Estrategias para el almacenamiento de combustibles criogénicos en aeronaves propulsadas por turbofán de flujo mezclado

Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Estrategias para el almacenamiento de combustibles criogénicos en aeronaves propulsadas por turbofán de flujo mezclado Autor: Pablo Alcaraz Gómez Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Estrategias para el almacenamiento de combustibles criogénicos en aeronaves propulsadas por turbofán de flujo mezclado Autor: Pablo Alcaraz Gómez Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar Catedrático de Universidad Dpto. Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 Trabajo Fin de Grado: Estrategias para el almacenamiento de combustibles criogénicos en aeronaves propulsadas por turbofán de flujo mezclado Autor: Pablo Alcaraz Gómez Tutor: Francisco José Jiménez-Espadafor Aguilar El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Agradecimientos A l culminar este decisivo capítulo de mi vida con este Trabajo Fin de Grado, me gustaría tomar un momento para expresar mi más sincero agradecimiento a todos aquellos que me han acompañado a lo largo de este sinuoso camino. En primer lugar, quiero agradecer a mis padres por su apoyo incondicional, su amor constante y su sacrificio para brindarme siempre las oportunidades que he tenido. Vuestra fe en mí ha sido mi mayor inspiración y motivación. Sin vuestro aliento y guía, este logro no habría sido posible, y es por eso que este trabajo tiene tanto de mí como de vosotros. A ti, Celia, gracias por tu paciencia y aliento inquebrantable a lo largo de todo este proceso. Tu apoyo emocional y tu presencia constante han sido un rayo de luz en los momentos más oscuros. Tu amor me impulsa a alcanzar mis metas y a ser la mejor versión de mí mismo. A mis amigos, quienes han estado desde mis inicios, gracias por haberme impulsado hasta donde estoy ahora. Lejos o cerca, sé que siempre podré contar con vosotros para cualquier desafío que se me presente. Vosotros sois la familia que elegí hace más de cinco años, y desde entonces habéis permanecido junto a mí. Siempre os agradeceré el haberme adoptado como uno más. Este logro no es solo mío, sino de todos vosotros, que habéis contribuido de una u otra manera a mi éxito. Estoy profundamente agradecido por cada gesto de apoyo, cada palabra de aliento y cada momento compartido. Pablo Alcaraz Gómez. Graduado en Ingeniería Aeroespacial. Sevilla, 2025 III Índice Resumen V Abstract VII Índice Abreviado IX 1 Introducción 1 1.1 Objetivo 1 ¿Qué son los derechos de emisión de C02 y cómo afectan al sector aeroespacial? 4 1.2 Metodología 7 1.3 Combustibles, características y ventajas. 9 Jet A-1[14] 9 Hidrógeno[10] 10 Amoníaco 11 Gas natural licuado [23] 12 2 Mecánica del vuelo 15 2.1 Modelo de avión. 15 2.1.1 Dinámica del avión 16 2.2 Aeronave seleccionada y datos 18 2.2.1 B-767 300ER 18 2.3 Modelo de polar. 19 2.4 Ecuaciones de mecánica del vuelo. [21] 20 2.4.1 Hipótesis generales. 20 2.4.2 Sistema de referencia y sistema de ejes 20 2.4.3 Sistema de tres grados de libertad. 21 2.5 Ecuaciones por tramos. 23 2.5.1 Despegue. 23 Recorrido en tierra 24 Recorrido en aire. 25 2.5.2 Ecuaciones de subida. 25 Ángulo de subida 26 2.5.3 Aceleración en tramo horizontal. 26 2.5.4 Desaceleración en tramo horizontal. 27 2.5.5 Actuaciones de crucero 27 2.5.6 Aterrizaje. 28 3 Mapas motores 29 XI XII Índice 3.1 Datos de partida y obtención de valores. 30 3.1.1 Obtención de primeras gráficas 32 Procedimiento 32 Problemática 34 3.1.2 Reescalado 34 Método seguido. 34 Hipótesis asociadas al reescalado 36 3.1.3 Resultados y conclusiones 37 Comportamiento a nivel del mar. 37 Comportamiento a 30000 pies 38 3.2 Implementación en el modelo. 40 3.2.1 Código de consumo específico. 40 4 Comparación de combustibles 43 4.1 Introducción 43 4.2 Estudio de combustibles 44 4.2.1 Análisis 44 4.2.2 Resultados energéticos 45 4.2.3 Resultados másicos. 46 4.2.4 Conclusión: elección del GNL como alternativa viable 46 5 Diseño de los depósitos 49 5.1 Consideraciones para el diseño. [16] 49 5.2 Localización de los depósitos. 51 5.2.1 En el interior de las alas. 51 5.2.2 Bodega del avión. 54 5.2.3 Depósitos bajo las alas. 55 5.3 Efectos en la aerodinámica. 56 5.3.1 Método del área parásita equivalente. [12] 56 5.3.2 Verificación de la polar. 59 B-52 Stratofortress 62 5.4 Materiales 62 5.4.1 Consideraciones estructurales 62 5.4.2 Aleación aluminio-magnesio. 64 Depósito en el interior de las alas. 66 Depósitos debajo de las alas. 66 Depósitos de la bodega. 66 5.4.3 Acero Inoxidable. 66 Depósitos en el interior de las alas. 67 Depósitos debajo de las alas. 67 Depósitos en la bodega. 68 5.4.4 Titanio. 68 Depósitos en el interior de las alas. 69 Depósitos debajo de las alas. 69 Depósitos en la bodega. 69 5.4.5 Comparación de resultados 70 5.4.6 Materiales compuestos. [20] 71 5.5 Transmisión de calor: evaporación del gas natural licuado. 75 Índice XIII 5.5.1 Diagrama de cambio de fase del metano y presión de diseño 75 Coeficiente de película con el aire exterior 77 Coeficiente de película del metano interno 80 5.5.2 Situación sin aislante. 81 5.6 Control de la evolución de los depósitos 82 5.6.1 Ecuaciones de comportamiento. 82 5.6.2 Ecuaciones fundamentales y modelado del sistema 83 5.6.3 Obtención de las propiedades del metano 84 Problemas encontrados con los datos 84 5.6.4 Resolución del sistema. 85 Resultados obtenidos. 86 5.7 Situación usando aislantes térmicos. 88 5.8 Dimensionado de los espesores de los aislantes. 90 5.8.1 Cálculo del coeficiente de película. 90 6 Optimización de resultados 97 6.1 Primera opción: aumentar espesor del aislante de los depósitos externos. 99 6.1.1 Cálculo de los nuevos coeficientes de película. 99 Depósitos externos. 99 Depósitos internos del ala. 100 6.2 Segunda Opción: aumentar espesor en los depósitos internos y externos. 102 6.2.1 Cálculo de los coeficientes de película. 102 Depósitos externos. 102 Depósitos internos. 103 6.3 Tercera opción: reducir el espesor del aislante de los depósitos externos. 107 6.3.1 Cálculo del coeficiente de película. 107 Depósitos externos. 107 Depósitos en el ala. 107 6.4 Cuarta opción: reducir el espesor del aislante de los depósitos externos hasta los 3cm. 110 Depósitos externos. 110 Depósitos en el ala. 110 6.5 Variaciones a la configuración original. 112 6.5.1 Usar únicamente los depósitos bajo las alas. 112 6.6 Optimización final: búsqueda del espesor externo óptimo. 114 6.6.1 Resultados obtenidos. 115 Primera iteración. 115 Segunda iteración. 116 7 Aplicaciones 119 7.1 Resultados para las configuraciones estudiadas. 119 7.1.1 Uso únicamente de los depósitos en el interior de las alas. 119 Recopilación de aerolíneas y viajes que ofrecen. [17] 120 7.2 Configuración completa. 121 7.3 Comparación entre configuraciones. 122 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. 125 7.4.1 Evaluación de vuelos concatenados sin repostar. 127 7.4.2 Vuelos concatenados sin depósitos externos. 131 XIV Índice 8 Resultados obtenidos 133 8.1 Discusión de los resultados 133 8.2 Reflexión general sobre el uso del GNL en la aviación 136 8.2.1 Aplicación y resultados en aeronaves actuales. 137 8.2.2 Limitaciones y desafíos pendientes. 137 8.2.3 Perspectivas futuras. 137 9 Conclusión 139 10 Líneas futuras de investigación 141 Apéndice A Modelo de atmósfera ISA 143 A.1 Modelo de atmósfera 143 Índice de Figuras 145 Índice de Tablas 149 Bibliografía 151 1 Introducción 1.1 Objetivo E l objetivo del presente proyecto es llevar a cabo un estudio preeliminar cin el objetivo de examinar la integración de combustibles criogénicos en una aeronave comercial sin cambiar la configuración de esta ni si planta propulsiva. Este estudio se justifica por la necesidad de buscar una solución más beneficiosa para las compañías aéreas desde un punto de vista tanto económico, tanto por la reducción sustancial del consumo de combustible del avión, como de una notoria disminución de la emisión de gases de efecto invernadero y por ende, la deducción de los costes debido a la minoración del coste por la producción de dichas emisiones. Si bien es cierto que las emisiones de gases de efecto invernadero causadas por la aviación son inferiores - tanto a nivel nacional como internacionalrespecto a otros sectores como puede ser el de la generación de energía eléctrica (vid. 1.1), sin embargo, mientras que en estos la tendencia es a la baja, en el aeronáutico la situación es inversa; además, las emisiones de este sector tienen mayor repercusión en el efecto invernadero al producirse en las capas más superiores de la atmósfera (troposfera-estratosfera) Figura 1.1 Emisiones de GEI procedentes del transporte en relación con otros sectores. España y Unión Europea (UE-28). 2018[18]. 1 2Capítulo 1. Introducción La Figura 1.1 compara la distribución porcentual de las emisiones de gases de efecto invernadero (GEI) por sectores en España y en la Unión Europea (UE-28). Esta información resulta clave para contextualizar el impacto del transporte aéreo y, en particular, valorar la viabilidad del uso de combustibles alternativos como el gas natural licuado (GNL) en aviación comercial. Tal como muestra la figura, el transporte representa el 27,5 % de las emisiones GEI en España, siendo el sector más emisor, por encima de energía (23,5 %) e industria (20,7 %). En comparación, en la UE-28 el transporte ocupa el segundo lugar (22,9 %), superado por el sector energético (29,3 %). Este dato es coherente con el análisis ofrecido por el Observatorio del Transporte y la Logística en España (OTLE, 2020) [ 25 ], el cual destaca que el transporte —especialmente por carretera— constituye la principal fuente de emisiones en el ámbito nacional. No obstante, la aviación, aunque proporcionalmente menor, sigue siendo un contribuyente significativo, y su participación relativa podría incrementarse en escenarios donde otros sectores avancen más rápidamente en su descarbonización. Dado que el transporte aéreo forma parte del total sectorial, reducir sus emisiones resulta clave para lograr los objetivos nacionales de sostenibilidad. En este contexto, el estudio del GNL como combustible alternativo en aviación cobra especial relevancia: • El GNL tiene un potencial significativo para reducir las emisiones de CO 2 respecto a los combustibles convencionales, además de emitir menos óxidos de nitrógeno y partículas. • La transición al uso de GNL podría contribuir a descarbonizar parcialmente el sector aéreo, ayudando a reducir la carga que el transporte representa en el inventario nacional de emisiones. El hecho de que España presente un perfil de emisiones más dependiente del transporte respecto a la media europea refuerza la necesidad de implementar medidas innovadoras en este sector. La adopción de tecnologías basadas en GNL en aviación podría situar a España en una posición de liderazgo tecnológico, con beneficios tanto ambientales como estratégicos. Figura 1.2 Emisiones de GEI y sustancias contaminantes por modo de transporte. 2018. 1.1 Objetivo 3 Tabla 1.1 Porcentaje de emisiones de GEI (kt CO2eq) por modo de transporte en España.. Modo de transporte Emisiones GEI (kt CO2eq) % sobre total nacional Ferroviario 253 0.28 % Aéreo 3 045 3.38 % Marítimo 3 160 3.51 % Carretera total 83 659 92.83 % Carretera urbana 28 249 31.35 % Carretera no urbana 55 410 61.48 % Carretera no urbana - pasajeros 30 940 34.34 % Carretera no urbana - mercancías 24 469 27.16 % La Tabla 1.1 presenta la distribución de las emisiones de gases de efecto invernadero (GEI) por modo de transporte en España. El análisis evidencia que el transporte por carretera es, con diferencia, el principal responsable de las emisiones del sector, acumulando un 92,83 % del total nacional. En contraste, el transporte ferroviario representa una fracción mínima (0,28 %), lo que lo posiciona como el modo más eficiente desde el punto de vista ambiental. El transporte aéreo, por su parte, contribuye con un 3,38 % del total de emisiones de GEI. Aunque este porcentaje es significativamente menor que el de la carretera, resulta relevante por varias razones: • Las emisiones del sector aéreo se concentran en un número mucho menor de desplazamientos y vehículos en comparación con el transporte terrestre, lo que indica una mayor intensidad de emisiones por kilómetro por pasajero o por unidad de carga. • El transporte aéreo opera a altitudes donde el impacto climático de ciertos contaminantes es amplificado, como en el caso de los óxidos de nitrógeno (NOx). • A diferencia del transporte terrestre, el sector aéreo presenta mayores desafíos tecnológicos para su descarbonización, especialmente en vuelos de media y larga distancia. En este contexto, el estudio de combustibles alternativos como el gas natural licuado (GNL) cobra especial relevancia. Su menor contenido de carbono por unidad de energía y sus menores emisiones de partículas y NO x lo posicionan como una alternativa viable para reducir la huella ambiental del transporte aéreo. Aunque el peso relativo del sector aéreo en el inventario total no sea dominante, su transformación es clave para cumplir con los objetivos de neutralidad climática a medio y largo plazo. La Figura 1.2 presenta los datos relativos a las emisiones de gases de efecto invernadero (GEI), sustancias acidificantes, precursores del ozono troposférico y material particulado, desglosados por modo de transporte en el ámbito nacional para el año 2018. Esta información, proveniente del Observatorio del Transporte y la Logística en España(OTLE) [ 25 ], permite analizar la relevancia del transporte aéreo dentro del conjunto del sistema de movilidad nacional. Según la tabla, el transporte aéreo generó en 2018 un total de 3.045 kt de CO 2 equivalente, posicionándose como el tercer modo más emisor de GEI después del transporte por carretera urbana y no urbana. Aunque su volumen de emisiones es notablemente inferior al de la carretera (que representa más del 90 % del total), su impacto relativo sigue siendo significativo, especialmente si se considera que la aviación representa una proporción menor del total de desplazamientos. Además, la aviación es responsable de 329 toneladas de sustancias acidificantes, 18.323 toneladas de precursores del ozono troposférico y 132 toneladas de material particulado. Estos valores indican que, aunque la aviación no lidera en emisiones absolutas, su contribución en términos de efectos 4Capítulo 1. Introducción ambientales por unidad de transporte puede ser crítica, especialmente en vuelos de corta-media distancia, donde la eficiencia energética es menor. A la luz de estos datos, el desarrollo de tecnologías de propulsión basadas en gas natural licuado (GNL) podría suponer una estrategia viable para reducir el impacto ambiental de la aviación: • El GNL tiene un menor contenido en carbono por unidad de energía que los combustibles fósiles convencionales, lo que se traduce en una potencial reducción directa de las emisiones de CO2. • Su combustión genera también menos óxidos de nitrógeno (NO x ), reduciendo las sustancias acidificantes y los precursores del ozono. • El contenido en azufre y material particulado del GNL es casi nulo, lo que supone una mejora considerable en términos de calidad del aire. Debido a este crecimiento exponencial de la producción de gases de efecto invernadero a la atmósfera, distintos organismos como la Unión Europea decidieron adoptar medidas drásticas destinadas a reducir tal aumento. Por ello, en el conocido Acuerdo de París de 2016 se estableció el objetivo de emisiones para el año 2030. Pasada la pandemia por el COVID-19, en el 2020 estas acciones se endurecerían en mayor medida con el objetivo claro de alcanzar una disminución del 55% respecto a los valores del año 1990. Es evidente que estos hechos tienen un gran impacto en el mundo de la aviación y debido a su tendencia incremental, el grado de las medidas fue mucho más acusado. Una clara prueba de esto es el aumento del coste que supondrá la emisión de cada tonelada de carbono al medio ambiente. En la gráfica 1.3 se puede observar cómo el precio de los derechos de emisión de CO2 durante 2021 se ha aumentado un 59%, llegando a picos de 50 €/tonelada, debido al gran aumento de las emisiones de C02 Figura 1.3 Evolución en €/TM CO2precio en EU [25]. ¿Qué son los derechos de emisión de C02 y cómo afectan al sector aeroespacial? Los derechos de emisión de CO 2 forman parte del Régimen de Comercio de Derechos de Emisión de la Unión Europea (EU ETS), un sistema de “cap and trade” que establece un límite máximo de 1.1 Objetivo 5 emisiones para determinados sectores industriales. Las empresas reciben o adquieren permisos que les permiten emitir una cantidad específica de CO2. Si una empresa emite menos de lo permitido, puede vender sus permisos sobrantes; por el contrario, si necesita emitir más, deberá adquirir permisos adicionales en el mercado. Este sistema busca incentivar la reducción de emisiones de manera eficiente desde el punto de vista económico, fomentando la innovación y la transición hacia tecnologías menos contaminantes. El aumento en el precio de los derechos de emisión representa un costo adicional para las aerolíneas, especialmente en los vuelos intraeuropeos sujetos al Régimen de Comercio de Derechos de Emisión de la Unión Europea (EU ETS). La adopción de combustibles alternativos como el gas natural licuado (GNL), que emite menos CO 2 que los combustibles fósiles tradicionales, podría reducir la necesidad de adquirir permisos, ofreciendo así ventajas tanto económicas como ambientales. Además, el uso de GNL puede posicionar a las compañías aéreas como referentes en sostenibilidad, alineándose con los objetivos climáticos establecidos por la Unión Europea. En resumen, el encarecimiento de los derechos de emisión de CO 2 refleja una tendencia hacia políticas más estrictas en la lucha contra el cambio climático. Para el sector aeronáutico, esto subraya la importancia de explorar y adoptar tecnologías y combustibles más limpios, como el GNL, con el fin de mantener la competitividad y cumplir con las regulaciones ambientales vigentes. Uno de los enfoques más prometedores en esta búsqueda es la adopción de combustibles criogénicos, tales como el hidrógeno líquido y el gas natural licuado (GNL) en los motores aeronáuticos. Estos combustibles presentan propiedades físicas y químicas que podrían ofrecer ventajas sustanciales en términos de reducción de emisiones y de eficiencia energética. Este trabajo fin de grado se centra en la evaluación de la viabilidad de emplear combustibles criogénicos en turbofanes de flujo mixto, un tipo de motor ampliamente utilizado en la aviación comercial moderna. El cambio de combustible desde los tradicionales querosenos hacia combustibles criogénicos implica una serie de retos y oportunidades. Desde el punto de vista técnico, es necesario considerar aspectos como las modificaciones en el diseño del motor para manejar las bajas temperaturas de los combustibles criogénicos, los cambios en la combustión y la gestión térmica, así como las implicaciones en la infraestructura aeroportuaria para el almacenamiento y suministro de estos combustibles. Este estudio abordará estos desafíos, proporcionando un análisis detallado de las adaptaciones necesarias en los turbofanes de flujo mixto con miras a operar de manera óptima con combustibles criogénicos. Además de los desafíos técnicos, este cambio de combustible ofrece ventajas ambientales significativas. Los combustibles criogénicos, y en particular el hidrógeno, tienen el potencial de reducir drásticamente las emisiones de CO 2 , óxidos de nitrógeno (NO x ) y partículas, contribuyendo así a la mitigación del cambio climático y a la mejora de la calidad del aire. Este trabajo se propone evaluar cuantitativamente estas ventajas ambientales mediante un análisis comparativo de las emisiones generadas por motores que utilizan queroseno y aquellos que utilizan hidrógeno líquido o GNL. Asimismo, se examinarán las posibles contribuciones de estos combustibles a la reducción del impacto acústico, un aspecto cada vez más relevante en la operación de aeronaves en entornos urbanos. 6Capítulo 1. Introducción Figura 1.4 Comparación entre diversos combustibles aeronáuticos. La figura muestra la relación entre la densidad energética gravimétrica (MJ/kg) y la densidad energética volumétrica (MJ/L) para distintos tipos de combustibles. Esta información resulta crucial en el contexto de la propulsión aeronáutica, donde tanto el peso como el volumen del combustible afectan directamente al diseño, autonomía y eficiencia de la aeronave. Los combustibles convencionales utilizados en aviación, como el Jet-A, Jet-B o JP-8, se sitúan en la parte superior izquierda de la gráfica, con densidades energéticas del orden de: •Gravimétrica: ∼43 MJ/kg •Volumétrica: ∼33 MJ/L Estas propiedades los hacen ideales para aplicaciones aeroespaciales, ya que permiten almacenar una gran cantidad de energía en un volumen y masa relativamente reducidos. Dentro de los combustibles criogénicos representados, se encuentran: •Metano líquido (Methane liq.): –Gravimétrica: ∼55 MJ/kg –Volumétrica: ∼23 MJ/L •Hidrógeno líquido (H2liq.): –Gravimétrica: ∼120 MJ/kg (la más alta de todos los combustibles) –Volumétrica: ∼8 MJ/L (muy baja) Aunque el hidrógeno líquido presenta la mayor densidad energética por unidad de masa, su densidad volumétrica es muy baja, lo que plantea desafíos de almacenamiento y diseño volumétrico en aeronaves. En cambio, el metano líquido ofrece un buen equilibrio entre ambas densidades, situándose en un punto intermedio que resulta más viable para aplicaciones aeronáuticas a medio plazo. Además de sus propiedades energéticas, el metano (CH 4 ) destaca por su menor emisión de CO 2 por unidad de energía generada: • El metano tiene una estructura molecular simple (un carbono por molécula), por lo que su combustión libera menos CO2que hidrocarburos de cadena más larga como los jet fuel. • Se estima que las emisiones de CO 2 del metano son entre un 25 % y un 30 % inferiores por MJ producido en comparación con el queroseno de aviación. 