capítulo 4 comparación entre sistemas de...

Capítulo 4

Comparación entre sistemas deaccionamiento

4.1. Introducción

En este apartado se realizará una comparativa entre dos de los siste-mas de accionamiento anteriormente explicados. Debido a la irrupción de laconfiguración de avión “More-Electric Aircraft” y, por tanto, a la progresivasustitución de los sistemas de accionamiento hidráulico, neumático y mecáni-co por sistemas de accionamiento completamente eléctrico, se va a establecerdicha comparativa entre los sistemas de accionamiento eléctrico e hidráulico.

El motivo de la elección del sistema de accionamiento hidráulico es debidoal enfoque de este proyecto en los actuadores de las partes móviles de controlde vuelo y de la importancia de este sistema de accionamiento en ellos.

Estos dos sistemas de accionamiento se encuentran siendo objeto de es-tudio en la actualidad debido a su gran margen de mejora y a la gran impor-tancia que gozan dentro del control de vuelo.

Una vez establecida la comparativa entre los dos sistemas de acciona-miento, se realizarán comparaciones de las características de los distintosactuadores eléctricos. Para ello, se harán uso de los actuadores explicadosen el capítulo anterior. Además se hará una comparativa entre los motorestradicionales y los motores más eléctricos o “More-Electric Engine”, es decir,la sustitución del sistema neumático por el sistema eléctrico.

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66 Capítulo 4. Comparación entre sistemas de accionamiento

4.2. Comparación entre sistema de accionamien-to hidráulico y eléctrico

Para asegurar el buen funcionamiento de todos los sistemas instalados enun avión, es necesario que exista una buena coordinación y funcionamientoentre ellos. Los sistemas de a bordo se encargan de establecer una buenacomunicación entre los diferentes aparatos o equipos entre los que se puedendestacar el sistema de control de vuelo, de navegación, de comunicación, etc.Este tipo de sistemas son alimentados por los sistemas hidráulico, neumá-tico, mecánico y eléctrico. En especial, los sistemas de control de vuelo sonaccionados, principalmente, por los sistemas hidráulicos y eléctricos, de ahíel interés por esta comparativa además de la evolución producida en estossistemas.

A continuación, se va a exponer una tabla donde se refleja la evolución delos actuadores en función de la época del siglo XX o siglo XXI que se desa-rrolla y de la señalización y alimentación utilizada para su funcionamiento.

Años Actuador Señalización AlimentaciónInicio - 1940 Mecánico Mecánica Mecánica1940 - 1980 Hidromecánico Mecánica Hidráulica1980 - 2000 Servo-hidráulico Fly-By-Wire Hidráulica2000 - 2020 Servo-hidráulico

(SHA) +Electro-hidrostático(EHA) + Elec-tromecánico(EMA)

Fly-By-Wire Power-By-Wire+ Hidráulico

Tabla 4.1: Tipos de actuadores usados en aviones

Los sistemas de alimentación hidráulicos introducidos en los años 40, tie-nen el objetivo, entre otros, de alimentar los actuadores de control de vuelo.Estos sistemas de accionamiento poseen una gran fiabilidad y una alta densi-dad de energía transmitiendo grandes fuerzas realizando pequeños movimien-tos en cabina. Aun así, este sistema requiere de un alto mantenimiento, y sualto peso es debido a los largos tubos, fluidos hidráulicos, válvulas, tanques,etc... que lleva instalado. Los sistemas hidráulicos, antes de la aparición de“Power-By-Wire”, eran completamente centralizados y ello requería de unagran cantidad de tubos, además de mantener la presión del sistema. Estos

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tubos se extendían desde los motores hasta las alas, morro o cola del avión,es decir, largos recorridos que provocaban un aumento de la probabilidad deproducirse cualquier fuga hidráulica.

