Estudio sobre el uso de refrigeración líquida en el Power Distribution Panel (PDP) en aviación

1 1.1. Trabajo Fin de Máster Ingeniería Aeronáutica Estudio sobre el uso de refrigeración líquida en el Power Distribution Panel (PDP) en aviación Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Autor: José María Ramírez Ruiz Tutor: José Alfredo Iranzo Paricio Sevilla, 2022 Proyecto Fin de Máster Ingeniería Aeronáutica Estudio sobre el uso de refrigeración líquida en el Power Distribution Panel (PDP) en aviación Autor: José María Ramírez Ruiz Tutor: José Alfredo Iranzo Paricio Profesor Sustituto Interino Dpto. de Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2022 Trabajo Fin de Máster: Estudio sobre el uso de refrigeración líquida en el Power Distribution Panel (PDP) en aviación Autor: José María Ramírez Ruiz Tutor: José Alfredo Iranzo Paricio El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2022 El Secretario del Tribunal Agradecimientos Escribir los agradecimientos al principio es algo que siempre me ha parecido curioso, pues, al menos yo, siempre los acabo escribiendo al final, tomando distancia de lo que he hecho, siendo más Pepe y menos ingeniero. El momento de hacer el Máster me llegó de manera fortuita, no tenía intención de hacerlo, pero a veces hay que agradecerle hasta a las casualidades de la vida llegar a donde uno acaba, al fin y al cabo, como decía Ortega y Gasset “Yo soy yo y mis circunstancias”. Para mí, ese término de “circunstancias” es muy amplio, incluye desde amigos a compañeros, gente que te acompaña en el camino y la que ya te dejó, las enseñanzas que con cariño me dieron mis padres desde pequeño o las que la Escuela me enseñó a base de golpes ya siendo adulto. Dentro de todas circunstancias que han rodeado esta segunda etapa en la Escuela, igual que en Grado me acordé de Diego, Carlos y Luis (sin los cuales tampoco habría llegado al Máster), pues en esta ocasión me gustaría empezar con Carmelo y Andrea, con los que realmente he compartido mis últimos años en Sevilla, tanto a nivel educativo y laboral, como personal, gracias. Tampoco puedo evitar olvidarme de Ana, mi compañera de penurias, también llegada al Máster por “casualidades de la vida” con la que al fin y al cabo he compartido mis días: hemos hecho trabajos, compartido tardes de agobio por entregas, nervios previos a los exámenes… pero también las vueltas cruzando el Alamillo, las charlas de cualquier tema aleatorio y las alegrías cuando íbamos superando obstáculos, gracias. A mis padres, los cuales llevan teniéndome en casa los últimos meses después de 9 años en Sevilla, que no hacen más que preguntarse qué diantres haré tantas horas encerrado, por qué mi ordenador parece que va a explotar o cuándo me verán algún día sin andar liado. Sí, papá y mamá, esta es la verdadera vida del estudiante responsable que estudia para ser aeronáutico, esta es la forma de ser que en parte tengo gracias a (o por culpa de) vosotros, gracias. A Cris, que, a pesar de todos los cambios en nuestras vidas, la distancia, situaciones personales (que a cada cual de los dos está siempre más liado) … ha seguido ahí haciendo bueno eso de “Quédate con quien no solo esté contigo en los buenos momentos, si no con los que superes los periodos de exámenes”. Me parece que después de tanto cambio será una de las personas que me acompañará y me apoyará toda la vida, gracias. Y, por último, mi tutor D. José Alfredo Iranzo Paricio, que a pesar de estar ocupado confió en mi cuando le presenté la idea, confió en mí para que desarrollara el proyecto con gran autonomía, que siempre ha estado ahí para contestar al segundo a cualquier correo que le mandara y que finalmente me ha transmitido la confianza para presentar el resultado convencido de que había realizado un buen trabajo, gracias. José María Ramírez Ruiz Sevilla, 2022 ii iii Resumen La Escuela Técnica Superior de Ingeniería de Sevilla después de la implantación del Plan Bolonia en 2008 reorganiza los conocimientos de la antigua Licenciatura en Ingeniería Aeronáutica para que los títulos expedidos se encuentren homologados a nivel europeo. Desde este momento, el Grado en Ingeniería Aeroespacial suprime parte de los conocimientos impartidos en la Licenciatura y se trasladan al Máster en Ingeniería Aeronáutica de la Universidad de Sevilla que otorgan las competencias completas a quien lo realiza. En este contexto, en este Trabajo de Fin de Máster se implementan los conocimientos impartidos en dicho Máster, entendiendo la aeronave como un sistema multidisciplinar, complejo y con relaciones entre sus diferentes partes con el fin de poder desplegar las competencias adquiridas en éste. Por un lado, se tiene en cuenta el desarrollo histórico de la aviación para poner en contexto el punto actual y los objetivos y funciones que un ingeniero deberá desempeñar en su día a día: los retos a nivel de optimización a nivel estructural frente a las nuevas generaciones de aviónica en continuo desarrollo. En esta situación, se pone el foco en el Sistema de Distribución de Potencia Primaria (PDS) y las limitaciones a nivel técnico que comienzan a aparecer con el control de la temperatura en el Power Distribution Panel (PDP). En el estudio del control de temperatura del sistema de aviónica se hará una presentación de las tecnologías actuales frente a las ideas disruptivas para plantear alternativas a los métodos actuales y terminar diseñando un nuevo sistema de refrigeración para el PDP. Para ello, se desarrollan competencias de múltiples campos que se han desarrollado durante el Máster: desde el conocimiento avanzado de la Aviónica para conocer el funcionamiento del PDS, hasta el funcionamiento de los motores de una aeronave para obtener los datos relativos a los sangrados de aire; pasando por la Mecánica de Fluidos para la refrigeración convectiva o la Transferencia de Calor para la globalidad de la propia refrigeración. Esta aplicación de conocimientos se realiza de la manera ingenieril más puramente posible, el uso del software comercial ANSYS permite el análisis con Computational Fluid Dynamics (CFD) una vez se ha desarrollado un modelo completo del sistema. Con ello se consiguen resultados más allá del lápiz y papel de las aulas, reduciendo las hipótesis al mínimo y pudiendo obtener el comportamiento del nuevo sistema de refrigeración que se ha diseñado. Se concluye con el análisis y la comparación de los resultados obtenidos en CFD respecto a las soluciones actuales para valorar el potencial que tiene. Finalmente, se realiza una valoración del trabajo realizado y se proponen posibles líneas para continuar el desarrollo y la investigación de la refrigeración líquida en la industria aeronáutica. x Figura 3-15. Volumen de control para equilibrio energético 31 Figura 3-16. Geometría de las heat pipes 32 Figura 3-17. Límites de potencia para una heat pipe de sodio [17] 34 Figura 3-18. Evolución temporal de la temperatura en las heat pipes diseñadas 35 Figura 3-19. Curva de ebullición para agua saturada a 1 atm de Nukiyama (1934) [18] 36 Figura 3-20. Régimen de ebullición para agua saturada a 1 atm [18] 36 Figura 3-21. Sistema de refrigeración con dieléctrico de evaporación simple [21] 40 Figura 3-22. Sistema de refrigeración con dieléctrico con condensador externo [21] 40 Figura 3-23. Sistema de refrigeración con dieléctrico con condensador interno [21] 41 Figura 3-24. Sistema de refrigeración con dieléctrico con condensador sumergido [21] 41 Figura 3-25. Sistema de refrigeración con dieléctrico con condensadores en las paredes [21] 42 Figura 3-26. ν T del Novec 7700 [20] 44 Figura 3-27. ρlT del Novec 7700 [20] 44 Figura 3-28. kT del Novec 7700 [20] 44 Figura 3-29. CpT del Novec 7700 [20] 44 Figura 4-1. Simplificación de la geometría 46 Figura 4-2. Geometría simplificada del sistema de refrigeración con heat pipes 47 Figura 4-3. Geometría simplificada del sistema de refrigeración con condensador sumergido 47 Figura 4-4. Esquema del entorno de la PDU 48 Figura 4-5. Ejemplo del dieléctrico (heat pipes) 48 Figura 4-6. Comportamiento de un motor con el cambio de altura de vuelo [22] 49 Figura 4-7. Evolución de la densidad con la altura: ISA vs sangrado de motor 50 Figura 4-8. Evolución de la presión con la altura: ISA vs sangrado de motor 50 Figura 4-9. Evolución de la temperatura con la altura: ISA vs sangrado de motor 50 Figura 4-10. Geometría importada a Design Modeler 53 Figura 4-11. Geometría importada: vista transparente 53 Figura 4-12. Geometría importada a Design Modeler 53 Figura 4-13. Geometría importada: vista transparente 53 Figura 4-14. Vista de la malla en el plano de simetría para la configuración de condensador sumergido 54 Figura 4-15. Vista de la malla en el plano de simetría para la configuración de paredes refrigeradas 55 Figura 4-16. Calidad de los elementos de la malla con condensador sumergido 55 Figura 4-17. Ortogonalidad de los elementos de la malla con condensador sumergido 55 Figura 4-18. Asimetría de los elementos de la malla con condensador sumergido 55 Figura 4-19. Relación de aspecto de los elementos de la malla con condensador sumergido 56 Figura 4-20. Calidad de los elementos de la malla con paredes refrigeradas 56 Figura 4-21. Ortogonalidad de los elementos de la malla con paredes refrigeradas 56 Figura 4-22. Asimetría de los elementos de la malla con paredes refrigeradas 56 Figura 4-23. Relación de aspecto de los elementos de la malla con paredes refrigeradas 56 Figura 4-24. Distribución de T [K] de la electrónica 59 Figura 4-25. Distribución de T [K] del plano de simetría 59 xi Figura 4-26. Distribución T [K] general 59 Figura 4-27. Distribución P [Pa] zona gas 59 Figura 4-28. Distribución de T [K] de la electrónica 59 Figura 4-29. Distribución de T [K] del plano de simetría 59 Figura 4-30. Distribución T [K] general 60 Figura 4-31. Distribución P [Pa] zona gas 60 Figura 4-32. Distribución de T [K] de la electrónica 60 Figura 4-33. Distribución de T [K] del plano de simetría 60 Figura 4-34. Distribución T [K] de la carcasa 60 Figura 4-35. Distribución P [Pa] zona gas 60 Figura 4-36. Distribución de T [K] de la electrónica 61 Figura 4-37. Distribución de T [K] del plano de simetría 61 Figura 4-38. Distribución T [K] de la carcasa 61 Figura 4-39. Distribución P [Pa] zona gas 61 Figura 4-40. Distribución de T [K] de la electrónica 61 Figura 4-41. Distribución de T [K] del plano de simetría 61 Figura 4-42. Distribución T [K] general 62 Figura 4-43. Distribución P [Pa] zona gas 62 Figura 4-44. Distribución de T [K] de la electrónica 62 Figura 4-45. Distribución de T [K] del plano de simetría 62 Figura 4-46. Distribución T [K] general 62 Figura 4-47. Distribución P [Pa] zona gas 62 Figura 4-48. Distribución de T [K] del PCB 63 Figura 4-49. Distribución de T [K] de componentes 63 Figura 4-50. Distribución T [K] de la carcasa 63 Figura 4-51. Distribución P [Pa] zona gas 63 Figura 4-52. Distribución general de la T [K] 64 Figura 4-53. Distribución de T [K] del PCB 64 Figura 4-54. Distribución de T [K] de componentes 64 Figura 4-55. Distribución T [K] de la carcasa 64 Figura 4-56. Distribución P [Pa] zona gas 64 Figura 4-57. Distribución general de la T [K] 64 Figura 4-58. Distribución de T [K] del PCB 65 Figura 4-59. Distribución de T [K] de componentes 65 Figura 4-60. Distribución T [K] de la carcasa 65 Figura 4-61. Distribución P [Pa] zona gas 65 Figura 4-62. Distribución general de la T [K] 65 Figura 4-63. Distribución de T [K] del PCB 66 Figura 4-64. Distribución de T [K] de componentes 66 Figura 4-65. Distribución T [K] de la carcasa 66 xii Figura 4-66. Distribución P [Pa] zona gas 66 Figura 4-67. Distribución general de la T [K] 66 Figura 4-68. Distribución de T [K] del PCB 67 Figura 4-69. Distribución de T [K] de componentes 67 Figura 4-70. Distribución T [K] de la carcasa 67 Figura 4-71. Distribución P [Pa] zona gas 67 Figura 4-72. Distribución general de la T [K] 67 Figura 4-73. Distribución de T [K] del PCB 68 Figura 4-74. Distribución de T [K] de componentes 68 Figura 4-75. Distribución T [K] de la carcasa 68 Figura 4-76. Distribución P [Pa] zona gas 68 Figura 4-77. Distribución general de la T [K] 68 Figura 4-78. Distribución de T [K] del PCB 70 Figura 4-79. Distribución de T [K] de componentes 69 Figura 4-80. Distribución T [K] de la carcasa 70 Figura 4-81. Distribución P [Pa] zona gas 70 Figura 4-82. Distribución general de la T [K] 70 Figura 4-83. Caso límite: Fracción volumétrica de gas 71 Figura 4-84. Caso base: Fracción volumétrica de gas 71 Figura 5-1. Modelado de la geometría 72 Figura 5-2. Comportamiento de las heat pipes según orientación relativa con la gravedad [15] 73 Figura 5-3. Evolución diseño final heat pipes 73 Figura 5-4. Visión del interior de la carcasa 74 Figura 5-5. Esquema del entorno de la PDU 75 Figura 5-6. Dieléctrico y aire (t=0s) 75 Figura 5-7. Geometría importada a Design Modeler 78 Figura 5-8. Geometría importada: vista transparente 78 Figura 5-9. Vista del plano medio de la malla 1 79 Figura 5-10. Zoom del plano medio de la malla 1 79 Figura 5-11. Vista del plano medio de la malla 2 80 Figura 5-12. Zoom del plano medio de la malla 2 80 Figura 5-13. Calidad de los elementos de la malla para el análisis en profundidad 80 Figura 5-14. Ortogonalidad de los elementos de la malla para el análisis en profundidad 81 Figura 5-15. Asimetría de los elementos de la malla para el análisis en profundidad 81 Figura 5-16. Relación de aspecto de los elementos del mallado inicial con inflatio 81 Figura 5-17. Residuos para un time step de gran exigencia de residuos 85 Figura 5-18. Distribución de T [K] en la carcasa 85 Figura 5-19. Distribución de T [K] en las heat pipes 85 Figura 5-20. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 86 Figura 5-21. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 86 xiii Figura 5-22. Fase líquida en el plano intermedio 86 Figura 5-23. Isosuperficie de fase líquida al 75% 86 Figura 5-24. Distribución de T [K] en la carcasa 86 Figura 5-25. Distribución de T [K] en las heat pipes 86 Figura 5-26. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 87 Figura 5-27. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 87 Figura 5-28. Fase líquida en el plano intermedio 87 Figura 5-29. Isosuperficie de fase líquida al 75% 87 Figura 5-30. Distribución de T [K] en la carcasa 87 Figura 5-31. Distribución de T [K] en las heat pipes 87 Figura 5-32. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 88 Figura 5-33. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 88 Figura 5-34. Fase líquida en el plano intermedio 88 Figura 5-35. Isosuperficie de fase líquida al 75% 88 Figura 5-36. Distribución de T [K] en la carcasa 88 Figura 5-37. Distribución de T [K] en las heat pipes 88 Figura 5-38. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 89 Figura 5-39. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 89 Figura 5-40. Fase líquida en el plano intermedio 89 Figura 5-41. Isosuperficie de fase líquida al 75% 89 Figura 5-42. Distribución de T [K] en la carcasa 89 Figura 5-43. Distribución de T [K] en las heat pipes 89 Figura 5-44. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 90 Figura 5-45. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 90 Figura 5-46. Fase líquida en el plano intermedio 90 Figura 5-47. Isosuperficie de fase líquida al 75% 90 Figura 5-48. Distribución de T [K] en la carcasa 90 Figura 5-49. Distribución de T [K] en las heat pipes 90 Figura 5-50. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 91 Figura 5-51. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 91 Figura 5-52. Fase líquida en el plano intermedio 91 Figura 5-53. Isosuperficie de fase líquida al 75% 91 Figura 5-54. Distribución de T [K] en la carcasa 92 Figura 5-55. Distribución de T [K] en las heat pipes 92 Figura 5-56. Distribución T [K] en los elementos electrónicos 93 Figura 5-57. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel 93 Figura 5-58. Fase líquida en el plano intermedio 93 Figura 5-59. Isosuperficie de fase líquida al 75% 93 Figura 5-60. Fase líquida en el plano de simetría según el análisis preliminar 93 Figura 6-1. Comparación del comportamiento de las diferentes tecnologías aplicadas al PDP 95 xiv Figura 6-2. Distribución T [ºC] a 0 m para refrigeración tradicional [8] 96 Figura 6-3. Distribución T [K] a 0 m para los límites de la refrigeración alternativa 96 Figura 6-4. Distribución T [cualitativo] a 1000 m para refrigeración tradicional [8] 96 Figura 6-5. Distribución T [K] a 0 m para los límites de la refrigeración alternativa 96 Figura 6-6. Potencia vs ΔT en heat pipes tradicionales [15] 98 Figura 6-7. Potencia vs ΔT en heat pipes de nueva generación [15] 98 Figura 6-8. Isosuperficie de fase líquida al 50% en el caso extremo para cobertura total de la electrónica 99 Figura 6-9. Distribución T[K] de la carcasa en el caso extremo remarcando el máximo en la zona de los diodos 99 1 1 INTRODUCCIÓN a historia de la aviación comienza en el año 1903 con el primer vuelo propulsado de los hermanos Wright de tan solo 12 segundos y 36 metros de alcance. A lo largo de poco más de un siglo, la aeronáutica ha experimentado unos avances enormes donde se ha pasado a tener modelos de avión como el Boing 777 con más de 14 horas de autonomía o el “Blackbird” con una velocidad punta de Mach 3.3, es decir, se ha multiplicado más de 4000 veces la autonomía y más de 300 la velocidad, pero ¿cómo se ha hecho? ¿En qué punto estamos actualmente? ¿Cuáles son los retos a los que nos enfrentamos en el sector aeronáutico? 