3. Sistemas de Accionamiento

Captulo 3

Sistemas de accionamiento

3.1. Introduccin

Un sistema de accionamiento es un conjunto de elementos tales comomotores, hlices, palancas, correas de transmisin, poleas, sensores, actuado-res, etc. que tienen como objetivo mover o participar en el movimiento decualquier parte mvil de un avin. En funcin del mecanismo que posea elsistema para accionar la parte mvil del avin se podr clasicar en sistemade accionamiento hidrulico, elctrico, neumtico o mecnico.

Debido a que el presente trabajo se centra en todo lo relativo a los con-troles y mandos de vuelo y a la evolucin de los motores, se tratarn lossistemas de accionamiento en las supercies de control de vuelo y en los mo-tores, es decir, los diferentes sistemas que alimentan a los actuadores u otroselementos para accionar las partes mviles del motor o de las supercies decontrol de vuelo tales como spoilers o alerones.

A continuacin se expondrn los diferentes sistemas de accionamiento queposee un avin.

3.2. Sistema de accionamiento neumtico

Es uno de los cuatro sistemas de accionamiento que permite el funciona-miento completo del avin, puesto que alimenta al resto de sistemas generalesutilizando el aire a presin. Su funcionamiento se basa en aprovechar la pre-sin y el volumen de aire comprimido creado por un compresor de aire para,mediante actuadores, transformar estas variables en movimiento, ya sea rec-tilneo o giro, es decir, obtener energa mecnica a partir de la presin de ungas, en este caso aire.

En funcin del uso del sistema neumtico y, por consiguiente, del nivel de

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16 Captulo 3. Sistemas de accionamiento

presin requerido, se pueden distinguir dos grandes grupos: los sistemas prin-cipales y los sistemas secundarios. Los primeros se encargan de las funcionesoperacionales fundamentales como, por ejemplo, el sistema de anti-hielo delas alas. Por otro lado, los sistemas secundarios se corresponden con funcio-nes de menor ndole pero igualmente necesarias para el buen funcionamientodel avin como, por ejemplo, el sistema de ventilacin del compartimento deavinica. Este compartimento se sita en la parte inferior de la cabina depiloto, en el morro del avin y est compuesto, normalmente, por radares delluvia, generadores de emergencia de corriente alterna y continua, bandejaselectrnicas y unidades de pruebas de luces de aviso y antenas. En la gura3.1 se muestra la zona de avinica de un avin comercial.

Figura 3.1: Compartimento de avinica.

El elemento principal para que los sistemas neumticos funcionen, el aire,es obtenido para su posterior compresin de:

- El compresor del motor del avin durante el vuelo (sangrado).

- La Unidad Auxiliar de Energa (APU), que se usa normalmente en tie-rra aunque tambin es posible usarlo en vuelo.

- Un canal de conexin en tierra de alta presin, como alternativa a laconexin de la APU. Este punto de conexin se encuentra ubicado en aero-

Captulo 3. Sistemas de accionamiento 17

puertos o hangares de empresas en los cuales se realice el mantenimiento delos aviones.

El mtodo ms comn para la obtencin de aire es el primero, el sangradode aire del compresor del motor durante el vuelo. Su funcionamiento consisteen la extraccin de aire caliente y a presin, de uno o ms de los compresoresdel motor del avin, a travs de vlvulas de paso situadas en dichos compre-sores, regulando la presin y temperatura del aire de sangrado, y lo entregaal colector de distribucin para ser usado por el resto de sistemas [11]. Acontinuacin, se muestra en la gura 3.2, un diagrama de ujo del procesode sangrado de aire del compresor.

Figura 3.2: Proceso general de sangrado de aire del compresor de un motor.

El aire se extrae del compresor de motor y, despus de pasar por lasvlvulas de regulacin de presin (alta o intermedia), llega, normalmente,a un intercambiador de calor, aunque es posible que no sea necesario enalgunos sistemas. Este intercambiador de calor es de tipo gas a gas, dondeun conducto es para el aire ms caliente y de mayor presin que se sangradel compresor, y el otro circuito es para el aire relativamente fro del Fano ventilador del motor o de cualquier entrada dinmica de aire, ram air .El ujo de aire del Fan, que se introduce en el intercambiador de calor, esregulado por otra vlvula que se abre y cierra en funcin de la temperaturade entrada del aire.

En la gura 3.3, se muestra una imagen con la seccin de un motor turbo-rreactor y la circulacin del aire que entra al mismo. En l, se observa la zonade entrada de aire, las diferentes zonas de presin del compresor, la turbina,el eje, la tobera y la cmara de combustin.


Figura 3.3: Seccin de un turborreactor con el recorrido de aire.

A partir de la gura 3.3, se puede concretar que existen diferentes tiposde sistemas de sangrado de aire en funcin del lugar desde el que se extraigael aire del compresor, zona de alta presin, de media o de baja presin. Portanto, se puede establecer la siguiente tipologa:

- Sistema de sangrado mixto de presin intermedia y de alta presin.

- Sistema de sangrado mixto de baja y de alta presin.

- Sistema de sangrado de alta presin.

- Sistema de sangrado mixto de tres ujos (presin de Fan, compresoresde media y de alta presin).

El tipo de sistema ms usado es el ltimo, el sistema de sangrado mix-to de tres ujos que consiste en tres puertas para sangrado de aire [9]. Laprimera est ubicada en la zona de baja presin, procedente del Fan del


motor o Ram air y, por tanto, es zona de presin y temperaturas bajas,mientras que, la segunda puerta es de presin intermedia y est colocada enla zona media del compresor, y la ltima puerta, que corresponde a elevadaspresiones, est ubicada en una zona muy avanzada del proceso de compresin.

Esta modalidad es utilizada por aviones comerciales y por el avin militarA400M. A continuacin se muestra en la gura 3.4 un esquema de sangradode este ltimo avin militar.

Figura 3.4: Esquema general de sangrado de aire del compresor de un avinmilitar.

De la gura 3.4, se puede observar que el aire entra por una supercie ins-talada debajo de cada motor llamada gndola. La entrada de aire es ltradapara evitar la llegada de sustancias extraas o residuos, con el objetivo deevitar daos en el motor. Por otro lado, el compresor de alta presin posee 6etapas y el sangrado de aire del mismo se realiza, normalmente, en la etapa 3pero cuando los niveles de presin son insucientes, la vlvula High PressureShut O Valve (HPSOV) se abre para que pueda entrar aire desde la sex-ta etapa del compresor. A continuacin, existe otra vlvula, Bleed Pressureand Shut O Valve (BPRSOV), que permite el paso del sangrado de aire alintercambiador o a la salida por el eyector. El siguiente paso es la entrada alintercambiador para enfriar el aire proveniente del motor y, posteriormente,el aire es usado para el encendido del motor, el sistema anti-hielo, deteccin


de fugas o para suministro de oxgeno, entre otros.Los sistemas neumticos tienen como objetivo alimentar a los siguientes

sistemas:

- Sistema de aire acondicionado (ACS).

- Sistema de anti-hielo en el ala (WAI).

- Sistema de arranque motor.

- Sistema de presurizacin del tanque de almacenamiento de hidrulica.

- Sistema de generacin de oxgeno dentro del avin (OBOGS).

- Sistema inercial de generacin de gas dentro del avin (OBIGGS).

Una vez conocido los sistemas que son alimentados por el sistema neu-mtico, en la gura 3.5 se muestra cmo se distribuyen las lneas de sistemaneumtico dentro de un avin comercial Airbus A340, desde el sangrado deaire del motor hasta los diferentes sistemas anteriormente mencionados.

Dentro de todos los sistemas que alimenta el sistema neumtico, se harespecial atencin al sistema anti-hielo de las alas debido a que es uno de loselementos participantes en las supercies de vuelo de un avin [12].

La formacin de hielo (engelamineto) se debe al impacto de gotas deagua a muy bajas temperaturas sobre diferentes supercies del avin, comolas supercies de vuelo. Este hecho puede poner en peligro la estabilidad yseguridad del mismo, ya que modica los diferentes perles aerodinmicos,principalmente en las supercies de vuelo, como slats o timn de cola. Porello, se ha llevado a cabo una gran investigacin y desarrollo en este mbitopara solventar dicho problema.

