Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps

Equation Chapter 1 Section 1 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Dpto. Ingeniería Electrónica Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Autor: José Antonio López Ferreiro Tutor: Federico José Barrero García Sevilla, 2022 iii Trabajo Fin de Grado Ingeniería Aeroespacial Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Autor: José Antonio López Ferreiro Tutor: Federico José Barrero García Catedrático de Universidad Dpto. Ingeniería Electrónica Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2022 v Trabajo Fin de Grado: Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Autor: José Antonio López Ferreiro Tutor: Federico Barrero García El tribunal nombrado para juzgar el Trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2022 El Secretario del Tribunal vii A mis padres. A mi familia y amistades. ix Agradecimientos La elaboración de este documento no ha sido una tarea fácil. Sin embargo, el apoyo de muchas personas que me rodean ha hecho que este camino haya resultado más liviano. En primer lugar, agradecer a mis padres y, en general, a mi familia la paciencia, preocupación e interés diarios mostrados por mí y mi bienestar. Por otro lado, quiero agradecer a todos mis amigos/-as y compañeros/-as de carrera por los ánimos mostrados y las experiencias que me han aportado. También quiero agradecer a Marieta la tranquilidad y el apoyo que me ha dado en más de una ocasión. Finalmente, agradecer a mi tutor de TFG, quien ha demostrado estar presente para resolver cualquier tipo de dudas desde el primer momento, así como a todos los profesores que, a lo largo de mi vida, han conseguido que llegue hasta aquí y me han hecho ser quien soy. José Antonio López Ferreiro Grado en Ingeniería Aeroespacial Sevilla, 2022 ÍNDICE DE TABLAS Tabla 1. Parámetros de diseño del motor 43 Tabla 2. Parámetros de simulación del motor 46 xvii ÍNDICE DE FIGURAS Figura 1. Primer vuelo tripulado de los hermanos Wright. 4 Figura 2. Despegue del Tupolev Tu-144 de Aeroflot. 4 Figura 3. Vista superior del Solar Impulse 2. 8 Figura 4. Comparación de avión tradicional con uno más eléctrico. 12 Figura 5. Fases de vuelo típica de una aeronave. 13 Figura 6. Esquema de carga-descarga de una batería Li-S con las distintas partes componentes. 18 Figura 7. Esquema de arquitectura con bus principal de HVDC. 24 Figura 8. EPS con distribución primaria en AC a frecuencia variable. 25 Figura 9. Esquema de la arquitectura eléctrica de un Boeing 787. 26 Figura 10. Esquema mecánico de control tradicional frente a esquema eléctrico de control, FbW. 30 Figura 11. Sección de un turbofán comercial. 32 Figura 12. Máquina de tipo CSCM. 34 Figura 13. Disposiciones posibles para una PMSM de 6 fases. 35 Figura 14. Principales diseños de rotores. 36 Figura 15. Etapas de generación de propulsión de un turbofán. 37 Figura 16. STARC-ABL, N3-X, ‘e-thrust’ y SAX-40. 39 Figura 17. UAV de reparto en áreas urbanas. 40 Figura 18. Ejemplos de UAVE actuales. 40 Figura 19. Efecto de la deflexión en la sustentación. 42 Figura 20. Diagrama de bloques en Simulink. 44 Figura 21. Esquema de la máquina de inducción a simular. 45 Figura 22. Detalle del bloque ‘Pre-Falta’. 48 Figura 23a. Velocidad del motor en modo sin fallos. 49 Figura 23b. Zoom realizado a la gráfica de velocidad presente en la figura 23a. 49 Figura 24a. Intensidades de fase del motor en modo sin fallos. 50 Figura 24b. Zoom realizado en torno al instante de aplicación del par resistente. 50 Figura 25. Detalle del bloque ‘Post-Falta’. 51 Figura 26a. Velocidad del motor operando con un fallo. 52 Figura 26b. Zoom realizado a la gráfica de velocidad presente en la figura 26a. 52 Figura 27a. Intensidades de fase del motor antes y después del fallo. 53 xix Figura 27b. Zoom realizado en torno al instante de fallo de fase ‘a’. 53 Figura 27c. Zoom realizado en torno al instante de aplicación del par de carga. 53 Figura 28a. Velocidad del motor operando con ‘a’ y ‘b’ en abierto. 54 Figura 28b. Zoom realizado a la gráfica de velocidad presente en la figura 28a. 55 Figura 29a. Intensidades de fase de motor antes y después de los fallos (‘a’, ’b’). 55 Figura 29b. Zoom realizado en torno al instante de fallo de fases ‘a’ y ‘b’. 56 Figura 29c. Zoom realizado en torno al instante de aplicación del par de carga. 56 Figura 30a. Velocidad del motor operando con ‘a’ y ‘c’ en abierto. 57 Figura 30b. Zoom realizado a la gráfica de velocidad presente en la figura 30a. 57 Figura 31a. Intensidades de fase de motor antes y después de los fallos (‘a’, ’c’). 58 Figura 31b. Zoom realizado en torno al instante de fallo de fases ‘a’ y ‘c’. 58 Figura 31c. Zoom realizado en torno al instante de aplicación del par de carga. 58 Figura 32. Esquema de funcionamiento del motor real. 60 Figura 33a. Velocidad real (azul) y de referencia (rojo) en funcionamiento normal. 61 Figura 33b. Intensidades de fase en funcionamiento normal. 61 Figura 33c. Intensidades de fase en funcionamiento normal. 61 Figura 34a. Referencia de par (rojo) y par producido (azul) con un fallo. 61 Figura 34b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) con un fallo. 62 Figura 34c. Intensidades de fase con una fase abierta. 62 Figura 34d. Intensidades de fase con una fase abierta. 62 Figura 35a. Referencia de par (rojo) y par real (azul) con dos fallos (‘a’ y ‘b’). 62 Figura 35b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) en funcionamiento con dos fallos (‘a’ y ‘b’). 63 Figura 35c. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘b’). 63 Figura 35d. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘b’). 63 Figura 36a. Referencia de par (rojo) y par real (azul) con dos fallos (‘a’ y ‘c’). 64 Figura 36b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) en funcionamiento con dos fallos (‘a’ y ‘c’). 64 Figura 36c. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘c’). 64 Figura 36d. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘c’). 64 xxi Notación AEA All Electric Aircraft MEA More Electric Aircraft MEE More Electric Engine TeDP Turbo-electric Distributed Propulsion UAV Unmanned Aerial Vehicle RPA Remotely Piloted Aircraft eVTOL electric Vertical Take-Off Landing MTOW Maximum Take-Off Weight APU Auxiliary Power Unit ESG Engine Start Generator EPS Electric Power System RAT Ram Air Turbine AC/DC HVDC Corriente alterna/Corriente continua Corriente continua de alto voltaje kVA Kilovoltioamperio(-s) FbW Fly-by-Wire FCC Flight Control Computer STOL UAVE Short Take-Off Landing Urban Aerial Vehicle TRL Technology Readiness Level L Sustentación D Resistencia aerodinámica ⍴ Densidad DTC Direct Torque Control IM Induction Machine DSP Digital Signal Processor PCB Printed Circuit Board 1 Introducción 2 0 INTRODUCCIÓN a reducción de los gases de efecto invernadero es más importante que nunca por razones más que obvias relacionadas con la supervivencia de la Tierra y de las especies que la habitan. Sólo el sector de la aviación produce el 2'2% de las emisiones globales y el 97% es debido al combustible de los motores (como se muestra en [1]), que sirven tanto para la propulsión como para el accionamiento de sistemas neumáticos, hidráulicos, eléctricos y mecánicos. La presencia de actuadores neumáticos e hidráulicos (que hacen uso de un fluido en su interior para ejercer su función), y mecánicos reduce la eficiencia del sistema y hace que su peso aumente, con el consiguiente aumento del consumo de combustible. Por ello, la estrategia Flight Path 2050 busca la electrificación de las aeronaves, con la cual se pueden reducir las emisiones de CO2 y NOx, así como de ruido. Este problema de contaminación tanto medioambiental como acústica no es nuevo. De hecho, hacia 1970, se empezó a plantear la idea de un avión totalmente eléctrico (por sus siglas en inglés, AEA: All Electric Aircraft), pero la aplicación de ese concepto no era viable por la falta de tecnología requerida. Es por ello por lo que dos décadas después, en torno a 1990, se empezó a plantear un esquema algo más conservativo en cuanto a la electrificación de la aeronave. Ya que no era posible obtener un avión completamente eléctrico, se apostó por un avión cada vez más eléctrico (por sus siglas en inglés, MEA: More Electric Aircraft). Bajo esta premisa se empezó a desarrollar un nuevo paradigma, que llega hasta nuestra época. Eso sí, no debemos olvidar que el MEA no es más que un paso intermedio para poder llegar a nuestro fin: un avión íntegramente eléctrico o AEA. El objetivo principal del MEA es ir sustituyendo sistemas que tradicionalmente eran hidráulicos, neumáticos o mecánicos por sus equivalentes eléctricos [2] o, en su defecto, por una combinación de ambas tecnologías, de tal manera que nuestra aeronave sea lo más eficiente y menos ruidosa posible. Esta eficiencia viene dada por la flexibilidad de la energía eléctrica en sus aplicaciones, con su consecuente reducción en costes y consumo de combustible, así como de emisiones contaminantes. En el esquema clásico aeronáutico, la distribución de potencia se hace a tensión y frecuencia constantes (normalmente: 115 V-400 Hz). En este nuevo modelo, se tiende a distribuir a tensión constante (115 o 230 V) pero con frecuencia variable [3], lo cual hace vitales los convertidores AC-DC, DC-AC y DC-DC, así como un uso intensivo de la electrónica de potencia por medio de convertidores, rectificadores, inversores... L Es posible volar sin motores, pero no sin conocimiento y habilidad. Considero que es esto algo afortunado, para el hombre, por causa de su mayor intelecto, ya que es más razonable la esperanza de igualar a los pájaros en conocimiento, que igualar a la naturaleza en la perfección de su maquinaria.. - Wilbur Wright - 3 3 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Otros aspectos que son de interés para una correcta implementación del modelo son el desarrollo de baterías u otros medios de almacenamiento de la energía, así como el desarrollo de un motor eléctrico que pueda originar una potencia del orden de la generada por uno convencional. La estrategia adoptada para mejorar la distribución, el almacenamiento y la generación de potencia es la duplicación o subdivisión en sistemas más reducidos que, por sí solos, generen menos potencia pero, conjuntamente, puedan alcanzar los requisitos exigidos por los regímenes de operación de la aeronave. El objetivo de este trabajo es realizar un análisis exhaustivo del concepto ‘More Electric Aircraft’ (evaluación de su estado actual, vías de implementación, tecnología disponible...), así como de los retos y oportunidades de futuro que éste plantea. Por otro lado, se simulará una máquina multifásica de inducción y se analizarán los resultados, de los cuales se extraerán conclusiones sobre la viabilidad, ventajas y desventajas del uso de ellas. El documento se organiza de la siguiente manera: ▪ En primer lugar se presenta una breve reseña histórica en la que se detallan los orígenes de la aviación y se repasa de manera cronológica la evolución de las diferentes tecnologías desarrolladas en el ámbito de la aeronáutica. ▪ Más adelante, se encuentra un pequeño apartado dedicado al ‘All Electric Aircraft’, donde se proporciona una noción de esta idea, en qué consiste, dónde se puede encontrar implementada a día de hoy, así como algunas de sus limitaciones. ▪ Enlazando con este apartado, se introduce al lector en un nuevo capítulo, dedicado al ‘More Electric Aircraft’. Aquí se explica en detalle todo lo que conlleva un MEA, así como algunas nociones básicas del mundo aeronáutico que serán de utilidad con posterioridad. ▪ A continuación se sitúan los capítulos derivados del MEA. Se comienza con los sistemas de almacenamiento de energía eléctrica para después pasar a los sistemas de generación y distribución de esta. Posteriormente, se presentan los sistemas de control basados en energía eléctrica y se introduce el concepto del ‘Fly-by-Wire’, una técnica cada vez más implementada entre las aeronaves de nueva producción. Por último, se trata el tema de la propulsión eléctrica y su estado en la actualidad. Para ello, se hará una revisión bibliográfica de máquinas eléctricas y se introducirán conceptos innovadores como el MEE o TeDP. ▪ Una vez realizada la revisión del estado del arte, se continúa con una propuesta práctica de motor de inducción multifásico para accionamiento de un flap. En este apartado, se dan unas nociones básicas de la naturaleza de un flap, así como de la aerodinámica que lo rodea; se presenta la máquina eléctrica que se va a analizar y se procede a extraer resultados de ella. En primera instancia, estos resultados se obtendrán mediante simulación en MATLAB/Simulink para posteriormente comparar con los extraídos del motor en bancada. Con todo ello, se sacarán conclusiones acerca de la aeronavegabilidad de un sistema como el analizado, según las prestaciones que se requieran. ▪ Para finalizar