1.3 Combustibles, características y ventajas. 13 •Densidad energética: A pesar de ser mayor que la del hidrógeno, la densidad energética del GNL es inferior a la del queroseno, por lo que se requieren tanques de mayor tamaño y peso, condición que impacta en la capacidad de carga útil de las aeronaves. •Infraestructura específica: La implantación del GNL en aviación requiere una red especializada para su producción, almacenamiento y distribución, aspecto que implica inversiones significativas. •Costos de licuefacción: Dado que el proceso de licuefacción es intensivo en energía, se incrementan los costes asociados a la producción del GNL. •Rango limitado: La combinación de menor densidad energética y mayor volumen requerido para el almacenamiento reduce el alcance operativo respecto a aeronaves que emplean queroseno. •Adaptaciones en los motores: Es necesario rediseñar o modificar los motores para que puedan funcionar de forma óptima con GNL; ello precisa de inversiones en ingeniería y desarrollo tecnológico. •Riesgos operativos a bajas temperaturas: El almacenamiento a temperaturas criogénicas plantea retos adicionales en términos de seguridad, mantenimiento y fiabilidad de los sistemas de combustible. De todo lo anterior se puede concluir, el GNL representa una alternativa prometedora como combustible para la aviación sostenible, gracias a sus ventajas medioambientales y su disponibilidad global. Aun así, su adopción a gran escala exige superar desafíos técnicos, económicos y de infraestructura que aún están en desarrollo. 2 Mecánica del vuelo P ara la simulación del perfil de vuelo de una aeronave comercial, se implementa la integración de las ecuaciones de la mecánica del vuelo por tramos a lo largo de toda la operación de la aeronave. Este enfoque permite modelar con precisión el comportamiento de la aeronave en las distintas fases del vuelo, como despegue, ascenso, crucero, descenso y aterrizaje. Cada tramo se define por condiciones específicas, como altitud, velocidad y configuración del avión, y se resuelven las ecuaciones diferenciales que gobiernan la dinámica de la aeronave, incluyendo las fuerzas aerodinámicas, la propulsión y la gravedad. Para lograr una simulación precisa, se utilizan modelos aerodinámicos y de propulsión que reflejan las características reales de la aeronave, junto con las condiciones atmosféricas predominantes. La integración numérica de estas ecuaciones se lleva a cabo empleando métodos robustos que permiten capturar la evolución temporal de las variables de estado. El resultado es una representación detallada del perfil de vuelo, lo permite analizar el rendimiento, el consumo de combustible y las restricciones operacionales. Esta metodología es esencial para la planificación de vuelos, la optimización de rutas y la evaluación de la eficiencia energética en la operación de aeronaves comerciales. 2.1 Modelo de avión. En primer lugar, será necesario emplear un modelo de la aeronave objeto de estudio intentando así generar los perfiles de vuelo, además de conocer las necesidades de empuje en los distintos segmentos de vuelo. Esto implica una previa búsqueda de información para la obtención de todos los datos del avión, así como la creación de un modelo a partir de las ecuaciones de la mecánica del vuelo, teniendo en cuenta las posibles estimaciones de los datos que no se conozcan y/o a los que no se pueda acceder. El objetivo de todas estas actuaciones es elaborar del perfil de vuelo de la aeronave en un vuelo típico de esta. Poder llevar a cabo el modelo de aeronave implica imprescindible poder definir las fuerzas que se generan en la misma en cada momento del vuelo. Como ya se ha mencionado anteriormente, no se abordará el estudio de estabilidad ni modelos mecánicos complejos. Dado que en todos los segmentos se examinará el vuelo simétrico, las fuerzas a considerar pueden resumirse en sustentación, peso, resistencia y empuje. Resulta, por tanto, indispensable poder calcular en cada momento dichas fuerzas con el objetivo de obtener el empuje necesario a lo largo de los diferentes segmentos de vuelo y así poder tener un modelo lo más realista posible. 15 16 Capítulo 2. Mecánica del vuelo 2.1.1 Dinámica del avión En primer lugar y conforme a las prácticas habituales en los estudios académicos en ingeniería, se procede a enunciar las hipótesis empleadas en la dinámica del avión orientadas a la simplificación de las ecuaciones y, por tanto, obtener un modelo robusto, a la par que fidedigno para representar la aeronave: 1. Avión cuerpo rígido. 2. Avión simétrico. 3. Dirección del empuje fija respecto al movimiento. 4. Tierra plana. 5. Gravedad constante. 6. Atmósfera en calma. ( i.e., sin viento). Partiendo de la base de que el análisis centrado en la mecánica del vuelo necesita un modelo aerodinámico con el que el calcular las fuerzas de sustentación y resistencia - como parte de las cargas a las que se ve sometida la aeronave, siempre en la dirección perpendicular y tangente al vector de la velocidad aerodinámica incidente sobre el avión, respectivamentecomo ya es conocido, sus expresiones son las siguientes: L=1 2ρSV2CL⇒F(α,ρ∞,U∞,M2 ∞,Re,S)(2.1) D=1 2ρSV2CD⇒F(α,ρ∞,U∞,M2 ∞,Re,S)(2.2) Adimensionalizando dichas ecuaciones con la pretensión de disminuir las variables que debemos calcular; los coeficientes de resistencia y sustentación resultan como sigue: L=1 2ρSV2CL⇒F(α,M2 ∞,Re)(2.3) D=1 2ρSV2CD⇒F(α,M2 ∞,Re)(2.4) Con la intención de simplificar el problema, se puede asumir que,dado que no se van a alcanzar velocidades transónicas -evitando las ondas de choque ocasionadas y la caída del coeficiente de sustentación-, asumimos que ambos coeficientes son independientes del número de Mach. Por otra parte, podemos aceptar que los ángulos de ataque son siempre pequeños (α<< 1) y que por este motivo, la variación del CL será lineal, aunque es importante tener en cuenta el ángulo de entrada en pérdida, en los tramos de aterrizaje o de despegue. Como se ha comentado anteriormente, el CL será una función lineal dependiente del ángulo de ataque creciente hasta la obtención de un CL máximo debido a las superficies hipersustentadoras y a la velocidad a la que se vuele en el tramo estipulado. Finalmente, el coeficiente de resistencia se descompone en la suma de dos términos CD= CD0+CDi . siendo CDi la resistencia inducida causada por el hecho de sustentar la aeronave y el rebordeo en la punta del ala y CD0 la resistencia parasitaria con sustentación nula. Por lo general, la dependencia de CDi con Re es despreciable, a diferencia de la de CD0 no lo es, ya que este coeficiente de fricción en la superficie del avión depende del número de Reynolds. En pro a la simplicidad, no se considera la dependencia con el número de Reynolds en tanto en cuanto a la falta de medios (carecemos de túnel de viento para realizar ensayos o modelos). 2.1 Modelo de avión. 17 Dado que CL depende de α y de MyMdepende de V y de h, las expresiones en (2.3) propocionan la dependencina de L=L(h,M, α ) y D=D(h,M, α ). Además de D=D(h,M,W). Por este motivo, para h yLfijos, existe una h que otorga una resistencia mínima como se observa en las siguientes figuras: Figura 2.1 Resistencia aerodinámica en función de V y h. Figura 2.2 Resistencia aerodinámica en función de V y h (cont)[28]. 18 Capítulo 2. Mecánica del vuelo 2.2 Aeronave seleccionada y datos En este trabajo se propone el uso del B-767 en su configuración 300ER [30]. Figura 2.3 B-767 de la compañía British Airways. 2.2.1 B-767 300ER El Boeing 767-300ER (Extended Range) es una variante del Boeing 767, introducida en el mercado en 1988, con el objetivo de ofrecer una capacidad de alcance y carga mejoradas en operaciones de largo recorrido. Este modelo, uno de los más exitosos de la familia 767, fue desarrollado para competir en el segmento de aeronaves de doble pasillo, como alternativa eficiente para rutas transatlánticas y transcontinentales. El 767-300ER presenta un peso máximo al despegue (MTOW,) significativamente mayor que sus predecesores y llega a alcanzar hasta 412,000 libras (187,270 kg). Este aumento en el MTOW le permite transportar más combustible y carga, lo que contribuye, a su alcance extendido. En términos de capacidad, puede acomodar entre 218 y 269 pasajeros en una configuración típica de tres clases, lo que lo hace versátil para diferentes perfiles de rutas. El alcance del 767-300ER es una de sus características más destacadas, con una autonomía de hasta 5,990 millas náuticas (11,700 km), dependiendo de la configuración y las condiciones operativas. Esta capacidad de alcance ha permitido a las aerolíneas explotar rutas directas sin escalas entre ciudades intercontinentales, optimizando de este modo los costos operativos y la eficiencia de las operaciones. En cuanto a las superficies aerodinámicas, el Boeing 767-300ER cuenta con un ala optimizada de perfil supercrítico, diseñada para mejorar la eficiencia del combustible y el rendimiento en vuelo de crucero. Con una envergadura de 156 pies y 1 pulgada (47.6 metros), esta aeronave presenta una relación de aspecto adecuada para reducir la resistencia inducida, lo cual mejora así la economía de vuelo. La introducción del 767-300ER marcó un hito en la aviación comercial de largo alcance, al combinar la capacidad de carga y pasajeros con un alcance extendido, hecho que permitió a las aerolíneas expandir sus redes y ofrecer más opciones de rutas directas a los pasajeros. El Boeing 767-300ER equipado con los motores Pratt & Whitney PW4000 [ 26 ] ofrece una combinación óptima de rendimiento, eficiencia y fiabilidad para vuelos de largo alcance. Los motores PW4000, introducidos a finales de la década de 1980, fueron diseñados para proporcionar una potencia y un empuje superiores, adaptándose a las necesidades de aeronaves de fuselaje ancho como el 767-300ER. 2.3 Modelo de polar. 19 Con un rango de empuje que oscila entre 52,000 y 62,000 libras, el PW4000 ofrece un rendimiento adecuado para las operaciones transcontinentales e intercontinentales del 767-300ER. La arquitectura del motor, basada en un diseño de alto bypass ratio, permite una mayor eficiencia en el consumo de combustible, de manera que se reducen los costos operativos y las emisiones de gases contaminantes. Además, su diseño modular facilita el mantenimiento y reduce el tiempo en tierra, mejorando la disponibilidad de la aeronave. El PW4000 incorpora tecnologías avanzadas, como álabes de compresor de alta eficiencia y un sistema de combustión mejorado que contribuyen a su rendimiento y durabilidad. Esta planta de potencia ha sido fundamental para el éxito operativo del 767-300ER,pues ha permitido a las aerolíneas optimizar su rendimiento en rutas de largo alcance y adaptarse a las exigencias cambiantes del mercado aéreo. Figura 2.4 B-767 despegando de la compañía AirAlps. 2.3 Modelo de polar. Para el cálculo del coeficiente de resistencia a lo largo de toda la envolvente de vuelo es necesario establecer el modelo de polar, a partir de la definición de las dos contribuciones a la resistencia anteriormente mencionadas. Una vez despreciada la dependencia con el número de Reynolds, a partir de las expresiones (2.3) se tiene que CD=CD(CL,M) , expresión que recibe el nombre de polar del avión, tal y como se muestra en la figura (2.3), se asumirá el cálculo a partir de un modelo de polar parabólica simétrica no compensada de valores ( CD0 yk), de forma que a partir de las condiciones de vuelo y el coeficiente de sustentación se define el coeficiente de resistencia. Una aproximación más que suficiente es el modelo de polar parabólica simétrica: CD=CD0+kCL2(2.5) donde ya se incluyen las dependencias y simplificaciones anteriormente comentadas. Si se pretende obtener estos valores, se puede proceder de distintas maneras, sin embargo, para el desarrollo de este estudio ( CD0 yk) se tomarán en consideración los datos proporcionados desinteresadamente por los profesores de la asignatura de mecánica del vuelo de la ETSI de ingeniería. Sean estos los valores: CD0=0.0135 (2.6) K=0.0269 (2.7) 20 Capítulo 2. Mecánica del vuelo Figura 2.5 Polar del avión. 2.4 Ecuaciones de mecánica del vuelo. [21] L levar a cabo o todos los perfiles de vuelo necesarios para completar la misión, exige hacer uso de las ecuaciones de la mecánica del vuelo, de manera que posibilite apreciar la variación del empuje en los distintos tramos de vuelo a realizar. 2.4.1 Hipótesis generales. En primer lugar, se enumerarán las hipótesis realizadas para la obtención de las ecuaciones pertinentes en cada tramo de vuelo: • Se considera el avión como un cuerpo rígido, lo que evita así los efectos de la aeroelasticidad. •Avión simétrico, es decir, tiene un plano de simetría. •Dirección del empuje del motor fija. respecto al avión •Tierra plana. •Gravedad constante. •Atmósfera en calma, no se tienen en cuenta los efectos del viento. 2.4.2 Sistema de referencia y sistema de ejes Una vez conocidas las hipótesis, es necesario conocer los sistemas de trabajo utilizados en la mecánica del vuelo: •Sistema de ejes viento Este sistema de referencia viene definido por el ángulo de asiento de velocidad γ , ángulo de guiñada de la velocidad χy el ángulo de alabeo µ. 2.4 Ecuaciones de mecánica del vuelo. [21] 21 Figura 2.6 Ejes Viento[28]. •Sistema de ejes cuerpo. Este sistema viene definido por el ángulo de ataque del avión α , el ángulo de resbalamiento β y la definición del empuje respecto a los ejes viento a partir de un ángulo de ataque ε y un ángulo de resbalamiento ν Figura 2.7 Ejes cuerpo respecto al horizonte [28]. 2.4.3 Sistema de tres grados de libertad. Teniendo en cuenta las hipótesis, los ejes y sistemas de referencia apropiados, se puede hacer un estudio dinámico y cinemático del problema, que conduciría a las siguientes ecuaciones: dx dt =V cos(γ)cos(χ)(2.8) dy dt =V cos(γ)sin(χ)(2.9) dh dt =V sin(γ)(2.10) 22 Capítulo 2. Mecánica del vuelo mdV dt =T cos(ε)cos(ν)−mgsin(γ)(2.11) mVcos(γ)dχ dt = (Tcos(ε)sin(ν)−Q)cos(µ)+(L+Tsin(ε))sin(µ)(2.12) mV dγ dt =−[(Tcos(ε)sin(ν)−Q)sin(µ)−(L+Tsin(ε))cos(µ)]−mgcos(γ)(2.13) dm dt =−cT (2.14) No obstante, en este estudio, se va a desarrollar el vuelo simétrico, es decir, β=0yν=0. Se establece un modelo de tres grados de libertad, puesto que se estudia el avión tratándolo como una masa puntual (su centro de masas) donde su movimiento viene dado en cada instante t por la posición x=x(x,y,h) , la velocidad(V) y la masa (M). Por tanto, se obtienen las siguientes ecuaciones: dx dt =V cos(γ)cos(χ)(2.15) dy dt =V cos(γ)sin(χ)(2.16) dh dt =V sin(γ)(2.17) W g dV dt =T cos(χ)cos(ν)−D−Wsin(γ)(2.18) W gVdγ dt = (L+Tsin(ξ))cos(µ)−Wcos(γ(2.19) W gVdχ dt = (L+Tsin(ξ))sin(µ)(2.20) dM dt =−cET(2.21) De esta forma resulta un sistema de 7 ecuaciones diferenciales ordinarias con 10 variables dependientes: 7 variables de estado (derivadas): x,y,h,V,χ,γ,m y 3 variables de control (no derivadas): α,π,µ . En este tipo de vuelo, se tienen 3 grados de libertad matemáticos. Es por esto que se necesitan 3 condiciones o ligaduras de vuelo que establecen el movimiento que se desea que el avión realice en cada segmento. Partiendo de que se quiere realizar un modelo de perfil general, se van a dejar de lado los posibles virajes por lo que el avión permanecerá contenido en un plano vertical; esto establece una ligadura de vuelo que viene dada por µ=0 . Además, se tomará que el ángulo de ataque del empuje esté siempre alineado con el del avión ( ξ=α ). Debido a estas ligaduras establecidas, será necesario en cada tramo de vuelo cerrar el sistema de ecuaciones diferenciales añadiendo dos ecuaciones de vuelo o ligaduras adicionales y compatibles entre sí, además. Así se asegura que el problema quede totalmente cerrado. Con todas las simplificaciones establecidas, el sistema de ecuaciones queda así: dx dh =V cos(γ)(2.22) 3 Mapas motores La presente investigación se centra en la elaboración de mapas motores específicos centrados en los motores del B-767 300ER [ 24 ], partiendo de datos existentes de motores conocidos proporcionados por el profesor. Este proceso es fundamental para modelar con precisión el consumo de combustible, tanto a nivel del mar, como a altitudes de crucero; lo cual es esencial para optimizar la eficiencia operativa y el rendimiento de la aeronave. El trabajo se ha desarrollado en varias fases bien definidas. Inicialmente, se recopilaron datos detallados de motores, cuyos comportamientos y características operativas están bien documentados. Estos datos incluyeron parámetros críticos, como el consumo específico de combustible (TSFC), la potencia producida, las curvas de rendimiento a diferentes altitudes y condiciones atmosféricas, entre otros. A continuación, con esta base de datos robusta, se procedió a aplicar técnicas de interpolación y extrapolación para adaptar estos parámetros a las especificaciones de los motores del avión en estudio. Tal interpolación permitió ajustar los datos existentes dentro del rango de condiciones operativas conocidas, mientras que la extrapolación se utilizó para prever el comportamiento del motor fuera de estos rangos, asegurando que las proyecciones fueran lo más precisas posible. El uso de métodos avanzados de interpolación, como splines cúbicos y regresión polinómica, garantizó, por un lado, una transición suave entre los puntos de datos conocidos y proporcionó una modelación precisa en el espectro operativo del motor; por otro lado, la extrapolación se manejó con técnicas cuidadosamente seleccionadas para minimizar errores y mantener la fiabilidad de los datos proyectados. Finalmente, se validaron los mapas motores generados mediante comparaciones con datos empíricos. Los hallazgos mostraron una alta correlación entre los datos modelados y los reales, lo que nos permite confirmar la eficacia del método empleado. En este capítulo se detallará el proceso seguido para la elaboración de estos mapas motores y las posibles problemáticas que pueden aparecer a lo largo de todo el proceso. 29 30 Capítulo 3. Mapas motores 3.1 Datos de partida y obtención de valores. En el análisis del rendimiento de un motor turbofán, los mapas de rendimiento proporcionan una visión crítica de cómo el motor se comporta en diferentes condiciones de operación. En este contexto, examinamos dos gráficas clave: una para el nivel del mar y otra para 30,000 pies de altitud que representan la relación entre altitud, velocidad, empuje neto y consumo específico de combustible. •Gráfica a Nivel del Mar: A nivel del mar, la gráfica muestra que el empuje neto del motor aumenta significativamente con la velocidad, hasta alcanzar un punto de saturación. Esto se debe a que el aire denso a nivel del mar permite una mayor cantidad de oxígeno en la cámara de combustión, lo que mejora la eficiencia de la combustión y, en consecuencia, del empuje. Sin embargo, este incremento en el empuje neto viene acompañado de un aumento en el consumo específico de combustible (TSFC). En otras palabras, a medida que el empuje aumenta, también lo hace la cantidad de combustible requerido para mantener ese empuje, reflejando una relación directa entre rendimiento y consumo a nivel del mar. El consumo específico de combustible en esta gráfica también muestra un aumento con la velocidad, aunque el incremento no es lineal. Los motores turbofán están diseñados para operar más eficientemente en ciertos rangos de velocidad y empuje, comportamiento evidente en la gráfica. El motor consume más combustible a altas velocidades, pero la eficiencia puede mejorar en velocidades de crucero donde el consumo se optimiza. Figura 3.1 Mapa motor para nivel del mar dado. •Gráfica a 30,000 Pies: A 30000 pies, la gráfica ilustra un cambio significativo en el comportamiento del motor. A esta altitud, el empuje neto disminuye en comparación con el nivel del mar, debido a la menor densidad del aire. La menor cantidad de oxígeno en la entrada de aire reduce la eficiencia de la combustión, lo que limita el empuje que el motor puede generar. Sin embargo, el aumento de la altitud tiene un efecto positivo en el consumo específico de combustible. A esta altitud, el TSFC tiende a mejorar, manifiesta una relación inversa con el empuje neto. Esto se debe a que, aunque el motor produce menos empuje, lo hace de manera más eficiente en términos de consumo de combustible. El comportamiento a 30000 pies revela que, pese a que el empuje neto es menor, el motor opera más eficientemente en cuanto a consumo de combustible a esta altitud se refiere. Esto es beneficioso para vuelos de largo recorrido, donde una mayor altitud permite una reducción en el consumo de combustible, hecho que optimiza la eficiencia global del vuelo. 