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Trabajo Fin de Grado

Grado en Ingeniería Aeroespacial

Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave

empleando OpenDSS.

Autor: Mª Victoria Alba Prieto

Tutor: Alejandro Marano Marcolini

Dep. De Ingeniería Eléctrica

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2017

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Trabajo Fin de Grado

Grado en Ingeniería Aeroespacial

Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave

empleando OpenDSS.

Autor:

Mª Victoria Alba Prieto

Tutor:

Alejandro Marano Marcolini

Profesor Contratado Doctor

Dep. De Ingeniería Eléctrica

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2017

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Trabajo Fin de Grado: Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Autor: Mª Victoria Alba Prieto

Tutor: Alejandro Marano Marcolini

El tribunal nombrado para juzgar el Trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros:

Presidente:

Vocales:

Secretario:

Acuerdan otorgarle la calificación de:

Sevilla, 2017

El Secretario del Tribunal

vi

vii

Agradecimientos

Este trabajo es el cierre de una etapa y el comienzo de un camino del que aún queda mucho por recorrer. Durante

los años en los que he sido un “proyecto de ingeniero” no solo he adquirido conocimiento técnico sino que he

aprendido a ver las cosas de otra manera, a entender que el fracaso no es algo malo, a veces simplemente es algo

necesario para progresar y alcanzar el éxito o que con perseverancia y constancia podemos llegar adonde

queramos.

Así que le agradezco a todos los que me han acompañado en mis éxitos y mis fracasos, en especial a mi familia,

y a los que directa o indirectamente han formado parte de este trabajo porque gracias a su colaboración he podido

realizarlo, especialmente a mi tutor, Alejandro Marano Marcolini, por darme la oportunidad de llevarlo a cabo.

Mª Victoria Alba Prieto

Sevilla, 2017

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ix

Resumen

Las aeronaves que las compañías están diseñando y produciendo son la materialización de un concepto que

surgió hace décadas pero que no había podido convertirse en una realidad hasta la actualidad, las aeronaves

eléctricas. Los avances tecnológicos en los distintos sectores de la industria han hecho posible que poco a poco

la potencia generada mediante los sistemas hidráulicos, mecánicos y neumáticos se esté sustituyendo por la

generada por el sistema eléctrico. Cada vez más sistemas, por no decir la mayoría de los sistemas y equipos de

a bordo, requieren de energía eléctrica, se está en el punto del More Electric Aircraft (MEA) y la tendencia futura

es conseguir una aeronave totalmente eléctrica, All Electric Aircraft (AEA).

En este trabajo se han analizado los cambios en los sistemas hidráulico, neumático y eléctrico de las aeronaves

con el concepto MEA. Además, como todos los sistemas de aviónica requieren de corriente eléctrica para

funcionar también se han considerado. Por último, a partir de los datos de dos aeronaves con distinta distribución

de potencia, B777 y B787, se ha realizado la simulación del sistema eléctrico en OpenDSS.

x

xi

Índice

Agradecimientos vii

Resumen ix

Índice xi

Índice de Tablas xiii

Índice de Figuras xv

1 Introducción 1 1.1 Arquitectura de las aeronaves. 1

1.1.1 Arquitectura tradicional. 1 1.1.2 Arquitectura de las aeronaves más eléctricas. 2

2 Sistema Hidráulico. 5 2.1 Sistemas hidráulicos básicos. 5

2.1.1 Elementos del sistema hidráulico. 5 2.1.2 Sistemas hidráulicos de centro abierto. 6 2.1.3 Sistemas hidráulicos de centro cerrado. 7

2.2 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 8 2.2.1 Superficies de control. 8 2.2.2 Empuje de reversa. 11 2.2.3 Tren de aterrizaje. 12 2.2.4 Actuadores. 13

2.3 Sistema hidráulico en aeronaves tipo MEA. 14 2.3.1 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 15

3 Sistema Neumático. 19 3.1 Sistemas neumáticos de sangrado. 19 3.2 Sistemas dependientes del sistema neumático. 20

3.2.1 Sistema de control ambiental (ECS). 20 3.2.2 Sistema de protección de hielo y lluvia. 21

3.3 Sistemas dependientes del sistema neumático en aeronaves tipo MEA. 23 3.3.1 Sistema de control ambiental. 23 3.3.2 Sistemas de protección de hielo y lluvia. 24

4 Sistema Eléctrico. 25 4.1 Configuración del sistema eléctrico. 25

4.1.1 Fuentes de energía eléctrica. 25 4.1.2 Distribución de corriente. 27 4.1.3 Cargas eléctricas. 28

xii

4.2 Diseño del sistema eléctrico en aeronaves. 33 4.2.1 Organización de tipo centralizado. 33 4.2.2 Organización tipo descentralizado. 35

5 Aviónica. 37 5.1 Sistemas de navegación. 37

5.1.1 Sistemas de navegación autónomos. 38 5.1.2 Sistemas de navegación por satélite. 39 5.1.3 Sistemas direccionales y de apoyo. 40 5.1.4 Sistemas de aproximación. 41

5.2 Sistemas de comunicación. 42 5.2.1 Sistemas de comunicaciones aéreos. 42 5.2.2 Sistemas de comunicación a bordo. 43

5.3 Sistemas de control automático y director de vuelo. 43 5.3.1 Leyes de pilotaje o de control de vuelo (FCL). 43 5.3.2 Computadores de control de vuelo (FCCs). 44 5.3.3 Director de vuelo (FD). 45 5.3.4 El piloto automático o autopiloto (AP). 46 5.3.5 Sistema de gestión de vuelo (FMS). 46

6 Cálculo de Líneas. 49 6.1 Método normalizado de cálculo de líneas. 49

6.1.1 Datos y cálculos previos. 49 6.1.2 Cálculo de líneas con el método MIL-W-5088. 50

6.2 Aplicación numérica. 54 6.2.1 B777. 54 6.2.2 B787. 55

7 Simulación de la distribución eléctrica 59 7.1 OpenDSS 59 7.2 Análisis del sistema eléctrico de aeronaves. 59

7.2.1 Análisis de una aeronave tipo B777. 59 7.2.2 Análisis del B787. 62 7.2.3 Comparación de resultados. 65

8 Conclusiones 67

Referencias 69

xiii

ÍNDICE DE TABLAS

Tabla 6-1. Máxima caída de tensión admisible. 50

Tabla 6-2. Características geométricas de los calibres AWG. 52

Tabla 6-3. Cálculos de las líneas del B777. 55

Tabla 6-4. Cálculos de líneas para una aeronave tipo B787. 57

Tabla 7-1. Intensidad de las líneas. 60

Tabla 7-2. Intensidad de las cargas. 60

Tabla 7-3. Elementos de suministro de potencia. 61

Tabla 7-4. Potencia de las cargas. 61

Tabla 7-5. Resultado de las tensiones. 61

Tabla 7-6. Intensidad de línea. 63

Tabla 7-7. Intensidad en las cargas. 63

Tabla 7-8. Elementos que suministran potencia. 64

Tabla 7-9. Potencia de las cargas. 64

Tabla 7-10. Resultado de las tensiones. 65

xiv

xv

ÍNDICE DE FIGURAS

Figura 1-1. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tradicionales. 2

Figura 1-2. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tipo MEA. 3

Figura 2-1. Sistema mecánico para el control de superficies. 5

Figura 2-2. Sistema hidráulico básico. 6

Figura 2-3. Sistema hidráulico de centro abierto. 7

Figura 2-4. Sistema hidráulico de centro cerrado. 7

Figura 2-5. Superficies de control de una aeronave. 8

Figura 2-6. Movimiento de los alerones. 9

Figura 2-7. Movimiento del timón de profundidad. 9

Figura 2-8. Movimientos del timón de dirección. 10

Figura 2-9. Elementos del ala. 10

Figura 2-10. Empuje de reversa con compuertas tipo Clamshell. 11

Figura 2-11. Empuje de reversa con compuertas tipo Bucket. 11

Figura 2-12. Empuje de reversa con compuertas tipo Cold Stream. 12

Figura 2-13. Tren de aterrizaje tipo triciclo. 12

Figura 2-14. Actuador lineal convencional.Tren secundario 12

Figura 2-15. Actuador lineal convencional. 13

Figura 2-16. Actuador lineal convencional con interfaz eléctrica. 14

Figura 2-17. Arquitectura del sistema hidráulico del B787. 15

Figura 2-18. Comparativa entre sistemas de control de vuelo convencional y tipo Fly By Wire. 15

Figura 2-19. Sistema de actuadores del B787 diseñado por MOOG. 16

Figura 2-20. Esquema de actuadores electrohidráulicos. 17

Figura 2-21. Esquema de los actuadores electromecánicos. 17

Figura 3-1. Esquema de turbofan. 19

Figura 3-2. Esquema del nivel de presión en las aeronaves de Boeing. 23

Figura 3-3. ECS del B787. 24

Figura 4-1. Esquema de la generación de potencia CF/ IDG. 26

Figura 4-2. Esquema de la generación de potencia VSCF. 26

Figura 4-3. Generador de potencia VF. 26

Figura 4-4. Distribución eléctrica del B767. 28

xvi

Figura 4-5. Disposición general de la iluminación exterior. 30

Figura 4-6. Luces de navegación. 30

Figura 4-7. Posición de luces anticolisión. 31

Figura 4-8. Luces de aterrizaje e inspección de hielo en las alas. 32

Figura 4-9. Iluminación general de la cabina. 33

Figura 4-10. Estructura centralizada del sistema eléctrico. 34

Figura 4-11. Simplificación del sistema eléctrico principal y backup del B777. 34

Figura 4-12. Estructura descentralizada del sistema eléctrico. 35

Figura 4-13. Sistema eléctrico del B787 36

Figura 5-1. Esquema de computador de navegación. 38

Figura 5-2 . Diagrama de bloques del navegador Doppler. 39

Figura 5-3. Transmisión de señales HF. 42

Figura 5-4. Modos de operación Fly-by-wire de las leyes básicas de control. 44

Figura 5-5. Arquitectura de los computadores de control de vuelo. 45

Figura 5-6. Componentes del director de vuelo. 45

Figura 5-7. Diagrama de bloques de la interfaz típica FMS. 47

Figura 6-1. Gráfico de máxima intensidad admisible por un hilo aislado a nivel del mar. 52

Figura 6-2. Gráfica del factor de corrección por altitud. 53

Figura 6-3. Gráfica del factor de corrección según el número de hilos y el nivel de carga del mazo. 53

Figura 6-4. Cargas esenciales alimentadas solo con un generador principal durante el crucero. 54

Figura 6-5. Esquema de la distribución eléctrica considerada en el B777. 55

Figura 6-6. Potencia generada en las distintas fases de vuelo del B787. 56

Figura 6-7. Esquema de la distribución eléctrica de B787. 56

Figura 7-1. Distribución de la potencia en crucero de la aeronave. 62

1

1 INTRODUCCIÓN

l concepto de “aeronave eléctrica” lo empezaron a considerar los diseñadores de aeronaves militares

durante la II Guerra Mundial, pero no pudieron llegar a desarrollarlo debido que les faltaba capacidad de

generación de potencia eléctrica, equipamiento de condicionamiento eléctrico y los sistemas de control

avanzados. Las aeronaves en aquellos tiempos utilizaban la energía eléctrica para accionar los motores, los

sistemas de iluminación y los sistemas a bordo como la radio. Fue a comienzo de los años 90, cuando comenzó

la investigación de tecnologías que redujesen o eliminasen el uso de potencia hidráulica y la sustituyesen por

energía eléctrica.

Actualmente, hay nuevas formas de generación, distribución y consumo de energía en las aeronaves. Se han

desarrollado sistemas de acondicionamiento híbridos e incluso sin sangrado, pilas de combustible, generadores

de frecuencia variable, complejos sistemas digitales integrados y arquitectura de sistemas distribuidos, estas

tecnologías junto con otras tantas se encuentran a bordo de las aeronaves actuales y es lo que se conoce como

“More Electric Aircraft” (MEA) [1].

1.1 Arquitectura de las aeronaves.

Hoy en día, se puede establecer la diferencia entre aeronaves con una arquitectura tradicional y las que tienen

una arquitectura basada en el concepto de MEA.

1.1.1 Arquitectura tradicional.

En las aeronaves civiles convencionales de los motores se obtiene la potencia propulsiva, empuje, necesaria para

poder volar y además proporcionan la potencia necesaria para el resto de cargas que hay en el avión [2]. En estas

aeronaves hay cuatro tipos de potencia no propulsiva obtenidas de los motores: mecánica, hidráulica, neumática

y eléctrica.

Potencia neumática: se extrae aire de los compresores de alta presión de los motores (sangrado de

los motores), esta energía se utiliza en el sistema de control ambiental o presurización (ECS), el

sistema antihielo de las alas y el aire acondicionado.

Potencia mecánica: se utilizaba en las bombas de combustible y aceite, se transfiere de los motores

a las bombas hidráulicas centrales, a las bombas locales y a otros subsistemas mecánicos, incluso se

emplea este tipo de potencia en el generador eléctrico principal.

Potencia hidráulica: se utiliza en los sistemas de actuación encargados de las superficies de control

de vuelo primario y secundario, el tren de aterrizaje, el sistema de frenado, y otros sistemas

auxiliares.

Potencia eléctrica: se obtiene del generador principal y se emplea en la aviónica, los sistemas de

iluminación tanto interior como exterior y los sistemas de entretenimiento. El sistema eléctrico típico

de esta arquitectura consta de 115 Vac a 400 Hz para cargas de alta potencia y 28 Vdc para la

aviónica y las cargas vitales alimentadas por baterías.

Hacer funcionar los elementos básicos de las aeronaves, tales como, los actuadores de control de vuelo, el tren

de aterrizaje, sistema antihielo, encendido de los motores requería la combinación de los sistemas hidráulicos,

mecánicos y neumáticos. Estos sistemas eran pesados, de gran tamaño e ineficientes, continuamente se

producían fugas que eran difíciles de localizar lo que implicaba un mantenimiento continuo.

E

Introducción

2

2

1.1.2 Arquitectura de las aeronaves más eléctricas.

El germen del More Electric Aircraft (MEA), son los sistemas Flight-By-Wire (FBW) o de pilotaje por mando

eléctrico que aparecieron en la aviación comercial de la mano de aeronaves como el A320 y el B777 en la década

de los ochenta. Consiste en usar sistemas de control de vuelo electrónico integrados en computadores para poder

controlar los actuadores de las superficies de control de vuelo que reemplazan los sistemas de control mecánico

o hidromecánico de la arquitectura tradicional [3].

Esta tecnología reduce el peso e incrementa la fiabilidad, el uso de computadores hace que el control de las

superficies de control sea mucho más sencillo y seguro que el control manual que tenían las aeronaves anteriores.

En estos primeros sistemas FBW los actuadores de las superficies de control eran accionados hidráulicamente.

La idea MEA es el uso de una única fuente de potencia en la aeronave, en este caso, sería eléctrica, que alimenten

las cargas de la aeronave. Para hacer esto posible, se desarrolló tecnología capaz de sustituir los sistemas

hidráulicos, mecánicos y neumáticos por sus equivalentes eléctricos. Sustituir el sistema hidráulico y mecánico

supuso una reducción general del peso de la aeronave, sustituir el sistema neumático eliminó el sangrado de las

turbinas lo que hizo que fueran más eficientes, además se redujo el consumo de combustible y el impacto

ambiental.

La gran ventaja del uso de la electrónica digital es que se desarrollan sistemas de diagnóstico y pronóstico

avanzado que mejoran la disponibilidad de la aeronave y reducen el mantenimiento no programado, además

predicen cuando es necesario realizar el mantenimiento y donde están los fallos. Son sistemas redundantes, por

lo que la aeronave puede continuar funcionando si se produce algún fallo.

Para que las aeronaves puedan tener esta tecnología se ha tenido que incrementar la capacidad de generación de

Figura 1-1. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tradicionales.

3

3 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

energía eléctrica, aunque se ha conseguido sin un aumento significativo del peso. Las dos aeronaves diseñadas

a partir del concepto MEA son B787 y A380 pueden generar hasta 1.4MW y 850kW respectivamente. En otras

aeronaves más antiguas las empresas aeronáuticas están sustituyendo gradualmente los sistemas fluido-

neumáticos, es decir, sistemas neumáticos e hidráulicos por sistemas de accionamiento eléctrico [4].

Figura 1-2. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tipo MEA.

Generador de

arranque MOTOR

PRINCIPAL

Distribución

eléctrica

Cargas

comerciales

Sistemas de

motores

Control de

vuelo

Tren de

aterrizaje

Protección

antihielo

ECS

5

2 SISTEMA HIDRÁULICO.

l sistema hidráulico ha tenido un papel muy importante en el control de las aeronaves desde que en 1930

se introdujese por primera vez en el accionamiento del tren de aterrizaje retráctil de las aeronaves de la

época. Desde ese momento cada vez eran más los subsistemas que dependían de él [5].

Las superficies de control en ese momento utilizaban un sistema mecánico basado en el uso de engranajes o

mecanismos, cables y poleas, Figura 2-1, que requerían que los pilotos ejercieran mucha fuerza.

Figura 2-1. Sistema mecánico para el control de superficies.

El sistema mecánico fue sustituido por el hidráulico que empleaba un fluido a presión en la transmisión de las

órdenes del piloto. Cuando el piloto movía los mandos en la cabina, este movimiento se transmitía a través del

fluido hasta la superficie correspondiente. La gran ventaja de este sistema era que ahora el piloto no tenía que

realizar grandes esfuerzos para controlar las superficies de control aerodinámicas, con pequeños movimientos

se podían mover superficies que requerían de grandes fuerzas para poder ser controladas, estas aeronaves tenían

control mecánico y accionamiento hidráulico.

