4, respectively), the camera's auto-trigger cable was connected to port 51, and the radio control receiver was connected to the RC port (Figure 10). The upper part corresponds to the mass (-), the middle part to the power supply (+5v) and the lower part to the PWM signal sent or received by the controller.

The ESC number, corresponds to the engine number of the Figure 11, the PWM signal cables of the ESC, were placed according to the engine number in the ports 1-4 of the flight controller.

The ESCs supply power to the motors by means of a three-phase signal (Figure 12) (Fernandez et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). The ESC and the motors have 3 cables L1, L2 and L3, which are connected to each other (regardless of order or color). The motors are capable of rotating both clockwise (CW) and counterclockwise (CCW), the correct rotation of each is shown in Figure 11. To adjust the rotation of the motors, L1 and L2 of the motors were exchanged, which go to the ESC.

Para llevar a cabo el diseño óptimo y competitivo del RPAS, se consideraron los parámetros recomendados por Orna-Chávez et al., (2017)ORNA, C. J. E.; BALSECA, O. F.; CAICEDO-REYES, J.; MAYORGA, D. F., & VITERI, E. F.: "Análisis y Diseño de una Aeronave no Tripulada para uso Agrícola", European Journal of Scientific Research,13(6): 135-156, Febrero de 2017, ISSN: 1857-7881, 1857-7431, DOI: https://dx.doi.org/10.19044/esj.2017.v13n6p135., Nistal, (2017)NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es y Dündar et al.,(2020)DÜNDAR, Ö.; BILICI, M.; ÜNLER, T.: " Design and performance analyses of a fixed wing battery VTOL UAV". Engineering Science and Technology, an International Journal, 23(5), 1182-1193, 20 de febrero de 2020, DOI: https://dx.doi.org/1016/j.jestch.2020.02.002, ISSN: 2215-0986., los cuales son:

En las Tablas 1, 2 y 3, se relaciona los parámetros que se utilizaron, para el diseño del RPAS, teniendo en cuenta que es para fotogrametría agrícola y su peso no debe sobrepasar los 2 kg para cumplir con la norma mexicana Secretaría de Comunicaciones y Transportes: NOM-107-sct3-201 (2019)SECRETARÍA DE COMUNICACIONES Y TRANSPORTES: NORMA Oficial Mexicana NOM-107-SCT3-2019, Que establece los requerimientos para operar un sistema de aeronave pilotada a distancia (RPAS) en el espacio aéreo mexicano, Mexico: Diario Oficial de la Federación, 55P,. 2019, Disponible en:http://www.sct.gob.mx/fileadmin/DireccionesGrales/DGAC-archivo/modulo2/nom-107-sct3-2019-201119.pdf .

Debido a que, los multirrotores de seis y ocho motores son estructuralmente más grandes y por lo tanto más pesados, que los de tres y cuatro motores, se determinó utilizar el modelo de diseño de un cuadricóptero con una capacidad de levante adicional de 200 g (carga útil), el cual garantiza una buena maniobrabilidad y estabilidad (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

Nistal (2017)NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es , menciona que, partiendo del requerimiento de levante de un RPAS conforme a su peso y su carga útil, se lleva a cabo el cálculo de empuje vertical. Esta fuerza hace alusión a la capacidad de los motores con sus respectivas hélices, para sustentar el vuelo, lo que. Implica una distribución uniforme de la fuerza total generada entre la cantidad de motores en el vehículo (Ecuación 1$Et=\left(Nm\right)\bullet \left(fe\right)$) (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

donde: Et: Empuje total (kgf), Nm: Numero de motores en el multirrotor, fe: Fuerza de empuje de cada motor con una hélice especifica (kg).

En nuestro caso, se seleccionaron 4 motores de la marca “Racer Star (2212)”, que proporcionan cada uno, un empuje de 910g con hélices de ocho pulgadas y un ángulo de ataque de cinco pulgadas, por lo tanto, al tener 4 motores se podrá levantar un peso total de 3.640g (funcionando a su máxima potencia). Sabiendo que el peso total del cuadricóptero es de 1600g, se deduce que, no será necesario el uso de la potencia máxima de los motores para poder volar.

