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i
Instituto Politécnico Nacional
Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y
Eléctrica
Unidad Profesional Ticomán
Ingeniería Aeronáutica
Seminario
Sistemas de Aviónica
Tesina
Diseño y Simulación de un Sistema de Monitoreo de
Carga de Baterías para Aeronaves
Que presenta:
Julio Cesar Venado Altamirano
Asesor:
M. en I. Raymundo Hernández Bárcenas
México D.F.
Mayo 2015
ii
iii
Agradecimientos
Agradezco a mi madre por su infinito apoyo, sin ella esto no sería
posible, a mi abuelo por contar con él en todo momento, y a mi
hermana por ser un ejemplo de vida.
Agradezco también a mi asesor por la confianza brindada y por la
oportunidad de presentar este trabajo, además de los conocimientos
compartidos, los cuales formarán parte importante de mi vida
profesional.
Por último agradezco a todos los que creen en mí, y a dios por las
oportunidades presentes en esta vida.
Julio Cesar Venado A.
“Lo que la mente del hombre puede concebir y creer, es lo que la
mente del hombre puede lograr”
Napoleón Hill
iv
Resumen
La idea de crear un sistema que monitoree la carga de las baterías para
aeronaves surge a partir de las diferentes necesidades que se tienen
en la industria, para su mantenimiento, por ejemplo, incluso podría
funcionar como un elemento auxiliar cuando se requiere hacer pruebas
con fines didácticos, contando con la batería de una aeronave. En
nuestro caso, no podríamos usar un simple cargador ya que los rangos
de las baterías para aviación están fuera de estos límites (de 24 a 31
VCD), y son muy delicadas por lo que deben ser monitoreados. Es por
eso que se busca satisfacer estas necesidades. Un ejemplo sería cuando
las baterías tienen que almacenarse por un largo periodo de tiempo y
requerimos que se encuentren en buen estado, considerando que este
tipo de baterías son costosas, un equipo con las características como el
que se presenta en este trabajo es muy caro.
Para la elaboración de este sistema, se presenta una simulación, con la
cual se puede determinar si es conveniente construir este sistema. Se
han empleado elementos muy sencillos los cuales pueden ser
adquiridos comercialmente. Además, la simulación nos permite probar
un programa interactivo con el cual se pueden controlar todas las
funciones declaradas en él, de acuerdo a nuestras necesidades.
v
Abstract
The idea of creating a monitoring system for aircraft battery charging
is due to variety of batteries used in airlines and maintenance shops.
For teaching purposes this system could even serve as an auxiliary
element when tests are required for batteries. In this particular instance
a normal charger cannot be used because voltage ranges are from 24
VDC to 31 VDC approximately, and they are very voltage sensitive, so
charging must be monitored. The objective is to satisfy these needs.
When the batteries have to be stored for a long time and it is required
that they stay in a good condition, considering that these batteries are
so expensive, an equipment that monitors the charge of the batteries
built by the manufacturer would have high cost.
For the system development a simulation is presented, which could
determine if it's feasible to manufacture this system, at a cheaper price
than the manufacturer's equipment. In this system, simple elements
have been used which are commercially available. Besides, simulation
enables the possibility of trying out an interactive program which allows
modifying the functions stated in it, in accordance with our needs.
vi
Índice
Portada ......................................................................................... i
Carta de Aceptación ....................................................................... ii
Agradecimientos ............................................................................ iii
Resumen ...................................................................................... iv
Abstract ....................................................................................... v
Índice .......................................................................................... vi
Glosario de Acrónimos .................................................................... 1
Glosario de Términos ...................................................................... 2
Lista de Figuras ............................................................................. 3
Introducción .................................................................................. 5
Justificación .................................................................................. 7
Objetivo ....................................................................................... 7
Capítulo I Aspectos Generales
1.1 Sistema Eléctrico del Avión ........................................................ 8
1.2 Visión General ........................................................................ 23
1.2.1 Tipos de Baterías ................................................................. 28
1.3 Conexiones y Carga de la Batería .............................................. 42
Capítulo II Diseño del Sistema
2.1 Adquisición de Datos ............................................................... 45
2.2 Control ................................................................................. 49
Capítulo III Simulación del Sistema
3.1 Elementos del Sistema ............................................................ 57
3.2 Conexión del Sistema .............................................................. 59
Capítulo IV Prueba y Resultados
4.1 Prueba del Sistema ................................................................. 61
4.2 Resultados del Sistema ........................................................... 64
Conclusiones ............................................................................... 66
Bibliografía.................................................................................. 68
1
Glosario de Acrónimos
VAC. Voltage of Altern Current.
VDC. Voltage of Direct Current.
CSD. Constant Speed Dive.
IDG. Integrated Drive Generator.
VF. Variable Frequency.
VFSG. Variable Frequency Starter Generator.
KVA. Kilo Volt Ampere.
RAT. Ram Air Turbine.
PPDS. Primary Power Distribution System.
APU. Auxiliary Power Unit.
ATRU. Autotransformer Rectifier Unit.
ATU. Autotransformer Unit.
TRU. Transformer Rectifier Unit.
BPCU. Bus Power Control Unit.
GCU. Generator Control Unit.
ASG. APU Starter Generator.
PCS. Power Conversion System.
BMU. Battery Monitoring Unit.
BCU. Battery Charger Unit.
ADC. Analogic Digital Converter.
MCLR. Master Clear.
2
Glosario de Términos
Generador. Todo dispositivo capaz de mantener una diferencia de
potencial eléctrica entre dos de sus puntos transformando la energía
mecánica en eléctrica.
Batería. Dispositivo que consiste en una o más celdas electroquímicas
que pueden convertir la energía química almacenada en electricidad.
Interruptor principal. Con este interruptor, el piloto enciende (on) o
apaga (off) el sistema eléctrico del avión, a excepción del encendido
del motor que es independiente.
Bus o Barra. Aquí es donde se concentran las cargas y son distribuidas
a los elementos principales (no esenciales), esenciales (requeridos por
seguridad), en el caso de la batería se le llama barra de Standby o de
espera y está disponible cuando se necesita en situaciones de
emergencia.
Circuit breakers. Son interruptores automáticos que se encargan de
proteger el cableado de la aeronave.
Fly-by-wire. Es un sistema que reemplaza los mecanismos que
mueven el sistema de control de las superficies de vuelo del avión con
una interfaz electrónica.
Poliestireno. Es un polímero termoplástico que se obtiene de la
polimerización del estireno monómero, es transparente, rígido y
quebradizo.
3
Lista de Figuras
Página
Figura 1. Diagrama general del sistema eléctrico en una aeronave. 15
Figura 2. Diagrama de la generación eléctrica en el B-787. 17
Figura 3. Generador de arranque de frecuencia variable. 18
Figura 4. Diagrama de distribución eléctrica en el B-787. 19
Figura 5. Compartimento eléctrico/ electrónico delantero y trasero. 19
Figura 6. Diagrama a bloques de distribución de energía. 19
Figura 7. Unidad de control de la barra de energía. 20
Figura 8. Unidad de control del generador. 20
Figura 9. Generador de arranque de frecuencia variable. 21
Figura 10. Generador de arranque del APU. 21
Figura 11. Batería del APU. 21
Figura 12. Unidad de transformadores rectificadores. 22
Figura 13. Batería principal del B-787. 22
Figura 14. Símbolo de celda y batería. 25
Figura 15. Celda de almacenamiento electrolítica. 25
Figura 16. Conexión de celdas en serie para formar una batería. 27
Figura 17. Construcción de una celda de plomo ácido. 30
Figura 18. Partes principales de una batería de plomo ácido. 31
Figura 19. Batería de níquel- cadmio. 35
Figura 20. Diagrama de flujo para el mantenimiento de una batería.37
Figura 21. Batería principal de litio. 41
4
Figura 22. Celda unitaria para batería de litio. 41
Figura 23. Conectores de liberación rápida de una batería. 43
Figura 24. Diagrama a bloques del diseño del sistema. 44
Figura 25. Estructura del microcontrolador 16F877A. 46
Figura 26. Diagrama del módulo de ADC del microcontrolador. 48
Figura 27. Conexión del sistema. 60
Figura 28. Carga del programa al microcontrolador. 61
Figura 29. Simulación en condición de voltaje alto. 62
Figura 30. Simulación en condición de voltaje alto. 62
Figura 31. Simulación en condición de voltaje bajo. 63
Figura 32. Simulación en condición de voltaje bajo. 64
5
Introducción
Es sorprendente constatar que hace apenas un poco más de cien años,
los pioneros del vuelo tripulado se aventuraban en pequeñas maquinas
voladoras que levantaban el vuelo a unos cuantos metros sobre el suelo
y a unos cuantos kilómetros por hora. Esos pioneros marcaron la pauta
para desarrollar lo que ahora conocemos como aviación, de la que ya
disfrutamos todos sus beneficios: podemos llegar a cualquier parte del
mundo con relativa rapidez y, sobre todo, con seguridad.