Los diferentes tipos de hielos que se pueden adherir a las supercies delavin tienen diferentes grados de peligrosidad en vuelo y en tierra y, porotra parte, diculta el despegue del avin, siendo el hielo granular el msbenevolente, y el hielo claro o vtreo el peor de ellos [13]. En la gura 3.6, semuestra un ejemplo de engelamiento en el borde de ataque del ala izquierdade un avin cualquiera.

Los sistemas de proteccin contra el hielo se pueden dividir en sistemasde deshielo o sistemas anti-hielo. El primero de ellos permite la agregacin ocreacin de hielo en las diferentes supercies del avin hasta un determinado


Figura 3.5: Vas de distribucin del aire sangrado de motores del modeloAirbus A340.

Figura 3.6: Engelamiento del ala de un avin.

nivel o espesor, a partir del cual se activa el mecanismo para su eliminacin.El segundo trata de impedir la formacin de hielo, bajo cualquier concepto,


en las supercies protegidas del avin. Lo ideal sera esta segunda opcin,pero obviamente es muy costosa.

Para evitar la formacin de hielo se suele utilizar medios trmicos comoel suministro de calor, para conseguir mantener el agua en estado lquidoo, incluso, conseguir la evaporacin del hielo en las zonas donde es posiblela formacin del mismo. Tambin pueden usarse medios mecnicos comomecanismos de impulso, o qumicos, utilizando uidos depresores del puntode congelacin. Concretamente, en los reactores comerciales como el Boeing777 o el Airbus A320, o en el avin militar Airbus A400M se suele utilizar elsangrado de aire caliente del compresor del motor para los bordes de ataquesde las supercies de control de vuelo, y carenas del motor.

3.2.1. Ejemplo A400M

Para el caso del Airbus A400M, el sistema de anti-hielo provee proteccinen los bordes de ataques de las alas, suministrando aire caliente a una presiny temperatura determinada. Proporciona tambin las seales correspondien-tes a la tripulacin en caso de situaciones anormales en el sistema, e incorporaseales para evitar o detectar daos en otros sistemas o estructuras del avindurante su funcionamiento normal. Adems, los bordes de ataques que seencuentran en los exteriores o en la parte media del ala (Fixed Leading EdgeFLE 3, 4 y 5) son los que estn provistos del mecanismo de anti-hielo. Enla gura 3.7 se muestra un esquema del sangrado de aire de los compresoresdel motor, y de los bordes de ataques afectados por el sistema de anti-hielo.

De esta manera, el funcionamiento sera realizar el sangrado de aire delos compresores de los cuatro motores en condiciones normales para, poste-riormente, pasar a los conductos de los sistemas neumticos. El sistema deanti-hielo posee una vlvula de anti-hielo en cada ala (Wing Anti-Icing Val-ve WAIV) que permite el paso del aire caliente desde los conductos de lossistemas neumticos a los conductos instalados en los bordes de ataques 3,4 y 5. En las dos siguientes guras, 3.8 y 3.9, se observan la seccin de unborde de ataque:

Se puede observar en la gura 3.8 que el conducto principal (Main duct)corresponde al conducto por el que circula el aire caliente, el cual uye haciael tubo piccolo, y, de ste el aire es expulsado hacia una supercie o cmaraubicada en la parte interna del borde de ataque. Esto permite calentar esazona del borde de ataque, y el posible hielo que pueda quedar ah estancado.Por otro lado, en la gura 3.9, tambin se puede comprobar que existe unoricio por el que sale el aire caliente, una vez que se ha expandido por la


Figura 3.7: Vas de distribucin de sangrado de aire junto con vlvulas anti-hielo.

Figura 3.8: Seccin del borde de ataque del ala de un avin junto con elesquema de sistema anti-hielo.

cmara interior del borde de ataque, y ha realizado su funcin.Para completar, decir que existe por otro lado, una vlvula de sangrado

cruzado que conecta el aire sangrado de los motores del ala izquierda con elala derecha y viceversa, para el caso en el que falle alguno de los motores.

El sistema de anti-hielo est controlado mediante dos unidades de con-


Figura 3.9: Seccin de FLE de un avin militar junto con la circulacin deaire sangrado.

trol de anti-hielo (Anti-ice control units AICU) junto con otros dispositivoselectrnicos. Adems, es necesario el uso mnimo de tres motores para pro-porcionar todo el aire caliente demandado para evaporar el hielo.

3.2.2. Ejemplo C295

Otro avin militar del modelo Airbus, C295, posee un sistema de anti-hielo diferente ya que es un modelo distinto al A400M con otras posibilidadeso rendimientos y, adems posee motores que proporcionan diferentes presta-ciones. Parte del sistema de sangrado de este avin se muestra en la gura3.10 donde se seala el intercambiador, la vlvula PRSOV y la conduccinde sangrado.

El aire caliente pasa, igual que en el caso anterior, por el intercambiadorde calor para enfriar el aire caliente sangrado del motor y por la vlvula depresin y regulacin del aire caliente. En la gura 3.10, se ha sealado conuna lnea azul discontinua el recorrido seguido por el aire sangrado para lle-gar al resto de sistemas del avin [14]. La manera de afrontar el deshielo oevitar la formacin de hielo para el avin militar C295 consiste en una seriede membranas de goma que recubren el borde de ataque de las alas. Cuandoaparece la existencia de hielo, las membranas se inan repetidamente utili-zando la presin del aire sangrado para romper el hielo que se ha formado.La repeticin del proceso de hinchado de las membranas puede activarse ma-nualmente por el piloto, o automticamente. En la gura 3.11, se muestra


Figura 3.10: Motor de un avin C295.

una imagen del cambio sufrido por las membranas de goma.

Figura 3.11: Sistema anti-hielo (Goodrich pneumatic boots).


3.2.3. Ejemplo A320

Por ltimo, otro modelo de la compaa Airbus, A320, posee un sistemade deshielo o de prevencin de formacin de hielo parecido al del avin militarA400M. La diferencia reside en que el A320 posee slats mientras que el A400Mno.

El sistema anti-hielo del modelo de Airbus A320 se encuentra ubicadoen los bordes de ataques exteriores de las alas. En esta zona se encuentranlos slats denidos en el captulo anterior. Por tanto, para usar el sistemaanti-hielo se realizara el sangrado de aire de los motores, posteriormente yatravesando la vlvula de anti-hielo ubicada en cada ala, el aire a alta tem-peratura pasa a los bordes de ataques extremos de cada ala tal y como semuestra con la lnea roja en la gura 3.12 [15].

Figura 3.12: Representacin de ala izquierda del modelo Airbus A320.

En la gura 3.13 aparece detallada la seccin de la misma ala mostradaen la gura 3.12.

Se puede observar el recorrido que hace el aire sangrado del compresordesde que se extrae del motor hasta que es usado, o bien en los slats para elsistema de anti-hielo o bien para el resto de sistemas neumticos.

Si fuera necesario usar el aire para la zona de borde de ataque para eldesprendimiento de hielo, se abriran las vlvulas colocadas cerca del slat 2(una en cada ala), que se controlan mediante un botn situado en la cabinade mando. En caso de deteccin de prdidas o fugas, la vlvula se cierra


Figura 3.13: Vista en planta del ala izquierda del modelo Airbus A320.

automticamente. Los conductos ubicados en los slats que conducen el airecaliente deben ser exibles ya que deben poder deformarse ante la posibilidadde que sea necesario el uso de la extensin de los slats.

3.3. Sistema de accionamiento mecnico

Otro sistema de accionamiento muy importante es el sistema mecnico,uno de los ms antiguos usados en aviacin. Consiste en un mtodo bsico decontrol del avin, principalmente usado en aviones pequeos donde la cargaaerodinmica no es elevada. Su funcionamiento se basa en el movimiento depoleas, cables, barras de empuje y contrapesos para transmitir el movimientodesde el joystick o palanca de control de cabina hasta las supercies mvilesde control. Los elementos mecnicos estn presentes en todos los sistemasde control. Este sistema se caracteriza porque tanto la seal de mando co-mo la respuesta del mismo son puramente mecnicas. La salida tpica deestos sistemas es el movimiento que se produce en una biela o en una barrade mando que acta directamente sobre la supercie aerodinmica de control.


