Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

PROYECTO FIN DE CARRERA

IMPLEMENTACIÓN DE UN SISTEMA DE PILAS DE COMBUSTIBLE COMO UNA UNIDAD AUXILIAR DE

POTENCIA EN UNA AERONAVE

Tutor: Dr. Felipe Rosa Iglesias Autor: Pablo Carrasco Conesa Sevilla, Octubre 2014

INDICE

0. GLOSARIO ................................................................................................. 4

1. OBJETIVO Y ALCANCE DEL PROYECTO ....................................................... 7

2. PILA DE COMBUSTIBLE .............................................................................. 9

2.1 QUÉ ES UNA PILA DE COMBUSTIBLE ............................................................................................................. 9 2.2 EL COMBUSTIBLE HIDRÓGENO ..................................................................................................................... 10 2.3 CÓMO OBTENER HIDRÓGENO ........................................................................................................................ 12

2.3.1 A partir del agua: electrolisis ......................................................................................................................... 12 2.3.2 A partir de combustibles fósiles ..................................................................................................................... 13 2.3.3 A partir de biomasa ............................................................................................................................................. 14

2.4 ALMACENAMIENTO, TRANSPORTE Y DISTRIBUCIÓN ......................................................................... 16 2.4.1 Almacenamiento ................................................................................................................................................... 16 2.4.2 Transporte ............................................................................................................................................................... 17 2.4.3 Distribución ............................................................................................................................................................ 17

2.5 PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE ........................................... 18 2.5.1 Tipos de pilas de combustible ......................................................................................................................... 19 2.5.2 Pilas de combustible alcalinas (AFC) .......................................................................................................... 19 2.5.3 Pilas de combustible poliméricas (PEMFC) .............................................................................................. 20 2.5.4 Pilas de combustible de ácido fosfórico (PAFC) ..................................................................................... 21 2.5.5 Pilas de combustible de carbonatos fundidos (MCFC) ........................................................................ 21 2.5.6 Pilas de combustible de óxidos sólidos (SOFC) ................................................................................. 22 2.5.7 Pilas de combustible de metanol directo (DMFC) ................................................................................. 23

2.6 LAS APLICACIONES DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE ......................................................................... 24 2.7 QUÉ PUEDEN APORTAR LAS PILAS DE COMBUSTIBLE ....................................................................... 24 2.8 ASPECTOS MEDIOAMBIENTALES ................................................................................................................. 25

2.8.1 Situación preocupante para nuestro planeta ......................................................................................... 25 2.9 SITUACIÓN ACTUAL Y PERSPECTIVAS DEL HIDRÓGENO .................................................................. 26

3. APU ........................................................................................................ 29

3.1 AUXILIARY POWER UNIT.................................................................................................................................. 29 3.1.1 Componentes .......................................................................................................................................................... 30 3.1.2 APU Timer ................................................................................................................................................................ 32 3.1.3 Protección contra fuego .................................................................................................................................... 33 3.1.4 Protección frente al sonido .............................................................................................................................. 33

3.2 OPERACIONES ....................................................................................................................................................... 34 3.2.1 Posibles fallos de la APU .................................................................................................................................... 35

3.3 FUNCIONES ............................................................................................................................................................. 36 3.3.1 Limitaciones y técnicas de operaciones ..................................................................................................... 37

3.4 DIFERENTES APUs DEL BOEING 737 .......................................................................................................... 38

4. IMPLEMENTACIÓN TEÓRICA DE PILAS DE COMBUSTIBLE ........................ 42

4.1 ARQUITECTURAS DE LOS SISTEMAS DE LAS AERONAVES .............................................................. 42 4.1.1 Uso de Pilas de Combustible ............................................................................................................................ 44 4.1.2 Propósito del desarrollo de posibles escenarios..................................................................................... 45 4.1.3 Condiciones de esta investigación ................................................................................................................ 45

4.2 RENDIMIENTO DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE. SOFC vs PEMPC ................................................ 48 4.2.1 SOFC............................................................................................................................................................................ 49 4.2.2 PEMFC ....................................................................................................................................................................... 51 4.2.3 Comparativo de los sistemas ........................................................................................................................... 53

4.3 INTEGRACIÓN DE DIFERENTES SISTEMAS DE PILAS DE COMBUSTIBLE ................................... 55

4.3.1 Concepto 1. PEMFC central, RU central ..................................................................................................... 56 4.3.2 Concepto 2. PEMFC central, RU en los motores ...................................................................................... 57 4.3.3 Concepto 3. SOFC central .................................................................................................................................. 58 4.3.4 Concepto 4. SOFC en la cola más PEMFC central .................................................................................. 59 4.3.5 Evaluación de los conceptos ............................................................................................................................ 61

5. IMPLEMENTACIÓN DE UN SISTEMA SOFCPU ........................................... 63

5.1 INTRODUCIÓN AL ESTUDIO ............................................................................................................................ 63 5.2 INTEGRACIÓN DEL SISTEMA SOFCPU EN EL BOEING 787 ................................................................ 65

5.2.1 Requerimientos de Energía Eléctrica durante el vuelo del Boeing 787 ..................................... 66 5.2.2 Generación Eléctrica y Carga de Pago durante Vuelo Crucero en el Boeing 787 .................. 67 5.2.3 Modificación de la Distribución de Potencia ........................................................................................... 68 5.2.4 Ahorro de Peso ....................................................................................................................................................... 69 5.2.5 Eliminación del sistema APU .......................................................................................................................... 69

5.3 CONFIGURACIÓN DEL SISTEMA SOFCPU .................................................................................................. 69 5.3.1 Aire Comprimido .................................................................................................................................................. 70 5.3.2 Fuel Cell ..................................................................................................................................................................... 71 5.3.3 Reformado ............................................................................................................................................................... 72

5.4 ESTIMACIONES PRELIMINARES DE PESO ................................................................................................. 73 5.4.1 Ahorro de combustible ....................................................................................................................................... 75 5.4.2 Impacto del Peso de SOFCPU en el Consumo de Combustible ......................................................... 75

5.5 PUNTOS DE EQUILIBRIO EN EL PESO ......................................................................................................... 78

6. CONCLUSIÓN .......................................................................................... 81

7. BIBLIOGRAFÍA ......................................................................................... 85

7.1 Documentación y páginas webs ..................................................................................................................... 85 7.2 Noticas y proyectos de pilas de combustible en el sector aeroespacial ......................................... 86

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0. GLOSARIO Actuador: es un dispositivo capaz de transformar energía hidráulica, neumática o eléctrica en la activación de un proceso con la finalidad de generar un efecto sobre un proceso automatizado Ánodo: Electrodo de la pila de combustible en el que tiene lugar la reacción de oxidación. Es el electrodo capaz de emitir electrones al circuito eléctrico. Catalizador: Sustancia química que acelera la velocidad de una reacción sin consumirse. En una pila de combustible se pone el catalizador en los electrodos (ánodo y cátodo) para acelerar las reacciones de oxidación del hidrógeno (en el ánodo) y de reducción de oxígeno (en el cátodo). Cátodo: Electrodo de la pila de combustible en el que tiene lugar la reacción de reducción. Es el electrodo al que llegan electrones del circuito eléctrico. Cogeneración: Aprovechamiento simultáneo de la energía eléctrica y el calor que se generan en un proceso. Contaminación Es la emisión de ruidos al entorno. Compresor: es una máquina de fluido que está construida para aumentar la presión y desplazar cierto tipo de fluidos llamados compresibles, tal como gases y los vapores. Esto se realiza a través de un intercambio de energía entre la máquina y el fluido. Economía del Hidrógeno: Visión de futuro en la que el hidrógeno sustituye al petróleo y demás combustibles fósiles a nivel mundial. Eficiencia: rendimiento de un proceso o de un dispositivo es la relación entre la energía útil y la energía invertida

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Electrodo: Componente de una pila de combustible donde tienen lugar las reacciones electroquímicas. Cada pila de combustible tiene dos tipos de electrodos, ánodo y cátodo. Electrolisis: Proceso que utiliza la electricidad para llevar a cabo una reacción química. Especial interés tiene la electrolisis del agua para producir hidrógeno. Envolvente de vuelo: La envolvente de vuelo es la región de una gráfica en la cual se refiere a los límites de carga del aeronave y las condiciones de vuelo en las cuales el funcionamiento de la aeronave es satisfactorio, pero más allá de esos límites el vuelvo no es posible. En otras palabras, la envolvente de vuelo nos va indicar hasta qué punto es posible llevar una aeronave de una manera segura Flaps: dispositivo hipersustentador aerodinámico diseñado para aumentar la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una aeronave. Mach: es una medida de velocidad relativa que se define como el cociente entre la velocidad de un objeto y la velocidad del sonido en el medio en que se mueve dicho objeto Mono celda: Unidad estructural de una pila de combustible, formada por un ánodo y un cátodo separados por un electrolito. La pila de combustible se construye mediante apilamiento en serie de varias mono celdas, de forma que el voltaje total es la suma de los voltajes individuales. Pila de combustible (FC): Dispositivo electroquímico que convierte directamente la energía química de un combustible en energía eléctrica mientras que se suministre combustible (hidrógeno o compuestos ricos en hidrógeno, como alcoholes o hidrocarburos) y oxidante (oxígeno o aire) a sus electrodos. Pila de combustible tipo PEMFC: Tipo de pila de combustible que utiliza una polimérica membrana polimérica como electrolito. Funciona a bajas temperaturas, entre 25-90°C. Pila de combustible tipo DMFC: Tipo de pila de combustible que utiliza metanol directo (CH3OH) como combustible, el cual se oxida directamente en el ánodo sin proceso previo de reformado para convertirlo en hidrógeno. Pila de combustible tipo AFC: Tipo de pila de combustible que utiliza una alcalina solución alcalina, generalmente hidróxido potásico (KOH), como electrolito. Pila de combustible tipo PAFC: Tipo de pila de combustible cuyo electrolito de ácido fosfórico consiste en ácido fosfórico concentrado (H3PO4), a través del cual los protones migran desde el ánodo hacia el cátodo; opera a temperaturas comprendidas entre 160 y 220°C. Pila de combustible tipo MCFC: Tipo de pila de combustible que utiliza de carbonatos alcalinos (Li2CO3, Na2CO3 y/o fundidos K2CO3) fundidos como electrolito. Sus temperaturas de operación están típicamente en torno a los 650°C y pueden reformar internamente el combustible.

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Pila de combustible tipo SOFC: Tipo de pila de combustible que emplea un de óxido sólido óxido sólido como electrolito. Funciona a altas temperaturas (800-1000°C) y pueden reformar internamente el combustible. Proceso adiabático: aquél en el cual el sistema (generalmente, un fluido que realiza un trabajo) no intercambia calor con su entorno Proceso isentrópico: aquel en el que la entropía del fluido que forma el sistema permanece constante. Reformado: Proceso para producir una corriente gaseosa rica en hidrógeno a partir de un combustible (gas natural, gasolina, biogás, bioetanol, etc.). Esta corriente es utilizada como combustible en una pila de combustible. Puede tener lugar en la misma celda (reformado interno) o en un sistema externo (reformador). "Stack": Apilamiento o conjunto de celdas conectadas en serie. Turbina: máquinas de fluido, a través de las cuales pasa un fluido en forma continua y éste le entrega su energía a través de un rodete con paletas o álabes. Vector energético: Se aplica a un medio material o compuesto químico que es capaz de almacenar y transportar fácilmente la energía. Por ejemplo, el hidrógeno.

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1. OBJETIVO Y ALCANCE DEL PROYECTO Con este proyecto se quiere dar a conocer algunos de los estudios y desarrollos realizados para poder implementar una pila de combustible en una aeronave, eliminando parte de los generadores de corriente eléctrica de esta. El desarrollo y la investigación de las pilas de combustible están actualmente en auge, debido a la alta responsabilidad caracterizada por diferentes gobiernos y empresas a favor del medio ambiente. Este nuevo sistema de generación de potencia eléctrica usa como combustible el hidrógeno, que es el elemento químico más abundante de nuestro planeta, y suministra agua, no monóxido de carbono, el cual es el responsable del efecto invernadero. A lo largo de este proyecto se tratarán temas muy generales para situarnos sobre el funcionamiento de una pila de combustible, así como una breve descripción de los numerosos tipos de este sistema. Una vez hayamos conocido el sistema que queremos implantar, haremos un breve repaso sobre el sistema el cual queremos suplantar, la unidad de potencia auxiliar APU. Este sistema de generación es común en todos los modelos de aeronaves de uso comercial, si bien hay diferentes modelos para cada versión de avión, y la tecnología va en aumento para concebir sistemas más eficientes, el fin es el mismo: generar potencia eléctrica gracias al consumo de combustible. En este apartado veremos una descripción de sus componentes, funciones, operaciones así como una comparación de modelos reales implementados en aviones comerciales. A esa altura de proyecto, ya habremos definido los dos sistemas, el que queremos implantar y el que queremos suplantar. Por lo que entraremos en diversos estudios teóricos que describen un posible diseño de aeronaves sin la APU convencional y con pilas de combustible como generadores de corriente eléctrica. En este estudio teórico nos

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centraremos concretamente en dos tipos de pilas de combustible, PEMFC y SOFC, y en cuatro posibles modelos de implementación. Por último, y para poder sacar en claro una conclusión de si es viable o no dicha implementación, nos centraremos en un estudio más detallado el cual sustituye una unidad APU por una SOFCPU. En este estudio se detallan consumos, pesos, eficiencias, ahorros, posibles diseños de todos los componentes de la pila de combustible, etc. Con toda esta información seremos capaces de sacar una conclusión en claro, que actualmente no es posible dicha implementación a no ser que el peso de una aeronave, el cual afectaría notablemente a la carga de pago, no sea un factor crítico. Es por ello que al final de este documento se nombran ciertos proyectos actuales los cuales han sido capaces de diseñar, y en muchos casos fabricar, una aeronave con generación de corriente eléctrica a través de una pila de combustible. Como se podrá observar, dichas aeronaves son UAV (aviones no tripulados) o monoplazas, pero por ahora, ninguna aeronave de uso comercial.

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2. PILA DE COMBUSTIBLE

2.1 QUÉ ES UNA PILA DE COMBUSTIBLE Una pila de combustible, también llamada célula o celda de combustible es un dispositivo electroquímico de conversión de energía, pero se diferencia de una batería en que está diseñada para permitir el abastecimiento continuo de los reactivos consumidos; es decir, produce electricidad de una fuente externa de combustible y de oxígeno u otro agente oxidante en contraposición a la capacidad limitada de almacenamiento de energía que posee una batería. Además, los electrodos en una batería reaccionan y cambian según cómo esté de cargada o descargada; en cambio, en una celda de combustible los electrodos son catalíticos y relativamente estables.

Ilustración 1. Esquema pila de combustible tipo PEM

El proceso electroquímico que tiene lugar es de alta eficiencia y mínimo impacto ambiental. En efecto, dado que la obtención de energía en las pilas de combustible está exenta de cualquier proceso térmico o mecánico intermedio, estos dispositivos alcanzan eficiencias mayores que las máquinas térmicas, las cuales están limitadas por la eficiencia

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del Ciclo de Carnot. La eficiencia energética de una pila de combustible está generalmente entre 40-60%, o puede llegar hasta un 85% en cogeneración si se captura el calor residual para su uso. Por otra parte, dado que el proceso no implica la combustión de los reactivos, las emisiones contaminantes son mínimas. Es importante establecer las diferencias fundamentales entre las pilas convencionales y las pilas de combustible. Las baterías convencionales son dispositivos de almacenamiento de energía, es decir, el combustible está en su interior y producen energía hasta que éste se consume. Sin embargo, en la pila de combustible los reactivos de suministran como un flujo continuo desde el exterior, lo que permite generar energía de forma ininterrumpida. En principio, las pilas de combustible podrían procesar una amplia variedad de reductores y oxidantes; cualquier sustancia que se pueda oxidar en una reacción química y que se pueda suministrar de forma continua (como un fluido) al ánodo de una pila de combustible puede ser un reductor y del mismo modo, el oxidante podría ser cualquier fluido que se pueda reducir (a una velocidad adecuada) en la reacción química que tiene lugar en el cátodo. Las tecnologías del hidrógeno y las pilas de combustible tienen un gran potencial para convertirse en la base del sistema energético del futuro, como numerosos estudios así lo demuestran y nosotros veremos en pequeña medida más adelante.

2.2 EL COMBUSTIBLE HIDRÓGENO El hidrógeno es el elemento químico más simple de número atómico 1 (formado solamente por un protón y un electrón) y más abundante del universo formando parte de las estrellas y de los planetas gaseosos en su mayor proporción. En las estrellas se encuentra principalmente en estado plasma (estado de agregación de la materia con características propias). El hidrógeno también aparece unido a otros elementos formando gran variedad de compuestos moleculares, como el agua (H2O) y la mayoría de las sustancias orgánicas. La molécula de hidrógeno es, en condiciones normales de presión y temperatura, un gas incoloro, inodoro, no tóxico e inflamable, con un punto de ebullición de -252,77o C y un punto de fusión de -259,13o C. Puede reaccionar con oxígeno (O2) desprendiendo energía y formando agua. Esta reacción se conoce como combustión y en ella el hidrógeno es el combustible:

⁄

Es decir, al realizarse la combustión del hidrógeno con oxígeno, a presión constante y cuando el agua formada ha condensado, se libera una cantidad de energía de 285 kJ por mol de hidrógeno (2 gramos), en condiciones estándar. Esta energía liberada se conoce como la entalpía de combustión. A partir de esos valores se pueden calcular los poderes caloríficos del hidrógeno (entalpía de combustión por unidad de masa), resultando ser el

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poder calorífico superior de 142,5 MJ/kg y el inferior (más importante en la práctica) de 120 MJ/kg

( ) ⁄ ( ) Esta reacción también puede verse como el proceso de formación del agua, proceso exotérmico en el que se liberan 285 kJ por mol de agua formada (18 gramos). Hay otros materiales combustibles, como el carbón, gas natural, gasolina, que se conocen como combustibles fósiles porque provienen de compuestos formados de seres vivos hace millones de años. Todos ellos pueden reaccionar también con oxígeno y producir energía. Por ejemplo, para el gas natural (formado mayoritariamente por metano) sería:

A partir de los poderes caloríficos pueden establecerse equivalencias entre los combustibles. Así 1 kg de hidrógeno equivale a 2,78 kg de gasolina, a 2,80 kg de gasóleo y a unos 3 kg de gas natural. Nuestro sistema energético actual se basa, desde un punto de vista energético, en la utilización de combustibles fósiles. Vivimos por ello en lo que se ha denominado la "sociedad de los combustibles fósiles". Gran parte de las actividades que lleva a cabo el ser humano son posibles gracias a la energía de estos combustibles, por ejemplo, para el transporte (coches, aviones, barcos), la calefacción de edificios, el trabajo de las máquinas, en la industria, etc. Hay dos razones principales por las que es deseable sustituir los combustibles fósiles por el hidrógeno:

La combustión del hidrógeno no contamina, sólo produce como subproducto agua, mientras que los combustibles fósiles liberan CO2 que queda en la atmósfera y es uno de los mayores responsables de lo que se denomina "efecto invernadero".