En los últimos cien años hemos podido conocer, y en ocasiones incluso
presenciar, cómo la aviación comenzó a desarrollarse desde pequeños
campos o colinas usadas como pistas de despegue y aterrizaje, hasta
el surgimiento de aviones capaces de volar al doble de la velocidad del
sonido y aviones comerciales que pueden transportar a cerca de 800
pasajeros con total comodidad y seguridad. [1]
La aviónica es la “electrónica de las aeronaves”, es toda una ciencia
que ha sido desarrollada a lo largo de la historia de la aviación y su
importancia es vital para el óptimo funcionamiento de las aeronaves,
comenzó abarcando cuestiones de navegación, con el desarrollo de las
comunicaciones de largo alcance por radio, pasando por la invención
del radar, que en un inicio fue creado para detectar aeronaves
enemigas durante la guerra, también la introducción de instrumentos
6
de vuelo para hacer el vuelo más seguro y eficiente, posteriormente
una de las partes más emocionantes, el vuelo con piloto automático,
donde el piloto ya no tenía inferencia en el control de la aeronave, pero
esta mantenía su estabilidad, lo cual sirvió mucho para la navegación
en rutas largas, también la creación de modernos sistemas de
navegación, con la intención de controlar de una forma más eficiente a
la navegación, sistemas para detectar tormentas, medir la proximidad
del terreno o elevaciones desde la aeronave, hasta llegar a la
actualidad, donde la parte de aviónica es la encargada prácticamente
de todo el vuelo, desde que la aeronave despega hasta que aterriza,
tiene el control de todos los sistemas, logrando así tener vuelos más
redituables y con mayor confiabilidad, con la finalidad de cubrir el factor
más importante: la seguridad.
De todo este universo que constituye esta rama de la aviación,
convertida en una de las más importantes, nos enfocaremos en una
parte específica, las baterías, las cuales pueden ser relativamente
pequeñas dentro de una aeronave, pero que cumplen una función muy
importante en la operación, para lo cual presentaremos a continuación
una propuesta de un sistema que monitoree la carga para cuestiones
de mantenimiento o para fines didácticos.
7
Justificación.
Mediante el diseño y posteriormente la simulación en un software, de
un sistema que monitoree la carga de una batería para aviación, se
pretende demostrar su confiabilidad, para posteriormente construirlo y
realizar pruebas bajo condiciones reales, en un taller de mantenimiento
o en un laboratorio con fines didácticos, logrando así desarrollar un
sistema propio que realice las mismas funciones que uno similar, pero
con un ahorro considerable en el costo de producción.
Objetivo.
Desarrollar un sistema, que a través de la simulación del mismo,
demuestre ser efectivo y confiable para el monitoreo de la carga de una
batería para aviación.
8
Capítulo 1 Aspectos Generales
En este capítulo se revisa la información relacionada a los sistemas
eléctricos en las aeronaves y una generalización de las baterías en las
mismas.
1.1 Sistema Eléctrico del Avión
Los aviones están equipados con un sistema de corriente alterna de
115 volts a 400 Hz y otro de corriente directa de 28 volts. El sistema
eléctrico del avión básicamente consta de los siguientes componentes:
Generador
Batería
Interruptor maestro / batería
Interruptor del generador
Barras de transmisión, fusibles e interruptores (breakers)
El regulador de voltaje
Cableado eléctrico
Los generadores son los encargados del suministro de corriente
eléctrica al sistema eléctrico, son accionados por el motor mediante
9
acoplamientos mecánicos. También mantienen la suficiente energía
eléctrica para la carga de la batería. La energía eléctrica almacenada
en la batería proporciona la fuente de energía eléctrica para arrancar el
motor y mantiene un suministro limitado de energía eléctrica para su
uso en caso de emergencia o falla.
La mayoría de los generadores no producen una cantidad suficiente de
corriente para operar todo el sistema eléctrico cuando el motor opera
a bajas revoluciones. Por lo tanto, durante las operaciones a bajo
régimen del motor, las necesidades eléctricas deben extraerse de la
batería, la cual rápidamente podría agotarse porque cuenta con un
determinado tiempo de uso.
Los generadores cuentan con grandes ventajas, ya que son accionados
directamente por el motor mediante un acoplamiento mecánico, lo que
garantiza obtener siempre energía de calidad. Los generadores
producen energía suficiente para hacer funcionar todo el sistema
eléctrico, incluso a bajas velocidades del motor, mediante la producción
constante de corriente alterna, que después se convierte en corriente
directa al ser rectificada por las respectivas unidades rectificadoras. La
salida eléctrica de un generador es constante a pesar de tener una
amplia gama de velocidades por parte del motor, debido a los
10
dispositivos mecánicos que realizan el acoplamiento y transmiten un
número de revoluciones constante.
Algunos aviones tienen receptáculos en los que una unidad de potencia
externa (Planta Externa) puede estar conectada para proporcionar
energía eléctrica para el arranque cuando la aeronave esta en tierra.
El sistema eléctrico se enciende o se apaga con un interruptor maestro.
Al girar el interruptor principal a la posición ON (encendido) proporciona
energía eléctrica a todos los circuitos de los equipos eléctricos con la
excepción del sistema de arranque de los motores. Los equipos que
comúnmente utilizan al sistema eléctrico como su fuente de energía
son:
- Luces de posición
- Luces de aterrizaje
- Luces de rodaje
- Luces de la cabina interior
- Luces de instrumentos
- Los equipos de radio
- Niveles de combustible
- Bomba eléctrica de combustible
- Motor de arranque
11
Muchos aviones cuentan con un interruptor de la batería que controla
la energía eléctrica del avión de una manera similar a la del interruptor
principal, en caso de que se requiera la energía de esta fuente el
sistema la puede activar o se puede hacer manualmente con el
interruptor desde la cabina. Además, también cuenta con un interruptor
para el generador, que está instalado en la cabina y permite al piloto
excluir al generador (mecánicamente) del sistema eléctrico en caso de
que este falle y así se pueda evitar un posible daño al motor.
Cuando el generador deja de producir energía de calidad, la totalidad
de la carga eléctrica se concentra en la batería. Por lo tanto, todos los
aparatos eléctricos que no son esenciales se desconectan para
ahorrarle energía a la batería ya que se cuenta con un límite de tiempo
de operación.
Una barra o bus se utiliza como un terminal en el sistema eléctrico del
avión para conectar al sistema eléctrico principal y de aquí se conectan
los equipos que utilizan electricidad como fuente de energía. Esto
simplifica el sistema de cableado y proporciona un punto común a partir
del cual la energía puede ser distribuida en todo el sistema.
12
Los interruptores se utilizan en el sistema eléctrico para proteger los
circuitos y equipos de sobrecargas eléctricas. Los Interruptores
(breakers) tienen una función similar a la de un fusible a diferencia de
que se puede restablecer manualmente, en lugar de reemplazarse,
cuando se produce una condición de sobrecarga en el sistema eléctrico.
Estos interruptores tienen una localización especifica en un tablero
(dentro de la cabina) y debe tener una fácil identificación. [2]
Las aeronaves más modernas cuentan con nuevos sistemas, uno de
ellos se utiliza para monitorear directamente el rendimiento del sistema
eléctrico del avión mediante indicaciones y diagramas en las pantallas
principales, ya que es importante conocer y estar seguros de que
nuestro generador está produciendo un suministro adecuado de energía
eléctrica. También indica si la batería está recibiendo una carga
eléctrica.
Otro indicador de monitoreo eléctrico es un medidor de carga. Este tipo
de medidor tiene una escala que comienza de cero y muestra la carga
que se coloca en el generador. El medidor de carga refleja el porcentaje
total de la capacidad de carga producida por el generador del sistema
eléctrico para los accesorios eléctricos y la batería. Cuando todos los
componentes eléctricos están apagados, refleja sólo la cantidad de
13
corriente que demanda la carga de la batería. Un regulador de voltaje
controla la cantidad de carga de la batería.
La salida de tensión del generador debe ser mayor que el voltaje de la
batería. Por ejemplo, para cargar una batería de 12 VCD tendríamos
que suministrar la carga con un sistema generador de
aproximadamente 14 VCD. Esta diferencia de voltaje mantiene a la
batería cargada.
Por su parte, los equipos electrónicos y de instrumentos requieren una
variedad de voltajes y frecuencias, que comienzan con una fuente de
energía primaria (115 VCA). La mayoría de los aviones requieren de un
voltaje bajo de CD, el cual viene de la batería, los equipos importantes
dentro de la operación, trabajan con esta fuente, por ejemplo, los
equipos de radio.