el trabajo, se cuenta con un capítulo dedicado exclusivamente a las conclusiones e ideas de futuro extraíbles de todo lo analizado a lo largo del documento. La idea es sintetizar todo lo expuesto a modo de resumen, de manera que el lector interiorice los puntos clave referentes al MEA. 0.1 Reseña histórica Hoy en día estamos familiarizados con todo tipo de aeronaves y con las innumerables ventajas que aportan a la sociedad (ocio, negocios, seguridad, mercancías...), pero hemos de recordar que este medio de transporte no siempre ha estado con nosotros. Aunque el ser humano ha soñado con surcar los cielos desde la Antigüedad, no es hasta 1783 (s. XVIII) cuando los hermanos Montgolfier hacen una demostración en público de su globo aerostático no tripulado. A partir de entonces se empezaron a desarrollar en otras partes del mundo más globos con distintas características hasta que, en 1852 (s. XIX), el ingeniero Giffard inventó el dirigible, el cual se distingue del globo en que su dirección puede ser controlada a voluntad. Más adelante se fueron patentando y construyendo prototipos rudimentarios de aviones y monoplanos. Paralelamente se fue desarrollando la tecnología del motor de combustión interna, pero se implementaban modelos propulsados a vapor. Ya en el siglo XX se hacen mayores avances en la materia y, concretamente en 1903, los hermanos Wright realizan el primer vuelo controlado con una máquina voladora a motor, el Flyer I. 11 2 ¿QUÉ ES EL MORE ELECTRIC AIRCRAFT? anto en la introducción como en la reseña histórica se han dado unas pinceladas del significado de ‘More Electric Aircraft’ pero el objetivo de este capítulo es abordarlo con profundidad: Primero, se pretende dar una visión global de este concepto, presentando las distintas ramas en las que se está trabajando para así poder centrarnos en ellas posteriormente. A continuación, se tratarán exhaustivamente los problemas de la generación, distribución y almacenamiento de potencia, así como de la actuación del avión. Por último, se introducirá el concepto de motor más eléctrico (More Electric Engine, MEE) y se estudiarán las diferentes tecnologías que se pueden implementar. Hecho este breve inciso, pasamos a tratar el concepto del More Electric Aircraft: Si atendemos al concepto de manera literal, el MEA no implica más que la consecución de un avión o aeronave cada vez más eléctrico. Pero, ¿esto qué implica? Pues bien, si tradicionalmente los sistemas de actuación de la máquina eran mecánicos, neumáticos, hidráulicos o eléctricos; se trata de sustituir los tres primeros tipos de manera total o parcial por equipos eléctricos que realicen la misma función. Se busca este cambio debido a que la energía eléctrica es muy versátil y consigue que los equipos embarcados reduzcan el peso, así como el ruido y el desgaste, consiguiendo una mayor vida útil. Además, la actuación de los sistemas tradicionales es más difícil de regular que la de los equipos eléctricos, por tanto, estos últimos ofrecen una mayor maniobrabilidad. Por otro lado, este modelo plantea unos nuevos mecanismos de generación y distribución de potencia (así como de almacenamiento), lo que expande el horizonte de aplicación del concepto más allá de la sustitución de unos actuadores por otros, y hace necesaria una revisión y estudio de a qué partes de la aeronave afecta. Sin ir más lejos, los modelos 787 de Boeing y A380 de Airbus implementan un esquema de generación de electricidad a frecuencia variable (de 350 a 800 Hz) y voltaje fijo (115 V ó 230 V en AC), como se muestra en [3]; cuando esta siempre se había realizado a tensión y frecuencia constante hasta la fecha. Es por ello que se plantean nuevos retos a la hora de distribuir la potencia generada a todos los sistemas y equipos del avión (cada uno con su régimen de operación) y se hace vital el papel de la electrónica de potencia, con dispositivos como rectificadores, inversores... Estos dispositivos son muy útiles puesto que nos permiten alimentar a cada equipo según sus características, pero además cuentan con la ventaja de ser ligeros, fiables y de tamaño reducido. A pesar de su fiabilidad y de las estrictas especificaciones técnicas de aeronavegabilidad aplicables a los T Una vez hayas probado el vuelo siempre caminarás por la tierra con la vista mirando al cielo, porque ya has estado allí y allí siempre desearás volver. - Leonardo Da Vinci - ¿Qué es el More Electric Aircraft? 12 12 dispositivos y sistemas electrónicos, no se puede dejar la seguridad de toda la misión (ya sea civil o militar) a merced de un posible fallo en algún punto de la instalación eléctrica del avión. Es por ello que, paralelamente al desarrollo del avión más eléctrico, se lleva a cabo un aumento de sensores detectores de fallos y una mayor redundancia en los diferentes esquemas de captación y transmisión de datos. El primer factor ayuda a que, internamente, el propio avión sea capaz de detectar qué componentes han fallado a lo largo de un vuelo. Estos fallos pueden ser notificados al piloto si se consideran que pueden ser críticos para el desempeño de la aeronave en la misión, en cuyo caso será necesario tomar una acción inmediata; o bien, puede darse la situación de que el sistema detecte el fallo y lo registre, pero no lo muestre en la cabina, considerando que no es crítico y no es necesario notificarlo, evitando una posible distracción del piloto al mando. El hecho de que estos fallos se registren es, en primer lugar, necesario para poder llevar a cabo las labores de mantenimiento pertinentes y, además, para comprobar si la vida útil estimada es acorde con la real. Figura 4. Comparación de avión tradicional con uno más eléctrico (nótese la redundancia de sistemas). La redundancia de sistemas (ver figura 4) implica, por su parte, una mayor fiabilidad e integridad en el tratamiento de datos y en la transmisión de estos entre las distintas partes del avión. Un caso práctico se puede observar en los distintos sensores de presión o altitud con los que cuenta el avión: Si estos se congelasen, bajo ciertas condiciones meteorológicas, o dejasen de funcionar, por ejemplo, en la aproximación a un aeropuerto, sería crítico para la operación dado que no se estaría registrando correctamente la posición de la aeronave. Sin embargo, al contar con más de un mismo sensor (típicamente 3 o 4), se puede seguir garantizando una solución correcta, puesto que el sensor afectado se desprecia y se sigue navegando con los que se encuentran en buen estado. Hecho este breve repaso del estado actual del concepto ‘More Electric Aircraft’, pasaremos a analizar qué vías de mejora, optimización o innovación en cuanto a electrificación se pueden encontrar, basándolo en dos criterios, a saber: ▪ Fases de vuelo. ▪ Tipos de sistemas. 13 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Para llevar a cabo esta división, hay que recordar las diferentes fases de que se compone un vuelo o misión (ver figura 5). Estas son: • Taxi: comprende todo el trayecto en tierra desde el punto de estacionamiento de la aeronave hasta la pista en la que realiza el despegue. • Despegue: fase en la que la aeronave acelera para pasar del reposo hasta una velocidad determinada y así poder elevarse hasta una altura predefinida, normalmente, 35 ft. • Ascenso: fase de transición entre el despegue y la fase de crucero. • Crucero: comprende la mayor parte del vuelo y se caracteriza por realizarse a un nivel de vuelo (FL) especificado en el plan de vuelo, trazando una ruta al sobrevolar diferentes ‘waypoints’. Cada tramo entre un ‘waypoint’ y el siguiente se caracteriza por ser un tramo recto, normalmente. • Descenso: fase de transición entre el final del crucero y el inicio de la aproximación. En ella la aeronave realiza un descenso controlado. • Aproximación: fase de acercamiento progresivo hacia el aeródromo de interés, para poder realizar el aterrizaje a la altitud adecuada. • Aterrizaje: fase final del vuelo, en la que la aeronave despliega su tren de aterrizaje y cuyo objetivo es frenar el avión hasta pasar a una velocidad suficiente para rodar hasta el puesto de estacionamiento o, en su defecto, nula. Para llevar a cabo cada una de las fases, el avión hace uso de diferentes configuraciones (por ejemplo: en crucero se busca una configuración limpia, mientras que en el aterrizaje se busca dar mayor área efectiva a las alas, a fin de conseguir una resistencia aerodinámica mayor y poder frenar la aeronave), y al mismo tiempo se determinan qué variables (velocidad, altura, empuje...) son más críticas para un buen desempeño de la misión. A la hora de analizar qué mejoras puede aportar el MEA a cada parte del vuelo, podemos considerar de forma práctica que el despegue y el ascenso conforman una sola fase y el descenso y la aproximación, otra aparte. Figura 5. Fases de vuelo típica de una aeronave. En el caso del taxi, los aviones actuales encienden sus motores a una potencia tal que les sea posible realizar la rodadura hasta la pista de despegue, es decir, consumen una cierta cantidad de combustible. Para poder mejorar en este aspecto se pueden plantear varias vías alternativas. La primera de ellas es una progresiva ¿Qué es el More Electric Aircraft? 14 14 electrificación del motor de manera que, aunque no sea efectiva en todos los rangos de operación de la misión, sí que sea capaz de desplazar el avión con su peso máximo al despegue (MTOW, Maximum Take-Off Weight) hasta el inicio de la pista de despegue. La segunda opción es contar con baterías más eficientes y avanzadas que puedan suministrar la potencia requerida para completar el trayecto del taxi. Por último, se podría plantear una electrificación del asfalto para que el avión obtuviera la energía de unos “raíles” que conectarían los diferentes puntos de estacionamiento con los inicios y finales de las pistas de despegue y aterrizaje. Antes de abordar las fases de despegue y ascenso, es menester recordar las partes móviles de que se componen las alas de una aeronave [7]: • Alerones: son los encargados (tanto el de baja como el de alta velocidad) de controlar el alabeo (giro alrededor del eje longitudinal del avión) durante el vuelo. • Dispositivos hipersustentadores: se usan principalmente en despegues y aterrizajes y su misión consiste en reducir la velocidad mínima necesaria para llevar a cabo estas operaciones. Su deflexión implica una mayor resistencia aerodinámica. Se dividen en: ➢ Flap Krueger. ➢ Slats. ➢ Flaps de tres partes interior. ➢ Flaps de tres partes exterior. • Spoilers: se encargan de destruir parte de la sustentación del ala. Sirven principalmente en el aterrizaje, aunque también pueden tener otros fines en otras fases del vuelo. • Spoiler-aerofreno. Además, el ala cuenta con ciertos elementos estáticos como los dispositivos de punta de ala o el carenado de los flaps, que terminan de darle la forma usual conocida por todos. Como se puede ver, en las fases de despegue y ascenso, la configuración aerodinámica del avión (en concreto, de las alas) varía y de manera considerable. Tradicionalmente, estos dispositivos han sido accionados mediante sistemas mecánicos o hidráulicos. Actualmente, se busca la inserción de mecanismos eléctricos que regulen el movimiento de estas estructuras. Esto es positivo, puesto que son sistemas mucho más fiables que los tradicionales, así como más ligeros y que posibilitan una mayor maniobrabilidad. Por otro lado, si se quieren realizar virajes, se hace uso del timón de cola, el cual debe ser tratado como otro dispositivo a electrificar. La siguiente fase de este análisis es el crucero. Hay que recordar que en este tramo del vuelo (que comprende un 90% del total de la misión), el avión vuela en configuración limpia, es decir, sin ningún dispositivo deflectado; y no requiere de maniobras bruscas ni rápidas. Es por ello que los esfuerzos se centran en la optimización de la eficiencia de los motores y en la implementación de esquemas híbridos (turboeléctricos) u otros englobados dentro del concepto MEE (More Electric Engine). Por su parte, las fases de descenso, aproximación y aterrizaje tienen requisitos operativos parecidos al despegue y ascenso, por lo que deben tratarse dentro del marco del ‘More Electric Aircraft’ de la misma manera. Otro aspecto común a todas estas fases es la recogida y el despliegue del tren de aterrizaje. Este sistema debe ser automático, para ahorrar carga de trabajo a los piloto, y eléctrico, de manera que sea lo más eficiente posible. Además, en el proceso de aterrizaje al hacer contacto las ruedas con el asfalto, se aplica un freno que, tradicionalmente, ha sido hidráulico, pero para el cual se plantea el cambio por un equivalente eléctrico. En muchas ocasiones, paralelamente al freno se hace uso de la reversa (reverse thrust). Esta consiste en redireccionar el flujo de gases de salida del motor de forma que se aplique un empuje inverso (de ahí el nombre) que facilite la desaceleración de la aeronave. Por último, el trayecto desde que se finaliza el aterrizaje hasta que el avión es estacionado puede plantear unos retos parecidos al taxi inicial. Concluido el análisis de los retos que plantea la aviación actual en cada una de sus fases y que pueden ser mejorados o resueltos mediante la aplicación del MEA, se procede a analizar este nuevo paradigma desde el prisma de los diferentes tipos de sistemas. 