2.1 Sistemas hidráulicos básicos.

2.1.1 Elementos del sistema hidráulico.

Los elementos son [5]:

Bomba hidráulica (pump): conectada a la fuente de energía mediante una caja de cambios, estas

fuentes pueden ser los motores, el APU o el RAT, aunque la principal son los motores. Hacen que

el fluido circule a través de las tuberías del sistema a la presión requerida.

Reservorio (reservoir): almacena el fluido hidráulico a la temperatura y presión de operación para

E

Sistema Hidráulico.

6

6

que esté listo para usarse en cualquier momento. El fluido va desde el reservorio hasta la bomba.

Filtro (filter): se encarga de eliminar las partículas o impurezas que pueda haber en el fluido

hidráulico.

Intercambiador de calor (heat exchanger): mantiene el fluido a la temperatura de operación

adecuada.

Acumulador (accumulator): se usa cuando la presión del fluido es mayor o menor que la de

operación, en estos casos, se encarga de hacer que la presión del fluido sea la adecuada en el Sistema.

Compensa las perdidas cuando hay fugas.

Válvula selectora (selector valve): selecciona la dirección del flujo del líquido hidráulico.

Válvula de liberación (relief valve): limita la presión del Sistema, reduce la presión del sistema

cuando es demasiado alta.

Actuadores (actuators): encargados del movimiento de las superficies de control. Transforman la

presión hidráulica en movimiento, básicamente un actuador es un cilindro con un pistón.

2.1.2 Sistemas hidráulicos de centro abierto.

El sistema de centro abierto mantiene el flujo del fluido, pero no tiene presión cuando los mecanismos de

accionamiento están inactivos, por tanto, este tipo de circuitos hidráulicos son de caudal constante y presión

variable. La bomba hace que el fluido circule desde el reservorio a través de las válvulas selectores para luego

volver al reservorio [6].

Este tipo de sistemas puede emplearse con gran cantidad de subsistemas, solo hay que tener una válvula selectora

para cada subsistema, estas válvulas deben estar conectadas en serie, Figura 2-3 A. En la imagen puede verse

como cuando las válvulas selectoras no están operativas el fluido pasa por ellas para volver al reservorio.

En Figura 2-3 B, una de las válvulas selectoras está operativa, es decir, está posicionada para poder accionar el

mecanismo al que corresponde, en este caso el fluido va desde la bomba hasta el actuador por una de las líneas

de trabajo del sistema. Cuando la válvula está en esta posición, el flujo de fluido a través de la válvula al

reservorio está bloqueado. La presión va aumentando en el sistema para superar la resistencia y lograr mover el

pistón del actuador, el fluido acumulado en el otro lado del actuador vuelve a la válvula selectora y de ahí al

reservorio.

Figura 2-2. Sistema hidráulico básico.

7

7 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

2.1.3 Sistemas hidráulicos de centro cerrado.

En estos sistemas el fluido tiene presión cuando la bomba está operativa. Se caracterizan porque el fluido tiene

un caudal variable y la presión es constante, al contrario que el de centro abierto. Las válvulas selectoras y sus

correspondientes actuadores se colocan en paralelo y para que puedan funcionar al mismo tiempo.

La forma de controlar la presión del circuito depende de la bomba que se utilice. Si se emplea una bomba de

suministro constante, se utiliza un regulador de presión para controlar la presión del sistema y se usa una válvula

de liberación como dispositivo de seguridad de respaldo si el regulador falla. Si se emplea una bomba de

desplazamiento variable, la presión del sistema se controla con el compensador de presión que lleva integrado.

Este compensador varía automáticamente el volumen de salida. Cuando la presión se aproxima a la presión

normal del sistema, el compensador comienza a reducir la salida de flujo de la bomba. Cuando la bomba está

completamente compensada su mecanismo interno hace que el fluido circule a través de la bomba para refrigerar

y lubricar. En este caso, también hay una válvula de liberación como dispositivo de seguridad de respaldo.

Figura 2-3. Sistema hidráulico de centro abierto.

Figura 2-4. Sistema hidráulico de centro cerrado.

Sistema Hidráulico.

8

8

La ventaja del sistema abierto frente al sistema cerrado es que elimina la presurización continua del sistema,

porque la presión va aumentando gradualmente después de que la válvula selectora esté en su posición de

funcionamiento, por lo que hay poco impacto por sobrecargas de presión, esto proporciona un funcionamiento

más suave de los actuadores. Las operaciones son más lentas que el sistema cerrado, en el cual la presión está

disponible en el momento en el que la válvula selectora se posiciona correctamente. La mayoría de las

operaciones de las aeronaves deben hacerse instantáneamente, por lo que los sistemas hidráulicos de centro

cerrado son los más usados.

2.2 Elementos controlados por el sistema hidráulico.

2.2.1 Superficies de control.

Las superficies de control de una aeronave permiten modificar la orientación de la aeronave, moviéndolas se

consigue aumentar o disminuir la sustentación de las superficies de las aeronaves con lo que se consiguen realizar

las maniobras deseadas en cada momento por el piloto. Hay dos tipos de superficies de control, las primarias y

las secundarias, estas superficies son controladas por los pilotos con los mandos de vuelo primarios y secundarios

respectivamente.

Superficies de control primarias.

Son aquellas que modifican la actitud de la aeronave [7] y [8].

Alerones (aleirons): se encuentran aguas debajo de las alas, próximas a la punta del ala. Se utilizan

cuando se quiere hacer un viraje a la izquierda o la derecha, este movimiento es el de alabeo o roll,

y corresponde a un giro entorno al eje longitudinal X.

El piloto realiza este movimiento moviendo el mando hacia el lado al que quiere virar, el alerón del

lado correspondiente se eleva lo que hace que la sustentación de ese ala se reduzca mientras que el

alerón contrario baja produciendo un aumento en la sustentación que eleva el ala. Esto indica que

Figura 2-5. Superficies de control de una aeronave.

9

9 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

los alerones se mueven antisimétricamente.

El ángulo de deflexión de los alerones queda determinado por la cantidad que se mueve el mando

hacia los lados.

Timón de profundidad o elevadores (elevators): situados en el estabilizador horizontal de la

aeronave, en la cola. Se usa cuando se quiere ascender o descender, el movimiento asociado es

el cabeceo o pitch, corresponde con el giro entorno al eje transversal Y.

El movimiento lo realiza el piloto con el mando, empujándolo o tirando de él. Son superficies

simétricas, cuando se tira del mando el timón de profundidad de deflecta hacia arriba, es decir,

disminuye la sustentación de la cola y el morro de la aeronave sube, en caso contrario, cuando

se empuja el mando el timón de profundidad baja y la sustentación de la cola aumenta, esto hace

que el morro baje.

Timón de dirección (rudder): situado en el estabilizador vertical de la cola, se utiliza para

cambiar la dirección horizontal de la aeronave o el rumbo, y se suele usar combinado con los

alerones para equilibrar las fuerzas en el viraje. El movimiento asociado a él se conoce como

guiñada o yaw y está asociado al giro en torno al eje vertical Z de la aeronave.

Figura 2-6. Movimiento de los alerones.

Figura 2-7. Movimiento del timón de profundidad.

Sistema Hidráulico.

10

10

El piloto utiliza los pedales para mover estas superficies, tiene dos pedales que mueven el timón de

dirección hacia el lado del pedal que se haya pulsado.

Superficies de control secundarias.

Se utilizan para modificar la sustentación, la velocidad de la aeronave y hacer más fáciles algunas maniobras

[8]. Estas superficies modifican aumentan o disminuyen la superficie alar y modifican la curvatura del perfil

aerodinámico de las alas. Los principales elementos son:

Flaps: son dispositivos hipersustentadores situados en el borde de salida de las alas. Se usan

cuando la velocidad de la aeronave es baja para aumentar la sustentación y la resistencia, se

deflectan simétricamente modificando el perfil del ala. Se utilizan durante el despegue y el

aterrizaje, Figura 2-5.

Slats: son dispositivos hipersustentadores situados en el borde de ataque de las alas. Se deflectan

simétricamente para poder volar a ángulos de ataque altos sin entrar en pérdida. Son similares a

los flaps y también se usan durante el despegue y el aterrizaje, Figura 2-5 y Figura 2-9.

Figura 2-8. Movimientos del timón de dirección.

Figura 2-9. Elementos del ala.

11

11 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Vortilones: son dispositivos hipersustentadores situados desde el borde de ataque hasta la mitad

del intradós, parte inferior del ala, se usa para canalizar la corriente de aire en el intradós, Figura

2-9.

Spoilers: están situados en el extradós del ala y se usan para frenar la aeronave por lo que

reducen la sustentación, hacen que se pierda velocidad. Se usan durante el aterrizaje y al frenar

en tierra, Figura 2-5 y Figura 2-9.

2.2.2 Empuje de reversa.

El empuje inverso o de reversa se produce mediante unos dispositivos que tienen las aeronaves en los motores

que son los encargados de desviar el chorro de los gases que salen de los motores en una dirección distinta a la

del avión [9]. Se accionan al tocar tierra tras el aterrizaje para ayudar a reducir la velocidad de la aeronave en el

frenado, reduciéndose así la distancia de frenado.

Hay distintos tipos de dispositivos que generan la reversa [10] y [11]:

Compuertas Clamshell: Son compuertas de accionamiento neumático. Cuando se activan las

compuertas giran para abrir los conductos y cerrar la salida normal. Lo usan motores turbofan.

Es un sistema muy complejo mecánicamente [12].

Compuertas tipo Bucket: Utilizan unas compuertas de accionamiento hidráulico para revertir

el flujo. Estas compuertas forman parte de la carcasa de la tobera del motor, son toberas

abatibles. Cuando se despliega, bloquean el flujo de aire en el extremo del motor y éste circula

alrededor del motor dentro de la carcasa. Lo usan turbofanes y turborreactores de baja derivación

[10].

Compuertas tipo Cold Stream: se utiliza en turbofan de alta derivación. Usa las compuertas

en el conducto de derivación para redirigir el aire que se acelera en el fan del motor y no pasa

por la cámara de combustión, esto es el flujo secundario, así se consigue la inversión del empuje.

En el funcionamiento normal las paletas encargadas del empuje de reversa están bloqueadas,

Figura 2-10. Empuje de reversa con compuertas tipo Clamshell.

Figura 2-11. Empuje de reversa con compuertas tipo Bucket.

Sistema Hidráulico.

12

12

luego se despliegan las compuertas para bloquear el flujo y redirigirlo.

2.2.3 Tren de aterrizaje.

El tren de aterrizaje lo forman todos los elementos necesarios para soportar y dirigir una aeronave cuando está

en tierra [8]. Los aviones comerciales suelen tener un tren triciclo, es retráctil y consta del tren principal con dos

o más patas y del tren secundario delantero.

Tren principal: es el encargado de soportar el peso de la aeronave y absorber la energía cinética de

impacto. Se encuentra cerca del centro de gravedad de la aeronave, en las alas, está sometido a

mayores fuerzas y presiones que el secundario.

Tren secundario: es orientable, se encarga de la estabilización y dirección de la aeronave en tierra.

Se encuentra situado en la parte delantera, debajo de la bodega de aviónica, dónde se guarda tras

retraerse durante el vuelo.

El tren de aterrizaje además de elementos como el sistema de dirección, las ruedas y los amortiguadores cuenta

con un sistema de frenos, éstos se utilizan tanto en el aterrizaje como para detener la aeronave en algún punto.

El sistema de frenos depende del sistema hidráulico y se controlan, desde los pedales en la cabina.

El funcionamiento del sistema de frenos puede tener sistemas de control mecánico y accionamiento hidráulico

aunque también los hay de control eléctrico y accionamiento hidráulico.

Figura 2-12. Empuje de reversa con compuertas tipo Cold Stream.

Tren principal

Tren secundario

Figura 2-13. Tren de aterrizaje tipo triciclo.

13

13 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

2.2.4 Actuadores.

Son los elementos más importantes de los sistemas de control de vuelo.

Actuador lineal convencional.

Las aeronaves tradicionales utilizan actuadores convencionales lineales con accionamiento hidráulico, además

usan servoválvulas accionadas mecánicamente para hacer que el fluido vaya por el lugar apropiado del pistón

del actuador [5].

Por tanto, cuando el piloto hace algún movimiento en los mandos, esto se traduce en una entrada en la

servoválvula hasta la posición de operación. El fluido hidráulico entonces fluye al lado correspondiente del

pistón o cilindro mientras que en el otro lado va saliendo fluido, la dirección depende de la orden que haya dado

el piloto.

Los actuadores mecánicos están conectados a dos subsistemas hidráulicos, en la Figura 2-15 serían los canales

verde y azules, que son idénticos y redundantes. Esta redundancia se hace para evitar perder el control del

actuador y por tanto de la superficie de control si hay algún fallo en uno de los subsistemas hidráulicos o hay

una pérdida de fluido. Esto es muy importante, ya que la pérdida de una superficie de control puede afectar al

control global de la aeronave. Los actuadores cuentan a su vez con un modo de revisión simple del seguimiento

de fallos, esto consiste en que se centran automáticamente bajo la influencia de fuerzas aerodinámicas. Este

modo de revisión también se llama centrado aerodinámico y se suele usar cuando las superficies de control

tienen hielo o si se han bloqueado en algún punto intermedio de su recorrido.

Actuadores mecánicos con señal eléctrica.

La mayoría de las aeronaves modernas usan actuadores electrohidráulicos para diversas aplicaciones con

distintos grados de redundancia.

Cuando en las aeronaves comenzaron a incorporarse los pilotos automáticos o autopilotos, a su vez empezaron

a emplearse entradas tanto eléctricas como mecánicas en los actuadores, Figura 2-16. Estas dos entradas son

necesarias porque cuando el control de la aeronave lo tiene el piloto la entrada del actuador es la manual. Sin

embargo, cuando el autopiloto gobierna la aeronave, es el computador del autopiloto quien da la señal de entrada

al actuador. El funcionamiento del actuador siempre es el mismo que en caso anterior, actuador lineal

convencional, solo varía la señal de entrada que se recibe, la posición de la servoválvula continúa controlándose

mecánicamente [5].

Hay que tener en cuenta que cuando está activo el autopiloto su señal tiene prioridad ante las del piloto. Sólo

cuando se desactiva el piloto automático, el piloto tendrá el control total de la aeronave y las señales que se

envían serán mecánicas.

Figura 2-15. Actuador lineal convencional.

Sistema Hidráulico.

14

14

2.3 Sistema hidráulico en aeronaves tipo MEA.

El sistema hidráulico es fundamental y crítico para todas las aeronaves, tanto las tradicionales como aquellas

que ya han incorporado el concepto FBW, A320 o B777, pasando por las más actuales que hay en el mercado,

MEA como A380, A350 y B777, surgidas de la evolución del concepto FBW.

La industria aeronáutica, de los dos tipos de sistemas hidráulicos desarrollados en los apartados 2.1.2 y 2.1.3,

que eran el de centro abierto y centro cerrado, respectivamente, emplea en las aeronaves los sistemas de centro

cerrados, es decir, el fluido tiene caudal variable y presión constante y pueden alimentar diferentes elementos a

la vez. El sistema hidráulico trabaja a altas presiones, entre 2500 y 3000 p.s.i. con fluidos que tienen unas

propiedades determinadas de viscosidad, punto de inflamación y encendido elevados [8].

Las aeronaves que están introduciendo actualmente en el mercado compañías como Boeing con su B787, tienen

un sistema hidráulico que es similar al que llevaban sus predecesoras que no contaban con la tecnología MEA.

Esto consiste en un sistema hidráulico separado en tres subsistemas hidráulicos independientes que trabajan en

paralelo y se encargan del control de las diferentes superficies y sistemas que se mencionaron en el apartado 2.2,

esta es la arquitectura tradicional [13].

Los tres subsistemas son el izquierdo, central y derecho, Figura 2-17. La fuente primaria de los subsistemas

izquierdo y derecho son las bombas que están conectadas a la caja de engranajes de los motores, Engine Driven

Pump (EDP). Además, cada uno de estos subsistemas cuenta con bombas accionadas por un motor eléctrico,

Electric Motor Pump (EMP), que se utiliza en los picos de demanda y las operaciones de tierra. Las bombas del

sistema izquierdo y derecho se encargan del movimiento de las superficies de sustentación y de la reversa.

La gran diferencia entre los sistemas tradicionales y el que incluye el B787 radica en la arquitectura del

subsistema central. En las tradicionales, este subsistema está alimentado por dos bombas hidráulicas que sangran

aire de las turbinas de los motores para cubrir los picos de demanda del tren de aterrizaje y las superficies de

control secundarias durante el despegue y el aterrizaje, durante el resto del vuelo utilizaban dos pequeñas bombas

hidráulicas eléctricas. En el B787 la compañía al introducir el concepto MEA en sus aeronaves ha eliminado el

sangrado de los motores, por lo tanto, el sistema central está alimentado por dos EMP, una de las dos bombas

funciona durante todo el vuelo y la otra sólo está operativa en los momentos de mayor demanda, es decir, en el

despegue y el aterrizaje.

Para poder utilizar componentes hidráulicos de menor tamaño y así ahorrar espacio y peso, el sistema hidráulico

del B787 trabaja a presiones en torno a 5000 p.s.i. lo que supone un incremento respecto a los 2500-3000 p.s.i.

tradicionales [14].

Figura 2-16. Actuador lineal convencional con interfaz eléctrica.

15

15 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

2.3.1 Elementos controlados por el sistema hidráulico.

Los elementos que controla el sistema hidráulico siguen siendo prácticamente los mismos, solamente hay

variaciones en el modo en el que se efectúa el control. Al introducir el pilotaje por mando eléctrico o FBW, las

instrucciones de mando de la cabina se envían a las superficies aerodinámicas de control mediante señales

eléctricas, por tanto, todos los sistemas mecánicos se han sustituido por sistemas eléctricos.

Figura 2-17. Arquitectura del sistema hidráulico del B787.