A finales de los años 90, la tecnología “Power-by-Wire” (PBW) se desarro-lló para reemplazar estos sistemas de accionamiento hidráulicos centralizados[3]. Se pensó que el concepto de “More-Electric Aircraft” o “All-Electric Air-craft” podía ofrecer ahorros significativos en el peso del avión si las tuberías yotros componentes hidráulicos pesados y voluminosos podían ser eliminadoso sustituidos por componentes eléctricos. Además se reduciría la complejidaddel sistema hidráulico y el nivel de mantenimiento exigido. Otra ventajas ad-quiridas con la incorporación de esta tecnología serían:

- Eliminación de los problemas de vibraciones en las tuberías.

- Aumento de la fiabilidad debido a la reducción de elementos y compo-nentes hidráulicos.

- Incremento del rendimiento de los sistemas debido a la disminución deelementos y de pérdidas de presión gracias a la ausencia de válvulas.

Además de todas estas ventajas, el PBW permitía la posibilidad de obte-ner flujo de energía a demanda y la presión controlada electrónicamente. Estatecnología es ahora aplicable gracias a la capacidad creciente de generacióneléctrica, transmisión y distribución.

Un ejemplo claro de aplicación de la tecnología PBW son los mandosde vuelo. Por ejemplo, el actuador electro-hidrostático (EHA) no necesitade una conexión al sistema hidráulico centralizado del avión. El esquemade funcionamiento del EHA permite reducir el grado de tubería hidráulicanecesaria en la red.

En la tecnología PBW, los valores de control de la energía eléctrica seobtienen directamente de la red eléctrica instalada en el avión y no del sis-tema hidráulico centralizado. Esta tecnología posee un diseño modular, esdecir, divididos por módulos o secciones, que permite la reducción de pesorequerido por los sistemas. Este diseño también permite reducir los costes demantenimiento, además de simplificar los procedimientos de instalación yaque, ante la existencia de una avería de un elemento en una parte del avión,ésta puede ser arreglada sustituyendo el elemento averiado por otro nuevo.El diseño modular permite la reutilización de piezas de un avión a otro, ypor tanto, reduce también los costes de desarrollo.

En cuanto al sistema de tolerancia a fallos, resaltar que un fallo en elsistema hidráulico centralizado provoca fallos en otros sistemas o reduce el


rendimiento general del avión, mientras que si se produce un fallo en el sis-tema modular del PBW, el sistema principal es dejado fuera de servicio yexisten sistemas redundantes que permitirían completar la acción.

Los niveles de tensión del sistema eléctrico de un avión se encuentra enuna mejora progresiva. Los sistemas de alta tensión usados, “High VoltageDirect Current” HVDC o “High Voltage Alternating Current” HVAC, alcan-zan niveles de tensión de hasta 540 V en corriente continua, o en su defecto+/- 270 V C.C. y de 230/400 V C.A. en un sistema trifásico con frecuenciavariable o fija.

El motivo del uso de estos niveles de tensión se debe a que, en un pri-mer momento, la "primera generación de aviones más eléctricos", que utilizagrandes cantidades de energías, se correspondía con el avión Airbus 380 queconsumía alrededor de 415 kVA. Como consecuencia de ello, los sistemas debaja tensión no eran capaces de hacer frente a estas grandes demandas deenergía, por ello optaron por aumentar el nivel de tensión. La siguiente gene-ración de “More Electric Aircraft”, como el B787 y el A350 están consumiendoalrededor de 1450 kVA y 800 kVA respectivamente. Esta es la razón por lacual la tensión alterna generada se ha incrementado desde 115 V C.A. a 400Hz (actualmente se utiliza en los aviones convencionales), a 230 V C.A. a360-800 Hz. Esta tensión se rectifica mejor mediante convertidores electróni-cos de potencia para producir niveles de tensión de +/- 270 V C.C. (540 VC.C.).

En la figura 4.1, se muestra una comparativa entre los diferentes valoresdel sistema tradicional eléctrico y de los sistemas HVAC y HVDC ante unacarga de 10 kW.

De ella se extrae que para el caso de HVDC, sólo es necesario dos conduc-tores ya que los sistemas de transmisión de corriente continua sólo contienenla polaridad positiva mientras que para el caso de HVAC se requieren tresconductores ante la misma capacidad de corriente demandada. También seobserva que las pérdidas de transmisión de energía de HVDC es un 33 %respecto de HVAC y un 67 % respecto al sistema convencional [35]. Además,el efecto pelicular no ocurre en corriente continua por lo que también es be-neficioso en la reducción de las pérdidas de potencia. Por otro lado, el efectocorona tiende a ser menos significativo en C.C. que para los conductores decorriente alterna.

