Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible

Equation Chapter 1 Section 1 Proyecto Fin de Carrera Grado en Ingeniería Aeroespacial Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Autor: Guillermo Hernández Lorente Tutor: Carlos Bordons Alba Dpto. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 iii Trabajo de Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Autor: Guillermo Hernández Lorente Tutor: Carlos Bordons Alba Catedrático Dep. Ingeniería de Sistemas y Automática. Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2020 v Proyecto Fin de Carrera: Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Autor: Guillermo Hernández Lorente Tutor: Carlos Bordons Alba El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2020 El Secretario del Tribunal vii Agradecimientos A Blanca y a mi familia por apoyarme en todo lo que me he propuesto y ayudarme a conseguirlo. A Carlos Bordons y Juan José Márquez por su implicación en mi trabajo y permitirme sacarlo adelante a pesar de las circunstancias adversas que nos ha tocado vivir este año. A mis amigos, Luca Alda y Francesco Sabiu, por estar siempre cuando les he necesitado y ayudarme en todo lo que han podido con este trabajo. ix Resumen En el trabajo que se va a a desarrollar a continuación se explica, de forma detallada, la hibridación de una pila de combustible (PEMFC) Nexa 1200 con 7 baterías de tipo Li-ion, cuyo objetivo es la propulsión de una aeronave, en este caso un tilt-rotor. Para llevar a cabo este proceso, se diseñarán dos tipos de controladores, uno activo, en el cual contaremos con un convertidor elevador DC/DC BEV4 entre la pila de combustible y el bus de potencia, y uno pasivo, en el cual la pila se conectará directamente al bus. Finalmente, se realizará una simulación de la bancada de ensayos real en la que poder probar ambos métodos, cuyos resultados se recogen en este documento. xvii ÍNDICE DE FIGURAS Figura 1-1-1. Esquema básico del circuito 2 Figura 2-1. Funcionamiento básico la célula de combustible, 6 Figura 2-2. Conjunto de células dentro de la pila, 6 Figura 2-3. Pila ensamblada y lista para funcionar 7 Figura 2-4. Pila ensamblada y lista para funcionar 7 Figura 2-5. Proyecto Antares H2 10 Figura 2-6. Proyecto Ion Tiger 10 Figura 2-7. Proyecto HK36 Super Dimona 11 Figura 2-8. Proyecto EAV-2 11 Figura 2-9. Proyecto SIVA 12 Figura 2-10. Proyecto ALO 12 Figura 2-11. Proyecto TR-60 13 Figura 2-12. Proyecto Zephyr 7 13 Figura 2-13. Proyecto Skeldar V-200 13 Figura 2-14. Proyecto Lipán M3 14 Figura 2-15. Proyecto Stardust II R13 14 Figura 2-16. RQ-2 Pioneer 15 Figura 2-17. Proyecto Phoenix 16 Figura 2-18. Proyecto de Intelligent Energy 17 Figura 2-19. Proyecto Hycopter 17 Figura 2-20. Proyecto Narwhal 2 17 Figura 2-21. Proyecto Ballard 18 Figura 2-22. Proyecto MFD 3000 18 Figura 2-23. Proyecto DS30 19 Figura 3-1. Curva de polarización teórica de la Nexa 1200 22 Figura 3-2. Detalles de las conexiones en la PEMFC 23 Figura 3-3. Sistema completo montado 24 Figura 3-4. Portátil con el software instalado 24 Figura 3-5. Curva de polarización real de la Nexa 1200 25 Figura 3-6. Tarjeta PCI-6229 28 Figura 3-7. Conexión de las placas CB68-LP 28 Figura 3-8. Conexión de las placas CB68-LP a la torre 29 Figura 3-9. Conexión en la torre 29 Figura 3-10. Programa de caracterización de las placas (1) 30 Figura 3-11. Programa de caracterización de las placas (2) 30 Figura 4-1. Cálculo del SOC (1) 33 Figura 4-2. Cálculo del SOC (2) 34 Figura 4-3. Fórmulas de las curvas de potencia 34 Figura 4-4. Interpolación de las tensiones (1) 35 Figura 4-5. Interpolación de las tensiones (2) 35 Figura 4-6. Interpolación de las tensiones (3) 35 Figura 4-7. Interpolación de las tensiones (4) 35 Figura 4-8. Signo de la potencia (1) 36 Figura 4-9. Signo de la potencia (2) 36 Figura 4-10. Modelado de la FC (1) 37 Figura 4-11. Modelado de la FC (2) 37 Figura 4-12. Controlador pasivo 38 Figura 4-13. Panel frontal del controlador pasivo 38 Figura 4-14. Ejemplo de gráfica en el controlador pasivo 39 Figura 4-15. Toma de datos en el diagrama de bloques 39 Figura 4-16. Modelado del convertidor (1) 40 Figura 4-17. Modelado del convertidor (2) 40 Figura 4-18. Modelado del convertidor (3) 41 Figura 4-19. Modelado del convertidor (4) 41 Figura 4-20. Controlador activo 41 Figura 4-21. Panel frontal del controlador activo 42 Figura 4-22. Ejemplo de gráfica en el controlador activo 42 Figura 4-23. Toma de datos en el diagrama de bloques 42 Figura 5-1. Comparativa de potencias 47 Figura 5-2. Comparativa de tensiones 47 Figura 5-3. Comparativa de intensidades 48 Figura 5-4. SOC de las baterías 48 Figura 5-5. Normal litros de H2 consumidos 48 Figura 5-6. Comparativa de potencias 49 Figura 5-7. Comparativa de tensiones 49 Figura 5-8. Comparativa de intensidades 50 Figura 5-9. SOC de las baterías 50 Figura 5-10. Normal litros de H2 consumidos 50 Figura 5-11. Comparativa de potencias 51 Figura 5-12. Comparativa de tensiones 51 Figura 5-13. Comparativa de intensidades 52 Figura 5-14. SOC de las baterías 52 Figura 5-15. Normal litros de H2 consumidos 52 xix Figura 5-16. Comparativa de potencias 53 Figura 5-17. Comparativa de tensiones 53 Figura 5-18. Comparativa de intensidades 54 Figura 5-19. SOC de las baterías 54 Figura 5-20. Normal litros de H2 consumidos 54 Figura 5-21. Comparativa de las tensiones del convertidor con la pila encendida 55 Figura 5-22. Comparativa de las intensidades del convertidor con la pila encendida 55 Figura 5-23. Comparativa de la intensidad de salida del convertidor con el regulador 55 Figura 5-24. Comparativa de potencias 56 Figura 5-25. Comparativa de tensiones 57 Figura 5-26. Comparativa de intensidades 57 Figura 5-27. SOC de las baterías 57 Figura 5-28. Normal litros de H2 consumidos 58 Figura 5-29. Comparativa de las tensiones del convertidor con la pila encendida 58 Figura 5-30. Comparativa de las intensidades del convertidor con la pila encendida 58 Figura 5-31. Comparativa de la intensidad de salida del convertidor y el regulador 59 Figura 5-32. Comparativa de potencias 59 Figura 5-33. Comparativa de tensiones 60 Figura 5-34. Comparativa de intensidades 60 Figura 5-35. SOC de las baterías 60 Figura 5-36. Normal litros de H2 consumidos 61 Figura 5-37. Comparativa de las tensiones del convertidor con la pila encendida 61 Figura 5-38. Comparativa de las intensidades del convertidor con la pila encendida 61 Figura 5-39. Comparativa de la intensidad de salida del convertidor y el regulador 62 Notación PEMFC Pila de combustible de intercambio protónico UAV Vehículo aéreo no tripulado Li-Po. Polímero de litio MTOW Peso máximo de despegue MPL Máxima carga de pago Pnom Potencia nominal del sistema híbrido RCS Software de control remoto Uinsp Set Point de la tensión de entrada Uoutsp Set Point de la tensión de salida Iinsp Set Point de la intensidad de entrada Ioutsp Set Point de la intensidad de salida Uinav Actual value de la tensión de entrada Uoutav Actual value de la tensión de salida Iinav Actual value de la intensidad de entrada Ioutav Actual value de la intensidad de salida SOC Estado de carga de las baterías Reg_Iout_Conv Regulador de la intensidad de salida del convertidor Vin_Conv Tensión de entrada del convertidor Vout_Conv Tensión de salida del convertidor Iin_Conv Intensidad de entrada del convertidor Iout_Conv Intensidad de salida del convertidor P_Ref Potencia de referencia V_Ref Tensión de referencia V_FC Tensión de la pila 21 1 1 DESCRIPCIÓN Y OBJETIVOS n este primer apartado se realizará una breve descripción del problema que estudiaremos, así como los objetivos del mismo y el método utilizado para lograrlos. 