15 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Para ello, los dividiremos en: ▪ Sistemas de almacenamiento de energía eléctrica. ▪ Sistemas de generación y distribución de energía eléctrica. ▪ Sistemas de control basados en energía eléctrica. Concepto ‘Fly-by-Wire’. ▪ Sistemas propulsivos con aporte de energía eléctrica. Conceptos ‘More Electric Engine’ y ‘Turboelectric Distributed Propulsion (TeDP). Sistemas de almacenamiento de energía eléctrica 16 16 3 SISTEMAS DE ALMACENAMIENTO DE ENERGÍA ELÉCTRICA n este apartado se analiza el estado de la tecnología de almacenamiento de energía eléctrica actual y su viabilidad dentro del modelo de un avión más eléctrico. Se comienza con un análisis de las baterías para, posteriormente, hacer lo propio con los supercondensadores. 3.1 Baterías Los aviones ya incorporan actualmente baterías, véanse los modelos MD-11 (una batería de 50 Ah), DC-10 (cuatro baterías de Ni-Cd de 25 Ah) o el Boeing 747 (dos baterías de 34 Ah). Aunque estas baterías cumplen ciertas misiones dentro del régimen de operación nominal de una aeronave actual (arranque de motores, APUs, mantenimiento a tensión constante del bus AC/DC, alimentación de la aviónica en caso de emergencia,...), necesitamos desarrollar otras con mejores prestaciones para poder implementar el modelo de avión completamente eléctrico. Para que estos nuevos aviones de pasajeros o mercancías despeguen, aterricen y lleven a cabo toda la fase de crucero se necesitarían baterías que pesen miles de kilogramos (con la tecnología actual), lo cual es demasiado pesado para que el avión pudiera despegar, en primer lugar. Incluso para pequeñas aeronaves de dos pilotos, las baterías limitan el rango de operación de estas. El principal escollo a salvar es el peso, por lo que la reducción de éste presenta una gran ventaja no sólo para la aviación sino para el resto de medios de transporte eléctricos. Además de ser ligeras, otras características que deben presentar las baterías son: ▪ Entregar potencia de manera fiable y estar certificadas como seguras. ▪ Tener una salida de potencia consistente en toda la envolvente de operación. ▪ Tener una vida útil razonablemente larga. Para poder abordar esta sección, se presentan en primer lugar los diferentes modelos de baterías que se encuentran en el mercado: ▪ Plomo ácido (Pb-ácido): De las diferentes tecnologías presentadas, es la batería recargable más antigua. En la actualidad se usan baterías de plomo ácido reguladas por válvulas (VRLA). En E La electricidad es el poder que causa todos los fenómenos naturales, a menos que sean causados por otra cosa. - Ambrose Pierce - 17 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps comparación con otras baterías, son las más baratas y pueden suministrar grandes sobrecorrientes. Entre sus desventajas se puede nombrar los malos ratios de energía-peso y energía-volumen. ▪ Níquel-cadmio (Ni-Cd): Comparadas con otras baterías tiene un índice alto de carga rápida y simple. Además, cuentan con un número alto de ciclos de carga-descarga. Aun así, tienen desventajas, como el efecto memoria. Esto ocurre cuando se las descarga por completo. ▪ Ion de Litio (Li-ion): Son las baterías de más rápido desarrollo y mayor investigación. Se usan en sistemas donde se requieren baterías con poco peso y gran densidad de energía. Originariamente, se empezaron a usar baterías de litio de base metálica, pero, dados los problemas que presentaban, se cambiaron por las de Li-ion. Estas son mucho más seguras, aunque cuenten con algo menos de densidad energética. Entre sus ventajas, se evita el efecto de pérdida de memoria, se tiene una baja autodescarga y bajo mantenimiento. En contrapartida, son muy frágiles y más caras que el resto. Son las usadas en el B-787 y el A-350. Una vez presentadas las principales tecnologías de baterías, es menester introducir algunos parámetros técnicos que influyen en el dimensionamiento de estas y en su funcionamiento. Ellos son: energía específica ([Wh/kg]), densidad volumétrica de energía ([Wh/L]) y potencia específica ([W/kg]). En cuanto a los dos primeros, son importantes para determinar el peso y el tamaño de la batería. El tercero y último es importante para elegir la batería si se necesitan altas corrientes de arranque de un motor eléctrico. Todo ello se muestra en [8]. De todas las baterías comerciales, las de ion de litio son las de mayor densidad energética. Es más, son las de mayor energía específica (es decir, la de menor peso a igualdad de energía almacenada), así como las de mayor densidad volumétrica de energía (dicho de otra manera, la de menor tamaño a igualdad de energía almacenada). A su vez, comparadas con las de plomo ácido y las de níquel-cadmio, son las de mayor potencia específica. Esto se traduce en cargas/descargas más rápidas en aplicaciones aeronáuticas como el arranque de los motores o de la APU. Más allá de estas características técnicas, hay que tener en cuenta el efecto de la temperatura en el funcionamiento de la batería. Una temperatura baja aumenta la resistencia interna de esta y, como efecto, se produce una disminución de la capacidad. A fin de mejorar las características de las baterías de ion de litio, se está investigando en otro tipo de sustancias químicas y, como resultado, se ha encontrado que las de litio-azufre son extremadamente ligeras y cuentan con una densidad de energía que duplica la típica de las baterías Li-ion. Por si fuera poco, esta tecnología es capaz de proveer los niveles de potencia y durabilidad que requieren las aeronaves y, sobre todo, son seguras. Según [9], y a fin de entender mejor este nuevo modelo de batería, se procede a explicar los componentes típicos de una celda de litio-azufre, que son: cátodo (o electrodo positivo), ánodo (o electrodo negativo), un separador poroso y un electrolito. El cátodo, como en el resto de baterías, es el encargado de absorber los electrones en el proceso de descarga. Está conectado a una lámina de aluminio recubierta de una mezcla de carbono y azufre, de tal manera que el azufre es el que reacciona, pero, al ser este aislante eléctrico, el carbono es quien se ocupa de transportar los electrones. El ánodo es el encargado de liberar los electrones en el proceso de descarga y está directamente conectado a una lámina de litio. Este litio tiene doble función: actúa como toma de corriente al mismo tiempo que forma parte de la reacción electroquímica. El separador tiene la función de prevenir que ambos electrodos entren en contacto y causen un cortocircuito. En este caso, se encuentra bañado con unas sales de litio. Por último, el electrolito se encarga de facilitar el paso de iones entre los dos electrodos y, con ello, la reacción química. Sistemas de almacenamiento de energía eléctrica 18 18 Figura 6. Esquema de carga-descarga de una batería Li-S donde se aprecian las distintas partes componentes. Las celdas se conectan entre sí en serie y en paralelo, de manera que se aumenten los valores de tensión entre bornas (conexión serie) y los de capacidad (conexión paralelo). Desde un punto de vista práctico, los mayores retos que se les presentan a la baterías Li-ion y Li-S son las degradaciones del ánodo tras muchos ciclos de carga-descarga. En las de iones de litio, los propios iones que llegan al electrodo se meten en los intersticios del metal, pero, a veces, forman una placa en la superficie, que puede atraer más iones y acabar formando un filamento que llegue al otro electrodo y cause un cortocircuito. Si esto le pasa a una celda, puede provocar que sus celdas vecinas sean más proclives a que les ocurra este fenómeno. En el caso de las baterías litio-azufre no se forman dendritas ni filamentos, sino que la degradación viene dada por una distribución desigual del litio, producto de las cargas y descargas de la batería. Para poder abordar este problema y optimizar el desempeño de la batería, se apuesta por el sistema de gestión de batería (BMS). Este sistema es una combinación de software y hardware que se encarga de proteger y controlar el correcto funcionamiento de la batería. Una vez estudiadas las tecnologías actuales y emergentes, hay que ver cuáles son las baterías empleadas en las aeronaves y como se integran dentro del concepto del MEA. Como ya se ha mencionado, las baterías juegan un rol esencial dentro de la aeronave, puesto que sirven para arrancar motores y suministrar energía en situación de emergencia, entre otras funciones. Hay que resaltar que las aeronaves no siempre han ido equipadas con los mismos tipos de baterías, sino que han ido variando a lo largo del tiempo. En la década de los 50 se utilizaban las de plomo-ácido ventiladas (VLA), que rápidamente fueron sustituidas a finales de la misma década por las de níquel-cadmio ventiladas (VNC). Tuvieron que pasar otros diez años hasta que se implantaron, de manera masiva, las de Ni-Cd selladas. En la década de 1970 se volvió a la tecnología de plomo-ácido, pero pasaron de ser ventiladas a selladas (SLA). Esto fue así por una mayor fiabilidad de estas últimas respecto de las VLA y VNC. Como resultado, muchos modelos distintos de aeronaves de diferentes fabricantes incorporan este tipo de baterías. Algunas de estas aeronaves son: C-130, F-16 o Boeing 777. Para finalizar con este repaso del estado actual de la tecnología de las baterías, se procede a repasar cómo se encuadran dentro del paradigma del ‘More Electric Aircraft’: Recordemos que uno de los puntos fundamentales del MEA es la sustitución de sistemas mecánicos, 19 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps hidráulicos o neumáticos por sus equivalentes eléctricos. Por tanto, desde un punto de vista de las cargas a alimentar, un avión más eléctrico tiene mucha más demanda de potencia eléctrica. Por ello, la selección de una batería para una aeronave más eléctrica requiere conocer a la perfección a qué exigencias se va a ver sometida: el perfil de inicio del generador de arranque del motor (ESG), el perfil de cargas en situación de emergencia (hay que garantizar suministro de energía al menos durante 30 minutos, según [10]), el régimen transitorio, los factores medioambientales y el posible efecto de mayor peso. Tras muchos experimentos, se ha determinado que la arquitectura de distribución de potencia más adecuada para el MEA sea con un bus de 270 V de corriente continua. Por ello, se utilizará esta arquitectura para determinar el funcionamiento de la batería, que cubre las misiones de iniciar el ESG o la APU, mantener el bus de DC a una tensión cercana a los 270 V y, si fuera necesario, otorgar potencia en situaciones de emergencias. Recordemos la importancia de la redundancia de sistemas en el MEA. Sin ir más lejos, en un avión más eléctrico habitual se suele contar con dos APUs, pero ya se vio que todos los sistemas críticos cuentan con cierta redundancia, en general, duplicidad, con lo que el consumo de la potencia necesaria también se ve duplicado. Algunos datos y resultados, que se muestran en [7], nos permiten ilustrar de qué manera opera una batería de un MEA con pocos asientos y una distancia de vuelo más bien corta: - Analizando el perfil de arranque de un ESG, se puede observar que el tiempo característico de inicio es de unos 27 segundos. En el peor de los casos, puede haber hasta tres intentos de arranque, con lo que la batería debe estar diseñada para aportar potencia durante unos 5 minutos. - En cuanto al bus de 270 V se tiene lo siguiente: si este bus se encuentra por debajo de 250 V, la batería debe aportar este diferencia de potencial en menos de 40 milisegundos. Por otro lado, si se encuentra a más de 280 V, es la batería la encargada de redireccionar esa corriente en el mismo tiempo (40 ms). - Por último, para las situaciones de emergencia, la batería debe ser seleccionada para poder otorgar toda la potencia requerida (es decir, que trabaje a plena carga) durante el mínimo de 30 minutos que establece la FAA. 3.2 Supercondensadores Dentro de las aeronaves, existen cargas específicas de dinámica rápida, como los sistemas de actuación de vuelo. Estas cargas requieren de grandes picos de potencia durante períodos cortos de tiempo. Este tipo de cargas suponen ciertos retos a la hora de definir bien el sistema de generación y distribución de energía. Algunos de ellos están relacionados con su estabilidad y la potencia generada. Para disminuir estos efectos, se puede afrontar el diseño del sistema eléctrico de dos maneras [11]: ▪ Dimensionar los generadores atendiendo