La utilización de niveles de tensión superiores en HVDC conllevan variosefectos positivos como:

- El manejo de corrientes unas 10 veces menores para las mismas poten-cias demandadas. Esta disminución de intensidad supone un decremento de


Figura 4.1: Valores de sistemas de distribución eléctrica ante carga de 10 kW.

la sección del cable provocando un ahorro del peso del avión. A esta dismi-nución también contribuyen unos convertidores eléctricos más livianos.

- Las pérdidas de potencia disminuyen gracias al alto nivel de tensión y eluso de redes de corriente continua que eliminan la potencia reactiva. Graciasa esta reducción de las pérdidas de potencia, el sistema de acondicionamientoambiental posee una menor demanda de potencia térmica.

En línea con las actividades de un avión más eléctrico y con los sistemasde transmisión de energía eléctrica, la empresa EADS desarrolló una arqui-tectura de distribución a 270 V en C.C. El objetivo era dar a conocer lasventajas y los posibles problemas que pueden presentan los nuevos sistemasde distribución de potencia eléctrica de alta tensión, en comparación con lossistemas de distribución convencionales [28].

Existen diferentes disposiciones de redes de transmisión HVDC depen-diendo del nivel de tensión demandada por las cargas o del número de fases.A continuación en la figura 4.2, se muestra el porcentaje de peso de los cablesde cabina de cada una de las diferentes configuraciones de HVDC y HVACcon un número concreto (8) de unidades de distribución de energía secun-daria (SPDBs) en relación al peso de la distribución actual de los cables encabina.

De la gráfica anterior se observa que las tres primeras configuraciones sonlas que posee un mayor ahorro en peso de cable con niveles de tensión de270 V en C.C. y con niveles de 28 V en C.C. descentralizado. La referencia


Figura 4.2: Reducción en porcentaje de peso de las distintas configuracionesde sistemas de transmisión.

tomada es un avión de corto-medio alcance y con una distribución de sistemade energía eléctrica cuyo peso es de 200 Kg (se considera el peso de todoslos cables junto con el peso del sistema de distribución secundaria). En [36],también se muestra un estudio de las diferentes arquitecturas a distintos ni-veles de tensión junto con la tensión de suministro, obteniendo como resumenla tabla 4.2.

De ella se extrae que las configuraciones más livianas son las expuestasen la última y primera fila respectivamente.

En estos sistemas de transmisión también hay que tener en cuenta lospesos de convertidores, rectificadores o inversores. Si se hace uso del sistemaHVDC, se consiguen reducciones de peso de más de 350 kg o, con el HVACreducciones de 240 kg respecto al sistema convencional [35].

En [37], se trata la integración de la red HVDC en los aviones actualesjunto con las ventajas ya comentadas. Se presentan las diferentes partes delos convertidores, rectificadores e inversores que forman parte del sistema de


Arquitectura de referencia de SPBD a 115 V C.A. 100%Arquitectura +/- 270 V C.C. / 0 V con suministro de 230 VC.A.

-21 %

Arquitectura 270 V C.C. / 0 V con un transformador de ais-lamiento y suministro de 115 V C.A.

+22 %

Arquitectura 270 V C.C. / 0 V con suministro de 230 V C.A. -4 %Arquitectura +/- 135 V C.C. con suministro de 115 V C.A. -17 %Arquitectura 270 V C.C. / 0 V con suministro de 115 V C.A.y línea neutra aislada

-28 %

Tabla 4.2: Diferentes arquitecturas de SPBDs

transmisión. En los dispositivos que posean como salida o entrada corrientealterna tendrán factores correctores de potencia para reducir los armónicosque se produzcan [38] y [39]. También se presentan los pesos de estos conver-tidores, rectificadores e inversores para aplicaciones con potencias inferioreso superiores a 5 kW, además de concluir que pueden optimizarse más del50 % en peso respecto a los tradicionales usando los niveles de +/- 270 V enC.C.