1.1. Historia de la aviación La primera aeronave de la historia (Figura 1-1) es diseñada por los hermanos Wright en 1903. Se trata de un diseño básico de avión basado en la fuerza del piloto para su control, con vago conocimiento de la aerodinámica y de madera. A pesar de esto, establece las bases de lo que serían las aeronaves en los primeros pasos de la aviación, se trataba de: • Un avión biplano con configuración canard • Uso de hélices para su propulsión • Superficies móviles abisagradas inexistentes (flaps, timón de profundidad…) lo que resolvían mediante variación de la curvatura de las alas • Uso de la madera como material estructural básico, del acero para rigidizarla a través de cables que unían esquinas para evitar descuadres (riostras) y de tela para el recubrimiento. Figura 1-1. Avión de los hermanos Wright (1903) [1] L La felicidad consiste en unir el principio con el fin. - Pitágoras - 2 La evolución natural en la aviación dio lugar a eliminar material y reducir peso, pasando así al desarrollo de los monoplanos basados en el Bleriot XI (Figura 1-2). El número de riostras se vio disminuido, lo que inconscientemente mejoró el comportamiento aerodinámico, y cambiaron su función de rigidizar marcos y estructuras a soportar los mayores momentos flectores al tener una única ala. Figura 1-2. Bleriot XI (1909) [1] Durante la Primera Guerra Mundial, la aviación se ve revolucionada: aparecen las estructuras monocasco que permiten mejorar notablemente las prestaciones de los aviones militares en los cuales convivirán ambos modelos anteriores gracias a este gran avance. A pesar de ello, los materiales se siguen limitando a madera y tela y todo el control de las actuaciones sigue dependiendo exclusivamente de la fuerza del piloto (limitante en el desarrollo y capacidades). Además, las estructuras más resistentes permiten prescindir de las riostras dando lugar a aviones más eficientes tanto monoplanos como biplanos. Figura 1-3. Monoplano Fokker E.I (1913) [1] Figura 1-4. Biplano Sopwoth Camel (1916) [1] El siguiente salto tecnológico se da en la década de los 20; se acaba el reinado de los biplanos de la Primera Guerra Mundial por la inclusión de materiales metálicos que permitieron resistir mayores cargas aerodinámicas y mejorar así las prestaciones de las aeronaves: Figura 1-5. Primer avión metálico Funker F13 (1920) [1] En apenas 20 años, se tienen aeronaves que, a simple vista, podrían encajar perfectamente con modelos de avionetas actuales (Figura 1-5). En la década de los 30, aparecen las estructuras semimonocascos, que dan el último gran salto de calidad estructural permitiendo incluir flaps y tren retráctil (Boing 247 en 1933), elevar el techo de vuelo presurizando aviones (Boeing 307 en 1938) … llegando a la optimización estructural de las aeroestructuras semimonocasco en los años 50: 3 Figura 1-6. Comparativa del Boeing 707 (años 50) vs Airbus A340 (años 90) [1] En los últimos 60-70 años los avances a nivel estructural han sido mínimos y a primera vista se podría llegar a pensar que el desarrollo en la aviación ha sido extremadamente pobre, pero esto no ha sido así, se ha cambiado el enfoque de las fuerzas del desarrollo pasando al desarrollo e implementación de la aviónica. 1.2. Evolución histórica de la aviónica La aviónica es la aplicación de la electrónica a la aviación dando lugar al desarrollo e implementación de sistemas electrónicos en aeronaves y su extensión a satélites artificiales, misiles, transbordadores, naves espaciales... La primera vez que se comienza a plantear la utilidad de circuitos electrónicos y la programación es en los años 30, con el primer sistema de asistencia al piloto en el Boeing 347 (1933), que sienta las bases de los pilotos automáticos que se desarrollan hoy en día. Fue en la Segunda Guerra Mundial la que dio lugar a los siguientes grandes avances tecnológicos: la aparición de los primeros radares y el desarrollo de los primeros motores a reacción. Estos permitieron construir aviones militares de mayores dimensiones con requerimientos eléctricos de importancia notable. Estos avances se verían trasladados en la etapa postguerra a la aviación civil. En el principio de los 50, aparecería el transistor en la aeronáutica y comenzaría la inclusión de la electrónica analógica en aviones llegándose a tener casos de convivencia de ambas tecnologías (arquitecturas híbridas). Sin embargo, estos conceptos y sistemas se desarrollan en un segundo plano hasta el gran estancamiento de la aviación de los años 60 cuando se decide invertir en ellos. En los años 70 se da el gran salto, comienza la transición a la arquitectura integrada para todos los sistemas de aviónica con el concepto de la modulación. Este aumento en la complejidad de sistemas, el aumento de estos y con una tecnología en desarrollo marca la dirección de la seguridad que se sigue usando hoy en día “Single Fault”, un fallo en un sistema o subsistema no debe recaer en el resto. La arquitectura integral a base de módulos permite que los principios de seguridad de la aviación se mantengan facilitando además la fiabilidad, el mantenimiento, la economía y la capacidad de procesamiento. Las partes del avión que la conforman son: • La estructura del avión: base y plataforma para poder montar el resto de los componentes, montar cables, buses, sistemas… El propio diseño de las aeroestructuras se ve condicionado para poder albergar los sistemas y permitir que la comunicación entre diferentes partes de este. • Sistemas: conjunto de sensores, actuadores y reglas que permiten resolver una o varias funciones necesarias para el funcionamiento de las aeronaves. • Sensores: dispositivo que permite obtener información del propio avión o del entorno transformando fenómenos físicos en diferencias de voltajes interpretables por el sistema (o sistemas) del que forma parte. • Actuadores: dispositivos que permiten realizar las acciones necesarias para la correcta operación de la 4 aeronave, ya sea por órdenes de otros sistemas según la lógica implementada o por las órdenes directas por parte del piloto. Existen de diferentes tipos: mecánicos, hidráulicos, neumáticos o electromecánicos. • Procesamiento: leyes de actuación y lógica que gobierna el correcto el uso de los datos proporcionados por los sensores y que los sistemas deben implementar a través de los actuadores. • Energía: se trata realmente del sistema del que depende todo: la creación de electricidad, el transporte, el control, así como el almacenamiento de potencia. Es un sistema crítico pues el es que nutre todo el avión en la arquitectura modular de base eléctrica. Está formado por generadores, baterías, alternadores, cables, APU… Una vez que las partes son conocidas, es necesario entrar en la modulación y en evitar que se pueda produzcan fallos del sistema completo. Se ejemplifica la necesidad de duplicar módulos de los sistemas con uno de los casos más básicos el Air Data System (ADS): Figura 1-7. Configuración del Air Data System (ADS) [2] Como se puede observar en la Figura 1-7, los sistemas se basan en la redundancia, lo que provoca que sea necesario un mayor volumen utilizado en las aeronaves y mayor peso, ambos traducidos en sobrecostes. Actualmente, la industria aeronáutica está en la línea de lo denominado como MEA (More Electrical Aircraft) lo cual tienes sus ventajas, pero también ciertas problemáticas a resolver. 1.3. La aviónica en la actualidad: More Electrical Aircraft (MEA) La filosofía MEA es la tendencia al alza de sustituir consumidores y actuadores mecánicos (neumáticos o hidráulicos) por eléctricos. Inicialmente, las aeronaves carecían de sistemas eléctricos, más allá del sistema de arranque eléctrico de algunos motores. Con el paso del tiempo, comenzaron a aparecer los primeros sistemas con necesidad de alimentación eléctrica, como la radio (~250VA) o el sistema de luces (~2500VA). Esto no se detuvo aquí, se empezaron a sustituir los actuadores tradicionales por eléctricos hasta que en los 90, se producen grandes mejoras en la electrónica de potencia que habilitan el salto a MEA. De la mano de MEA, aparece también el concepto “Fly By Wire” (FWB). Los sistemas mecánicos que accionan las superficies de control son intercambiados por electrónica. El piloto a través de los movimientos del mando se vale de una interfaz electrónica para controlar al avión. Estos movimientos son convertidos en señales electrónicas que el Flight Control Computer (FCC) transformará en la respuesta de cómo debe moverse cada actuador asociado a cada superficie de control para cumplir las órdenes del piloto. De esta manera, quedan completamente desligados los esfuerzos que debe hacer el piloto respecto a las actuaciones que le requiere a la aeronave. Todo esto ha desembocado que en la actualidad las necesidades de energía eléctrica sean muy elevadas debido a la gran cantidad de elementos y subsistemas que la requieren para el correcto funcionamiento del sistema en 5 conjunto. Figura 1-8. Evolución Potencia vs MTOW (Tn) [2] Figura 1-9. Evolución Hidráulicos/Mecánicos [2] Actualmente, los aviones comerciales invierten en torno al 70% del presupuesto en aviónica (los militares pueden llegar a alcanzar el 80%, por ejemplo, el F-15), y se tiene como objetivo que para 2025 los nuevos diseños sean íntegramente eléctricos (Figura 1-9). Por otro lado, la International Air Transport Association (IATA) marca las directrices de los objetivos, en paralelo a los de la Agenda 2030, para el año 2050 [3]: • Reducción de las emisiones de CO2 por pasajero y kilómetro llegando al 75% respecto a las del año 2000 (entre 1980 y 2020 se redujeron un 70%) • Implantación de motores eléctricos para los tramos de rodadura en pista con el fin de obtener emisiones cero en esta fase de vuelo • Reducción de un 90% de la emisión de los derivados de la combustión con el nitrógeno (NOx) mediante mejora de eficiencia de la combustión de las plantas de potencia • Reducción de la contaminación acústica un 65% respecto a la del año 2000 (entre 1980 y 2020 se redujeron un 75%). Para poder cumplir con los objetivos de IATA, se incrementan las demandas del Sistema Eléctrico (ATA 24) por lo que se desarrollan los siguientes cambios: [4] • Necesidades de suministro: con la electrificación de los sistemas, la demanda de potencia se ha multiplicado por 10 en las últimas décadas. Teniendo en cuenta que la potencia se genera en los motores (su generación es de frecuencia variable) por lo que se necesitan generadores de frecuencia constante (VSCF) que permitan alimentar a todos los consumidores: Figura 1-10. Generación de corriente continua [2] De manera general, a cada motor se le montan 2 generadores de 250kVA con capacidad de salida trifásica (frecuencia variable entre 380-760 Hz, 114V y 400 Hz y continua a 28V). Lo que en un primer lugar supondría un incremento de peso al añadir 4 generadores (en la configuración bimotor típica en aviación civil) termina suponiendo una disminución de peso gracias a la disminución de tuberías, liquido hidráulico para los actuadores…a cambio de un buen diseño de potencia que no dispare el peso que introduce el cableado. • Arquitectura de distribución: para poder cumplir con las necesidades de los sistemas es necesario una 12 2.3. Power Distribution Panel El panel que se va a estudiar se trata de uno de los múltiples que se podían llegar a instalar en una PDU. De manera genérica, se utilizan los datos de un avión comercial relativo a la configuración de único panel usada en el paper que desarrollan K. Tulasi Padmavathi, A. Vinutha y Ch. Venkata llamado "Thermal Management Study of Avionics Equipment Cooling” [8]. La disposición del equipo se establece en la bahía del avión, cerca del morro y debajo de la cabina del copiloto como se puede observar en la Figura 2-5. Comparte espacio con otros equipos de aviónica, cables, baterías… por lo que la temperatura del entorno se supone superior al exterior por el calor que emiten dichos elementos. Por el contrario, sí se establecen cambios de presión y densidad del aire con respecto a la altitud porque la bahía de aviónica no es una zona asilada y estanca en la aeronave permitiendo así que entre aire a condiciones ambiente. Figura 2-5. Ubicación del PDP en la aeronave [10] 2.3.1 PDP a analizar El panel completo está rodeado de los elementos que forman parte de una PDU como se introducía en 1.3 y 2.2 además de los sensores necesarios para la aplicación de este caso, a modo resumen: • Power Input Contact: Contacto directo que alimenta de la PDU y es entrada de la energía que se ha de distribuir. • Power Transfer Contact 1 y 2: Contactos directos de salida de potencia regulada por la PDU • Back-up Contactor: contacto de reserva ante posibles fallos para los sistemas críticos • Sensores: miden las condiciones del entorno para su monitorización a distancia • Power Distribution Panel: circuito impreso (PCB) con los componentes de control asociados • RCCB: Contacto electromecánico de potencia (EMA) que permite la protección del sistema frente a sobretensiones y la gestión de corrientes continuas y alternas a la vez. • Back-up RCCB: EMA de reserva ante posibles fallos para los sistemas críticos • Buses de información: dispositivo físico para el transporte de datos (necesario para la conmutación a distancia) De manera visual se tienen los esquemas de “Thermal Management Study of Avionics Equipment Cooling”: 13 Figura 2-6. Alzado realista de la PDP [8] Figura 2-7. Alzado esquemático de la PDP [8] Estos esquemas deben ser trasladados a CATIA para tener un modelo 3D que se pueda implementar en ANSYS. A continuación, se muestra una visión 3D de los elementos interiores de la PDU que acompañan a la PDP sin la carcasa exterior para poder ser vistos. Además, se añaden los nombres de las partes para que puedan ser identificadas (el ventilador a la derecha tampoco se muestra): Figura 2-8. Modelo 3D en CATIA de la PDP y su entorno El equipo completo se sitúa dentro de una carcasa de aluminio de 3 mm de espesor cuyas dimensiones son 210×125×140 mm. Se consideran el entorno del PDP todos estos elementos electrónicos por lo que son parte del análisis de sistema de refrigeración líquida. A continuación, se detalla el modelo eléctrico asociado a las pérdidas por calor de éstos: Resistencia del elemento (R): Caída de Voltaje/Corriente nominal (2–1) Pérdida del elemento: 𝑅∙𝐼2 (2–2) Pérdida por alimentación por cable: 𝑅∙𝐼2 2 (2–3) Como se puede observar, se establecen dos fuentes de pérdidas de calor: el efecto Joule por el que la electricidad se transforma en calor en los cables y las pérdidas asociadas al funcionamiento de los componentes electrónicos. Usando estas ecuaciones y las características de los componentes proporcionados en el paper de referencia [8], se obtiene la siguiente distribución de propiedades y pérdidas: 14 Componente electrónico Intensidad nominal [A] Voltaje [V] Intensidad de trabajo [A] Caída de Voltaje [V] Resistencia [Ω] Pérdidas por calor [W] Power Input Contactor 500 28 400 0.125 0.0003125 25 Cableado 0.2 28 140 5.6 Power Transfer Contactor 1 400 28 32 0.18 0.005625 2.88 Cableado 0.2 28 140 5.6 Power Transfer Contactor 2 400 28 249 0.18 0.0045 13.95 Cableado 0.2 28 140 5.6 Back-Up Contactor 200 28 0 0.18 0.0009 0 Cableado 0 28 140 0 Diodos 320 400 80 1 0.0125 40 Cableado - - - 0 Back-Up RCBB 500 28 0.065 - - 0 Cableado - - - 0 Sensor de corriente 800 28 249 0 0 0 Cableado 0.065 28 430.77 1.82 PDP - - - - - 25 Total de elementos 106,83 Total de cableado 18,62 Total absoluto 125,45 Tabla 2-1. Pérdidas por calor de los elementos de la PDU 15 3 TIPOS DE SISTEMAS DE REFRIGERACIÓN os métodos utilizados en la historia de la industria ingenieril para enfriar todo tipo de sistemas han ido evolucionando a lo largo del tiempo. Inicialmente, se desarrollaron aislantes que permitían separar los equipos del entorno cuando las condiciones que los rodeaban eran incluso más desfavorables que la temperatura del propio equipo. Se está hablando de entornos desérticos, pero tanto los áridos, como el Sahara, que por altas temperaturas podrían deteriorar el comportamiento de los componentes electrónicos, como los árticos, donde en las expediciones a los polos el frío puede estropear los equipos de investigación de los científicos. Dentro de estos aislantes también tenemos caso de aislamientos de elementos especialmente sensibles a altas temperaturas como son las baterías químicas, cuyo método de control de temperatura ha podido resultar en una simple redistribución del entorno para alejarlas de las fuentes de calor. Posteriormente, se fueron desarrollando sistemas más complejos que son el caso de estudio de este trabajo. Éstos se alejan de los elementos simples que se exponían anteriormente, se tratan por el contrario de métodos más complejos que en vez de evitar que las condiciones de contorno impacten sobre los equipos, tienen como objetivo poder evacuar el calor generado en la zona donde se pretende controlar la temperatura al exterior cuando el calor se genera en la propia zona. A lo largo de este capítulo se presentarán las cuatro tecnologías más comunes para la refrigeración de componentes electrónicos, se desarrollarán sus funcionamientos, virtudes y problemas y se analizará porqué se utiliza un tipo de tecnología en concreto y las ventajas que podría producir el cambio de otras. 