Figura 2-18. Comparativa entre sistemas de control de vuelo convencional y tipo Fly By Wire.

Sistema Hidráulico.

16

16

Básicamente, las órdenes dadas por el piloto o el autopiloto como señales eléctricas pasan al computador de

control de vuelo (FCC) que tiene integrado todas las leyes de pilotaje, éstas son el conjunto de normas de las

cualidades de vuelo del avión escritas en código, las señales que salen del FCC son las entradas de los actuadores

[4].

Actuadores.

Los actuadores encargados del movimiento de las superficies de control de aeronaves como B787 son un poco

más complejos que los de una aeronave tradicional, principalmente utilizan actuadores electrohidráulicos y

electromecánicos [15].

2.3.1.1.1 Actuadores electrohidra ulicos.

Los actuadores electrohidráulicos (EHA) son básicamente actuadores hidráulicos que tienen una bomba

accionada por un motor eléctrico de velocidad variable, la bomba y el motor son los encargados de que el fluido

hidráulico vaya a una de las cámaras del cilindro y controlan la posición del pistón que se conecta a la superficie

de control y hace que se mueva.

Estos actuadores utilizan la electrónica de potencia y las técnicas de control para que el accionamiento de las

superficies de control de vuelo sea más eficiente que con los actuadores tradicionales [5]. Durante la mayor parte

del vuelo la demanda de los actuadores es mínima, los EHA están diseñados para que sólo obtengan energía

cuando desde cabina se da una orden, esta señal eléctrica se transmite hasta la electrónica de control de los

actuadores (ACE), para mover alguna de las superficies de control, el resto del tiempo los actuadores están en

reposo.

Para conseguir esto los EHA están alimentado por AC trifásica para alimentar la parte electrónica del

actuador que mueve la bomba de velocidad variable consiguiéndose así el desplazamiento constante de la

bomba hidráulica. Cuando los actuadores están en reposo, solo requieren energía los ACE. Cuando los ACE

reciben una orden, éstos la transmiten a la unidad de potencia electrónica que es capaz de reaccionar lo

suficientemente rápido para accionar el motor de velocidad variable y presurizar el actuador para que la

superficie de control se mueva según lo demandado desde cabina. Tras satisfacer la demanda la electrónica

Figura 2-19. Sistema de actuadores del B787 diseñado por MOOG.

17

17 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

de potencia vuelve a su estado de reposo normal, lo que conlleva un ahorro de energía.

2.3.1.1.2 Actuadores electromeca nicos.

Los actuadores electromecánicos (EMA) sustituyen la señal eléctrica y la energía de accionamiento del EHA

por un motor eléctrico y una caja de cambios, usan el par motor para el desplazamiento del pistón (Screw Jack)

que mueve las superficies de control, por tanto, aquí no se utiliza fluido hidráulico [5].

El funcionamiento de estos actuadores es análogo a los EHA, cuando en la cabina se da una orden, ésta la recibe

el ACE que la transmite a la unidad de potencia electrónica para accionar así el motor eléctrico, la diferencia

está en esta parte del proceso pues ahora el motor está conectado a una caja de engranajes con la que se mueve

un pistón de tornillo dando como resultado el movimiento de las superficies de control. En este proceso también

tiene realimentación de las señales para comprobar que se está realizando todo correctamente.

Figura 2-20. Esquema de actuadores electrohidráulicos.

Figura 2-21. Esquema de los actuadores electromecánicos.

19

3 SISTEMA NEUMÁTICO.

Las primeras aeronaves no contaban con el sistema neumático, posteriormente, aplicaron los conocimientos

industriales a las aeronaves que se iban desarrollando y así es como comenzó a introducirse este sistema que

llegó a ser necesario para la realización de ciertas operaciones [16]. Este sistema alimenta a otros que funcionan

a partir del aire a presión, por tanto, el concepto es similar al del sistema hidráulico solo que con un gas.

Hay dos tipos de sistemas neumáticos, el primero es de alta presión y se utiliza como sistema de potencia para

mover el tren de aterrizaje, los frenos,… en aeronaves pequeñas y medianas que emplean turbohélices. El otro

es un sistema de media y baja presión y lo utilizan como sistema de sangrado en aeronaves más grandes como

las comerciales que cuentan con turbinas, con él alimentan el aire acondicionado y el sistema antihielo entre

otros.

De los dos sistemas el que nos interesa es el que se utiliza como sistema de sangrado por ser el que usan las

aeronaves comerciales.

3.1 Sistemas neumáticos de sangrado.

Al principio, las aeronaves empleaban los sistemas neumáticos como sistemas de potencia, pero comenzaron a

desarrollarse sistemas hidráulicos que podían sustituirlos en sus funciones. A la par, aparecieron los motores a

reacción en los que se podía extraer aire en las etapas de compresión, así que el sistema neumático pasó a

encargarse de proporcionar aire con presión y temperatura controladas a los sistemas primarios, tales como el

aire acondicionado, sistema antihielo o el arranque de los motores, y a los sistemas secundarios que eran los

sistemas de presurización de los depósitos hidráulicos [16].

Además de los motores, el sistema neumático puede funcionar a partir del APU o de un equipo de tierra. Con

respecto al sangrado de aire de los motores, el aire se puede extraer de tres etapas distintas como son el fan, el

compresor de baja presión y el compresor de alta presión. Cuando el motor funciona a muchas revoluciones se

sangra el aire del compresor de baja que proporciona presión suficiente para abastecer los sistemas en

condiciones normales pero si hay más demanda es cuando se usa el sangrado del compresor de alta presión [17].

Figura 3-1. Esquema de turbofan.

Sistema Neumático.

20

20

3.2 Sistemas dependientes del sistema neumático.

3.2.1 Sistema de control ambiental (ECS).

Este sistema es fundamental en cualquier aeronave porque al aumentar la altitud disminuye la presión del aire.

Por debajo de los 7000 ft los seres humanos no tienen ningún problema pero por encima de esa altitud la presión

parcial del oxígeno va siendo cada vez más insuficiente para la saturación de la sangre, es decir, en la sangre hay

menos oxígeno del necesario para el correcto funcionamiento del organismo, a esto se le conoce como hipoxia,

en algunos casos a altitudes superiores a los 22000 ft puede provocar la pérdida de conciencia e incluso la muerte

si no se recibe oxígeno [18].

La temperatura también es un factor importante tanto para las personas como para los equipos a bordo de la

aeronave. La refrigeración es mucho más complicada que la calefacción en la que se sangra aire de los motores.

Además, hay muchos factores que hacen que haya problemas de refrigeración como emisiones de calor.

Por tanto, el sistema de control ambiental es el encargado de hacer que las condiciones de la aeronave sean

cómodas para la tripulación y el pasaje proporcionando aire con el nivel óptimo de humedad y oxígeno para

evitar problemas y a la temperatura adecuada según la zona del avión para los equipos y las personas.

Fuentes de calor.

Durante el vuelo, hay distintas fuentes de calor que hacen que aumente la temperatura en ciertas partes de la

aeronave, lo que supone problemas para el sistema de enfriamiento o lo que es lo mismo el ECS [5].

3.2.1.1.1 Calentamiento aerodina mico.

Es un proceso en el que la temperatura de la aeronave aumenta en el fuselaje debido a la fricción entre éste y las

moléculas de aire. El aumento de la temperatura exterior implica un aumento en el interior de la aeronave,

concretamente en la cabina y en las bodegas de equipamiento. La superficie exterior de la aeronave puede llegar

a alcanzar 100ºC o incluso más en vuelos transónicos a niveles de vuelo bajo, mientras que la temperatura puede

ser aún mayor en vuelos supersónicos a altitudes medias y altas. En vuelos subsónicos, en los días fríos pueden

alcanzarse temperaturas negativas, en tales casos habría que calentar la aeronave en vez de refrigerarla.

3.2.1.1.2 Radiacio n solar.

En las aeronaves civiles afecta indirectamente a la cabina y la bodega de equipamiento, pero es muy importante

en la aviación militar debido a que a grandes altitudes el efecto de la radiación solar es mayor y combina la

incidencia directa de la radiación solar con la temperatura interior de la aeronave, todo esto junto con su

equipamiento puede afectar al piloto.

La radiación solar implica un aumento de 20ºC sobre la temperatura ambiente de las superficies que estén

expuestas directamente, aunque la temperatura final a la que se encuentre sometida la aeronave depende del

material del que esté hecho la superficie, la zona donde se esté volando y la incidencia solar.

3.2.1.1.3 Sistemas de avio nica.

Los equipos de aviónica se han ido diseñando para reducir la disipación de calor de los componentes electrónicos

individuales, pero hay que tener en cuenta que en la bodega de aviónica hay muchos equipos juntos lo que hace

que la temperatura global aumente. Al disipar energía de forma continuada hay que refrigerar la bodega por

medio de sistemas que no dañen los equipos y los protejan de las condiciones climáticas que haya [5].

3.2.1.1.4 Sistemas de la aeronave.

Los distintos sistemas con los que cuenta la aeronave, tales como, el hidráulico, eléctrico, neumático, el propio

ECS tienen componentes que emiten calor. Estas emisiones pueden ser en forma de radiación de componentes

que consumen energía en los sistemas como las bombas o motores, o de calor disipado en líquidos refrigerantes.

Diseño del sistema ECS.

En la cabina, el ECS está diseñado para que el aire entre por conductos aéreos y se extraiga a nivel del suelo, la

intención del diseño es evitar que el aire fluya de delante hacia atrás, para evitar contaminación vírica y

bacteriana se filtra y se renueva el aire cada dos o tres minutos [5].

21

21 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

En la bodega de aviónica la temperatura a la que los equipos pueden funcionar correctamente es superior a la

temperatura que puede tolerar el ser humano, es de hasta 100ºC. Los sistemas de aire acondicionado están

diseñado para proporcionar un máximo de 70ºC, que es lo suficientemente baja para que los componentes sigan

siendo fiables. La temperatura mínima de funcionamiento de los equipos suele ser -30ºC. Por tanto, éstos se

diseñan para que puedan funcionar en unos rangos de temperaturas entre -40ºC y 90ºC.

Sangrado de los motores.

Las aeronaves civiles y militares utilizan el sangrado del compresor de alta presión como fuente principal del

acondicionamiento de aire, se utiliza siempre que los motores estén funcionando [5].

Existen dos tipos de sangrado, el de bucle abierto y el de bucle cerrado. El ECS de bucle abierto toma grandes

cantidades de aire de los motores, lo refrigeran y después lo usan como sistema refrigerante o aire acondicionado

para los pasajeros, la tripulación y los equipos, luego este aire se expulsa de la aeronave. El ECS de bucle cerrado,

recicla el aire, o sea, toma aire del exterior, lo refrigera y se emplea en cabina y con los equipos, posteriormente

se vuelve a refrigerar y a emplear. Este método sangra menos aire de los motores, y éste se utiliza para presurizar

y una pequeña cantidad de aire se emplea para compensar pérdidas del sistema de bucle cerrado.

Por lo tanto, con el sistema de bucle cerrado las aeronaves disponen de mayor empuje y pueden operar más

eficientemente en vuelos largos, pero también tienen dificultades porque estos sistemas son más pesados y más

caros que los de bucle abierto, por esto los de bucle abierto son más usados aunque se usan los de bucle cerrado

para la recirculación de aire en cabina.

3.2.2 Sistema de protección de hielo y lluvia.

El depósito de hielo sobre la superficie de una aeronave se denomina engelamiento, se produce cuando el agua

líquida subfundida, gotas de agua que se encuentran en estado líquido a temperaturas inferiores a cero grados,

entra en contacto con la aeronave [19].

Al adherirse el hielo a las distintas superficies de la aeronave produce:

Alteraciones en las propiedades aerodinámicas de la aeronave durante el vuelo.

Reducción de la visibilidad.

Interferencias en las comunicaciones por radio.

Errores en la instrumentación.

Aumento de peso en la aeronave.

Pérdida de potencia.

Vibraciones que provocan fatiga estructural.

Tipos de engelamiento.

Hay dos tipos de engelamientos diferentes.

3.2.2.1.1 Engelamiento en el exterior de la aeronave.

Produce alteraciones en las propiedades aerodinámicas de la aeronave. Puede darse en:

Borde de ataque y cola: modifica los perfiles aerodinámicos haciendo que el avión pierda

sustentación lo que provoca el aumento del ángulo de ataque. Además, el peso del hielo hace que se

pierda estabilidad porque la distribución se vuelve antisimétrica. La resistencia aerodinámica

aumenta lo que conlleva un aumento de la velocidad de pérdida.

Hélices: se modifica el perfil de las hélices provocando desequilibrios.

Tubos de Pitot y Venturi: son entradas de aire para medir la presión y la velocidad de la aeronave,

cuando se obstruyen la medición que dan los indicadores es errónea.

Antenas: la acumulación de hielo puede provocar vibraciones que ponen en peligro las

comunicaciones.

Sistema Neumático.

22

22

Parabrisas de la cabina: cuando el hielo cristaliza en esta zona se reduce la visibilidad del piloto.

Tren de aterrizaje y flaps: la acumulación de hielo puede hacer que pierda eficacia o que lleguen

a bloquearse.

3.2.2.1.2 Engelamiento interno.

Afecta a los motores, es el engelamiento de las entradas de aire y en el carburador, el principal efecto es la

pérdida de potencia.

En las entradas de aire del motor y en el compresor puede formarse hielo por impacto que

disminuye la potencia.

En el carburador, si el aire es húmedo se forma hielo que bloquea la entrada de aire y produce una

pérdida de potencia. Para prevenirlo se usa el dispositivo de calefacción del carburador.

Protección contra engelamiento.

La principal protección ante este fenómeno es conocer las condiciones meteorológicas que hay y evitar volar en

las zonas donde pueda producirse el engelamiento o formación de hielo. Pero también se han desarrollado

distintos tipos de equipos de deshielo para eliminar el hielo que se forma y evitar que se produzca.

Químicos, consiste en bañar las hélices y cristales del parabrisas en sustancias químicas que impide

que el hielo se forme, son comunes en climas muy fríos.

Mecánicos, son revestimientos neumáticos que se inflan con el aire producido por el sangrado del

motor, se usan en aeronaves pequeñas.

Térmicos, son calentadores eléctricos que se emplean en el tubo de Pitot o calentadores de aire que

se usan en el borde de ataque del ala, en las hélices, en el carburador y en la cola.

Neumáticos, consiste en el sangrado de aire caliente de los motores para calentar el borde de ataque

de las alas.

En las aeronaves con arquitectura tradicional se suele emplear el sistema de neumático de sangrado de aire

caliente como sistema antihielo y de deshielo [20]. Tiene válvulas de control del sangrado de aire desde los

motores a las alas las salidas de aire se encuentran distribuidas a lo largo del ala. El aire se expulsa por los

agujeros que están en la parte del intradós del ala.

Los problemas de emplear el sistema anteriormente mencionado son:

Reducción de la eficiencia de los motores.

Se genera resistencia y ruido.

Limitación del control de temperatura.

Hay pérdidas de energía.

23

23 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

3.3 Sistemas dependientes del sistema neumático en aeronaves tipo MEA.

3.3.1 Sistema de control ambiental.

Tal y como se comentó, las aeronaves tienen un sistema ECS que hacen que la presión en su interior tenga unos

niveles tolerables para el ser humano siendo mucho menor que la presión atmosférica real que es la que habría

en el exterior de la aeronave a la altitud de vuelo correspondiente.

Puede apreciarse que Boeing ha optimizado sus ECS en los B787 [21], haciendo que la presión máxima a la que

está sometida el pasaje sea la correspondiente a una altitud de 6000 ft, a esta altitud un individuo no tendría

ningún problema a causa de la falta de oxígeno.

Otro de los cambios que ha introducido la compañía en estos modelos ha sido la supresión del sangrado de aire

de los motores debido a que son MEA. Ahora usan compresores eléctricos para la presurización de la cabina y

proveer de aire al ECS.

Funcionamiento del sistema.

El aire entra del exterior y pasa por los compresores que elevan su presión y temperatura, posteriormente se hace

pasar por un conversor de ozono, Figura 3-3 que elimina esta sustancia perjudicial para el ser humano. A su vez,

se toma aire del exterior la entrada Ram Air que se emplea en los intercambiadores de temperatura, a los que

entra el aire tratado tras el convertidor de ozono, de esta manera se reduce un poco la temperatura. Este aire entra

en la máquina de circulación de aire que consta de turbinas, donde se reduce un poco más la presión y la

temperatura, a continuación, el aire reduce aún más su temperatura en el intercambiador de calor secundario y

luego reduce la presión al entrar de nuevo en la máquina de circulación de aire, al salir de la máquina el aire está

listo para mezclarse con el que se ha extraído de la cabina. La mezcla se realiza en el mezclador que consta de

filtros que lo purifican eliminando todo tipo de impurezas, partículas, virus y bacterias, dejando el aire listo para

regresar a la cabina.

Figura 3-2. Esquema del nivel de presión en las aeronaves de Boeing.

Sistema Neumático.

24

24

3.3.2 Sistemas de protección de hielo y lluvia.

La supresión del sangrado de los motores también ha afectado a este sistema, aeronaves como B787 han

introducido el denominado sistema de protección anti-hielo electro-térmico que consiste en calentadores

eléctricos que se pueden usar tanto para evitar la formación de hielo como para el deshielo ya que calienta las

zonas del borde de ataque. Este método es más eficiente que el tradicional y sus ventajas son [20]:

Distribución eficiente del calor.

Menores pérdidas de energía.

Sirven como sistema anti-hielo y deshielo.

Eliminan el ruido y la resistencia producida por el sangrado del aire de los motores.

Las desventajas de este sistema con respecto a las aeronaves que tiene arquitectura tradicional son:

Demandan más energía eléctrica.

Sólo lo pueden usar aeronaves con arquitectura eléctrica tipo MEA tales como B787.

