Memoria_tfg_MÂ Victoria Alba Prieto

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Trabajo Fin de Grado 
Grado en Ingeniería Aeroespacial 
 
Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave 
empleando OpenDSS. 
Autor: Mª Victoria Alba Prieto 
Tutor: Alejandro Marano Marcolini 
Dep. De Ingeniería Eléctrica 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
 Sevilla, 2017 
 
 
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iii 
 
 
Trabajo Fin de Grado 
Grado en Ingeniería Aeroespacial 
 
 
 
 
 
Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave 
empleando OpenDSS. 
 
 
Autor: 
Mª Victoria Alba Prieto 
 
 
Tutor: 
Alejandro Marano Marcolini 
Profesor Contratado Doctor 
 
 
 
Dep. De Ingeniería Eléctrica 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
Sevilla, 2017 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
iv 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Trabajo Fin de Grado: Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 
 
 
Autor: Mª Victoria Alba Prieto 
Tutor: Alejandro Marano Marcolini 
 
 
El tribunal nombrado para juzgar el Trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: 
Presidente: 
 
 
 
Vocales: 
 
 
 
Secretario: 
 
 
Acuerdan otorgarle la calificación de: 
 
Sevilla, 2017 
 
 
 
El Secretario del Tribunal 
 
 
vi 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Agradecimientos 
Este trabajo es el cierre de una etapa y el comienzo de un camino del que aún queda mucho por recorrer. Durante 
los años en los que he sido un “proyecto de ingeniero” no solo he adquirido conocimiento técnico sino que he 
aprendido a ver las cosas de otra manera, a entender que el fracaso no es algo malo, a veces simplemente es algo 
necesario para progresar y alcanzar el éxito o que con perseverancia y constancia podemos llegar adonde 
queramos. 
Así que le agradezco a todos los que me han acompañado en mis éxitos y mis fracasos, en especial a mi familia, 
y a los que directa o indirectamente han formado parte de este trabajo porque gracias a su colaboración he podido 
realizarlo, especialmente a mi tutor, Alejandro Marano Marcolini, por darme la oportunidad de llevarlo a cabo. 
 
 
 
 
 
 
 
Mª Victoria Alba Prieto 
Sevilla, 2017 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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ix 
 
 
 
 
 
 
 
Resumen 
Las aeronaves que las compañías están diseñando y produciendo son la materialización de un concepto que 
surgió hace décadas pero que no había podido convertirse en una realidad hasta la actualidad, las aeronaves 
eléctricas. Los avances tecnológicos en los distintos sectores de la industria han hecho posible que poco a poco 
la potencia generada mediante los sistemas hidráulicos, mecánicos y neumáticos se esté sustituyendo por la 
generada por el sistema eléctrico. Cada vez más sistemas, por no decir la mayoría de los sistemas y equipos de 
a bordo, requieren de energía eléctrica, se está en el punto del More Electric Aircraft (MEA) y la tendencia futura 
es conseguir una aeronave totalmente eléctrica, All Electric Aircraft (AEA). 
En este trabajo se han analizado los cambios en los sistemas hidráulico, neumático y eléctrico de las aeronaves 
con el concepto MEA. Además, como todos los sistemas de aviónica requieren de corriente eléctrica para 
funcionar también se han considerado. Por último, a partir de los datos de dos aeronaves con distinta distribución 
de potencia, B777 y B787, se ha realizado la simulación del sistema eléctrico en OpenDSS. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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xi 
 
 
 
 
 
Índice 
Agradecimientos vii 
Resumen ix 
Índice xi 
Índice de Tablas xiii 
Índice de Figuras xv 
1 Introducción 1 
1.1 Arquitectura de las aeronaves. 1 
1.1.1 Arquitectura tradicional. 1 
1.1.2 Arquitectura de las aeronaves más eléctricas. 2 
2 Sistema Hidráulico. 5 
2.1 Sistemas hidráulicos básicos. 5 
2.1.1 Elementos del sistema hidráulico. 5 
2.1.2 Sistemas hidráulicos de centro abierto. 6 
2.1.3 Sistemas hidráulicos de centro cerrado. 7 
2.2 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 8 
2.2.1 Superficies de control. 8 
2.2.2 Empuje de reversa. 11 
2.2.3 Tren de aterrizaje. 12 
2.2.4 Actuadores. 13 
2.3 Sistema hidráulico en aeronaves tipo MEA. 14 
2.3.1 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 15 
3 Sistema Neumático. 19 
3.1 Sistemas neumáticos de sangrado. 19 
3.2 Sistemas dependientes del sistema neumático. 20 
3.2.1 Sistema de control ambiental (ECS). 20 
3.2.2 Sistema de protección de hielo y lluvia. 21 
3.3 Sistemas dependientes del sistema neumático en aeronaves tipo MEA. 23 
3.3.1 Sistema de control ambiental. 23 
3.3.2 Sistemas de protección de hielo y lluvia. 24 
4 Sistema Eléctrico. 25 
4.1 Configuración del sistema eléctrico. 25 
4.1.1 Fuentes de energía eléctrica. 25 
4.1.2 Distribución de corriente. 27 
4.1.3 Cargas eléctricas. 28 
 
 
xii 
 
4.2 Diseño del sistema eléctrico en aeronaves. 33 
4.2.1 Organización de tipo centralizado. 33 
4.2.2 Organización tipo descentralizado. 35 
5 Aviónica. 37 
5.1 Sistemas de navegación. 37 
5.1.1 Sistemas de navegación autónomos. 38 
5.1.2 Sistemas de navegación por satélite. 39 
5.1.3 Sistemas direccionales y de apoyo. 40 
5.1.4 Sistemas de aproximación. 41 
5.2 Sistemas de comunicación. 42 
5.2.1 Sistemas de comunicaciones aéreos. 42 
5.2.2 Sistemas de comunicación a bordo. 43 
5.3 Sistemas de control automático y director de vuelo. 43 
5.3.1 Leyes de pilotaje o de control de vuelo (FCL). 43 
5.3.2 Computadores de control de vuelo (FCCs). 44 
5.3.3 Director de vuelo (FD). 45 
5.3.4 El piloto automático o autopiloto (AP). 46 
5.3.5 Sistema de gestión de vuelo (FMS). 46 
6 Cálculo de Líneas. 49 
6.1 Método normalizado de cálculo de líneas. 49 
6.1.1 Datos y cálculos previos. 49 
6.1.2 Cálculo de líneas con el método MIL-W-5088. 50 
6.2 Aplicación numérica. 54 
6.2.1 B777. 54 
6.2.2 B787. 55 
7 Simulación de la distribución eléctrica 59 
7.1 OpenDSS 59 
7.2 Análisis del sistema eléctrico de aeronaves. 59 
7.2.1 Análisis de una aeronave tipo B777. 59 
7.2.2 Análisis del B787. 62 
7.2.3 Comparación de resultados. 65 
8 Conclusiones 67 
Referencias 69 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xiii 
 
 
 
ÍNDICE DE TABLAS 
 
 
Tabla 6-1. Máxima caída de tensión admisible. 50 
Tabla 6-2. Características geométricas de los calibres AWG. 52 
Tabla 6-3. Cálculos de las líneas del B777. 55 
Tabla 6-4. Cálculos de líneas para una aeronave tipo B787. 57 
Tabla 7-1. Intensidad de las líneas. 60 
Tabla 7-2. Intensidad de las cargas. 60 
Tabla 7-3. Elementos de suministro de potencia. 61 
Tabla 7-4. Potencia de las cargas. 61 
Tabla 7-5. Resultado de las tensiones. 61 
Tabla 7-6. Intensidad de línea. 63 
Tabla 7-7. Intensidad en las cargas. 63 
Tabla 7-8. Elementos que suministran potencia. 64 
Tabla 7-9. Potencia de las cargas. 64 
Tabla 7-10. Resultado de las tensiones. 65 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xiv 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xv 
 
 
 
ÍNDICE DE FIGURAS 
 
 
Figura 1-1. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tradicionales. 2 
Figura 1-2. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tipo MEA. 3 
Figura 2-1. Sistema mecánico para el control de superficies. 5 
Figura 2-2. Sistema hidráulico básico. 6 
Figura 2-3. Sistema hidráulico de centro abierto. 7 
Figura 2-4. Sistemahidráulico de centro cerrado. 7 
Figura 2-5. Superficies de control de una aeronave. 8 
Figura 2-6. Movimiento de los alerones. 9 
Figura 2-7. Movimiento del timón de profundidad. 9 
Figura 2-8. Movimientos del timón de dirección. 10 
Figura 2-9. Elementos del ala. 10 
Figura 2-10. Empuje de reversa con compuertas tipo Clamshell. 11 
Figura 2-11. Empuje de reversa con compuertas tipo Bucket. 11 
Figura 2-12. Empuje de reversa con compuertas tipo Cold Stream. 12 
Figura 2-13. Tren de aterrizaje tipo triciclo. 12 
Figura 2-14. Actuador lineal convencional.Tren secundario 12 
Figura 2-15. Actuador lineal convencional. 13 
Figura 2-16. Actuador lineal convencional con interfaz eléctrica. 14 
Figura 2-17. Arquitectura del sistema hidráulico del B787. 15 
Figura 2-18. Comparativa entre sistemas de control de vuelo convencional y tipo Fly By Wire. 15 
Figura 2-19. Sistema de actuadores del B787 diseñado por MOOG. 16 
Figura 2-20. Esquema de actuadores electrohidráulicos. 17 
Figura 2-21. Esquema de los actuadores electromecánicos. 17 
Figura 3-1. Esquema de turbofan. 19 
Figura 3-2. Esquema del nivel de presión en las aeronaves de Boeing. 23 
Figura 3-3. ECS del B787. 24 
Figura 4-1. Esquema de la generación de potencia CF/ IDG. 26 
Figura 4-2. Esquema de la generación de potencia VSCF. 26 
Figura 4-3. Generador de potencia VF. 26 
Figura 4-4. Distribución eléctrica del B767. 28 
 