3.1 Datos de partida y obtención de valores. 31 Figura 3.2 Mapa motor para 30000 pies dado. •Utilidad de las Gráficas: Estas gráficas son esenciales para planificar operaciones de vuelo, ya que permiten a los ingenieros y pilotos entender cómo el rendimiento del motor cambia con la altitud y la velocidad. Con esta información se pueden tomar decisiones informadas sobre la altitud óptima de vuelo y la velocidad para maximizar la eficiencia del combustible y del rendimiento del motor. Además, la comprensión de estas relaciones ayuda a ajustar las estrategias de vuelo para optimizar el consumo de combustible y mejorar la economía de operación de la aeronave. Para el desarrollo de este trabajo, las gráficas necesarias fueron proporcionadas por el profesor de la asignatura, lo que facilitó significativamente el acceso a estos datos. Matizando que este tipo de información suele ser de difícil acceso debido a las políticas de confidencialidad de las empresas del sector aeronáutico. No obstante, las gráficas presentadas inicialmente mostraban ciertas limitaciones que dificultaban su uso directo en el análisis requerido. Estas problemáticas se detallan a continuación y motivaron un trabajo adicional de procesamiento y adaptación de los datos. • Las curvas de estos motores no se adaptaban a los que tiene el avión de estudio; por tanto, habría que adaptarlos de alguna manera para que el consumo específico estuviera ajustado para nuestra aeronave y de este modo obtener un modelo sólido. • Los datos planteados estaban en formato PDF ,por lo que había que emplear una herramienta de posprocesado para la obtención de los y así graficarlos correctamente y analizar los datos pertinentes. 32 Capítulo 3. Mapas motores 3.1.1 Obtención de primeras gráficas El paso siguiente del presente estudio es digitalizar los mapas motores y así poder tratar los datos desde la herramienta de MATLAB. Tras un análisis pormenorizado se llegó a la conclusión de utilizar el programa WebPlotDigitizer[ 5 ] online. Con esta sencilla aplicación podíamos obtener las coordenadas de los puntos de la gráfica y, posteriormente pasar a graficar los datos obtenidos con matlab . Procedimiento Esencialmente, lo que se quiere llevar a cabo es obtener una nube de puntos abundantes, con el objetivo reprensentar la gráfica 3D, en la que se podrá ver teniendo la altura fijada, cómo varía el consumo específico con la velocidad. Obtenida dicha manta de puntos podemos extraer el consumo específico en cada instante conociendo la velocidad y la altura de vuelo. Ello será siempre conocido, ya sea por las ligaduras de vuelo, ya por la normativa de vuelo de la aeronave de estudio. •1. Cargar imagen. Subir la imagen en formato .jpg o.png. •2. Calibración de ejes. Calibrar los ejes del gráfico, de acuerdo con las escalas visibles en la imagen. Esto incluye la definición de los límites y las unidades de los ejes X e Y. •3. Marcado de puntos de interés. Marca, en este caso, un total de 42 puntos con precisión, para así obtener una nube de puntos lo suficientemente abundante que permitiera representar la gráfica con exactitud. •4. Exportación de datos. Con los datos obtenidos el paso siguiente era importar los datos a MATLAB en modo de matriz y posteriormente representar las gráficas. •5. Graficado. Con la herramienta de plot3 de MATLAB y representando por filas, vamos creando líneas. Gracias al comando hold on reperensentamos la totalidad de la gráfica. •6. Personalización. Finalmente nombramos los ejes y damos título a la gráfica con lo que obtenemos un resultado visible. 3.1 Datos de partida y obtención de valores. 33 Aquí tenemos los resultados obtenidos con el procedimiento anteriormente detallado: Figura 3.3 Gráfica obtenida para nivel del mar. Figura 3.4 Gráfica obtenida para 30000 pies. 34 Capítulo 3. Mapas motores Problemática Como ya se ha comentado antes, acceder a los datos del mapa motor de una planta de potencia específica es muy complicado sino prácticamente imposible. Es por ello, que se debe adaptar la gráfica que se ha facilitado por parte del profesor a la planta de potencia que se quiere estudiar en este trabajo. Por este motivo se debe de "reescalar" la gráfica, si se busca una representación realista de nuestro motor. Ya que para los rangos de empujes en los que nos movemos las gráficas anteriormente mencionadas no presentan valores ningunos, en el apartado siguiente se mostrará el proceso llevado a cabo para el "reescalado" de la gráfica y su posterior implementación en el código de MATLAB para su validación. Para concluir, sen lo relativo a la problemática de las unidades de representación, estas tienen que tratarse con sumo cuidado pues un pequeño desliz puede ocasionar un error de magnitud significativamente considerable. Por todo ello durante todo el estudio se ha trabajado en el SI, adaptando todas las magnitudes a este. En conclusión, las unidades empleadas serán las siguientes: •Consumo Easpecífico: 1/s. •Velocidad: m/s. •Empuje: kN. Para la adaptación de los valores de las gráficas (3.1) y (3.2) se han empleado las conversiones necesarias para la adaptación a los valores del sistema internacional y en consecuiencia, su correcto uso en este trabajo. 3.1.2 Reescalado En este apartado se procede a explicar el procedimiento seguido para el reescalado de las gráficas; esto se hace con la intención de que las gráficas reflejen el comportamiento de la planta motora,objeto de estudio; es decir, los PW-400 de Pratt & Witney. Es importante llevar a cabo este procedimiento, ya que, de lo contrario no se podría realizar la envolvente de vuelo realista y consecuentemente los resultados obtenidos carecerían de la veracidad exigida. Método seguido. El procedimiento llevado a cabo para el reescalamiento es el siguiente: • En primer lugar, se toma un punto de velocidad conocida; en este caso se tomó hasta un punto de ascenso que viene dado por la normativa vigente y los procedimientos normales de la aeronave. Se representan los valores de empuje y velocidad hasta ese punto en la gráfica siguiente. 3.1 Datos de partida y obtención de valores. 35 Figura 3.5 Gráficas de empuje y velocidad frente al tiempo respectivamente. • Se cogen 4 puntos característicos en ambas gráficas, con los que obtener varios puntos de referencia y proceder a la posterior comparación; en este caso, se han cogido puntos que presentaran un cambio en la tendencia del empuje para hacerlo más fácil y visual. • A continuación, se comparan esos valores obtenidos en el código con los de la gráfica pertinente, con la finalidad de examinar si este valor queda por encima o por debajo del valor de referencia que habíamos tomado con anterioridad. • Una vez hecho lo anterior, se escalaban los ejes multiplicando los valores de empuje máximo y mínimos respectivamente y se comprobaba la velocidad para la que sucedía ese empuje obtenido. • Si esa velocidad estaba dentro de nuestro rango, el reescalado se considera correcto y, por tanto, se concluye que la adaptación la gráfica se ha realizado correctamente. • Finalmente se continuaba con estos valores y se comprobaba si el alcance era válido para la aeronave de estudio. 36 Capítulo 3. Mapas motores Hipótesis asociadas al reescalado Para garantizar la validez del procedimiento de reescalado aplicado a los mapas motores y su correcta implementación en el modelo de simulación, ha sido necesario establecer una serie de hipótesis fundamentales que han guiado este proceso: • Se considera que el mapa motor de referencia proporcionado representa fielmente el comportamiento general de una planta motora de tipo turbofán, permitiendo su adaptación al motor PW4000 del Boeing 767-300ER mediante un reescalado proporcional y consistente. • En condiciones de despegue, se ha impuesto como criterio que el empuje máximo disponible sea un 30 % superior al empuje requerido por la aeronave a MTOW. Este margen asegura suficiente capacidad de respuesta ante escenarios críticos. El empuje mínimo se adapta proporcionalmente a este nuevo eje. • Para las condiciones de crucero, el eje de empuje se ha escalado manteniendo la misma proporción relativa que en el mapa original, garantizando coherencia funcional en el rango operativo más relevante. • La palanca de gases, entendida como la relación entre el empuje solicitado T y el empuje máximo disponible Tmáx, se expresa en porcentaje mediante la fórmula: Palanca de gases (%) =T Tmáx ·100 (3.1) Esta variable permite evaluar el grado de esfuerzo propulsivo requerido en cada fase del vuelo. • En cuanto al eje vertical del mapa (consumo específico de combustible, TSFC), se ha asumido que se conserva el equilibrio energético, es decir: ˙mjet ·hjet =˙mGNL ·hGNL (3.2) De esta relación se obtiene la expresión para reescalar el TSFC del GNL: TSFCGNL =TSFCjet ·hjet hGNL (3.3) Donde hjet y hGNL son las energías específicas del queroseno y del gas natural licuado, respectivamente. • Se asume que las prestaciones del motor no cambian significativamente al sustituir el queroseno por GNL, más allá del ajuste del TSFC y del almacenamiento criogénico necesario. • El GNL se considera no estratificado en los depósitos, permitiendo tratarlo como una sustancia homogénea para simplificar el modelado del comportamiento termodinámico en vuelo. • Se ha realizado un prediseño mecánico preliminar de los depósitos externos, verificando que estos pueden ser integrados estructuralmente sin comprometer la integridad del fuselaje ni el cumplimiento del MTOW. Estas hipótesis han sido fundamentales para llevar a cabo un reescalado realista y consistente con las características de la aeronave, permitiendo así el uso de mapas motor adaptados a un sistema de propulsión alternativo basado en GNL sin comprometer la validez de los resultados obtenidos en el estudio. 3.1 Datos de partida y obtención de valores. 37 Tabla 3.1 Valores de energía específica utilizados en el reescalado del consumo específico de combustible (TSFC).. Combustible Energía específica Unidad Jet-A (Queroseno) 43 MJ/kg Gas Natural Licuado (GNL) 50 MJ/kg Hidrógeno líquido (LH2) 120 MJ/kg Amoníaco (NH3) 22.5 MJ/kg 3.1.3 Resultados y conclusiones En este apartado se comentarán y enseñarán los hallazgos obtenidos tras el reescalado de las gráficas con la idea de implementarlo posteriormente en el código del estudio. Se precisa hacer una distinción entre la gráfica a nivel del mar y a 30000 pies, que son las empleadas durante todo el trabajo. Comportamiento a nivel del mar. En esta gráfica en 3D obtenemos una sábana de puntos para distintos valores de consumo específico (TSFC), velocidad de vuelo y empuje desarrollado por los motores. El consumo específico de un turbofán, definido como la masa de combustible consumida por unidad de empuje generado, exhibe una curva característica, en función de la velocidad de vuelo al nivel del mar. Esta curva puede dividirse en tres regiones principales: •1. Régimen de bajo avance. A bajas velocidades, el consumo específico es elevado, debido a la baja eficiencia del compresor y de la turbina. El flujo de aire a través del motor es relativamente bajo, lo que limita la potencia térmica que puede ser convertida en empuje. Además, la relación de bypass es menos efectiva a bajas velocidades, lo que reduce la eficiencia propulsiva. •2. Régimen de crucero. A velocidades de crucero, el consumo específico alcanza un mínimo. En este punto, se logra un equilibrio óptimo entre la eficiencia del compresor y de la turbina; la relación de bypass contribuye de manera significativa a la generación de empuje. La disminución del consumo específico en esta región se debe a la mejora en la eficiencia termodinámica del ciclo y a la mayor eficiencia propulsiva. •3. Régimen de alta velocidad. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, el consumo específico comienza a incrementarse nuevamente. Este aumento se debe principalmente a la creciente pérdida por resistencia aerodinámica del motor, que requiere un mayor flujo de masa de aire a través del motor para mantener el empuje. Además, la eficiencia del compresor y de la turbina puede disminuir ligeramente a altas velocidades, a causa de efectos compresibles y a la limitación de la temperatura de entrada a la turbina. 38 Capítulo 3. Mapas motores Figura 3.6 Gráfica obtenida para nivel del mar. Comportamiento a 30000 pies El comportamiento del consumo específico de un turbofán a una altitud de crucero típica, como 30000 pies, presenta características distintivas en comparación con el nivel del mar. La disminución de la densidad del aire a esta altitud introduce una serie de factores que influyen significativamente en la eficiencia del motor. •1. Reducción de la masa de aire entrante. La menor densidad del aire a gran altitud genera una disminución de la masa de aire que ingresa al motor por unidad de tiempo. Esto limita la potencia térmica que puede ser extraída del combustible y, por consiguiente, el empuje generado. •2. Aumento de la relación de bypass efectiva. La disminución de la densidad del aire incrementa la velocidad del flujo de aire a través del motor para mantener un flujo másico constante. Este aumento en la velocidad del flujo de aire a través del bypass mejora la eficiencia propulsiva, puesto que una mayor proporción del empuje total es generado por el flujo de bypass. •3. Efectos de la temperatura. La temperatura del aire a 30000 pies es significativamente más baja que al nivel del mar. Esta disminución de temperatura aumenta la densidad del aire a la entrada del compresor, lo que mejora su eficiencia. Sin embargo, la temperatura más baja también reduce la energía térmica disponible en los productos de combustión, lo que puede limitar ligeramente la potencia específica del motor. •4. Pérdidas por resistencia. Las pérdidas por arrastre aerodinámico del motor, tanto internas como externas, se ven afectadas por la altitud. A 30000 pies, estas pérdidas pueden ser menores, debido a la menor densidad del aire, lo que contribuye a una ligera mejora en la eficiencia global del motor. 4.2 Estudio de combustibles 45 Tabla 4.1 Tabla comparativa de los combustibles. Combustible Hp [MJ/Kg] Densidad [kg/L] Masa [Kg] Volumen [L] Jet A-1 43 0.84 59640 81000 H2120.9 0.0708 21371 301850 NH322.5 0.683 113978.7 166879.5 GNL 51 0.451 50014.4 124155.3. 4.2.2 Resultados energéticos Los resultados del análisis energético comparativo entre distintos combustibles para misiones de alcance máximo en aeronaves revelan una marcada superioridad del hidrógeno criogénico. Al contrastar el desempeño del hidrógeno con combustibles convencionales como el queroseno A-1 y alternativas como el amoníaco y el gas natural licuado (GNL), se evidencia una clara tendencia que se explica en lo que sigue. El queroseno A-1, combustible de referencia en la aviación comercial, establece un benchmark en términos de energía específica y densidad energética. Sin embargo, al evaluar la viabilidad de otros combustibles para misiones de largo alcance, se observa que tanto el amoníaco como el GNL presentan déficits energéticos significativos en comparación con el queroseno. Esto implica que, para alcanzar un alcance equivalente al obtenido con queroseno, una aeronave propulsada por amoníaco o GNL requeriría una mayor masa de combustible, lo cual impactaría negativamente en la carga útil y la eficiencia global de la misión. Este aspecto será estudiado con mayor detalle en apartados posteriores. Por su parte, el hidrógeno criogénico destaca por su elevada energía específica, que supera incluso a la del queroseno. Esta característica lo posiciona como el único combustible evaluado capaz de igualar o incluso prevalece el alcance máximo alcanzable con queroseno, sin comprometer la carga útil de la aeronave. Si bien el hidrógeno presenta desafíos reveladores en cuanto a su almacenamiento y manejo debido a su estado criogénico, dichas complicaciones serán analizadas en los próximos apartados con el fin de evaluar su viabilidad real. En conclusión, los datos obtenidos en este estudio respaldan la afirmación de que el hidrógeno criogénico es el combustible más prometedor para misiones de alcance máximo en aeronaves. Su superioridad energética, si se coteja con otros combustibles alternativos, lo convierte en una opción atractiva para la descarbonización del sector aeronáutico y el cumplimiento de los objetivos de sostenibilidad ambiental. No obstante, es fundamental continuar investigando y desarrollando tecnologías que permitan optimizar su almacenamiento, transporte y utilización en aplicaciones aeronáuticas, ya que actualmente presenta desafíos significativos en términos de infraestructura, seguridad y densidad volumétrica. En este contexto, el gas natural licuado (GNL) se posiciona como una posible alternativa viable a corto y medio plazo. Aunque su energía específica no alcanza a la del hidrógeno, ofrece una notable reducción de emisiones frente al queroseno convencional, una densidad energética aceptable y una infraestructura parcialmente adaptable desde otros sectores como el marítimo o industrial. Además, los sistemas criogénicos requeridos para su almacenamiento son más sencillos de implementar que los del hidrógeno, lo que facilita su adopción en plataformas existentes con adaptaciones moderadas. Por tanto, el GNL representa una solución de transición realista hacia una aviación más sostenible, en la que combina beneficios medioambientales con una factibilidad técnica y operativa por lo cual se convierte en un candidato firme para aplicaciones en aeronaves comerciales dentro de la próxima generación. 46 Capítulo 4. Comparación de combustibles 4.2.3 Resultados másicos. Un análisis exhaustivo de la masa de distintos combustibles para aeronaves, considerando un volumen de tanque estándar de 81000 litros, revela una tendencia interesante. Si bien el queroseno A-1 ha sido el combustible de referencia durante décadas, su densidad energética, aunque elevada, no es el único factor a considerar en el diseño de una aeronave. Al comparar la masa de queroseno con la de hidrógeno, amoníaco y gas natural licuado (GNL) para el mismo volumen de tanque, se observa que los tres últimos presentan una densidad marcadamente menor. Esto implica que, para almacenar la misma cantidad de energía química, se requeriría un mayor volumen de tanque para el hidrógeno, amoníaco y GNL en comparación con el queroseno. Sin embargo, esta aparente desventaja se ve compensada por la mayor eficiencia energética del hidrógeno, que permite conseguir mayores alcances con una menor masa total de combustible. El amoníaco y el GNL, aunque más densos que el hidrógeno, también presentan una densidad inferior a la del queroseno. Esto sugiere que, desde el punto de vista de la masa, estos combustibles podrían ser alternativas viables. A pesar de ello, es fundamental considerar los desafíos asociados a su almacenamiento y manejo, especialmente en el caso del hidrógeno y el GNL, que requieren de sistemas de almacenamiento criogénico. Los tanques de almacenamiento criogénico deben contar con un aislamiento térmico de alta calidad para minimizar las pérdidas de energía por evaporación. Este aislamiento térmico, si bien es necesario para garantizar la eficiencia del sistema de propulsión, añade masa al conjunto de la aeronave. Por lo tanto, el beneficio en términos de masa del combustible puede verse parcialmente compensado por el aumento de masa asociado al sistema de almacenamiento. Por todo lo dicho, el hidrógeno, amoníaco y GNL presentan una densidad menor que el queroseno, datos que se traducen en una menor masa de combustible para un volumen de tanque dado, es esencial considerar los desafíos asociados al almacenamiento y manejo de estos combustibles, en particular en el caso del hidrógeno y el GNL. La elección del combustible óptimo para una aeronave dependerá de un análisis multifactorial que considere, no solo la masa del combustible, sino también la eficiencia energética, el alcance, la seguridad, la infraestructura de suministro y otros factores relevantes. 4.2.4 Conclusión: elección del GNL como alternativa viable Tras analizar detalladamente, tanto la viabilidad energética como la comparativa másica entre diferentes combustibles alternativos al queroseno, se concluye que el gas natural licuado (GNL) representa la opción más equilibrada y factible para su implementación en la aviación comercial a medio plazo. Aunque el hidrógeno criogénico ha demostrado ser el combustible con mayor rendimiento energético, su uso conlleva una serie de desafíos técnicos, estructurales y de seguridad que dificultan su adopción inmediata. La necesidad de sistemas de almacenamiento altamente especializados, junto con los problemas derivados de su baja densidad volumétrica y su manipulación criogénica extrema, hacen que, aun prometedor, su viabilidad operativa aún dependa de importantes avances tecnológicos. Por su parte, el amoníaco, aunque también muestra un potencial interesante, presenta serias limitaciones en cuanto a toxicidad, emisiones de NO x , y compatibilidad con materiales aeronáuticos, lo que compromete su aplicabilidad directa en entornos operativos civiles. En este contexto, el GNL surge como la mejor alternativa, al ofrecer una reducción significativa de emisiones frente al queroseno, una infraestructura parcialmente adaptable desde el sector marítimo y una densidad energética aceptable que permite mantener un equilibrio entre alcance, peso y volumen. Además, su perfil de seguridad, aunque no exento de riesgos, es más manejable que el de otras alternativas más complejas. 