Por último, una de las características principales de PBW es el desarrollode actuadores compactos y accionados eléctricamente en lugar de los con-vencionales actuadores hidráulicos [40]. Los dos actuadores más utilizadosen este tipo de tecnología son los actuadores electro-hidrostático (Electro-Hydrostatic Actuator, EHA) y los actuadores electromecánicos (Electro-MechanicalActuator, EMA).

4.3. Comparación entre actuadores de controlde vuelo

Con motivo del rápido desarrollo e introducción de la tecnología y elec-trónica de potencia en los aviones y, concretamente en el sistema de controlde vuelo, se ha permitido el uso de actuadores eléctricos.

Por un lado, se encuentra el actuador electro-hidrostático (Electro-HydrostaticActuator, EHA) cuyo esquema se muestra a continuación en la figura 4.3 jun-to a los tipos de transmisión y energías de alimentación utilizados.

Se puede observar que estos actuadores son alimentados por la energíaeléctrica proveniente del sistema eléctrico del avión. Esta energía es converti-da en energía mecánica a través de la energía hidráulica que se obtiene de una


Figura 4.3: Componentes de un actuador electro-hidrostático (EHA).

bomba instalada en el actuador. El servomotor es el encargado de accionaresta bomba, de velocidad variable bidireccional, que regula el flujo que entraen ambas cámaras donde se encuentra ubicado el pistón para la extraccióny retracción del eje del actuador. La bomba varía su velocidad en funciónde las necesidades de potencia hidráulica demandadas por el piloto, de estamanera, se consigue un ahorro de energía eléctrica entregando ésta bajo de-manda del piloto. Este tipo de actuadores se diseñan de manera compactacon un sistema hidráulico independiente. El aceite, usado como flujo hidráu-lico, absorbe el calor producido por el funcionamiento del actuador medianteconvección, además de ser utilizado durante toda la vida útil del actuador,gracias a ello permite la construcción compacta del mismo. Proporcionan unaalta precisión y transfiere grandes cantidades de energía para el movimiento.

En contraposición, se encuentra el actuador electromecánico en la figura4.4 cuyo esquema se presenta también a continuación para poder compararlocon el anterior actuador.

En este caso, el eje del actuador electromecánico se extiende y se retraegracias al uso de un servo motor alimentado eléctricamente en corriente con-tinua, al igual que en el actuador electro-hidrostático. La diferencia resideen que, en el actuador electromecánico, existe una caja de engranajes que seencarga de transmitir y convertir la energía eléctrica del motor en energíamecánica al eje del actuador con forma de tornillo.

En un primer momento, el actuador EMA era considerado demasiado len-to y pesado para competir con los actuadores hidráulicos pero, con la llegadade la electrónica de potencia y la mejora de los motores hicieron que los ac-tuadores EMA fueran más viables. El EMA posee una serie de ventajas frenteal EHA. El actuador electromecánico es más pequeño y con un menor peso,


Figura 4.4: Componentes de un actuador electromecánico (EMA).

ya que solo existe una conversión de energía (eléctrica-mecánica) frente a losdos del EHA (eléctrica-hidráulica-mecánica), con el EMA se evita la instala-ción de elementos del sistema hidráulico, como válvulas, depósitos de reservao bombas hidráulicas, y la circulación de un fluido provocando la ausenciade fugas hidráulicas [41]. Todo ello también implica un fácil mantenimientoy una estructura compacta sin contaminación de fluido hidráulico.

