El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos

Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 Trabajo Fin de Grado en Ingeniería Aeroespacial El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Autor: Ana Isabel Maqueda Fernández Tutor: Francisco J. Jiménez-Espadafor Trabajo Fin de Grado en Ingeniería Aeroespacial El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Autor: Ana Isabel Maqueda Fernández Tutor: Francisco J. Jiménez-Espadafor Catedrático de Universidad Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 III Trabajo Fin de Grado: El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Autor: Ana Isabel Maqueda Fernández Tutor: Francisco J. Jiménez-Espadafor V A mi familia y amigos. VII Agradecimientos uiero expresar mi más sincero agradecimiento a todas aquellas personas que, de una forma u otra, me han acompañado en este camino y han hecho posible la realización de este trabajo. A mi familia, especialmente a mis padres, José María y Mª Carmen, y a mi hermano José María, por su apoyo incondicional, por ser mi refugio en los momentos difíciles y por confiar en mí incluso cuando yo dudaba. Gracias por vuestra paciencia infinita, por brindarme siempre ánimos y por darme las herramientas necesarias para seguir adelante. Este logro es también vuestro. A mis amigos, tanto los que han estado a mi lado durante la carrera como aquellos de fuera, por aguantarme en los momentos de estrés, por su apoyo sin condiciones y por recordarme que siempre hay un motivo para reír, incluso en los días más complicados. Gracias por vuestras palabras de ánimo, por vuestra paciencia y por estar ahí, incluso cuando no tenía mucho tiempo para devolveros el favor. También quiero agradecer a todos los profesores y compañeros que han compartido conmigo este camino, aportando conocimientos, ideas y apoyo. A quienes han dedicado su tiempo y esfuerzo a guiarme y a aquellos que han contribuido, de una u otra forma, en este proyecto. A todos vosotros, gracias. Ana Isabel Maqueda Fernández Sevilla, 2025 Q IX Resumen l presente trabajo de fin de grado analiza el uso del hidrógeno líquido como combustible para aeronaves, estudiando su viabilidad, ventajas y desafíos en comparación con los combustibles convencionales. Se realiza un estudio detallado de diversas aeronaves y su adaptación para operar con hidrógeno, evaluando aspectos clave como el almacenamiento criogénico, la eficiencia energética y el impacto ambiental. Para ello, se lleva a cabo una modelización del comportamiento térmico de los tanques de hidrógeno y se analizan distintos materiales óptimos para su construcción, considerando sus propiedades mecánicas y térmicas. Asimismo, se examinan los efectos de la vaporización y las pérdidas de hidrógeno en vuelo, proponiendo estrategias para mitigar estos efectos y optimizar la autonomía de la aeronave. Los resultados obtenidos permiten comprender mejor los retos asociados al uso del hidrógeno en aviación y ofrecen una base para futuras investigaciones en el desarrollo de sistemas de propulsión más sostenibles. E XVII ÍNDICE DE ILUSTRACIONES Ilustración 2.1: Planos B200 ........................................................................................................... 8 Ilustración 2.2: Planos ATR-72 ....................................................................................................... 9 Ilustración 2.3: Planos A400M ...................................................................................................... 10 Ilustración 2.4: Relación entre los ejes viento, horizonte local y cuerpo de la aeronave. ............. 11 Ilustración 2.5: Esquema del segmento de despegue. ................................................................... 13 Ilustración 2.6: Función logística para la aceleración en tierra en las misiones de las tres aeronaves ....................................................................................................................................... 14 Ilustración 2.7: Esquema el aterrizaje ........................................................................................... 20 Ilustración 2.8: Envolvente de vuelo misión B200 ....................................................................... 23 Ilustración 2.9: Despegue B200 .................................................................................................... 24 Ilustración 2.10: Aceleración B200 ............................................................................................... 25 Ilustración 2.11: Crucero B200 ..................................................................................................... 25 Ilustración 2.12: Descenso B200 ................................................................................................... 26 Ilustración 2.13: Aproximación y aterrizaje B200 ........................................................................ 26 Ilustración 2.14: Envolvente de vuelo misión ATR-72 ................................................................. 27 Ilustración 2.15: Despegue ATR-72 .............................................................................................. 28 Ilustración 2.16: Ascenso ATR-72 ................................................................................................ 28 Ilustración 2.17: Aceleración ATR-72 .......................................................................................... 29 Ilustración 2.18: Crucero ATR-72 ................................................................................................ 29 Ilustración 2.19: Descenso ATR-72 .............................................................................................. 30 Ilustración 2.20: Aproximación y aterrizaje ATR-72 ................................................................... 30 Ilustración 2.21: Envolvente de vuelo misión del A400M. ........................................................... 31 Ilustración 2.22: Despegue A400M .............................................................................................. 32 Ilustración 2.23: Subida A400M ................................................................................................... 32 Ilustración 2.24: Aceleración A400M ........................................................................................... 33 Ilustración 2.25: Crucero A400M ................................................................................................. 33 Ilustración 2.26: Descenso ATR-72 .............................................................................................. 34 Ilustración 2.27: Aproximación y aterrizaje A400M .................................................................... 34 Ilustración 3.1: Mapas operativos B200 ........................................................................................ 36 Ilustración 3.2: Mapas operativos ATR-72 ................................................................................... 37 Ilustración 3.3: Mapas operativos A400M .................................................................................... 38 Ilustración 3.4: Mapas operativos para el H2del B200 ................................................................. 41 Ilustración 3.5: Mapas operativos para el H2del ATR-72 ............................................................ 41 Ilustración 3.6: Mapas operativos para el H2del A400M ............................................................. 42 Ilustración 4.1: Representación gráfica del estado tensional en cilindros de pared delgada ......... 44 Ilustración 4.2:Diseño de la geometría de los depósitos ............................................................... 49 Ilustración 4.3: Relación D/L y el incremento de resistencia ....................................................... 52 Ilustración 4.4: Comparación de los coeficientes de resistencia ................................................... 52 Ilustración 4.5: Relación entre D/L y el incremento de resistencia .............................................. 54 Ilustración 4.6: Comparación de los coeficientes de resistencia ................................................... 54 Ilustración 4.7:Comparación coeficientes de resistencia A400M caso 2 ...................................... 56 Ilustración 4.8: Comparación coeficientes de resistencia A400M caso 3 ..................................... 56 Ilustración 4.9: Imagen F-16 con tanques externos ....................................................................... 57 Ilustración 4.10: Imagen A400M con tanque externo sobre el fuselaje ........................................ 57 Ilustración 4.11: Diagrama de fase H2 líquido ............................................................................. 62 Ilustración 5.1: Evolución parámetros en los tanques externos B200 .......................................... 74 Ilustración 5.2: Evolución parámetros en depósitos internos B200 .............................................. 75 Ilustración 5.3: Nueva evolución de los parámetros en depósitos externos B200 ........................ 77 Ilustración 5.4: Nueva evolución parámetros en depósitos interiores B200 ................................. 78 Ilustración 5.5: Evolución de parámetros según el espesor del aislante en tanques externos ....... 79 Ilustración 5.6: Evolución parámetros en depósitos externos ATR-72 ........................................ 83 Ilustración 5.7: Evolución parámetros en depósitos interiores ATR-72 ....................................... 84 Ilustración 5.8: Nueva evolución parámetros en depósitos externos ATR-72 .............................. 85 Ilustración 5.9: Nueva evolución parámetros en depósitos interiores ATR-72 ............................ 86 Ilustración 5.10: Evolución de parámetros según el espesor del aislante en tanques externos ATR-72 ......................................................................................................................................... 87 Ilustración 5.11: Evolución parámetros en depósito externo A400M .......................................... 90 Ilustración 5.12: Evolución parámetros en depósitos internos A400M ........................................ 91 Ilustración 5.13: Nueva evolución parámetros en depósito externo A400M ................................ 92 Ilustración 5.14: Nueva evolución parámetros en depósitos internos A400M ............................. 93 Ilustración 5.15: Evolución de parámetros según el espesor del aislante en tanque externo A400M .......................................................................................................................................... 94 XIX Notación ISA Atmósfera Estándar Internacional 𝜃 𝜃! 𝛼" h 𝑝 𝑝! R 𝜇 Temperatura atmosférica (K) Temperatura a nivel del mar (K) Gradiente de temperatura con la altitud Altitud Presión (Pa) Presión a nivel del mar (Pa) Constante de los gases ideales (287.05 J / (kg ·K)) Viscosidad (Pa·s) 𝜇! 𝜃## g 𝜌 𝜌! 𝜌## T 𝛾 M Viscosidad a nivel del mar (Pa·s) Temperatura en la tropopausa (K) Gravedad (9.8 m/s2) Densidad (kg/m3) Densidad a nivel del mar (kg/m3) Densidad en la tropopausa (kg/m3) Empuje (N) Coeficiente adiabático Mach L D W S 𝐶$ 𝐶% 𝐶%! Fuerza de sustentación Fuerza de resistencia Peso Superficie Coeficiente de sustentación Coeficiente de resistencia Coeficiente de resistencia parásita 𝐶$&'( Coeficiente de sustentación máximo 𝐶%!,*+,'- k Coeficiente de resistencia parásita configuración limpia Coeficiente de resistencia inducida XXI 𝑐.,𝑇𝑆𝐹𝐶 Consumo específico 𝐻/ Poder calorífico del combustible 𝜋0 Relación de compresión 1 𝑚 3 1 x y t v m 𝜇1 N 𝛾 𝜒 𝜎$ 𝜎" 1 e r d 𝜎23 V MTOW Gasto Distancia horizontal Distancia vertical Tiempo Velocidad Masa Coeficiente de fricción Fuerza normal Ángulo de subida Rumbo Tensión longitudinal Tensión transversal Espesor Radio Diámetro Tensión equivalente de Von Mises Volumen Maximum Take Off Weight (Peso máximo al despegue) 1 INTRODUCCIÓN El cambio a prácticas de aviación sostenibles es uno de los temas más destacados dentro del sector aeroespacial del siglo XXI. El transporte aéreo, que representa una parte considerable de las emisiones globales de dióxido de carbono, está bajo una presión creciente para reducir su impacto ambiental mientras mantiene la eficiencia operativa y la viabilidad económica. En este contexto, el Hidrógeno Líquido (H₂) se presenta como un combustible alternativo con un enorme potencial, ya que su producción de energía no emite carbono, convirtiéndose en un componente fundamental de las estrategias de descarbonización a nivel mundial. La Figura 1 muestra una comparación entre diferentes fuentes de energía, considerando dos aspectos claves: la densidad energética gravimétrica (MJ/kg) y la densidad energética volumétrica (MJ/L). Este tipo de representación permite entender más fácilmente las ventajas y desventajas de cada combustible en situaciones donde el peso y el volumen son factores de gran importancia, como en la aviación. Se observa que los combustibles fósiles tradicionales, como el diésel, JP-8 o la gasolina ofrecen un buen equilibrio entre ambas densidades, lo que explica por qué se utiliza tanto en la industria aeronáutica. En contraste, el hidrógeno