3.1. Método tradicional: convección forzada de aire La transferencia de calor por convección se define como el paso de energía en forma de calor de un lugar a otro a través de la acción del movimiento de un fluido. La transferencia de calor en procesos relativos a líquidos y gases suele ser dominante respecto a otros efectos como la radiación. El proceso de convección forzada está formado por dos partes: el movimiento natural de los fluidos y el movimiento que se fuerza. Debido a que este segundo factor es varios órdenes superiores al primero se suele hablar de convección forzada y se obvian los cambios de densidad que producen movimientos de los fluidos y, por ende, convección (la conocida como convección “natural”). Los mecanismos relativos a la convección forzada se centran en dos efectos termodinámicos diferentes: L No entiendes realmente algo a menos que seas capaz de explicárselo a tu abuela. - Albert Einstein - 16 • Difusión: proceso físico reversible consistente en la homogenización de las propiedades fisicoquímicas de uno o varios elementos con propiedades diferentes en contacto directo. Se produce un flujo neto de átomos, moléculas y/o energía desde el área con una concentración superior hacia la de menor con el objetivo de obtener una distribución uniforme. Se crean así los gradientes, en el caso que se estudia aquí, gradientes de temperatura. Este caso al tratarse de un intercambio de temperatura se encuentra controlado por el coeficiente de conductividad térmica del fluido. • Transporte de masa: el movimiento de las moléculas como agregados dan lugar a la transferencia de calor como si de vehículos con energía se trataran que al colisionar produjeran el intercambio de temperatura. Se tratan de movimiento de conjuntos de moléculas de líquidos o gases por lo que: o Es esperable que los agregados de los líquidos al ser mayores las conexiones entre moléculas, éstos también sean mayores mejorando la transmisibilidad térmica (ver Tabla 3-1). Esta es una de las bases que llevan al desarrollo del Novec 7700. o El movimiento de los fluidos si bien siguen las leyes de Navier-Stokes, se tiene cierto movimiento aleatorio (perturbaciones) que dan lugar a que el intercambio de energía se realiza por “superposición” de efectos de los agregados, produciendo gradientes de temperaturas progresivos sin puntos disonantes con su evolución. Por último, se debe tener en cuenta que el transporte de masa puede variar tanto por variables como la velocidad de movimiento del fluido como por la masa desplazada. Estos dos parámetros son fácilmente manipulables para el desarrollo de los sistemas de refrigeración (ventiladores de diferentes tamaños, por ejemplo) Los procesos de convección además dependen de la naturaleza del contacto en las diferentes partes, se crea lo que se denomina la interfase. La necesidad del contacto directo entre las partes establece una superficie de contacto donde se llega al equilibrio termodinámico y de la que depende el proceso de convección: el intercambio de energía con las mismas condiciones será diferente con distintas superficies. Por ejemplo, si se tiene un contacto entre un sólido A y un fluido B o si el contacto es entre un sólido A y un fluido C, las propiedades de la interfase serán diferentes y el proceso cambiará. 3.1.1 Ecuaciones de la convección Como se ha mencionado anteriormente, el proceso de convección va asociado a que existan fluidos presentes en el intercambio de energía, es por ello por lo que las ecuaciones que gobiernan dicho proceso son: Ecuación de la continuidad: 𝜕𝜌 𝜕𝑡+∇∙(𝜌𝑣)=0 (3–1) Ecuación de cantidad de movimiento: 𝜕 𝜕𝑡(𝜌𝑣)+∇∙(𝜌𝑣×𝑣)=−∇𝑝+𝜌𝑓+∇∙𝜏 (3–2) Ecuación de la energía: 𝜌𝐷 𝐷𝑡(𝑒+1 2𝑣2)=−∇∙(𝑝𝑣)+∇∙(𝜏′∙𝑣)+𝜌𝑓∙𝑣+∇∙(𝑘∇𝑇) (3–3) Estas ecuaciones pueden ser simplificadas para entender el funcionamiento del proceso de convección. Despreciando algunos términos en base a las siguientes hipótesis se busca obtener el concepto de coeficiente de película: • Problema bidimensional. Se busca disminuir el número de ecuaciones implicadas pero el comportamiento general es similar a como si se estudiara en 3D • Régimen permanente. Los términos dependientes del tiempo desaparecen para estudiar el comportamiento a largo plazo de un sistema sometido a convección donde se terminará alcanzando una estabilidad dentro de un tiempo suficiente. • Fluido incompresible. Dependiendo del tipo de convección puede ser menos o más preciso, pero en el caso que vamos a estudiar es bastante acertado pues cumple la condición 𝑀∞< 0.3 (vcaracterística < 100 m/s) • Propiedades físicas de los fluidos constantes. Si bien propiedades como los coeficientes específicos de 17 calor, la conductividad térmica… cambian con la propia temperatura, para obtener el comportamiento de la convección se podrán analizar como si fueran independientes de ésta. • Generación interna nula. Las anteriores ecuaciones se pueden reducir a: 𝜕𝑢 𝜕𝑥+𝜕𝑣 𝜕𝑦=0 (3–4) 𝜌(𝑢𝜕𝑢 𝜕𝑥+𝑣𝜕𝑣 𝜕𝑦)=𝐹𝑥−𝜕𝑝 𝜕𝑥+𝜇(𝜕2𝑢 𝜕𝑥2+𝜕2𝑢 𝜕𝑦2) (3–5) 𝜌(𝑢𝜕𝑢 𝜕𝑥+𝑣𝜕𝑣 𝜕𝑦)=𝐹𝑦−𝜕𝑝 𝜕𝑦+𝜇(𝜕2𝑣 𝜕𝑥2+𝜕2𝑣 𝜕𝑦2) (3–6) 𝜌𝐶𝑝(𝑢𝜕𝑇 𝜕𝑥+𝑣𝜕𝑇 𝜕𝑦)=𝑘(𝜕2𝑇 𝜕𝑥2+𝜕2𝑇 𝜕𝑦2)+𝜇{2[(𝜕𝑢 𝜕𝑥)2+(𝜕𝑣 𝜕𝑦)2]+(𝜕𝑣 𝜕𝑥+𝜕𝑢 𝜕𝑦)2} (3–7) Y estas dan lugar a la ley de Fourier: 𝑑𝑄=−𝑘𝑑𝐴𝜕𝑇 𝜕𝑦⌋𝑦=0→𝑑𝑄=ℎ𝑑𝐴(𝑇𝑠−𝑇𝑓) (3–8) En el coeficiente de película (h) se introducen las propiedades del problema (velocidad y temperatura características, tipo de geometría y movimiento, de qué fluido se trata…) por lo que supone una simplificación del problema para su compresión. Para poder encontrar su valor es necesario adimensionalizar las ecuaciones (3–4), (3–5), (3–6) y (3–7) y determinar el comportamiento de los fluidos en base de ciertos números adimensionales que serán útiles de cara al análisis numérico: 𝑋=𝑥 𝐿 ;𝑌=𝑦 𝐿 ;𝑈= 𝑢 𝑈∞;𝑉= 𝑣 𝑈∞;𝜃=𝑇−𝑇𝑠 𝑇𝑓−𝑇𝑠 (3–9) Con estos cambios de variables se obtiene: 𝜕𝑈 𝜕𝑋+𝜕𝑉 𝜕𝑌=0 (3–10) 𝑈𝜕𝑈 𝜕𝑋+𝑉𝜕𝑉 𝜕𝑌=𝐺𝑟 𝑅𝑒2𝜃𝑐𝑜𝑠𝛾−𝜕𝐸𝑢 𝜕𝑋+1 𝑅𝑒(𝜕2𝑈 𝜕𝑋2+𝜕2𝑈 𝜕𝑌2) (3–11) 𝑈𝜕𝑈 𝜕𝑋+𝑉𝜕𝑉 𝜕𝑌=𝐺𝑟 𝑅𝑒2𝜃𝑠𝑒𝑛𝛾−𝜕𝐸𝑢 𝜕𝑌 +1 𝑅𝑒(𝜕2𝑉 𝜕𝑋2+𝜕2𝑉 𝜕𝑌2) (3–12) 𝑈𝜕𝜃 𝜕𝑋+𝑉𝜕𝜃 𝜕𝑌=1 𝑃𝑒(𝜕2𝜃 𝜕𝑋2+𝜕2𝜃 𝜕𝑌2)+𝐸 𝑅𝑒{2(𝜕𝑈 𝜕𝑋)2+2(𝜕𝑉 𝜕𝑌)2+(𝜕𝑉 𝜕𝑋+𝜕𝑈 𝜕𝑌)2} (3–13) De aquí aparecen varios números adimensionales importantes: • Nusselt: coeficiente de película adimensional que compara convección frente a conducción: 𝑁𝑢=ℎ𝐿 𝑘=ℎ𝐴Δ𝑇 (𝑘/𝐿)𝐴Δ𝑇 =𝐹𝑙𝑢𝑗𝑜 𝑑𝑒 𝑐𝑎𝑙𝑜𝑟 𝑝𝑜𝑟 𝑐𝑜𝑛𝑣𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛 𝐹𝑙𝑢𝑗𝑜 𝑑𝑒 𝑐𝑎𝑙𝑜𝑟 𝑝𝑜𝑟 𝑐𝑜𝑛𝑑𝑢𝑐𝑐𝑖ó𝑛 (3–14) 18 • Reynolds: Se utilizará para estimar el tamaño de la capa límite viscosa debido a que establece la relación entre fuerzas de inercia y viscosas: 𝑅𝑒=𝜌𝑈∞𝐿 𝜇=𝜌𝑈∞ 2/𝐿 𝜇𝑈∞/𝐿2=𝑓𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑑𝑒 𝑖𝑛𝑒𝑟𝑐𝑖𝑎 𝑓𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑣𝑖𝑠𝑐𝑜𝑠𝑎𝑠 (3–15) En convección forzada determina si el flujo es laminar o turbulento teniendo un impacto directo en el Nusselt que crece cuando el Reynolds disminuye y viceversa • Grasholf: es relevante en problemas de convección libre jugando el papel de Reynolds: 𝐺𝑟=𝑔𝛽(𝑇𝑠−𝑇𝑓)𝐿3 𝜈2=𝐹𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑒𝑚𝑝𝑢𝑗𝑒∙ 𝐹𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑑𝑒 𝑖𝑛𝑒𝑟𝑐𝑖𝑎 𝐹𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑣𝑖𝑠𝑐𝑜𝑠𝑎𝑠2 (3–16) • Prandtl: propiedad física de los fluidos que establece la importancia del transporte de cantidad de movimiento frente a la de energía, clave en los procesos de convección: 𝑃𝑟=𝜈 𝛼=𝑇𝑟𝑎𝑛𝑠𝑝𝑜𝑟𝑡𝑒 𝑐𝑎𝑛𝑡𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒 𝑚𝑜𝑣𝑖𝑚𝑖𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑇𝑟𝑎𝑛𝑠𝑝𝑜𝑟𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎 (3–17) • Euler: presión adimensionalizada que resulta de la comparación de las fuerzas de presión frente inercia: 𝐸𝑢=𝑝 𝜌𝑈∞ 2=𝑝/𝐿 𝜌𝑈∞ 2/𝐿=𝑝𝑟𝑒𝑠𝑖ó𝑛 𝑒𝑠𝑡á𝑡𝑖𝑐𝑎 𝑝𝑟𝑒𝑠𝑖ó𝑛 𝑑𝑖𝑛á𝑚𝑖𝑐𝑎 (3–18) • Peclet: compara el transporte de energía por convección respecto a conducción. Es una variable adimensional que se puede poner como la multiplicación de otras dos: 𝑃𝑒=𝑅𝑒∙𝑃𝑟=𝑈∞𝐿 𝛼=𝜌𝐶𝑝𝑈∞𝐴Δ𝑇 (𝑘/𝐿)𝐴Δ𝑇 =𝑇𝑟𝑎𝑛𝑠𝑝𝑜𝑟𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎 𝑝𝑜𝑟 𝑐𝑜𝑛𝑣𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛 𝑇𝑟𝑎𝑛𝑠𝑝𝑜𝑟𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎 𝑝𝑜𝑟 𝑐𝑜𝑛𝑑𝑢𝑐𝑐𝑖ó𝑛 (3–19) • Eckert: se asocia a la disipación viscosa relacionando la energía cinética con la entalpía: 𝐸= 𝑈∞ 2 𝐶𝑝Δ𝑇=𝐸𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎 𝑐𝑖𝑛é𝑡𝑖𝑐𝑎 𝐸𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎 𝑒𝑛𝑡á𝑙𝑝𝑖𝑐𝑎 (3–20) Estos números adimensionales dan lugar a análisis funcionales que permiten calcular el Nusselt del problema y de ahí al coeficiente de película. Los múltiples casos dan lugar a diversas correlaciones que dependen de las variables que dan lugar a los números adimensionales, pero también de la geometría del problema. Estas correlaciones se encuentran tabuladas dependiendo de las características del problema y a grandes rasgos se pueden obtener ciertos rangos de los valores en problemas de transmisión de calor: Modo de transferencia de calor Conductividad térmica [W/m·K] Coeficiente de película [W/m2·K] Conducción en sólidos 0.10-2000 - Convección natural en gases - 5-15 Convección forzada en gases - 15-250 Convección natural en líquidos - 50-100 Convección forzada en líquidos - 100-10000 Líquidos hirviendo - 5000-100000 Tabla 3-1. Comparativa entre convección en diferentes situaciones y conducción en sólidos [8, 11] 19 3.1.2 Particularización para sistema de refrigeración con ventilador Si se integra la ecuación (3–8), se tiene que: 𝑄=ℎ𝐴(𝑇𝑠−𝑇𝑓) (3–21) El análisis término a término establece que: • El área (A) es un elemento constante que no se puede cambiar pues el tamaño de los elementos a enfriar tiene una superficie ya definida que limita el intercambio de calor • La temperatura de la superficie de los elementos (Ts) está definida y limita por los requisitos técnicos y temperaturas de funcionamiento de éstos, por lo que tampoco puede cambiar • La temperatura del fluido que enfría (Tf) queda determinada por el punto de sangrado o la fuente del flujo que se utiliza para enfriar, el cual podría llegarse a modificar, pero no resulta práctico en el diseño general de la aeronave • El calor (Q) a evacuar viene marcado por el funcionamiento de la electrónica por lo que queda fuera de los factores de diseño del sistema de refrigeración. Queda solo como factor de diseño aumentar el coeficiente de película. En función de la Tabla 3-1, es interesante que se tenga una convección forzada, pues eleva el valor de dicho coeficiente. A continuación, se comprueba que el diseño tradicional e implementado da lugar a dicho tipo de transmisión de calor: 𝐺𝑟 𝑅𝑒2~𝑔𝛽(𝑇𝑠−𝑇𝑓)𝐿3 𝜈2/(𝜌𝑈∞𝐿 𝜇)2~ 9.8∙0.0037∙150∙0.13 (13.3∙10−6)2/(1∙10∙0.1 17.2∙10−6)2~ 0.009≪1 (3–22) 𝐸~ 𝑈∞ 2 𝐶𝑝Δ𝑇~102 1006∙150~0.0007≪1 (3–23) Ambas correlaciones cumplen, lo que implica que aumenta el coeficiente de película del problema. Se ha establecido una velocidad característica mínima del orden de 10 m/s de acuerdo con los datos del paper de referencia. La bibliografía además establece que el incremento de velocidad no actúa de otra forma que no sea en pro de la transferencia de calor como se puede ver en los siguientes ejemplos con diferentes geometrías: Figura 3-1. Coeficiente de película en una placa plana en función de la velocidad [11] 20 Figura 3-2. Coeficiente de película en un cilindro en función de la velocidad [11] Resulta interesante destacar que: • Las gráficas anteriores se han obtenido de forma numérica en Matlab y siguen la tendencia de que, a mayor velocidad, mayor transmisión de calor • Los valores del coeficiente de película son mayores para el líquido como era de esperar • Los valores de los coeficientes de películas se encuentran dentro de los valores esperados para procesos de convección forzada de líquido o gas según la Tabla 3-1. En último lugar, hay que comentar que este tipo de tecnología precisa de un medio físico (gas o líquido) para que actúen los procesos físicos. Es por ello por lo que si cambiamos el punto de mira de la electrónica embarcada en aeronaves a la que se embarca en vehículos espaciales, estos procesos no se podrían dar y se tendrían que exponer otros métodos tradicionales que no forman parte de este trabajo. 3.1.3 Sistema de refrigeración mediante aire de sangrado El sistema de refrigeración además del ventilador que se posiciona en el entorno de la PDP requiere de múltiples elementos que le permitan alimentar dicho ventilador. El aire de alimentación que se utiliza es sangrado de las primeras etapas del compresor por lo que se encuentra a temperatura superior respecto al entorno (del orden de unos 50ºC) y a presión. Para su gestión y transporte es necesario: • Válvulas de control de presión: Permite controlar la presión máxima (aproximadamente 3000 psi) que se carga en el sistema de alimentación de neumática general evitando grandes subidas o bajadas. Además, ayuda a mejorar el rendimiento del motor pues controla el sangrado necesario, pudiéndose disminuir éste cuando los sensores de los múltiples sistemas así lo indiquen. • Válvulas antirretorno: Son complementarias a las anteriores. Si bien las anteriores controlan la presión, estas controlan el flujo de alimentación impidiendo que éste pueda invertir y volver al compresor o a puntos anteriores, lo que provocaría fallos en el sistema. • Válvulas reductoras de presión: Son las utilizadas para alimentar a los sistemas, como el de refrigeración, que no requieren grandes presiones de funcionamiento y permiten bajar la presión hasta 1/3 aproximadamente respecto los puntos de sangrado. • Elementos de limpieza: Se implementan purgadores, filtros, deshumectadores… con el fin de que el aire que se tiene dentro del sistema no tenga partículas externas que formen hielo, atascados… • Tuberías: Son el medio físico por el cual se transporte el aire. Viendo los elementos se queda un sistema de alimentación a la refrigeración del PDP como el siguiente: 21 Figura 3-3. Planta del sistema de refrigeración de la aviónica de un caza [12] Como se puede observar, incluso se añaden dispositivos intermedios que permiten bajar la temperatura del aire sangrado antes de ser utilizada para su refrigeración. Una vez que se ha visto el sistema completo cabe preguntarse por qué es el método usado tradicionalmente. Pues esto se debe a varias ventajas: • Simpleza del funcionamiento. El proceso de convección se trata de un método ampliamente conocido y bien determinado donde el factor de diseño queda reducido a cuánto flujo de aire necesito y a qué velocidad es necesario inyectarlo en el equipo a refrigerar. • Robustez. Todos los elementos que forman parte del sistema completo se tratan de dispositivos (electro)mecánicos que se conoce su comportamiento, vida útil, rango de trabajo… de manera muy precisa. Además, permite aumentar la robustez debido a la dualidad de tuberías, bombas… que se pueden implementar fácilmente en el circuito. • Validación. Después tantas décadas, se trata de un sistema validado, con tests y pruebas funcionales claras en términos de normativa que facilitan el diseño de nuevos sistemas con este tipo de tecnología. Aunque los tres pilares donde se sustenta la refrigeración por convección comparten las bases de la industria aeronáutica (fiabilidad y validación), también tienen ciertas limitaciones o desventajas que empujan al estudio sobre posibles alternativas: • Uso de gas. Como se puede ver en la Tabla 3-1, se trata segundo proceso físico de evacuación de calor con menor potencial de extracción debido al propio uso del gas. Esto produce una limitación física de cuánto calor puede producir la aviónica a enfriar (limitación de tecnologías con más potencia) • Dependencia eléctrica. Se trata de un sistema con elementos electrónicos que deben ser alimentados y controlados por la propia aviónica del avión, por lo que aumenta la potencia requerida por el avión, retroalimentando así la cantidad de potencia que debe refrigerar • Elementos pesados. Si bien el uso del gas da lugar a no llevar carga extra, solo las tuberías necesarias para la alimentación de la refrigeración de la aviónica en un caza (Figura 3-3), que tiene un tamaño muy reducido respecto a un avión comercial, suponen varias decenas de metros y del orden de 10-20 bombas implicadas en el control del flujo de aire. 3.2. Método tradicional: aletas Las aletas son un método de mejora de transmisión de calor tradicional utilizado cuando la refrigeración por convección da lugar a coeficientes de transmisión de calor que no son suficientes para el caso de diseño. Las aletas permitirán que ese coeficiente sea incrementado y facilite así el intercambio de calor. De manera general se pueden definir como: 28 Figura 3-11. Heat pipes con aletas [15] Figura 3-12. Análisis en CFD de heat pipes con aletas [15] 3.3.2 Ecuaciones del modelo matemático de las heat pipes En primer lugar, es necesario hacer un esquemático de cómo se conforma el modelo de acuerdo con la geometría de la heat pipe: Figura 3-13. Esquemático del modelo de