1.1 Descripción general En este estudio, llevaremos a cabo la integración de una pila de combustible de intercambio protónico (PEMFC), la Nexa1200, en un sistema híbrido de energía para la propulsión de una aeronave. Este sistema híbrido llevará integrada por un lado la pila de combustible y por otro un sistema de baterias Liion, siendo el objetivo la realización de una bancada de ensayos donde poder probarlo y establecer diferentes tipos de hibridación, siendo en un caso las baterías las que proporcionen la potencia necesaria requerida por el motor, entrando en juego la pila cuando estas estén descargadas a un cierto nivel, por un lado, cargándolas y por otro continuando con la alimentación del motor. Veremos como a ciertos niveles de potencia esto no siempre podrá ser posible. Otro caso posible es en el que sea la pila la que lleve el peso de la propulsión, usándose las baterías para controlar los picos de potencia en ciertas fases de vuelo, dado que la dinámica de la pila es mucho más lenta, y se puede ver afectada por estos picos repentinos. Estos diferentes modos de propulsión se ensayarán en la bancada y sacaremos conclusiones acerca de su viabilidad. En primer lugar, utilizaremos un control activo de la pila. Dado que las baterías dan una tensión constante, y que la de la pila es variable, se implentará un convertidor DC/DC unidireccional entre la pila y el bus de potencia, con el objetivo de proporcionar una tensión de salida constante desde la pila. En este caso usaremos el BEV4, para el cual diseñaremos un controlador en LabVIEW con el objetivo de prever los posibles cambios en la tensión proporcionada por la pila. Por otro lado, diseñaremos también un control pasivo de la pila para el caso en el que las baterías lleven el peso de la propulsión. En este caso no tendremos un convertidor entre la pila y el bus, por lo que la conexión será directa y habrá que tener cuidado a la hora de controlar la variación en la tensión de salida de la pila, ya E Esto es una cita al principio de un capítulo. - El autor de la cita - Descripción y objetivos 2 que si se pasa de unos límites admisibles podría poner en riesgo a otros elementos del circuito. A continuación, se muestra un esquema básico del circuito general: Figura 1-1-1. Esquema básico del circuito 1.2 Objetivos Los principales retos a los que nos enfretamos en este trabajo son: 1. Integrar la pila de combustible en el motor de una aeronave inicialmente alimentada con baterías. 2. El control en tiempo real de las referencias del convertidor DC/DC elevador de tensión (BEV4) utilizado para adecuar la tensión de salida de la pila hasta los valores requeridos por del bus de potencia, logrando que la pila de hidrógeno funcione siempre dentro de los rangos de potencia encuadrados en la zona lineal de su curva de polarización. 3. El control de la pila para el caso en el que no dispongamos de un convertidor que regule la tensión de salida de la PEMFC. 1.3 Estrategia Los pasos llevados a cabo para conseguir estos objetivos son: 1. En el segundo capítulo hacemos una revisión de la situación actual del objeto de estudio. 2. En el tercer capítulo realizamos una caracterización de la pila Nexa1200, del convertidor BEV4, así como pruebas sobre los mismos para comprobar su estado. 3. En el cuarto capitulo se desarrollan los algoritmos que regirán el comportamiento de los controladores activo y pasivo, incluyendo su implementación en LabVIEW. 4. En el quinto capítulo se documentarán las pruebas realizadas de forma simulada para comprobar la validez de ambos sistemas, destacando las ventajas e inconvientes de cada uno. 5. En el sexto y último capítulo se realizará una conclusión, y se abrirá la puerta a futuras líneas de trabajo. 3 3 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Estado del arte 10 Figura 2-5. Proyecto Antares H2, [12] 2. Ion Tiger: Este UAV, desarrollado por el Naval Research Laboratory, está propulsado íntegramente por una PEMFC de la compañía Protonex. En una de sus pruebas de resistencia llegó a durar 48 horas. En este caso, fue propulsado por hidrógeno líquido criogénico en lugar de gas hidrógeno almacenado en un tanque de alta presión. Los increíbles resultados de esta prueba de resistencia se deben a que el hidrógeno líquido es tres veces más denso que el gaseoso, lo que permite almacenar más cantidad de energía. Figura 2-6. Proyecto Ion Tiger, [13] 3. HK 36 Super Dimona: Este planeador motorizado durante toda su historia con motores de pistón, fue el avión que Boeing decidió utilizar para realizar un vuelo íntegramente propulsado con pila de combustible. En el proyecto participaron cinco socios: Diamond Aircraft of Austria suministró el avión, Intelligent Energy del Reino Unido, empresa de la que hablaremos más adelante, proporcionó el hardware y el soporte técnico de la PEMFC; Sener diseñó y construyó una unidad controladora de pila de combustible para ser utilizada en actividades de investigación; Aerlyper integró el motor eléctrico en el avión; y ATP suministró el motor, las baterías y los controladores para completar el sistema de propulsión eléctrica y realizar las pruebas de vuelo. 11 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 2-7. Proyecto HK36 Super Dimona, [14] 4. EAV-2: Este UAV, desarrollado por el Instituto de Investigación Aeroespacial de Corea (KARI), fue construido con el objetivo de probar el paquete de energía combinado de energía solar, pila de combustible y la batería. KARI diseñó el vehículo para que este tuviera un perfil con bajo número de Reynolds, una estructura muy ligera, y una célula solar de tipo monocristalino en la superficie del ala, como se puede observar en las imágenes. Figura 2-8. Proyecto EAV-2, [15] 5. SIVA: Construido por el Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial (INTA), este sistema aéreo no tripulado pionero en España, realiza misiones de reconocimiento, vigilancia y adquisición de blancos desde el año 2006 en distintos campos de maniobra de la península. Tras las buenas prestaciones proporcionadas mediante un motor de combustión, el INTA decidió iniciar el estudio de una segunda fase de este proyecto, incluyendo las tecnologías de pilas de combustible con el fin de evaluar la viabilidad de incluir un motor eléctrico impulsado por la energía suministrada por una PEMFC. Estado del arte 12 Figura 2-9. Proyecto SIVA, [16] [17] 6. ALO: Plataforma aérea no tripulada de medio alcance que puede operar de forma completamente autónoma desde pistas no preparadas y que puede ser utilizada en multitud de aplicaciones. En este caso el sistema de propulsión es un motor de combustión interna. Figura 2-10. Proyecto ALO, [18] 7. TR-60: Este UAV es característico debido a la versatilidad que ofrecen los rotores basculantes que posee en las alas, lo que no lo convierte ni en un avión de ala fija ni en un helicóptero, y está diseñado para una gran variedad de funciones militares y civiles. Las funciones propuestas para el TR-60 incluyen búsqueda y rescate, apoyo humanitario, reconocimiento general, transporte de suministros y mercancías a distancia, retransmisión de comunicaciones y supervivencia. 