La selección del ESC, fue realizada en base a la corriente máxima que se suministra al motor eléctrico, y al amperaje que deben suministrar los ESC que es de 19 A. También, se consideró la recomendación de Bonney et al., (2020)BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020]., que indican que los valores de los ESC estén por lo menos un 30% arriba del valor de consumo máximo de los motores. Por lo que, se escogieron ESC de 30 (A) debido que aseguran el amperaje de suministro necesario.

Las baterías utilizadas en los RPAS son del tipo “LiPo”, ya que, este tipo de baterías proporcionan gran cantidad de potencia en un periodo reducido de tiempo, además de ser ligeras, en comparación con las típicas baterías de plomo o Niquel-Cadmio (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es ) y Dündar et al.,(2020)DÜNDAR, Ö.; BILICI, M.; ÜNLER, T.: " Design and performance analyses of a fixed wing battery VTOL UAV". Engineering Science and Technology, an International Journal, 23(5), 1182-1193, 20 de febrero de 2020, DOI: https://dx.doi.org/1016/j.jestch.2020.02.002, ISSN: 2215-0986.. Moyano (2014)MOYANO, D. S.: Diseño y Construcción de un Quadcopter, , Obtenido de https://upcommons.upc.edu/bitstream/handle/2099.1/21902/102664.pdf?sequence=1&isAllowed=y. [Consulta: 1 de septiembre del 2020]., menciona que, para seleccionar una bateria hay que tener en cuenta:

Este parámetro se utiliza para identificar la capacidad de almacenamiento (carga) en la batería y señalar la intensidad de corriente a la que se puede descargar, para que no sufra daños (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). La expresión matemática que define dicha constante es la ecuación 2$\mathrm{C}=\frac{\mathrm{Q}}{1000}$:

donde: Q: Capacidad de carga de la batería en mAh, C: Constante de carga/descarga en mAh/A.

Con la constante de carga/descarga de la batería, se puede calcular la corriente máxima que puede suministrar la batería (Ecuación 3$Corrient{e}_{max}=\mathrm{C}\mathrm{t}\bullet \mathrm{C}$).

donde: Corriente _max : Capacidad de corriente máxima que puede suministra la batería (A), Ct: Intensidad de descarga constante (adimensional).

La tasa de descarga de la batería utilizada es de 50 C, lo que indica que el suministro de corriente máxima es de 200 A. Por lo tanto, la batería puede alimentar el sistema de potencia (ESC), control, comunicación y sensores, (mientras no excedan 200 A de corriente).

Para realizar el cálculo del tiempo de vuelo, se tiene en cuenta el consumo de los motores, ya que el resto de los componentes no consume demasiada corriente (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ) y se considera que los vehículos estarán al 50 % del consumo máximo, en vuelos de avance horizontal, 20 % en vuelos axiales ascendentes y 20 % en vuelos a punto fijo (Serrano y Pérez, 2017SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full ). Para calcular el tiempo de vuelo se utilizó la ecuación 4$T=\frac{\mathrm{C}\mathrm{a}\mathrm{p}\bullet Vol}{Pt}$.

donde: T: Tiempo estimado de vuelo (h), Cap: Capacidad de almacenaje de la batería (mAh), Pt: Consumo total de los motores (W), Vol: voltaje de la batería (v).

De acuerdo con el cálculo del tiempo de vuelo y la corriente máxima que puede suministra la batería, se escogió una batería de 400 mAh 3S (3 celdas), con voltaje nominal (11.1 v) y una intensidad de descarga constante de 50C, la cual genera un tiempo de vuelo de 7 minutos (teóricamente) y una intensidad de descarga de 200(A), suficiente para suministrar a los motores, la controladora y la cámara.

Un factor que está relacionado con el peso, es la resistencia mecánica y la fatiga de los materiales del chasis, aunque existen una gran cantidad de materiales baratos y de bajo peso, muchos de ellos no son apropiados, debido a que su resistencia mecánica no es la adecuada (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es ).

