Operación de un turbofán de flujos no mezclados con combustibles alternativos en estado criogénico

Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Operación de un turbofán de flujos no mezclados con combustibles alternativos en estado criogénico Autor: Luis Manuel Benito Cárdeno Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2024 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Operación de un turbofán de flujos no mezclados con combustibles alternativos en estado criogénico Autor: Luis Manuel Benito Cárdeno Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar Catedrático de Universidad Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2024 Trabajo Fin de Grado: Operación de un turbofán de flujos no mezclados con combustibles alternativos en estado criogénico Autor: Luis Manuel Benito Cárdeno Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Agradecimientos E n primer lugar, me gustaría agradecer a mis padres, Manuel y María, por todo lo que habéis hecho para darme una buena educación. Gracias por vuestro apoyo, por vuestro trabajo diario y por cuidarme cada día. Todo lo que yo consiga, también será mérito vuestro. Gracias a mi hermana mayor, María, por cuidarme, por animarme y por hacerme reír cada día. Gracias a mi compañera Judith, quien confió en mí desde el primer día que entré en la carrera, por animarme a dar lo mejor de mí cada día y por cuidarme tanto. Gracias a mis abuelas, Carmen e Isidora. Qué afortunado me siento de ser vuestro nieto. Os quiero mucho y perdón a todos por todo el tiempo que os he quitado. Gracias a mis compañeros Marco, Miguel y Pedro. Ha sido un enorme placer ser vuestro compañero durante estos años, sois el mejor regalo que me llevo. Y, por último, gracias a mi tutor Francisco, quien me dio la oportunidad de realizar este proyecto. Gracias por todos tus consejos por guiarme y por demostrarme lo que uno puede ser capaz de hacer. Luis Manuel Benito Cárdeno Sevilla, 2024 I Resumen E l objetivo de este proyecto es explorar la viabilidad del uso de combustibles alternativos y limpios en comparación con el tradicional Jet A o queroseno utilizado en las aeronaves de corto alcance. En particular, se centrará en el uso del hidrógeno líquido a -253ºC en el Airbus A320, el avión comercial más utilizado en la actualidad, cuya familia supera las 15.200 unidades vendidas hasta 2019 [1]. Este estudio se basará en el modelo aerodinámico del avión y en un modelo de motor específico, el mapa de rendimiento del motor turbofán RB211 de Rolls-Royce. Utilizando estos modelos, se desarrollará el perfil de vuelo típico del A320 y se analizará el consumo de combustible y otros parámetros relevantes en comparación con un A320 estándar. Luego, se investigará la viabilidad de integrar el uso de hidrógeno líquido criogenizado, teniendo en cuenta aspectos como el diseño y número de depósitos necesarios, los materiales de fabricación óptimos, así como los efectos aerodinámicos y consideraciones de transferencia de calor asociadas. Se espera que este estudio arroje resultados que demuestren los efectos y la viabilidad de esta modificación en el funcionamiento del Airbus A320. III XÍndice 4.3 Modelo de polar 19 5 Análisis del perfil de vuelo de la aeronave 21 5.1 Ecuaciones generales de la mecánica del vuelo 21 5.1.1 Vuelo simétrico 22 Vuelo simétrico en un plano vertical 23 5.2 Descripción del perfil de vuelo típico del A320 23 5.2.1 Despegue 24 5.2.2 Subida 24 5.2.3 Crucero 24 5.2.4 Descenso 25 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 25 5.3.1 Despegue 25 Recorrido en tierra 27 Recorrido en el aire 28 Resultados 29 5.3.2 Ascenso 30 5.3.3 Crucero 33 5.3.4 Descenso y aproximación controlada 35 5.3.5 Resultados generales 38 6 Elección del combustible 41 6.1 Amoniaco 41 6.2 Hidrógeno líquido 42 7 Diseño de los depósitos 45 7.1 Bases para el diseño de los depósitos 45 7.2 Ubicación 47 7.2.1 Depósitos en el interior de las alas 47 7.2.2 Bodega del avión 49 7.2.3 Depósito bajo las alas 50 7.3 Efecto en la aerodinámica 52 7.4 Materiales 57 7.4.1 Consideraciones estructurales 57 7.4.2 Aleación aluminio-magnesio 59 Ventajas 59 Desventajas 59 Depósitos en el interior de las alas 60 Depósitos bajo las alas 60 7.4.3 Acero inoxidable 60 Ventajas 60 Desventajas 60 Depósitos en el interior de las alas 61 Depósitos bajo las alas 61 7.4.4 Titanio 61 Ventajas 61 Desventajas 62 Depósitos en el interior de las alas 62 Índice XI Depósitos bajo las alas 62 7.4.5 Comparación de resultados 62 7.4.6 Mención a los materiales compuestos 63 Ventajas 63 Desventajas 64 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 66 Coeficiente de película del aire exterior 68 Coeficiente de película del hidrógeno interior 70 7.5.1 Situación sin aislante 71 Resultados obtenidos 72 7.5.2 Situación ideal inicial 74 Resultados obtenidos 74 7.5.3 Situación ideal utilizando parte de la bodega 76 Resultados obtenidos 77 7.5.4 Situación usando aislantes térmicos 78 Dimensiones de los depósitos de la bodega. 78 Cálculo del nuevo coeficiente de película 79 8 Optimización de los resultados 85 8.1 Opción 1: Coeficientes de películas iniciales y mejora de tanques 85 8.1.1 Diagrama de bloques representativo 89 8.2 Opción 2: Coeficientes de películas nuevos y mejora de tanques 89 8.2.1 Cálculo de los nuevos coeficientes de película y modificaciones asociadas 90 Depósitos exteriores 90 Depósitos en la bodega 90 8.2.2 Diagrama de bloques representativo 96 8.3 Opción 3: Aumentar el asilamiento de los depósitos exteriores 97 8.3.1 Desarrollo de la nueva configuración 97 8.3.2 Diagrama de bloques representativo 99 8.4 Opción 4: Mejorar la aislación térmica en general y el diseño mecánico de los depósitos 101 8.4.1 Desarrollo de los depósitos exteriores 101 8.4.2 Desarrollo de los depósitos interiores 101 8.4.3 Desarrollo de los depósitos de la bodega 101 8.4.4 Diagrama de bloques representativo 105 9 Aplicaciones 107 9.1 Resultados en función de la configuración de depósitos 107 10 Resultados obtenidos 111 10.1 Discusión de los resultados obtenidos 111 10.2 Nuevo perfil de vuelo 113 10.3 Futuro del hidrógeno líquido como combustible 115 11 Conclusión 117 12 Líneas futuras de investigación 119 Apéndice A Modelo de atmósfera 121 A.1 Troposfera 121 XII Índice A.2 Parte baja de la estratosfera 122 A.3 Representación gráfica del modelo de atmósfera 122 Índice de Figuras 125 Índice de Tablas 129 Bibliografía 131 Notación θTemperatura atmosférica (K) θ0Temperatura a nivel del mar (K) αT Gradiente de temperatura con la altitud (6.5 ×10−3 K/km) h Altitud (km) p Presión (Pa) p0Presión a nivel del mar (Pa) R Constante de los gases ideales (287.05 J/(kg·K)) µViscosidad (Pa·s) µ0Viscosidad a nivel del mar (Pa·s) θ11 Temperatura en la tropopausa (K) g Gravedad (9.8m/s2) p11 Presión en la tropopausa (Pa) ρDensidad (kg/m3) ρ0Densidad a nivel del mar (kg/m3) ρ11 Densidad en la tropopausa (kg/m3) TMAX Empuje máximo (N) T Empuje (N) δTPosición de palanca γCoeficiente adiabático M Mach CDCoeficiente de resistencia CD0Coeficiente de resistencia parasitaria CLCoeficiente de sustentación K2Coeficiente de resistencia inducida x Distancia horizontal (m) y Distancia vertical (m) t Tiempo (s) v Velocidad (m/s) m Masa (kg) D Resistencia aerodinámica (N) L Sustentación (N) c Consumo (kg/s) µrCoeficiente de fricción N Fuerza normal (N) XIII XIV Notación γÁngulo de subida (º/rad) χRumbo (º/rad) ˙ γVelocidad de giro (rad/s) σLTensión longitudinal (MPa) σTTensión transversal (MPa) t Espesor (m) r Radio (m) d Diámetro σV M Tensión equivalente de Von Mises V Volumen (m3) Q Fuerza lateral (N) β Ángulo de resbalamiento, ángulo formado por el vector velocidad con el plano de simetría (º) εÁngulo de ataque del empuje (º) νÁngulo de resvalamiento del empuje (º) 1 Introducción A ctualmente la aviación comercial es responsable de aproximadamente el 2% de las emisiones globales de dióxido de carbono (CO 2 ) procedentes de la actividad humana [2]. Esto equivale a alrededor de 175 gramos de CO 2 emitidos por pasajero por kilómetro, lo que supera significativamente las emisiones de un automóvil durante varios meses, comparado con un vuelo de ida y vuelta desde Nueva York. Además del CO 2 , la aviación también emite otros gases de efecto invernadero, como metano y óxidos de nitrógeno, lo que contribuye al deterioro de la calidad del aire y al cambio climático. Ante este panorama, la industria aeronáutica se encuentra en la búsqueda de soluciones para reducir su impacto ambiental, que van desde el desarrollo de aviones más eficientes hasta la implementación de programas de compensación de carbono. Además, tanto la Unión Europea como España tienen como objetivo alcanzar la neutralidad de carbono para 2050 [3], lo que podría implicar restricciones adicionales a los vuelos de corta distancia. En este contexto, surge la necesidad de adoptar combustibles más limpios, como el hidrógeno, cuya combustión no produce emisiones de CO 2 , sino solo vapor de agua. El uso de hidrógeno no solo contribuiría a mitigar el impacto ambiental y mejorar la calidad del aire, sino que también ofrece ventajas adicionales, como la capacidad de los aviones para alcanzar mayores altitudes de vuelo, lo que se traduce en un menor consumo de combustible y una menor emisión de vapor de agua. Además, los motores de hidrógeno son más silenciosos que los de queroseno [4], lo que podría reducir la contaminación acústica en y alrededor de los aeropuertos, facilitando su expansión. Por otra parte, la Unión Europea ha destinado fondos para el desarrollo de proyectos de hidrógeno verde en toda Europa [5], lo que podría reducir la dependencia de Europa de los países productores de petróleo y mitigar la vulnerabilidad a las fluctuaciones del precio del petróleo. Esto podría impulsar la creación y mejora de la industria a nivel europeo. Para abordar esta necesidad y evaluar la viabilidad del uso de hidrógeno en la aviación, este estudio se basará en el modelo aerodinámico del Airbus A320 y en el mapa de rendimiento del motor turbofán RB211 de Rolls-Royce. Utilizando estos modelos, se desarrollará un perfil de vuelo típico y se analizará el consumo de combustible y otros parámetros en comparación con un A320 estándar. Además, se investigará la viabilidad de integrar el uso de hidrógeno líquido criogenizado, considerando aspectos como el diseño y número de depósitos necesarios, los materiales de fabricación, así como los efectos aerodinámicos y consideraciones de transferencia de calor. Con todo esto, se espera que este estudio proporcione información valiosa sobre las modificaciones necesarias en el A320 para que funcione con hidrógeno líquido, sentando las bases para 1 2Capítulo 1. Introducción futuras investigaciones y desarrollo en esta área. Los resultados de este estudio podrían contribuir significativamente a la viabilidad del hidrógeno líquido como una alternativa sostenible y eficiente para la propulsión de aeronaves, reduciendo las emisiones de CO 2 y abriendo nuevas posibilidades para un futuro más ecológico en la aviación. 2 Estado del arte L a aviación, a pesar de su importancia para la economía global, se enfrenta a un desafío crucial: reducir su impacto ambiental. Las emisiones de gases de efecto invernadero (GEI) de la aviación son significativas y contribuyen al cambio climático. En este contexto, el hidrógeno (H 2 ) ha surgido como una alternativa prometedora a los combustibles fósiles tradicionales. Este elemento ofrece una densidad energética por unidad de masa sin igual, además de emisiones cero durante el vuelo, alineándose con los objetivos de descarbonización establecidos por organismos internacionales como la IATA para el 2050 [3]. 2.1 Revisión de la literatura: Profundizando en las propiedades y tecnologías 2.1.1 Propiedades del hidrógeno como combustible: • Densisdad energética: El hidrógeno tiene una densidad energética de 120 MJ/kg, superando ampliamente los 43 MJ/kg del queroseno. Esto implica que, para generar la misma cantidad de energía, un avión que use hidrógeno necesitaría menos masa de combustible, lo que se traduce en una mayor autonomía de vuelo para una misma masa de combustible en comparación con el queroseno, o en una menor cantidad de combustible necesario para una misma misión. •Almacenamiento: El hidrógeno puede almacenarse en dos formas principales: – Líquido: A temperaturas criogénicas (-253°C), el hidrógeno se vuelve líquido, reduciendo su volumen en un factor de 800. Esto lo hace más manejable para su transporte y almacenamiento, pero requiere tanques criogénicos especiales, que deben ser diseñados para minimizar pérdidas por evaporación. – Gaseoso: A temperatura ambiente, el hidrógeno se encuentra en estado gaseoso. Si bien ocupa más volumen, su almacenamiento es menos complejo que el del hidrógeno líquido, aunque requiere compresión a altas presiones, lo que plantea desafíos de seguridad y peso estructural en los tanques. 2.1.2 Tecnologías de propulsión de hidrógeno: Motores y pilas • Motores de combustión interna (MCI): Funcionan de manera similar a los motores de gasolina actuales, pero utilizando hidrógeno como combustible. La combustión del hidrógeno genera empuje mecánico que impulsa el avión. Aunque son una tecnología más madura, enfrentan retos en la eficiencia y manejo de las emisiones de NOx. • Pilas de combustible: Estas unidades convierten la energía química del hidrógeno en electricidad a través de una reacción electroquímica. La electricidad generada alimenta motores 3 4Capítulo 2. Estado del arte eléctricos que propulsan el avión. Las pilas de combustible ofrecen una mayor eficiencia que los MCI y no generan emisiones, solo agua como producto residual. La tecnología de pilas de combustible está en constante desarrollo, con mejoras en durabilidad y reducción de costes siendo áreas clave de investigación. • Motores a reacción de hidrógeno: Actualmente se están llevando a acabo proyectos para desarrollar motores a reacción de hidrógeno para eliminar los gases de efecto invernadero de la aviación, como la prueba entre Rolls-Royce y la aerolínea easyJet [6]. 2.1.3 Avances en el uso del hidrógneo en la aviación. Desde la década de los 90 se están realizando investigaciones sobre el uso de hidrógeno líquido en la aviación. La empresa aeronáutica rusa Túpolev marcó un hito en 1989 con el vuelo inaugural del prototipo Tu-155, la primera aeronave experimental del mundo propulsada por hidrógeno líquido. Posteriormente, en 2002, la Unión Europea encargó un estudio de viabilidad sobre el uso de hidrógeno como combustible a Airbus y otras 34 empresas del sector, conocido como CRYOPLANE, cuyas conclusiones se entregaron en 2003. Más adelante, en 2010, el Rapid 200-FC realizó seis vuelos de prueba, siendo el primer avión alimentado por hidrógeno en forma gaseosa. Por útlimo, Airbus informó en 2020 que había iniciado un proyecto para crear aviones de hidrógeno comerciales llamado ZEROe. [7]. Actualmente, existen fabricantes aeronáuticos que han desarrollado prototipos de aviones que funcionan con hidrógeno líquido o gaseoso. Algunos ejemplos notables incluyen: • DLR H 2 Fly: Un avión experimental que alcanzó una velocidad de 193 km/h en 2019 utilizando hidrógeno líquido para alimentar un motor eléctrico [8]. Figura 2.1 DLR H2Fly. • ZeroAvia HyFlyer2: Un avión bimotor de ocho plazas que completó con éxito su primer vuelo en 2020 [9] Figura 2.2 ZeroAvia HyFlyer2. • CRJ de ZeroAvia: Un avión regional que se está modificando para funcionar con hidrógeno y realizar su primer vuelo en 2027 [10]. 2.1 Revisión de la literatura: Profundizando en las propiedades y tecnologías 5 Figura 2.3 Prototipo del avión modificado. Por otro lado, acutalmente se están realizando investigaciones en diversas áreas para mejorar la viabilidad del hidrógeno en la aviación, incluyendo: • Desarrollo de materiales más ligeros y resistentes para la construcción de tanques de almacenamiento de hidrógeno. •Mejora de la eficiencia de los motores de hidrógeno y las pilas de combustible. • Reducción de los costes de las tecnologías de hidrógeno, especialmente en la producción de hidrógeno verde mediante electrólisis alimentada por energías renovables. Por último, también se están desarrollando infraestructuras de almacenamiento y distribución de hidrógeno para el transporte pesado. Por ejemplo, el proyecto HyTruck en Alemania quiere impulsar el hidrógeno en el transporte de mercancías en Alemania. Por ello se pretende instalar una red de estaciones de repostaje [11]. En el último estudio, Europa tenía más de 230 hidrogeneras, de las cuales 101 están en Alemania [12]. Estos proyectos se pueden trasladar al sector de la aviación con el fin de conseguir esa deseada transición. 2.1.4 Desafíos para el uso del hidrógeno en la aviación: Obstáculos a superar • Almacenamiento: El almacenamiento de hidrógeno es uno de los principales desafíos. Los tanques criogénicos para hidrógeno líquido son voluminosos y pesados, lo que puede afectar negativamente la capacidad de carga y el rendimiento del avión. Además, la compresión de hidrógeno gaseoso a altas presiones implica consideraciones de seguridad significativas. •Infraestructura: Se necesita una red de estaciones de servicio de hidrógeno para abastecer a los aviones. La construcción de esta infraestructura requiere una inversión significativa y una colaboración entre gobiernos, empresas y organismos internacionales. Además, deben desarrollarse estándares globales para garantizar la seguridad y la eficiencia en el suministro de hidrógeno. • Costes: Los costes de producción y almacenamiento del hidrógeno aún son elevados en comparación con los combustibles fósiles. Es necesario continuar con la investigación y el desarrollo para reducir estos costes para acelerar la adopción de tecnologías de hidrógeno. • Peso: Es posible que los aviones que funcionen con hidrógeno necesiten ser más ligeros para compensar el peso del combustible y el de sus depósitos. Sin embargo todo dependerá de si se sobrepasa el MTOW característico de la aeronave. 2.1.5 Conclusión del estado del arte El hidrógeno se presenta como una alternativa viable y prometedora para la descarbonización de la aviación, gracias a sus ventajas en términos de densidad energética y emisiones cero. Sin embargo, 12 Capítulo 3. Aeronave elegida: A320 3.2.4 Configuraciones y variantes A pesar de que el estudio se va a realizar sobre el modelo A320-100, modelo original con una capacidad para entre 150 y 180 pasajeros en una configuraicón de cláse única o de dos clases; la familia A320 comprende más modelos [13]: • A320-200: Una versión alargada del A320-100, con capacidad para entre 170 y 210 pasajeros. • A320neo: La variante más reciente del A320, que incorpora nuevos motores y otras mejoras que la hacen más eficiente en combustible y con mayor alcance. El A320neo está disponible en dos modelos: A320neo y A321neo. Además de estos modelos principales, hay varias variantes del A320 diseñadas para necesidades específicas: • A320 ACJ: Una versión corporativa del A320, configurada para transporte privado o de negocios. • A320 Freighter: Una versión carguera del A320, diseñada para el transporte de carga aérea. • A320 Militar: Una versión militar del A320, utilizada para transporte de tropas y carga militar. Cada variante del A320 tiene sus propias características y capacidades específicas. 