Gestión eficiente de la energía eléctrica en aeronaves

Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Gestión eficiente de la energía eléctrica en aeronaves Autor: José Alonso Moreno Tutor: Alejandro Marano Marcolini Francisco Javier Cortés Cerezo Dpto. Ingeniería Eléctrica Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2021 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Gestión eficiente de la energía eléctrica en aeronaves Autor: José Alonso Moreno Tutor: Alejandro Marano Marcolini Francisco Javier Cortés Cerezo Profesor Titular Dpto. Ingeniería Eléctrica Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2021 Trabajo Fin de Grado: Gestión eficiente de la energía eléctrica en aeronaves Autor: José Alonso Moreno Tutor: Alejandro Marano Marcolini Francisco Javier Cortés Cerezo El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Agradecimientos En primer lugar agradecer a toda mi familia por su apoyo incondicional durante toda mi vida, desde el colegio hasta la universidad, ayudándome y motivándome, en los buenos y en los malos momentos. Agradecer a mis padres por todo su sacrificio en sus vidas para que sus hijos pudieran llegar a ser lo que somos hoy. Agradecer a mi hermana, también ingeniera, por su ayuda y sus consejos que tanto me han ayudado para llegar aquí. Gracias también a mis amigos y compañeros por todas las horas que hemos compartido en la escuela, en las clases, en la biblioteca, en el sótano, y sobre todo por todo lo que hemos podido vivir juntos fuera de la escuela. Muchas anécdotas y experiencias que recordaremos con mucha nostalgia, pero que siempre nos harán esbozar una sonrisa al recordarlas allá donde estemos. Finalmente, agradecer a mi tutor, Alejandro Marano Marcolini, por todo su apoyo durante el desarrollo de este trabajo y en otras asignaturas que he podido cursar con él. José Alonso Moreno Sevilla, 2021 I Resumen El continuo crecimiento del transporte aéreo puede llegar a ocasionar un serio problema medioambiental debido a las emisiones contaminantes que se producen si no se toman nuevas medidas. Además, la crisis producida por la pandemia de la COVID-19 ha acentuado la necesidad de las aerolíneas de reducir costes de operación, apareciendo como una posible solución utilizar sistemas híbridos que les permitan requerir de menos combustible. El objetivo de este trabajo consiste en estudiar las tendencias actuales y futuras sobre la electrificación de aviones comerciales con el objetivo de optimizar la gestión de la energía eléctrica de las aeronaves. Se analizará el concepto More Electric Aircraft cada vez más presente en el sector aeronáutico, poniendo como ejemplo el Boeing 787, así como nuevos sistemas eléctricos que se podrían incorporar en un avión comercial, como el taxi eléctrico, o la aplicación del freno regenerativo, ya existente en otros medios de transporte, como en los automóviles o en el ferrocarril, analizando y estimando su viabilidad y rentabilidad desde un punto de vista energético. Para ello, el sector industrial aeronáutico deberá enfrentarse a una serie de barreras tecnológicas que existen actualmente en el intento de electrificación de las aeronaves, como en la distribución eléctrica, la electrónica de potencia, el desarrollo de las baterías, etc. que se analizarán con detalle posteriormente, así como el estado actual de la industria aeronáutica en el desarrollo y fabricación de aeronaves parcial o completamente eléctricas. III XÍndice 3 More Electric Aircraft 25 3.1 Aproximación a los principales subsistemas y tendencias del MEA 26 3.1.1 Sistema de potencia eléctico 26 3.1.2 Encencido de los motores 28 3.1.3 APU 30 3.1.4 Sistemas de control ambiental 30 3.1.5 Electrificación de los sistemas hidráulicos 30 3.2 Eficiencia del MEA 32 4 Métodos de recuperación energética 35 4.1 Taxi eléctrico 35 4.1.1 Beneficios 36 Ahorro en combustible 36 Ahorro en tiempo 36 Protección de FOD 37 Protección de los frenos 37 Seguridad 37 4.1.2 Desventajas 37 4.2 Freno regenerativo 38 4.2.1 Máquina asíncrona o de inducción 40 4.2.2 Máquina síncrona 42 4.2.3 Máquinas de reluctancia variable 44 4.2.4 Volante de inercia 45 4.3 Recuperación de la energía potencial 47 5 Cálculos energéticos 51 5.1 Aeronave elegida: Boeing 787-9 51 5.2 Descenso 52 5.2.1 Hipótesis y ecuaciones 52 5.3 Aterrizaje y taxi 56 5.3.1 Freno regenerativo 56 5.3.2 Modelado del ETS 57 5.3.3 Balance energético 58 5.3.4 Cálculo de masa de baterías 59 6 Conclusiones 63 Anexo: códigos de MATLAB 65 Índice de Figuras 69 Índice de Tablas 71 Índice de Códigos 73 Bibliografía 75 Índice alfabético 79 Glosario 81 Notación RCuerpo de los números reales CCuerpo de los números complejos MTOW Maximum Take Off Weight (Peso máximo al despegue) MLW Maximum Landing Weight (Peso máximo al aterrizar) MZFW Maximum Zero Fuel Weight (Peso máximo sin combustible) OEW Operating Empty Weight (Peso de operación en vacío) SSuperficie sustentadora CD0Coeficiente de resistencia inducida CEConsumo específico hAltitud WPeso TEmpuje γÁngulo de trayectoria VVelocidad xDistancia recorrida DFuerza de resistencia aerodinámica LFuerza de sustentación EEficiencia aerodinámica kConstante aerodinámica CLCoeficiente de sustentación CDCoeficiente de resistencia aerodinámica tTiempo mMasa ρDensidad del aire kW h Kilowatios hora EA Energía disponible ETS Electrical Taxiing System (Sistema de taxi eléctrico) amax Aceleración máxima Ftr Fuerza de tracción Froz Fuerza de rozamiento µCoeficiente de rozamiento Fdrag Fuerza de resistencia aerodinámica CDgear Coeficiente de resistencia aerodinámica producido por el tren de aterrizaje PPotencia XI XII Notación FOCA Federal Office of Civil Aviation CO2Dióxido de carbono NOxÓxidos de nitrógeno SO2Dióxido de sulfuro CO Monóxido de carbono CV Caballo de vapor MEA More Electric Aircraft DC Corriente continua AC Corriente alterna SiC Carburo de silicio Ni-Cd Níquel-Cadmio Pb-Ácido Plomo-Ácido NiMH Níquel-Metalhidruro Li-Ion Ion-Litio Zn-air Zinc-Aire Li-S Litio-Sulfuro rpm Revoluciones por minuto JInercia del rotor ωVelocidad rotacional NASA Administración Nacional de Aeronáutica y el Espacio EASA Agencia Europea de Seguridad Aérea BEHA Bio Electric Hybrid Aircraft SUGAR Subsonic Ultra Green Aircraft Research CORAC Conseil pour la Recherche Aéronautique Civile ECS Sistema de control de presuarización APU Auxiliary Power Unit RAT Ram Air Turbine MES Subsistema de arranque del motor principal ATS Arrancador de turbina de aire ECS Sistema de control ambiental EHA Actuadores electrohidráulicos EMA Actuadores electromécanicos KERS Kinetic Energy Recovery System (Sistema de recuperación de energía cinética) FOD Foreing Object Debris neVelocidad de giro del estator nrVelocidad de giro del rotor sDeslizamiento fFrecuencia pNúmero de pares de polos ηRendimiento 1 Introducción El sector aeronáutico tiene actualmente, a pesar de la pandemia de la Covid-19, una importancia estratégica y fundamental desde un punto de vista económico y tecnológico. Los sistemas de propulsión aeronáuticos tienen una demanda tecnológica superior al resto de los medios de transporte, es decir, requiere una masa muy inferior por cada CV de potencia requerido y una esperanza de vida muy superior al resto de los distintos tipos de vehículos. Esto conlleva a una complejidad tecnológica requerida en la aeronáutica muy superior al resto de medios de transporte. ¿Cuál es el efecto por tanto en el medio ambiente? Según la FOCA (Federal Office of Civil Aviation), una aeronave comercial bimotor típica como el Airbus A320, durante hora y cargado de 150 pasajeros, absorbe 850 toneladas de aire y, mezclado con 2.7 toneladas de queroseno, emite al medio ambiente mediante el flujo primario unas 130 toneladas de aire caliente, incluyendo 8500 kg de díoxido de carbono ( CO2 ), además de otros contamiantes como los óxidos de nitrógeno ( NOx ), el díoxido de sulfuro (SO2) y el monóxido de carbono (CO). [15] Figura 1.1 Emisiones de un avión bimotor estándar durante 1 hora con 150 pasajeros [9]. Este sector no ha parado de crecer desde sus inicios, exceptuando en el año 2020 con el inicio de la pandemia, aunque se prevé que se recupere próximamente y siga creciendo a un ritmo del 3.7% anual durante los próximos 20 años. Este crecimiento se traducirá en un aumento alarmante de las emisiones de CO2 y otros gases contaminantes y nocivos. Las emisiones producidas por el 1 2Capítulo 1. Introducción uso de combustibles fósiles se acumulan en la atmósfera y pueden quedarse ahí por cientos de años, suponiendo por tanto un gran impacto en el cambio climático que está sufriendo el planeta. Figura 1.2 Previsión del crecimiento del transporte aéreo en las próximas décadas. [8]. Por otra parte, desde un punto de vista puramente económico, el aumento de la competencia entre aerolíneas durante la última decada y la crisis de la COVID-19 han provocado una necesidad en el sector de la aviación comercial de reducir costes de operación, ya sea reduciendo el gasto energético, los costes de mantenimiento o utilizando sistemas híbridos que permitan a las compañías requerir de menos combustible. Pese a que antes del inicio de la pandemia la contaminación producida producida por la aviación internacional solo representaba un 1.8%, si no se toma ninguna acción las emisiones de CO2 aumentarán de forma alarmante y puede ser que ese 1.8% crezca a un valor inasumible. Por eso, se están intentando tomar medidas para reducir ese impacto aproximadamente un 50% para alrededor del año 2050. Entre estas medidas destacan las optimizaciones de las operaciones de vuelo y de la infraestructura aeroportuaria, aunque el verdadero reto se encuentra en el desarrollo de combustibles alternativos, como los combustibles sintéticos o el desarrollo de nuevas tecnologías. Entre estas nuevas tecnologías a desarrollar, se pueden destacar tres pilares fundamentales: [ 42 ] •Turbinas de gas ultraeficientes con configuraciones avanzadas. Los grandes fabricantes del sector aeronáutico han sido capaces de mejorar la eficiencia principalmente cambiando el motor. Realizan nuevas versiones de aeronaves para que puedan adaptarse a nuevas evoluciones de los motores, como la serie NEO de Airbus (A330Neo) o de Boeing con el 737Max. El objetivo de esta vía de desarrollo consiste en el desarrollo de nuevos propulsores de gas cambiando la arquitectura base de los motores para conseguir mejores rendimientos propulsivos y térmicos reduciendo emisiones contaminantes. Entre ellos destacan los proyectos llevados a cabo por Rolls-Royce, como el Advance o el UltraFan (Open Rotor). •Combustibles alternativos y sostenibles. Los