a los picos de potencia en vez de a la potencia media nominal, lo cual supone un incremento de peso y volumen bastante significativo. ▪ Mantener el dimensionamiento de los generadores basado en la potencia media nominal e implementar un sistema de almacenamiento de energía (ESS) que suministre a las cargas de dinámica rápida transitoria, de manera que éstas pasen desapercibidas para los generadores. Dentro de este ESS podemos encontrar las baterías (explicadas con anterioridad) y los supercondensadores, caracterizados por una alta potencia específica y una baja energía específica. Estos últimos elementos son los encargados de suministrar a aquellas cargas transitorias con alta demandad de potencia. Los supercondensadores reciben este nombre debido a su alta capacidad, que es del orden de los cientos o, en algunos casos, miles de faradios. Como su descarga es notablemente más rápida que la de las baterías, pueden ofrecer una respuesta rápida ante picos de potencia. Además, estos dispositivos cuentan con algunas ventajas como pueden ser: poca dependencia de su comportamiento con la temperatura, en un rango de unos -40 ºC hasta unos 60 ºC, y un elevado ciclo de vida, por lo que admiten muchos más ciclo de carga y descarga que una batería. A modo de conclusión, y sin ánimo de ser exhaustivo, la tecnología de almacenamiento de energía necesita Sistemas de generación y distribución de energía eléctrica 26 26 Figura 9. Esquema de la arquitectura eléctrica de un Boeing 787. Una vez presentadas las arquitecturas actuales, resta identificar los componentes críticos de éstas y analizarlos. Los generadores, por su condición de ser la fuente de energía se deben contemplar como sistemas críticos. Por otro lado, en un MEA hay una cantidad enorme de convertidores de potencia, cada uno cumpliendo una función distinta, por lo que también deben ser analizados como componentes fundamentales. Por último, los buses de distribución de energía eléctrica, también se pueden considerar imprescindibles ya que, si fallan, esta no puede llegar a las cargas que la requieren. Los convertidores de potencia cumplen una función vital como interfaz entre los buses de distribución y las cargas. Estos son cicloconvertidores (AC-AC), rectificadores (AC-DC), inversores (DC-AC) y ‘choppers’ (DC-DC). Dependiendo de su aplicación, los convertidores pueden ser unidireccionales o bidireccionales y deben tener gran densidad de potencia, así como gran fiabilidad. Además, hay que estipular una topología, que puede ser aislada o no aislada. La primera de ellas cuenta con la ventaja de evitar propagaciones de fallos, en el caso de que se produzcan. En cuanto a los buses de distribución, suelen ser en su mayoría cables. Como en el caso de los convertidores, su número se ve aumentado en el caso de los MEA, por lo que los requisitos de éstos tienen que ver con el peso, la vida útil y otras características físicas y eléctricas. Un aspecto importante de los cables es su aislamiento. Actualmente, estos se realizan con Kapton o con un fluoropolímero, como se muestra en [20]. Para finalizar, los generadores y motores se pueden clasificar como máquinas eléctricas, las cuales son de gran importancia para los MEA y AEA. Para seleccionarlas y clasificarlas se atiende a criterios como eficiencia, fiabilidad o tolerancia al fallo. La tendencia actual es a usar máquinas de imanes permanentes, de inducción o de reluctancia variable. Todas estas máquinas pueden encuadrarse dentro del concepto ‘More Electric Engine’, que será abordado en un epígrafe posterior. A modo de resumen, se ha analizado qué es un sistema eléctrico de potencia y qué componentes lo conforman, así como las arquitecturas actuales principales y un ejemplo real, el B-787. La gran mayoría de consideraciones han sido realizadas para una aeronave actual considerada como MEA. Sin embargo, este concepto está en continua evolución, por lo que los EPS y sus arquitecturas pueden sufrir variaciones significativas en los próximos años, del mismo modo que pueden presentarse modificaciones y avances en sus componentes. Esta evolución debe culminar de forma natural en el AEA, para lo cual será necesaria una gran investigación desde las fuentes de energía eléctrica hasta las cargas presentes, puesto que éstas también variarán con respecto a las presentes actualmente en cualquier avión comercial. 27 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Actuadores y sistemas de control basados en energía eléctrica. Concepto ‘Fly-by-Wire’ 28 28 5 ACTUADORES Y SISTEMAS DE CONTROL BASADOS EN ENERGÍA ELÉCTRICA. CONCEPTO ‘FLY-BY-WIRE’ n las aeronaves existen sistemas que requieren de una potencia secundaria, suministrada en forma de potencia eléctrica, hidráulica o neumática. Estos sistemas son en su mayoría actuadores, que sirven a los controles primarios y secundarios de vuelo, trenes de aterrizaje, motores y otras utilidades. Estos actuadores, como cualquier componente aeronáutico, está sujeto a diversos requerimientos y restricciones, como pueden ser: respuesta al fallo, duración de la operación, control, tasa de fallos,... El objetivo de este epígrafe es presentar la progresión histórica de los actuadores y cómo el concepto de MEA ha permitido la evolución de estos, así como explicar el modelo ‘Fly-by-Wire’ (FbW). 5.1 Evolución de los actuadores Los actuadores hidráulicos están presentes desde hace más de 50 años. Se introdujeron en primera instancia para realizar funciones relacionadas con el tren de aterrizaje o controles secundarios de vuelo. Sin embargo, su uso se ha visto incrementado más a funciones de bucle cerrado, como las relacionadas con controles de vuelo primarios. Esto es vital, puesto que se necesita auxiliar al piloto para mejorar las prestaciones en vuelo. Estos actuadores necesitan ser “informados” de su función a realizar y para ello se opta por tres posibles vías: la hidráulica, la mecánica y la eléctrica. La primera de ellas se desecha por sus múltiples limitaciones. En cuanto a la segunda, se considera que es lo suficientemente fiable para tener una arquitectura simplex pero presenta muchas restricciones en cuanto a masa, envolvente de operación e integración con el resto de la aeronave. Además, fenómenos físicos como la fricción o la dilatación térmica afecta sobremanera a estos componentes. Por último, la vía eléctrica presenta una mayor complejidad en cuanto que requiere de cierta redundancia para cualquier unidad o sistema, por reducido que sea. Aun así, la evolución de actuadores hidromecánicos a electrohidráulicos (EHA) ha permitido una mayor precisión en el control y mayor ancho de banda, de la misma manera que ha facilitado el uso de actuadores más sofisticados y avanzados. Asimismo, la implementación del control computarizado ha permitido contar con leyes de vuelo más complejas. E Creemos que la electricidad existe porque la compañía eléctrica continúa enviándonos facturas por ella, pero nosotros no podemos averiguar cómo viaja dentro de los cables. - Dave Barry - 29 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps La evolución de la actuación puramente mecánica a una totalmente eléctrica ha necesitado varias décadas para completarse. En los inicios, la señal eléctrica se transformaba en una “señal” mecánica. Posteriormente se fue haciendo uso de servoválvulas que permitieron un reemplazo progresivo de los medios mecánicos por su equivalente eléctrico, conocido como ‘signal-by-wire’, como se muestra en [21]. Con esta nueva concepción del control aeronáutico se reduce el peso total de la aeronave al mismo tiempo que se electrifica la misma, es decir, se está haciendo uso de las ventajas definidas por el MEA. Hoy en día, los aviones comerciales y militares hacen uso fundamentalmente de actuadores electrohidráulicos y electromecánicos (EMA). Los primeros sirven, por ejemplo, de actuadores de respaldo para funciones de control de vuelo primarias y secundarias en los modelos A-380, A-400M o A-350. Los EMA pueden servir de actuadores para funciones secundarias de control de vuelo o en el propio sistema de frenado en el B-787. Todo ello se muestra en [22]. De todos ellos se hablará en el siguiente apartado, puesto que se consideran parte del concepto ‘Fly-by-Wire’. 5.2 Hacia el control eléctrico FbW Los aviones modernos utilizan un sistema de control del vuelo denominado pilotaje por mando eléctrico o ‘Fly-by-Wire’. Las instrucciones se envían a las superficies aerodinámicas mediante señales eléctricas y la idea que subyace en el FbW es la continua sustitución de sistemas mecánicos por sus equivalentes eléctricos. En un diseño convencional de FbW, el cual es centralizado, el bucle de control de posición se cierra en los ordenadores de control de vuelo (FCC, por sus siglas en inglés). El piloto emplea una ‘mini-palanca’ que cuenta con un transductor, encargado de transformar el desplazamiento de esta en señales eléctricas. Aun así, dado que el sistema eléctrico puede fallar, se permite la posibilidad de mantener el control de la aeronave por medios mecánicos. En un esquema habitual de FbW, son necesarios entre 16 (simplex) y 60 (redundante) cables para toda la envolvente de actuación de un componente, lo cual penaliza notablemente la red eléctrica y las ventajas que esta pueda ofrecer. Es por ello que se optó por introducir cierta electrónica remota (Actuator Control Electronics o ACE) conectada a los FCC mediante buses redundantes, lo cual disminuyó la cantidad de cableado necesaria. Esta manera de concebir el concepto FbW se conoce como ‘Fly-by-Less-Wire’ (FbLW) y se ha llevado a cabo su implementación en aviones como el B-777 o el bombardero Northrop B-2. A continuación se presenta un esquema básico de control basado en FbW, con sus componentes fundamentales, y otro compuesto por sistemas mecánicos. Nótese la diferencia entre las arquitecturas presentes en la figura 10. Actuadores y sistemas de control basados en energía eléctrica. Concepto ‘Fly-by-Wire’ 30 30 Figura 10. Esquema mecánico de control tradicional (superior) frente a esquema eléctrico de control, FbW (inferior). Como se puede apreciar, la arquitectura eléctrica puede tener mayor complejidad en cuanto a cableado, número de buses, redundancia y realimentación (motivo por el cual se hace uso de computadores para el tratamiento de datos) pero es más robusta frente al fallo. Sin embargo, en la mecánica, aun siendo más simple, se cuenta con numerosos sistemas a lo largo de la cadena de mando que pueden sufrir algún tipo de fallo, el cual se ve propagado hasta el actuador. Aparte de la reducción del peso, la versatilidad de la energía eléctrica y demás ventajas que puede ofrecer el modelo FbW, su implementación ha sido fomentada en gran medida por este último aspecto relativo a su gran tolerancia al fallo. Esta es primordial para garantizar una mayor seguridad operacional, objetivo último de la aviación. En cuanto al medio de propagación de la señal, se ha establecido que se haga a través de cables, de ahí el nombre de FbW. No obstante, recientemente se ha propuesto el uso de fibra óptica (‘Fly-by-Light’ o FbL), la cual permitiría tener una arquitectura más integrada. Hasta el momento, el uso de fibra se ha reservado a funciones poco críticas. Según [21], el B-787 presenta 110 enlaces y el A-380, unos 171. A lo que realmente se aspira es a una arquitectura de control sin cable (‘Fly-by-wireless’). Esta se puede llevar a cabo mediante ondas de radio y proporciona ventajas en cuanto al diseño, la integración y la operación, pero hoy en día apenas cuenta con representación dentro de las aeronaves comerciales, de nuevo, por cuestiones de seguridad operacional (‘safety’) y de la aviación (‘security’). Una vez revisados los diferentes medios de propagación de señal actuales y previstos para el futuro, es preciso centrarse en los diferentes tipos de actuadores que posibilitan que la señal eléctrica se convierta en una acción física. Se pueden clasificar principalmente en EHA y EMA, los cuales fueron presentados con anterioridad. A su vez, los EHA pueden clasificarse atendiendo a si son de desplazamiento fijo o variable: ▪ EHA de desplazamiento variable (EHA-VD): Su aparición data alrededor de 1930, pero no se empezó a aplicar hasta la década de 1950. En los años 80 del siglo pasado se volvió a investigar en ellos y, en 1990, comenzaron algunas pruebas en aviación civil. Consta de un motor de corriente alterna alimentado por una fuente que acciona una bomba conectada a un cilindro hidráulico. Este concepto se acabó abandonando por su baja eficiencia y cuestiones térmicas y de rigidez. ▪ EHA de desplazamiento fijo (EHA-FD): En él, la potencia es controlada mediante la acción sobre un lector eléctrico asociado a la bomba, que es fija. Se desarrolló en paralelo en Estados Unidos y en Europa, pero para diferentes funciones. En EEUU, el objetivo era incrementar la supervivencia de las 31 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps aeronaves militares (F-15, F-16, F-18) y facilitar el apoyo en misiones. En Europa, se centraron los esfuerzos en mejorar las aeronaves civiles, que contaban con redes de potencia hidráulica centralizadas demasiado grandes. ▪ EMA: este tipo de actuador aparta a un lado la tecnología hidráulica y, con ello, algunas de sus ventajas. Es por ello que la aplicación de los EMA a tareas críticas para la seguridad no es tan sencilla, teniendo que lidiar con aspectos como la fiabilidad y la respuesta al fallo, tanto de la parte eléctrica como la mecánica. Esto ha llevado durante décadas a programas de investigación para un variado número de ámbitos como: espacio, controles de vuelo primario y secundario, motores y trenes de aterrizaje. Existen otros tipos de actuadores, resultado de la hibridación de los anteriores, como pueden ser: actuador de respaldo electro-hidrostático (EBHA), actuador hidrostático electro-asistido (EAHA), actuador mecánico de electro-‘back-up’ (EBMA) y EMA hidráulico de respaldo pasivo. Después de haber analizado los tipos de actuadores, se plantean a modo de conclusión los retos futuros que se pueden encontrar dentro del concepto del FbW. Estos retos están relacionados predominantemente con la electrónica de potencia, el diseño de motores y el control, y la transmisión mecánica. Algunos de las posibles mejoras en electrónica de potencia están relacionadas con la refrigeración de componentes o con la eliminación del DC-link (que no es más que el inversor al que llega corriente continua y que alimenta a los motores de los actuadores). En cuanto a los motores, en el sector aeronáutico se suelen usar sin escobillas, lo cual permite que se puedan modificar parámetros como el número de fases o el tipo de bobinado. Todos ellos conforman una disposición única, que debe tenerse en cuenta a la hora de optimizar características como la densidad de potencia o las pérdidas por histéresis. Como último punto a tratar, la transmisión mecánica presenta aspectos de importancia. Una buena lubricación siempre es vital, pero no es menos importante una buena respuesta del sistema ante el ‘jamming’ (interferencia) o la presencia de una función antirrotación en los EMA. Todas estas cuestiones requieren de una mayor investigación para poder implementar un sistema de control basado en FbW más eficiente. Conceptos de interés encuadrados en el MEA. MEE y TeDP 32 32 6 CONCEPTOS DE INTERÉS ENCUADRADOS EN EL MEA. MEE Y TEDP omo ya se ha mencionado con anterioridad, la generación de energía eléctrica es un punto estratégico y vital dentro del contexto del MEA. El sistema de generación actual podría verse simplificado mediante la integración de generadores eléctricos en los motores, lo que se conoce como ‘More Electric Engine’ (MEE). Actualmente se están llevando a cabo investigaciones para determinar la localización de estas máquinas eléctricas, ya sea en la parte delantera o trasera del motor. En los aviones comerciales, los motores más comunes son los turbofanes. Basándose en su estructura, la integración de estas máquinas se podría hacer en el eje de baja presión o en el de alta (figura 11). Figura 11. Sección de un turbofán comercial. C Nada es demasiado maravilloso para ser cierto si obedece a las leyes de la naturaleza. - Michael Faraday 33 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps En la imagen se puede apreciar el eje de baja presión (verde) y el eje de alta presión (morado). Ambos tienen asociados su compresor y turbina de baja y de alta, respectivamente. Esta imagen servirá también de referencia a la hora de abordar el apartado relacionado con el TeDP. Volviendo a las disposiciones mencionadas anteriormente, estas cuentan con ventajas y desventajas, que se pasan a analizar a continuación: ▪ Eje de baja (LP): la ventaja fundamental de situar la máquina eléctrica en este eje es la presencia de una menor temperatura ambiente. Además, en caso de fallo del motor, seguiría generando potencia eléctrica por efecto molino. El único inconveniente es que el rango de velocidades del generador debería extenderse considerablemente, puesto que las palas giran muy despacio si se produce un fallo del motor. Por otro lado, hay que señalar que la máquina en esta posición sólo puede desempeñar labores de generación. ▪ Eje de alta (HP): en esta localización, la máquina eléctrica no sólo es capaz de actuar como generador sino que también puede encargarse del encendido del motor al completo. Además, la máquina tendrá un régimen de operación caracterizado por altas velocidades, lo que puede minimizar el peso de esta. Como mayores desventajas están las relacionadas con las altas temperaturas que tiene que soportar, las grandes fuerzas centrífugas a las que se somete y unas mayores pérdidas. Sea cual sea su localización y la tecnología usada, el diseño de estas máquinas es un procedimiento que combina muchas disciplinas diferentes y que se realiza teniendo en cuenta ciertos aspectos básicos. Entre ellos se encuentran: la refrigeración, los materiales electromagnéticos, la configuración del bobinado, el aislamiento eléctrico o los apoyos. Para dar una idea de cómo afecta cada campo en el desarrollo de la máquina y de su complejidad, se procede a explicar sucintamente cada uno de ellos: En lo relativo a la refrigeración del sistema, los métodos se pueden clasificar en conductivos o convectivos. Sistemas basados en refrigeración por aire o por spray se pueden clasificar como convectivos. Otros, basados en líquidos, pueden ser de ambos tipos. Aun así, prevalece la refrigeración por aire, pues se considera una solución estándar, simple y robusta. La selección del material electromagnético se considera un aspecto crítico. Esta depende de la aplicación y el tipo de máquina de que se trate. Los materiales se pueden clasificar en blandos y duros. Entre los primeros están los compuestos por níquel-hierro (NiFe), silicio-hierro (SiFe) y cobalto-hierro (CoFe). Dentro de la categoría de duros (imanes permanentes) se pueden tener los compuestos por samario-cobalto (SmCo) y neodimio-hierro-boro (NdFeB). Por su parte, el bobinado puede contar con diferentes disposiciones. Algunas de las más usadas son: bobinado concentrado de ranura fraccionaria, bobinado multifásico y bobinado en horquilla. En cualquier caso, un buen bobinado tolerante al fallo debe estar aislado térmica, eléctrica y magnéticamente. El aislamiento eléctrico tiene un impacto significativo en la capacidad de disipación de calor y de distribución de la temperatura dentro de la máquina. Por último, los apoyos son los componentes mecánicos más críticos de las máquinas. Unos apoyos bien diseñados pueden mejorar la fiabilidad y vida útil del sistema, así como reducir el mantenimiento del mismo. Una vez repasadas las cuestiones de diseño, se procede a la enumeración y explicación de cada una de las principales máquinas eléctricas. Se tratarán [1] las máquinas superconductoras, máquinas síncronas de imanes permanentes, máquinas síncronas con devanado de campo, máquinas de reluctancia variable y máquinas de inducción. 6.1 Principales máquinas eléctricas en un MEA -Máquinas superconductoras: Las máquinas superconductoras de alta temperatura (HTS) se caracterizan por una densidad de potencia y eficiencia tales que permiten su aplicación en el mundo aeronáutico. Las HTS trabajan a una temperatura criogénica y permiten altas densidades de corriente con pérdidas despreciables en DC. Hay dos tipos de máquinas superconductoras: las parciales o convencionales (CSCM) y las completas (FSCM). Su diferencia Conceptos de interés encuadrados en el MEA. MEE y TeDP 34 34 radica en el hecho de que esta tecnología se puede implementar sólo al bobinado de campo (CSCM) o a este y al del armazón (FSCM). Figura 12. Máquina de tipo CSCM, al estar aplicada la tecnología HTS sólo al bobinado de campo. Para trabajar a temperaturas criogénicas, se usa un enfriador criogénico (‘cryocooler’) o un baño criogénico (‘cryogenic bath’). En cuanto a las prestaciones de CSCM y FSCM, hay que destacar lo siguiente: Las FSCM tienen mayores cargas eléctricas y magnéticas y pueden alcanzar una densidad de potencia tres veces superior a la que presentan las CSCM. No obstante, cuentan con la desventaja de tener mayores pérdidas de AC en el estátor. Estas se producen principalmente por fenómenos como la histéresis o las corrientes de Eddy. Debido a estas pérdidas, las FSCM son aptas para aplicaciones que impliquen grandes momentos y bajas frecuencias y velocidades. En cuanto a los materiales que las componen, ambas usan bobinas de campo revestidas de YBCO (material cerámico compuesto de óxidos de itrio, bario y cobre) pero se diferencian en su armazón: las CSCM lo tienen de cobre y las FSCM de boruro de magnesio (MgB2). Por último, cabe destacar un efecto físico muy interesante presente en estas máquinas: la captura de flujo. Esto es debido a la presencia de placas superconductoras, que reemplazan a los imanes del rotor. Como el campo eléctrico de un superconductor es prácticamente nulo, haciendo uso de la ecuación de Faraday-Maxwell, se obtiene que la derivada respecto del tiempo de la densidad del flujo magnético también es nula. Por tanto, esta densidad de flujo permanece constante si el material se enfría muy por debajo de su temperatura crítica. Así, se pueden capturar mayores densidades de flujo que en una máquina de imanes permanentes. -Máquinas síncronas de imanes permanentes: Las máquinas síncronas de imanes permanentes (PMSM) tienen una gran eficiencia y son capaces de conseguir una gran potencia, por lo que son una buena opción para implementar en el sector aeroespacial. Empresas como Airbus, Rolls Royce o la NASA ya investigan con ellas para posibles aplicaciones en prototipos de MEA. No obstante, cuentan con algunos inconvenientes. Uno de ellos es su rango limitado de temperaturas de operación, lo cual hace que sea más complicado su uso en un MEE. Además, su fiabilidad se ve reducida por la falta de control sobre el campo magnético, lo que puede inducir corrientes de cortocircuito hasta incluso después de estar desconectado de la corriente. Las PMSM cuentan con dos topologías principales: ‘surface-mounted’ (SPM) e interior (IPM). En la primera, 35 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps los imanes se encuentran en la periferia del rotor mientras que, en la segunda, los imanes están incrustados en el rotor. Relacionadas con la ubicación de los imanes están, por ejemplo, las características electromagnéticas de la máquina y su desempeño: en una IPM, al contrario que en una SPM, los imanes ven reducida su susceptibilidad a una desmagnetización irreversible. Las PMSM se pueden utilizar para aplicaciones de alta velocidad. Además, las máquinas de flujo axial son interesantes para aplicaciones en el MEA. Estas desempeñan mejor su función si el número de polos es grande (>10) y el ratio longitud axial/diámetro exterior es menor que 0,3. Si este ratio fuese mayor que la unidad, entonces sería más conveniente usar máquinas de flujo radial. Como último punto, cabe señalar el uso de máquinas multifásicas en el contexto del MEA. Comparadas con las trifásicas, las máquinas utilizadas de 5 o 6 fases ayudan a mejorar considerablemente la tolerancia al fallo electromagnético. Figura 13. Disposiciones posibles para una PMSM de 6 fases: a) IPM; b) SPM; c) PMFS (imanes en el estator); d) PMV (imanes en estator y rotor) [¡Error! No se encuentra el origen de la referencia.]