4.2 Estudio de combustibles 47 En definitiva, el GNL representa una solución de transición realista y efectiva hacia una aviación más sostenible, pues permite avanzar hacia la descarbonización del transporte aéreo sin comprometer la operatividad de las aeronaves actuales ni exigir transformaciones tecnológicas extremas a corto plazo. 5 Diseño de los depósitos El presente capítulo se centra en la caracterización detallada de los sistemas de almacenamiento de hidrógeno líquido a bordo de aeronaves. Se analizarán aspectos geométricos, mecánicos y operativos fundamentales para el diseño de estos depósitos. Entre los factores a considerar destacan: •Emplazamiento: Se evaluarán las distintas alternativas de ubicación de los tanques, considerando las limitaciones espaciales de la aeronave. •Dimensiones: Se determinarán las dimensiones óptimas de los depósitos en función de la capacidad requerida de hidrógeno líquido y las restricciones geométricas impuestas. •Solicitaciones mecánicas: Se analizarán las cargas a las que estarán sometidos los depósitos debido a la presión interna del fluido. A partir de este análisis exhaustivo, se definirán las características finales de los depósitos, incluyendo su geometría, dimensiones, materiales constitutivos y espesores. 5.1 Consideraciones para el diseño. [16] Tomando como referencia los cálculos del capítulo anterior -en la tabla 4.1 - se ha establecido un límite superior de 9525.6 kg para la masa de los depósitos de gas natural licuado. Este valor se obtiene al comparar la masa de combustible necesaria para realizar una misión equivalente con ambos tipos de propulsante: 50114.4 kg de metano frente a los 59640 kg de queroseno inicialmente considerados. Es importante destacar que esta estimación no incluye la masa de los componentes auxiliares del sistema de almacenamiento, como bombas y válvulas, ya que estos elementos se consideran parte de la masa vacía de la aeronave. El volumen de almacenamiento requerido para el GNL es representativamente mayor, alcanzando los 124.1553 m3 en comparación con los 81 m3 de queroseno (Jet A-1). Esta diferencia implica la necesidad de incorporar depósitos adicionales, ya sea en la bodega o en la zona subalar. No obstante, se mantendrá el aprovechamiento de los depósitos alares existentes en la medida de lo posible. Los depósitos se diseñarán como cilindros de pared delgada, hipótesis válida siempre que el espesor e del depósito sea menor que una décima parte del diámetro ( e<D 10 ). Esta aproximación permite simplificar el análisis estructural al asumir una distribución de tensiones prácticamente uniforme a través del espesor de la pared. En este contexto, se pueden aplicar las ecuaciones clásicas de la resistencia de materiales para cilindros de bajo espesor, despreciando la componente radial de la tensión por ser considerablemente menor que las componentes longitudinal y transversal. 49 50 Capítulo 5. Diseño de los depósitos La presencia de un fluido a presión en el interior de los depósitos generará un estado tensional bidimensional. No obstante, debido al reducido espesor de las paredes, la componente radial de la tensión puede despreciarse en primera aproximación, ya que su magnitud es considerablemente menor que la tensión transversal. De este modo, los esfuerzos que conforman el estado de tensión bidimensional son una tensión longitudinal y otra transversal, tal y como se representa en las imágenes siguientes: (a) Tensión longitudinal: distribución de tensiones a lo largo del eje del cilindro, provocadas por la presión interna. (b) Tensión transversal (circunferencial): visualización del estado tensional en la sección transversal del depósito. Se representa la acción de la presión interna generando esfuerzos en la pared del cilindro. Figura 5.1 Representación de los estados tensionales predominantes en un depósito cilíndrico sometido a presión interna [11]. Las expresiones para su cálculo vienen dadas por las siguientes expresiones: •Tensión longitudinal: σL=pr 2t •Tensión tangencial σt=pr t donde: •p: es la diferencia de presión interna y externa. •r: es el radio. •t: es el espesor de la pared. Por ello, para el diseño de los depósitos se aplica el criterio de Von-Misses: σvm =r1 2[(σL−σt)2] = √3pr 2t(5.1) 5.2 Localización de los depósitos. 51 5.2 Localización de los depósitos. La selección del emplazamiento de los depósitos de hidrógeno líquido es un aspecto clave en el diseño de la aeronave. Si bien la tradición ha situado los tanques de combustible en el interior de las alas, la capacidad limitada de esta configuración (81.000 litros) resulta insuficiente para almacenar el volumen de metano líquido requerido ( 124.1553 litros). Aunque estudios recientes sugieren una tendencia hacia la separación de los sistemas de almacenamiento y estructura, en este caso se explorarán todas las alternativas posibles para optimizar el diseño. Con el objetivo de incrementar la capacidad de almacenamiento, se examinarán diferentes opciones de ubicación, como la bodega de carga y la zona subalar. Se analizarán las ventajas e inconvenientes de cada alternativa, considerando factores como la accesibilidad, la seguridad, el impacto en el centro de gravedad y la eficiencia aerodinámica. El objetivo es seleccionar la configuración que permita maximizar la capacidad de almacenamiento sin comprometer el rendimiento de la aeronave. 5.2.1 En el interior de las alas. De manera tradicional, el combustible de las aeronaves se ha almacenado en las alas, a la par que en las superficies de control, lo que permite aprovechar, por tanto el espacio disponible en su interior. Gracias a los planos del B-737 del ATA-28 [ 1 ], se puede conocer el sistema de combustible completo de esta aeronave, observando que todo el combustible se almacena en el interior de las alas y en el cajón central. Pero cabe destacar que, para este estudio todo el combustible se encontrará en las alas, excluyendo, por tanto la capacidad del tanque central. Figura 5.2 Esquema ATA-28 del b-737. Esta idea comentada implica no considerar el volumen disponible en ese tanque central, pero al mismo tiempo no se tendrá en cuenta el espacio perdido por las costillas en el interior de las alas, lo que permitirá calcular el diámetro máximo de los depósitos que se instalarán en las alas. Teniendo en cuenta la configuración original donde se transportan 81000L de combustible, se estima que cada ala alberga 40500 litros. Con ayuda de los planos [ 9 ] del B-767 especificados abajo 52 Capítulo 5. Diseño de los depósitos y conociendo la superficie alar total (283.3m2) Figura 5.3 Planos de la Aeronave. 5.2 Localización de los depósitos. 53 Se ha podido hacer una representación del ala para así con la idea de visualizar la disposición de los tanques dentro de la misma. Figura 5.4 Modelo del ala del B-767. Con este modelo, habría que restar las áreas que ocupan las superficies hipersustentadoras, tanto del borde de ataque como de salida; además de restar un 15% extra debido al desconocimiento del espacio perdido por las costillas y larguerillos del interior del ala. De esta manera se obtiene el espacio reservado para los tanques de combustible del interior del ala: Figura 5.5 Proceso de obtención de los depósitos en el ala. 54 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Apoyándonos en las ilustraciones mostradas y considerando las dimensiones de las alas así como la cantidad de combustible que deben de almacenar; se obtiene el espesor del ala, (gracias al parámetro t c del ala), y por tanto, se obtiene que el diámetro máximo de los depósitos interiores es de 574.45mm. Usando este resultado, se ha llevado a cabo un diseño basado en un banco de depósitos cilíndricos donde se tendría un volumen macizo de 40629 litros. Con base en esta configuración inicial, hay que tener en cuenta que no todo este volumen macizo podrá ser empleado para el almacenamiento de combustible, ya que se debe de restar el volumen que ocuparían ambos depósitos. Además, hay que tener en cuenta que el volumen final del depósito dependerá del espesor necesario, el cual está sujeto al material empleado. Puesto que se tienen las dos alas, se tiene un volumen macizo de 81258 litros, pero como se concluyó anteriormente, será necesario llevar un total de 124.155 m3 ; por esto es necesario conseguir almacenar los 42.897 m3restantes. 5.2.2 Bodega del avión. Una de las primeras opciones que se plantean para abordar la cuestión del almacenamiento de combustible que se necesita, minimizando al máximo el impacto en la aerodinámica del avión es la instalación de tanques en la bodega del avión. Sin embargo, esta ubicación presenta limitaciones. Aunque es posible poder adaptar la bodega del B-767 para albergar los tanques en esta zona, se penalizaría por tanto, la capacidad de almacenaje para el equipaje de todos los pasajeros y de este modo; disminuir el confort de los pasajeros que no podrían guardar sus maletas en esta zona durante el vuelo. Figura 5.6 Planos y volumen de la bodega de carga. En consecuencia, siendo una solución peor aerodinámicamente hablando, se plantea la siguiente alternativa más viable: diseñar depósitos debajo de las alas. Esta opción permitiría una disposición de 4 tanques de 10.724 m3 lo que satisfaría los requisitos de combustible sin comprometer el espacio de almacenamiento del equipaje de los pasajeros de la aeronave. Esta nueva disposición genera una disyuntiva entre la búsqueda de cumplir la capacidad de carga de la aeronaveademás de minimizar su impacto en la aerodinámica-, y así como en el confort de 5.3 Efectos en la aerodinámica. 61 Esta elección conlleva un menor impacto en el coeficiente de resistencia debido a una menor superficie mojada. Desde el punto de vista estructural, estos tanques también implican un menor peso, ya que el espesor requerido para soportar la presión de diseño es inferior a consecuencia de su menor diámetro. Por tanto, teniendo en cuenta, tanto consideraciones aerodinámicas como estructurales, se justifica la elección de tanques de 1.6 metros de diámetro, cuya inclusión queda reflejada en la nueva polar de la aeronave, que se presenta a continuación: Figura 5.15 Comparación entre las polares. Queda decidido así, que la opción elegida es de 1.6m de diametro con una longitud total de 6.93m de los que, 3.6 metros corresponden al tramo cilíndrico. Finalmente, la configuración con el ala, sería la siguiente: Figura 5.16 Representación del ala completa. Concluido el estudio de las diferentes opciones posibles y determinada la configuración más viable para el caso de estudio, sería acertado comparar este resultado con las configuraciones más comunes utilizadas en la actualidad. 62 Capítulo 5. Diseño de los depósitos B-52 Stratofortress Actualmente, el uso de depósitos externos es habitual en aviones militares. Un ejemplo de gran tamaño es el B-52 Stratofortress [ 8 ], que cuenta con dos tanques externos de 30000 galones cada uno (equivalentes a 11356.24 litros), con dimensiones de 6.65 m de longitud y un diámetro aproximado de 1.5 m. Esta aeronave tiene una longitud de 48.5 m, lo que representa un 9% menos que el B-767, y su envergadura es de 56.4 m, un 17.39% mayor que la del B-767. Estas proporciones son acordes con el propósito del B-52, diseñado como un bombardero estratégico subsónico de largo alcance. Cabe destacar que, aunque el B-767 es similar al B-52, los depósitos añadidos al B-767 para poder realizar misiones similares con metano líquido son un 4% más grandes que los del B-52. Figura 5.17 B-52 Stratofortress. 5.4 Materiales Definida la geometría de los depósitos destinados a contener hidrógeno líquido, es crucial analizar cuál es el material más adecuado para este fin, teniendo en cuenta factores como el peso, la compatibilidad con el GNL y los requerimientos estructurales. Es fundamental recordar que el peso total de los depósitos no debe superar los 41954 kg, ya que, de lo contrario, se tendrían que ajustar otros parámetros de la carga útil para no sobrepasar el MTOW (Maximum Takeoff Weight) de la aeronave. Considerando estos aspectos, se analizarán los siguientes materiales: una aleación de aluminiomagnesio, acero inoxidable y titanio comercial. 5.4.1 Consideraciones estructurales Para garantizar la estabilidad estructural de los depósitos, se utilizará la expresión de la tensión equivalente de Von Mises, tal como se mencionó al inicio de este capítulo. De una parte, la presión crítica del GNL está en torno a 3 y 5 bares, pero como medida de seguridad, se establecerá una presión de diseño mecánico de 10 bares debido a la posible incertidumbre. DE otra parte, se aplicará un factor de seguridad de 1.5 al límite elástico del material utilizado, para así aumentar la seguridad estructural de los tanques. Se considerará que el líquido permanece de manera estática en el interior del depósito, resultado de una presión uniforme y constante. Esta hipótesis puede tener validez, gracias a los parámetros de seguridad establecidos. Incluso en el momento de máxima aceleración, es decir, durante el despegue 5.4 Materiales 63 y el aterrizaje, no se espera un aumento significativo de la presión debido al movimiento del líquido, el cual se puede calcular con ayuda a la fluidoestática: p(x,z)+ρU=cte;donde U =gz +a0x donde: pes la presión del depósito. ρ es la densidad del líquido, de 471.3 kg/m3 .ges el valor de la gravedad, de 9.81 m/s2 .zes el valor de la coordenada z del eje perpendicular al fondo del depósito. aes el vector aceleración del depósito.xes el vector posición. Figura 5.18 Situación del depósito de GNL. Para poder llevar a cabo esto, se interponen las condiciones de contorno en z y x: z=H0yx =0 , coincidiendo con el plano medio del depósito y la superficie fluida, donde p(x1,H0) = p0 que se se asumirá como 9.5 bares. La expresión de presiones en el interior del depósito queda como: p(x,z)−p0=ρ(g(H0−z)−a0x)(5.7) La aceleración máxima ocurre durante el despegue alcanzando un valor de 2.73 m/s2 , tal y como se observa en la siguiente gráfica: 64 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Figura 5.19 Evolución de la aceleración durante el vuelo.. Teniendo en cuenta las medidas del depósito, se obtiene que la presión máxima en el punto más desfavorable es de 10.2 bares. Esto confirma que no existen aumentos relevantes en la presión debido a las aceleraciones de la aeronave durante el perfil de vuelo, a causa de principalmente a la baja densidad del GNL y de que las aceleraciones no son altas. Con todas estas consideraciones sobre la mesa, se puede empezar a discutir qué material emplear en el diseño de los tanques. 5.4.2 Aleación aluminio-magnesio. La aleación de magnesio AZ31B [ 2 ] se caracteriza por un límite elástico de 260 MPa y una densidad de 1770 kg/ m3 , ampliamente empleada en la industria aeroespacial, se considera en este estudio debido a las siguientes ventajas: •Peso ligero. El magnesio es el metal estructural más liviano, lo que permite una reducción importante del peso del avión. Dado que en las aeronaves el peso es un factor crítico para la eficiencia del combustible, esta propiedad es una ventaja considerable al diseñar tanques criogénicos que deben ser ligeros para maximizar el rendimiento del vuelo. •Alta relación resistencia/peso. Aunque más ligera, la aleación AZ31B proporciona una buena resistencia en relación con su peso, lo cual permite mantener la integridad estructural del tanque sin agregar excesivo peso adicional. Esto es esencial para maximizar la capacidad de almacenamiento de GNL sin comprometer la seguridad. •Facilidad de conformado. La aleación AZ31B es relativamente fácil de conformar en frío, facilitando la creación de 5.4 Materiales 65 formas complejas para los tanques criogénicos. Esto es particularmente importante cuando se requiere que los depósitos encajen en estructuras restringidas dentro del fuselaje del avión. •Propiedades de amortiguación de vibraciones. El magnesio tiene buenas propiedades de amortiguación de vibraciones, aspecto que puede contribuir a reducir la fatiga estructural en los tanques producidas por las vibraciones producidas durante el vuelo. Esto es un punto importante para garantizar la durabilidad y confiabilidad del tanque a largo plazo. •Compatibilidad térmica. El magnesio tiene un coeficiente de expansión térmica bajo, circunstancia ventajosa en condiciones de temperaturas extremadamente bajas, como es el caso del almacenamiento de GNL a -197°C. Esto minimiza la deformación del tanque ante variaciones térmicas, crucial en operaciones criogénicas. Sin embargo, presenta las siguientes desventajas: •Baja resistencia a la corrosión. Aunque la aleación AZ31B tiene mejor resistencia a la corrosión que el magnesio puro, sigue siendo susceptible a la corrosión, especialmente en presencia de humedad o ambientes agresivos, como los encontrados en la aviación. En los tanques criogénicos de GNL, esto podría representar un riesgo que obligaría a aplicar tratamientos o recubrimientos protectores adicionales, lo que aumentaría los costos de fabricación y mantenimiento. •Ductilidad limitada a bajas temperaturas. A temperaturas criogénicas, la ductilidad del magnesio puede verse afectada y podría hacer que el material se vuelva frágil. Para tanques que deben soportar ciclos de llenado y vaciado con cambios de presión, esta fragilidad a bajas temperaturas podría ser un problema de seguridad. •Riesgo de inflamabilidad. Por más que este riesgo está más relacionado con el proceso de fabricación y manipulación del material, es importante resaltar que el magnesio, en forma de polvo o virutas, puede ser inflamable, por lo que podría requerir medidas de seguridad adicionales durante la producción de los tanques. •Baja resistencia a altas temperaturas. Si bien los tanques de GNL almacenan el gas a temperaturas muy bajas, durante las fases de vuelo en condiciones ambientales extremas o en caso de fallos, es vital no olvidar que la aleación AZ31B tiene una baja resistencia a altas temperaturas, condición que podría limitar su desempeño en algunas situaciones críticas. •Coste. Pese a que el magnesio ha visto una reducción en sus costos, sigue siendo más caro de procesar en comparación con otras aleaciones, como es el caso del aluminio. Esta circunstancia, sumada a los requisitos de protección contra la corrosión y las posibles complicaciones de fabricación, podría aumentar el costo total de producción de los tanques. En definitiva, la aleación AZ31B ofrece ventajas importantes en términos de ligereza y conformabilidad y tiene limitaciones significativas para su uso en tanques criogénicos de hidrógeno en aviones. Su baja resistencia a la corrosión y la posible fragilidad a bajas temperaturas son factores críticos que conviene considerar. Para que sea viable su uso, serían necesarios tratamientos adicionales o combinarla con otros materiales o revestimientos que mejoren su resistencia en condiciones criogénicas, escenario que también podría elevar los costos de fabricación. Con los datos mecánicos obtenidos, se pueden calcular los espesores de los tanques teniendo en cuenta las consideraciones estructurales anteriores: 66 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Depósito en el interior de las alas. Al llevarse a cabo el estudio de estos depósitos, se indicó que tenían un volumen de 40.629 m3 y un diámetro de 574.55mm. Por ello, aplicando la expresión de Von Misses se concluye que los depósitos de la aleación de aluminio deben tener un espesor de 3.99mm; esto nos lleva a un peso de 777.4851 kg por semiala. Depósitos debajo de las alas. Siguiendo el mismo procedimiento de Von Misses que en el caso anterior, se llega a un espesor de 1.453mm, de donde resulta un peso de 221.2601 kg por cada uno de los depósitos, con una capacidad de almacenamiento de 12.4 m3por depósito. Depósitos de la bodega. Con el mismo método de Von-Misses se llega a un espesor de 3.7479 mm para el depósito principal y de 2.4986 para los secundarios. Esto arroja un peso de 958kg y un volumen de 53.7669 De esta manera, se obtienen los siguientes resultados para ambas configuraciones: • Depósitos internos y externos en las alas: se calcula que el peso total de los tanques de AZ31B es de 2440.0106kg; a esto se añade un 15% debido al peso añadido por los anclajes y refuerzos pertinentes del ala destinados a la instalación de cada uno de los mismo, llegando, por tanto, a 2806.01219 kg. Con estos cálculos, se obtiene un volumen total de 126.85 m3 , además de un margen másico de 6719.5871 kg dedicado a aislantes y como última opción a aumentar la capacidad o el alcance del B-767. • Depósitos internos de las alas y en la bodega: en esta configuración se calcula que el peso total de los tanques de AZ31B es de 2890.30kg, ya con el margen comentado del 15% de donde se obtiene un volumen total de 130.75 m3 ; además, un margen másico de 6635.31 kg destinados a aislantes y la posible optimización del proceso. 