 
xvi 
 
Figura 4-5. Disposición general de la iluminación exterior. 30 
Figura 4-6. Luces de navegación. 30 
Figura 4-7. Posición de luces anticolisión. 31 
Figura 4-8. Luces de aterrizaje e inspección de hielo en las alas. 32 
Figura 4-9. Iluminación general de la cabina. 33 
Figura 4-10. Estructura centralizada del sistema eléctrico. 34 
Figura 4-11. Simplificación del sistema eléctrico principal y backup del B777. 34 
Figura 4-12. Estructura descentralizada del sistema eléctrico. 35 
Figura 4-13. Sistema eléctrico del B787 36 
Figura 5-1. Esquema de computador de navegación. 38 
Figura 5-2 . Diagrama de bloques del navegador Doppler. 39 
Figura 5-3. Transmisión de señales HF. 42 
Figura 5-4. Modos de operación Fly-by-wire de las leyes básicas de control. 44 
Figura 5-5. Arquitectura de los computadores de control de vuelo. 45 
Figura 5-6. Componentes del director de vuelo. 45 
Figura 5-7. Diagrama de bloques de la interfaz típica FMS. 47 
Figura 6-1. Gráfico de máxima intensidad admisible por un hilo aislado a nivel del mar. 52 
Figura 6-2. Gráfica del factor de corrección por altitud. 53 
Figura 6-3. Gráfica del factor de corrección según el número de hilos y el nivel de carga del mazo. 53 
Figura 6-4. Cargas esenciales alimentadas solo con un generador principal durante el crucero. 54 
Figura 6-5. Esquema de la distribución eléctrica considerada en el B777. 55 
Figura 6-6. Potencia generada en las distintas fases de vuelo del B787. 56 
Figura 6-7. Esquema de la distribución eléctrica de B787. 56 
Figura 7-1. Distribución de la potencia en crucero de la aeronave. 62 
 
 
 
1 
 
 
1 INTRODUCCIÓN 
 
l concepto de “aeronave eléctrica” lo empezaron a considerar los diseñadores de aeronaves militares 
durante la II Guerra Mundial, pero no pudieron llegar a desarrollarlo debido que les faltaba capacidad de 
generación de potencia eléctrica, equipamiento de condicionamiento eléctrico y los sistemas de control 
avanzados. Las aeronaves en aquellos tiempos utilizaban la energía eléctrica para accionar los motores, los 
sistemas de iluminación y los sistemas a bordo como la radio. Fue a comienzo de los años 90, cuando comenzó 
la investigación de tecnologías que redujesen o eliminasen el uso de potencia hidráulica y la sustituyesen por 
energía eléctrica. 
Actualmente, hay nuevas formas de generación, distribución y consumo de energía en las aeronaves. Se han 
desarrollado sistemas de acondicionamiento híbridos e incluso sin sangrado, pilas de combustible, generadores 
de frecuencia variable, complejos sistemas digitales integrados y arquitectura de sistemas distribuidos, estas 
tecnologías junto con otras tantas se encuentran a bordo de las aeronaves actuales y es lo que se conoce como 
“More Electric Aircraft” (MEA) [1]. 
1.1 Arquitectura de las aeronaves. 
Hoy en día, se puede establecer la diferencia entre aeronaves con una arquitectura tradicional y las que tienen 
una arquitectura basada en el concepto de MEA. 
1.1.1 Arquitectura tradicional. 
En las aeronaves civiles convencionales de los motores se obtiene la potencia propulsiva, empuje, necesaria para 
poder volar y además proporcionan la potencia necesaria para el resto de cargas que hay en el avión [2]. En estas 
aeronaves hay cuatro tipos de potencia no propulsiva obtenidas de los motores: mecánica, hidráulica, neumática 
y eléctrica. 
 Potencia neumática: se extrae aire de los compresores de alta presión de los motores (sangrado de 
los motores), esta energía se utiliza en el sistema de control ambiental o presurización (ECS), el 
sistema antihielo de las alas y el aire acondicionado. 
 Potencia mecánica: se utilizaba en las bombas de combustible y aceite, se transfiere de los motores 
a las bombas hidráulicas centrales, a las bombas locales y a otros subsistemas mecánicos, incluso se 
emplea este tipo de potencia en el generador eléctrico principal. 
 Potencia hidráulica: se utiliza en los sistemas de actuación encargados de las superficies de control 
de vuelo primario y secundario, el tren de aterrizaje, el sistema de frenado, y otros sistemas 
auxiliares. 
 Potencia eléctrica: se obtiene del generador principal y se emplea en la aviónica, los sistemas de 
iluminación tanto interior como exterior y los sistemas de entretenimiento. El sistema eléctrico típico 
de esta arquitectura consta de 115 Vac a 400 Hz para cargas de alta potencia y 28 Vdc para la 
aviónica y las cargas vitales alimentadas por baterías. 
Hacer funcionar los elementos básicos de las aeronaves, tales como, los actuadores de control de vuelo, el tren 
de aterrizaje, sistema antihielo, encendido de los motores requería la combinación de los sistemas hidráulicos, 
mecánicos y neumáticos. Estos sistemas eran pesados, de gran tamaño e ineficientes, continuamente se 
producían fugas que eran difíciles de localizar lo que implicaba un mantenimiento continuo. 
E 
 
Introducción 
 
2 
 
2 
 
1.1.2 Arquitectura de las aeronaves más eléctricas. 
El germen del More Electric Aircraft (MEA), son los sistemas Flight-By-Wire (FBW) o de pilotaje por mando 
eléctrico que aparecieron en la aviación comercial de la mano de aeronaves como el A320 y el B777 en la década 
de los ochenta. Consiste en usar sistemas de control de vuelo electrónico integrados en computadores para poder 
controlar los actuadores de las superficies de control de vuelo que reemplazan los sistemas de control mecánico 
o hidromecánico de la arquitectura tradicional [3]. 
Esta tecnología reduce el peso e incrementa la fiabilidad, el uso de computadores hace que el control de las 
superficies de control sea mucho más sencillo y seguro que el control manual que tenían las aeronaves anteriores. 
En estos primeros sistemas FBW los actuadores de las superficies de control eran accionados hidráulicamente. 
La idea MEA es el uso de una única fuente de potencia en la aeronave, en este caso, sería eléctrica, que alimenten 
las cargas de la aeronave. Para hacer esto posible, se desarrolló tecnología capaz de sustituir los sistemas 
hidráulicos, mecánicos y neumáticos por sus equivalentes eléctricos. Sustituir el sistema hidráulico y mecánico 
supuso una reducción general del peso de la aeronave, sustituir el sistema neumático eliminó el sangrado de las 
turbinas lo que hizo que fueran más eficientes, además se redujo el consumo de combustible y el impacto 
ambiental. 
La gran ventaja del uso de la electrónica digital es que se desarrollan sistemas de diagnóstico y pronóstico 
avanzado que mejoran la disponibilidad de laaeronave y reducen el mantenimiento no programado, además 
predicen cuando es necesario realizar el mantenimiento y donde están los fallos. Son sistemas redundantes, por 
lo que la aeronave puede continuar funcionando si se produce algún fallo. 
Para que las aeronaves puedan tener esta tecnología se ha tenido que incrementar la capacidad de generación de 
Figura 1-1. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tradicionales. 
 
3 
 
3 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
energía eléctrica, aunque se ha conseguido sin un aumento significativo del peso. Las dos aeronaves diseñadas 
a partir del concepto MEA son B787 y A380 pueden generar hasta 1.4MW y 850kW respectivamente. En otras 
aeronaves más antiguas las empresas aeronáuticas están sustituyendo gradualmente los sistemas fluido-
neumáticos, es decir, sistemas neumáticos e hidráulicos por sistemas de accionamiento eléctrico [4]. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 1-2. Esquema de la distribución de potencia en las aeronaves tipo MEA. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Generador de 
arranque 
MOTOR 
PRINCIPAL 
Distribución 
eléctrica 
Cargas 
comerciales 
Sistemas de 
motores 
Control de 
vuelo 
Tren de 
aterrizaje 
Protección 
antihielo 
ECS 
5 
 
2 SISTEMA HIDRÁULICO. 
l sistema hidráulico ha tenido un papel muy importante en el control de las aeronaves desde que en 1930 
se introdujese por primera vez en el accionamiento del tren de aterrizaje retráctil de las aeronaves de la 
época. Desde ese momento cada vez eran más los subsistemas que dependían de él [5]. 
Las superficies de control en ese momento utilizaban un sistema mecánico basado en el uso de engranajes o 
mecanismos, cables y poleas, Figura 2-1, que requerían que los pilotos ejercieran mucha fuerza. 
 
Figura 2-1. Sistema mecánico para el control de superficies. 
El sistema mecánico fue sustituido por el hidráulico que empleaba un fluido a presión en la transmisión de las 
órdenes del piloto. Cuando el piloto movía los mandos en la cabina, este movimiento se transmitía a través del 
fluido hasta la superficie correspondiente. La gran ventaja de este sistema era que ahora el piloto no tenía que 
realizar grandes esfuerzos para controlar las superficies de control aerodinámicas, con pequeños movimientos 
se podían mover superficies que requerían de grandes fuerzas para poder ser controladas, estas aeronaves tenían 
control mecánico y accionamiento hidráulico. 
2.1 Sistemas hidráulicos básicos. 
2.1.1 Elementos del sistema hidráulico. 
Los elementos son [5]: 
 Bomba hidráulica (pump): conectada a la fuente de energía mediante una caja de cambios, estas 
fuentes pueden ser los motores, el APU o el RAT, aunque la principal son los motores. Hacen que 
el fluido circule a través de las tuberías del sistema a la presión requerida. 
 Reservorio (reservoir): almacena el fluido hidráulico a la temperatura y presión de operación para 
E 
 
Sistema Hidráulico. 
 