Figura 3.14: Sistema de accionamiento mecnico bsico.

El uso de este tipo de sistemas para aviones ms grandes como los mode-los Airbus A330, A340 o A400M es inviable, ya que las cargas aerodinmicasson ms elevadas y por tanto, hay que realizar esfuerzos mayores por par-te del piloto para poder activar la supercie mvil del avin. Para evitarestos esfuerzos tan altos, se introdujo el uso del sistema de accionamientohidrulico. Por tanto, los sistemas usados a partir de ese momento estabancompuestos de circuitos mecnicos e hidrulicos. Con la introduccin delsistema hidrulico, ste se encarga de las funciones de accionamiento de lasupercie de control, es decir, de crear la fuerza para mover la supercie decontrol, aunque las seales de activacin las segua recibiendo a travs delcircuito mecnico dirigidas por el piloto [7].

Por otro lado, otro sistema mecnico utilizado por los aviones son las servoaletas, pequeos dispositivos colocados al nal de las supercies de vuelo, quetambin reducen los esfuerzos por parte del piloto. En caso de fallo del sistemahidrulico, este sistema se puede activar manualmente mediante los mandosde control de piloto.

El desarrollo de la tecnologa elctrica y electrnica en el siglo XX ha pro-vocado que los sistemas de accionamiento no acten de manera independientesino que trabajen conjuntamente. Adems, debido a que la tecnologa preten-de aviones ms elctricos, More-Electric Aircraft, y despus del desarrollo


de las tecnologas Fly-by-Wire y Power-by-Wire, los sistemas hidrulicosy mecnicos pretenden ser eliminados por la gran cantidad de inconvenientescomo las fugas o el peso, entre otros. De esta manera, a da de hoy para el con-trol de vuelo, el sistema mecnico no es usado como tal, sino que es utilizadojunto con el sistema hidrulico y/o elctrico, dando lugar a los actuadores me-cnicos alimentados hidrulicamente, electromecnicos (Electro-Mechanicalactuator, EMA) o electro-hidrostticos (Electro-Hydrostatic actuator, EHA).

3.3.1. Actuador hidro-mecnico

Los actuadores mecnicos simples alimentados con sistemas hidrulicosson accionados mediante el funcionamiento de uno de los dos o tres sistemashidrulicos disponibles en el avin. Existe una servovlvula (SV) que dirigeel uido hidrulico al lado correcto de la cmara del actuador.

Figura 3.15: Sistema de accionamiento mecnico e hidrulico conjuntamente.

Por otro lado, el piloto proporciona una entrada o seal mecnica alactuador mostrada en la gura 3.15, y, a travs de los mecanismos existentes,genera una seal a la servovlvula. Esta seal es traducida de tal manera que


Figura 3.16: Actuador hidrulico de dos cmaras.

la servovlvula conduce al uido hidrulico hacia una de las dos cmaras delactuador provocando el movimiento del pistn en una determinada direccin.La cmara en la cual entra el uido se expandir debido a la entrada y presindel uido mientras que la otra cmara se contraer, mostrado en la gura3.16. En caso de que se quiera realizar el movimiento opuesto, la servovlvulaconducir el uido hidrulico hacia la cmara opuesta del actuador para suposterior expansin. A medida que el pistn se va moviendo, se produce unfeedback de dicho movimiento para que el piloto sepa en todo momento laposicin del actuador o de la supercie mvil.

El avin militar BAE Hawk 200, introducido en los aos 70, es un ejem-plo de avin en el que usa este tipo de actuadores. Debido a las pequeasdimensiones del BAE Hawk 200 y a la sencillez de los sistemas de actuacinmecnica hacen que no merezca la pena la introduccin de sistemas elctri-cos para el control de dichas supercies, pudiendo ser utilizados en spoilersdonde son controlados mejor mecnicamente que elctricamente.

3.3.2. Actuador mecnico screwjack y ballscrew

El actuador mecnico simple es usado normalmente para alimentar su-percies de control como los alerones, los elevadores o el rudder donde esnecesario una velocidad de respuesta rpida aunque las cargas aerodinmi-cas sean bajas. Por otro lado, existen otras aplicaciones donde una bajavelocidad de respuesta es aceptable pero la capacidad de aguantar cargaselevadas es importante. Para este tipo de situaciones, se emplean otro tipode actuadores mecnicos llamados actuadores mecnicos screwjack y balls-crew . Este sistema es usado en el estabilizador horizontal de cola del avin


(THSA), principalmente. Este actuador es usado para compensar el cabeceodel avin ante la variacin de velocidad, con variaciones de movimientos an-gulares pequeos pero cargas elevadas. La gura 3.17 muestra el esquema deun actuador screwjack .

Figura 3.17: Actuador mecnico screwjack .

Se puede observar que las servovlvulas son alimentadas por uno o dossistemas hidrulicos y por una entrada o seal mecnica que provoca el fun-cionamiento de stas. De esta manera, las servovlvulas modican la presinde los motores hidrulicos que provocan el avance o retroceso del tornillo atravs de la caja de engranajes, que se traduce en el movimiento de la partemvil de la supercie de control. En todo momento, el piloto tambin poseeun feedback de la posicin del actuador.

El actuador mecnico ballscrew es idntico al actuador screwjack conla diferencia en que el ltimo se acciona por el movimiento del tornillo. Eltornillo de bolas o ballscrew consta de un circuito de bolas que, a medidaque el tornillo se mueve, las bolas van circulando por su propio circuitointerno, mostrado en la gura 3.18. Posee un alto rendimiento frente actuadormecnico screwjack .


Figura 3.18: Actuador mecnico ballscrew .

A continuacin, en la gura 3.19, se muestra una seccin de ambos ac-tuadores mecnicos para poder observar la diferencia comentada con ante-rioridad.

Figura 3.19: Comparacin del movimiento de los actuadores ballscrew yscrewjack .


3.3.3. Actuador electromecnico

Como consecuencia del inters por la eliminacin del sistema de accio-namiento hidrulico por sus inconvenientes y de la aparicin de la tecno-loga Power-By-Wire PBW, se ha desarrollado el actuador electromec-nico (Electromechanical Actuator , EMA). Este actuador tiene la novedadde reemplazar las seales elctricas y la energa de movimiento del actua-dor electro-hidrosttico por una caja de cambios y un motor elctrico paraproducir el movimiento de las supercies de control. Este actuador ya erautilizado para mover otros elementos del avin aunque la mejora en el ren-dimiento de materiales magnticos [16], aparatos de conmutacin de altapotencia que permiten el uso de tcnicas de modulacin de ancho de pulso ymicroprocesadores para el control del peso ligero del motor del actuador, queson elementos baratos y ecaces para el control, han permitido que el EMApueda ser utilizado para el movimiento de las supercies de control de vuelo.Es la versin elctrica del actuador screwjack . A continuacin, en la gura3.20 se muestra un esquema del funcionamiento de un actuador EMA.

Figura 3.20: Actuador electromecnico.

Se puede observar que el funcionamiento de un actuador EMA comienzamediante una seal elctrica o a travs de comandos de la tecnologa Fly-By-Wire. Estos inputs son recogidos por la unidad de control electrnicodel actuador (Actuator Control Electronics, ACE). A travs de la alimen-tacin de la electrnica de potencia motriz en corriente alterna trifsica, sepermite obtener la energa justo en el momento que es requerida para ali-


mentar al motor elctrico en corriente continua que mueve a un engranajereductor. Esta caja de cambios permite, a su vez, el movimiento mecnicodel tornillo screwjack , extraccin - retraccin, para accionar el movimientode la supercie mvil. En todo momento tanto el aparato de la electrnicade potencia motriz y la unidad de control de actuador reciben respuesta delestado y posicin del motor elctrico y de la caja de engranajes reductorrespectivamente.