resistencias de una heat pipe Se trata de un modelo de analogía a la resistencia eléctrica pero aplicado a la conductividad térmica. Se tiene un cuadro resumen del significado de cada resistencia y su orden de magnitud donde “e” se asocia a la zona del extremo caliente, “c” al extremo frío y “a” la zona intermedia Símbolo Significado Orden de magnitud [ºC/W] Rpe y Rpc Resistencia radial de la pared 10-3 Rwe y Rwc Resistencia axial del líquido en movimiento 10-2 Rie y Ric Resistencia de la interfase líquido-vapor 10-5 Rva Resistencia axial por el vapor 10-8 Rpa Resistencia axial de la pared 102 Rwa Resistencia axial del líquido en movimiento 104 Rext,e y Rext,c Resistencia entre pared y metal externa Depende del entorno Tabla 3-2. Órdenes de magnitud del modelo de resistencias térmicas [16] 29 Sabiendo los órdenes de magnitud a nivel de diseño se asume que: • Las resistencias axiales en la zona central en la pared (Rpa) o por el movimiento del líquido (Rwa) son tan superiores al resto que actúan como un circuito abierto y no se diseñan. • Las resistencias por el entorno (Rext,e y Rext,c) al depender de las condiciones del entorno no se diseñan, si bien se saben que suelen resultar del orden de la resultante de la heat pipe. • Las resistencias de interfase líquido-vapor (Rie y Ric) y del movimiento del vapor (Rva) son tan pequeñas que actúan como cortocircuitos y tampoco se diseñan. Figura 3-14. Esquemático simplificado del modelo de resistencias de una heat pipe La conclusión es que se tienen como variables de diseño Rpe, Rpc, Rwe y Rwc y el siguiente conjunto de ecuaciones [16]: 𝑅𝑝𝑒,𝑐=ln (𝑑0/𝑑𝑖) 2𝜋𝐿𝑒,𝑐𝐾𝑝 (3–36) 𝑅𝑤𝑒,𝑐=ln (𝑑𝑖/𝑑𝑤) 2𝜋𝐿𝑒,𝑐𝐾𝑒𝑓𝑓 (3–37) 𝐾𝑒𝑓𝑓=𝐾𝑙∙[(2∙𝐾𝑙+𝐾𝑤)−2(1−𝜀)∙(𝐾𝑙−𝐾𝑤)] (2∙𝐾𝑙+𝐾𝑤)+(1−𝜀)∙(𝐾𝑙−𝐾𝑤) (3–38) Donde se tiene que: • 𝑑0 = diámetro externo del tubo • 𝑑𝑖 = diámetro interior del tubo • 𝑑𝑤 = diámetro interior estimado por donde sube el vapor (𝑑𝑖/𝑑𝑤~1.05−1.25) • 𝐾𝑝,𝑙 = conductividad térmica del metal de la pared y del líquido respectivamente • 𝐿𝑒,𝑐 = longitud zona caliente y fría respectivamente • 𝐾𝑒𝑓𝑓 = conductividad térmica efectiva del líquido moviéndose por la pared • 𝜀 = porosidad de la pared metálica (~0.5) Para poder diseñar las resistencias se tienen los límites geométricos que imponga la aplicación, pero además se tienen límites de diseño inherentes a la tecnología de las heat pipes [16]: • Límite por salto de temperatura: Teniendo los datos de las temperaturas correspondientes a los extremos frío y caliente, una vez se diseñe todo existe un calor máximo que puede transportarse: 𝑞𝑡,𝑚á𝑥=Δ𝑇 𝑅𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙=Δ𝑇 𝑅𝑝𝑒+𝑅𝑝𝑐+𝑅𝑤𝑒+𝑅𝑤𝑐 (3–39) 30 • Límite por capilaridad: El gradiente de presiones entre ambos extremos debe ser lo suficientemente grande como para permitir al vapor y al líquido moverse de forma equilibrada respecto al proceso de evaporación. El calor máximo se obtiene de un balance entre la caída de la presión de vapor, caída de presión del líquido y las presiones normales y axiales con la presión capilar máxima: 𝑞𝑐,𝑚á𝑥=2𝜎 𝑟𝑐−𝜌𝑙∙𝑔∙[𝑑𝑣∙𝑐𝑜𝑠(𝜑)+𝐿∙𝑠𝑒𝑛(𝜑)] 16𝜇𝑣∙𝐿𝑒𝑓𝑓 2𝑟ℎ𝑣2∙𝐴𝑣∙𝜌𝑣∙𝜆+𝜇𝑙∙𝐿𝑒𝑓𝑓 𝑘∙𝐴𝑤∙𝜆∙𝜌𝑙 (3–40) Donde: o 𝜎 = tensión superficial del fluido (𝜎𝑎𝑔𝑢𝑎=0.072 𝑁/𝑚) o 𝜌𝑙,𝑣 = densidad del líquido o vapor, según corresponda o 𝜇𝑙,𝑣 = viscosidad dinámica del líquido o vapor, según corresponda o 𝐴𝑤,𝑣 = área del movimiento capilar o del valor, según corresponda o 𝐿 = longitud total de la heat pipe o rhv = radio hidráulico del vapor (1/2∙dv) o 𝜑 = inclinación de la heat pipe o 𝜆 = calor latente de vaporización o 𝐿𝑒𝑓𝑓= longitud efectiva (𝐿𝑒𝑓𝑓=0.5𝐿𝑐+𝐿𝑎+0.5𝐿𝑒) o 𝑟𝑐 = radio capilar (𝑟𝑐=0.41𝑟𝑠) o 𝑘 = permeabilidad (𝑘=𝑟𝑠2𝜀3/37.5(1−𝜀)2) • Límite por arrastre: Debido al movimiento en la misma dirección, pero sentidos contrarios del vapor y el líquido aparece una fuerza viscosa tangencial en la interfase que no debe superar cierto valor que imposibilitaría de movimiento del flujo líquido. Su cálculo se base en el número de Weber: 𝑊𝑒=𝜌𝑈2𝐿 𝜎=𝑚∙𝑈(𝑈/𝐿) 𝜎(𝑑2/𝐿) =𝑓𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑑𝑒 𝑖𝑛𝑒𝑟𝑐𝑖𝑎 𝑓𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑑𝑒 𝑡𝑒𝑛𝑠𝑖𝑜𝑛 𝑠𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑎𝑙 (3–41) 𝑞𝑚á𝑥,𝑎=𝐴𝑣∙𝜆∙(𝜎∙𝜌𝑣 2𝑟𝑐)0.5 (3–42) • Límite sónico: Si el gradiente de temperatura entre extremos crece lo suficiente, la velocidad del movimiento del vapor alcanza la velocidad del sonido, que es límite en el movimiento de los gases en tuberías de sección constante. Teniendo en cuenta un movimiento unidimensional del flujo gas con Re>>1 y modelo de gas ideal: 𝑞𝑚á𝑥,𝑠=0.474∙𝐴𝑣∙𝜆∙(𝜌𝑣∙𝑃𝑣)1/2 (3–43) • Límite por ebullición: Existe un calor máximo que se puede transmitir a través de la interfase y la pared que se obtiene del equilibrio entre una burbuja de vapor (m=radio crítico de nucleación) y las ecuaciones de Clausius-Clayperon: 𝑞𝑚á𝑥,𝑏=2𝜋𝐿𝑒𝑓𝑓∙𝑘𝑒𝑓𝑓∙𝑇𝑣 𝜆∙𝜌𝑣∙ln (𝑑𝑖/𝑑𝑣)∙(2𝜎 𝑚−2𝜎 𝑟𝑐) (3–44) • Límite viscoso: Cuando una heat pipe trabaja a baja temperatura puede darse el caso de que la diferencia de presiones entre los extremos sea extremadamente baja dando como resultado que las fuerzas viscosas superen al gradiente de presión. Si esto ocurre, se dice que el flujo de vapor se ha 31 estancado debido al límite viscoso. Este límite queda marcado por: 𝑞𝑚á𝑥,𝑣=𝐴𝑣∙𝑟02∙𝜆∙𝜌𝑣∙𝑃𝑣 16𝜇𝑣∙𝐿𝑒 (3–45) Una vez quedan determinados los límites, se desarrolla el modelo matemático de la evolución de la temperatura a través de un balance energético en la heat pipe: Figura 3-15. Volumen de control para equilibrio energético 𝑄𝑒−𝑞𝑐∙𝑆𝑐=𝑀∙𝐶𝑝∙𝑑𝑇 𝑑𝑡 (3–46) 𝑀∙𝐶𝑝=𝑉𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙∙(𝜌∙𝐶𝑝) (3–47) 𝜌∙𝐶𝑝=𝜀∙(𝜌∙𝐶𝑝)𝑙+(1−𝜀)∙(𝜌∙𝐶𝑝)𝑤 (3–48) Para resolver la ecuación diferencial de la temperatura se supone un estado inicial donde existe Q0 y se quiere pasar a Qe con el fin de obtener la resolución genérica del problema: 𝑇(0)=𝑄0𝐿𝑎 𝑆𝑐𝐾+𝑇𝑎 (3–49) 𝑄𝑒−(𝑇−𝑇𝑎)𝐿𝑎 𝑆𝑐𝐾=𝑀∙𝐶𝑝∙𝑑𝑇 𝑑𝑡 (3–50) 𝑇(𝑡)=𝑄𝑒𝐿 𝑆𝑐𝐾∙(1−𝑒−( 𝑆𝑐𝐾 𝑀∙𝐶𝑝∙𝐿)𝑡)+𝑇0 (3–51) 3.3.3 Particularización para el diseño implementado Teniendo en cuenta que las aplicaciones aeronáuticas tienen especial sensibilidad a posibles fallos catastróficos, se tendrán que descartar fluidos de relleno de las heat pipes tales como el etanol, metanol, amoniaco, acetona, que a pesar de su buen comportamiento y popularidad tienen riesgos asociados a explosiones, generación de fuego… no admisibles en una aeronave. Por otro lado, teniendo en cuenta el rango de funcionamiento típico de la aplicación en base al paper de referencia [8], se tiene que el rango de trabajo del sistema de refrigeración se va a encontrar entre 70ºC y 150ºC por lo que: 32 Fluido Punto de fusión [ºC] Punto de ebullición [ºC] Rango de temperaturas de trabajo [ºC] Helio -271 -261 [-271,-269] Nitrógeno -210 -196 [-203,-160] Flutec PP2 -50 76 [10,160] Agua 0 100 [5, 250] Tolueno -95 110 [50, 200] Mercurio -39 361 [250, 650] Sodio 98 892 [600, 1200] Tabla 3-3. Rango de temperaturas de algunos fluidos usados en heat pipes [15, 16] Inicialmente, se plantea usar el Tolueno debido a que está dentro del rango de trabajo de la aplicación y se evitan posibles problemas de congelación frente a fallos en los sistemas, pero tras investigar, se descubre que el comportamiento en estado gaseoso al entrar en contacto con el aire también resulta inflamable debido a su naturaleza de hidrocarburo (C7H8). Descartado el tolueno, el diseño estará basado en el agua. Por otro lado, el metal ampliamente utilizado en el diseño de heat pipes con agua es el cobre, así pues, los materiales quedan determinados para el diseño de la heat pipe. Una vez se le añaden los requisitos del tamaño de la carcasa el diseño que se alcanza es el siguiente: Figura 3-16. Geometría de las heat pipes Se ha utilizado un tubo cerrado que permite tener extremos con áreas superiores para el intercambio de calor, especialmente para el extremo exterior a la PDU, y que redistribuye mejor los gradientes de presión en estos. Por otro lado, se ha equiespaciado los tramos verticales con 33 mm entre sus ejes debido al tamaño de la carcasa. De manera genérica, basándose en la bibliografía [14] se tiene que la familia de heat pipes de agua y cobre tubulares redondas tienen como diámetros característicos [4,25] mm, paredes de espesor [0.2,1] y zona 33 sinterizada de entre [0.2,0.8] mm. Dentro de estos valores se toma 10 mm, 1 mm y 0.6 mm respectivamente. Para terminar con los números se pueden obtener las longitudes características de las heat pipes en la zona vertical de la Figura 3-16. Se procede a particularizar 3.3.2 Ecuaciones del modelo matemático de las heat pipes para este caso en concreto: 𝑅𝑝𝑒=ln (𝑑0/𝑑𝑖) 2𝜋𝐿𝑒𝐾𝑤= 10−3 𝐾/𝑊 (3–52) 𝑅𝑝𝑐=ln (𝑑0/𝑑𝑖) 2𝜋𝐿𝑐𝐾𝑤=2.7∙10−3 𝐾/𝑊 (3–53) 𝑅𝑤𝑒=ln (𝑑𝑖/𝑑𝑣) 2𝜋𝐿𝑒𝐾𝑒𝑓𝑓 =2.74∙10−2 𝐾/𝑊 (3–54) 𝑅𝑤𝑐=ln (𝑑𝑖/𝑑𝑣) 2𝜋𝐿𝑐𝐾𝑒𝑓𝑓 =6.06∙10−2 𝐾/𝑊 (3–55) 𝐾𝑒𝑓𝑓=𝐾𝑙∙[(2∙𝐾𝑙+𝐾𝑤)−2(1−𝜀)∙(𝐾𝑙−𝐾𝑤)] (2∙𝐾𝑙+𝐾𝑤)+(1−𝜀)∙(𝐾𝑙−𝐾𝑤)=2917 𝑊/𝑚∙ 𝐾 (3–56) Se obtienen valores acordes a la Tabla 3-2 y se procede a calcular los límites de calor disipado: 𝑞𝑐,𝑚á𝑥=2𝜎 𝑟𝑐−𝜌𝑙∙𝑔∙[𝑑𝑣∙𝑐𝑜𝑠(𝜑)+𝐿∙𝑠𝑒𝑛(𝜑)] 16𝜇𝑣∙𝐿𝑒𝑓𝑓 2𝑟ℎ𝑣2∙𝐴𝑣∙𝜌𝑣∙𝜆+𝜇𝑙∙𝐿𝑒𝑓𝑓 𝑘∙𝐴𝑤∙𝜆∙𝜌𝑙=255.84 𝑊 (3–57) 𝑞𝑚á𝑥,𝑎=𝐴𝑣∙𝜆∙(𝜎∙𝜌𝑣 2𝑟𝑐)0.5=341 𝑊 (3–58) 𝑞𝑚á𝑥,𝑠=0.474∙𝐴𝑣∙𝜆∙(𝜌𝑣∙𝑃𝑣)1/2=1242 𝑊 (3–59) 𝑞𝑚á𝑥,𝑏=2𝜋𝐿𝑒𝑓𝑓∙𝑘𝑒𝑓𝑓∙𝑇𝑣 𝜆∙𝜌𝑣∙ln (𝑑𝑖/𝑑𝑣)∙(2𝜎 𝑚−2𝜎 𝑟𝑐)=18628 𝑊 (3–60) 𝑞𝑚á𝑥,𝑣=𝐴𝑣∙𝑟02∙𝜆∙𝜌𝑣∙𝑃𝑣 16𝜇𝑣∙𝐿𝑒=119453 𝑊 (3–61) Donde se han sustituido los siguientes valores de acuerdo con las propiedades del agua líquida (l), vapor de agua (v) o del metal de las paredes de cobre (w): 34 Propiedad Valor [-] Propiedad Valor 𝑑0 10 mm 𝑟𝑐 0.000021 m 𝑑𝑖 8 mm 𝑟𝑠 0.00005 m 𝑑𝑣 6.4 mm 𝜌𝑙 1000 kg/m3 𝐿𝑒 95.1 mm 𝜌𝑣 0.01283 kg/m3 𝐿𝑐 43 mm 𝜇𝑣 0.000013 Pa·s 𝐿𝑎 40.5 mm 𝜇𝑙 0.0001 Pa·s 𝐿𝑒𝑓𝑓 109.5 mm 𝑟ℎ𝑣 3.2 mm L 178.6 mm 𝐴𝑣 32.17 mm2 𝐾𝑤 385 W/m·K 𝐴𝑤 18.10 mm2 𝐾𝑙 0.598 W/m·K 𝜆 2260000 J/kg 𝜀 0.7 𝑘 3.33·10-11 m2 𝜎 0.072 N/m 𝑃𝑣 101325 Pa Tabla 3-4. Valores de las propiedades de diseño de las heat pipes A pesar de las diferencias en los órdenes de magnitud, si se comprueba la bibliografía de apoyo de un caso práctico de una heat pipe de fluido sodio cuyo diseño se realiza para una temperatura de trabajo en torno a 1200 K se observa que: Figura 3-17. Límites de potencia para una heat pipe de sodio [17] Como se ve en la anterior imagen, lo más común es que el límite de la operación se deba a la capilaridad y que, por el contrario, el límite debido a la viscosidad tienda a ser irrelevante con valores tendiendo al infinito en la práctica. Además, se observa que el límite de calor por capilaridad, aunque es sensible a la temperatura de trabajo en rangos de ±100 ºC, la variación se sitúa en torno al 10%. En este caso, se tiene que a potencia nominal a la que podría trabajar la heat pipe serían unos 15 kW en su temperatura de diseño, que varía a un rango de [16-13.5] kW entre [1100,1300] K. En el caso de diseño para la PDP, se tiene que a temperatura de trabajo de 40 ºC podría transmitir unos 256 W. 35 Teniendo en cuenta la resistencia total resultante es 0.0917 K/W se obtiene que Δ𝑇𝑚á𝑥 entre extremos sobre la superficie de la heat pipe será de 23.5 K. Si se consiguiera evacuar todo el calor que genera la PDP y su entorno, en un sistema de refrigeración con 6 heat pipes podría llegar a evacuarse más entre 10 y 12 veces lo que genera actualmente. A pesar de ello, hay que notar que el sistema de refrigeración no tiene contacto directo entre las heat pipes y las superficies de los elementos que generan el calor, además de que está complementado por un líquido dieléctrico. Finalmente, se va a calcular el tiempo necesario para alcanzar el estacionario en la heat pipe. Partiendo de la forma genérica de (3–51) se puede hacer que: 𝑇(𝑡)=𝑄𝑒𝐿 𝑆𝑐𝐾∙(1−𝑒−( 𝑆𝑐𝐾 𝑀∙𝐶𝑝∙𝐿)𝑡)+𝑇0→𝑇(𝑡)=Δ𝑇∙(1−𝑒−𝐴𝑡)+𝑇0 (3–62) 𝑡→𝑡𝑒𝑠𝑡↔𝑒−𝐴𝑡→0 𝑎𝑝𝑟𝑜𝑥𝑖𝑚𝑎𝑛𝑑𝑜 𝑒−𝐴𝑡𝑒𝑠𝑡 =0.01 (3–63) 𝑡𝑒𝑠𝑡=−ln(0.01) 𝐴=1.05𝑠 (3–64) Esto se puede quedar claramente reflejado incluso en el caso más extremo en el que Δ𝑇=Δ𝑇𝑚á𝑥 y 𝑇𝑎=310K (condiciones de temperatura en la bahía de aviónica en el despegue): Figura 3-18. Evolución temporal de la temperatura en las heat pipes diseñadas 3.4. Fluido dieléctrico Los fluidos dieléctricos son medios líquidos utilizados como aislantes eléctricos que se utilizan como disipadores de calor en aplicaciones que van desde minería de criptomonedas o superordenadores a la refrigeración de ordenadores de torre que se pueden tener a nivel de usuario medio. Esto se debe a que se trata de una tecnología con costes reducidos para las grandes propiedades y aplicaciones térmicas que se pueden desarrollar a través de su uso. Además, son líquidos no inflamables, no tóxicos y no dañinos para el medioambiente de acuerdo con 3M™, fabricante de referencia. 36 3.4.1 Ecuaciones de la refrigeración por ebullición de un dieléctrico La ebullición es un proceso complejo que carece de ecuaciones exactas que determinen su comportamiento. A pesar de esto su comportamiento queda determinado gracias a las correlaciones de Rohsenow. El trabajo de Rohsenow se basa en los experimentos de Nukiyama (1934). El experimento se basa en transmitir potencia eléctrica a través de cables de nicromio o platino con el fin de que estos se calentaran y midiesen su propia temperatura. De esta manera, se podía estudiar la relación potencia, temperatura y proceso de ebullición. El resultado de este estudio es la siguiente curva: Figura 3-19. Curva de ebullición para agua saturada a 1 atm de Nukiyama (1934) [18] Dentro de la curva se pueden observar diferentes tramos, pero no se llegan a tener relaciones estrictamente lineales. La existencia de estos cambios de tendencias va asociada a los diferentes comportamientos que tienen los líquidos durante la ebullición. En el caso de que el objetivo del sistema sea la transmisión de potencia calorífica para su control, es necesario que el rango de temperaturas donde se trabaje se encuentre en el primer tramo ascendente (ver Figura 3-20, tramo ABC). Este tramo es el que las compañías, como 3M™ , determinan a qué temperatura deben funcionar sus líquidos. Figura 3-20. Régimen de ebullición para agua saturada a 1 atm [18] En el tramo ABC se tiene lo que se conoce como la ebullición nucleada. Se forman burbujas que transmiten el 37 calor en el cambio de estado. Si estas burbujas no llegan a alcanzar la superficie libre, se está en el tramo AB y a partir de cierto Δ𝑇 estás burbujas crecen y se forman pequeñas columnas ascendentes que sí la alcanzarán (tramo BC). Si se supera el punto C, el líquido comienza a comportarse de forma deficiente a evacuar menos potencia calorífica a pesar de que la temperatura crezca, pero el mayor problema radica en que la transición (CD) es un proceso que se llega a dar rápidamente y si se llega trabajar en el segundo tramo de película, los componentes electrónicos podrían sufrir daños. Es por esto por lo que hay que trabajar dentro de los márgenes que nos indique el fabricante sin excedernos nunca, especialmente cuando se está usando con elementos electrónicos sensibles. Para determinar estos márgenes se calcula cuánto calor puede evacuar el dieléctrico: 𝑞𝑚á𝑥=𝐹′∙𝜋 24∙𝜌𝑣0.5∙𝜆∙[𝜎∙𝑔(𝜌𝑙−𝜌𝑣]0.25 (3–65) 𝑞𝑚á𝑥=𝐶𝑐𝑟∙𝜆∙[𝜎∙𝑔∙𝜌𝑣(𝜌𝑙−𝜌𝑣)]0.25 (3–66) Se tratan de las correlaciones de Rohsenow (general) y la de Zuber (utilizada para elementos electrónicos con 𝐷 𝑏𝑢𝑟𝑏𝑢𝑗𝑎≪𝐿𝑐𝑎𝑟𝑎𝑐𝑡). Dependiendo del problema, se tiene ajusta el coeficiente de Rohsenow (𝐹′) y el coeficiente crítico de Zuber (𝐶𝑐𝑟) para confirmar que el factor de Rohsenow se ha determinado bien. Si es así, se comprueba la hipótesis de aplicación de Zuber: 𝐷 𝑏𝑢𝑟𝑏𝑢𝑗𝑎=𝐶𝑧∙𝑔∙(𝜌𝑙−𝜌𝑣 𝜎)0.5≪𝐿𝑐𝑎𝑟𝑎𝑐𝑡 (3–67) Y en el caso que aplique Zuber, se usa una expresión espejo de Rohsenow para calcular Δ𝑇: 𝑞𝑚á𝑥=𝜇∙𝜆[𝑔∙(𝜌𝑙−𝜌𝑣) 𝜎]0.5∙(𝐶𝑝∙Δ𝑇 𝐶𝑠𝑓∙𝜆∙Pr𝑘 )3 (3–68) Aunque esta expresión es desarrollada por Rohsenow, hay que recurrir a las tablas de parámetros de Chandrasekaran (2017) para obtener los valores de 𝐶𝑠𝑓 y k: • 𝐶𝑠𝑓: parámetro que se estudia para determinar la compatibilidad en el proceso de transmisión de calor por nucleación entre un fluido y un sólido sin importar su posición solo el material del que están hechos. Es individual de cada pareja sólido-fluido • 𝑘: parámetro que determina el comportamiento de un fluido en un proceso de refrigeración por ebullición nucleada que depende de la familia de fluidos a la que pertenezca Una vez se tiene el Δ𝑇, con la temperatura de saturación del dieléctrico, se puede determinar la temperatura crítica de trabajo, que no se deberá superar en ninguna circunstancia: 𝑇𝑐𝑟=𝑇𝑠𝑎𝑡+Δ𝑇 (3–69) 3.4.2 Tipos de dieléctricos Dentro de la gran cantidad de opciones que hay en el mercado, existen tres grandes familias [19]: • Agua desionizada: Es agua que a través de un proceso de desionización neutraliza todos los elementos disueltos en ella con cargas positivas o negativas. El resultado es un agua “pura” sin elementos en suspensión como el sodio, hierro, carbonatos… que de manera natura se encuentran en ella. Su uso radica en la baja conductividad eléctrica y facilidad para control del pH. Por el contrario, sigue pudiendo tener microorganismos en suspensión que no se eliminan en la desionización. Por ello, sus usos industriales típicos son: o Líquido de enfriamiento para tuberías en entornos con electricidad sin llegar a tener contacto directo y constante con los componentes electrónicos, pero evitando que posibles goteos conduzcan a accidente eléctrico o que se depositen sedimentos en las tuberías o Es la base acuosa utilizada para los productos de limpieza de componentes electrónicos 44 Figura 3-26. 