4 Modelos aeronáuticos utilizados D ado que posteriormente se implementarán las ecuaciones de la mecánica del vuelo de la aeronave para simular todas las actuaciones de la misma, es necesario contar con una serie de modelos que representen el entorno de la aeronave y la propulsión de la misma. De esa forma, partiendo de que se conoce el modelo de atmósfera detallado en el apéndice, se describirá el modelo propulsivo y aerodinámico utilizados para este estudio. 4.1 Modelo propulsivo En primer lugar, se necesita un modelo propulsivo que permita determinar el máximo empuje disponible de la planta de potencia. Para ello, se utilizará el modelo propulsivo de Mattingly [20], el cual proporciona dicho empuje máximo disponible, que depende tanto de la altitud de vuelo como de la velocidad a la que se vuele. De ese modo, la ecuación que caracteriza a este modelo sería: TMAX =δTTSL 1+γ−1 2M2γ γ−11,00 −0,49√Mρ ρSL (4.1) En las siguientes dos gráficas puede observarse cómo la variación de la velocidad de vuelo afecta al empuje máximo disponible a una cota de vuelo fijada y el efecto de la variación de la altitud de vuelo para una velocidad de vuelo fijada: Figura 4.1 Modelo de Empuje. 13 14 Capítulo 4. Modelos aeronáuticos utilizados Como se observa, a medida que aumenta la altitud, disminuye el empuje máximo disponible debido a la disminución de la densidad atmosférica. Por otro lado, se aprecia un comportamiento cuasi parabólico del empuje disponible con respecto la velocidad de vuelo. De manera similar, el modelo del consumo específico (Thrust Specific Fuel Consumption - TSFC) en vuelo empleado viene definido nuevamente por Mattingly y simplificado por Miele [20], dependiendo del tipo de derivación del motor. Así: cTSFC =cSL (1,0+1,2M)√θ(4.2) cTSFC =cSL (1,0+0,33M)√θ(4.3) cTSFC =cSL (1,0+0,16875M)√θ(4.4) De entre estas expresiones, la primera ecuación corresponde a motores turbofán de alta derivación, mientras que las otras dos se aplican a los motores de baja derivación. La primera de estas dos últimas está asociada a la potencia militar, mientras que la segunda se relaciona con la potencia máxima. Al igual que sucede con el empuje, se observa que el consumo específico depende tanto de la velocidad de vuelo como de la altitud. En general, se considera que un motor de avión tiene una alta derivación cuando ésta supera el valor numérico de 8. En este contexto, es verdad que los motores de alta derivación ofrecen varias ventajas, como mayor eficiencia de combustible y por tanto menores emisiones y menor ruido; sin embargo, también tiene algunas desventajas, como un mayor peso y por tanto una menor relación empuje-peso. En esta situación, el motor CFM56, que es el que impulsa al Airbus A320, como tiene una relación de derivación de aproximadamente 6 [21], puede estimarse como un turbofán de relación de derivación media. Por esa misma razón, se utilizará una expresión que busca ser un punto medio de las situaciones anteriores: cTSFC =cSL (1,0+0,684375M)√θ(4.5) En las siguientes dos gráficas se ilustra como afecta la variación de la velocidad de vuelo al consumo manteniendo la altitud de vuelo, y el efecto de la variación de la cota de vuelo para una velocidad de vuelo fijada al consumo: 4.2 Modelo motor 15 Figura 4.2 Modelo de Consumo. Como es lógico, puede verse que a mayor velocidad de vuelo mayor sería el consumo específico de los motores. Por otro lado, puede verse en la gráfica de la derecha el porqué las aerolíneas están interesadas en volar a la mayor cota de vuelo posible, ya que el consumo específico disminuye hasta la tropopausa, punto a partir del cual el consumo permanece constante. 4.2 Modelo motor En este estudio, se considerará un modelo de motor que permita simular con el funcionamiento de la planta de potencia de la aeronave. En este sentido, en lugar de emplear un consumo específico constante para todo el perfil de vuelo, se optará por una aproximación más detallada y realista. Para ello, se utilizarán como base los mapas de funcionamiento del motor RB211 de Rolls-Royce, que reflejan de manera fiel el comportamiento del motor en diversas condiciones de operación (0ft y 30.000ft), siendo estos la aproximación más real que se puede tener académicamente. Dado que los aviones A320 están equipados con motores CFM International CFM56, será necesario realizar una extrapolación de los datos del RB211 para adecuarlos al contexto de los motores CFM56, incluyendo en este proceso un análisis del rendimiento entre ambos tipos de motores. 4.2.1 Validez para el hidrógeno Con el presente estudio se tiene como objetivo principal analizar la viabilidad del hidrógeno líquido como combustible alternativo para la aviación, centrándose en las modificaciones necesarias en la aeronave A320. Para segregar la investigación, se asumirá que el motor del A320 puede ser adaptado para funcionar con hidrógeno sin ningún problema, enfocando la investigación en las modificaciones requeridas en la estructura y sistemas de la aeronave. En la actualidad ya existen turbinas de gas que funcionan con hidrógeno, siendo el último ejemplo la turbina GT36 de Ansaldo Energía [22], la primera turbina de gas de clase H que opera con éxito con un 100% de hidrógeno. Su desarrollo demuestra la viabilidad técnica del uso del hidrógeno en la aviación, sentando las bases para su implementación en aeronaves comerciales. Cabe destacar que existen otros proyectos relevantes en el desarrollo de turbinas de gas con hidrógeno, como la iniciativa HyFlexPower de Siemens Energy [23]. 16 Capítulo 4. Modelos aeronáuticos utilizados 4.2.2 Motor Rolls-Royce RB211 Información básica El Rolls-Royce RB211 es una familia de motores turbofán de alta derivación desarrollados por la empresa británica Rolls-Royce. Entró en servicio en 1972 y fue el primer motor de tres carretes en producción, convirtiéndolo en un hito de la aviación y sentando las bases para el desarrollo de motores de turbofán del futuro. Algunas de sus características principales serían: • Diseño de tres ejes: Fue el primer motor de tres ejes en producción, mejorando la eficiencia y el rendimiento. • Alto índice de derivación: Con un alto índice de derivación se tiene que una mayor cantidad de aire pasa alrededor del núcleo del motor en lugar de a través de él. Esto reduce la cantidad de energía necesaria para acelerar el aire que pasa a través del núcleo, con lo que se reduce el consumo específico de combustible. Sin embargo, al tener un alto índice de derivación se reduce el empuje específico. El RB211 se ha producido en varias variantes para diferentes aviones, incluyendo: Lockheed L-1011 TriStar, siendo el único motor que lo ha propulsado; B747, B757, B767 y en algunas variantes del avión comercial ruso Tupolev Tu-204. El RB211 fue retirado gradualmente del servicio en la década de 2000 y fue reemplazado por la familia de motores Rolls-Royce Trent [24]. Figura 4.3 Imagen del motor Rolls-Royce RB211. Mapas motor En este caso, se cuenta con dos mapas o gráficas que proporcionan información muy valiosa sobre el funcionamiento del motor. En ellas se representan cuatro parámetros fundamentales: velocidad de vuelo, revoluciones del motor, empuje que se está generando y consumo específico del mismo. La primera gráfica muestra el funcionamiento del motor a nivel del mar, mientras que la segunda corresponde a 30.000 pies. 4.2 Modelo motor 17 Figura 4.4 Mapas operativos del turbofán RB211. Los mapas presentados incluyen dos puntos adicionales en cada uno con el objetivo de ampliar su rango de utilidad. No obstante, para el presente estudio, resultaría más adecuado utilizar gráficos tridimensionales. Estos gráficos permitirían entrar con el empuje generado y la velocidad de vuelo para determinar el consumo de combustible correspondiente. De este modo, se obtendrían: Figura 4.5 Mapas operativos tridimensionales del turbofán RB211. Puede observarse, que a diferencia de los anteriores, estos ya no están representados en el sistema imperial. 4.2.3 Comparación turbofán CFM56 frente al RB211 Dado que los mapas motor del turbofán RB211 se utilizarán para el turbofán CFM56, es recomendable realizar previamente una breve comparación entre estos dos motores de avión. 18 Capítulo 4. Modelos aeronáuticos utilizados Tabla 4.1 Comparación de características entre CFM56 y RB211. Característica CFM56 RB211 Empuje 104,64-151,32 kN (23.524-34.018 lbf) 166-270 kN (37.400-60.600 lbf) Consumo específico de combustible (SFC) 60.77 kg/(kN·h) 77 kg/(kN·h) Peso 5.500-7.000 kg (12.100-15.400 lb) 6.000-8.000 kg (13.200-17.600 lb) Aplicaciones Familia Airbus A320, Familia Boeing 737 NG, Airbus A318 Lockheed L-1011 Tristar, Lockheed TriStar, Boeing 757 En primer lugar, el CFM56 tiene un menor empuje máximo que el RB211, con una reducción de alrededor del 40%. Sin embargo, también presenta un menor consumo específico, lo que lo convierte en un motor más eficiente en términos de combustible. Por otro lado, el CFM56 es más ligero que el RB211, lo que puede mejorar en general las actuaciones de la aeronave. Su peso seco ronda los 6.250kg, mientras que el el RB211 se encuentra en torno los 7.000kg. Esto implica una posible reducción de peso de 1.500kg para el avión completo, ya que se necesitan dos motores [21]. Hay otros puntos adicionales a tener en cuenta: • El CFM56 es más moderno que el RB211 e incorpora tecnología más avanzada, como el FADEC. Este sistema controla el motor para lograr un funcionamiento óptimo y el mejor rendimiento posible. • El CFM56 es más silencioso que el RB211, lo que contribuye a una menor contaminación acústica. En base a todo lo mencionado, se puede concluir que el CFM56 es un motor más moderno, más eficiente y más respetuoso con el medio ambiente que el RB211. 4.2.4 Aplicación al motor CFM56 Una vez digitalizados los mapas de funcionamiento del turbofán RB2111, habría que realizar lo mismo para el turbofán CFM56 considerando su empuje máximo y posibles mejoras en cuanto al rendimiento del consumo de combustible específico. Por esa misma razón, a pesar de que como molde se va a considerar el mismo mapa operativo, este se verá modificado para adaptarse a las características de este motor. En este contexto, será necesario implementar mejoras en el rendimineot del motor. Según Meier [25], el consumo específico de los motores del Airbus A320 en condiciones de crucero es de 0,596 lb/(lbf·h), lo que vendría siendo 60,77 g/(kN·s). Sin embargo, de los mapas operativos del motor RB211 se obtiene un consumo específico de 77 kg/(kN·h). Esto significa que el turbofán CFM56 tiene un consumo menor de un 21,09% que el RB211, lo que demuestra la eficiencia de los motores del A320. Con todo esto, el mapa operativo para este motor sería: 4.3 Modelo de polar 19 Figura 4.6 Mapas operativos tridimensionales del turbofán CFM56 actualizados. De esta manera, se puede realizar una comparativa entre el mapa operativo del turbofán CFM56 y el del RB211, que es el motor que realmente lo equipa: Figura 4.7 Comparación de los mapas operativos. Además de poder apreciarse que el motor turbofán CFM56 tiene un menor consumo específico, también puede verse que presenta una menor capacidad de empuje en comparación con el RB211. 4.3 Modelo de polar Para aplicar las ecuaciones de la mecánica del vuelo y estudiar las actuaciones de la aeronave, es necesario contar con un modelo de polar que represente la aerodinámica del avión. Este modelo permite calcular el coeficiente de resistencia a lo largo de toda la envolvente de vuelo, en función de las condiciones de vuelo y el coeficiente de sustentación. La polar está compuesta por dos partes principales: la resistencia parasitaria, debida al simple hecho de que el aire rodee la aeronave, y la resistencia inducida, relacionada con la sustentación generada. CD=CD0 +CD(L)(4.6) 20 Capítulo 4. Modelos aeronáuticos utilizados Aunque esta polar puede ser obtenida de forma aproximada a través de los planos del avión, calculando estimaciones de su superficie mojada y superficie alar, en este estudio se utilizará información obtenida de Base of Aircraft Data (BADA) [19] con respecto al Airbus A320. En consecuencia, se empleará una polar parabólica con coeficientes constantes, un enfoque más conservador y, por ende, más seguro. En este caso, los valores de los coeficientes para esta aeronave serían: CD0 =0,020025 yK2=0,029025. Gráficamente, se representa de la siguiente manera: CD=CD0 +K2C2 L(4.7) Figura 4.8 Representación gráfica de la polar aerodinámica. Se ha mencionado que este enfoque es más conservador y seguro porque, en realidad, existe un tercer coeficiente denominado K 1 , que también está asociado con el coeficiente de sustentación y es negativo. Esto resulta en una disminución de la resistencia aerodinámica en comparación con el caso anterior, en el que se utiliza una polar no compensada. De este modo, en esta situación se tendría: CD=CD0 +K1CL+K2C2 L(4.8) Figura 4.9 Polar no compensada y polar compensada [26]. 5 Análisis del perfil de vuelo de la aeronave E lsiguiente paso para la continuación de este proyecto sería analizar el perfil de vuelo de la aeronave, para así obtener todas las características del avión a lo largo de su perfil como la velocidad, la altitud, el empuje, el consumo de combustible o tasa de ascenso y descenso. Para ello, se aplicarán las ecuaciones generales de la mecánica del vuelo y se examinarán los diversos segmentos que definen el perfil de vuelo como el despegue, el ascenso, el crucero y el descenso. Como referencia se utilizará una envolvente de vuelo para el A320 proporcionada por Eurocontrol, donde se puede encontrar información recopilada de más de 400 aeronaves. Este análisis permitirá comprender el comportamiento de la aeronave en las diferentes etapas del vuelo, lo que es crucial para posteriormente considerar el uso de otros combustibles. 5.1 Ecuaciones generales de la mecánica del vuelo Para poder generar la envolvente de vuelo del A320 y posteriormente analizar cuál es su consumo en base la demanda de empuje en cada punto de la misma, es necesario resolver las ecuaciones de la mecánica del vuelo. Sin embargo, antes de exponerlas, es necesario establecer las hipótesis bajo las vuales están desarrolladas: •Se considera que el avión es un cuerpo rígido. •Se asume que el avión es simétrico y posee un plano de simetría. •La dirección del empuje del motor se mantiene fija con respecto al avión. •Se modela la superficie terrestre como plana. •Se supone que la gravedad es constante. •Se presume que la atmósfera está en calma y no hay viento. Bajo estas hipótesis, las ecuacuiones generales que definen la dinámica y cinemática de la aeronave son las siguientes: 21 28 Capítulo 5. Análisis del perfil de vuelo de la aeronave Figura 5.4 Configuración de fuerzas que se tienen en el despegue. Con todo esto, las ecuaciones del movimiento serán: dx dt =V mdV dt =T−D−µr(N) 0=L−mg +N dm dt =−c Donde µr es el coeficiente de rodadura, que se considerará con un valor numérico de 0,05, ya que se estima que la pista sea de asfalto y, según la siguiente tabla, este es aproximadamente el valor que corresponde. Figura 5.5 Tabla de coeficientes de fricción. Por último, se asume la configuración de vuelo implica que la palanca de gases está en su posición máxima, es decir, al 100%, lo que caracteriza el empuje del motor al despegue. Recorrido en el aire En esta fase posterior al despegue se realiza la maniobra de pull up, mediante la cual se posiciona la aeronave con el ángulo correspondiente para iniciar la ascensión, que en este caso, como se indicó anteriormente es de 8,11º. Con ello, las ecuacioines que corresponden a esta fase serían: 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 29 dx dt =Vcosγ dh dt =Vsinγ mdV dt =T−D−mgsinγ mV dγ dt =L−mgcosγ dm dt =−c Para este segmento de transición curvilínea, se considerarán dos restricciones de vuelo: empuje constante y una velocidad de giro constante de 2º/s, valor típico en este tipo de maniobras. Resultados Con todas estas consideraciones, se obtiene que el despegue se realiza en un tiempo aproximado de 45 segundos, utilizando 2.065 m de pista para la maniobra, valor prácticamente idéntico a los 2.150 m que establece el modelo seguido, habiendo consumido 124,46 kg de combustible. Algunas gráficas de interés que representen esta primera fase serían: (a) (b) (c) (d) 30 Capítulo 5. Análisis del perfil de vuelo de la aeronave (e) Figura 5.6 Resultados obtenidos en el despegue. Estos resultados son coherentes y puede comprobarse en la gráfica asociada al empuje que en todo momento se mantiene la palanca de gases en la posición más adelantada, al mismo tiempo que se observa que el empuje máximo disponible se va reduciendo debido al modelo propulsivo utilizado. Esto se debe a que la velocidad a la que se está volando tiene un efecto significativo en el empuje disponible. 