Este tipo de actuadores son utilizados para accionar los aps o slats deaviones comerciales. Otra supercie de control de vuelo donde tambin esutilizado es en el estabilizador horizontal (THS).

La compaa de avin comercial Airbus se encuentra inmerso en un pro-grama llamado Covadis donde se demuestra el potencial y el desarrollo delos actuadores electromecnicos. En el caso del avin militar Airbus A400M,posee un actuador electromecnico en el estabilizador horizontal (TrimmableHorizontal actuator, THSA), mostrado en la la gura 3.21.

Figura 3.21: Actuador electromecnico A400M.

Para los modelos de Airbus A330 y A340, tantos los aps internos co-mo externos son accionados mediante actuadores screwjack , tal y como semuestra en la gura 3.22.


Figura 3.22: Esquema de las alas de un avin A330/A340 con sus actuadores.

Adems en la gura 3.23, se muestra que los aviones A330 y A340 tambinutilizan el actuador electromecnico para el estabilizador horizontal sealadosmediante un cuadrado verde con la inicial M.

Figura 3.23: Esquema del estabilizador horizontal de un avin A330/A340con sus actuadores.

La nomenclatura E4, E5 y E6 utilizada en las guras 3.22 y 3.23, represen-tan los dispositivos de control de suministro de energa hacia los actuadoresde la ala izquierda o derecha.

Por ltimo, los modelos de avin Boeing B787 y B777 utilizan actuadoreselectromecnicos para el THS, al igual que el avin Airbus A400M, y tambinpara los spoilers interiores. Para el caso del Boeing B777 los spoilers 4 y 11son controlados mediante comandos de cabina por cable, adems tienen lafuncin de speedbrakes para la disminucin de velocidad.


3.4. Sistema de accionamiento hidrulico

Este sistema de accionamiento es el ms importante de todos, ya que sinsu presencia sera imposible la realizacin de la mayora de tareas o funcionesdentro del avin actual. Proporciona una serie de ventajas como bajo peso yvolumen, alta abilidad o bajo mantenimiento, adems de la alta exibilidaden la instalacin. Apareci en los aos 30 con el desarrollo de la extracciny retraccin del sistema de tren de aterrizaje en los aviones. A partir deeste acontecimiento, este sistema de accionamiento se fue introduciendo paraayudar al movimiento de otras partes mviles del avin como las supercies decontrol de vuelo. Este sistema consiste en el uso de un uido hidrulico bajopresin para transmitir fuerzas desarrolladas en un lugar del avin hasta otraszonas diferentes a travs de los distintos elementos hidrulicos como puedenser las bombas o vlvulas. Este tipo de energa permite convertir pequeosmovimientos en cabina, en grandes y costosos desplazamientos para moverlas diferentes supercies mviles del avin.

Este sistema hidrulico es utilizado por los diferentes fabricantes de avio-nes para las siguientes importantes funciones dentro del mismo:

Operaciones de control de vuelo primario y secundario.

Extraccin y retraccin del tren de aterrizaje y las puertas asociadas.

Operacin de frenado de ruedas.

Direccin de ruedas.

Retraccin y extensin de la turbina de aire (Ram Air Turbine, RAT).

Operaciones de los sistemas de actuacin en la rampa y puertas.

En funcin del tipo de avin del que se trate habr que aadir otrasfunciones ms que se realicen con sistemas hidrulicos.

En la gura 3.24 se muestra el funcionamiento bsico de un sistema hi-drulico junto con los distintos elementos instalados en el sistema.

En la imagen anterior se puede observar que la bomba hidrulica del sis-tema est conectada a la caja de engranaje del motor para que, mediante latransferencia de energa, el uido uya a una determinada presin a travs delos conductos del avin. En el circuito hidrulico tambin se encuentran dife-rentes elementos como acumuladores, un depsito, ltros, intercambiadores


Figura 3.24: Esquema bsico del sistema hidrulico de un avin.

de calor y diferentes vlvulas que controlan el ujo del lquido hidrulico.Por un lado, el acumulador se encarga de absorber los excesos de presin

del sistema o proporcionar picos de presin si el sistema trabaja con nive-les de presin inferiores a los estipulados. El depsito tiene como objetivoalmacenar el uido hidrulico a una cierta presin y temperatura, en con-diciones ptimas para su uso. Por otro lado, el ltro se encarga de eliminaraquellas partculas que puedan daar las tuberas del sistema hidrulico yel intercambiador de calor que permite mantener el uido a temperaturasadecuadas. Por ltimo, estn las vlvulas que regulan el desplazamiento dellquido hidrulico. Entre ellas, se encuentran la vlvula de liberacin que per-mite una salida al sistema ante aumentos excesivos en la presin del mismo,y la vlvula de seleccin que permite controlar la direccin de movimientodel uido.

Los diferentes uidos utilizados en este tipo de sistema de accionamientopueden ser:

- Tipo vegetal: Eran usados en sellos naturales de goma en aviones anti-guos. Actualmente han sido reemplazados por los de tipo sinttico.

- Tipo mineral: Lquido de color rojo y tiene una operatividad entre los-54 grados Celsius y los 135 grados Celsius. De baja viscosidad y poco cam-biante ante cambios en la temperatura, tambin es inhibidor de la corrosin.


Se suelen usar en la carga de amortiguadores o frenos.

- Tipo sinttico: Color morado y menos inamable que los uidos de ori-gen mineral aunque poseen tres grandes inconvenientes como son su precio,la admisin de slo un tipo de elastmero (etilo-propileno) en las juntas deestanqueidad del sistema y la degradacin de plsticos o pinturas. Existe untipo de lquidos sintticos, conocido como Skydrol y usados, por ejemplo, enel avin militar A400M, cuyo color es verde o mbar que degrada de maneraimportante los cables o sus aislantes en caso de fugas.

3.4.1. Ejemplo A400M

El avin militar A400M, posee dos circuitos hidrulicos, el circuito azuly el circuito amarillo. Ambos circuitos operan simultneamente aunque nopuede existir transferencia de lquidos entre estos dos circuitos, son indepen-dientes. Estn construidos de manera simtrica el uno del otro en el avinrespecto al eje longitudinal del mismo. El circuito azul recorre toda la parteizquierda del avin mientras que el circuito amarillo se encuentra de manerasimtrica en el otro lado del avin y ambos se encargan del accionamiento delas diferentes partes del avin. Cada sistema est compuesto de:

Depsito hidrulico.

Dos bombas ubicadas en el motor (Engine Driven Pumps, EDP).

Bomba elctrica accionada por motor a frecuencia constante.

Acumulador.

Vlvulas de prioridad.

Vlvulas corta-fuego.

Unidad de control de sistema hidrulico.

A continuacin, en la gura 3.25 se muestra una imagen simplicada delos circuitos hidrulicos azul y amarillo del avin A400M junto con los ele-mentos principales instalados en el sistema.


Figura 3.25: Esquema bsico del sistema hidrulico del A400M.

El uido hidrulico que recorre estos dos circuitos es de origen sinttico,conocido como Skydrol y es presurizado a 3000 psi por 4 bombas ubicadascada una en cada motor (Engine Driven Pump (EDP)) que convierte la ener-ga mecnica en energa hidrulica. Las bombas EDP 1 y 2 corresponden alcircuito azul y las bombas 3 y 4 al circuito amarillo. Tambin posee un in-tercambiador de calor para mantener la temperatura del uido dentro de losrangos operativos del sistema. A la salida de cada motor, existe tambin unavlvula de corte (Fire Shut O Valve, FSOV) para cortar el suministro deuido desde el motor al resto del circuito en caso de incendio y evitar su pro-pagacin por el circuito hidrulico. Por otro lado, existen tambin vlvulas deprioridad que reducen o eliminan el ujo hidrulico para los consumidores noesenciales y proporcionan mayor cantidad de uido a presin a los controlesde vuelo primario. Tambin se encuentra instalado un depsito hidrulico deaire a presin en cada circuito. Todo ello es controlado y monitorizado por unequipo llamado Unidad de control de sistema hidrulico (Hydraulic SystemManagement Unit, HSMU), uno por circuito.