𝜈 (𝑇) del Novec 7700 [20] Figura 3-27. 𝜌𝑙(𝑇) del Novec 7700 [20] Figura 3-28. 𝑘(𝑇) del Novec 7700 [20] Figura 3-29. 𝐶𝑝(𝑇) del Novec 7700 [20] Estas últimas cuatro figuras llevan asociadas sus expresiones matemáticas para que se puedan implementar en los cálculos con mayor exactitud que tomar el número de las gráficas: 𝑍=101011.93−4.944∗log10(𝑇[𝐾])−0.7 (3–70) 𝜈(𝑇)=𝑍−𝑒−0.7487−3.295𝑍+0.6119𝑍2−0.3193𝑍3 [𝑚𝑚2/𝑠] (3–71) 𝜌𝑙(𝑇)=−2.008∙𝑇[º𝐶]+1847.5 [𝑘𝑔/𝑚3] (3–72) 𝑘(𝑇)=0.069−1.798∙10−4∙𝑇[º𝐶]+4.24∙10−7∙𝑇2[º𝐶] [𝑊/𝑚∙ 𝐾] (3–73) 𝐶𝑝(𝑇)=991+1.370∙𝑇[º𝐶] [𝐽/𝑘𝑔∙𝐾] (3–74) Con las propiedades de la Tabla 3-6 y las anteriores ecuaciones, se tiene al Novec 7700 perfectamente caracterizado para la temperatura de trabajo de 40ºC. Se aplican dichas propiedades a Rohsenow y Zuber para calcular el calor máximo que puede evacuar: 𝑞𝑚á𝑥=𝐹′∙𝜋 24∙𝜌𝑣0.5∙𝜆∙[𝜎∙𝑔(𝜌𝑙−𝜌𝑣]0.25=18.00 𝑊/𝑐𝑚2 (3–75) 𝑞𝑚á𝑥=𝐶𝑐𝑟∙𝜆∙[𝜎∙𝑔∙𝜌𝑣(𝜌𝑙−𝜌𝑣)]0.25=17.97 𝑊/𝑐𝑚2 (3–76) 45 Se usa el factor para elementos planos de Rohsenow de 𝐹′=1.14 y el coeficiente crítico de Zuber 𝐶𝑐𝑟=0.149 devolviendo los mismos resultados. Se puede confirmar que se pueden usar las ecuaciones de Rohsenow para superficie plana tras obtener el mismo 𝑞𝑚á𝑥 que Zuber si la hipótesis de aplicación de este último es correcta: 𝐷 𝑏𝑢𝑟𝑏𝑢𝑗𝑎=𝐶𝑧∙𝑔∙(𝜌𝑙−𝜌𝑣 𝜎)0.5=0.699 𝑚𝑚≪𝐿𝑐𝑎𝑟𝑎𝑐𝑡 (3–77) En el caso del Novec 7700 no se tiene el parámetro 𝐶𝑠𝑓 pero sí que se tiene para otros fluidos similares en contacto con cobre, se utiliza un valor estimado de 𝐶𝑠𝑓=0.002. La familia de aceites sintéticos tiene un valor de k=1.7. Introduciendo estos valores: Δ𝑇={𝑞𝑚á𝑥 𝜇∙𝜆∙[𝜎 𝑔∙(𝜌𝑙−𝜌𝑣)]0.5}1/3∙𝐶𝑠𝑓∙𝜆∙Pr𝑘 𝐶𝑝=117.12º𝐶 (3–78) El fabricante determina como a temperatura máxima crítica en 290ºC, así que se comprueba que no haya problemas: 𝑇𝑐𝑟=𝑇𝑠𝑎𝑡+Δ𝑇=195.12 º𝐶 (3–79) No habrá problemas de temperaturas. En último lugar, 3M™ indica que en los ensayos que se han hecho, si bien han obtenido 𝑞𝑚á𝑥=18 W/cm2, como en nuestra aplicación, recomiendan no exceder los 15 W/cm2, así que se comprueba que nuestro sistema no tiene problemas en el caso de superficie más exigente: Componente electrónico Superficie total [cm2] Superficie emisora [cm2] Pérdidas por calor [W] Flujo de calor [W/cm2] Power Input Contactor 58.66 58.66 25 0.4262 Power Transfer Contactor 1 87.30 46.70 2.88 0.0617 Power Transfer Contactor 2 176.20 143.90 13.95 0.0969 Diodos 98.62 98.62 40 0.4056 PDP 351.78 134.75 25 0.1855 Cableado 103.78 83.21 18.62 0.2238 Tabla 3-7. Flujos de calor de los elementos disipadores del PDP Se comprueba que todos los componentes electrónicos que disipan calor lo hacen por debajo de los límites de uso del Novec 7700 siendo la entrada de potencia el elemento crítico a nivel de disipación de calor y que establece el primer limitante de la aplicación del dieléctrico en el PDP: el incremento de potencia en la electrónica está limitado en un 3520%. Este valor es muy superior al actual lo cual a efectos prácticos supondría una gran mejora, pero habrá que comprobar que los requisitos de temperatura no sean más limitadores. 46 4 ANÁLISIS PRELIMINARES l análisis que se va a realizar se caracteriza por su régimen transitorio, geometría compleja y condiciones de contorno variables con la altura. Teniendo en cuenta estas características y que existen posibles soluciones para la implementación del dieléctrico embarcado se tienen en cuenta varias opciones de las anteriormente expuestas: configuración con condensador interno y configuración con paredes refrigeradas. En este capítulo se desarrolla la primera parte del análisis como se introdujo en 3.4.3, los análisis preliminares a los diferentes modelos propuestos. La estructura para estos análisis se planteará sobre la base del diseño de las configuraciones con ciertas simplificaciones a nivel geométrico y de comportamiento. A continuación, se presentan las variables que se van a buscar en la presentación de resultados y en la toma de decisiones para el análisis en profundidad. Estas configuraciones se implementarán en ANSYS, que se introducirá en el 4.5, de manera que el set-up, modelos, mallado…quedarán determinados. A raíz de los resultados obtenidos, se llevará el análisis en profundidad de la mejor configuración. 4.1. Modelos simplificados. Geometría Ambos casos de geometría están basados en el mismo tipo de simplificación: los detalles en la placa PDP han sido sustituidos por una única zona genérica, la zona de diodos ha desaparecido y los contactos y relés han sido simplificados. Además, los buses se han suprimido y se implementará de manera “simétrica” respecto al plano OYZ para que la malla se reduzca a la mitad. De manera visual esto se puede apreciar a continuación: Figura 4-1. Simplificación de la geometría Por otro lado, ha de tenerse en cuenta que para implementar los sistemas de refrigeración ya sea el E Por un signo se te cae el avión - Fernando Mayoral Masa - 47 condensador sumergido o las heat pipes se ha de ampliar el tamaño de la carcasa tanto para el modelo simplificado como para el modelo final: • En el caso del condensador sumergido se necesitan 5 centímetros extras que permitan poder pasar los tubos refrigerantes y que a la vez el líquido dieléctrico pueda sumergir en su totalidad a los elementos electrónicos. • En el caso de refrigeración en las paredes con las heat pipes, aunque no se tengan que sumergir nada, sí que es necesario asegurarse de que la electrónica va a estar completamente cubierta por el dieléctrico, así que se le añaden 2 centímetros extras a la carcasa. Además, serán necesarios otros 3 centímetros para las heat pipes en la zona superior. El resultado de estos cambios queda tal que: Figura 4-2. Geometría simplificada del sistema de refrigeración con heat pipes Figura 4-3. Geometría simplificada del sistema de refrigeración con condensador sumergido Este primer diseño de heat pipes tiene el mismo material y tamaño que el diseño final que se implementó en 3.3.3. En el caso del condensador, los tubos refrigerantes también serán de cobre con un diámetro de 2 cm y 2 mm de espesor con el fin de facilitar el intercambio de calor y que cumpla su función lo mejor posible. 4.2. Hipótesis simplificadoras Al igual que la geometría ha sido simplificada, el comportamiento de la transmisión de calor también lo será. Para obtener unos resultados que se puedan utilizar, pero de manera rápida se parte de ciertas simplificaciones que sin alejarse en exceso de la realidad sí agilicen el proceso de cálculo: • Modelo bifásico: El líquido dieléctrico se comportará en base a las propiedades de tensión superficial entre sus fases líquido y gas. Esto, junto con el calor específico permite determinar el porcentaje líquido-gas del dieléctrico. • Modelo Novec 7700: A pesar de que se tienen las propiedades del dieléctrico respecto a los cambios de temperatura, para los análisis preliminares se establece que estas propiedades son constantes e iguales a los valores que se tienen a 25 ºC. • Condiciones de crucero: El líquido se considera sin aceleraciones y en equilibrio horizontal respecto a la gravedad. • Cambios con la altura: La altura máxima que se considerará será de 10.000 m. Incrementos en la altura implicarán disminución de la temperatura, presión y densidad en el entorno del equipo. También se considera que estos cambios se ven atenuados debido a gran parte de los elementos de la bahía de aviónica seguirán siendo refrigerados por aire sangrado de las primeras etapas del compresor. • Generación de calor: La pérdida de energía se modela como un flujo de calor por unidad de superficie en vez de una generación de calor propiamente. Este flujo de calor para el modelo simplificado se traduce en 0.192 W/cm2. • Transitorio despreciable: En estos análisis iniciales se desprecia el comportamiento transitorio. 48 Teniendo en cuenta que el tiempo estacionario de las heat pipes es de aproximadamente 1 segundo, se supone que el comportamiento del dieléctrico no distará mucho por lo que para los cálculos iniciales se desprecia este comportamiento. • Zonas adiabáticas: El contacto entre los cuerpos que modelan la electrónica y la carcasa se considera adiabático, es decir, el flujo de calor en los contactos se considera nula (se ha tenido en cuenta para el cálculo del flujo anterior). El equipo se sitúa sobre el suelo de la bahía de manera que el contacto suelo-carcasa también se considera adiabático. Si bien todas las simplificaciones anteriores se aplican a ambas configuraciones, hay que añadir una más al modelo con heat pipes en las paredes que es propia solo de sí misma: • Heat pipes: Con el fin de reducir el número de cuerpos donde el software debe tratar con líquidos, las heat pipes en este modelo son sustituidas por cuerpos sólidos del mismo tamaño con una resistencia térmica equivalente de 3000 W/m·K (aproximación al modelo matemático de 3.3.3). 4.3. Dominio del sistema El sistema se compone de varios cuerpos con diferentes naturalezas: • Dieléctrico: comportamiento como un fluido en estado cambiante en función de la temperatura que consta de dos zonas diferenciadas: superior de 2 cm de vapor y la inferior de líquido que cubre la electrónica a refrigerar. (Figura 4-5) • Carcasa: cuerpo sólido de aluminio de 3 mm de espesor. Su geometría se ve ligeramente alterada dependiendo de la necesidad de instalar heat pipes o tubos refrigerantes. • Elementos electrónicos: gracias a la implementación del calor como un flujo y no una generación no es necesario implementarlos de forma explícita, su negativo da lugar a las formas internas del fluido dieléctrico. • Entorno: se considera unas dimensiones para el aire que rodea el equipo del orden de 2 veces el tamaño de este. Se impondrán condiciones de contorno de movimiento residual de aire (Figura 4-4) • Heat pipes: sólidos de material personalizado resultado de sustituir la heat pipe (carcasa, líquido y vapor) por su equivalente. (Figura 4-2) • Tubos refrigerantes: sólidos de cobre de 2 cm de diámetro y 2 mm de espesor por el cual se insufla aire desde el sangrado del compresor. (Figura 4-3) Figura 4-4. Esquema del entorno de la PDU Figura 4-5. Ejemplo del dieléctrico (heat pipes) El dominio de los cuerpos queda presentado de esta manera queda determinar el cambio de las condiciones que habrá en la bahía de aviónica. Por ello, una variable de análisis relevante será la altura en la que está operando el sistema. En concreto, se va a estudiar el comportamiento del sistema desde la altura del mar hasta 10.000 m de altitud en intervalos de 2 km. 49 Para poder obtener las condiciones en la bahía del anterior barrido, van a tener en cuenta varios trabajos complementarios que se han desarrollado en el Máster de esta titulación: • Diseño de un motor turbohélice. En él se desarrollan los principios del diseño de motores a altura de crucero y el cambio de prestaciones cuando se cambia la cota de vuelo. El motor de referencia que se usa es un Pratt&Whitney PW127 típico del C-295. La altura de crucero se establece en 10.000 m y el punto de diseño para el compresor es de 𝜋𝑐=10 y 𝜃=5.5 [22]. • Diseño de compresor y turbina para un aerorreactor. Se realiza un diseño de las etapas, álabes y sangrado de aire y potencia en la turbomáquina. La referencia se mantiene en 10.000 m con 𝜋𝑐=10 (la temperatura de la cámara de combustión 𝜃 no es parte del diseño) [23] Si se complementan los resultados de ambos estudios se tiene que el aire que se sangra en una aeronave ya sea para sistemas neumáticos, sistema de acondicionamiento de cabina, sistemas de refrigeración… se realiza entre los escalonamientos 2-3 del compresor. En el caso de vuelo a cota nominal se tiene el diseño exacto del aerorreactor con: 𝑃01[bar] 𝑃02[bar] 𝑃03[bar] 𝑇01[K] 𝑇02[K] 𝑇03[K] Escalonamiento 1 0.3500 0.4803 0.4745 236.0000 259.2216 259.2216 Escalonamiento 2 0.4745 0.6469 0.6392 259.2216 284.1719 284.1719 Escalonamiento 3 0.6392 0.8641 0.8542 284.1719 310.7478 310.7478 Escalonamiento 4 0.8542 1.1376 1.1252 310.7478 338.3041 338.3041 Escalonamiento 5 1.1252 1.4822 1.4667 338.3041 367.1161 367.1161 Escalonamiento 6 1.4667 1.9096 1.8904 367.1161 397.0032 397.0032 Escalonamiento 7 1.8904 2.3997 2.3779 397.0032 426.1076 426.1076 Escalonamiento 8 2.3779 2.9501 2.9259 426.1076 454.2487 454.2487 Escalonamiento 9 2.9259 3.5250 3.5000 454.2487 480.0505 480.0505 Tabla 4-1. Evolución variables P y T respecto a los escalonamientos [23] En la Tabla 4-1 se puede obtener que el aire sangrado se encuentra a 284 K y 0.64 bar (nótese que los subíndices 1 y 3 significan entrada y salida del escalonamiento respectivamente y que la salida del 2º es la entrada de 3º). Si esto se complementa con el comportamiento del motor con el cambio de cota de vuelo: Figura 4-6. Comportamiento de un motor con el cambio de altura de vuelo [22] 50 Un diseño apropiado de un motor establece unas gráficas de comportamiento sobre su tecnología de diseño (𝛽) similar al se ve en la Figura 4-6. En los puntos verdes se representa el motor a cota nominal y con diferentes grados de calentamiento, en azul al 60% (6000 m) y en amarillo en el despegue. La relación de compresión (𝜋𝑐) pasa de 6 a 10 y el gasto másico de 28 kg/s a 18 kg/s con una dependencia aproximadamente lineal (presión y densidad) con los cambios de altura. Con los códigos desarrollados para los anteriores trabajos del Máster, se procede a calcular las propiedades del aire sangrado. En el diseño general del motor se pueden obtener los rendimientos corregidos de dicho motor a diferentes altitudes, así como gastos másicos y el resto de las variables necesarias para el diseño del compresor y turbina. Con estos datos y con el diseño ya fijado en el punto de diseño de crucero, tan solo es necesario variar los datos de entrada para el compresor y obtener las propiedades del aire entre el 2º y 3er escalonamiento. De aquí se obtienen los puntos a 2000 m, 4000 m, 6000 m, 8000 m y 10000 m que serán utilizados en el análisis del PDP. Además, en las siguientes figuras, se puede comprobar que el comportamiento del aire sangrado del motor es similar a la Atmósfera Estándar Internacional (ISA) para la densidad y presión mientras que la temperatura del aire no sufre grandes cambios. Figura 4-7. Evolución de la densidad con la altura: ISA vs sangrado de motor Figura 4-8. Evolución de la presión con la altura: ISA vs sangrado de motor Figura 4-9. Evolución de la temperatura con la altura: ISA vs sangrado de motor En la siguiente tabla resumen se muestran las propiedades para los puntos relevantes en este análisis: 51 Altura [m] Presión [Pa] Densidad [kg/m3] Temperatura [K] 0 101325 1.225 288.15 2000 89482 1.114 284.83 4000 80701 0.9992 284.55 6000 74567 0.9197 284.12 8000 68473 0.8337 283.03 10000 64848 0.7900 284.17 Tabla 4-2. Condiciones del aire sangrado de la bahía según la altura Los cambios de altura dan lugar a modificaciones en las condiciones de contorno, es por lo que además de estudiar los valores de las temperaturas máximas alcanzadas en las diferentes partes del sistema, también se determinará el momento crítico de actuación de dicho sistema. 4.4. Variables para analizar y restricciones Los resultados que arroja el estudio del PDP que da lugar a este análisis y diseño de un nuevo sistema de refrigeración tiene como principal conclusión los problemas de temperatura que tiene el chasis que no cumple con las restricciones de temperatura, lo que impulsa este proyecto. Con esta filosofía, se establecen ciertas variables que deberán analizarse en ambas configuraciones. De estos valores a analizar tendremos dos tipos: • Restricciones: Se trata de los valores críticos para ciertas variables que imposibilitan el empleo de algunos de los diseños si estos límites son sobrepasados. • Optimizadores: Son las variables que en el estudio preliminar permiten elegir dentro de ambas opciones cuál de las dos se comporta mejor para ser analizada en profundidad. En primer lugar, muchas de las restricciones se han ido presentando con anterioridad cuando se han ido introduciendo las diferentes partes del diseño de la PDU y la refrigeración. Con el fin de tenerlo todo de manera clara y concisa se recogen a continuación: • Rango de temperatura de trabajo del líquido de las heat pipes: agua entre 5 y 250 ºC (Tabla 3-3) • Límite de la potencia evacuada por cada heat pipe: 255.84 W ((3–57)) • Rango de temperatura de dieléctrico: Novec 7700 entre -30 y 155 ºC (Tabla 3-5) • Flujo de calor máximo del Novec 7700: 15 W/cm2, es decir, como máximo un 3520% del calor actual (Tabla 3-7) • Temperaturas máximas de los elementos del sistema: 52 Elemento Temperatura máxima permitida [ºC] Chasis 85 Contactor Assembly 150 Contacto 1 125 Contacto 2 125 Diodos 125 Sensor 1 125 Sensor 2 125 PCB 150 Tabla 4-3. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU Además de las restricciones es necesario fijar ciertos criterios de elección para poder evaluar qué opción es mejor en el caso de que ambas cumplan con todas las restricciones: • Temperatura máxima: se evaluará qué sistema tiene una temperatura máxima inferior • Márgenes: se evaluará la diferencia de temperatura respecto a los límites de cada elemento • Mejora porcentual: la mejor de ambas configuraciones se comparará con la solución actual para evaluar su viabilidad de mejora. 