Las reservas de combustibles fósiles se agotarán tarde o temprano, mientras que el

hidrógeno permanecerá inagotable. Hacia el 2030, según declaraciones de Fato Virol, director económico de la International Energy Agency (IEA) se producirá un pico de extracción de petróleo, y a partir de entonces disminuirán considerablemente las reservas de combustibles fósiles; mientras que el hidrógeno es el elemento químico más abundante, constituyendo aproximadamente el 75 % de la materia visible del universo.

Sin embargo, esta sustitución es complicada en el momento actual. En primer lugar, porque, a diferencia de los combustibles fósiles, el hidrógeno no se encuentra en estado puro en nuestro planeta, sino formando compuestos como el agua o la mayoría de los compuestos orgánicos; por lo tanto, es preciso desarrollar sistemas capaces de producirlo de manera eficiente.

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Por otro lado, sería necesario habilitar nuevas infraestructuras para el suministro de hidrógeno; en otras palabras, habría que construir una completa red de estaciones de servicio de hidrógeno o "hidrogeneras", lo cual implicaría una fuerte inversión. El hidrógeno, por tanto, no puede ser considerado como una fuente primaria de energía (como sí lo son los combustibles fósiles), sino un medio para transportar energía, por lo que se le denomina vector energético. De esta forma, el hidrógeno se transformará en energía eléctrica y térmica de una forma eficiente y limpia, mediante un proceso electro químico conseguido en un equipo denominado "pila de combustible".

2.3 CÓMO OBTENER HIDRÓGENO Para obtener hidrógeno puro, es necesario extraerlo de los compuestos en los que se encuentra formando parte o combinado, principalmente del agua, los combustibles fósiles y la materia orgánica.

2.3.1 A partir del agua: electrolisis

Mediante la electrolisis, el agua se descompone para formar hidrógeno y oxígeno.

⁄

Como puede observarse, en esta reacción se necesita un aporte energético (ΔH positiva), que será suministrado mediante energía eléctrica. El mecanismo de electrolisis es el siguiente: en una célula electroquímica hay dos electrodos (cátodo y ánodo) unidos por un medio conductor formado por iones H+ (protones) disueltos en agua. El paso de corriente eléctrica entre cátodo y ánodo hace que el agua se disocie, formándose hidrógeno en el cátodo y oxígeno en el ánodo.

Ilustración 2. Esquema de electrolizador

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Más adelante veremos otro tipo de células electroquímicas ("pilas de combustible") que actúan justamente a la inversa, consumiendo hidrógeno y oxígeno para producir electricidad y agua.

2.3.2 A partir de combustibles fósiles

Como se ha dicho anteriormente, los combustibles fósiles son "portadores de hidrógeno", porque lo contienen en su molécula. Para obtenerlo como gas hidrógeno, bastaría con hacerlos reaccionar con agua utilizando un catalizador para facilitar la reacción. Este proceso químico se denomina "reformado con vapor de agua" y requiere aporte de energía porque es un proceso endotérmico, en el que se obtienen como productos principales hidrógeno y monóxido de carbono (CO). Ese aporte de energía puede reducirse introduciendo oxígeno (o aire) al reactor al mismo tiempo que se alimenta el agua. De esta forma, el proceso se convierte en un proceso ligeramente exotérmico (desprende calor) que se denomina "reformado autotérmico". Además de hidrógeno y monóxido de carbono, también se puede formar dióxido de carbono (CO2) por combustión con el oxígeno. El resultado final es una menor producción de hidrógeno, pero resulta de interés en algunos casos por el menor consumo energético. Durante el proceso, se realiza una etapa denominada “desulfuración”, es decir, la eliminación del azufre. De esta manera, los biocombustibles producidos con más respetuosos con el medio ambiente y son más puros para los fines posteriores.

Ilustración 3. Esquema reformado con vapor

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Tanto en un caso como en otro, para obtener una corriente de hidrógeno puro es preciso llevar a cabo una serie de reacciones posteriores, como la reacción de desplazamiento del gas de agua, en la que el monóxido de carbono reacciona con agua para formar dióxido de carbono e hidrógeno. Para la última etapa de purificación se pueden utilizar tanto procesos químicos (oxidación selectiva), como físicos (separación por absorción, métodos criogénicos, membranas de paladio), en función de la aplicación final en la que vaya a utilizarse el hidrógeno y el nivel de pureza que se necesite. Actualmente, la mayor producción de hidrógeno a escala industrial se lleva a cabo mediante el reformado del gas natural.

2.3.3 A partir de biomasa

La biomasa es materia que proviene de los seres vivos en la que abundan los compuestos hidrogenados. Cuando el tratamiento de la biomasa da lugar a la formación de gas, a este producto se le denomina biogás, o bien, gas de gasificación o gas de síntesis (H2 y CO2). Otros tratamientos de la biomasa dan lugar a la obtención de biocarburantes líquidos que pueden utilizarse también posteriormente como combustibles para la producción de H2 más fácilmente transportables: es el caso del bioetanol o el biodiesel. En todos los casos, junto con el hidrógeno se obtiene también dióxido de carbono pero, a diferencia de lo que ocurre con los combustibles fósiles, este CO2 no supone un aumento de emisiones a la atmósfera, ya que forma parte del ecosistema, debido a que ha sido previamente fijado por la planta en el proceso de fotosíntesis.

Ilustración 4. Obtención de gas de síntesis a partir de biomasa

La biomasa con la que se puede obtener gas de síntesis es la que contiene celulosa y lignina. Típicamente será madera, paja y similares. De esto se puede obtener celulosa mediante digestión química con NaOH o Na2SO3 y la lignina será el producto de desecho de esa digestión química.

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El proceso de gasificación de celulosa más extendido es el proceso Carbo-V de Choren Industries GmbH y que consiste en una gasificación en varios niveles:

Gasificación de baja temperatura: la biomasa deshumidificada arde sin llama en una mezcla de O2, CO2 y vapor a temperaturas de entre 400-600ºC y a una presión de unos 5 bar. El resultado son unos gases volátiles y una especie de carbón vegetal (char).

Gasificación de alta temperatura: en la cámara de combustión de la gasificación de alta temperatura, los gases volátiles son parcialmente oxidados a una temperatura de más de 1.400ºC. Mientras, el char es molido y soplado dentro del gasificador, a la salida de la cámara de combustión.

Posteriormente se requiere un tratamiento de aseado del gas, de modo que se eliminen partículas sólidas y contaminantes (S, Cl, Na, K...) que pudieran interferir con el catalizador de posteriores procesos.

Para mejorar el rendimiento energético, se emplea un recuperador. En el gráfico anterior se muestra un pequeño resumen acerca del método de obtener hidrógeno. Así, podemos ver en una primera columna las diferentes fuentes primarias de energía de obtención de energía, como son aquellos derivados de los combustibles fósiles (petróleo, gas natural o carbón), aquellos llamados ‘’renovables’’ como son la biomasa, los residuos y la energía solar, y la energía nuclear. Si seguimos las líneas, y gracias a un proceso de conversión de energía, una fuente secundaria de energía y unos segundos procesos con aporte de calor, agua y otros reactivos podemos obtener hidrógeno.

Ilustración 5. Gráfico resumen de producción de Hidrógeno

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Todo lo que se ha visto es la producción de H2 con aporte de energía térmica, pero también podemos producir hidrógeno con un aporte de energía eléctrica o fotónica. Sin embargo, más de 96% de la producción de hidrógeno se debe a produce a partir de combustibles fósiles.

2.4 ALMACENAMIENTO, TRANSPORTE Y DISTRIBUCIÓN Los sistemas de almacenamiento, transporte y distribución de hidrógeno son esenciales para garantizar el suministro a los posibles usuarios finales.

2.4.1 Almacenamiento

Existen diversos sistemas de almacenamiento de hidrógeno. La elección del sistema más adecuado dependerá de la aplicación final en la que vaya a utilizarse, aunque hay que tener en consideración que si bien el hidrógeno no pesa apenas, ocupa mucho volumen. De manera resumida podemos citar los siguientes:

Almacenamiento a presión: Normalmente se almacena a una presión entre 200-350 bar en tanques o cilindros de acero. Como la cantidad de hidrógeno almacenado depende de la presión, cuanto mayor es la presión, más gas hidrógeno se almacena, hoy en día se está trabajando en el desarrollo de materiales, como la fibra de carbono o aluminio, que tengan la capacidad de soportar una presión de hasta 700 bar. Este aspecto es especialmente importante para la aplicación en transporte.

Almacenamiento líquido: El hidrógeno pasa al estado líquido a una temperatura inferior a -253°C. Se utilizan tanques especiales, llamados "criogénicos", para mantener las bajas temperaturas. Este sistema sólo es utilizado cuando se necesita maximizar la capacidad de almacenamiento en un espacio reducido (por ejemplo, en algunas aplicaciones de transporte).

Ilustración 6. Tanque de hidrógeno en una planta de BMW

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Hidruros metálicos: Diversos metales forman compuestos con el hidrógeno,

conocidos como hidruros. La formación de estos compuestos es reversible, de forma que es posible volver fácilmente a tener el hidrógeno y el metal inicial. Este sistema ofrece una alta capacidad de almacenamiento y presenta diversas ventajas de seguridad y manipulación (almacenamiento sólido a presión y temperatura ambiente) frente a otros sistemas. Sus principales desventajas son el elevado peso de los equipos y su alto precio.

2.4.2 Transporte

En principio, el hidrogeno puede ser transportado en estado gaseoso (a presión) o líquido (criogénico), pudiendo distribuirse a través de tuberías o mediante camiones, barcos o trenes, que incorporan alguno de los métodos de almacenamiento vistos con anterioridad. El transporte de hidrógeno licuado por barco o camión a largar distancias lleva asociadas altas pérdidas de energía debido a la evaporación. Si el transporte se realiza por gasoductos, la energía que conlleva dicho transporte es casi 5 veces la que se emplea para poder transportar gas natural (por unidad de energía transportada).

2.4.3 Distribución

La distribución es el proceso de puesta a disposición del usuario final del hidrógeno. Actualmente, se realiza desde tanques a presión en el punto de suministro. En el futuro, cuando se generalice el uso del hidrógeno en la llamada "sociedad del hidrógeno", se diseñarán sistemas de interconexión por tubería que lo hagan llegar a los hogares (similar a las actuales conexiones de gas natural), y también estaciones de servicio de hidrógeno "hidrogeneras", que permitirán una rápida recarga de cualquier vehículo propulsado por hidrógeno.

Ilustración 7. Hidrogenera en la India

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Es por ello que la utilización de hidrógeno para fines energéticos a largo plazo se basará en la construcción e interconexión de una infraestructura de producción distribuida en los diferentes puntos de consumo, además de otra centralizada la cual podrá asumir estas pérdidas de transporte a puntos lejanos. A día de hoy, son muchos los proyectos que han avanzado en estas soluciones.

2.5 PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE Las pilas de combustible son dispositivos electroquímicos que transforman la energía química directamente en energía eléctrica. Aunque con diferencias según el tipo, la unidad fundamental de una pila de combustible se compone de dos electrodos conductores electrónicos separados por un electrolito conductor iónico. Los reactivos, oxígeno e hidrógeno, reaccionan de forma separada en cada electrodo: Para que estas reacciones tengan lugar es necesario que haya un catalizador tanto en el cátodo como en el ánodo. En total resulta la reacción del hidrógeno que ya hemos visto antes: A nivel microscópico, lo que ocurre es que cada molécula de hidrógeno en el ánodo se convierte, con ayuda del catalizador en dos iones positivos de hidrógeno o protones (2H+) y dos electrones (e-). Ambos, electrones y protones, van al cátodo para reaccionar con moléculas de oxígeno y formar agua, pero siguen caminos distintos. Los protones pasan a través del electrolito mientras que los electrones lo hacen por un circuito eléctrico externo, generando así una corriente eléctrica. En definitiva, en una pila de combustible tiene lugar la combinación del hidrógeno y el oxígeno, sin que las moléculas de hidrógeno y oxígeno entren en contacto, y la energía de la reacción da lugar a una corriente eléctrica: se ha producido electricidad. Uniendo varias estructuras idénticas a la descrita (mono celda), es posible sumar potencias, dando lugar a lo que se conoce como un "stack". Finalmente, es necesaria una estructura que posibilite la circulación y suministro de los gases, disipe el calor generado e incorpore los terminales para utilizar la electricidad producida. La tecnología de las pilas de combustible presenta las siguientes ventajas frente a otros sistemas tradicionales:

Alta eficiencia energética: Las pilas de combustible tienen mayor eficiencia que otras formas de conversión de energía, como los motores de combustión.

Bajo nivel de contaminación medioambiental: Al funcionar con hidrógeno como combustible, el proceso electroquímico no produce emisión de gases contaminantes (óxidos de nitrógeno y azufre, hidrocarburos insaturados, etc.). Tampoco hay contaminación acústica, ya que al no haber partes móviles, las pilas de combustible no producen ruido.

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Carácter modular: La disponibilidad de las pilas de combustible como módulos independientes supone una ventaja adicional, ya que un cambio de escala en la potencia requerida se consigue fácilmente mediante la interconexión de módulos.

Flexibilidad de operación: Una pila de combustible puede funcionar con alto

rendimiento y sin interrupción en un amplio rango de potencias suministradas. Esto no ocurre así con otros métodos de conversión de energía

2.5.1 Tipos de pilas de combustible Existen varios tipos de pilas que suelen ser clasificados fundamentalmente por el intervalo de temperatura de trabajo y por la naturaleza del electrolito. Los cinco tipos clásicos de pila son: de membrana polimérica (PEMFC), alcalinas (AFC), ácido fosfórico (PAFC), de carbonato fundido (MCFC) y las de óxidos sólidos (SOFC). De todas ellas, las PAFCs fueron las primeras en ser comerciales, seguidas por las MCFCs y las AFCs. Aunque algunas de estas pilas están proyectadas para que alcancen decenas de MW, lo cierto es que actualmente el valor real es mucho más bajo. Así las SOFC pueden suministrar en torno a 200kW en configuración tubular y entre 5 y 50kW en la plana, las PEFC en torno a los 250kW, las de carbonato fundido unos 2MW, las de fosfórico en torno a 11MW y las alcalinas se encuentran en desarrollo para obtener entre 10 y 100kW. En las pilas que operan a temperaturas bajas (PEMFC, AFC, PAFC) son los protones o iones hidroxilos los transportadores principales de carga. Mientras que en las pilas de alta temperaturas (MCFC y SOFC) son los iones carbonato e iones óxido, respectivamente, los portadores de carga. Por otra parte las celdas con electrolitos ácidos (PAFC, PEMFC) presentan transporte de cationes (H+) hacia el cátodo, mientras que en las de electrolitos básicos (AFC, MCFC, SOFC) hay transporte de aniones (OH-, CO32-, O2-) hacia el ánodo. Esta diferencia da lugar a la producción de agua en el cátodo y el ánodo, respectivamente.

2.5.2 Pilas de combustible alcalinas (AFC)

Las AFCs emplean KOH concentrado (85% en peso) como electrolito con un rango de temperatura de trabajo que se sitúa en torno a los 250ºC, con eficiencias de hasta el 70%. El electrolito se mantiene en una matriz, generalmente de asbestos, y se pueden utilizar un amplio rango de catalizadores tales como Ni, Ag, óxidos metálicos (por ejemplo espinelas) y metales nobles. También en este caso el CO es un veneno y el CO2 reaccionará con el KOH formando K2CO3. Incluso una pequeña cantidad de CO2 en aire resulta

Ilustración 8. Pila de combustible alcalinas (AFC)

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perjudicial para la pila y se debe emplear H2 de alta pureza para su correcto funcionamiento y oxígeno o aire purificado. También habría que destacar el elevado coste de fabricación de las AFCs. A pesar de todo, las AFCs han encontrado aplicaciones en transporte usando cobalto como catalizador para reducir los gastos, celdas ZEVCO (Zero Emission Vehicle Company). Sin embargo, este tipo de pilas no es nuevo y se han utilizado en misiones espaciales como las de los programa Apolo y Gemini de EEUU en la década de los 60−70 para proporcionar electricidad y agua potable a las naves espaciales.

2.5.3 Pilas de combustible poliméricas (PEMFC) El electrolito en estas pilas es una membrana de intercambio iónico que es un excelente conductor protónico. Generalmente se emplea un polímero perfluorado con cadenas laterales que contienen grupos de ácido sulfúrico o algún derivado y que atrapan agua en su interior a nivel molecular. Los electrodos son generalmente de Pt o Pt/Ru adsorbido en C (que actúa como catalizador) dentro de una matriz polimérica. El único líquido en la pila es agua por lo que los problemas asociados con la corrosión son mínimos. La membrana tiene que estar perfectamente hidratada, por tanto, el agua suministrada no debe evaporarse más rápidamente que la generada para evitar la pérdida de hidratación comentada. La temperatura de trabajo es de unos 60−120ºC, obteniéndose rendimientos de 40− 50%. La pila trabaja en un medio rico en combustible y requiere una alta cantidad de catalizador, encareciendo el producto final. El principal problema es que el catalizador se puede envenenar por la presencia de CO ([CO] <<100ppm), por lo que el combustible no debe poseer trazas de éste. Es por ello que se emplea fundamentalmente H2 y CH3OH de elevada pureza. Las bajas temperaturas de trabajo hacen de estas pilas sistemas idóneos para el transporte gracias a sus bajas temperaturas de arranque. Las mayores compañías del sector automovilístico, como BMW, Toyota, Daimler-Chrysler, Fiat, Ford, Honda, General Motors, Renault y un largo etcétera han desarrollado gamas de autobuses y coches que trabajan con PEMFCs desde 1995. Por otra parte, las mismas pilas poliméricas se pueden alimentar con metanol (aunque con menor rendimiento). A este tipo se les denomina pilas de conversión directa de metanol (DMFC); y representan una opción viable para aplicaciones de uso doméstico y portátil (ordenadores, teléfonos móviles) en competencia con las baterías recargables de litio.