13 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 2-11. Proyecto TR-60, [19] 8. Zephyr 7: Airbus llevó a cabo la construcción de este Pseudosatélite de Gran Altitud (High Altitude Pseudo-Satellite – HAPS) que completó con éxito una prueba que consistió en más de 11 días de vuelo sin interrupción. Este HAPS funciona utilizando exclusivamente energía solar, que le permite propulsarse por el día, y recargar una batería que abastece un motor eléctrico, que es el encargado de la propulsión nocturna. El vuelo fue muy exigente, ya que tuvo que lidiar con días más cortos y noches más prolongadas. Figura 2-12. Proyecto Zephyr 7, [20] 9. Skeldar V-200: Este UAV de despegue y aterrizaje vertical de alcance medio (VTOL) está desarrollado por el Grupo Saab. Es capaz de ser lanzado desde la cubierta de cualquier barco, y ofrece inteligencia y vigilancia en tiempo real. El Skeldar V-200 también se utiliza para la evaluación instantánea de daños en batalla y el control de fuego indirecto. Se puede utilizar ocasionalmente para soporte logístico y transferencias de barco a barco o de barco a tierra en condiciones climáticas adversas. Este UAV está propulsado también por un motor de combustión interna. Figura 2-13. Proyecto Skeldar V-200, [21] 10. Lipán M3: Este vehículo aéreo no tripulado fue creado por las Fuerzas Armadas de Argentina. Además de ser utilizado para reconocimiento, este UAV es capaz de recibir y analizar datos sobre las características geofráficas de la zona de estudio, con el objetivo de obtener datos sobre el clima y las condiciones meteorológicas, que a su vez se sunma a la amplia funcionalidad que posee, en la que podemos incluir fines civiles, pero sólo bajo la supervisión de representantes militares. Está equipado con dispositivos de telemetría moderna, una cámara de alta resolución y posicionamiento global, que le permite recibir y manipular grandes cantidades de datos. Estado del arte 14 Figura 2-14. Proyecto Lipán M3, [22] 11. Stardust II R13: Construido por IDETEC UAV Chile, esta versión incluye dispositivos para adquisición de imágenes con cámara multiespectral para agricultura de precisión, cámara RGB y sistema de transmisión de video en tiempo real. Este UAV está propulsado íntegramente por un motor eléctrico. Figura 2-15. Proyecto Stardust II R13, [23] 12. RQ-2 Pioneer: Este vehículo representa uno de los primeros dispositivos de vigilancia no tripulados de la Marina de los EE. UU. A pesar de ser diseñado originalmente en conjunto por las compañías israelíes AAI Corp. e Israel Aircraft Industries, la Armada adaptó el diseño original para una operación que se desplegaba desde acorazados, para posteriormente ser adoptado por la Infantería de Marina para operaciones en tierra. El sistema UAV de Pioneer realiza una gran variedad de misiones de reconocimiento, vigilancia, adquisición de objetivos y evaluación de daños en batalla. La baja sección transversal del radar y la versatilidad del control remoto proporcionan un alto grado de cobertura para la aeronave. 15 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 2-16. RQ-2 Pioneer, [24] Organización Aeronave b(m) Peso(kg) H(m) V(km/h) SdP Pgen(kW) A(h) DLR Antares- H2 20 460 2560 175 PEMFC 33 - NRL Ion Tiger 5,2 16 - - Protonex FC 0,55 26 BRTE HK 36 Super Dimona 16,3 800 1000 100 PEMFC + B(Li-ion) 20 0,33 KARI EAV-2 7 18 5000 43 FC+CS+B - 22,3 INTA SIVA 5,8 300 - 180 CI 37 6 INTA ALO 3,5 60 4000 115 CI 11,2 8 KARI TR-60 5 210 150 250 TP 41 - Airbus Zephyr 7 22,5 53 21000 56 Motor eléctrico + CS 0,9 336 SAAB Skeldar V-200 Helicopter 235 3000 140 CI 41 6 FA Argentina Lipán M3 4,38 60 2000 80 CI 13,1 5 IDETEC Chile Stardust II R13 3,2 3,7 4000 65 Motor eléctrico (LiPo Bat.) - 2 AAI, IAI RQ-2 Pioneer 5,2 205 4600 200 CI 19 - Tabla 2-1. Ejemplos de UAVs con sus respectivos sistemas de propulsión Estado del arte 16 b: Envergadura H: Altura máxima de vuelo SdP: Sistema de potencia A: Autonomía B: Baterías CS: Células solares CI: Motor de combustión interna TP: Turbo-propeller Por otro lado, si nos ceñimos al mundo de los drones, encontramos una gran variedad comercial. Nosotros nos vamos a centrar en los propulsados mediante pilas de combustible. Debido al desarrollo y la optimización en estos últimos años a la hora de implementar este sistema de potencia en drones, gran cantidad de empresas han tomado la decisión de empezar a producirlos. Este tipo de dron tiene varias ventajas con respecto a los propulsados por batería. La más característica es que potencia generalmente la autonomía, ya que algunos de los que mencionaremos posteriormente pueden durar hasta 4 veces más tiempo en vuelo y tener una cobertura de área 16 veces mayor. Estos drones también se caracterizan por una gran facilidad a la hora de realizar el repostaje, debido a la facilidad para rellenar el depósito de hidrógeno, así como una gran flexibilidad en relación con el tipo de misión, debido a que algunos de estos drones comerciales poseen depósitos de diferentes tamaños, lo que optimiza el peso de la misión. Respecto a los motores de combustión interna, las pilas de combustible también proporcionan gran cantidad de ventajas. Para empezar, el hidrógeno es una fuente de energía segura y fácilmente disponible. Por otro lado, el ruido es reducido, en comparación con la combustión interna, lo que da como resultado altitudes de vuelo más bajas aceptables. También es destacable que las celdas de combustible funcionan de manera más eficiente a grandes altitudes que los motores de combustión interna, lo que permite su uso efectivo en regiones montañosas. Por último, una de las características más significativas es que las celdas de combustible no producen emisiones, lo cual se va convirtiendo en primordial con el paso de los años. Realizaremos una selección y comentaremos sus características funcionales más reseñables: 1. Phoenix: Este dron creado por Spectronik se caracteriza por sus 6 hélices, todas de 76,2 cm de diámetro. Usa una pila de combustible Protium 2000 hibridada con una batería 9S Li-Po de 5000mAh. Figura 2-17. Proyecto Phoenix, [25] 2. Intelligent Energy: Esta empresa tiene 3 tipos de drones, ambos caracterizados por 4 hélices, en función de la potencia a la que trabajan: 650, 800 y 2400 W. Las pilas de combustibles utilizadas, creadas por la misma