combustibles alternativos tienen como objetivo sustituir a los combustibles fósiles traidicionales siendo su principal característica las bajas emisiones de carbono. A pesar de haberse desarrollado bastante durante esta pasada década, aún quedan muchos retos en el desarrollo y el despliegue de la producción de estos combustibles. Destacan dos tipos: los Drop-in fuels, como los biocombustibles o los combustibles sintéticos, donde no es preciso cambiar prácticamente nada de las infraestructuras aeroportuarias o los motores de las aeronaves para 3 Figura 1.3 Esquema del camino hacia la reducción del CO2 hasta 2050. [27]. su uso, y los Non Drop-in fuels, que sí necesitan cambios severos en el diseño del avión, del motor y de las infraestructuras, destacando principalmente el hidrógeno líquido. •Hibridación, electrificación y gestión de la energía. El objetivo de la electrificación de las aeronaves consiste en eliminar, parcial o totalmente, la propulsión por gas para sustituirla por sistemas de propulsión eléctrica basados en tecnologías eléctricas como baterías, generadores, a la vez que se optimiza la gestión de energía y potencia. Este será el tipo de desarrollo que se estudiará con mucho más detalle a lo largo del trabajo. La industria de la aviación está recibiendo una gran presión desde la comunidad internacional debido a los efectos medioambientales directos que produce, aunque por otra parte con grandes retos tecnológicos para reducir este impacto negativo. El objetivo de este trabajo consiste en estudiar las tendencias actuales y futuras sobre la electrificación de aviones comerciales con el objetivo de optimizar la gestión de la energía eléctrica de las aeronaves. Se analizará el concepto More Electric Aircraft cada vez más presente en el sector aeronáutico, poniendo como ejemplo el Boeing 787, así como nuevos sistemas eléctricos que se podrían incorporar en un avión comercial, como el taxi eléctrico, o la aplicación del freno regenerativo, ya existente en otros sectores, como en el automovilístico o en el ferroviario, analizando y estimando su viabilidad y rentabilidad desde un punto de vista energético. Para ello, el sector industrial aeronáutico deberá enfrentarse a una serie de barreras tecnológicas que existen actualmente en el intento de electrificación de las aeronaves, como en la distribución eléctrica, la electrónica de potencia, el desarrollo de las baterías, etc. que se analizarán con detalle posteriormente, así como el estado actual de la industria aeronáutica en el desarrollo y fabricación de aeronaves parcial o completamente eléctricas. 2 Propulsión eléctrica 2.1 Tipos de propulsión eléctrica En este capítulo se van a analizar las principales arquitecturas de propulsión eléctrica. Como se muestra en la Figura 2.1, una es All-Electric, tres tipos son híbridos (Híbrido en paralelo, híbrido en serie e híbrido en serie/paralelo) y dos son turboeléctricos (Full o Partial turboelectric). Figura 2.1 Arquitecturas de propulsión eléctrica [42]. Estas seis arquitecturas están basadas en diferentes tecnologías eléctricas (motores, baterías, generadores, etc.). Los niveles de reducción de CO2 asociados a las distintas arquitecturas dependen de la configuración y de los rendimientos de cada componente. Los sistemas All-Electric usan únicamente baterías como fuente de energía propulsiva en la aeronave. Los sistemas híbridos utilizan turbinas de gas con doble objetivo: propulsión y carga de baterías. Las baterías también pueden proporcionar energía propulsiva durante una o varias fases del vuelo. Como se puede observar en la Figura 2.1, en un sistema paralelo se conectan tanto un motor accionado por baterías como un motor de turbina en el eje que mueve el fan, pudiendo ambas proporcionar propulsión en cualquier momento. En una arquitectura en serie, solamente los motores 5 6Capítulo 2. Propulsión eléctrica eléctricos están mecánicamente conectados a los fanes, ya que la turbina de gas es usada únicamente como generador eléctrico. Los sistemas en serie/paralelo combinan las arquitecturas previamente comentadas. Los sistemas turboeléctricos no utilizan baterías para generar fuerza propulsiva en ninguna fase del vuelo, sino turbinas de gas que mueven generadores eléctricos, que dan potencia a inversores y finalmente motores de corriente continua (DC). La diferencia entre el Partial Turboelectric y el Full Turboelectric radica en que en el sistema parcial parte de la energía propulsiva es generada mediante una turbina de gas. Como consecuencia, los componentes eléctricos de un sistema turboeléctrico parcial pueden ser desarollados con menores evoluciones más allá del estado del arte que los necesarios en un sistema turboeléctrico completo. Como es relativamente fácil transmitir potencia eléctrica a múltiples motores ampliamente separados, los sistemas turboeléctricos encajan en sistemas propulsivos con alta relación de derivación. La línea de investigación en propulsión turboeléctrica es una de las más importantes llevándose a cabo, que podrían ser introducidos a partir de 2030 hasta 2050 para reducir emisiones contaminantes. 2.2 Necesidades tecnológicas: estado actual y proyección 2.2.1 Máquinas eléctricas para motores y generadores Figura 2.2 Investigación y desarrollo de generadores eléctricos de aeronaves. En la figura 2.2 se muestra la progresión del estado del arte para generadores de aeronaves en servicio y en desarrollo, con intervalos desde decenas de kW hasta llegar al MW. Nótese que las densidades de potencia para aplicaciones aeronáuticas están por detrás de las densidades de otras aplicaciones industriales, como la automotriz o la náutica, principalmente debido a las exigentes condiciones ambientales durante el vuelo, además de los requisitos de seguridad exclusivos de las aeronaves, ya que aumentan el tamaño y peso de los componentes del sistema de potencia eléctrico. Algunos de los generadores señalados han sido construido y testeados, aunque otros aún no. Los generadores abarcan el rango desde el actual estado del arte (2.2 kW/kg) hasta un futuro nivel con un poder específico multiplicado por diez (22 kW/kg). Especificaciones como el tamaño, el peso, la 2.2 Necesidades tecnológicas: estado actual y proyección 7 eficiencia, la fiabilidad o el rendimiento eléctrico dinámico y transitorio pueden llevar a considerarse por ejemplo velocidades altas y variables que pueden resultar en máquinas más pequeñas y ligeras, compatibles con motores de turbina de velocidad variable. Las arquitecturas híbridas utilizan generadores para crear potencia eléctrica. Estas máquinas permiten el encendido del motor eléctrico y se convierten en fuentes primarias de potencia eléctrica secundaria, es decir, no propulsiva, una vez los motores empiezan a consumir combustible. Los sistemas de arranque serán mayores que los sistemas del motor debido a los mayores requisitos de electrónica de potencia para generar potencia eléctrica. En el caso del Boeing 787, esta aeronave tiene un total de cuatro generadores del actual estado el arte en los principales motores, proporcionando una potencia total de 1 MW [ 42 ]. El poder específico de los generadores es de 2.2 kW/kg, que incluyendo diversos componentes electrónicos dobla el peso requerido, obteniéndose finalmente un poder específico de 1.1 kW/kg. En lugar de un único gran generador, las aeronaves usan múltiples generadores más pequeños con el objetivo de incrementar la fiabilidad para los sistemas críticos de vuelo. Por ejemplo, el Boeing 787 utiliza cuatro generadores de 250 kW y los F-35 dos de 80 kW. Se prevé que el poder específico de los generadores podría incrementar aproximadamente a unos 9 kW/kg en 20 años, con niveles de potencia de aproximadamente 1-3 MW. Esto se podría conseguir incrementando la velocidad de la máquina (superando los límites actuales impuestos por las tensiones mecánicas), incrementando la eficiencia de conversión de potencia (limitado por el rendimiento de la electrónica de potencia basada en silicio) e incrementando la generación de potencia y la distribución del voltaje (limitado por la tensión de ruptura en altitud). 2.2.2 Electrónica de potencia La electrónica de potencia juega un papel fundamental en los sistemas eléctricos de las aeronaves, especialmente en los sistemas de propulsión turboeléctrica. La electrónica de potencia es usada para la conversión y la distribución de potencia (como elementos de protección). Los sistemas de carburo de silicio (SiC) están contribuyendo al desarrollo de potencia a nivel de MW debido a su mejora en la eficiencia y su actuación bajo altos niveles de voltaje comparados a la actual electrónica de potencia basada en silicio. SiC es también una tecnología más fiable que el silicio en las condiciones ambientales que se suelen encontrar las aeronaves. El poder específico de la electrónica de potencia basada en silicio se aproxima actualmente a unos 2.2 kW/kg para aplicaciones aeronáuticas, y su uso como elementos de protección está limitado a 25 A en 270 V de continua (7kW). Por otra parte, los interruptores mecánicos son usados para proteger circuitos de alta potencia, llegando a soportar corrientes de 500 A a 270 V de continua (135kW) utilizando equipos del actual estado del arte. Se prevé que en 20 años la electrónica de potencia basada en SiC tendrá un poder específico de 9 kW/kg para la conversión de potencia y la protección de circuitos. Usando electrónica se conseguirá llegar hasta unos 200 A a +- 270 V (esencialmente 540 V para una capacidad de potencia de 108 KW), mientras que mediante interruptores mecánicos se llegaría hasta unos 1000 A a +- 270 V (540 kW). Se podrá aspirar a alcanzar altas potencias específicas si evolucionan los componentes que hacen la electrónica de potencia muy pesada: variando los materiales, las topologías, los componentes de filtro pasivo como los transformadores, y los componentes de gestión térmica. 2.2.3 Distribución eléctrica Los Boeing 787 emplean actualmente unos +- 270 V (o 540 V) como voltaje del sistema eléctrico, y el ejército del Aire de los Estados Unidos está investigando el uso de los +- 270 V en futuros siste- 14 Capítulo 2. Propulsión eléctrica Figura 2.9 Consumo de agua en un cico de vida [43]. Figura 2.10 Residuos sólidos en un ciclo de vida [43]. aeroespacial, sino que también ofrece potencialmente un rendimiento energético muy superior al resto. No obstante, aún no se ha alcanzado la madurez tecnológica de estas baterías para poder utilizarlas regularmente en aplicaciones aeroespaciales. 