Cabe destacar que la diferencia entre el sistema anti-hielo y el de deshielo es que el primero está emitiendo calor

continuamente para proteger y evitar la formación de hielo, mientras que el segundo emite calor de forma

intermitente para quitar el hielo que se ha formado. Este último al tener un consumo menor es el que más se

emplea.

Figura 3-3. ECS del B787.

25

4 SISTEMA ELÉCTRICO.

n el comienzo de la aviación, la energía eléctrica solo era necesaria para accionar las bujías de los motores.

Posteriormente, comenzaron a instalarse sistemas a bordo como transmisores-receptores de radio que

necesitaban una fuente de energía eléctrica que los alimentase, para ello utilizaban una batería que contaba

con un generador de corriente continua para recargarla y alimentar la radio.

Con el desarrollo de la aviación se fueron introduciendo poco a poco nuevos elementos que iban dependiendo

cada vez más de la energía eléctrica, lo que supuso que el generador debía de producir cada vez más potencia y

la batería debía tener cada vez más capacidad de almacenamiento. Para abastecer de toda la energía eléctrica, se

acopló mecánicamente un generador eléctrico al motor del avión a través de un sistema de engranajes [22].

Actualmente, el sistema eléctrico es fundamental en las aeronaves puesto que genera o almacena, controla y

distribuye la energía eléctrica a todos los elementos y sistemas que la necesitan, que son prácticamente la

mayoría de los equipos de a bordo [8].

4.1 Configuración del sistema eléctrico.

Todas las aeronaves actuales funcionan con corriente alterna (AC) y corriente continua (DC). Suelen utilizar

corriente continua a 28 V y corriente alterna a 115 V y 400 Hz, cuando algún sistema necesita otro tipo de

tensión, disponen de convertidores.

La aeronave debe disponer de energía eléctrica suficiente para abastecer a todos los sistemas, equipos y

dispositivos que lo necesiten para operar, a todo este grupo se le denomina cargas y forman el subsistema de

usuario o de consumo [22].

4.1.1 Fuentes de energía eléctrica.

La energía que necesitan las cargas se produce a partir de generadores instalados en distintos puntos de las

aeronaves. Las fuentes primarias son las encargadas de producir la energía durante el vuelo en condiciones

normales, estas fuentes constituyen el subsistema de generación principal. Las fuentes alternativas o auxiliares

cubren las necesidades en todo el sistema o parte de él cuando las fuentes primarias están total o parcialmente

fuera de servicio, constituyen el subsistema de generación auxiliar [22].

Subsistemas de generación principal.

Lo constituyen los generadores arrastrados por los motores de la aeronave, en ellos se produce corriente alterna

a 115V y 400 Hz, en trifásica. Hay distintos sistemas de generación de energía entre los que están CF/IDG,

VSCF y VF.

4.1.1.1.1 CF/IDG.

Este sistema de generación tiene una unidad de velocidad constante (CSD) que actúa como una caja de cambios

automática manteniendo la velocidad del eje del generador a unas revoluciones que dan como resultado una

salida en frecuencia constante de 400 Hz [5]. Este sistema lo tiene instalado el B777, de hecho, lo usan para

generar potencia AC a frecuencia constante la mayoría de las aeronaves con turbofan, el problema que puede

tener es que es un sistema bastante caro tanto de adquirirlo como de mantenerlo debido al CSD.

E

Sistema Eléctrico.

26

26

4.1.1.1.2 VSCF.

En este caso, la velocidad de salida es variable y por tanto, la frecuencia del generador también lo es. Para

proporcionar corriente alterna a una frecuencia constante de 400 Hz, se utiliza un enlace DC, DC link, entre el

generador y las cargas de alterna, para ello se utilizan convertidores de potencia AC/DC y DC/AC o un

cicloconvertidos. Además, el enlace permite alimentar las cargas de alta tensión y cargar las baterías [23], lo usa

el sistema de back up del B777.

4.1.1.1.3 VF.

En el sistema de frecuencia variable (VF) la velocidad del motor es variable, por tanto, la frecuencia del

generador varía de 360-720 Hz. Esta forma de generar potencia es la más simple, barata y fiable que hay, aunque

la frecuencia variable puede tener un efecto negativo en los motores eléctricos de AC de los sistemas de las

aeronaves, como el de combustible, ECS y el hidráulico. En la mayoría de los casos se puede adaptar la variación

en el motor/bomba pero en los peores casos el controlador del motor puede necesitar para recuperarse un

controlador más simple. Cuando se usa este tipo de generador de potencia, las compañías Airbus y Boeing se

aseguran que los equipos que le suministran sus proveedores son capaces de operar con las variaciones de

frecuencias previstas. Este generador se encuentra en el A380 y el B787 [5].

Figura 4-1. Esquema de la generación de potencia CF/ IDG.

Figura 4-2. Esquema de la generación de potencia VSCF.

Figura 4-3. Generador de potencia VF.

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27 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Subsistemas de generación auxiliar.

Se utiliza cuando la generación principal tiene problemas para alimentar las cargas, garantiza tanto la corriente

alterna como continua.

4.1.1.2.1 Baterí a de acumuladores.

Generan corriente continua, son recargables y aunque no son equipos ligeros son necesarios llevarlos a bordo.

Generalmente se suelen usar en el arranque los motores y de las unidades de generación auxiliares (APU),

además, alimentan automáticamente las cargas si les falta alimentación [24].

4.1.1.2.2 Generador del APU.

Se utiliza durante el mantenimiento en tierra y para el encendido de los motores, proporciona corriente alterna,

y durante el vuelo se usa cuando fallan los generadores principales como backup [23].

4.1.1.2.3 Generador de emergencia.

Cuando el APU falla entran en funcionamiento las turbinas de aire (RAT) o las pilas de combustible para

suministrar energías ante emergencias.

El RAT es un generador de velocidad constante que se usa en circunstancias extremadamente raras cuando las

aeronaves pierden potencia, en tal caso se despliega del fuselaje o una de las alas del avión y comienza a rotar

para extraer la energía suficiente de las corrientes de aire que le permita aterrizar. Pueden ser tanto hidráulicos,

eléctricos e híbridos [25].

Las pilas de combustible suelen trabajar con las baterías, las baterías proporcionan energía en periodos

transitorios y las pilas de combustible en operaciones estacionarias [23].

4.1.1.2.4 Toma de energí a exterior.

Se emplean en operaciones en tierra de larga duración, se necesita en las pruebas de mantenimiento. La potencia

puede generarse a partir de un conjunto motor-generador, es trifásica a 115 Vac y 400 Hz como la que

proporcionan los generadores de la aeronave [23].

4.1.2 Distribución de corriente.

Las barras de distribución (BUS) son los elementos de unión entre el sistema eléctrico de generación de corriente

tanto alterna como continua y los sistemas usuarios. Dependiendo de su utilización pueden ser de distintos tipos

[26]:

Barras principales: alimentadas por los generadores del motor o APU.

Barras esenciales y de emergencia: alimentadas por todos los generadores de la aeronave,

funcionan aunque deje de funcionar un generador o el generador del APU. En caso de pérdida total

de alimentación de generadores pueden alimentarse desde las baterías directamente a la barra DC o

mediante un inversor a la barra AC

Barras de servicio: si se alimenta desde tierra se pueden hacer operaciones como la apertura de la

bodega, iluminación de cabina, entre otras operaciones. Durante el vuelo están siempre alimentadas

desde las barras principales a las que se encuentra conectada.

Barras de servicio en tierra: tienen la misma función que las de servicio, la usan el APU y la

potencia exterior. Alimentan los sistemas usados en tierra para las operaciones en tierra. No

funcionan durante el vuelo.

Barras calientes: no usan interruptor para estar alimentadas, suelen ser de corriente continua y están

conectadas directamente a las baterías del avión.

Sistema Eléctrico.

28

28

4.1.3 Cargas eléctricas.

Tras generarse y distribuirse la energía eléctrica está disponible para los distintos servicios de la aeronave. Estos

servicios se clasifican en función de su tarea:

Motores y actuadores.

Los motores se utilizan cuando se necesita una fuerza para accionar una válvula o un actuador haciéndola

cambiar de una posición a otra según lo requiera el sistema. Los usos típicos son [5]:

Actuación lineal: actuadores de posición eléctricos para el control de turbinas y actuadores de ajuste

de los sistemas de control de vuelo.

Actuación rotatoria: actuadores de posición eléctricos para las operaciones de flap y slat.

Operaciones de válvula de control: operaciones eléctricas de las válvulas de control de

combustible, válvulas de control hidráulicas, válvulas de control del aire y válvulas de control de

sistemas auxiliares.

Motores de accionamiento: encargados de accionar las turbinas, el APU y otros sistemas que

requieren de ayuda para alcanzar la operación de autosuficiencia.

Bombas: proporcionan una fuerza a las bombas de combustible, hidráulicas y bombas de sistemas

auxiliares.

Motores giróscopos: proporciona energía para hacer funcionar los giróscopos de los instrumentos

de vuelo y los pilotos automáticos, la aviónica más moderna usa giróscopos sólidos que no requieren

alimentarse de la corriente.

Motores de los fan: alimentan los fan o ventiladores del sistema de refrigeración tanto de cabina

como de los equipos.

Muchas de estas operaciones son puntuales como el encendido de los motores, mientras que otros sistemas

requieren la energía eléctrica durante todo el vuelo como los giróscopos o el sistema de refrigeración.

Figura 4-4. Distribución eléctrica del B767.

29

29 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Sistemas de calefacción.

Los sistemas de calefacción requieren mucha energía eléctrica, algunos de los sistemas que más consumen son

los sistemas anti-hielo y de deshielo [5]. La potencia no tiene que tener una frecuencia estable por lo que es

mucho más fácil y barata de generar. Las aeronaves tradicionales usan para el sistema anti-hielo y deshielo la

combinación de electricidad y aire caliente del sangrado de los motores, mientras que las aeronaves más

modernas solo emplean la electricidad porque no sangran el aire.

Otro de los servicios más importantes es el de la calefacción del parabrisas, que incluye un termostato de control

y un calefactor eléctrico en el interior del propio parabrisas.

Controladores de subsistemas y sistemas de aviónica.

Con los avances tecnológicos las aeronaves han ido incluyendo más sistemas cada vez más sofisticados para

realizar sus operaciones [5]. Todos los sistemas de aviónica son eléctricos y necesitan alimentación tanto en AC

como DC según sea el equipo. Algunos de los equipos instalados en las aeronaves para poder realizar las tareas

de navegación, comunicación y de control automático y dirección se encuentran desarrollados en el capítulo 5.

Servicios de iluminación.

En las aeronaves se pueden encontrar luces por diversos motivos tales como seguridad, necesidades

operacionales, servicio y comodidad de los pasajeros. La iluminación es un elemento muy importante porque

muchas aeronaves modernas operan durante la noche o con condiciones de visibilidad baja [5]. Hay que

distinguir entre la iluminación exterior e interior de la aeronave.

4.1.3.4.1 Iluminacio n exterior.

Se utilizan principalmente para posicionar e inspeccionar la aeronave, son necesarias para realizar vuelos con

poca visibilidad [24]. Las luces que pertenecen a esta categoría son:

Luces de navegación.

Luces anticolisión.

Luces de rodaje o TAXI.

Runway Turn Off Lights (RTOL).

Luces de inspección de hielo en las alas.

Luces de aterrizaje o landing lights.

Luces de logo.

Además hay que tener en cuenta que entre la puesta y la salida del sol, o durante cualquier otro período que

pueda prescribir la autoridad competente, todas las aeronaves ostentarán [27]:

a. Luces anticolisión cuyo objeto serán el de llamar la atención de la aeronave.

b. Luces de navegación cuyo objeto será el de indicar la trayectoria relativa de la aeronave a los

observadores y no se ostentarán otras luces si éstas pueden confundirse con las luces antes

mencionadas.

Las luces instaladas para otros fines, tales como las luces de aterrizaje y los focos de iluminación de la célula,

pueden utilizarse además de las luces anticolisión para que la aeronave sea más visible.

Además, todas las aeronaves, a no ser que estén paradas y debidamente iluminadas por otro medio, en el área de

movimiento de un aeródromo ostentarán luces con el fin de indicar las extremidades de su estructura. También,

en caso de estar en el área de movimiento deben ostentar luces que indiquen que los motores están en

funcionamiento.

Sistema Eléctrico.

30

30

4.1.3.4.1.1 Luces de navegación o posición.

Aunque son obligatorias desde que se pone el sol hasta que amanece para indicar la posición del avión en las

operaciones nocturnas, suelen estar siempre activas. Estas luces dan indicaciones sobre la dirección y las

maniobras de la aeronave [28].

La normativa establece el color, la posición y la divergencia que deben tener para que sean visibles desde todos

los ángulos, Figura 4-6, la luz del ala derecha es verde, la del ala izquierda es roja y la de la cola blanca.

Figura 4-5. Disposición general de la iluminación exterior.

Figura 4-6. Luces de navegación.

31

31 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

4.1.3.4.1.2 Luces anticolisión.

Son luces intermitentes cuyo principal objetivo es evitar colisiones con otras aeronaves en vuelo, y ver y ser

visto en condiciones de baja visibilidad, Figura 4-7, [24].

4.1.3.4.1.2.1 Faro rotativo (BEACON).

Estas luces están funcionando desde poco antes de que se pongan en marcha los motores, para indicarlo, hasta

que se apagan los motores tras el aterrizaje, por tanto, están encendidas siempre [29].

El sistema consta de dos luces rojas, colocadas arriba y abajo del fuselaje, que se encuentran conectadas a un

motor encargado del movimiento rotativo [24].

4.1.3.4.1.2.2 Luz estroboscópica (STROBE).

Proporcionan destellos luminosos. Se encienden en el momento del despegue y se apagan en el momento de

salir de la pista al aterrizar. No pueden estar encendidas durante el rodaje, en la plataforma ni cuando la aeronave

se encuentra en el interior de nubes, deben apagarse en estos casos porque el reflejo de las luces puede provocar

malestar en la tripulación o los pasajeros de la aeronave, si la aeronave se encuentra en tierra además podría

afectar al personal en tierra o a otros aviones [29].

Las aeronaves disponen de tres luces estroboscópicas, las de la punta de las alas son de color rojo, la tercera es

blanca y se encuentra situada en la cola. Al igual que en el caso anterior, estas luces se encuentran conectadas a

unos motores encargados de realizar el movimiento rotativo [24].

4.1.3.4.1.3 Luces de rodaje (TAXI).

Enfocan la parte delantera de la aeronave. Se encienden en el momento de rodaje desde la plataforma hasta la

pista, cuando el morro se alinea deben apagarse. Volverán a encenderse antes de aterrizar cuando el piloto

despliega los flaps y se mantienen encendidas hasta que la aeronave llega a la plataforma [24] y [28].

Son dos luces de color blanco situadas en el tren de aterrizaje de la aeronave.

4.1.3.4.1.4 Runway Turn Off Lights (RTOL).

Se utilizan durante el rodaje de la aeronave y amplían el campo de visión en los virajes. Suelen usarse junto con

las luces de TAXI, en caso de que la aeronave no tenga estas últimas pueden suplirse con las RTOL [28].

Estas luces al igual que las de TAXI se encuentran en el tren de aterrizaje y son de color blanco.

4.1.3.4.1.5 Luces de inspección de hielo.

Se utilizan para comprobar la formación de hielo en las alas, se encuentran situadas en el borde de ataque del

ala, pueden verse desde el compartimento de vuelo, Figura 4-8 [24].

4.1.3.4.1.6 Luces de aterrizaje.

Son las luces más potentes, iluminan la pista de aterrizaje, son direccionales, a una cierta altura además sirven

para avisar de que se va a aterrizar. Por tanto, deben verse a varios kilómetros de distancia [24] y [28].

Están situadas en el borde de ataque de las alas, hay dos luces blancas por ala, Figura 4-8.

Figura 4-7. Posición de luces anticolisión.

Sistema Eléctrico.

32

32

4.1.3.4.1.7 Luces de logo.

El objeto de estas luces es la promoción de la compañía aérea, aunque debido a que deben estar encendidas

durante todo el vuelo, también se utilizan para posicionar la aeronave [28].

Están situadas en el estabilizador horizontal de la aeronave y son de color blanco.

4.1.3.4.2 Iluminacio n interior.

Hay gran variedad de luces en el interior de la aeronave.

4.1.3.4.2.1 Iluminación de la cabina de pasajeros.

La cabina de pasajeros cuenta con la iluminación general y supletoria local, luces de lectura, con la que cuenta

cada pasajero en su asiento. Las luces interiores se encuentran encendidas pero en el momento del despegue y

del aterrizaje se apagan por dos motivos, el primero es para hacer más visible las señales de seguridad y el

segundo es para aprovechar esa potencia extra durante la operación que se está realizando en ese momento.

4.1.3.4.2.1.1 Alumbrado general.

Para el alumbrado general se utiliza luz indirecta colocada en la parte central y en los laterales. Antiguamente se

utilizaban tubos fluorescentes pero están siendo sustituidos por tubos LED capaces de proporcionar una luz

uniforme en la cabina del pasaje reduciendo significativamente el consumo energético y reduciendo los costes

de mantenimiento [30].

Además de la parte práctica de los LED, también pueden proporcionar nuevas experiencias al pasaje puesto que

están diseñados para que los tripulantes puedan cambiar el color de las luces.

Debajo del pasamanos del compartimento de equipaje de mano hay instaladas otra línea de tubos LED que

proporcionan una iluminación discreta y en los vuelos nocturnos.

Figura 4-8. Luces de aterrizaje e inspección de hielo en las alas.

33

33 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

4.1.3.4.2.1.2 Luces de lectura.

Situadas sobre cada asiento, son ajustables. Los leds deben operar a una determinada intensidad pero no a una

tensión determinada. Esto hace que no puedan ser conectadas directamente a la tensión de 28 V.