Ilustración 9. Pila de combustible poliméricas (PEMFC)

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2.5.4 Pilas de combustible de ácido fosfórico (PAFC)

Las PAFCs fueron las primeras pilas de combustible comerciales. El electrolito es ácido fosfórico puro, mientras que la matriz usada para fijar el ácido es carburo de silicio y el catalizador tanto en el ánodo como en el cátodo es platino. Las eficiencias pueden llegar hasta un 80% en el caso de co-generación de energía eléctrica por vapor de agua. A temperaturas bajas el ácido fosfórico es un pobre conductor iónico y el envenenamiento por CO del Pt en el ánodo es muy importante. La alta estabilidad relativa del ácido fosfórico comparado con otros ácidos favorece el

trabajo en un amplio rango de temperaturas. Además el uso del ácido puro facilita el tratamiento del agua generada. Entre los

inconvenientes cabe destacar el coste ocasionado por el empleo de Pt y la naturaleza corrosiva del electrolito que limitan la elección de materiales

2.5.5 Pilas de combustible de carbonatos fundidos (MCFC) El electrolito es una combinación de carbonatos alcalinos que son fijados en una matriz cerámica de LiAlO2. Los electrodos son Ni (ánodo) y NiO (cátodo) y no requiere Pt como catalizador, lo que abarata la fabricación. El rango de trabajo está entre 600 y 700ºC donde los carbonatos alcalinos forman un eutéctico fundido. La eficiencia de este tipo de pila puede ser de hasta el 80% con co-generación. La principal limitación de las MCFCs es la necesidad de dos flujos, uno de CO y otro de O2 en el cátodo y la formación de H2O en el ánodo que puede diluir el combustible. Por otra parte, la combinación de altas temperaturas y el carácter corrosivo del electrolito afectan de manera muy negativa a la durabilidad. Las pilas MCFC encuentran aplicación en plantas de generación de 2 MW, como las probadas con éxito en Italia o Japón y existen diseños para plantas de hasta 100MW.

Ilustración 10. Pila de combustible de ácido fosfórico (PAFC)

Ilustración 11. Pila de combustible de carbonatos fundidos (MCFC)

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2.5.6 Pilas de combustible de óxidos sólidos (SOFC)

Son unas de las que están generando mayor actividad investigadora en los últimos años, prueba de ello es que son las pilas de combustible más desarrolladas después de las poliméricas. Las pilas SOFC se basan en la capacidad de ciertos óxidos de permitir el transporte de iones óxido a temperaturas moderadamente altas (600−1000ºC), consiguiéndose eficiencias de hasta un 85% con la cogeneración. Además, no se necesitan combustibles de alta pureza debido a las altas temperaturas de operación e incluso se

pueden emplear mezclas. Las altas temperaturas favorecen el reformado interno para extraer el hidrógeno de algunos

combustibles, sin embargo, afectan negativamente a la durabilidad de los equipos y limita la elección de materiales como el acero inoxidable, lo que resulta en un claro encarecimiento. Es por ello que el éxito comercial de estas pilas pasará necesariamente por la obtención de nuevos materiales que permitan trabajar de un modo eficiente a temperaturas entre 500 y 800ºC. El electrolito en este caso es un óxido sólido no poroso, generalmente ZrO2 estabilizado con óxido de ytrio (YSZ) o de escandio (SSZ). Normalmente el ánodo es un material compuesto de NiO e YSZ que al reducirse in situ forma un cermet de Ni-YSZ. El cátodo es generalmente una manganita, por ejemplo LaMnO3 dopado con Sr. También existe la posibilidad de pilas de óxido sólido que operen con electrolitos que son conductores protónicos. En este caso, los protones generados en el ánodo son transportados hacia el cátodo donde reaccionan con los iones óxido formando agua, mientras que los electrones se mueven desde el ánodo al cátodo a través del circuito externo. La ventaja de esta configuración radica precisamente en la formación de agua en la interfase cátodo-electrolito, con lo que se evita la dilución del combustible en el ánodo. La temperatura ideal de trabajo para este tipo de pilas se sitúa en torno a los 600ºC. Las pilas SOFC tienen su principal aplicación en la generación de electricidad en grandes plantas de varios cientos de kW, como las desarrolladas por Siemens Westinghouse. Por otra parte, las SOFCs se están comenzando a implantar con vistas al transporte. Como prueba de ello, se puede destacar el modelo 745h de BMW, primer vehículo en usar esta tecnología. Durante años ha tenido que ser desarrollada ya que tenía como principal dificultad el superar los altos tiempos de arranque que tiene este sistema.

Ilustración 12. Pila de combustible de óxidos sólidos (SOFC)

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2.5.7 Pilas de combustible de metanol directo (DMFC) La aparición de este tipo de pilas es bastante reciente. Como su nombre indica utilizan metanol en vez de hidrógeno. Aquél es directamente oxidado en el ánodo, situándose su rango de trabajo entre los 50 y 100ºC. Sus aplicaciones más inmediatas son en transporte y soporte energético para ordenadores y móviles. Los inconvenientes pasan porque las densidades de corrientes obtenidas son relativamente bajas y la cantidad de catalizador (Pt) que se utiliza suele ser elevado. El otro problema importante es la

difusión del metanol a través de la membrana desde el ánodo al cátodo, que disminuye el rendimiento y consume innecesariamente combustible. La principal ventaja es que el almacenamiento del metanol no requiere de sistemas aparatosos y voluminosos como en el caso del hidrógeno y tampoco necesita reformadores externos, todo ello se traduce una reducción drástica de costes para este tipo de pilas. Además es considerado como un dispositivo de emisión cero. En la siguiente tabla se recoge un breve resumen de todas ellas, mientras que los detalles más relevantes de cada tipo se describen a continuación.

Tabla 1. Comparativa diferentes pilas de combustible

Ilustración 13. Pila de combustible de metanol directo (DMFC)

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2.6 LAS APLICACIONES DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE

El importante desarrollo experimentado por las pilas de combustible en los últimos años ha permitido que esta tecnología sea utilizada en una gran cantidad de aplicaciones. Las más destacadas son:

Transporte: Las principales marcas de automóviles, Ford, General Motors, Toyota, Daimler-Chrysler entre otras, ensayan ya prototipos previos a la comercialización que funcionan con una pila de combustible tipo PEMFC. También se está estudiando la utilización de pilas de combustible tipo SOFC como unidades auxiliares de potencia. Se espera que estos automóviles puedan adquirirse en el plazo de dos a tres años y vayan sustituyendo progresivamente a los coches con motor de combustión interna. Para el año 2020, se espera que aproximadamente el 10% de los vehículos en el mundo lleven una pila de combustible.

Aplicaciones portátiles: El uso de una pequeña pila de combustible (recargada con cartuchos de combustible; por ejemplo metanol) como fuente de energía para pequeños dispositivos electrónicos, en lugar de las tradicionales baterías, ofrece grandes ventajas en el aumento de la autonomía de los equipos.

Generación eléctrica: La posibilidad de escalado de esta tecnología permitirá la

producción de energía eléctrica en grandes potencias. Además, el uso de pilas de combustible de alta temperatura facilitará el aprovechamiento del calor residual para combinarlo con otras tecnologías, aumentando así el rendimiento global.

Residencial: El hecho de que las pilas de combustible desprendan calor durante su funcionamiento, además de su reducido tamaño y posibilidad de escalado, las hacen perfectas para ser utilizadas en aplicaciones residenciales, donde cada familia pueda tener calor y electricidad en su casa.

2.7 QUÉ PUEDEN APORTAR LAS PILAS DE COMBUSTIBLE Por los motivos mencionados anteriormente, las pilas de combustible y la utilización del hidrógeno pueden ser una solución al problema medioambiental; principalmente, porque alcanzan eficiencias altas con niveles de contaminación bajos. Su utilización generalizada depende aún de avances en determinados ámbitos de su tecnología. Es preciso aumentar la durabilidad media de sus componentes, disminuir los costes de fabricación y conseguir una buena infraestructura de fabricación y distribución del hidrógeno. En estos logros reside el que sea factible la transición de una economía basada en los combustibles fósiles hacia una economía basada en el hidrógeno como combustible, la denominada "Economía del hidrógeno".

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En el siguiente esquema se puede comprobar cuáles son los elementos capaces, y delos cuales tenemos a disposición, para obtener hidrógeno. A modo de resumen de todo lo visto anteriormente, esto son carbón, gas natural, todas las materias primas para la obtención de las llamadas energías renovables, energía nuclear… algunas de estas materias necesitas procesos, como procesos térmicos, o electrolisis. A su vez, existe ya mucha demanda de hidrógeno, sobre todo para la obtención de energía, ya sea mediantes motores de combustión, como procesos mixtos como pilas de combustibles, perteneciendo esa demanda a múltiples sectores ingenieriles.

Ilustración 14. Demanda vs Suministro

2.8 ASPECTOS MEDIOAMBIENTALES

Las pilas de combustible y el hidrógeno son una respuesta a los problemas de contaminación que se plantean hoy día.

2.8.1 Situación preocupante para nuestro planeta

La contaminación que la actividad humana genera se manifiesta de diferentes formas, con aumentos de temperatura (entre 0,3 y 0,6oC los últimos 50 años en Europa) o a través del crecimiento del nivel del mar (entre 10 y 25 cm en los últimos 100 años). Todo ello se debe a la utilización excesiva de los combustibles fósiles como fuente de energía. La combustión de carbón, petróleo o gas natural emite a la atmósfera gases nocivos y generadores del efecto invernadero.

Energías RenovablesSolar Hidroelectrica Nuclear

Biomasa Solar térmica térmica

Suministro

Demanda

Generación Procesos

electricidad mixtos

Transporte Infraestructuras Industrial

H2

Carbón Gas Natural

Electrolisis

Nuclear

eléctrica

Motores

combustión

interna

Fuel Cell

engines

Pilas de combustible (Fuel Cell)Motores

combustión

interna

Comercial Residencial

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Podemos observar el siguiente gráfico donde se presentan las tendencias de los combustibles en cuanto a su incorporación en el mercado. Se prevé que para 2020 hace un retroceso en el uso de ingeniería la cual produzca gases contaminantes para el medio ambiente, y para la capa de ozono en concreto. Así mismo, se prevé un aumento considerable en el uso de pilas de combustible, cuyo combustible es el hidrogeno, vehículos con mejoras en la eficiencia de expulsión de gases, vehículos de contaminación reducida, híbridos, y por supuesto algunos vehículos que utilicen el diesel (o la gasolina). Aun así, según esta previsión, para 2050 llegaríamos a los niveles de expulsión de gases contaminantes cuando estábamos en el año 2000.

Ilustración 15. Tendencias de los combustibles

Estos problemas se agravan si además se tiene en cuenta que el consumo energético mundial aumenta drásticamente, impulsado principalmente por economías emergentes como las de China e India; estimándose que, hacia el año 2050, se duplicará la energía consumida en nuestro planeta. Si a esto le sumamos que las reservas existentes de petróleo se están reduciendo y que en muchas ocasiones se encuentran en regiones conflictivas, es fácil vislumbrar una situación complicada a medio-largo plazo para el panorama energético mundial.

2.9 SITUACIÓN ACTUAL Y PERSPECTIVAS DEL HIDRÓGENO Las fluctuaciones en los precios del petróleo, la preocupación por el calentamiento global, y la creciente demanda de energía ha impulsado la búsqueda de alternativas que puedan hacer realidad la energía sostenible. El hidrógeno se presenta como un vector energético flexible y respetuoso con el entorno, cuyo potencial no atañe únicamente a la reducción sustancial de las emisiones de gases de efecto invernadero (GHG) y consecuente mejora de la calidad del aire, sino que supone un

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sistema de suministro energético seguro y, en particular con unas consecuencias significativas en el sector transportes. Asimismo, los combustibles que contienen hidrógeno se pueden emplear en sistemas estacionarios de pila de combustible, proporcionando una amplia flexibilidad para el uso de las pilas de combustible como sistemas combinados de producción de calor y electricidad. En los últimos años han surgido diversas iniciativas para el desarrollo de las tecnologías del hidrógeno. Con este fin, el Departamento de Energía de los Estados Unidos ha destinado más de 1.700 millones de euros para los próximos cinco años y la Unión Europea, dentro del VI Programa Marco (2003-2006), unos 275 millones de euros, y en el VII Programa Marco (2007 - 2013) se dedicaran 2350 millones de euros para energía de los cuales unos 470 millones de euros serán para hidrógeno y pilas de combustible. Las Iniciativas Tecnológicas Conjuntas o JTIs (Joint Technology Initiatives) serán el instrumento más innovador y ambicioso del VII Programa Marco. Para la JTI del Hidrógeno y Pilas de Combustible se estiman presupuestos muy elevados (sobre los 7 billones de euros). Como principal objetivo se fija alcanzar la cuota del cinco por ciento en combustibles de hidrógeno en el transporte para el año 2020. En España, el Plan Nacional de I+D+I 2004-2007 también incluye apartados específicos para el desarrollo de este tipo de tecnologías y el nuevo Plan Nacional 2008-2011 concederá más importancia a la investigación en hidrógeno, su producción y sus aplicaciones. Para el año 2050 se espera disponer de hidrógeno ampliamente y a un precio competitivo, en todas las naciones industrializadas. No sólo funcionará como combustible para el transporte, sino que se utilizará como un complemento al sistema de generación de electricidad partiendo de fuentes de energía renovables, con el objetivo de ajustar la generación a la demanda energética. Los combustibles que contienen hidrógeno tendrán una importancia creciente en el sector estacionario (generación centralizada y distribuida), durante el desarrollo previsto de una extensa red de gasoductos que conectarán nuevos centros de producción de pequeña y gran escala. Se espera que el transporte de hidrógeno líquido y gaseoso por carretera y la producción de hidrógeno in situ prevalezcan en diferentes segmentos del mercado. Para entonces, los sistemas de pila de combustible para aplicaciones portátiles, estacionarias y de transporte deberían ser tecnologías maduras y de producción competitiva.

Ilustración 16. Construcción de gasoductos de hidrogeno

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A pesar de que estas pilas consumirán hidrógeno predominantemente, no es probable que se alimenten únicamente con un solo combustible. Las pilas de combustible flexible también suponen un avance importante que se espera esté ampliamente disponible en combinación con sistemas de reformado para determinadas aplicaciones en el transporte. La historia nos indica que las sustituciones del combustible primario, como por ejemplo el paso de la madera al carbón, del carbón al petróleo y de este último al gas natural, duran por lo menos entre 40 y 50 años, por lo que durante algunos años se solapan. No obstante, existen numerosas razones convincentes de perspectiva económica, geopolítica y medioambiental que nos indican que el hidrógeno podría desplazar a otros combustibles más rápidamente.

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3

3. APU

3.1 AUXILIARY POWER UNIT La Unidad de Potencia Auxiliar (APU, Auxiliary Power Unit en inglés) es una fuente de aire sangrado y de corriente alterna, CA, en las aeronaves. La APU es un sistema de backup de corriente eléctrica que entra en funcionamiento cuando existe una caída de todo el sistema eléctrico del avión, ofreciendo por un tiempo limitado tanto corriente, como aire para el sistema acondicionado. En la siguiente ilustración podemos observar un esquema del avión comercial de Airbus, el A320. En esta ilustración nos podemos fijar en el lugar de colocación de la unidad APU, que en este caso es en la cola. Hay que destacar que ese lugar es el más común entre los aviones comerciales, aunque existen otras localizaciones, como por ejemplo el avión de transporte militar A400-M (también de Airbus), en el cual la APU se encuentra en la parte superior de la unión de las alas con el fuselaje. En el gráfico se puede observar la línea de distribución de neumática del avión, y como se conecta la unidad APU con los motores, así como con los conductos del sistema anti hielo, los packs del aire acondicionado, presurizado de cabina, sistema hidráulico, y todos aquellos sistemas que así lo requieran. También se distinguen algunos elementos como válvulas, computadoras internas de la aeronave (BBC), o el precooler, elementos que si tienen alguna interacción con la APU pero no hablaremos de ellos en este proyecto ya que es el aire del sistema de neumática lo que tienen en común.

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Ilustración 17. Localización APU en A320 e interfaz con sistema neumático del avión

La fuente de alimentación de las APUs convencionales son las baterías principales del sistema eléctrico del avión, aunque actualmente se diseñan APU con sus propias baterías y por tanto su propia fuente de alimentación

3.1.1 Componentes Las APUs convencionales están diferenciadas en tres secciones, la sección de potencia, la sección de comprensión, y la sección de transferencia eléctrica. La sección de potencia, como su nombre indica, produce la potencia necesaria requerida por las diferentes operaciones al eje de potencia. A esta sección le sigue la de compresión, la cual contiene el compresor que provee de potencia neumática, es decir, aire. En algunos modelos de APU, la sección de potencia también es capaz de suministrar aire y es en esta sección donde se mezclan para luego suministrar al sistema neumático.

Ilustración 18. Sección transversal de una APU

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Por último, la sección de transferencia, que también se le conoce como la caja de engranajes, es la principal responsable de la transferencia de potencia a los diferentes componentes de la APU y demás sistema del avión. Además de dicha transferencia de potencia al eje del generador para la conversión a energía eléctrica, sistemas de la APU, como la unidad de combustible o de aceite, se alimentan de esta energía producida por esta etapa. Por lo tanto, se requiere que todos los mecanismos y secciones de la APU funcionen de manera controlada y sincronizada, para dar como resultado una ejecución eficiente de todas las funciones.

Ilustración 19. Componentes de la APU

Aunque la APU no se utiliza con fines de propulsión, su diseño es similar al de un motor con turbina. La APU pertenece a los denominados sistemas de turbinas libre, que es de los más comunes en la industria aeroespacial. Este sistema de ejes del motor, generalmente proporcionan entre 500 y 600 caballos de potencia, y la disposición de la turbina permite que el motor funcione a velocidad constante. Esto es posible gracias a que todos los componentes del motor están bien diseñados y funcionan de manera sincronizada. En la siguiente ilustración de la izquierda, se puede apreciar la salida para el aire que se ha usado para el enfriamiento del compartimento de la APU. En la ilustración de la derecha se puede ver el carenado de la APU, ya que la puerta de acceso está abierta. Se puede apreciar la salida de aire de enfriamiento, y parte de los tubos del sistema hidráulico, así como líneas del sistema anti incendio.

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Ilustración 20. Cooling Air Vent

Ilustración 21. Compartimento de la APU

En esta ilustración se puede ver desde otro ángulo todo el compartimento de la APU y las diferentes líneas y tubos de los sistemas involucrados. Estas líneas pertenecen al sistema hidráulico, al de aceite, extinción de incendios, etc.

Ilustración 22. Compartimento de la APU

3.1.2 APU Timer Algunas aeronaves, tienen un temporizador en algún punto de los paneles de mando en la cabina, con el fin de medir el tiempo el cual la APU está un funcionamiento, ya que en estas aeronaves, su logbook no dispone esta entrada. Posteriormente veremos una tabla comparativa de varios sistemas APU de ciertos modelos de avión. En esta tabla se podrá comprobar que el tiempo de encendido de la APU es un valor a tener en cuenta, así como el tiempo que ha pasado desde que se ha apagado, y el tiempo de espera entre encendidos.