2.2.6 Alternativas a las baterías A pesar de que actualmente las baterías tienen actualmente un rol fundamental en el almacenaje de energía eléctrica en las aeronaves, y son la principal apuesta de la industria aeronáutica para el futuro, existen varias alternativas a estas que, a pesar de estar aún en fase de desarrollo e investigación, pueden ser muy importantes en el futuro de la aviación eléctrica como las pilas de combustible, los supercondensadores o las baterías en estado sólido, que se describirán con más detalle a continuación. Pilas de combustible Esta alternativa, semejante al funcionamiento de una batería, ha sido utilizada durante años en aplicaciones aeroespaciales. Sin producir ninguna emisión contaminante, esta tecnología convierte el combustible que almacena directamente en electricidad, siendo el hidrogeno líquido el combustible 2.2 Necesidades tecnológicas: estado actual y proyección 15 más empleado en el sector aeroespacial. Estas pilas están compuestas por un ánodo, un cátodo y un electrolito, como la estructura de las baterías. La reacción se produce alimentando hidrógeno en el ánodo y oxígeno en el cátodo, separados por una membrana electrolítica. Sin embargo, las pilas presentan una diferencia fundamental respecto a las baterías: no se agotan ni se cargan. Funcionan mediante la oxidación del hidrógeno en agua, pudiendo generar así energía eléctrica y calor sin tener que pasar por generadores. [?] Supercondensadores Los supercondensadores o supercapacitores son un tipo de condensadores capaces de almacenar una gran cantidad de energía eléctrica en comparación con los condensadores tradicionales. Si se aplica una diferencia de potencial entre las placas, se polariza el medio dieléctrico, creando así una diferencia de densidades entre las placas. Además, las ratios de carga y descarga son muy elevados. Estos supercondensadores presentan una estructura similar a las baterías, ya que poseen dos electrodos, un electrolito, y un separador para aislar los electrodos. Su principal virtud es que son capaces de obtener grandes cantidades de energía en poco tiempo, permitiendo una carga y descarga del mismo en tan solo segundos, y su vida útil es muy larga. Sin embargo, el principal inconveniente es que su capacidad y energía específica es bastante baja en comparación con otro tipo de baterías, como por ejemplo las de ion-litio que son las más implantadas actualmente (1-10 Wh/kg respecto a los 75-250 Wh/kg de las baterías ión-litio). [35] Baterías en estado sólido Las baterías de estado sólido se basan en el mismo principio de funcionamiento que una batería de iones de litio. La principal diferencia radica en el tipo de electrolito. Los de las baterías de iones de litio son líquidos, mientras que en este caso son de un material sólido. Los electrolitos de cristal son los más utilizados, aunque hay otros equipos de desarrollo trabajando con otro tipo de materiales, como los nanohilos de oro envueltos en manganeso. El electrolito de cristal permite usar un ánodo de metal alcalino, lo que incrementa la densidad de carga de la batería. Así, una batería de estado sólido posee mayor autonomía, un tiempo de recarga breve y seguridad. Una batería de estado sólido puede almacenar tres veces más energía que una batería de ion-litio (650 Wh/kg aproximadamente respecto a los 75-250 Wh/kg de las baterías de ionlitio) y se recarga en menos de una hora. Además, debido al uso de material sólido, es también más segura, ya que en caso de accidente no se incendiaría (como sí ocurre con las de ion de litio) y además previene la formación de dendritas, alargando notablemente su vida útil y su seguridad.[ 38 ] Figura 2.11 Deterioro de las baterías de ion de litio con el paso del tiempo. [38]. 16 Capítulo 2. Propulsión eléctrica Baterías inerciales Las baterías inerciales funcionan como almacenamientos de energía en forma de energía cinética, mediante el uso de volantes de inercia. Mediante el empleo de discos pesados o de gran diámetro, si estos giran a altas velocidades se puede conseguir un grado elevado de almacenamiento de energía. Además, mediante el uso de cojinetes magnéticos se consigue reducir la fricción, consiguiendo así no perder energía con rapidez. A pesar de ser menos denso que el acero, el material más empleado en estos sistemas es la fibra de carbono, siendo más resistente y capaz de girar a velocidades más elevadas (hasta unos 100000 rpm). La cantidad de energía que puede ser almacenada depende de dos variables: la inercia del rotor (J) y su velocidad rotacional. La energía cinética del volante de inercia es descrita en la siguiente ecuación: E=1 2Jω2(2.3) La energía de entrada se suele extraer de una fuente eléctrica, como un eje o un motor eléctrico, que hace acelerar la batería inercial, y se ralentiza cuando comienza a descargarse. Una de las principales ventajas que presentan las baterías inerciales son su larga durabilidad, pudiendo realizar una gran cantidad de ciclos. El actual estado del arte de estas baterías puede llegar a presentar una capacidad energética máxima de cientos de kilovatios-hora. Uno de los problemas que prenta esta tecnología es la limitación de la velocidad del rotor que presenta por riesgo de sobrecarga debido al efecto giroscópico [14]. 2.3 Estado actual de la investigación y desarrollo en la industria aeronáutica En esta sección se va a exponer el actual estado de investigación, desarrollo y producción de aeronaves de propulsión eléctrica. Las limitaciones tecnológicas vistas anteriormente impiden a las compañías poder avanzar más rápidamente en la producción de los aviones eléctricos, teniendo disponible actualmente solo aviones con una demanda energética muy baja, es decir, aviones pequeños, de corto alcance y poca capacidad de carga. Mientras tanto, grandes empresas del sector aeronáutico como Airbus o Boeing, por una parte están introduciendo nuevos sistemas en las actuales aeronaves comerciales con el fin de optimizar el uso de combustible apostando por una mayor cantidad de sistemas eléctricos, mientras que por otra parte están desarrollando prototipos eléctricos a largo plazo que pueden revolucionar la industria aeronáutica tal y como la conocemos. 2.3.1 Eviation Alice Tabla 2.3 Especificaciones del Eviation Alice [28]. Año objetivo 2021 MTOW 6349.8 kg Pasajeros 9 Altitud de crucero 32808 ft Velocidad de crucero 240 kt Carga de pago 1250 kg Alcance 440 NM 2.3 Estado actual de la investigación y desarrollo en la industria aeronáutica 17 Figura 2.12 Batería inercial G6 de la NASA [41]. Este avión eléctrico, desarrollado por la empresa israelí Eviation, está construido a partir de un 95% de materiales compuestos, posee un sistema Fly-By-Wire y se impulsa mediante tres motores de hélice, dos de ellos en las alas y uno en la parte trasera del fuselaje. Gracias a la tecnología de baterías de ión de litio, se alcanza una capacidad energética de 920 kWh, con un peso total de las baterías de 3600 kg (aproximadamente un 60% del MTOW). Se expuso por primera vez esta aeronave en el Salon Internacional de la Aeronáutica y el Espacio de París-Le Bourget en 2019, y se pretendía obtener la certificación de vuelo en 2021. Sin embargo, un incendio de las baterías que sucedió recientemente durante una de sus pruebas, posiblemente retrase el lanzamiento al mercado de este avión eléctrico. Se pretende lanzar una segunda versión del modelo a partir de 2023 con mejores baterías (de aluminio-aire), para obtener un mayor alcance, de aproximadamente 738 NM. 2.3.2 Pipistrel Velis Electro La avioneta eléctrica Velis Electro, diseñada y producida por la empresa eslovena Pipistrel, recibió en junio de 2020 el certificado de aeronave totalmente eléctrica por la EASA CS-LSA, convirtiéndose así en el primer diseño certificado como avión eléctrico. Se diseñó principalmente con el objetivo de ser una aeronave de entrenamiento. Con niveles de ruido de solo 60 dBa, el Velis Electro es 18 Capítulo 2. Propulsión eléctrica Figura 2.13 Eviation Alice [24]. Tabla 2.4 Especificaciones del Pipistral Velis Electro [28]. Año objetivo 2020 MTOW 600 kg Pasajeros 2 Altitud de crucero 12000 ft Velocidad de crucero 90 kt Carga de pago 172 kg Alcance 50 min MAX considerablemente más silencioso que otros aviones, siendo así una aeronave óptima para realizar entrenamientos de vuelo en zonas urbanas sin contaminar acústicamente. La empresa Pipistrel ya comenzó una importante producción de otro avión eléctrico similar en 2017, el Alpha Electro, también biplaza. 2.3.3 Ampair Electric EEL El Ampair Electric EEL es una aeronave híbrida desarrollada por la start-up norteamericana Ampaire, en California. Este prototipo basado en el Cessna 337 Skymaster, reemplaza el motor de pistón delantero para introducir un motor eléctrico en configuración híbrida-paralela, optimizando la potencia y reduciendo costes de operación y contaminación. Esta compañía ha desarrollado también recientemente en 2020 un nuevo prototipo denominado TailWind, con dos modelos disponibles. Uno de ellos será totalmente eléctrico y otro será híbrido, diseñado este último para recorrer distancias más largas. 2.3.4 VoltAero Cassio El VoltAero Cassio es un avión híbrido-eléctrico que está siendo desarrollado por la startup francesa VoltAero. La empresa tiene como objetivo producir tres modelos distintos de este avión: uno de 2.3 Estado actual de la investigación y desarrollo en la industria aeronáutica 19 Figura 2.14 Pipistrel Velis Electro [44]. Figura 2.15 Ampaire Electric EEL. Tabla 2.5 Especificaciones del Pipistral Velis Electro [28]. Año objetivo 2022 MTOW 2500 kg Pasajeros 4/6/10 Velocidad de crucero 200 kt Alcance 3.5 h Rango 650 NM (110 NM sólo eléctrico) cuatro plazas, otro de seis, y finalmente uno de diez. Esta aeronave utliza un módulo de potencia eléctrica híbrida, integrando un grupo de motores eléctricos con un motor de combustión interna de alto rendimiento que sirve como extensor del rango, obteniendo finalmente una potencia desde 330 a 600 kW, correspondiendo a las distntas 20 Capítulo 2. Propulsión eléctrica versiones diseñadas de esta aeronave. Por ejemplo, el modelo de seis asientos posee un motor de combustión que proporciona 300 kW y tres motores eléctricos de 60 kW cada uno, proporcionando en total una potencia de 480 kW. El tren motriz está siendo validado en el avión de prueba de vuelo Cassio 1, garantizando así un elevado nivel de madurez para la certificación y posterior producción. Figura 2.16 Prototipo del avión híbrido VoltAero Cassio. 