5.3.2 Ascenso El ascenso es la fase que sigue al despegue, y en este caso se explicará de manera genérica, ya que aunque existan cuatro subidas difererntes, todas son idénticas, variando únicamente la velocidad a la que se vuela. Al final de cada segmento de ascenso estará asociado un push down correspondiente, destinado a reducir el ángulo de ascenso, este será similar a la maniobra con la que se consigue la transición curvilínea pero con la diferencia de que ahora se busca disminuir el ángulo de subida en lugar de aumentarlo. Por lo tanto, la primera tarea en cada segmento de ascenso es ajustar la velocidad de la aeronave a la correspondiente. Por esta misma razón, si no se está volando a empuje máximo, este se iría aumentando progresivamente hasta alcanzarlo para así acelerar la aeronave y alcanzar la velocidad deseada. Durante este proceso, la aeronave ya estaría establecida en un ángulo fijo, por lo que las ecuaciones que caracterizarían esta aceleración serían: dx dt =Vcosγ(5.1) dh dt =Vsinγ(5.2) mdV dt =T−D−mgsinγ(5.3) 0=L−mgcosγ(5.4) dm dt =−c(5.5) Tras esta aceleración, el empuje se reduce gradualmente hasta un valor que permita mantener la velocidad constante durante el resto del tramo de ascenso. De esa manera, se tendría: 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 31 dx dt =Vcosγ dh dt =Vsinγ 0=T−D−mgsinγ 0=L−mgcosγ dm dt =−c Esto último se cumple en los tres primeros tramos de ascenso, pero no en el útlimo de la subida, ya que se vuela a Mach constante. Sin embargo, dado que se está ascendiendo, la velocidad del sonido va disminuyendo y, por lo tanto, la velocidad de vuelo también. De esta manera, se presenta una situación muy similar a la de la aceleración inicial de cada tramo: dx dt =Vcosγ dh dt =Vsinγ mdV dt =T−D−mgsinγ 0=L−mgcosγ dm dt =−c Con todo esto, las gráficas que muestran la evolución de las diferentes características durante el ascenso serían: (a) (b) 32 Capítulo 5. Análisis del perfil de vuelo de la aeronave (c) (d) (e) (f) Figura 5.7 Resultados obtenidos durante la subida. Tal y como puede comprobarse, esta etapa tiene una duración de 31 minutos y se recorre una distancia de 345 km. Por otro lado y para terminar, sería recomendable realizar algunos comentarios sobre los resultados obtenidos: • En primer lugar, al observar las gráficas asociadas a la altura y a la distancia, se puede notar el efecto de la disminución del ángulo de subida. Mientras que esto afecta negativamente al crecimiento de la altura, beneficia el avance de la distancia recorrida. • En segundo lugar, el análisis de la pendiente del combustible consumido revela que el consumo no es constante, lo cual es lógico. Esto se debe a varios factores, el primero de ellos es que se está utilizando un mapa motor que proporciona el consumo específico de combustible en función del empuje requerido y la velocidad de vuelo y debido también al efecto de la altitud de vuelo. • En tercer lugar, se puede apreciar que el modelo desarrollado es lógico, pues ofrece una evolución continua de la velocidad en función del tiempo. Además, se distingue claramente que parte de cada tramo corresponde a la aceleración de la aeronave o al ascenso con velocidad constante. • Por último, se puede observar la evolución del empuje requerido y del empuje máximo disponible, el cual disminuye principalmente debido a la disminución de la densidad atmosférica a medida que se asciende. Esto mismo ocurre con la resistencia aerodinámica, lo que explica por qué el empuje requerido disminuye en los momentos en los que no se requiere aceleración. Además, se observa que la posición de la palanca de gases se mantiene aproximadamente 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 33 en una posición media del 87%, lo cual es coherente para una fase de ascenso. También se pueden identificar los momentos en los que es necesario aumentar el empuje para acelerar la aeronave y cuándo se reduce gradualmente. 5.3.3 Crucero Tras finalizar las etapas iniciales del vuelo, la aeronave se adentra en la fase de crucero, la etapa más extensa del trayecto. Pueden existir varios tipos de crucero: • Crucero con velocidad y coeficiente de sustentación constante: En este caso, la altitud no es constante, ya que al mantener L=W , y por lo tanto W=1 2ρV2SCL , si el peso disminuye debido al uso de combustible y tanto la velocidad como el coeficiente de sustentación permanecen constantes, se debe reducir progresivamente la densidad atmosférica. Esto se logra aumentando gradualmente la altitud de vuelo, lo que a su vez disminuye la resistencia aerodinámica y, por lo tanto, el empuje requerido para mantener el crucero. • Crucero con coeficiente de sustentación y altitud constante: Siguiendo la misma lógica, la velocidad disminuirá progresivamente, lo que reducirá nuevamente la resistencia aerodinámica y por tanto, el empuje requerido para mantener el crucero. • Crucero a velocidad y altitud contante: De manera similar, se puede deducir que el coeficiente de sustentación será menor al final del trayecto de crucero, lo que también reducirá la resistencia inducida y, por lo tanto, el empuje necesario será menor. En este caso se elige el último tipo de crucero, con el que la aeronave alcanza y mantiene una altitud y velocidad constantes. La altitud elegida para el crucero no es arbitraria, sino que se selecciona para maximizar la eficiencia aerodinámica y minimizar el consumo específico de combustible. Esto último se logra volando por encima de la tropopausa, lugar donde se puede apreciar en la gráfica consumo específicoaltitud que el consumo es mínimo. Durante la fase de crucero, las cuatro fuerzas principales que actúan sobre la aeronave (empuje, resistencia, sustentación y peso) se encuentran en equilibrio. Esto significa que la fuerza de empuje generada por los motores es igual a la fuerza de resistencia aerodinámica que se opone al avance de la aeronave, mientras que la fuerza de sustentación es igual al peso de la aeronave. Figura 5.8 Fuerzas que actúan en crucero. 34 Capítulo 5. Análisis del perfil de vuelo de la aeronave Los resultados obtenidos de esta etapa serían: (a) (b) (c) (d) (e) (f) Figura 5.9 Resultados obtenidos durante crucero. Los datos obtenidos confirman que el vuelo se encuentra en fase de crucero, caracterizada por la constancia de la velocidad y la altitud. Esta estabilidad se refleja en la gráfica de distancia recorrida, donde se observa una representación lineal producto de la velocidad constante. Con ello puede observarse que esta etapa tiene una duración de 6,25 horas y se recorre una distancia de 5.245km. 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 35 En cuanto al empuje y la posición de la palanca de gases, se aprecia una disminución gradual a lo largo del crucero. Esta tendencia se debe al consumo de combustible, que reduce la masa de la aeronave y, por consiguiente, la sustentación requerida. Al disminuir la sustentación, también se reduce la resistencia inducida asociada a ella. Para mantener el equilibrio de fuerzas característico del crucero, el empuje también debe disminuir. La posición de la palanca de gases se estabiliza alrededor del 67,43%, un valor aceptable para la fase de crucero. Cabe destacar que, si bien esta etapa representa el mayor consumo de combustible debido a su duración, este consumo no es completamente constante. La disminución del empuje contribuye a una ligera variación en el consumo como se observa en la siguiente gráfica: Figura 5.10 Consumo de combustible durante crucero. 5.3.4 Descenso y aproximación controlada Tras la fase de crucero, la aeronave inicia la fase de descenso, una etapa en la que se pierde altitud y velocidad de manera controlada para preparar el aterrizaje. Al igual que en el ascenso, esta fase se divide en tres tramos principales, a los que se añade un cuarto tramo de aproximación donde el avión se desacelera hasta alcanzar la velocidad de aterrizaje adecuada. Antes de iniciar cada segmento de descenso, se realizan tramos horizontales para reducir la velocidad de vuelo y preparar la aeronave para el siguiente tramo. Además, se ejecutan las maniobras pull up y push down para posicionar el avión según sea necesario, similares a las utilizadas en el despegue y los tramos de ascenso. La primera tarea antes de iniciar el descenso es ajustar la velocidad de la aeronave a la de bajada correspondiente. Para ello, se reduce progresivamente el empuje mientras se vuela a altitud constante. Las ecuaciones que caracterizan esta desaceleración son: dx dt =V mdV dt =T−D 0=L−W dm dt =−c 36 Capítulo 5. Análisis del perfil de vuelo de la aeronave Tras la desaceleración, el empuje se aumenta gradualmente para mantener la velocidad constante. Se realiza la maniobra de push down para iniciar el tramo de descenso, con la siguiente situación: dx dt =Vcosγ dh dt =Vsinγ 0=T−D−mgsinγ 0=L−mgcosγ dm dt =−c Al igual que en el tercer tramo de ascenso, el primer tramo de descenso se realiza a Mach constante. Al descender, la velocidad del sonido va aumentando, lo que implica un aumento de la velocidad de vuelo. Las ecuaciones correspondientes serían: dx dt =Vcosγ dh dt =Vsinγ mdV dt =T−D−mgsinγ 0=L−mgcosγ dm dt =−c Con todo esto, las gráficas que muestran la evolución de las diferentes características durante el descenso serían: (a) (b) 5.3 Aplicación de las ecuaciones de la mecánica del vuelo al perfil de vuelo 37 (c) (d) (e) (f) Figura 5.11 Resultados obtenidos durante el descenso. Las gráficas muestran la evolución de las diferentes características durante el descenso, lo que permite comprender el comportamiento de la aeronave en esta fase y realizar algunos comentarios: • Aterrizaje correcto: Se observa que el código permite un aterrizaje correcto, con una altitud final de 0 metros. Se aprecia la realización del descenso, incluyendo las cotas de desaceleración y el efecto de modificar el ángulo de descenso en la altitud y en la distancia recorrida. • Bajo consumo de combustible: Se destaca que en esta última etapa se consume solo 690 kg de combustible, lo que representa un 3,13% del total transportado por la aeronave. • Evolución de la velocidad: Se observa la evolución de la velocidad a lo largo de la fase, con una velocidad final de 71,8 m/s en el aterrizaje, un valor cercano a los 70,48 m/s (137 nudos) con los que aterriza un A320. • Empuje y posición de la palanca de gases: Se aprecia la evolución del empuje y la posición de la palanca de gases a lo largo del descenso, con una variación suave y acorde a cada tramo, manteniendo un valor promedio del 16,6% en la posición de la palanca. Es importante mencionar que durante esta última etapa se recorre una distancia de 475 km en un tiempo de 48 minutos aproximadamente. Con respecto al aterrizaje de la aeronave es importante cumplir dos aspectos, que la altitud final sea 0 m, se ha comprobado que este requisito se cumple; y que el ángulo de trayectoria final sea de 0º, que también se ha logrado aplicando las ecuaciones típicas de un redondeo o flare. 44 Capítulo 6. Elección del combustible rediseño de la ubicación del combustible de la aeronave para alojar los tanques de hidrógeno, lo que podría afectar a las actuaciones de la aeronave. A pesar de lo anterior, el hidrógeno líquido se presenta como un combustible óptimo en términos energéticos y másicos, a pesar de su tan baja densidad, su viabilidad es aún posible, únicamente hay que encontrar la disposición correcta. Dentro de esta disposición, habría que fijar también una cantidad de combustible sobrante al igual que la sistuación del queroseno. En este caso se establecerá la misma cantidad de combustible sobrante que se obtuvo para el modelo simulado, un 9,74%, que vendrían siendo 709,8 kg de hidrógeno líquido. Tal y como se ha dicho anteriormente, el hidrógeno líquido se almacena a temperaturas extremadamente bajas, en concreto a -253ºC, temperatura a la cual los principales suministradores de hidrógeno líquido (Linde, MATHESON o Air Products) lo venden, en concreto, el vendedor Linde ofrece una pureza del 99,95%. 7 Diseño de los depósitos E n este capítulo se determinará las características geométricas, mecánicas y operativas de los depósitos para almacenar hidrógeno líquido, así como unos primeros resultados. Para ello, se considerarán los siguientes aspectos: • Ubicación: Se analizarán las diferentes opciones de ubicación para los depósitos, teniendo en cuenta las limitaciones de espacio de la aeronave. • Tamaño: Se determinará el tamaño necesario de los depósitos en función de la capacidad requerida de hidrógeno líquido y las restricciones de espacio disponibles. • Esfuerzos: Se analizarán los esfuerzos a los que estarán sometidos los depósitos debido a la presión interna. A partir del análisis de estos aspectos, se definirán las características finales de los depósitos, incluyendo su forma, dimensiones, materiales y espesores. 7.1 Bases para el diseño de los depósitos Siguiendo la idea descrita en el capítulo anterior, los depósitos para el hidrógeno líquido tendrán un peso máximo asociado de 14.137,2 kg, ya que en un inicio se tenía 22.032 kg de combustible de Jet-A, pero al cambiar a hidrógeno líquido, sólo se requiere 7.894,8 kg para realizar la misma misión de esos 22.032 kg. Así, se obtiene ese resultado de 14.137,2 kg hábiles para los depósitos. Cabe destacar que este cálculo no incluye el peso de las bombas, válvulas y accesorios del sistema, ya que este peso se considera parte de la masa vacía de la aeronave. Los depósitos que se deben diseñar para ser capaces de almacenar en su totalidad una cantidad de 110.730 litros frente a los 27.200 de queroseno que se almacenaban antes. Eso quiere decir que además de los bien conocidos depósitos en las alas, es necesarios unos depósitos extras, los cuáles o bien se almacenarían en la bodega o debajo de las alas. Lo que si se tiene claro es que en el interior de las alas se puede almacenar parte del hidrógeno líquido que se necesita. Los depósitos se diseñarán como cilindros de pared delgada, es decir, con un espesor de pared inferior a una décima parte del diámetro. Bajo esta condición, la distribución del esfuerzo a través del espesor es prácticamente uniforme, lo que permite aplicar las ecuaciones de la resistencia de materiales para depósitos cilíndricos de pared delgada. Debido a la presencia del fluido a presión en el interior, los depósitos estarán sometidos a un esfuerzo bidimensional y a otro esfuerzo radial. Sin embargo, la componente radial del esfuerzo se puede despreciar en recipientes de pared delgada, ya que es aproximadamente 12 veces menor que el esfuerzo bidimensional. 45 46 Capítulo 7. Diseño de los depósitos De esa forma, los esfuerzos que constituyen el estado de tensión bidimensional serían una tensión transversal y otra longitudinal, que se pueden visualizar en las imágenes siguientes: Figura 7.1 Representación gráfica del estado tensional de los depósitos debido a la presión interna. Y cuyas expresiones para determinarlas serían: •Tensión longitudinal (σL): σL=pr 2t •Tensión transversal (circunferencial o tangencial) (σT): σT=pr t donde: pes la presión interna del depósito, res el radio del depósito, tes el espesor de la pared del depósito. Con ello, la tensión equivalente de Von Mises que se utilizará para el diseño de los espesores de los tanques en este caso será: σvm =r1 2[(σL−σT)2] = √3pr 2t 7.2 Ubicación 47 7.2 Ubicación La ubicación de los depósitos de hidrógeno líquido es un aspecto crucial a tener en cuenta. Si bien el interior de las alas es un lugar tradicional para almacenar combustible, su capacidad de 27.200 litros es insuficiente para albergar los más de 110.000 litros de hidrógeno líquido requeridos. Por otro lado, en este estudio se sabe que en los futuros diseños de los aviones que vuelan con hidrógeno líquido no se almacena el combustible en las alas, sin embargo, en este caso, se pretende buscar los mejores resultados utilizando todos los recuros posibles. Dado que se necesita aumentar la capacidad de almacenamiento de la aeronave, se deben explorar otras opciones, como el interior de la bodega o la instalación de depósitos bajo las alas. En este apartado se evaluará por tanto estas alternativas, considerando sus ventajas, desventajas y viabilidad de tal manera que se minimice el impacto en la eficiencia de la aeronave. 7.2.1 Depósitos en el interior de las alas Tradicionalmente, el combustible de los aviones se suele almacenar en las alas y en superficies de control de la aeronave como el estabilizador horizontal, aprovechando el espacio disponible dentro de estas estructuras. En el caso del Airbus A320, se puede saber gracias a los planos del ATA 28, el sistema de combustible, que éste se almacena principalmente en las alas y en un tanque central, el cual permite la transferencia entre ellas. Sin embargo, para este análisis se supondrá que todo el combustible se encuentra en las alas, excluyendo el tanque central. Figura 7.2 Planos del ATA 28 del A320. Esta suposición implica no considerar el volumen disponible en ese tanque central, pero al mismo tiempo no se considerará el espacio ocupado por las costillas en el interior de las alas, lo que permitirá determinar el diámetro máximo de los depósitos que se instalarán en interior de las alas. Considerando que se transportan 27.200 litros de combustible, se estima que cada ala almacena 13.600 litros. A continuación, utilizando los planos del Airbus A320 y conociendo la superficie alar total (122.6m 2 ), se determinará la superficie disponible para el almacenamiento de combustible, excluyendo las áreas ocupadas por las superficies hipersustentadoras. 48 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Figura 7.3 Selección de la superficie de interés. A partir de los planos tridimensionales mostrados del Airbus A320, se pueden obtener las dimensiones precisas del ala, lo cual es fundamental para determinar el tamaño de los depósitos que se quieren diseñar. La figura 7.3 muestra el ala del Airbus A320 con dos áreas delimitadas: una en azul que representa la superficie total del ala y otra en rojo que representa la superficie disponible para el almacenamiento de combustible. Esta área roja se ha obtenido restando a la superficie total del ala las áreas ocupadas por las superficies hipersustentadoras, como el borde de ataque, el borde de salida y los flaps. A continuación, se presenta un proceso gráfico que muestra la posible disposición de los nuevos depósitos de hidrógeno líquido dentro del área disponible del ala. Este proceso gráfico es importante para visualizar la ubicación y el tamaño de los depósitos, permitiendo evaluar su viabilidad y optimizar su diseño. Figura 7.4 Proceso de obtención del espacio interno de las alas. 7.2 Ubicación 49 Gracias a los diseños mostrados y considerando las dimensionaes de las alas así como la capacidad de combustible que deben almacenar, se ha obtenido que el espesor del ala y que por tanto el diámetro máximo de los depósitos interiores es de 384,4 mm. Partiendo de ese resultado, se ha elaborado un diseño basándose en un banco de tubos cilíndricos el cual tendría un volumen macizo de 9.842 litros. Con base en esta configuración inicial, tiene que la capacidad de almacenamiento de combustible en las alas se reduce en un 27,63%. Sin embargo, es importante tener en cuenta que este volumen macizo no representa la capacidad real de almacenamiento, ya que se debe restar el volumen que ocuparán los propios depósitos. El volumen final del depósito dependerá del espesor necesario, el cual a su vez depende del material utilizado. Dado que se tienen dos alas, se tiene un volumen macizo de 19.684 litros, pero se necesitan 110.730 litros, que se aproximarán a 110.000 litros. Esa aproximación disminuye levemente la cantidad de combustible a los 7.843 kg y aumenta el margen másico para los depósitos a 14.189 kg. Con ello, se necesita conseguir donde almacenar 90.316 litros. 7.2.2 Bodega del avión Una de las primeras opciones que se consideran para abordar la cuestión del almacenamiento de combustible que se necesita, minimizando al máximo el impacto en la aerodinámica de la aeronave, es la instalación de tanques en la bodega del avión. Sin embargo, esta ubicación presenta limitaciones. Aunque es factible configurar los tanques necesarios en este espacio disponible como indica el mapa de la sección del Airbus A320, el volumen máximo obtenido ocupando toda la bodega bajo la configuración descrita sería de 89.590 litros. Este resultado es insuficiente para satisfacer las necesidades de vuelo y también afectaría al confort de los pasajeros, quienes no podrían almacenar sus maletas en esta parte del avión. Figura 7.5 Planos de la sección del fuselaje del A320. 