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Podemos observar un APU Timer de una aeronave de la compañía Boeing.

Ilustración 23. APU Timer

3.1.3 Protección contra fuego Dependiendo de los modelos de APU, estos tendrán una o varias botellas extintoras anti incendio. Aunque solo haya una, está diseñada para que pueda acabar el incendio en cualquier punto de la APU donde haya fuego. En los modelos que hemos visto, la botella extintora está llena de Freón (el extintor) y de Nitrógeno (el propelente), a una presión de aproximadamente de 800 psi. Cuando se da un incendio y los sensores en la APU así lo detectan, estalla el mecanismo de apertura de la botella, rompiendo el diafragma y permitiendo al Freón expandirse por todo el compartimento de la APU gracias a la presión y acción del Nitrógeno. Para reducir la posibilidad de fuego y que este se expanda por todo el compartimento, existen líneas de drenaje de combustible y aceite que se derramen. Una vez realizada la inspección en tierra de la APU, si se comprueba que ha habido filtraciones, el equipo de mantenimiento tendrá que determinar si esas fugas son importantes y por lo tanto si requiere una evaluación más exhaustiva. Evidentemente, una vez se haya detectado un fuego en la APU y accionado el mecanismo de la botella, está no se podrá volver a usar hasta que no se haya reparado.

3.1.4 Protección frente al sonido Debido al fuerte sonido que genera una APU, todo su compartimento suele estar aislado para poder reducir el ruido. Aun así, esto no es suficiente en la mayoría de los casos y suele ocasionar malestar a los pasajeros que se sientan en las filas posteriores de la aeronave (siempre y cuando la APU esté en esa ubicación). El carenado que hemos visto en las ilustraciones anteriores tiene, aparte de aislar la APU la función aquí descrita, protección frente al sonido y frente al fuego.

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3.2 OPERACIONES La APU se alimenta principalmente por el sistema de combustible del avión donde esté instalada, y su arranque y puesta en marcha por los mismos sistemas generales del avión, aunque los últimos modelos desde hace varios años traen su propio arranque. Por regla general, las APU se encienden gracias a las baterías del avión, o mediante un acumulador hidráulico, permitiéndole por lo tanto su puesta en marcha y llegar unas revoluciones (RPM), temperatura y presión de forma estable. Una vez llegado a este punto, la potencia suministrada por la APU se usará para alimentar los instrumentos básicos y aire acondicionado de la aeronave. Sin embargo, como una APU no tiene suficiente potencia como para alimentar a todos los sistemas que requieren potencia, solo alimentará a algunos de estos sistemas más importantes. La elección de qué sistemas alimentar para dejar otros sin corriente dependerá de la fase y la situación donde se encuentre la aeronave. Si por ejemplo nos encontramos ante una aeronave de pasajeros, durante el tiempo de embarque el piloto podrá usar la APU para el aire acondicionado, pero cuando requiera máxima potencia para el arranque de los motores, cortará el suministro de aire en cabina. Antes de la llegada de la APU a las aeronaves, los instrumentos básicos de vuelo se alimentan usando la fuente principal de energía de los motores, o bien la unidad de potencia de suelo (Ground Power Unit). El diseño y aparición de la APU eliminó la necesidad de alimentación de esos sistemas básicos por parte del motor o del GPU. En cuanto al control, la APU es un sistema semi-automático, ya que hasta su panel de control tiene operaciones muy limitadas. El control manual de la APU consiste en cuatro básicos, pero cruciales, operaciones. Estas son, el botón de encendido, el interruptor de apagado, el botón de parada de emergencia y el control de anti incendio. Aparte de estos controles para las diferentes instrucciones, hay indicadores que muestran el rendimiento de la APU, así como sensores dentro de este sistema capaz de realizar una parada de emergencia si detectan un sobre calentamiento, sobre presión, sobre carga, un mal funcionamiento o bien que los rangos de funcionamiento no estén en los límites establecidos. En cuanto a las operaciones, la APU por lo general trabaja dando prioridad a la energía suministrada al eje de potencia, siempre y cuando el generador esté operativo y funcionando sin ningún tipo de fallos. La mayoría de las APUs están programados para funcionar al 100% de su capacidad, por lo que realmente no necesitan una unidad para el monitoreo de la velocidad del eje. Algunas APUs también funcionan a una velocidad de ralentí del 85% cuando no hay ninguna carga aplicada sobre nuestro sistema. Sin embargo, si la carga que la APU necesita aplicada es mayor que ese 100% de su capacidad, este sistema alcanzara y sobrepasará la temperatura de los gases de escape máxima permisible (EGT, Exahust Gast Temperature) y el sistema automáticamente se apagará. El sistema de control de la APU devuelve el combustible, o deja pasar una menor cantidad, por lo tanto las revoluciones del generador de la APU se reduce, volviendo a los límites admisibles para el sistema. Esto es básicamente el proceso de apagado automático de la APU. El apagado automático se activará, como dijimos anteriormente si existe una

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alta temperatura de expulsión de los gases, mayor a la normal para su funcionamiento óptimo, si existe una presión mayor en el sistema de aceite o combustible, si hubiera un malfuncionamiento de cualquiera de sus partes, o como acabamos de ver, si existe una velocidad de giro del eje mayor a la permitida.

3.2.1 Posibles fallos de la APU Existen varios fallos detectables en cabina y que avisan al piloto mediante un letrero luminoso, o bien mediante una alarma sonora en el caso que dicho fallo sea crítico. Eso dependerá del diseño tanto de la APU como de la aeronave en sí, según la prioridad que el equipo de diseño haya dado a dichos fallos. La APU tiene sensores repartidos por todo el compartimento para poder detectar posibles fallos y poder realizar un apagado de emergencia. Los motivos por el cual una APU se puede auto apagar son:

Debido a un fuego Baja presión de aceite Alta temperatura del aceite Fallo en el sistema de aceite Sobre velocidad en el eje del motor

El fallo de sobre velocidad, OVERSPEED si nos fijamos en los letreros luminosos en cabina, podrá ocurrir por diferentes motivos:

Debido a un encendido abortado. En este caso, la APU se podrá reiniciar. Debido a una sobre velocidad real del eje de motor. No se podrá reiniciar ya que

podría haber fallos estructurales en los mecanismos Al apagar la APU, ya que podría haber un fallo en el eje ocasionando esta sobre

velocidad. Tampoco se podrá reiniciar en este caso. El límite de corriente es de los modelos que hemos visto varía entre 125A-150A, según la aeronave se encuentre en aire o en tierra, y esto es debido a una mejor circulación de aire de refrigeración por el compartimento de la APU. Si las exigencias de la aeronave demandan más de 150A, llegando a 165A, está automáticamente se apagará. Debido a estas limitaciones de diseño, la APU solo puede alimentar a unos pocos equipos básicos cuando la aeronave está en vuelo, por lo que solo alimenta a una de las barras de corriente del avión. Otra limitación que ya hemos visto es en cuanto a la temperatura de los gases de salida (EGT). Si esta temperatura llega al límite, puede ocasionar fallos en todo el sistema, por lo que, según el diseño de la APU, se apagará o reducirá la potencia suministrada a fin de bajar esa temperatura.

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Es recomendable que la APU opera un minuto sin suministrar carga neumática antes de apagarse. Este sencillo paso hace que la APU se enfríe poco a poco por lo que se alargará la vida de los álabes de su compresor.

3.3 FUNCIONES Aunque una APU se usa para llevar a cabo diferentes funciones, incluyendo las funciones eléctricas, neumáticas e hidráulicas de un avión, tiene unas funciones principales por las cuales se implementaron en las aeronaves. En primer lugar, proporciona un suministro eléctrico para alimentar los instrumentos de vuelo en la aeronave, por lo que los pilotos pueden llevar los diferentes controles previos al vuelo estando en el suelo aún y sin los motores encendidos. En segundo lugar, proporciona una presión en los conductos neumáticos con el fin de alimentar el aire acondicionado. Esto hace que el interior del avión sea fresco, cómodo y acogedor para el embarque de pasajeros. Como hemos dicho, la APU entra en funcionamiento estando la aeronave en el suelo y sin los motores encendidos por lo que aún no disponemos ni de la corriente eléctrica suministrada por las VFG (Variable Frecuency Generator) de los motores ni del sistema neumático que se alimenta del aire sangrado. La APU también proporciona potencia en el eje y el aire a presión necesario para encender los motores principales. El procedimiento de arranque de los diferentes motores requiere un suministro muy grande de potencia las baterías por sí solas no puede suministrarlo. La siguiente ilustración nos muestra otra puerta de acceso a la unidad APU.

Ilustración 24. Puerta de acceso a la APU

Por último, en algunos aviones, el APU también ayuda a las funciones hidráulicas, lo que permite a los pilotos operar las superficies de control, como los flaps y alerones.

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Igualmente, estando en tierra y para poder realizar el chequeo previo de todos los sistemas de la aeronave antes del vuelo. Aparte de estas funciones que hemos visto, todas estando la aeronave en tierra, la APU también puede funcionar estando la aeronave en vuelo. En este caso se deberá a un fallo total de los motores en pleno vuelo, la APU se encenderá para asistir al sistema eléctrico e hidráulico para suministrar potencia o aire a los sistemas más básicos y críticos. Sin embargo, como todo lo demás, la APU tiene algunas desventajas aun cuando se usa para este fin. Aunque la APU está teóricamente diseñada para suministrar potencia tanto eléctrica como hidráulica, a un avión a su máxima altura permitida, funciona mejor hasta alrededor entre 15.000 a 20.000 pies (entre los 3 y 6 km aproximadamente). Esto se debe a que el aire a es altitud pierde densidad y el aire menos denso impide a la APU funcionar de manera óptima, ya que es un motor de combustión que necesita aire y combustible. Como hemos comentado en repetidas ocasiones, la APU está diseñada para ayudar a una aeronave en funciones distintas a la de propulsión. Por lo general se encuentra en la cola de la aeronave (aunque existen aviones actuales donde se encuentra ubicada en otro sitio), de modo que su funcionamiento no interfiere con los movimientos de las personas que trabajan en el avión cuando este se encuentra en tierra, tanto el personal de mantenimiento, como la tripulación, operadores o los propios pasajeros cuando se están montando o bajando de la aeronave. Es por ello que cuando nos montamos en un avión y estamos aún en tierra, si nos sentamos en la parte de atrás, podemos escuchar un ruido muy molesto. Es porque la APU está en funcionamiento.

3.3.1 Limitaciones y técnicas de operaciones La vida de la APU puede verse reducida si los pilotos hacen operaciones incorrectas o no se toman en cuenta las medidas preventivas. Cada tipo de APU es diferente, aunque las técnicas son las mismas y tienen los mismos fundamentos. Haciendo un correcto uso de este sistema, se podrá no solo alargar la vida total de la APU, si no que funcione mejor durante todo el tiempo que esté operativa. A pesar de esa diferencia de diseño, los diferentes fabricantes de APUs hacen hincapié en el mantenimiento en el eje del motor y en el compresor, ya que son las partes más críticas de este sistema. Existen diferentes operaciones que todo piloto debe conocer para un correcto funcionamiento de la APU. A continuación se nombran algunos de los más importantes: Calentamiento previo: Se necesita un tiempo previo antes de aplicar la carga neumática para el arranque de la APU. Este tiempo de calentamiento hace que se estabilice la temperatura del eje antes de aplicarla. El tiempo suele variar entre 1 y 3 minutos dependiendo del fabricante, pero todos ellos acuerdan que nunca debe ser menor de 1 minuto. Durante este paso, no se

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puede demandar potencia eléctrica de la APU, ya que no está generando ninguna corriente. Sistema neumático: Mientras la aeronave esté en suelo, hemos visto que la APU tiene limitaciones para poder suministrar aire a todos los sistemas que lo requieren. Es por ello que la APU solo suministra aire comprimido a los packs de aire acondicionado, así como una carga para el arranque de motores. Arranque de los motores principales y posterior apagado de la APU: Existe un tiempo determinado entre el arranque de los motores principales gracias a la APU y su posterior apagado. Este tiempo debe ser mínimo para evitar los picos de temperatura en el eje de la APU, ya que cuando ha terminado de suministrar potencia para uno de los motores, se enfriará hasta que el arranque del siguiente motor así lo demande. Apagado APU: Una vez la APU ya no esté en uso, no se apaga hasta unos minutos después para permitir al eje y al generador una bajada de temperatura lineal y que esta no se abrupta. Normalmente, la APU se desconecta después del apagado de las baterías principales del avión y ya estando los motores encendidos.

3.4 DIFERENTES APUs DEL BOEING 737 Veamos algunos casos particulares de APU. Todo lo que sigue son características de diferentes modelos de APU para un avión de pasajeros, el Boeing 737 en sus diferentes modelos y versiones. El más común para este avión de pasajeros es el Garrett GTCP 85-129 (Gas Turbine Compresor Power Unit). Esta APU es la estándar de la serie 1/200 pero cuando el modelo 300 del Boeing 737 se diseñó, se comprobó que la energía necesaria para el arranque de sus motores (motores CFM56) era del orden de dos a tres veces mayor, por lo que hubo que realizarle algunas modificaciones. Garrett diseñó entonces el modelo 85-129[E], el cual tenía un compresor estirado, es decir, se le alargaron los impulsores y los diámetros de punta aumentaron. Cuando el 737-400 se terminó de diseñar, los sistemas y en concreto el arranque de los motores nuevos, solicitaron aún más potencia, por lo que Garrett desarrolló el modelo 85-129 [H]. Esta APU tiene un Control Electrónico de la Temperatura, el cual limita la temperatura de la sección caliente dependiendo de la demanda y de la temperatura ambiente. En 1989 el modelo 85-129 [H] fue la APU estándar en todos los modelos de Boeing 737, aunque en realidad hay 14 modelos diferentes de la 85-129 en servicio con estos aviones. Otras APUs disponibles son los modelos Garrett GTCP 36-280(B), el modelo de Sundstrand APS 2000 para las versiones del 737 - 3/4/500; y Allied Signal GTCP 131-9B para la versión NG. La principal diferencia entre ellos es que el modelo de la marca Garrett

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es hidro-mecánico mientras que el Sundstrand y el de Allied Signal se controla mediante el FADEC. Otra diferencia, es que el modelo de Garret es mucho más robusto que los otros dos, pero sin embargo es más difícil de trabajar que el de Sundstrand y Allied Signal. Los pilotos que han volado con las diferentes versiones del 737, dicen que en los modelos 3/4/500’s prefieren la APU de la marca Sundstrand, el modelo APS 2000, ya que no tiene límite de EGT (temperatura de los gases a la salida) y que los tiempos de espera para su reinicio son menores. Para decidirlo, simplemente basta con mirar las especificaciones de cada uno de los modelos de las APUs, mirando el límite de temperatura de los gases de salida. Para el modelo GTCP 85-129 (de Garret) el límite es de 850ºC, la APU 36-280 GTCP tiene el límite en 1100ºC, mientras que para los modelos de Sundstrand no hay límite de temperatura para los gases de salida. Los modelos de Allied Signal de APU, tiene la capacidad de arrancar y de generar potencia a los 41.000 pies (aproximadamente 12,5km), eliminando el started de corriente continua y el embrague. En la práctica esto significa que se puede arrancar simplemente con una batería o con la barra de transferencia eléctrica principal del avión de corriente alterna (aunque lo normal es el arranque de la APU únicamente a través de la batería). Estos modelos tienen un sistema de enfriado mediante aceite, y por lo tanto no tiene ninguna necesidad del ventilador de refrigeración que hasta entonces se estaban implementando en los diferentes modelos. Da una potencia de 90KVA hasta los 31.000 pies y 66KV hasta 41.000 pies. El Garrett y Sundstrand APUs sólo son capaces de suministrar potencia por un valor de 55KVA. La fuente de combustible que usa la APU es normalmente el tanque principal de combustible del avión y es recomendable que al menos una de las bombas suministre combustible durante la secuencia de arranque. Bajo esa recomendación, Boeing instaló una bomba extra de carga de combustible en el tanque principal de combustible en su sería más nueva de modelos 500s del 737, la cual opera de manera automática, encendiéndose y apagándose dependiente de las velocidades del eje de la APU y de sus necesidades. En estas aeronaves se puede comprobar fácilmente cuales llevan instaladas estas bombas, ya que en el panel de control en la cabina aparece un indicar que así lo señala. A continuación se presenta una tabla comparativa de los diferentes modelos de APU los cuales hemos estado mencionando. Cabe destacar la similitud en las alturas máximas para diferentes operaciones así como el tiempo de precalentamiento, pero la enorme diferencia entre tener una temperatura máxima de operación y de arranque a no tener límite alguno.

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Tabla 2. Comparativa de diferentes APUs

El modelo de APU del avión Boeing 737-NG se puede reconocer fácilmente debido al nuevo diseño de la entrada de aire para el refrigerar la APU que se encuentra justamente encima de la tobera de salida de los gases de la combustión, tal y como podemos observar en la siguiente fotografía. La protuberancia que se distingue en la foto se ha diseñado como un generador de vortex en la misma entrada de aire del exterior para facilitar el flujo hacia el interior.

Ilustración 25. Nuevo diseño entrada aire

Esta entrada está ubicada en esta zona para facilitar la entrada de aire del exterior, ya que, gracias a la salida de los gases de la combustión, estos crean un área de bajas presiones permitiendo y facilitando el flujo de aire en esa dirección.

Modelo APU Garrett 85-129 Sundstrand APS 2000 Garrett 36-280 Allied Signal 131-9(B)

Modelo Boeing 737737-1/200 & algunos

3/4/500's737-3/4/500 737-3/4/500 737-NG

Limite EGT (Tem. gases

salida)

Max. Al arranque 760ºC

Max. Operación 649ºCSin limite

Max. Al arranque 760ºC

Max. Operación 710ºCSin límite

Limite de arranque

2º sin espera

3º 5minutos

4º 1hora

2º y 3º sin espera

4º 30 minutos

2º sin espera

3º 5minutos

4º 1hora

Sin límite

Max. Alt. Sangrado &

Elec.10,000 ft 10,000 ft 10,000 ft 10,000 ft

Max. Alt. Sangrado 17,000 ft 17,000 ft 17,000 ft 17,000 ft

Max. Alt. Elec. 37,000 ft 37,000 ft 37,000 ft 41,000 ft

Tiempo de

precalentamiento3 minutos 3 minutos 3 minutos 3 minutos

Pack de Sangrado en

operación1 pack 1 pack 2 packs 2 packs

Apagado después de

arranque de motor1 minuto Inmediatamente Inmediatamente Inmediatamente

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El aire frio del exterior penetra por los conductos y entrará en contacto con el sistema de enfriamiento de aceite, bajando notablemente la temperatura de este fluido. Posteriormente, saldrá por la misma tobera que se encuentra abajo, la de los gases de la combustión, por lo que también se ha eliminado una salida exclusiva para este flujo de aire frio.