en estado líquido (H₂ liq) destaca por su alta densidad energética gravimétrica (~120 MJ/kg), superando a cualquier de los combustibles mostrados en la gráfica, lo que lo convierte en un candidato ideal para reducir el peso del sistema de propulsión. Por otro lado, su baja densidad volumétrica (~8 MJ/L) significa que es necesario más espacio para almacenarlo, lo que plantea retos significativos en la integración en el diseño de aeronaves. A su vez, el hidrógeno comprimido (a 350 o 700 bar) presenta densidades volumétricas incluso más bajas, lo que hace que el hidrógeno líquido sea la opción más viable para la aviación. Esta figura permite entender por qué, a pesar de sus desafíos, el hidrógeno líquido es una de las alternativas más prometedoras para reducir las emisiones en el transporte aéreo. Ilustración 1. Representación de la densidad energética gravimétrica y volumétrica para combustibles convencionales y alternativos. El hidrógeno líquido, con una densidad energética superior a la de los combustibles fósiles en términos de masa, ofrece ventajas significativas para la aviación. Sin embargo, el almacenamiento y manejo de H₂ plantea numerosos retos técnicos. A temperaturas criogénicas (~20 K), mantener el hidrógeno en estado líquido requiere un diseño avanzado de tanques, materiales de alta resistencia mecánica y bajo peso, y sistemas de aislamiento térmico eficientes para minimizar las Modelo dinámico de avión 8 8 en vuelos privados de corto alcance. Está equipado con dos motores Pratt & Whitney Canada PT6A-42, que son motores turbohélice. A continuación, se presentan las características de interés de esta aeronave. • Dimensiones: - Dimensiones cabina de transporte: 5,08 m largo, 1,47 m ancho y 1,47 m alto. - Dimensiones externas: longitud del fuselaje 13,3 m y altura de 4,6 m. • Pesos - Peso en vacío operativo (𝑀𝑇𝑂𝑊): 3848 kg. - Peso máximo al despegue(𝑀𝑍𝐹𝑊): 5670 kg. - Peso de combustible máximo1(𝑀EF,+,&'(): 1653.344 kg. • Polar - Despegue: 𝐶%!,"G =0.0526;𝐶$&'(,"G = 1.3619. - Aterrizaje: 𝐶%!,$% =0.0172;𝐶$&'(,$% = 1.7763. - Configuración limpia: 𝐶%! =0.0199;𝐶$&'( = 1.1183. - K=0.0416;Δ𝐶%,$H =0.01 - 𝑆1,E =28.14 𝑚A • Techo de vuelo: h=35000 ft • Alcance máximo: 1703 km Ilustración 2.1: Planos B200 2.4.2. ATR-72 El ATR 72, un versátil avión de pasajeros de turbohélice ha sido parte fundamental de las flotas aéreas de todo el mundo desde su introducción. El ATR 72, fabricado por Leonardo y Airbus, es conocido por su capacidad para realizar misiones regionales y de corta distancia de manera eficiente y confiable. Se trata de una aeronave con una capacidad de entre 68 y 78 pasajeros, representativa del segmento de la aviación comercial regional, el cual constituye una parte significativa del tráfico aéreo global en la actualidad.Es tripulado por dos personas y propulsado por dos motores turbohélices Pratt & Whitney Canada PW100. 9 9 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos El AR-72 destaca por su economía operativa e historial de seguridad sólido. Lo usan numerosas aerolíneas y compañías de todo el mundo, y es popular en regiones con distancias entre ciudades relativamente cortas. En el contexto español, este tipo de aeronave se utiliza habitualmente en vuelos de carácter nacional o de corto recorrido, como los que conectan Málaga con Melilla o las Islas Canarias con destinos cercanos en el norte de África, como Marruecos. Algunas características de interés de esta aeronave son: • Dimensiones: - Dimensiones cabina de transporte: 14,1 m largo, 2,56 m ancho y 1,91 m alto - Dimensiones externas: longitud del fuselaje 27,16 m y altura de 7,65 m • Pesos - Peso en vacío operativo (𝑀𝑇𝑂𝑊): 13500 kg. - Peso máximo al despegue(𝑀𝑍𝐹𝑊): 22800 kg. - Peso de combustible máximo1(𝑀EF,+,&'(): 5000 kg. • Polar - Despegue: 𝐶%!,"G =0,0597;𝐶$&'(,"G = 2,1706. - Aterrizaje: 𝐶%!,$% =0,798;𝐶$&'(,$% = 2,2431. - Configuración limpia: 𝐶%! =0,0226;𝐶$&'( = 1.59. - K=0,0351;Δ𝐶%,$H =0,015 - 𝑆1,E =611𝑚A • Techo de vuelo: h=25000 ft • Alcance máximo: 1528 km Ilustración 2.2: Planos ATR-72 2.4.3. A400M Para terminar de cubrir el rango de aviones turbohélices disponibles en el mercado se ha recurrido a una aeronave de gran tamaño y capacidad de transporte. El Airbus A400M, conocido como el "Atlas", representa un hito en la aviación militar europea y en el transporte aéreo estratégico en Modelo dinámico de avión 10 10 todo el mundo. Este impresionante avión de transporte militar combina tecnología de vanguardia con una capacidad de carga excepcional. Diseñado para llevar a cabo una amplia gama de misiones de largo alcance militares y humanitarias, el A400M es un ejemplo de ingeniería y colaboración internacional. Está equipado con cuatro motores turbohélice EuroProp International TP400-D6, cada uno capaz de desarrollar una potencia de 11.000 HP a nivel del mar. Puede transportar hasta 116 soldados completamente equipados. Con una capacidad de carga de hasta 37 toneladas, lo que le permite transportar vehículos blindados, equipo militar y paquetes de ayuda humanitaria. Es utilizado para operaciones de evacuación médica, transporte de vehículos aéreos no tripulados (UAV) entre otras. Características de interés de la aeronave: • Dimensiones: - Dimensiones cabina de transporte: 17,7 m largo, 4 m ancho y 3,85 m alto - Dimensiones externas: longitud del fuselaje 45,1 m y altura de 14,7 m. • Pesos - Peso en vacío operativo (𝑀𝑇𝑂𝑊): 78600 kg. - Peso máximo al despegue(𝑀𝑍𝐹𝑊): 137500 kg. - Peso de combustible máximo1(𝑀EF,+,&'(): 37000 kg. • Polar - Despegue: 𝐶%!,"G =0,0698;𝐶$&'(,"G = 3,2. - Aterrizaje: 𝐶%!,$% =0,698;𝐶$&'(,$% = 2,801 - Configuración limpia: 𝐶%! =0,0198;𝐶$&'( = 1.59. - K=0,0496;Δ𝐶%,$H =0,03 - 𝑆1,E =243,4𝑚A • Techo de vuelo: h=40000 ft • Alcance máximo: 3300 km Ilustración 2.3: Planos A400M 11 11 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 2.5. Mecánica del Vuelo Para analizar la demanda de empuje en las diversas misiones de las aeronaves, es imperativo abordar las ecuaciones fundamentales de la mecánica del vuelo. En esta sección, se expondrán las ecuaciones cinemáticas y dinámicas que rigen los distintos segmentos de las misiones. Para simplificar el análisis, se modela la aeronave como una masa puntual con tres grados de libertad, centrándonos en su centro de masa. Además, se adoptan ciertas hipótesis que facilitan el estudio del comportamiento aerodinámico y cinético del vehículo. • Avión como cuerpo rígido • Avión simétrico (β=0,ν=0) • Motor fijo respecto al avión • Tierra plana • Gravedad constante • Atmósfera en calma (ausencia de viento) Ilustración 2.4: Relación entre los ejes viento, horizonte local y cuerpo de la aeronave. Bajo dichas hipótesis, las ecuaciones generales que definen la cinemática y dinámica de la aeronave son: 𝑑𝑥 𝑑𝑡=𝑉cosγ𝑐𝑜𝑠χ 𝑑𝑦 𝑑𝑡=𝑉cosγsinχ 𝑑ℎ 𝑑𝑡=𝑉sinγ 𝑚𝑑𝑉 𝑑𝑡=𝑇cosεcosν−𝐷−𝑚𝑔1sin1γ 𝑚𝑉cos𝛾𝑑𝜒 𝑑𝑡=(𝐿+𝑇sin𝜀)𝑠𝑖𝑛1𝜇 Modelo dinámico de avión 12 12 𝑚𝑉𝑑𝛾 𝑑𝑡=(𝐿+𝑇sin𝜀)cos𝜇−𝑚𝑔cos𝛾 𝑑𝑚 𝑑𝑡=−𝑐 En estas ecuaciones se tiene la siguiente dependencia funcional de las distintas fuerzas, coeficientes y ángulos: 𝐿=𝐿(ℎ,𝑉,α) 𝐷=𝐷(ℎ,𝑉,α) 𝑇=𝑇(ℎ,𝑉,𝑚𝑜𝑑𝑒𝑙𝑜1𝑑𝑒1𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟) 𝑐.=𝑐.(ℎ,𝑉,𝑚𝑜𝑑𝑒𝑙𝑜1𝑑𝑒1𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟) ε=ε(α) Inicialmente, nos enfrentamos a un sistema compuesto por 7 ecuaciones diferenciales con 10 variables dependientes. De estas, 7 son consideradas como variables de estado (𝑥,𝑦,ℎ,𝑉,χ,γ,𝑊), 2 variables de control (α,µ) y una útlima variable, el empuje, que viene calculado a partir de esas 7 ecuaciones. Dichas ecuaciones se pueden reducir aún más considerando que el vuelo va a estar siempre inscrito en un plano vertical, por lo que χ=1𝑐𝑡𝑒1=0, y consecuentemente µ=0. Haciendo una última hipótesis de que el ángulo de ataque del empuje se considerará en todo momento coincidente con el ángulo de ataque del avión 𝜀=α, las ecuaciones finales de vuelo simétrico en un plano vertical se reducen a: 𝑑𝑥 𝑑𝑡=Vcosγ 𝑑ℎ 𝑑𝑡=Vsinγ 𝑊 𝑔𝑑𝑉 𝑑𝑡=T−D−Wsinγ 𝑊 𝑔V𝑑γ 𝑑𝑡=L−Wcosγ 𝑑𝑀 𝑑𝑡=−𝑐.𝑇 𝑊 Se tiene ahora un sistema de 5 ecuaciones diferenciales con 7 variables dependientes: 5 variables de estado y 2 variables de control, teniendo así dos grados de libertad. Por tanto, en cada segmento de vuelo será necesario cerrar el sistema con dos ligaduras de vuelo. Una vez tenemos estas ecuaciones, para su resolución numérica se va a hacer uso de las herramientas de Matlab. 2.5.1. Despegue El despegue abarca el intervalo comprendido entre la liberación de frenos al inicio de la pista y la llegada de la aeronave a una velocidad y altitud previamente establecidas. Durante esta fase, los flaps se mantienen en configuración de despegue y el tren de aterrizaje permanece extendido. Esta maniobra puede subdividirse en varias etapas: 13 13 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 2.5: Esquema del segmento de despegue. • La fase de aceleración en tierra se realiza hasta que alcanzar la velocidad de despegue 𝑉$GI =1.1𝑉"G,>J'++Durante esta fase se asume que el coeficiente de sustentación es aquel correspondiente a 𝐶$,&'(. • Durante la fase de aceleración en tierra se supone un coeficiente de rozamiento µ≈ 0.02 .Tras alcanzar la velocidad 𝑉$GI1todas las ruedas dejan de estar en contacto con el suelo. 2.5.2. Aceleración en tierra Como se ha comentado antes, este segmento se inicia con velocidad nula hasta alcanzar la velocidad 𝑉$GI =ŒAK L%M0&'!(,"* . El avión cuenta con todas las ruedas sobre el suelo, por lo que se tendrá una rotación instantánea a la velocidad de despegue, y el coeficiente de fricción se considera del orden 𝜇≈0.02. Por otro lado, la pista se supone horizontal, por lo que 𝛾=01à1𝛼=𝜃. Para la resolución de nuestro sistema, se requiere una ligadura de vuelo adicional. Para evitar discontinuidades en el empuje demandado, se impondrá una ley de aceleración concreta hasta alcanzar la aceleración constante con la que se efectúan las dos fases restantes del despegue. Al ser la ley de aceleraciones conocida, mediante su integración es posible obtener la ley de velocidades, así como conocer el tiempo empleado en realizar la carrera de despegue. En primera aproximación, se puede asumir que la aceleración sigue una ley de tipo sigmoide, la cual permite obtener una transición rápida de la aceleración en los segundos finales para minimizar así la discontinuidad de empuje entre fases. a(𝑡)=𝐴#+𝐴#−𝐴A •1+𝑄𝑒𝑥𝑝‘−𝐵\𝑐𝑑𝑡𝑜”𝑡−𝑡E•–—# N Los parámetros que la definen son: A#,AA,B,Q,c,ν. Los valores de 𝐴#,1𝐴A son los correspondientes a las asíntotas horizontales cuando t →∞(en despegue en tierra) y cuando tiene aà∞1(en la fase de redondeo) respectivamente. Se ha escogido un valor de B=−5, Q= 1000, c=1 y ν=1. Modelo dinámico de avión 14 14 𝐴#=a(𝑡!)=𝑉$GI A 2⋅𝑑𝑖𝑠𝑡 𝐴A=a”𝑡E•=𝑎1,OP-O,P1 A partir de dicha función, ya que son conocidas las aceleraciones en los instantes iniciales y finales, es posible conocer el tiempo en el cual se recorre la distancia de la pista. De esta forma, el sistema de ecuaciones queda de la siguiente manera: 𝑑𝑉 𝑑𝑡=a(𝑡) 𝑑𝑥 𝑑𝑡=V(𝑡) 𝑁#+𝑁A=W−𝐿2 T=12ρ𝑉AS”𝐶%! +𝐶$max(𝑘𝐶$max −µ)•+W‘µ+ 𝑎 9.81– 𝑑𝑀 𝑑𝑡=−𝑐.T Ilustración 2.6: Función logística para la aceleración en tierra en las misiones de las tres aeronaves 2.5.3. Fase de redondeo Esta fase, modelada como una maniobra de “pull up”, se lleva a cabo manteniendo un factor de carga aproximadamente constante (𝑛=1.2), y una aceleración también constante. Esta aceleración puede determinarse siempre que se conozca el ángulo de salida de este segmento, γ>. Para estimar el valor del factor de carga se ha considerado una velocidad media representativa, aproximadamente igual a 1.151𝑉"G,>J'++. Asimismo, el coeficiente de sustentación se ha aproximado como10.91𝐶$&'(,"G, , en línea con los valores típicos en configuración de despegue. 𝑛=12ρ”1.15𝑉stall,TO•A𝑆⋅0.9𝐶$max,TO 12ρ𝑉stall,TO A𝑆𝐶$max,TO =1.2 Si integramos la ecuación que liga el factor de carga con el ángulo de asiento de la velocidad, se llega a: 15 15 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 𝑑γ 𝑑𝑡=𝑔𝑉(𝑛−1)⟶1 γ(𝑡)=𝑔(𝑛−1) 𝑎trans ln<𝑉LOF +𝑎trans 𝑉LOF = 𝑡E=𝑉LOF 𝑎trans <𝑒'trans]0 4(-8#)−1= 𝑎trans =𝑔(𝑛−1) γ>ln<1.2𝑉stall,TO 𝑉LOF = Este segmento se extiende hasta alcanzar una velocidad de 1.21𝑉>J'++,"G, ya que, según la normativa vigente, dicha velocidad debe alcanzarse antes de superar los 35 pies de altitud. Conocido el instante final del segmento y las condiciones de contorno impuestas por las ligaduras de vuelo, el sistema a resolver queda planteado del siguiente modo: 𝑑𝑥 𝑑𝑡=Vcosγ 𝑑ℎ 𝑑𝑡=Vsinγ 𝑑γ 𝑑𝑡=𝑛−cosγ 𝑉𝑔 𝑑𝑀 𝑑𝑡=−cE1𝑇 2.5.4. Ascenso Una vez alcanzado el ángulo de ascenso deseado, el despegue no se considera finalizado hasta que se cumplan simultáneamente dos condiciones: una altitud superior a 35 pies y una velocidad igual o mayor a VA=1.2V`a,bcdee. Por ello, si estas condiciones no se han cumplido, se realiza una fase de ascenso a ángulo de subida y aceleración constantes e iguales a las del tramo anterior. En consecuencia, el sistema de ecuaciones a resolver es el siguiente: 𝑑𝑥 𝑑ℎ=1 tanγ> 𝑑𝑉 𝑑ℎ=𝑎trans 𝑉sinγ> T=12ρ𝑉ASC𝐷!