Resaltar tambin que la energa hidrulica de los circuitos azul o amari-llo estn disponibles para suministrar energa elctrica a los ordenadores decontroles de vuelo en caso de fallo elctrico mediante los suministradores deenerga de respaldo (Backup Power Supplies, BPS).

Para el caso de generacin de energa hidrulica auxiliar se disponen dedos bombas elctricas (Electrical Motor Pump, EMP), una en cada parte delcircuito capaz de dar la presin requerida del sistema y slo est disponible


para su uso en tierra.Uno de los principales usos de este sistema de accionamiento est desti-

nado para los controles de vuelo primarios que permiten el movimiento delos actuadores electro-hidrostticos (Electro-hydrostatic actuator, EHA) uti-lizado en los spoilers y actuadores de respaldo electro-hidrulicos (ElectricalBack-up Hydraulic Actuators, EBHA) instalado en uno de los spoilers decada ala.

3.4.2. Ejemplo A320

Para el caso del avin comercial Airbus A320, el sistema hidrulico constade 3 circuitos diferentes: circuitos azul, amarillo y verde [17]. Son sistemasindependientes unos de otros y no es posible la transferencia de uido hidru-lico desde un sistema a otro. El uido se encuentra presurizado a 3000 psi, oa 2500 psi cuando la RAT se encuentra funcionando. Cada circuito posee supropio depsito hidrulico. A continuacin en la gura 3.26 se muestra unaimagen con cada uno de los circuitos hidrulicos del Airbus A320 junto consus elementos de uso y los sistemas a los que alimenta.

El sistema verde es presurizado por una bomba ubicada en el motor,mientras que el sistema azul es presurizado por una bomba elctrica o, en elcaso de emergencia, es presurizado por una bomba alimentada por la entradade aire en la turbina de emergencia (RAT). Por otro lado, el sistema amarilloes presurizado por una bomba ubicada en el otro motor del avin y unabomba elctrica que permite presurizar dicho sistema en tierra mientras losmotores estn parados [18].

Tambin existe una unidad (Power Transfer Unit, PTU) que permite lapresurizacin del sistema amarillo mediante el sistema verde y viceversa. Elsistema entra en accin cuando la diferencia de presin entre ambos sistemases mayor que 500 psi. Por tanto, en caso de fallo en alguno de los dos sistemashidrulicos, el restante ser el encargado de presurizar el otro mediante laPTU, en el caso de existir fallos en ambas bombas o prdida total de energa,la hlice de emergencia RAT ser la encargada de presurizar el sistema azul.

3.4.3. Ejemplo B777

Por ltimo, otro ejemplo de sistema hidrulico es el del Boeing B777. Eneste caso, el avin consta de 3 circuitos hidrulicos, circuito derecho, izquier-do y central presurizados a 3000 psi, tal y como se muestra en la gura 3.27.


Figura 3.26: Sistema hidrulico del avin A320.

Los sistemas derecho e izquierdo son presurizados por dos bombas colo-cadas cada una en cada motor del avin, adems de contar con dos bombasms, alimentadas por dos motores en C.A. (A.C. Motor Pump, ACMP)[19]. Para el caso del sistema central, ste es presurizado por dos bombasalimentadas por los dos motores en C.A. y por dos bombas alimentadas poruna turbina de aire (Air Driven Pump, ADP). En el caso de emergencia, la


Figura 3.27: Recorrido de los tres circuitos hidrulicos del avin B777.

energa hidrulica ser suministrada por la turbina de aire, RAT, al sistemacentral del avin. A continuacin, en la gura 3.28 se muestra un esquemade los tres circuitos hidrulicos del avin Boeing B777.

Los sistemas derecho e izquierdo son funcionalmente iguales, el sistemaderecho alimenta a los controles de vuelo, al sistema de empuje inverso de-recho y al sistema de frenos normales, mientras que el sistema izquierdoalimenta a los controles de vuelo y al sistema de empuje inverso izquierdo. Elsistema central proporciona energa al tren de aterrizaje principal y delan-tero, al sistema de frenos alternativo y al sistema de control de vuelo juntocon slats y aps.

3.4.4. Actuadores EHA y EBHA

Este sistema de accionamiento hidrulico alimenta a los actuadores delas supercies de vuelo entre los que se pueden destacar en este apartadoal actuador electro-hidrosttico (EHA) y al actuador de respaldo electro-hidrulico (EBHA).

Debido a las investigaciones y desarrollos acaecidos a nales de los aos


Figura 3.28: Esquema de los tres sistemas hidrulicos del avin B777.

70, sumado a la aparicin de la tecnologa de Power by Wire y al deseo dela reduccin en coste, abilidad mantenimiento y peso de los aviones fueronapareciendo los primeros actuadores electro-hidrostticos que cumplan conlos requisitos ms estrictos a n de poder ser utilizados en la aviacin sinningn tipo de problemas [20]. El primero de ellos fue el EHA cuyo esquemade funcionamiento aparece en la gura 3.29.

El EHA apareci tambin por la necesidad de administrar la energa demanera ms eciente ya que el actuador solo obtiene dicha energa de alimen-tacin cuando es necesario activar el mismo, en caso contrario, el actuadorpermanecer en reposo. El EHA consigue esta administracin de energa gra-cias al uso de la energa alterna trifsica.

Cuando el piloto desea mover una supercie de control de vuelo, por ejem-plo un spoiler, el piloto manda una seal elctrica a travs de la electrnicade control del actuador y ste le manda la seal a la unidad de potencia elec-trnica. sta recibe la energa necesaria mediante la energa alterna trifsicay es enviada al motor de velocidad variable para accionarlo. El motor mandauna seal de regreso a la unidad de potencia electrnica para que se conozcaen todo momento si el nivel de energa elctrica para mover el motor es el


Figura 3.29: Esquema de un actuador electro-hidrosttico (EHA).

correcto. En la siguiente imagen, gura 3.30 se puede apreciar dicho procesoen el lado derecho superior del actuador.

Figura 3.30: Actuador electro-hidrosttico (EHA).

Una vez que la bomba hidrulica es accionada, sta hace uir el lquidohidrulico por el circuito rojo o azul representado en la imagen anterior, enfuncin de si es necesario mover el pistn a la derecha o a la izquierda. Una


vez que el actuador deja de ser utilizado, la demanda de energa desaparecey, de esta manera, se consigue un ahorro de energa considerable.

En funcin del tipo de desplazamiento de la bomba hidrulica o del tipode motor se puede hablar de diferentes actuadores EHA. Los diferentes tiposde actuadores EHA son, o con desplazamientos en bombas jos y velocidadde motor variable (FPVM-EHA), o actuadores EHA con desplazamientosen bombas variables y velocidad de motor jo (VPFM-EHA), siendo el mscomn de todos, o bien actuadores EHA con desplazamientos en bombasvariables y velocidad de motor variable (VPVM-EHA) [21] y [22].

Este actuador es usado por una gran cantidad de aviones tanto comer-ciales como militares siendo el caso del Airbus A380 [23] en los alerones,A350 o A400M en los alerones o elevadores, tambin es usado por el F-18o F-35. A continuacin se muestra un actuador EHA del modelo Airbus A350.

Figura 3.31: Actuador electro-hidrosttico (EHA) del spoiler del A350.

Por otro lado, se encuentra el actuador EBHA que consiste en un actua-dor hbrido que emplea tanto la energa hidrulica como la energa elctrica.Es un actuador de respaldo que, en caso de trabajar en condiciones norma-les, funciona como un actuador hidrulico convencional alimentndose deluido hidrulico utilizado en el avin. En caso de trabajar en condiciones defallo del sistema hidrulico central, el actuador EBHA posee un sistema derespaldo, un motor elctrico y una bomba de doble sentido para realizar elmovimiento del pistn. Este ltimo sistema es encendido gracias a las sealeselctricas de control de cabina y, partir de ese momento, funcionar como unactuador EHA. A continuacin en la gura 3.32 se muestra la imagen de losdiferentes elementos que componen un actuador de respaldo EBHA.