50 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Figura 7.6 Configuración planteada de depósitos en el interior de la bodega. Por lo tanto, aunque que la aerodinámica de la aeronave se vea afectada, se plantea una alternativa más viable: diseñar depósitos que se ubiquen debajo de las alas. Esta opción permitiría la instalación de 4 tanques, cada uno con una capacidad de 22.500 litros, lo que contribuiría a satisfacer los requisitos de combustible para el vuelo sin comprometer el espacio de almacenamiento para el equipaje de los pasajeros. Esta disposición representaría un compromiso entre la búsqueda de cumplir la capacidad de combustible necesaria manteniendo el confort de los pasajeros, a pesar de que la aerodinámica de la aeronave se vea perjudicada. 7.2.3 Depósito bajo las alas Teniendo en cuenta por las razones anteriores que la opción más viable es diseñar unos depósitos bajo las alas, esto debe realizarse bajo dos condiciones: que sean lo más limpios aerodinámicamente hablando y que cumplan el requisito de tener un volumen macizo de 22.500 litros. Por un lado, el requisito de almacenamiento es lógico con el objetivo de garantizar la energía necesaria para poder realizar la misma misión que en el caso original, y por otro lado, dado que los depósitos externos estarán sometidos a una resistencia aerodinámica, esta conllevará un aumento del empuje requerido durante las diferentes fases de vuelo que supondrá un aumento del consumo de los motores. Para intentar minimizar este último problema, se elegirá una de las siguientes formas de nariz que reduzcan este efecto: 7.2 Ubicación 51 Figura 7.7 Comparación entre las diferentes formas de nariz. Entre las nueve formas de nariz mostradas, se puede apreciar que para la configuración de vuelo bajo la que se desarrolla la misión durante crucero (Mach de 0,79) se identifican cuatro posibles opciones: LV-HAACK, Von Karman, parábola o x1/2power. Por su simplicidad en el diseño y su eficiencia aerodinámica, se optará por la potencia x1/2 , en particular una de calibre 1, lo que implica que L (longitud de la nariz) sea igual a D (diámetro de los depósitos). Así, la expresión matemática del contorno sería: y(x) = Rx 2Rn. En este caso se elegiría una de n=1 2, que vendría siendo una parábola, así: y(x) = qxR 2. Este planteamiento conlleva un problema de optimización. El objetivo final es tener un volumen de 22.500 litros, pero la forma de los depósitos dependerá del radio con el que se diseñen. Así: • A mayor radio se requerirá de una menor longitud de los mismos para almacenar el mismo volumen. De esta forma, saldrían menos del ala menor del ala, pero conllevará una mayor resistencia aerodinámica al convertirse en un cuerpo más romo. Además, para una misma presión de almacenamiento, se necesitará un espesor mayor en los tanques, lo que aumentará su peso. Por otro lado, si se tiene en cuenta el fenómeno de transmisión de calor del que se hablará posteriormente, se requerirá un mayor espesor de aislante para alcanzaar el mismo objetivo. Aunque la superfici expuesta al ambuente será menor, lo que podrá equilibrar los efectos. • A menor radio se requerirá de una mayor longitud para almacenar el mismo volumen, por lo que saldría más por debajo del ala pero se tendría una menor resistencia aerodinámica, al tratarse de un cuerpo más fuselado. Además, siguiendo el mismo razonamiento anterior, en esta situación se requerirá un menor espesor de los tanques, lo que disminuirá el peso del depósito. En cuanto al fenómeno de transmisión de calor, sucederá todo lo contrario, se necesitará un menor espesor de aislante y la superficie expuesta al ambiente es mayor, por lo que se equilibrarán nuevamente los efectos. La relación longitud-radio de los depósitos viene dada por la siguiente expresión: V=2πZ2R 0 1 2Rxdx +πR2l=2πR3+πR2l⇒l=VT−2πR3 πR2 Donde el primer término viene del cálculo del volumen de las narices y el otro término del volumen proporcionado por la parte cilíndrica. En este caso, V T corresponde al volumen total deseado de 22.500 litros, l a la longitud de la parte cilíndrica y R al radio del depósito. 52 Capítulo 7. Diseño de los depósitos De esa forma, se muestran a continuación un abanico de posibilidades en cuanto al diámetro de los depósitos (en orden serían: 2 m, 2,1m, 2,2 m y 2,3 m): Figura 7.8 Opciones de depósitos. 7.3 Efecto en la aerodinámica En la sección anterior se han analizado las posibles ubicaciones del alamcenamiento de hidrógeno líquido, concluyendo que las opciones más viables son dentro de las alas y la instalación de depósitos externos debajo de ellas, descartándose el interior de la bodega por su impacto en el confort de los pasajeros. La ubicación de los depósitos externos debajo de las alas afectará a la aerodinámica de la aeronave, con lo que es necesario realizar un estudio para evaluar dicha influencia con el fin de ofrecer unos resultados los más precisos a la realidad posible. Para estimar la influencia de estos depósitos en la resistencia aerodinámica, se considerará su principal efecto es un incremento en la resistencia parasitaría de la aeronave. Aunque los depósitos pueden generar sustentación y, por ende, una resistencia inducida, se considerará que esta es despreciable en comparación con la del ala. Para obtener dicha contribución, se recurrirá al método del área parásita equivalente. Con este método, se calcula el incremento del área parásita que contribuirá a la resitencia, añadiendo un factor extra del 10% para considerar otras contribuciones menores. CD0=1.1 Swing ∑fk(7.1) Donde fkson las distintas contribuciones equivalentes que vienen definidas como: fk=Cf kCFKFFKIFKSwetk(7.2) La contribución equivalente se calculará a partir de los siguientes factores: •Swetk:El área mojada de los depósitos que contribuye a la resistencia. •Cf k :El coeficiente de fricción proporcionado por la fórmula del caso de placa plana en régimen turbulento. 7.3 Efecto en la aerodinámica 53 •FFk:El factor de forma. •IFk:Factor de interferencia. •CFk :Efectos de compresibilidad debidos a altos números de Mach, que en principio serán despreciables. La contribución de los depósitos a la resistencia parasitaria se calculará considerando su similitud con un fuselaje, utilizando su factor de forma e valor de interferencia asociado tomados de la referencia. En cuanto a las superficies mojadas y los coeficientes de fricción, estos dependerán de la geometría de los depósitos, lo que permitirá determinar la opción más adecuada. Tabla 7.1 Diferentes geometría de los depósitos. Opciones Diámetro (m) Longitud (m) Área mojada (m2) Opción 1 2 9,16 50,51 Opción 2 2,1 8,6 48,97 Opción 3 2,2 8,12 47,59 Opción 4 2,3 7,72 46,47 El coeficiente de fricción se calcula de la siguiente forma: cf k =0,455 (log10Rek)2,58 (7.3) donde el número de Reynolds se calcula por definición como: Rek=ρVlk µ(7.4) Dado que se va a proceder como si se tratarán de fuselajes pequeños, hay que tener en cuenta que el factor de interferencia asociado es de 1’2 y que el factor de forma relacionado sería: FFB=1,0+60 (l d)3+0,0025(l d)(7.5) Sabiendo que se han realizado los cálculos tomando los valores de crucero ( V=233,11m/s , ρ=0,3175kg/m3,µ=16,6×10−6Pa ·s), etapa en la que la aeronave está más tiempo, se tiene: 60 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Depósitos en el interior de las alas Cuando se mencionaron los depósitos en el interior de las alas, se indicó que tenían un volumen macizo de 9,842 m 3 y un diámetro de 0,3844 m cada uno de los tanques cilíndricos. Aplicando la expresión de la tensión equivalente de Von Mises, se obtiene que estos depósitos de aluminiomagnesio deben tener un espesor de 2,6 mm lo que implica un peso de 468,17 kg por cada semiala. El volumen disponible de almacenamiento se reduce así a 9,578 m 3 en cada semiala. Por tanto, se necesita que cada depósito situado debajo del ala pueda almacenar 22,03 m 3 para cumplir el requisito de almacenar en total 110.000 litros de hidrógeno líquido para imitar la misión original. Depósitos bajo las alas Siguiendo el mismo procedimiento y aplicando la tensión equivalente de Von Mises, se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 13,4mm, lo que resulta en un peso de 1.187,67 kg por cada uno de los depósitos y una capacidad de almacenamiento de 21,83 m 3 . Este último dato no cumple con el requisito de ser capaz de albergar 22,03 m 3 de hidrógeno líquido, por lo que es necesario aumentar la longitud del depósito en 10 cm para que cumplir con esa capacidad, incremtando el peso de cada depósito hasta los 1.194,75 kg. De esta forma, se obtiene que el peso total de los tanques de aleación aluminio-magnesio es de 5.715,33 kg. Si se incrementa este valor en un 15% debido al peso adicional que podría suponer los anclajes y refuerzos necesarios para la instalación de cada uno de ellos en las alas, se obtiene un valor de 6.572,63 kg. Si a dicha cantidad se le añade el peso debido a la cantidad de combustible que se puede almacenar (107,48 m 3 y por tanto 7.663,04 kg) se obtiene un margen másico disponible de 7.796,32 kg, que será dedicado a los aislantes y, como posible opción final, a aumentar la capacidad o el alcance de la aeronave. 7.4.3 Acero inoxidable El siguiente material a analizar será acero inoxidable, caracterizado por un límite elástico de 550 MPa y una densidad de 7.900 kg/m 3 . Este material presenta tanto ventajas como desventajas para su uso en depósitos de hidrógeno líquido criogenizado en el sector aeronáutico: Ventajas • Resistencia a la corrosión: El acero inoxidable es altamente resistente a la corrosión, lo que es crucial en entornos aeronáuticos donde va a estar expuestos a condiciones atmosféricas extremas. • Durabilidad y bajo mantenimiento: Es un material duradero que puede soportar condiciones adversas durante largos períodos de tiempo y además, requiere poco mantenmiento en comparación con otros materiales, lo que reduce los costes operativos. • Resistencia a bajas temperaturas: El acero inoxidable mantiene su integridad a temperaturas criogénicas, lo que lo hace adecuado para el almacenamiento de hidrógeno líquido. Además, no reacciona químicamente con él, lo que evita posibles problemas de contaminación. • Disponibilidad y fabricación: Es un material comúnmente disponible y su fabricación es relativamente sencilla, lo que puede reducir los costes de producción en comparación con materiales más exóticos. Desventajas • Peso: En comparación con algunos materiales más ligeros como la anterior aleación, el acero inoxidable puede ser más pesado, lo que puede afectar a la operatividad de la aeronave. 7.4 Materiales 61 • Fragilidad y difusión de hidrógeno: A pesar de su resistencia a bajas temperaturas, el acero inoxidable puede volverse más frágil y susceptible a la fractura bajo temperaturas criogénicas. Además, aunque no reacciona químicamente con el hidrógeno, el acero inoxidable puede experimentar difusión de hidrógeno, lo que puede provocar problemas de seguirdad a largo plazo. • Conductividad térmica: A temperaturas criogénicas es necesario tener una baja transmisión de calor, por lo que será necesario recurrir a aislante para evitar la pérdida de hidrógeno por evaporación. En resumen, el acero inoxidable es una opción viable, sin embargo, su alto peso y la susceptibilidad a la fragilización por hidrógeno plantea desafíos en cuanto a su uso. Con el fin de evitar la susceptibilidad a la fragilización por hidrógeno, será necesario recurrir a recubrimientos. Con todo esto, se procede a calcular el espesor de los depósitos teniendo en cuenta las consideraciones estructurales explicadas y siguiendo el procedimiento realizado en la situación de la aleación aluminio-magnesio. Depósitos en el interior de las alas Aplicando la expresión de la tensión equivalente de Von Mises, se obtiene que los depósitos deben tener un espesor de 1’3mm lo que implica un peso de 1.048,33 kg por cada semiala. El volumen disponible de almacenamiento se reduce así a 9,709 m 3 en cada semiala. Por tanto, se necesita que cada depósito situado debajo del ala pueda almacenar 21,96 m3. Depósitos bajo las alas Se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 6’3 mm, lo que resulta en un peso de 2.504,3 kg por cada uno de los depósitos y una capacidad de almacenamiento de 22,18 m 3 , con lo que se cumple el requisito anterior. De esta forma, se obtiene que el peso total de los tanques de acero es de 12.113,86 kg. Si se incrementa el valor en un 15% debido al peso adicional que podría suponer los anclajes y refuerzos necesarios, se obtiene un valor de 13.930,94 kg. Al añadirle la cantidad de hidrógeno líquido que se almacena (108,14 m 3 y por tanto 77.10,24 kg) se obtiene un margen de 390,82 kg, valor mucho menor que el que se tenía para la aleación de aluminio y que posiblemente conlleve a su descarte, ya que es una cantidad insuficiente para los posibles aislantes. 7.4.4 Titanio El último material a analizar será titanio, el cual está caracterizado en el manual por un límite elástico comprendido entre 330 y 500 MPa, con lo que se asume un valor medio de 415 MPa y una densidad de 4.500 kg/m 3 . Este material, al igual que los anteriores presenta tanto ventajas como desventajas para su uso en depósitos de hidrógeno líquido criogenizado en el sector aeronáutico: Ventajas • Baja densidad: A pesar de su alta resistencia, el titanio es relativamente ligero en comparación con otros metales, lo que puede ayudar a reducir el peso total de la aeronave. • Excelente resistencia a la corrosión: El titanio es altamente resistente a la corrosión en entornos aeronáuticos, lo que lo hace ideal para aplicaciones en las que la exposición a condiciones extremas es común. • Alta relación resistencia-peso: El titanio tiene una de las relaciones resistencia-peso más altas entre los metales. 62 Capítulo 7. Diseño de los depósitos • Compatibilidad con el hidrógeno: El titanio es compatible con el hidrógeno ya que no reacciona químicamente con él, lo que lo hace adecuado para almacenar hidrógeno. Desventajas • Coste: El titanio es un material cosoto tanto en términos de materias primas como de procesamiento. • Dificultad en la fabricación: Es más difícil de mecanizar que otros metales, lo que hace que la fabricación sea más compleja. • Fragilización por hidrógeno: El titanio es susceptible a la fragilización por hidrógeno, lo que puede comprometer su integridad estructural. En resumen, para aplicaciones aeronáuticas, el titanio es una opción viable gracias a su combinación de alta relación resistencia-peso y su excelente resistencia a la corrosión. Sin embargo, la susceptibilidad a la fragilización por hidrógeno es nuevamente un porblema, con lo que será necesario recurrir a recubrimientos que faciliten el uso de este material. Sabiendo todo esto, se puede proceder a calcular el espesor de los depósitos teniendo en cuenta las consideraciones estructurales explicadas y siguiendo el procedimiento realizado en la situación de la aleación aluminio-magnesio. Depósitos en el interior de las alas En este caso se obtiene que los depósitos deben tener un espesor de 1,7 mm lo que implica un peso de 779,85 kg por cada semiala. El volumen disponible de almacenamiento se reduce así a 9,67 m 3 en cada semiala. Por tanto, se necesita que cada depósito situado debajo del ala pueda almacenar 21,98 m3. Depósitos bajo las alas Se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 8,4 mm, lo que resulta en un peso de 1.899 kg por cada uno de los depósitos y una capacidad de almacenamiento de 22,08 m 3 , con lo que se cumple el requisito anterior. De esta forma, se obtiene que el peso total de los tanques de titanio es de 9.155,7 kg. Si se incrementa el valor en un 15% debido a los anclajes y refuerzos necesarios, se obtiene un valor de 10.529,06 kg. Al añadirle la cantidad de combustible que se almacena (107,66 m 3 y por tanto 7.676,16 kg) se obtiene un margen de 2.759,32 kg que puede ser dedicado a los aislantes y, como opción final a mejorar las características de la aeronave. 7.4.5 Comparación de resultados Una vez analizado estos tres materiales, se puede realizar una comparativa entre los resultados obtenidos. En primer lugar, se ha podido coprobar que en todos ellos es necesario recurrir a recubrimientos que eviten la fragilización por hidrógeno. Esto se debe a que el hidrógeno atómico, debido a su pequeño tamaño, puede difundirse en los materiales, haciéndolos más frágiles. En cuanto a la resistencia a la corrosión, un factor curcial para aplicaciones aerónauticas donde la exposición a ambientes agresivos puede ser frecuente, los tres materiales tienen buenas propiedades, destacándose principalmente el titanio. No obstante, el titanio presenta mayor complejidad en su fabricación y es el más costos en comparación con el aluminio y el acero, siendo este último el más económico de los tres. 7.4 Materiales 63 Con respecto al peso, se ha observado que, para los requisitos de diseño mecánico y de almacenamiento establecidos, todos los materiales analizados pueden ser utilizados. Sin embargo, el acero lo más probable es que sea descartado, ya que es el que ofrece el menor margen de peso (390,82 kg) y aún no se está teniendo en cuenta las aportaciones debidas a los aislantes ni al recubrimiento de los depósitos. En cambio, la aleación de aluminio ofrece un mejor resultado, ya que se obtiene un margen de 7.796,32 kg. Si además se tiene en cuenta el recubrimiento de los tanques exteriores en el que se utiliza comúnmente aluminio 2024-T3 con una densidad de 2,78 g/cm 3 y con un espesor de 2 mm se obtiene un aumento de 1.067,52 kg en la configuración de titanio y acero, mientras que en la de aluminio se obtiene un aumento de 1.156,48 kg. Resumiéndolo todo en la siguiente tabla: Tabla 7.2 Comparación entre los resultados obtenidos de los materiales. Material Peso total de los depósitos (kg) Capacidad de combustible (m3)/(kg) Margen de peso disponible (kg) Aleación aluminio-magnesio 6.572,64 + 1.156,48 107,48 / 7.663,04 6.639,84 Acero 13.930,94 + 1.067,52 108,14 / 7.710,24 -676,7 Titanio 10.529,06+ 1.067,52 107,66 / 7.676,16 2.759,32 Con respecto a la tabla mostrada es necesario realizar dos comentarios: • Por un lado, queda descartado el uso del acero para esta aplicación, ya que con este se sobrepasaría el peso máximo de 22.032 kg que se podía tener. • Por otro lado, se puede comprobar en todos los materiales se ha garantizado la posibilidad de almacenar los 110 m3de hidrógeno líquido que se deseaban en un inicio. Hay que recordar que se busca estudiar la viabilidad de utilizar combustibles más limpios, por lo que es importante comprobar si esta sostenibilidad se mantiene con los materiales seleccionados. Entre los tres, el aluminio destaca por su alta tasa de reciclabilidad, además, el aluminio reciclado consume el 5% de la energía necesaria para producir alumnio nuevo. El acero y el titanio también son metales reciclables; sin embargo, el titanio tiene un mayor impacto ambiental en comparación con los demás. 