En contraposición, la principal razón por la que el EMA aún no ha sidoimplantado en el control de vuelo primario (únicamente para pruebas) esque la probabilidad de “jamming” o atasco en los actuadores electromecáni-cos actuales no es tan baja como se desea [40], con motivo de la presenciade engranajes y mecanismos de tornillos. Debido a que las superficies móvi-les primarias poseen ciclos de cargas de trabajo superior a las secundarias yal inconveniente del “jamming”, se eligen actuadores EHA para su uso. Laprobabilidad de bloqueo o agarrotamiento es extremadamente improbable enlas tecnologías convencionales o en el actuador EHA [42]. El proyecto “MoreOpen Electrical Technologies”, MOET se dedicó al estudio de este proble-ma, para analizar profundamente el comportamiento en una EMA ya que loscomponentes de transmisión mecánicos ofrecen numerosos contactos entrepartes metálicas. Entre las causas básicas de este inconveniente se identifica-ron las partículas de desgaste, falta de lubricante, imprecisiones geométricas,etc [42].

En algunos tipos de actuadores electromecánicos existe un canal de re-torno que transporta las bolas de rodamiento en los circuitos dentro de latuerca desde el extremo de un circuito a su principio. Un atasco en el canalde retorno, causada, por ejemplo, por la existencia de partículas de desgasteo por una bola deforme, bloquearía la circulación y provocaría que el tor-nillo de bolas (“ballscrew”) se comportara de manera similar a un actuador


“jackscrew” que posee un rendimiento mucho menor. Para afrontar este in-conveniente, los modernos actuadores “ballscrew” suelen incorporar múltiplescircuitos independientes, por lo que un atasco en una de ellas no sería catas-trófico, pero provocaría un decremento en su rendimiento y de la vida útilrestante del actuador [40].

Sin embargo, los sistemas de accionamiento electromecánicos, ya sean“ballscrew” o “jackscrew”, se consideran inaceptables para muchas aplicacio-nes debido a las condiciones de fallo en el que el sistema se pueden atascaren una posición fija que se traduce en una superficie de control atascada quepuede provocar la pérdida de control del avión.

Este problema es de gran importancia y ha sido objetivo de importantesinvestigaciones para encontrar una solución. En [43] se realiza una discusiónacerca de la introducción progresiva del EMA frente al EHA y de la impo-sibilidad de utilizar el EMA para el control de superficies primarias debidoal efecto del “jamming”, además se muestra una comparación de las ventajase inconvenientes principales de los actuadores eléctricos, EMA y EHA. Laincorporación del actuador electromecánico sería idóneo ya que reduce tantola dimensión como el peso respecto del peso anterior, pero tiene el incon-veniente de que necesitaría establecer sistemas de redundancia tanto en losmotores como en la electrónica para aumentar su fiabilidad.

Una solución a este problema se trata en [44], donde se muestra cómoes posible la introducción del motor de accionamiento directo frente a laeliminación del mecanismo de engranajes junto a las ventajas que presentadicho cambio. Se realiza el diseño de un motor de magnetismo permanentecon un número elevado de polos, el cual es simulado y probado frente a latolerancia a fallos a circuito abierto y a cortocircuito.

Por otro lado, en [45] se muestra la preocupación por los fallos inesperadoso la falta de seguridad por parte de los actuadores EMA para ser usados encontroles de vuelo primarios. Por ello, se pretende hacer uso de la transforma-da de ondículas discretas para detectar el fallo eléctrico y mecánico cuantoantes posible para así aumentar la fiabilidad del actuador electromecánicoteniendo resultados satisfactorios.

En el caso de los actuadores electro-hidrostáticos, EHA, existen otro tipode inconvenientes como las no linealidades ocurridas en los mismos, comopor ejemplo la fricción o la zona muerta de la válvula. Por ello, existe unagran cantidad de investigaciones acerca de diseños de EHA que superen estasadversidades en el funcionamiento.

La fricción puede afectar de manera importante al rendimiento y la pre-cisión de los actuadores electro-hidrostáticos. En [46], se caracteriza esta nolinealidad como una variable de incertidumbre dentro de las matrices del sis-tema que pretende cubrir todo el comportamiento de fricción no lineal del


actuador EHA. Además, se pretende diseñar un control robusto de mododeslizante a tiempo discreto que permite proporcionar una gran precisión alactuador electro-hidrostático.