Se puede observar en la anterior imagen como existe un modo seleccin(Mode Selector ) para que el actuador funcione como actuador hidrulico


Figura 3.32: Esquema de un actuador de respaldo electro-hidrulico (EBHA).

convencional o como EHA. En el caso de funcionar como actuador convencio-nal, existe una servovlvula que regula el uido hidrulico que debe entrar enlas cmaras entre las que se desplaza el pistn para conseguir el movimientode la supercie mvil. En el momento en el que el modo de actuacin cambie,el actuador trabajar como EHA. En este caso se usar el sistema ubicadoen la parte superior derecha del actuador: la bomba hidrulica junto con elmotor elctrico.

Este tipo de actuadores se pueden encontrar en el rudder o spoilers delAirbus A380 o del A400M. En la gura 3.33 se muestra uno de los actuadoresEBHA ubicado en uno de los spoilers del A400M.

3.5. Sistema de accionamiento elctrico

Este ltimo sistema de accionamiento nace gracias a la investigacin,desarrollo y avance de las tecnologas, en concreto de la electrnica de po-tencia, y de la aparicin de la gran cantidad de equipos dependientes de lossistemas elctricos, adems del deseo de realizar un avin completamenteelctrico, All-Electric Aircraft.

En la gura 3.34, se muestra una grca donde se pone de maniesto lagran demanda de energa en los aviones ms modernos gracias a la progresivaimplantacin del sistema de accionamiento elctrico.


Figura 3.33: Actuador de respaldo electro-hidrulico (EBHA) del spoiler delA400M.

Figura 3.34: Evolucin de la demanda de energa en funcin del tiempo.

La conguracin All-Electric Aircraft se conseguir realizando una pro-gresiva implantacin de los sistemas elctricos en el avin y de aqu surgeel trmino More-Electric Aircraft, debido a las grandes dicultades que sepresentan para realizar un cambio radical en todos los sistemas del avin.


Por tanto, la denicin de este ltimo concepto implica el incremento paula-tino del sistema de accionamiento elctrico frente a los sistemas neumtico,hidrulico y mecnico.

Por otro lado, en esta grca se deja patente el incremento de energademandada por los aviones a medida que se acercan al siglo XXI. Debidoa esta gran demanda, es importante destacar la necesidad de aumentar lacapacidad de generacin de energa y los niveles de tensin y de disponerde ms de un generador por motor. Estos nuevos niveles de tensin sernde 270 V en corriente continua, o de 405 V (frecuencia variable) o 200 V encorriente alterna, adems de contar con los ya tradicionales niveles de 28 Ven C.C. y 115 en C.A. Todo ello hizo pensar en sistemas hbridos de C.C.y C.A. con diferentes niveles de tensin junto con recticadores C.A.-C.C.,inversores C.C.-C.A. o convertidores C.C.-C.C. [24].

A nales de los aos 80, la NASA realiz una serie de estudios llamadosIntegrated Digital Electrical Airplane (IDEA) acerca de las posibles ventajasen la conguracin More-Electric Aircraft [25]. Entre otros, se estudiarona fondo la tecnologa del control de vuelo y sus formas de accionamiento, lamanera de extraer la energa del motor o sistemas de avanzados de obtencinde energa elctrica.

La introduccin de esta nueva conguracin de avin posee una gran can-tidad de ventajas como la eliminacin del sistema hidrulico, proporcionandomejoras de abilidad, vulnerabilidad y reduciendo costes de mantenimiento;el arranque de motores de manera elctrica y la sustitucin del sistema neu-mtico para el sangrado de aire de los motores por el sistema elctrico. Aunas, el gran reto a superar en esta conguracin es el enorme peso de loscomponentes elctricos instalados en el avin.

El esquema bsico de un sistema elctrico de corriente alterna instaladoen un avin consta de las partes mostradas en la gura 3.35.

En esta imagen, se muestra el generador de energa elctrica con su uni-dad de control (Generator Control Unit, GCU), la distribucin de energaprimaria a altos niveles de tensin, los recticadores para el paso de corrien-te alterna a continua y las cargas secundarias a menores niveles de tensin[26].

Los sistemas de corriente alterna producen una onda sinusoidal a un volta-je y frecuencia determinados. La mayora de los sistemas de corriente alternason sistemas trifsicos equilibrados con la conguracin estrella, obteniendouna tensin de lnea de 200 V o tensin de fase de 115 V a 400 Hz. Por otrolado, los sistemas de corriente continua utilizan generadores regulados parasuministrar una tensin continua de 28 V y, recientemente, tambin a nivelesde tensin de 270 V. Todo ello, gracias al uso de recticadores que convierten


Figura 3.35: Sistema elctrico de un avin.

la tensin sinusoidal alterna en continua.Las diferentes fuentes de generacin de energa elctrica en los aviones son:

Sistema de generacin a velocidad constante.

Sistema de generacin a frecuencia variable.

Sistema de generacin a velocidad variable y frecuencia constante.

Unidad de energa auxiliar.

Sistemas de emergencia.

Unidad de energa en tierra.


Sistema de generacin a velocidad constante

Este tipo de accionamiento de motor es el ms usado por los aviones con-vencionales durante muchos aos. Este sistema consta de una caja de engra-najes para asegurar que la velocidad del generador sea constante (ConstantSpeed Drive, CSD) independientemente de la velocidad del motor. Al ser lafrecuencia directamente proporcional al nmero de polos y a la velocidad delgenerador, y conseguir que sta ltima sea constante, la frecuencia tambinlo ser. La salida de este sistema de generacin proporciona una tensin de115V en corriente alterna a una frecuencia constante de 400Hz. El principalinconveniente de este mtodo es el alto nivel de costo y de mantenimientoque necesita. En la gura 3.36 se muestra un esquema de este sistema degeneracin.

Figura 3.36: Esquema del sistema de generacin a velocidad constante.

Este tipo de sistemas es usado por la mayora de aviones comerciales co-mo el Boeing B777 o el Airbus A320 o A340.

Sistema de generacin a frecuencia variable

El sistema de frecuencia variable, tambin conocido como frecuencia libre,es la forma ms sencilla y able para generar energa elctrica. Este tipo desistemas consta de un generador directamente conectado al eje del motor. Lasalida de este tipo de sistemas est regulada a 115V en corriente alterna conuna frecuencia que oscila entre los 380 Hz 720 Hz. ltimamente, la salida


de este tipo de sistemas ha permitido ser duplicada al doble (230V/400V)en corriente alterna. Las principales ventajas son el pequeo tamao, peso,volumen y coste comparado con los otros sistemas de generacin, aunquetiene el inconveniente de que posee impactos o efectos en otros sistemas delavin que son sensibles a las variaciones de frecuencia.

Figura 3.37: Esquema del sistema de generacin a frecuencia variable.

Este sistema de generacin es usado por los aviones comerciales de la fa-milia Airbus, A380 y A350.

Sistema de generacin a velocidad variable y frecuencia constante

En muchas aplicaciones aeronuticas, se necesita disponer de una poten-cia elctrica de frecuencia, ya sea ja o variable, pero de distinta caractersticaa la suministrada por el generador. Por tanto, se debe colocar un dispositivoentre el generador y la carga, de manera que se transforme la energa elctri-ca cambiando su frecuencia segn sea necesario. Este sistema de generacin(Variable Speed Constant Frequency, VSCF) posee una velocidad de salidavariable y, por tanto, la frecuencia tambin es variable, adems de ser a fre-cuencias superiores a las deseadas. Para suministrar una tensin en alternaa frecuencia constante (400 Hz) se utilizan cicloconversores, o un circuitointermedio de continua tal y como se muestra en la gura 3.38.

Circuito intermedio de continua o DC link : Para el caso del circuito in-termedio de continua, la energa extrada del generador es convertida encontinua, normalmente a niveles de tensin de 270 V, para, despus, ser con-vertida en energa alterna trifsica.

Cicloconversores: Es otra forma de convertir los niveles de tensin y fre-cuencia elevadas a otros niveles menores, gura 3.39. Consiste en generar


Figura 3.38: Esquema del sistema de generacin a velocidad variable y fre-cuencia constante.

seis fases a alta frecuencia a partir de las tres fases de salida del generador ymediante combinacin de ellas generar la frecuencia deseada de salida (400Hz). Este sistema es mucho ms eciente que el sistema de frecuencia libre oque el sistema de DC link, aunque requiere un control mucho ms sosticado.