empresa varían en tamaño y peso, siendo la primera de 2415 cm3 y 0,8 kg, la segunda de 2745 cm3 y 0,9 kg y la última de 13182 cm3 y 4,4 kg. Las baterías a las que se hibridan en este caso las pilas tienen una capacidad de 1300mAh, 1800 mAh y 3300 mAh respectivamente. En el 17 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible último caso son 2 baterías en serie de 6S. En la tabla los datos se refieren únicamente al sistema de propulsión. MTOW pasa a ser el peso del sistema de propulsión. Figura 2-18. Proyecto de Intelligent Energy, [26] 3. Hycopter: Este dron de la empresa HES tiene 6 hélices, dispuestas en torno al centro de gravedad de forma circular y está alimentado con una pila de combustible hibridada con baterías de tipo LiPo, que son las que permiten alcanzar los picos de potencia. Figura 2-19. Proyecto Hycopter, [27] 4. Narwhal 2: En este caso, el dron fabricado por la empresa BSHARK, consta de 4 hélices, dispuestas con un ángulo de 90º entre ellas. Figura 2-20. Proyecto Narwhal 2, [28] Estado del arte 18 5. Ballard: Este caso es análogo al de la empresa Intelligent Energy. Posee 2 tipos de dron caracterizados por una disposición de sus hélices análoga a la anterior, y que se diferencian en la potencia suministrada: 650 y 1200W. Están propulsados por una pila FCair de la misma empresa, cuya potencia es complementada con la de una batería LiPo 6S. En la tabla los datos se refieren únicamente al sistema de propulsión. MTOW pasa a ser el peso del sistema de propulsión. Figura 2-21. Proyecto Ballard, [29] 6. MFD 3000: Fabricado por Watts Innovations, este dron posee 6 hélices, separadas entre sí por ángulos de 60º. Está propulsado por una pila de combustible de la empresa previamente mencionada Intelligent Energy, de 2400W. Figura 2-22. Proyecto MFD 3000, [30] 7. DS30: Este dron, fabricado por Doosan, posee 8 hélices, dispuestas de forma circular en torno al centro de masas. 19 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 2-23. Proyecto DS30, [31] Organización Dron H2(L) MTOW (kg) MPL (kg) Pnom(W) Vout(V) Autonomía (h) Spectronik Phoenix 9 21 2 2000 36-54 1,5 Intelligent Energy 1 - 11,3 - 650 19,6-25,2 - Intelligent Energy 2 - 11,5 - 800 19,6-25,2 - Intelligent Energy 3 - 15,7 - 2400 50-70 - HES Hycopter 5-9-12 15 2,5 1500 5-32 3,5 BSHARK Narwhal 2 3,5 8,8 2,2 - - 2 Ballard 1 - 1,8 - 650 24,5 - Ballard 2 - 4 - 1300 24,5 - Watts Innovations MFD 3000 6 20,9 4,5 - - 1 Doosan DS30 7-10,8 24,9 5 2600 - 2 Tabla 2-2. Ejemplos de drones propulsados por pilas de combustible MTOW: Peso máximo en despegue MPL: Máxima carga de pago Pnom: Potencia nominal del sistema híbrido Caracterización 26 3.2.1 Datos aportados po el fabricante Aquí se presenta una tabla con las especificaciones técnicas del convertidor DC/DC: Parámetros Valor Notas Entrada Potencia de entrada 4kW Pila de combustible Tensión de entrada 20-80 VDC Máxima intensidad de entrada 80A Capacidad Typ. 3630µF 100V Salida Tensión de salida Tensión de entrada-100 VDC Corriente de salida 0-65A Capacidad Tip. 1980µF 160V Parámetros electrónicos Frecuencia de cambio Aprox. 105kHz por etapa (Resumen 210 kHz) 1. Incremento => 0° 2. Incremento => 180° Static regulation - Precisión de control en estado estacionario - Precisión de la medida del voltaje - Precisión de la medida de corriente ±1% < ±2% < ±5% Eficiencia Tip. 98,0% @ Iin = 50A / Uin = 45V / Uout = 80V Tip. 97,4% @ Iin = 100A / Uin = 45V / Uout = 80V Fuente de alimentación auxiliar 12VDC ±15% 1A (2Apeak) Start-up interno DC/DC- Convertidor tip. 9,5V Potencia auxiliar Nom. 15W Durante incrementos tip. 24W Protección térmica (semiconductores) Tip. 110°C Reduciendo el ancho de pulso Límite interno de voltaje de salida Tip. 110VDC Temperatura de trabajo -15°C to +40°C Humedad relativa 95% Interfaz Comunicación Señales analógicas 0-10 VDC Tabla 3-2. Datos técnicos aportados por el fabricante 3.2.2 Marco teórico El BEV4 es un convertidor elevador unidireccional DC/DC. Este puede ser alimentado por un voltaje de entrada de 20-80 VDC, mientras que el máximo voltaje de salida es de 100 VDC. La entrada y salida de energía utilizan un sistema de tierra común (sin aislamiento galvánico). Un control de temperatura interno de la unidad de potencia limita la potencia de aumento si existe una refrigeración insuficiente (por ejemplo, con la unidad de ventilador bloqueada). Para el control del convertidor es necesaria una alimentación auxiliar de 12V. El convertidor se activa activamente mediante la entrada ON/OFF. 27 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Los parámetros de entrada y salida se pueden ajustar mediante setpoints analógicos (0-10 V). Los valores reales analógicos (0-10V) informan sobre los valores realmente existentes del convertidor. El convertidor elevador siempre regula el parámetro (Uin / Uout / Iin / Iout) máximo que se alcanza primero. Para hacer más llevadera la lectura del trabajo, se utilizarán las siguientes abreviaciones: - Set Point de la tensión de entrada: Uinsp - Set Point de la tensión de salida: Uoutsp - Set Point de la intensidad de entrada: Iinsp - Set Point de la intensidad de salida: Ioutsp - Actual value de la tensión de entrada: Uinav - Actual value de la tensión de salida: Uoutav - Actual value de la intensidad de entrada: Iinav - Actual value de la intensidad de salida: Ioutav 3.2.3 Prueba de caracterización Para realizar las pruebas del convertidor, necesitamos conocer de alguna forma los datos de las variables de entrada y salida del mismo, lo cual se hace mediante dos tarjetas de adquisición de datos, las cuales había que conocer como trabajaban antes de hacer las pruebas mencionadas, ya que no disponíamos del datasheet de las mismas. El primer paso fue la instalación de la tarjeta PCI-6229 de National Instruments en una torre del laboratorio, para lo cual también hubo que trabajar para poder encontrar los controladores que permitieron que fuera compatible. Esta tarjeta es la que nos va a permitir el proceso de adquisición de datos para poder hacer pruebas con el convertidor. Una vez realizado este proceso, se conectaron las dos placas CB-68LP de National Instruments a la tarjeta que ya hemos comentado. Estas tarjetas son las que irán posteriormente conectadas al convertidor, pero antes de hacerlo hay que comprobar que el proceso de adquisición de datos funciona adecuadamente. Para ello, se realizó en LabVIEW un programa básico de generación y adquisición de señales, para el cual se necesitaba un bloque llamado DAQ Assistant, que tras una larga búsqueda fue encontrado instalando la versión LabVIEW 2016 64bits y el paquete NI-DAQmx 16 y realizando una actualización para la vinculación de ambos. El primer programa, el de generación de señales, consistía simplemente en mandar 4 voltajes diferentes a las 4 posibles salidas que había en las placas mediante un bloque DAQ Assistant de generación de señales. Al no disponer del datasheet, hubo que detectar cuales eran concretamente las salidas mediante la medición de cada una de ellas con un polímetro. El segundo programa, el de adquisición de señales, se realizó incluyendo al anterior un bloque DAQ Assistant de adquisición de señales, y conectando las cuatro salidas previas a las cuatro entradas existentes, conseguimos detectar a que indicador numérico de LabVIEW le correspondía cada entrada de la placa. Caracterización 28 Figura 3-6. Tarjeta PCI-6229 Figura 3-7. Conexión de las placas CB68-LP 29 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 3-8. Conexión de las placas CB68-LP a la torre Figura 3-9. Conexión en la torre Caracterización 30 Figura 3-10. Programa de caracterización de las placas (1) Figura 3-11. Programa de caracterización de las placas (2) Una vez conocidas las entradas y salidas de estas placas, pudimos pasar a realizar las pruebas con el convertidor. 