5.4.3 Acero Inoxidable. El siguiente material sujeto de análisis es el acero inoxidable [ 3 ]; caracterizado por un límite elástico 550 MPa y una densidad de 7900 kg/m3. Además presenta las siguientes ventajas: •Alta resistencia a la corrosión. El acero inoxidable es altamente resistente a la corrosión, propiedad perentoria cuando se trabaja con GNL,dado su carácter corrosivo en determinadas condiciones. •Resistencia mecánica. Muestra una excelente resistencia a la tracción, lo cual permite contener el GNL bajo altas presiones sin comprometer la integridad estructural del tanque. •Buena resistencia a temperaturas extremas. El acero inoxidable mantiene sus propiedades mecánicas, tanto a temperaturas muy bajas -como las alcanzadas en el almacenamiento de metano criogénicocomo a altas temperaturas. •Durabilidad. Se trata de un material muy duradero y capaz de soportar ciclos repetidos de expansión y contracción sin deteriorarse fácilmente. •Impermeabilidad al GNL. A diferencia de algunos otros materiales, el acero inoxidable tiene baja permeabilidad al GNL, lo que reduce el riesgo de fugas a nivel molecular. 5.4 Materiales 67 •Disponibilidad y experiencia en su uso. El acero inoxidable es ampliamente disponible y existen muchas técnicas bien establecidas para fabricarlo y soldarlo. Por contra, presenta diversas desventajas: •Peso. Aunque es resistente, el acero inoxidable es más pesado que otros materiales como las aleaciones de aluminio o los compuestos avanzados. Esto puede ser un inconveniente en aplicaciones aeronáuticas, donde el peso es un factor determinante para la eficiencia del combustible. •Costo. El acero inoxidable es más caro que algunas alternativas, como el aluminio o algunos plásticos reforzados con fibra. Este costo puede aumentar con los grados de acero más avanzados requeridos para soportar condiciones extremas. •Fragilización por hidrógeno. A pesar de su resistencia, el acero inoxidable puede verse afectado por la fragilización inducida por el hidrógeno, donde átomos de hidrógeno penetran en el material y lo debilitan con el tiempo. •Conductividad térmica. Presentar una conductividad térmica más baja en comparación con algunos metales como el aluminio, podría suponer un problema en la gestión térmica del tanque de GNL. •Dificultades en la soldadura criogénica. Como es conocido, el acero inoxidable se puede soldar; sin embargo, la integridad de las soldaduras a temperaturas criogénicas puede verse comprometida, situación que requeriría controles de calidad muy rigurosos y técnicas de soldadura especializadas. •Expansión térmica Que acero inoxidable tenga un coeficiente de expansión térmica relativamente alto, significa que puede expandirse o contraerse significativamente cuando se somete a cambios de temperatura, y por tanto, que puede generar tensiones en el tanque. En síntesis,el acero inoxidable ofrece una excelente resistencia y durabilidad para aplicaciones criogénicas, pero tanto el peso, como el costo y la posibilidad de fragilización por hidrógeno lo hacen menos acertado para aviones de largo alcance, donde la eficiencia es crítica. En algunos casos, las aleaciones ligeras o materiales compuestos podrían ofrecer un mejor balance entre rendimiento y peso. Con todos los datos mecánicos obtenidos, se pueden calcular los espesores de los tanques teniendo en cuenta las consideraciones estructurales anteriores: Depósitos en el interior de las alas. Aplicando nuevamente la expresión de Von-Misses, se obtiene un espesor de 0.6785 mm lo que dispone un peso de 1642.64kg por semiala. Depósitos debajo de las alas. En este caso se obtiene un espesor de 1.889mm, lo que lleva a un peso de 467.203 kg por cada depósito, esto es, un peso total de 1868.81 en total y un volumen de 12.47 m3 por depósito y un total de 49.89 m3 68 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Depósitos en la bodega. En esta situación se obtiene un espesor de 1.8mm para el depósito principal y de de 1.2 mm en los secundarios, esto arroja un peso de 2028.3kg y un volumen de 54.052 m3. Por todo lo anterior, se calcula que: •Depósitos internos y externos en las alas: Se calcula que el peso total de los tanques de acero inoxidable es de 5154.01 kg. A esto se le añade un 15% debido al peso añadido por los anclajes y refuerzos pertinentes del ala para la instalación de cada uno de los mismo, llegando, por tanto, a 5927.1152 kg. Con estos cálculos, se obtiene un volumen total de 127.24 m3 ; además, de un margen másico de 3598.48 kg dedicado a aislantes y, como última opción, aumentar la capacidad o el alcance del B-767. •Depósitos internos y en la bodega: Se calcula que el peso total de los tanques de acero inoxidable es de 6110.525kg con el margen comentado del 15% de donde se obtiene un volumen total de 131.44 m3 ; además, un margen másico de 3415.075 kg destinados a aislantes y la posible optimización del proceso. 5.4.4 Titanio. Finalmente, el último material a valorar es el titanio [ 4 ], caracterizado por un límite elástico situado entre los 330 y 500 MPa - se tomará un valor promedio de 415 MPay con una densidad de 4500 kg/ m3 . En primer lugar se comentarán las ventajas de la implementación de este material en los tanques: •Alta resistencia a la corrosión. El hecho de que el titanio tiene una excelente resistencia a la corrosión, especialmente en entornos agresivos, que lo convierte en un material ideal para almacenar GNL que puede ser corrosivo a largo plazo. •Resistencia a bajas temperaturas. El titanio mantiene su resistencia mecánica incluso a temperaturas extremadamente bajas, como las necesarias para almacenar GNL en su forma líquida (aproximadamente -197°C). A diferencia de otros materiales, el titanio no se vuelve frágil en estas condiciones. •Relación resistencia-peso. El titanio presenta una de las mejores relaciones resistencia-peso entre los metales. Esto es decisivo en aplicaciones aeronáuticas, donde se busca reducir el peso total del avión sin comprometer la seguridad ni la integridad estructural del tanque. •Durabilidad y vida útil. La durabilidad de los tanques de titanio tienden a ser muy duraderos, los convierte en idóneos para aplicaciones que se requieren una vida útil prolongada sin necesidad de mantenimiento intensivo. •Compatibilidad con hidrógeno. El titanio es menos susceptible a la fragilización por hidrógeno en comparación con otros materiales metálicos, lo que mejora la seguridad y la confiabilidad de los tanques en contacto con hidrógeno líquido. A continuación, se valoran sus desventajas: 5.4 Materiales 69 •Alto costo. El titanio es significativamente más caro que otros materiales como el aluminio o algunos aceros inoxidables. El costo de extracción y procesamiento del titanio es elevado, lo cual incrementa el precio final del tanque. •Dificultad de fabricación. El titanio es difícil de trabajar y fabricar, ya que requiere equipos especializados y técnicas avanzadas, como soldadura en atmósferas controladas. Esto puede aumentar el tiempo de producción y los costos asociados. •Disponibilidad limitada. Comparado con otros metales el titanio no es extremadamente raro, si se compara con otros metales, lo que puede impactar la cadena de suministro y la capacidad de producción a gran escala. •Baja conductividad térmica. El titanio tiene una baja conductividad térmica, que podría no ser la ideal en aplicaciones donde el control de la temperatura del tanque es crítico. Esto puede requerir un mayor aislamiento térmico si se coteja con otros materiales. •Densidad relativamente alta. Con una excelente relación resistencia-peso,el titanio es más denso que materiales como el aluminio, lo que podría ser un inconveniente en algunos diseños de tanques ligeros. En conclusión, el titanio es un material excepcionalmente fuerte y resistente a la corrosión, excelente en aplicaciones que requieren soportar condiciones extremas, como el almacenamiento de GNL. Sin embargo, su alto costo, dificultad de procesamiento y otros factores limitan su uso generalizado en la industria aeronáutica. Si el presupuesto y la producción a gran escala no son limitantes, el titanio es una opción muy atractiva. Teniendo todos estos datos sobre la mesa y procediendo como ya se ha hecho, con los dos materiales anteriores, se calculan los espesores necesarios para la implementación de estos tanques en el B-767. Depósitos en el interior de las alas. Para este caso el espesor calculado es de 0.8993mm lo que implica un peso de 1239. kg por semiala, el volumen disponible queda como 43.03 m3. Depósitos debajo de las alas. Para estos depósitos se calcula un espesor de 2.5048mm lo que resulta en un peso de 352.64 kg por depósito, con un volumen de 49.7912 m3capaz de portar el volumen necesario. Depósitos en la bodega. Para estos depósitos se obtienen unos espesores de 2.3mm para los principales y de 1.6mm para los secundarios, ello arroja un peso total de 1527.6 kg y un volumen total de 53.97 m3. De esta forma, se pueden obtener los siguientes resultados: • Depósitos internos y externos en las alas: se obtiene un peso total de 3889.76 kg a los que añadimos el 15% de misceláneos, llegando a un peso de 4473.224kg. Resulta un margen total de 5052.376 kg que pueden ser dedicados a aislantes o a la mejora de las características de la aeronave. Además se obtiene un volumen disponible de 127.12 m3. • Depósitos internos y en la bodega: en este segundo caso se obtiene un peso contando con ese 15% destinado a anclajes de 5535.07kg con un volumen disponible de 131.24 m3 ; deja, 70 Capítulo 5. Diseño de los depósitos por tanto,un margen másico de 3990.535kg para posibles mejoras de la configuración y la introducción de aislantes. 5.4.5 Comparación de resultados Una vez llevado a cabo el estudio comparativo entre los materiales, se llega a las siguientes conclusiones: • En primer lugar, se concluye la necesidad de emplear recubrimientos que eviten posibles problemas de la fragilización del material por las partículas de GNL. Esto se debe al tamaño del hidrógeno atómico, causante de que pueda infundirse en los materiales y, por tanto fragilizándolos. • En segundo lugar, respecto a la resistencia a la corrosión, factor más que importante en la industria aeroespacial donde la exposición a ambientes agresivos es muy común, los tres materiales sometidos a examen presentan buenas propiedades, destacando el titanio sobre todos ellos. Sin embargo, el titanio presenta una mayor complejidad de fabricación, dato que encarece el proceso; por contra el acero es el más barato de los tres analicados. • En tercer lugar, respecto al peso, se observa que los tres materiales son válidos para cumplir con las imposiciones mecánicas y volumétricas establecidas previamente; por ello todos son susceptibles a ser utilizados en el estudio. El acero es susceptible a descartarse debido al poco margen másico que arroja tras el estudio sin tener en cuenta las aportaciones de los aislantes y recubrimientos de los depósitos. Por el contrario, el aluminio es el que aporta mejor resultado, con un margen de 6719.588 kg. Se ha escogido el aluminio 2024 t-3 dado que es el recubrimiento más empleado en la industria aeroespacial. Presenta una densidad de 2780 kg/ m3 y con un espesor de 2mm, se obtiene un aumento de 871.4128kg en las configuraciones presentadas. Todo esto se muestra de manera resumida en la siguiente tabla: Tabla 5.3 Comparación entre materiales para la configuración de depósitos internos en el ala y depósitos externos. Material Espesor interno [mm] Espesor externo [mm] Peso total [kg] Capacidad [m3] Margen [kg] Aleación Al-Mn 3.99 1.453 3677.42 126.85 5848.18 Acero inoxidable 0.6785 1.889 6798.53 127.24 2727.07 Titanio 0.8993 2.505 5344.64 127.39 4180.96 Tabla 5.4 Comparación entre materiales para la configuración de depósitos internos en el ala y en la bodega. Material Espesor principal [cm] Espesor secundario [cm] Peso total [kg] Capacidad [m3] Margen [kg] Aleación Al-Mn 3.7479 2.4986 3761.71 130.85 5763.89 Acero inoxidable 1.8 1.2 6981.94 131.44 2524.67 Titanio 2.3 1.6 6406.41 131.24 3119.15 Respecto a las tablas 5.3 y 5.4 , pueden extraerse varias consideraciones relevantes en relación con los materiales seleccionados y los espesores empleados para la configuración estructural de los depósitos: • Se ha garantizado que la capacidad total de combustible almacenado supere la requerida para la misión, cumpliendo así con los objetivos operativos del estudio. 5.5 Transmisión de calor: evaporación del gas natural licuado. 77 • kes la conductividad de los materiales. El depósito estrá formado por 3 capas: la del material resitente, aislamiento y revestimiento, cada una con una convectividad propia. • rson los radios de cada capa, En primera instancia, se conocen los valores de r1 y r2 ya que son los están asociados a los espesores de los depósitos; r3 dependerá del espesor del aislante y r4 se conocerá una vez definido r3 , pues se establece un espesor de revestimiento de 2mm. Referido anteriormente, será casi a ciencia cierta la instalación de aislantes alrededor de los depósitos para poder mantener el estado líquido del combustible. Con esta intención y a modo de estudio, se van a comparar los resultados entre los resultados sin aislante y con una capa aislante lo que permitirá comparar el funcionamiento de ambos casos. Hay datos comunes para ambas situaciones, como el cociente de película externo asociado al aire y el interno asociado al metano líquido. Para la determinación de los coeficientes de película será necesario calcular el número de Nusselt (Nu): Nu =hLc k(5.9) La determinación del Nusselt se necesita contar con los valores termodinámicos del aire y del GNL. Además de este, también será necesario calcular otros números adimensionales como el Prandtl, Grashof y Reynolds. Todos ellos definidos de la siguiente manera: 1. Prandtl (Pr): relación entre la viscosidad cinemática y la difusividad térmica del fluido: Pr =ν α(5.10) 2. Grashof (Gr): relación entre las fuerzas de flotabilidad y las fuerzas viscosas. Gr =gβ∆TL3 ν2(5.11) 3. Reynolds (Re): relación entre fuerzas inerciales y las fuerzas viscosas de un fluido. Re =ρVL µ(5.12) Si se quiere ofrecer un estudio con bases correctas, se van a llevar a cabo simulaciones con y sin aislantes de modo que permita confrontar de forma detallada la eficiencia térmica, las pérdidas y mantenimiento del estado líquido del combustible en las condiciones de la misión a llevar a cabo. Estos resultados ofrecerán una idea para la conformación de una base sólida en la toma de decisiones en cuanto al diseño final del sistema de almacenamiento. Coeficiente de película con el aire exterior El coeficiente de película (h) es un parámetro clave en el estudio de la transferencia de calor por convección. Para calcular este valor, se evaluarán dos situaciones: el despegue y el vuelo en crucero, ya que ambas presentan diferencias notables en las condiciones de flujo y temperatura. A partir de este análisis, se seleccionará el escenario más crítico con el que evaluar el impacto producido. El cálculo del coeficiente de película requiere el uso de correlaciones empíricas que relacionan h con las características del fluido, la geometría del sistema y las condiciones del flujo. En este caso, el fenómeno térmico se clasifica como convección forzada externa con flujo paralelo al contorno del depósito. Por tanto, resulta apropiado emplear una correlación empírica basada en el número de Reynolds, ya que este parámetro permite caracterizar adecuadamente el régimen del 78 Capítulo 5. Diseño de los depósitos flujo y, en consecuencia, determinar con precisión el coeficiente convectivo asociado. Los datos para las simulaciones son los siguientes: Tabla 5.5 Propiedades del aire a diferentes altitudes. Altitud [km] Densidad [kg/m3] Viscosidad [Pa·s] Capacidad calorífica [J/kg·K] Conductividad térmica [W/m·K] 0 1.225 1.826×10−51007 25.51×10−3 10.5 0.412 1.46×10−5995 22.32×10−3 La longitud característica (L) para los depósitos exteriores se considera de una longitud de 6.93m. Con este escenario se calculan los siguientes Reynolds: •Despegue: Re = 1.099 ×108. •Crucero: Re = 4.623 ×107. Para los depósitos interiores de las alas se asume que la convección ocurre con la superficie alar y no con el juego de tubos, ya que estos no están en contacto directo con el aire exterior. En este caso, la longitud característica (L) se toma como la cuerda media de 6.98m. Con lo que se calculan los siguientes Reynolds: •Despegue: 3.37×107. •Crucero: 4.66×107. Para los depósitos internos en la bodega se asume que la convección ocurre con la superficie del fuselaje de la aeronave y no con el juego de depósitos internos, puesto que estos no están en contacto directo con el aire exterior. En este caso, la longitud característica (L) se tomará como la longitud de la bodega ocupada por los tanques; es decir, de 16.27m. •Despegue: Re = 1.099 ×108. •Crucero: Re = 4.623 ×107. En base a los valores de Reynolds calculados, la correlación de Chilton-Colburn [ 22 ] resulta la adecuada para este caso: NuL= (0.037Re4/5 L−871)Pr1/3(5.13) Con esto, faltaría determinar el número de Prandtl, pero para ello es necesario obtener la viscosidad cinemática y la difusividad térmica, que se calcula como: ν=µ ρ α=k ρcp (5.14) Quedando los siguientes resultados para las propiedades del aire: Tabla 5.6 Resultados para el Prandtl. Situación ν[m2/s]α[m2/s]Pr Despegue 1.49×10−52.07×10−50.723 Crucero 3.54×10−55.44×10−50.651 Con los valores de Re y Pr ya calculados, se obtiene el número de Nusselt conforme a 5.13 y a partir de ahí se calcula el coeficiente de película pertinente: 5.5 Transmisión de calor: evaporación del gas natural licuado. 79 •Despegue: – Para los tanques exteriores en Nu es de 89177.537 y por tanto, el coeficiente de película es de 328.271 W/m2K. – Para los tanques de alas se tiene un Nu de 34160.57 y el coeficiente de película es de 124.847 W/m2K. – Para los tanques de la bodega se tiene un Nu de 177268.9166 y el coeficiente de película es de 277.94. W/m2K •Crucero: – Para los tanques exteriores el Nu es de 42696.2583 y su coeficiente de película es de 137.5152W/m2K. – Para los tanques del ala el Nu es de 42974 y su coeficiente de película es de 107.419 W/m2K. – Para los tanques de la bodega se tiene un Nu de 84909.653 y el coeficiente de película es de 116.483 W/m2K. Como se puede apreciar en los resultados obtenidos; la situación más restrictiva es en el despegue ya que el coeficiente de película es más elevado y, por tanto, existirá mayor transferencia de calor. Con el desarrollo del coeficiente de película del GNL interno, estaremos en disposición de valorar si este anula al ya calculado. 80 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Coeficiente de película del metano interno Al igual que en el caso del aire exterior, es necesario utilizar una correlación para calcular el número de Nusselt (Nu) y, con ello, establecer el coeficiente de película (h) correspondiente a la convección natural en metano líquido a -197°C. Para esta situación, la correlación más apropiada es la analogía propuesta por Churchill y Chu [ 22 ] para convección libre en un cilindro horizontal largo. Esta analogía es válida para un rango de valores más amplios para el Raleigh en convección natural; quedando su expresión de la siguiente manera: NuD=  0.60 +0.387Ra1/6 D h1+0.559 Pr 9/16i8/27    2 (5.15) En esta correlación mencionada, se necesita calcular el número de Raleigh (Ra) y el Prandtl (Pr). Las características del hidrógeno criogénico son las siguientes: Tabla 5.7 Características del metano. Densidad Viscosidad Capacidad Conductividad Coeficiente de (kg/m3) (Pa·s) calorífica térmica expansión térmica (J/kg·K) (W/m·K) (1/K) 471,3 1.9391×10−43367.3 0,21126 0,0133 Con estos datos presentados, obtenemos los siguientes resultados: Tabla 5.8 Resultados para el metano. ν[m2/s]α[m2/s]Pr 4.11×10−71.331×10−73.09 Dado que el número de Rayleigh puede obtenerse mediante la expresión Ra =A(Pr ·Gr)n[27], y considerando que, para la geometría cilíndrica de los tanques diseñados, los valores empíricos son A=1yn=1, se concluye que el número de Rayleigh se reduce a: Ra =Pr ·Gr Para el cálculo del número de Grashof ( Gr ), se tomará como longitud característica el diámetro de los depósitos. Esta consideración permite distinguir claramente entre los depósitos exteriores e interiores, ya que sus dimensiones características difieren, lo cual influye directamente en los valores de convección natural asociados a cada caso. • Depósitos externos: con unos depósitos de 1.6m de diámetro se obtiene un Gr = 7.055×1014 . Con esto se calcula un Ra = 2.18 ×1015 y un Nu = 16182.35. Finalmente, un coeficiente de película de 258.007 W/m2K • Depósitos internos: con unos depósitos de 0.57445m de diámetro se obtiene un Gr = 3.265× 1014 . Con estose calcula un Ra = 1.0089×1014 y un Nu = 5846.665. Finalmente, un coeficiente de película de 259.637 W/m2K •Depósitos en la bodega: 5.5 Transmisión de calor: evaporación del gas natural licuado. 