2.3.5 Faradair BEHA Tabla 2.6 Especificaciones del Faradair BEHA [28]. Año objetivo 2026 Pasajeros 9 Altitud de crucero 14000 ft Velocidad de crucero 240 kt Carga de pago 5000 kg Alcance 1850 NM El Faradair Aerospace BEHA (Bio Electric Hybrid Aircraft) es un prototipo de avión híbrido desarrollado actualmente por la compañía Faradair en Reino Unido. 2.3.6 Boeing La empresa norteamericana es una de las empresas aeronáuticas que más ha avanzado en el desarrollo e integración de nuevos sistemas eléctricos en sus aeronaves, siendo por tanto, una compañía que ha avanzado mucho en la filosofía del MEA (More Electric Aircraft) [ 12 ]. Esta filosofía tiene como objetivo la reducción e incluso la eliminación de los sistemas de accionamiento tradicionales (hidráulicos, mecánicos y neumáticos) para que el sistema eléctrico sea el de mayor proporción de la aeronave, pudiendo obtener beneficios como la reducción de peso y mantenimiento, un mejor 2.3 Estado actual de la investigación y desarrollo en la industria aeronáutica 21 Figura 2.17 Prototipo del avión híbrido Faradair BEHA. control y monitorización, y en definitiva un incremento de la fiabilidad de la aeronave en general. El Boeing 787 es la aeronave que mejor representa esta tendencia. Por otra parte, la compañía está llevando a cabo otros proyectos de electrificación de aeronaves. Uno de ellos es el SUGAR Volt. El SUGAR (Subsonic Ultra Green Aircraft Research) surgió de una lluvia de ideas sobre diseños de aviones futuros que fuesen más respetuosos con el medioambiente. Este proyecto se basa en la propulsión híbrida-eléctrica y otras tecnologías modernas con el objetivo de reducir los consumos de energía. Figura 2.18 Prototipo del Boeing SUGAR Volt. Otro proyecto que se está llevando a cabo por el grupo de Boeing HorizonX es el Zunum Aero, una startup estadounidense, que está desarrollando desde 2017 un prototipo de avión híbrido de 12 pasajeros. 22 Capítulo 2. Propulsión eléctrica 2.3.7 Airbus El gigante europeo tiene como uno de sus objetivos diseñar y desarrollar nuevas aeronaves eléctricas, desde aerotaxis urbanos hasta aeronaves comerciales. Desde el año 2010, Airbus se encuentra inmersa en el desarrollo de ambiciosos proyectos [ 3 ], algunos de los cuales están cerca de convertirse en una realidad. El primero de ellos fue el desarrollo del primer avión acrobático de cuatro motores totalmente eléctrico del mundo, el CriCri. Desde entonces, han logrado avances significativos en la electrificación del vuelo. Un modelo eléctrico de doble hélice, el E-Fan, pudo cruzar con éxito el Canal de la Mancha en 2015. Otros proyectos enfocados a la futura movilidad urbana, de despegue y aterrizaje vertical completamente eléctrico (eVTOL), como el Vahana y el CityAirbus, han completado muchas horas de programas de vuelo para garantizar seguridad y un alto rendimiento. El E-Fan X [ 2 ], sucedor del E-Fan, que es 30 veces más potente que su predecesor, ha proporcionado a la compañía grandes avances en el conocimiento de la propulsión híbrida-eléctrica en serie. Este proyecto, que se estaba llevando a cabo junto a Siemens y Rolls-Royce, ha sido cancelado recientemente en abril de 2020 debido a las dificultades que se está enfrentando el sector aeronáutico por la crisis producida por la pandemia de la Covid-19. Figura 2.19 Prototipo del Airbus E-Fan X [2]. Por otra parte, otros proyectos siguen adelante, como el demostrador de avión híbrido-eléctrico EcoPulse [ 6 ], que está siendo desarrollado junto a Daher, Safran, y con el apoyo del consejo de investigación de aviación civil francés CORAC. Safran, responsable del sistema de propulsión, ha finalizado la configuración técnica de sus seis motores eléctricos. Cada uno tendrá una potencia de 50 kW, con electrónica integrada y refrigeración de aire patentada. Además, también tiene preparado el sistema de gestión de potencia (un turbogenerador de 100 kW) y el cableado de alta tensión que suministrará energía eléctrica a los propulsores. Durante el primer trimestre de 2021, se han realizado pruebas del motor eléctrico y demás elementos de la aeronave en el túnel de viento de Airbus, con el objetivo a cumplir el primer vuelo previsto para 2022. Finalmente, cabe destacar el proyecto de investigación ASCEND [ 1 ], cuyo objetivo es la maduración de las tecnologías criogénicas y de superconductividad para potenciar el rendimiento de la 2.3 Estado actual de la investigación y desarrollo en la industria aeronáutica 23 Figura 2.20 Prototipo del Airbus EcoPulse [6]. propulsión eléctrica, e híbrida-eléctrica en futuras aeronaves. 2.3.8 Rolls-Royce La empresa británica tiene como uno de sus objetivos a largo plazo conseguir desarrollar e implantar en el mercado aeronáutico sistemas propulsivos completamente eléctricos con el objetivo de reducir las emisiones contaminantes y los niveles de ruido. Considerando que el primer paso para conseguir estos objetivos es el desarrollo de sistemas híbridos-eléctricos, la organización se encuentra actualmente inmersa en varios proyectos. El primero es el ACCEL [ 48 ], considerado como el avión eléctrico más veloz del mundo, tiene el objetivo de superar las 300 millas por hora. Presenta una estructura de baterías diseñada específicamente para conseguir elevadas velocidades y proveer suficiente energía para volar 200 millas (aproximadamente desde Londres a París) con solo una carga. Un sistema avanzado de refrigeración permite a las baterías soportar las temperaturas extremas y las altas demandas de corriente durante el vuelo. Por otra parte, el ACCEL utilizará tres motores eléctricos que mandará una potencia conjunta de 370 kW a la hélice. La hélice gira a menos RPM que las de un avión convencional, lo que significa mayor estabilidad y menor ruido. Por otra parte, la compañía tiene otros proyectos a corto plazo, como los aviones híbridos Apus i-5 y H3PS, además de proyectos conjuntos con Airbus ya mencionados anteriormente, como el CityAirbus o el cancelado E-Fan X. 30 Capítulo 3. More Electric Aircraft 3.1.3 APU Como se ha mencionado anteriormente, las APUs tradicionales proveían también potencia hidráulica de respaldo en caso de avería del principal sistema hidráulico de la aeronave. Con el encendido eléctrico de los motores y de los sistemas anti-hielo, se podrían eliminar la alternativa hidráulica y neumática que presentaban las APUs, teniendo por tanto APUs totalmente eléctricos. Una de las principales diferencias entre las APU convencionales y las eléctricas es que la APU eléctrica requiere un generador muy grande y, como resultado, las consideraciones de diseño del sistema global pueden requerir que se utilicen dos APU por la potencia total necesaria y/o por razones de redundancia. Históricamente, en los aviones de transporte comercial tradicionales, la APU estaba conectada a un solo generador; sin embargo, en el Boeing 787 se utilizan dos generadores conectados a la APU debido al aumento de las cargas eléctricas en la arquitectura del avión. Otros esfuerzos de investigación interesantes en el avance de las APU han sido la exploración de posibles fuentes híbridas para la APU, incluyendo tanto una turbina de gas como pilas de combustible. 3.1.4 Sistemas de control ambiental La ampliación del uso de los sistemas eléctricos también se ha llevado a cabo mediante la eliminación del sangrado del aire para los sistemas de control ambiental (ECS). Los ECS (Environmental Control Systems) se utilizan para lograr el confort de los pasajeros regulando la temperatura y la presión del aire de la cabina. Convencionalmente, el aire de purga se obtenía de una o dos de las etapas del compresor del motor principal [ 23 ]. Por ejemplo, el ECS de los Airbus A350 y A380 se basa en una arquitectura de sangrado de aire. Sin embargo, en el Boeing 787, en lugar de aprovechar el sangrado del motor, se utiliza un conjunto de compresores que utilizan energía eléctrica para regular la temperatura y la presión en la cabina. Así, en este sistema se ha podido eliminar el sistema neumático y los conductos de aire del motor. Uno de los retos de electrificar el ECS es el dimensionamiento del sistema y el cálculo de la energía eléctrica necesaria para todas las fases del vuelo. La fiabilidad y la redundancia son otras dos consideraciones importantes del ECS y contribuyen al diseño de la arquitectura total del sistema de energía eléctrica. Sin embargo, dado que la regulación de la temperatura de la cabina y de la presión del aire requiere una gran cantidad de energía eléctrica, la generación de energía a bordo tiene que aumentar considerablemente para los generadores del motor principal. En la Figura 4 se muestran los diagramas que comparan los sistemas con sangrado y sin sangrado del aire. En esta figura simplificada, el sistema ECS contiene varios compresores, ventiladores, bombas, intercambios de calor, válvulas y tuberías. 3.1.5 Electrificación de los sistemas hidráulicos En las aeronaves tradicionales, los sistemas hidráulicos se utilizan para el control de las superficies primarias y secundarias, el frenado, el tren de aterrizaje y muchas otras funciones importantes. Estos sistemas hidráulicos dependen de actuadores de accionamiento mecánico, pero la tendencia actual es sustituirlos por actuadores electrohidráulicos (EHA) o electromecánicos (EMA). Tanto los EMA como los EHA requieren un motor eléctrico y un inversor. Los EHA incluyen una bomba hidráulica reversible, un cilindro y un depósito de fluido hidráulico. Estos actuadores resultan atractivos para los aviones del futuro ya que eliminan la fuente hidráulica externa y los sistemas de tuberías. Por lo tanto, los EHA se consideran ventajosos por su peso, volumen, fiabilidad 3.1 Aproximación a los principales subsistemas y tendencias del MEA 31 Figura 3.5 (a): ECS con sangrado de aire. (b): ECS eléctrico. [49]. de envío y ventajas de coste. Por el contrario, los EMA no utilizan ningún tipo de energía hidráulica, sino que emplean una caja de cambios y un sistema mecánico para transformar el movimiento rotatorio en movimiento lineal. Esto permite que los motores EMA hagan funcionar una bomba hidráulica reversible. Como resultado, los EMA son más eficientes que los EHA y son una mejor alternativa para un funcionamiento sin fugas y con mayor fiabilidad. Sin embargo, uno de los principales inconvenientes de los EMA es su potencial de atasco mecánico. Este es un reto importante que hay que resolver para que los EMA se conviertan en una opción viable para aplicaciones de seguridad críticas, como las superficies primarias y el despliegue del tren de aterrizaje. 32 Capítulo 3. More Electric Aircraft Figura 3.6 Comparación entre sistemas EMA y EHA. [49]. 