El chasis o “frame”, es la estructura en la cual se colocan todos los componentes. El centro del chasis consta de elementos que soportan a los componentes electrónicos como la controladora, los receptores (RC, telemetría), GPS, la batería y la cámara. Por otro lado, en los brazos están montados los controladores de velocidad ESC, motores y hélices (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ).

Los factores que se utilizan para elegir el correcto chasis son: el tamaño de la hélice y el espacio que ocupan los diferentes módulos electrónicos (Navarro, 2019NAVARRO, R. D.: Análisis de un Sistema de Vuelo de Rpas con Controladora Px4 y Subsitema de Visión, , Universidad Carlos III de Madrid. Tesis de Licenciatura, España, 111 p., 2019, Disponible en:https://e-archivo.uc3m.es/handle/10016/30300 ). La estructura del chasis debe tener una distancia entre motores igual al diámetro de la hélice, más una distancia de seguridad, que evitar que las hélices no choquen (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].).

En el mercado, se encuentra disponibles estructuras de distintas configuraciones, tamaños y materiales, los cuales poseen diferentes propiedades mecánicas. (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). Analizando las dimensiones y costos requeridos, se eligió el chasis f330, debido a que permite colocar motores con hélices de 8 pulgadas (20.32 cm), asegurando que las hélices no choquen entre sí (Figura 1). El chasis f330, permite colocar componentes, como la controladora, GPS, módulo de telemetría y cámara, además, es configurable con el modo de vuelo Cross Style (para fotografía) (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].).

El análisis mecánico se realizó con la finalidad de asegurar la resistencia estructural de la aeronave conforme al peso que soportará. En la Figura 2 se muestra el chasis dibujado en el software Solid Works, el cual se sometió al análisis de simulación de esfuerzos. El material elegido para la simulación fue “Nailo 101”, y con un mallado de 0.5 mm.

Se aplicó una fuerza en cada extremo de los brazos del chasis de 4.9 N, tomando en cuenta que el peso máximo es de 2 kg (se multiplicó la masa por la aceleración de la gravedad, resultando 19.62 N), esta fuerza se dividió entre los 4 motores y se aplicó en la posición correspondiente a cada uno. La sección (A) de la Figura 2 se fijó durante la simulación, para encontrar la tensión de Von Mises en cada brazo (Figura 3)

Con la simulación de esfuerzos en el chasis, se obtuvo la tensión mínima y máxima de Von Mises (Figura 3), una magnitud física proporcional a la energía de distorsión según Serrano y Pérez (2017)SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full , calculada mediante la ecuación 5${\sigma }_{VM}=\sqrt{\frac{{(\mathrm{\sigma }\mathrm{x}\mathrm{x}-\mathrm{\sigma }\mathrm{y}\mathrm{y})}^2+{(\mathrm{\sigma }\mathrm{y}\mathrm{y}-\mathrm{\sigma }\mathrm{z}\mathrm{z})}^2+{(\mathrm{\sigma }\mathrm{z}\mathrm{z}-\mathrm{\sigma }\mathrm{x}\mathrm{x})}^2\mathrm{}}{2}}$.

donde: 𝜎_VM: Tensión de Von Mises (N/m²),𝜎𝑥𝑥, 𝜎𝑦𝑦, 𝜎𝑧𝑧: Tensiones principales del tensor tensión en un punto de un sólido deformable (N/m²).