6 
 
6 
que esté listo para usarse en cualquier momento. El fluido va desde el reservorio hasta la bomba. 
 Filtro (filter): se encarga de eliminar las partículas o impurezas que pueda haber en el fluido 
hidráulico. 
 Intercambiador de calor (heat exchanger): mantiene el fluido a la temperatura de operación 
adecuada. 
 Acumulador (accumulator): se usa cuando la presión del fluido es mayor o menor que la de 
operación, en estos casos, se encarga de hacer que la presión del fluido sea la adecuada en el Sistema. 
Compensa las perdidas cuando hay fugas. 
 Válvula selectora (selector valve): selecciona la dirección del flujo del líquido hidráulico. 
 Válvula de liberación (relief valve): limita la presión del Sistema, reduce la presión del sistema 
cuando es demasiado alta. 
 Actuadores (actuators): encargados del movimiento de las superficies de control. Transforman la 
presión hidráulica en movimiento, básicamente un actuador es un cilindro con un pistón. 
 
2.1.2 Sistemas hidráulicos de centro abierto. 
El sistema de centro abierto mantiene el flujo del fluido, pero no tiene presión cuando los mecanismos de 
accionamiento están inactivos, por tanto, este tipo de circuitos hidráulicos son de caudal constante y presión 
variable. La bomba hace que el fluido circule desde el reservorio a través de las válvulas selectores para luego 
volver al reservorio [6]. 
Este tipo de sistemas puede emplearse con gran cantidad de subsistemas, solo hay que tener una válvula selectora 
para cada subsistema, estas válvulas deben estar conectadas en serie, Figura 2-3 A. En la imagen puede verse 
como cuando las válvulas selectoras no están operativas el fluido pasa por ellas para volver al reservorio. 
En Figura 2-3 B, una de las válvulas selectoras está operativa, es decir, está posicionada para poder accionar el 
mecanismo al que corresponde, en este caso el fluido va desde la bomba hasta el actuador por una de las líneas 
de trabajo del sistema. Cuando la válvula está en esta posición, el flujo de fluido a través de la válvula al 
reservorio está bloqueado. La presión va aumentando en el sistema para superar la resistencia y lograr mover el 
pistón del actuador, el fluido acumulado en el otro lado del actuador vuelve a la válvula selectora y de ahí al 
reservorio. 
Figura 2-2. Sistema hidráulico básico. 
 
 
7 
 
7 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 
 
2.1.3 Sistemas hidráulicos de centro cerrado. 
En estos sistemas el fluido tiene presión cuando la bomba está operativa. Se caracterizan porque el fluido tiene 
un caudal variable y la presión es constante, al contrario que el de centro abierto. Las válvulas selectoras y sus 
correspondientes actuadores se colocan en paralelo y para que puedan funcionar al mismo tiempo. 
 
La forma de controlar la presión del circuito depende de la bomba que se utilice. Si se emplea una bomba de 
suministro constante, se utiliza un regulador de presión para controlar la presión del sistema y se usa una válvula 
de liberación como dispositivo de seguridad de respaldo si el regulador falla. Si se emplea una bomba de 
desplazamiento variable, la presión del sistema se controla con el compensador de presión que lleva integrado. 
Este compensador varía automáticamente el volumen de salida. Cuando la presión se aproxima a la presión 
normal del sistema, el compensador comienza a reducir la salida de flujo de la bomba. Cuando la bomba está 
completamente compensada su mecanismo interno hace que el fluido circule a través de la bomba para refrigerar 
y lubricar. En este caso, también hay una válvula de liberación como dispositivo de seguridad de respaldo. 
Figura 2-3. Sistema hidráulico de centro abierto. 
 
Figura 2-4. Sistema hidráulico de centro cerrado. 
 
 
Sistema Hidráulico. 
 
8 
 
8 
La ventaja del sistema abierto frente al sistema cerrado es que elimina la presurización continua del sistema, 
porque la presión va aumentando gradualmente después de que la válvula selectora esté en su posición de 
funcionamiento, por lo que hay poco impacto por sobrecargas de presión, esto proporciona un funcionamiento 
más suave de los actuadores. Las operaciones son más lentas que el sistema cerrado, en el cual la presión está 
disponible en el momento en el que la válvula selectora se posiciona correctamente. La mayoría de las 
operaciones de las aeronaves deben hacerse instantáneamente, por lo que los sistemas hidráulicos de centro 
cerrado son los más usados. 
2.2 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 
2.2.1 Superficies de control. 
Las superficies de control de una aeronave permiten modificar la orientación de la aeronave, moviéndolas se 
consigue aumentar o disminuir la sustentación de las superficies de las aeronaves con lo que se consiguen realizar 
las maniobras deseadas en cada momento por el piloto. Hay dos tipos de superficies de control, las primarias y 
las secundarias,estas superficies son controladas por los pilotos con los mandos de vuelo primarios y secundarios 
respectivamente. 
 
 Superficies de control primarias. 
Son aquellas que modifican la actitud de la aeronave [7] y [8]. 
 Alerones (aleirons): se encuentran aguas debajo de las alas, próximas a la punta del ala. Se utilizan 
cuando se quiere hacer un viraje a la izquierda o la derecha, este movimiento es el de alabeo o roll, 
y corresponde a un giro entorno al eje longitudinal X. 
El piloto realiza este movimiento moviendo el mando hacia el lado al que quiere virar, el alerón del 
lado correspondiente se eleva lo que hace que la sustentación de ese ala se reduzca mientras que el 
alerón contrario baja produciendo un aumento en la sustentación que eleva el ala. Esto indica que 
Figura 2-5. Superficies de control de una aeronave. 
 
9 
 
9 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
los alerones se mueven antisimétricamente. 
El ángulo de deflexión de los alerones queda determinado por la cantidad que se mueve el mando 
hacia los lados. 
 
 Timón de profundidad o elevadores (elevators): situados en el estabilizador horizontal de la 
aeronave, en la cola. Se usa cuando se quiere ascender o descender, el movimiento asociado es 
el cabeceo o pitch, corresponde con el giro entorno al eje transversal Y. 
El movimiento lo realiza el piloto con el mando, empujándolo o tirando de él. Son superficies 
simétricas, cuando se tira del mando el timón de profundidad de deflecta hacia arriba, es decir, 
disminuye la sustentación de la cola y el morro de la aeronave sube, en caso contrario, cuando 
se empuja el mando el timón de profundidad baja y la sustentación de la cola aumenta, esto hace 
que el morro baje. 
 
 Timón de dirección (rudder): situado en el estabilizador vertical de la cola, se utiliza para 
cambiar la dirección horizontal de la aeronave o el rumbo, y se suele usar combinado con los 
alerones para equilibrar las fuerzas en el viraje. El movimiento asociado a él se conoce como 
guiñada o yaw y está asociado al giro en torno al eje vertical Z de la aeronave. 
Figura 2-6. Movimiento de los alerones. 
Figura 2-7. Movimiento del timón de profundidad. 
 
Sistema Hidráulico. 
 
10 
 
10 
El piloto utiliza los pedales para mover estas superficies, tiene dos pedales que mueven el timón de 
dirección hacia el lado del pedal que se haya pulsado. 
 
 Superficies de control secundarias. 
Se utilizan para modificar la sustentación, la velocidad de la aeronave y hacer más fáciles algunas maniobras 
[8]. Estas superficies modifican aumentan o disminuyen la superficie alar y modifican la curvatura del perfil 
aerodinámico de las alas. Los principales elementos son: 
 Flaps: son dispositivos hipersustentadores situados en el borde de salida de las alas. Se usan 
cuando la velocidad de la aeronave es baja para aumentar la sustentación y la resistencia, se 
deflectan simétricamente modificando el perfil del ala. Se utilizan durante el despegue y el 
aterrizaje, Figura 2-5. 
 Slats: son dispositivos hipersustentadores situados en el borde de ataque de las alas. Se deflectan 
simétricamente para poder volar a ángulos de ataque altos sin entrar en pérdida. Son similares a 
los flaps y también se usan durante el despegue y el aterrizaje, Figura 2-5 y Figura 2-9. 
Figura 2-8. Movimientos del timón de dirección. 
Figura 2-9. Elementos del ala. 
 
11 
 
11 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 Vortilones: son dispositivos hipersustentadores situados desde el borde de ataque hasta la mitad 
del intradós, parte inferior del ala, se usa para canalizar la corriente de aire en el intradós, Figura 
2-9. 
 Spoilers: están situados en el extradós del ala y se usan para frenar la aeronave por lo que 
reducen la sustentación, hacen que se pierda velocidad. Se usan durante el aterrizaje y al frenar 
en tierra, Figura 2-5 y Figura 2-9. 
2.2.2 Empuje de reversa. 
El empuje inverso o de reversa se produce mediante unos dispositivos que tienen las aeronaves en los motores 
que son los encargados de desviar el chorro de los gases que salen de los motores en una dirección distinta a la 
del avión [9]. Se accionan al tocar tierra tras el aterrizaje para ayudar a reducir la velocidad de la aeronave en el 
frenado, reduciéndose así la distancia de frenado. 
Hay distintos tipos de dispositivos que generan la reversa [10] y [11]: 
 Compuertas Clamshell: Son compuertas de accionamiento neumático. Cuando se activan las 
compuertas giran para abrir los conductos y cerrar la salida normal. Lo usan motores turbofan. 
Es un sistema muy complejo mecánicamente [12]. 
 
 Compuertas tipo Bucket: Utilizan unas compuertas de accionamiento hidráulico para revertir 
el flujo. Estas compuertas forman parte de la carcasa de la tobera del motor, son toberas 
abatibles. Cuando se despliega, bloquean el flujo de aire en el extremo del motor y éste circula 
alrededor del motor dentro de la carcasa. Lo usan turbofanes y turborreactores de baja derivación 
[10]. 
 Compuertas tipo Cold Stream: se utiliza en turbofan de alta derivación. Usa las compuertas 
en el conducto de derivación para redirigir el aire que se acelera en el fan del motor y no pasa 
por la cámara de combustión, esto es el flujo secundario, así se consigue la inversión del empuje. 
En el funcionamiento normal las paletas encargadas del empuje de reversa están bloqueadas, 
Figura 2-10. Empuje de reversa con compuertas tipo Clamshell. 
Figura 2-11. Empuje de reversa con compuertas tipo Bucket. 
 