En [21], se utilizan los conocimientos de control de planta mediante uncontrol PID para contrarrestar los efectos de la fricción. Para ello, se realizael modelo del motor en corriente continua, de la bomba hidráulica, del cir-cuito de recirculación, del actuador, de la fricción existente, y por último, seconectan todos los modelos entre sí. Los resultados obtenidos garantizan lacorrecta compensación de los efectos de la fricción mediante un control PID.En [47], se realiza la misma modelización de [21] pero comparando esta vezdiferentes maneras de controlar la planta: PID sencillo, PID en cascada o uncontrol de realimentación. Siendo éste último el que proporciona una mejorrespuesta de salida del sistema con la ayuda de un filtro. Existen tambiénotras técnicas de control para contrarrestar las linealidades de los actuadores,en [48] se utiliza una técnica para linealizar el sistema, para posteriormen-te, implantar un control PID en el sistema, o en [49], que trata de realizarun control PID no lineal para contrarrestar la zona muerta de la bomba delsistema.

Debido a la existencia, cada vez más, de elementos de diferente natu-raleza que participan en la composición de los actuadores, la fiabilidad delconjunto disminuye considerablemente. Por ello, se hacen uso de sistemas deredundancia que se utilizan para mejorar la fiabilidad de los actuadores encualquier fase de vuelo ante cualquier posible fallo que se pudiera presentar.En [50], se presenta el estudio de un sistema de redundancia tanto eléctricocomo mecánico para un actuador electromecánico. Este sistema de redun-dancia consta de dos motores sin escobillas alimentados por cuatro circuitoseléctricos, que a su vez, son controlados por dos unidades de control. Tambiénse realiza un estudio donde se presentan los cálculos efectuados para obtenerla fiabilidad de cada uno de los elementos del sistema de redundancia. Losresultados demuestran que los circuitos eléctricos que alimentan a los moto-res son los menos fiables, aunque realizando un sistema dual de redundanciaen paralelo, esta fiabilidad aumenta considerablemente, proporcionando unaumento de la fiabilidad del conjunto. A continuación en las figuras 4.5 y4.6 se muestran el esquema de redundancia comentado anteriormente y elestudio de probabilidades en diferentes situaciones, respectivamente.

Estos sistemas de redundancia están en constante desarrollo, para conse-guir aumentar estas probabilidades y conseguir que sean plenamente fiables.Otro estudio [51] realizado sobre los sistemas de redundancia consiste en doscanales automáticos y un tercero manual para alimentar al mecanismo deengranajes que moverá al actuador electromecánico. Ambos canales automá-


Figura 4.5: Esquema de un sistema de redundancia para un actuador EMA.

Figura 4.6: Probabilidad de no fallo de diferentes configuraciones de redun-dancia.

ticos serán los que tengan prioridad en cuanto al funcionamiento, en caso deque ambos canales automáticos fallen, entrará en acción el canal manual. Losresultados de este estudio demuestran que la fiabilidad aumenta considera-blemente cuando se establecen 3 canales de redundancia.

A pesar de los inconvenientes existentes en estos dos tipos de actuadores,el EMA y EHA han sido probados, ya sea en las superficies primarias osecundarias de vuelo, en una gran cantidad de aviones para comprobar surespuesta ante diferentes situaciones. Muestra de ello fue un estudio realizadopor la NASA sobre el avión militar F-18 donde se realizaron pruebas paraobservar el comportamiento del avión frente a la implementación del actuadorEHA o EMA en su alerón izquierdo.

Uno de los primeros objetivos de la implementación del EHA en el aviónmilitar F-18 [52], fue la demostración de funcionamiento de la tecnologíaPBW en las superficies primarias de control. Este actuador sustituía al ac-tuador convencional hidromecánico proporcionando una mayor capacidad de


carga. El actuador EHA acumuló 23.5 horas de vuelo y superó todos los testsa excepción del test de apagado durante un ciclo dinámico sin carga. Por otrolado, años más tarde, se sustituyó el actuador hidromecánico por el actuadorelectromecánico para llevar a cabo pruebas y poder realizar comparacionesde comportamiento entre ambos [53].