Con los valores de la tensión máxima de 7.551e+06 N/m², obtenidos de la simulación y el límite elástico del material de 6.000e+07 N/m², se calculó el factor de seguridad (FS) (FS= $\frac{\mathrm{}\mathrm{\sigma }\mathrm{ }\mathrm{l}\mathrm{i}\mathrm{m}\mathrm{i}\mathrm{t}\mathrm{e}\mathrm{ }\mathrm{d}\mathrm{e}\mathrm{l}\mathrm{ }\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{t}\mathrm{e}\mathrm{r}\mathrm{i}\mathrm{a}\mathrm{l }\left(\mathrm{v}\mathrm{o}\mathrm{n}\mathrm{M}\mathrm{i}\mathrm{s}\mathrm{e}\mathrm{s}\right)}{\mathrm{\sigma }\mathrm{ }\mathrm{c}\mathrm{a}\mathrm{l}\mathrm{c}\mathrm{u}\mathrm{l}\mathrm{a}\mathrm{d}\mathrm{o}\mathrm{ }\left(\mathrm{v}\mathrm{o}\mathrm{n}\mathrm{M}\mathrm{i}\mathrm{s}\mathrm{e}\mathrm{s}\right)}$ ), resultando un valor de 7.95, un factor entre los limites recomendado por Serrano y Pérez (2017)SERRANO, C. C.;PÉREZ, O.: Análisis, Diseño Estructural y Construcción de un Dron para la Detección de Minas Antipersona,[en línea], Universidad Politécnica de Catalunya, España, 306 p., 2016 Disponible en:https://upcommons.upc.edu/handle/2117/102000?show=full .

Con el modelo del prototipo del RPAS en Solid Works (CAD), se calculó el centro de masa, que permite, identificar anomalías del ensamblaje y rectificar la posición de los componentes. Un centro de masa por arriba del eje horizontal de las hélices ocasionará un desbalanceo en el vuelo y necesitara un mejor ajuste en el control PID, pero si se tiene un centro de masa por debajo, en el ajuste del control PID los valores tendrán un rango más amplio de ajuste (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].). En la Tabla 4 se muestra, los valores obtenidos del cálculo del centro de masa en Solid Works

Vargas (2015)VARGAS,F. L. M.: Desarrollo de algoritmos para el seguimiento de trayectorias de un quadrotor utilizando técnicas modernas de control con álgebra lineal, , Escuela Politécnica Nacional, Tesis de Licenciatura, Ecuador, 101p., 2015 Disponible en:http://bibdigital.epn.edu.ec/handle/15000/11668 menciona que, para que el RPAS pueda volar correctamente, el centro de masa debe estar situado en el centro de la estructura. Como se observa en la Tabla 4, el centro de masa en eje “X” y “Y”, no está geométricamente centrado, debido a la ubicación de los dispositivos, GPS, sensor RGB y batería, por lo que fue necesario ajustar el control PID del RPAS (Berra, 2016BERRA,V. E.: "Cálculo de variables de control PID para Drones Cuadcopter". Reaxión, Revista de divulgación tecnológica, 1 (9): 29 de septiembre de 2016, ISSN: 2007-7750).

El sistema de control tiene la función de evaluar continuamente el estado del RPAS y es el encargado de gestionar las funciones de navegación y control. Es considerado el cerebro del UAV, ya que ejerce un control directo sobre su comportamiento. Es responsable de la estabilización y la navegación de la aeronave, en modo de vuelo automático y en modo de vuelo manual. (Santana, 2017SANTANA, C. E. E.: Propuesta de Sistema Multi-UAV para Aplicaciones de Cobertura de Area, Universitat Autónoma de Barcelona, Tesis de Doctorado, España, 154P,. 2017, Disponible en:https://www.tdx.cat/bitstream/handle/ 10803/456309/eesc1de1.pdf?sequence=1&isA )

En la Figura 4, se muestra el diagrama del sistema de control del RPAS con las características necesarias para cumplir con los objetivos planteados, como es el uso de sensores para su geolocalización (GPS, IMU, barómetro y brújula) y comunicación (telemetría y radiocontrol).

El controlador utilizado fue el Pixhawk, basado en el proyecto independiente de hardware libre de Ardupilot, un controlador de vuelo de alta calidad al menor precio posible (Nistal, 2017NISTAL, L. J.: Diseño de un Drone Programable de Bajo Coste, , Escuela Técnica Superior de Ingenieros Industriales y de Telecomunicaciones. Tesis de maestría, España, 132 p., 2017, Disponible en:https://repositorio.unican.es ). Este controlador cuenta con todas las funciones mencionadas de geoposicionamiento, control y comunicación (Pei et al., 2019PEI,H. C.; DER, M. M.; JAW, K. S. E.: "Design, Manufacturing, and Flight Testing of an Experimental Flying Wing UAV", Applied Sciences, 9(15): 28 de julio de 2019, DOI: : https://dx.doi.org/10.3390/app9153043.).