3.2.4 Resultados Debido a la imposibilidad de ir a los laboratorios para realizar las pruebas de caracterización por el COVID- 19, ha sido imposible sacar ningún tipo de resultado sobre las actuaciones del convertidor. 3.2.5 Conclusiones Como hemos comentado previamente, la ausencia de pruebas y por consiguiente de resultados, no nos ha permitido deducir ninguna conclusion sobre el convertidor elevador DC/DC BEV4. 31 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible 32 4 DISEÑO DE LOS CONTROLADORES Hay una fuerza motriz más poderosa que el vapor, la electricidad y la energía atómica: la voluntad -Albert Einsteinn este capítulo se realizará un desarrollo de los controladores diseñados en LabVIEW con el objetivo de modelar la hibridación entre la pila de combustible y las baterías. Debido a la pandemia del COVID-19 que ha asolado nuestro país durante este año, ha sido imposible completar la realización de la bancada de ensayos, y estos controladores, que originiariamente, estaban diseñados para conectarse a dispositivos reales, se han tenido que conectar a simulaciones de estos para poder llevar a cabo las pruebas de forma virtual. A continuación, se explicará también como se han diseñado estas simulaciones. 4.1 Modelado de los dispositivos Debido a la situación tan complicada por la que hemos pasado estos meses, se ha decidido modelar en LabVIEW el comportamiento de los siguientes dispositivos: 4.1.1 Baterías Las baterías que se utilizarían en la bancada real, serían análogas a las que aparecen en el Apéndice 1, cuyos valores más reseñables se comprimen en la siguiente tabla: Nombre ANR26650 Material LiFePO4 Empresa A123 SYSTEMS Dimensiones (mm) 26x65 (forma cilíndrica) Peso (g) 76 Capacidad nominal (Ah) 2,5 Capacidad minima (Ah) 2,4 Voltaje nominal (V) 3,3V Potencia (W/kg) 2600 Método de carga estándar recomendado 2,5 A a 3,6V, 60 min E 33 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Método de carga rápida al 80% SOC recomendado 10 A a 3,6V, 12 min Corriente máxima de descarga (A) 50 Temperatura de descarga (ºC) -30 a 55 Temperatura de almacenamiento (ºC) -40 a 60 Tabla 4-1. Datos técnicos aportados por el fabricante La idea original era trabajar con un pack de siete baterías como la mencionada anteriormente, todas conectadas en serie. Para llevar a cabo la simulación, se ha tomado como referencia la gráfica de descarga a potencia constante de las baterías que aparece en el datasheet del Apéndice 1, a partir del cual, se puede observar como en función del estado de carga (SOC) de las baterías, y de la potencia a la que estas están trabajando podemos conocer la tensión a la que se encuentran. Supondremos que las pruebas se llevarán a cabo a una temperatura de 23ºC, que es bastante razonable, para adecuarnos a las condiciones impuestas en el datasheet. Para poder llevar a cabo este modelado, primero se ha dimensionado para siete baterías la gráfica que aparece en el datasheet para una sola. El segundo paso ha sido obtener las funciones de las curvas que aparecen en esta gráfica para las diferentes potencias analizadas. Finalmente, se ha modelado en LabVIEW la interpolación de los valores de las tensiones a cada potencia, para así poder estimar la tensión a la que están trabajando las baterías en función de la potencia que están suministrando a tiempo real. Finalmente, una vez conocida la potencia y la tensión a la que están trabajando las baterías, podemos calcular la corriente que pasa por ellas. Por otro lado, para calcular el SOC de las baterías, se ha decidido usar la siguiente fórmula, extraída de [32] : 0 0 t tt n t I SOC SOC dt C (4-1) Para modelarlo, al ser simplemente esa integral una suma, hemos realizado dentro del bucle en el que se modelará el programa entero un bucle en el que se parte del valor al inicio de la misión, SOC(t0), y al que se le va sumando el valor de lo que hay dentro de la integral en función de la intensidad a la que están las baterías, cuyo cálculo ya se ha explicado. Se ha tomado como valor de la capacidad el mencionado anteriormente, 2,5 Ah, y como valor del rendimiento hemos tomado 0,87, en base a [34]. Por ultimo, el hecho de dividir entre 7200 es debido a que el bucle en el que está enmarcado todo este modelado itera cada 0,5 segundos y la capacidad está en Ah. A continuación, se observa la implementación en LabVIEW del proceso comentado previamente. Figura 4-1. Cálculo del SOC (1) Diseño de los controladores 34 Figura 4-2. Cálculo del SOC (2) Figura 4-3. Fórmulas de las curvas de potencia 35 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 4-4. Interpolación de las tensiones (1) Figura 4-5. Interpolación de las tensiones (2) Figura 4-6. Interpolación de las tensiones (3) Figura 4-7. Interpolación de las tensiones (4) Diseño de los controladores 42 Figura 4-21. Panel frontal del controlador activo Figura 4-22. Ejemplo de gráfica en el controlador activo Figura 4-23. Toma de datos en el diagrama de bloques 43 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible 45 5 DESARROLLO DE LAS PRUEBAS n este apartado desarrollaremos las pruebas que se realizaran de forma simulada, dada la imposibilidad a la hora de realizarlas de forma real, así como los resultados de las mismas para cada uno de los controladores que hemos diseñado. Por último, comentaremos brevemente las ventajas e inconvenientes de ambos controladores. 