En los aviones grandes, el voltaje de CD es utilizado para el arranque
de los motores y alimentación de algunos dispositivos. La mayor parte
de energía eléctrica en estos aviones se toma directamente de los
generadores accionados por los motores que nominalmente producen
115 VCA a una frecuencia de 400 Hz. Esa alta tensión no sólo se
distribuye en todo el avión, también es útil para la recarga de baterías.
Como veremos, a 115 VCA es un método eficiente para alimentar un
Figura 15. Celda de almacenamiento
electrolítica.
14
avión grande con cientos de metros de cable. Conforme fueron
aumentando en tamaño los aviones, se desarrolló un sistema de 28
VCD. La razón, para tener cables más largos y más sistemas eléctricos.
Debido a que el cable tiene una cierta resistencia, se desperdicia parte
de la corriente en forma de calor. En un avión una mayor tensión
primaria significa menos cable y por lo tanto menor peso.
Actualmente se desarrolla un sistema para generar energía primaria de
aproximadamente 270 volts de corriente continua. Este tipo de
sistemas se diseñan principalmente para aviones militares, con mira
hacia el futuro con el fin de tener un avión "totalmente eléctrico", donde
los motores eléctricos sustituyen pesados actuadores hidráulicos y
neumáticos que se usan para movimiento de engranajes,
compensadores, controles de vuelo y otros dispositivos mecánicos. La
mayor ventaja de trabajar con una alta tensión (270 VCA) sería la
transmisión energía eléctrica con menos pérdidas de corriente por
temperatura.
A continuación se muestra un diagrama general (Figura 1) de cómo
está constituido el sistema eléctrico en las aeronaves, sus principales
conexiones y circuitos de protección de los cuales daremos una breve
explicación.
15
Figura 1.
Diagrama general del sistema eléctrico en una aeronave. El diagrama muestra todos los
elementos involucrados en la operación del sistema desde que se activa, y la función que
cada elemento tiene, indicando las conexiones y mostrando la importancia de los
interruptores y los elementos de protección, así como la distribución de la energía hacia cada
uno de los equipos de la aeronave mediante las barras de distribución.
16
Los interruptores son elementos importantes ya que estos son el medio
principal para activar o desactivar elementos dentro de la aeronave,
brindan un largo y fiable servicio, pero contienen contactos mecánicos
y resortes que se desgastan durante cada operación. Existe una gran
variedad de estos interruptores, se utilizan de acuerdo al voltaje
nominal con el que van a operar, el tipo de carga, entre otros
parámetros.
Otro elemento de protección son los “Circuit Breakers” que también son
interruptores pero estos se encargan principalmente de proteger el
cableado del sistema, no los equipos. Las aeronaves más modernas ya
cuentan con protecciones de sobre voltaje. El tamaño de este elemento
se selecciona a partir del rango de corriente que opera, de este modo
el interruptor se abre antes de que la corriente exceda la capacidad del
conductor eléctrico.
En el avión se cuenta con una gran cantidad de interruptores la cual ha
disminuido de forma gradual en los aviones más modernos, como es el
caso de los interruptores. Los contactores son otros elementos
importantes dentro de los sistemas eléctricos ya que se encargan de
mantener activas las funciones de ciertos elementos cuando se
requieren. [3]
17
Para comprender un poco más acerca del sistema eléctrico de una
aeronave, y ser más específicos describiremos a continuación los
elementos esenciales por los que está conformado, tomando como
referencia la aeronave B-787 de Boeing.
El objetivo principal del sistema eléctrico es generar, controlar y
distribuir la energía a través de toda la aeronave.
La parte medular del sistema es el generador de frecuencia variable,
este nuevo concepto sustituye al generador de velocidad constante
(CSD) el cual integraba al antiguo generador (IDG), lo cual simplifica y
hace al sistema más confiable (Figura 2).
Ahora cada motor cuenta con dos generadores de arranque de
frecuencia variable (VFSG), estas unidades funcionan como una marcha
Figura 2. Diagrama a bloques de la generación de energía eléctrica en
la aeronave B-787.
18
para iniciar los motores y como generadores después de que los
motores ya están operando. Cada VFSG (Figura 3) produce energía
arriba de los 250 KVA.
En caso de emergencia la aeronave cuenta con sistema de respaldo
desplegable (RAT), el cual consta de un pequeño ventilador que se
acciona mediante la incidencia del aire, es capaz de suplir la energía
hidráulica y eléctrica, y produce 235 VCA, de 400 a 543 Hz, en tres
fases a un rango de 10 KVA.
El sistema de distribución de energía primaria (PPDS) tiene un propósito
que es distribuir energía a lo largo de la aeronave, además de proveer
energía eléctrica al sistema de distribución de energía remoto (RPDS).
En cuanto a la distribución, la energía que proviene del VFSG y el APU
se concentra directamente en el compartimiento eléctrico- electrónico
trasero, los 235 VCA y 270 VCD producidos, son distribuidos desde esta
bahía.
Figura 3.
Generador de arranque de frecuencia
variable (VFSG), encargado de la
generación de energía eléctrica y de
proporcionar la energía para el
arranque de los motores en la aeronave
B-787.
19
El sistema de distribución de energía primaria (PPDS), tiene paneles
distribuidores en las bahías delantera y trasera, posteriormente se
alimentan los equipos y se distribuye la energía por toda la aeronave.
Todos los generadores eléctricos del avión producen 235 VCA, para ser
distribuidos por la barra de 235 VCA. Los sistemas con grandes cargas
Figura 4. Diagrama de la distribución
eléctrica en la aeronave B-787. Figura 5. Compartimento eléctrico-
electrónico delantero y trasero.
Figura 6.
Diagrama a bloques de
la distribución de
energía a través de las
diferentes barras en la
aeronave B-787.
20
eléctricas son alimentados directamente. De la barra de 235 VCA se
alimentan los autotransformadores rectificadores (ATRU), las unidades
de los autotransformadores (ATU), y las unidades de los
transformadores rectificadores (TRU) para realizar la conversión de
voltaje (Figura 6).
La aeronave cuenta con numerosos componentes, dentro de los más
importantes encontramos la unidad de control de la barra de energía
(BPCU), la cual administra y distribuye la energía obtenida de los
generadores del motor además controla las configuraciones de la barra
de standby (Figura 7).
El avión cuenta con seis unidades de control del generador (GCU), las
cuales proveen funciones de control y protección contra fallas, para su
respectivo generador principal y auxiliar (Figura 8).
Figura 7.
Unidad de control
de la barra de
energía (BPCU),
ubicada en el
compartimento E/E
delantero.
Figura 8.
Unidad de control
del generador
(GCU), ubicada en el
compartimento E/E
trasero.
21
Los 4 generadores de arranque de frecuencia variable (VFSG) con los
que cuenta la aeronave, proveen 235 VCA y alimentan la energía de las
barras principales de carga. En la operación como arrancador del motor,
el VFSG induce el movimiento en los ejes de los motores para el
encendido de los motores principales (Figura 9).
El APU cuenta con dos generadores de arranque (ASG), que pueden
suministrar 235 VCA de energía eléctrica haca las barras de carga
principales (Figura 10). Las ASG’s forman parte de la fuente de energía
primaria cuando la aeronave está en tierra. Además también tienes la
función de actuar como arrancadores para poner en marcha al APU.
Figura 9.
Generador de arranque
de frecuencia variable
(VFSG), ubicados en los
extremos de los motores.
Figura 10. Generador de arranque del
APU, ubicado en el cono de cola.
Figura 11. Batería del APU de litio-
manganeso.
22
Otro componente importante es la batería del APU (Figura 11), que es
de litio- manganeso, esta provee 28 VCD hacia la unidad de arranque
del APU (SPU), durante el arranque del APU en tierra y en la operación
en vuelo.
Finalmente la energía obtenida de los generadores es rectificada para
alimentar otros componentes que requieren menor voltaje, para esto
se cuenta con cuatro unidades transformadores rectificadores (TRU),
los cuales reciben 235 VCA en tres fases, estas unidades se encargan
de transformar y rectificar la energía y a la salida se tienen 28 VCD
(figura 12). [4]
Por último la aeronave cuenta con una batería principal de litio-
manganeso (Figura 13), la cual provee por tiempo limitado una energía
de 28 VCD durante el vuelo para las cargas y componentes críticos.
Figura 12. Unidad de transformadores
rectificadores, el B-787 cuenta con 4 de
estas unidades.
Figura 13. Batería principal del B-787;
voltaje nominal: 28.8 VCD; peso: 29.3 kg;
está constituida por 8 celdas.
23
1.2 Visión General
Los aviones han usado diferentes tipos de baterías desde el inicio de la
aviación. En los inicios, las aeronaves más simples no contaban con
equipos electrónicos, no tenían ningún sistema de luces, iluminación en
la cabina o siquiera un elemento que proporcionara el encendido al
motor, eran diseñadas sin contemplar un espacio para el
almacenamiento de dispositivos de energía eléctrica como una batería.