7.4.6 Mención a los materiales compuestos A lo largo de esta sección se han comparado tres materiales (aleación de aluminio, acero y titanio) para comprobar qué ventajas y desventajas presentan para almacenar hidrógeno líquido. En este contexto, cabe destacar también un posible uso de los materiales compuestos para esta aplicación, los cuales presentan también sus pros y sus contras: Ventajas • Alta relación resistencia-peso: Los materiales compuestos ofrecen una resistencia y rigidez superiores en comparación con los materiales metálicos en la dirección de la fibra, al mismo tiempo que son significativamente más livianos. • Menor mantenimiento: Dado que no se corroen y son más resistentes a la fatiga, los materiales compuestos requieren menos mantenimiento a largo plazo. 64 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Desventajas • Coste: Los materiales compuestos tienden a ser más costosos que los materiales metálicos, aumentando los costes de fabricación y reparación. • Permeabilidad: El uso de materiales compuestos para almacenar hidrógeno líquido puede verse afectado por su permeabilidad al tratarse de moléculas con un tamaño muy pequeño. Por esa razón se le acompaña de un reforzador comúnmente de aluminio para solventar este problema. Actualmente se están llevando acabo numerosos estudios para utilizar materiales compuestos en el almacenamiento de hidrógeno pero para su uso en la automoción. Por esa razón, si se utilizara algunos de estos estudios como referencia, habría que realizar una extrapolación y con ello se podrían dar resultados fuera de la realidad. Los materiales compuestos están caracterizados principalmente por tener características anisotrópicas, es decir, que no tienen las mismas características en todas las direcciones. De esa forma, la tensión de rotura en la dirección más resistente puede llegar a ser casi 30 veces mayor que en la dirección más desfavorable. El diagrama que expresa la relación del valor de la tensión de rotura en función de la orientación de la fibra sería: Figura 7.18 Relación de la resistencia frente a la orientación de las fibras.. Se puede apreciar en esta gráfica el valor promedio de la tensión de rotura la cual está muy por encima del valor que se tiene para muchas orientaciones, con lo que si se tomara como referencia, para esa tensión ya habrían fallado multitud de capas. Con ello, una idea común sería fabricar un depósito con un laminado cuasi-isótropo, en el que se ponen muchas láminas en muchas direcciones y alternas para que se tenga unas propiedades muy similares en las diferentes orientaciones en todas las direcciones del plano. Así, lo normal es pensar en promediar las diferentes resistencias que se consiguen en función de la orientación para obtener una tensión de rotura de referencia, pero este pensamiento carece de sentido ya que si se tracciona en una dirección, lo que ocurrirá es que se empezarán a acumular pequeños fallos en las capas que están peor orientadas con respecto a esa capa. Entre la carga que provoca el primer fallo y el final puede haber una diferencia de incluso algún orden de magnitud. El tomar como referencia uno u otro depende de la aplicación correcta. Como estos pequeños fallos pueden afectar a la permeabilidad y a la vida útil de los propios depósitos, habría que establecer el fallo al fallo de la primera capa. En este sentido, en la industria aeronáutica el material compuesto que más se suele utilizar es el epoxi-carbono tipo I caracterizado por tener una resistencia de rotura en la dirección 7.4 Materiales 65 de la fibra de 1.100 MPa y en la dirección perpendicular de la fibra de 40 MPa [29]. Tomando éste último valor de referencia se obtiene que: • Depósitos en el interior de las alas: Se obtiene que los depósitos deben tener un espesor de 17 mm lo que implica un peso de 2.412,86 kg por cada semiala, un 130,16% más que utilizando acero. Por tanto, se necesita que cada depósito situado debajo del ala pueda almacenar 8,178 m3. Así, en cada depósito exterior se tendría que poder almacenar como mínimo 23,41 m3. • Depósitos bajo las alas: Se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 87 mm, lo que resulta en un peso de 6.018,95 kg por cada uno de los depósitos y una capacidad de almacenamiento de 18,35 m 3 , que por un lado, no cumple el requisito anterior y además, se sobrepasaría el margen másico que se podría utilizar. Otra idea que puede surgir es no fabricar un depósito de material compuesto de características cuasi-isotrópicas y orientar la fibra conociendo los esfuerzos a los que está sometido el depósito. La tensión transversal a la que está sometido el depósito es dos veces mayor que la longitudinal, de esa forma, utilizando el gráfico anteriormente mostrado, habría que buscar una orientación de la fibra tal que la resistencia que se obtenga en la dirección más exigente sea el doble que en la otra dirección. Eso se consigue con una oritenación de 57,27ºde la fibra con respecto el eje longitudinal, con lo que se tiene una tensión de rotura de 51,56 MPa para el esfuerzo longitudinal y una tensión de rotura de 103,22 MPa para el esfuerzo transversal. Figura 7.19 Relación de la resistencia frente a la orientación de las fibras.. De esa forma: • Depósitos en el interior de las alas: Se obtiene que los depósitos deben tener un espesor de 7,5 mm lo que implica un peso de 1.092,02 kg por cada semiala, un 54,8% menos que en la anterior situación. Por tanto, se necesita que cada depósito situado debajo del ala pueda almacenar 9,089 m 3 . Así, en cada depósito exterior se tendría que poder almacenar como mínimo 22,96 m3. • Depósitos bajo las alas: Se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 39 mm, lo que resulta en un peso de 2.785,45 kg por cada uno de los depósitos, un 53,72% menos que en la situación anterior, y una capacidad de almacenamiento de 20.58 m 3 , lo que no cumple el requisito anterior y con ello habría que aumentar la longitud del depósito en 70 cm, con lo que el depósito dando lugar a un peso definitivo de 3.029,05 kg. A pesar de que este último razonamiento es válido, debido a la complejidad del comportamiento de los materiales compuestos, actualmente en la industria se recurre a utilizar un "liner" de aluminio, una 66 Capítulo 7. Diseño de los depósitos especie de recubrimiento que dote al depósito de una impermeabilidad superior. Este recubrimiento normalmente tiene un espesor de 2 mm, lo que aumenataría el peso de los mismos y reduciría la capacidad de combustible que se puede almacenar. Por esta misma razón, a pesar de que los materiales compuestos tengan una gran resistencia específica cuando se trabajan en las situaciones más desfavorables, sin embargo, en esta ocasión se tienen peores propiedades, a lo que se le suma la obligatoriedad del uso del "liner". Por tanto, se descarta su uso para este estudio. Figura 7.20 Estructura interna de material compuesto para almacenar hidrógeno.. 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido Una de las características fundamentales de este estudio es comprobar cuáles son las medidas que hay que tomar para utilizar hidrógeno líquido como combustible. Para garantizar el estado líquido del combustible es necessario mantenerlo en estado criogénico, es decir, a -253ºC y que la presión de saturación del interior del depósito sea menor que la presión crítica. Dado que entre el interior del depósito y el ambiente hay un gradiente de temperaturas, existirá un flujo de calor, y dicho calor se convertirá en un aumento de la energía interna del fluido, que dará lugar a un incremento de la temperatura y de la presión. Si la temperatura y la presión aumentan mucho, se alcanzaría el punto crítico del hidrógeno y se produciría la evaporación del mismo. Si este flujo de calor no existiera, como el depósito se va vaciando, la presión del interior del mismo va disminuyendo. A lo largo de todo el perfil de vuelo, se intentará estar dentro de la campana que se observa en el diagrama T-s de la figura 7.21, donde coexisten la fase líquida como la gaseosa. A medida que aumenta la temperatura, aumenta la presión de saturación, con lo que también aumenta la cantidad de hidrógeno líquido que se evapora. En este proceso, se partiría de una temperatuar de 20 K y se iría ascendiendo, evitando alcanzar la curva de saturación, en partiruclar al punto crítico, donde todo el hidrógeno líquido se convertiría en vapor. 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 67 Figura 7.21 Diagrama T-s del hidrógeno [30]. Por tanto, para aplicar el fenómeno de transmisión de calor bastará con calcular el flujo de calor en todo momento, considerado los fenómenos de convección con el aire exterior, la conducción en la pared del depósito y la convección interna con el hidrógeno líquido. De esta forma se plantea un modelo de capas cilíndicas concéntricas del que se pretende obtener un coeficiente de película equivalente que será utilizado para calcular en todo momento el flujo de calor que dependerá del gradiente de temperaturas. De esa forma, quedaría planteado como: Q=Ti−Te 1 hiA1+ln(r2 r1) 2πk1L+ln(r3 r2) 2πk2L+ln(r4 r3) 2πk3L+1 heAe =hequAre f (Ti−Te)(7.7) De la expresión indicada, se conocen algunos de los datos necesarios: • h i y h e son los coeficientes de película que caracterizan el fenómeno de convección tanto en el interior como en el exterior de los depósitos, respectivamente. Estos coeficientes serán calculados posteriormente. • A 1 hace referencia al área interna de los depósitos, que debido a los espesores tan pequeños, puede considerarse igual a la exterior. En el caso de los depósitos externos, esta superficie es de 50,51m 2 (en el caso del aluminio es de 51,14m 2 ) y para los depósitos que están en el interior del ala, se tendría una superficie de 106,89m2. • A 4 hace referencia al área exterior de los depósitos. Para los depósitos externos, se ha comentado que coincidirá con la interior, mientras que para los depósitos que están en el interior del ala, este área sera igual a la superficie de una semiala, ya que es el elemento que está en contacto con el exterior, siento 122,6m2. • Les la longitud de los depósitos. Para los depósitos exteriores se tiene una longitud de 9,16m (9,26m para los de aluminio), mientras que en el caso de los depósitos interiores se tiene una longitud total de 80,47m. • khace referencia a la conductividad de los materiales. Como se ha indicado a lo largo del diseño de los depósitos, estos estarían formados por tres capas: la del material resistente, la de aislamiento y la de revestimiento, cada una con una conductividad característica. • rhace referencia a los radios de cada capa. Inicialmente, se conocen los valores de r 1 y r 2 , ya que están asociado a los espesores de los depósitos; r 3 dependerá del espesor del aislante y r 4 se conocerá una vez definido r 3 , ya que se ha establecido un espesor de revestimiento de 2mm. 68 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Lo más probable es que sea necesario utilizar aislantes alrededor de los depósitos para mantener el estado líquido del combustible. Sin embargo, sería muy interesante analizar los resultados obtenidos si no se utilizaran aislantes, para posteriormente realizar una comparación entre ambas situaciones. Hay datos que deben determinarse y que son comunes para ambas situaciones, como el coeficiente de película externo asociado al aire y el interno asociado al hidrógeno líquido. Para determinar estos coeficientes de película será necesario calcular el número de Nusselt (Nu): Nu =hLc k(7.8) Para determinar este valor adimensional, es necesario contar con los valores termodinámicos tanto del aire como del hidrógeno líquido. En particular, para el hidrógeno líquido se han tomado como referencia la información proporcionada en [referencia específica]. Además, para determinar el número de Nusselt es necesario calcular otros números adimensionales como el de Prandtl, Grashof y Reynolds. Estos números se definen de la siguiente manera: • Número de Prandtl (Pr): Relaciona la viscosidad cinemática y la difusividad térmica del fluido: Pr =ν α(7.9) • Número de Grashof (Gr): Representa la relación entre las fuerzas de flotabilidad y las fuerzas viscosas en un fluido: Gr =gβ∆TL3 ν2(7.10) • Número de Reynolds (Re): Indica la relación entre las fuerzas inerciales y las fuerzas viscosas en el flujo de un fluido: Re =ρVL µ(7.11) Nuevamente es fundamental conocer las diversas propiedades físicas de los fluidos involucrados (aire e hidrógeno líquido), como la viscosidad, la densidad, la capacidad calorífica y la conductividad térmica. Para una evaluación adecuada, se realizarán simulaciones térmicas considerando ambos escenarios: con y sin aislantes. Esto permitirá una comparación detallada de la eficiencia térmica, las pérdidas de calor y el mantenimiento del estado líquido del hidrógeno en distintas condiciones operativas. Los resultados de estas simulaciones proporcionarán una base sólida para la toma de decisiones en el diseño final del sistema de almacenamiento de combustible. Coeficiente de película del aire exterior El coeficiente de película (h) es un parámetro fundamental para el análisis de la transferencia de calor por convección.Para determinar este valor, se considerarán dos escenarios: el despegue y el crucero, los cuales presentan condiciones de flujo y temperatura significativamente diferentes. Con ello, se seleccionará el escenario más desfavorable y se comprobará su efecto. Para determinar el coeficiente de película es necesario recurrir a correlaciones empíricas que relacionan h con las propiedades del fluido, la geometría del sistema y las condiciones de flujo. 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 69 En este caso, se trata de convección forzada con flujo externo y paralelo, pero la selección de la correlación más adecuada depende del número de Reynolds (Re), que caracteriza el régimen del flujo. Los datos aire para las dos situaciones (despegue y crucero) se presentan a continuación en una tabla: Tabla 7.3 Características del aire. Altitud (km) Densidad (kg/m3)Velocidad (m/s) Viscosidad (Pa·s) Capacidad calorífica (J/kg·K) Conductividad térmica (W/m·K) 0 1,225 72 18,27 ×10−61.007 25,51 ×10−3 11,78 0,3229 233,11 16,6 ×10−6995 19,01 ×10−3 La longitud característica (L) para los depósitos exteriores se considera como la longitud total del depósito (9,16m), excepto para los depósitos de aluminio donde se aumento a 9,26m. Con estos valores se obtiene los siguientes números de Reynolds: •Despegue: –Depósitos de titanio: 4,42·107. –Depósitos de alumino: 4,47·107. •Crucero: –Depósitos de titanio: 4,15·107. –Depósitos de aluminio: 4,2·107. Para los depósitos interiores del ala, se asume que la convección ocurre con la superficie alar y no con el banco de tubos, ya que estos no están en contacto directo con el aire exterior. En este caso, la longitud característica (L) se toma como la cuerda media (4,24m). Con esto se obtienen los siguientes números de Reynolds: •Despegue: 2,047·107. •Crucero: 1,92·107. En base a los valores de Re calculados, la correlación de Chilton-Colburn se considera la más adecuada para este caso: NuL= (0.037ReL4/5−871)Pr1/3(7.12) Con esto, faltaría determinar el número de Prandtl, pero para ello es necesario obtener la viscosidad cinemática y la difusividad térmica, que se podría hacer como: ν=µ ρ(7.13) α=k ρcp (7.14) Sustituyendo las propiedades del aire, se obtienen los siguientes resultados: 76 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Figura 7.24 Comparación de la configuración de pesos de la aeronave. Cabe mencionar que las fracciones asociadas al "Peso del avión vacío" y a "Peso máximo de la carga de pago", se han modificado porque ambos sectores no están referidos al mismo peso, ya que en el segundo diagrama se refiere a un avión ideal sin aislantes y por tanto aligerado. Aún así, puede observarse como la aportación del combustible al peso de la aeronave ha disminuido. Tras analizar los resultados, surge la pregunta de si es posible mejorar la situación actual. Una posible solución es aprovechar el margen másico disponible en los materiales utilizados (aluminio y titanio) para aumentar la capacidad de la aeronave. Sin embargo, esto implicaría comprometer el confort de los pasajeros, ya que reduciría un porcentaje del espacion disponible de la bodega. En esta primera situación se estudiará utilizando 7m de los 27,5 del fuselaje, que vendría siendo aproximadamente un 25% de la bodega. 7.5.3 Situación ideal utilizando parte de la bodega En la fase inicial del proyecto, se descartó la ubicación de los depósitos de hidrógeno líquido dentro de la bodega para evitar afectar el confort de los pasajeros. Sin embargo, tras analizar los resultados obtenidos, se ha determinado que es necesario aumentar la capacidad de combustible de la aeronave. Para ello, se ha decidido sacrificar casi un cuarto de la bodega, 7 metros de longitud. La nueva disposición de los depósitos dentro de la bodega será similar a la planteada inicialmente, pero con la ventaja de una mayor accesibilidad para su mantinimiento e inspección. Esta disposición contempla: •Depósito principal: Un depósito principal con un diámetro de 1,2 metros. • Depósitos secundarios: Dos depósitos secundarios más pequeños con un diámetro de 0,68 metros cada uno. 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 77 Figura 7.25 Modificación de la configuración de depósitos en el interior de la bodega. Con esta configuración, se obtiene un volumen macizo de los depósitos de 13m 3 . Cabe destacar que existe la posibilidad de utilizar depósitos de mayor tamaño (1,4 metros de diámetro para el principal y 0.88 metros de diámetro para los secundarios). Sin embargo, considerando la necesidad de instalar aislamiento térmico entre los depósitos, se ha reservado parte del espacio disponible para este fin. Al igual que se hizo con los depósitos situados en el interior de las alas y debajo de las mismas, el espesor de los tanque de la bodega se determinará en función del material utilizado. Para ello, se aplicará el criterio de tensión equivalente de Von Mises y se seguirán las mismas consideraciones estructurales que para los demás depósitos: Tabla 7.8 Comparación de materiales. Material Espesor (depósito principal/ secundarios) Peso (sin/con refuerzos) Volumen H2(l) Aumento combustible Margen aislantes Aluminiomagnesio 8 mm / 5 mm 633,91 kg / 728,99 kg 12,64m3901,44kg 5.009,41kg Titanio 5 mm / 3 mm 993,24 kg / 1.142,23 kg 12,78m3911,22kg 705,81kg Resultados obtenidos Se realizan nuevamentes la simulaciones sin tener en cuenta el fenómeno de transmisión de calor, para verificar cuál es el alcance máximo se puede llegar idealmente utilizando aislantes térmicos: •Depósitos de aluminio: – Aligeramiento: 5.009,41kg. – Alcance máximo: 6.019km. – Autonomía: 7 horas y 30 minutos. •Depósitos de titanio: – Aligeramiento: 705,81kg. – Alcance máximo: 5.767km. – Autonomía: 7 horas y 15 minutos. 