81 – Depósitos principales: teniendo un diámetro de 1.5m, se obtiene un Gr = 5.813×1014 . Con esto se calcula un Ra = 1.796×1015 y un Nu = 15174.905. Finalmente, un coeficiente de película de 258.07 W/m2K. – Depósitos secundarios: teniendo un diámetro de 1m, se obtiene un Gr = q.722 ×1014 . Con esto se calcula un Ra = 5.322×1015 y un Nu = 10139.091. Finalmente, un coeficiente de película de 258.648 W/m2K. Dichos resultados son elevados pero lógicos con los números adimensionales obtenidos, ya que un número de Grashof y un número de Rayleigh muy elevados indican un régimen de convección muy elevado. Por tanto, será vital el uso de aislantes para su viabilidad. 5.5.2 Situación sin aislante. Al no emplear aislantes, la situación queda como: Q=Ti−Te 1 hiA1+ln(r2 r1) 2πk1L+ln(r3 r2) 2πk2L+1 heAe =hequAre f (Ti−Te)(5.16) Para los depósitos externos y tomando su superficie externa como referencia, se tiene: Tabla 5.9 Coeficientes de películas según el material del depósito exterior. Material Conductividad térmica (W/m·K) Área de referencia (m2) Coeficiente de película equivalente (W/m2·K) Aleación de aluminio 100 50.21 186.6578 Titanio 180 50,21 186.6926 Por otro lado, para los depósitos interiores, tomando el área de la semiala y además teniendo en cuenta que se asume que la conducción de calor es con el propio aire interno del ala y no directamente con el aire incidente de la corriente externa,la fórmula quedaría como: Q=Ti−Te ln(r2 r1) 2πk1L+ln(r3 r2) 2πk2L+1 heAe =hequAre f (Ti−Te)(5.17) Tabla 5.10 Coeficientes de películas según el material de los depósitos internos. Material Conductividad térmica (W/m·K) Área de referencia (m2) Coeficiente de película equivalente (W/m2·K) Aleación de aluminio 100 283.3 4.4456 Titanio 180 283.3 4.4457 En este contexto, la aeronave puede quedarse sin combustible por dos motivos principales: el primero, y el más evidente, es que ha agotado todo el combustible disponible (considerando además que una parte se evapora). El segundo motivo es que se ha alcanzado el punto crítico del hidrógeno en los depósitos, lo que ha provocado que todo el combustible se convierta en gas. Por ello resulta indispensable monitorear el comportamiento de los depósitos presentes en la configuración al objeto de conocer la evolución de la masa líquida y de gas dentro de los mismos, por un lado y controlar la presión y evitar así que esta aumente en exceso, cuyo principal efecto sería la evaporización de todo el líquido, por otro. Con este propósito, se ha llevado a cabo un control sobre los depósitos por medio de la implementación de una una serie de códigos de MATLAB. 82 Capítulo 5. Diseño de los depósitos 5.6 Control de la evolución de los depósitos Una vez definida la arquitectura mecánica de los depósitos de almacenamiento de gas natural licuado (GNL), resulta fundamental caracterizar el comportamiento termodinámico del combustible a lo largo de toda la envolvente de vuelo. Dado que el metano experimenta variaciones en sus propiedades físicas y de fase debido a las condiciones operativas de la aeronave, es necesario desarrollar un modelo preciso que permita analizar su evolución dentro de los tanques. En este capítulo se detalla la metodología empleada para el modelado del interior de los depósitos, incluyendo los principios físicos, ecuaciones fundamentales y aproximaciones computacionales utilizadas en su implementación. Como se ha mencionado en apartados anteriores, en la configuración inicial, los depósitos estarán llenos de GNL en condiciones criogénicas para alimentar el motor de la aeronave. Dado el comportamiento del metano, se debe garantizar que el sistema opere siempre dentro de la campana de la zona bifásica. Esto plantea diversas dificultades, pues el consumo de combustible a lo largo de la misión provocará un aumento de la presión en el depósito. Además, debido a la baja temperatura del GNL, la transferencia de calor por convección será significativa, lo que podría incrementar la vaporización del combustible y dificultar su extracción. Por ello, es de vital importancia supervisar la evolución del depósito para garantizar una operación óptima en todas las fases del vuelo, evitando cualquier situación que comprometa la misión. Figura 5.23 Diagrama T-s del metano [15]. 5.6.1 Ecuaciones de comportamiento. En este apartado, se va a llevar a cabo la explicación de las variables implicadas en el problema de los depósitos así como las ecuaciones y relaciones utilizadas para cerrar el problema correctamente. En primer lugar las variables a calcular en el problema son las siguientes: Tabla 5.11 Variables consideradas en el modelado del comportamiento del metano en los depósitos. Variable Símbolo Unidad Masa de gas mgkg Masa de líquido mlkg Temperatura TK Presión PBar Conforme al comportamiento del metano, se debe garantizar que el sistema opere siempre dentro de la campana de la zona bifásica. Esto plantea diversas dificultades, ya que el consumo de 5.6 Control de la evolución de los depósitos 83 combustible a lo largo de la misión provocará un aumento de la presión en el depósito. Además, debido a la baja temperatura del GNL, la transferencia de calor por convección será significativa, lo que podría incrementar la vaporización del combustible y dificultar su extracción. 5.6.2 Ecuaciones fundamentales y modelado del sistema Asegurar el correcto funcionamiento de los depósitos, es necesario controlar variables clave como la presión, la temperatura y las masas de las fases líquida y gaseosa del metano. Mantener la presión bajo el límite estructural de los depósitos es esencial para evitar fallos mecánicos. Así mismo, la temperatura debe permanecer por debajo de la temperatura crítica al objeto de garantizar la coexistencia de ambas fases. Finalmente, es crucial monitorizar las masas de líquido y gas, dado que el motor de la aeronave requiere combustible en estado líquido para su funcionamiento óptimo. Las ecuaciones que describen la evolución de estas variables son las siguientes: •Balance de masa:dm dt =˙min −˙mout (5.18) •Primer principio de la termodinámica: δ˙ Q−PdV dt =∂ ∂tmu−˙minhin +˙mouthout (5.19) •Conservación del volumen: dV dt =0⇒∂ ∂tm ρ=0(5.20) •Relación entre presión y temperatura en la zona bifásica: P=f(T)(5.21) Debido a la naturaleza bifásica del sistema, se imponen las siguientes condiciones adicionales: •No hay aporte externo de combustible: ˙min =0. •La masa total del sistema se descompone en sus fases: m=mg+ml. •Aplicando la definición de la energía interna: mu =mg(hg−P ρg )+ml(hl−P ρl ) •Para la conservación del volumen: ∂ ∂tmg ρg−ml ρl=0(5.22) • Para relacionar las derivadas temporales con propiedades termodinámicas conocidas, se aplica la regla de la cadena. Por ejemplo, para la entalpía del gas: ∂hg ∂t=∂hg ∂PT=cte ∂P ∂t+∂hg ∂TP=cte ∂T ∂t Este procedimiento se extiende a todas las derivadas necesarias en la implementación computacional del modelo. 84 Capítulo 5. Diseño de los depósitos 5.6.3 Obtención de las propiedades del metano Como se ha expuesto en la sección anterior, es imprescindible disponer de datos precisos sobre las propiedades termodinámicas del metano en condiciones criogénicas y así poder modelar correctamente su evolución en el tiempo. Empleando el software EES: Engineering Equation Solver [ 15 ], en concreto el módulo referido a las propiedades termodinámicas, se han obtenido los siguientes datos esenciales para el modelado del sistema: •Propiedades del metano líquido a temperatura constante. •Propiedades del metano a presión constante en estado líquido y gaseoso. Problemas encontrados con los datos A pesar de la utilidad de EES para la obtención de propiedades termodinámicas, se han identificado ciertas limitaciones en cuanto a la precisión de los datos generados, especialmente en condiciones criogénicas. En particular, se ha observado que EES presenta desviaciones en las propiedades del metano en comparación con otros modelos de referencia más precisos, como REFPROP. Estas discrepancias pueden afectar a la correcta predicción del comportamiento del metano en el tanque, lo que influye de forma directa en los cálculos de densidad, entalpía y capacidad calorífica. Uno de los problemas más relevantes es la interpolación utilizada por EES en regiones cercanas al cambio de fase, lo que puede generar valores menos precisos en comparación con los obtenidos mediante REFPROP, que emplea ecuaciones de estado más avanzadas y ajustadas a datos experimentales. Esta diferencia se vuelve crítica cuando se requiere una alta fidelidad en la modelización del sistema. Como consecuencia, si bien EES permite realizar estimaciones razonables, es recomendable validar los resultados con bases de datos más detalladas. Para evitar problemas relacionados con la extracción de estos datos, se han identificado los datos fuera de rango y han sido eliminados y posteriormente se ha interpolado en la zona para suavizar el comportamiento. Figura 5.24 Representación de la derivada de la entalpía respecto a la presión. Como se puede observar en la imagen 5.24, las fluctuaciones de este parámetro representado puede originar problemas con la convergencia del sistema. 5.6 Control de la evolución de los depósitos 85 5.6.4 Resolución del sistema. Establecidas las ecuaciones fundamentales y obtenidas todas las propiedades termodinámicas necesarias, es posible abordar la resolución de la evolución del sistema de depósitos como un conjunto de ecuaciones diferenciales ordinarias (EDOs). Este sistema está compuesto por tres ecuaciones diferenciales que describen la evolución de la masa de la fase líquida, la masa de la fase gaseosa y la temperatura del metano dentro de los depósitos. La presión, por su parte, no se resuelve directamente, ya que en la región bifásica está directamente relacionada con la temperatura a través de la ecuación de estado, lo que permite calcularla de manera inmediata una vez obtenida la temperatura. Para iniciar la resolución del sistema, es imprescindible conocer el caudal de combustible requerido en cada instante por la aeronave. Este se determina a partir del empuje y del consumo específico de combustible (TSFC) obtenidos mediante los mapas motores presentados en el Capítulo 3. Una vez conocido el caudal de combustible requerido, se procede a la resolución numérica del sistema de ecuaciones diferenciales. Dado que el sistema de ecuaciones planteado es rígido, se ha optado por utilizar el método de integración numérica ode15s en MATLAB. Aunque ode45 es un método de uso general, su aplicación en sistemas rígidos puede llevar a inexactitudes y tiempos de cómputo elevados, por lo que ode15s es una mejor opción para garantizar estabilidad y precisión en la solución. Un aspecto determinante en la resolución del problema es la gestión del consumo de combustible en los diferentes tipos de depósitos presentes en la aeronave. Existen tres tipos principales de depósitos: los externos, los ubicados en el interior del ala y los situados en la bodega. Para optimizar la operación y minimizar la pérdida de combustible por evaporación, se ha definido una estrategia de precedencia en el consumo de los depósitos. En primer lugar, se vacían los depósitos externos, que son los más expuestos al intercambio de calor con el ambiente y, por lo tanto, los que presentan mayores tasas de evaporación. Agotado el combustible de estos depósitos, se procede al consumo del combustible almacenado en los depósitos internos del ala; finalmente, se utilizan los depósitos de la bodega. Esta estrategia se ha definido en base a los coeficientes de transferencia de calor (’coeficientes de película’) de cada uno de los depósitos. Implementar la estrategia de consumo escalonado, se han introducido dos eventos en la integración del sistema de ecuaciones diferenciales, además de unas consideraciones extra: • Se comenzará a consumir primero de los depósitos externos del ala debido, que por ser los más expuestos al flujo ocasionará una transferencia de calor en este punto muy alta, hecho que producirá que la evaporación de los depósitos sea muy grande. • Hay que tener en cuenta que mientras se está consumiendo de los depósitos externos; los depósitos internos del ala estarán ya expuestos a un flujo de calor, mucho menos agresivo. Por tanto, se comenzará a evaporar parte del combustible de esta parte. • Cuando se llega a consumir todo el depósito externo se pasa al consumo de los internos, manteniendo, por supuesto el margen del 5% restante estipulado por la normativa. Teniendo todo esto en cuenta, ya se puede modelar la evolución de los depósitos en los casos a estudiar posteriormente. 86 Capítulo 5. Diseño de los depósitos Resultados obtenidos. Acabadas las simulaciones, el paso siguiente sería evaluar los resultados y la influencia del material de los depósitos de combustible, pues, dependiendo del material, se obtendrán unos resultados u otros, según sea el avión más o menos ligero. De esa forma: •Depósitos de titanio: – Aligeramiento: 4180.9631Kg. – Alcance máximo: 6054.83 km. – Autonomía: 7 horas y 9 minutos. Figura 5.25 Evolución del combustible en el depósito. Figura 5.26 Evolución de las presiones en el depósito. 5.8 Dimensionado de los espesores de los aislantes. 93 Figura 5.31 Nueva polar de la aeronave considerando el efecto del aislante. Con esta nueva configuración, se procede a realizar de nuevo el estudio del alcance de la aeronave, tomando en consideración tanto las modificaciones en el peso como en la resistencia aerodinámica. De esta manera se asegura una evaluación más precisa y representativa del desempeño real esperado para la aeronave en condiciones operativas. 94 Capítulo 5. Diseño de los depósitos •Depósitos de aluminio: – Aligeramiento: 2668.268Kg. – Alcance: 9271.01 km, – Autonomía: 11 horas y 9 minutos. Figura 5.32 Evolución de los depósitos de aluminio. Figura 5.33 Evolución de la presión en los depósitos de aluminio. •Depósitos de titanio: – Aligeramiento: 1541.190Kg. – Alcance: 9281.1 km. – Autonomía: 11 horas y 20 minutos. 5.8 Dimensionado de los espesores de los aislantes. 95 Figura 5.34 Evolución de los depósitos de titanio. Figura 5.35 Evolución de la presión en los depósitos de titanio. Confrontando estosresultados con los obtenidos en el escenario previo -se consideró la transmisión de calor y se alcanzaron resultados claramente insatisfactorios cercanos a los 6000 km de alcance-, se puede afirmar que la situación actual muestra una mejora considerable y ofrece resultados más alentadores. No obstante, al comparar estos resultados con el escenario ideal inicialmente planteado, se hace evidente que la transmisión de calor, junto al aumento adicional de peso generado por la incorporación de los aislantes térmicos, ha conducido a una reducción significativa en el alcance operativo de la aeronave. Por tanto, no se alcanza plenamente el objetivo planteado originalmente para completar la misión proyectada. En este contexto, resulta relevante llevar a cabo un análisis exhaustivo sobre cómo ha evolucionado la configuración de pesos de la aeronave hasta el momento actual, con intención de identificar claramente los factores más influyentes y diseñar estrategias que permitan mitigar las consecuencias 96 Capítulo 5. Diseño de los depósitos adversas observadas en esta etapa del estudio. (a) Evolución de pesos con aleación de aluminio. (b) Evolución de pesos con titanio. Figura 5.36 Evolución de pesos de la aeronave en la nueva configuración. Si el análisis del peso de la aeronave resulta fundamental,también lo es examinar el impacto que la incorporación del aislante tiene sobre el porcentaje de palanca de gases. En particular, dicha inclusión conlleva un incremento significativo en la resistencia aerodinámica, lo que exige un aumento en la palanca de gases a lo largo del trayecto con el fin de compensar los efectos derivados de este incremento del drag. Figura 5.37 Palanca de gases(%) a lo largo de la misión estudiada. Tal como se aprecia en la figura 5.37 y en comparación con la figura 3.8, se evidencia un aumento en la palanca de gases requerida por la aeronave en cada tramo del vuelo. Este comportamiento pone de manifiesto la interdependencia de los distintos factores que influyen en la operación, indicador de que el problema está completamente acoplado. En consecuencia, se hace imprescindible llevar a cabo un estudio de optimización con el propósito de cumplir los objetivos de la misión en análisis. A partir de lo expuesto, se concluye que no es viable replicar en su totalidad la misión del B-767 bajo las condiciones consideradas en el presente estudio. 6 Optimización de resultados Tras concluir que la misión del avión B-767 no es viable empleando Gas Natural Licuado (GNL) como combustible bajo la configuración inicialmente propuesta, en este capítulo se examinan diversas estrategias de optimización para mejorar sustancialmente los resultados obtenidos. El objetivo es hacer factible esta configuración alternativa mediante modificaciones específicas. Se plantean, en concreto, los siguientes escenarios de evaluación: • Introducir modificaciones en el sistema de aislamiento térmico, ajustando así los coeficientes de película para mejorar el rendimiento térmico y reducir las pérdidas energéticas. Este enfoque también incorpora mejoras simultáneas en el diseño mecánico y estructural de los tanques. • Implementar mejoras sustanciales en el aislamiento térmico externo de los depósitos, complementado con una optimización integral del diseño estructural y mecánico para minimizar las pérdidas térmicas y mejorar el rendimiento general del sistema. En todos estos escenarios, se reconoce explícitamente que cualquier incremento del espesor del material aislante conlleva inevitablemente un aumento en el diámetro externo del tanque. Este incremento dimensional afecta directamente a la resistencia aerodinámica del avión (polar aumentada), lo que genera una mayor resistencia al avance y, por consiguiente, una demanda superior de empuje en cada instante del vuelo. Consecuentemente, esto implica un incremento en la capacidad requerida de almacenamiento de combustible para mantener la autonomía planeada. Este acoplamiento entre variables térmicas, estructurales y aerodinámicas será considerado cuidadosamente durante el proceso de optimización, buscando equilibrar el rendimiento térmico y estructural de los tanques con las necesidades operativas y el consumo específico de combustible. De forma paralela, es indispensable tener en cuenta por supuesto las barreras en el diseño de los tanques, puesto que, en el caso de los depósitos internos del ala, no se puede aumentar el espesor del aislante tanto como se quiera, debido a que no es físicamente imposible con el espacio que queda en su interior. Por esta razón, este aspecto debe de ser un factor que se tiene que tomar en consideración en el momento del diseño. 97 98 Capítulo 6. Optimización de resultados Con todo ello, el diagrama de flujo seguido en la implementación de esta optimización es el siguiente: Inicio Incremento espesor aislante Aumento diámetro externo tanques Mayor superficie expuesta Incremento resistencia aerodinámica Mayor empuje requerido Incremento combustible requerido Incremento peso depósitos y combustible ¿Peso total excede margen disponible? Descartar configuración Aceptar configuración Finalizar optimización No Sí Figura 6.1 Diagrama de flujo del proceso de optimización del espesor del aislante en los tanques.. 6.1 Primera opción: aumentar espesor del aislante de los depósitos externos. 