. -Máquinas síncronas con devanado de campo: Estas máquinas (WFSM) llevan mucho tiempo empleándose como motores de arranque o generadores en aviación civil. Una WFSM aplicada a la industria aeronáutica consta de tres etapas: un generador de imanes permanentes, un excitador principal y la propia máquina. Estas máquinas cuentan con un control simple, arquitecturas flexibles, gran capacidad de generación de energía y una capacidad intrínseca de regulación del flujo, entre otras. Como desventaja se tiene su menor eficiencia respecto a otras máquinas. Sin embargo, un modelo de WFSM desarrollado por Honeywell mostró que una máquina de este estilo puede exceder en un cierto margen sus límites de operación. -Máquinas de reluctancia variable: Las máquinas de reluctancia variable (SRM) no cuentan con imanes permanentes ni bobinado en el rotor. Por ello, son más robustas y resistentes, y pueden aguantar temperaturas de hasta 400 ºC. Además, comparadas con las PMSM, cuentan con una mayor fiabilidad. Esto es debido a su carencia de imanes permanentes. Su estructura resistente permite la operación a altas velocidades. Estas máquinas cuentan con una configuración de bobinado concentrado y las fases reciben una excitación independiente. Todo ello aumenta la fiabilidad electromagnética y la capacidad de tolerancia al fallo, de ahí Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 42 42 7 MÁQUINA DE INDUCCIÓN DE 5 FASES PARA LA ACTUACIÓN DE UN FLAP n este último capítulo se va a analizar la viabilidad de la implementación de una máquina eléctrica de inducción de 5 fases para la actuación de un flap de una aeronave comercial. Se realizará una simulación de la misma con MATLAB/Simulink y, posteriormente, se obtendrán los resultados experimentales pertinentes en una bancada. Todo esto es llevado a cabo con el fin de poder discriminar hasta qué punto pueden jugar un papel importante las máquinas eléctricas en la electrificación de una aeronave, es decir, en el MEA. Antes de pasar a la simulación, es necesario recordar qué es un flap, así como aportar una breve descripción de una máquina de inducción y las características que la hacen favorable para dicha aplicación. Un flap es un dispositivo hipersustentador, lo cual indica que está diseñado para permitir reducir las velocidades de operación en aterrizaje y despegue. Se sitúa en la parte posterior de las alas de una aeronave y su característica más importante es la capacidad de deflexión, la cual conlleva un aumento considerable de resistencia aerodinámica. Esta deflexión puede ser mayor, menor o nula dependiendo de la fase de vuelo en que se encuentre el avión. A continuación se puede ver una relación entre la deflexión del flap y la sustentación conseguida: Figura 19. Efecto de la deflexión en la sustentación. E Si lo que quieres es encontrar los secretos del universo, piensa en términos de energía, frecuencia y vibración. - Nikola Tesla - 43 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Como se puede observar, para un mismo ángulo de ataque de la aeronave, la deflexión de flaps permite tener una sustentación mayor (de ahí el nombre de dispositivo hipersustentador). Conviene recordar que: 𝐿 = 1 2⍴𝑉2𝑆𝐶𝐿 ;𝐷 = 1 2⍴𝑉2𝑆𝐶𝐷 donde L representa la sustentación (lift) y D, la resistencia (drag); ⍴ es la densidad del aire, dependiente de la altura; S es la superficie aerodinámica transversal y CL y CD, los coeficientes de sustentación y resistencia, que son parámetros adimensionales y que dependen del ángulo de ataque, número de Mach y número de Reynolds. Es inmediato comprobar que si la superficie S aumenta (producto de la deflexión del flap), la sustentación también lo hace. Además, si se considera la polar (𝐶𝐷= 𝐶𝐷(𝐶𝐿,𝑀)) parabólica del avión, es decir: 𝐶𝐷= 𝐶𝐷𝑜 + 𝑘𝐶𝐿 2 siendo CDo y k constantes; se puede observar con facilidad que la resistencia también aumenta, como se mencionó con anterioridad. Una vez analizada la aerodinámica que justifica el uso de los flaps en aeronaves, así como su propio funcionamiento, se procede a presentar los parámetros de un flap de avión comercial para poder conocer con exactitud cuáles van a ser las restricciones a las que estará expuesta la máquina eléctrica que lo accione. Según [28], donde se propone una máquina de reluctancia variable multifásica para la actuación de estos dispositivos, los parámetros a tener en cuenta son los siguientes: Tabla 1. Parámetros de diseño del motor Parámetros Valor numérico Suministro en DC (máx) [V] 250 Par necesario en modo sin fallo [Nm] 12.0 @ 600 rpm Peso [kg] <4.0 Sistema de refrigeración Aire natural Par con una fase en fallo [Nm] 12.0 @ 600 rpm Par con dos fases en fallo [Nm] 12.0 @ 400 rpm Estas cantidades servirán como referencia para establecer una comparación con los resultados obtenidos de simulación y en bancada a través de un factor de escala entre las anteriormente mencionadas y las propias de la máquina de inducción propuesta. Para ello, es menester recordar sucintamente qué es una máquina de inducción multifásica y para qué aplicaciones aeronáuticas se recomienda, así como presentar sus parámetros de simulación: El motor de inducción es una máquina eléctrica de corriente alterna, compuesta por un rotor y un estátor, en la cual el rotor gira a una velocidad diferente a la del campo magnético del estátor. Los ejemplos más típicos están compuestos por tres fases desfasadas 120º. En general, son robustos y resistentes, al mismo tiempo que presentan pocas restricciones mecánicas y térmicas. Todo esto lo hace buen candidato como motor de generación de energía eléctrica para la puesta en movimiento de un flap a través de un EMA. Sin embargo, un motor trifásico cuenta con la desventaja de no ser tolerante al fallo. Esto puede ser solucionado con la adición de más fases al diseño trifásico original, lo que se conoce como máquina multifásica. En el caso que nos ocupa, se plantea el estudio de una máquina de inducción de 5 fases, lo cual viene justificado por todo lo expuesto con anterioridad. Para este estudio, se realizará primero una simulación en MATLAB/Simulink. Ésta se llevará a cabo con un diagrama de bloques (fig. 20) y códigos que representan no sólo el motor en sí sino también su algoritmo de control. Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 44 44 Figura 20. Diagrama de bloques en Simulink. 45 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Para máquinas de inducción o asíncronas existen principalmente cuatro técnicas de control: ▪ Control de la tensión de línea aplicada al estátor. ▪ Control voltaje-frecuencia de línea (Control escalar). ▪ Control de campo orientado (FOC). ▪ Control directo del par (DTC). En cuanto a la primera de ellas, no se aconseja su uso por introducir armónicos y no conseguir un buen factor de potencia. La segunda se realiza manteniendo el cociente [V/Hz] constante, para lo cual se usa la modulación de ancho de pulso (PWM). Además, según la red sea de alterna o de continua, es aplicable una legislación distinta en cada caso. Los métodos de control de campo orientado (FOC) se basan en un control desacoplado del flujo y del par electromagnético. Actualmente se pueden considerar los más populares tanto para máquinas convencionales como multifásicas. Dentro de estas técnicas se encuentran el control vectorial directo y el indirecto. Aun así, el control directo del par (DTC) se ha posicionado en los últimos años como un competidor interesante al FOC. La idea que subyace tras el DTC es la de eliminar cualquier forma de modulación, de manera que se obligue a los estados de los interruptores de alimentación a seguir rápidamente un valor de referencia. Por tanto, estas técnicas no contemplan la PWM ni ningún otro tipo de modulación, proporcionando comandos de control que se aplican directamente al convertidor de potencia. Como consecuencia, estos controladores pueden favorecer respuestas de par rápidas y controlar la robustez en cuanto a parámetros eléctricos de la máquina. En el caso que se trata en este trabajo, se aplicará el DTC a un modo de funcionamiento normal, así como al fallo de una y dos fases. Este motor está compuesto por un rotor de jaula de ardilla y un estátor con bobinados distribuidos de forma equiespaciada (fig. 21). La alimentación se proporciona en DC a través de un inversor de voltaje (VSI en inglés) de dos niveles para cinco fases: isa + - vsb vsa + - + vsc -vse - + - vsd + n isb isc ise isd ωm Tem SbSc Sa abc Sd d Se e Vdc Se Sd Sc SaSb ϑ=2π 5 Figura 21. Esquema de la máquina de inducción a simular. El control del funcionamiento sin fallos o normal se puede implementar al considerar el VSI como un sistema con 32 (25) posibles estados, los cuales se pueden representar mediante el vector [Sa, Sb, Sc, Sd, Se], siendo el valor de Si igual a 0 o 1. De esta manera se pueden definir los valores de tensión en el estátor como: [ 𝑣𝑠𝑎 𝑣𝑠𝑏 𝑣𝑠𝑐 𝑣𝑠𝑑 𝑣𝑠𝑒 ] =𝑉𝑑𝑐 5⋅ [ 4 −1 −1 −1 −1 −1 4 −1 −1 −1 −1 −1 4 −1 −1 −1 −1 −1 4 −1 −1 −1 −1 −1 4 ] ⋅ [ 𝑆𝑎 𝑆𝑏 𝑆𝑐 𝑆𝑑 𝑆𝑒 ] Si se toma el valor medio de la fuente de DC como el cero (toma de tierra) del sistema, se tiene que la suma de las componentes del vector tensión debe ser nula: ∑vsi = 0 . Por otro lado, al haber cinco fases presentes en la máquina, éstas se pueden subdividir en dos planos ortogonales (x-y, α-β) y en una componente homopolar, z. Así: Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 46 46 [ 𝑣𝑠𝛼 𝑣𝑠𝛽 𝑣𝑠𝑥 𝑣𝑠𝑦 𝑣𝑠𝑧 ] = 𝑅𝑠⋅ [ 𝑖𝑠𝛼 𝑖𝑠𝛽 𝑖𝑠𝑥 𝑖𝑠𝑦 𝑖𝑠𝑧 ] +𝑑 𝑑𝑡 [ 𝜆𝑠𝛼 𝜆𝑠𝛽 𝜆𝑠𝑥 𝜆𝑠𝑦 𝜆𝑠𝑧 ] donde λsi representan medidas de flujo [Wb]. Hasta ahora, se han presentado únicamente algunas ecuaciones en las que aparecen variables de estátor (subíndice “s”). No obstante, existen más sistemas de ecuaciones que reflejan otras relaciones entre variables, así como sistemas que interrelacionan variables de rotor y de estátor. Para estas últimas es de especial interés la matriz de transformación de Clarke: [𝐶5]=2 5⋅ [ 1 𝑐𝑜𝑠(𝜗)𝑐𝑜𝑠(2𝜗)𝑐𝑜𝑠(3𝜗)𝑐𝑜𝑠(4𝜗) 0 𝑠𝑖𝑛(𝜗)𝑠𝑖𝑛(2𝜗)𝑠𝑖𝑛(3𝜗)𝑠𝑖𝑛(4𝜗) 1 𝑐𝑜𝑠(2𝜗)𝑐𝑜𝑠(4𝜗)𝑐𝑜𝑠(6𝜗)𝑐𝑜𝑠(8𝜗) 0 𝑠𝑖𝑛(2𝜗)𝑠𝑖𝑛(4𝜗)𝑠𝑖𝑛(6𝜗)𝑠𝑖𝑛(8𝜗) 1 21 21 21 21 2 ] Con un ejemplo se puede comprender mejor su utilidad. Si se toman los voltajes de fase y se quieren obtener referenciados al sistema de planos ortogonales y z, es necesario realizar la transformación: [ 𝑣𝑠𝛼 𝑣𝑠𝛽 𝑣𝑠𝑥 𝑣𝑠𝑦 𝑣𝑠𝑧 ] = 𝐶5⋅ [ 𝑣𝑠𝑎 𝑣𝑠𝑏 𝑣𝑠𝑐 𝑣𝑠𝑑 𝑣𝑠𝑒 ] Esto tiene su equivalente para corrientes y será muy útil en el control de fallos para poder tratar correctamente la casuística, más o menos probable, de que una o dos fases fallen. Para el control DTC en una máquina de inducción de bobinado distribuido, se fija como objetivo el plano α-β, lo cual permite regular el flujo y el par. De esta forma se pueden usar ecuaciones simplificadas referidas al subespacio vectorial mencionado anteriormente. De todas maneras, a fin de tener una mejor idea de cómo se ha realizado la implementación del DTC, se emplaza al lector al apartado de referencias, en concreto la número 29, donde se encontrará más detalle sobre el modelado correspondiente al modo de operación normal y al modo con faltas. Antes de obtener los resultados de interés, se presentan las características eléctricas y mecánicas más relevantes del motor a simular [30]: Tabla 2. Parámetros de simulación del motor Parámetros Valor numérico Resistencia de estátor, RS [Ω] 12.85 Resistencia de rotor, RR [Ω] 4.80 Inductancia de fuga de estátor, LLS [mH] 79.93 Inductancia de fuga de rotor, LLR [mH] 79.93 Inductancia mutua, M [mH] 681.7 Inercia rotacional del rotor, JM [kg/m2] 0.02 Número de pares de polos, p 3 Par máximo [Nm] 4.25 47 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Retomando la figura 9 se aprecia que, en un avión comercial encuadrado en el paradigma del MEA (en este caso, Boeing 787), las cargas asociadas a motores son alimentadas a unos 270 V de corriente continua. Esto casa en cierta forma con lo expuesto en la tabla 1 y da una idea de los voltajes que pueden aparecer en el estátor. Como el simulador está basado en el motor real que se usará posteriormente, se realizará la simulación a una tensión DC de 300 V, siendo los resultados igual de válidos para una aplicación real cualquiera sin más que adaptar la máquina al voltaje de alimentación requerido. La obtención de resultados (tanto en Simulink como en la bancada) se hará a unas condiciones de velocidad y par constantes. Sin embargo, debido a limitaciones físicas del propio sistema, no es posible simular y/o testar experimentalmente el motor de inducción a las condiciones presentes en la tabla 1. Aun así, se obtienen resultados satisfactorios y extrapolables a una aplicación aeronáutica real. Revisando [28], se opta por la estrategia planteada de controlar el motor a la mitad de su velocidad de sincronismo (1 2𝑣𝑆=60 2∗𝑓 𝑝=500 𝑟𝑝𝑚, en nuestro caso) y a un par equivalente a 2/3 del par máximo. Es el momento de aclarar que, aunque se haya hecho referencia a la velocidad de sincronismo de una máquina de inducción, esta magnitud sólo refleja la velocidad del campo magnético giratorio creado por el bobinado del estátor y no la velocidad de giro del rotor. Esta última es menor que vS en régimen de motor (caso que nos ocupa) y puede ser mayor si la máquina está en régimen de generador. Como inciso final, a la diferencia entre velocidad del rotor y de sincronismo se le denomina deslizamiento. Pues bien, introduciendo la velocidad (rpm) y el par de referencia (Nm), se procede a simular el mencionado motor. La dinámica que se va a seguir (para modo de operación normal) es la siguiente: a) Se establece en t0 la velocidad de referencia (500 rpm) desde el inicio de la simulación y se deja que la máquina la alcance en un tiempo, t1. b) Cuando la máquina ha alcanzado la referencia y estabiliza su velocidad en torno a ella, se le aplica el par de referencia (2/3 del par máximo) en un tiempo, t2 (siendo por tanto t2>t1). c) Se observa el comportamiento de la máquina desde el punto de vista de la variación de la velocidad, así como de la intensidad de las fases. Para modo con fallo/-s: a) Realizado el paso 1, se espera a que la máquina se estabilice en torno a los 500 rpm y se le provoca el/los fallo/-s de una/dos fase/-s en un tiempo, t3. b) Se analiza la variación de velocidad y de intensidades de fases para determinar el correcto funcionamiento de la máquina y sus mecanismos de tolerancia de fallo. c) En el instante t4 se le aplica el par resistente. Al haber algún tipo de fallo, la máquina de inducción no podrá ofrecer el mismo par que en el régimen de operación normal. El objetivo es, por tanto, analizar cuál es el par máximo que puede ofrecer la máquina. d) Al mismo tiempo se analizará, de nuevo, variaciones en velocidad e intensidades de fase. En el siguiente apartado se analiza en profundidad el comportamiento de la máquina siguiendo el esquema indicado. 