Sistema Hidráulico. 
 
12 
 
12 
luego se despliegan las compuertas para bloquear el flujo y redirigirlo. 
 
2.2.3 Tren de aterrizaje. 
El tren de aterrizaje lo forman todos los elementos necesarios para soportar y dirigir una aeronave cuando está 
en tierra [8]. Los aviones comerciales suelen tener un tren triciclo, es retráctil y consta del tren principal con dos 
o más patas y del tren secundario delantero. 
 Tren principal: es el encargado de soportar el peso de la aeronave y absorber la energía cinética de 
impacto. Se encuentra cerca del centro de gravedad de la aeronave, en las alas, está sometido a 
mayores fuerzas y presiones que el secundario. 
 Tren secundario: es orientable, se encarga de la estabilización y dirección de la aeronave en tierra. 
Se encuentra situado en la parte delantera, debajo de la bodega de aviónica, dónde se guarda tras 
retraerse durante el vuelo. 
El tren de aterrizaje además de elementos como el sistema de dirección, las ruedas y los amortiguadores cuenta 
con un sistema de frenos, éstos se utilizan tanto en el aterrizaje como para detener la aeronave en algún punto. 
El sistema de frenos depende del sistema hidráulico y se controlan, desde los pedales en la cabina. 
El funcionamiento del sistema de frenos puede tener sistemas de control mecánico y accionamiento hidráulico 
aunque también los hay de control eléctrico y accionamiento hidráulico. 
Figura 2-12. Empuje de reversa con compuertas tipo Cold Stream. 
Tren principal 
 
Tren secundario 
 
Figura 2-13. Tren de aterrizaje tipo triciclo. 
 
13 
 
13 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
2.2.4 Actuadores. 
Son los elementos más importantes de los sistemas de control de vuelo. 
 Actuador lineal convencional. 
Las aeronaves tradicionales utilizan actuadores convencionales lineales con accionamiento hidráulico, además 
usan servoválvulas accionadas mecánicamente para hacer que el fluido vaya por el lugar apropiado del pistón 
del actuador [5]. 
 
Por tanto, cuando el piloto hace algún movimiento en los mandos, esto se traduce en una entrada en la 
servoválvula hasta la posición de operación. El fluido hidráulico entonces fluye al lado correspondiente del 
pistón o cilindro mientras que en el otro lado va saliendo fluido, la dirección depende de la orden que haya dado 
el piloto.Los actuadores mecánicos están conectados a dos subsistemas hidráulicos, en la Figura 2-15 serían los canales 
verde y azules, que son idénticos y redundantes. Esta redundancia se hace para evitar perder el control del 
actuador y por tanto de la superficie de control si hay algún fallo en uno de los subsistemas hidráulicos o hay 
una pérdida de fluido. Esto es muy importante, ya que la pérdida de una superficie de control puede afectar al 
control global de la aeronave. Los actuadores cuentan a su vez con un modo de revisión simple del seguimiento 
de fallos, esto consiste en que se centran automáticamente bajo la influencia de fuerzas aerodinámicas. Este 
modo de revisión también se llama centrado aerodinámico y se suele usar cuando las superficies de control 
tienen hielo o si se han bloqueado en algún punto intermedio de su recorrido. 
 Actuadores mecánicos con señal eléctrica. 
La mayoría de las aeronaves modernas usan actuadores electrohidráulicos para diversas aplicaciones con 
distintos grados de redundancia. 
Cuando en las aeronaves comenzaron a incorporarse los pilotos automáticos o autopilotos, a su vez empezaron 
a emplearse entradas tanto eléctricas como mecánicas en los actuadores, Figura 2-16. Estas dos entradas son 
necesarias porque cuando el control de la aeronave lo tiene el piloto la entrada del actuador es la manual. Sin 
embargo, cuando el autopiloto gobierna la aeronave, es el computador del autopiloto quien da la señal de entrada 
al actuador. El funcionamiento del actuador siempre es el mismo que en caso anterior, actuador lineal 
convencional, solo varía la señal de entrada que se recibe, la posición de la servoválvula continúa controlándose 
mecánicamente [5]. 
Hay que tener en cuenta que cuando está activo el autopiloto su señal tiene prioridad ante las del piloto. Sólo 
cuando se desactiva el piloto automático, el piloto tendrá el control total de la aeronave y las señales que se 
envían serán mecánicas. 
Figura 2-15. Actuador lineal convencional. 
 
Sistema Hidráulico. 
 
14 
 
14 
2.3 Sistema hidráulico en aeronaves tipo MEA. 
El sistema hidráulico es fundamental y crítico para todas las aeronaves, tanto las tradicionales como aquellas 
que ya han incorporado el concepto FBW, A320 o B777, pasando por las más actuales que hay en el mercado, 
MEA como A380, A350 y B777, surgidas de la evolución del concepto FBW. 
La industria aeronáutica, de los dos tipos de sistemas hidráulicos desarrollados en los apartados 2.1.2 y 2.1.3, 
que eran el de centro abierto y centro cerrado, respectivamente, emplea en las aeronaves los sistemas de centro 
cerrados, es decir, el fluido tiene caudal variable y presión constante y pueden alimentar diferentes elementos a 
la vez. El sistema hidráulico trabaja a altas presiones, entre 2500 y 3000 p.s.i. con fluidos que tienen unas 
propiedades determinadas de viscosidad, punto de inflamación y encendido elevados [8]. 
Las aeronaves que están introduciendo actualmente en el mercado compañías como Boeing con su B787, tienen 
un sistema hidráulico que es similar al que llevaban sus predecesoras que no contaban con la tecnología MEA. 
Esto consiste en un sistema hidráulico separado en tres subsistemas hidráulicos independientes que trabajan en 
paralelo y se encargan del control de las diferentes superficies y sistemas que se mencionaron en el apartado 2.2, 
esta es la arquitectura tradicional [13]. 
Los tres subsistemas son el izquierdo, central y derecho, Figura 2-17. La fuente primaria de los subsistemas 
izquierdo y derecho son las bombas que están conectadas a la caja de engranajes de los motores, Engine Driven 
Pump (EDP). Además, cada uno de estos subsistemas cuenta con bombas accionadas por un motor eléctrico, 
Electric Motor Pump (EMP), que se utiliza en los picos de demanda y las operaciones de tierra. Las bombas del 
sistema izquierdo y derecho se encargan del movimiento de las superficies de sustentación y de la reversa. 
La gran diferencia entre los sistemas tradicionales y el que incluye el B787 radica en la arquitectura del 
subsistema central. En las tradicionales, este subsistema está alimentado por dos bombas hidráulicas que sangran 
aire de las turbinas de los motores para cubrir los picos de demanda del tren de aterrizaje y las superficies de 
control secundarias durante el despegue y el aterrizaje, durante el resto del vuelo utilizaban dos pequeñas bombas 
hidráulicas eléctricas. En el B787 la compañía al introducir el concepto MEA en sus aeronaves ha eliminado el 
sangrado de los motores, por lo tanto, el sistema central está alimentado por dos EMP, una de las dos bombas 
funciona durante todo el vuelo y la otra sólo está operativa en los momentos de mayor demanda, es decir, en el 
despegue y el aterrizaje. 
Para poder utilizar componentes hidráulicos de menor tamaño y así ahorrar espacio y peso, el sistema hidráulico 
del B787 trabaja a presiones en torno a 5000 p.s.i. lo que supone un incremento respecto a los 2500-3000 p.s.i. 
tradicionales [14]. 
 
 
Figura 2-16. Actuador lineal convencional con interfaz eléctrica. 
 
 
15 
 
15 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 
2.3.1 Elementos controlados por el sistema hidráulico. 
Los elementos que controla el sistema hidráulico siguen siendo prácticamente los mismos, solamente hay 
variaciones en el modo en el que se efectúa el control. Al introducir el pilotaje por mando eléctrico o FBW, las 
instrucciones de mando de la cabina se envían a las superficies aerodinámicas de control mediante señales 
eléctricas, por tanto, todos los sistemas mecánicos se han sustituido por sistemas eléctricos. 
Figura 2-17. Arquitectura del sistema hidráulico del B787. 
Figura 2-18. Comparativa entre sistemas de control de vuelo convencional y tipo Fly By Wire. 
 
Sistema Hidráulico. 
 
16 
 
16 
Básicamente, las órdenes dadas por el piloto o el autopiloto como señales eléctricas pasan al computador de 
control de vuelo (FCC) que tiene integrado todas las leyes de pilotaje, éstas son el conjunto de normas de las 
cualidades de vuelo del avión escritas en código, las señales que salen del FCC son las entradas de los actuadores 
[4]. 
 Actuadores. 
Los actuadores encargados del movimiento de las superficies de control de aeronaves como B787 son un poco 
más complejos que los de una aeronave tradicional, principalmente utilizan actuadores electrohidráulicos y 
electromecánicos [15]. 
2.3.1.1.1 Actuadores electrohidra ulicos. 
Los actuadores electrohidráulicos (EHA) son básicamente actuadores hidráulicos que tienen una bomba 
accionada por un motor eléctrico de velocidad variable, la bomba y el motor son los encargados de que el fluido 
hidráulico vaya a una de las cámaras del cilindro y controlan la posición del pistón que se conecta a la superficie 
de control y hace que se mueva. 
Estos actuadores utilizan la electrónica de potencia y las técnicas de control para que el accionamiento de las 
superficies de control de vuelo sea más eficiente que con los actuadores tradicionales [5]. Durante la mayor parte 
del vuelo la demanda de los actuadores es mínima, los EHA están diseñados para que sólo obtengan energía 
cuando desde cabina se da una orden, esta señal eléctrica se transmite hasta la electrónica de control de los 
actuadores (ACE), para mover alguna de las superficies de control, el resto del tiempo los actuadores están en 
reposo. 
Para conseguir esto los EHA están alimentado por AC trifásica para alimentar la parte electrónica del 
actuador que mueve la bomba de velocidad variable consiguiéndose así el desplazamiento constante de la 
bomba hidráulica. Cuando los actuadores están en reposo, solo requieren energía los ACE. Cuando los ACE 
reciben una orden, éstos la transmiten a la unidad de potencia electrónica que es capaz de reaccionar lo 
suficientemente rápido para accionar el motor de velocidad variable y presurizar el actuador para que lasuperficie de control se mueva según lo demandado desde cabina. Tras satisfacer la demanda la electrónica 
Figura 2-19. Sistema de actuadores del B787 diseñado por MOOG. 
 