99 6.1 Primera opción: aumentar espesor del aislante de los depósitos externos. En este apartado se va aproceder a examinar la posibilidad de aumentar el espesor del aislante de los depósitos externos de 5 a 10 cm mientras se deja el espesor de los depósitos internos del ala con el espesor original para evitar posibles problemas con el espacio en el ala. 6.1.1 Cálculo de los nuevos coeficientes de película. Con el objetivo de mejorar aún más la viabilidad y rendimiento de la aeronave utilizando GNL como combustible, se necesita analizar detenidamente los efectos térmicos involucrados en el diseño de los depósitos. En este apartado se estudiará de forma específica cómo influyen los coeficientes de película sobre las pérdidas térmicas del sistema, coeficientes que determinan en gran medida la eficiencia del aislamiento térmico y, por ende, tienen un impacto directo sobre la evolución de la temperatura y la presión internas del tanque. Con este fin, se llevará a cabo una evaluación detallada orientada a determinar los valores óptimos de estos coeficientes, garantizando un equilibrio entre el desempeño térmico requerido, la resistencia aerodinámica resultante y el peso total del sistema. La metodología de evaluación considerará todas las implicaciones estructurales y aerodinámicas derivadas de estas modificaciones. Depósitos externos. Dados los resultados obtenidos en las evaluaciones anteriores y teniendo en cuenta que todavía existe margen de peso disponible para optimizar el desempeño global de la aeronave, en este apartado se analiza una estrategia consistente en incrementar el espesor del aislante de los tanques externos. Este aumento de espesor implica un cambio desde los espesores iniciales, conduciendo a un incremento del diámetro externo de los depósitos. Sin embargo, considerando que existe margen suficiente en términos de peso y estructura, se propone aprovechar esta circunstancia para mejorar la capacidad térmica del sistema, asegurando una mayor eficiencia energética. Concretamente, al modificar el espesor del aislante desde sus valores iniciales de manera controlada, se obtiene un incremento en la capacidad interna efectiva de almacenamiento de combustible. Es por ello que como primera mejora, se va a pasar a un espesor de 10cm en los depósitos externos, quedando la configuración por tanto: Tabla 6.1 Resultados para depósitos externos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K] Exteriores 10 2.119 482.297 5.0359 Cabe destacar que, como consecuencia directa del incremento en el espesor del material aislante propuesto en los apartados anteriores, se producirá inevitablemente un aumento en el diámetro externo de los depósitos de almacenamiento de combustible. Este incremento dimensional genera un área transversal mayor, lo que a su vez incrementa la superficie expuesta al flujo aerodinámico durante el vuelo. Dicha ampliación en la superficie expuesta tiene implicaciones significativas en la resistencia aerodinámica de la aeronave, lo cual refleja una modificación considerable de la polar aerodinámica. Es decir, se producirá un aumento adicional en la resistencia al avance, asunto que deberá ser cuidadosamente considerado en los cálculos de rendimiento y eficiencia energética posteriores. Por consiguiente, la polar aerodinámica del avión será nuevamente evaluada y actualizada, quedando representada con los valores que se indican infra: 100 Capítulo 6. Optimización de resultados Figura 6.2 Nueva polar para un espesor de 10cm de aislante. Depósitos internos del ala. Dado que los depósitos en cuestión no han sido objeto de modificaciones respecto a su diseño o condiciones de aislamiento térmico desde los análisis previamente realizados, no existe una variación significativa en sus características físicas ni en sus parámetros operativos. Por esta razón, se mantendrán los valores previamente determinados para los mismos, los cuales fueron obtenidos a partir de los análisis y cálculos descritos en apartados anteriores. Estos datos constituyen, por tanto, la referencia básica para cualquier evaluación posterior, ya que reflejan fielmente el comportamiento térmico y estructural actual de los depósitos en ausencia de modificaciones adicionales. Tabla 6.2 Resultados para los aislantes de depósitos internos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K ] Interior ala 5 8.065 887.446 2.056 Con todos estos datos sobre la mesa se tiene la siguiente distribución de pesos de la aeronave: Figura 6.3 Nueva distribución de pesos de la aeronave. 6.1 Primera opción: aumentar espesor del aislante de los depósitos externos. 101 Los resultados obtenidos para esta opción son los siguientes: •Depósitos de Aluminio: – Alcance: 9600 km – Tiempo de vuelo: 11 horas y 54 minutos Figura 6.4 Evolución de los depósitos de aluminio. Figura 6.5 Evolución de la presión en los depósitos de aluminio. •Depósitos de titanio: – Alcance: 9607 km – Tiempo de vuelo: 11 horas y 55 minutos 102 Capítulo 6. Optimización de resultados Como se da la circunstancia de que la evolución de los depósitos de aluminio y titanio tienen una evolución muy similar, se ha mostrado en las figuras 6.4 y 5.35 la evolución en el caso de la aleación de aluminio. En relación con los resultados obtenidos, se confirma que se ha logrado una mejora en el alcance de la aeronave; a pesar de que dicha mejora sigue siendo insuficiente para cumplir con los requisitos de la misión. Este comportamiento se refleja en la evolución del consumo de combustible en el depósito externo, cuyo vaciado ahora requiere un tiempo de 7 horas y media, debido a la optimización del aislamiento térmico. No obstante, esta mejora conlleva un incremento en la resistencia aerodinámica, lo que, a su vez, exige un mayor empuje, tal como se evidencia en los resultados presentados. Figura 6.6 Palanca de gases requerida. 6.2 Segunda Opción: aumentar espesor en los depósitos internos y externos. En esta fase del proceso de optimización, se procederá a realizar un estudio en el que, al igual que en el apartado anterior, se incrementará el espesor de los depósitos externos. Empero, en esta ocasión, también se considerará un aumento en el espesor de los depósitos internos, con el objetivo de evaluar su impacto en el desempeño global de la aeronave. 6.2.1 Cálculo de los coeficientes de película. Depósitos externos. Tal y como se calculó en el apartado anterior: Tabla 6.3 Resultados para depósitos externos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K ] Exteriores 10 2.119 482.297 5.0359 6.3 Tercera opción: reducir el espesor del aislante de los depósitos externos. 109 Asimismo, la evolución en la palanca de gases en este caso se ve también reducida, tal y como se muestra: Figura 6.15 Evolución de la palanca de gases con la nueva configuración. La trayectoria seguida por la aeronave durante toda la misión sería la siguiente: Figura 6.16 Perfil de vuelo de la aeronave durante la misión. Tal como se evidencia en las figuras y en los resultados presentados, la configuración seleccionada permite llevar a cabo la misión de estudio con éxito. Particularmente, se ha logrado un incremento del 0.84% en el alcance respecto a la misión original, cumpliendo con el margen del 5% de reserva de combustible. Por lo tanto, esta configuración se perfila como una opción altamente prometedora en la selección final de la configuración más favorable. Además de esta configuración, se pueden extraer las siguientes conclusiones: •Reducción en la palanca de gases: Se observa cómo la posición media de la palanca de gases ha disminuido desde un 87% en el caso 2 hasta un 78% en el caso actual, lo que es una muestra de por qué la aeronave es capaz poder llevar a cabo la misión.hecho que se explica porque empuje necesario en 110 Capítulo 6. Optimización de resultados cada tramo es inferior y en consecuencia, el consumo y el gasto de combustible se reduce considerablemente. •Disminución de la resistencia aerodinámica: Otra disminución obvia se hace patente en la polar de la aeronave; cuando se usa un espesor menor en los tanques externos, esta se ve reducida, contribuyendo a una disminución de la resistencia y por tanto del empuje. •Optimización del uso del depósito externo: Se ha registrado una reducción en el tiempo de uso del depósito externo, pasando de 8 horas en la configuración anterior a 4 horas en la actual. Este aspecto es especialmente relevante, ya que permite un uso más temprano de los depósitos internos, minimizando la vaporización del combustible mientras estos permanecen inactivos. 6.4 Cuarta opción: reducir el espesor del aislante de los depósitos externos hasta los 3cm. Demostrando que la reducción del espesor del aislante externo de 10 cm a 5 cm resulta beneficiosa debido a la disminución en la resistencia aerodinámica asociada a los depósitos externos, resulta razonable evaluar si esta tendencia se mantiene al continuar reduciendo dicho espesor. Con esta finalidad, se procederá a analizar si es posible continuar disminuyendo el espesor del aislante más allá de los 5 cm sin comprometer el cumplimiento de la misión, o si, por el contrario, este valor representa el límite inferior dentro de la configuración considerada. Depósitos externos. Tabla 6.7 Resultados para depósitos externos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K ] Externos 3 4.606 594.5059 15.2095 Depósitos en el ala. Tabla 6.8 Resultados para depósitos internos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K ] Internos 7 9.14 1659.366 1.7237 Con los datos presentes, la distribución de pesos de la aeronave queda como se refleja en la figura inferior: 6.4 Cuarta opción: reducir el espesor del aislante de los depósitos externos hasta los 3cm. 111 Figura 6.17 Reparto de pesos de la 4 configuración. Si se lleva a cabo la simulación con la configuración mencionada, se obtienen los siguientes resultados: •Aligeramiento: 1927.4 kg •Alcance: 11588.7 km •Tiempo de vuelo: 14 horas y 07 minutos Figura 6.18 Evolución de los depósitos con la nueva configuración. 112 Capítulo 6. Optimización de resultados Figura 6.19 Evolución de la presión con la nueva configuración. De acuerdo con las figuras anteriores, cuando el espesor de los depósitos externos se reduce en exceso, el coeficiente de película disminuye de manera significativa. Como consecuencia, el combustible almacenado en estos depósitos experimenta una evaporación acelerada, agotándose en menos de 2.5 horas. Este fenómeno impide alcanzar el objetivo de la misión en términos de alcance máximo, lo que confirma los resultados obtenidos en el análisis previo. En conclusión, se establece un límite inferior en el espesor del aislamiento externo, por debajo del cual la configuración deja de ser viable para el cumplimiento de la misión. 6.5 Variaciones a la configuración original. En esta sección se analizarán diversas modificaciones a la configuración original con el objetivo de evaluar la sensibilidad y variabilidad de los resultados obtenidos en la optimización previa. A través de estos ajustes, se pretende identificar posibles mejoras adicionales en la eficiencia de la aeronave y validar la robustez de la solución optimizada. 6.5.1 Usar únicamente los depósitos bajo las alas. Una vez alcanzado el objetivo de maximizar el alcance de la aeronave, surge la cuestión de si sería posible realizar nuevas modificaciones en la configuración presentada. Dado que, como se ha observado en los casos 2 y 3, la mayor contribución al incremento del alcance proviene de los depósitos ubicados en el interior del ala, resulta pertinente analizar la viabilidad de una configuración en la que únicamente estos depósitos sean utilizados. Por lo tanto, en esta sección se evaluará si prescindir de los depósitos externos permitiría alcanzar los requisitos de la misión, optimizando aún más el rendimiento de la aeronave y reduciendo los efectos negativos asociados a la resistencia aerodinámica y el consumo de combustible. En este análisis, se mantendrá la configuración de aislamiento establecida en el caso 3, es decir, con un espesor de 7 cm. Este valor representa el máximo posible dentro del espacio disponible en el ala, asegurando así la mejor eficiencia térmica sin comprometer la integración estructural de los depósitos internos. 6.5 Variaciones a la configuración original. 113 Tabla 6.9 Resultados para depósitos internos. Depósitos Espesor [cm] Volumen [m3] Peso heq [W/m2K ] Internos 7 9.14 1659.366 1.7237 Teniendo en cuenta todas las consideraciones anteriores, el resultado obtenido para esta simulación es el siguiente: •Aligeramiento: 4629.3 kg •Alcance: 8948.8 km •Tiempo de vuelo: 10 horas y 34 minutos Figura 6.20 Evolución del combustible en el depósito del ala. Figura 6.21 Evolución de la presión en el depósito del ala. 114 Capítulo 6. Optimización de resultados Como se observa en las figuras y, tal como era previsible, la utilización exclusiva de los depósitos situados en las alas no permite alcanzar la misión con el alcance máximo requerido. Al analizar los resultados con detenimiento, se aprecia que el tiempo restante para completar la misión corresponde precisamente al aporte proporcionado por los depósitos externos en la configuración original. Es decir, al prescindir de estos depósitos, la aeronave no dispone del margen de combustible necesario para cumplir con el objetivo de la misión. Este resultado era esperable debido al ajustado margen de combustible con el que se operaba desde el inicio del estudio. Además, la imposibilidad de aumentar el espesor del aislamiento en los depósitos internos, originado por las restricciones de espacio en la zona del ala, limita la capacidad de optimización térmica y consecuentemente, la eficiencia en el almacenamiento de combustible. 6.6 Optimización final: búsqueda del espesor externo óptimo. A partir de los análisis realizados en las secciones anteriores, se han obtenido una serie de conclusiones fundamentales que orientan la optimización final del diseño: • Importancia del espesor de los depósitos internos del ala: Los depósitos internos ubicados en el ala desempeñan un papel crucial en la consecución del alcance máximo de la misión. Sin embargo, su espesor máximo está limitado a 7 cm dadas las restricciones de espacio impuestas por la estructura del ala. Además, existe una cierta incertidumbre asociada a la disponibilidad real de espacio en esta zona, lo que impide una mayor optimización en esta configuración. • Optimización del espesor de los depósitos externos: Se ha demostrado que el uso de los depósitos externos es indispensable para completar la misión de máximo alcance. No obstante, su espesor debe situarse dentro de un rango óptimo de 5 a 10 cm. – Si el espesor supera los 10 cm, la resistencia aerodinámica aumentaría en exceso, lo que provocaría un incremento en el empuje requerido y, por ende, un mayor consumo de combustible, circunstancia que imposibilitaría el cumplimiento de la misión. – Por otro lado, si el espesor se reduce por debajo de 3 cm, los tanques externos se agotarían demasiado rápido, lo que impediría alcanzar la distancia estipulada en la misión. Con base en estas observaciones, el siguiente paso consiste en determinar el espesor óptimo de los depósitos externos dentro del intervalo identificado, con el objetivo de maximizar la eficiencia operativa de la aeronave y garantizar el éxito de la misión. En pro de una automatización del resultado, se procederá a realizar la optimización del espesor del aislante de los tanques externos, dado que es la única variable necesaria para la optimización del diseño. Este proceso se llevará a cabo en conjunto con todos los códigos previamente mencionados. Para realizar esta optimización, se establecen las siguientes consideraciones: • Variable a minimizar: el espesor del aislante de los depósitos externos ( text ) será la variable a optimizar. • Función objetivo: la función que precisa maximizarse es el alcance de la aeronave, definido como: φ=S(text)−Smax (6.1) donde S(text) representa el alcance obtenido con la nueva configuración de depósitos externos e internos en el ala, y Smax corresponde al alcance máximo de 11 700 km. 6.6 Optimización final: búsqueda del espesor externo óptimo. 115 • Restricciones: En este caso, las restricciones son claras: el espesor del aislante de los tanques internos del ala se mantiene en un valor constante que podrá variar para disminuir el peso de la aeronave sin comprometer el alcance, es decir, tala =cte cm (6.2) Con toda esta información sobre la mesa, se procederá a la formulación de la función objetivo y, posteriormente, se implementará el procedimiento numérico para determinar el espesor mínimo del aislante en los depósitos externos que permita cumplir con los requisitos de la misión de manera satisfactoria. Para ello, se empleará la función fmincon de MATLAB, la cual permitirá resolver el problema de optimización bajo las restricciones previamente establecidas, garantizando que la solución obtenida cumpla con los criterios de viabilidad y eficiencia definidos en el estudio. 6.6.1 Resultados obtenidos. Primera iteración. En esta primera iteración, se mantendrá el espesor de los depósitos internos en su valor máximo permitido, es decir, tala =7cm. Se comenzará el estudio con esta configuración debido a que, como se ha concluido previamente, la variable que ejerce mayor influencia en el alcance de la aeronave es precisamente el espesor de estos depósitos internos. Por lo tanto, analizar esta configuración permitirá establecer una referencia clave para evaluar el impacto de posibles variaciones en los depósitos externos. Para obtener un orden de magnitud del valor obtenido y así verificar su coherencia, se puede razonar que, al emplear el espesor máximo de aislamiento en los depósitos internos, el espesor óptimo del aislamiento en los depósitos externos debería situarse en un rango cercano a los 5 centímetros inicialmente estudiados. Este razonamiento se basa en el hecho de que, al maximizar el aislamiento de los depósitos internos, se reduce la necesidad de compensar pérdidas térmicas en los depósitos externos, lo que sugiere que el espesor requerido en estos últimos no debería exceder significativamente los valores previamente analizados. Para este caso, el espesor óptimo calculado para alcanzar el máximo alcance es de text = 5.867 cm,lo que permite lograr una autonomía de S=11710.466 km. Este resultado representa un error del respecto al alcance máximo de 11 700 km correspondiente a la configuración original del B-767. |S−Smax| Smax ×100 =0.0893%, Dicho margen de error es insignificante en términos operativos, apreciación que confirma la viabilidad de la configuración optimizada propuesta. 116 Capítulo 6. Optimización de resultados Finalmente, al analizar los pesos de la aeronave, se verifica que el peso máximo al despegue (MTOW) se cumple sin exceder los límites establecidos. Además, el margen másico restante es de 1557.693 kg , lo que garantiza el cumplimiento de uno de los requisitos iniciales del estudio, asegurando que la configuración optimizada respete la restricción de peso establecida. Figura 6.22 Distribución de pesos de la aeronave tras la optimización. Segunda iteración. En este caso, se ha seguido un procedimiento análogo al del análisis previo, modificando específicamente el espesor del aislante en los depósitos externos. La estrategia consiste en reducir dicho espesor hasta un valor mínimo aceptable, con la intención de examinar el impacto de esta reducción en el peso total de la aeronave y verificar si sigue siendo posible cumplir con los requisitos de alcance establecidos. Este enfoque permite explorar un posible margen de optimización adicional en el diseño de los depósitos, evaluando si la disminución en peso estructural puede lograrse sin comprometer significativamente el rendimiento global de la misión. Tras realizar los cálculos correspondientes, se obtienen los siguientes valores optimizados para los espesores: •Espesor depósitos externos: 7.0125 cm. •Espesor depósitos internos: 6.756 cm. Con esta configuración se logra una reducción de masa total equivalente a 1318.23 kg respecto a la configuración original del Boeing 767-300ER, respetando en todo momento el MTOW de la aeronave. Además, se alcanza un recorrido total de S=11704.63 km , lo que representa un error relativo del 0.0395% en relación con el objetivo de alcance fijado inicialmente. 6.6 Optimización final: búsqueda del espesor externo óptimo. 117 Figura 6.23 Evolución del combustible en el depósito del ala. Figura 6.24 Evolución de la presión en el depósito del ala. Esta configuración representa una opción viable desde el punto de vista operativo, en la medida en que permite cumplir con el alcance objetivo, a la vez que ofrece una reducción de masa útil considerable. A pesar de ello, al presentar un margen más ajustado que el de la optimización anterior, su aplicación podría estar sujeta a mayores restricciones en escenarios con altas incertidumbres operativas. Aun así, puede considerarse una alternativa atractiva cuando se prioriza la eficiencia estructural sin comprometer la viabilidad de la misión. . 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. 125 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. Este apartado surge a raíz del auge de las aerolíneas de bajo coste, cuya estrategia operativa se fundamenta en la realización de trayectos de menor distancia de forma consecutiva. Esta modalidad permite reducir significativamente los costes operativos, especialmente los asociados a las tasas aeroportuarias en los aeropuertos de destino, lo que a su vez facilita la oferta de tarifas más competitivas para los pasajeros. Con el objetivo de evaluar la viabilidad de esta estrategia, se ha considerado un trayecto representativo de 2000 km, equivalente, por ejemplo, a una conexión directa entre Madrid y Berlín. Para ello, ha sido necesario adaptar la envolvente de vuelo de la aeronave a un perfil operativo propio de misiones de medio alcance. Dicha adaptación se ha realizado modificando los tramos de ascenso, crucero y descenso presentes en la misión de largo alcance, ajustándolos conforme a la normativa vigente y a las prácticas estándar en operaciones de corta-media distancia. En particular, se han sustituido los niveles de vuelo originales —FL350,FL370 yFL400— por altitudes más bajas y más acordes con trayectos de esta naturaleza, concretamente FL240,FL260 yFL280. Asimismo, la velocidad de crucero se ha reducido desde Mach 0.85 aMach 0.76, coherente con el perfil energético y operativo típico en este tipo de rutas. Con estas modificaciones, se obtiene un perfil de vuelo más representativo de las condiciones reales bajo las que operan muchas compañías de bajo coste, lo cual permite analizar con mayor precisión la aplicabilidad y rendimiento de la configuración de depósitos internos para este tipo de misiones. No obstante, esta configuración adaptada para vuelos de media distancia presenta una serie de desafíos operativos que deben ser cuidadosamente considerados. En primer lugar, al volar a niveles de altitud más bajos, la temperatura exterior aumenta notablemente respecto a los vuelos de largo alcance, lo que incrementa el gradiente térmico entre el exterior y el combustible criogénico almacenado en los depósitos. Esta diferencia térmica más acusada puede intensificar la transmisión de calor hacia el interior de los tanques, provocando una elevación más rápida de la presión interna debido a la vaporización progresiva del GNL. Este fenómeno se ve agravado por el hecho de que los tramos de ascenso representan las fases más exigentes en términos de empuje requerido, ya que la aeronave debe superar mayores resistencias aerodinámicas en una atmósfera más densa y con menor eficiencia propulsiva. Como consecuencia, el motor opera a regímenes más altos durante más tiempo, generando un mayor aporte térmico al sistema, lo que también puede contribuir indirectamente al aumento de presión en los depósitos. Por tanto, en escenarios de operación con vuelos consecutivos, donde los depósitos no son recondicionados térmicamente entre etapas, se corre el riesgo de que la presión interna alcance valores críticos antes de completar la secuencia de trayectos prevista, comprometiendo la seguridad o forzando una interrupción anticipada de la operación. Precisamente, este apartado tiene como objetivo analizar en detalle la evolución de la presión interna de los depósitos bajo este nuevo perfil de vuelo, evaluando así la viabilidad del GNL como combustible alternativo para una aeronave capaz de adaptarse tanto a configuraciones de largo como de medio alcance, completando de esta forma el estudio integral de operatividad de la plataforma. 