4.5. Configuración en ANSYS Fluent Como se ha explicado a lo largo de la memoria, el objetivo principal del análisis consiste en desarrollar un sistema de refrigeración alternativo que puede cubrir las necesidades del futuro de la aviónica. Para ello son necesarios métodos de cálculo de CFD (Computational Fluid Dynamics) como es ANSYS Fluent. El uso adecuado de este software de resolución tiene como objetivo predecir los valores reales del sistema con la mayor precisión posible gracias a un amplio abanico de personalización respecto a sus métodos de cálculo. Las siguientes secciones explican el proceso de configuración de ANSYS Fluent y los métodos de resolución utilizados para conseguir los mejores resultados posibles. 4.5.1 ANSYS Fluent: el software El software ANSYS es un software generalizado basado en elementos finitos que permite resolver problemas de mecánica de fluidos, ya sea con o sin transferencia de calor. Esto significa que aplica las ecuaciones de conservación de masa, cantidad de movimiento y, en el caso que sea necesario, la ecuación de la energía a un volumen diferencial de fluido. De esta manera, se puede desarrollar un sistema de ecuaciones y luego se puede deducir la energía transmitida en forma de calor. Es una forma de resolución numérica donde se definen una serie de volúmenes discretos de control (celdas) y el sistema de ecuaciones se resuelve en cada uno de ellos secuencialmente. Para ello, es necesario configurar un set-up adecuado con las condiciones de contorno necesarias para su resolución y, en el caso de problemas no estacionarios, las condiciones de iniciales que determinen el problema. Por otro lado, el software ANSYS permite al usuario tanto importar la geometría desde una plataforma CAD, por ejemplo, CATIA en el caso que se desarrolla en este análisis, como incluso diseñarla por con su propio software con la opción de Design Modeler o Space Claim. Además, se pueden crear mallas automáticamente con el software de mallado de ANSYS. Este módulo tiene implementadas herramientas de customización de mallado: se pueden crear, modificar y mejorar (en cuanto a calidad) específicamente mallas para fluidos. 53 El software de ANSYS también cuenta con diferentes solucionadores que pueden predecir con precisión el comportamiento del fluido dependiendo del tipo de flujo que se esté tratando. Por último, cuenta con potentes opciones de post-procesado que permiten obtener el máximo rendimiento de los resultados pudiendo presentarse estos de la forma que se estime oportuna. 4.5.2 Configuración en ANSYS Para un análisis numérico correcto y válido, la configuración de los parámetros que intervienen tiene que ser de forma que permita que la simulación sea lo más cercana posible a la realidad. Eso significa que, desde la construcción de la geometría hasta la configuración del solucionador, la elección de los modelos e hipótesis simplicadoras debe ser coherente y estar bien argumentada. Las siguientes subsecciones discuten la construcción del modelo de simulación para ambas configuraciones. 4.5.2.1 Importación de geometría Las Figura 4-10, Figura 4-11, Figura 4-12 y Figura 4-13 muestran las geometrías importadas para las simulaciones de ANSYS. Como se puede observar, son las construcciones simplificadas como se presentaba en el 4.1, pero en el entorno de ANSYS. Para ello, se han convertido a un formato universal para software de CAD como es el STP y se han importado. En las primeras dos figuras se muestra la configuración del condensador sumergido. El equipo importado se divide por la mitad por el plano de simetría (plano amarillo) de las hipótesis de 4.2. Se pueden apreciar los tubos que se usarán de condensadores en la Figura 4-11 mientras que la representación de la entrada en azul y salida del flujo refrigerador se muestra en la Figura 4-10. Figura 4-10. Geometría importada a Design Modeler Figura 4-11. Geometría importada: vista transparente En las dos siguientes, al igual que se hacía para la configuración sumergida, se realiza para el caso de implementación de las heat pipes en la pared. En esta ocasión el movimiento de aire que se tiene de entrada y salida se configurará a menor velocidad para simular un movimiento residual de aire en la zona superior del equipo debido a que está en la bahía de aviónica con otros muchos equipos que sí se refrigeran por aire. Figura 4-12. Geometría importada a Design Modeler Figura 4-13. Geometría importada: vista transparente 60 Figura 4-30. Distribución T [K] general Figura 4-31. Distribución P [Pa] zona gas Los resultados para 4000 m: Figura 4-32. Distribución de T [K] de la electrónica Figura 4-33. Distribución de T [K] del plano de simetría Figura 4-34. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-35. Distribución P [Pa] zona gas 61 Los resultados para 6000 m: Figura 4-36. Distribución de T [K] de la electrónica Figura 4-37. Distribución de T [K] del plano de simetría Figura 4-38. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-39. Distribución P [Pa] zona gas Los resultados para 8000 m: Figura 4-40. Distribución de T [K] de la electrónica Figura 4-41. Distribución de T [K] del plano de simetría 62 Figura 4-42. Distribución T [K] general Figura 4-43. Distribución P [Pa] zona gas Y finalmente, los resultados para 10000 m: Figura 4-44. Distribución de T [K] de la electrónica Figura 4-45. Distribución de T [K] del plano de simetría Figura 4-46. Distribución T [K] general Figura 4-47. Distribución P [Pa] zona gas Los valores máximos que podrían suponer problemas de viabilidad por temperaturas o presión quedan recogidos a continuación: 63 Altura [m] ∆P [Pa] T Carcasa [K] T PCB [K] T Otros [K] T dieléctrico [K] 10000 18881 303.02 312.81 311.03 312.81 8000 15302 301.11 311.53 309.77 311.53 6000 9154 302.40 312.02 310.43 312.02 4000 310 302.98 312.74 311.15 312.74 2000 -6254 303.71 313.48 311.92 313.48 0 -17615 307.58 316.51 314.89 316.51 Tabla 4-6. Tabla resumen de los análisis de la configuración con condensador sumergido Cumple todas las limitaciones asociadas a la Tabla 4-3. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU. Además, los gradientes de presión son del orden máximo de 19 kPa, lo cual es equivalente a la diferencia de presiones entre el nivel del mar y unos 1800 m, por lo que se considera más que asumible. 4.6.2 Resultados para la configuración con paredes refrigeradas En primer lugar, se muestran las gráficas de las distribuciones de temperatura sobre componentes electrónicos y carcasa y la presión en la zona superior de la carcasa debido al cambio de fase a gas. Al final, se recapitulan los resultados en la Tabla 4-7: Para nivel del mar se tienen los siguientes comportamientos: Figura 4-48. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-49. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-50. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-51. Distribución P [Pa] zona gas 64 Figura 4-52. Distribución general de la T [K] Los resultados para 2000 m: Figura 4-53. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-54. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-55. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-56. Distribución P [Pa] zona gas Figura 4-57. Distribución general de la T [K] 65 Los resultados para 4000 m: Figura 4-58. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-59. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-60. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-61. Distribución P [Pa] zona gas Figura 4-62. Distribución general de la T [K] 66 Los resultados para 6000 m: Figura 4-63. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-64. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-65. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-66. Distribución P [Pa] zona gas Figura 4-67. Distribución general de la T [K] 67 Los resultados para 8000 m: Figura 4-68. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-69. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-70. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-71. Distribución P [Pa] zona gas Figura 4-72. Distribución general de la T [K] 68 Y finalmente, los resultados para 10000 m: Figura 4-73. Distribución de T [K] del PCB Figura 4-74. Distribución de T [K] de componentes Figura 4-75. Distribución T [K] de la carcasa Figura 4-76. Distribución P [Pa] zona gas Figura 4-77. Distribución general de la T [K] Los valores máximos que podrían suponer problemas de viabilidad por temperaturas o presión quedan recogidos a continuación: 69 Altura [m] ∆P [Pa] T Carcasa [K] T PCB [K] T Otros [K] T dieléctrico [K] P por heat pipe [W] 10000 18452 284.67 299.33 298.96 299.33 62.63 8000 14827 283.52 298.61 298.12 298.61 62.63 6000 8733 284.68 300.12 299.75 300.12 62.63 4000 2599 285.00 300.53 300.13 300.53 62.63 2000 -6589 285.32 300.67 300.67 300.67 62.63 0 -18425 288.56 303.75 303.75 303.75 62.63 Tabla 4-7. Tabla resumen de los análisis de la configuración con condensador sumergido Cumple todas las limitaciones asociadas a la Tabla 4-3. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU. Además, los gradientes de presión son del orden máximo de 18 kPa, lo cual es equivalente a la diferencia de presiones entre el nivel del mar y unos 1800 m, por lo que se considera asumible. Debido al carácter simétrico de la configuración, el calor disipado en cada heat pipe es la mitad del total. 4.6.3 Resultados para uso ampliado A raíz de los resultados anteriores, la configuración con las heat pipes además de no tener gradientes presión demasiado grandes, tiene resultados mejores a nivel de temperatura que la del condensador sumergido. Es por ello por lo que se busca incrementar el calor que puede llegar a disipar el sistema de refrigeración en el caso de que se incrementen los requerimientos de la PDP. En ese sentido, se establece que: • Las restricciones de temperaturas de la Tabla 4-3. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU se mantienen constantes • Las restricciones de temperaturas de funcionamiento del dieléctrico (hasta 155ºC [Tabla 3-5]) • Las restricciones por calor máximo que puede disipar el dieléctrico de 15 W/cm2 • El calor máximo disipado por cada heat pipe es de 760 W Para el caso más extremo, se tiene que las restricciones limitantes son las debidas a la temperatura en el caso de un 820% el calor que se tiene inicialmente, es decir: • Flujo de calor: 1.574 W/cm2 • Calor total disipado: 1028.7 W • Calor total disipado por heat pipe: 514.35 W (debido al comportamiento simétrico impuesto) Después, dado que las mayores temperaturas se alcanzan a nivel de mar, a continuación, se muestran las distribuciones de temperatura y presión del análisis a h = 0 m: 76 del análisis, se rescata los resultados finales del desarrollo: Altura [m] Presión [Pa] Densidad [kg/m3] Temperatura [K] 0 101325 1.225 288.15 2000 89482 1.114 284.83 4000 80701 0.9992 284.55 6000 74567 0.9197 284.12 8000 68473 0.8337 283.03 10000 64848 0.7900 284.17 Tabla 5-1. Condiciones del aire sangrado de la bahía según la altura Los cambios de altura dan lugar a modificaciones en las condiciones de contorno, es por lo que además de estudiar los valores de las temperaturas máximas alcanzadas en las diferentes partes del sistema, también se determinará el momento crítico de actuación de dicho sistema. 5.4. Variables para analizar y restricciones Los resultados que arroja el estudio del PDP que da lugar a este análisis y diseño de un nuevo sistema de refrigeración tiene como principal conclusión los problemas de temperatura que tiene el chasis que no cumple con las restricciones de temperatura, lo que impulsa este proyecto. Con esta filosofía, se establecen ciertas variables que deberán analizarse en ambas configuraciones. De estos valores a analizar tendremos dos tipos: • Restricciones: Se trata de los valores críticos para ciertas variables que imposibilitan el empleo de algunos de los diseños si estos límites son sobrepasados. • Márgenes de seguridad: Son los criterios para establecer condiciones de operación seguras para compensar las desviaciones entre el modelado e hipótesis implementadas y la realidad. En primer lugar, aunque ya se han presentado con anterioridad, a continuación, se recapitulan todas y se les añade un cierto margen de seguridad dependiendo de la naturaleza de cada variable: • Rango de temperatura de trabajo del líquido de las heat pipes: agua entre 5 y 250 ºC (Tabla 3-3) → se establece un límite superior 10% inferior para tenerlo en cuenta para 5.6.2. → entre 5 y 225ºC • Límite de la potencia evacuada por cada heat pipe: 255.84 W ((3–57)) → 5% de margen de seguridad →243.05W • Rango de temperatura de dieléctrico: Novec 7700 entre -30 y 155 ºC (Tabla 3-5) → se establece un máximo de 150ºC para homogeneizarlo con el máximo de los componentes electrónicos (3.5%) • Flujo de calor máximo del Novec 7700: 15 W/cm2, es decir, como máximo un 3520% del calor actual (Tabla 3-7). Este valor ya lleva incluido el margen de seguridad del fabricante, que, aunque permiten hasta 18 W/cm2, recomienda usar este máximo en condiciones estándar • Temperaturas máximas de los elementos del sistema son las mismas que para los análisis preliminares y que proporciona el estudio “Thermal Management Study of Avionics Equipment” [8]: 77 Elemento Temperatura máxima permitida [ºC] Chasis 85 Contactor Assembly 150 Contacto 1 125 Contacto 2 125 Diodos 125 Sensor 1 125 Sensor 2 125 PCB 150 Tabla 5-2. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU 5.5. Configuración en ANSYS Fluent Tal y como se explicó en el apartado análogo del capítulo anterior, el objetivo de este Trabajo de Fin de Máster es obtener el comportamiento del sistema de refrigeración con heat pipes de la forma más cercana a la realidad. Para ello, se utilizan los métodos de cálculo de CFD que permite ANSYS Fluent. En los subapartados siguientes se describe el proceso de la configuración final para el análisis en ANSYS, los métodos utilizados y las justificaciones a estas tomas de decisión. Como se ha explicado a lo largo de la memoria, el objetivo principal del análisis consiste en desarrollar un sistema de refrigeración alternativo que puede cubrir las necesidades del futuro de la aviónica. Para ello son necesarios métodos de cálculo de CFD (Computational Fluid Dynamics) como es ANSYS Fluent. El uso adecuado de este software de resolución tiene como objetivo predecir los valores reales del sistema con la mayor precisión posible gracias a un amplio abanico de personalización respecto a sus métodos de cálculo. Las siguientes secciones explican el proceso de configuración de ANSYS Fluent y los métodos de resolución utilizados para conseguir los mejores resultados posibles. 5.5.1 Configuración en ANSYS Para un análisis numérico correcto y válido, la configuración de los parámetros que intervienen tiene que ser de forma que permita que la simulación sea lo más cercana posible a la realidad. Eso significa que, desde la construcción de la geometría hasta la configuración del solucionador, la elección de los modelos e hipótesis simplicadoras debe ser coherente y estar bien argumentada. A continuación, se discute la construcción del modelo de simulación para el análisis en profundidad. 5.5.1.1 Importación de geometría La Figura 5-7 y la Figura 5-8 muestran la geometría importada para la simulación de ANSYS. Se puede observar que es el modelo presentado en 5.1, pero en el entorno de ANSYS. Para ello, se han convertido a un formato universal para software de CAD como es el STP y se han importado. En este caso, se muestra el modelo importado sin llegar a verse el fluido del entorno. Se pretende así hacer hincapié y facilitar la visualización de la geometría de la PDU y heat pipes sin que se pierda en el centro de un dominio de volumen muy superior. Si se quiere visualizar, se puede consultar en la Figura 5-5 en el entorno de CATIA. 