Posteriormente las aeronaves empezaron a contar con por lo menos
una batería y un generador, con un regulador de voltaje que proveyera
la energía principal para el sistema. Estos sistemas eléctricos eran muy
similares a los utilizados en los automóviles. Después cuando se
tuvieron aeronaves más grandes con motores a reacción, la batería se
convirtió en un elemento crucial para el arranque, no solo de los
motores sino también de las unidades de potencia auxiliar. [5]
Actualmente la batería es un componente esencial de los sistemas
eléctricos de casi todos los aviones. Las baterías se utilizan para
encender los motores y unidades de potencia auxiliar, para
proporcionar energía de reserva o de emergencia para los equipos de
aviónica esenciales, para asegurar que nunca falte el suministro de
energía en las unidades de navegación y computadoras de fly-by-wire,
y capacidad para proporcionar energía en tierra para el mantenimiento
24
y revisiones pre-vuelo. Muchas de estas funciones son de misión crítica,
por lo que el rendimiento y la fiabilidad de una batería para avión son
de considerable importancia. Otros requisitos importantes son la
amabilidad con del medio ambiente, que cuente con una amplia gama
de temperaturas dentro de su funcionamiento, que tenga un fácil
mantenimiento, capacidad de recarga rápida, y una alta tolerancia a las
exigencias requeridas. Históricamente, sólo se han encontrado pocos
tipos de baterías que sean adecuadas para aplicaciones aeronáuticas.
Para ser específicos el término batería quizá sea mal usado desde el
punto de vista conveniente, una batería son dos o más celdas. Para
entender el comportamiento de una batería es necesario distinguir
entre una batería y una celda, además existen dos tipos de celdas,
primarias y secundarias. Las celdas primaria no pueden ser recargadas,
una vez que la celda se haya descargada químicamente, se debe
desechar. En cambio una celda secundaria puede ser recargada a
través de una acción química reversible, aplicando una carga de
corriente, entonces la celda o “batería” puede proveer energía
nuevamente. Un claro ejemplo de una celda primaria puede ser una
pila alcalina, mientras que una batería de plomo ácido para automóvil
es un ejemplo de una celda secundaria. [6]
25
De esta manera simple, una celda está construida de dos electrodos y
un medio electrolítico. La capacidad de almacenamiento de energía de
una celda está determinada por la cantidad de material disponible para
la reacción química. Para maximizar la capacidad de almacenamiento,
las áreas físicas de la cátodo y el ánodo se hacen lo más grande posible,
normalmente mediante la construcción de ellas en forma de placas. La
energía eléctrica se obtiene de las reacciones químicas que envuelven
todos los elementos de la celda (Figura 15).
Figura 14. Símbolos de celda y batería.
Figura 15. Celda de almacenamiento electrolítica.
26
Un gran número de características describe la energía eléctrica que es
almacenada en las celdas (batería). En primera instancia es la
capacidad de energía que almacena, es decir, la cantidad de energía
que la batería puede proveer desde que está completamente cargada
hasta que se descarga totalmente.
Otra importante característica es el voltaje de la celda. Este parámetro
es muy variado, está en función del estado de la carga, la temperatura,
el rango de descarga, y la edad de la celda.
Cada celda tiene una resistencia interna, las cual limita la corriente
máxima que puede ser obtenida o recibida mediante la carga o
descarga. La resistencia interna varía significativamente con la
distancia entre las placas. Esta resistencia interna a veces se muestra
como una resistencia en serie dentro de la celda para fines de diseño,
pero normalmente se omite en los diagramas de circuitos utilizados en
los manuales de mantenimiento y el diagrama de cableado. La
resistencia interna se ve afectada por la temperatura y esto conduce a
problemas prácticos para ciertos tipos de celdas. Ciertas celdas
producen una resistencia interna muy baja, estas tecnologías son para
aplicaciones donde se requiere una corriente muy alta, como es el caso,
cuando se requiere energía para el arranque de un motor.
27
Un número de celdas están conectados entre sí en serie para formar
una batería (Figura 16). El voltaje total de la batería es la suma de los
voltajes de celda individuales.
Como voltaje de una celda, la resistencia interna está en función del
estado de carga, la temperatura y la edad de la celda. Incluso la
capacidad de energía de una celda o batería no es constante. La
capacidad de la batería se deteriora gradualmente con el tiempo en
función, del uso, y en particular, los rangos de carga y descarga.
Para fines de mantenimiento en aeronaves, necesitamos definir la
capacidad aceptable de la batería principal; esta es la proporción de la
capacidad actual y la capacidad nominal, expresado como un
porcentaje. La capacidad real no debe ser inferior al 80% de la
capacidad nominal; por lo tanto, es necesario realizar pruebas de forma
periódica.
Figura 16. Conexión de un conjunto de celdas en serie para formar una batería.
28
El efecto memoria se observa en algunas celdas secundarias que hace
que ocupen menos carga; las celdas pierden gradualmente su
capacidad máxima si se recargan reiteradamente antes de ser
totalmente descargada. También tienen un número finito de ciclos de
carga y descarga, ya que pierden una cantidad muy pequeña de
capacidad de almacenamiento en cada ciclo.
Dentro de la aviación el sistema de energía de corriente directa, utiliza
baterías, estas pueden ser de plomo ácido, de aleaciones de níquel-
cadmio, o las más recientes de níquel- manganeso. Después del
arranque de los motores, la batería se encuentra bajo constante carga.
La elección del tipo de batería depende principalmente del rendimiento
y costo. [6]
1.2.1 Tipos de Baterías
En aviación, las aeronaves han utilizado diferentes tipos de baterías,
desde las de plomo ácido, hasta las más comunes con son las de níquel-
cadmio, y las últimas y más modernas, de litio- manganeso, a
continuación se muestra una explicación detallada de estos diferentes
tipos de baterías.
Baterías de plomo ácido. Estas baterías fueron desarrolladas desde
hace muchos años, fueron de las más antiguas utilizadas en los aviones.
29
En la actualidad algunas aeronaves (de aviación general) continúan con
el uso de estos dispositivos por su accesible costo, y que es una
tecnología medianamente confiable, además también son
implementadas en las aeronaves de ala rotativa, cumpliendo con la
función de proporcionar la energía necesaria para proporcionar el
arranque del motor.
El área de la superficie de la placa, la fuerza del medio electrolítico y la
temperatura determinan la capacidad de energía de una batería de
plomo ácido. En aviación existen dos tipos de baterías utilizados: de
celdas húmedas y selladas. La desventaja de las baterías de celdas
húmedas es que requieren un mantenimiento regular, liberan gases
durante la carga y el electrolito se puede derramar o filtrar, además de
que es corrosivo. Los problemas anteriormente mencionados se
solucionan con las baterías de plomo ácido selladas. Aunque estas
baterías sigan siendo populares en las aeronaves de aviación general,
serán eliminadas por cuestiones ambientales.
En la construcción de las baterías de celdas húmedas, estas son
contenidas en una carcasa resistente a golpes y a la corrosión del ácido,
la cual está hecha de materiales a base de poliestireno. La caja tiene la
salida para las dos terminales y en la tapa tiene una pequeña
ventilación para permitir la salida de los gases pero sin que el electrolito
30
se escape. La siguiente imagen (Figura 17) muestra como la batería
contiene un número de grupos de placas positivas y negativas.
Las placas individuales están separadas por un material poroso para
evitar cortocircuitos a través del contacto físico; hay espacio debajo de
las placas para permitir que cualquier material derramado de las placas
se acumule sin cortocircuitar las placas. Se puede acceder a las celdas
de forma individual para comprobar el contenido y el estado del
electrolito.
Cada placa positiva esa hecha de plomo fundido/antimonio en forma
como una cuadrícula; esta se impregna con una pasta de dióxido de
Figura 17.
Procedimiento para la
construcción de una celda
de plomo ácido.
31
plomo. La placa negativa es una trama que contiene similares de
plomo; esto se refiere a veces como “plomo esponjoso”. En la práctica,
una celda típica se construye con varias placas con el fin de obtener la
salida de corriente requerida. Las placas positivas se distorsionan
cuando las reacciones químicas tienen lugar en un solo lado, por esta
razón, siempre hay un número par de placas positivas intercaladas
entre un número impar de placas negativas. Todas las placas positivas
se conectan entre sí al igual que todas las placas negativas. Las placas
se entrelazan y se separan por un separador poroso que permite la libre
circulación del electrolito a las superficies de la placa; las placas se
apilan todos dentro del recipiente de la pila. El electrolito es ácido
sulfúrico diluido con agua destilada.
Figura 18. Partes principales de una batería de plomo ácido.