+2𝑘(𝑊cos(γ>))A ρ𝑉A𝑆+Wsin(γ>)+𝑊 𝑔𝑎trans 𝑑𝑊 𝑑ℎ=−𝑔𝑐𝐸 𝑉sinγ> 𝑑𝑡 𝑑ℎ=1 𝑉sinγ> A diferencia de las fases anteriores, ahora la variable de integración es la altura, las cuales son conocidas en los instantes inicial y final. Modelo dinámico de avión 16 16 2.5.5. Subida En los segmentos de subida se realiza una variación del ángulo de trayectoria,!que pasa de un valor inicial distinto de cero a un valor final nulo. Al igual que en los casos anteriores, estos tramos requieren la definición de dos ligaduras de vuelo para poder ser resueltos. En este estudio se han considerado dos segmentos de subida, manteniendo las mismas ligaduras en ambos casos, pero modificando la ley que las define. Las ligaduras de vuelo empleadas consisten en imponer las derivadas de la velocidad y del ángulo de trayectoria respecto a la altitud, es decir, O2 Of yO] Of. Uno de los perfiles de ascenso considerados es el ascenso a velocidad equivalente constante, lo que permite establecer una relación directa 1 𝑉(ℎ). Esta configuración resulta especialmente adecuada para alcanzar altitudes de crucero elevadas, ya que reduce las exigencias de empuje y limita las aceleraciones, mejorando así la eficiencia del vuelo en esta fase. Adicionalmente, se ha introducido otro segmento de ascenso caracterizado por una ley de variación de la velocidad con la altitud,gO2 Of ,!diseñada para facilitar una transición progresiva y suave entre el final del despegue (o del ascenso anterior, si fuera necesario) y el inicio del tramo a velocidad equivalente constante. Para conseguir esta transición suave se ha empleado una función tipo sigmoide como base de la ley de control. En cuanto a la evolución del ángulo de trayectoria con la altitud, γ(h), se ha adoptado una ley de variación lineal, determinada a partir de los valores inicial y final del ángulo, así como del intervalo de altitud correspondiente. γ(ℎ)=γh+γE−γh ℎE−𝑔h(ℎ−ℎh) A continuación, se presentan las leyes que describen la variación de la velocidad con la altitud. La velocidad equivalente se define como aquella que mantiene constante la presión dinámica al considerar la densidad del aire a nivel del mar. Es decir, corresponde a la velocidad que, aplicada a la densidad estándar a nivel del mar, produce la misma presión dinámica que en las condiciones reales de altitud. A partir de esta definición, y utilizando el modelo de atmósfera estándar ISA, es posible derivar la relación entre la velocidad verdadera y la altitud, lo cual permite establecer cómo varía la velocidad equivalente a lo largo del perfil ascendente. 𝑉(ℎ)=𝑉,£ρ! ρ(ℎ)1 ⟶1 𝑑𝑉 𝑑ℎ=𝑉,‘𝑔 𝑅'𝛼"−1–‘1−𝛼" 𝜃!ℎ–4 5!6"8A 2α"θ!−‘1α" θ!ℎ–< Ai4 5!6"8Aj Dado que la densidad disminuye con la altitud, la velocidad se incrementaría al realizar la subida. No obstante, existe una discrepancia entre la aceleración al final del tramo de despegue y la correspondiente al inicio del ascenso a velocidad equivalente constante. Por ello, al igual que se hizo en el análisis del despegue, se requiere una transición progresiva entre ambos regímenes. Esta transición se implementa mediante una función sigmoide, que permite definir una ley continua y suave para la variación de la velocidad con la altitud. 17 17 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 𝑑𝑉 𝑑ℎ(ℎ)=𝐴#+𝐴A−𝐴# ”𝐶+𝑄𝑒k8l(f8f1)m•# N Al igual que en el despegue, las asíntotas corresponden a los valores de aceleración al inicio y al final del segmento, asegurando una transición suave entre ambos extremos del perfil. 𝐴#=lim f→f1¥𝑑𝑉 𝑑ℎ(ℎ)¦=𝑑𝑉 𝑑ℎ§"G (ℎh) 𝐴A=𝑑𝑉 𝑑ℎ§22o*J, C=1 1 𝑄=1000 1 𝐵=0.1 1 ν=1 Una vez definidas las ligaduras de vuelo se pasa a resolver el sistema de ecuaciones diferenciales conociendo las altitudes entre las que se integrará. 𝑑𝑥 𝑑ℎ=1 tanγ n=1𝑔𝑉Asinγ𝑑γ 𝑑ℎ+cosγ T=12ρ𝑉ASC𝐷!+2𝑘(𝑊𝑛)A ρ𝑉A𝑆+Wsinγ+ 𝑊 9.81Vsinγ𝑑𝑉 𝑑ℎ 𝑑𝑊 𝑑ℎ=−𝑔⋅𝑐𝐸 𝑉sinγT 𝑑𝑡 𝑑ℎ=1 𝑉sinγ 2.5.6. Aceleración En determinadas fases del vuelo, puede ser necesario aplicar una aceleración o desaceleración con el fin de alcanzar una condición específica, como por ejemplo la velocidad de crucero establecida para el régimen de operación. En este tramo de aceleración se parte de una velocidad igual a la alcanzada al final del segmento de ascenso, manteniéndose un ángulo de trayectoria nulo durante toda la fase. Dado que en esta maniobra se requiere una elevada demanda de empuje, su duración se limita a periodos breves para evitar penalizaciones en el rendimiento del motor y en el consumo de combustible. Establecida una ligadura de vuelo correspondiente a γ=0, dado que la altitud se mantiene constante, queda fijar una segunda ligadura, para la cual se va a imponer una ley de aceleración que permita obtener la velocidad de crucero seleccionada. Para este tramo se ha empleado una ley de aceleración de segundo grado, la cual requiere conocer los valores de aceleración inicial, máxima y final. Conocido el intervalo de velocidades a cubrir durante la maniobra, es posible determinar el tiempo total necesario para completar la fase de aceleración. Modelo dinámico de avión 24 24 Ilustración 2.9: Despegue B200 Ascenso Una vez realizado el despegue se realiza una subida dividida en dos tramos con ligaduras de vuelo distintas, las cuales han sido explicadas en la sección anterior. En concreto, en esta misión, la primera subida se realiza hasta una altura de 200001𝑓𝑡, durante la cual se reduce la aceleración del avión (caída del empuje). Durante los segmentos de subida se modifica el ángulo de asiento de la velocidad, de tal forma que al final de la subida dicho ángulo sea nulo, es decir, tener solo componente horizontal de la velocidad (γ=0). En la primera subida se pasa de un ángulo de asiento de 8° a uno 4.5°. En los últimos 150001𝑓𝑡1para alcanzar la cota de crucero se reduce dicho ángulo de asiento hasta que la aeronave vuele de manera horizontal. Aceleración Durante el tramo de aceleración, para alcanzar la velocidad de crucero de 1301𝑚/𝑠, se produce un aumento gradual en la demanda de empuje. La variación de empuje sigue una forma parabólica. Para ello se establece una función cuadrática para la aceleración, limitada a un máximo de 0.5𝑚/𝑠A, hasta que la velocidad alcance la velocidad de crucero con una aceleración nula. 25 25 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 2.10: Aceleración B200 Crucero Después de la fase de aceleración, la aeronave entra en el crucero, manteniendo una velocidad y altitud constantes de 1301𝑚/𝑠 y 350001𝑓𝑡 respectivamente. Es importante destacar que este es el tramo de vuelo más prolongado. El comportamiento observado coincide con las expectativas teóricas: el empuje necesario está directamente relacionado con el peso de la aeronave, y a medida que se consume combustible, este requisito de empuje disminuye. Ilustración 2.11: Crucero B200 Descenso La fase de descenso se fragmenta en tres partes, cada una caracterizada por un ajuste gradual en la demanda de empuje de la aeronave. Esto se realiza con el propósito de lograr una desaceleración progresiva que facilite la aproximación y la fase de aterrizaje. Durante la primera fase de descenso, la altitud disminuye hasta los 240001𝑓𝑡, aumentando el ángulo desde 0° hasta 3°. El empuje demandado también se disminuye hasta valores de un 10% del valor del empuje máximo en despegue. Este nivel de empuje se mantendrá durante la segunda fase de descenso, donde la altitud disminuye hasta los 7000𝑓𝑡. En este caso, el ángulo de descenso aumenta hasta un valor de 4°. Modelo dinámico de avión 26 26 Por último, en la tercera y última fase del descenso, se aumenta el empuje hasta un 17% el valor del empuje máximo en despegue. La altitud se disminuye hasta los11000𝑓𝑡1 a la cual se despliega el tren de aterrizaje y se inicia la última fase de la misión. El ángulo de descenso final es 2°. Ilustración 2.12: Descenso B200 Aproximación y aterrizaje En la fase final del vuelo, durante la aproximación, la aeronave mantiene una demanda constante de empuje mientras despliega el tren de aterrizaje y reduce gradualmente su velocidad hasta alcanzar el 1,15% de la velocidad de pérdida (𝑉>J'++). Luego, se inicia el proceso de redondeo, que requiere un aumento en la potencia para reducir el ángulo de descenso a cero. Al tocar tierra, se disminuye ligeramente la demanda de empuje para minimizar la distancia de frenado, logrando así una deceleración en un espacio de 408.85 metros. Ilustración 2.13: Aproximación y aterrizaje B200 27 27 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Tabla 1: Resultados misión B200 Combustible 𝑪𝟏𝟐𝑯𝟐𝟑 𝑯𝟐 Rango(km) 1600.7 Altura crucero (ft) 35000 Velocidad (m/s) 130 Consumo combustible (kg) 1609’6 577’36 Tiempo misión (h) 3’8 3’76 Volumen combustible (m3) 2’012 8’15 2.6.6. ATR-72 El ATR es una aeronave usada en aviación civil para cubrir vuelos de medio y corto alcance. Presenta mayor capacidad de carga de pago que el B200 estudiado previamente. El procedimiento a seguir para la definición del perfil de misión es el mismo que en el caso que el B200. Igualmente, se va a estudiar la misión de máximo alcance, la cual cuenta con los mismos segmentos que el B200. Ilustración 2.14: Envolvente de vuelo misión ATR-72 Despegue El proceso seguido para el proceso de despegue es análogo al seguido para el caso del B200. Al igual que anteriormente, para realizar la maniobra se ha impuesto una distancia de rodadura en tierra de 850𝑚 y se obtiene que la altura de 35𝑓𝑡 se supera tras 1145𝑚. De la misma manera, se Modelo dinámico de avión 28 28 puede observar como el empuje demandado es esta fase es el mayor de toda la misión. El ángulo de subida con el que se inicia el siguiente segmento es de 8°. Ilustración 2.15: Despegue ATR-72 Ascenso Una vez superado los 35ft se inicia el segmento de subida, que a su vez está dividido en dos subidas con distintas ligaduras de vuelo. En la primera subida se consigue alcanzar una cota de 15000ft disminuyendo el ángulo de subida a 4′5°. Una vez alcanzada dicha cota se realiza un segundo segmento de subida a velocidad equivalente constante hasta alcanzar la altura de crucero y que la velocidad sea horizontal. Ilustración 2.16: Ascenso ATR-72 Aceleración En este segmento se quiere alcanzar el crucero con una ley de aceleración cuadrática, donde se tiene una aceleración máxima de 0′51𝑚/𝑠A y se busca obtener una aceleración nula para el inicio del crucero con una velocidad de 140 m/s. 29 29 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 2.17: Aceleración ATR-72 Crucero El segmento de crucero es aquel que ocupa la mayor parte del tiempo de vuelo. El empuje disminuye a medida que disminuye también la cantidad de combustible. Ilustración 2.18: Crucero ATR-72 Descenso La etapa de descenso se realiza de la misma manera en 3 fases. Durante la primera fase se desciende hasta los 15000ft y se incrementa el ángulo de descenso hasta 4°, el empuje, el cual sigue una ley igual que en el caso de B200, disminuye hasta valores del 10% el empuje de despegue. El segundo tramo se realiza a empuje constante hasta una altitud de 6000ft y diminuyendo el ángulo a unos 2′5°. Finalmente, una vez alcanzada dicha cota, se realiza una última fase hasta los 1000ft y aumentando el empuje. Modelo dinámico de avión 30 30 Ilustración 2.19: Descenso ATR-72 Aproximación y aterrizaje Por último, en este último segmento de la misión, se inicia la fase de aproximación y aterrizaje a una altura de 1000ft con un ángulo de descenso de 2°. Durante la fase de aproximación, se lleva a cabo la extensión del tren de aterrizaje, lo que conlleva un incremento de la resistencia aerodinámica y, en consecuencia, un aumento del empuje necesario para mantener la trayectoria de descenso. En la maniobra de flare, el ángulo de trayectoria se ajusta cuidadosamente para garantizar un contacto suave y tangente con la pista. Finalmente, la distancia de frenado requerida en pista se estima en aproximadamente 379,78 metros. Ilustración 2.20: Aproximación y aterrizaje ATR-72 Tabla 2: Datos de la misión del ATR-72 Combustible 𝑪𝟏𝟐𝑯𝟐𝟑 𝑯𝟐 Rango(km) 2381 Altura crucero (ft) 25000 Velocidad (m/s) 140 Consumo combustible (kg) 4952’6 1810’3 Tiempo misión (h) 5 4.97 Volumen combustible (m3) 6’19 25’55 31 31 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 2.6.7. A400M El A400M se trata de un avión de transporte militar de largo alcance. Se ha realizado la misión de máximo alcance con un crucero a cota nominal. Para los distintos segmentos de vuelo se ha seguido el mismo procedimiento que para el B200 y ATR-72. Al igual que en los otros casos de las otras aeronaves se va a representar el perfil de vuelo de dicha misión empleando el hidrógeno como combustible así como una tabla comparativa de los resultados obtenidos empleando el combustible típico 𝐶#A𝐻A< y el 𝐻A Ilustración 2.21: Envolvente de vuelo misión del A400M. Despegue Al tratarse de una aeronave militar con características tácticas, permite realizar operaciones de despegue y aterrizaje en corta distancia. En esta primera misión la distancia de pista es de 1162’6m, y se consigue superar la altitud de 35ft a los 1428m aproximadamente. Se puede observar como la relación entre el empuje del crucero principal con la de esta etapa es mayor que en los casos de las aeronaves anteriores. El ángulo de ascenso del final de la fase de redondeo con el que se inicia el tramo de subida es de 8°. Modelo dinámico de avión 32 32 Ilustración 2.22: Despegue A400M Subida Al despegue le sigue un tramo de subida para alcanzar la altura del primer crucero. Esta se realiza en 2 tramos con las respectivas ligaduras de los casos anteriores. Se precisa de una reducción del ángulo de asiento, así como una recogida del tren de aterrizaje y de los dispositivos hipersustentadores. Tras el primer tramo de subida se alcanza una altura de 20000ft y se ha conseguido reducir el ángulo de asiento a 4′5°. Se realiza un segundo tramo a velocidad equivalente constante donde el ángulo de asiento se va reduciendo hasta ser nulo para iniciar el crucero. Ilustración 2.23: Subida A400M Aceleración Una vez alcanzada la cota para realizar el crucero, se inicia un segmento de aceleración de la misma forma que en los casos anteriores. La aceleración sigue una ley parabólica con un valor máximo de 0′5& ># para conseguir los 2171𝑚/𝑠 necesarios para realizar el crucero. 