78 Figura 5-7. Geometría importada a Design Modeler Figura 5-8. Geometría importada: vista transparente 5.5.1.2 Mallados Para poder obtener unos resultados coherentes y asegurar la convergencia, ha sido necesario realizar dos mallados diferentes. El proceso hasta llegar al mallado definitivo y a su justificación se describe en este apartado y quedan las características finales resumidas en Tabla 5-4. Para el primer mallado, el número de nodos y elementos mantiene el criterio que se utilizó para los análisis preliminares. Se pretende obtener una malla con el menor número de ellos por lo que el elemento tetraédrico es el elegido al ser el que más disminuye la carga computacional según S. Wasserman [24]. Además, la geometría con mayor complejidad no solo hace que se mantenga una malla con cierta libertad con los tetraedros, si no que obliga a esa libertad para poder obtener una calidad de elementos mínima que permita los posteriores cálculos. Al tratarse de un estudio en profundidad, ese necesario que los efectos más importantes de los objetivos del análisis se tengan en cuenta de la mejor forma posible. Para ello, se implementa “inflation” sobre las superficies que generan calor. Para ello se realizan unas estimaciones básicas a partir de las leyes de NavierStokes: 𝛿𝑣 𝐿𝑐~1 √𝑅𝑒=√𝜇 𝜌𝑈𝐿𝑐 (5–1) 𝛿𝑇~𝛿𝑣 √Pr =𝛿𝑣√𝑘 𝜇𝐶𝑝 (5–2) Se toman las propiedades del dieléctrico a 25ºC para el mallado interior de la carcasa, las del aire a 25ºC para el exterior y las del agua para interior de las heat pipes a 25ºC también. De esta manera se tiene que el Prandtl del dieléctrico es aproximadamente 25, el del aire de 0.71 y el del agua 7, es decir, la capa límite térmica para el dieléctrico (del orden del 20%) y del agua (del orden del 40%) es menor que la viscosa y para el aire es mayor (del orden del 120%). Se utiliza un inflation determinado por el número de capas y el tamaño de la capa más estrecha basado en la capa límite de mayor tamaño (la térmica para el aire y la viscosa para el dieléctrico). El número de capas de referencia que se utilizan para calcular el tamaño de la capa más pequeña son 15 para el dieléctrico y agua y 12 para el aire con una progresión de 1.2: ℎ=𝐿𝑐(𝛼−1) 𝛼𝑛+1−1 (5–3) Donde: • 𝛼 = ratio de progresión entre capas 79 • 𝑛 = número de capas de referencia • 𝐿𝑐 = longitud característica de la superficie calculada como 𝐿𝑐=𝐴/𝑃 donde A es el área y P el perímetro • ℎ= longitud de mínimo espesor o tamaño de la primera capa Las diferentes superficies se dividen en 4 tramos para el dieléctrico para determinar mejor el comportamiento de los cuerpos y la del aire en un único tipo. Los resultados de esta implementación se recogen a continuación: Dieléctrico Aire Agua Longitud característica (Lc) <5 mm <10 mm <25 mm >25 mm - 10 mm Capa límite viscosa (𝛿𝑣) [m] 1,18 ∙10−5 1,67 ∙10−5 2,64 ∙10−5 3,74 ∙10−5 9,07 ∙10−3 2,37 ∙10−5 Capa límite viscosa (𝛿𝑇) [m] 2,37 ∙10−6 3,35 ∙10−6 5,30 ∙10−6 7,49 ∙10−6 1,07 ∙10−6 8,95 ∙10−6 Número de capas (n) 15 15 15 15 12 15 Capa de mínimo espesor (h) [m] 1,35 ∙10−7 1,91 ∙10−7 3,45 ∙10−7 4,28 ∙10−7 2,22 ∙10−4 2,71 ∙10−7 Tabla 5-3. Resumen del tamaño de las inflations del mallado 1 Además, es necesario reducir el número de nodos y establecer contactos entre los 22 cuerpos para asegurar la continuidad de la malla. Se aprovecha esto para introducir herramienta de control de caras además del control volumétrico estructurado para conseguir así mallas con mejores propiedades: calidad, ortogonalidad y asimetría. El resultado de la malla es el siguiente: Figura 5-9. Vista del plano medio de la malla 1 Figura 5-10. Zoom del plano medio de la malla 1 Esta malla a pesar de la buena calidad global general al implementarse el transitorio en el set-up plantea problemas de convergencia debido al número de Courant que se define como el cociente de time-step de resolución entre el tiempo de residencia dentro del elemento: 𝐶=𝑢Δ𝑡 Δ𝑥 (5–4) 80 Donde: • C = número de Courant limitado a 250 en los métodos de resolución de transitorios de Fluent • u = velocidad en el elemento volumétrico • Δ𝑡 = time step para la resolución del transitorio • Δ𝑥 = tamaño del elemento volumétrico Es por ello por lo que estudiar el comportamiento térmico de las paredes con inflations no es adecuado, se están usando elementos de orden 10-7, que fuerzan time steps muy reducidos, del orden de 10-6 segundos e imposibilitan obtener resultados en tiempos de cálculo asumibles. La solución a este problema la encontramos en autores como S. Wasserman: usar el método 𝑘-ε y utilizar funciones de pared que tengan en cuenta los efectos térmicos. Para obtener una malla que funcione mejor con el método k-epsilon, se eliminan las inflations, el método volumétrico pasa a ser una Multizone basada en hexaedros y el tamaño predeterminado de los elementos crece. De esta manera, gracias a que este método de resolución tienen una mejor convergencia y menor sensibilidad, se consigue mejorar la calidad globlal del mallado a la vez que disminuyen el número total de elementos y nodos (de 32 millones de elementos a menos de 8 y de 8 millones de nodos a aproximadamente 1,6 millones): Figura 5-11. Vista del plano medio de la malla 2 Figura 5-12. Zoom del plano medio de la malla 2 La calidad resultante de este mallado se muestra a continuación. Nótese que hay diferentes tipos de elementos debido al cambio de filosofía de tetraedros a multizone basada en hexaedros: • Calidad de los elementos: El valor medio es 0.757 con una desviación estándar de 0.162, lo cual es un gran resultado con el incremento de la complejidad de la geometría respecto a los análisis simplificados: Figura 5-13. Calidad de los elementos de la malla para el análisis en profundidad • Ortogonalidad: En la línea anterior, se tiene un valor medio de 0.721 con desviación 0.168 bastante cercano a la unidad: 81 Figura 5-14. Ortogonalidad de los elementos de la malla para el análisis en profundidad • Asimetría: Se recuerda que cuanto más cercano a 0 se esté, mejor calidad implica para este parámetro. Se tiene. Se trata del parámetro con peor resultado en términos de calidad pues su media se sitúa en 0.317 con una desviación típica de 0.162: Figura 5-15. Asimetría de los elementos de la malla para el análisis en profundidad • Relación de aspecto: No está ligado explícitamente con el comportamiento y calidad de la malla, sí que se muestra la distribución de la malla inicial donde aún aplicaban los inflations y se pueda comparar con las del apartado 4.5.2.2, como se indicó allí. Se observa que, si bien el máximo antes era 22.58, ahora éste sube hasta 6883.7: Figura 5-16. Relación de aspecto de los elementos del mallado inicial con inflation El resultado y las características de la malla final quedan resumidas en la Tabla 5-4: Análisis en profundidad para paredes refrigeradas Número de elementos ~7700000 Número de nodos ~1650000 Tipo de elementos Principalmente hexaedros Tipo de mallado Multizone (permite pirámides y tetraedros) Inflación en las paredes Descartado→k-ε con funciones de pared térmicas Nº de capas en las paredes - Tamaño de la primera capa - Tamaño predeterminado de los elementos 0.00375 m (fluidos) 0.005 (sólidos) Tamaño máximo de elemento 0.01665 m (fluidos) 0.02 m (sólidos) Tabla 5-4. Definición del mallado en ANSYS para el análisis en profundidad 82 5.5.1.3 Set-up Una vez diseñada la malla, el propio software de ANSYS obliga al usuario a establecer los límites y restricciones a los que se va a someter el dominio. La Tabla 5-4 resume los parámetros que se tuvieron que definir en cada sección para que el proceso de resolución fuera lo más fiel a la realidad posible, con la relajación de hipótesis de este capítulo. En primer lugar, el “solver” (solucionador) se vuelve a configurar en base la presión. Esta es la configuración se recomienda cuando el fluido tiene un número de Mach, es decir, cuando el flujo es subsónico y actúa como incompresible. Esto sucede cuando Mach < 0.3, lo cual sigue siendo tan cierto para el análisis en profundidad como para los preliminares. El solucionador basado en la presión disminuye el tiempo de cálculo, ya que supone que la densidad es constante, por lo que las ecuaciones se calculan en función de las ecuaciones de presión. Si no se hiciera así, el solucionador basado en densidad requeriría una nueva ecuación para poder resolver el sistema, lo cual implicaría mayor tiempo de cálculo [24]. En el cálculo de un problema de transitorio, estamos frente a un problema en el que muchas iteraciones serán necesarias, por lo que reducir el tiempo de cálculo es especialmente importante. En la misma sección, se activa el problema de transitorio con la gravedad en dirección vertical y sentido hacia abajo. El cálculo del transitorio que se realizará será de 30 segundos (30000 time steps). Para determinar el time step adecuado se ha tenido en cuenta: • El tamaño de burbuja típico de la ebullición de 7,5∙10−4 𝑚 de acuerdo con los cálculos • Tamaño predeterminado de los elementos fluidos de 3,75∙10−3 𝑚 (Tabla 5-4) • Con el tamaño típico de burbuja y los estudios de L. Anatoliy y K. Polina se obtiene una velocidad de movimiento característica del movimiento de aproximadamente 0.25 m/s [25] • El tiempo de residencia característico es: 𝑡𝑐𝑎𝑟𝑎𝑐𝑡𝑒𝑟í𝑠𝑡𝑖𝑐𝑜=Δ𝑥 𝑤=3,75∙10−3 0,25 =15 𝑚𝑠 (5–5) • Apoyándome en los estudios de W. Lee y G. Son se concluye que usar time-step de 1 ms se debe obtener una convergencia suficiente con el ratio 1:15 entre time-step y tiempo característico [26] En segundo lugar, en la sección de modelo es necesario activar la ecuación de energía para permitir la transferencia de calor entre interfases y el proceso de evaporación-condensación. El modelo de viscosidad que se establece es el kε estándar. Este es un modelo de Navier-Stokes con promedio de Reynolds de dos ecuaciones que empareja la energía cinética turbulenta (k) la ratio de disipación de energía cinética (ε). Se utiliza con la peculiaridad de que el tratamiento de la pared es “Enhanced Wall Treatment” de manera que se puedan activar las correcciones por efectos térmicos (“Thermal effects” en la interface del software) y correcciones por curvatura, con el fin de que los tramos curvos de las heat pipes también se corrijan. A continuación, es necesario determinar el modelo multifásico con hasta 5 fases involucradas: aire, dieléctrico (líquido y gas) y agua (líquido y gas). El equilibrio aire-agua y aire-dieléctrico vendrá determinado por las fuerzas de tensión superficial el equilibrio entre los diferentes estados del dieléctrico y agua por un proceso de condensación-evaporación controlado por el calor latente y la temperatura de saturación. Además, se activan las opciones de “Jump adhesion” y “Wall adhesión” para modelar el contacto con la pared, ya que se ha eliminado el mallado con las inflaciones. El último paso es definir los materiales, pues si bien el aire, agua (gas y líquida) están dentro de la base de datos de Fluente, el Novec 7700 debe ser introducido como un material personalizado. Para poder incluir el modelo completo dependiente de la temperatura es necesario utilizar “User Defined Functions” (UDF) para asignarlas posteriormente a las propiedades correspondiente. Para ello se escribe un pequeño código en un blog de texto en lenguaje C y se le da a Fluent para que lo interprete: #include "udf.h" DEFINE_PROPERTY (viscosity_f,c,t) { 83 real muf, rhof, Z; real temp = C_T(c,t); Z=pow(10,pow(10,11.93-4.944*log10(temp)))-0.7; rhof=-2.008*(temp-273.15)+1847.5; muf=(Z-exp(-0.7487-3.295*Z+0.6619*pow(Z,2)- 0.3193*pow(Z,3)))*rhof*1000000; return muf; } DEFINE_PROPERTY (density_f,c,t) { real rhof; real temp = C_T(c,t); rhof=-2.008*(temp-273.15)+1847.5; return rhof; } DEFINE_PROPERTY (kthermal_f,c,t) { real kf; real temp = C_T(c,t); kf=0.069-0.0001798*(temp-273.15)+0.000000424*pow(temp-273.15,2); return kf; } DEFINE_PROPERTY (specific_heat_f,c,t) { real cpf; real temp = C_T(c,t); cpf=991+1.37*(temp-273.15); return cpf; } Por otro lado, el material sólido de la carcasa es aluminio [8] y las heat pipes de cobre (3.3.3) así que sus propiedades se fijan respecto a la base de datos relativos al aluminio del propio software. Finalmente, al dieléctrico, aire y agua se les asignó la característica de dominio fluido a cada cuerpo y de dominio sólido a la carcasa y heat pipes. 5.5.1.4 Condiciones de contorno Para definir las condiciones de contorno solo hay que mirar la propia configuración que se tuvo para el análisis preliminar pues solo cambia la desaparición de la hipótesis del calor uniformemente distribuido y el estacionario. De manera análoga, se tiene una tabla resumen sobre estas condiciones y el set-up al final de esta sección. Inicialmente, remarcar que la condición de simetría ya no es aplicable en este caso y que por ello habrá que contar con el doble de volumen a analizar. En segundo lugar, se mantiene que el entorno tiene un movimiento de aire residual que se fija en 0.5 m/s con caras de entrada y de salida donde la presión y las propiedades del aire utilizado varían para los diferentes casos de altitud respecto a la Tabla 5-1. Condiciones del aire sangrado de la bahía según la altura. La salida del volumen de control se modela por “Gauge Pressure” nulo. Estos movimientos son de carácter turbulento, pero no de gran intensidad por lo que se fijan con intensidad de turbulencia del 2.5% y un ratio de 5. [24] El flujo de calor se determinará en cada superficie de acuerdo con la Tabla 3-7. Este flujo de calor se incrementará proporcionalmente en cada una de las mismas en la búsqueda del calor máximo disipado por el sistema. 84 Sección Parámetro Definición Información extra General Solucionador Basado en presión M<0.3 Tiempo Transitorio 1 ms de time step Modelo Energía Activada - Viscoso kε estándar Enhanced treatment for thermal walls Multifásico Equilibrio fuerzas de tensión superficial y procesos evaporacióncondensación 5 fases (sin relación aire-dieléctrico) Materiales Fluido Dieléctrico Fabricante (UDF) Fluido Aire Tabla 5-1 Fluido Agua Base de ANSYS Sólido Aluminio Base de ANSYS Sólido Cobre Base de ANSYS Condiciones de contorno generales Entrada de flujo en el entorno V=0.5 m/s M<0.3 Salida de flujo del entorno ∇P=0 Turbulencia 2.5% y ratio 5 Flujo de calor Tabla 3-7 Parámetro análisis Residuos Continuidad Velocidades 10-3 Momento Momentos 10-3 Turbulencia Modelo laminar 10-3 Energía Temperaturas 10-6 Tabla 5-5. Resumen condiciones de contorno, modelo y set-up de los análisis preliminares en ANSYS Fluent Nótese que la exigencia de los residuos para la continuidad, momento y turbulencia ha sido reducida. Se han establecido un máximo de 60 iteraciones por paso de tiempo o convergencia a la milésima debido a que la convergencia de un orden mayor podía dar lugar a 4-5 veces mayor número de iteraciones necesarias como se ve a continuación en un solo paso (267 iteraciones hasta la convergencia si se usa 10-4): 85 Figura 5-17. Residuos para un time step de gran exigencia de residuos 5.6. Resultados de los análisis En este capítulo se muestran los resultados que se han obtenido en el análisis en profundidad con el set-up de ANSYS que se ha desarrollado con anterioridad después de terminar la simulación de 30 segundos. Además, se desarrolla un análisis extendido en busca de los límites de funcionamiento del sistema. 5.6.1 Resultados para la configuración inicial En primer lugar, se muestran las gráficas de las distribuciones de temperatura sobre componentes electrónicos (haciendo zoom en el PDP), la carcasa, las heat pipes y mostrando el nivel dieléctrico en estado líquido tanto en el plano medio como con una vista 3D interior de la carcasa. Al final, se recapitulan los resultados en la Tabla 5-6: Para nivel del mar se tienen los siguientes comportamientos: Figura 5-18. Distribución de T [K] en la carcasa Figura 5-19. Distribución de T [K] en las heat pipes 92 5.6.2 Resultados para uso ampliado Para buscar cuánto se puede incrementar el calor que puede llegar a disipar el sistema de refrigeración en el caso de que se incrementen los requerimientos de la PDP, se recuerda que: • Las restricciones de temperaturas de la Tabla 4-3. Temperaturas máximas permitidas en los elementos de la PDU se mantienen constantes • Las restricciones de temperaturas de funcionamiento del dieléctrico (hasta 155ºC [Tabla 3-5]) • Las restricciones por calor máximo que puede disipar el dieléctrico de 15 W/cm2 • El calor máximo disipado por cada heat pipe es de 243.05 W Para el caso más extremo, se tiene que las restricciones limitantes son las debidas a la temperatura en el caso de un 950% el calor que se tiene inicialmente, es decir: • Flujo de calor: Componente electrónico Superficie total [cm2] Superficie emisora [cm2] Pérdidas por calor [W] Flujo de calor [W/cm2] Power Input Contactor 58.66 58.66 237.50 4.049 Power Transfer Contactor 1 87.30 46.70 27.36 0.586 Power Transfer Contactor 2 176.20 143.90 132.52 0.921 Diodos 98.62 98.62 380 3.853 PDP 351.78 134.75 237.5 1.762 Cableado 103.78 83.21 176.89 2.126 Tabla 5-7. Flujos de calor de los elementos disipadores del PDP para el caso extremo • Calor total disipado: 1189.9 W Después, dado que las mayores temperaturas se alcanzan a nivel de mar, a continuación, se muestran las distribuciones de temperatura y presión del análisis a h = 0 m: Figura 5-54. Distribución de T [K] en la carcasa Figura 5-55. Distribución de T [K] en las heat pipes 93 Figura 5-56. Distribución T [K] en los elementos electrónicos Figura 5-57. Distribución T [K] en el Power Distribution Panel Figura 5-58. Fase líquida en el plano intermedio Figura 5-59. Isosuperficie de fase líquida al 75% Resultan evidentes los cambios especialmente en la distribución de la fase líquida. Con un análisis con el transitorio se pueden obtener unas distribuciones y cambio de fase mucho más fieles a la realidad, sin partir de ninguna hipótesis de equilibrio inicial, como se tuvo que realizar en el Capítulo 4. Como se puede observar en las dos últimas imágenes, el nivel del líquido ha crecido hasta casi el máximo espacio que se había dejado libre y la existencia de líquido 100% queda solamente reducida a la zona inferior, algo completamente diferente si lo comparamos con los resultados del análisis preliminar: Figura 5-60. Fase líquida en el plano de simetría según el análisis preliminar 94 En la siguiente tabla resumen, se tienen los resultados al comparar los valores alcanzados y las limitaciones de la Tabla 4-3 en grados Celsius para facilitar su comparativa: ∆P [Pa] T Carcasa [ºC] T PCB [ºC] T Otros [ºC] T dieléctrico [ºC] Análisis a 0 m y 950% Q0 -6512 41.72 92.23 110.46 111.17 Limitaciones - 85 150 125 155 Tabla 5-8. Recopilación de restricciones para comparación con los resultados obtenidos Como bien se puede observar en la tabla anterior, aún existe margen para la temperatura máxima permitida y según la Tabla 5-7. Flujos de calor de los elementos disipadores del PDP para el caso extremo, también existe margen del máximo calor disipado por el dieléctrico. En en el análisis en profundidad no se tienen 2 heat pipes situadas de forma simétrica respecto al plano de simetría de la hipótesis de cálculo. En este estudio, hay 6 heat pipes en un sistema asimétrico, por lo que se debe controlar el calor que evacua cada una de ellas de manera individual al incrementar la potencia disipada. La conclusión es que, con un 950%, una de ellas ya está trabajando con 234.1 W, muy cercano a su límite de trabajo, resultando así en la restricción limitante para el diseño. 