Este ltimo sistema de generacin de energa es utilizado por la compaaBoeing en los aviones B737 y B777 para la modalidad de DC link y los avionesmilitares F-18, U-2 o el F-117A con la opcin de los cicloconversores.

En la gura 3.40, se muestra una imagen donde queda representada laevolucin de estos diferentes sistemas de generacin anteriormente comenta-dos junto con los cuatro distintos niveles de tensin: 230V C.A., 115V C.A.,28V C.C. y 270V C.C. [27].

Otro sistema de generacin de energa es la unidad auxiliar de energa(Auxiliar Power Unit, APU), que es usada como una unidad de energa derespaldo en caso de que fallen algunos de los generadores que hay en uso.Adems es usada tambin en el mantenimiento en tierra y para el arranquede los motores. Esta unidad produce una tensin alterna trifsica de 200V a400Hz.

Adems, los aviones ms modernos cuentan con otra fuente de energade emergencia que es usada en caso de que la APU falle. Esta fuente es unaturbina movida por el paso del aire, almacenada en la parte delantera o en las


Figura 3.39: Esquema de un cicloconversor.

zonas laterales delanteras, y puede ser accionada automtica o manualmen-te. Tambin se encuentran instaladas en los aviones, celdas de combustibleso incluso bateras, principalmente las de Nquel-Cadmio, como sistemas derespaldo para proporcionar energa elctrica en caso de existir fallos en lossistemas principales de abastecimiento.

Por ltimo, se encuentran las unidades de abastecimiento de energa entierra que son usados mientras el avin se encuentra en fase de mantenimientoproporcionando una salida, tambin de 200 V en C.A. a 400 Hz.

Una vez que se han expuesto los diferentes sistemas de generacin deenerga elctrica en un avin More-Electric Aircraft, se van a explicar losdiferentes sistemas de distribucin de dicha energa. Dichos sistemas utilizantanto sistemas en corriente continua (28V) como en corriente alterna (115V)aunque existen otros niveles superiores de tensin que estn siendo puestos a


Figura 3.40: Evolucin del uso de los diferentes niveles de tensin con eltiempo.

prueba como 270V, 350V, o 540 V de corriente continua [28] y [29]. Existentambin estudios para utilizar nicamente corriente continua a alto voltajepara la distribucin y control de la energa elctrica ya que ello implica menorintensidad de corriente por los conductores produciendo menor seccin en loscables y menos prdidas.

Las diferentes tipologas de sistemas de distribucin son [30]:

Sistema de distribucin de energa elctrica centralizada.

Este sistema (Centralized Electrical Power Distribution System, CEPDS)se caracteriza por ser un sistema de distribucin punto a punto, desde el cualse alimentan las cargas individualmente. Consta de un sistema de distribu-cin alimentado por los generadores y ubicado en la parte delantera del avin.


Sistema de distribucin de energa elctrica semi-distribuida.

Este sistema (Semi-Distributed Electrical Power Distribution System, SDEPDS)se introdujo para paliar la principal desventaja del sistema anterior que eraposeer un nico centro de distribucin. Con este sistema, existen ms sistemasde distribucin para afrontar con garantas cualquier fallo en la distribucindel sistema. Cada centro de distribucin realiza la funcin de sistema de dis-tribucin centralizada anterior.

Sistema de distribucin de energa elctrica avanzada.

Gracias a la gran evolucin de la electrnica de potencia apareci este nue-vo sistema de distribucin (Advanced Electrical Power Distribution System,AEPDS). Es un sistema exible y consta de un sistema de microprocesadoresque controlan el ujo de la energa elctrica a travs de unidades de controlde cargas elctricas (Electrical Load Management Unit, ELMU). La energaelctrica es suministrada a las cargas a travs de rels que son controlados porunidades remotas y, stas a su vez, interactan con las ELMUs para conocerla necesidad de energa en las cargas.

Sistema de distribucin de energa elctrica tolerante a fallos.

Este ltimo sistema de generacin (Fault-Tolerant Electrical Power Dis-tribution System, FTEPDS) est formado por dos matrices de interruptores,una de generacin y otra de cargas, seis conversores, seis generadores, dosen cada motor y dos de la unidad auxiliar de energa y diferentes cargas. Enla siguiente gura se realiza una representacin de este sistema de generacin.

Es un sistema de distribucin mixta, donde los sistemas de generacin decorriente alterna son conectados a la matriz de interruptores de generaciny el sistema de 270 V en corriente continua se conecta con los convertidores.Este sistema, gracias a su bi-direccionalidad, permite actuar como motor parael arranque de los motores y posteriormente, como generador para abastecera energa elctrica a las distintas cargas.

Debido al gran inters suscitado por la conguracin de avin More-Electric Aircraft, el sistema de accionamiento elctrico se encuentra en cons-tante evolucin y perfeccionamiento para ser competitivo frente a los otrossistemas de accionamiento. A pesar de la gran condencialidad existente,sobre todo, en torno a los aviones con una conguracin ms elctrica, sepretende exponer los sistemas elctricos de los aviones Airbus A380 y Boeing


Figura 3.41: Sistema de distribucin de energa tolerante a fallos.

B787.

3.5.1. Ejemplo B787

El avin Boeing B787 posee un sistema elctrico que suministra y distri-buye energa a otros sistemas que lo necesitan como por ejemplo el controlde vuelo, el aire acondicionado o la avinica. A pesar de que el Boeing B787posee bateras, su uso slo est destinado a cargas pequeas, por lo que esnecesario producir energa durante el vuelo [31].

La losofa de Boeing es tener la suciente redundancia en los sistemaspara que ante cualquier fallo crtico de un sistema, no implique un riesgograve para el avin y que exista la suciente redundancia para superar dichoinconveniente.

A continuacin, en la gura 3.42 se muestra el sistema elctrico del BoeingB787.

Se puede observar que existen dos generadores en cada motor y dos ge-neradores ms ubicados en la unidad auxiliar de energa (APU). Los dos


Figura 3.42: Sistema de distribucin del B787.

generadores de cada unos de los motores son de frecuencia variable y permi-ten arrancar los motores elctricamente. En total, hay seis generadores queproporcionan energa elctrica primaria frente a los tres generadores que po-see un avin con una conguracin convencional para la provisin de energaelctrica.

La energa elctrica obtenida de los generadores a 235 V es llevada atravs de cuatros buses de corriente alterna tanto al compartimento electr-nico delantero como al trasero, ubicado ste ltimo en la zona intermediadel avin, indicados en la imagen anterior. Algunos ejemplos comunes de usoseran:

Cocina trasera grande: 235 V corriente alterna.

Motores para las bombas hidrulicas grandes: 270 V, corriente continua.

Cocinas ms pequeas, entretenimiento a bordo 115 V corriente al-terna.

Unidades de control de energa, visualizadores de la cabina de vuelo 28V corriente continua.


En la gura 3.43, se muestra un esquema con los diferentes niveles detensin usados en el B787 junto con las cargas que alimenta.

Figura 3.43: Sistema de distribucin del B787 a las diferentes cargas.

La distribucin de la energa elctrica se realiza de manera remota, esdecir, existen diecisiete pequeas subestaciones que son las que se encargande proporcionar la energa a las cargas locales. Todo ello, provoca un menorcableado y un mejor control electrnico de las cargas. Realizando una com-parativa de la cantidad de cableado de este avin B787 con el de un esquemaelctrico tradicional del avin B767, se puede observar que el primero tiene112 km de cableado frente a los 145 km del B767, una considerable reduccinen costes de mantenimiento, peso y construccin.

Ante la presencia de algn fallo en el sistema elctrico, existen elementosde respaldo tales como bateras, la unidad auxiliar de energa o la turbina deaire. Adems, existe una pantalla en la cabina del piloto que permite vigilary captar los fallos que se puedan presentar en el sistema elctrico del avin,avisando de la alerta sufrida y proporcionando la informacin necesaria paraafrontarla.