Este tipo de luces deben ir conectados a un equipamiento de regulación de corriente que permite conectarlas a

los 28 Vdc del sistema de alimentación eléctrico con una corriente de 240 mA. Garantizándose salidas de luz

constantes pese a que pueda haber variaciones de tensión.

4.1.3.4.2.2 Luces de señalización

Se utilizan para proporcionar información importante para la seguridad de los pasajeros u otro tipo de

información, como pueden ser abrocharse los cinturones, salidas de emergencia, lavabos ocupados [24].

Se encuentran situadas en distintos sitios como en la unidad de servicio del pasajero sobre los asientos, en las

paredes, entre otros.

Las luces de salida se encuentran junto a las salidas de emergencia y son visibles con la puerta abierta y cerrada

[28]. Además, en caso de emergencia se activan unas luces a nivel del suelo que indican el camino hasta la salida

de emergencia.

4.1.3.4.2.3 Iluminación de la cabina de pilotos.

Se pueden encontrar luces de ambiente, situadas en el techo para iluminar toda la cabina y las luces integrales,

se encuentran tras el panel principal y se usan para iluminar los instrumentos que contienen entre el EFIS

(Electronic Flight Instrument System).

4.2 Diseño del sistema eléctrico en aeronaves.

Las aeronaves pueden clasificarse según como esté organizado el sistema eléctrico, pueden encontrarse

estructuras centralizadas y descentralizadas.

4.2.1 Organización de tipo centralizado.

Es la que utilizan la mayoría de las aeronaves del mercado, consiste en un centro de distribución, Figura 4-10,

donde hay cargas situadas en posiciones concretas según la función de cada una de ellas, el centro de distribución

donde se encuentran las barras principales de distribución y las líneas de distribución que parten de las barras

principales y van a cada carga, éstas líneas están formadas por hilos conductores que se encuentran agrupados

en mazos y se encargan de transportar la energía eléctrica [22] y [24].

Diseño del sistema eléctrico del B777.

Esta aeronave tiene dos sistemas de generación eléctrica independientes, el principal y el de reserva o backup.

Figura 4-9. Iluminación general de la cabina.

Sistema Eléctrico.

34

34

Ambos sistemas tienen un generador asociado a cada uno de los motores. Además, el sistema principal tiene un

tercer generador en el APU. El sistema principal es el que genera toda la potencia en un vuelo normal [31]. Los

generadores del sistema principal son trifásicos de 115 VAC a 400 Hz. Los generadores son del tipo CF/IDG.

Las cargas están distribuidas desde los buses principales izquierdo y derecho. Cada uno de los tres generadores

principales puede alimentar a uno o a ambos buses. Los dos buses principales pueden conectarse a través de los

interruptores de unión (BTB). Cuando uno de los generadores deja de funcionar, los BTB se cierran

automáticamente permitiendo que ambos buses estén operativos [31].

Los generadores de los motores producen un máximo de 120 kVA cada uno al igual que el generador del APU.

Este último entra en funcionamiento si uno de los generadores principales no funciona, alimenta al bus principal.

El sistema está diseñado para que el avión pueda operar con los dos generadores principales o con uno de los

generadores principales y el APU en un vuelo normal. Si solo se tiene un generador del sistema principal para

volar, éstos están preparados para con esos 120 kVA dar servicio a las cargas esenciales [31].

El sistema eléctrico de reserva o backup proporciona potencia eléctrica a las cargas redundantes cuando hay un

Figura 4-10. Estructura centralizada del sistema eléctrico.

Figura 4-11. Simplificación del sistema eléctrico principal y backup del B777.

35

35 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

fallo en el sistema principal. Consta de dos sistemas VSCF alimentados por dos generadores VF de 20 kVA

[32]. Además, cuenta con un RAT por si hay problemas con el sistema eléctrico y dos conexiones externas a

tierra.

4.2.2 Organización tipo descentralizado.

Es la estructura que se está utilizando en las últimas aeronaves que están saliendo al mercado como el A380 y

B787. Se caracteriza por tener un centro de distribución primario (ICC) situado en la posición habitual del

sistema centralizado, Figura 4-12. En el ICC hay instaladas varias unidades modulares integradas de control,

protección, conversión y distribución de energía [22]. Cada unidad ejecuta de forma centralizada las misiones

normales de las unidades de control de las fuentes de los sistemas centralizados y además realizan tareas de

medida, conversión de la energía e incluso control de conexión/desconexión de los contactores de línea y

transferencia para actuar de forma automática sobre el modo de funcionamiento del sistema.

Además, desde el centro primario se alimentan los centros de distribución secundarios, en cada uno de ellos hay

instalados una unidad modular secundaria desde las que se distribuye la energía a todas las cargas eléctricas

situadas en sus proximidades. Cada unidad secundaria de distribución se encarga de la protección y el control

de conexión/desconexión de cada línea.

Todas las unidades de distribución están diseñadas y fabricadas para poder reemplazarse fácilmente.

Diseño del sistema eléctrico del B787.

El B787 es la única aeronave civil en el mercado que puede denominarse ‘More Electric Aircraft’. Incorpora

muchas características novedosas de los aviones más eléctricos y es el paso hacia la aeronave totalmente

eléctrica. Aunque sigue usando el sistema hidráulico que no el neumático, la mayor parte de la potencia la

proporciona el sistema eléctrico.

El B787 tiene dos motores y un APU, cada uno de ellos lleva asociados dos generadores, por lo que hay 6 en

total, cada generador se conecta al motor por una caja de transmisión y opera a una frecuencia variable, 230 Vac

a 360-800 Hz, proporcional al régimen del motor. Este tipo de generador es el más simple y eficiente porque

elimina el IDG, además son más fiables y requieren menos mantenimiento [13].

Figura 4-12. Estructura descentralizada del sistema eléctrico.

Sistema Eléctrico.

36

36

Cada uno de los generadores de los motores principales produce un máximo de 250 kVA, y cada uno de los del

APU un máximo de 225 kVA. La potencia máxima que puede producir la aeronave es 1450 kVA [32].

El sistema tiene el centro de distribución primario y secundario de la estructura descentralizada y unidades de

distribución de potencia remota (RPDU). Cada generador alimenta su propio bus principal antes de proporcionar

potencia al centro de distribución primario a 230 Vac, hay un número limitado de cargas que se alimentan a esta

barra. La mayoría de los equipos necesitan 115 Vac o 28 Vdc del centro de distribución secundario que se

encuentra debajo de la cabina del piloto y del RPDU [13]. Además, el sistema convierte la potencia de 230 Vac

a ±270 Vdc utilizando unidades autotransformadoras-rectificadoras, los 270 Vdc alimentan los motores de

sistemas que en la arquitectura tradicional funcionaban con el sistema neumático con el aire sangrado de los

motores que esta aeronave ha eliminado.

Figura 4-13. Sistema eléctrico del B787

37

5 AVIÓNICA.

a aviónica, acrónimo de “aviación electrónica”, combina dos campos que alcanzaron la madurez durante

el siglo XX [33]. Al comienzo del desarrollo de la aeronáutica la aviónica no era importante porque el

objetivo era simplemente volar, pero con los avances tecnológicos y las necesidades que fueron cubriendo,

se convirtió en un sistema imprescindible en cualquier vuelo [34].

En los años 20 lo que más afectaba a las aerolíneas eran las condiciones meteorológicas, necesitaban que el

tiempo fuera perfecto para realizar el despegue, el crucero y el aterrizaje [33]. En los vuelos largos, no se conocía

a priori las condiciones que se encontrarían durante el vuelo y un tiempo perfecto durante todo el vuelo era

prácticamente imposible. Esta gran limitación hizo que el ejército estadounidense comenzase a investigar los

vuelos instrumentales que consisten en volar con ayuda de instrumentos de navegación aérea, en ellos no es

necesario el contacto visual con el terreno.

Determinaron que con sólo tres sistemas las aeronaves eran capaces de realizar vuelos instrumentales. En primer

lugar era necesario un altímetro que fuera preciso para evitar las colisiones con montañas y obstáculos que el

piloto no pueda ver. Además debían servir de ayuda para aterrizar cuando hubiese niebla. Eran altímetros

barométricos que tomaban la presión como dato y tenían una precisión de 1000ft.

El segundo instrumento era el horizonte artificial, en el vuelo visual el piloto tiene la referencia del horizonte

natural, pero cuando hay niebla o lluvia y se pierde esta referencia. Por tanto, el horizonte artificial le da al piloto

una referencia visual para controlar la aeronave.

Por último, haces de radio que reemplazaron las señales o marcas visuales del piloto tales como las estrellas,

elementos del paisaje o cualquier cosa que pudiese ayudar al piloto a guiarse mirando desde la cabina. El

funcionamiento de la radio era conocido en 1925, por lo que sabían que la longitud de onda larga no se

distorsionaba ni reflectaba al pasar por las nubes y podían ayudar al piloto a llegar hasta la pista de aterrizaje.

Las aeronaves actuales llevan instalados gran variedad de sistemas de aviónica que pueden agruparse en tres

grandes grupos, navegación, comunicación y sistemas de control automático y director de vuelo. A su vez cada

uno de ellos engloba otros subsistemas.

5.1 Sistemas de navegación.

La navegación aérea consiste en conocer en cada momento el vector de estado de navegación de una aeronave

respecto a un sistema de referencia externo que se considera absoluto. Este vector incluye la posición y la

velocidad de la aeronave con respecto al tiempo [35].

Las primeras aeronaves utilizaban indicadores de rumbo, altitud y velocidad analógicos, es decir, eran

instrumentos neumáticos que tomaban las señales de presión dinámica de los tubos de pitot, la presión estática

del ambiente y el posicionamiento y mantenimiento de la aeronave de los giróscopos neumáticos [8].

Posteriormente, se introdujeron los instrumentos eléctricos, aunque eran instrumentos mixtos en los que se usaba

presión neumática para obtener los datos de presión barométrica y de actuación eléctrica para calcular la altitud.

Por último, las aeronaves actuales llevan computadores de navegación, estos sistemas combinan datos de

sensores para obtener la posición, velocidad y orientación de la aeronave.

Los computadores de navegación, Figura 5-1, incluyen un bloque de Cómputos de Curso, donde se registran

sucesivamente las estimaciones más probables de Estado de Navegación para generar la trayectoria estimada.

Esa trayectoria se corrige periódicamente cotejándose con los puntos de paso estimados con los puntos de paso

del plan de vuelo que están almacenados en la base de datos del plan de vuelo. El resultado se envía al

presentador de datos, que suele ser un display multifuncional del Flight Management System (FMS),

superpuesto a la imagen cartográfica.

L

Aviónica.

38

38

5.1.1 Sistemas de navegación autónomos.

Son sistemas que tienen autonomía tanto en la fuente de información como en los componentes y los medios

necesarios para el análisis, tratamiento y explotación de datos [24], con este tipo de sistemas puede realizarse la

navegación a la estima (Dead Reckoning) que es para calcular la trayectoria a partir de medidas de la velocidad,

por tanto, se puede partir del vector velocidad e integrarlo con respecto al tiempo, el resultado es el vector

posición. Otra manera de obtener el vector posición es a partir del vector aceleración tras integrar dos veces con

respecto al tiempo.

Los dos navegadores que se emplean son el doppler y el inercial.

Navegador Doppler.

Se basa en la técnica del radar primario que son aquellos radares cuyo blanco iluminado no genera ninguna onda

electromagnética de regreso al emisor, solo reflejan la energía de vuelta. Por tanto, envían haces de radiación al

suelo y luego analizan la energía reflejada [24].

El navegador doppler proporciona la velocidad de la aeronave respecto al suelo en la dirección del rumbo y el

ángulo de deriva. El rumbo es la dirección del eje longitudinal de la aeronave medida respecto a un sistema de

referencia que puede ser el norte geográfico o el magnético y la ruta o curso es la dirección de la proyección

sobre la superficie terrestre de la trayectoria del avión medida respecto a una referencia que puede ser también

el norte geográfico o el magnético. Teniendo esto en cuenta, el ángulo de deriva es el ángulo formado entre el

rumbo deseado que lleva el avión y la ruta llevada.

El navegador Doppler se compone de tres bloques: el radar doppler, el computador de navegación y el display

de presentación y control, Figura 5-2. Además necesita datos de referencia vertical y de rumbo para corregir los

errores de orientación de la antena y para trasladar las medidas de velocidad de su propio sistema de referencia

al sistema de referencia de navegación [35].

Figura 5-1. Esquema de computador de navegación.

39

39 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Navegador inercial.

El sistema de navegación inercial (INS), se trata de un navegador a la estima basado en la inercia y la gravitación,

el sistema proporciona la posición y actitud de la aeronave en cada momento a partir de datos de la aceleración

y la gravitación, para lo que cuenta con la ayuda de un computador [24]. El sistema contiene tres acelerómetros

ortogonales y tres giróscopos [35]. El acelerómetro es sensible a la inercia que detecta y cuantifica la aceleración

producida en un eje concreto y el giróscopo se usa para detectar el giro alrededor de un eje de rotación.

Los sensores del navegador se colocan en una plataforma porque si el vehículo maniobra los acelerómetros

cambian de orientación y es la forma de hacer que permanezcan constantes.

Los navegadores a estima tienen errores integrales, en el caso del INS son muy graves por lo que deben

reiniciarse periódicamente con una nueva posición inicial. Esta posición se va tomando de un navegador

independiente como el GPS. Esto se conoce como el Refresco del Navegador y al conjunto del navegador a la

estima y el sensor de refresco del navegador se le llama navegador integrado [24].

5.1.2 Sistemas de navegación por satélite.

El sistema más conocido y extendido mundialmente es el GPS que es estadounidense aunque no es el único,

pues Rusia tiene el GLONASS y Europa está desarrollando el Galileo para que sea el más preciso y funcional.

GPS.

El sistema de posicionamiento global o GPS es el sistema de navegación y posicionamiento pagado y controlado

por el Departamento de Defensa de los Estados Unidos. Comenzó siendo un sistema únicamente militar aunque

ahora tiene aplicación civil.

Este sistema proporciona señales de radio codificadas enviadas desde satélites que, procesadas en un receptor

de GPS le permiten determinar su posición, velocidad y hora exacta [35]. Para poder calcular de forma precisa

las posiciones en tres dimensiones y el error de tiempos en el reloj del receptor son necesarios un mínimo de 4

satélites, aunque para que el sistema pueda operar se necesitan 24.

5.1.2.1.1 Segmentos de la arquitectura GPS.

En el sistema GPS se pueden distinguir tres segmentos: orbital, de Tierra o control y de usuarios.

5.1.2.1.1.1 Segmento orbital.

Está compuesto por los satélites, la constelación GPS cuenta con un mínimo de 24 satélites que orbitan la Tierra

cada 12 horas. Utilizan órbitas circulares heliosíncronas a una altitud de 20.200 km. Hay 6 planos orbitales con

al menos 4 satélites en cada uno de ellos, están espaciados 60º entre ellos e inclinados 55º con respecto al plano

ecuatorial, así se aseguran que el receptor puede recibir la señal de entre 5 y 8 satélites en cualquier momento

desde cualquier punto de la superficie terrestre [35] y [24]. Cada uno de ellos tiene un reloj atómico a bordo

sincronizado con el tiempo GPS [36].

Figura 5-2 . Diagrama de bloques del navegador Doppler.

Aviónica.

40

40

5.1.2.1.1.2 Segmento de Tierra.

El segmento de Tierra o de control lo componen el conjunto de estaciones de seguimiento de satélites localizados

por todo el mundo, monitorizan el estado de los satélites y actualizan los parámetros orbitales del satélite o

efemérides. Además se encargan de la sincronización de los relojes atómicos. Se compone de [35] y [24]:

Estaciones monitoras, recogen, siguen y controlan los datos de distancia de los satélites existentes

en su campo visual. Cada una de ellas puede seguir hasta 11 satélites diferentes, miden la

pseudodistancia y reciben los mensajes de navegación para estimar las posiciones orbitales de los

satélites y monitorizar la calidad de los mensajes de navegación y tiempo enviados por la

constelación a los usuarios.

Estación de control primaria, está situada en Colorado, su misión es procesar los datos de distancia

de los satélites para poder determinar sus órbitas y actualizar los mensajes de navegación de cada

uno de los 24 satélites.

Estaciones de antena de tierra, transmiten los mensajes actualizados de navegación a cada satélite.

Estación de prelanzamiento de los satélites y pruebas de compatibilidad, cando es necesario actúa

como una cuarta estación de antena de tierra.

5.1.2.1.1.3 Segmento de usuario.

Son los dispositivos o receptores que emplean los usuarios de GPS para obtener el posicionamiento a partir de

las señales recibidas y equipos de apoyo asociados. Los receptores de GPS transforman la señal de satélite en

estimas de posición, velocidad y hora, se requieren 4 satélites para poder obtener esta información. Los

receptores se utilizan para navegación, posicionamiento e investigaciones [35].

5.1.2.1.2 GPS a bordo de las aeronaves.

Se ha instalado el GPS en las aeronaves porque son de gran utilidad y lo han demostrado. Aunque los sistemas

más extendidos son los que integran los datos de posición y velocidad del GPS en el sistema inercial, es decir,

los INS-GPS, la información se entrega a un sistema de transmisión [24].

5.1.3 Sistemas direccionales y de apoyo.

Los sistemas direccionales se usan en el guiado de la aeronave para indicar al piloto el rumbo que hay que seguir

para alcanzar una determinada estación terrestre.

Los sistemas de apoyo en cambio no se pueden considerar sistemas de navegación pero son necesarios para la

seguridad de los vuelo.

Sistemas direccionales.

5.1.3.1.1 VOR.

El VOR (Very high frequency Omnidirectional Range) es una radioayuda para la navegación en ruta de corto

alcance [35]. Este sistema es necesario para definir la ruta que debe seguir la aeronave, para ello se necesita un

equipo a bordo y estaciones de tierra que pueden llamarse también waypoints. El VOR determina el ángulo que

hay entre el Norte Magnético y el radial que une la aeronave con una estación de tierra [37], así van definiéndose

las rutas o aerovías, cada una de ellas empieza y termina en un waypoint.