17 
 
17 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
de potencia vuelve a su estado de reposo normal, lo que conlleva un ahorro de energía. 
 
2.3.1.1.2 Actuadores electromeca nicos. 
Los actuadores electromecánicos (EMA) sustituyen la señal eléctrica y la energía de accionamiento del EHA 
por un motor eléctrico y una caja de cambios, usan el par motor para el desplazamiento del pistón (Screw Jack) 
que mueve las superficies de control, por tanto, aquí no se utiliza fluido hidráulico [5]. 
 
El funcionamiento de estos actuadores es análogo a los EHA, cuando en la cabina se da una orden, ésta la recibe 
el ACE que la transmite a la unidad de potencia electrónica para accionar así el motor eléctrico, la diferencia 
está en esta parte del proceso pues ahora el motor está conectado a una caja de engranajes con la que se mueve 
un pistón de tornillo dando como resultado el movimiento de las superficies de control. En este proceso también 
tiene realimentación de las señales para comprobar que se está realizando todo correctamente. 
Figura 2-20. Esquema de actuadores electrohidráulicos. 
Figura 2-21. Esquema de los actuadores electromecánicos. 
19 
 
3 SISTEMA NEUMÁTICO. 
Las primeras aeronaves no contaban con el sistema neumático, posteriormente, aplicaron los conocimientos 
industriales a las aeronaves que se iban desarrollando y así es como comenzó a introducirse este sistema que 
llegó a ser necesario para la realización de ciertas operaciones [16]. Este sistema alimenta a otros que funcionan 
a partir del aire a presión, por tanto, el concepto es similar al del sistema hidráulico solo que con un gas. 
Hay dos tipos de sistemas neumáticos, el primero es de alta presión y se utiliza como sistema de potencia para 
mover el tren de aterrizaje, los frenos,… en aeronaves pequeñas y medianas que emplean turbohélices. El otro 
es un sistema de media y baja presión y lo utilizan como sistema de sangrado en aeronaves más grandes como 
las comerciales que cuentan con turbinas, con él alimentan el aire acondicionado y el sistema antihielo entre 
otros. 
De los dos sistemas el que nos interesa es el que se utiliza como sistema de sangrado por ser el que usan las 
aeronaves comerciales. 
3.1 Sistemas neumáticos de sangrado. 
Al principio, las aeronaves empleaban los sistemas neumáticos como sistemas de potencia, pero comenzaron a 
desarrollarse sistemas hidráulicos que podían sustituirlos en sus funciones. A la par, aparecieron los motores a 
reacción en los que se podía extraer aire en las etapas de compresión, así que el sistema neumático pasó a 
encargarse de proporcionar aire con presión y temperatura controladas a los sistemas primarios, tales como el 
aire acondicionado, sistema antihielo o el arranque de los motores, y a los sistemas secundarios que eran los 
sistemas de presurización de los depósitos hidráulicos [16]. 
Además de los motores, el sistema neumático puede funcionar a partir del APU o de un equipo de tierra. Con 
respecto al sangrado de aire de los motores, el aire se puede extraer de tres etapas distintas como son el fan, el 
compresor de baja presión y el compresor de alta presión. Cuando el motor funciona a muchas revoluciones se 
sangra el aire del compresor de baja que proporciona presión suficiente para abastecer los sistemas en 
condiciones normales pero si hay más demanda es cuando se usa el sangrado del compresor de alta presión [17]. 
 
Figura 3-1. Esquema de turbofan. 
 
Sistema Neumático. 
 
20 
 
20 
3.2 Sistemas dependientes del sistema neumático. 
3.2.1 Sistema de control ambiental (ECS). 
Este sistema es fundamental en cualquier aeronave porque al aumentar la altitud disminuye la presión del aire. 
Por debajo de los 7000 ft los seres humanos no tienen ningún problema pero por encima de esa altitud la presión 
parcial del oxígeno va siendo cada vez más insuficiente para la saturación de la sangre, es decir, en la sangre hay 
menos oxígeno del necesario para el correcto funcionamiento del organismo, a esto se le conoce como hipoxia, 
en algunos casos a altitudes superiores a los 22000 ft puede provocar la pérdida de conciencia e incluso la muerte 
si no se recibe oxígeno [18]. 
La temperatura también es un factor importante tanto para las personas como para los equipos a bordo de la 
aeronave. La refrigeración es mucho más complicada que la calefacción en la que se sangra aire de los motores. 
Además, hay muchos factores que hacen que haya problemas de refrigeración como emisiones de calor. 
Por tanto, el sistema de control ambiental es el encargado de hacer que las condiciones de la aeronave sean 
cómodas para la tripulación y el pasaje proporcionando aire con el nivel óptimo de humedad y oxígeno para 
evitar problemas y a la temperatura adecuada según la zona del avión para los equipos y las personas. 
 Fuentes de calor. 
Durante el vuelo, hay distintas fuentes de calor que hacen que aumente la temperatura en ciertas partes de la 
aeronave, lo que supone problemas para el sistema de enfriamiento o lo que es lo mismo el ECS [5]. 
3.2.1.1.1 Calentamiento aerodina mico. 
Es un proceso en el que la temperatura de la aeronave aumenta en el fuselaje debido a la fricción entre éste y las 
moléculas de aire. El aumento de la temperatura exterior implica un aumento en el interior de la aeronave, 
concretamente en la cabina y en las bodegas de equipamiento. La superficie exterior de la aeronave puede llegar 
a alcanzar 100ºC o incluso más en vuelos transónicos a niveles de vuelo bajo, mientras que la temperatura puede 
ser aún mayor en vuelos supersónicos a altitudes medias y altas. En vuelos subsónicos, en los días fríos pueden 
alcanzarse temperaturas negativas, en tales casos habría que calentar la aeronave en vez de refrigerarla. 
3.2.1.1.2 Radiacio n solar. 
En las aeronaves civiles afecta indirectamente a la cabina y la bodega de equipamiento, pero es muy importante 
en la aviación militar debido a que a grandes altitudes el efecto de la radiación solar es mayor y combina la 
incidencia directa de la radiación solar con la temperatura interior de la aeronave, todo esto junto con su 
equipamiento puede afectar al piloto. 
La radiación solar implica un aumento de 20ºC sobre la temperatura ambiente de las superficies que estén 
expuestas directamente, aunque la temperatura final a la que se encuentre sometida la aeronave depende del 
material del que esté hecho la superficie, la zona donde se esté volando y la incidencia solar. 
3.2.1.1.3 Sistemas de avio nica. 
Los equipos de aviónica se han ido diseñando para reducir la disipación de calor de los componentes electrónicos 
individuales, pero hay que tener en cuenta que en la bodega de aviónica hay muchos equipos juntos lo que hace 
que la temperatura global aumente. Al disipar energía de forma continuada hay que refrigerar la bodega por 
medio de sistemas que no dañen los equipos y los protejan de las condiciones climáticas que haya [5]. 
3.2.1.1.4 Sistemas de la aeronave. 
Los distintos sistemas con los que cuenta la aeronave, tales como, el hidráulico, eléctrico, neumático, el propio 
ECS tienen componentes que emiten calor. Estas emisiones pueden ser en forma de radiación de componentes 
que consumen energía en los sistemas como las bombas o motores, o de calor disipado en líquidos refrigerantes. 
 Diseño del sistema ECS. 
En la cabina, el ECS está diseñado para que el aire entre por conductos aéreos y se extraiga a nivel del suelo, la 
intención del diseño es evitar que el aire fluya de delante hacia atrás, para evitar contaminación vírica y 
bacteriana se filtra y se renueva el aire cada dos o tres minutos [5]. 
 
21 
 
21 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
En la bodega deaviónica la temperatura a la que los equipos pueden funcionar correctamente es superior a la 
temperatura que puede tolerar el ser humano, es de hasta 100ºC. Los sistemas de aire acondicionado están 
diseñado para proporcionar un máximo de 70ºC, que es lo suficientemente baja para que los componentes sigan 
siendo fiables. La temperatura mínima de funcionamiento de los equipos suele ser -30ºC. Por tanto, éstos se 
diseñan para que puedan funcionar en unos rangos de temperaturas entre -40ºC y 90ºC. 
 Sangrado de los motores. 
Las aeronaves civiles y militares utilizan el sangrado del compresor de alta presión como fuente principal del 
acondicionamiento de aire, se utiliza siempre que los motores estén funcionando [5]. 
Existen dos tipos de sangrado, el de bucle abierto y el de bucle cerrado. El ECS de bucle abierto toma grandes 
cantidades de aire de los motores, lo refrigeran y después lo usan como sistema refrigerante o aire acondicionado 
para los pasajeros, la tripulación y los equipos, luego este aire se expulsa de la aeronave. El ECS de bucle cerrado, 
recicla el aire, o sea, toma aire del exterior, lo refrigera y se emplea en cabina y con los equipos, posteriormente 
se vuelve a refrigerar y a emplear. Este método sangra menos aire de los motores, y éste se utiliza para presurizar 
y una pequeña cantidad de aire se emplea para compensar pérdidas del sistema de bucle cerrado. 
Por lo tanto, con el sistema de bucle cerrado las aeronaves disponen de mayor empuje y pueden operar más 
eficientemente en vuelos largos, pero también tienen dificultades porque estos sistemas son más pesados y más 
caros que los de bucle abierto, por esto los de bucle abierto son más usados aunque se usan los de bucle cerrado 
para la recirculación de aire en cabina. 
3.2.2 Sistema de protección de hielo y lluvia. 
El depósito de hielo sobre la superficie de una aeronave se denomina engelamiento, se produce cuando el agua 
líquida subfundida, gotas de agua que se encuentran en estado líquido a temperaturas inferiores a cero grados, 
entra en contacto con la aeronave [19]. 
Al adherirse el hielo a las distintas superficies de la aeronave produce: 
 Alteraciones en las propiedades aerodinámicas de la aeronave durante el vuelo. 
 Reducción de la visibilidad. 
 Interferencias en las comunicaciones por radio. 
 Errores en la instrumentación. 
 Aumento de peso en la aeronave. 
 Pérdida de potencia. 
 Vibraciones que provocan fatiga estructural. 
 Tipos de engelamiento. 
Hay dos tipos de engelamientos diferentes. 
3.2.2.1.1 Engelamiento en el exterior de la aeronave. 
Produce alteraciones en las propiedades aerodinámicas de la aeronave. Puede darse en: 
 Borde de ataque y cola: modifica los perfiles aerodinámicos haciendo que el avión pierda 
sustentación lo que provoca el aumento del ángulo de ataque. Además, el peso del hielo hace que se 
pierda estabilidad porque la distribución se vuelve antisimétrica. La resistencia aerodinámica 
aumenta lo que conlleva un aumento de la velocidad de pérdida. 
 Hélices: se modifica el perfil de las hélices provocando desequilibrios. 
 Tubos de Pitot y Venturi: son entradas de aire para medir la presión y la velocidad de la aeronave, 
cuando se obstruyen la medición que dan los indicadores es errónea. 
 Antenas: la acumulación de hielo puede provocar vibraciones que ponen en peligro las 
comunicaciones. 
 