126 Capítulo 7. Aplicaciones El perfil de vuelo adaptado queda, por tanto, definido de la siguiente manera, reflejando los cambios necesarios en las fases de ascenso, crucero y descenso para ajustarse a trayectos de media distancia. Estos cambios incluyen una reducción de los niveles de vuelo (FL), disminuyendo desde el FL380 característico de los vuelos de largo alcance hasta un máximo de FL310 en crucero. Asimismo, las fases de ascenso se realizan de forma más escalonada, con altitudes intermedias más bajas (FL150 y FL240), y se reducen los tiempos en altitud de crucero. Estas modificaciones permiten simular de forma realista el comportamiento operativo de la aeronave en rutas más cortas, tal como las que predominan en las aerolíneas de bajo coste. Figura 7.8 Perfil de alturas de la nueva configuración. Figura 7.9 Alcance de la nueva configuración. 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. 127 7.4.1 Evaluación de vuelos concatenados sin repostar. Una vez adaptado el perfil de vuelo a trayectos de medio alcance, el siguiente paso consiste en analizar cuántos vuelos consecutivos podrían realizarse sin necesidad de repostar combustible. Esta evaluación debe considerar no solo el alcance máximo teórico, sino también los márgenes de seguridad asociados al combustible remanente y las limitaciones impuestas por las condiciones termodinámicas dentro de los depósitos, en particular la presión máxima admisible. Desde un punto de vista puramente energético, y considerando únicamente el alcance de la aeronave, sería teóricamente posible realizar hasta un total de cinco vuelos consecutivos de 2000 km, alcanzando así los 10 000 km de recorrido acumulado. No obstante, esta estimación no contempla el incremento progresivo de la presión interna en los depósitos criogénicos a lo largo del tiempo debido a la transferencia de calor desde el exterior, lo que podría comprometer la seguridad operativa de no gestionarse adecuadamente. Desde esta perspectiva, para una evaluación realista y conservadora, es imprescindible tener en cuenta la evolución térmica y de presión dentro de los tanques de GNL a lo largo de toda la misión concatenada, así como de los márgenes de combustible establecidos por la normativa aeronáutica vigente. En primer lugar se va a estudiar cómo sería la evolución del combustible y de la presión en los tanques presentes para el primer vuelo más corto: Figura 7.10 Evolución de la presión en el primer vuelo. Tal y como se observa en la Figura 7.10, la evolución de la presión a lo largo del trayecto es relativamente contenida, especialmente en el depósito interno. Este comportamiento se explica por la estrategia de consumo implementada, en la cual dicho depósito no ha sido utilizado durante el vuelo. En consecuencia, el incremento de presión observado en su interior se debe únicamente a la evaporación progresiva del GNL causada por la transmisión de calor desde el exterior. Este fenómeno térmico, aunque presente, resulta limitado en este perfil de misión de corta distancia, permitiendo mantener las condiciones de operación dentro de márgenes seguros. A continuación, se procederá a simular cuántos vuelos consecutivos podrían realizarse bajo esta configuración manteniendo los depósitos sin repostar, respetando en todo momento los límites máximos de presión establecidos en su interior. Este análisis permitirá evaluar la viabilidad operativa de utilizar el Boeing 767-300ER con una configuración adaptada a trayectos de media distancia, como los de 2000 km, en un contexto de vuelos concatenados, tal y como ocurre en las operaciones de las aerolíneas de bajo coste. Se pretende con ello determinar el número máximo de vuelos 128 Capítulo 7. Aplicaciones posibles sin comprometer la integridad estructural ni la seguridad del sistema de almacenamiento criogénico. Figura 7.11 Evolución de la presión para los dos primeros vuelos. En este caso, se puede comprobar en la figura 7.11 cómo el depósito externo se vacía antes de alcanzar las 7 horas de operación, tal y como ya se había observado previamente en la figura 6.24. Este hecho explica el cambio en la tasa de incremento de la presión en los tanques internos, siendo una consecuencia directa de que estos comienzan a ser utilizados activamente para el suministro de combustible a la aeronave. A partir de ese momento, los depósitos externos permanecen completamente vacíos, y la demanda de combustible recae exclusivamente sobre los tanques internos. A continuación, se presenta la evolución correspondiente al tercer vuelo consecutivo bajo esta configuración. Es importante destacar que, en este escenario, únicamente se utilizan los depósitos internos, ya que los externos permanecen completamente vacíos desde la finalización del segundo vuelo. La evolución de las variables clave durante este tercer trayecto se muestra a continuación: Figura 7.12 Evolución de la presión para los tres primeros vuelos. 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. 129 Como se aprecia en la figura 7.14, la presión en los depósitos durante este tercer vuelo consecutivo se mantiene por debajo del umbral máximo establecido de 10 bares. No obstante, el margen restante es insuficiente para garantizar la viabilidad de un cuarto vuelo sin exceder dicho límite de presión. Siendo los perfiles de vuelo los siguientes en este caso de 3 vuelos concatenados: Cada uno de los tres trayectos simulados ha sido ejecutado utilizando el mismo perfil de vuelo adaptado para media distancia, tal y como se detalló en apartados anteriores. Este perfil incluye fases de ascenso, crucero y descenso ajustadas a vuelos de 2000 km, con altitudes de crucero más reducidas (FL280, FL300 y FL320) en comparación con la configuración original para vuelos de largo alcance. Estas variaciones buscan representar de forma realista las condiciones operativas propias de rutas típicas en aerolíneas de bajo coste. Figura 7.13 Alcance de los tres vuelos concatenados. Figura 7.14 Evolución de la altura y tiempo de los tres vuelos. 130 Capítulo 7. Aplicaciones A partir de esta última simulación, se concluye que bajo la configuración actual es posible realizar un total de tres vuelos consecutivos de 2000 km cada uno. El factor limitante en este caso es el incremento acumulativo de presión en los depósitos, el cual impide la continuidad operativa más allá del tercer trayecto. Esta limitación puede explicarse por los siguientes motivos: • Modificación del perfil de vuelo: Para adaptarse a trayectos de media distancia, se ha rediseñado la envolvente de vuelo reduciendo las altitudes alcanzadas. Como consecuencia, la temperatura ambiente media durante el trayecto es superior, lo que intensifica la transferencia de calor hacia los depósitos y, por tanto, acelera el aumento de presión en su interior. • Mayor proporción de tramos de ascenso: En vuelos más cortos, la fase de crucero —donde el motor opera con mayor eficiencia y el consumo es más uniforme— se ve reducida. Esto implica una mayor presencia relativa de tramos de ascenso, caracterizados por una mayor exigencia en términos de empuje y, en consecuencia, un incremento en el consumo de combustible, circunstancia que repercute directamente en el incremento de la presión. • Depósitos externos vacíos: Una vez que los depósitos externos se han vaciado completamente, mantenerlos en la configuración supone una penalización innecesaria en términos de peso y resistencia aerodinámica, sin aportar ningún beneficio operativo adicional. A la luz de los resultados obtenidos, se recomienda considerar una reconfiguración operativa para los trayectos de media distancia en los que se prevea la ejecución de múltiples vuelos consecutivos sin repostaje. En este contexto, resulta aconsejable prescindir de los depósitos externos una vez que su contenido ha sido completamente consumido, con el fin de reducir tanto la masa estructural innecesaria como la resistencia aerodinámica adicional que aportan. Esta modificación permitiría optimizar el rendimiento global de la aeronave en vuelos sucesivos, al tiempo que mitigaría el aumento de presión en los depósitos internos. Además, es importante señalar que, tras completar los tres vuelos consecutivos, queda aún una cantidad remanente de combustible en los depósitos internos de aproximadamente 9623 kg. Esta situación, lejos de suponer una ventaja, representa una ineficiencia operativa, ya que implica un coste económico asociado al transporte de combustible que no ha sido utilizado. Desde la perspectiva de una compañía aérea, este excedente supone una pérdida directa, al haber invertido en un recurso que no contribuye efectivamente al cumplimiento de la misión. Por todo ello, se concluye que esta configuración, si bien técnicamente viable, no resulta óptima en términos de rentabilidad y eficiencia operativa. Adicionalmente, podría explorarse la posibilidad de implementar estrategias de refrigeración pasiva o mejoras en el aislamiento térmico de los tanques internos, con el objetivo de minimizar la acumulación de presión durante vuelos múltiples. Esta adaptación, junto con una planificación adecuada del perfil de vuelo, podría extender el número de trayectos consecutivos viables sin necesidad de repostar, aumentando así la flexibilidad operativa de la aeronave en rutas de media distancia. 7.4 Escenario de medio alcance: adaptación a operaciones de bajo coste. 131 7.4.2 Vuelos concatenados sin depósitos externos. Este apartado surge a partir del análisis realizado previamente, donde se observó que los depósitos externos se vacían antes que los internos durante los vuelos concatenados. Esto plantea la posibilidad de estudiar la viabilidad de realizar trayectos consecutivos empleando únicamente los depósitos internos del ala. Esta propuesta se sustenta en los siguientes argumentos: • Al prescindir de los depósitos externos, la resistencia aerodinámica de la aeronave se reduce, lo que conlleva una disminución del empuje requerido y, en consecuencia, del consumo de combustible. • Al eliminar los depósitos externos una vez consumidos, se evita transportar peso innecesario durante el resto de la operación, término que contribuye a una mayor eficiencia estructural y operativa. Llevando a cabo el mismo procedimiento que en el caso anterior, la evolución de los depósitos internos para los dos primeros vuelos consecutivos se representa a continuación. En este escenario, se ha prescindido completamente de los depósitos externos, por lo que toda la demanda energética de la misión recae exclusivamente sobre los tanques internos del ala. Figura 7.15 Evolución de la presión en los depósitos internos. La gráfica pone de manifiesto que para estos vuelos concatenados la presión no supondría una limitación, ya que se mantiene dentro de los márgenes establecidos durante toda la operación. Sin embargo, y como se ha demostrado en apartados anteriores, la autonomía total de la aeronave con esta configuración se sitúa ligeramente por encima de las 10 horas. Esto implica que, aunque aún exista margen en cuanto a la presión interna del depósito, no sería viable completar un vuelo adicional, ya que la cantidad de combustible restante no sería suficiente para satisfacer los requisitos energéticos de otro trayecto completo de 2000 km. Finalmente, la cantidad de combustible restante en esta situación sería de aproximadamente 9864 kg, un valor similar al observado en el caso anterior. Pese a ello, teniendo en cuenta que la cantidad inicial de combustible embarcado era inferior al no contar con los depósitos externos, este remanente representa un porcentaje mayor respecto al total. Este hecho pone nuevamente de manifiesto que esta opción tampoco se presenta como una de las configuraciones más viables desde el punto de vista operativo y económico, al implicar una menor eficiencia en la utilización del combustible disponible. 132 Capítulo 7. Aplicaciones A partir del análisis realizado, se puede concluir que ambas configuraciones —con y sin depósitos externos— presentan limitaciones operativas que comprometen su viabilidad como soluciones óptimas para vuelos concatenados de media distancia. En el caso de la configuración que incluye los depósitos externos, si bien permite realizar tres vuelos consecutivos de 2000 km respetando los límites de presión en los tanques, presenta como inconveniente principal la acumulación de combustible remanente en los depósitos internos, que asciende a 9623 kg. Esta cantidad, no utilizada en la misión, representa una pérdida económica para la aerolínea y evidencia un dimensionamiento poco eficiente del sistema de almacenamiento para este tipo de operación. Por otro lado, la configuración sin depósitos externos reduce la resistencia aerodinámica y la masa total embarcada, lo que se traduce en un menor consumo y menores exigencias de empuje. No obstante, esta mejora no permite aumentar de manera significativa el número de vuelos consecutivos. Aunque se logra mantener la presión interna dentro de los límites establecidos, la autonomía total apenas supera las 10 horas, lo que impide realizar un tercer vuelo completo. Además, la cantidad de combustible remanente en este caso, de 9864 kg, porcentaje mayor respecto al total embarcado, lo que refleja nuevamente una subutilización del combustible disponible. Este resultado es, en parte, esperable, dado que el Boeing 767-300ER ha sido concebido para misiones de largo alcance. Al adaptar el perfil de vuelo para trayectos más cortos, cambian significativamente las condiciones operativas, incluyendo menores altitudes de crucero, mayores temperaturas y tramos de ascenso más demandantes, lo que influye negativamente en la eficiencia general. Los resultados obtenidos, empero, permiten afirmar que, pese a no ser su propósito original, esta aeronave podría desempeñar operaciones de media distancia en determinados contextos, manteniendo márgenes de seguridad adecuados y sin comprometer la integridad de la misión. 8 Resultados obtenidos U navez obtenidos resultados coherentes y optimizados en la medida de lo posible para una primera aproximación, resulta conveniente realizar una comparación entre la mejor de las configuraciones obtenidas y la situación original de referencia. Este análisis permitirá identificar las ventajas y desventajas asociadas al uso de gas natural licuado (GNL) como combustible alternativo. Para la elaboración de esta conclusión, se emplearán los resultados más favorables obtenidos, correspondientes a la primera opción de optimización y al caso de máximo alcance. Se dejarán de lado las diferentes configuraciones derivadas de la situación inicial, centrándose exclusivamente en el caso de referencia y la alternativa optimizada. 8.1 Discusión de los resultados El principal objetivo de este trabajo ha sido estudiar la viabilidad del uso de gas natural licuado (GNL) como combustible alternativo para la plataforma seleccionada, en este caso el Boeing 767-300ER, evaluando su capacidad para realizar una misión de máximo alcance. A partir de la configuración más favorable, se ha obtenido un alcance de 11799 km , lo que representa un incremento del 0.83% respecto al valor de referencia correspondiente a la aeronave en su configuración original, cuyo alcance es de 11700 km. Es importante destacar que estos resultados positivos se han logrado manteniendo un equilibrio entre la maximización del volumen de combustible almacenado a bordo y la minimización de las pérdidas térmicas a través de los nuevos tanques criogénicos incorporados al diseño. Esta última se ha abordado mediante la selección adecuada de los espesores de los materiales aislantes empleados. En relación con los resultados obtenidos, y tras la evolución del proceso de diseño y optimización, se observa que estos han sido coherentes y, en muchos casos, alentadores, dadas las prestaciones alcanzadas. A partir de este análisis, pueden extraerse las siguientes conclusiones relevantes: • El espesor del aislante en los depósitos ubicados en el interior del ala se ha identificado como uno de los factores más influyentes en la consecución del máximo alcance. Un aumento en dicho espesor permite reducir significativamente el flujo de calor hacia el interior del depósito, evitando que las temperaturas y presiones internas superen los valores críticos, y posibilitando así completar la misión con éxito. • El espesor de los aislantes de los depósitos externos representa la principal variable de optimización de la misión. El proceso iterativo de diseño ha permitido acotar un rango operativo viable para esta magnitud. Por un lado, espesores excesivos incrementan la superficie frontal y, con ello, la resistencia aerodinámica, lo cual requiere un mayor empuje y conduce a un aumento del consumo de combustible, haciendo inviable la misión. Por otro lado, espesores insuficientes reducen dicha resistencia, pero provocan una elevada transferencia 133 134 Capítulo 8. Resultados obtenidos térmica originado por el contacto directo con la corriente externa a Mach 0.85, lo que ocasiona en una rápida evaporación del GNL, que impide completar el trayecto previsto. • El peso total constituye un factor limitante esencial, dado que el Maximum Take-Off Weight (MTOW) no puede ser superado en ningún caso. A pesar de la incorporación de los depósitos externos, la configuración final mantiene un margen de masa operativo suficiente, especialmente útil para minimizar las posibles incertidumbres asociadas a las suposiciones y simplificaciones del modelo empleado. A pesar de que la misión estipulada puede ser completada con la configuración seleccionada, se observa un incremento significativo en el empuje requerido para su ejecución. Este aumento lleva, inevitablemente aparejado, una mayor demanda de combustible, lo cual constituye una de las principales limitaciones identificadas en el presente trabajo. Dicha penalización en el consumo energético debe ser considerada como un factor crítico en la evaluación global de la viabilidad del uso de gas natural licuado (GNL) como alternativa al combustible convencional. Figura 8.1 Comparación de la posición de la palanca de gasas durante el trayecto en ambas configuraciones . Tal y como se puede observar en la Figura 8.1, en todos los tramos de la misión analizados, el empuje requerido resulta significativamente superior debido a la incorporación de los depósitos externos. Esta diferencia es especialmente notable durante el tramo de crucero, donde se pasa de requerir aproximadamente un 53 % del empuje máximo a cerca de un 90 % para mantener el vuelo de crucero a Mach 0.85 bajo condiciones normales. Por otra parte, en lo relativo al aislamiento térmico, se ha demostrado que uno de los factores más determinantes en la pérdida de rendimiento de la misión es la transmisión de calor hacia los depósitos criogénicos. Dado que el gas natural licuado (GNL) debe ser almacenado a una temperatura criogénica de -196ºC, resulta indispensable garantizar un aislamiento térmico adecuado que asegure la viabilidad de la operación durante toda la misión. Durante el proceso de diseño y optimización, se ha observado una tendencia descendente en los coeficientes de película térmica asociados a cada depósito, lo cual confirma que la evolución del proceso de optimización ha seguido una trayectoria coherente y favorable. A continuación, se detallan los resultados más representativos: • En los depósitos externos, el coeficiente de película se ha reducido desde un valor inicial de 186 W m2K hasta alcanzar un valor final de 9.5 W m2K . Esta reducción pone de manifiesto la