33 33 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 2.24: Aceleración A400M Crucero Una vez alcanzada la velocidad de crucero en el segmento anterior, esta se mantiene constante a una cota de 40000ft recorriendo una distancia de 2500km. Ilustración 2.25: Crucero A400M Descenso El segmento de descenso sigue la misma estructura que en las otras aeronaves. Se divide en 3 tramos con ligaduras distintas. Al inicio, se reduce el empuje a valores del 10% del valor máximo del empuje en despegue, así como el ángulo de descenso alcanza los 3° hasta alcanzar la cota de 20000ft. En el segundo tramo, que permite descender hasta la altura de 7000ft, el ángulo de descenso varía a 4º, mientras que la demanda de empuje permanece constante. Finalmente, en el último tramo (hasta los 1000ft) se produce un aumento del empuje, hasta un 15% el valor máximo del empuje en despegue. El ángulo con el que se inicia la fase de redondeo para el aterrizaje es de 2°. Modelo de panta propulsiva 40 40 3.7. Mapas operativos para el hidrógeno líquido En este estudio, se parte de la premisa de que el rendimiento del motor no cambiará al utilizar combustibles alternativos, en comparación con los combustibles jet tradicionales. Esto implica que tanto el empuje como el mapa operativo del motor se mantienen constantes, asumiendo que el comportamiento del motor con hidrógeno es idéntico al del motor con queroseno, salvo por la adaptación del consumo específico de combustible (TSFC) al mayor poder calorífico del hidrógeno. Para estimar la cantidad de combustible alternativo que se necesitaría en cada misión, se ha ajustado el TSFC (expresado en kg/h/kN) en función del poder calorífico inferior. En este proceso, se ha utilizado como referencia el poder calorífico inferior del compuesto 𝐶#A𝐻A<(43 MJ/kg), lo cual permite establecer una base de comparación con el hidrógeno líquido. Así, en cualquier punto del perfil de vuelo con una demanda de empuje conocida, se puede calcular cuánta masa de hidrógeno es necesaria para satisfacer dicha demanda. 𝑇𝑆𝐹𝐶y#=𝑇𝑆𝐹𝐶03#y#$ ⋅𝐻E.03#y#$ 𝐻E.y# 𝑊y# 3=𝑇𝑆𝐶𝐹y#⋅𝑇 Donde: • 𝑊y# 3 es el consumo instantáneo de hidrógeno (kg/h) • 𝐻/.03#y#$ es el poder calorífico inferior del Jet fuel (43 MJ/kg) • 𝑇 es el empuje requerido en un punto específico del vuelo (120 MJ/kg) Este método permite estimar el consumo de hidrógeno durante el vuelo al usar mapas operativos que han sido ajustados para reflejar las propiedades del combustible de referencia. Los resultados de este análisis se representan en las representaciones siguientes. 41 41 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 3.4: Mapas operativos para el 𝐻Adel B200 Ilustración 3.5: Mapas operativos para el 𝐻Adel ATR-72 Modelo de panta propulsiva 42 42 Ilustración 3.6: Mapas operativos para el 𝐻A del A400M 4. DISEÑO DE LOS DEPÓSITOS El diseño de los depósitos para hidrógeno líquido en aeronaves plantea una serie de desafíos únicos debido a las propiedades del combustible, como su baja densidad volumétrica y la necesidad de mantenerlo a temperaturas criogénicas (-253 °C). A diferencia de los combustibles fósiles, que no requieren condiciones tan extremas, el hidrógeno líquido debe almacenarse en tanques especializados que puedan mantener estas bajas temperaturas para evitar su evaporación y garantizar la seguridad durante todo el vuelo. Este apartado se centrará en los aspectos clave del diseño de los tanques, considerando tanto los requisitos estructurales como operativos. Una de las mayores preocupaciones al almacenar hidrógeno líquido es la pérdida por evaporación. El hidrógeno criogénico se encuentra en estado bifásico a temperaturas extremadamente bajas (en torno a 20 K). En cualquier condición de vuelo, existirá un gradiente de temperatura entre el interior del tanque y el ambiente exterior, lo que generará un flujo de calor hacia el depósito. Este flujo térmico contribuye a la vaporización del hidrógeno líquido y constituye una fuente importante de pérdida energética. Por tanto, el diseño debe enfocarse en minimizar dicha transferencia térmica. Aunque los tanques esféricos son más eficientes desde el punto de vista térmico debido a su menor relación superficie-volumen, los tanques cilíndricos son más comunes porque resultan más fáciles y económicos de fabricar, ofreciendo una relación similar en términos de transferencia de calor. Sin embargo, además de la eficiencia térmica, el diseño de los tanques debe integrar otros factores clave, como la optimización del espacio en la aeronave, la correcta distribución de los depósitos para no afectar el centro de gravedad y la necesidad de aislar adecuadamente el hidrógeno líquido para garantizar su conservación durante todo el vuelo. La viabilidad de utilizar hidrógeno líquido como combustible dependerá, en gran medida, de la eficiencia de estos depósitos. El reto es maximizar el almacenamiento, reducir las pérdidas por vaporización y asegurar que el sistema sea seguro y funcional, sin comprometer el rendimiento de la aeronave. En este capítulo, se definirán las características geométricas, mecánicas y operativas de los depósitos de hidrógeno líquido. Para llevar a cabo este análisis, es fundamental considerar los siguientes aspectos: • Ubicación: Determinar el posicionamiento óptimo de los depósitos dentro de la aeronave. • Tamaño: Establecer las dimensiones de los depósitos, teniendo en cuenta tanto las restricciones de espacio disponibles como la cantidad de combustible necesaria para la misión. • Esfuerzos: Evaluar los esfuerzos a los que estarán sometidos los depósitos debido a la presión ejercida por el combustible. Estos factores son esenciales para garantizar un diseño eficaz y seguro de los tanques de almacenamiento. Diseño de los depósitos 44 44 4.5. Bases para el diseño de los depósitos Los depósitos deben ser diseñados para almacenar la cantidad de combustible necesaria para la misión con más demanda de combustible de cada aeronave. Por lo tanto, además de los depósitos ubicados en las alas, será necesario incluir depósitos adicionales. Esto requerirá un análisis cuidadoso para determinar la ubicación más adecuada para estos tanques adicionales. Los depósitos se diseñarán como cilindros de pared delgada (𝑒<# #!𝐷)1.1De esta manera, la distribución de los esfuerzos a través del espesor es prácticamente uniforme. Los depósitos, en el modelo de pared delgada, soportan tensiones axiales y tangenciales (circunferenciales). No hay tensiones radiales significativas, por lo que el estado tensional se considera bidimensional, formado por una tensión longitudinal (axial) y otra tangencial (circunferencial), como se muestra en la siguiente imagen: Las expresiones son las siguientes: • Tensión longitudinal (axial) (𝜎$) σ$=𝑝𝑟 2𝑡 • Tensión transversal (o tangencial) (𝜎") σ"=𝑝𝑟 𝑡 Donde: - p es la diferencia de presión entre el interior y el exterior del depósito - r es el radio del depósito - t es el espesor de la pared del depósito La tensión equivalente de Von Mises se utilizará para el diseño de los espesores de los tanques: Ilustración 4.1: Representación gráfica del estado tensional en cilindros de pared delgada 45 45 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 𝜎23 =£12[(𝜎$−𝜎")A]=√3𝑝𝑟 2𝑡 Para garantizar un diseño seguro, se impondrá que la tensión de servicio 𝜎23 sea inferior a la tensión admisible del material dividida por un coeficiente de seguridad, que en este estudio se considera igual a 2: 𝜎23 ≤𝜎'O& 2 4.6. Ubicación Uno de los aspectos más importantes a considerar en este estudio es la ubicación de los depósitos de combustible. Tradicionalmente, el combustible se almacena en el interior de las alas de la aeronave. Para este análisis, se ha considerado la capacidad máxima de almacenamiento en las alas como el volumen total disponible en el interior de ambas alas. Como se observa en la Tabla 4.1, este volumen disponible resulta insuficiente para cubrir la cantidad de hidrógeno líquido requerida para completar la misión. Esto obliga a considerar la incorporación de depósitos adicionales en otras ubicaciones de la aeronave. Al comparar el volumen almacenable en las alas con la energía requerida, calculada a partir del empuje, el tiempo de vuelo y el consumo específico del motor (TSFC), se observa que las alas solo permiten cubrir una fracción limitada de la demanda. En concreto, el volumen disponible cubriría únicamente el 24.0 % en el B200, el 22.1 % en el ATR-72 y el 20.7 % en el A400M, sin considerar pérdidas por evaporación. Por tanto, es necesario estudiar ubicaciones adicionales para alojar depósitos suplementarios que permitan alcanzar la autonomía necesaria para la misión. La Tabla 4.1 muestra la comparación entre el volumen disponible en las alas y el volumen necesario para cubrir la misión, así como el porcentaje de cobertura en cada caso: Tabla 6: Comparación de volúmenes Aeronave Capacidad de la aeronave (m3) Capacidad necesaria para la misión (m3) Cobertura (%) B200 2.056 8.56 24.0 ATR-72 6.22 28.11 22.1 A400M 62.81 303.43 20.7 La capacidad necesaria para la misión se ha calculado considerando el consumo de combustible basado en el empuje requerido, el tiempo de vuelo y el coeficiente de consumo específico (TSFC). Además, se incluye un margen de seguridad del 10% para garantizar autonomía adicional en caso de imprevistos. Como resultado, se observa que el volumen interno de las alas es insuficiente para almacenar el hidrógeno líquido requerido. Diseño de los depósitos 46 46 Por lo tanto, es necesario estudiar opciones alternativas de almacenamiento, como depósitos ubicados en el interior de la bodega de carga o en configuraciones externas bajo o sobre las alas. En los siguientes apartados se evalúan las características geométricas y las posibles configuraciones para cada aeronave. 4.6.5. Depósito en el interior de las alas Tradicionalmente, el combustible de las aeronaves se almacena en el interior de las alas. Para este estudio, se ha supuesto que estos depósitos se distribuyen de manera uniforme en ambas alas. El cálculo del volumen disponible se ha realizado considerando las dimensiones geométricas de las alas (envergadura y superficie alar). Adicionalmente, los depósitos se han modelado con una sección!cilíndrica, optimizando el diseño para maximizar el volumen de almacenamiento dentro de las restricciones estructurales. 4.6.5.1. B200 Para la aeronave B200, los datos geométricos del ala se resumen a continuación: • Envergadura de un ala: #C.9z A=8.291𝑚 • Superficie alar de un ala: AD.A A=14.11𝑚A • Volumen de combustible en un ala. A.!9C A=1.031𝑚< Suponiendo que los depósitos tienen una longitud igual a la envergadura del ala y que están diseñados como un único tanque cilíndrico, se obtiene: • Radio del depósito: 0.19 m • Longitud del depósito: 8.29 m 4.6.5.2. ATR-72 Para la aeronave ATR-72: • Envergadura de un ala: Aw.!9 A=13.531𝑚 • Superficie alar de un ala: C# A=30.51𝑚A • Volumen de combustible en un ala. C.AA A=3.111𝑚< Asumiendo depósitos cilíndricos con una longitud igual a la envergadura del ala: • Radio del depósito: 0.27 m • Longitud del depósito: 13.53 m 4.6.5.3. A400M Para la aeronave A400M: • Envergadura de un ala: {A.{ A=1𝑚 • Superficie alar de un ala: A{<.< A=121.71𝑚A 47 47 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos • Volumen de combustible en un ala. CA.D# A=31.41𝑚< Para depósitos cilíndricos con una longitud igual a la envergadura: • Radio del depósito: 0.68 m • Longitud del depósito: 21.2 m 4.6.5.4. Consideraciones adicionales El uso de depósitos en las alas implica ciertas limitaciones térmicas y de integración. En el caso del hidrógeno líquido, es imprescindible incorporar un aislamiento térmico eficiente que garantice su conservación a temperaturas criogénicas (~20 K), lo que podría reducir ligeramente el volumen útil disponible en los depósitos. No obstante, la baja densidad del hidrógeno líquido (70.85 kg/m³) supone que la masa total del combustible contenido en los depósitos alares es significativamente inferior a la que se tendría si estos mismos volúmenes se llenaran con queroseno (aprox. 800 kg/m³). Por tanto, desde el punto de vista estructural, el uso de las alas para alojar depósitos de hidrógeno no implica una sobrecarga adicional importante, y es una opción viable. Por estas razones, y ante la limitación volumétrica ya expuesta, en los siguientes apartados se estudiarán configuraciones alternativas de almacenamiento, incluyendo depósitos externos bajo las alas y depósitos en el fuselaje, evaluando su impacto en el rendimiento aerodinámico y en la estabilidad de la aeronave. 