3.2 Eficiencia del MEA Como se mencionó previamente, una nueva arquitectura en el MEA sin sangrado elimina el sistema neumático tradicional, pasando la mayoría de sistemas de la aeronave que utilizaban aire de sangrado a alimentarse mediante energía eléctrica (véase el aire acondicionado o los sistemas anti-hielo de las alas). A continuación, se muestra una comparación de los niveles de potencias típicos requeridos entre aeronaves convencionales y aeronaves MEA en la Tabla 3.2. Se concluye que la potencia total no-propulsiva de una aeronave convencional es de 1.74 MW aproximadamente, un 74% mayor que en los aviones MEA. En ambos casos la potencia de empuje equivale a unos 40 MW. Tabla 3.2 Comparación de niveles de potencias típicos de los principales sistemas entre aeronaves convencionales y MEA [52]. Aeronave Empuje (MW) Eléctrico (kW) Neumático (kW) Hidráulico(kW) Mecánico (kW) Convencional 40 200 1200 240 100 MEA 40 1000 0 0 0 Se puede observar que la arquitectura MEA presenta varias ventajas, destacando: • Mejora del consumo de combustible debido a una mayor eficiencia en la extracción, transferencia, y uso de la potencia. • Se reducen los costes de mantenimiento debido a la eliminación del sistema de sangrado de aire que requiere un intensivo mantenimiento. •Mejora la fiabilidad debido al uso de electrónica de potencia moderna. •Se reduce el consumo de combustible debido a una reducción de peso de la aeronave. 3.2 Eficiencia del MEA 33 Una arquitectura sin sangrado de aire permitiría a los motores producir empuje de una forma más eficiente, ya que todo el aire comprimido a alta velocidad se utilizaría únicamente para el empuje. Los sistemas neumáticos utilizaban parte de este aire, reduciendo el empuje e incrementando por tanto el consumo de combustible. Los conductos utilizados para circular el aire presurizado alrededor de la aeronave, hechos de titanio, emplean válvulas y enfriadores, lo que hace aumentar el peso del avión. El sistema eléctrico no solo consigue reducirlo. Además, es un sistema más fácil de monitorizar y controlar, produciendo solamente la potencia requerida en cada momento. Los sistemas neumáticos convencionales suelen requerir más potencia de la necesaria en la mayoría de las ocasiones, y en consecuencia, se malgasta toda la energía en exceso. 4 Métodos de recuperación energética Ot ra de las vías de investigación del presente y futuro de la aviación son los métodos de recuperación de energía durante distintas fases del vuelo, como el descenso o el aterrizaje. La recuperación de energía consiste en cualquier técnica o método que tenga el objetivo de reducir al mínimo posible la pérdida energética de un sistema. Esta energía puede ser de cualquier tipo. En la mayor parte de sistemas de recuperación energética se trabaja con energía térmica o cinética. Este tipo de tecnologías llevan siendo desarrolladas e implantadas en el sector automotivo desde hace bastantes años, tanto en vehículos híbridos de calle (diseñados por Toyota principalmente, aunque también por BMW, Volvo o Fiat) como en el mundo del motorsport, como en la F1 o en la Indycar, utilizando sistemas como el freno regenerativo, o más conocido como KERS (Kinetic Energy Recovery System en inglés), que permite transformar parte de la energía cinética que pierde un vehículo al frenar en energía eléctrica, almacenada para un futuro uso. Como se ha podido observar anteriormente, el actual estado del arte de la aviación eléctrica está todavía muy lejos de llegar a conseguir vuelos comerciales de más de 100 pasajeros total o parcialmente eléctricos. Así pues, viendo las limitaciones tecnológicas actuales que presentan las aeronaves eléctricas e híbridas, a pesar de los avances conseguidos con el MEA, optimizando el rendimiento energético de la aeronave y reduciendo los costes operativos y de mantenimiento, entre otras cosas, es importante analizar esta vía de investigación en pos de conseguir una gestión energética más eficiente durante los vuelos. 4.1 Taxi eléctrico Muchas veces se olvida que una de las operaciones de vuelo más ineficientes que realiza una aerona- ve comercial es tradicionalmente el taxi, dedicando una parte significante del tiempo total de vuelo a completar esta fase antes del despegue, y justo después del aterrizaje. El término "Taxi" en el mundo aeronáutico hace referencia a cualquier movimiento de la aeronave en tierra, ya sea el recorrido hacia la pista para el despegue o hacia la puerta de embarque tras aterrizar. Tradicionalmente, las aeronaves utilizan sus propios motores para llevar a cabo el taxi, aumentando por tanto el gasto de combustible, la emisión de gases y la contaminación acústica. Además, la marcha atrás de un avión para salir de una terminal todavía requiere asistencia externa por parte de un remolcador. Por ejemplo, un Boeing 737 suele consumir entre 8 y 11 kilogramos al minuto de combustible al ralentí. Con el fin de solucionar estos problemas, aparece un concepto muy prometedor para mejorar la operación del taxi: la integración de motores eléctricos en las llantas de las ruedas principales de la aeronave. Así se conseguiría optimizar energéticamente esta fase del vuelo, consiguiendo 35 36 Capítulo 4. Métodos de recuperación energética principalmente reducir el consumo de combustibe, con todo lo que eso conlleva, reducir las horas de uso de los motores principales, y mejorar la maniobrabilidad de la aeronave, reduciendo así el tiempo y el coste de la operación. Un ejemplo de la implementación de esta tecnología en el sector comercial aeronáutico es la aerolínea EasyJet. En colaboración con la Universidad de Cranfield, han desarrollado un sistema de taxi eléctrico que les permitirá ahorrar aproximadamente un 4% del combustible, lo que permitiría a la compañía reducir en unos 25 a 35 millones de dólares anuales los gastos por este concepto. [ 37 ] El sistema utiliza una pila de combustible de hidrógeno situado en la bodega de la aeronave y permitirá que la energía sea capturada mediante los frenos de la aeronave en el aterrizaje para cargar las baterías ligeras del sistema cuando la aeronave está en el suelo. 4.1.1 Beneficios Ahorro en combustible Se estima que realizar el taxi utilizando los motores principales conlleva un coste de 7 mil millones de dólares, sólo en combustible. Mediante el uso de esta tecnología, es posible recortar el consumo de combustible, reduciendo los costes y minimizando los efectos de retrasos imprevistos en tierra. Ahorro en tiempo Con este sistema, el piloto será responsable de conducir la aeronave mientras los motores se encuentran apagados. Esto significa que el avión puede despegar inmediatamente después de la aprobación proporcionada por la torre de control, sin necesidad alguna de esperar a los remolcadores. Los Jet blasts en la zona de pista son una de las principales causas de daños en las aeronaves y de peligro para el personal de tierra. Estos problemas de seguridad dan lugar a numerosas restricciones de las operaciones en tierra que repercuten en los costes operativos y de programación. Figura 4.1 Deflector estándar en aeropuertos contra chorro o jet blasts [20]. 4.1 Taxi eléctrico 37 Protección de FOD Se define como FOD (Foreign Object Debris) a cualquier objeto encontrado en una localización inapropiada de las pistas, y como resultado, puede dañar equipos o personal de las aeronaves. Durante las operaciones en tierra, los motores suelen succionar polvo y otros tipos de debris. Se calcula que el 85% de estos objetos FOD se pueden encontrar alrededor de la puerta de embarque y las áreas de taxi. Frecuentemente, estos objetos dañan la estructura, las ruedas y los motores del avión. Con este sistema, el daño producido por las FOD puede ser reducido ya que la aeronave realiza el taxi con sus motores principales apagados, permitiendo así recortar en costes de mantenimien- to, lo que significa un aumento de la eficiencia reduciendo tiempos fuera de servicio no programados. Protección de los frenos Otro sistema que sale beneficiado con el uso del taxi eléctrico son los frenos. Si los motores propulsores están apagados durante el taxi, no será preciso utilizar los frenos para contrarrestar el empuje de los motores. Es decir, el aumento del control de la velocidad permite aumentar la durabilidad del sistema de frenos. Seguridad El uso de los motores en las calles de los aeropuertos puede crear graves problemas de seguridad que requieren estrictas medidas de seguridad. Por ejemplo, los vehículos y el personal suelen estar prohibidos en la zona alrededor de las aeronaves mientras los motores estén en uso. Con este sistema eléctrico, muchos de los de los procedimientos de seguridad en tierra podrían dejar de ser tan estrictos, lo que permitiría unas operaciones de cambio más rápidas, fluidas y seguras. Mientras los motores de las aeronaves están en tierra también pueden inhalar objetos como pájaros, equipaje o herramientas que pueden salir despedidos y propulsados, convirtiéndose en proyectiles muy peligrosos. 4.1.2 Desventajas Existen varios problemas que retrasan la implementación de esta tecnología en el sector aeronáutico. La mayoría de ellas tienen que ver con la falta de espacio que presentan los trenes de aterrizaje, lo que dificulta la implementación de este motor eléctrico. Aunque también existen otros problemas relacionados con el peso del sistema eléctrico y con el desgaste de los neumáticos. La implementación de esta tecnología no solo conlleva a un aumento del peso en general, sino también una necesidad de aumentar la resistencia de la estructura del morro del avión para soportar el peso y el torque que produciría el motor eléctrico. Otro problema que hay que tener en cuenta es el efecto nocivo que podría tener en los neumáticos del avión. El exceso del peso producido por el motor eléctrico podría provocar un desgaste más rápido de los neumáticos. Además, el rendimiento de los neumáticos en condiciones húmedas o heladas de la pista podría verse comprometido. 