5.1 Descripción de las pruebas A la hora de diseñar las pruebas, hemos decidido que se ejecuten las mismas en ambos controladores para así poder realizar una comparativa de como actúa cada uno ante unas exigencias de potencia análogas. Esta comparativa no es del todo precisa, ya que, ante la posibilidad de regular la intensidad proporcionada por el convertidor elevador en el controlador activo, la potencia que proporcionará este último no será constante. Esto se debe a que también estamos interesados en conocer como se comporta este tipo de controlador ante cambios graduales en la Ioutsp. En las pruebas que se presentarán a continuación, se estudiarán varios factores: - Comparativa entre las tensiones de la PEMFC (Vin y Vout del convertidor en el caso del controlador activo), de las baterías y del motor - Comparativa entre las intensidades de la PEMFC (Iin y Iout del convertidor en el caso del controlador activo), de las baterías y del motor - Comparativa entre las potencias de la PEMFC (Pin y Pout del convertidor en el caso del controlador activo), de las baterías y del motor - SOC de las baterías - Normal litros de H2 consumidos por la PEMFC - Comparativa entre la Ioutav del convertidor y el regulador de intensidad fijado En las pruebas, el sistema comenzará abasteciéndose únicamente de las baterías, hasta que estas lleguen a un nivel del SOC en torno a 0,25, a partir del cual encenderemos la PEMFC. En este punto, en función de la potencia que exiga el motor, las baterías actuarán de sumidero o en su defecto ayudarán a la PEMFC a abastecer de potencia al motor. En el caso de que las baterías lleguen al máximo de su capacidad, la pila volverá a apagarse ya que si está sigue en funcionamiento se estaría desperdiciando potencia. Las baterías estarán en funcionamiento continuamente, algo que es totalmente necesario, ya que, ante picos de potencia puntuales, su dinámica es mucho más rápida que la de la PEMFC y nos permite que estos sean absorbidos sin mayor problema. E Desrrollo de las pruebas 46 5.1.1 Prueba 1. Crucero constante En esta primera prueba, la más sencilla, se realiza un simple despegue durante un breve intervalo de tiempo, que será el mismo que se requiera para el aterrizaje, con un intervalo más amplio entre ambos, que será un período de crucero a velocidad y potencia constante. Tramo Tiempo (s) Potencia media (W) Energia (Wh) Despegue 90 566,7 14,17 Crucero 780 300 65 Aterrizaje 90 566,7 14,17 Misión 960 93,34 Tabla 5-1. Misión 1 5.1.2 Prueba 2. Crucero con aceleración y desaceleración En esta prueba hemos introducido durante el crucero un tramo de aceleración y desaceleración para ver como se comportan los controladores frente a ello. Entre ambos tramos hemos introducido un crucero a una potencia mayor. El tiempo de despegue y aterrizaje también es ligeramente mayor. Tramo Tiempo (s) Potencia media (W) Energia (Wh) Despegue 140 551,8 21,49 Crucero 1 250 300 20,83 Aceleración 50 475 6,60 Crucero 2 110 650 19,86 Desaceleración 50 475 6,60 Crucero 3 225 300 18,75 Aterrizaje 140 551,8 21,49 Misión 965 115,62 Tabla 5-2. Misión 2 5.1.3 Prueba 3. Crucero con aterrizaje y despegue intermedios En esta tercera prueba, hemos variado la potencia de crucero, y hemos introducido una breve parada a mitad de esta para averiguar como si los controladores se adaptan correctamente a este tipo de situaciones. Es una prueba exactamente simétrica, y en ella veremos reflejada una de las ventajas de los controladores activos respecto a los pasivos. 47 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Tramo Tiempo (s) Potencia media (W) Energia (Wh) Despegue 1 120 573,8 19,13 Crucero 1 230 540 34,5 Aterrizaje 1 120 573,8 19,13 Parada 25 0 0 Despegue 2 120 573,8 19,13 Crucero 2 230 540 34,5 Aterrizaje 2 120 573,8 19,13 Misión 965 145,52 Tabla 5-3. Misión 3 5.2 Pruebas en el controlador pasivo A continuación, se presentan los resultados de las pruebas mencionadas en el primer apartado. 5.2.1 Controlador pasivo. Prueba 1 Figura 5-1. Comparativa de potencias Figura 5-2. Comparativa de tensiones -1000 -800 -600 -400 -200 0 200 400 600 800 1000 0 24.5 49 73.5 98 122.5 147 171.5 196 220.5 245 269.5 294 318.5 343 367.5 392 416.5 441 465.5 490 514.5 539 563.5 588 612.5 637 661.5 686 710.5 735 759.5 784 808.5 833 857.5 882 906.5 931 955.5 P_Motor P_FC P_Bats 0 5 10 15 20 25 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 V_Motor V_FC V_Bats Desrrollo de las pruebas 48 Figura 5-3. Comparativa de intensidades Figura 5-4. SOC de las baterías Figura 5-5. Normal litros de H2 consumidos -50 -40 -30 -20 -10 0 10 20 30 40 50 0 23 46 69 92 115 138 161 184 207 230 253 276 299 322 345 368 391 414 437 460 483 506 529 552 575 598 621 644 667 690 713 736 759 782 805 828 851 874 897 920 943 I_Motor I_FC I_Bats 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 0 23 46 69 92 115 138 161 184 207 230 253 276 299 322 345 368 391 414 437 460 483 506 529 552 575 598 621 644 667 690 713 736 759 782 805 828 851 874 897 920 943 SOC 0 10 20 30 40 50 60 0 23 46 69 92 115 138 161 184 207 230 253 276 299 322 345 368 391 414 437 460 483 506 529 552 575 598 621 644 667 690 713 736 759 782 805 828 851 874 897 920 943 Litros_H2 49 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible En esta primera prueba, pese a ser la más básica, podemos apuntar varias cosas. En primer lugar, vemos como la el 75% de la capacidad de las baterías es suficiente para abastecer el despegue por completo y gran parte del crucero. En cuanto se enciende la pila, el régimen de vuelo no exige una potencia demasiado alta (300W), lo que permite a la PEMFC abastecer al motor y recargar las baterías a buen ritmo durante el intervalo de crucero restante. Por último, se puede observar como durante el incremento de potencia durante el tramo de aterrizaje las baterías pasan de actuar como sumidero a aportar la potencia restante que no puede suministrar la PEMFC estando a esa tensión. 5.2.2 Controlador pasivo. Prueba 2 Figura 5-6. Comparativa de potencias Figura 5-7. Comparativa de tensiones -1000 -800 -600 -400 -200 0 200 400 600 800 1000 0 24.5 49 73.5 98 122.5 147 171.5 196 220.5 245 269.5 294 318.5 343 367.5 392 416.5 441 465.5 490 514.5 539 563.5 588 612.5 637 661.5 686 710.5 735 759.5 784 808.5 833 857.5 882 906.5 931 955.5 P_Motor P_FC P_Baterías 0 5 10 15 20 25 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 V_Motor V_FC V_Baterías Desrrollo de las pruebas 50 Figura 5-8. Comparativa de intensidades Figura 5-9. SOC de las baterías Figura 5-10. Normal litros de H2 consumidos -60 -40 -20 0 20 40 60 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 I_Motor I_FC I_Baterías 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 SOC 0 10 20 30 40 50 60 70 0 23 46 69 92 115 138 161 184 207 230 253 276 299 322 345 368 391 414 437 460 483 506 529 552 575 598 621 644 667 690 713 736 759 782 805 828 851 874 897 920 943 L_H2 51 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible En esta segunda prueba, observamos como el momento en el que se enciende la pila ocurre antes, debido en primer lugar a que el período de despegue es más largo, y en segundo a que hemos introducido también un tramo de aceleración en el crucero. La PEMFC se enciende cuando nos encontramos en el crucero a potencia mayor (650 W). En ese tramo, la PEMFC no puede aportar la suficiente potencia como para abastecer al motor, por lo que las baterías aportan una potencia que, a pesar de ser residual, provoca que su SOC se vea reducido prácticamente a 0,2. Cuando se produce el tramo de desaceleración y se regresa al crucero inicial, observamos como la dinámica de la misión es análoga a la anterior, aunque esta termina con un SOC de las baterías sensiblemente más bajo al anterior, así como un consumo de H2 considerablemente mayor. 