4.6.6. Almacenamiento en la bodega del avión Una de las alternativas más directas para aumentar la capacidad de almacenamiento de combustible sería utilizar el espacio disponible en la bodega del avión. Este enfoque tiene ciertas ventajas importantes:! ! • Capacidad adicional significativa: Las bodegas de carga suelen ofrecer un volumen considerable, especialmente en aeronaves de mayor tamaño como el A400M. • Facilidad de integración: La bodega ya forma parte de la estructura de la aeronave, lo que simplifica el diseño de los depósitos en comparación con configuraciones externas. Sin embargo, esta solución presenta una serie de inconvenientes que limitan su viabilidad: • Pérdida de espacio para carga útil: La bodega suele ser utilizada para transportar equipaje, carga comercial o suministros esenciales. Utilizarla para almacenamiento de combustible podría reducir la funcionalidad general de la aeronave. • Impacto en el confort de los pasajeros: En aeronaves de uso civil o misiones de transporte combinado (pasajeros y carga), como el ATR-72, una bodega dedicada al almacenamiento de combustible limitaría el espacio disponible para equipaje y podría generar inconvenientes operativos. Debido a estas limitaciones, se ha decidido no considerar la opción de utilizar la bodega como ubicación para los depósitos de combustible. Este enfoque se descarta principalmente para no comprometer el confort de los pasajeros ni la capacidad de carga útil de la aeronave. En aeronaves Diseño de los depósitos 48 48 de transporte como el A400M, donde la bodega juega un papel esencial para transportar equipos o suministros, esta restricción es aún más crítica. 4.6.7. Depósitos bajo y sobre las alas Los depósitos externos ubicados bajo las alas son una de las alternativas más estudiadas para aumentar la capacidad de combustible. Esta configuración es especialmente atractiva para combustibles criogénicos en los casos en que las limitaciones de espacio en las alas y el fuselaje conducen necesariamente a buscar soluciones adicionales de almacenamiento. Los depósitos bajo las alas se han utilizado con ventaja en aeronaves militares y de transporte, ya que ofrecen una forma eficaz de extender la autonomía en misiones de largo alcance o con alto consumo de combustible. En aeronaves de ala alta, como el ATR-72 o el A400M, los depósitos bajo las alas representan una solución lógica y efectiva, ya que esta disposición permite una fácil integración estructural. Sin embargo, en aeronaves de ala baja, como el B200, esta configuración no es práctica debido a la proximidad del ala al suelo. En estos casos, los depósitos externos deben colocarse sobre las alas para evitar interferencias con las operaciones en tierra y garantizar un diseño seguro y funcional. El beneficio principal de esta solución radica en el aprovechamiento del espacio disponible fuera del fuselaje y las alas, sin realizar grandes cambios en la configuración interna de la aeronave. Dado que los depósitos externos están ubicados directamente debajo de las alas, también se logra una adecuada distribución del peso, manteniendo el centro de gravedad de la aeronave dentro de márgenes seguros. Además, su diseño modular permite que sean desmontables, facilitando el mantenimiento y la personalización según los requisitos específicos de cada misión. Por ejemplo, en vuelos más cortos, la eliminación de los depósitos externos puede reducir la resistencia aerodinámica y el peso adicional. Sin embargo, este tipo de depósitos presentan una serie de retos que deben ser cuidadosamente abordados en su diseño e integración. Uno de los más importantes es el impacto aerodinámico. Al estar expuestos al flujo de aire durante el vuelo, estos depósitos incrementan la resistencia al avance de la aeronave, lo que puede traducirse en un mayor consumo de combustible y, por tanto, en una reducción de la eficiencia general. Para mitigar este efecto, los depósitos deben ser diseñados con un perfil aerodinámico optimizado que minimice la resistencia, sin comprometer su capacidad de almacenamiento. Una estrategia para reducir la resistencia es utilizar una forma de nariz adecuada en los depósitos. La geometría de la nariz puede expresarse matemáticamente como:!𝑦(𝑥)=𝑅‘( A5–- Para un diseño práctico, se suele optar por un valor 𝑛=# A, lo que genera una curva parabólica que reduce significativamente el impacto aerodinámico: 𝑦(𝑥)=𝑅‘( A5–3 # El diseño final de los depósitos debe equilibrar varios factores: • Longitud del tanque: Un tanque más largo puede disminuir la resistencia aerodinámica, pero requerirá mayor refuerzo estructural y peso adicional. • Volumen y radio: Para alcanzar el volumen necesario, la relación longitud-radio debe ser cuidadosamente calculada para evitar excesos de peso. 49 49 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos • Aislamiento térmico: Dado que el hidrógeno líquido debe mantenerse a temperaturas extremadamente bajas, el diseño debe incluir un aislamiento eficiente que minimice pérdidas térmicas sin incrementar significativamente el peso. La relación entre la longitud y el radio del depósito puede derivarse de la siguiente ecuación, que combina el volumen de la parte esférica y la parte cilíndrica del depósito: 1 𝑉=2𝜋Â 12 A5 !𝑅𝑥 𝑑𝑥+𝜋𝑅A𝑙=2𝜋𝑅<+𝜋𝑅A𝑙1 1 De esta ecuación se depeja la longitud l: 𝑙=𝑉"−2𝜋𝑅< 𝜋𝑅A En esta fórmula, 𝑉" representa el volumen total del tanque, l la longitud de la parte cilíndrica y R el radio del depósito. El diseño final debe considerar tanto los requisitos aerodinámicos como los estructurales y térmicos. En aeronaves de ala alta, los depósitos bajo las alas pueden ser una solución óptima, mientras que, en aeronaves de ala baja, los depósitos sobre las alas garantizan una mejor funcionalidad. La Ilustración 4.2 muestra un modelo conceptual de los depósitos diseñados siguiendo estas consideraciones. Ilustración 4.2:Diseño de la geometría de los depósitos Diseño de los depósitos 56 56 3. Tanque sobre el fuselaje más dos depósitos adicionales: Finalmente, esta configuración incluye el tanque principal sobre el fuselaje junto con dos depósitos adicionales bajo las alas. Esta disposición representa un compromiso entre las dos opciones anteriores, ofreciendo una capacidad de almacenamiento intermedia y reduciendo el impacto aerodinámico en comparación con la configuración de cuatro depósitos adicionales. En estos dos últimos casos, el depósito sobre el fuselaje se ha considerado de 3m de diámetro y misma longitud. Si disminuimos este diámetro, disminuyendo por tanto el volumen de dicho tanque y aumentando aquel de los depósitos bajo las alas se sigue obteniendo un incremento de resistencia parasitaria mayor. Tras analizar las tres configuraciones, se concluye que la opción más eficiente desde el punto de vista aerodinámico y operativo es la instalación de un único tanque externo sobre el fuselaje con un diámetro de 3.15 m y una longitud de 31.78 m. Esta configuración genera el menor incremento en el coeficiente de resistencia parasitaria (CD0=0.0050) y asegura un consumo de combustible adicional moderado de 18650 kg durante la misión.! A continuación, se muestra un ejemplo del F-16 en el cual se emplean tanques externos bajo las alas, así como una ilustración de como resultaría el A400M con el tanque externo sobre el fuselaje. Ilustración 4.7:Comparación coeficientes de resistencia A400M caso 2 Ilustración 4.8: Comparación coeficientes de resistencia A400M caso 3 57 57 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 4.9: Imagen F-16 con tanques externos Ilustración 4.10: Imagen A400M con tanque externo sobre el fuselaje Diseño de los depósitos 58 58 4.8. Materiales de los depósitos Una vez diseñada la geometría de los depósitos, es necesario estudiar cuál es el material más apropiado para ello. El almacenamiento de hidrógeno en estado líquido plantea una serie de desafíos técnicos debido a sus propiedades únicas, como su baja densidad y la temperatura extremadamente baja a la que debe mantenerse para conservar su estado criogénico (aproximadamente -253°C). Esto exige el uso de materiales que no solo puedan soportar estas condiciones térmicas extremas, sino que también aseguren la integridad estructural del depósito, minimizando pérdidas por vaporización y garantizando la seguridad operativa. Los materiales empleados en la construcción de los depósitos deben combinar resistencia mecánica, compatibilidad con el hidrógeno y baja conductividad térmica para minimizar la transferencia de calor hacia el interior del tanque. Tradicionalmente, se han utilizado aleaciones de aluminio y aceros inoxidables debido a su durabilidad y capacidad para soportar ciclos de expansión y contracción térmica sin comprometer su rendimiento. Sin embargo, en la actualidad, la investigación se orienta también hacia materiales compuestos avanzados que pueden ofrecer una mejor relación resistencia-peso, lo cual es crucial para aplicaciones aeronáuticas y espaciales, donde la eficiencia es prioritaria. Además, por otro lado, es importante tener en cuenta que el conjunto de los depósitos no puede superar el MTOW (Maximun Takeoff Weight). Con aquellos criterios establecidos, se analizarán los siguientes materiales: acero inoxidable, titanio comercial y aleación de aluminio magnesio. Por otro lado, teniendo en cuenta lo mencionado en el Apartado 4.1, para garantizar la estabilidad estructural de los depósitos se considerará una presión de diseño mecánico de 10 bares. 4.8.5. Acero inoxidable (tipo 304 y 316) El acero inoxidable ha sido un material ampliamente utilizado en aplicaciones criogénicas debido a su excelente resistencia a bajas temperaturas y su durabilidad en condiciones extremas. Los tipos 304 y 316 son particularmente adecuados para tanques de hidrógeno líquido, ya que proporcionan una combinación de resistencia mecánica y resistencia a la corrosión. Este está caracterizado por un límite elástico de 550 MPa y una densidad de 7900 kg/m3. A continuación se analizarán sus ventajas y desventajas. Ventajas • Resistencia a la fragilización por hidrógeno: El acero inoxidable es altamente resistente a los efectos embrittlement que puede sufrir bajo la exposición prolongada al hidrógeno, especialmente a temperaturas criogénicas. • Resistencia a bajas temperaturas: el acero inoxidable presenta buenas propiedades a temperaturas criogénicas, donde la ductilidad y tenacidad se mantienen estables. Además, no reacciona químicamente con el hidrógeno líquido, evitando así la contaminación. • Resistencia a la corrosión: dado a que estará expuesto a condiciones atmosféricas extremas, es de alta importancia dicha característica. • Durabilidad y bajo mantenimiento: Los tanques de acero inoxidable tienen una larga vida útil y pueden soportar condiciones extremas sin necesidad de reemplazos frecuentes, por lo que requiere poco mantenimiento en comparación con otros materiales. 59 59 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos • Disponibilidad y costes razonables: El acero inoxidable está ampliamente disponible y tiene un coste de fabricación razonable en comparación con materiales más avanzados. Desventajas • Peso elevado: Una de las desventajas más notables es el peso del acero inoxidable. Para aplicaciones aeronáuticas, donde la reducción de peso es clave, este material puede incrementar el peso total del sistema de almacenamiento, afectando negativamente la eficiencia. • Conductividad térmica moderada: Aunque el acero inoxidable tiene una conductividad térmica razonable, puede ser necesario agregar aislamiento adicional para minimizar la transferencia de calor y la vaporización del hidrógeno. Resumiendo, el acero inoxidable es ideal para tanques de hidrógeno líquido debido a su resistencia a la corrosión, estabilidad en temperaturas criogénicas y durabilidad. Aunque su peso es una desventaja en aplicaciones aeronáuticas, sigue siendo una opción fiable y rentable por su disponibilidad y bajo mantenimiento. 