78 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Se observa que gracias a este aumento de combustible disponible se ha incrementado el alcance máximo de la aeronave en un 12,02%, casi 700 km, en el caso de los depósitos de aluminio, mientras que en el caso del titanio un 11,4%, casi 600 km. Con este incremento se aproximaría idealmente el objetivo de los 6.200 km característicos del A320 utilizando la aleación de aluminio magnesio para los depósitos de hidrógeno líquido, con una diferencia del 3%, mientras que con el titanio se tiene un diferencia del 7%. Lógicamente, como no se contempla las pérdidas por evaporación del hidrógeno líquido, realmente se obtendrán resultados en cuanto el alcance mucho más bajos. Por esa razón, sería interestante examinar lo qué se obtendría si se utilizaran aislantes térmicos. Cabe enfatizar que en todos los resultados ofrecidos se respeta la cantidad de combustible de reserva. 7.5.4 Situación usando aislantes térmicos Dado que se ha demostrado que es de obligatoria necesidad el uso de aislantes térmicos, es importante seleccionar aquel con el que se minimice el efecto de la transmisión de calor. De esa forma, el método de transferencia que se da con el ambiente es el de convección, por lo que en esta línea, se suele optar por cámaras de vacío, que aislen los tanques de hidrógeno líquido del exterior. Además, dado que hacer el vació es muy costoso, se dejaría una mínima presión en el interior de esta cámara, y una propuesta sería realizarlo con nitrógeno gaseoso, con lo que se crearía una capa de inertización como medida de protección de los tanques. Con ello, se evitaría el fenómeno de convección, aunque habría que tener en cuenta la radiación en ese vacío, ya que entre las dos cámaras del depósito se puede tener un gradiente de temperatura de más de 200 K fácilmente. Para disminuir el efecto de la radiación se puede recurrir a los recubrimientos que se utilizan comúnmente en la industria espacial para los satélites, los MLI (Multi-Layer Insulation), un asilamiento multicapa compuesto por múltiples capas alternadas de materiales reflectantes y separadores de baja emisividad. Por otro lado, también se podría recurrir a un revestimiento de cobre pulido, un metal que a pesar de sus características altamente conductivas, posee un bajo coeficiente de emisividad, una opción que además sería más barata aunque no más ligera. Sin embargo, utilizar sistemas de vacío en una aeronave en un ambiente propenso a sufrir turbulencias puede generar inseguridades y aumentos de pesos desmesurados.Por esa razón, a pesar de ser la mejor opción en cuanto a aislación térmica de hidrógeno criogénico se refiere, se opta por una aislación térmica convencional utilizando material aislante. En este contexto, el asilante elegido es de la empresa AspenAerogels, y en concreto el producto Cryogel Z [31], un material aislante diseñado para aplicaciones criogénicas como esta, lo que se puede intuir a partir de su nombre. Este material aislante ofrece una importante conductividad baja de 0,014 W/(m·K), con lo que se puede reducir la transferencia de calor y la cantidad de líquido que se evapora. Además de esas características, este aislante es flexible incluso a temperaturas criogénicas, lo que facilita la instalación del mismo. La particulariedad de este aislante denominado aerogel es que es consigue una baja conductividad gracias a que el componente líquido del gel se remplaza por aire, además, tiene una densidad de 160 kg/m 3 . De esta forma, este aislante se dispondrá alrededor de los tanques cilíndricos criogénicos para reducir la conductividad térmica de los mismos. Dimensiones de los depósitos de la bodega. Con todo esto, el siguiente paso es calcular el coeficiente de película equivalente para cada uno de los depósitos. Para ello es importante conocer las características geométricas de estos tanques, con lo que se tendría: 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 79 Tabla 7.9 Geometría de los depósitos de la bodega. Depósitos Diámetro (m) Longitud (m) Área (m2) Depósito mayor 1,2 7 28,65 Depósito menor 0,68 7 15,68 Cálculo del nuevo coeficiente de película Tras esto, se puede comenzar a determinar el coeficiente de película equivalente utilizando la siguiente expresión de nuevo: Q=Ti−Te 1 hiA1+ln(r2 r1) 2πk1L+ln(r3 r2) 2πk2L+ln(r4 r3) 2πk3L+1 heAe =hequAre f (Ti−Te)(7.17) Sin embargo, dicha expresión se puede simplificar eliminando los términos que no están asociados al asilante, ya que como se ha visto en la situación en la que no se utilizan, se obtenían coeficientes de películas equivalentes muy elevados, teniendo así una mala aislación. De esa forma, se estaría calculando un coeficiente de película más conservador y por tanto más seguro. Por tanto, la expresión quedaría: Q=Ti−Te ln(r3 r2) 2πk2L =hequAre f (Ti−Te)(7.18) Despejando correctamente de la expresión anterior se obtiene: hequ =1 ln(r3 r2) 2πk2L 1 Are f (7.19) La cuál se puede representar en una gráfica para visualizar mejor la evolución del coeficiente de película en función del espesor de los aislantes: 80 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Figura 7.26 Efecto del espesor del aislante en el coeficiente de película. Se puede observar como el coeficiente de película equivalente es muy sensible a los espesores del aislante, principalmente durante los primeros 10cm. A pesar de que es deseable tener un coeficiente de película tan pequeño como se pueda, a partir de esos 10cm quizás se puedan tener problemas asociados al peso límite de la aeronaves sin obtener una mejoría muy significativa y problemas asociado al espacio dentro de ella, siendo este un recurso muy importante y limitado en un avión. Por esa misma razón, se utilizarán 10cm de espesor de aislante térmico en todos los depósitos, excepto en los tanques que están situados en el interior de las alas, ya que por razones de espacio se limitarán a 5 cm de espesor. De esa forma, los resultados obtenidos serían: Tabla 7.10 Resultados de los coeficientes de película de los depósitos. Depósito Espesor (cm) Coeficiente equivalente de película (W/(m2·K) Depósito mayor (bodega) 10 0,1394 Depósitos menores (bodega) 10 0,1523 Depósitos exteriores 10 0,1671 Depósitos interiores (ala) 5 0,2482 Como es lógico, el uso de aislantes supone un aporte al peso de la aeronave que es necesario contabilizar. En concreto se tiene: 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 81 Tabla 7.11 Resultados de los coeficientes de película de los depósitos. Depósito Espesor (cm) Volumen de aislante (m3) Peso asociado (kg) Depósito mayor (bodega) 10 2,859 457,44 Depósitos menores (bodega) 10 1,715 274,4 Depósitos exteriores 10 3,47 555,2 Depósitos interiores (ala) 5 5,459 873,41 De esa forma, se obtiene un incremento total de 4973.86 kg. Con dicho aumento se sobrepasa el límite disponible que existía para el titanio en 4268.05 kg por lo que se descarta su uso para esta aplicación, mientras que aún deja un margen de 35.55 kg para la aleación de aluminio magnesio. Cabe destacar, que el uso de aislantes en los depósitos externos aumentará el diámetro de los mismos, aumentando la resistencia aerodinámica, y con ello se tendrá una nueva polar. En este caso, no se repetirán los cálculos, ya que en un inicio ya se realizaron para varios diámetros entre los que estaba un diámetro de 2.2m, que es el que se tiene ahora: Figura 7.27 Incremento del coeficiente de resistencia parasitaria con el diámetro. De esa forma, se obtiene un aumento de la resistencia parasitaria de ∆ C D0 =0,0834. Con esto, la nueva polar de la aeronave sería: 82 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Figura 7.28 Nueva polar aerodinámica. Un apunte importante, es el peso por unidad de longitud que se tiene en la bodega, por si se replantea aumentar el almacenamiento de combustible en este lugar, ya que aunque no es deseable porque se penalizarían las prestaciones en términos de espacio que la aeronave ofrece, son los únicos depósitos que se pueden ampliar sin tener un gran efecto en las actuaciones de la aeronave. Así, se tiene un peso asociado a los tanques de 728,99 kg, 1.006,34 kg debido a los aislantes y 901,44 kg debido al combustible en un total de 7 metros, con lo que se tiene una relación de 376,68kg/m, de la cual, 247,9 kg/m corresponde a la estructura de los tanques y 128,78 kg/m al combustible. Por tanto, conociendo que aún se tiene un margen de 35,55 kg, se puede aumentar 0,09 m la longitud de los depósitos de la bodega, con lo que se incrementaría el peso de la aeronave en 33,9 kg, de los que 11,5 kg corresponden al combustible. De esa forma, bajo esta configuración definitiva a expensas de leves modificaciones, los resultados obtenidos serían: •Alcance: 4.407 km. •Autonomía: 5 horas y 36 minutos • Combustible consumido: 7.368 kg, un 85,12% de lo que se tenía almacenado desde un inicio. Por un lado, si se comparan estos resultados con el anterior escenario en el que si se tuvo en cuenta el fenómeno de transmisión de calor donde se tuvieron unos resultados muy deficientes (23,6 km y un 2,26% de rendimiento del combustible transportado), se podría decir que estos resultados han mejorado considerablemente la situación y que son esperanzadores. Sin embargo, si se comparan con la situación ideal, se tiene que debido al fenómeno de transmisión de calor y al aumento de peso aportado por los aislantes, el alcance de la aeronave ha disminuido en un 26,78%. Por otro lado, sería importante analizar como ha evolucionado la configuración de pesos de la aeronave hasta este punto: 7.5 Fenómeno de transmisión de calor: Evaporación del hidrógeno líquido 83 Figura 7.29 Modificación de los pesos de la aeronave. Si se entra más en detalle, se tiene: Figura 7.30 Configuración de los pesos de la aeronave más detallada. Se puede observar en este último diagrama de sectores que tal y como se indicó en el inicio del documento, que se ha respetado en todo momento los pesos asociados a la estructura del avión vacío y de la carga de pago, trabajando únicamente con la fracción de peso relacionada con el combustible inicial (22.032kg), el cual se ha repartido entre el peso de los aislantes, el de los depósitos y el del hidrógeno líquido. Nuevamente, para todos los resultados obtenidos se ha respetado el combustible de reserva como se puede observar a continuación: Figura 7.31 Evolución del combustible disponible. En esta ocasión, se ha dejado 706 kg de hidrógeno líquido como reserva, lo que supone un 8,16% del total y se tiene que se han evaporado 581,78 kg de hidrógeno líquido, un 6,72% del total. 84 Capítulo 7. Diseño de los depósitos Por otro lado, en la siguiente gráfica se muestra como en todo momento se ha respetado el MTOW del Airbus A320 de 78 toneladas: Figura 7.32 Evolución del peso de la aeronave. Con todo esto, se podría concluir que no es posible imitar la misión del A320, resultado esperado al obtener los resultados en la opción ideal sin tener en cuenta la evaporación del combustible. 8 Optimización de los resultados U na vez que se ha obtenido que no es posible replicar la misión del A320 utilizando hidrógeno líquido como combustible bajo la configuración que se ha ido diseñando anteriormente, en este capítulo se propone intentar mejorar los resultados obtenidos a través de leves modificaciones. Para ello, se van a estudiar los siguientes supuestos: • Se mantienen los coeficientes de películas iniciales, y por tanto el asilamiento establecido, y se mejora el diseño de los tanques. • Se modifica el sistema de aislación y por ende, los coeficientes de película, y se mejora el diseño de los tanques. •Se mejora la aislación de los tanques externos y se mejora el diseño de los tanques. Tal y como se puede observar en todas estas opciones, existe la posibilidad de mejorar el diseño mecánicos de los depósitos de almacenamiento, y esto depende de la evolución de la presión y temperatura en el interior de ellos. 8.1 Opción 1: Coeficientes de películas iniciales y mejora de tanques En esta situación se mantendrá el aislamiento ya realizado y con ello, tanto los coeficientes de películas obtenidos como el peso que este aporta a la aeronave. Basándose en la configuración inicial con la que se obtuvieron unos resultados esperanzadores, la evolución de la presión y temperatura en el interior de los depósitos era la siguiente: 85 92 Capítulo 8. Optimización de los resultados Figura 8.8 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 2). Se observa como en esta primera situación se han utilizado los esfuerzos en reducir el peso de los aislantes para aumentar la capacidad de combustible total que se pueda almacenar. Con todo esto, los resultados que se obtendrían serían: •Alcance: 4.457 km •Autonomía: 5 horas y 39 minutos • Combustible consumido: 7.306 kg de los 9.523 kg que se tenían almacenados inicialmente, lo que supone una eficiencia del 76,72% Al comparar estos resultados con los obtenidos en la primera configuración inicial que se propuso en este estudio, se observa que no se han obtenido una gran mejoría. Se mantiene prácticamente el alcance y, por tanto, la autonomía. Además, al disminuir la aislación térmica, se obtiene un peor rendimiente con lo que un mayor porcentaje de combustible se evapora, pero como se ha primado aumentar la cantidad de combustible, se compensan los efectos. En este contexto, se podrían comparar las gráficas de presión y temperatura de esta situación para ver cómo ha afectado la pérdida de aislación en la evolución de estas magnitudes: 8.2 Opción 2: Coeficientes de películas nuevos y mejora de tanques 93 Figura 8.9 Evolución de las características de los depósitos (opción 2). Se puede observar que al disminuir el espesor de los aislantes, los aumentos de temperatura y presión en el interior de los depósitos son mayores que los que se dan en la situación incial volando una misma cantidad de tiempo, resultado razonable. En el caso de que se quieran mejorar los resultados, se puede optar, al igual que se ha hecho en la anterior opción de optimización, por un rediseño de los depósitos a partir de las presiones máximas que se observan en las gráficas que muestran cómo ha evolucionado la presión en el interior de cada uno de ellos. Puede observarse que las presiones que se tienen los depósitos exteriores como en el principal de la bodega son mucho menores que los 20 bares que se fijaron como presión de diseño mecánico, mientras que en los otros dos tipos de tanques, sí se tiene una presión cercana a la de diseño. Por esa razón, se puede considerar una nueva presión de diseño de 15 bares para el depósito principal de la bodega y de 10 bares para los depósitos exteriores. Así, utilizando el criterio de tensión equivalente de Von Mises y las consideraciones estructurales ya descritas, se tiene: • Depósitos externos: Para estos depósitos de 2 m de diámetro, se obtiene un espesor de 7 mm, con lo que cada depósito exterior pasaría a pesar 630,12 kg, un 47,39% menos que antes, que si se añade el 15% debido a los posibles anclajes y refuerzos se quedaría en 724,64 kg. De esa manera, se podría almacenar en cada uno de ellos 22,45m 3 de hidrógeno líquido, que vendrían siendo 1.600,97kg. 94 Capítulo 8. Optimización de los resultados • Depósito principal de la bodega: En esta ocasión se considera la configuración inicial de una longitud de 7 metros. El depósito principal de 1,3 m de diámetro pasaría a tener un espesor de 6,5 mm. Con ello, se obtiene un peso de 327,88 kg, frente a los 453,12 kg que se tenían en un inicio. Al aplicarle el factor asociado a los anclajes y refuerzos, se tendría un peso de 377,07 kg. Así, el volumen de hidrógeno líquido almacenable ascendería a los 9,106 m 3 , que vendrían siendo 649,23 kg de combustible. De esta forma, se consigue reducir el peso de los depósitos hasta los 5.983,08 kg, reduciendo su peso en un 30,77%. Por otro lado, se tiene 2925.43 kg debido al uso de los aislantes, valor que no ha sufrido ninguna variación con respecto el anterior desarrollo y 8.661,87 kg de hidrógeno liquido. A partir de estos pesos, se tiene un margen másico de 4.218,78 kg, que puede ser utilizado nuevamente para ampliar la capacidad de la bodega. Para aumentar la capacidad de almacenamiento en bodega sería interesante nuevamente obtener la relación peso por unidad de longitud de los depósitos de la bodega. Así, se tiene que estos depósitos almacenan 1.137,35 kg de combustible, tienen 315.61 kg debido a los aislantes y 849,53 kg debido al peso propio de los tanques. Con todo esto se obtiene una relación de 328,93 kg/m, por lo que podría aumentar la longitud de los depósitos en bodega en 12,5 m. De esta forma, se sacrificaría gran parde de la bodega (19,5 m de los 27,5 m), con lo que se reduciría su disponibilidad considerablemente, aspecto que no es deseable, pero sí sería interesante obtener un resultado asociado a esta configuración. Así, se obtendría un aumento de 4.111,63 kg, de los cuales 2.030,98 kg corresponden a un aumento de la masa de combustible que se puede almacenar. Nuevamente, para visualizar estas nuevas modificaciones se tiene: Figura 8.10 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 2 mejorada). Tras una primera parte de esta vía de optimización en la que se ha primado disminuir el peso aportado por los aislantes, en esta ocasión se continúa intentando reducir el peso aportado por los depósitos, consiguiendo así aumentar el porcentaje del combustible en términos de masa hasta el 15% de la aeronave, un 36,36% más que en la primera configuración propuesta. Con todo esto, los resultados que se obtendrían serían: 8.2 Opción 2: Coeficientes de películas nuevos y mejora de tanques 95 •Alcance: 4.994 km •Autonomía: 6 horas y 18 minutos • Combustible consumido: 8.599 kg de los 10.937 kg que se tenían almacenados en esta ocasión, lo que supone una eficiencia del 78,62%. Estos resultados obtenidos son ligeramente mejores que los anteriores en todos los aspectos, sin embargo, siguen siendo inferiores a la primera configuración de optimización estudiada con lo que su uso quedará descartado. A pesar de que es la situación en la que más combustible se dispone, no se consiguen los mejores resultados debido al efecto de la transferencia de calor, la cual ocasiona que se evaporen 1.450 kg de hidrógeno líquido, un 13,26% del total, un 67,42% más que en la opción 1. Aún así, sería interesante comprobar que las presiones que se dan en los interiores de los depósitos están considerablemente por debajo de la de diseño y revisar también que se ha dejado un porcentaje de combustible de reserva: Figura 8.11 Evolución del estado de los depósitos (opción 2 mejorada). Figura 8.12 Evolución del combustible disponible (opción 2 mejorada). Se tiene en este caso un combustible de reserva de 887,78 kg, que supone un 8,12% del total. 96 Capítulo 8. Optimización de los resultados 8.2.2 Diagrama de bloques representativo En esta ocasión, esta vía de optimización está constituida principalmente por dos procesos: el primero que consiste en rediseñar el sistema de aislamiento térmico, y el segundo que consiste en un rediseño mecánico de los depósitos. De esta manera, el diagrama ilustrativo del segundo proceso sería similar al diagrama que se ha expuesto para la primera opción. Con ello, una representación gráfica que ilustre los pasos seguidos en la primera fase de esta optimización sería: Figura 8.13 Fase 1 de la optimización 2. 