32
Cuando está completamente cargada, cada celda tiene una diferencia
de potencial de 2.5 VCD (cayendo a 2.2 VCD después de un período de
aproximadamente una hora) en sus terminales, cuando se descargan
esta diferencia de potencial es de 1.8 VCD. Una batería de seis celdas
produciría 13.2 VCD totalmente cargada, y 10.8 VCD cuando se
descarga. Una batería de doce celdas produciría 26.4 VCD totalmente
cargada, y el 21.6 VCD cuando se descarga. Durante el uso normal de
las celdas de plomo ácido, la tensión del terminal se mantiene en
alrededor de 2 VCD por un período largo de vida de la celda, esto se
conoce como el voltaje nominal de la celda.
Las baterías de plomo ácido son susceptibles a daños a bajas
temperaturas debido a la congelación del electrolito causando daños en
las placas. El punto en el que el electrolito se congela depende de su
peso específico. Para evitar la congelación, el peso específico debe
mantenerse en niveles más altos. Las baterías de plomo ácido requieren
una verificación de su capacidad de almacenamiento durante tres
meses, y tienen una vida aproximadamente de 18 a 24 meses. La
condición de una batería de plomo ácido completamente cargada puede
ser confirmada principalmente por un factor, que el voltaje de las
terminales permanezca en su nivel máximo.
El peso específico del electrolito proporciona los medios definitivos para
comprobar el estado de carga de una celda de plomo ácido; esto debe
33
ser verificado con un hidrómetro de forma periódica. (El peso específico
de un líquido es la densidad relativa, o relación entre el peso del fluido
en comparación con agua pura) El electrolito siempre debe cubrir las
placas. Las diferencias medidas del peso específico del electrolito entre
las celdas, indican que la batería está llegando al final de su vida útil.
Para la carga de baterías de plomo ácido se debe contar con una fuente
de tensión constante. Si por alguna razón se excediera la carga esto
provocaría la ebullición del electrolito, el cual escaparía en forma de
gas. Estos gases son altamente nocivos a menos que la batería cuente
con una muy buena ventilación. La sulfatación se produce cuando un
exceso de sulfato de plomo se acumula en las placas. Esto sucede con
una batería totalmente cargada durante un período de varias semanas,
cuando la batería se descarga naturalmente. Para evitar esto, la batería
debe ser recargada de acuerdo con las instrucciones del manual de
mantenimiento emitido por el fabricante. Siempre es necesario seguir
las instrucciones ya que hay que recordar que las sustancias
mencionadas son altamente corrosivas y al emplear estas baterías en
las aeronaves se puede llegar a tener daños graduales en los
compartimentos o zonas de la estructura que tengan estén en contacto
directo.
34
Baterías de níquel- cadmio. La tecnología de estas baterías está
disponible para las aeronaves desde la década de los 50’s. Con el
tiempo este tipo de batería se convirtió en la más recomendada para
aviones grandes, ya que puede soportar altos rangos de carga y
descarga, y tiene una vida útil más larga. Las desventajas de las
baterías de níquel-cadmio son, que son más caras (que las baterías de
plomo-ácido) y que tienen una salida de tensión baja por celda (de ahí
que su volumen físico sea más grande que una batería de plomo-ácido).
Para su construcción, las placas se forman a partir de una malla de
níquel en la que se sinteriza un polvo de níquel. El proceso de
sinterización (donde se forma el material en polvo en un sólido) se
utiliza para formar la base y placas porosas (llamadas placas). Este
proceso maximiza la cantidad disponible de material activo. Las placas
son impregnadas en vacío con níquel o sales cadmio, y son depositadas
electroquímicamente en los poros de las placas. Las pequeñas barras
de níquel se funden sobre las placas y se forman en las terminales;
estas placas se apilan y separan por un plástico poroso de una manera
similar a la batería de plomo ácido. El electrolito es hidróxido de potasio
diluido en agua destilada. Tanto las placas y electrolito están sellados
en un recipiente de plástico altamente resistente.
Durante la carga, hay un intercambio de iones entre las placas. El
oxígeno se retira de la placa negativa, y se transfiere a la placa positiva.
35
Esta transferencia se lleva a cabo durante el tiempo de la carga
mientras la corriente exista, hasta que todo el oxígeno sea expulsado
de la placa negativa (dejando cadmio metálico) y la placa positiva se
convierta en óxido de níquel. El electrolito actúa como un conductor
ionizado y no reacciona con las placas de ninguna manera. No hay
prácticamente ningún cambio químico en el electrolito durante la carga
o descarga, por lo que su estado no proporciona una indicación de la
condición de la celda. Hacia el final de la carga, la gasificación se
produce como resultado de la electrólisis y el contenido de agua del
electrolito se reduce. El gas emitido por la descomposición de las
moléculas de agua se convierte en hidrógeno, en la placa negativa y en
oxígeno en la placa positiva. Esta desgasificación conduce a la pérdida
de algo de agua; la cantidad de gas liberado es una función de la
temperatura del electrolito y el voltaje de carga.
Figura 19. Batería de níquel- cadmio para aviación, del
fabricante Saft.
36
Cuando está completamente cargada, cada celda tiene una diferencia
de potencial de entre 1.2 y 1.3 VCD en sus terminales. Esto se reduce
a 1.1 VCD cuando se descarga. Una batería para aviación contiene 19
celdas a 1.3 VCD por lo tanto produce en total un voltaje de 24.7 VCD.
El voltaje de la carga depende del diseño y la construcción, pero estará
en el orden de 1.4/1.5 VCD por celda.
Dado que prácticamente no hay ningún cambio químico durante la
carga o descarga de la batería de níquel- cadmio, la condición que
presenta el electrolito no proporciona una indicación de la condición de
la batería. El voltaje que se mida en los bornes de la batería tampoco
proporciona una indicación de carga ya que permanece relativamente
constante. La única forma segura y práctica para determinar la
condición de la batería de níquel cadmio es medido con una descarga
en el taller. La batería completamente cargada se prueba después de
un período de dos horas (descanso), después de que el electrolito se
rellena con agua destilada o desmineralizada. Hay que tener en cuenta
que, dado que el nivel del electrolito depende del estado de carga, el
agua nunca debe ser añadida a la batería, si esta se encuentra en la
aeronave. Las baterías de níquel- cadmio emiten gas cerca del final del
proceso de carga y durante la sobrecarga.
37
Para realizar una prueba de una batería o simplemente darle
mantenimiento en aviación, el fabricante proporciona información
mediante manuales de mantenimiento, la Figura 20 nos muestra el
procedimiento y criterios que se deben tomar para realizarle pruebas.
Figura 20. Diagrama de flujo para el proceso de mantenimiento
de la batería de níquel- cadmio del fabricante Saft.
38
Baterías de Litio. Las baterías de litio incluyen una familia de más de
20 diferentes productos, con muchos tipos de ánodos, cátodos y
electrolitos. El tipo de materiales seleccionados depende de algunos
factores como el costo, capacidad, temperatura, límite de vida, todos
estos son definidos de acuerdo a la aplicación que tendrá.
Como sabemos las aeronaves están equipadas con sistemas que
requieren fuentes de energía autónoma, por ejemplo el localizador de
emergencia (ELT), entre otros equipos. [7]
El litio es uno de los materiales alcalinos del grupo de los metales
reactivos, es uno de los elementos más ligeros, lo cual da una ventaja
inmediata para su aplicación en aeronaves. El litio cuenta con un solo
electrón de valencia que se combina a baja energía, por lo tanto puede
convertirse fácilmente en un ion positivo. Los materiales utilizados para
la creación de una celda son:
Electrolito: iones de litio
Cátodo: cobalto
Ánodo: grafito
Las baterías de iones de litio son una tecnología prometedora que ha
crecido rápidamente. Este tipo de baterías se encuentra a menudo en
productos de consumo (teléfonos móviles y ordenadores portátiles), ya
que tienen relaciones muy altas en cuestión de peso- energía, y una
tasa de carga- descarga, lenta cuando no esté en uso. Por esta razón
39
es que también se implementó en aplicaciones para aeronaves, pero de
una forma cautelosa, ya que son significativamente más susceptibles a
la fuga térmica. Las aplicaciones en aviones ahora incluyen el arranque
del motor y la energía de respaldo, en caso de emergencia, la primera
de estas aplicaciones de estos dispositivos fue en el sector de la
aviación privada. Más adelante se consiguió que esta tecnología fuera
utilizada en la aviación comercial como es el caso de la aeronave B-787
de Boeing, la cual cuenta con una batería principal de litio (Figura 21).
Esto obviamente ofrece varias ventajas en comparación con los
productos de plomo ácido y níquel- cadmio, como mayor vida útil,
menor peso, menor mantenimiento, y la reducción del tiempo de carga.
Por otra parte las desventajas se ven reflejadas en el alto costo de una
batería de este tipo, y que el electrolito es extremadamente inflamable.