4.8.6. Aleación aluminio-magnesio El siguiente material que se analizará es una aleación aluminio-magnesio, caracterizada por una densidad de 1770 kg/m3 y un límite elástico de 260 MPa. Al igual que el acero inoxidable, esta aleación presenta tanto ventajas como desventajas para el uso en depósitos de hidrógeno criogénico en el ámbito aeronáutico. • Resistencia a la tracción: 400-550 MPa, dependiendo de la aleación específica. • Buena resistencia en condiciones criogénicas • Menor densidad en comparación con el acero, lo que reduce significativamente el peso. Ventajas • Ligereza: Las aleaciones de aluminio son considerablemente más ligeras que los aceros, lo que las convierte en una excelente opción para aplicaciones en aeronaves, donde el peso reducido es esencial para mejorar la eficiencia del combustible y el rendimiento del avión. • Buena maquinabilidad: Estas aleaciones son relativamente fáciles de mecanizar, lo que facilita su fabricación y permite lograr componentes con geometrías complejas. • Ductilidad:!Mantienen una buena ductilidad a bajas temperaturas, lo que reduce el riesgo de fracturas. • Resistencia a la corrosión: Su alta resistencia a la corrosión, especialmente en ambientes húmedos y agresivos, es fundamental para el almacenamiento seguro de hidrógeno. Diseño de los depósitos 60 60 Desventajas • Coste: Las aleaciones de aluminio-magnesio pueden resultar más costosas en comparación con otras alternativas de almacenamiento, lo que puede afectar la viabilidad económica del proyecto. • Menor resistencia mecánica: Comparadas con aleaciones más avanzadas, su resistencia mecánica es inferior, lo que puede limitar su uso en aplicaciones que requieren alta carga. • Soldabilidad: Aunque es posible soldarlas, la soldadura puede debilitar la aleación y afectar su resistencia a la fragilización por hidrógeno, lo que requiere cuidados especiales durante el proceso. • Fragilidad a temperaturas criogénicas: Aunque tienen buena ductilidad, su rendimiento puede verse afectado a temperaturas muy bajas, lo que podría comprometer la integridad estructural del tanque. • Fatiga: Aunque presentan buena resistencia, estas aleaciones pueden ser más susceptibles a la fatiga en comparación con otras aleaciones más avanzadas, lo que puede ser un factor limitante en aplicaciones críticas. • Requiere revestimientos adicionales: Para evitar la permeabilidad del hidrógeno y minimizar la corrosión, las aleaciones de aluminio generalmente necesitan recubrimientos internos que impidan el contacto directo con el hidrógeno. 4.8.7. Titanio Por último, se analizará el titanio, el cual se caracteriza por un límite elástico entre 330 y 500 MPa, por lo que se asumirá un valor medio de 415 MPa, y una densidad de 4500 kg/m3. Este material, al igual que los estudiados anteriormente, ofrecen una combinación excepcional de resistencia y ligereza, además de una resistencia superior a la corrosión, las cuales la hacen adecuada para aplicaciones criogénicas en el sector aeronáutico. Ventajas • Baja densidad: este material es relativamente ligero en comparación con otros metales, lo cual ayuda a reducir el peso de nuestra aeronave. • Resistencia a la corrosión: Excelente resistencia a la corrosión en ambientes criogénicos. • Compatibilidad con el hidrógeno: el titanio no reacciona químicamente con el hidrógeno, lo cual lo hace adecuado para su almacenamiento. • Peso ligero: Las aleaciones de titanio son considerablemente más ligeras que el acero, pero mantienen una alta resistencia, lo que permite diseñar tanques más ligeros sin sacrificar la seguridad o el rendimiento. 61 61 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Desventajas • Costo elevado: El titanio es uno de los materiales más caros de fabricar y procesar, lo que limita su uso a aplicaciones críticas o de alto rendimiento. • Fragilización por hidrógeno: El titanio puede experimentar fragilización debido a la presencia de hidrógeno, lo que podría afectar su resistencia estructural. • Dificultad de fabricación: El titanio requiere técnicas especializadas para su mecanizado y soldadura, lo que puede incrementar el costo y la complejidad de fabricación de los tanques. En conclusión, el titanio se presenta como una opción valiosa para aplicaciones en el sector aeronáutico, especialmente en el almacenamiento de hidrógeno líquido, gracias a su notable combinación de ligereza, resistencia mecánica y excelente resistencia a la corrosión. Su capacidad para no reaccionar químicamente con el hidrógeno añade un nivel de seguridad adicional en entornos criogénicos. Sin embargo, el elevado costo de producción y las dificultades asociadas a su mecanizado y soldadura son consideraciones importantes que limitan su uso a aplicaciones especializadas y de alto rendimiento. Por tanto, a pesar de sus múltiples ventajas, el titanio debe ser evaluado cuidadosamente en función de los requisitos específicos de cada proyecto. 4.8.8. Materiales compuestos (fibras de carbono) Actualmente, los materiales compuestos se han empleado para el estudio en almacenamiento de hidrógeno en automoción, por lo que es preferible no utilizarlo en nuestro estudio dado a que se podrían obtener resultados fuera de la realidad. De todas maneras, se van a mostrar al igual que en los otros casos, las ventajas y desventajas que tendría su uso. • Ligereza extrema: con densidades mucho más bajas que las de los metales. • Baja conductividad térmica: ayuda a minimizar la transferencia de calor. Ventajas • Excelente relación resistencia-peso: Los compuestos de fibra de carbono son ideales para reducir el peso del tanque sin sacrificar la resistencia estructural, lo cual es vital en aeronáutica. • Alta resistencia a la corrosión: Los compuestos de fibra de carbono no se corroen, lo que los hace ideales para aplicaciones en entornos severos. Esto significa que los depósitos fabricados con este material requieren menos mantenimiento y tienen una vida útil más prolongada. • Baja conductividad térmica: Su baja conductividad térmica ayuda a mantener el hidrógeno líquido frío por más tiempo, reduciendo la vaporización y las pérdidas de combustible. Desventajas • Costo elevado: La fabricación de tanques con materiales compuestos es significativamente más cara que con otros materiales, lo que puede limitar su uso a aplicaciones muy específicas o de alto rendimiento. Diseño de los depósitos 62 62 • Dificultad en la reparación: En caso de daños, los compuestos de fibra de carbono pueden ser más difíciles de reparar que los metales. Esto se debe a que la reparación a menudo implica procesos complejos que pueden no restaurar completamente la integridad estructural del material. 4.9. Fenómeno de transmisión de calor La evaporación del hidrógeno líquido representa un fenómeno crucial en diversas aplicaciones aeroespaciales y energéticas, donde la gestión eficiente del calor y la transferencia de masa son esenciales. Como combustible alternativo, el hidrógeno líquido ofrece ventajas significativas en términos de rendimiento energético y sostenibilidad, sin embargo, su almacenamiento y manejo presentan desafíos específicos, principalmente relacionados con su baja temperatura de ebullición de aproximadamente -253 °C. Ilustración 4.11: Diagrama de fase 𝐻A líquido El proceso de evaporación implica la transformación de hidrógeno de su estado líquido a gaseoso, un fenómeno que no solo se ve influenciado por factores termodinámicos, sino también por la interacción del líquido con las superficies del contenedor y el entorno. La transferencia de calor durante la evaporación se convierte en un factor determinante en el diseño de sistemas de almacenamiento y distribución de hidrógeno, afectando la eficiencia y la seguridad de estos. A lo largo del vuelo, nuestro objetivo será permanecer dentro de la región donde coexisten las fases líquida y gaseosa del hidrógeno. A medida que la temperatura aumenta, también lo hace la presión de saturación, lo que provoca que más hidrógeno líquido se convierta en vapor. Este proceso comenzará a una temperatura de 20 K y, conforme ascendemos, buscaremos evitar la curva de saturación. Esto es crucial, ya que, al llegar al punto crítico, todo el hidrógeno líquido se transformaría en vapor, lo que podría complicar la operación. Así, mantendremos un control constante para asegurar que el líquido permanezca en su estado deseado durante el vuelo. Para abordar este fenómeno de transmisión de calor, será fundamental calcular el flujo de calor en todo momento, tanto en los depósitos externos al ala, como los internos, considerando los fenómenos de convección con el aire exterior, la conducción a través de la pared del depósito y la convección interna con el hidrógeno líquido. Con esto en mente, se plantea un modelo de capas 63 63 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos cilíndricas concéntricas, cuyo objetivo es obtener un coeficiente de película equivalente. Este coeficiente será clave para calcular en cada instante el flujo de calor, que variará en función del gradiente de temperaturas. En este apartado, profundizaremos en los mecanismos de transmisión de calor durante la evaporación del hidrógeno líquido, explorando los principios físicos que lo rigen. Discutiremos aspectos como la conductividad térmica del material del tanque, el coeficiente de transferencia de calor y la dinámica de fluidos en el contexto de esta transferencia. Además, evaluaremos las implicaciones de estos fenómenos en el diseño y optimización de sistemas de propulsión que utilizan hidrógeno líquido como combustible. 4.9.5. Flujo de calor en los depósitos exteriores El análisis del flujo de calor en los depósitos exteriores, situados en las alas de la aeronave, requiere considerar los procesos de transferencia térmica por convección con el aire exterior, conducción a través de las paredes del depósito y convección interna con el hidrógeno líquido. Para abordar este problema, se ha diseñado un modelo de capas cilíndricas concéntricas, cuyo objetivo principal es determinar un coeficiente de película equivalente. Este coeficiente será fundamental para calcular, en cada instante, el flujo de calor en función del gradiente de temperaturas. El flujo de calor Q se expresa como: 𝑄=1ℎ,~𝐴1,E(𝑇'h1, −𝑇y#)= 𝑇'h1, −𝑇y# 1 ℎh𝐴h+1ln1(𝑟A 𝑟#) 2𝜋𝑘#𝐿+ln1(𝑟< 𝑟A) 2𝜋𝑘A𝐿+1 ℎ,𝐴, Donde: § 𝒉𝒊1𝒚1𝒉𝒆: son los coeficientes de película que describen la transferencia de calor por convección en el interior (hidrógeno líquido) y el exterior (aire) del depósito. § 𝑨𝒊1𝒚1𝑨𝒆: representan las áreas internas y externas del depósito, consideradas iguales debido a que el espesor del aislamiento es reducido. § 𝒌𝟏1𝒚1𝒌𝟐: son las conductividades térmicas del material de la pared del depósito y del aislamiento, respectivamente. § 𝑳: longitud del depósito § 𝒓𝟏,𝒓𝟐,𝒓𝟑: son los radios característicos de las capas cilíndricas. r1 corresponde al radio interior del depósito, r2 incluye el espesor de la pared del material, y r3 incorpora además el espesor del aislamiento requerido para mantener el hidrógeno en estado líquido. Para determinar los coeficientes de película hi y he , asociados a la transferencia de calor en el aire exterior y el hidrógeno líquido en el interior, es necesario establecer un conjunto de parámetros específicos adaptados a las condiciones de operación del sistema. Este análisis es clave para asegurar un diseño eficiente de los depósitos y una gestión adecuada del flujo térmico. • Número de Nusselt (𝑁𝑢): Este número adimensional relaciona la transferencia de calor por conducción y convección. Su cálculo requiere valores termodinámicos tanto del hidrógeno líquido como del aire exterior. En este caso, la longitud característica Lc corresponde al diámetro de los depósitos. Diseño de los depósitos 64 64 𝑁𝑢=1ℎ𝐿* 𝑘 Donde: - h: coeficiente de transferencia de calor. - k: conductividad térmica. - Lc: longitud característica (diámetro del depósito). Para su cálculo es necesario contar con los valores termodinámicos tanto del hidrógeno líquido como del aire exterior. • Número de Reynolds (𝑅𝑒): Este número describe la relación entre las fuerzas inerciales y las fuerzas viscosas en un fluido en movimiento, permitiendo evaluar el régimen de flujo (laminar o turbulento). 𝑅𝑒=1𝜌𝑉1𝐿 𝜇 Donde: - 𝜌:1densidad del fluido. - 𝑉:1velocidad del fluido. - L: longitud característica. - 𝜇: viscosidad dinámica del fluido. • Número de Prandtl (𝑃𝑟):! Este número adimensional mide la relación entre la difusión de momento (viscosidad) y la difusión de calor en el fluido. 𝑃𝑟=1𝜈𝛼=1𝑐/⋅𝜇 𝑘 Donde: - 𝜈: viscosidad cinemática. - α:1difusividad térmica. - 𝑐/: capacidad calorígica específica a presión constante. • Número de Grashof (𝐺𝑟): Este número evalúa los efectos de la flotabilidad en un fluido en movimiento debido a diferencias de temperatura, siendo clave en la transferencia de calor por convección natural. 𝐺𝑟=1𝑔𝛽Δ𝑇𝐿< 𝜈A Donde: - β: coeficiente de expansión volumétrica Δ𝑇: diferencia de temperatura Coeficiente de película del aire exterior El coeficiente de película (h) es un parámetro clave en la transferencia de calor, especialmente en procesos donde se produce intercambio térmico entre un fluido en movimiento y una superficie sólida. Este coeficiente mide la capacidad de un fluido para transferir calor hacia o desde una superficie y depende de varios factores, como la velocidad del fluido, su viscosidad, densidad y propiedades térmicas. 65 65 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos En aplicaciones aeroespaciales y de ingeniería de procesos, el coeficiente de película es crítico, ya que influye directamente en el diseño y la eficiencia de sistemas de refrigeración, calentamiento y control térmico. En el caso de tanques criogénicos, donde la gestión térmica es crucial para garantizar la seguridad y la eficiencia operativa, calcular este coeficiente permite optimizar el rendimiento del sistema. Para determinar el coeficiente de película, primero se calculan las propiedades termodinámicas del aire utilizando las siguientes expresiones: • Viscosidad dinámica: 𝜇'h1, =𝜇!⋅<𝑇'h1, 𝑇!=< A⋅(𝑇!+𝑆‚) (𝑇'h1, +𝑆‚) • Capacidad calorífica específica: 𝐶/'h1, =𝐶/%(1+𝑎𝑇+𝑏𝑇A) Donde a y b son constantes ajustadas para aire seco. • Conductividad térmica: 𝑘'h1, =𝑘!