Como resultados de ambos estudios, [52] y [53], se puede resaltar la dife-rencia de peso existente entre ambos actuadores para accionar las superficiesmóviles del avión militar F-18. De las 41,5 lb (aproximadamente 19 kg) delactuador EHA frente a las 26 lb (aproximadamente 12 kg) del actuador EMA,eso significa una reducción del 37 % en peso del actuador.

A continuación, se presenta una tabla con las diferentes ventajas e incon-venientes de estos dos tipos de actuadores:

Criterio Actuador EHA Actuador EMACapacidad de carga Muy alta Muy altaVelocidad y aceleración Moderada Muy altaRendimiento 50 %-70 % >90 %Rigidez y Tolerancia agolpes

Muy alta Muy alta

Posicionamiento y con-trol

Difícil Fácil

Mantenimiento Alto Muy bajoEspacio requerido relati-vo

Moderado Bajo

Problemas medioambien-tales

Fugas hidráulicas Despreciables

Tiempo de vida Proporcional al esfuer-zo de mantenimiento

Muy alto

Vulnerabilidad fallo úni-co

Bajo Bajo

Tabla 4.3: Comparación de características de EHA y EMA

En la actualidad, las constantes e insistentes investigaciones para conse-guir que el actuador electromecánico sea usado en las superficies primariasde vuelo están dando sus frutos. La compañía Airbus con su modelo de aviónA320 consiguió efectuar un vuelo de 2h 45 minutos con un actuador electro-mecánico en el alerón (superficie primaria de vuelo) en Junio de 2011. Estelogro es consecuencia de estudios realizados en el programa COVADIS cuyoobjetivo es la demostración del potencial y el desempeño de los actuadores


electromecánicos para el control de vuelo.Por último, en la figura 4.7 se muestra una imagen comparativa de las

distintas configuraciones usadas para el control de superficies de vuelo en losaviones a lo largo del tiempo:

Figura 4.7: Evolución del uso de actuadores en superficies de control de vuelo.

4.4. Sistema de no-sangrado

Otra de las investigaciones importantes para la progresión hacia una aviónmás eléctrico fue el desarrollo de los sistemas de no-sangrado, “No-Bleed AirSystems”. Consiste en la sustitución del sistema de accionamiento neumáticopor el sistema de accionamiento eléctrico, incorporando en cada uno de losdos motores del avión, dos generadores eléctricos de frecuencia variable queproporcionan la energía que se obtendría del sangrado de los motores. Lacompañía Boeing es la única que ha implementado esta tecnología en sumodelo de avión B787.

Con la utilización de este sistema de no sangrado, existe una serie desistemas que se ven afectados:


- Arranque del motor.

- Unidad de potencia auxiliar (APU) de arranque.

- Protección anti-hielo del ala.

- Presurización de cabina.

- Bombas hidráulicas.

Quedando únicamente intacto el sistema de anti-hielo de entrada al motorque se sigue alimentando mediante el sistema neumático.

Gracias al “No-Bleed Air Systems”, el avión B787 sufre una notable re-ducción de su peso al eliminar conductos, como por ejemplo, del compresorde la APU, válvulas, sistemas de control de aire, además de sistemas de de-tección de sobrecalentamiento y fugas, entre otros. El compresor de la APUse ve afectado en la medida en que su objetivo era impulsar una carga gran-de neumática pero al ser sustituido por generadores provoca un aumento dela fiabilidad y disponibilidad de energía. El uso de generadores de arranquereduce los requisitos de mantenimiento y aumenta la fiabilidad gracias a susimple diseño. En cuanto a la fiabilidad de arranque durante el vuelo, se es-pera que la APU del 787 sea aproximadamente cuatro veces más fiables quelos convencionales APU de carga neumática. Otro ejemplo es el uso de de ge-neradores de frecuencia variable que posee un tiempo entre fallos mean timebetween faults (MTBF) de 30.000 horas de vuelo, una mejora de la fiabilidaddel 300 por ciento. Entre otras de las ventajas que se puede obtener de estanueva tecnología son:

- Mejora del consumo de combustible con una reducción alrededor del3 %, debido a una extracción, transferencia y uso más eficiente de energíasecundaria.