7.1 Simulación con MATLAB/Simulink Ante la existencia de diversos resultados extraídos de los diferentes regímenes de funcionamiento, se ha decidido subdividir el presente epígrafe en otros tres (cada uno correspondiente a un modo de operación). De esta manera, se inicia con el análisis del modo sin fallos para, posteriormente, continuar con la interpretación de resultados cuando ocurre un fallo y finalizar en el caso en el que se dan dos fallos de fase. Antes de avanzar, referir de nuevo al lector a [29] para profundizar en los modelos usados en los dos primeros apartados. Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 48 48 7.1.1 Simulación sin fallos Tomando como referencia la figura 20, se hará uso del bloque ‘Pre-Falta’ y de los ‘scopes’ que se consideren necesarios para poder tratar los resultados. Para aportar algo más de detalle: Figura 22. Detalle del bloque ‘Pre-Falta’. Se lleva a cabo la simulación (con un tiempo de simulación de unos 3 segundos) y se determina que la velocidad se estabiliza en torno a la referencia alrededor de un t1 = 1s. Por ello, se decide aplicar el par de referencia en un t2 = 2s. Con ayuda de las figuras 23 (a y b) y 24 (a y b) se procede a analizar los resultados. Como se puede observar en la primera de ellas, la velocidad del rotor crece con una tendencia prácticamente lineal hasta que alcanza la velocidad deseada de 500 rpm (fijada en t0 = 0s). Es precisamente en el instante t2 cuando se observa una perturbación en la gráfica de la velocidad (con más detalle en la fig. 23b) y se observa cómo esta cae momentáneamente. Esto es producto de la adaptación de la máquina de una situación inicial en la que giraba a 500 rpm pero sin par resistente a una nueva en la que se le exige mantener esta velocidad y generar un par de 2.83 Nm. Cómo se traduce esta exigencia en la máquina se puede apreciar en la tercera figura. 49 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Figura 23a. Velocidad del motor en modo sin fallos. Figura 23b. Zoom realizado a la gráfica de velocidad presente en la figura 23a. Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 50 50 Figura 24a. Intensidades de fase del motor en modo sin fallos. Figura 24b. Zoom realizado en torno al instante de aplicación del par resistente. Haciendo un análisis por partes de la figura 24a, se ve que en el intervalo de tiempo que comprende en torno al primer segundo de simulación, las intensidades son máximas con el objetivo de poder alcanzar lo antes posible la velocidad de rotor requerida. En el entorno de t1, se reducen estas intensidades, puesto que ya no es necesario acelerar la máquina, sino mantenerla en los 500 rpm. Posteriormente, alrededor de t2, se observa (con más detalle en la fig. 24b) un crecimiento de estas magnitudes debido a la necesidad de mantener una velocidad al mismo tiempo que se ejerce un momento. 51 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Como último punto a destacar se encuentra el hecho de que el sistema se encuentra equilibrado en este modo de operación, es decir, sus intensidades de fase son todas de igual módulo y están desfasadas entre sí 72º. Como se ha mostrado, la máquina requiere de un cierto tiempo para alcanzar la velocidad que se le pide pero, a partir de ahí, ofrece buenas prestaciones, no sólo en cuanto a que es capaz de seguir ambas referencias sino también por el hecho de que requiere muy poco tiempo para estabilizarse en el caso de que se le perturbe o se le exija un aumento de alguna magnitud. Por todo ello, en este modo se garantiza la seguridad de la operación de deflexión de flap, puesto que el comportamiento simulado durante 3 segundos es igualmente esperable en cualquier otro rango de tiempo. Así, sin fallos en ninguna fase y con un seguimiento rápido de las referencias, la deflexión se puede llevar a cabo exitosamente. Sin embargo, no siempre todas las máquinas funcionan como uno desearía y en contadas ocasiones se producen fallos. Es entonces cuando hay que tratar con especial cuidado las posibilidades que puede seguir ofreciendo esa máquina y su tolerancia al fallo, robustez, fiabilidad y otras muchas cualidades que permitan determinar si sigue siendo apta para la operación en cuestión o es necesario reemplazarla por otra. Ese es precisamente el objetivo de los epígrafes que a continuación se presentan y con los que se pretenden demostrar las buenas prestaciones que este motor de inducción puede llegar a tener. 7.1.2 Simulación con un fallo En este apartado se analiza el caso en el que una fase de las cinco presentes en el estátor falle. Para ello, se ha simulado durante un tiempo de 4 segundos. El primer segundo es el necesario para que la máquina alcance la velocidad de 500 rpm. Es en t3 = 2s cuando se le provoca el fallo de una fase, en concreto, el de la fase ‘a’ (isa = 0). Posteriormente, para un t4 = 3s, se le aplica el momento resistente de referencia. Este será variable entre una simulación y otra puesto que, como se ha comentado con anterioridad, el objetivo de esta sección es el de determinar qué par máximo puede dar el motor aún con una fase menos. Antes de mostrar los resultados, y como se hizo en el anterior epígrafe, se procede a dar un detalle del bloque ‘Post-Falta’, el cual se muestra en la siguiente figura: Figura 25. Detalle del bloque ‘Post-Falta’. Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 58 58 Figura 31a. Intensidades de fase de motor antes y después de los fallos (‘a’, ’c’). Figuras 31b y 31c. Zoom realizados en torno al instante de fallo de fases ‘a’ y ‘c’ (arriba) y al instante de aplicación del par de carga (abajo). En las anteriores figuras se observa cómo isa = 0 y isc = 0, así como los incrementos de las intensidades de fases operativas, surgidos de la necesidad de compensar la falta de dos fases y de otorgar el par exigido. A modo de conclusión, se pueden comparar las prestaciones de todos los modos entre sí, así como de los dos últimos para ver si, efectivamente, influye el hecho de que las fases defectuosas sean contiguas o no. Entre el modo de operación normal y el modo con un fallo no hay muchas diferencias en cuanto a prestaciones 59 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps (par y velocidad), aunque es notable la mayor exigencia a que se ve sometida la máquina si una fase está en abierto. Es a la hora de ocurrir el segundo fallo cuando se notan las diferencias. En el caso de fases contiguas (‘a’ y ‘b’ abiertas), el par máximo aplicable se desploma hasta la sexta parte del obtenido en los modos anteriores. En el caso de fases no consecutivas (‘a’ y ‘c’ consecutivas), la máxima carga aplicable es la mitad de la aplicable en los dos primeros modos. Aun así, el hecho de que sean no consecutivas sí repercute en las prestaciones, puesto que un fallo en ‘a’ y ‘c’ permite una carga mecánica tres veces mayor que la permitida si fallan ‘a’ y ‘b’. En general, se puede concluir que la máquina tiene una buena tolerancia al fallo (sigue funcionando a pesar de que una o dos fases se averíen) y mantiene prestaciones con un fallo de fase. Cuando el fallo es doble (caso muy improbable), entonces las capacidades mecánicas de la máquina empiezan a disminuir y es necesario estudiar con ahínco su posible implementación para una aplicación aeronáutica. 7.2 Descripción del motor y resultados experimentales Una vez desarrollado el apartado de simulación de la máquina, donde se han expuesto diferentes modos de operación del motor, toca trasladar este motor simulado a la realidad. Para ello, se precisa del conocimiento de todos los elementos que componen el sistema experimental presente en la Universidad de Sevilla. En este texto se dará una visión general, pero si el lector requiere algo más de detalle, se le remite a la referencia [31]. El sistema al completo se compone de: motor, fuente de alimentación, convertidor de potencia, encoder, sistema electrónico de control y armario eléctrico. Elemento a elemento: ▪ El motor es la unidad de potencia y, como se ha presentado con anterioridad en el documento, es multifásico de 5 fases (por tanto, tiene una velocidad de sincronismo de 1000 rpm) y cuenta con los parámetros presentes en la tabla 2. En cuanto a su potencia nominal, esta es de unos 1400 W. ▪ La fuente de alimentación sirve para conectar el motor a un bus de DC y así prevenir su conexión directa a la red. Entre sus características técnicas cabe destacar una potencia máxima suministrable de 15 kW y un rango de tensión de alimentación (tensión de salida) que comprende desde los 0 a los 300 V. ▪ El convertidor de potencia realiza la función de alimentar al motor. Para ello, transforma la corriente continua en alterna para las 5 fases de que consta el motor. Esta conversión de DC a AC se realiza mediante transistores del tipo IGBT, los cuales pueden conmutar a una frecuencia máxima de 15 kHz. Por último, hay que comentar su capacidad para soportar una tensión de hasta 750 V. ▪ El encoder es el dispositivo que permite medir posición angular, velocidad y aceleración de un eje rotativo (como puede ser el del rotor de una máquina de inducción). El dato de velocidad es trascendental para poder realizar el control sobre ella, como se ha simulado con anterioridad. Para comprender el funcionamiento en detalle de este dispositivo, se recomienda, de nuevo, la lectura de [31]. Entre algunas de sus características está el número máximo de revoluciones permisibles mecánicamente, que es de 6000 rpm. ▪ El sistema electrónico de control se compone de un DSP y una PCB para adaptar las señales. Su función principal es controlar el funcionamiento de la propia máquina de inducción. Está diseñado para controlar un motor de hasta 6 fases, pero como contrapartida se encuentra una difícil depuración de errores. ▪ Por último, el armario eléctrico es el encargado de alojar algunos de los componentes anteriormente mencionados, como convertidores de potencia y la PCB de adaptación de señal. Por otra parte, alberga equipos de protección y otros elementos que permiten una operación del sistema segura y correcta. A continuación se representa un esquema del sistema en su totalidad: Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 60 60 Figura 32. Esquema de funcionamiento del motor real. Realizada la explicación pormenorizada de los subsistemas que componen el sistema experimental, se procede a obtener los resultados pertinentes y analizarlos, estableciendo una comparación con los obtenidos en simulación. Estos resultados representan el funcionamiento de la máquina en lo que se podría denominar ‘régimen permanente’, es decir, con su referencia de velocidad establecida; con fallo/-s, si lo/-s hubiera, ya presente/-s; y con cierto par resistente aplicado. Se simula durante un periodo de 3 segundos, que se considera necesario para mostrar la regularidad de los resultados. 7.2.1 Funcionamiento sin fallos Este apartado es el equivalente al de ‘Simulación sin fallos’ y, por lo tanto, cualquier característica o propiedad del funcionamiento de la máquina allí presentada es igualmente aplicable a este caso. Antes de presentar los resultados extraídos del motor real, es necesario indicar la región de simulación a la cual prestar atención. Según lo explicado con anterioridad a este apartado, esta región está situada a partir de t=2s, dicho de otra manera, una vez la máquina se ha estabilizado en torno a los 500 rpm y tiene aplicado un par resistente equivalente a 2/3 del par máximo (figura 33a). Las gráficas se presentan a continuación: 61 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Figura 33a. Velocidad real (azul) y de referencia (rojo) en funcionamiento normal. Figuras 33b y 33c. Intensidades de fase en funcionamiento normal. Como se puede apreciar, la máquina es capaz de seguir la referencia de velocidad (fig. 33a), tal y como se mostró en simulación. Por otro lado, se muestran las intensidades de fase y sus magnitudes (fig. 33b y 33c), las cuales son también muy parecidas a las obtenidas en simulación. Aunque no se muestre explícitamente, la máquina es capaz de otorgar el par exigido y de seguir la propia referencia establecida para dicha magnitud. Con todo lo mostrado, es posible concluir el correcto funcionamiento de la máquina real así como confirmar su posible implementación en la aplicación del flap, que está bajo estudio. Indirectamente, también se confirma el correcto modelado en MATLAB/Simulink y la validez de los resultados extraídos. 