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4

4. IMPLEMENTACIÓN TEÓRICA DE PILAS DE COMBUSTIBLE

4.1 ARQUITECTURAS DE LOS SISTEMAS DE LAS AERONAVES Más allá de los requisitos económicos y operacionales más básicos que el mundo aeronáutico le ha impuesto a los aviones, como puede ser el bajo costo de una operación o una alta confianza y seguridad, se encuentran otros un poco más estrictos pero no por ello de menor importancia. Hablamos por ejemplo de las normas sobre ruido y emisiones que los ayuntamientos cercanos a un aeropuerto o autoridades más formulan y se quejan. Esto implica que en el diseño de una aeronave se trate temas como la eficiencia y la productividad por un lado, y el cumplimiento de las normas con su entorno por el otro. Es por ello que las aeronaves están sometidas a un proceso de evolución permanente enfocado a estas características con un gran impacto, sobre todo, en la generación de energía. Existe una tendencia bastante clara la cual se ha seguido en los últimos años, que consiste en sustituir los sistemas de accionamiento puramente neumático o hidráulico de las aeronaves por sistemas híbridos con un claro componente eléctrico. Esa tendencia es debida a que dicho sistemas en desarrollo tienen un porcentaje mayor en cuanto a la flexibilidad e inter-operatividad entre esos sistemas. Actualmente hay en desarrollo un gran número de proyectos financiados por la Unión Europea para el estudio y desarrollo de POA (Power Optimized Aircraft). En el siguiente esquema se puede observar a modo de resumen cuales son los sistemas que habría que adaptar para pasar de una aeronave con una arquitectura convencional, a una arquitectura optimizada. Fácilmente podemos comprobar que, en el avión optimizado y denominado MEA no existe ningún elemento de generación de potencia mecánica, ósea, Gearbox.

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Ilustración 26. Avión convencional a uno MEA

En el concepto de estos desarrollos de aeronave, se esconde la investigación para llegar a un escenario denominado como MEA (More Electric Aircraft), el cual combina diferentes sistema del proyecto inicial conocido como AEA (All Electric Aircraft). Como su nombre indica, avión completamente eléctrico, todos los sistemas de un avión son eléctricos. Aun así, antes de llegar al desarrollo de un MEA, debe existir una transición, la cual ya se está realizando actualmente en los aviones de nueva generación. Por ejemplo el conocido caso del A380 en cual lleva un conjunto de actuadores electro-hidráulicos y electro-mecánicos para todo el sistema secundarios de control de vuelo, y como el continuo desarrollo de los aviones Boeing de las diferentes series 7E7, en los cuales está previsto que se desarrolle un ECS (Enviroment Control System) eléctrico. Sin embargo, estos sistemas requieren una carga eléctrica muy pequeña y fácilmente proporcionable. Otros sistemas requieren una carga y potencia eléctrica considerablemente alta, como por ejemplo el ECS en menor medida, el tren de aterrizaje o los sistemas principales de control de vuelo. Esto se resume a que en un escenario particular de AEA, la demanda máxima energética para un avión grande, como por ejemplo el A380 o el B747, es de 1MW (Mega Watt), sin embargo, si su desarrollo se implanta en un escenario MEA, esta demanda bajaría hasta los 500KW, potencia considerablemente menor y la cual es el motivo de este estudio. En los sistemas actuales de motor, existen grupo electrógenos ya acoplados los cuales generan una potencia suficiente para suministrar a diversos sistemas, tanto principales

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como secundarios del avión, hablamos por ejemplo del VFG. Sin embargo, con el aumento de estas necesidades de energía eléctrica que se están desarrollando, se está poniendo en duda la eficiencia de estos grupos de generación, debido a que una mayor potencia requerirá un mayor tamaño, peso, consumo de combustible, energía cinética del rotor asociado, etc. Además que con las diversas limitaciones de espacio y sobre todo temperatura a la que el motor principal está asociado, limita aún más su desarrollo. Otro motivo más para desarrollar aeronaves MEA o AEA. Hoy en día el rendimiento de un motor termodinámico se mide en cuanto a su eficiencia, y está alrededor del 50% y con la tecnología actual esa cifra difícilmente se podrá superar. El problema, por lo tanto, sólo puede abordarse mediante un enfoque nuevo.

4.1.1 Uso de Pilas de Combustible Las pilas de combustible pueden ofrecer soluciones a estas necesidades debido a sus principales ventajas de diseño: una mayor eficiencia en el uso de combustible, una menor emisión de gases contaminantes, generación de corriente continua, la descentralización de la generación de energía de los actuales grupos electrógenos del avión y la recuperación potencial de agua. En las siguientes fotografías podemos ver una recreación de cómo sería un coche propulsado por hidrógeno y la hidrogenera la cual necesitaría usar para reabastecerse.

Ilustración 27. Hidrogenera

Ilustración 28. Prototipo de coche con H2 como

combustible

La industria del automóvil es la principal desarrolladora de este tipo de tecnología, y la que actualmente está guiando a los investigadores de este campo. Debido a esta investigación e implantación, tenemos numerosos vehículos que ya están disponibles en

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el mercado para uso particular con esta tecnología, además de investigaciones y desarrollo de prototipos de diversas características. Pero este desarrollo de implantación de pilas de combustible no solo se tendrá que decidir por las características de estas, sino además deberá estar dimensionado por los diferentes requerimientos de la aeronave en cuestión.

4.1.2 Propósito del desarrollo de posibles escenarios El siguiente desarrollo está motivado por las discusiones actuales en los fabricantes de aeronaves y proveedores de sistemas, que tratan de identificar el tipo de pila de combustible más sólido para futuras aplicaciones en las aeronaves, independientemente de las ventajas obvias en la eficiencia del combustible, el agua utilizable, efectos ambientales o preparación tecnológica. Por lo tanto, el objetivo de dicha investigación se centrará en una evaluación de los diferentes conceptos y posibles escenarios de utilización de una pila de combustible para la sustitución de la APU convencional en un entorno MEA de una aeronave. Básicamente, se va investigar dos conceptos diferentes de pilas de combustibles, las cuales hemos visto en los apartados anteriores a este, el tipo SOFC de alta temperatura y el tipo PEMPC de baja temperatura. Según los resultados de las simulaciones termodinámicas realizadas en MATLAB y Simulink, los cuales han servido como programas de apoyo a tal investigación, de una demanda de potencia eléctrica dada y de la misión de vuelo, se realizará una evaluación para proporcionar una visión general sobre el rendimiento de estos sistemas. Se verán también ventajas e inconvenientes de cada concepto único, centrándose en los criterios de evaluación específicos para el sistema de pila de combustible implantado en las aeronaves, su distribución y la integración propia en el avión.

4.1.3 Condiciones de esta investigación Esta investigación se desarrolló en el año 2004, y trata de resolver el problema ya planteado, si es viable la implantación de pilas de combustibles en aeronaves. A partir de esta investigación, se desarrollaron diversos programas debido a la conclusión de sus investigadores, la cual repasaremos más tarde. La idea de estos investigadores es que dichos sistemas estuvieran desarrollados en el año 2015, año en el cual la tecnología permitiera una posible implantación y que la entrada en servicio de dichas aeronaves no se demorara más de 4 o 5 años. Como veremos más adelante en las conclusiones de este estudio, esta tecnología se está implantando en prototipos y en aeronaves no tripuladas.

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Los sistemas de pilas de combustible son especialmente beneficiosos para los aviones de largo alcance, como el Airbus A330/340 o la serie de Boeing 777. Estos aviones fueron los elegidos para funcionar como medio para la investigación. De acuerdo con los requisitos de energía y las características de estos aviones, se mostrará de la demanda de energía eléctrica de un MEA. Una visión general se da en la siguiente tabla, donde se representa el escenario de MEA dedicado para este estudio. Teniendo en cuenta todos los sistemas eléctricos y que los picos de demanda son alrededor de 720kW, este será por lo tanto el objetivo del desarrollo de las pilas. En la misma tabla podemos ver la energía total demandada por la aeronave, ya que a la cifra anterior habría que incluirle la energía necesaria para el arranque de motores, o para la puerta de cargo. Igualmente, podemos observar las respectivas demandas de energía que han sido recopiladas de diferentes fuentes, lo que nos da una idea global el orden de magnitud de la energía de los diferentes sistemas, así como de un posible escenario AEA.

Tabla 3. Comparativa de potencia requerida

La demanda de potencia en vuelo (“in-flight demand” en la tabla anterior) muestra la potencia máxima requerida y por lo tanto proporcionada al mismo tiempo, normalmente en vuelo crucero, y que define el punto de diseño de nuestro sistema, mientras que la "demanda total" es la cantidad de demandas de todos los consumos de electricidad de los diferentes sistemas en el aeronave.

Principales sistemas que

consumen potencia

eléctrica

Arquitectura de

un avión

convencional

Arquitectura de

un avión MEA

Arquitectura de

un avión AEA

Potencia requerida

[kW]

Bombas auxiliares de

hidraulicax x x 60

Bombas de combustible x x x 10

Protección frente lluvia y

hielox x x 10

Luces x x x 15

Carga comercial x x x 25

Avionica x x x 10

Consumo a bordo x x x 75

Puerta de cargo x x 15

Controles de vuelo x 80

Tren de aterrizaje x 25

Starter del motor x x 350

Protectión frente hielo en

las alasx 200

ECS x x 400

Energía total demandada

[kW]145 960 1275

Energía durante el vuelo

[kW]145 720 910

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En este escenario que nos sirve como fuente de estudio, se asume que la potencia neumática se está suministrando por los principales motores, así como la alimentación de diferentes sistemas que requieren aire, como la presurización de la cabina, aire acondicionado, ventilación de equipos, etc. Además de la generación de corriente eléctrica, una pila de combustible es capaz de suministrar aire que, una vez comprimido y caliente puede usarse para el sistema anti hielo del avión. Por lo tanto, ya no necesitaremos sangrar aire caliente y comprimido del compresor de alta o de baja, según corresponda, para este sistema de protección. Este es un sistema que consume una gran cantidad de energía, pero ya que entra en funcionamiento en muy contadas ocasiones y con muy poca duración durante un vuelo medio, habrá que tenerlo muy en cuenta. Aun así, aumenta la demanda de energía en vuelo (“in-flight demand” en la tabla), y por lo tanto el diseño y tamaño de nuestros sistemas. Lo mismo ocurre con la potencia hidráulica que una aeronave media requiere para un vuelo y que también requieren una alta densidad de potencia. Cuando se concluyó esta investigación, estos mecanismos de accionamiento electro-hidráulicos seguían en desarrollo y se pensaba que hasta finales de 2015 los mecanismos convencionales iban a continuar en los principales sistemas del avión, dejando solo un segundo plano a posibles diseños futuros. En el siguiente esquema podemos observar en colores tres de los principales sistemas del avión, el sistema eléctrico, el hidráulico y el neumático. A la izquierda del esquema aquellos elementos que proporcionan o bien corriente eléctrica, agua o aire a estos sistemas, por ejemplo el motor que gracias a su generador es capaz de producir corriente eléctrica o aire al sistema de sangrado gracias al compresor. A la derecha del esquema se aprecia aquellos subsistemas que tienen como fuente de potencia a estos tres sistemas, como por ejemplo todo el sistema de luces (que consume corriente eléctrica), o el tren de aterrizaje que consume tanto eléctrica como potencia hidráulica.

Ilustración 29. Sistemas de un avión

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Las pilas de combustibles PEMFC y SOFC pueden funcionar independientes de las características ambientales, es decir, tanto en un ambiente dentro de la aeronave y por lo tanto controlado en presión y temperatura, como fuera y que estas condiciones sean extremas. En todos los escenarios que esta investigación, estos sistemas se han alimentado por queroseno, combustible usado también en los motores principales, para obtener el hidrógeno necesario para la generación de electricidad. Ya vimos en los primeros apartados que este es un método bastante común de obtención de hidrógeno. Este combustible proporciona una mejor y mayor conversión de hidrógeno y por lo tanto aumentará la eficiencia eléctrica máxima. En otros estudios sobre este tema, se ha llegado a la misma conclusión en este aspecto. Como consecuencia de las regulaciones medioambientales existentes y que son bastante estrictas, el contenido de azufre en el queroseno se ha tenido que reducir drásticamente. Sin embargo, la desulfuración todavía tiene que tener lugar en tierra en el aeropuerto, y se lleva a cabo mediante los sistemas móviles en camiones de combustible. Para comparar los resultados con estudios anteriores, la energía del sistema total de pilas de combustible se ha establecido en 370kW. Evidentemente, estos resultados pueden ser escalados a potencias superiores si así se requieren.

4.2 RENDIMIENTO DE LAS PILAS DE COMBUSTIBLE. SOFC vs PEMPC Para poder evaluar el sistema de generación de potencia eléctrica mediante pilas de combustible, se describirán diferentes escenarios con ellas, basándonos exclusivamente en dos tipos, SOFC y PEMPC.

Tabla 4. PEMPC vs SOFC

PEMFC SOFC

ElectrolitoIntercambio de iones por

membranaCeramico

Temp. De Operación 80ºC - 100ºC 600ºC - 1000ºC

Portador de carga H+ O2-

Proceso de Reformado Externo Parcial (Externo e interno)

Componentes de las celdas Basado en Carbono Ceramico

Catalizador Platinium Niquel / Perovskites

Eficiencia del sistema >40% >75% (SOFC hibrido)

Robustez ante

contaminantesAlta sensibilidad a CO, UHC y S Sensible a S

Respuesta a la cargaRapida, comportamiento

dinámico del sistema

Lento, comportamiento

estático del sistema

MadurezPrimera serie de prueba en la

industria automotriz

Unidades experimentales en

aplicaciones mobiles

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La tabla anterior muestra diferentes características de estas pilas de combustible. Es un pequeño resumen de la cantidad de datos comparativos de estos dos sistemas. En el estado en el que se realizó esta investigación, se supone que ambos tipos tienen un poder de generación eléctrica similar, con diferencias, pero que pueden ser fácilmente comparadas.

4.2.1 SOFC Tal como se presenta en el esquema de abajo, se observa el desarrollo esquemático de un sistema hibrido entre una pila de combustible SOFC y diferentes componentes de una turbina de gas. La presión a la entrada de la pila de combustibles es de más de 3.5 bar, y la temperatura que se puede alcanzar se encuentra entre los 800ºC y 1000ºC. El calor que se genera se recupera por la turbina para poder mover tanto el compresor como el generador de corriente eléctrica.

Ilustración 30. Diseño sistema SOFC presentado en 24th ICAS

Las eficiencias promedio de este sistema para una misión de 12 horas de vuelo esta en más de un 75% para un escenario que controle las condiciones ambientales externas de presión y temperatura, y ligeramente inferior, al 70%, para un escenario no controlado el cual variará según la misión en la que se encuentre la aeronave. Un gráfico comparativo de las demandas en las diferentes fases de una misión de vuelo se puede ver en la siguiente ilustración.

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En la ilustración siguiente podemos apreciar la eficiencia del sistema según al envolvente de vuelo. Esta envolvente está representada como las diferentes fases del vuelo de un avión comercial, que va desde el arranque de los motores, cruceros a diferentes altitudes (según la distancia del trayecto) hasta el aterrizaje y rodaje por las pistas del aeropuerto. Según nuestro sistema use aire a presión y temperatura ambiente o suministrada desde cabina (controlado) tendrá una eficiencia diferente. Podemos observar fácilmente como en todas las fases de vuelo exceptuando las de crucero a alta altitud, para ambos tipos de sistema la eficiencia es muy parecida. Sin embargo, el sistema que usa aire de cabina tiene una eficiencia mayor en las fases donde el avión se encuentra a alta altitud.

Ilustración 31. Rendimiento sistema SOFC en una misión

Suponiendo una recuperación total de agua en la reacción electroquímica que se realiza en la célula de combustible, el 70% se utiliza para el proceso de reforma y 30% se guarda en los tanques de la aeronave. Un pre-diseño de un posible sistema hibrido, se muestra en la siguiente ilustración en el cual se observan los diferentes conceptos ya integrados. Fue desarrollado por los investigadores S. Eelman, I. Pozo y T. Krieg para el 24th Congreso Internacional de Ciencias Aeronáuticas

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Ilustración 32. Posible diseño sistema SOFC

Incluso si el peso del sistema es de aproximadamente 2,75 veces mayor que la de un súper eficiente futura APU convencional, el balance de masas total de la aeronave nos muestra un beneficio en aquellas misiones de más de más de dos horas y media en las que existe una recuperación de agua y cuatro horas y media sin ningún tipo de recuperación de agua.

4.2.2 PEMFC El concepto de un sistema de pilas de combustible de tipo PEMPC se asemeja más a la industria del automóvil, el cual se caracteriza por un número mayor de subsistemas como la obtención de hidrogeno del queroseno, diferentes mecanismos dentro del sistema para su limpieza, los controles de temperaturas y presiones y la recuperación de agua obtenida. El sistema está regulado para funcionar a 90°C y de 1 a 1.5 bar en la celda del combustible, ya comentamos anteriormente que este tipo de pilas de combustible trabaja a baja temperatura. Las primeras limitaciones vienen por lo tanto con la compresión del aire, ya que para este sistema si existe una diferencia notable entre trabajar en un ambiente controlado o no. Más allá de 1.5 bar, el aire se calentará demasiado debido a los efectos de compresión por lo que tendrá que ser enfriado para no influenciar al rendimiento de las células de la pila de combustible Existe algún modelo de PEMFC el cual puede trabajar a una temperatura algo mayor, entre 130ºC y 150ºC, en el cual habrá que aumentar la estabilidad térmica, la integración y la robustez de todo el sistema. Por desgracia, ese modelo mejorado no lo vamos a analizar en este punto del documento.

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Sobre todo en un entorno de crucero seco, es vital para la pila de combustible el proceso de humidificación. Debido a la resistencia del agua electro-osmótico, la membrana se seca en el ánodo aumentando su resistencia. La difusión de agua desde el cátodo al ánodo a través de la membrana dará como resultado un transporte neto de agua casi nulo si está tiene defectos. Por lo tanto es importante humidificar el gas entrante en el ánodo, que es el hidrógeno. El agua, por lo tanto, se libera en el lado del cátodo. Para la recuperación de agua, esto significa que el aire tiene que estar enfriado a una temperatura cercana a los 0°C, por lo que afectará notablemente a la eficiencia de nuestro sistema si no obtenemos dicha temperatura o no se humidifica correctamente el gas.