- Reducción de los costes de mantenimiento, debido a la eliminación delsistema de mantenimiento intensivo de sangrado.

- Mejora de la fiabilidad debido a la utilización de electrónica de poten-cia moderna y un menor número de componentes en la instalación del motor.

- Mayor alcance y menor consumo de combustible debido al menor pesoglobal del avión.


- Reducción de costes de mantenimiento y mayor fiabilidad debido a quela nueva arquitectura utiliza menos elementos que el sistema anterior.

En los aviones tradicionales, el aire de alta velocidad y presión de losmotores que es desviado por los sistemas neumáticos (sangrado), resta fuerzapara sea usado en el empuje y aumentan el consumo de combustible delmotor. En contraposición, la arquitectura del sistema de no-sangrado delB787 permite que los motores del avión produzcan empuje de manera máseficiente ya que todo el aire de alta velocidad producido por los motores vaser usado para su movimiento y las necesidades de los sistemas secundarios seobtienen de forma eléctrica a través de generadores movidos por un eje. Porello, la eliminación del sistema de sangrado hace que el funcionamiento delmotor sea más eficiente debido a la reducción de las necesidades de energía anivel global avión, es decir, el avión no saca tanta potencia del motor en fasede crucero por lo que no se quema tanto combustible. Esta mejora permitepredecir una mejora en el consumo de combustible en fase de crucero, entre1 %-2 %.

Por otra parte, el sistema de no sangrado permite una simplificación sig-nificativa en la construcción del motor debido a la eliminación del sistemaneumático y de elementos como pre-enfriadores o pre-coolers asociados, vál-vulas de control, y conductos neumáticos requeridos. La figura 4.8 comparalos dos tipos de motores, con y sin sangrado.

Figura 4.8: Diferencias entre motores con y sin sistema de sangrado.

El proyecto “Power Optimised Aircraft”, POA que empezó en Enero de2002, tiene como objetivo identificar, optimizar y validar equipos innovadoresdel avión para la creación de un avión eficiente, es decir, introducir sistemaseléctricos para conseguir un avión con la configuración “More Electric Air-craft” para reducir consumo de energías secundarias o de no propulsión. Comoresultado de los estudios realizados en este proyecto, usando valores de vuelode crucero, se obtuvieron las siguientes conclusiones:


• 14 % menos de extracción debido a la electrificación de sistemas queeran alimentados mediante por bombas de la caja de cambios.

• 7 % menos de energía utilizada por los sistemas de motores.

• 14 % menos de energía requerida para el control del ambiente.

Con lo que, en su conjunto corresponde a un total de 35 % menos deenergía extraída de sistemas de equipo durante el crucero, con valores muchomás altos durante el ascenso y descenso. También se resalta el importanteavance de reducción del 60 % en la potencia extraída para el sistema dedeshielo en condiciones de hielo [35].

El sistema de extracción de energía de los motores para los diferentes sis-temas del avión corresponde entre el 3 % - 5 % del total de energía producidapor los motores (esta cifra varía en función de la fase de vuelo, motor o tipode avión corresponda).

En cambio para el modelo A320 neo de la compañía Airbus, se optó por unsistema de sangrado de aire tras concluir que la configuración sin sangrado nogeneraría ningún beneficio. Aun así, el sistema neumático incluye la nuevatecnología de accionamiento eléctrico en vez de usar válvulas neumáticas.Esto provoca una importante reducción en los costes de mantenimiento enun 70 %.

A continuación, en la figura 4.9 se introduce un gráfico mostrando las me-joras conseguidas relativas a la extracción de energía con el uso de motoresmás eléctricos “More Electric Engine”.

En ella se puede observa como, teniendo como referencia la fase del des-pegue para motores tradicionales, los motores más eléctricos extraen siempremenos energía en cada una de las diferentes fases del vuelo, no porque seanmenos eficientes si no porque no necesitan extraer tanta cantidad de energíacomo en los motores tradicionales. La fase de vuelo donde se hace más latenteesta gran ventaja es en la de crucero.


Figura 4.9: Diferencias en los niveles de extracción entre motores con y sinsistema de sangrado.

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