TFG-4853 Marco RincÃn

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Proyecto Fin de Carrera
Ingeniería de Telecomunicación
Formato de Publicación de la Escuela Técnica
Superior de Ingeniería
Autor: F. Javier Payán Somet
Tutor: Juan José Murillo Fuentes
Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2013
Trabajo de Fin de Grado
Grado Universitario en Ingeniería Aeroespacial
El hidrógeno como combustible para la pro-
pulsión aérea: operación “off design”
Autor: Paula de Marco Rincón
Tutor: Francisco J. Jiménez-Espadafor Aguilar
Departamento Ingeniería Energética
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2023
Trabajo de Fin de Grado
Grado Universitario en Ingeniería Aeroespacial
El hidrógeno como combustible para la
propulsión aérea: operación “off design”
Autor:
Paula de Marco Rincón
Tutor:
Francisco J. Jiménez-Espadafor Aguilar
Catedrático de Universidad
Departamento Ingeniería Energética
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2023
Trabajo de Fin de Grado: El hidrógeno como combustible para la propulsión aérea: operación
“off design”
Autor: Paula de Marco Rincón
Tutor: Francisco J. Jiménez-Espadafor Aguilar
El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores:
Presidente:
Vocal/es:
Secretario:
acuerdan otorgarle la calificación de:
El Secretario del Tribunal
Fecha:
Agradecimientos
Gracias a todas aquellas personas que me han ayudado a llegar hasta aquí, en especial, agradecer a
toda mi familia, sin la cual no habría sido posible conseguir esta meta. Por el apoyo y la confianza
que me han dado durante este periodo, por los valores que me han transmitido...
Gracias a mis amigos, los de siempre y los nuevos que han llegado, con los que he vivido mo-
mentos inolvidables y me han animado a continuar en todo momento.
Una mención especial a la escuela y los docentes del grado que en estos cuatro años han compar-
tido con todos nosotros sus conocimientos, brindándonos la oportunidad de convertirnos en lo que
era para mí un sueño, ser ingeniera. Gracias a mi tutor por darme la oportunidad de participar en
este proyecto y a mi mentora por animarme a dar mi máximo potencial.
Por último, gracias a esa persona que me enseñó que la vida no son solo números, quien me
enseñó que significaba superación y que me dio las lecciones más valiosas de toda mi vida.
Paula de Marco
Sevilla, 2023
I
Resumen
Este Trabajo de Fin de Grado muestra un primer análisis del impacto que supone la propulsión.siendo el H2 y el GNC combustibles como alternativa a los hidrocarburos líquidos a tempe-
ratura y presión ambiente. Para ello se han estudiado tres aeronaves de distinta tipología: militar,
comercial y jet privado; las cuales son representadas por los aviones: A400-M, ATR-72 y B200,
respectivamente.
Para la realización del estudio, como primer abordaje, se han diseñado varías misiones tipo simpli-
ficadas a uno o varios cruceros. En cuanto al modelo de motor, se ha partido de los mapas operativos
obtenidos en proyectos anteriores realizados por el Departamento de Ingeniería Energética. Se
considera que las prestaciones de los sistemas propulsivos no se ven alteradas por la naturaleza del
combustible a emplear.
Las características estudiadas con respecto a los depósitos son material (aleaciones de titanio,
aluminio y acero inoxidable), longitud y número de tanques. Los combustibles alternativos emplea-
dos son GNC, H2, 70%GNC−30%H2 y 30%GNC−70%H2 a presiones de almacenamiento de
350 bar y 700 bar.
El resultado obtenido en el Proyecto es la variación de masa de carga de pago y volumen de carga
de los aviones, así como espesores y radios de los tanques diseñados. Lo que permite analizar la
viabilidad de la sustitución en la propulsión de los hidrocarburos tradicionales por alternativas que
suponen una reducción en las emisiones de CO2.
III
Abstract
This Final Project shows a first analysis of the impact of propulsion, H2 and CNG being fuels asan alternative to liquid hydrocarbons at ambient temperature and pressure. For this purpose,
three aircraft of different types have been studied: military, commercial and private jet, which are
exemplified by A400-M, ATR-72 and B200.
In order to carry out the study, as a first approach, several simplified missions have been designed
for one or more cruisers. In terms of the engine model, the operational maps obtained in previous
projects carried out by the Department of Energy Engineering have been used as a starting point. It
is considered that the performance of propulsion systems are not altered by the nature of the fuel to
be used.
The parameters of the tanks studied are material (titanium alloys, aluminium and stainless steel),
length and number of tanks. The alternative fuels used are GNC, H2, 70%GNC − 30%H2 and
30%GNC−70%H2 at storage pressures of 350 bar and 700 bar.
The result obtained in the Project is the variation in payload mass and cargo volume of the
aircraft, as well as the thickness and radii of the tanks designed. This makes it possible to analyse
the feasibility of replacing traditional hydrocarbon propulsion with alternatives that reduce CO2
emissions.