38 Capítulo 4. Métodos de recuperación energética 4.2 Freno regenerativo Tras analizar los fundamentos principales del taxi eléctrico, realizando un paralelismo con los vehículos híbridos-eléctricos, se propone a continuación la incorporación a la aeronave de un sistema situado en el tren de aterrizaje que no solo funcionaría como propulsor durante las operaciones en tierra, sino también para frenar a la aeronave mientras se recupera energía de ese frenado. Con este sistema sería posible reducir algo el desgaste de los neumáticos y recuperar parte de la energía disipada como calor durante el frenado. Se trata del freno regenerativo, también conocido como KERS (Kinetic Energy Recovery System). Esta tecnología se ha utilizado principalmente tanto en coches eléctricos como híbridos. Mediante el uso del motor eléctrico, se consiguen recargar las baterías durante el frenado, para poder posteriormente utilizar esta energía para el motor cuando funciona en modo eléctrico u otros sistemas auxiliares. Por otra parte, esta tecnología juega un papel fundamental en el sector ferroviario. Aprovechando la elevada cantidad de movimiento que presentan los trenes, debido a la gran masa total y a las altas velocidades que suelen tener, obtienen una alta cantidad de energía recuperada. Además, al estar conectados directamente a la red eléctrica pueden ceder parte de la energía recuperada que no se aprovecha a la red eléctrica. Es importante señalar que el freno regenerativo presenta un límite de uso. En el caso en el que las baterías, o los sistemas de almacenamiento de energía que presente el vehículo, estén al máximo de su capacidad, más energía no puede ser acumulada. Como consecuencia, no sería posible decelerar el vehículo. Por tanto, es necesario por motivos de seguridad llevar frenos convencionales, denominados hidráulicos. Existen por tanto dos tipos de sistemas de frenada a tener en cuenta: •Sistema de frenado hidráulico. Todos los sistemas de frenado hidráulico funcionan según el mismo principio básico. Cuando se activa el mando de accionamiento de los frenos, el movimiento se transmite a un cilindro o válvula de control de los frenos desde la que suministra la presión del líquido a una rueda con el objetivo de frenarlos. La presión del líquido hace que los frenos entren en contacto con la superficie del disco giratirio. La fricción resultante ralentiza y finalmente detiene la rotación de la rueda en cuestión. Cuando el mando de accionamiento del freno vuelve a la posición original, se reduce la presión del freno, pudiendo así la rueda girar libremente. •Sistema de frenado regenerativo. El dispositivo que realiza la reducción de la velocidad en este caso es un generador eléctrico. Este generador va acoplado a una transmisión, normalmente a la existente en la aeronave, de forma que podemos dosificar la cantidad de frenado que aplicamos en cada momento. Al aplicar este freno, las ruedas pasan a mover el motor eléctrico, teniendo que vencer a las resistencias internas del motor, generando así la electricidad que posteriormente se podrá utilizar. El hecho de que existan dos sistemas de frenados distintos, hace que sea necesario plantear dos estrategias de control de frenado regenerativo a tener en cuenta: el frenado en paralelo y en serie. •Frenado regenerativo en paralelo . En este escenario, se utiliza tanto el sistema de frenado hidráulico como el regenerativo simultáneamente. Como se puede observar en la Figura 4.3, independientemente de la demanda de frenado deseado, ambos sistemas funcionan a la vez. Una de las ventajas que presenta esta estrategia es la simpleza del control requerido, debido a que ambos componentes de frenado escalan linealmente y no existen por tanto modificaciones abruptas en la distribución de las fuerzas. No obstante, esto conlleva a un peor rendimiento 4.2 Freno regenerativo 39 Figura 4.2 Sistema de control de frenado hidráulico de una aeronave [32]. del sistema, ya que se podrá recuperar menos energía debido a que parte de ella se disipará debido al frenado por fricción. Figura 4.3 Representación gráfica del frenado en paralelo [17]. •Frenado regenerativo en serie . En comparación con el frenado en paralelo, en esta estrategia se utiliza exclusivamente el freno regenerativo hasta un punto específico, como se puede observar en la Figura 4.4. A partir de este punto, se activaría también el freno hidráulico y la energía se volvería a disipar en forma de calor. La gran ventaja que presenta esta estrategia es que se puede aprovechar el 100% de la energía de frenado regenerativo. En detrimento, el 46 Capítulo 4. Métodos de recuperación energética Figura 4.12 Esquema del sistema de recuperación y almacenamiento de energía [16]. corriente necesaria para cargar las baterías. En general, los sistemas de volante de inercia tienen pérdidas de energía debidas principalmente a la fricción de los rodamientos, lo que los hace menos eficientes que un sistema basado en baterías para almacenar energía durante largos periodos de tiempo. Una configuración mixta del sistema de volante de inercia y de baterías permitiría aprovechar las ventajas que ofrecen ambos sistemas. Sólamente un 25% de la energía cinética de la aeronave al aterrizar se disipa como calor en los frenos de las ruedas, debido a otros mecanismos de deceleración de la aeronave, como los aerofrenos por ejemplo. Una cantidad estimada de energía que puede ser generada y almacenada en baterías podría ser la siguiente: EA =0.25η1η2EC,(4.3) Donde EA es la energía almacenada, η1 es la eficiencia de generación energética del volante de inercia, η2 la eficiencia de conversión energética y EC la energía cinética al aterrizar, expresada por la siguiente ecuación: EC =1 2(m1−mf)v2,(4.4) Donde m1 es la masa de la aeronave al inicio del vuelo, mf la cantidad de combustible quemado durante el vuelo y v la velocidad del avión al aterrizar. Un estudio realizado por la Southern Illinois University [ 16 ] expone el potencial que tiene este sistema. El análisis se llevó a cabo mediante un Boeing 777-300ER durante un vuelo desde St. Louis, Misuri a Los Angeles, California. Para el caso descrito, los volantes de inercia pudieron almacenar 83 MJ. 71 MJ de la energía de los volantes de inercia pudieron ser almacenados en baterías. Esto representa más de la mitad de la energía perdida en forma de calor. Los datos de Boeing muestran que la compañía ha vendido aproximadamente 1200 aviones Boeing 777 entre 1995 y agosto de 2014. Con una estimación conservadora del 85%, hay actualmente unas 1000 aeronaves en servicio activo. Utilizando estos resultados del análisis, y una media de cinco aterrizajes al día por cada uno de estos aviones, da un ahorro total de energía al día equivalente a la capacidad de una central energética, es decir, unos 4.5 MW. Nótese que el avión tiene dos trenes de 4.3 Recuperación de la energía potencial 47 Figura 4.13 Boeing 777. aterrizaje principales, con seis ruedas cada uno. Por tanto, la energía disponible en cada volante de inercia es de 6.92 MJ. Se estima que la masa adicional requerida de cada unidad es de 140.7 kg. Como se requiere una unidad por cada rueda (12 en total), la masa total será de 1688.4 kg. En la Tabla 4.1 se expone la masa de cada pieza del sistema. Tabla 4.1 Masa de los componentes de una unidad del sistema de recuperación energética. Volante de inercia Embrague Transmisión Cámara hermética 10.33 kg 4.4 kg 78 kg 48 kg En conclusión, este sistema mediante el empleo de volantes de inercia puede recuperar más de la mitad de la energía disipada en forma de calor y convertirla en energía eléctrica para poder utilizarla en otras fases del vuelo. Además, otra ventaja adicional de este sistema es el aumento de la durabilidad de los frenos. 4.3 Recuperación de la energía potencial Una vez analizado el planteamiento de la recuperación de energía cinética de la aeronave, se expondrá a continuación otra alternativa, centrándose en este caso en la recuperación de energía potencial. Siguiendo una idea similar como la que plantea la RAT, procederemos a analizar y discutir la posibilidad de recuperar y transformar parte de la energía potencial que va perdiendo la aeronave durante su descenso antes de aterrizar en forma de energía eléctrica, acumulada en baterías u otros sistemas de almacenaje, para poder ser usada posteriormente. Los sistemas híbridos de recuperación de energía potencial requieren lo que se conoce como «molinos de viento». Fundamentalmente, las palas de la turbina se sumergen en el flujo de aire de manera que el arrastre de las palas con un cierto ángulo de paso hace girar un eje que, a su vez, está vinculado mecánicamente a un generador eléctrico para convertir la energía mecánica en energía eléctrica. Un buen ejemplo de esto es la turbina de aire RAT, como se ha nombrado al inicio del capítulo, que es estándar en los aviones de transporte convencionales para su uso de emergencia cuando los generadores del motor se vuelven inactivos. Sin embargo, las potencias implicadas en los sistemas 48 Capítulo 4. Métodos de recuperación energética eléctricos híbridos requieren un eje de palas mucho más grande o múltiples ejes de palas, por ejemplo, las hélices o los sistemas de ventiladores. Figura 4.14 Turbina de aire de impacto de un F-105 Thunderchief. Como consecuencia, la resistencia aerodinámica aumentará y se reducirá más rápidamente la energía cinética. Por tanto, se requerirá una pendiente de descenso más abrupta debido a esta resistencia aerodinámica adicional. Es decir, la distancia recorrida en descenso será menor y la fase de crucero deberá prolongarse para poder llegar al destino. El impacto medioambiental de este combustible extra en el crucero debe compensarse con los beneficios de cualquier energía recuperada en el descenso para determinar el beneficio neto de este sistema, ya sea de emisiones, económico o de reducción del tiempo entre vuelos. Varios estudios realizados [ 26 ] [ 31 ] coinciden en que este sistema de recuperación de energía no resulta rentable a pesar de las potenciales ventajas que puede proporcionar. El estudio llevado a cabo por Martin Hepperle [ 26 ] afirma que tan sólo se podría recuperar un 5% de la energía total de la aeronave aproximadamente. En el caso de un vuelo regional de 500 km a 9840 ft, la energía potencial ( Ep=mgh ) representa un 20% de la energía total consumida durante el vuelo. Por otra parte, los análisis llevados a cabo por [ 31 ] concluyen que se recuperaría tan solamente un 4% de la energía potencial. La cantidad de energía que recupera este sistema no compensa la distancia extra de crucero que hay que recorrer debido al drag extra que sufre la aeronave, ni el hecho de añadir este sistema en la aeronave, tanto por complejidad tecnológica, como por el peso, y como por la seguridad, siendo este último uno de los factores más importantes en el mundo aeronáutico. En 4.3 Recuperación de la energía potencial 49 el próximo capítulo se analizará numéricamente la viabilidad de este sistema de recuperación de energía. No obstante, cabe destacar que el alto rendimiento que presentan los sistemas propulsivos híbridos o totalmente eléctricos permitiría reducir en gran cantidad la energía consumida durante el descenso. En el caso de un avión híbrido, se podría ahorrar alrededor de un 60% de la energía consumida. [31] 5 Cálculos energéticos Tr as estudiar en el anterior capítulo distintos métodos de recuperación de energía que se podrían implantar en una aeronave comercial, en este capítulo se procederá a realizar un análisis cuantitativo de la cantidad de energía que se podría recuperar durante las fases del vuelo citadas anteriormente, es decir, el descenso y el aterrizaje, y la masa de baterías que sería necesaria para almacenar esa energía. Además, será necesario discutir la rentabilidad de este sistema híbrido, desde un punto de vista energético, en comparación al consumo estándar que tienen actualmente los aviones comerciales, analizando el impacto que tendría un incremento del peso no útil de la aeronave en forma de baterías y sistemas. 