Ilustración 33. Diseño sistema PEMFC presentado en 24th ICAS

En este sistema se va a consumir una gran cantidad de energía, aproximadamente 150 KW para obtener vapor, y calentar los flujos de queroseno y agua. Esta energía se obtendrá del proceso de combustión del queroseno, tal y como puede verse en la ilustración anterior. En el gráfico siguiente se muestra el comportamiento de la pila de combustible a diferentes altitudes debido a las diferentes misiones de un vuelo tipo. Al igual que ocurriera con el rendimiento del sistema SOFC, cuando nos encontramos a una altura de vuelo, la diferencia entre estar en un ambiente controlado y no es bastante notable. Podemos observar que la diferencia se encuentra entre el 44% y el 37%. Tal y como comentamos en la gráfica anterior de rendimiento para el sistema SOFC, en esta gráfica podemos observar la notable diferencia si usamos un aire de cabina, comentamos que era en un ambiente controlado, respecto a un aire suministrado desde el exterior. Debido a eso, se aprecia la notable diferencia cuando el segmento de vuelo de la

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aeronave se encuentra entre el ascenso y el descenso pasando por el vuelo crucero a diferentes altitudes.

Ilustración 34. Rendimiento sistema PEMFC en una misión

Las diferencias que se observan cuando la aeronave está en tierra se deben principalmente a la temperatura, la cual será mayor en la cabina del avión que en la superficie.

4.2.3 Comparativo de los sistemas Hay ventajas específicas para ambos sistemas. Mientras SOFC tienen eficiencias sobresalientes y unas posibilidades muy altas de recuperación de agua, el sistema PEMFC es capaz de reaccionar rápidamente a los cambios de carga y es un sistema mucho más maduro, recordemos que proviene de la industria del automóvil. Sin embargo, para la configuración que estamos analizando, la cual usa queroseno para la obtención de hidrogeno, existen unas desventajas significativas para el sistema PEMFC. Junto a la alta cantidad de energía, se tendrá que utilizar grandes volúmenes de agua para evitar la coquización de queroseno. A diferencia del sistema SOFC, en el PEMFC se tiene que separar el proceso de reformado de combustible requiriéndose para ello intercambiadores de calor para la recuperación de agua. Para cumplir con la demanda de 370kW, el sistema PEMFC necesita una pila de células de combustible más grande, la cual sea capaz de generar al menos 400 kW, mientras que el sistema SOFC no hace falta llegar a esa cantidad y por lo tanto pesará menos y será más pequeña. Con densidades de potencia de pilas similares, el peso del sistema de la PEMFC se estima alrededor de un 50% más alto, provocado principalmente por una pila de

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combustible más grande, a un sistema de reformado más complejo y a los intercambiadores de calor requeridos. En general, ambos sistemas producen agua casi en el mismo orden de magnitud, la está relacionada con la eficiencia de la generación eléctrica. Aun así, el sistema PEMFC genera un 15% más de agua ya que genera una mayor de potencia. En el gráfico comparativo siguiente, se muestra los resultados y la comparativa de los balances de masas de estos dos sistemas de pilas de combustible entre el peso del sistema, así como el consumo de combustible y la obtención de agua. En el mismo se ha representado una APU para poder comparar tanto los sistemas que estamos analizando, como aquel que queremos suplantar.

Ilustración 35. Comparativa balance de masas de sistemas FC presentado en 24th ICAS

El combustible y la masa neta de agua varían tanto con el modo de operación debido al tiempo de vuelo total (‘block time’ en inglés) como con la potencia requerida por la aeronave. El sistema híbrido SOFC con recuperación total de agua tiene altas eficiencias con respecto al balance total de masa del avión, las cuales rondan casi el 300% disminuyendo relativamente poco según las horas de vuelo. Sin embargo, y cómo podemos apreciar en la gráfica, serán los sistemas de pilas de combustible que no recuperan agua los que mayor eficiencia tengan mientras más largos según los vuelos. A pesar de ello, a partir de unas 6 horas de vuelo, será una APU súper eficiente la que más eficiencia tenga después de una unidad PEMFC. Cabe mencionar por lo tanto que si el combustible fuera hidrogeno puro, sin un proceso de reformado previo, el sistema de pilas de combustible PEMFC tendría un eficiencia

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mayor que la pila SOFC. A esto hay que añadir que es este modelo el que más se ha desarrollado e investigado en los últimos años.

4.3 INTEGRACIÓN DE DIFERENTES SISTEMAS DE PILAS DE COMBUSTIBLE Debido a la ya notable evolución de los sistemas de generación de energía, se va a proponer unos conceptos de integración de pilas de combustible, para poder determinar si con su desarrollo actual se pueden sustituir los sistemas convencionales de generación de corriente eléctrica, como por ejemplo la APU. Existirá por lo tanto unos factores ya determinados para poder tomar la decisión sobre qué sistema es mejor y más viable, los cuales son todos aquellos puntos que hemos visto anteriormente, consumo de combustible (en el caso en el que se requiera, recordemos que nuestros sistemas de pilas de combustible obtiene el hidrógeno del queroseno, pero hay sistemas que no tiene por qué ser así), peso total del sistema, eficiencia energética, dependencia de sistemas secundarios, etc. Otro punto principal es determinar donde se encuentran los principales consumidores de energía dentro de la aeronave. Como vemos en la siguiente figura, estos se encuentran principalmente en el centro de una aeronave.

Ilustración 36. Localización de sistemas que consumen energía eléctrica

También existen unos sistemas cuya demanda de potencia es relativamente estable durante las diferentes fases de vuelo, como por ejemplo el ECS, todo el sistema de aviónica, las bombas de combustible, etc. Por el contrario, también habrá que tener en cuenta aquellos sistemas que necesiten una determinada carga puntual en un

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determinado tiempo, como por ejemplo el tren de aterrizaje, los sistemas de protección contra el hielo y lluvia siempre que estén activos, los controles de vuelo. Aparte de todo lo comentado sobre los sistemas principales del avión, existen otros secundarios pero no por ello de menos importancia a cuanto el consumo de potencia de refiere. Por ejemplo todos los sistemas de protección contra incendios que se encuentran en aquellos sistemas que operan a altas temperaturas, o el sistema de presurizado de cabina, o el consumo de energía eléctrica por parte de los pasajeros. A pesar de que los sistemas anti hielo actuales del ala se accionan neumáticamente, existen nuevos diseños y conceptos para también aplicar calor proveniente de las pilas de combustibles. La presión y temperatura máxima que se puede usar en estos sistemas está limitada por diferentes puntos de diseño. Aun así, la temperatura del aire sangrado para este sistema ronda los 200ºC a una presión de aproximadamente 2bar en un vuelo crucero. Dicho aire caliente se suministra en la parte inferior del borde de ataque mediante diferentes conductos y sirve para calentar toda la estructura, previniendo así la formación de hielo. Por lo tanto, este puede ser otro uso más que razonable de la implementación de una pila de combustible en una aeronave, y no solo para suministrar potencia eléctrica.

4.3.1 Concepto 1. PEMFC central, RU central En este escenario se representa un sistema formado por una PEMFC como principal proveedor de energía eléctrica. Se ubicará en el centro de la aeronave, como podemos observar en el siguiente esquema, mientras que la unidad de reformado se ubicará en un compartimento protegido contra incendios. Esta ubicación permite que el generador de corriente eléctrica se encuentre a la menor distancia posible de los principales consumidores, para así minimizar las perdidas. Todos los sistemas que requieren tanto potencia como aire caliente podrán ser fácilmente suministrados. El sistema ECS, el cual tiene un funcionamiento continuo durante todas las fases de vuelo de una aeronave no tendrá ningún inconveniente ser consumir potencia de PEMFC. Así, los sistemas anti hielo del ala pueden usar el calor de la unidad de reformado, y al estar relativamente cerca, no habrá grandes pérdidas de calor. Lo mismo ocurrirá si queremos suministrar aire comprimido a cualquier sistema neumático, como por ejemplo al presurizado de la cabina.

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Ilustración 37. Concepto 1, PEMFC central

Las grandes cargas dinámicas que requieren tanto el arranque de motor, como el despliegue y retracción del tren de aterrizaje por ejemplo, son compatibles con este sistema y con el sistema de administración de energía que deberá ir implementado en el avión.

4.3.2 Concepto 2. PEMFC central, RU en los motores Este concepto es muy similar al sistema anterior como podemos ver en su correspondiente esquema, sin embargo las unidades de reformado se encuentran en los motores, aprovechando el calor de estar para calentar tanto el queroseno como el agua. Además de esta ventaja, la infraestructura necesaria para poder llevar estas unidades a una ubicación más alejada de la pila ya está disponible mediante las líneas de combustibles así como su protección termia. Otra ventaja que es de fácil acceso para el manteamiento que requiere estos sistemas. Sin embargo, el espacio está bastante limitado en el lugar ideal para su instalación, que sería entre la góndola y el motor. La unidad de reformado podría instalarse en el motor, pero esto requerirá un proceso de diseño conjunto entre los proveedores del motor y los del sistema PEMFC.

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Ilustración 38. Concepto 2, PEMFC central

A pesar de esta diferencia, todas las ventajas del primer escenario son aplicables a este. Debido a la situación central de PEMFC, todos los sistemas principales podrán consumir potencia eléctrica sin ningún tipo de inconveniente, así como el sistema anti hielo de las alas, el presurizado de cabina, etc.

4.3.3 Concepto 3. SOFC central Este desarrollo tiene los mismo argumentos que los sistemas anteriores, pero en vez de usar la integración de PEMFC, se usa SOFC en el centro del fuselaje, tal y como vemos en abajo en la ilustración, la cual deberá estar colocada en un compartimiento con protección contra el fuego. Tal y como hemos comentado anteriormente, unas baterías adicionales tendrán que garantizar la demanda de energía de corta duración para sistemas run-ups. Omitiendo esta notable diferencia, y las debidas al peso entre un sistema PEMFC y SOFC, la ventajas son muy parecidas, ya que al estar en el centro de la aeronave, estaría colocada cerca de los principales consumidores de energía, y el aire caliente se podría utilizar para el sistema anti hielo de las alas.

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Ilustración 39. Concepto 3, SOFC central

4.3.4 Concepto 4. SOFC en la cola más PEMFC central Este concepto es el más complejo de los cuatro que vamos a ver y consiste, tal y como podemos ver en el esquema mostrado, en una combinación de dos sistemas diferentes de pilas. Una SOFC en la cola de la aeronave, y una PEMFC en la zona central de la aeronave. El sistema SOFC ofrece carga para aquellos sistemas que requieren cargas estáticas y de larga duración (como por ejemplo el ECS o el tren de aterrizaje), mientras que el sistema PEMFC cubre las cargas dinámicas que se demandan (sistema anti hielo, por ejemplo), así como aquellas que requieren un ramp-up muy elevado. En este conjunto, el sistema SOFC usa alrededor del 80% del hidrógeno, mientras que el 20% restante será utilizado por PEMFC. Esto significa que la potencia disponible del sistema PEMFC será entre un 15-20% de la potencia que es capaz de suministrar el sistema SOFC. Para poder suministrar una potencia media de 370kW, la mayor parte será generada por la pila SOFC, en torno a 325kW, mientras que la potencia restante viene de la pila PEMFC. Por lo tanto, la eficiencia de este conjunto híbrido PEMFC-SOFC es comparable al de una pila SOFC por separado.

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Ilustración 40. Concepto 4, hibrido SOFC - PEMFC

Las ventajas de los otros sistemas son claramente identificables en este concepto, gracias al uso de pilas PEMFC para suministrar potencia a aquellos sistemas que requieren una carga rápida, por lo que ya no se tendrán que instalar baterías como en el sistema anterior. A su vez, el peso total de este sistema también es menor. Los inconvenientes serán debido a las diferentes transmisiones de energía por todo el sistema híbrido, así como el mantenimiento de dos pilas de combustibles, sus compartimentos con protección contra el fuego, distribución de combustible para ambas, etc., Básicamente el inconveniente principal es el diseño y la implementación en la aeronave. Si bien los otros sistemas se pueden implementar en aeronaves ya diseñadas, este concepto requiere una unión de todos los departamentos involucrado en el diseño de la aeronave.

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4.3.5 Evaluación de los conceptos Una evaluación relativa de acuerdo con unos criterios establecidos por diferentes expertos, señalaría el concepto más prometedor en cuanto al tipo de pila de combustible y la integración en el avión. Los siguientes factores muestran el orden de relevancia: la eficiencia del combustible, el peso del sistema, recuperación de agua, el tamaño del sistema, la madurez, la complejidad del sistema, el cumplimiento de las demandas de energía, los efectos de la ubicación de la aeronave y la interacción con los sistemas de la aeronave. Puede comprobarse que entre esos factores no se encuentra el coste real del sistema, ni el coste que implementación de estos conceptos en unas aeronaves que ya se encuentran en producción. Comentamos al principio de este apartado que este estudio es un estudio teórico definiendo una posible implementación, no por ello significa que sea rentable para la compañía. Los resultados se encuentran en la siguiente tabla.

Ilustración 41 Puntuación de los diferentes conceptos según valoración de los expertos en el 24th ICAS

Desde un punto de vista técnico, los conceptos con SOFCs híbridos parecen tener unas ventajas importantes, ya que posee una eficiencia sobresaliente y ofrecen el sistema más robusto y simple. La reacción de las cargas dinámicas es una preocupación, que puede ser satisfecha por una PEMFC. A pesar de que dos sistemas de células de combustible diferentes se integran, lo que aumenta la complejidad, estos contribuyen al rendimiento del sistema. Como consecuencia, esta combinación implica beneficios que ambos tipos de pilas de combustible por separado no pueden dar. Sin embargo, las pilas de combustible, y particularmente como aplicación en aviones, tienen una baja madurez y aún deben ser estudiadas con más detenimiento. A pesar de la

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investigación actual en las aplicaciones móviles, el sistema SOFC está aún muy verde en comparación con PEMFC. Con respecto a un futuro a medio plazo, PEMFC sería el primer sistema para obtener experiencia con esta nueva tecnología en los aviones. A más largo plazo y con los avances en la miniaturización y la producción en serie, sin embargo, SOFC puede ofrecer un potencial más alto. En el siguiente gráfico podemos ver los mismos resultados que en la gráfica anterior. La diferencia radica en el método de presentarlos. Con esta estructura se pretende que se aprecie el área incluida dentro de las líneas de diferentes colores. Así se puede observar que el concepto 1 y 2, representado por las líneas de color azul y rojo, tienen muy poca área en su interior, mientras que los conceptos 3 y 4 (en los que se ha introducido el sistema SOFC), su área es muy mayor.

Ilustración 42. Comparativa de los conceptos anteriores según valoración de los expertos en el 24th ICAS

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5. IMPLEMENTACIÓN DE UN SISTEMA SOFCPU

5.1 INTRODUCIÓN AL ESTUDIO

Existe diversos estudios que han indagado en las posibles configuraciones y modos de operación de sistemas con pilas de combustibles, para así poder determinar tanto su eficiencia como hacer una estimación de peso de dicho sistema dentro de las distintas posibilidades bajo investigación La mayoría de esos estudios más recientes, se han llevado a cabo gracias a diversos programas informáticos, entre el que destacamos el ChemCAD. Es en ese programa en el que se basa el siguiente estudio que trata de asimilar un sistema SOFC dentro de una aeronave. Para ello, este software se ha basado en un modelo de rendimiento de una pila investigada y desarrollada en el Laboratorio Pacific Northwest National (PNNL) soportado por una pila SOFC de ánodo planar. Las aproximaciones que se han evaluado de los resultados de dicho software incluyen el cálculo obtenido por un sistema con reformado auto regulable en temperatura, un reformado con vapor usando un único paso a través del ánodo, y un reformado de vapor usando el reciclado del ánodo. Todas las posibles configuraciones de nuestro sistema incluyen el conjunto de compresor y turbina para poder comprimir el aire aspirado de la atmósfera y luego poder expandir los gases de escape para así poder recuperar energía. En todos los sistemas que se ha modelado, se ha operado con gasoil desulfurado, tal y como usan los jets y el cual es bastante común en la industria aeronáutica. Estos sistemas, además, se han evaluado en diferentes condiciones de aire en cuanto a presión y temperatura se refiere, aunque las condiciones más usadas para poder simular el comportamiento ha sido a 0.279atm y -29.6ºC, tal y como sería el correspondiente a las características de estancamiento de aire adiabático e isentrópica a una altura de 4.000 pies (12.192 metros), y con una velocidad de vuelo de Mach 0.85. La turbina, en esta

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configuración, expande el aire a una presión de 0.185 atm. La posible resistencia asociada a la toma de aire de todo este sistema no se ha incluido en el modelo de consumo de combustible por tener un orden de magnitud muy pequeño comparado con los demás sistemas del avión. Toda la metodología la cual se ha usado para estimar la densidad de potencia de la pila a partir de las predicciones y de los datos que se han recogido no se encuentra en este documento debido a lo extenso que es. Aun así, se puede encontrar la documentación referida en la bibliografía. Las presiones a las que la pila SOFC ha operado en las simulaciones ha sido de aproximadamente 0.8 atm, lo que correspondería a la altitud de una aeronave si se encontrase en vuelo crucero, a 3 atm, a 5.5 atm, y a 8 atm. Se analizaron igualmente diferentes voltajes a 0.7 V, 0.75 V, 0.8 V, 0.825 V y 0.85 V. La aeronave la cual vamos a usar para esta simulación es el modelo 787 de Boeing, la cual genera una corriente de 230 VAC gracias a los generadores acoplados en los motores (VFG), la cual la puede convertir hasta los 270 VDC para los sistemas que así lo requieren. Se ha considerado una versión mejorada de todo el sistema de distribución eléctrica de este avión, el 787 de Boeing, para la simulación de este estudio, así será posible evaluar y evidenciar las ventajas que el sistema de generación SOFC tiene sobre el sistema convencional.

La relación entre el aumento significativo de peso debido a la incorporación de un sistema SOFC y el consumo de combustibles es bastante complejo y dependerá de diversos factores. Para poder analizarlo, se ha empleado el modelo matemático PianoX del Boeing 787-B.

Las condiciones de vuelo fueron calcular para un amplio rango de carga de pago, así como para diferentes travesías y distancias. El modelo PianoX nos permite seleccionar, de manera muy apropiada, los diferentes parámetros de vuelo tales como el rango de subida, la altitud de crucero, el rango de descenso, etc., para poder así proveer el consumo de combustible en función de la carga de pago. Como por ejemplo, los perfiles de vuelo que se usaron en este modelo fueron sobre cuatro distancias, de 1.000, 3.000, 5.000 y 7.000 millas náuticas.