V
Índice
Resumen III
Abstract V
Notación XI
1 Introducción 1
2 Modelo de aeronave 3
2.1 Aeronaves seleccionadas 3
2.1.1 B200: Beechcraft Super King Air 4
2.1.2 ATR-72 5
2.1.3 A400-M 6
2.2 Modelo de atmósfera 8
2.3 Modelo polar 8
2.4 Mecánica del Vuelo 8
2.4.1 Crucero 9
2.5 Perfiles de vuelo 10
2.5.1 Airbus A400-M 10
2.5.2 ATR-72 11
2.5.3 Beechcraft B200 11
3 Modelo planta propulsiva 13
3.1 Mapas Operativos 14
3.2 Efecto combustible 17
3.3 Emisiones 19
4 Diseño depósitos 21
4.1 Tipos de tanques 21
4.2 Materiales de los depósitos 22
4.3 Modelo de resistencia mecánica de los depósitos 23
4.3.1 Modelo de pared delgada 24
4.3.2 Modelo de pared gruesa 25
4.4 Cálculo del volumen de los tanques 27
4.4.1 Masa y volumen combustible 27
4.4.2 Espesor y radio depósitos 29
4.5 Integración de los depósitos en la aeronave 30
VII
VIII Índice
5 Análisis 33
5.1 Introducción análisis 33
5.2 Resultados 36
5.2.1 A400-M 36
Masa combustible, volumen de combustible y emisiones CO2 36
Caso base N=1,L=17,7m, f actorr = 10% 38
Variación número de depósitos 42
Efecto aumento longitud 48
Efecto factor aumento peso por rigidizadores 51
5.2.2 ATR-72 52
Masa combustible, volumen de combustible y emisiones CO2 52
Caso base N=1, L=14,1m, f actorr = 10% 54
Variación número de depósitos 58
Efecto aumento longitud 64
Efecto factor aumento peso por rigidizadores 67
5.2.3 B200 68
Masa combustible, volumen de combustible y emisiones CO2 68
Caso base N=1, L=5,1m, f actorr = 10% 70
Variación número de depósitos y longitud 72
6 Diseño final depósitos e implementación 73
6.1 A400M 74
6.1.1 GNC 74
6.1.2 H2 74
6.1.3 30%GNC−70%H2 74
6.1.4 70%GNC−30%H2 75
6.1.5 Proyección emisiones CO2 75
6.2 ATR-72 76
6.2.1 GNC 76
6.2.2 H2 76
6.2.3 30%GNC−70%H2 77
6.2.4 70%GNC−30%H2 77
6.2.5 Proyección emisiones CO2 78
6.3 B200 78
6.3.1 GNC 79
6.3.2 H2 79
6.3.3 30%GNC−70%H2 80
6.3.4 70%GNC−30%H2 80
6.3.5 Proyección emisiones CO2 80
7 Conclusión y desarrollos futuros 83
Apéndice A Tablas 85
A.1 A400-M 85
A.1.1 TSFC (Kg/h/kN) 85
A.1.2 EFF (W/kN) 87
A.2 ATR-72 88
A.2.1 TSFC (Kg/h/kN) 88
A.2.2 EFF (W/kN) 89
Índice IX
A.3 B200 91
A.3.1 TSFC (Kg/h/kN) 91
A.3.2 EFF (W/kN) 92
Bibliografía 95
Índice de Figuras 97
Índice de Tablas 99
Notación
ISA Atmósfera Estándar Internacional (International Stan-
dard Atmosphere)
Θ,Θ0 Temperatura y temperatura a nivel del mar
p,p0 Presión y Presión a nivel del mar
ρ,ρ0 Densidad y densidad a nivel del mar
h Altura
g Gravedad
αT Gradiente de temperaturas con la altitud
Ri Constante de los gases
L Fuerza de sustentación
D Fuerza de resistencia
T Empuje
W Peso
S Superficie
CL Coeficiente de sustentación
CD Coeficiente de resistencia
CD0 Coeficiente de resistencia parásita
CLmax Coeficiente de sustentación máximo
CD0,CLEAN Coeficiente de resistencia parásitaconfiguración limpia
k Coeficiente de resistencia inducida
cE ,T SFC Consumo específico
EEF Potencia específica
H p Poder calorífico del combustible
πc Relación de compresión
ṁ Gasto
PMCO2 Peso molecular CO2
PMcomb Peso molecular combustible
GNC Gas natural
H2 Hidrógeno
CO2 Dióxido de carbono
N2 Nitrógeno
02 Oxígeno
AR Argón
NH3 Ammonia
OEW Operational Empty Weight (Peso operacional en vacío)
XI
XII Notación
WTOW Maximum Take Off Weight (Peso máximo al despegue)
Mpl Masa carga de pago (Pay Load)
MPLmax Carga de pago máxima(Maximum Pay Load
Volpl Capacidad de carga volumétrica
VolPLmax Capacidad de carga volumétrica máxima
Volmat Volumen material
Voldepext Volumen ocupado por los tanques
mdep Masa depósitos
mr Masa elementos rigidizadores
mcomb Masa combustible total embarcado
mres Masa combustible de reserva
mmarg Masa combustible de marginal
m′combi Masa combustible alternativo i necesario
ratiom Ratio cargas de pago
ratiov Ratio capacidad de carga
f actorm Factor asociado cargas de pago
f actorv Factor asociado capacidad de carga
f actorr Factor aumento peso rigidizadores
Pi Presión inicial
Pf Presión final
mi Masa inicial
m f Masa final
∆comb Variación masa combustible
R Constante de los gases
r Radio depósitos
e Espesor depósitos
L Longitud depósitos
Palm Presión almacenamiento
Tdep Temperatura depósitos
ρmat Densidad material
σθ Tensión circunferencial
σl Tensión axial
σeqV M Tensión equivalente de Von Mises
SY Yield Strength (límite elástico)
σadm Tensión admisible
1 Introducción
El contexto actual de la industria de la aviación está marcado por el objetivo global de alcanzarla neutralizad climática, con el fin de conseguirlo para el año 2050, siendo una de las alterna-
tivas más interesantes el uso del Hidrogeno, puesto que se presenta como un combustible libre de
emisiones con elevada energía específica (120MJ/kg).