5.1 Aeronave elegida: Boeing 787-9 Para realizar los cálculos pertinentes en este capítulo, se ha seleccionado esta aeronave. El Boeing 787, conocido como Dreamliner, es un avión comercial de tamaño medio y fuselaje ancho fabricado por la compañía norteamericana Boeing. Esta aeronave, que puede transportar entre 217 y 323 pasajeros, tuvo su primer vuelo el día 19 de diciembre de 2009. Se ha dedicido seleccionar esta aeronave no solo por su importante presencia dentro del mercado, sino porque además, como se ha explicado a lo largo del trabajo, es la que mejor reprensenta la tendencia MEA, suponiendo una gran innovación en el mundo de los vuelos comerciales, principalmente debido a su eficiencia en el consumo de combustible (20% menos de combustible consumido que aviones de tamaño similar) [ 4 ] e implementación de una mayor cantidad de sistemas eléctricos en comparación con sus competidores más directos, como el Airbus A350. El 787-9 es la primera variante del 787, aumentando su capacidad (250-290 pasajeros) y con un alcance entre 8000 y 8500 millas náuticas. Esta variante, siendo la mediana de las tres del 787, ofrece un fuselaje más alargado, una mayor capacidad de combustible y un mayor MTOW (Maximum Take-Off Weight) que su predecesor. [5] A continuación, en la Tabla 5.1, se muestran los parámetros correspondientes al Boeing 787- 9 que se emplearán en los cálculos a lo largo de este capítulo, donde MLW corresponde al peso máximo de aterrizaje, MZFW corresponde al peso máximo sin combustible, OEW corresponde al peso estructural del avión, S la superficie sustentadora y CD0 el coeficiente de resistencia aerodinámica. 51 52 Capítulo 5. Cálculos energéticos Tabla 5.1 Parámetros correspondientes al B787 [10] [30]. Parámetro Valor MTOW 254011 kg MLW 193000 kg MZFW 181000 kg OEW 128850 kg Velocidad de crucero 488 kt (a 35000 ft) Alcance 7635 nmi S 377 m2 CD00.029 CE14.5*10-6 kg/N·s Empuje 320 kN/motor Figura 5.1 Boeing 787-9. 5.2 Descenso Como se expuso al final del capítulo 4 del trabajo, varios estudios realizados coincidían que plantear un sistema de recuperación de energía durante la fase del descenso no resulta rentable [ 26 ] [ 31 ]. A partir de sus estimaciones de energía recuperada (aproximadamente un 5% de la energía potencial del avión al inicio del descenso), se demostrará cuantitativamente la rentabilidad de este sistema. Para ello, analizaremos dos casos. Uno, con condiciones de eficiencia máxima, es decir, drag mínimo, y otro con el sistema de recuperación de energía activado, y por tanto, presentando una mayor resistencia aerodinámica. En base a lo expuesto en [ 31 ], se estima que el drag aumentaría un 50%. Por tanto, una vez calculada la resistencia aerodinámica en el primer caso, D , se multiplicará por un factor de 1.5 para obtener el drag que corresponde al segundo caso del análisis. 5.2.1 Hipótesis y ecuaciones Se considerará un planeo cuasi-estacionario despreciando la aceleración tangencial, desde una altura inicial (hi=10700m) hasta una altura final (hf=0m), partiendo de las siguientes hipótesis: •Empuje nulo (T=0). •Peso constante (W=const.). •Ángulo de trayectoria pequeño (γ<< 1). •Aceleración tangencial despreciable ( ˙ V≈0). 5.2 Descenso 53 De esta forma, suponiendo que el coeficiente de sustentación CL no varía durante el descenso, las ecuaciones se reducen a [47]: dx dt =V(5.1) dh dt =Vγ(5.2) D(h,V,L)+Wγ=0(5.3) L=W(5.4) Y por tanto, las ecuaciones para calcular el ángulo de descenso y el alcance máximo de la aeronave son: γd=−γ=1 E=const (5.5) xf=Zhf hi dh =E(hi−hf)(5.6) La variable E define la eficiencia aerodinámica del avión. En el primer caso, supondremos que la configuración aerodinámica empleada es aquella que maximice la eficiencia (Emax). A partir de Emax se puede conocer el valor de la resistencia aerodinámica D , que multiplicándola por un factor de 1.5 nos proporciona el drag correspondiente al caso con recuperación de energía activado, y por tanto, nos permite conocer también la eficiencia de la aeronave en el segundo caso. E=L D=CL CD =W D(5.7) Emax =1 2pkCD0 (5.8) La Tabla 5.2 los resultados obtenidos en el ángulo de descenso y alcance en ambos casos, mientras que la Tabla 5.3 muestra los parámetros seleccionados para los cálculos en este apartado Tabla 5.2 Alcance y ángulo de descenso en ambos casos de estudio. Ángulo de descenso [º] Alcance [km] Caso 1 4.1396 148.1 Caso 2 6.2094 98.7 54 Capítulo 5. Cálculos energéticos Tabla 5.3 Parámetros empleados en este apartado [10] [30]. Variables Valor W 193000 kg S 377 m2 CD00.029 Altitud inicial 10700 m (35000 ft) k 0.045 E1≡Emax 13.8409 E29.2273 Como muestran los resultados de la Tabla 5.3, el ángulo de descenso con el sistema de recuperación de energía activado es mayor, y como consecuencia, presenta un menor alcance como era previsto. Por tanto, sería necesario prolongar la fase de crucero 49 kilómetros aproximadamente para compensar este déficit de alcance, con el aumento de combustible que conllevaría hacerlo. Figura 5.2 Comparación de las trayectorias de vuelo en ambos casos. Una vez conocida la distancia adicional de crucero requerida, se procede a calcular el combustible necesario para poder realizarlo. Para ello, se utiliza la siguiente expresión, que integrándola entre el tiempo que dura la fase adicional de crucero, nos permite obtener la masa de combustible requerida [47]: mF=−cETZtcrucero 0 dτ=−cETtcrucero (5.9) 5.2 Descenso 55 Siendo cE el valor del consumo específico de los propulsores (ya conocido, véase Tabla 5.1), T el empuje de la aeronave y tcrucero el tiempo que emplea la aeronave en realizar la fase adicional de crucero. Conociendo la distancia recorrida ∆x y la velocidad de crucero V a esa altitud (251 m/s a 10700 m de altitud) [10], se obtiene el tiempo de crucero de la siguiente forma: tcrucero =∆x V(5.10) Para hallar el empuje, debemos plantear en primer lugar el equilibrio de fuerzas en la fase de crucero, quedando de esta forma las ecuaciones: L=W=1 2ρV2SCL(5.11) T=D=1 2ρV2S(CD0+kC2 L)(5.12) Figura 5.3 Equilibrio de fuerzas de la aeronave durante el crucero [47]. El empuje es calculado mediante la ecuación 5.12. Tan solo es necesario previamente calcular el valor del coeficiente de sustentación CL que aparece en la polar de resistencia aerodinámica igualando el peso de la aeronave con su sustentación (ecuación 5.11). Una vez obtenido el valor de la masa de combustible quemada, conociendo el valor del poder calorífico del queroseno, de aproximadamente 12.19 kWh/kg [ 19 ], se calcula la energía requerida para recorrer la fase adicional de crucero. Finalmente, conociendo la energía potencial que puede recuperar este sistema (aproximadamente un 5% de la energía potencial de la aeronave al inicio del descenso), se realiza un balance de energía, obteniendo los siguientes resultados: Tabla 5.4 Balance energético del sistema de recuperación de energía potencial. Energía recuperada (kWh) Energía consumida (kWh) Balance de energía (kWh) 263.79 4537.67 -4273.88 6 Conclusiones La electrificación de las aeronaves supone una solución al problema climático que se enfrenta el sector comercial aeronáutico debido al elevado volumen de emisiones contaminantes de la que es responsable. Además, la optimización del consumo de energía que supondría tener una flota de aviones con un mayor número de sistemas eléctricos conllevaría a una mejora sustancial de la rentabilidad económica de las aerolíneas, fundamental en el contexto actual de crisis económica producida por la pandemia de la Covid-19, especialmente grave en el sector aeronáutico. Para ello, el sector industrial aeronáutico deberá enfrentarse a una serie de barreras tecnológicas que existen actualmente en el intento de electrificación de las aeronaves. Las exigentes condiciones medioambientales que existen durante el vuelo, además de las fuertes restricciones en materia de seguridad presentes en las aeronaves, aumentan el tamaño y peso de los componentes del sistema de potencia eléctrico. Por otra parte, los sistemas de almacenamiento de energía eléctrica suponen un problema que se debe solucionar si se desea hibridar las aeronaves comerciales. Las baterías se presentan como la mejor solución actual a la cuestión del almacenamiento de energía eléctrica a bordo. Son capaces de proveer energía eléctrica sin emisiones directas de carbono. No obstante, es necesario mejorar la eficiencia y la capacidad de almacenamiento si un avión híbrido o eléctrico o pretende competir con aeronaves convencionales en términos de rango y velocidad. Actualmente, presentan poca capacidad de almacenamiento y son muy pesados, e incluso con la tecnología más prometedora de baterías actuales, la densidad energética se mantiene por debajo del 25% de la densidad energética del queroseno. El desarrollo de nuevas baterías durante las próximas décadas podrían presentar resultados prometedores. Otras tecnologías de almacenamiento de energía están también bajo desarrollo, como los supercondensadores o las baterías sólidas. Por otra parte, el concepto MEA está suponiendo un gran paso hacia delante por la electrificación de las aeronaves, logrando optimizar su gestión energética. Entre las principales ventajas que se pueden extraer de la aplicación de este concepto, destacan: • Una mejora del consumo del combustible debido a una mayor eficiencia en la extracción, transferencia, y uso de la potencia. • Una reducción de los costes de mantenimiento debido a la eliminación del sistema de sangrado de aire que requiere un mayor mantenimiento. • Una mejora de la fiabilidad por el uso de electrónica de potencia moderna y de nuevos sistemas eléctricos o híbridos que sustituyen a los tradicionales (neumáticos, hidráulicos, etc.). • Una reducción del consumo de combustible debido a una reducción del peso de la aeronave. 