Sistema Neumático. 
 
22 
 
22 
 Parabrisas de la cabina: cuando el hielo cristaliza en esta zona se reduce la visibilidad del piloto. 
 Tren de aterrizaje y flaps: la acumulación de hielo puede hacer que pierda eficacia o que lleguen 
a bloquearse. 
3.2.2.1.2 Engelamiento interno. 
Afecta a los motores, es el engelamiento de las entradas de aire y en el carburador, el principal efecto es la 
pérdida de potencia. 
 En las entradas de aire del motor y en el compresor puede formarse hielo por impacto que 
disminuye la potencia. 
 En el carburador, si el aire es húmedo se forma hielo que bloquea la entrada de aire y produce una 
pérdida de potencia. Para prevenirlo se usa el dispositivo de calefacción del carburador. 
 Protección contra engelamiento. 
La principal protección ante este fenómeno es conocer las condiciones meteorológicas que hay y evitar volar en 
las zonas donde pueda producirse el engelamiento o formación de hielo. Pero también se han desarrollado 
distintos tipos de equipos de deshielo para eliminar el hielo que se forma y evitar que se produzca. 
 Químicos, consiste en bañar las hélices y cristales del parabrisas en sustancias químicas que impide 
que el hielo se forme, son comunes en climas muy fríos. 
 Mecánicos, son revestimientos neumáticos que se inflan con el aire producido por el sangrado del 
motor, se usan en aeronaves pequeñas. 
 Térmicos, son calentadores eléctricos que se emplean en el tubo de Pitot o calentadores de aire que 
se usan en el borde de ataque del ala, en las hélices, en el carburador y en la cola. 
 Neumáticos, consiste en el sangrado de aire caliente de los motores para calentar el borde de ataque 
de las alas. 
En las aeronaves con arquitectura tradicional se suele emplear el sistema de neumático de sangrado de aire 
caliente como sistema antihielo y de deshielo [20]. Tiene válvulas de control del sangrado de aire desde los 
motores a las alas las salidas de aire se encuentran distribuidas a lo largo del ala. El aire se expulsa por los 
agujeros que están en la parte del intradós del ala. 
Los problemas de emplear el sistema anteriormente mencionado son: 
 Reducción de la eficiencia de los motores. 
 Se genera resistencia y ruido. 
 Limitación del control de temperatura. 
 Hay pérdidas de energía. 
 
 
 
 
 
23 
 
23 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
3.3 Sistemas dependientes del sistema neumático en aeronaves tipo MEA. 
3.3.1 Sistema de control ambiental. 
Tal y como se comentó, las aeronaves tienen un sistema ECS que hacen que la presión en su interior tenga unos 
niveles tolerables para el ser humano siendo mucho menor que la presión atmosférica real que es la que habría 
en el exterior de la aeronave a la altitud de vuelo correspondiente. 
Puede apreciarse que Boeing ha optimizado sus ECS en los B787 [21], haciendo que la presión máxima a la que 
está sometida el pasaje sea la correspondiente a una altitud de 6000 ft, a esta altitud un individuo no tendría 
ningún problema a causa de la falta de oxígeno. 
Otro de los cambios que ha introducido la compañía en estos modelos ha sido la supresión del sangrado de aire 
de los motores debido a que son MEA. Ahora usan compresores eléctricos para la presurización de la cabina y 
proveer de aire al ECS. 
 Funcionamiento del sistema. 
El aire entra del exterior y pasa por los compresores que elevan su presión y temperatura, posteriormente se hace 
pasar por un conversor de ozono, Figura 3-3 que elimina esta sustancia perjudicial para el ser humano. A su vez, 
se toma aire del exterior la entrada Ram Air que se emplea en los intercambiadores de temperatura, a los que 
entra el aire tratado tras el convertidor de ozono, de esta manera se reduce un poco la temperatura. Este aire entra 
en la máquina de circulación de aire que consta de turbinas, donde se reduce un poco más la presión y la 
temperatura, a continuación, el aire reduce aún más su temperatura en el intercambiador de calor secundario y 
luego reduce la presión al entrar de nuevo en la máquina de circulación de aire, al salir de la máquina el aire está 
listo para mezclarse con el que se ha extraído de la cabina. La mezcla se realiza en el mezclador que consta de 
filtros que lo purifican eliminando todo tipo de impurezas, partículas, virus y bacterias, dejando el aire listo para 
regresar a la cabina. 
 
Figura 3-2. Esquema del nivel de presión en las aeronaves de Boeing. 
 
Sistema Neumático. 
 
24 
 
24 
 
3.3.2 Sistemas de protección de hielo y lluvia. 
Lasupresión del sangrado de los motores también ha afectado a este sistema, aeronaves como B787 han 
introducido el denominado sistema de protección anti-hielo electro-térmico que consiste en calentadores 
eléctricos que se pueden usar tanto para evitar la formación de hielo como para el deshielo ya que calienta las 
zonas del borde de ataque. Este método es más eficiente que el tradicional y sus ventajas son [20]: 
 Distribución eficiente del calor. 
 Menores pérdidas de energía. 
 Sirven como sistema anti-hielo y deshielo. 
 Eliminan el ruido y la resistencia producida por el sangrado del aire de los motores. 
Las desventajas de este sistema con respecto a las aeronaves que tiene arquitectura tradicional son: 
 Demandan más energía eléctrica. 
 Sólo lo pueden usar aeronaves con arquitectura eléctrica tipo MEA tales como B787. 
Cabe destacar que la diferencia entre el sistema anti-hielo y el de deshielo es que el primero está emitiendo calor 
continuamente para proteger y evitar la formación de hielo, mientras que el segundo emite calor de forma 
intermitente para quitar el hielo que se ha formado. Este último al tener un consumo menor es el que más se 
emplea. 
 
Figura 3-3. ECS del B787. 
25 
 
4 SISTEMA ELÉCTRICO. 
n el comienzo de la aviación, la energía eléctrica solo era necesaria para accionar las bujías de los motores. 
Posteriormente, comenzaron a instalarse sistemas a bordo como transmisores-receptores de radio que 
necesitaban una fuente de energía eléctrica que los alimentase, para ello utilizaban una batería que contaba 
con un generador de corriente continua para recargarla y alimentar la radio. 
Con el desarrollo de la aviación se fueron introduciendo poco a poco nuevos elementos que iban dependiendo 
cada vez más de la energía eléctrica, lo que supuso que el generador debía de producir cada vez más potencia y 
la batería debía tener cada vez más capacidad de almacenamiento. Para abastecer de toda la energía eléctrica, se 
acopló mecánicamente un generador eléctrico al motor del avión a través de un sistema de engranajes [22]. 
Actualmente, el sistema eléctrico es fundamental en las aeronaves puesto que genera o almacena, controla y 
distribuye la energía eléctrica a todos los elementos y sistemas que la necesitan, que son prácticamente la 
mayoría de los equipos de a bordo [8]. 
4.1 Configuración del sistema eléctrico. 
Todas las aeronaves actuales funcionan con corriente alterna (AC) y corriente continua (DC). Suelen utilizar 
corriente continua a 28 V y corriente alterna a 115 V y 400 Hz, cuando algún sistema necesita otro tipo de 
tensión, disponen de convertidores. 
La aeronave debe disponer de energía eléctrica suficiente para abastecer a todos los sistemas, equipos y 
dispositivos que lo necesiten para operar, a todo este grupo se le denomina cargas y forman el subsistema de 
usuario o de consumo [22]. 
4.1.1 Fuentes de energía eléctrica. 
La energía que necesitan las cargas se produce a partir de generadores instalados en distintos puntos de las 
aeronaves. Las fuentes primarias son las encargadas de producir la energía durante el vuelo en condiciones 
normales, estas fuentes constituyen el subsistema de generación principal. Las fuentes alternativas o auxiliares 
cubren las necesidades en todo el sistema o parte de él cuando las fuentes primarias están total o parcialmente 
fuera de servicio, constituyen el subsistema de generación auxiliar [22]. 
 Subsistemas de generación principal. 
Lo constituyen los generadores arrastrados por los motores de la aeronave, en ellos se produce corriente alterna 
a 115V y 400 Hz, en trifásica. Hay distintos sistemas de generación de energía entre los que están CF/IDG, 
VSCF y VF. 
4.1.1.1.1 CF/IDG. 
Este sistema de generación tiene una unidad de velocidad constante (CSD) que actúa como una caja de cambios 
automática manteniendo la velocidad del eje del generador a unas revoluciones que dan como resultado una 
salida en frecuencia constante de 400 Hz [5]. Este sistema lo tiene instalado el B777, de hecho, lo usan para 
generar potencia AC a frecuencia constante la mayoría de las aeronaves con turbofan, el problema que puede 
tener es que es un sistema bastante caro tanto de adquirirlo como de mantenerlo debido al CSD. 
E 
 
Sistema Eléctrico. 
 