8.3 Opción 3: Aumentar el asilamiento de los depósitos exteriores 97 8.3 Opción 3: Aumentar el asilamiento de los depósitos exteriores Tal y como se ha podido comprobar con la línea descrita anteriormente, es fundamental garantizar un buen asilamiento de los tanques dado que de nada sirve si se tiene una gran cantidad de combustible para utilizar pero más aislado térmicamente. De esa forma, utilizando los resultados de la primera opción, una vez que se han recalculado los espesores de los depósitos considerando una nueva presión de diseño mecánico, se ha obtenido un margen másico de 4.349,33 kg. Con este resultado, se optó por aumentar la capacidad de almacenamiento de combustible de la aeronave, sin embargo, en este caso, se planterá aumentar en un inicio el aislamiento de los depósitos externos, los únicos en los que se puede mejorar la aislación. 8.3.1 Desarrollo de la nueva configuración Se aumentará el espesor del aislante de 10 cm a 15 cm, con lo que tendría varios efectos directos: Se conseguiría reducir el coeficiente de película, teniendo un valor de 0,114 W/(m 2 K) y aumentaría el coeficiente de resistencia parasita, teniendo un valor de 0,009656, debido a que se aumenta el diámetro exterior de los tanques. Además, se aumentaría el peso de la aeronave en 1.189,79 kg, reduciendo el margen másico a 3.159,54 kg, que tras esto, ya podría ser utilizado para aumentar la capacidad de hidrógeno líquido que se puede almacenar en bodega. En esta situación, la nueva polar de la aeronave sería: Figura 8.14 Nueva polar (opción 3). En esta ocasión y utilizando las relaciones calculadas para la primera optimización (no se ha modificado en esta situación nada de la bodega, con lo que los datos son los mismos), se obtiene que se podría aumentar la longitud los depósitos en la bodega 10 m, con lo que se conseguiría aumentar en 18,42 m 3 la cantidad de combustible almacenable (1.313 kg), al mismo tiempo que se aportaría 1.759,21 kg debido a los aislantes y a la propia estructura del tanque. Para visualizar mejor estas modificaciones se tiene: 98 Capítulo 8. Optimización de los resultados Figura 8.15 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 3). Con todo esto, los resultados para esta configuración serían: •Alcance: 4.975 km. •Autonomía: 6 horas y 17 minutos • Combustible consumido: 8.623 kg de los 10.005 kg que se tienen en un inicio, lo que supone un rendimiento del 86,19%. Tal y como se puede observar, esta configuración empeora los resultados de la primera opción de optimización, a pesar de tener los depósitos exteriores mejores aislados, con lo que se obtiene un rendimiento mayor. Esto ocurre principalmente por el aumento de la resistencia parasitaria debido al aumento del diámetro de los tanques exteriores al aumentar el espesor del aislante que los recubre. De esa forma, al aumentar la resistencia aerodinámica se aumenta el consumo, penalizando el alcance de la aeronave. Para finalizar, se debería verificar que el estado de los depósitos (temperatura y presiones) son correctas y mostrar que se ha mantenido una fracción de combustible de reserva: 8.3 Opción 3: Aumentar el asilamiento de los depósitos exteriores 99 Figura 8.16 Evolución del estado de los depósitos (opción 3). Figura 8.17 Evolución del combustible disponible (opción 3). En este caso, se deja como reserva 832,1 kg, que supone un 8,32% del combustible total transportado. Por otro lado, se ha evaporado un 5,5% del hidrógeno líquido total, 549,87kg. A partir de los resultados obtenidos de este planteamiento surge una nueva vía de optimización posible y es que hasta el momento, los esfuerzos se han utilizado a aumentar la cantidad de combustible almacenado en mayor o menor medida, sin embargo, al mejorar la aislación térmica de los depósitos, se aumenta el rendimiento total del combustible almacenado, con lo que cabe preguntarse si de esta forma, sin aumentar la resistencia aerodinámica de la aeronave, se puede mejorar el alcance y la autonomía. 8.3.2 Diagrama de bloques representativo Al contrario de la opción 2, este escenario es una modificación de la primera opción desarrollada. De esta forma, una representación gráfica que ilustre los pasos seguidos serían: 100 Capítulo 8. Optimización de los resultados Figura 8.18 Optimización 3. 8.4 Opción 4: Mejorar la aislación térmica en general y el diseño mecánico de los depósitos 101 8.4 Opción 4: Mejorar la aislación térmica en general y el diseño mecánico de los depósitos Para materializar esta última alternativa, se require un rediseño de todos los depósitos de la aeronave., debido principalmente por dos motivos: • Limitaciones de espacio: Tanto la bodega como el interior de las alas presetan restricciones volumétricas significativas, por lo que si se quiere aumentar la cantidad de aislante, habría que reducir el espacio que ocupan los propios depósitos. • Optimización aerodinámica: Dado que se busca evitar un aumento del coeficiente de resistencia parasitaria, el diámetro máximo de los depósitos externos se mantiene en 2,2 metros. 8.4.1 Desarrollo de los depósitos exteriores En esta escenario, como se mencionó anteriormente, el diámetro total del depósito se mantiene en 2,2 m. Si se desea aumentar el espesor del aislante, es necesario reducir el diámetro del depósito en sí. En este caso concreto, se propone aumentar el espesor del aislante de 10 cm a 15 cm. Esto implicaría un peso de 813,02 kg por depósito y una reducción de su diámetro a 1,9 metros. Con esta modificación, el coeficiente de película se reduciría de 0,1671 W/(m2·K) a 0,1086 W/(m2·K). Al reducir el diámetro de los depósitos, también se reducirá su espesor. Este nuevo espesor se calcula´ra nuevamente siguiendo el criterio de tensión equivalente de Von Mises, considerando una presión de diseño mecánico de 20 bares. El resultado es un espesor de 13 mm. Cada depósito persaría 1.088,55 kg, cifra que se incrementaría en un 15% debido al posible uso de anclajes y refuerzos, llegando a un total de 1.251,83 kg por depósito. Con esta configuración, cada depósito podría almacenar 19,685 m3de hidrógeno líquido, lo que equivale a 1.403,54 kg. 8.4.2 Desarrollo de los depósitos interiores A diferencia de las demás alternativas, en esta propuesta implica si se van a modificar la configuración de estos depósitos con el fin de obtener unos mejores resultados. En primer lugar, se propone aumentar el espesor del aislante de 5 cm a 7,5 cm. Esta modificación conllevaría aumentar el peso de los mismos hasta los 1.234,72kg por cada semiala. Sin embargo, se lograría reduicir el coeficiente de película de 0,2482 W/(m 2 ·K) a un valor más favorable de 0.1549 W/(m2·K). Nuevamente, como el espacio disponible es limitado, es necesario reduicr el diámetro de los depósitos. Como consecuencia de esta reducción, también se debe recalcular el espesor de los mismos. Para ello, se aplicará nuevamente el criterio de tensión equivalente de Von Mises considerando una presión de diseño mecánico de 20 bares. De esta forma, el nuevo espesor resultante es de 2,5 mm. Cada depósito con esta configuración pesaría 391,17 kg. Sin embargo, es necesario considerar un incremento del 15% debido al posible uso de anclajes y refuerzos, lo que eleva el peso final a 449,85 kg por depósito. A pesar de este aumento de peso, cada depósito tendría una capacidad de almacenamiento de 7,227m3de hidrógeno líquido, lo que equivale a 512,28 kg. 8.4.3 Desarrollo de los depósitos de la bodega La configuración de los depósitos de la bodega también experimenta modificaciones significativas. En este caso, se propone aumentar el espesor del aislante a 15 cm tanto para el depósito principal como para los secundarios. Esta modificación implica un peso de los aislantes de 1.430,29 108 Capítulo 9. Aplicaciones Figura 9.2 Evolución del consumo de combustible disponible en función de la configuración utilizada. De esa forma, se pueden comparar los resultados que se pueden obtener en función del número de depósitos: cuatro, dos o ninguno (siempre pares), para examinar si estas dos últimas configuraciones pueden ser o no utilizadas comercialmente. Así, en las siguientes gráficas se superponen, como se hará posteriormente con la configuración incial y los resultados de máximo alcance utilizando hidrógeno líquido como combustible, los diferentes resultados de las diferentes configuraciones, en particular: el alcance (a), la altitud (b), la velocidad (c) y la posición de la palanca de gases (d), viéndose en este último el gran efecto de la reducción de la resistencia aerodinámica: (a) (b) 9.1 Resultados en función de la configuración de depósitos 109 (c) (d) Figura 9.3 Resultados obtenidos durante el vuelo completo según la configuración de la aeronave. Si se examinan los resultados con más detalle de las dos nuevas configuraciones (con dos depósitos o con ninguno bajo el ala) frente a la configuración con la que se consigue el máximo alcance utilizando hidrógeno líquido como combustible, se tiene: • Dos depósitos bajo el ala: La eliminación en dos de los depósitos situados bajo el ala supone una disminución del combustible almacenado en un 30,49% y al tener una menor cantidad de combustible almacenado se recorrerá una menor distancia, en concreto se tiene 4.264 km, una cifra un 21% menor con respecto al máximo alcance que se puede conseguir con la aeronave. Como se puede observar, dicha disminución no se corresponde con la disminución del combustible almacenado, pues como se ha comentado, al disminuir la resistencia aerodinámica de la aeronave, el consumo será menor. De esta forma, con esta configuración se pueden realizar perfiles de vuelo bastante comunes de esta aeronave, el A320, pues se consigue un alcance de 4.264 km y a pesar de que dicha aeronave esté diseñada para un alcance máximo de 6.200 km, esto no implica que no siempre se vaya a utilizar para esa distancia. De esa forma, un vuelo típico de un A320 implica una distancia de vuelo de 2.500 km, distancia que puede ser cubierta con esta configuración, evitando así disponer de los cuatro depósitos bajo el ala. • Ningún depósito bajo el ala: Dado que se estudia los resultados que se obtienen al disminuir en dos los depósitos dispuestos bajo el ala, también sería interesante discutir los resultados obtenidos si no se disponen de ninguno de ellos y únicamente se utilizan los depósitos ya configurados en el interior de la aeronave, es decir, los que están instalados en la bodega y los que están en el interior de las alas. De esas forma, se reduce considerablemente el combustible almacenado (un 61%), y con ello también el alcance (a 2.604 km, un 52%) obtenido tal y como se puede observar en la gráfica anterior, pero se consigue reducir la resistencia aerodinámica, tal y como se observa en la gráfica de las posiciones de palanca a lo largo del perfil de vuelo, y con ello el consumo de la misma. Con todo esto, cabe mencionar que es cierto que los mejores resultados de la aeronve se consiguen utilizando el máximo número de depósitos, sin embargo, partiendo de esa configuración definitiva, también se pueden realizar modificaciones sobre la misma para hacer más versátil y óptima las actuaciones de la aeronave, ya que los resultados obtenidos para la situación con dos depósitos establecen el límite en cuanto al óptimo de una distancia que se quiere recorrer. Por ejemplo, si se quiere recorrer una distancia de 3.000 km, distancia menor que el alcance máximo con dos depósitos, lo más conveniente sería utilizar dos depósitos en lugar de cuatro, ya que si se utilizaran cuatro depósitos se podría cubrir perfectamente dicha distancia, pero se necesitarían una mayor 110 Capítulo 9. Aplicaciones cantidad de combustible para realizar la misma misión, al aumentar el consumo de la aeronave al aumentar la resistencia aerodinámica. De esa forma, se puede establecer una gráfica que indique la configuración que se debe utilizar en función de la distancia que se quiera recorrer, caracterizada por tres intervalos: sin depósitos externos para distancias de 0 a 2.604 km, con dos depósitos externos para distancias de 2.604 km a 4.264 km, y con cuatro depósitos externos para distancias de 4.264 km a 5.398 km, que sería el alcance máximo. Figura 9.4 Representación de los máximos alcanzables según la configuración. 10 Resultados obtenidos U na vez obtenido unos resultados coherentes y optimizados en tanto ha sido posible en una primera situación, sería conveniente comparar el mejor de entre ellos y la situación originial, para comprobar las posibles ventajas y desventajas que puede suponer el uso de hidrógeno líquido como combustible. Para esta conclusión, se utilizarán los mejores resultados obtenidos, que corresponden a la primera opción de optimización y con respecto al máximo alcance posible, dejando a un lado las diferentes configuraciones que puede surgir a partir la inicial ya establecida. 10.1 Discusión de los resultados obtenidos Uno de los principales fines de este estudio era comprobar si es posible utilizar hidrógeno líquido como combustible en la aeronave elegida que este caso se trataba de un Airbus A320 para conseguir realizar la misma misión que se puede utilizando queroseno. En esa línea, habría que admitir que no es posible, y no lo es por varias razones, quedando un 12,93% por debajo del objetivo, en cuanto a alcance se refiere. Antes de continuar cabe destacar que los mejores resultados se han obtenido de aquella situación en la que se ha compaginado un buen sistema de aislación térmica con un aumento del combustible almacenable. Se ha comprobado, que ni priorizando el aumentar la cantidad de combustible ni el mejorar la aislación térmica se consiguen los mejores resultados, sino que estos provienen de una situación de equilibrio entre ambas ideas. Tras esto, en primer lugar no se puede realizar la misma misión por el problema de almacenamiento. Dado que se quiere realizar ligeras modificaciones en la aeronave sin tener que construir una nueva para realizar la misión para la que ha sido diseñada, se tiene que aprovechar el espacio disponible, y en esa línea, para que el confort de los pasajeros se viera lo menos afectado posible, se dejó como última opción utilizar la bodega para almacenar combustible, aunque finalmente se ha sacrificado parte de ella. En esa línea, se propuso la instalación de depósitos externos debajo de las alas, unos depósitos de un mayor tamaño que lo que comúnmente se pueden observar pero diseñados correctamente. Dichos depósitos supondrían un aumento de la resistencia aerodinámica, siendo esta una de las principales razones por la que no se puede conseguir reproducir la misma misión que el A320. Este aumento de la resistencia aerodinámica es tal que considerando un mismo funcionamiento de motor tal y como se indicó en el inicio de este documento, se tiene un gran aumento de la posición de palanca que implica un mayor consumo de combustible. A continuación se puede observar la diferencia: 111 112 Capítulo 10. Resultados obtenidos Figura 10.1 Comparación entre las posiciones de la palanca de gases. Puede observarse como la posición de palanca aumentar considerablemente, teniendo una posición del 91,75% en la subida, del 89,77% en la fase de crucero y del 26,44% en el descenso, cuando en promedio, en la misión original se tenía una posición del 87% en subida, del 67,43% en crucero y del 16,6% en el descenso. Este aumento considerable de la posición de la palanca durante todo el perfil de vuelo puede conllevar a la necesidad de diseñar un motor de mayores prestaciones para esta configuración, para así reducir estos valores hasta unos promedios similares a los que se tenían en un inicio. Todos estos incrementos implican el mencionado aumento del consumo de combustible, ya que si se tiene un consumo específico equivalente en términos energéticos al tratarse del mismo motor y se tiene un aumento del empuje, se tiene un aumento del consumo del combustible. Si se hace una comparación entre el consumo de queroseno y de hidrógeno se tiene que en la misión original, se consumían 19.886,08 kg de queroseno, que equivalen a 855.102 MJ, por otro lado, en el caso del hidrógeno líquido se consumen 8.866 kg, que equivalen a 1.063.920 MJ, con lo que consumiendo incluso una mayor cantidad de energía, un 24,42% más, no se puede alcanzar el mismo objetivo. En segundo lugar, otro fenómeno que perjudica a las actuaciones del A320 volando con hidrógeno líquido es la transmisión de calor. Dado que se transporta hidrógeno líquido a temperatura criogénica (-253ºC), es necesario garantizar unas buenas condiciones de aislación, para evitar a la vez que se alcance el punto crítico del hidrógeno líquido y que la presión de saturación de los depósito sea lo menor posible, para que no se evapore gran cantidad de hidrógeno líquido. Si se recurre de nuevo a un balance energético para visualizar la magnitud del fenómeno, en la situación del queroseno se transportan 22.032 kg que vendrían siendo 947.376 MJ, mientras que en la situación del hidrógeno se transportan 10.570 kg, con lo que se tienen 1.268.400 MJ, de los que se pierde un 7,92% debido a este fenómeno. Aún así, se ha trabajando para minimizar este efecto y maximizar las prestaciones. Ese último aspecto se ha podido observar cuando se ha estudiado la "Opción 2 de optimización", puesto que en ese caso se garantizó que no se alcanzaba el punto crítico y se dedicaron los esfuerzos a aumentar la capacidad de almacenamiento de combustible de la aeronave, y con ello, aún siendo la situación que mayor porcentaje de hidrógeno líquido que tenía (15%) no se obtuvieron los mejores resultados, teniendo un menor alcance y rendimiento que con las demás. Sin embargo, esta idea no implica que se debe mejorar la aislación térmica tanto como sea posible, ya que tal y como se puede observar en la última vía de optimización, se ha seguido esta idea y ha sido donde peores resultados se ha obtenido, ya que al priorizar la aislación, se perdía margen para aumentar la cantidad de combustible almacenable. Por otro lado, en la primera opción, donde mejores resultados se han obtenido, se partió de una situación en la que se tenía una buena aislación, no la mejor pero si 10.2 Nuevo perfil de vuelo 113 buena, y tras esto se aumentó el combustible todo lo posible. Con todo esto, se observa que los mejores resultados se han obtenido en aquel escenario en el que se encuentra un compromiso entre la cantidad de combustible almacenable y la aislación térmica. En esta línea, en la primera situación estudiada y la más viable, se puede observar como las pérdidas debidas a la transferencia de calor son importantes: Figura 10.2 Comparación de combustible entre la situación ideal y no ideal. Se puede observar como la diferencia entre el combustible que se tendría idealmente con el que se tiene en realidad es sensible al tiempo de vuelo. Quizás ahí esta la solución, en utilizar este tipo de combustible para vuelos aún más cortos, donde no se hagan tan notables los efectos de la transferencia de calor en la evaporación del hidrógeno y por tanto, se tenga una mayor eficiencia del combustible que se está transportando en vuelo, pero para ello se podría utilizar una aeronave diseñada para ese fin, para trayectos más cortos, en lugar de utilizar un Airbus A320 diseñado para trayectos de media distancia. Con todo esto, habría que concluir que no es posible imitar la misión del A320, a pesar de que se tenga un resultado cercano. 