Las estaciones de tierra deben estar distanciadas unos 200 km entre sí, cada una de ellas emite dos señales a muy

alta frecuencia VHF (108-118 MHz). Una de las señales es rotatoria y se emite a través de una antena giratoria

direccional, lo que se genera es un diagrama de campo con forma de cardioide que rota a 30 Hz, esta señal genera

una senoidal a 30 Hz en el receptor [35]. La estación también radia una señal omnidireccional o de referencia,

radiales, que está modulada en frecuencia a 30 Hz.

El receptor a bordo de la aeronave calcula la diferencia de fase entre las dos señales a 30 Hz, esta diferencia es

el ángulo del radial en el que se encuentra.

41

41 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Sistemas de apoyo a la navegación

5.1.3.2.1 DME.

La aviación militar desarrolló un sistema denominado TACAN (Tactical Air Navegation) que por un lado medía

el radial de la aeronave respecto a las estaciones de tierra y por otro calculaba la distancia desde la aeronave a la

estación, en la aviación civil, el cálculo del radial lo proporcionaba el VOR, pero el cálculo de la distancia supuso

la incorporación del DME (Distance Measuring Equipment).

El DME al igual que el VOR requiere además del equipo de a bordo una infraestructura en tierra que son las

estaciones. El equipo de abordo interroga al equipo de tierra con una serie de pulsos, la estación de tierra

responde con una secuencia de pulsos idéntica a la recibida con un retraso de 50 microsegundos. Con eso se

mide la distancia a partir de los tiempos y de la velocidad de propagación de la onda [36].

El DME va asociado con un VOR, así que cuando se selecciona la frecuencia del VOR de la estación, a la vez

el DME la sintoniza.

5.1.3.2.2 RNAV.

Los sistemas de navegación más modernos permiten saber la posición de la aeronave con precisión para

cualquier ruta, RNAV (Area navigation) es uno de estos sistemas. RNAV es un método de navegación que

permite la operación de aeronaves en cualquier trayectoria de vuelo deseada, dentro de la cobertura de las ayudas

para la navegación basadas en tierra o en el espacio, o dentro de los límites de la capacidad de las ayudas

autónomas, o de una combinación de ambas [38]. Por tanto, permite diseñar una ruta arbitraria con waypoints

virtuales, siempre que se sitúe en una zona donde los sistemas de navegación tengan suficiente precisión [36].

Este procedimiento permite diseñar rutas con menor separación entre las aeronaves, así se aumenta la capacidad

del tráfico aéreo tanto en ruta como en las terminales. Además, al hacer vuelos más rectos se reduce el gasto de

combustible. Este procedimiento requiere unos equipos y unas aeronaves con ciertas especificaciones

denominadas RNP.

El sistema RNAV calcula automáticamente las coordenadas de la posición de la aeronave basándose en las

medidas de uno o varios sensores como DME/DME o VOR/DME, entre otros.

5.1.4 Sistemas de aproximación.

Son los que ayudan al piloto en la aproximación y el aterrizaje en la pista de aterrizaje del aeropuerto de destino.

La aproximación es la fase que comienza al dejar el crucero para hacer el acercamiento mediante el descenso y

finaliza en el punto de decisión, en el cual el piloto debe decidir si continua o aborta el aterrizaje. El aterrizaje es

la operación que comienza en el punto de decisión y finaliza cuando el avión toca tierra y su reduce su velocidad

hasta tal punto que puede abandonar la pista [24].

Los sistemas de navegación que se emplean durante la aproximación son los mismos que durante el crucero,

VOR, TACAN o ADF, solo hay que adaptar la altitud y la velocidad. Cuando está acabando la aproximación,

se puede emplear el sistema de navegación de aproximación como el ILS.

ILS.

El sistema ILS (Instrumental Landing System) es un sistema de aproximación por instrumentos basado en haces

de radiofrecuencia que proporciona el posicionamiento durante la fase de aproximación y aterrizaje [35]. Es un

sistema que ayuda a realizar las operaciones cuando hay baja visibilidad.

Estas operaciones están divididas en categorías que dependen de los mínimos meteorológicos y de los objetivos

operacionales que se quieren conseguir. Las categorías van desde CAT I a CAT III, en la primera se puede hacer

la aproximación y el aterrizaje de precisión con instrumentos hasta una altura de decisión no inferior a 60 m y

con una visibilidad no inferior a 800 m o un alcance visual en pista (RVR) no inferior a 550m, el CAT IIIC es

la peor condición que se puede encontrar, en ella la aproximación y el aterrizaje por instrumentos no tiene

limitación de altura de decisión ni de RVR.

El sistema ILS tiene tres partes [35] y [24]:

El localizador (LLZ): son una serie de antenas que proporcionan una guía lateral mediante haces en

VHF, los haces definen un plano vertical que pasa por el eje de la pista y su prolongación

Aviónica.

42

42

proporcionándose la información de desplazamiento lateral con respecto a ese plano.

La senda de planeo (GP): proporciona al piloto la senda, pendiente de descenso, o guiado vertical

hasta la cabecera de la pista, esto se consigue definiendo por medio de dos haces un plano inclinado

que pasa por encima de los obstáculos de la aproximación.

Las radiobalizas: se encuentran situadas en tierra y su función es indicarle al piloto la distancia a la

que se encuentra la aeronave del umbral de la pista.

5.2 Sistemas de comunicación.

Las comunicaciones pueden clasificarse en aéreos y a bordo.

5.2.1 Sistemas de comunicaciones aéreos.

Desde sus inicios estos sistemas se instalaron para que los pilotos recibieran información sobre el tráfico aéreo

y las condiciones meteorológicas. La comunicación puede realizarse tanto en VHF como en HF, durante la

Segunda Guerra Mundial se utilizaban ambos sistemas y quedando patente las ventajas del VHF, aunque la gran

desventaja era la complejidad de los radio transmisores, actualmente con los grandes avances tecnológicos en el

mundo de la electrónica eso no es ningún problema [33].

Comunicaciones en VHF.

Proporciona comunicaciones aire-aire, tierra-aire-tierra, su alcance es de 150 nm lo que se considera corto

alcance. Se utiliza para el control de tráfico, en sistemas como el ACAS y en comunicaciones en las frecuencias

de la compañía operadora [8].

Los sistemas tienen un transceptor que combina el receptor y el transmisor. Los receptores y transmisores se

necesitan mutuamente para poder establecer la comunicación. Tan solo algunas aplicaciones necesitan

únicamente un receptor para recibir alguna emisión [33].

Comunicaciones en HF.

Se utiliza en comunicaciones de largo alcance como puede ser vuelos transoceánicos o de áreas remotas, aunque

también se puede utilizar en corto alcance, aunque para este uso se recurre a la VHF. Establece la comunicación

entre la aeronave y las estaciones de control de tierra y entre aeronaves, se utiliza para el control aéreo [8].

Para poder transmitir a grandes distancias las longitudes de ondas son refractadas por la ionosfera, Figura 5-3,

propagando las señales por la atmósfera y devolviéndolas a tierra a una gran distancia [33]. Puede haber

problemas de cobertura porque la intensidad de ionización depende de la radiación solar y de la trayectoria de

la señal en la atmósfera. La hora del día a la que se realizan las trasmisiones, la latitud, la época del año, la

Figura 5-3. Transmisión de señales HF.

43

43 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

actividad solar y la actividad geomagnética [39] influyen en la trasmisión de las señales provocando retardo,

fluctuaciones y ruido, provocando mala o poca cobertura.

Sistema ACARS.

El sistema ACARS (Aircraft Communications Addresing and Reporting System), es un sistema de

comunicación de datos a alta velocidad controlados por un computador en lenguaje de datos ARINC, usa una

estación VHF para transmitir las señales con los mensajes a una central de unión, concentrador o hub y de allí a

las instalaciones de la compañía operadoras [8]. Surgió de la necesidad de automatizar el informe a las aerolíneas

de las operaciones de la flota [4].

Trasmite mensajes sobre la cantidad de combustible disponible, la hora estimada de salida y llegada, el estado

de la tripulación, las condiciones meteorológicas.

Sistema de SELCAL.

El sistema SELCAL es un sistema de llamada que alerta a la tripulación de que una estación de tierra quiere que

se pongan en contacto, permite no estar controlando la frecuencia asignada durante todo el vuelo que comparte

con otras aeronaves. Cada aeronave tiene un código propio para que puedan llamarlo en una frecuencia asignada.

Puede ser a través de canales VHF o HF [8].

5.2.2 Sistemas de comunicación a bordo.

Se utilizan en la comunicación entre la tripulación de vuelo, la tripulación de cabina y el pasaje, también se usan

para comunicarse con las estaciones de control de tierra. Los elementos que lo componen son [8]:

Interfonos de vuelo: permiten comunicarse bidireccionalmente con los controladores de vuelo en

las estaciones de tierra, con otros aviones y con los miembros de la tripulación técnicos y auxiliares.

Para ello utilizan algunas de las funciones de los paneles de control de audio de la cabina de mandos

y las unidades ubicadas en los distintos puestos de la tripulación de cabina. Los componentes

generales son los micrófonos, unidades transmisoras y receptoras.

Interfonos de servicio: se usa para comunicarse con las distintas partes del avión desde la cabina de

mandos, como por ejemplo con la estación de repostado de combustible, compartimentos de

accesorios, etc. Se suele emplear en labores de mantenimiento.

Alertas acústicas y avisos a los pasajeros: con ellos la tripulación informa a los pasajeros y ordena

las acciones en casos de emergencia.

Entretenimiento de los pasajeros: incluye las unidades de DVD, música ambiental e individual.

5.3 Sistemas de control automático y director de vuelo.

Los elementos que lo componen son las leyes de pilotaje, los computadores de control de vuelo (FCC), los

autopilotos, el director de vuelo y los sistemas de control de vuelo.

5.3.1 Leyes de pilotaje o de control de vuelo (FCL).

Las leyes de pilotaje son un conjunto de normas de cualidades de vuelo del avión que están escritas en código y

son interpretadas por los computadores de control de vuelo (FCC). Establecen la relación funcional entre los

órganos de mando, piloto, piloto automático y las superficies de control de vuelo [4].

Aviónica.

44

44

Las leyes básicas de pilotaje son las que afectan al control de las aeronaves en los tres ejes de control, es decir,

se encargan del control de las superficies de control. Dentro de ellas destacan las leyes básicas de control normal,

directas y alternativas y la reversión mecánica [32], Figura 5-4.

Leyes de control normal: se usan en el vuelo normal de la aeronave. Controlan los ejes de la

aeronave, equilibran e interpretan los movimientos del piloto en cada momento, alivian a la aeronave

de cargas y ofrecen protecciones de vuelo.

Leyes de control alternativas: Se activan ante fallos leves como desacuerdo de sensores, fallo de

algún computador o desajuste del sistema hidráulico. El control es el mismo que el de las leyes

normales pero en este caso no ofrecen protecciones de vuelo.

Leyes de control directas: se activan ante fallos graves como el de los tres sistemas inerciales.

Reversión mecánica: se utiliza cuando hay fallos eléctricos, consiste en un control manual

rudimentario usando los pedales del timón para facilitar la recuperación del sistema eléctrico o el

aterrizaje en tierra lo antes posible.

Por otro lados están las leyes especiales de pilotaje que complementan a las básicas cuando son insatisfactorias.

5.3.2 Computadores de control de vuelo (FCCs).

Estos computadores tienen como entrada señales con las acciones del piloto o del piloto automático, según sea

el caso, en su interior procesa estas señales según las FCL que lleva implementadas.

Computadores de control de vuelo primarios (PFCs) y secundarios (SFCs).

Los PFCs ejecutan todas las leyes de pilotaje del avión, son las que se usan en los vuelos normalmente. Las

aeronaves civiles tanto de Boeing como de Airbus suelen contar con tres PFCs, cada uno de ellos tiene líneas

similares con distinto hardware aunque el software es el mismo. Cada línea tiene unas funciones diferentes

durante las operaciones, aunque entre ellas irán alternándoselas, esto se hace para detectar las discrepancias entre

las líneas, las técnicas de comparación dependen del tipo de datos que se traten [32].

Estos computadores se conectan directamente con las unidades de control de los actuadores (ACE) por medio

de buses de datos. Las ACE accionan directamente los actuadores.

Figura 5-4. Modos de operación Fly-by-wire de las leyes básicas de control.

45

45 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Los SFCs tienen la capacidad de procesar únicamente las leyes de control directo, su arquitectura y hardware es

diferente a los PFCs, las aeronaves suelen tener dos o tres.

5.3.3 Director de vuelo (FD).

Es un sistema ideado para facilitar el trabajo del piloto, le proporciona información combinada de actitud de

vuelo de la aeronave, información sobre la navegación y órdenes de mando y control [24].

Los datos de entrada de este sistema provienen de distintos instrumentos como el computador de datos del aire

(ADC), el sistema de referencia de altitud y rumbo (AHRS), el receptor multimodo (MMR) que recibe los datos

del localizador y la senda de planeo del ILS y el radial del VOR, otras entradas son datos del DME y del

radioaltímetro (RALT).

El director de vuelo está formado por el computador de vuelo, el indicador de situación horizontal (HSI) y el

indicador de director de actitud (ADI), Figura 5-6.

El computador de vuelo toma los datos de entrada proporcionados por los distintos instrumentos

los implementa y obtiene los datos de posición y actitud de vuelo junto con las señales de mando y

control que se usan para corregir las maniobras. Las señales de salida se envían a los mecanismos

de presentación (HSI y ADI). Además genera avisos de fallo.

Figura 5-5. Arquitectura de los computadores de control de vuelo.

Figura 5-6. Componentes del director de vuelo.

Aviónica.

46

46

El indicador de situación horizontal es un instrumento que muestra al piloto información de

rumbos y navegación horizontal. Internamente el sistema dispone de una brújula giroestabilizada

que proporciona el rumbo magnético de la aeronave. Combina varios tipos de información a la vez.

El indicador de actitud proporciona información de actitud de alabeo y cabeceo, es lo mismo que

el horizonte artificial.

Algunos directores de vuelo más complejos están interconectados con el autopiloto, creando órdenes activas

para maniobrar la aeronave.

5.3.4 El piloto automático o autopiloto (AP).

El piloto automático es capaz de realizar muchas tareas al mismo tiempo, permitiendo que el piloto se centre en

el estado general de la aeronave y el vuelo. Además ayuda a automatizar el guiado y control de la aeronave.

Pueden automatizar tareas como subir o bajar de altitud, mantener la altitud, girar y mantener un rumbo asignado,

interceptar un radial o guiar la aeronave entre waypoints de una ruta programada en un sistema de gestión de

vuelo (FMS), realizar la aproximación a pista, mantener la velocidad durante el crucero, etc. [40].

Muchos sistemas de aviónica tienen dos sistemas distintos integrados, el primero es un piloto automático

formado por un conjunto de servomotores que hacen el movimiento de control y los circuitos de control para

que los servoactuadores se muevan correctamente según la tarea. El otro sistema es el director de vuelo (FD)

que realmente es el cerebro del piloto automático. La mayoría de los autopilotos están diseñados para mantener

un rumbo a una altitud, si se quieren hacer otras operaciones más complejas como interceptar el radial o cambiar

de altitud necesitan la ayuda del FD para que se encargue de los cálculos, éste muestra los resultados obtenidos

al piloto a la vez que se los proporciona al autopiloto [40]. Hay dos formas de emplearlo [4]:

Piloto automático acoplado: el sistema da las órdenes a los servomotores que actúan sobre las

superficies de vuelo primarias y dirigen el avión automáticamente en sus tres ejes.

Piloto automático no acoplado: el director de vuelo proporciona la información del guiado al piloto

para que maniobre el avión.

5.3.5 Sistema de gestión de vuelo (FMS).

El sistema de gestión de vuelo consta de una computadora de control de vuelo (FMC) y de una unidad de control

(CDU) que le proporciona la interfaz principal humano/máquina en la entrada de datos y la visualización de la

información [41].

El sistema se desarrolló para reducir la carga de trabajo de la tripulación, simplificar las funciones de pilotaje e

incrementar la eficiencia de la cabina de vuelo [42].

El FMS provee navegación primaria, planificación de vuelo, la determinación de una ruta optimizada y el guiado

en ruta para la aeronave [41]. Está compuesta de las funciones interrelacionadas de navegación, planificación de

vuelo predicción de trayectorias y cálculos de vuelo y orientación. Para ello el FMS debe interactuar con otros

sistemas de aviónica. La implementación del sistema depende del equipamiento que tenga la aeronave, las

categorías genéricas son:

Sensores y radios de navegación: sistemas de referencia inercial/actitud, radios de navegación y

sistema de datos aéreos.

Pantallas de visualización: de vuelo y navegación primarios, multifunción y motores.

Sistema de control de vuelo.

Sistema de motores y combustible.

Sistema de enlace de datos.

Sistemas de supervivencia.

47

47 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Los FMS varían según la aeronave, pueden ir desde simples navegadores laterales hasta navegadores

multisensor o sistemas de planificación y guiado en cuatro dimensiones optimizados. Los FMS más simple se

irán cambiando por otros más sofisticados cuando la normativa vaya reduciendo la distancia de separación entre

las aeronaves y les exijan a las aeronaves mayor capacidad para controlar con precisión su trayectoria.

Figura 5-7. Diagrama de bloques de la interfaz típica FMS.

49

6 CÁLCULO DE LÍNEAS.

n este capítulo se quiere determinar la sección mínima que debe tener el hilo conductor de las líneas

eléctricas de la aeronave, para ello, se va a emplear el método MIL-W-5088 normalizado.