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4.1.1.1.2 VSCF. 
En este caso, la velocidad de salida es variable y por tanto, la frecuencia del generador también lo es. Para 
proporcionar corriente alterna a una frecuencia constante de 400 Hz, se utiliza un enlace DC, DC link, entre el 
generador y las cargas de alterna, para ello se utilizan convertidores de potencia AC/DC y DC/AC o un 
cicloconvertidos. Además, el enlace permite alimentar las cargas de alta tensión y cargar las baterías [23], lo usa 
el sistema de back up del B777. 
 
4.1.1.1.3 VF. 
En el sistema de frecuencia variable (VF) la velocidad del motor es variable, por tanto, la frecuencia del 
generador varía de 360-720 Hz. Esta forma de generar potencia es la más simple, barata y fiable que hay, aunque 
la frecuencia variable puede tener un efecto negativo en los motores eléctricos de AC de los sistemas de las 
aeronaves, como el de combustible, ECS y el hidráulico. En la mayoría de los casos se puede adaptar la variación 
en el motor/bomba pero en los peores casos el controlador del motor puede necesitar para recuperarse un 
controlador más simple. Cuando se usa este tipo de generador de potencia, las compañías Airbus y Boeing se 
aseguran que los equipos que le suministran sus proveedores son capaces de operar con las variaciones de 
frecuencias previstas. Este generador se encuentra en el A380 y el B787 [5]. 
 
Figura 4-1. Esquema de la generación de potencia CF/ IDG. 
Figura 4-2. Esquema de la generación de potencia VSCF. 
Figura 4-3. Generador de potencia VF. 
 
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27 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 Subsistemas de generación auxiliar. 
Se utiliza cuando la generación principal tiene problemas para alimentar las cargas, garantiza tanto la corriente 
alterna como continua. 
4.1.1.2.1 Baterí a de acumuladores. 
Generan corriente continua, son recargables y aunque no son equipos ligeros son necesarios llevarlos a bordo. 
Generalmente se suelen usar en el arranque los motores y de las unidades de generación auxiliares (APU), 
además, alimentan automáticamente las cargas si les falta alimentación [24]. 
4.1.1.2.2 Generador del APU. 
Se utiliza durante el mantenimiento en tierra y para el encendido de los motores, proporciona corriente alterna, 
y durante el vuelo se usa cuando fallan los generadores principales como backup [23]. 
4.1.1.2.3 Generador de emergencia. 
Cuando el APU falla entran en funcionamiento las turbinas de aire (RAT) o las pilas de combustible para 
suministrar energías ante emergencias. 
El RAT es un generador de velocidad constante que se usa en circunstancias extremadamente raras cuando las 
aeronaves pierden potencia, en tal caso se despliega del fuselaje o una de las alas del avión y comienza a rotar 
para extraer la energía suficiente de las corrientes de aire que le permita aterrizar. Pueden ser tanto hidráulicos, 
eléctricos e híbridos [25]. 
Las pilas de combustible suelen trabajar con las baterías, las baterías proporcionan energía en periodos 
transitorios y las pilas de combustible en operaciones estacionarias [23]. 
4.1.1.2.4 Toma de energí a exterior. 
Se emplean en operaciones en tierra de larga duración, se necesita en las pruebas de mantenimiento. La potencia 
puede generarse a partir de un conjunto motor-generador, es trifásica a 115 Vac y 400 Hz como la que 
proporcionan los generadores de la aeronave [23]. 
4.1.2 Distribución de corriente. 
Las barras de distribución (BUS) son los elementos de unión entre el sistema eléctrico de generación de corriente 
tanto alterna como continua y los sistemas usuarios. Dependiendo de su utilización pueden ser de distintostipos 
[26]: 
 Barras principales: alimentadas por los generadores del motor o APU. 
 Barras esenciales y de emergencia: alimentadas por todos los generadores de la aeronave, 
funcionan aunque deje de funcionar un generador o el generador del APU. En caso de pérdida total 
de alimentación de generadores pueden alimentarse desde las baterías directamente a la barra DC o 
mediante un inversor a la barra AC 
 Barras de servicio: si se alimenta desde tierra se pueden hacer operaciones como la apertura de la 
bodega, iluminación de cabina, entre otras operaciones. Durante el vuelo están siempre alimentadas 
desde las barras principales a las que se encuentra conectada. 
 Barras de servicio en tierra: tienen la misma función que las de servicio, la usan el APU y la 
potencia exterior. Alimentan los sistemas usados en tierra para las operaciones en tierra. No 
funcionan durante el vuelo. 
 Barras calientes: no usan interruptor para estar alimentadas, suelen ser de corriente continua y están 
conectadas directamente a las baterías del avión. 
 
Sistema Eléctrico. 
 
28 
 
28 
 
4.1.3 Cargas eléctricas. 
Tras generarse y distribuirse la energía eléctrica está disponible para los distintos servicios de la aeronave. Estos 
servicios se clasifican en función de su tarea: 
 Motores y actuadores. 
Los motores se utilizan cuando se necesita una fuerza para accionar una válvula o un actuador haciéndola 
cambiar de una posición a otra según lo requiera el sistema. Los usos típicos son [5]: 
 Actuación lineal: actuadores de posición eléctricos para el control de turbinas y actuadores de ajuste 
de los sistemas de control de vuelo. 
 Actuación rotatoria: actuadores de posición eléctricos para las operaciones de flap y slat. 
 Operaciones de válvula de control: operaciones eléctricas de las válvulas de control de 
combustible, válvulas de control hidráulicas, válvulas de control del aire y válvulas de control de 
sistemas auxiliares. 
 Motores de accionamiento: encargados de accionar las turbinas, el APU y otros sistemas que 
requieren de ayuda para alcanzar la operación de autosuficiencia. 
 Bombas: proporcionan una fuerza a las bombas de combustible, hidráulicas y bombas de sistemas 
auxiliares. 
 Motores giróscopos: proporciona energía para hacer funcionar los giróscopos de los instrumentos 
de vuelo y los pilotos automáticos, la aviónica más moderna usa giróscopos sólidos que no requieren 
alimentarse de la corriente. 
 Motores de los fan: alimentan los fan o ventiladores del sistema de refrigeración tanto de cabina 
como de los equipos. 
Muchas de estas operaciones son puntuales como el encendido de los motores, mientras que otros sistemas 
requieren la energía eléctrica durante todo el vuelo como los giróscopos o el sistema de refrigeración. 
Figura 4-4. Distribución eléctrica del B767. 
 
29 
 
29 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 Sistemas de calefacción. 
Los sistemas de calefacción requieren mucha energía eléctrica, algunos de los sistemas que más consumen son 
los sistemas anti-hielo y de deshielo [5]. La potencia no tiene que tener una frecuencia estable por lo que es 
mucho más fácil y barata de generar. Las aeronaves tradicionales usan para el sistema anti-hielo y deshielo la 
combinación de electricidad y aire caliente del sangrado de los motores, mientras que las aeronaves más 
modernas solo emplean la electricidad porque no sangran el aire. 
Otro de los servicios más importantes es el de la calefacción del parabrisas, que incluye un termostato de control 
y un calefactor eléctrico en el interior del propio parabrisas. 
 Controladores de subsistemas y sistemas de aviónica. 
Con los avances tecnológicos las aeronaves han ido incluyendo más sistemas cada vez más sofisticados para 
realizar sus operaciones [5]. Todos los sistemas de aviónica son eléctricos y necesitan alimentación tanto en AC 
como DC según sea el equipo. Algunos de los equipos instalados en las aeronaves para poder realizar las tareas 
de navegación, comunicación y de control automático y dirección se encuentran desarrollados en el capítulo 5. 
 Servicios de iluminación. 
En las aeronaves se pueden encontrar luces por diversos motivos tales como seguridad, necesidades 
operacionales, servicio y comodidad de los pasajeros. La iluminación es un elemento muy importante porque 
muchas aeronaves modernas operan durante la noche o con condiciones de visibilidad baja [5]. Hay que 
distinguir entre la iluminación exterior e interior de la aeronave. 
4.1.3.4.1 Iluminacio n exterior. 
Se utilizan principalmente para posicionar e inspeccionar la aeronave, son necesarias para realizar vuelos con 
poca visibilidad [24]. Las luces que pertenecen a esta categoría son: 
 Luces de navegación. 
 Luces anticolisión. 
 Luces de rodaje o TAXI. 
 Runway Turn Off Lights (RTOL). 
 Luces de inspección de hielo en las alas. 
 Luces de aterrizaje o landing lights. 
 Luces de logo. 
Además hay que tener en cuenta que entre la puesta y la salida del sol, o durante cualquier otro período que 
pueda prescribir la autoridad competente, todas las aeronaves ostentarán [27]: 
a. Luces anticolisión cuyo objeto serán el de llamar la atención de la aeronave. 
b. Luces de navegación cuyo objeto será el de indicar la trayectoria relativa de la aeronave a los 
observadores y no se ostentarán otras luces si éstas pueden confundirse con las luces antes 
mencionadas. 
Las luces instaladas para otros fines, tales como las luces de aterrizaje y los focos de iluminación de la célula, 
pueden utilizarse además de las luces anticolisión para que la aeronave sea más visible. 
Además, todas las aeronaves, a no ser que estén paradas y debidamente iluminadas por otro medio, en el área de 
movimiento de un aeródromo ostentarán luces con el fin de indicar las extremidades de su estructura. También, 
en caso de estar en el área de movimiento deben ostentar luces que indiquen que los motores están en 
funcionamiento. 
 