5.2.3 Controlador pasivo. Prueba 3 Figura 5-11. Comparativa de potencias Figura 5-12. Comparativa de tensiones -1000 -800 -600 -400 -200 0 200 400 600 800 1000 0 24.5 49 73.5 98 122.5 147 171.5 196 220.5 245 269.5 294 318.5 343 367.5 392 416.5 441 465.5 490 514.5 539 563.5 588 612.5 637 661.5 686 710.5 735 759.5 784 808.5 833 857.5 882 906.5 931 955.5 P_Motor P_FC P_Baterías 0 5 10 15 20 25 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 V_Motor V_FC V_Baterías Desrrollo de las pruebas 58 Figura 5-28. Normal litros de H2 consumidos Figura 5-29. Comparativa de las tensiones del convertidor con la pila encendida Figura 5-30. Comparativa de las intensidades del convertidor con la pila encendida -10 0 10 20 30 40 50 60 70 80 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 L_H2 19 19.5 20 20.5 21 21.5 22 22.5 23 23.5 24 24.5 0 13.5 27 40.5 54 67.5 81 94.5 108 121.5 135 148.5 162 175.5 189 202.5 216 229.5 243 256.5 270 283.5 297 310.5 324 337.5 351 364.5 378 391.5 405 418.5 432 445.5 459 472.5 486 499.5 513 V_Out_Conv V_In_Conv -45 -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 0 13 26 39 52 65 78 91 104 117 130 143 156 169 182 195 208 221 234 247 260 273 286 299 312 325 338 351 364 377 390 403 416 429 442 455 468 481 494 507 520 I_Out_Conv I_In_Conv 59 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 5-31. Comparativa de la intensidad de salida del convertidor y el regulador En esta segunda prueba, se ha decidido comenzar en una intensidad de 38A, y descender realizando sucesivos escalones (33, 28, 25 y 21), para finalmente aumentar la intensidad progresivamente hasta el final de la prueba. En este caso se aprecia de forma muy clara como conforme descendiende la Ioutav la proximidad entre los valores de entrada y salida del convertidor son prácticamente iguales. Por otro lado, al ser estos escalones progresivos y en la misma dirección, no se aprecia un cambio notable en la pendiente del consumo de H2 hasta que nos acercamos al final de la prueba. Por último, si hablamos en términos de potencia, vemos como al contrario que con el controlador pasivo, a pesar de que la PEMFC se encienda en el crucero de mayor potencia, las baterías actúan como sumidero hasta que llegamos al tramo de aterrizaje, en el cual si aportan una potencia considerable. Esto se ve reflejado en un SOC final sensiblemente mayor al anterior. 5.3.3 Controlador activo. Prueba 3 Figura 5-32. Comparativa de potencias -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 0 13.5 27 40.5 54 67.5 81 94.5 108 121.5 135 148.5 162 175.5 189 202.5 216 229.5 243 256.5 270 283.5 297 310.5 324 337.5 351 364.5 378 391.5 405 418.5 432 445.5 459 472.5 486 499.5 513 Reg_I_Out_Conv I_Out_Conv -1000 -800 -600 -400 -200 0 200 400 600 800 1000 0 25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 275 300 325 350 375 400 425 450 475 500 525 550 575 600 625 650 675 700 725 750 775 800 825 850 875 900 925 950 P_Motor P_Out_Conv P_In_Conv P_Baterías Desrrollo de las pruebas 60 Figura 5-33. Comparativa de tensiones Figura 5-34. Comparativa de intensidades Figura 5-35. SOC de las baterías 0 5 10 15 20 25 30 0 23 46 69 92 115 138 161 184 207 230 253 276 299 322 345 368 391 414 437 460 483 506 529 552 575 598 621 644 667 690 713 736 759 782 805 828 851 874 897 920 943 V_Motor V_Out_Conv V_In_Conv V_Baterías -60 -40 -20 0 20 40 60 80 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 I_Motor I_Out_Conv I_In_Conv I_Baterías 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 0 24 48 72 96 120 144 168 192 216 240 264 288 312 336 360 384 408 432 456 480 504 528 552 576 600 624 648 672 696 720 744 768 792 816 840 864 888 912 936 960 SOC 61 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible Figura 5-36. Normal litros de H2 consumidos Figura 5-37. Comparativa de las tensiones del convertidor con la pila encendida Figura 5-38. Comparativa de las intensidades del convertidor con la pila encendida -20 0 20 40 60 80 100 120 0 24.5 49 73.5 98 122.5 147 171.5 196 220.5 245 269.5 294 318.5 343 367.5 392 416.5 441 465.5 490 514.5 539 563.5 588 612.5 637 661.5 686 710.5 735 759.5 784 808.5 833 857.5 882 906.5 931 955.5 L_H2 19 19.5 20 20.5 21 21.5 22 22.5 23 23.5 24 24.5 0 16 32 48 64 80 96 112 128 144 160 176 192 208 224 240 256 272 288 304 320 336 352 368 384 400 416 432 448 464 480 496 512 528 544 560 576 592 608 624 V_Out_Conv V_In_Conv -45 -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 0 16 32 48 64 80 96 112 128 144 160 176 192 208 224 240 256 272 288 304 320 336 352 368 384 400 416 432 448 464 480 496 512 528 544 560 576 592 608 624 I_Out_Conv I_In_Conv Desrrollo de las pruebas 62 Figura 5-39. Comparativa de la intensidad de salida del convertidor y el regulador En esta prueba observamos como, regulando correctamente la intensidad de salida del convertidor, podemos evitar los problemas que hemos tenido anteriormente con el controlador activo. En este caso hemos impuesto una alta intensidad para que durante toda la fase del primer aterrizaje las baterías no tengan que aportar potencia. En la segunda parte de la prueba, hemos reducido la esta intensidad para limitar el consumo de hidrógeno, que a pesar de ello ha llegado prácticamente a los 100 normal litros. Este gasto se ve reflejado en el hecho de que el SOC con el que terminan la prueba las baterías es aproximadamente el doble que con el controlador pasivo. 5.4 Ventajas e inconvenientes A pesar de que en el Apartado 2 comentamos algunas ventajas e inconvenientes de los dos tipos de controladores que hemos utilizado, una vez puestos en práctica también podemos hacer algunas apreciaciones interesantes: En relación al controlador pasivo, como principal ventaja tiene su previsibilidad. El rango de tensiones en el que trabajan las baterías es prácticamente constante, a no ser que el SOC se aproxime a 1 o descienda por debajo de 0,2. Esto provoca que la potencia que la PEMFC proporciona también se encuentra en un rango muy limitado, lo que nos permite a la hora de diseñar la misión, prever el consumo de H2 que se producirá, lo que nos será muy útil en términos de cálculo de volumen y peso de los depósitos, así como evitar tramos en los que el SOC descienda por debajo de niveles no recomendables. Esta ventaja a su vez también puede considerarse un inconveniente. Si tomamos como ejemplo la prueba 3, en la cual podríamos considerar la parada como inesperada, vemos como el reducido margen de maniobra que nos proporciona el controlador pasivo hace que las baterías desciendan a unos niveles límites del SOC. La única solución en este tipo de casos es reducir la demanda de potencia del motor a unos niveles más bajos, lo cual no será posible siempre y podría impedir la consecución de los objetivos de la prueba. En el caso del controlador activo, la situación es totalmente diferente. El hecho de poder regular la salida de potencia del convertidor nos permite una libertad mucho más amplia a la hora de diseñar las pruebas, ya que prácticamente ante cualquier imprevisto puntual que ocurra durante el vuelo podemos adaptarnos para que las baterías no sufran ni la misión tenga que