Además puede perder el 10% de su capacidad de almacenamiento cada
año a partir de que la batería fue fabricada, independientemente de su
uso. La velocidad a la que se produce el proceso de envejecimiento está
sujeta a la temperatura; a temperaturas más altas, los resultados de
envejecimiento son más rápido.
En resumen la batería es uno de los equipos del sistema de conversión
de energía (PCS).
40
La batería proporciona energía requerida ya sea para el sistema de
reserva o de la unidad de potencia auxiliar (APU). Dos baterías están
instaladas en un avión, para el caso específico del B-787.
La batería está basada en tecnología de iones de litio para proporcionar
la fuente de alimentación de corriente continua y que sea estable.
Contiene un electrodo de óxido de litio positivo, un electrodo negativo
de carbono, separador de plástico, y electrolito orgánico (Figura 22).
La batería tiene dos unidades de monitoreo de la batería (BMU Principal
y Sub BMU), y sus señales discretas de salida son utilizados por la
Unidad de cargador de batería (BCU) y el sistema del avión para las
protecciones de seguridad. La BMU principal se compone de dos
unidades de control independientes nombradas como BMU 1 y BMU 2.
Por otro lado, la Sub BMU se compone de dos unidades de control
independientes nombradas como BMU 3 y 4 BMU.
La BMU1 se encarga de monitorear la carga, sobre carga, y temperatura
de las celdas, además envía las señales de estos parámetros a la BCU
en caso de falla. La BMU 2 se encarga de monitorear la carga excesiva
y de igual forma en caso de laguna falla envía la información a la BCU.
La BMU 3 envía señales cuando detecta errores en el sistema hacia la
BCU, y se encarga de abrir el contactor integrado en caso de falla. La
41
BMU 4 hace un seguimiento detallado de la carga y descarga de la
batería, toma acciones correctivas en caso de falla, en conclusión el
sistema es redundante.
Figura 21. Batería principal, de litio, para el B-787, fabricada por Thales.
Figura 22. Diagrama de una unidad de celda para la batería de litio.
42
1.3 Conexiones y carga de la Batería
Las conexiones dependen del tipo de instalación, de la batería y del
modelo de avión. En las aeronaves más pequeñas, las conexiones de
los cables son más sencillas, simplemente se encajan en los bornes y
se aseguran con una tuerca, un pequeño perno y arandelas. En aviones
más grandes, la batería principal tiene conectores de liberación rápida
(Figura 23). Estos proporcionan protección para las terminales y las
conexiones de cable, el conector de la aeronave es una carcasa de
plástico con dos terminales tipo resorte envueltas (para la conexión de
los cables de la batería) y una rueda manual con tornillo de avance para
sujetarla. La conexión de la batería está integrada en la carcasa de
plástico que cubre la batería; contiene dos clavijas especiales y un
tornillo hembra. Cuando ambas partes están conectadas, los tornillos
de avance se tiran juntos y eventualmente forman una cerradura. Este
mecanismo proporciona buena la presión de contacto y una conexión
de baja resistencia. La batería principal está conectada al sistema de
distribución de la aeronave. Mientras que el cargador de la batería en
un avión grande funciona a partir de 115 VCA, en tres fases, 400 Hz, y
la alimentación de CA es suministrada por la barra de servicio de tierra
(corriente alterna). Una batería de níquel-cadmio completamente
descargada se puede recargar en rango aproximado de 60- 90 minutos.
43
El cargador de la batería tiene dos modos de operación, dependiendo
de si la aeronave está siendo suministrada por la energía de tierra
externo o no. Con el avión en tierra, el cargador es alimentado desde
la barra de servicios de tierra y proporciona una corriente constante a
la batería. Cuando el voltaje de las terminales de la batería alcanza un
nivel definido previamente (ajustado a la temperatura de la batería), la
carga se desconecta automáticamente. Cuando la alimentación externa
no está disponible, la batería se carga de una unidad transformadora
rectificadora (TRU) que proporciona 28 VDC para mantener la carga de
la batería. Además cuenta con un sensor de temperatura de la batería,
que forma parte del sistema de carga para evitar daños a la batería. Si
la temperatura de la batería está fuera de un rango predefinido (en un
rango de -18°C a 60°C), el circuito de carga se desconecta. [7]
Figura 23. Conectores de liberación rápida de una batería principal.
44
Capítulo 2 Diseño del Sistema
En este capítulo se muestra la información correspondiente al desarrollo
del sistema encargado de la simulación del control de carga y descarga
de una batería para aeronaves.
El sistema cuenta con una fuente de alimentación de 5 VCD, para la
parte electrónica, y una batería de 28 VCD para hacer la medición de
voltaje y la prueba de carga. Un relevador el cual lleva el control
5 VCD
Microcontrolador
16F877A
Batería
28 VCD
Relevador
LCD
ADC
Figura 24. Diagrama a bloques del diseño del sistema de monitoreo
de caga para baterías.
45
mecánico para la carga, el Microcontrolador 16f877A el cual además de
contar con un convertidor análogo digital (ADC), tiene un programa
configurado que se encarga de realizar el control de todo el sistema, y
por último una pantalla de LCD para mostrar los valores de voltaje e
indicaciones para la carga.
2.1 Adquisición de Datos
Para la simulación del sistema utilizaremos el microcontrolador
16F877A, se puede alimentar con un voltaje de 3.0 a 5.5 VCD, además
cuenta con una memoria de programa tipo flash, lo que representa
tener gran facilidad para el desarrollo de prototipos como en nuestro
caso. El PIC16F877A es un microcontrolador de Microchip Technology
fabricado con tecnología CMOS, su consumo de potencia es muy bajo y
además es completamente estático, esto quiere decir que el reloj
puede detenerse y los datos de la memoria no se pierden. El
encapsulado más común de este tipo de microcontroladores es de 40
pines, este dispositivo trabaja con un cristal oscilador de hasta 20 MHz,
Los pines de entrada/salida de este microcontrolador están organizados
en cinco puertos, el puerto A con 6 líneas, el puerto B con 8 líneas, el
puerto C con 8 líneas, el puerto D con 8 líneas y el puerto E con 3
46
líneas. Cada pin de esos puertos se puede configurar como entrada o
como salida independiente programando un par de registros diseñados
para tal fin. En ese registro un bit en "0" configura el pin del puerto
correspondiente como salida y un bit en "1" lo configura como entrada.
Los pines del puerto A y del puerto E pueden trabajar como entradas
para el convertidor Análogo a Digital interno, es decir, allí se podría
conectar una señal proveniente de un sensor o de un circuito analógico
para que el microcontrolador la convierta en su equivalente digital y
pueda realizar algún proceso de control o de instrumentación digital.
El consumo de corriente del microcontrolador para su funcionamiento
depende del voltaje de operación, la frecuencia y de las cargas que
Figura 25. Estructura del microcontrolador 16F877A.
47
tengan sus pines. Para un oscilador de 4 MHz el consumo es de
aproximadamente 2mA; aunque este se puede reducir a 40
microamperios cuando se está en el modo sleep (en este modo el micro
se detiene y disminuye el consumo de potencia).
Todo microcontrolador requiere un circuito externo que le indique la
velocidad a la que debe trabajar. Este circuito, que se conoce como
oscilador o reloj, es muy simple pero de vital importancia para el buen
funcionamiento del sistema, para ello se utiliza un circuito adicional
llamado cristal de cuarzo, en nuestro caso es de 4 MHz.
En los microcontroladores se requiere un pin de reset para reiniciar el
funcionamiento del sistema cuando sea necesario, ya sea por una falla
que se presente o porque así se haya diseñado el sistema. El pin de
reset en los PIC es llamado MCLR (master clear).
Módulo del convertidor análogo a digital. Este módulo permite la
conversión de una señal de entrada análoga a su correspondiente valor
numérico de 10 bits. El módulo tiene ocho entradas análogas, las cuales
son multiplexadas dentro de un circuito de muestreo y retención. La
salida del multiplexor es la entrada al convertidor, el cual genera el
resultado por medio de aproximaciones sucesiva, como se muestra en
la figura 26. [8]
48
La referencia análoga de voltaje es seleccionada por software
permitiendo utilizar la fuente de alimentación del PIC (VDD) o un nivel
de voltaje externo aplicado al pin 5 (RA3/AN3/ VREF +).
El módulo tiene los siguientes registros asociados:
• ADCON0: Controla la operación del módulo A/D.
• ADCON1: Configura las funciones de los pines del puerto análogo.
• ADRESL: Contiene la parte BAJA del resultado de la conversión A/D.
• ADRESH: Contiene la parte ALTA del resultado de la conversión A/D.
Figura 26. Diagrama del módulo del convertidor análogo a digital.
49
2.2 Control
Para el control del sistema que se ha diseñado se requiere de un código
de programación el cual es cargado al microcontrolador, y este se
encarga de ejecutar las acciones contenidas en el código, para lo cual
se explica a continuación el desarrollo del mismo.