Para el cálculo, y para poder analizar si es una ventaja o una desventaja el uso de un sistema SOFC, se determinó el punto el cual el combustible que se ahorra durante todo el vuelo debido a la eficiencia del sistema SOFC podría ser compensado con el peso de llevar en la aeronave dicho sistema. Las primeras estimaciones de peso del sistema SOFC fueron halladas gracias a diversos parámetros como el alcance de un vuelo medio, o el rendimiento de las celdas de la pila de combustible. Al final, de después de un proceso iterativo, se llegó a una única configuración y punto de operación.

Otros datos de entrada para poder resolver el problema planteado y realizar este estudio fueron los valores de los generados del avión de Boeing 787, ATRU (Auto Transformador Rectificator Unit) y el de las eficiencias de los transformadores del sistema eléctrico de dicha aeronave. Durante la revisión del estudio, los investigadores se dieron cuenta que los valores que se obtenían no se correspondían con ese modelo de Boeing, si no con la versión 777. Dicho informe tendría que haber sido corregido y sus cálculos empezados

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desde el principio, sin embargo, y como resultado de ese error, el rango de energía que utilizó el sistema SOFC fue menor que el que se esperado, así que en vez de repetir el diseño para un poco más de potencia, esta discrepancia se corrigió asumiendo que esa potencia se hubiera alcanzado con un sistema un poco mayor, así que aumentaron el peso de manera lineal de todo el sistema SOFC.

5.2 INTEGRACIÓN DEL SISTEMA SOFCPU EN EL BOEING 787 Como hemos comentado en el apartado anterior, la eficiencia de un sistema SOFC una vez instalado en el avión se determinará gracias cálculo del punto de equilibrio entre la eficiencia de la generación de energía eléctrica gracias al ahorro de combustible y el aumento de peso en la aeronave para poder incorporar dicho sistema. Por lo que, vamos a analizar los diferentes factores que contribuyen para dicho cálculo en un sistema SOFCPU, una unidad de potencia SOFC

La eficiencia del sistema SOFC El añadido de combustible destinado al sistema SOFC Los cambios asociados con la generación directa de 270 VDC y su conversión para

poder obtener 120 VCA. Estos cambios también conllevan una variación de peso en la aeronave ya que cambian ciertos elementos del sistema de generación de corriente.

o Existirá una reducción en las pérdidas de conversión de energía para la generación directa de 270 VDC

o Disminución de las pérdidas de 120 VCA (debido a que se instalará un transformador más eficiente que el inversor convencional)

o Reducción de peso debido al nuevo convertidor de potencia el cual restituirá al convencional.

Eliminación de la APU lo que conlleva una disminución del peso total de la aeronave.

El punto de equilibrio en este problema estará definido como la suma del peso de combustible que se tendrá que añadir más el peso del sistema SOFC, y este valor se comparará con el peso del sistema convencional APU que se elimina. Recordemos que para calcular el combustible total, se tendrá en cuenta el peso del combustible que se ahorra debido a la alta eficiencia en la generación de corriente eléctrica del nuevo sistema. Será ese valor el cual determine si este sistema se puede o no implantar en una aeronave y como afecta a su rendimiento global. Aun así, no es tan fácil como una simple suma, ya que entran en juego diversos y complejos factores como la dependencia del consumo de combustible según la misión, altura, motores, tipo de aeronave si lo queremos extrapolar a más modelos, etc. Además, como ya hemos repetido en varios puntos en este documento, no se tiene en cuenta el coste económico de este nuevo sistema, otro punto de discusión el cual no abriremos en este proyecto.

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En la siguiente figura, podemos observar la potencia generada por los VFG de un Boeing 787 durante diferentes segmentos en un vuelo comercial y con el sistema anti hielo funcionando.

Ilustración 43. kVA generado por VFGs en distintos segmentos de vuelo

5.2.1 Requerimientos de Energía Eléctrica durante el vuelo del Boeing 787 Para el funcionamiento de los sistemas de protección de una aeronave, como es el sistema anti hielo, se requiere potencias muy altas, la cual tendrá que ser suministrada por los generadores acoplados en los motores. Teniendo que suministrar una potencia constante durante todas las fases del vuelo, cuando estos sistemas demandan esta enorme cantidad de energía, los generadores deberán ser capaces de suministrarla. Debido a las bajas temperaturas en un vuelo crucero (en torno a -25ºC), el sistema anti hielo deberá estar funcionando, sin embargo otros, como por ejemplo el de protección contra lluvia solo funcionará en determinados casos. Otros sistemas, como el sistema hidráulico, el sistema de control ambiental o el presurizado de cabina dependen en gran medido del segmento de vuelo en el que se encuentre la aeronave. Para las distintas configuraciones, los diferentes sistemas del avión van a requerir una potencia constante, sin embargo existen cortos periodos en el que la potencia la cual todos los sistemas pueden demandar disminuye notablemente. Esto es, por ejemplo, cuando se retrae el tren de aterrizaje. En ese tiempo de funcionamiento de este complejo sistema, la protección contra el hielo se apagará brevemente de manera automática para que toda la potencia que requiere el sistema del tren de aterrizaje llegue a su destino. Aun así, estos periodos son bastante breves y es poco probable que tenga un notable impacto en el consumo de combustible y la generación de energía eléctrica. Es por ello que se ha simplificado el análisis en este aspecto mediante la evaluación de los sistemas y sus cargas eléctricas durante el segmento de vuelo de crucero, y luego se ha extrapolado a los demás segmentos.

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5.2.2 Generación Eléctrica y Carga de Pago durante Vuelo Crucero en el Boeing 787

Las eficiencias en cuanto a generación y conversión de corriente eléctrica de un Boeing 787 son significativamente mayores que en las aeronaves las cuales no se diseñaban bajo el concepto MEA (More Electric Aircraft). Estas mejoras se deben principalmente a la utilización de un VFG más eficiente y a los avances en electrónica que permitían una mejora considerable en la conversión de energía. Por ejemplo, si comparamos el Boeing 787 con su antecesor 787 (no MEA), la diferencia es notable; una eficiencia de generación de corriente alterna del 53% frente al 34%, y en corriente continua del 51% frente al 25%. Evidentemente esta mejora en la eficiencia aumenta el rendimiento de todos los sistemas, por lo que un sistema mejorado de generación de energía mediante el uso de una pila de combustible puede ser aún más ventajoso. El avión que estamos estudiando, el Boeing 787, tiene unos grupos electrógenos montados en el motor que producen una corriente de salida de 230 VAC, nombrado anteriormente como VFG, de la cual, aproximadamente el 30% de esa energía se utiliza directamente. El resto se transforma en corriente de 270 VDC, corriente continua, gracias a un ATRU la cual tiene una eficiencia de más del 97%. Esta potencia también se convierte en corriente de 115 VAC a 400 Hz, o a 28 VDC mediante un TRU (Transformator Rectificator Unit), cuyas eficiencias son del 98% y 80% respectivamente. Estos valores los podemos observar en la siguiente ilustración.

Ilustración 44. Demanda de energía en un vuelo crucero de un Boeing 787, suministrada por los VFGs

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5.2.3 Modificación de la Distribución de Potencia El sistema SOFC que vamos a implementar se ha modificado para que produzca directamente 270 VDC, el cual no incluye la regulación de esos 270 VDC y algunas perdidas adicionales que se pueden producir. Los 230 VCA soportan la barra de 270 VDC y mediante unos convertidores de DC/AC y DC/DC con una eficiencia de aproximadamente el 80%, se alimentan las barras de 115 VCA y de 28 VDC. La elección de estos convertidores cuya eficiencia es del 80% si estaba en concordancia con los previstos inicialmente por el modelo 777 de Boeing, y debido a la mayor eficiencia lograda por el ATRU en el 787, los datos obtenidos así como todo el diseño de este sistema se tuvieron que analizar minuciosamente para determinar la eficacia de la posible implementación de una unidad SOFC. Debido a que el sistema SOFC asume casi el 80% de su potencia para la conversión DC/AC mientras que el sistema basado en un solo generador alcanza la eficacia del 97%, nuestro sistema de estudio debe generar algo más de potencia para poder alimentar a todas las barras. Por ejemplo, SOFC debe generar 972 kW por los 944 kW del sistema antiguo. Antes de corregir los datos de entrada que mencionábamos en los primeros apartados, la potencia estimada para el sistema SOFC era de 821kW.

Ilustración 45. Demanda de energía en un vuelo crucero de un Boeing 787, suministrada por SOFCPU

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5.2.4 Ahorro de Peso El ahorro de peso en equipos de conversión de potencia se estima en 266 kg. Este ahorro se ha calculado gracias a una media de lo que pesa una unidad de potencia, dependiendo de si es corriente alterna o continua, y la eficiencia de su conversión. Lo podemos contemplar en la tabla siguiente. Hay que añadir que fue bastante complejo elaborar todos estos cálculos y que se ha asumido que el valor de 1kg / kW radica en la conversión de 270 VDC→135 VAC 400 Hz.

Tabla 5. Ratio kg/kW de diferentes equipos

5.2.5 Eliminación del sistema APU Aunque todas estas estimaciones iniciales de peso que se han usado para evaluar como sería una posible implementación de una configuración SOFC en una aeronave se han realizado para un solo sistema de generación de energía, lo cierto es que dicho sistema se divide en tres unidades independientes con el fin de ser redundante. Tal y como ya hemos comentado, con esta configuración se espera que ya no se necesite la APU como sistema auxiliar en la aeronave, y al ser eliminada supondrá un ahorro de más de 200 Kg. Sin embargo, la Ram Air Turbine (RAT) sí que permanecerá en la aeronave ya que es un sistema de generación de energía para casos de emergencia. Otro componente que no puede ser eliminado son los generadores principales de los propios motores, ya que son los encargados de arranque de esos motores. Aun así, es posible un ahorro de más de 350 Kg si en vez de esos generadores en los motores, se realiza un diseño de unos iniciadores cuya finalidad sea única y exclusivamente el arranque de motores.

5.3 CONFIGURACIÓN DEL SISTEMA SOFCPU Las medidas de ahorro de combustible de nuestro nuevo sistema dependerán en gran medida del diseño que se haga de este. Así, sus principales características serán la relación de compresión/expansión, las características de la propia pila de combustibles, y el enfoque y diseño que se le dará a la unidad de reformado de combustible.

Voltage / Conversion kg/kW salida

235 VAC var. → ±270 VDC (ATRU) 0,65

235 VAC var. → 135 VAC 400 Hz 0,9

235 VAC var. → 28 VDC 1,0

±270 VDC → 135 VAC 400 Hz 1,0

±270 VDC → 28 VDC 1,0

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5.3.1 Aire Comprimido En todas las posibles configuraciones para este nuevo sistema de generación de corriente eléctrica, la unidad SOFC comprime aire a una presión determinada de funcionamiento mediante el compresor (recordemos que tiene una eficiencia del 80%), y luego lo expande a una presión y temperatura determinada a través de una turbina (cuya eficiencia ronda el 85%) al ambiente, con el fin de recuperar parte de energía mecánica. Para aquellas posibles configuraciones las cuales necesiten más energía para poder comprimir el aire, se puede incorporar un motor eléctrico para que provea más energía, perdiendo, evidentemente, parte de la energía generada por la pila para otros fines. Si se excediera energía generada, se asume que nuestro sistema la convierte a 270 VDC con una eficiencia del 57,6% (esa eficiencia tan baja porque la de la caja de engranaje es del 96%, la de la conversión de energía mecánica a corriente alterna es del 80%, y la del paso a 270 VDC es del 75%; y para sacar la total, todas están se multiplican y dan ese resultado). Esto hace que la eficiencia total para la conversión de energía mecánica en corriente continua a 270 V sea más baja que la obtenida por los generadores convencionales de Boeing 787, y que se estima en un 86,6%. En unas condiciones normales de vuelo, la aeronave comprime aire a la presión de cabina, y luego la libera al ambiente para obtener energía mecánica. Aunque esto sea lo más normal, se decidió no adoptar este enfoque durante la fase de desarrollo de este proyecto por cuestiones de adaptabilidad. En primer lugar, se determinó que la unidad SOFCPU debería operar cuando ocurriera una descompresión de cabina, por lo que requiere que su compresor sea capaz de trabajar a presión ambiental. En segundo lugar, la cantidad de aire que se requiere es mayor que la tasa de compresión del diseño, además de que no todo el aire comprimido para uso en cabina proviene de este sistema. Algunas cantidades de aire se escapan a través de los sellos de las puertas u otros lugares, y tienden a aumentar con el paso del tiempo, por lo que es difícil confiar en que existe una determinada cantidad de aire fija en cabina, así que habrá que ir suministrándola durante todo el transcurso del vuelo. Por último y el más importante, Boeing ha manifestado en determinadas ocasiones su preocupación con la posible modificación de la configuración de la salida de aire, ya que cualquier cosa o elemento puede alterar el flujo, que se prevé controlado, y dañar la aeronave. Aunque esto se puede controlar haciendo el flujo de salida más controlado, se podría perder eficiencia en todo el sistema SOFCPU. Aun así, esto no se ha hecho en este estudio y se dejará para la posible implementación real en la aeronave. El peso y los rendimientos del compresor y de la turbina se basaron inicialmente en los de un motor a reacción muy concreto, el Williams WR2. Este motor comprime aire a 1 kg/segundo, tiene una relación de compresión de 4,1 y pero pesa solamente 13 Kg. En la siguiente ilustración, podemos ver el conjunto compresor/turbina. Para el cálculo del motor, la estimación se obtuvo gracias al peso inicial del motor de Williams y se aumentó con una proporción lineal al número de etapas que se requieren en el compresor. Por ejemplo, para el caso de querer obtener 8 atm, a una relación de 4,1 por etapa, y con una

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presión de entrada de 0.279 atm, se va a necesitar 2,38 etapas, por lo que el peso se incrementó en 2.38 veces.

Ilustración 46. Conjunto compresor turbina del motor WR2

Aunque no está muy claro como es de preciso esta extrapolación que se basa en el flujo de aire y en la relación de compresión, si sabemos que el conjunto compresor/turbina es relativamente menor siempre y cuando la construcción sea similar a la de un motor a reacción.

5.3.2 Fuel Cell Para el diseño de la pila de combustible se ha basado en una Delphi Gen 4, la cual incluye un nuevo diseño de nuevos materiales los cuales son capaces de obtener hasta 1.75 veces más densidad energética que los utilizados actualmente. El peso inicial se estimó en 62 kg por una pila de 100 celdas. Este valor representa el peso actual de diseño de este modelo de pila pero con una base y marco más pesado para poder proporcionar una mejor distribución de los gases de entrada y salida. El peso inicial es de 33.5 kg y se aumentó hasta los 62 kg como hemos dicho. La densidad energética de una pila se debe a una función de la composición del ánodo, de la utilización de combustible, del posible exceso de aire el cual determina la concentración de oxígeno en el cátodo, la temperatura promedia de entrada y salida de los gases, la presión de funcionamiento y el voltaje demandado. La eficiencia de la conversión eléctrica de la pila es puramente una función de la tensión que es capaz de generar dicha pila. Los investigadores L.A. Chick y G.A. Whyatt discuten la obtención de del algoritmo utilizado para poder predecir este valor en sus estudios, los cuales se adjuntan en la bibliografía de este documento. En todos los casos se supone que la pila trabaja a una temperatura de salida de 800ºC (ya que es un modelo SOFC, recordemos que es a alta temperatura), y esta temperatura se obtiene gracias al ajuste de la tasa de aire suministrado en el cátodo y que permite el balance de calor a la salida de la pila. El ánodo de la pila, que es el combustible, y el cátodo operan a la misma presión, y todo el conjunto funciona dentro de un recipiente hermético manteniendo la misma presión a lo largo del tiempo.

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5.3.3 Reformado Al igual que las estimaciones de peso de los componentes que ya hemos visto anteriormente, el reformado autotérmico (ATR) también tuvo que ser modelado. En general, el reformado del reciclado del vapor en el ánodo proporciona una mayor eficiencia para el sistema si lo comparamos con otros enfoques y diseños diferentes. En nuestro diseño, el vapor requerido para el reformado se genera en el ánodo de la SOFC, de tal manera que ya no es necesario generar vapor del líquido. Además, el calor residual de la pila de combustible impulsa esta reacción, permitiendo que el calor convierta ese vapor de nuevo en combustible líquido, y así tener otro ciclo para producir potencia eléctrica. Dependiendo del flujo de aire y combustible desde el compresor hasta la turbina, se obtuvieron diferentes cantidades de energía. Por ejemplo, para una presión de 3 atm y 0.8 V, la eficiencia del ciclo ATR fue del 18%. El sistema SOFC ofrece un mayor rendimiento que una turbina, y este aumenta si durante todo el flujo se demanda más potencia para la pila que para la turbina, aunque permanezca igual la energía requerida por el compresor. Con esto, la decisión de configurar el sistema para generar corriente continua penaliza directamente a la turbina debido a las mayores pérdidas en la conversión a corriente alterna, puesto que ya no existe la barra de 235 VCA que si había en los sistemas convencionales. La siguiente figura muestra la disposición lógica de los componentes de nuestro sistema, así como el flujo de generación de corriente.

Ilustración 47. Disposición de los componentes del sistema SOFC

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5.4 ESTIMACIONES PRELIMINARES DE PESO Ya hemos estimado anteriormente todo el peso del sistema, pero ahora añadiremos más peso a todo el conjunto. Todo el sistema se ha colocado en un recipiente de titanio con un factor de seguridad de 1.5. Se han añadido intercambiadores de calor, ventiladores en el ánodo y el reformador se tuvo que ampliar para que pudiera soportar la demanda que se requiere. Todos estos ajustes se pueden ver en la siguiente tabla.

Ilustración 48. Valores base de pesos de diferentes elementos

Como hemos visto anteriormente, la pila se ha estimado en 62 kg por las 100 celdas que la componen, pero en ese peso no se ha tenido en cuenta el aislamiento, las diferentes conexiones de tuberías, estructura del soporte, instrumentación y los controles necesarios. En la siguiente tabla se muestra en pequeño resumen de las estimaciones de eficiencia para diferentes presiones y voltaje en la pila de combustible, así como el peso que se deberá añadir a la aeronave si queremos tener este sistema SOFCPU.

Tabla 6. Estimaciones de peso añadido a la aeronave escalando el sistema SOFCPU a 972 kW

Componente kg base Relación

Recuperador del

cátodo7,912

Relacionado con el

flujo de aire

Recuperador del

ánodo3,33

Relacionado con la

tasa de

combustible

Reformador 4,336

Relacionado con la

tasa de

combustible

Ventilador del

ánodo6,46

Relacionado con la

tasa de

combustible

Presión [atm]

0.8 75% 10690 73% 7631 71% 6320 68% 5291 64% 5022

1.5 76% 7698 73% 6120 71% 5379 67% 4813 63% 4739

3.0 75% 5837 73% 5069 70% 4709 66% 4509 61% 4630

5.5 74% 4867 72% 4498 69% 4355 63% 4397 57% 4719

8.0 73% 4485 70% 4287 67% 4250 60% 4507 53% 4990

0.850 0.825 0.800 0.750 0.700

Voltaje por celda de la pila SOFC

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La siguiente gráfica ilustra la tendencia de la eficiencia y el impacto del peso de nuestro sistema. Las líneas continuas representan la eficiencia del sistema, mientras que las discontinuas representan el peso que aumentaría la aplicación de un sistema SOFCPU.