Sistema Eléctrico. 
 
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4.1.3.4.1.1 Luces de navegación o posición. 
Aunque son obligatorias desde que se pone el sol hasta que amanece para indicar la posición del avión en las 
operaciones nocturnas, suelen estar siempre activas. Estas luces dan indicaciones sobre la dirección y las 
maniobras de la aeronave [28]. 
La normativa establece el color, la posición y la divergencia que deben tener para que sean visibles desde todos 
los ángulos, Figura 4-6, la luz del ala derecha es verde, la del ala izquierda es roja y la de la cola blanca. 
Figura 4-5. Disposición general de la iluminación exterior. 
Figura 4-6. Luces de navegación. 
 
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31 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
4.1.3.4.1.2 Luces anticolisión. 
Son luces intermitentes cuyo principal objetivo es evitar colisiones con otras aeronaves en vuelo, y ver y ser 
visto en condiciones de baja visibilidad, Figura 4-7, [24]. 
4.1.3.4.1.2.1 Faro rotativo (BEACON). 
Estas luces están funcionando desde poco antes de que se pongan en marcha los motores, para indicarlo, hasta 
que se apagan los motores tras el aterrizaje, por tanto, están encendidas siempre [29]. 
El sistema consta de dos luces rojas, colocadas arriba y abajo del fuselaje, que se encuentran conectadas a un 
motor encargado del movimiento rotativo [24]. 
4.1.3.4.1.2.2 Luz estroboscópica (STROBE). 
Proporcionan destellos luminosos. Se encienden en el momento del despegue y se apagan en el momento de 
salir de la pista al aterrizar. No pueden estar encendidas durante el rodaje, en la plataforma ni cuando la aeronave 
se encuentra en el interior de nubes, deben apagarse en estos casos porque el reflejo de las luces puede provocar 
malestar en la tripulación o los pasajeros de la aeronave, si la aeronave se encuentra en tierra además podría 
afectar al personal en tierra o a otros aviones [29]. 
Las aeronaves disponen de tres luces estroboscópicas,las de la punta de las alas son de color rojo, la tercera es 
blanca y se encuentra situada en la cola. Al igual que en el caso anterior, estas luces se encuentran conectadas a 
unos motores encargados de realizar el movimiento rotativo [24]. 
4.1.3.4.1.3 Luces de rodaje (TAXI). 
Enfocan la parte delantera de la aeronave. Se encienden en el momento de rodaje desde la plataforma hasta la 
pista, cuando el morro se alinea deben apagarse. Volverán a encenderse antes de aterrizar cuando el piloto 
despliega los flaps y se mantienen encendidas hasta que la aeronave llega a la plataforma [24] y [28]. 
Son dos luces de color blanco situadas en el tren de aterrizaje de la aeronave. 
4.1.3.4.1.4 Runway Turn Off Lights (RTOL). 
Se utilizan durante el rodaje de la aeronave y amplían el campo de visión en los virajes. Suelen usarse junto con 
las luces de TAXI, en caso de que la aeronave no tenga estas últimas pueden suplirse con las RTOL [28]. 
Estas luces al igual que las de TAXI se encuentran en el tren de aterrizaje y son de color blanco. 
4.1.3.4.1.5 Luces de inspección de hielo. 
Se utilizan para comprobar la formación de hielo en las alas, se encuentran situadas en el borde de ataque del 
ala, pueden verse desde el compartimento de vuelo, Figura 4-8 [24]. 
4.1.3.4.1.6 Luces de aterrizaje. 
Son las luces más potentes, iluminan la pista de aterrizaje, son direccionales, a una cierta altura además sirven 
para avisar de que se va a aterrizar. Por tanto, deben verse a varios kilómetros de distancia [24] y [28]. 
Están situadas en el borde de ataque de las alas, hay dos luces blancas por ala, Figura 4-8. 
Figura 4-7. Posición de luces anticolisión. 
 
Sistema Eléctrico. 
 
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4.1.3.4.1.7 Luces de logo. 
El objeto de estas luces es la promoción de la compañía aérea, aunque debido a que deben estar encendidas 
durante todo el vuelo, también se utilizan para posicionar la aeronave [28]. 
Están situadas en el estabilizador horizontal de la aeronave y son de color blanco. 
4.1.3.4.2 Iluminacio n interior. 
Hay gran variedad de luces en el interior de la aeronave. 
4.1.3.4.2.1 Iluminación de la cabina de pasajeros. 
La cabina de pasajeros cuenta con la iluminación general y supletoria local, luces de lectura, con la que cuenta 
cada pasajero en su asiento. Las luces interiores se encuentran encendidas pero en el momento del despegue y 
del aterrizaje se apagan por dos motivos, el primero es para hacer más visible las señales de seguridad y el 
segundo es para aprovechar esa potencia extra durante la operación que se está realizando en ese momento. 
4.1.3.4.2.1.1 Alumbrado general. 
Para el alumbrado general se utiliza luz indirecta colocada en la parte central y en los laterales. Antiguamente se 
utilizaban tubos fluorescentes pero están siendo sustituidos por tubos LED capaces de proporcionar una luz 
uniforme en la cabina del pasaje reduciendo significativamente el consumo energético y reduciendo los costes 
de mantenimiento [30]. 
Además de la parte práctica de los LED, también pueden proporcionar nuevas experiencias al pasaje puesto que 
están diseñados para que los tripulantes puedan cambiar el color de las luces. 
Debajo del pasamanos del compartimento de equipaje de mano hay instaladas otra línea de tubos LED que 
proporcionan una iluminación discreta y en los vuelos nocturnos. 
 
 
 
Figura 4-8. Luces de aterrizaje e inspección de hielo en las alas. 
 
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33 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
 
4.1.3.4.2.1.2 Luces de lectura. 
Situadas sobre cada asiento, son ajustables. Los leds deben operar a una determinada intensidad pero no a una 
tensión determinada. Esto hace que no puedan ser conectadas directamente a la tensión de 28 V. 
Este tipo de luces deben ir conectados a un equipamiento de regulación de corriente que permite conectarlas a 
los 28 Vdc del sistema de alimentación eléctrico con una corriente de 240 mA. Garantizándose salidas de luz 
constantes pese a que pueda haber variaciones de tensión. 
4.1.3.4.2.2 Luces de señalización 
Se utilizan para proporcionar información importante para la seguridad de los pasajeros u otro tipo de 
información, como pueden ser abrocharse los cinturones, salidas de emergencia, lavabos ocupados [24]. 
Se encuentran situadas en distintos sitios como en la unidad de servicio del pasajero sobre los asientos, en las 
paredes, entre otros. 
Las luces de salida se encuentran junto a las salidas de emergencia y son visibles con la puerta abierta y cerrada 
[28]. Además, en caso de emergencia se activan unas luces a nivel del suelo que indican el camino hasta la salida 
de emergencia. 
4.1.3.4.2.3 Iluminación de la cabina de pilotos. 
Se pueden encontrar luces de ambiente, situadas en el techo para iluminar toda la cabina y las luces integrales, 
se encuentran tras el panel principal y se usan para iluminar los instrumentos que contienen entre el EFIS 
(Electronic Flight Instrument System). 
4.2 Diseño del sistema eléctrico en aeronaves. 
Las aeronaves pueden clasificarse según como esté organizado el sistema eléctrico, pueden encontrarse 
estructuras centralizadas y descentralizadas. 
4.2.1 Organización de tipo centralizado. 
Es la que utilizan la mayoría de las aeronaves del mercado, consiste en un centro de distribución, Figura 4-10, 
donde hay cargas situadas en posiciones concretas según la función de cada una de ellas, el centro de distribución 
donde se encuentran las barras principales de distribución y las líneas de distribución que parten de las barras 
principales y van a cada carga, éstas líneas están formadas por hilos conductores que se encuentran agrupados 
en mazos y se encargan de transportar la energía eléctrica [22] y [24]. 
 Diseño del sistema eléctrico del B777. 
Esta aeronave tiene dos sistemas de generación eléctrica independientes, el principal y el de reserva o backup. 
Figura 4-9. Iluminación general de la cabina. 
 
Sistema Eléctrico. 
 
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Ambos sistemas tienen un generador asociado a cada uno de los motores. Además, el sistema principal tiene un 
tercer generador en el APU. El sistema principal es el que genera toda la potencia en un vuelo normal [31]. Los 
generadores del sistema principal son trifásicos de 115 VAC a 400 Hz. Los generadores son del tipo CF/IDG. 
Las cargas están distribuidas desde los buses principales izquierdo y derecho. Cada uno de los tres generadores 
principales puede alimentar a uno o a ambos buses. Los dos buses principales pueden conectarse a través de los 
interruptores de unión (BTB). Cuando uno de los generadores deja de funcionar, los BTB se cierran 
automáticamente permitiendo que ambos buses estén operativos [31]. 
Los generadores de los motores producen un máximo de 120 kVA cada uno al igual que el generador del APU. 
Este último entra en funcionamiento si uno de los generadores principales no funciona, alimenta al bus principal. 
El sistema está diseñado para que el avión pueda operar con los dos generadores principales o con uno de los 
generadores principales y el APU en un vuelo normal. Si solo se tiene un generador del sistema principal para 
volar, éstos están preparados para con esos 120 kVA dar servicio a las cargas esenciales [31]. 
El sistema eléctrico de reserva o backup proporciona potencia eléctrica a las cargas redundantes cuando hay un 
Figura 4-10. Estructura centralizada del sistema eléctrico. 
Figura 4-11. Simplificación del sistema eléctrico principal y backup del B777. 
 
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35 Simulación del Sistema Eléctrico de una aeronave empleando OpenDSS. 
 
fallo en el sistema principal. Consta de dos sistemas VSCF alimentados por dos generadores VF de 20 kVA 
[32]. Además, cuenta con un RAT por si hay problemas con el sistema eléctrico y dos conexiones externas a 
tierra. 
4.2.2 Organización tipo descentralizado. 
Es la estructura que se está utilizando en las últimas aeronaves que están saliendo al mercado como el