El programa está dividido en dos partes, la primer parte se encarga de
hacer la medición del voltaje de la batería, prácticamente funciona
como un voltímetro, el específicamente se ha programado con uno de
los convertidores analógicos digitales del microcontrolador.
Posteriormente dentro del programa se indica que las lecturas o valores
de voltaje que son tomados, se muestren en la pantalla de LCD.
Como se ha explicado anteriormente el convertidor análogo digital
convierte las señales digitales, las cuales son tomadas en los pines
correspondientes para esta función. El circuito está diseñado para medir
de 0 a 30 VCD. Así que lo que se tiene que hacer es asignar un valor
equivalente dentro de un rango de 5 VCD (que es el valor máximo que
puede recibir de una señal de voltaje), esto se hace con un divisor de
voltaje, cuando el voltaje de entrada es de 30 VCD (máx.), la tensión
en la resistencia de 20K ohms se convierte en 5 VCD, que es la señal
que se envía al pin RA2 del microcontrolador. Después, el módulo de
50
ADC del microcontrolador convierte la entrada analógica a un número
digital de 10 bits.
Para hacer esta conversión tenemos que:
0v = 0 0 0 0
5v = 1 1 1 1
Resolución = (Vref (+) – Vref(-)) / (1024-1) (ya que el ADC es
de 10 bits)
= 5/1023
= 4.887 mV
Lo que significa que para un cambio en 4.887 mV, se obtendrá un
cambio en la salida binaria de 1.
Así entrada de voltaje al pin analógico de PIC se puede calcular de la
siguiente manera:
ADCON1 = 0x00;
v = ADC_Read(2);
v = ((v*4.89)/20)*120;
La siguiente parte del control se ejecuta, una vez que se tiene la lectura
del voltaje con la siguientes condiciones, que fueron definidas de
acuerdo a los valores mínimos y máximos de carga para una batería de
este tipo establecidos por el fabricante. El valor mínimo se definió entre
los 24 y 25 VCD, si se presentan estos valores se cerrara un relevador
51
para permitir el paso de energía y que la batería se pueda cargar. El
valor máximo quedó definido de 29 a 30 VCD, en el momento que se
tengan estos valores de carga el relevador del circuito se abrirá para
dejar de cargar y con esto evitar una sobrecarga y que la batería se
dañe.
Para controlar esto se ha definido el código del programa de la siguiente
manera, el puerto RB7 del microcontrolador nos entrega valores altos
y bajos (en este caso 1 y 0), de acuerdo a las lecturas del voltaje
obtenidas de la batería, en el circuito se cuenta con un transistor el cual
funciona como un interruptor cuando recibe un valor alto se activa para
permitir que el relevador se cierre, en caso de que la batería presente
voltajes bajos (descarga), permitiendo que comience a cargarse.
Cuando el transistor recibe un valor bajo, dentro de su comportamiento
como interruptor se abre para dejar de cargar la batería cuando esta
presenta valores altos (sobrecarga), esto queda declarado de la
siguiente manera dentro del código del programa:
PORTB.F7 = 1; //Turns ON relay
Delay_ms(250);
if(PORTB.F7==1)
Lcd_Out(2,1,"\f Voltaje Bajo\n");
Delay_ms(150);
52
Lcd_Out(2,1,"\f Cargando...");
Delay_ms(150);
PORTB.F7 = 0; //Turns OFF realy
Delay_ms(250);
if(PORTB.F7==0)
Lcd_Out(2,1,"\f Sobrecarga\n");
Delay_ms(150);
Lcd_Out(2,1,"\f Descargando...");
Delay_ms(150);
Finalmente el código completo del programa que es cargado en el
microcontrolador queda de la siguiente forma, incluye las funciones
explicadas anteriormente para realizar el control y los valores
declarados para mostrar los datos en la pantalla de LCD.
53
Código del programa:
// LCD module connections
sbit LCD_RS at RB5_bit;
sbit LCD_EN at RB7_bit;
sbit LCD_D4 at RC4_bit;
sbit LCD_D5 at RC5_bit;
sbit LCD_D6 at RC6_bit;
sbit LCD_D7 at RC7_bit;
sbit LCD_RS_Direction at TRISB5_bit;
sbit LCD_EN_Direction at TRISB7_bit;
sbit LCD_D4_Direction at TRISC4_bit;
sbit LCD_D5_Direction at TRISC5_bit;
sbit LCD_D6_Direction at TRISC6_bit;
sbit LCD_D7_Direction at TRISC7_bit;
// End LCD module connections
char look(int a)
{
switch(a)
{
case 0:
return '0';
54
case 1:
return '1';
case 2:
return '2';
case 3:
return '3';
case 4:
return '4';
case 5:
return '5';
case 6:
return '6';
case 7:
return '7';
case 8:
return '8';
case 9:
return '9';
default:
return '.';
}
}
55
void main()
{
unsigned int v,vp;
char *volt = "00.0";
TRISA = 0xFF;
Lcd_Init();
Lcd_Cmd(_LCD_CLEAR);
Lcd_Cmd(_LCD_CURSOR_OFF);
TRISB.F7 = 0; //Makes RB7 a output pin
do
{
ADCON1 = 0x00;
v = ADC_Read(2);
v = ((v*4.89)/20)*120;
vp = v;
volt[0] = look(v/10000);
volt[1] = look((v/1000)%10);
volt[3] = look((v/100)%10);
Lcd_Out(1,1,"Voltaje = ");
Lcd_Out(1,11,volt);
Lcd_Out(1,16,"V");
Delay_ms(250);
56
PORTB.F7 = 1; //Turns ON relay
Delay_ms(250);
if(PORTB.F7==1)
Lcd_Out(2,1,"\f Voltaje Bajo\n");
Delay_ms(150);
Lcd_Out(2,1,"\f Cargando...");
Delay_ms(150);
PORTB.F7 = 0; //Turns OFF realy
Delay_ms(250);
if(PORTB.F7==0)
Lcd_Out(2,1,"\f Sobrecarga\n");
Delay_ms(150);
Lcd_Out(2,1,"\f Descargando...");
Delay_ms(150);
} while(1);
}
57
Capítulo 3 Simulación del Sistema
En este capítulo se muestra una breve descripción de los elementos que
constituyen el sistema, así como sus conexiones, además del circuito
diseñado en el programa Proteus para la simulación del sistema.
3.1 Elementos del Sistema
Para la elaboración del circuito se requirió de diferentes elementos,
para lo cual se explica a continuación, la función de cada uno dentro
del sistema.
Baterías. El circuito cuenta con dos baterías, una de 5 VCD, encargada
de suministrar la energía para la alimentación del microcontrolador,
también alimenta a la pantalla de LCD, y también proporciona la
energía para accionar la bobina del relevador. Por otra parte, se cuenta
con la otra batería, que es de 28 VCD, la cual se encarga de simular
una batería real para una aeronave, a esta se le hacen lecturas de la
carga, y es la misma que se tiene que cargar durante el proceso de
prueba, se ha utilizado un resistencia variable de 20K para tener valores
altos y bajos y que puedan leídos por el sistema.
58
Diodo Zener. Este es un tipo de diodo de uso general, se comporta
como un diodo normal cuando se polariza directamente, pero cuando
se polariza inversamente por encima de un cierto voltaje conocido como
tensión de ruptura el voltaje permanece constante para una amplia
gama de corrientes. Para la aplicación de este dispositivo en nuestro
circuito, se consideró contar con una protección especial, de modo que
el diodo actúa como un regulador de voltaje está conectado en paralelo
con el pin que corresponde al convertidor análogo digital, con la
finalidad de proteger a nuestro microcontrolador de sobrecargas.
Transistor. Sabemos que un transistor tiene cuatro regiones de
operación, pero las regiones más usadas son la activa, corte y
saturación. Cuando un transistor trabaja en la zona activa, se comporta
como un amplificador. Cuando funciona como un interruptor, trabaja
en las regiones de corte y saturación. Su aplicación como interruptor
es de las más comunes, como en nuestro caso, la condición es muy
sencilla, si cuenta con la corriente necesaria para operar, que en
nuestro caso es una pequeña corriente que viene del microcontrolador
de acuerdo con las mediciones de voltaje que se estén presentando,
esto permitirá el paso de energía al elemento que tenga conectado, que
para nosotros es la bobina del relevador, permitiendo así activar o
desactivar la bobina, para permitir la carga de la batería, según las
59
condiciones establecidas para el control de nuestro sistema mediante
el programa cargado al microcontrolador.