63 64 Capítulo 6. Conclusiones Otro paso más hacia la electrificación de las aeronaves que se estudia es el uso del taxi eléctrico, que puede proporcionar numerosos beneficios como el ahorro en combustible, tiempo y una mejora en materia de seguridad. Además, se estudia la introducción de métodos de recuperación de energía para continuar con la optimización de la energía eléctrica de las aeronaves, durante el descenso y el aterrizaje. La cantidad de energía que se recuperaría durante el descenso no compensa la distancia adicional de crucero que tendría que recorrer la aeronave debido a la resistencia aerodinámica adicional que sufriría la aeronave. El balance energético que se obtiene demuestra la nula rentabilidad que tiene utilizar un sistema de recuperación de energía de este tipo si tan solo puede recuperar un 5% de la energía potencial. Por cada kWh que logra recuperar, necesitaría consumir 17.25 kWh para poder conseguir realizar el descenso de la forma adecuada. La complejidad tecnológica de introducir este tipo de sistema en una aeronave no es rentable ni económicamente (más combustible que consumir), ni ecológicamente (más emisiones contaminantes producidas). Necesitaría recuperar un 86% de energía potencial para que pudiese empezar a presentar algo de rentabilidad, algo prácticamente imposible conseguir tecnológicamente. En cuanto al estudio de la recuperación de energía cinética durante el aterrizaje y los requerimientos energéticos que suponen el uso de un taxi eléctrico, por una parte se obtiene que el sistema de recuperación de energía solo podría llegar a recuperar un 8.5% de la energía máxima requerida por el ETS para realizar el rodaje. Por otra parte, se concluye que la energía consumida por el sistema de taxi eléctrico es un 87.15% menor que la energía consumida en forma de combustible utilizando los propulsores de la aeronave. No solo es más eficiente energéticamente, también lo es desde un punto de vista económico y ecológico, ya que mediante este sistema se ahorrarían también muchas emisiones contaminantes. Por otra parte, el uso de este sistema eléctrico tendría como consecuencia la necesidad de introducir baterías adicionales en la aeronave. Las de tipo ion-litio, muy presentes en las aeronaves comerciales, exceden la tonelada de peso a añadir. Por tanto, volviendo a lo expuesto anteriormente respecto a las limitaciones tecnológicas que existen con los sistemas de almacenamiento de energía, se deben desarrollar mejores baterías ya que en las actuales condiciones el uso de un sistema de taxi eléctrico no es beneficioso para todas las operaciones de vuelo o aeronaves, ya que añadir masa adicional a la aeronave aumenta el consumo de combustible durante las demás fases de vuelo. Cuanto más largo sea el vuelo, mayor será el impacto en el consumo de combustible. Por lo tanto, se debe encontrar el punto óptimo entre el ahorro de combustible mediante el uso de un sistema eléctrico durante la fase de rodaje y la adición de masa (en forma de baterías y de motor/generador) a la aeronave. Anexo: códigos de MATLAB Código 6.1 Código empleado para el estudio de la aproximación de la aeronave. %TFG: Aproximación syms h %Parámetros B787-9 Cd0=0.029; S=377; %m2 m=181000; %kg %Se considera MLW (Maximum Landing Weight) ro0=1.225; k=0.045; hi=10700; %m %Altitud inicial del avión hf=0; % m %Altitud final del avión %Parámetros ISA alpha=6.5*10^(-3); Ra=287.05; g=9.80665; theta0=288.15; ro=ro0*(1-((alpha*h)/theta0))^((g/(Ra*alpha))-1); %Depende de h %Eficiencia máxima Emax=1/(2*sqrt(k*Cd0)); %Ángulo de descenso gamma=1/Emax; %rad %Distancia recorrida xf1=Emax*(hi-hf); %m fprintf(’La distancia horizontal recorrida es de %d metros\n’,xf1); %% CASO 2 %Drag cuando E=Emax D=m*g/Emax; 65 66 Capítulo 6. Conclusiones %Drag multiplicado por un factor k=0.5 (rec. energía) D2=D*(1+0.5); E2=m*g/D2; %Ángulo de descenso gamma2=1/E2; %rad %Distancia reccorida xf2=E2*(hi-hf); fprintf(’La distancia horizontal recorrida es de %d metros\n’,xf2); %% Gráficas m1=-hi/xf1; x1=0:1:xf1; y1=10700+m1*x1; m2=-hi/xf2; x2=(xf1-xf2):1:xf1; y2=10700+m2*(x2-xf1+xf2); figure plot(x1,y1) hold on plot(x2,y2,’r’) hold on plot([0,(xf1-xf2)],[10700,10700],’r’) legend(’E=Emax’, ’E=E2’); %% Estimación comb. quemado crucero extra Vcrucero=251; %m/s %488 kt tcrucero=(xf1-xf2)/Vcrucero; Ce=14.5*10^(-6); %kg/Ns CL=0.0403; Cd=Cd0+k*CL^2; %polar de Cd rohi=ro0*(1-((alpha*hi)/theta0))^((g/(Ra*alpha))-1); %densidad a hi T=0.5*rohi*Vcrucero^2*S*Cd; mf=Ce*T*tcrucero; fprintf(’Wf=%d\n’,mf); CeKWH=12.19; %kWh/kg EnComb=CeKWH*mf; fprintf(’EnComb=%d\n’,EnComb); %% Energía que se podría recuperar Ep=0.05*m*g*hi; Enrec=Ep*2.77778*10^(-7); 67 deltaE=Enrec-EnComb; fprintf(’deltaE=%d\n’,deltaE); Código 6.2 Código empleado para el estudio de la aeronave durante el aterrizaje y el taxi. %TFG: Aterrizaje y taxi mlw=193000; %MLW mtow=254011; %MTOW g=9.8; V=78.71; %m/s %153 kt ef=0.7; %% Energía recuperada aterrizaje E=0.5*mlw*V^2; Edisp=0.25*ef*E; Ekwh=E*2.77778*10^(-7); Edispkwh=Edisp*2.77778*10^(-7); %alternativa: optimizar taxi desde pto vista aeroportuario. %% Potencia requerida motor eleéctrico %Fuerza de rozamiento croz=0.009; Froz=mtow*g*croz; %Fuerza de tracción requerida amax=0.445; Ftr1=mtow*amax; %Fuerza drag ro=1.225; S=377; Vtaxi=10; %m/s Cd0=0.029; Cdgear=0.015; Cd=Cd0+Cdgear; Fd=0.5*ro*S*Vtaxi^2*Cd; %Fuerza tracción total Ftr=Ftr1+Froz+Fd; %despreciamos fgrade %Potencia total Ptaxi=Ftr*Vtaxi; fprintf(’La potencia total requerida del taxi eléctrico es de %d W\n’, Ptaxi); 68 Capítulo 6. Conclusiones %mencionar no ¯motores, ventajas/inconv. Etaxi=Ptaxi*15*60*2.77778*10^(-7); %% Consumo combustible fuelrate=0.242; %kg/s masafuel=0.242*15*60; Efuel=12.19*masafuel; %% Cálculo masa baterías %Actual C_pbacido=1/0.05; %kg/kWh C_nicd=1/0.08; %kg/kWh C_nimh=1/0.12; %kg/kWh C_ionlitio=1/0.25; %kg/kWh C_znair=1/0.5; %kg/kWh C_LiS=1/1.1250; %kg/kWh m_pbacido=Etaxi*C_pbacido; m_nicd=Etaxi*C_nicd; m_nimh=Etaxi*C_nimh; m_ionlitio=Etaxi*C_ionlitio; m_znair=Etaxi*C_znair; m_LiS=Etaxi*C_LiS; x=categorical({’1.Ácido-Plomo’,’2.Níquel-Cadmio’,’3.Níquel-Metalhidruro ’,’4.Li-Ion’,’5.Zn-aire’,’6.Li-S’}); y=[m_pbacido,m_nicd,m_nimh,m_ionlitio,m_znair,m_LiS]; bar(x,y) %Futuro C_ionlitio_f=1/0.39; %kg/kWh C_znair_f=1/1.09; %kg/kWh C_LiS_f=1/2.57; %kg/kWh C_LiO2_f=1/3.5; %kg/kWh m_ionlitio_f=Etaxi*C_ionlitio_f; m_znair_f=Etaxi*C_znair_f; m_LiS_f=Etaxi*C_LiS_f; x=categorical({’1.Li-Ion’,’2.Zn-aire’,’3.Li-S’}); y=[m_ionlitio_f,m_znair_f,m_LiS_f]; bar(x,y) Índice de Figuras 1.1 Emisiones de un avión bimotor estándar durante 1 hora con 150 pasajeros [9] 1 1.2 Previsión del crecimiento del transporte aéreo en las próximas décadas. [8] 2 1.3 Esquema del camino hacia la reducción del CO2 hasta 2050. [27] 3 2.1 Arquitecturas de propulsión eléctrica [42] 5 2.2 Investigación y desarrollo de generadores eléctricos de aeronaves 6 2.3 Eficiencia y poder específico de los componentes de un sistema de propulsión turboeléctrico 8 2.4 Masa y volumen específico de diferentes sistemas de almacenamiento de energía [40] 9 2.5 Esquema del funcionamiento de una batería ion-litio.[21] 11 2.6 Curva de potencia respecto a la temperatura de las baterías ion-litio. [51] 12 2.7 Emisiones de gases de efecto invernadero en un ciclo de vida [43] 13 2.8 Emisiones de gases NOx en un ciclo de vida [43] 13 2.9 Consumo de agua en un cico de vida [43] 14 2.10 Residuos sólidos en un ciclo de vida [43] 14 2.11 Deterioro de las baterías de ion de litio con el paso del tiempo. [38] 15 2.12 Batería inercial G6 de la NASA [41] 17 2.13 Eviation Alice [24] 18 2.14 Pipistrel Velis Electro [44] 19 2.15 Ampaire Electric EEL 19 2.16 Prototipo del avión híbrido VoltAero Cassio 20 2.17 Prototipo del avión híbrido Faradair BEHA 21 2.18 Prototipo del Boeing SUGAR Volt 21 2.19 Prototipo del Airbus E-Fan X [2] 22 2.20 Prototipo del Airbus EcoPulse [6] 23 2.21 Prototipo del ACCEL de Rolls-Royce [48] 24 3.1 Estructura de sistemas de potencia de aeronaves convencionales. [50] 25 3.2 Estructura de sistemas de potencia en aeronaves MEA. [50] 26 3.3 Comparación entre los sistemas de una aeronave convencional y el Boeing 787. [49] 28 3.4 (a): APU tradicional. (b): APU totalmente eléctrico. [49] 29 3.5 (a): ECS con sangrado de aire. (b): ECS eléctrico. [49] 31 3.6 Comparación entre sistemas EMA y EHA. [49] 32 4.1 Deflector estándar en aeropuertos contra chorro o jet blasts [20] 36 69 70 Índice de Figuras 4.2 Sistema de control de frenado hidráulico de una aeronave [32] 39 4.3 Representación gráfica del frenado en paralelo [17] 39 4.4 Representación gráfica del frenado en serie [17] 40 4.5 Rotor de jaula de ardilla 41 4.7 Rotor de bobinado 41 4.8 Motor de inducción de un Tesla Model S 42 4.9 Esquema de los rotores cilíndricos y de polos salientes 43 4.10 Estator y rotor de una máquina de reluctancia variable. [39] 44 4.11 Esquema de una máquina de reluctancia variable. [13] 45 4.12 Esquema del sistema de recuperación y almacenamiento de energía [16] 46 4.13 Boeing 777 47 4.14 Turbina de aire de impacto de un F-105 Thunderchief 48 5.1 Boeing 787-9 52 5.2 Comparación de las trayectorias de vuelo en ambos casos 54 5.3 Equilibrio de fuerzas de la aeronave durante el crucero [47] 55 5.4 Equilibrio de fuerzas de la aeronave durante el taxi [36] 57 5.5 Masa de batería requerida con la tecnología actual (kg) 60 5.6 Masa de batería requerida con la tecnología esperada en 2025 (kg) 60 Índice de Tablas 2.1 Energía específica de algunas de las presentes y futuras baterías [40] 9 2.2 Energía específica de futuras baterías [43] 12 2.3 Especificaciones del Eviation Alice [28] 16 2.4 Especificaciones del Pipistral Velis Electro [28] 18 2.5 Especificaciones del Pipistral Velis Electro [28] 19 2.6 Especificaciones del Faradair BEHA [28] 20 3.1 Comparación entre aeronaves comerciales de la implementación de sistemas eléctricos. [49] 26 3.2 Comparación de niveles de potencias típicos de los principales sistemas entre aeronaves convencionales y MEA [52] 32 4.1 Masa de los componentes de una unidad del sistema de recuperación energética 47 5.1 Parámetros correspondientes al B787 [10] [30] 52 5.2 Alcance y ángulo de descenso en ambos casos de estudio 53 5.3 Parámetros empleados en este apartado [10] [30] 54 5.4 Balance energético del sistema de recuperación de energía potencial 55 5.5 Estimación de la energía disponible gracias al freno regenerativo 56 5.6 Balance energético del ETS 58 5.7 Comparación de los requerimientos energéticos entre ambos sistemas de propulsión durante el taxi 59 5.8 Masa de batería requerida actualmente y con las evoluciones previstas en 2025 59 71