6.1 Método normalizado de cálculo de líneas.

Antes de emplear el método que propone la norma MIL-W-5088 hay que conocer las características del

cableado de la línea, la carga y las condiciones de contorno [22].

Los datos de la línea:

Tipo de línea: de CC (270 V ó 28 V), trifásica (230 V ó 115 V).

Número de hilos por mazo.

Longitud de la línea.

Máxima caída de tensión admisible en la línea.

Material conductor que se va a utilizar.

Los datos de la carga:

Consumo de potencia.

Factor de potencia.

Los datos de las condiciones del entorno:

Altitud máxima de vuelo.

Temperatura ambiente máxima en el exterior de la línea prevista.

Temperatura máxima admisible del aislamiento.

Temperatura ambiental.

6.1.1 Datos y cálculos previos.

En primer lugar, de todos los datos necesarios mencionados anteriormente van a definirse aquellos que van a

ser comunes a todas las líneas que se van a calcular, tales como:

El conductor empleado en todo el sistema eléctrico se va a considerar el cobre.

Altitud máxima de vuelo: 20.000 ft, unos 6096 m.

Temperatura ambiente máxima en el exterior de la línea: 60ºC.

Temperatura máxima admisible por el aislamiento: unos 240 ºC.

Temperatura ambiental: 20ºC.

Con respecto al factor de potencia, fp, va a considerarse constante en todas las líneas.

cosfp (6-1)

Se ha considerado que = 0.9, por lo tanto, fp = 0.9998 ≅ 1.

Conociendo el consumo de potencia se puede calcular la intensidad de cada una de las cargas, para ello hay

E

Cálculo de Líneas.

50

50

que tener en cuenta que las líneas pueden ser de corriente continua o alternas, en cuyo caso se emplea el factor

de potencia anterior.

Corriente continua.

La intensidad se obtiene aplicando la expresión (6-2):

P VI

(6-2)

donde:

P es la potencia consumida por la carga.

V es la tensión que alimenta la carga, pudiendo ser cualquiera tanto 28 V como ±270 V.

Corriente alterna.

Al tener un circuito trifásico, el equivalente de (6-2) es:

3 cosP UI (6-3)

donde:

cosP S (6-4)

por tanto, la expresión resultante de la intensidad es:

3

SI

U

(6-5)

siendo S la potencia aparente, en kVA.

6.1.2 Cálculo de líneas con el método MIL-W-5088.

En este punto, se conoce la potencia consumida por la carga, la intensidad de las líneas, la longitud de la línea

que se puede estimar y la tensión nominal de la línea. Con todos esos datos se puede utilizar este método que

calcula la sección mínima de la línea para que cumpla el criterio de máxima caída de tensión admisible, Tabla

6-1.

Tabla 6-1. Máxima caída de tensión admisible.

Tensión nominal Máxima caída de tensión

admisible (V) al 3.5% (>2min)

Máxima caída de tensión

admisible (V) al 7% (<2min)

28 CC 1 2

115 CA 4 8

200 CA 7 14

La expresión que se emplea para el cálculo de la sección inicial es:

51

51 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

2

2

max

1001000

(%)

lPs

V u

(6-6)

donde:

V: tensión nominal de la línea.

l: longitud de la línea.

P: potencia consumida.

∆u(%): máxima caída de tensión, es 3.5 si la continuidad es superior a 2 minutos o 7 si es inferior a 2 minutos.

𝜌: resistividad del cobre a la temperatura de funcionamiento.

La resistividad del cobre a la temperatura de funcionamiento es el único parámetro desconocido, para calcularlo

hay que tener en cuenta que la resistividad aumenta con la temperatura, el procedimiento de obtención ha sido

el siguiente:

0 (1 )t t (6-7)

donde:

𝜌𝑡: resistividad a la temperatura de funcionamiento.

𝜌𝑜: resistividad a 0ºC.

𝛼 : coeficiente del material.

t : temperatura de funcionamiento.

Dado que la resistividad a 0º C de los materiales no suele conocerse, a la hora de calcular la resistividad a una

temperatura cualquiera, es más común utilizar en vez de la expresión (6-7)

20 20

11 20

1 20t

tt

(6-8)

donde:

Temperatura de funcionamiento (t): 60ºC.

Resistividad del cobre a 20ºC (ρ20): 1,71 · 10-8 Ω m.

Coeficiente de temperatura para el cobre (α): 3,93 · 10-3 ºC-1.

Empleando la expresión (6-8) el valor obtenido de la resistividad es ρt = 1,9788 · 10-8 Ω m.

Ya se puede calcular la sección inicial de cada una de las líneas utilizando la expresión (6-6). Para saber el

calibre AWG del conductor solo hay que ir a la Tabla 6-2, acceder a la cuarta columna con el valor de la

sección mínima que se ha obtenido para cada línea y elegir el valor de la sección que sea inmediatamente

superior al calculado, el calibre que le corresponda es el del cable.

Hay que destacar que cuando mayor es el número del calibre AWG, menor es la sección del conductor, en la

industria aeronáutica la sección mínima autorizada para que se usen en las aeronaves el número 22, puesto que

calibres inferiores son difíciles de manipular.

Hasta el momento, se conoce la sección mínima que cumple el criterio de máxima caída de tensión, pero ahora

se va a calcular la sección mínima necesaria para que se cumpla el criterio de máxima intensidad, para ello se

emplea una gráfica que relaciona el incremento de temperatura en el conductor para cada calibre AWG en

función de la intensidad, Figura 6-1, pero sólo es válida para hilos aislados al nivel del mar, y ese no es el caso,

porque no está a nivel del mar ni aislado.

Cálculo de Líneas.

52

52

Tabla 6-2. Características geométricas de los calibres AWG.

Calibre AWG Diámetro

(pulgadas)

Diámetro

(mm)

Secciones

(mm2)

Sección

UNE(mm2)

22 0,025 0,64 0,33 1

20 0,03 0,8 0,5 1

18 0,04 1 0,8 1

16 0,05 1,29 1,3 1,5

14 0,064 1,63 2,1 2,5

12 0,08 2,05 3,3 4

10 0,10 2,6 5,26 6

8 0,13 3,26 8,37 10

6 0,16 4,1 13,3 16

4 0,204 5,2 21,15 25

2 0,258 6,54 33,6 35

1 0,29 7,35 42,4 50

0 0,325 8,25 53,5 70

00 (2/0) 0,365 9,27 67,4 70

000 (3/0) 0,41 10,4 85 120

0000 (4/0) 0,46 11,7 107 120

Para poder utilizar esta gráfica, hay que realizar correcciones en función de la altitud y del número de hilos del

mazo, lo que se quiere es calcular una intensidad equivalente que provoque el mismo calentamiento en un hilo

aislado al nivel del mar que el que producido por la intensidad real a la altitud y el número de hilos del mazo

reales. Para un mismo incremento de temperatura, cuanto mayor sea el número de hilos y la altitud, mayor será

el valor de la intensidad equivalente.

Figura 6-1. Gráfico de máxima intensidad admisible por un hilo aislado a nivel del mar.

53

53 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

La intensidad equivalente depende tanto de la intensidad real, que se ha calculado con las expresiones (6-2) y

(6-5) para corriente continua y alterna respectivamente, como de un factor de corrección de la altitud (ka) y

otro factor de corrección según el número de hilos del mazo (km) y la carga:

eq

a m

II

k k

(6-9)

ka se va a considerar 0.91 a la altitud de 20,000 ft y será constante en todo momento y km se va a utilizar una

máxima capacidad de carga del 80% por el mazo y el factor variará en función de los cables que haya por

mazo, estos coeficientes se obtienen de las gráficas de las Figura 6-2 y Figura 6-3 respectivamente.

Para calcular la nueva sección, se utiliza la Figura 6-1, en la que para el incremento de temperatura obtenido

de la diferencia entre la temperatura máxima del conductor y la de funcionamiento se entra con la intensidad

de corriente equivalente y se selecciona el AWG nuevo.

Figura 6-2. Gráfica del factor de corrección por altitud.

Figura 6-3. Gráfica del factor de corrección según el número de hilos y el nivel de carga del mazo.

Cálculo de Líneas.

54

54

Ahora para las mismas líneas se tienen dos calibres AWG distintos, por lo que hay que elegir el que

corresponda a la mayor sección, es decir el de menor número.

6.2 Aplicación numérica.

El método anterior va a aplicarse en dos aeronaves de distribución eléctrica diferente, primero se va a

considerar una distribución eléctrica centralizada para ello se van a tomar los datos del B777 que es una

aeronave que tiene un sistema fly-by-wire con actuadores de superficie de control accionados eléctricamente

y posteriormente se obtendrán los resultados de una aeronave con distribución eléctrica descentralizada como

es el B787.

6.2.1 B777.

Para realizar los cálculos, se ha supuesto que es un vuelo normal en el que el sistema backup no está operativo

y solo se están empleando los dos generadores, como se indicó en el apartado 4.2.1.1, del sistema de eléctrico

principal que pueden ser tanto los dos generadores de los motores o uno de los generadores del motor y el otro

del APU, sea cual sea el modo elegido para el vuelo normal la potencia máxima que puede suministrar la

aeronave es 240 kVA, es decir, 120 kVA por generador.

Se sabe que en estas aeronaves un solo generador del motor es capaz de alimentar todas las cargas esenciales,

Figura 6-4 [31], que consumen 117 kVA, de los cuales la aviónica y las cargas continuas a 28 Vdc son unos

10 kVA, y el resto, unos 107 kVA van a 115 Vac. Si se tienen dos generadores operando, la potencia que

requerirá el sistema será menor de 240 kVA, pero para calcular la sección de las líneas se va a considerar la

situación límite en la que cada uno de ellos proporciona unos 120 kVA, en total serían 240 kVA. Se ha

considerado que el consumo de cargas a 28 Vdc es de 44 kVA y 190 kVA las que van a 115 Vac, estas cargas

van a concentrarse en tres barras, Figura 6-5. Aunque solo funcionen dos generadores a la vez, va a realizarse

el cálculo de línea de los tres generadores.

Figura 6-4. Cargas esenciales alimentadas solo con un generador principal durante el crucero.

55

55 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Para obtener el calibre del cableado se tienen como datos las cuatro primeras columnas de la Tabla 6-3, a partir

de la potencia y la tensión aplicando la expresión (6-5) se obtiene la intensidad. Para calcular la sección 1 se

emplea la expresión (6-6), con las secciones obtenidas en la Tabla 6-2 se obtiene el calibre (AWG 1). Cuando

el valor de la sección obtenido es superior al de la tabla indica que no hay un único cable si no varios y hay

que repetir todo el proceso anterior, la octava columna de la Tabla 7-3 contiene el número de hilos que hay en

cada línea. Para calcular el segundo calibre (AWG 2) se ha aplicado un factor de altitud de 0.91 y un factor km

que es función del número de hilos por mazo, posteriormente con la expresión (6-9) se calcula la intensidad

equivalente para así poder obtener el Calibre AWG 2 de la gráfica. Comparando las columnas de los calibres,

las líneas son las correspondientes al Calibre AWG 1.

Tabla 6-3. Cálculos de las líneas del B777.

6.2.2 B787.

Para el cálculo de las líneas de esta aeronave se va a tener en cuenta que la potencia máxima producida por los

generadores de los motores y el APU es de 1450 kVA, Figura 4-13, aunque en un vuelo normal se necesitan

menos de 1000 kVA [43], Figura 6-6, para abastecer las cargas, por lo tanto, sólo operan los cuatro generadores

de los dos motores y no los dos del APU.

Barra Tensión

(V)

Longitud

(m)

Potencia

(kVA)

Intensidad

(A)

Sección 1

(mm2)

Calibre

AWG 1

Hilos

mazo ka km

Intensidad

(A)

equivalente

Calibre

AWG 2

1 28 DC 0 44 - - - - - - - -

1 115 AC 0 50 - - - - - - - -

2 115 AC 24 70 351.43 71.820 3/0 1 0.91 0.95 406.51 1/0

3 115 AC 40 70 175.72 59.850 2/0 2 0.91 0.8 241.37 2

G1 115 AC 38 120 301.23 97.470 4/0 2 0.91 0.8 413.78 1/0

G2 115 AC 38 120 301.23 97.470 4/0 2 0.91 0.8 413.78 1/0

APU 115 AC 59 120 200.82 100.89 4/0 3 0.91 0.75 294.24 2

Figura 6-5. Esquema de la distribución eléctrica considerada en el B777.

Cálculo de Líneas.

56

56

El B787 es una aeronave con distribución descentralizada, Figura 6-7, las cargas se conectan a las diferentes

barras distribuidas en la aeronave. Para simplificar los cálculos se ha considerado que todo el sistema es de

corriente alterna.

Figura 6-6. Potencia generada en las distintas fases de vuelo del B787.

Figura 6-7. Esquema de la distribución eléctrica de B787.

57

57 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

El procedimiento seguido es análogo al del apartado 6.2.1, los resultados obtenidos están recogidos en la Tabla

6-4. El calibre seleccionado en cada caso es el máximo valor de AWG, columnas 7 y 12 de la tabla.

Tabla 6-4. Cálculos de líneas para una aeronave tipo B787.

Aunque el APU y los motores tienen dos generadores cada uno, como son iguales solo se ha realizado el

cálculo de líneas para uno de ellos en cada uno de los casos. Además, se ha considerado que proporcionan la

máxima potencia.

Elemento Tensión

(V)

Longitud

(m)

Potencia

(kVA)

Intensidad

(A)

Sección

1 (mm2)

AWG

1

Hilos

mazo ka km

Intensidad

eq. (A)

AWG

2

APU 230 AC 25 225 564.8 60.117 2/0 1 0.91 0.95 653.33 4/0

G1 230 AC 28 250 627.55 74.813 3/0 1 0.91 0.95 725.91 4/0

G2 230 AC 28 250 627.55 74.813 3/0 1 0.91 0.95 725.91 4/0

B3 115 AC 25 200 502.04 106.87 4/0 2 0.91 0.85 649.05 4/0

B4 115 AC 20 100 502.04 85.500 4/0 1 0.91 0.95 580.73 3/0

B5 230 AC 12 227.5 571.07 29.177 2 4 0.91 0.65 965.46 4/0

B6 230 AC 29 125 313.78 38.743 1 1 0.91 0.95 362.96 1

59

7 SIMULACIÓN DE LA DISTRIBUCIÓN ELÉCTRICA

n este capítulo se va a realizar la simulación del sistema eléctrico de las dos aeronaves para las que se

han calculado las líneas en el capítulo anterior, el B777 y el B787, para ello se va a emplear Open

Distribution System Simulator (OpenDSS).

7.1 OpenDSS

OpenDSS es un software de licencia libre desarrollado por EPRI (Electric Power Research Institute), está

diseñado para realizar simulaciones de sistemas de distribución eléctrica y permite hacer análisis en el dominio

de la frecuencia [44].

Este programa analiza y muestra el resultado de la tensión del circuito aunque también puede proporcionar

resultados de corrientes, fallos, elementos activos, buses o barras, pérdidas, potencia, según se le indique [45].

Los datos que se utilizan para definir el sistema de distribución son:

Datos de las líneas: impedancia asociada a cada una de las líneas.

Distribución de las líneas: se definen las líneas de barra a barra indicando la longitud de cada una

de ellas.

Cargas: se indica la carga asociada a cada barra, se han definido por su kW y kvar.

Generadores: hay que indicar los datos de los generadores que estén trabajando en el sistema,

definiéndolos por su máximo kW, aunque hay que tener en cuenta que uno de ellos no debe

definirse porque el programa lo toma como base y su potencia la determinan las necesidades del

sistema.

Tensión base del sistema.

7.2 Análisis del sistema eléctrico de aeronaves.

7.2.1 Análisis de una aeronave tipo B777.

En este caso, la tensión base del sistema es de 115 Vac, se va a considerar que la parte del sistema a 28 Vdc

también se encuentra a la tensión base. Se va a trabajar con un sistema trifásico equilibrado, por lo que habrá

un desfase en la tensión y la intensidad de 120º entre las fases, para simplificar sólo se representará una de

ellas.

En el análisis se quieren obtener los resultados de la corriente, potencia y tensión del sistema, para ello le ha

proporcionado a OpenDSS un archivo con la distribución del sistema eléctrico de la aeronave y datos del

generador 2, las cargas y las líneas, los del generador 1 se obtienen al hacer el análisis.

Intensidad.

El programa diferencia entre la intensidad de las líneas, Tabla 7-1, y de las cargas, Tabla 7-2, además,

proporciona en el caso de las líneas la intensidad de barra a barra en ambos sentidos, el valor de la intensidad

o valor eficaz será el mismo, sólo hay tener en cuenta que el argumento del fasor cambia en función del sentido

que se tome, esto implica una diferencia de 180º. En la Tabla 7-1 se ha representado el valor de la intensidad

de las líneas tras interpretar el sentido de la corriente de todo el circuito.

E

Simulación de la distribución eléctrica

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Tabla 7-1. Intensidad de las líneas.

El circuito sólo tiene un G1 y un G2 pero para indicar que dos líneas parten de cada uno de ellos hacia B1 se

ha hecho la distinción entre G1_1, G1_2 y G2_1, G2_2. De igual modo ha ocurrido con las líneas que conectan

B1 y B3.

Tabla 7-2. Intensidad de las cargas.

El análisis del sistema proporciona el valor de las intensidades en las líneas y en las cargas, se puede apreciar

como la corriente se distribuye equitativamente a través de las líneas, además, las cargas se encuentran a la

intensidad de línea correspondiente. Este hecho se puede comprobar fácilmente en cada una de las barras, en

el caso de B1, la intensidad total de la barra es de 990.17 A ∟-10.16 º que es exactamente el valor total de las

corrientes de que proporcionan G1 y G2. Siguiendo el esquema de la Figura 6-5, en B1 hay unas cargas cuya

intensidad es 206.99 A∟-7.2º y otras a 155.24 A ∟-7.2º, estas últimas son las equivalentes a los equipos de

corriente continua. Esto significa que los 628.70 A ∟-11.86 º restantes van a distribuirse entre B2 y B3. Con

respecto a B2, la línea que une esa barra con B1 tiene una corriente de 312.6 A ∟-12.4º que es

aproximadamente la corriente de las cargas conectadas a B2. Algo similar ocurre con B3, las dos líneas que la

conectan con B1 tiene una corriente de 158.2 A∟-11.2º, lo que hace que en esta barra haya 316.4 A ∟-11.2º

que es aproximadamente la corriente a la que se encuentran las cargas conectadas a esta barra.