7.2.2 Funcionamiento con un fallo Se recuerda que, para este apartado, el objetivo es encontrar el par máximo que es capaz de otorgar el motor manteniendo la referencia en velocidad y en el propio par. En simulación, se obtuvieron unas prestaciones equivalentes al modo de operación normal. En el montaje real, este valor se sitúa también en torno a dos terceras partes del par máximo que puede dar la máquina de inducción. Figura 34a. Referencia de par (rojo) y par producido (azul) con un fallo. Se aprecia cómo el motor sigue en todo momento la referencia de par. El hecho de que la gráfica azul tome un rango mayor de valores en el eje vertical puede ser debido a la presencia de ruido en la recepción de la señal. Aun así, se obtiene que, una vez ocurrido el fallo en una fase (fase ‘a’) y aplicada la carga, la velocidad y las corrientes que circulan por el resto de fases del motor en bancada son: Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 62 62 Figura 34b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) con un fallo. Figuras 34c y 34d. Intensidades de fase con una fase abierta. Antes de analizar las gráficas y compararlas con la simulación, hay que aclarar que se ha decidido no representar isa, puesto que isa = 0. Sin embargo, el resto de fases siguen operativas, por lo que circulan corrientes que no son nulas, como se observa en las figuras 34c y 34d. Estas magnitudes se comparan con aquellas pertenecientes a los instantes de tiempo superiores a los 3 segundos en simulación (fig. 27c). Al establecer la relación entre ambas gráficas, se puede inferir el correcto funcionamiento tanto de la máquina real como del simulador, puesto que todas las corrientes son equiparables dos a dos en magnitud y siempre se siguen las referencias impuestas de velocidad y par. Eso sí, en cuanto a la viabilidad de una posible aplicación aeronáutica se debatirá en el capítulo de conclusiones, tomando como referencia el comportamiento mostrado en este apartado y en los posteriores. 7.2.3 Funcionamiento con dos fallos Al igual que en el epígrafe anterior, se ha de recordar el objetivo de esta sección, que no es más que obtener cuál es el par mecánico máximo que puede dar la máquina con un fallo en dos fases. Siguiendo el orden del apartado de simulación, se opta por empezar con el fallo en dos fases consecutivas (‘a’ y ‘b’). En simulación se obtuvo un valor situado en torno a 0.111 veces el par máximo (0.47222 Nm). En bancada se obtiene lo siguiente: Figura 35a. Referencia de par (rojo) y par real (azul) con dos fallos (‘a’ y ‘b’). 63 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps En la figura superior se puede observar cómo el motor sigue la referencia de par, establecida en torno a 0.472 Nm, lo cual nos indica que la simulación coincide prácticamente con la realidad. De nuevo, la franja de valores representada en azul es debida a cierto ruido en la recepción de la señal. Una vez confirmado el seguimiento en referencia del par, hay que corroborar el correcto funcionamiento también a través de la referencia en velocidad y las intensidades de fase. Para ello, se recuerda que lo presentado a continuación debe ser contrastado con lo simulado a partir del tercer segundo (cuando ya han sucedido los fallos y el par ha sido aplicado). Figura 35b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) en funcionamiento con dos fallos (‘a’ y ‘b’). Figuras 35c y 35d. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘b’). De la figura 35b, se infiere el correcto funcionamiento de la máquina, puesto que mantiene la referencia impuesta de velocidad (al mismo tiempo que mantiene la del par, como se ha mostrado con anterioridad). Por último, en las figuras 35c y 35d se muestran las corrientes de fase operativas, es decir, no se representan isa ni isb, por ser idénticamente nulas. Comparadas con las obtenidas en simulación, estas corrientes son muy parecidas una a una en módulo, por lo cual, se puede concluir un buen funcionamiento del simulador. Una vez estudiado el caso de fallos en fases ‘a’ y ‘b’, se invita a seguir con el estudio de fallos en dos fases no consecutivas, ‘a’ y ‘c’. Se procede de la misma manera que se ha realizado hasta ahora: obtención del par máximo en bancada y comprobación de una correcta operación mediante velocidad e intensidades. Como se vio en simulación, el par máximo admisible asciende con respecto al fallo en fases contiguas. En este caso, se obtuvo que esta carga podía llegar a representar un tercio de la carga máxima aplicable, es decir, 1.416667 Nm. Con el motor real, se obtiene lo siguiente: Máquina de inducción de 5 fases para la actuación de un flap 64 64 Figura 36a. Referencia de par (rojo) y par real (azul) con dos fallos (‘a’ y ‘c’). La referencia de par se sitúa en torno al valor obtenido en simulación y la máquina real efectivamente es capaz de seguir esa referencia, por lo tanto, lo simulado coincide con el comportamiento real de la IM cuando las fases ‘a’ y ‘c’ están en abierto. Ya sólo resta comprobar el seguimiento de la referencia en velocidad y las corrientes de fase que se generan en ella. Figura 36b. Velocidad real (azul) y referencia (rojo) en funcionamiento con dos fallos (‘a’ y ‘c’). Figuras 36c y 36d. Intensidades de fase con dos fases abiertas (‘a’ y ‘c’). Al igual que con los fallos en ‘a’ y ‘b’, para la situación en que fallan ‘a’ y ‘c’, la velocidad de la máquina sigue en todo momento la impuesta como referencia (500 rpm). Si se observa la simulación de este caso a partir del tercer segundo (fig. 31c), se encuentra que las corrientes allí presentes tienen prácticamente el mismo módulo que las obtenidas mediante la operación de la máquina en bancada. Por todo ello, y al igual que sucediera con los modos de operación anteriores, es posible concluir que los resultados obtenidos en simulación se ajustan fielmente a la realidad y que, mediante la comparación de estos resultados obtenidos por dos vías distintas, podemos afirmar qué tipo de comportamiento y qué prestaciones puede ofrecer el motor de inducción según la casuística a la que nos enfrentemos. Para terminar de analizar esta máquina y situarla dentro del contexto del MEA, así como para dar un enfoque final a todo lo expuesto anteriormente, se emplaza al lector al último apartado, donde se pretenden exponer las conclusiones extraídas. 65 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Conclusiones 66 66 8 CONCLUSIONES n este último apartado se presentan las conclusiones obtenidas de este trabajo, así como las oportunidades de futuro que se encuentran presentes en él. Siguiendo la línea narrativa de este documento, se propone comenzar por las conclusiones extraíbles del primer apartado y continuar uno a uno, por orden de aparición, hasta culminar con el último. Aunque este trabajo se centra en el MEA, no se debe olvidar que el fin que se quiere obtener es el AEA. Es en el primer capítulo donde se percibe la utilidad de este nuevo paradigma de la aviación pero con cierto pesimismo, puesto que no es una tecnología fácilmente aplicable al mundo de la aviación comercial y, por ello, centra sus primeros prototipos en aeronaves de baja capacidad, las cuales además cuentan con un bajo alcance y/o autonomía. En el segundo capítulo, dedicado al MEA, se postula esta idea como medio para alcanzar progresivamente una aviación más sostenible y eficiente, por medio del uso de energía eléctrica. Paralelamente a las mejoras físicas del avión, se busca una mayor seguridad, en gran parte mediante la redundancia de sensores. Por último, se han analizado también las ventajas que puede tener el MEA en las distintas fases de vuelo y se ha encontrado un gran potencial de mejora en cada una de ellas, en especial, en el taxi. Ahondando en el propio concepto del MEA se llega al tercer epígrafe, donde se ha resaltado la gran importancia de los dispositivos almacenadores de energía eléctrica. Las baterías ya están presentes en las aeronaves pero son muy poco eficientes para poderse implementar en un avión totalmente eléctrico de pasajeros. La tecnología de estas debe ser investigada a fondo si se quiere contar con aviones eléctricos en el futuro, siendo la reducción del peso de las mismas el principal escollo a salvar. Por su parte, los supercondensadores, encargados de ofrecer energía a las cargas de dinámica rápida, deben aún seguir siendo estudiados para ver cómo implementarlos de manera óptima en un MEA. Tras haber analizado cómo se almacena la energía, se llega al cuarto capítulo, donde se ha tratado la generación y distribución de la misma. Un concepto clave de este apartado es el EPS. Como se ha visto, un EPS de un MEA no sigue los mismos estándares de aquel de un avión más tradicional. Es por ello que, en el transcurso hacia un AEA, se prevé que los EPS sean uno de los aspectos más sujetos a cambio, ya que las cargas de los aviones futuros pueden variar en demanda de potencia, ubicación,... Una vez comprendidos los mecanismos de almacenamiento, generación y distribución, se han presentado los mecanismos de actuación dentro de la aeronave. El quinto apartado nos sitúa en el FbW (‘Fly-by-Wire’), esquema más utilizado dentro del MEA. Aunque es bastante tolerante al fallo, presenta mucho cableado (lo que se traduce en peso). Es por ello que una posible línea de investigación surja en torno al ‘Fly-by-Light’ y al ‘Fly-by-wireless’, lo cual sería el objetivo final. E Lo importante es no dejar de hacerse preguntas. - Albert Einstein - 67 Electrificación de vehículos aéreos: Estado actual y análisis de utilidad de accionamientos multifásicos de inducción para flaps Para finalizar con el repaso bibliográfico del estado del arte del MEA se ha dedicado el sexto epígrafe a la propulsión eléctrica (sobre todo MEE y TeDP). En primer lugar, se analizaron todas las tecnologías de máquina eléctricas que pueden desarrollar una labor de cierta importancia en el contexto del MEA. Al contrario de lo que se pueda pensar, no hay una tecnología predominante sobre el resto, sino que cada una de ellas puede ser mejor que otra en función de la tarea a realizar. Es por ello que gran parte de la investigación actual gira en torno a la determinación de los rangos de operación de las diferentes máquinas, así como su tolerancia al fallo. En cuanto al TeDP, es un concepto innovador que puede mejorar las prestaciones de los aviones eléctricos, así como su carácter amigable con el medio ambiente. Es versátil y tiene varios esquemas de implementación física, lo cual ha dado lugar a diferentes prototipos de aeronaves. Con la experiencia, se podrá ir viendo qué configuraciones son mejores. Como último punto, se ha dado una visión global de cómo de desarrollada está esta propulsión eléctrica en la actualidad. Se ha hecho uso del TRL para discernir cómo de avanzados están estos modelos de aviones del futuro. Haciendo un pequeño repaso del capítulo, nos damos cuenta de que estas aeronaves más eléctricas aún deben ser mejor estudiadas para poder empezar a fabricarlas y entrar al mercado aeronáutico. Dejando a un lado todo el repaso del estado actual del MEA, es hora de pasar a la parte práctica del mismo. Para ello, capítulo 7, se ha simulado y analizado experimentalmente una máquina de inducción de 5 fases para accionamiento de un flap. Se recuerda que, al ser multifásica, es una máquina tolerante al fallo. En este caso, los regímenes de operación son: normal, con un fallo y con dos fallos. Para poder afirmar que los resultados son veraces, se ha comprobado lo simulado con lo obtenido en bancada y se ha determinado lo siguiente: - En operación sin fallos el motor cumple con las exigencias de velocidad y par mecánico. - Cuando se produce un fallo, el motor cumple también con las exigencias de velocidad y par mecánico. - Si se produce un segundo fallo, el motor consigue estabilizar la referencia en velocidad pero las exigencias de carga se ven reducidas (más o menos en función de si las fases afectadas son contiguas o no). Con estas conclusiones, se puede plantear la duda de si este motor cumpliría con especificaciones de aeronavegabilidad o no. Para ello, la clave está en cómo de probable es que ocurran dos fallos simultáneos en dos fases de un motor de 5 fases y dónde se sitúa el umbral de riesgo de la normativa. El caso de que ocurriese un fallo no es relevante, puesto que se ha comprobado que sigue otorgando las mismas prestaciones que si no ocurriese el mencionado fallo. Volviendo al caso de que sucediesen dos fallos (supuesto altamente improbable), también habría que analizar si el par mecánico que otorga el motor está por encima del par mínimo necesario para deflectar el flap, puesto que entonces se garantizaría una operación normal aún con sólo tres fases operativas. Por todo ello, se plantea como posible trabajo futuro un análisis exhaustivo de la certificación de aeronavegabilidad de esta máquina, así como una comparación con otras tecnologías de máquinas eléctricas para ver cuál puede ser la más adecuada para dicha aplicación.