Relevador. El relevador es un dispositivo muy sencillo, que cuenta con
una bobina, que cuando es inducida produce un movimiento mecánico
en el que las placas conductoras de energía permiten el flujo,
funcionando así como un interruptor, como lo explicamos
anteriormente, para nuestro sistema el relevador va a trabajar en
conjunto con el transistor para permitir la carga o descarga de nuestra
batería, el transistor interpreta la señal que envía el microcontrolador,
mientras que el relevador estará listo para operar cuando el transistor
se lo permita, cabe señalar que la bobina de este elemento se energiza
directamente con 5 VCD, y en sus terminales tendrá una fuente de 28
VCD para que cuando se requiera de acuerdo con las condiciones de
control, realice la carga de la batería.
3.2 Conexión del Sistema
A continuación en la Figura 27, se muestra el diagrama de como se hizo
la conexión de los elementos descritos anteriormente, en el programa
Proteus, para posteriormente hacer la simulación de nuestro sistema.
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Figura 27. Conexión del Sistema.
Diagrama obtenido directamente del programa Proteus. El diagrama muestra en primera instancia, la fuente de alimentación del sistema con una
batería de 28 VCD, posteriormente cuenta con una resistencia variable para hacer las pruebas de carga y descarga, después tenemos un divisor de
voltaje el cual va conectado al convertidor análogo digital con una protección contra sobrecarga que es el diodo Zener, el microcontrolador está
alimentado con 5VCD, al igual que la pantalla LCD y la bobina del relevador. El microcontrolador tiene un oscilador el cual permite mejora la velocidad
de procesamiento. A la salida tenemos conectada la pantalla de LCD la cual lleva información a cada uno de sus pines, para mostrar los mensajes y
datos declarados en el programa. Finalmente tenemos el relevador, el cual tiene un transistor como interruptor y un diodo como elemento de
protección para el transistor y el microcontrolador, en la entrada y salida del relevador debe ir conectada la batería de 28 VCD para cuando este
descargada y se cargue automáticamente, pero para fines de simulación ahorramos líneas de conexión.
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Capítulo 4 Prueba y Resultados
En este último capítulo se hace un análisis de la prueba que se hizo con
el circuito para simular el monitoreo de la carga y descarga de una
batería, así como el análisis de los resultados presentados, y posibles
beneficios de la implementación práctica de este sistema.
4.1 Prueba del sistema
Una vez que tenemos nuestro circuito en Proteus, se carga el programa
compilado (con el programa MicroC) en el PIC 16F877A (Figura 28).
Figura 28. Carga del programa al microcontrolador virtual en Proteus.
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Después damos click en el botón de play para correr el programa y
revisamos que las condiciones establecidas en el programa se cumplan.
Ahora tenemos la resistencia variable en su valor más bajo (recuadro
amarillo) para que pase la energía de nuestra batería (Figura 29).
Figura 29. Simulación en condición de voltaje alto, indicación de
sobrecarga, relevador abierto.
Figura 30. Simulación en condición de voltaje alto, descargando
batería, relevador abierto.
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Observamos que se marca un voltaje alto de casi 29 VCD, la pantalla
nos indica una sobre carga y por lo tanto se requiere aplicar una carga
(recuadro azul), y observamos la posición del relevador que es abierta,
por lo tanto no estaría pasando energía y la carga no se estaría llevando
a cabo (recuadro rojo). Con estas observaciones podemos validar que
el sistema está cumpliendo lo establecido para una condición de
sobrecarga (Figura 30).
Para la siguiente parte declarada en el programa para las condiciones
de voltaje bajo en donde requiere cargarse la batería, tenemos los
siguientes resultados en la simulación (Figura 31), en donde la
resistencia variable se coloca en un valor más alto (recuadro amarillo)
y la pantalla nos muestra el mensaje de voltaje bajo (recuadro azul).
Figura 31. Simulación en condición de voltaje bajo, indicación de
voltaje bajo, relevador cerrado.
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Finalmente observamos la posición del relevador (Figura 32) la cual
cambió (recuadro rojo), ahora está cerrada por lo que estaría
permitiendo el paso de energía a la batería para que esta se cargue,
por lo que tenemos el mensaje en la pantalla de cargando (recuadro
azul).
4.2 Resultados del Sistema
Como pudimos observar durante la simulación, al ser un circuito
idealizado y poder contar con elementos para fines de simulación, los
resultados y mensajes mostrados de acuerdo con el código del
programa cargado al micro controlador, son correctos, la simulación es
Figura 32. Simulación en condición de voltaje bajo, cargando batería,
relevador cerrado.
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buena cumple con lo que necesitamos y trabaja con el diseño que se
estableció. El sistema monitorea correctamente el voltaje mostrado en
la pantalla, y el circuito de control actúa de acuerdo a las condiciones
de carga y descarga previamente establecidas. Para fines didácticos y
de entendimiento, el diseño y la simulación de nuestro sistema de
monitoreo de carga de baterías para aeronaves, es bueno.
Por otra parte si se tuviera la necesidad de implementar este sistema
de forma física sería un poco más complicado llegar a los mismos
resultados, ya que el programa Proteus es muy flexible e idealiza
diferentes elementos que utilizamos en nuestro sistema. Podríamos
realizar la construcción física de este sistema teniendo que hacer más
pruebas y utilizando los elementos correctos, para su adecuado
funcionamiento, con la finalidad de que se vuelva más confiable y se
pueda implementar en circunstancias reales, donde se requieren este
tipo de sistemas, cuando tenemos la necesidad de que una batería se
tenga que almacenar por un periodo largo y además se requiera el
monitoreo preciso para no dañar estos dispositivos, los cuales no son
comunes (la mayoría exclusivos de aviación) por lo cual adquirir
equipos originales que cumplan estas funciones o muy similares,
generarían un alto costo para un taller o algún centro que requiera dar
mantenimiento a estos elementos de las aeronaves, con base en lo
anterior su implementación sería viable.
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Conclusiones.
Realicé un circuito que cumplió con el objetivo principal, el cual
consistía en demostrar el funcionamiento del sistema propuesto para el
monitoreo de la carga de una batería mediante la simulación en el
programa Proteus, cabe mencionar que el programa idealiza varios
dispositivos electrónicos, por lo cual, si realmente se quiere construir
habría que considerar otros parámetros para tener el mismo resultado
que la simulación, la gran ventaja de este sistema, independientemente
de lo anterior expuesto, es la accesibilidad que se tiene para adquirir
estos dispositivos, disponibles comercialmente, pero lo principal que su
adquisición no implicaría un alto costo, en comparación con comprar un
equipo que realice las mismas funciones pero que sea vendido por un
fabricante de alguna marca importante.
Los conocimientos necesarios que se aplicaron para el diseño y
simulación de este sistema se aprendieron durante el seminario, en los
diferentes módulos, incluyendo la parte más complicada que fue la
ejecución del programa encargado del control por medio del
microcontrolador, por lo que el desarrollo de este sistema se puede
considerar multidisciplinario.
La ventaja más grande de presentar este sistema es su posible
aplicación, de poder llevarse a la construcción física, implicaría cubrir
una necesidad en algún taller de mantenimiento o de baterías, en algún
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taller general, e incluso para fines de demostración, para algunos tipos
de baterías, específicamente cuando no se cuenta en los talleres con el
equipo necesario para realizar una desconexión en caso de que la carga
quede completa, durante el mantenimiento de la batería, por lo que se
tienen que administrar los periodos de carga ya que son prolongados
para estar a tiempo cuando la carga este completa y se tenga que
desconectar, y así evitar daños a la batería y poderle dar un uso
continuo, y con la seguridad de que se encuentra en los límites
confiables para su operación. Todo esto se realiza manualmente, pero
se podría tener un cambio radical si se implementara este sistema en
un pequeño panel dentro del taller, que en caso de que el fabricante
tenga un equipo de características similares, se vería reflejado un
ahorro significativo en comparación con la adquisición del equipo
nuevo, lo cual beneficiaria directamente al taller o al empresa.
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Bibliografía.
Libros
[1]Fundamentos de Aeronáutica, Gerardo S. Fuentes, Manuel Tello,
Introducción p. 5, 2011.
[2]Pilot´s Handbook of Aeronautical Knowledge, Chapter 6 Aircraft
Systems, Electrical System p. 6-28, 6-29, FAA, 2008.
[3]Avionics Training: Systems, Installation and Troubleshooting,
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Buchwalter, 2005.
[4]Training And Flight Services, 787 Dreamliner Airplane Systems,
Electrical Power System, eBook, 2010.
[5]Principles Of Avionics, Chapter 11 Complete Avionics Systems p.
388, 4th Edition, Albert Helfrick, 2007.
[6]The Avionics Handbook, Chapter 10 Batteries, Cary R. Spitzer, 2001.
[7]Aircraft Electrical and Electronic Systems, Principles Maintenance an
Operation, Chapter 5 Batteries p. 111-125, 1st Edition, Mike
Tooley, David Wyatt, 2009.
Internet
[8]www.utp.edu.co/~eduque/arquitec/PIC16F877.pdf