Hay que destacar que en la Tabla 7-2, aparece el valor de la corriente que entra en G2, mientras que en la Tabla

7-1 es el de la corriente que sale de G2, el valor eficaz es exactamente el mismo pero la diferencia en el ángulo

indica que una corriente entra y la otra sale del generador.

Potencia.

Al programa se le ha indicado la potencia generada por G2 y de la potencia consumida por las cargas del

sistema. A priori, la potencia que suministra G1 es desconocida porque es la que se obtiene del análisis con la

que se suple la demanda de potencia de las cargas que G2 no es capaz de suministrar. Los resultados del análisis

están recogidos en la Tabla 7-3 y la Tabla 7-4.

Elemento Intensidad (A ∟Ángulo) Intensidad

G1 510.26 ∟-5.1 508.24 – 45.333 j

G1_1→B1 255.13 ∟-5.1 254.12 – 22.666 j

G1_2→B1 255.13 ∟-5.1 254.12 – 22.666 j

G2_1→B1 242 ∟-15.5 233.17 – 64.756 j

G2_2→B1 242 ∟-15.5 233.17 – 64.756 j

B1→B2 312.6 ∟-12.4 305.34 – 66.967 j

B1→B3_1 158.2 ∟-11.4 155.07 – 31.278 j

B1→B3_2 158.2 ∟-11.4 155.07 – 31.278 j

Carga Intensidad (A ∟Ángulo) Intensidad

B1 206.99 ∟-7.2 205.35 – 26.046 j

B1_28 155.24 ∟-7.2 154.01 – 19.534 j

B2 312.83 ∟-12.4 305.54 – 67.144 j

B3 316.64 ∟-11.4 310.35 – 62.762 j

G2 484.74 ∟-164.4 -466.88 + 130.39j

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61 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Tabla 7-3. Elementos de suministro de potencia.

Tabla 7-4. Potencia de las cargas.

De las dos tablas se extrae que la potencia total suministrada por los generadores G1 y G2 es 195.96 kW y la

potencia consumida por las cargas es de 188.2 kW. Al programa se le ha indicado que teóricamente la potencia

consumida por las cargas es de 190 kVA y la potencia suministrada por G2 es de 95 kW, por lo tanto como el

factor de potencia es prácticamente 1 la potencia que debe suministrar G1 al sistema es de unos 95 kW. En el

análisis los resultados obtenidos indican que la potencia consumida por las cargas es de 188.2 kW y la potencia

que suministra G2 al sistema es de 98.1 kVA que son 94.95 kW. Con respecto a la potencia de G1 el análisis

indica que suministra 101.6 kVA que son 101.2 kW. G2 realmente siempre suministra la potencia que se ha

asignado para el abastecimiento de las cargas pero G1 suministra algo más de lo que se esperaba teóricamente

para poder alimentar las cargas y solventar las pérdidas del sistema. Estas pérdidas son un total de 8 kW o lo

que es lo mismo son del 4.23 %.

Tensión.

Como se ha hecho con las intensidades, se va coger una de las fases de cada línea del sistema trifásico

equilibrado.

Tabla 7-5. Resultado de las tensiones.

Para poder comprobar los valores de la tensión, se ha utilizado la fórmula:

Elemento kVA PF

G1 101.6 0.9960

G1→B1_1 50.8 0.9960

G1→B1_2 50.8 0.9960

G2→B1_1 49.0 0.9670

G2→B1_2 49.0 0.9670

B1→B2 60.4 0.9944

B1→B3_1 30.5 0.9960

B1→B3_2 30.5 0.9960

Cargas kVA PF

B1 40 0.9999

B1_28 30 0.9999

B2 58.4 0.9999

B3 59.8 0.9999

G2 98.1 0.9666

Elemento VLN (kV) Ángulo Nodo-nodo VLL (kV) Ángulo

G1 0.066402 0.0 1-2 0.11501 30

G2 0.067458 -0.8 1-2 0.11684 29.2

B1 0.06436 -6.3 1-2 0.11148 23.7

B2 0.062261 -11.5 1-2 0.10784 18.5

B3 0.062943 -10.5 1-2 0.10902 139.5

Simulación de la distribución eléctrica

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3S UI (7-1)

donde:

I es la intensidad de los elementos de la Tabla 7-1.

S es la potencia de la Tabla 7-3.

Los valores de las tensiones (VLN) obtenidas al aplicar la fórmula anterior son similares a los de la Tabla 7-5.

Con respecto a la tensión de línea (VLL) puede verse que son similares a la tensión base que se ha considerado

en el circuito de 115 V.

7.2.2 Análisis del B787.

Las aeronaves tipo B787 no trabajan a una única tensión, como se vio en el apartado 4.2.2.1 los generadores

de los motores y el APU se encuentran a 230 Vac aunque las cargas suelen ir a 115 Vac, 28 Vdc y 270 Vdc,

éste último valor es la tensión que alimenta los sistemas que en la arquitectura tradicional dependían del sistema

neumático. En este apartado se van a utilizar como tensiones base 115 Vac y 230 Vac, las cargas que van

conectadas a las tensiones continuas van a suponerse que se encuentran a la tensión base equivalente. En este

caso también se va a trabajar con un sistema trifásico equilibrado por lo que se representará una de las fases

para simplificar.

Los datos necesarios para realizar el análisis son la distribución del sistema eléctrico, el tipo de líneas,

calculadas en el apartado 6.2.2 y recogidas en la Tabla 6-4, y la potencia consumida por las cargas, la Figura

6-6 muestra la potencia consumida por las cargas en distintas fases del vuelo. En este caso, para el cálculo de

las potencias se ha tomado como referencia un vuelo en condiciones normales en crucero y se ha establecido

que el reparto del consumo total de las cargas sea de unos 930 kVA, Figura 7-1, este valor es mucho menor

que los 1450 kVA totales capaces de generarse entre los generadores de los motores y el APU, por tanto, se ha

considerado que están operativos solo los cuatro generadores que hay en los motores. Hay que destacar que

estos cuatro generadores son idénticos y para simplificar los cálculos se ha llamado G1 a los dos generadores

de uno de los motores y G2 a los otros dos. Además, en el programa que se ha realizado se ha indicado el valor

de la potencia generada por G2, el valor de G1 se obtiene tras el análisis y depende de la demanda de las cargas.

Figura 7-1. Distribución de la potencia en crucero de la aeronave.

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63 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Intensidad.

Tras realizar el análisis del circuito se tienen los resultados de las intensidades de línea y cargas la Tabla 7-6

y Tabla 7-7 respectivamente, que muestran la distribución de la corriente según el esquema que se ha

considerado, Figura 6-7, para comprobarlo solo hay que ver lo que ocurre en las barras y cargas del sistema.

En primer lugar, de la Tabla 7-6 se extrae que el valor total de la intensidad en B1 es 2393.92 A ∟ -12.90 º,

esta es la corriente que le proporcionan G1 y G2, y la que se va a repartir entre las demás barras del sistema.

Lo más destacable es la acción del transformador entre B1 y B2, cuya relación de transformación es 2, si fuese

un transformador ideal la corriente que sale del transformador hacia B2 sería el doble de la que le llega al

transformador desde B1, pero como no es el caso el valor de la corriente que llega al transformador es 331.75

A ∟-13.9º que se transforma en 663.5 A ∟-43.9º, la diferencia entre ambos valores es de unos 411.14 A ∟

-67.69º. La corriente de B2 se transmite directamente a la barra B3 a través de dos líneas idénticas, una parte

esta corriente va hacia las cargas conectadas a B3, 336.68 A ∟-41.7º, mientras que el resto, unos 327.32 A

∟-46.16º, circula hasta la barra B4 para las cargas que tiene conectadas. Por otro lado, B1 distribuye el resto

de la corriente, unos 2062.23 A ∟-12.73º entre las barras B5 y B6.

Tabla 7-6. Intensidad de línea.

Analizando la intensidad en las cargas, Tabla 7-7, puede apreciarse que el valor global de éstas, excluyendo

el valor de G2, es 2653.74 A∟-20.21º, este valor a priori no coincide con la suma de la corriente de G1 y G2

que era de 2393.92 A ∟ -12.90 º, eso es debido a que el transformador ha incrementado la corriente global del

sistema en 411.14 A ∟ -67.69 º. Restándole esta diferencia al valor global de las cargas se obtiene 2395.27 A

∟ -12.94 º que es prácticamente el mismo valor de corriente que deben recibir los generadores.

Tabla 7-7. Intensidad en las cargas.

Elemento Intensidad (A ∟ º) Intensidad

G1 1200.1 ∟ -8.6 1186.6 – 179.75 j

G1→B1_1 600.07 ∟-8.6 593.3 – 89.874 j

G1→B1_2 600.07 ∟-8.6 593.3 – 89.874 j

G2→B1_1 600.29∟-17.2 573.54 – 177.23 j

G2→B1_2 600.29∟-17.2 573.54 – 177.23 j

B1→T 331.75 ∟-13.9 321.98 – 79.942 j

T→B2 663.5 ∟-43.9 238.87 – 230.22 j

B2→B3_1 331.75 ∟-43.9 238.87 – 230.22 j

B2→B3_2 331.75 ∟-43.9 238.87 – 230.22 j

B3→B4 327.54 ∟-46.2 226.55 – 236.55 j

B1→B5 1752.2 ∟ -13.3 1705.4 – 401.99 j

B1→B6 310.71 ∟ -9.7 306.26 – 52.397 j

Carga Intensidad (A ∟Ángulo) Intensidad

B3 336.68 ∟-41.7 251.23 – 224.13 j

B4 327.73 ∟-46.3 226.58 – 236.78 j

B5 1753.2 ∟-13.3 1706.3 – 402.86 j

B6 310.89 ∟-9.7 306.41 – 55.571 j

G2 1202.1 ∟162.8 -1148.1 + 356.2 j

Simulación de la distribución eléctrica

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Potencia.

Como se ha indicado anteriormente los datos iniciales son la potencia generada por G2 y la potencia consumida

por las cargas del sistema. La potencia que genera G1 se obtiene en el análisis y depende de la demanda de las

cargas, los resultados obtenidos en el análisis, Tabla 7-8 y Tabla 7-9, muestran el valor de las potencia del

sistema.

La potencia total que suministran G1 y G2 es 936.70 kW, la potencia total consumida es 885.9 kW,

teóricamente se había supuesto que la potencia consumida por las cargas del sistema era 930 kVA, Figura 7-1,

y la generada por G2 era de 465 kW, considerando que el factor de potencia sea aproximadamente 1, se

esperaba que la potencia de G1 fuese de unos 465 kW, en lugar de los 472.69 kW obtenidos. El generador G2

suministra 464.33 kW que es prácticamente la potencia que se le asignó pero el G1 suministra más de lo que

se esperaba teóricamente, esto es debido a que además de abastecer a las cargas solventa las pérdidas del

sistema, que en este caso son de 51.3 kW de los cuales 51 kW son debidas a las líneas y 0.3 kW al

transformador, esto supone un 5.79 %.

Tabla 7-8. Elementos que suministran potencia.

Tabla 7-9. Potencia de las cargas.

Tensión.

Como se hizo con anterioridad con los valores de la tensión del B777, se va a emplear la fórmula (7-1) para

comprobar los resultados del análisis representados en la Tabla 7-10, por lo tanto, hay que tener en cuenta el

valor de la intensidad de línea y de la potencia, Tabla 7-6 y Tabla 7-8 respectivamente.

Elemento kVA PF

G1 478.1 0.9887

G1→B1_1 239.1 0.9887

G1→B1_2 239.1 0.9887

G2→B1_1 242.3 0.9573

G2→B1_2 242.3 0.9573

B1→T 127.8 0.9888

T→B2 127.5 0.9887

B2→B3_1 63.8 0.9887

B2→B3_1 63.8 0.9887

B3→B4 60.8 0.9955

B1→B5 675.0 0.9905

B1→B6 119.7 0.9971

Cargas kVA PF

B3 62.5 0.9999

B4 59.4 0.9999

B5 648.6 0.9999

B6 115.5 0.9999

G2 485.2 0.9570

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65 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS.

Tabla 7-10. Resultado de las tensiones.

Al realizar la comprobación de los datos mediante la fórmula, se ha verificado que los valores de VLN que se

obtienen son prácticamente los mismos que los que los del análisis, Tabla 7-10. Con respecto a la tensión de

línea, en el programa se consideraron como tensión base 230 V y 115 V y en el esquema que se ha seguido las

barras B2, B3 y B4 son las únicas que estaban a 115 V esto se refleja en los resultados puesto que son las

únicas con valores de VLL entorno al 0.115 kV, Tabla 7-10, el resto de las barras se consideran que están a

230 V y los resultados lo demuestran.

7.2.3 Comparación de resultados.

Ambas aeronaves son distintas, el B777 tiene una distribución eléctrica centralizada, más simple y utiliza

menos potencia eléctrica que el B787, esta última aeronave al ser del tipo MEA tiene más sistemas que

dependen de la potencia eléctrica y cuenta con una distribución descentralizada que le permite abastecer todas

las demandas.

Pese a estas diferencias, al realizar el análisis en cada una de ellas se han obtenido unos resultados que eran de

esperar en lo que respecta a la intensidad puesto se ha comprobado que la corriente de entrada y de salida de

los generadores es prácticamente la misma y en las tensiones las barras que se han considerado a una tensión

base los resultados han dado valores en torno a esa tensión. Los resultados de la potencia son bastante similares

en ambos casos, salvando las distancias, porque aunque las dos aeronaves generen distinta cantidad de

potencia, las pérdidas son del 4.23 % en el B777 y del 5.79 % en el B787. Además, el generador G1 cuya

potencia la calcula el OpenDSS en función de la demanda de las cargas es superior a la esperada porque tiene

que suplir las pérdidas de las líneas y en el caso del B787 también del transformador.

Elemento VLN (kV) Ángulo Nodo-nodo VLL (kV) Ángulo

G1 0.1328 0.0 1-2 0.23002 30

G2 0.13453 -0.4 1-2 0.23302 29.6

B1 0.12841 -5.3 1-2 0.22241 24.7

B2 0.064068 -35.3 1-2 0.11097 -5.3

B3 0.061905 -40.8 1-2 0.10722 -10.8

B4 0.060424 -45.3 1-2 0.10466 -15.3

B5 0.12331 -12.4 1-2 0.21358 17.6

B6 0.12384 -8.8 1-2 0.2145 21.2

67

8 CONCLUSIONES

La sustitución del sistema neumático por su equivalente eléctrico implica la eliminación del sangrado del aire

de los motores, lo que los hace más eficientes, y una reducción tanto del consumo de combustible como del

impacto ambiental. Como el sistema hidráulico en las aeronaves tradicionales también depende del sangrado de

aire de los motores, al eliminarse éste se produce el cambio de arquitectura de dicho sistema que junto con el

incremento de la presión que se le ha introducido hace que sea más eficiente, tenga menor peso y tamaño.

Con respecto al sistema eléctrico, en las aeronaves tipo MEA pasa a ser primordial, casi todos los sistemas y

equipos dependen de él, por lo tanto, en el caso del B787 se ha añadido un generador más a cada motor y al APU

para poder generar la potencia necesaria para el abastecimiento de todas las cargas. Además, como las cargas se

encuentran distribuidas por toda la aeronave, la estructura del sistema eléctrico ha cambiado hacia el tipo

descentralizado con centros de distribución primario y secundarios. La supresión del sistema neumático y por

tanto del sangrado de los motores ha supuesto la necesidad de un nuevo voltaje (270 Vdc) en el B787 que se

utiliza para alimentar los motores de los sistemas que han pasado de tener dependencia del sistema neumático a

tenerla del eléctrico.

La aviónica depende del sistema eléctrico en todo momento, por tanto, no hay grandes diferencias al aumentar

la potencia eléctrica generada. Todas las aeronaves deben llevar sistemas de comunicación, navegación y

sistemas de control automático y director de vuelo lo que puede variar de una a otra es el tipo de sistema que

lleven o lo avanzados que sean, por ejemplo, el RNAV que permite volar sin necesidad de waypoints físicos,

conocer la posición con precisión en cualquier ruta y reducir la separación entre las aeronaves, pero no todas las

aeronaves pueden llevarlo porque requiere de equipos avanzados.

El aumento de potencia eléctrica generada junto con la estructura descentralizada del sistema eléctrico supone

un mayor número de líneas que deben cumplir los criterios de máxima caída de tensión y de intensidad, éste

último criterio consiste en calcular una intensidad equivalente que provoque el mismo calentamiento en un hilo

aislado al nivel del mar que el que produce la intensidad real a la altitud de vuelo con el número de hilo del mazo

reales. Por lo tanto, el aumento de las líneas y de hilos por mazo hace que la intensidad equivalente sea mayor,

por consiguiente, el calibre AWG será menor, es decir, la sección del cableado será mayor.

Por último, OpenDSS analiza el circuito eléctrico deseado y proporciona los resultados de las pérdidas de las

líneas y del transformador, además de las potencias consumidas y generadas por los elementos del sistema. En

el caso de la generada, la potencia de uno de los generadores la proporciona análisis y con ella se cubre la

demanda de las cargas que haya junto con las pérdidas del sistema. Estas pérdidas en dos aeronaves distintas

con dos generaciones de potencia diferentes son similares entorno al 5%.

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