Para realizar la construcción del RPAS, se monto del chasis, para disponer de la estructura en donde se ensamblaron todos los componentes, y montaron los motores en los extremos de los brazos (Figura 5).

La controladora de vuelo pixhawk se situó en el centro del chasis, para que los acelerómetros y giroscopios funcionen correctamente (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ), orientada con la flecha, apuntando hacia la parte delantera del vehículo (Figura 6) (Bonney et al., 2020BONNEY, B.; SIDDHARTH, B. P.; SHAMAEV, E.; WALSER, J.; GONÇALVES, L. V.; OLSON, C.O.; QUILTER, S.: https://ardupilot.org/ [en línea] Disponible en: https://ardupilot.org/ardupilot/index.html [Consulta: 19 de agosto del 2020].). La controladora se montó con almohadillas de espuma amortiguadoras de vibraciones.

Los variadores de velocidad ESC, se colocaron en los brazos del chasis. El GPS se situó, en el lado derecho de la controladora de vuelo, sujetándolo con tornillos (Figura 6).

La cámara se sujetó a una base antivibración con cojinetes, para disminuir el movimiento y evitar distorsiones en las fotografías (Figura 7).

En la Figura 8 se muestra el cuadricóptero, ensamblado con todos los componentes: controladora (Pixhawk), GPS, batería, variadores de velocidad (ESC), motores, hélices y sensor RGB (cámara). Se utilizó una carcasa en la parte superior, para evitar que los componentes estuvieran en contacto con él polvo, generado por el movimiento de las hélices.

En este apartado se detalla cómo se realizó toda la conexión eléctrica y electrónica del cuadricóptero desarrollado y como se distribuye la energía y las señales de la controladora de vuelo.

Como se observa en el diagrama general de conexión (Figura 9), la batería se encarga de subministrar energía a la controladora y a los ESC, mediante el módulo de poder. Además, el módulo de poder distribuye la potencia de entrada de la batería hacia los 4 controladores de velocidad (ESC).

La controladora de vuelo alimenta al receptor de radio control, el GPS, el zumbador, la cámara, el módulo de telemetría y el led RGB. La controladora tiene puertos específicos para los componentes, en los cuales, se menciona el dispositivo a conectar y cada dispositivo contiene un conector con el número correcto de pines, para ser encajado.

Los cables de control de los ESC se colocaron en los puertos PWM de la controladora (1-4, respectivamente), el cable de disparo automático de la cámara se conectó en el puerto 51 y el receptor de radio control en el puerto RC (Figura 10). Se puede observar, que la parte superior corresponde a la masa (-), la parte de en medio a la alimentación (+5v) y la parte de abajo a la señal PWM que envía o recibe la controladora.

El número de ESC, corresponde al número de motor de la Figura 11, los cables de señal PWM de los ESC, se colocaron de acuerdo con el número de motor en los puertos 1-4 de la controladora de vuelo.

Los ESC suministran energía a los motores mediante una señal trifásica (Figura 12) (Fernández et al., 2016FERNÁNDEZ, B. H. A.; TORRES, I. J.; RAMÍREZ, U.: Diseño, Construcción y Control de una Aeronave Tipo Dron, , Universidad Nacional Autónoma De México, Tesis de Licenciatura, Mexico:, 248 p.,2016, Disponible en:http://www.ptolomeo.unam.mx ). Los ESC y los motores poseen 3 cables L1, L2 y L3, que se conectaron entre sí (sin importar el orden o color). Los motores son capaces de girar tanto en el sentido horario (CW) como en sentido antihorario (CCW), el giro correcto de cada uno se muestra en la Figura 11, para ajustar el giro de los motores, se intercambiaron la L1 y L2 de los motores, que van a los ESC.