10.2 Nuevo perfil de vuelo En este último punto se prentende mostrar la evolución de las diferentes características de la aeronave a lo largo del nuevo perfil de vuelo seguido, el cual es similar a la situación inicial con queroseno con la una salvajedad de una reducción de la distancia recorrida en crucero: 114 Capítulo 10. Resultados obtenidos (a) (b) (c) (d) Figura 10.3 Características del perfil de vuelo para la aeronave utilizando hidrógeno líquido. Con estas gráficas, se demuestra que el perfil de vuelo que sigue la nueva aeronave utilizando hidrógeno líquido criogénico es el mismo que el de la aeronave tradicional. Además, puede visualizarse el efecto de la reducción de la autonomía de vuelo. Por otro lado, se quiere mostrar que en todo momento se ha respetado el MTOW de la aeronave de 78 toneladas y que para obtener estos resultados no ha sido necesario sacrificar parte de la carga de pago, que podría haber sido otra de las opciones. Figura 10.4 Configuración definitiva de los pesos de la aeronave. 10.3 Futuro del hidrógeno líquido como combustible 115 Figura 10.5 Evolución del peso total de la aeronave a lo largo del vuelo. 10.3 Futuro del hidrógeno líquido como combustible A pesar de que los resultados muestran que no es posible imitar la misión del A320 en su totalidad en cuanto a alcance se refiere, los resultados son muy esperanzadores pues se obtienen resultados cercanos al objetivo. Si se realizan las correctas modificacions en estas aeronaves, se pueden recorrer hasta una distancia de 5.398 km, una distancia que supera la que se recorre conmúnmente en vuelos continentales. Figura 10.6 Comparación de alcance entre la situación inicial y la final. En esta imagen se puede visualizar más fácilmente cómo ha sido la penalización del alcane desde un punto de partida como el aeropuerto de Sevilla. Sin embargo, a pesar de una penalización del 12,93% en el alcance de la aeronave, se observa que bajo esta configuración se puede cubrir prácticamente la mayoría de vuelos que se realizan comúnmente sin ningún problema. El resultado obtenido era parcialmente esperado desde un inicio, ya que cuando se estudiaron las situaciones ideales, ni siquiera se alcanzaba el objetivo (es cierto que en esos escenarios no se sacrificaba tanto espacio en la bodega con el fin de no perjudicar el confort de los pasajeros), pero todo eso no implican que los resultados obtenidos sean erróneos ni mucho menos, pues incluso mejoran las características de los aviones que actualmente se están desarrollando. Un ejemplo de todo esto es el concepto de aeronave con turbofanes ZEROe de Airbus, la cual se estima que podría tener una capacida de pasajeros menor de 200 y un alcance de 2.000 millas náuticas, que serían 116 Capítulo 10. Resultados obtenidos 3.700 km. Ambas características son alcanzadas y superadas con las modificaciones realizadas en el A320, por lo que no sería necesario diseñar una aeronave desde cero para llevar a cabo este objetivo. Sin embargo, estas aeronaves no utilizarían depósitos externos como sí se ha considerado en esta situacion, sino que se almacenaría en la cola de la aeronave (se puede apreciar como hay una mayor longitud del fuselaje sin ventanillas y por tanto, ahí no habría pasajeros), pero para llevar acabo esa misma configuración en un A320 sería necesario conocer los planos de la aeronave y los sistemas que están instalados en dicha zona. Figura 10.7 Concepto de aeronave con turbofanes ZEROe. Por todas estas razones, se abre un amplio abanico en cuanto a las posibiliadades para utilizar el hidrógeno líquido como combustible. 11 Conclusión U na vez analizados y comparados todos los resultados obtenidos, se ha observado que la distribución del peso dedicado a cada componente (depósitos, aislantes y combustible) es crucial para obtener mejores o peores resultados. Se examinaron situaciones donde se priorizó maximizar la cantidad de combustible almacenable y otras donde se dió prioridad a mejorar la aislación térmica del sistema. En ninguno de estos casos se lograron los mejores resultados, los cuales se obtuvieron al encontrar un compromiso entre ambas prioridades. Durante todo el desarrollo, quedó claro que un buen diseño mecánico de los depósitos es fundamental para aligerar la aeronave lo máximo posible, permitiendo así un mayor margen de masa que sería dedicado a aumentar la cantidad de combustible. En este sentido, la elección de la aleación de aluminio-magnesio fue esencial, aunque quizás durante el documento no se le ha dado la suficiente importancia. Sin embargo, resultó clave para obtener los resultados logrados, ya que, de lo contrario, se habrían encontrado problemas relacionados con el sobrepeso de la aeronave. La aleción de aluminio-magnesio, aunque no posee un alto límite elástico en comparación con el titanio y el acero, permite corregir los espesores mayores con su baja densidad. Si se habla con respecto la mejor de las configuraciones, los resultados muestran que no se logra imitar la misión del Airbus A320 con un alcance de 6.200 km, quedándose aproximadamente un 13% por debajo. No obstante, los resultados son muy prometedores, ya que se podría lograr un alcance de 5.398 km, respetando incluso el combustible de reserva. Esta tecnología podría ser utilizada en la mayoría de los vuelos sin ningún problema, especialmente en vuelos de corta y media duración como este. Aunque se obtiene una autonomía de casi 7 horas, se ha observado que el fenómeno de transmisión de calor es muy sensible a la duración del vuelo, de modo que a menor duración, mayor eficiencia del combustible transportado se consigue. Además, se ha comprobado que configuración entre las posibles son las más óptimas para recorrer una distancias u otras, con lo que si se quiere recorrer una distancia típica comercial de 3.000 km, no sería necesario utilizar los cuatro depósitos bajo las alas de la aeronave. Por último, si se desea mejorar los resultados es necesario perfeccionar el sistema de aislamiento térmico de los depósitos, con el fin de optimizar el rendimiento del combustible sin reducir significativamente la cantidad almacenada. Además, sería necesario mejorar la nueva aerodinámica de la aeronave. Por esa razón, en los diseños actuales de la industria aeronáutica no se plantea la disposición de los depósitos que se ha utilizado en este estudio, ya que como se ha observado, se requeriría desarrollar un motor con mayores prestaciones para reducir la posición de palanca de gases durante el vuelo. No obstante, de lograrse esto, se tendría una aeronave operativa para realizar la mayoría de vuelos comerciales. 117 Índice de Figuras 2.1 DLR H2Fly 4 2.2 ZeroAvia HyFlyer2 4 2.3 Prototipo del avión modificado 5 3.1 Sistema Fly-by-wire y sistema mecánico clásico [14] 8 3.2 Pedidos de la familia A320 y de B737 9 3.3 Planos del Airbus A320 [19] 11 3.4 Diagrama de sectores sobre la configuración de pesos de la aeronave 11 4.1 Modelo de Empuje 13 4.2 Modelo de Consumo 15 4.3 Imagen del motor Rolls-Royce RB211 16 4.4 Mapas operativos del turbofán RB211 17 4.5 Mapas operativos tridimensionales del turbofán RB211 17 4.6 Mapas operativos tridimensionales del turbofán CFM56 actualizados 19 4.7 Comparación de los mapas operativos 19 4.8 Representación gráfica de la polar aerodinámica 20 4.9 Polar no compensada y polar compensada [26] 20 5.1 Perfil de vuelo dado por Eurocontrol [19] 24 5.2 Croquis del despegue 26 5.3 Coeficiente de sustentación en función de la configuración de flaps 27 5.4 Configuración de fuerzas que se tienen en el despegue 28 5.5 Tabla de coeficientes de fricción 28 5.6 Resultados obtenidos en el despegue 30 5.7 Resultados obtenidos durante la subida 32 5.8 Fuerzas que actúan en crucero 33 5.9 Resultados obtenidos durante crucero 34 5.10 Consumo de combustible durante crucero 35 5.11 Resultados obtenidos durante el descenso 37 5.12 Resultados obtenidos durante el vuelo completo 39 6.1 Gráfica de estado del amoniaco en función de la temperatura y presión [28] 42 6.2 Gráfica de estado del hidrógeno en función de la temperatura y presión [28] 43 7.1 Representación gráfica del estado tensional de los depósitos debido a la presión interna 46 7.2 Planos del ATA 28 del A320 47 125 126 Índice de Figuras 7.3 Selección de la superficie de interés 48 7.4 Proceso de obtención del espacio interno de las alas 48 7.5 Planos de la sección del fuselaje del A320 49 7.6 Configuración planteada de depósitos en el interior de la bodega 50 7.7 Comparación entre las diferentes formas de nariz 51 7.8 Opciones de depósitos 52 7.9 Resultados en función del diámetro de los depósitos 54 7.10 Incrementos del coeficiente de resistencia parasitaria con el diámetro 54 7.11 Correlación entre la relación D/L y el incremento de resistencia 55 7.12 Comparación entre la polar inicial y la nueva polar aerodinámica 55 7.13 Ilustración conjunta del ala y los depósitos 56 7.14 Imágenes del B-52 56 7.15 Imagen del F-16 57 7.16 Representación gráfica del interior del depósito afectado por una aceleración 58 7.17 Aceleraciones durante el perfil de vuelo 58 7.18 Relación de la resistencia frente a la orientación de las fibras. 64 7.19 Relación de la resistencia frente a la orientación de las fibras. 65 7.20 Estructura interna de material compuesto para almacenar hidrógeno. 66 7.21 Diagrama T-s del hidrógeno [30] 67 7.22 Resultados obtenidos sin aislantes 73 7.23 Nuevas posiciones de palanca 75 7.24 Comparación de la configuración de pesos de la aeronave 76 7.25 Modificación de la configuración de depósitos en el interior de la bodega 77 7.26 Efecto del espesor del aislante en el coeficiente de película 80 7.27 Incremento del coeficiente de resistencia parasitaria con el diámetro 81 7.28 Nueva polar aerodinámica 82 7.29 Modificación de los pesos de la aeronave 83 7.30 Configuración de los pesos de la aeronave más detallada 83 7.31 Evolución del combustible disponible 83 7.32 Evolución del peso de la aeronave 84 8.1 Evolución del estado de los depósitos 86 8.2 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 1) 87 8.3 Evolución del estado de los depósitos (opción 1) 88 8.4 Evolución del combustible disponible (opción 1) 88 8.5 Optimización 1 89 8.6 Nueva polar (opción 2) 90 8.7 Nueva configuración de depósitos en bodega 91 8.8 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 2) 92 8.9 Evolución de las características de los depósitos (opción 2) 93 8.10 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 2 mejorada) 94 8.11 Evolución del estado de los depósitos (opción 2 mejorada) 95 8.12 Evolución del combustible disponible (opción 2 mejorada) 95 8.13 Fase 1 de la optimización 2 96 8.14 Nueva polar (opción 3) 97 8.15 Evolución de las configuraciones de pesos (opción 3) 98 8.16 Evolución del estado de los depósitos (opción 3) 99 8.17 Evolución del combustible disponible (opción 3) 99 8.18 Optimización 3 100 8.19 Nueva configuración de los depósitos en la bodega 102 Índice de Figuras 127 8.20 Nueva configuración de pesos (opción 4) 102 8.21 Evolución del estado de los depósitos (opción 4) 103 8.22 Última configuración de pesos (opción 4) 104 8.23 Evolución del estado de los depósitos (opción 4 mejorada) 105 8.24 Evolución del combustible disponible (opción 4 mejorada) 105 8.25 Fase 1 de la optimización 4 106 9.1 Polar de la aeronave en función de la configuración de la misma 107 9.2 Evolución del consumo de combustible disponible en función de la configuración utilizada 108 9.3 Resultados obtenidos durante el vuelo completo según la configuración de la aeronave 109 9.4 Representación de los máximos alcanzables según la configuración 110 10.1 Comparación entre las posiciones de la palanca de gases 112 10.2 Comparación de combustible entre la situación ideal y no ideal 113 10.3 Características del perfil de vuelo para la aeronave utilizando hidrógeno líquido 114 10.4 Configuración definitiva de los pesos de la aeronave 114 10.5 Evolución del peso total de la aeronave a lo largo del vuelo 115 10.6 Comparación de alcance entre la situación inicial y la final 115 10.7 Concepto de aeronave con turbofanes ZEROe 116 12.1 Planos de la sección del fuselaje del A320 119 12.2 Evolución del combustible disponible (opción 1) 120 12.3 Conjunto del ala con los depósitos bajo ellas 120 A.1 Relaciones frente a la altitud 123 Índice de Tablas 4.1 Comparación de características entre CFM56 y RB211 18 7.1 Diferentes geometría de los depósitos 53 7.2 Comparación entre los resultados obtenidos de los materiales 63 7.3 Características del aire 69 7.4 Número de Prandtl 70 7.5 Características del hidrógeno 71 7.6 Coeficientes de películas según el material del depósito exterior 71 7.7 Coeficientes de películas según el material del depósito interior 72 7.8 Comparación de materiales 77 7.9 Geometría de los depósitos de la bodega 79 7.10 Resultados de los coeficientes de película de los depósitos 80 7.11 Resultados de los coeficientes de película de los depósitos 81 129 Bibliografía [1] Cesur. Tipos de aviones: ¿Cuáles son y cómo reconocerlos? Accedido: 1-04-2024. 2024. url:https://www.cesurformacion.com/blog/que-tipos-de-aviones-existen-y-como-puedes- aprender-a-distinguirlos. [2] ICAO. La aviación y el medio ambiente. Accedido: 1-04-2024. 2024. url:https://www.icao. int/publications/journalsreports/2008/6304_es.pdf . [3] European Parliament. ¿Qué es la neutralidad de carbono y cómo alcanzarla para 2050? Accedido: 1-04-2024. 2019. url:https:// www.europarl.europa.eu/ topics/ es/ article/ 20190926STO62270/que-es-la-neutralidad-de-carbono-y-como-alcanzarla-para-2050. [4] km77. El sonido del hidrógeno. Accedido: 1-04-2024. 2011. url:https://www.km77.com/ revista/teletransporte/el-sonido-del-hidrogeno/. [5] European Commission. La subasta del Banco Europeo del Hidrógeno proporciona 720 millones EUR para la producción de hidrógeno renovable en Europa. Accedido: 2-05-2024. 2024. url:https://ec.europa.eu/commission/presscorner/detail/es/ip_24_2333. [6] 20Minutos. Éxito de la primera prueba del mundo de un motor a reacción de hidrógeno. Accedido: 3-04-2024. 2022. url:https://www.20minutos.es/tecnologia/actualidad/exitode-la-primera-prueba-del-mundo-de-un-motor-a-reaccion-de-hidrogeno-5081901/. [7] Wikipedia. Aeronaves propulsadas por hidrógeno. Accedido: 3-04-2024. 2024. url:https: //es.wikipedia.org/wiki/Aeronaves_propulsadas_por_hidr%C3%B3geno. [8] H2FLY. H2FLY And Partners Complete World’s First Piloted Flight of Liquid Hydrogen Powered Electric Aircraft. Accedido: 4-04-2024. 2023. url:https://www.h2fly.de/2023/09/ 07/h2fly-and-partners-complete-worlds-first-piloted-flight-of-liquid-hydrogen-powered- electric-aircraft/. [9] EMEC: European Marine Energy Centre. HyFlyer projects : EMEC. Accedido: 4-04-2024. 2024. url:https://www.emec.org.uk/projects/hydrogen-projects/hyflyer/. [10] ZeroAvia. ZeroAvia Forges Path to Hydrogen-Electric Regional Jets with MHIRJ. Accedido: 4-04-2024. 2023. url:https://zeroavia.com/mhirj-initial-technical-study/. [11] Hidrógeno-verde. Alemania prepara una red de repostaje de hidrógeno para camiones pesados. Accedido: 5-05-2024. 2024. url:https://hidrogeno-verde.es/hytruck-movilidad- hidrogeno-alemania/. [12] Tecpa. Las hidrogeneras en España. Accedido: 5-05-2024. 2024. url:https://www.tecpa.es/ hidrogenera/. [13] Wikipedia. Airbus A320. Accedido: 6-04-2024. 2024. url:https://es.wikipedia.org/wiki/ Airbus_A320. 131 132 Bibliografía [14] Aeronauticapy. Sistema Fly-by-wire, una apuesta a la tecnología y la seguridad. Accedido: 6-04-2024. 2020. url:https://aeronauticapy.com/2020/01/29/sistema-fly-by-wire-una- apuesta-a-la-tecnologia-y-la-seguridad/. [15] Aviacionline. Airbus entrega el avión de la familia A320 número 10.000 a Middle East Airlines. Accedido: 6-04-2024. 2020. url:https://www.aviacionline.com/2020/10/airbusentrega-el-avion-de-la-familia-a320-numero-10-000-a-middle-east-airlines/. [16] elEconomista. Airbus supera a Boeing en pedidos por la demanda de Asia. Accedido: 7-04- 2024. 2023. url:https://www.eleconomista.es/transportes-turismo/noticias/12337283/06/ 23/airbus-supera-a-boeing.html. [17] easyJet. Reports and presentations. Accedido: 7-04-2024. 2024. url:https:// corporate. easyjet.com/investors/reports-and-presentations/default.aspx. [18] Bolsamania. Airbus simplificará Defensa y estima una reducción "potencial" de 750 empleos. Accedido: 7-04-2024. 2023. url:https://www.bolsamania.com/noticias/empresas/airbussimplificara-defensa-estima-reduccion-potencial-750-empleos--15333596.html. [19] Eurocontrol. Aircraft Perfonmance Database A320. Accedido: 7-04-2024. 2024. url:https: //contentzone.eurocontrol.int/aircraftperformance/details.aspx?ICAO=A320. [20] Heiser W. H. Mattingly J. D. y Pratt D. T. Aircraft engine design. AIAA education series, 2002. [21] Wikipedia. CFM International CFM56. Accedido: 7-04-2024. 2024. url:https : / / es . wikipedia.org/wiki/CFM_International_CFM56. [22] Ansaldo Energía. GT36. Accedido: 8-05-2024. 2024. url:https://www.ansaldoenergia.com/ offering/equipment/turbomachinery/gt36. [23] SiemensEnergy. HYFLEXPOWER consortium successfully operates a gas turbine with 100 percent renewable hydrogen, a world first. Accedido: 9-04-2024. 2023. url:https: // www.siemens-energy.com/ global/ en/ home/ press-releases/ hyflexpower-consortium- successfully-operates-a-gas-turbine-with-.html. [24] Wikipedia. Rolls-Royce RB211. Accedido: 9-04-2024. 2024. url:https://es.wikipedia.org/ wiki/Rolls-Royce_RB211. [25] Nate Meier’s jet engine. Nate Meier’s jet engine. Accedido: 9-04-2024. 2024. url:https: //www.jet-engine.net/. [26] Universidad de Sevilla. Ingeniería Concurrente. Accedido: 9-04-2024. 2015. url:http://aero. us.es/adesign/Temas/Diapositivas/Tema_04%20-%20%20Ingenieria%20Concurrente% 20Revision%20I-II.pdf . [27] Damián Rivas Rivas. Mecánica del vuelo. Universidad de Sevilla, 2016. [28] Toolbox. Amonia Phase Diagram. Accedido: 10-04-2024. 2024. url:https://www.engineeringtoolbox. com/ammonia-gas-liquid-equilibrium-condition-properties-temperature-pressure-boiling- curve-d_2013.html. [29] Derek Hukk. Materiales compuestos. Editorial Reverté S.A., 1987. [30] Tomás Gómez-Acebo Temes. TERMODINÁMICA CUADERNO DE TABLAS Y DIAGRAMAS. Accedido: 09-06-2024. 2010. url:https:// dadun.unav.edu/ bitstream/ 10171/ 5184/ 4/ CuadernoTablas-2010-web.pdf . [31] AspenAerogels. Flexible Aerogel Insulation for Cryogenic and Sub-Ambient Applications. Accedido: 11-05-2024. 2024. url:https://www.aerogel.com/product/cryogel-z/.