finalizar. En este tipo de casos, habría que sobredimensionar la cantidad de hidrógeno que el tilt-rotor llevaría a bordo, algo que también se debería hacer en el caso de que queramos evaluar variaciones constantes de la Iout del convertidor, dado que de ello depende el flujo de hidrógeno que sale de la PEMFC. Además de disponer de esa capacidad de adaptación, también puede tener un comportamiento previsible, para lo que simplemente debemos mantener constante el valor de la Iout. Por otro lado, el principal inconveniente de este controlador es el convertidor elevador, dado que para intensidades -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 0 15.5 31 46.5 62 77.5 93 108.5 124 139.5 155 170.5 186 201.5 217 232.5 248 263.5 279 294.5 310 325.5 341 356.5 372 387.5 403 418.5 434 449.5 465 480.5 496 511.5 527 542.5 558 573.5 589 604.5 620 Reg_I_Out_Conv I_Out_Conv 63 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible altas, nos proporciona una gran versatilidad, pero en el caso de que queramos reducir la potencia que aporte la PEMFC para que en ciertas fases de vuelo, a una demanda de potencia considerable, las baterías aporten más y la pila menos, suponiendo el caso de que estas tienen un SOC alto y queremos reducir el consumo de hidrógeno, la imposibilidad de reducir la Iout por debajo de ciertos niveles limita su realización de forma considerable. Desrrollo de las pruebas 64 65 6 CONCLUSIONES La duda es la madre de la invención - Galileo Galilei - n este último apartado se expondrán ciertas conclusiones a raíz de los resultados obtenidos en las simulaciones de la hibridación de la pila de combustible de intercambio protónico con el pack de baterías ANR26650M1, realizadas para ambos controladores. También se abrirá la puerta a futuras líneas de trabajo para continuar con lo expuesto en éste, en cierto modo incompleto debido a la pandemia que nos ha asolado. 6.1 Conclusiones sobre la simulación Como primera reflexión, hay que señalar que se ha conseguido modelar y simular con éxito la bancada de ensayos que se tendría que haber montado, obteniendo unos resultados coherentes y que no distarían en gran medida de los reales, a pesar de que ciertos rendimientos se han supuesto ideales en pos de simplificar el modelado. En referencia al controlador pasivo, observamos como la PEMFC, al estar en paralelo con las baterías, trabaja a una tensión análoga, y suministra una potencia en torno a los 600W, sujeta a las variaciones en la tensión, que en última instancia dependen del SOC. Por ello, cuando la pila está encendida, sólo durante los períodos de despegue y aterrizaje, así como en las aceleraciones que sobrepasen esta potencia durante el crucero, la pila actuará como fuente. Esta influencia del SOC en la tensión del sistema se ve claramente al principio de las pruebas, cuando observamos que en el momento en el que las baterías están prácticamente completas la tensión de trabajo es ligeramente mayor, para después mantenerse aproximadamente constante, y finalmente descender a gran velocidad si el SOC hubiera descendido a unos valores por debajo de 0,2, lo que se ha querido evitar, ya que en la realidad podría haber producido ciertos daños a las baterías. El otro factor que influye en la tensión del sistema es la potencia a la que están trabajando las baterías, esto se observa claramente en los períodos de despegue y aterrizaje, durante los cuales, al variar tan drásticamente la potencia solicitada por el motor, vemos como la gráfica de la V_bats es mucho menos constante, mientras que durante el crucero es una línea continua. En referencia al controlador activo, observamos principalmente en los resultados obtenidos que el convertidor, al ser elevador, es más útil cuanto más aumentamos la intensidad de salida, ya que la diferencia con los valores de entrada va siendo cda vez mayor, y esto nos permite trabajar prácticamente a una tensión constante, lo que favorece el funcionamiento de las baterías, mientras podemos regular con un amplio rango de actuación las tensiones que ofrece la batería. Por otro lado, se observa como cuando el regulador de la intensidad entra en esa banda muerta, la Vin_Conv sobrepasa la Vout_Conv en 0,3V aproximadamente, este intervalo se podría reducir limitando más el intervalo en el que se generan la P_Ref y la V_Ref, pero por dos factores se ha decidido mantener el actual: El primero, la posibilidad de un salto en las tensiones simuladas que produjesen que no se entrara en este intervalo y el modelado no funcionara de la forma adecuada. El segundo, la claridad a la hora de ejemplificar la entrada en esta zona de histéresis y obtener una comparación más visual con las intensidades. Un último apunte a tener en cuenta es la gran cantidad de H2 que se consume para ser pruebas que duran en torno a 15 minutos, partiendo además de la base de que durante prácticamente la mitad de la misma la pila está apagada y no consume nada. Esto es bastante significativo a la hora de ejemplificar las limitaciones existentes E Conclusiones 66 en conceptos de peso y resistencia aerodinámica que tiene este tipo de sistemas a la hora de diseñar misiones más duraderas. 6.2 Futuras líneas de trabajo En primer lugar, se propone la realización real de este trabajo, que teóricamente estaba diseñado para llevarse a cabo en una bancada de ensayos, conenctando estos controladores a dispositivos reales para obtener resultados de utilidad a la hora de comprobar las prestaciones de la PEMFC y el banco de baterías. Para ello, deberían trabajarse en gran medida en los programas diseñados en LabVIEW, ya que requiere tiempo y esfuerzo modificar los mismos para que estos sean compatibles con la conexión real de los dispositivos. Un segundo paso sería el diseño del sistema, modelando el tamaño y el peso de la PEMFC, las baterías y el motor, así como del dispositivo para el control de la hibridación, estudiando su viabilidad y precio. Un aspecto interesante por estudiar sería la optimización en el almacenamiento del hidrógeno en una aeronave real, lo que permitiría cada vez misiones más duraderas y exigentes. Finalmente, la consecución real de este trabajo sería la integración de este sistema de propulsión en una aeronave real, llevando a la práctica las misiones que se han estudiado de forma teórica, para poder analizar en base a estos resultados, la precisión de los estudios previos. Una segunda línea de trabajo podría ser la continuación de este estudio meramente teórico, estudiando de una forma más exhaustiva los rendimientos de todos los dispositivos que forman parte del sistema, modelando el comportamiento de estos de una forma más precisa, así como buscando mejoras en la programación de los controladores diseñados. Esto supondría obtener una fuente de resultados más fiable a la hora de poder compararlos con una bancada real, y así poder detectar fallos o incongruencias de una forma más directa. 67 Realización de una bancada de ensayos para propulsión híbrida de aeronaves con baterías y pila de combustible