95 6 CONCLUSIONES l objetivo con el que se realizaba este estudio era poder dar solución al problema de refrigeración que actualmente están teniendo algunos equipos electrónicos en la actualidad, como el Power Distribution Panel. La referencia que se tomaba es el estudio del comportamiento actual que realizan K. Tulasi, A. Vinutha y Ch. Venkata Anvesh [8], donde se muestra que la carcasa se sobrecalienta llegando a superar los límites térmicos. Es por ello, que en este capítulo se comenzará una comparativa con el sistema de convección tradicional que se tiene en la actualidad y ellos desarrollan en su estudio. A continuación, se realiza una exposición de los puntos fuertes de esta metodología junto con qué grado de confianza se le puede dar a estos resultados para concluir con las líneas futuras de investigación que podrían seguirse en el desarrollo e implementación de estos sistemas de refrigeración líquida. 6.1. Comparación de resultados con sistemas convectivos tradicionales En primer lugar, se recopila el comportamiento térmico de la electrónica en los casos más desfavorables para comparar el sistema tradicional, el alternativo y el alternativo en sus límites de funcionamiento: Figura 6-1. Comparación del comportamiento de las diferentes tecnologías aplicadas al PDP E Las cosas difíciles requieren un largo tiempo, las cosas imposibles un poco más - André A. Jackson - 96 Como bien se puede observar, el comportamiento de la refrigeración tradicional llega a tener problemas con la temperatura relativa tanto en el chasis de la carcasa como con el Power Distribution Panel, de ahí el estudio “Thermal Management Study of Avionics Equipment”. Sin embargo, la refrigeración líquida, no solo no tiene ningún problema con la situación actual, si no que permite alcanzar casi 10 veces la potencia disipada y permite que los elementos del panel puedan trabajar un máximo de 92.23ºC, cuando por convección alcanza los 188.9ºC en el caso más desfavorable. Esto, además de ceñirse a los requerimientos, permite que el estrés térmico que sufre la electrónica sea mucho menor, lo que resultará en mejoras de rendimiento y de respuesta del panel. Supone, por tanto, una mejora relevante. Por otro lado, la distribución de la temperatura de la carcasa es especialmente reseñable debido al comportamiento cualitativo similar que tienen ambos estudios: Figura 6-2. Distribución T [ºC] a 0 m para refrigeración tradicional [8] Figura 6-3. Distribución T [K] a 0 m para los límites de la refrigeración alternativa La disposición de los diodos cercanos a la carcasa unido a que sus pérdidas de calor son las segundas más elevadas hacen que la zona más problemática en términos de temperatura para ambos sistemas sea en su cercanía. Podría ser interesante estudiar el reposicionamiento de dicha electrónica en otros puntos más alejados de la pared, tanto para la refrigeración con ventiladores como con dieléctrico. Aunque por ahora todo se traduce en comportamientos similares, sí que es necesario destacar que la mayor diferencia que se podía apreciar en la Figura 6-1 se daba precisamente en el Power Distribution Panel, en esta ocasión sí que existen diferencias a nivel cualitativo del comportamiento: Figura 6-4. Distribución T [cualitativo] a 1000 m para refrigeración tradicional [8] Figura 6-5. Distribución T [K] a 0 m para los límites de la refrigeración alternativa El comportamiento del PDP en las zonas que pierden calor parece que de acuerdo con el modelo empleado por K. Tulasi, A. Vinutha y Ch. Venkata Anvesh en su estudio no es uniforme. Sería interesante poder conseguir o bien el modelo que han utilizado, o la naturaleza de cada microcomponente electrónico para así poder desarrollar un modelo más cercano a la realidad. Se recuerda que la no uniformidad de flujos de calor en este estudio se implementa en los diferentes elementos electrónicos, pero no dentro de los propios elementos en sí 97 mismos. Inicialmente, el sistema podría llegar a gestionar cambios relevantes vistos los márgenes respecto a los límites, es por ello por lo que la verdadera importancia se encontraría en poder determinar los límites del calor máximo que podrá desalojar el dieléctrico en vez del 950%. 6.2. Pros y contras del sistema de refrigeración líquida Resulta evidente que a nivel térmico el sistema con líquido se comporta notablemente mejor, pero estos no son las únicas ventajas que conllevaría el uso de este sistema: • Reducción del sangrado del motor. Al tratarse de un sistema autónomo que no depende de un ventilador externo, no es necesario sangrar aire al motor del avión, lo que implica una mejora del rendimiento final en el funcionamiento de este, entendido el rendimiento como la potencia entregada para la propulsión. Además, el peso del ventilador y las tuberías que sean necesarias para la alimentación del ventilador se ahorran con la nueva configuración. • Disminución de cargas eléctricas. Por la misma razón de tratarse de un sistema autónomo, tampoco necesita de alimentación eléctrica para su refrigeración, esto permite que disminuya el peso del cableado necesario, las cargas a los transformadores, baterías… y disminuye, aunque ligeramente, la carga total de la electricidad que hay que gestionar en la aeronave. • Sistema de la PDU sellado. La arquitectura del sistema es una arquitectura sellada donde nada entra del exterior. Esto es extremadamente positivo porque disminuye el mantenimiento de posibles “microcuerpos” que puedan introducirse al interior de la carcasa y que queden depositados en el fondo cuando ésta es soplada por un ventilador. • Respetuoso con el medioambiente. El Fabricante 3M, además de tener el certificado de buenas prácticas (GMP), también tiene el certificado para el Novec7700 como un líquido respetuoso con el medioambiente. Entre los valores que permiten que sea catalogado como tal es [20]: o Su índice ODP (Ozone Deplation Potencial o Potencial de Agotamiento de la capa de Ozono) es estrictamente 0.0 por lo que no tiene impacto negativo en ella. o Su índice GWP (Global Warming Potencial o Potencial de Calentamiento Global) es de 420, es decir, 420 kg de Novec 7700 tiene el impacto equivalente de 1 kg de CO2. Para poner este dato más en contexto, el metano tiene un valor de 25, por lo que el Novec7700 lo tiene muy alto. o Calificado como NOAEL (sin efectos tóxicos en humanos) con estudios para contacto con la piel de 28 días ininterrumpidos o para su inhalación (1000 ppm) durante 5 días, 6 horas cada día, se concluye que tiene un comportamiento inocuo en humanos. • No inflamable. Es un líquido no inflamable. Si bien los beneficios son importantes, también hay que tener en cuenta los contras: • Peso extra. El nuevo sistema también supone añadir peso a la aeronave. Por un lado, el líquido necesario son unos 2.375L (4.24 kg) y cada heat pipe supone 128,14 g (siendo un total de 0.768 kg), lo que en conjunto suponen 5.04 kg. Aunque supone peso extra, sería interesante poder conocer mejor el avión donde se llegaría a implementar para que, conociendo su arquitectura eléctrica y neumática, se pueda calcular cuanto peso se puede ahorrar en cableado y tuberías para el sistema autónomo de refrigeración. • Costes de los materiales. Dependiendo de las cantidades que se compren y el proveedor que se escoja en el caso de las heat pipes, se pueden tener valores diferentes. El precio del dieléctrico se sitúa en torno a los 100€/kg y el precio de unas heat pipes como las que se han diseñado se sitúan en unos 40€/unidad [27]. En base a estos números al por menor se pueden estimar unos costes 600-800€. • Espacio extra. El sistema precisa de 3 centímetros extras en altura para que la electrónica se sumerja por completo además de un posicionamiento adecuado que deje libre la zona superior para las heat pipes. 98 6.3. Futuras líneas de desarrollo En base a los resultados obtenidos, parece que si la filosofía del MEA sigue el camino que lleva, implementar este nuevo tipo de sistemas de refrigeración va a pasar de ser una opción a ser una necesidad por lo que resultaría interesante poder estudiar más en profundidad ciertas ramas relativas a la implementación de la refrigeración líquida en el avión: • Diseño de las heat pipes. En el diseño que se ha llevado a cabo el limitante han resultado ser las heat pipes por lo que resultaría interesante poder estudiar el uso de otras heat pipes. Actualmente, al tratarse de una tecnología para tener las nuevas generaciones de heat pipes, permiten gestionar mayores potencias: Tabla 6-1. Potencia gestionada por heat pipes tradicionales [15] Tabla 6-2. Potencia gestionada por heat pipes de nueva generación [15] Además, esta gestión de potencia no conlleva grandes cambios en su comportamiento con ΔT: Figura 6-6. Potencia vs ΔT en heat pipes tradicionales [15] Figura 6-7. Potencia vs ΔT en heat pipes de nueva generación [15] El uso de estas heat pipes podría dar lugar a mejores resultados del sistema. También estas últimas figuras validan los resultados obtenidos para las heat pipes, pues se tenían unos 10ºC de ΔT para gestionar más de 200 W (caso extremo) y entorno a 1ºC de ΔT para la gestión de en torno a 20 W. • Gestión de condición de no verticalidad y otros tramos de vuelo. Los estudios se han realizado con la hipótesis de que el avión iba en un crucero sin aceleraciones (más allá de la gravedad) con las heat pipes perfectamente verticales. Teniendo en cuenta la Figura 5-2, se recuerda el cambio de rendimiento cuando estas dejan de estar en vertical por lo que sería interesante su estudio en descensos, subidas y virajes en los que cambie la orientación y/o existan aceleraciones. También es necesario saber cómo se va a comportar el dieléctrico pues, al tratarse de un líquido de alta densidad comparado con los gases, el cambio de la orientación tendrá un impacto relevante en él. En función de la Figura 5-59. Isosuperficie de fase líquida al 75% para el caso extremo, podría ser necesario aumentar la altura del chasis del equipo para que fuera cubierto en su totalidad o una reorganización interior de la electrónica para aprovechar mejor los espacios vacíos y alejar los diodos de las paredes: 99 Figura 6-8. Isosuperficie de fase líquida al 50% en el caso extremo para cobertura total de la electrónica Figura 6-9. Distribución T[K] de la carcasa en el caso extremo remarcando el máximo en la zona de los diodos • Otros diseños. Si bien en la presentación de tecnologías de refrigeración se habló de las aletas, en el diseño estudiado no fueron implementadas. Podría ser interesante que, de cara a futuro, nuevos diseños las pudieran contemplar llegando a desarrollar sistemas como los de Figura 3-11. Heat pipes con aletas . • Normativa. En el contexto de testear nuevos sistemas y tecnologías, la industria aeronáutica siempre se ha tratado de un sector extremadamente conservador debido a los grandes impactos que pueden suponer fallos en sistemas embarcados. Por ello, realizar un estudio de la normativa vigente y criterios a nivel legal que deben cumplir los sistemas, debe ser una máxima en las líneas de desarrollo. De la mano del estudio de la normativa, podría llegar a ser hasta viable continuar el desarrollo de este sistema para la aviación en un nuevo Trabajo de Fin de Máster que, basándose en la normativa, desarrollara pruebas funcionales para su testeo y su potencial integración en una aeronave. Se concluye de esta manera que, desde un punto de vista térmico del sistema de refrigeración, los resultados que se han obtenidos son excepcionalmente positivos hasta tal punto que darían pie a la continuación de su investigación y desarrollo tanto técnico como legal. Personalmente, considero que, si a nivel estructural nos encontramos estancados, nos vemos obligados a desarrollar la aviónica y para ello será necesario investigar nuevos caminos que hasta el momento podían pensarse hasta descabellados, ¿será la refrigeración líquida uno de los buenos? Pues yo concluyo que ojalá, que aún queda mucho por andar y descubrir pero que los ingenieros al fin y al cabo estamos para esto, para ingeniar. 100 REFERENCIAS [1] R. Cabaco López, Apuntes de "Diseño Estructural de Aeronaves" del Máster en Ingeniería Aeronáutica, Universidad de Sevilla, 2022. [2] M. Á. Martín Prats, Apuntes de "Aviónica y Sistemas de ayuda a la Navegación" del Grado de Ingeniería Aeroespacial, Universidad de Sevilla, 2018. [3] A. Romero Valenzuela, Apuntes de "Tráfico Aéreo Avanzado" del Máster en Ingeniería Aeronáutica, Universidad de Sevilla, 2022. [4] J. M. Picón Tagua y F. R. Gavilán Jiménez, Apuntes de "Sistemas de Aeronaves" del Grado de Ingeniería Aeroespacial, Sevilla: Universidad de Sevilla, 2018. [5] E.A.S.A, «https://www.easa.europa.eu/,» 13 Diciembre 2019. [En línea]. Available: https://www.easa.europa.eu/downloads/7641/en. [Último acceso: 30 julio 2022]. [6] Electronics Tutorials, «Electronics Tutorial,» 2022. [En línea]. Available: https://www.electronicstutorials.ws/power/solid-state-relay.html. [Último acceso: 2 agosto 2022]. [7] Collins Aeroerospace, [En línea]. Available: http://www.collinsaerospace.com/. [Último acceso: 2 agosto 2022]. [8] K. Tulasi Padmavathi, A. Vinutha y C. Venkata, «Thermal Management Study of Avionics Equipment,» International Journal & Magazine of Engineering, vol. 5, nº 9, pp. 71-80. [9] R. Rundquist, «Vertiv™ Architects of Continuty™,» 15 julio 2019. [En línea]. Available: https://www.vertiv.com/. [Último acceso: 2 agosto 2022]. [10] A. Molina-Cristóbal, X. Chen, M. D. Guenov, A. Riaz y A. S.J. van Heerden, Interactive Uncertainty Allocation and Trade-off at Earlystage Aircraft Computational Design, Cranfield, Bedfordshire, MK43 0AL, United Kingdom: Cranfield University, 2018. [11] J. A. Iranzo Paricio, Apuntes de "Transmisión de Calor" del Máster en Ingeniería Aeronáutica, Universidad de Sevilla, 2022. [12] Siemens, «Frontloading design decisions for avionics cooling systems,» [En línea]. Available: https://www.plm.automation.siemens.com/global/en/webinar/avionics-cooling-systems/70962. [Último acceso: 10 agosto 2022]. [13] M. Maldonado, «Análisis de un heat pipe cargado con H134A a tres distintas presiones operando en el rango 30-70ºC,» Revista Ingeniería Primero, pp. 85-101, agosto 2010. [14] L. L. Vasiliev, «Heat Pipe in Modern Heat Exchangers,» Science Direct - Applied Thermal Engineering 101 2005, pp. 1-19, 13 junio 2003. [15] Celsia, «Celsia Inc.,» [En línea]. Available: https://celsiainc.com/heat-sink-blog/heat-pipe-heat-sinkdesign/. [Último acceso: 10 agosto 2022]. [16] M. A. Brito y E. N. Zapico, «Modelo Matemático de un "Heat Pipe" aplicable al sistema de control de un nanosatélite,» Mecánica Computacional, vol. XXXI, pp. 2879-2894, 2012. [17] A. Romea Torralba, Análisis de sistemas Heat Pipe para células AMTEC y su aplicación en centrales termosolares, Universidad de Zaragoza, junio 2013. [18] Universidad Rey Juan Carlos, Apuntes de "Transmisión de calor con cambio de fase", Departamento de Ingeniería Térmica, 2014. [19] Hmong, «www.hmong.es,» [En línea]. Available: https://hmong.es/wiki/Liquid_dielectric. [Último acceso: agosto 2022]. [20] 3M™, «Aplicaciones de transferencia térmica con los fluidos especiales de 3M™ Novec™,» Madrid, octubre, 2017. [21] A. Bar-Cohen, «Thermal Design of Immersion Cooling Modules for Electronic Components,» Heat Transfer Engineering, pp. 35-50, 1983. [22] J. M. Ramírez Ruiz y J. I. Lorenzo Díaz, Trabajo de "Diseño de Motores a Reacción" del Máster en Ingeniería Aeronáutica, Universidad de Sevilla, 2021. [23] J. M. Ramírez Ruiz, A. M. Sánchez González y C. Gutiérrez Portilla, Trabajo de "Diseño de Turbomáquinas", Universidad de Sevilla, 2022. [24] S. Wasserman, «engineering.com,» 22 noviembre 2016. [En línea]. Available: https://www.engineering.com/story/choosing-the-right-turbulence-model-for-your-cfd-simulation. [Último acceso: 9 agosto 2022]. [25] L. Anatoliy y K. Polina, «Effect of the flow velocity on bubble boiling characteristics,» de E3S Web of Conferences 128, 2019. [26] W. Lee y G. Son, «Numerical Simulation of Bubble Growth and Heat Transfer during Flow Boiling in a Surface-Modified Microchannel,» Heat Transfer Engineering, 2013. [27] Pioneer Thermal, «Pioneer Thermal,» [En línea]. Available: https://www.heatsinksmfg.com/. [Último acceso: 25 noviembre 2022].