Estos sistemas de reserva pueden intervenir y ayudara afrontar las pr-didas que ocurran en el sistema primario. As, por ejemplo, la turbina de


aire dinmico puede intervenir y generar energa hidrulica y elctrica si sepierden, o bien las bombas hidrulicas, o los generadores elctricos prima-rios. Tambin existen sistemas de proteccin que intervienen para ayudar aaislar un fallo, de manera que se asegure la no propagacin del mismo. Otrosistema de respaldo usado son las bateras que proporcionan y almacenanenerga. Normalmente, se usan la batera principal y la batera de la APUpara proporcionar energa para los cortos perodos de tiempo en los que losmotores y la APU no estn funcionando ni el avin se encuentra alimentadomediante una unidad auxiliar en tierra.

Un punto importante de B787 son las bateras de iones de litio, que pro-porciona un menor peso aunque no es el factor ms importante. El factordeterminante era realmente la capacidad de descarga de la batera, descargauna gran cantidad de energa en un perodo muy corto de tiempo. Esto eranecesario para el inicio de la unidad de potencia auxiliar y para poder reali-zar el frenado del avin en caso de que todas las otras fuentes de energa enel avin fallaran ya que el sistema de frenado B787 es un sistema de frenadoelctrico.

Se puede establecer una comparativa entre las bateras del avin B787con las del avin B777. Las primeras son de 32 voltios, 8 celdas de 4 voltioscon un peso de 28 kg, mientras que las del B777 es una de 24 voltios, 20celdas de 1,2 voltios con un peso de 48 kg.

Por otro lado, gracias a la constante evolucin y desarrollo del sistemaelctrico, algunas de las funciones encargadas para el sistema neumtico es-tn siendo realizadas por el sistema elctrico, como por ejemplo el sistema deanti-hielo, aire acondicionado, presurizacin de cabina o el arranque de mo-tores. Debido al uso de motores a reaccin con ujos derivados en el BoeingB787, el uso de sistemas neumticos en este tipo de aviones es mucho mscostoso y, por tanto, gasta mucho ms combustible. Por ello, todos los siste-mas que se alimentaban, tradicionalmente, del sangrado de aire en avionesanteriores, ahora, en el caso del Boeing B787 son alimentados elctricamen-te. Mediante la eliminacin del sistema neumtico, se eliminan los costes demantenimiento, se reducen el peso, adems de una mayor abilidad y menorresistencia y ruido.

3.5.2. Ejemplo A380

El sistema elctrico del avin Airbus A380 es alimentado con fuentes degeneracin de corriente alterna y corriente continua [32].

En el caso de corriente alterna, se suministra la energa mediante cuatrogeneradores de frecuencia variable ubicados en los motores, dos generadoresubicadas en la unidad auxiliar de energa y cuatro unidades de energa de


conexin en tierra. Por tanto, la generacin de energa alterna se divide engeneracin normal y de emergencia, suministrando ambas una tensin de 115V ya sea frecuencia variable o ja.

La frecuencia variable es usada debido a su abilidad y reduccin de peso.La generacin de energa de emergencia es realizada mediante la turbina deaire. Por otro lado, la frecuencia ja es suministrada a 400 Hz por los cuatrogeneradores que se pueden conectar desde tierra, o por los dos generadores dela APU que son parte de la generacin normal de corriente alterna [33]. Tam-bin el inversor esttico proporciona una frecuencia ja y es usado cuando lageneracin de energa alterna no est disponible.

Para el caso de corriente continua, sta se obtendr a partir de la ener-ga alterna mediante recticadores, o tres recticadores de respaldo, o tresbateras. El sistema de arranque de la APU necesita de la corriente continuapara funcionar.

El sistema de distribucin elctrico elegido por Airbus A380 permite ladistribucin de la energa elctrica alterna y continua para alimentar las di-ferentes cargas en funcin de la disponibilidad de las fuentes de generacin.El sistema de distribucin se divide en 3 subsistemas:

Distribucin primaria realizada por el centro de distribucin de energaelctrica primaria (Primary Electrical Power Distribution Center, PEPDC).

Distribucin secundaria realizada por dos centros de distribucin deenerga elctrica secundaria (Secondary Electrical Power Distribution Center,SEPDCs) y ocho unidades de distribucin de energa secundaria (SecondaryPower Distribution Boxes, SPDBs).

Distribucin de emergencia realizado por el centro de energa de emer-gencia (Emergency Distribution Center).

El sistema de distribucin dispone de paneles de indicacin y control enla cabina del piloto para informar al mismo acerca de posibles errores o fallosque se puedan presentar en cualquier momento de la fase de vuelo.

Por tanto, el sistema de distribucin elctrico se divide en un sistema dedistribucin principal y un sistema de distribucin de emergencia. En casode una prdida total de la generacin normal de energa elctrica, ser elsistema de distribucin de emergencia el encargado de suministrar la energaa las cargas para completar el vuelo y un aterrizaje seguro.

La distribucin principal est compuesta por dos subsistemas que separanel suministro de energa de las cargas de alta tensin de las cargas de bajatensin, que seran los subsistemas de distribucin primario y secundario.


Figura 3.44: Sistema de distribucin del A380.

El sistema de distribucin primario est formado por el PEPDC que sedivide en dos partes para realizar un correcto suministro elctrico de maneraseparada. Contiene los principales componentes para la distribucin de lared elctrica de distribucin, para gestionar la red elctrica y los dispositivosde proteccin elctrica relacionados. El PEPDC gestiona las transferenciasde energa desde la generacin de alterna y continua hacia los sistemas dedistribucin secundaria y de emergencia y hacia las cargas de alta tensindel avin.

El sistema de distribucin secundario est formado por dos SEPDCs,uno para cada parte del PEPDC y ocho unidades de distribucin de energasecundaria que contienen, adems, aparatos de proteccin elctricos. Los dosSEPDCs transeren la energa elctrica desde el PEPDC hacia las cargas. Porotro lado, seis de los ocho SPDBs estn instalados en la cabina y transerenla energa elctrica desde el sistema de distribucin primario hacia las cargasde cabina. Las otras dos unidades SPDBs se instalan en el piso inferior ytranseren la energa elctrica, tambin, desde el PEPDC hacia las cargas decabina y del fuselaje.

El sistema de distribucin de emergencia contiene los componentes para


la distribucin de la red elctrica de emergencia y los aparatos de proteccincorrespondientes. Proporciona energa elctrica a las cargas esenciales paramantener un vuelo seguro.

En la gura 3.45 se muestra una imagen del sistema de distribucin de lared elctrica del avin Airbus A380.

Figura 3.45: Sistema de distribucin y control del A380.

Tambin se puede destacar en la parte superior izquierda de la imagenanterior, varios equipos que son usados para el control y monitorizacin de ladistribucin de la red de energa elctrica en el A380. Dichos dispositivos sonel equipo de supervisin de cortocircuitos (Circuit Breaker Monitoring, CBM)y el equipo para el manejo de cargas elctricas (Electrical Load Management,ELM). Estos componentes se alojan en dos mdulos de procesamiento (Coreprocessing Input/Output Module, CPIOM).

El CBM se encarga de mostrar el estado de cada uno de los aparatos deproteccin del avin, exceptuando los encargados por el SPDBs, y enva unmensaje a la cabina en caso de que cualquier proteccin haya saltado. Por


otro lado, el ELM hace un uso ptimo de las cargas elctricas dentro dellmite de las fuentes de energa disponibles.

Tambin se encuentra instalada en el avin una interfaz de mantenimien-to de la distribucin de energa (Power Distribution Maintenance Interface,PDMI) que permite al personal de mantenimiento monitorizar y controlarlos diversos dispositivos de proteccin instalados en el PEPDC, el SEPDC,en el SPDB y en el centro de energa de emergencia. Las funciones del PD-MI se realizan mediante 2 ordenadores de mantenimiento de la distribucinde energa, que se comunican con los sistemas de distribucin de la energaelctrica. Toda esta informacin es monitorizada en unos ordenadores parasaber el estado del sistema de distribucin de energa del avin.

Figura 3.46: Sistema de distribucin del A380 junto con sus interfaces.

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3. Sistemas de Accionamiento