Ilustración 49. Estimaciones de peso añadido a la aeronave escalando el sistema SOFCPU a 972 kW

A medida que la presión de la operación se incrementa, se disminuye la eficiencia de la generación de energía obtenida para un mismo voltaje de cada celda de la pila. Por otro lado, el impacto que puede ocasionar el peso disminuye con ese aumento de presión debido a la reducción de la pila. A presiones mayores de 1.5 atm, el peso apenas aumenta con respecto a la tensión de las celdas. Sin embargo, a presiones bajas, dicho aumento si es considerable dependiendo del voltaje de cada unidad elemental de la pila de combustible, como ya hemos comentado y se puede observar perfectamente en la gráfica, aumenta la eficiencia. Podemos observar detalladamente que existe un punto mínimo en la gráfica que compara el peso con el voltaje de la celda, y es debido a que cerca de ese punto la potencia del conjunto compresor/turbina tiene un pequeño balance positivo de potencia por lo que no se requiere ninguna ayuda externa de corriente eléctrica.

En las gráficas de barras que se ilustran abajo, una para una presión de 0.8atm, y otra para 8 atm, se muestra la distribución de peso (normalizada, es decir, el total suma el 100%) del sistema SOFC. Se puede comprobar fácilmente el cambio significativo que se produce variando el voltaje de las celdas de la pila. Igualmente el peso que se elimina del sistema debido a la APU es casi una constante.

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Ilustración 50. Gráfica de distribuciones de pesos a diferentes presiones de operación

5.4.1 Ahorro de combustible Los generadores que actualmente están instalados en esta aeronave, tienen un consumo de combustible de 141,1Kg/h produciendo una potencia de 944kW, y con una eficiencia del 53% (medida evaluada en la barra 230 VCA). El sistema el cual hemos discutido anteriormente, es capaz de generar 972 kW en la barra de corriente continua de 270 VDC. Todo el ahorro de combustible dependerá por lo tanto de la eficiencia del sistema SOFCPU. Sin embargo, como podemos apreciar en la tabla siguiente, a todas las eficiencias de pilas SOFC, ahorramos combustible. Recordemos que para generar la potencia de 944kW, el sistema SOFCPU debe generar 972kW

Ilustración 51. Ahorro de combustible

5.4.2 Impacto del Peso de SOFCPU en el Consumo de Combustible Como ya hemos comentado, se ha usado el modelo matemático Piano-X del avión de Boeing 767-B para evaluar el impacto en el peso de la aeronave que podría tener ese ahorro de combustible del que estamos hablando. Para ello, se simularon diferentes

Eficiencia

Consumo de

combustible,

Kg/h

Ahorro,

Kg/h

- 141 -

80% 99 42

75% 106 36

70% 113 28

65% 122 19

60% 132 9

Sistema SOFCPU

sistema APU

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condiciones de vuelo así como diferentes distancias; a 1000, 3000, 5000 y 7000 millas náuticas. Para las diferentes condiciones, se simularon igualmente diferentes cargas de pago, ligera, mediana y pesada. La carga de pago ligera se determinó como 242 pasajeros que, a una media de 95,5 kg dan como resultado una carga total de 23000 kg. Ese dato es como si un avión solo llevase pasajeros y nada de carga de transporte de mercancías. Por ello, esa carga se incrementó entre 1000 y 5000kg para poder evaluar las condiciones de carga ligera.

Para las simulaciones de carga media, el peso solo de carga de pago se estimó entre 34000 y 38000Kg.

Para poder definir la carga de pago máxima, este se calcula restando el peso máximo del avión calculado en su fase de diseño menos el peso en vacío, dando una cantidad de algo más de 53 kg. Por ello, para las simulaciones de carga pesada, el rango variaría entre los 47000 y 53000 kg. Para cada simulación que se realizó (tanto a diferentes cargas de pago, como condiciones ambientales y como distancias), la aeronave tenía que subir hasta una altitud de crucero y volar a una velocidad de Mach 0.85. como el modelo matemático Piano-X permite determinar varios parámetros de vuelo que gravan o ayudan al consumo de consumo, estos también fueron simulados. Algunos ejemplos de estos parámetros son la velocidad instantánea de la aeronave, la velocidad de descenso y ascenso, la altitud de crucero, el peso de combustible y el de reserva, condiciones ambientales durante el vuelo, etc.

En la figura siguiente se representa el consumo de combustible a vuelo crucero en función de la altitud, dependiendo de la carga de pago de la aeronave. Nos indica que para una carga pesada para el Boeing 787, la altitud más eficiente es a 43000 pies, mientras que para cargas menores, la mayor eficiencia se alcanza para cotas inferiores.

Ilustración 52. Predicción de consumo de combustible según Piano-X para diferentes altitudes y pesos

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Este modelo calcula tanto el combustible consumido a cada instante, así como el tiempo que se requiere para terminar cada fase de vuelo, ascenso, vuelo en crucero y descenso. Igualmente se pudo modificar para determinar el consumo de combustible cuando el avión se encuentra en tierra, ósea en la fase de taxi, despegue y aterrizaje ya en la pista. Este modelo matemático tiene la capacidad de analizar los diferentes parámetros para poder determinar la mejor configuración ya sea para ese mismo vuelo, o para los siguientes. Así, para la simulación de 1000 millas náuticas y carga de pago ligera, el propio modelo determinó la altura máxima de vuelo de crucero más eficiente, y pasó de los 43000 pies establecidos anteriormente a los 39000 pies. La figura siguiente muestra la relación que existe entre el peso de combustible y la carga de pago. El peso se expresa como kg por cada 1000 millas náuticas de vuelo, para poder así comparar diferentes vuelos de diferentes distancias. Se puede comprobar fácilmente que la eficiencia es mayor en todos los casos para vuelos de 3000 millas náuticas, debido a que la altura que alcanza el avión para poder ir a velocidad de crucero en un vuelo de esa distancia, es más eficiente que el resto. Existe un efecto que si bien no está representado en esa gráfica, es importante para los vuelos más largos. Se trata del impacto que tiene en una aeronave que se le añada peso extra a la carga de pago (o al propio diseño del avión). Esto influirá ya que para poder volar con un avión más pesado hará falta más combustible ya que los motores requerirán más potencia, aumentando de nuevo el peso y por tanto el consumo de combustible.

Ilustración 53. Predicción de combustible según Piano-X para diferentes altitudes y carga de pago

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5.5 PUNTOS DE EQUILIBRIO EN EL PESO

La incorporación del sistema de generación de energía SOFC aumentará el peso en la aeronave una cantidad igual a la suma de todo este equipo menos la eliminación del sistema APU. Como anteriormente ya hemos comentado, el equilibrio se definirá en esta ecuación si también añadimos el peso del combustible que tenemos que añadir para poder hacer funcionar al sistema SOFC, menos el que no ahorraríamos ya que ahora existe otra manera de generar energía.

Con una velocidad constante de generación de corriente eléctrica, el combustible que se ahorra también se define por una ecuación lineal durante todo el vuelo. Sin embargo, el impacto por la adición de peso en la aeronave hace que varíen también las condiciones de cada segmento de vuelo. Durante la fase de ascenso y descenso, la velocidad de vuelo es de aproximadamente ¾ de la velocidad que se alcanza en crucero. Sin embargo, son en estos segmentos donde el consumo de combustible es mayor de todas las fases del vuelo. Eso quiere decir que para vuelos de muy corta distancia, el promedio de consumo de combustible es mayor, ya que la fase de crucero es más corta. Esto afecta notablemente al promedio de consumo de combustible para la generación de corriente eléctrica. Esta relación de aumento de consumo de combustible para diferentes fines durante esas fases es una constante ya se use un sistema de generación de energía incorporado en los motores principales, o el sistema SOFC. La figura siguiente muestra el consumo de combustible promedio para la generación de corriente eléctrica en función de la distancia del vuelo.

Ilustración 54. Consumo de combustible para generación de corriente eléctrica dependiendo de la distancia de

vuelo

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En la siguiente se muestra el equilibrio como una función de la eficiencia del sistema SOFCPU, la distancia de vuelo y el peso de combustible necesario para implementar el sistema.

Ilustración 55. Equilibrio entre el peso de combustible, distancia de vuelo y eficiencias de sistemas SOFCPU

También, en el tiempo total de generación de energía se incluye el tiempo en el segmento de taxi (esto es cuando la aeronave va rodando por las diferentes pistas del aeropuerto), durante la cual hay un consumo considerable de combustible aunque no entran en los datos de las gráficas anteriores. Sin embargo, este consumo será el mismo para todos los vuelos, sea cual sea sus condiciones, aunque como venimos diciendo, los mayores promedios de consumo de combustible se encuentran en los vuelos más cortos. Casi el 13% del tiempo para un vuelo corto, el avión se encuentra en fases de rodaje, porcentaje que baja hasta el 2% para un vuelo de mayor distancia. Cabe señalar que se asume una constante de la eficiencia de operación para ambos sistemas de generación, el de los propios motores como el del sistema SOFCPU. En realidad, el rendimiento de estos sistemas varían notablemente con las diferentes condiciones de cada vuelo, y si bien se han simulado muchas de ellas, cada vuelo es único y solo podemos sacar promedios. Otro detalle es que los consumos de combustible en la fase de rodaje también dependen de la altura del aeropuerto donde este, de las pendientes de las calles de rodaje, del inflado de las ruedas, etc. y todos esos detalles no se ha analizado en este estudio, por ser valores muy pequeños comparados con los que sí hemos analizado. En este estudio, al ser teórico y gracias al modelo matemático de Piano-X se pueden sacar muchas gráficas comparativas para determinar si es una ventaja o no el uso de un sistema SOFCPU en cuanto al peso del combustible en el avión. Esos datos van desde la eficiencia

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de los diferentes sistemas, hasta la distancia de vuelo, pasando por el valor del voltaje de cada celda de la pila de combustible, pasando por si queremos medir el peso del combustible destinado a la pila, o el total, o el peso de agua recuperada, etc… en el estudio de los investigadores L.A. Chick y G.A. Whyatt se pueden encontrar numerosas gráficas que definen los diferentes puntos de equilibrio de los datos que acabamos de nombrar.

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6

6. CONCLUSIÓN En el futuro, las arquitecturas de los sistemas de aeronaves cambiarán a configuraciones más eléctricos, los ya denominados MEA (More Electric Aircraft) o AEA (All Electric Aircraft), que se diferencian en el porcentaje de utilización de sistemas puramente eléctricos. Paralelamente a estos requisitos más estrictos en cuanto la eficiencia de combustible y el cumplimiento ambiental, existen nuevos medios para la generación de energía auxiliar que deberían de investigar y desarrollar, como por ejemplo aumentar las eficiencias eléctricas actuales, las cuales están vinculadas a las eficiencias termodinámicas de los motores de combustión interna. Hemos visto que es una pila de combustible y sus diferentes configuraciones, tanto para obtener su combustible, modos de funcionamientos, tipos, etc. Con esa base se ha desarrollado ciertos modelos conceptuales para una posible implementación de una pila de combustible en una aeronave. Para este desarrollo no vale cualquier modelo, y hemos usado los que más se ajustaban, es decir, una pila de combustible tipo PEMPF y una SOFC. Cabe destacar que si bien ambos modelos son pilas de combustible son notablemente diferentes tal y como hemos visto, como es por ejemplo la temperatura de funcionamiento de ambas, una no pasa de los 150ºC mientras que la otra puede llegar a los 1.000ºC. Las pilas de combustible ofrecen una perspectiva prometedora para ser el siguiente paso hacia esos objetivos. Dos tipos diferentes se identifican para tener el potencial de comercialización. Estos son los PEMFC a baja temperatura con recuperación de la presión y SOFC a alta temperatura como un híbrido con una unidad de turbina de gas, como hemos comentado. Todos los sistemas son alimentados con queroseno, lo que implica que a bordo debería de incluirse una unidad de reformado de vapor para que se genere el hidrógeno requerido.

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Se ha realizado una comparación de estos dos tipos, tanto cuantitativamente a un nivel de sistema de pila de combustible, y cualitativamente a un nivel de integración en una aeronave. De esa comparativa, se ha obtenido que el sistema SOFC generalmente tiene una mayor eficiencia en el sistema y por lo tanto, este tipo de pila combustible posee el potencial de sustituir a los sistemas auxiliares convencionales de generación de energía, APU. Al mismo tiempo, la recuperación de agua es un elemento clave en el rendimiento de todo el sistema. Sin embargo, las cargas dinámicas se abordan mucho mejor por las PEMFC, las cuales además tienen un mayor nivel de madurez y de desarrollo. La evaluación de los diferentes conceptos de integración, dio como resultado que una combinación de ambas pilas de combustible sería la mejor opción para satisfacer la demanda de una aeronave. Desde el punto de vista técnico la unidad SOFC se encontraría en la cola de la aeronave y la PEMFC en el centro. Centrándose en un desarrollo a más largo plazo, más allá de 2020, la unidad SOFC posiblemente puede alcanzar la ventaja desarrollada que ya posee la pila PEMFC, y por lo tanto podremos obtener una unidad auxiliar de potencia de alta eficiencia completamente integrada en la aeronave. Con estos dos modelos se desarrolló un modelo muy teórico y experimental el cual consistía en una unión de ambas. Modelo con una alta complejidad de diseño y difícilmente implementable hoy en día en una aeronave de uso comercial. Es por ello que la última parte de este proyecto consistía en un estudio un poco más realista pero con un alto grado conceptual, el cual es la posible implementación de un sistema SOFCPU eliminando la unidad de potencia auxiliar, APU. Este estudio ha analizado el potencial que tiene el introducir una unidad SOFC para proporcionar energía eléctrica a una aeronave de uso comercial. Como hemos visto, una unidad SOFCPU tiene una eficiencia energética más alta que una APU convencional y podría operar continuamente durante todo el vuelo. Como hemos visto, el hecho de haber introducido una unidad SOFCPU ha aumentado la generación eléctrica por lo que se ha ahorrado combustible destinado a ello, sin embargo, el peso del avión también se ha aumentado debido a que esta unidad pesa más que la APU convencional que hemos quitado. Para el diseño teórico de la unidad SOFCPU se ha usado el programa ChemCAD gracias a un algoritmo que define el rendimiento de la pila. Para una condición de funcionamiento dada, es decir, las diferentes configuraciones que puede tener la pila de combustible SOFC, este software determinó la tasa de aire del cátodo usada para proporcionar el equilibrio térmico de la pila, los valores del calor intercambiado, la potencia bruta generada, etc. Ese algoritmo se basa en el desarrollo de una pila SOFC plana Gen4 Delphi, con diferentes modificaciones para poder adaptarla a una posible implementación a una aeronave. La estimación de la potencia eléctrica requerida fue estimada gracias a las cargas del avión comercial Boeing 787. Los generadores de este avión producen una corriente eléctrica de 230 VAC las cuales se convierten en 270 VDC para distribuir cargas mayores. En el estudio hemos visto las diferentes eficiencias de este avión y de sus componentes de

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generación y distribución eléctrica y las posibles eficiencias de la unidad SOFCPU. Se estimó que la eficiencia de convertir combustible en corriente 230 VAC para un sistema APU es del 53%, mientras que de un sistema SOFCPU es del 65%. Aun así, para reducir aún más las pérdidas generadas, se eliminaría la barra de 230 VAC, por lo que la corriente se distribuiría en DC para luego convertirla en corriente alterna de 115 VAC. Estos cambios reducirían el equipo de los equipos de conversión. Después de diseñar el sistema SOFCPU para su implementación en una aeronave (estudio no incluido en este proyecto y que abarca desde el dimensionamiento de las celdas, diseño del compresor y turbina, compartimientos y demás componentes), el impacto total después de añadir esta unidad de pilas de combustible fue de menos de 3.000 kg, significativamente menor que le peso que los investigadores habían evaluado en un principio, que superaba los 4.000 kg. En la siguiente gráfica se muestra la conclusión final de este estudio. La línea de puntos se refiere al peso estimado de incluir este sistema SOFCPU eliminando el actual APU, mientras que la línea continua representa el punto de equilibrio de peso que tendría que tener la aeronave, según las distancias de vuelo.

Ilustración 56. Reducción del peso total de la aeronave con un sistema SOFCPU

Como se puede apreciar para que la implementación de una pila de combustible sea rentable, la aeronave deberá reducir peso, o bien de otros componentes o de la carga de pago. Como reducir peso de otros componentes es casi imposible, el hecho de reducir carga de pago hará que el vuelo sea menos rentable, y por lo tanto más que imposible su implementación. Podemos concluir este estudio añadiendo que con los diseños actuales de pilas de combustible SOFC no es posible una implementación en una aeronave. Para poder implementarla y que sea rentable, sin entrar en el coste de su implementación si no en la

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carga de paga del vuelo, este sistema tendrá que aumentar su potencia específica (relación potencia/peso) casi por 2. Sin embargo, como si hemos visto, el sistema es viable para proporcionar la demanda de energía eléctrica, siempre y cuando el peso no sea un factor crítico.

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7. BIBLIOGRAFÍA

7.1 Documentación y páginas webs

- El Hidrógeno y las pilas de combustible. El recorrido de la energía. Fundación CIDAUT

- Fuel Cell APU’s in commercial aircraft – an assessment of SOFC and PEMFC

concepts. 24th INTERNATIONAL CONGRESS OF THE AERONAUTICAL SCIENCES

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- Factors affecting limiting current in solid oxide fuel cells or debunking the myth of

anode diffusion polarization. LA Chick. Journal of Power Sources.

- Piano-X Copyright 2008, Lissys Ltd. / D Simos (www.piano.aero), 787 data version December 2008

- http://www.microsiervos.com/

- http://combustibles-alternativos.weebly.com/

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- http://www.aeh2.org

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- http://lurnq.com/resource/The-737-APU/

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7.2 Noticas y proyectos de pilas de combustible en el sector aeroespacial

- Airbus to Flight Test Fuel Cell As APU Replacement http://aviationweek.com/commercial-aviation/

- Airbus wins prestigious Greentec Award for innovative fuel cell Project

http://www.airbus.com/presscentre/

- IHI, Boeing Take Fuel Cell System Aloft http://www.fuelcelltoday.com/

- German project ELBASYS

- Antares DLR-H2 Manned Fuel Cell Aircraft http://www.dlr.de/en