⋅<𝑇'h1, 𝑇!=< A⋅(𝑇!+𝑆‚) (𝑇'h1, +𝑆‚) Donde: - 𝑇!=288.15[𝐾] es la temperatura de referencia. - 𝑆‚=110.41[𝐾]1es la constante de Sutherland. - 𝜇!=1.7894⋅1089[𝑃𝑎⋅𝑠]1es la viscosidad dinámica del aire a nivel del mar. - 𝐶/%=10051[? ;4⋅=] es el calor específico del aire a presión constante. - 𝑘!=0.02411[K &⋅=] es la conductividad térmica del aire a nivel el mar Conocidas estas propiedades ya es posible calcular el número de Reynolds mediante la expresión comentada antes empleando el diámetro exterior (teniendo en cuenta el espesor de metal y de aislante) como longitud característica. El número de Nusselt (Nuair) permite determinar el coeficiente de transferencia de calor convectivo y se calcula empleando la correlación de Churchill y Bernstein (1977), ampliamente utilizada en transferencia de calor por convección externa en cilindros, y válida para una amplia gama de números de Reynolds y Prandtl.1 𝑁𝑢air =0.3+0.62⋅𝑅𝑒air #/A ⋅𝑃𝑟air #/< R1+‘0.4 𝑃𝑟air–A/<V#/{ ⋅R1+< 𝑅𝑒air 282000=9/DV{/9 Una vez obtenido 𝑁𝑢'h1, el coeficiente de película se calcula como: 1 ℎaire =𝑘air ⋅𝑁𝑢air 𝐷ext Análisis integrado del sistema 72 72 Depósitos sobre las alas Para estos depósitos se obtiene que el espesor es de 1,33 mm, lo cual resulta en un peso de 38,987 kg para cada uno de los dos depósitos, así como una capacidad de almacenamiento de 3,2253 m³, por lo que no se cumple con el requisito anterior. Por tanto, será necesario incrementar la longitud del depósito en 5’96 cm para cumplir con dicha capacidad, lo cual supone incrementar el peso del depósito hasta 39’326 kg. De esta forma, se obtiene que el peso total de los depósitos empleando la aleación de aluminiomagnesio es de 101,942 kg. Este valor se incrementa un 15% debido al peso adicional que podrían suponer los anclajes y refuerzos necesarios para su instalación. De este modo, el peso total será de 117,23 kg. A dicha cantidad hay que añadir además el peso del combustible que se puede almacenar, con lo que se obtiene 723,45 kg, obteniendo así un margen máximo disponible de 929,88 kg. 5.5.6. Acero inoxidable Depósito interior al ala Siguiendo el mismo procedimiento que para el material anterior, se obtiene un espesor de 0’31 mm, lo cual resulta en un peso de 25,605 kg y una capacidad de 1’0268 m³. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 3’2515m³. Depósitos sobre las alas Se obtiene que el espesor de los tanques debe ser de 0’63 mm, lo que resulta en un peso de 85,735 kg y una capacidad de 3’2374m3, por lo que será necesario aumentar la longitud de este en 2’81 cm para conseguir almacenar el volumen comentado, lo cual supone incrementar el peso del depósito a 86,086 kg. De esta forma, el peso total de los depósitos es de 223,382 kg, que incrementándolo un 15% resulta 256,88 kg. Añadiéndole el combustible se obtiene 836,12 kg, contando así con un margen másico de 790,21kg. 5.5.7. Titanio Depósito interior al ala En este caso se obtiene un espesor de 0’41 mm, lo cual resulta en un peso de 19,325 kg y una capacidad de 1’0257 m3. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 3’2525 m3. Depósitos sobre las alas El espesor de los tanques debe ser de 0,83 mm, lo que resulta en un peso de 64,703 kg y una capacidad de 3’23 m3, por lo que será necesario aumentar la longitud de este en 3,73 cm, lo cual supone incrementar el peso del depósito a 65,55 kg. De esta forma, el peso total de los depósitos es de 168,76 kg, que incrementándolo un 15% resulta 194,07 kg. Añadiéndole el combustible se obtiene 800,29 kg, contando así con un margen másico de 853,05 kg. 73 73 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 5.5.8. Comparación de los resultados Una vez analizados estos tres materiales, se pasa a realizar una comparativa de los resultados obtenidos. La resistencia a la corrosión es un factor crucial dado que la exposición a ambientes criogénicos es frecuente. Los tres materiales empleados tienen buenas propiedades, destacando el titanio, que presenta una resistencia superior, pero con un costo más elevado. Con respecto al peso de los depósitos, todos los materiales poseen un peso dentro del rango aceptable. Sin embargo, el acero inoxidable genera los depósitos más pesados con 533’374 kg, lo cual podría afectar la eficiencia del combustible y la capacidad de carga útil de la aeronave. El titanio ofrece una ventaja intermedia al tener un peso reducido y una resistencia mecánica excelente, aunque su menor margen de operación comparado con el aluminio-magnesio podría limitar su uso en aplicaciones donde el peso sea menos prioritario. El que ofrece un mayor margen es la aleación de aluminio-magnesio con un margen máximo de 810’5552 kg, siendo el material más ligero y económico de los tres. Este margen adicional podría permitir ajustes en diseños futuros o aumentar la carga útil de la aeronave, aunque su menor resistencia en comparación con el titanio podría ser una desventaja en condiciones extremas. Tabla 10: Comparación materiales depósitos B200 Material Peso total de los depósitos [kg] Capacidad de combustible (kg) Margen de peso disponible Aleación aluminiomagnesio 117’23 kg 606’22 929.89 Acero inoxidable 256’89 606’22 790.22 Titanio 194’07 606’22 853.05 En resumen, la selección del material dependerá del equilibrio deseado entre costo, peso y margen de operación. La aleación de aluminio-magnesio es ideal para diseños ligeros y económicos, mientras que el titanio es más adecuado para aplicaciones que requieren alta resistencia mecánica y menor peso. Por otro lado, el acero inoxidable podría considerarse en escenarios donde la durabilidad sea crítica, aunque con un impacto negativo en la eficiencia operativa debido a su mayor peso. 5.5.9. Optimización depósitos B200 Se ha seleccionado la aleación de aluminio-magnesio para el diseño de los depósitos, ya que esta presenta un menor peso en comparación con otras alternativas, lo que proporciona un mayor margen de peso disponible en la aeronave. Partiendo de las dimensiones establecidas para los depósitos exteriores, se han considerado inicialmente dos depósitos ubicados sobre las alas, con un diámetro de 0,8 m y una longitud de 7,3218 m, debido a la necesidad de maximizar el volumen disponible y compensar el espacio ocupado por el material estructural. Con estas dimensiones se ha llevado a cabo una simulación integrada del comportamiento de los tanques internos y externos, suponiendo en todo momento la existencia de un aislamiento térmico efectivo con un espesor de 30 mm. Análisis integrado del sistema 74 74 Ilustración 5.1: Evolución parámetros en los tanques externos B200 75 75 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Los resultados obtenidos, mostrados en las Ilustraciones 5.1 y 5.2, indican que no se logra cumplir con los requisitos de la misión en las condiciones iniciales. Como puede observarse claramente en dichas gráficas, el motivo del incumplimiento es que los depósitos internos, ubicados en las alas, se quedan sin hidrógeno líquido antes de finalizar la misión, lo que provoca la interrupción del suministro de combustible al motor e impide completar el vuelo según lo planificado. Es Ilustración 5.2: Evolución parámetros en depósitos internos B200 Análisis integrado del sistema 76 76 importante destacar que en ningún momento se sobrepasa la presión máxima admisible de 5 bar, siendo por tanto la insuficiencia del volumen de combustible almacenado el único factor limitante. Por ello, resulta necesario optimizar el diseño de los tanques externos con el objetivo de aumentar la capacidad total de almacenamiento y garantizar así el cumplimiento integral de la misión. Dado que la capacidad de los depósitos internos está limitada por restricciones estructurales, se ha optado por aumentar la longitud de los tanques externos, manteniendo constante su diámetro para minimizar el impacto en la resistencia aerodinámica y, por ende, evitar incrementos significativos en el consumo de combustible. Finalmente, se incrementó la longitud de los tanques externos hasta 7,8825 m, conservando el diámetro en 0,8 m, lo que supone una capacidad adicional de 0,50 m³ de hidrógeno (35,425 kg). Este rediseño mejora la autonomía de la aeronave sin afectar significativamente a la estabilidad, aunque será necesario evaluar con detalle su impacto sobre la distribución de masas y el centro de gravedad. En todas estas consideraciones, se ha supuesto siempre la presencia de un aislante térmico adecuado con un espesor constante de 30 mm en la construcción de los depósitos. A continuación, se presentan dos conjuntos de gráficos que permiten evaluar distintos aspectos del sistema: 1. Evolución del combustible y variables internas de los tanques: Estos gráficos permiten entender el comportamiento del hidrógeno dentro de los tanques internos y cómo las condiciones de operación afectan su estado termodinámico. Se observa que, a medida que avanza la misión, el hidrógeno líquido se evapora gradualmente, generando un aumento en la presión interna de los tanques. 77 77 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 5.3: Nueva evolución de los parámetros en depósitos externos B200 Análisis integrado del sistema 78 78 2. Influencia del aislante en los tanques externos Se ha implementado un material aislante con diferentes espesores en los depósitos externos para reducir la transferencia de calor y controlar la presión y temperatura del hidrógeno. A continuación, se presentan los gráficos correspondientes: • Comparación del coeficiente de transferencia de calor equivalente (ℎ,~)para diferentes espesores de aislante. • Evolución de la presión en los tanques externos en función del espesor del aislante. • Variación de la temperatura interna del tanque externo durante la misión. • Flujo de calor (Q) transferido a través del aislante. Ilustración 5.4: Nueva evolución parámetros en depósitos interiores B200 79 79 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 5.5: Evolución de parámetros según el espesor del aislante en tanques externos Análisis integrado del sistema 80 80 Estos resultados muestran la importancia del espesor del aislante en la estabilidad térmica del sistema. Se observa que, a mayor espesor, se reduce la transferencia de calor hacia el hidrógeno, lo que contribuye a mantener la presión dentro de límites seguros y a minimizar la evaporación prematura del combustible Gracias a la optimización del diseño de los tanques externos, incrementando su longitud sin afectar significativamente la aerodinámica de la aeronave, se ha logrado aumentar la capacidad de almacenamiento de combustible de manera eficiente. Este rediseño ha permitido solventar la limitación de los depósitos internos, los cuales, debido a restricciones estructurales, no podían modificarse. Como resultado, la aeronave ahora cuenta con la cantidad de hidrógeno necesaria para completar la misión para la cual ha sido diseñada, asegurando el cumplimiento de los requisitos operacionales sin comprometer el rendimiento general. Además, la distribución de combustible optimizada contribuye a mantener una estabilidad adecuada a lo largo del vuelo, evitando variaciones significativas en el centro de gravedad. De este modo, se ha alcanzado un equilibrio entre capacidad, eficiencia y viabilidad operativa, garantizando que la aeronave pueda llevar a cabo su misión con éxito bajo las condiciones establecidas. 81 81 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 5.6. ATR-72 5.6.5. Aleación de aluminio magnesio Depósito interior al ala Con un espesor de 0’901 mm, el depósito interior al ala presenta un peso de 36,603 kg y una capacidad de 3,088 m³. Para cumplir con los requerimientos de la misión de vuelo, se requiere que cada depósito exterior almacene un volumen adicional de 10,964 m³. Depósitos bajo las alas Los tanques bajo las alas deben tener un espesor de 2,16 mm, lo que implica un peso de 138,93 kg y una capacidad de 10,865 m³. Para lograr esta capacidad, se necesita aumentar la longitud del depósito en 7,525 cm, lo que incrementa el peso del depósito a 140,11 kg. El peso total de los depósitos asciende a 353,426 kg. Considerando un incremento del 15% debido a refuerzos y ajustes, el peso resultante es de 406,44 kg. Sumando el combustible, el peso total es de 2397,72 kg, quedando un margen másico de 2602,27 kg. 5.6.6. Acero inoxidable Depósito interior al ala Siguiendo el mismo procedimiento se obtiene un espesor de 0’425 mm, lo cual resulta en un peso de 77,298 kg y una capacidad de 3’0997 m³. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 10’953 m³. Depósitos bajo las alas Los tanques bajo las alas deben tener un espesor de 1.0235 mm, lo que resulta en un peso de 293,44 kg y una capacidad de 10,906 m³. Para alcanzar esta capacidad, la longitud del depósito debe incrementarse en 3,55 cm, lo que añade 295,62 kg al peso. El peso total de los depósitos es de 743,84 kg. Incluyendo el incremento del 15%, el peso ajustado es de 855,41 kg. Al sumar el combustible, el peso total asciende a 2846,67 kg, con un margen másico de 2153,32 kg. 5.6.7. Titanio Depósito interior al ala Se obtiene un espesor de 0,56 mm, por tanto, un peso de 58,338 kg y una capacidad de 3’0965 m³. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 10’96 m³. Depósitos bajo las alas Los tanques bajo las alas tienen un espesor de 1,36 mm, un peso de 221,46 kg y una capacidad de 10,894 m³. Para lograr la capacidad requerida, es necesario extender la longitud del depósito en 4,71 cm, lo que incrementa el peso en 222,63 kg. Análisis integrado del sistema 88 88 5.7. A400M 5.3.1. Aleación de aluminio-magnesio Depósito interior al ala En este caso se obtiene un espesor de 2,28 mm, lo cual resulta en un peso de 369,69 kg y una capacidad de 31,197 m3. El tanque exterior debe almacenar por tanto una capacidad de 218’69 m3. Depósito sobre el fuselaje El espesor del tanque situado sobre el fuselaje debe ser de 5,2128 mm, lo que resulta en un peso de 2836,1 kg y una capacidad de 218,9 m3, con lo que se cumple con el requisito. De esta forma, el peso total de los depósitos es de 3475,48 kg, que incrementándolo un 15% resulta 3996,802 kg. Añadiéndole el combustible se obtiene 23926,48 kg, contando así con un margen másico de 26573,51 kg. 5.7.5. Acero inoxidable Depósito interior al ala Siguiendo el mismo procedimiento se obtiene un espesor de 1’08 mm, lo cual resulta en un peso de 780,71 kg y una capacidad de 31’307 m³. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 218’47 m³. Depósito sobre el fuselaje Para el tanque situados sobre el fuselaje, el espesor obtenido es de 2,4642 mm, con un peso de 5778,7 kg y una capacidad de 219,72 m3, por tanto, cumple con el requisito. El peso total de los depósitos resulta de 7340,12 kg, el cual se incrementa un 15%, resultando 8441,13 kg. Si le añadimos el combustible el peso total es de 28355,93 kg, contando por tanto con un margen másico de 22144,06 kg. 5.7.6. Titanio Depósito interior al ala Se obtiene un espesor de 1,43 mm, por tanto, un peso de 589,22 kg y una capacidad de 31’275 m³. De esta manera, será necesario que cada depósito exterior almacene 218’53 m³. Depósito sobre el fuselaje El espesor obtenido es de 3,26 mm, con un peso de 4361,2 kg y una capacidad de 219,48 m3, por tanto, cumple con el requisito. El peso total de los depósitos resulta de 5539,64 kg, el cual se incrementa un 15%, resultando 6370,58 kg. Si le añadimos el combustible el peso total es de 26285,104 kg, contando por tanto con un margen másico de 24214,896 kg. 89 89 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos 5.7.7. Comparación de resultados La siguiente tabla resume los resultados obtenidos para los dos modelos y tres materiales analizados: Tabla 12: Comparación materiales depósitos A400M Material Peso total de los depósitos [kg] Capacidad de combustible (kg) Margen de peso disponible Aleación aluminiomagnesio 3996,802 19929,67 26573,51 Acero inoxidable 8441,138 19914,80 22144,06 Titanio 6370,586 19914,518 24214,89 La aleación de aluminio-magnesio resulta en el menor peso total, destacándose como la opción más eficiente para reducir la masa estructural, así como el mayor margen de peso disponible, siendo la peor opción el acero inoxidable. 5.7.8. Optimización depósitos A400M Siguiendo el mismo criterio que en el B200 y el ATR-72, se ha seleccionado la aleación de aluminio-magnesio para la fabricación de los depósitos del A400M, permitiendo un mejor equilibrio entre resistencia y peso. Inicialmente, se consideró un depósito externo situado sobre el fuselaje con un diámetro de 3,15 m y una longitud de 31,78 m. Se simuló el comportamiento combinado de este depósito externo y los tanques internos, considerando en todo momento un aislamiento térmico efectivo con un espesor de 30 mm Análisis integrado del sistema 90 90 Ilustración 5.11: Evolución parámetros en depósito externo A400M 91 91 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Los resultados obtenidos, mostrados en las Ilustraciones 5.11 y 5.12, indican claramente que no se logra cumplir con los requisitos operacionales para completar la misión. Como se observa en las gráficas, la causa principal es que se agota el hidrógeno líquido almacenado antes de que la aeronave llegue al final del vuelo previsto. Además, se confirma que la presión interna en ningún momento supera el límite máximo admisible de 5 bar, por lo que la limitación es únicamente volumétrica, derivada de la capacidad insuficiente del tanque externo inicialmente considerado. Para resolver esta situación, se ha decidido aumentar ligeramente el diámetro del depósito externo hasta 3,16 m, manteniendo la longitud del tanque constante, lo que proporciona un volumen adicional suficiente para garantizar la autonomía requerida. Este ajuste permite incrementar la capacidad total de almacenamiento de hidrógeno sin afectar significativamente la estabilidad aerodinámica de la aeronave. No obstante, será necesario realizar un análisis adicional para evaluar en profundidad el impacto sobre la distribución de masas y el centro de gravedad. Cabe destacar nuevamente que en todas las simulaciones y análisis realizados se ha considerado siempre un aislamiento térmico con espesor constante de 30 mm. Ilustración 5.12: Evolución parámetros en depósitos internos A400M Análisis integrado del sistema 92 92 1. Evolución del combustible y variables internas de los tanques Ilustración 5.13: Nueva evolución parámetros en depósito externo A400M 93 93 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Ilustración 5.14: Nueva evolución parámetros en depósitos internos A400M Análisis integrado del sistema 94 94 2. Influencia del aislante en los tanques externos Dado que el control térmico es fundamental para mantener la estabilidad del hidrógeno almacenado, se ha evaluado la influencia del espesor del aislante en los tanques externos del A400M. Los siguientes gráficos muestran cómo varían distintos parámetros clave en función del espesor del aislamiento: Ilustración 5.15: Evolución de parámetros según el espesor del aislante en tanque externo A400M 95 95 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Estos resultados confirman la importancia de un aislamiento térmico adecuado en la gestión del hidrógeno almacenado. Gracias a la optimización de los tanques externos, aumentando su diámetro y mejorando su aislamiento, el A400M consigue mejorar su autonomía sin comprometer su estabilidad aerodinámica ni operativa, asegurando el cumplimiento de la misión de manera eficiente y segura. Análisis integrado del sistema 96 96 6. CONCLUSIONES A lo largo de este estudio se ha realizado un análisis detallado sobre la viabilidad del hidrógeno líquido como combustible para la propulsión aérea, centrándose especialmente en el diseño y optimización de los depósitos de almacenamiento en tres aeronaves diferentes: el Beechcraft B200, el ATR-72 y el Airbus A400M. El objetivo principal ha sido evaluar la capacidad de estos depósitos, el impacto del aislamiento térmico en su eficiencia y la posibilidad de completar la misión con diversas configuraciones estructurales y materiales de fabricación. Los resultados obtenidos han mostrado que, en todas las aeronaves analizadas, la configuración inicial de los depósitos no era suficiente para completar la misión planificada. Para solucionar esta limitación, fue necesario rediseñar los depósitos externos, aumentando su longitud en el caso del B200 y el ATR-72, mientras que en el A400M se optó por un incremento en el diámetro. Estos ajustes permitieron aumentar la capacidad de almacenamiento de hidrógeno sin afectar significativamente la aerodinámica ni el rendimiento de la aeronave, asegurando así que se cumplieran los requisitos operativos establecidos. En cuanto a los materiales de construcción de los depósitos, se comparó el rendimiento de la aleación de aluminio-magnesio, el acero inoxidable y el titanio. Los resultados indicaron que la aleación de aluminio-magnesio es la opción más eficiente en términos de peso y viabilidad operativa, ya que ofrece un mayor margen de carga útil y minimiza el impacto en el rendimiento de la aeronave. Aunque el acero inoxidable destaca por su alta resistencia, su mayor peso lo convierte en una opción menos eficiente para aplicaciones en aeronaves. Por otro lado, el titanio representa una alternativa intermedia, combinando buena resistencia mecánica con un peso menor que el acero inoxidable, aunque su elevado coste limita su aplicabilidad en soluciones a gran escala. Un aspecto importante que se ha tratado en este trabajo es cómo el espesor del aislamiento térmico afecta la estabilidad del sistema. Se ha demostrado que un mayor grosor del aislante disminuye considerablemente la transferencia de calor hacia el hidrógeno, lo que ayuda a reducir la evaporación prematura del combustible y a mantener la presión dentro de límites operativos seguros. Mediante simulaciones, se ha identificado la configuración óptima del aislamiento para cada tipo de aeronave, con un espesor de 30 mm en el B200, 30 mm en el ATR-72 y 15 mm en el A400M, garantizando un balance adecuado entre eficiencia térmica y peso total del sistema. Además, se ha evaluado el tamaño final de los depósitos externos requeridos tras el rediseño: 3.2551 m³ para el B200, 11.964m³ para el ATR-72 y 222.88 m³ para el A400M. Estos volúmenes permitieron satisfacer el perfil de misión planificado. En lo referente al consumo de combustible, se ha realizado una comparación en base energética frente al uso de Jet-A. La operación con hidrógeno permitió una reducción estimada del consumo energético de aproximadamente 64.2 % en el B200, 64.1 % en el ATR-72 y 64.2 % en el A400M, lo que demuestra su potencial en términos de eficiencia y sostenibilidad. El análisis del alcance alcanzable con cada configuración optimizada mostró que el B200 pudo lograr un alcance de 1600 km, el ATR-72 de 2381.1 km y el A400M de 3164.1 km. En todos los casos, se confirmó la viabilidad operativa tanto en vuelos cortos como en trayectos de media duración, siempre que se apliquen las estrategias adecuadas de aislamiento y diseño estructural. Apéndice: Tablas 104 104 A.3. A400M Tabla 20: Mapa Operativo TSFC (Kg/h/kN): A400M nivel del mar V(m/s) / E(N) 50 100 150 200 250 300 50 20846.916 87.433 101.775 116.952 134.668 149.696 159.448 20846.916 31461.041 66.429 78.861 90.644 105.177 125.12 139.83 31461.041 41993.4245 56.245 67.914 78.161 91.563 108.289 121.761 41993.4245 52580.114 49.286 60.106 69.851 82.263 97.079 109.349 52580.114 63064.9985 44.873 55.396 65.042 76.853 91.139 102.1 63064.9985 73626.9615 41.223 51.747 61.153 72.645 86.719 96.231 73626.9615 84242.4705 38.89 49.371 58.925 70.267 84.42 93.508 84242.4705 94792.8385 37.023 47.164 56.945 68.536 82.228 91.103 94792.8385 105344.429 35.41 45.721 55.636 67.164 80.707 89.371 105344.429 115948.204 34.307 44.745 54.717 66.386 79.717 88.31 115948.204 126556.332 33.373 43.812 54.081 65.856 79.222 87.638 126556.332 137151.017 32.567 43.091 53.487 65.29 78.479 87.178 137151.017 147692.972 31.676 42.412 52.977 64.795 77.949 86.825 147692.972 158213.794 31.337 42.157 52.808 64.724 78.232 87.32 158213.794 Tabla 21: Mapa Operativo TSFC (Kg/h/kN): A400M 70% cota nominal V(m/s) / E(N) 100 120 140 160 180 200 220 14348.2445 72.011 77.108 80.341 85.399 90.952 96.314 103.959 18726.5775 62.301 66.066 69.908 73.825 78.845 84.398 90.255 23112.633 56.737 60.235 63.925 67.766 72.824 77.73 83.359 27506.4115 51.286 54.747 58.246 61.555 66.537 71.329 76.273 31890.6495 48.612 51.92 55.648 58.918 63.748 68.35 73.333 36288.617 45.747 49.284 52.783 56.244 61.112 65.41 70.506 40673.2515 44.328 47.941 51.554 54.977 59.465 64.219 69.087 45048.0875 43.061 46.826 50.439 54.052 58.426 62.914 67.896 49429.8435 41.718 45.521 49.058 52.671 57.235 61.685 66.705 53820.5125 40.527 44.216 48.019 51.594 56.044 60.494 65.514 58192.867 39.792 43.481 47.284 51.05 55.614 60.063 65.16 62586.941 39.4 43.279 47.12 50.885 55.488 59.823 64.92 66975.257 38.931 42.849 46.652 50.531 55.171 59.811 64.755 71339.0395 38.311 42.342 46.335 50.177 54.893 59.761 64.553 105 105 El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: integración aeronave-motor con combustibles alternativos Tabla 22: Mapa Operativo TSFC (Kg/h/kN): A400M cota nominal V(m/s) / E(N) 100 120 140 160 180 200 220 13193.817 59.255 63.028 66.814 70.287 75.428 80.366 86.46 17446.054 51.652 54.978 58.233 61.741 66.405 71.411 76.586 21670.5205 47.436 50.77 54.148 57.484 62.013 66.746 71.717 25906.0955 44.053 47.338 50.777 54.113 58.676 63.137 67.733 30137.373 41.699 45.05 48.529 52.094 56.327 60.651 65.316 34407.856 39.983 43.538 47.065 50.525 54.888 59.119 63.715 38587.997 38.953 42.394 46.112 49.721 53.909 58.302 62.932 42877.815 38.463 42.108 45.635 49.415 53.773 58.029 62.83 47075.3475 37.924 41.576 45.329 49.142 53.501 58.029 62.66 51351.4185 37.139 41.127 44.784 48.836 53.398 57.791 62.592 55587.79 36.747 40.841 44.648 48.563 53.262 57.893 62.626 59797.1435 36.943 41.086 45.022 49.21 53.807 58.676 63.341 64043.495 37.237 41.25 45.431 49.755 54.488 59.425 64.328 68313.204 37.335 41.536 45.703 50.062 55.033 60.174 65.077 Bibliografía 106 106 BIBLIOGRAFÍA [1] ATR, «ATR 72-600 Aircraft Characteristics for Airport Planning,» ATR, 2021, [2] Antonio Franco Espín y Damián Rivas Rivas, «Apuntes de fundamentos de Propulsión,» Universidad de Sevilla, 2016. 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