En la 41ª Asamblea de la OACI (Organización Civil Internacional) de 2022 se acordó el Objetivo
Aspiracional a Largo Plazo (LTAG) en apoyo al Acuerdo de París dentro del marco de la CMNUCC
(Convención Marco de las Naciones Unidas sobre el Cambio Climático). En él se detallan tres esce-
narios posibles, siendo el escenario 3 el que presenta mayores reducciones de gases contaminantes,
el cual contempla el uso de “non-drop-in-fuels” como el SAF, Gas Natural o Hidrógeno criogénico.
Este escenario requiere mayor desarrollo tecnológico para alcanzar las tecnologías necesarias.
En esta línea de acción, IATA (Asociación de Transporte Aéreo Internacional) presentó en la
Asamblea General de junio 2023 una serie de hojas de ruta como estrategias a seguir, entre las
cuales se contempla la propulsión a través de la combustión de Hidrógeno en turbinas de gas.
Figura 1.1 Previsión reducciones de emisiones de carbono en la aviación internacional, Fuente [8].
1
2 Capítulo 1. Introducción
En esta coyuntura se presenta el reto que supone el almacenamiento de Hidrógeno a gran escala
de forma segura y viable. Uno de los métodos usados es como gas comprimido desde presiones
de 150bar a 1500bar. Como consecuencia de su baja densidad (de entre 11,5kg/m3 a 50,5kg/m3
su energía) específica volumétrica es muy reducida, por lo que se requieren depósitos de grandes
dimensiones con elevados pesos y que soporten grandes presiones para aumentar al máximo posible
su densidad de energía. Esta problemática se ve dificultada por los estrictos márgenes en cuanto a
pesos y volúmenes que presentan las aeronaves, afectando significativamente sus actuaciones.
El Proyecto plantea el diseño de depósitos para Hidrógeno gaseoso así como para Gas Natural
Comprimido (GNC), siendo este una alternativa al H2 con mayor densidad de energía (como se
refleja en la Figura 1.2) y por lo que se requiere menor volumen de combustible y por lo tanto los
tanques de almacenamiento son de menor tamaño y consecuentemente de menor peso.
Figura 1.2 Comparación densidad de energía y energía específica para diversos combustibles, Fuente
[9].
La viabilidad de propulsión a través de combustión de estos gases libres de carbono está estre-
chamente ligada a la tipología de la aeronave en la que se pretenda implementar. Siendo de gran
relevancia tanto sus características dimensionales como operativas. A la hora de llevar a cabo el
estudio se considera un amplio abanico dentro del sector para ver el impacto que puede suponer la
sustitución de los hidrocarburos líquidos a temperatura ambiente. Se tratarán desde aviones tácticos
(ejemplificados por el Airbus A400-M Atlas) hasta jets privados (representados por el Beechcraft
Super King Air), pasando por aviones comerciales como el ATR-72.
2 Modelo de aeronave
Para analizar la viabilidad de la sustitución de la combustión de hidrocarburos por otros com-bustibles alternativos, en esta sección se presentan las tres aeronaves seleccionadas para la
realización del proyecto, así como sus características y motivo de elección. En capítulos posteriores
se analizarán la variación en las propiedades de carga y capacidad asociadas a la integración de los
tanques de combustible para el H2 y GNC.
Para el dimensionado de los depósitos, se han establecido unas misiones tipo que tienen asociado
un consumo de combustible. Con este fin, en la sección se exponen posteriormente el modelo de
atmósfera y de polares empleados, se desarrollan además las ecuaciones de mecánica del vuelo
que rigen las envolventes de vuelo en los diferentes segmentos, de forma que se conozca el empuje
demandado por la aeronave en cada instante y obtener así el consumo de combustible del avión.
Finalmente, se presentan los perfiles de vuelo y las misiones de las tres aeronaves.
2.1 Aeronaves seleccionadas
Dentro de la gran variedad aeronaves existentes en la actualidad, con el objetivo de de hacer un
estudio lo más amplio posible, se han seleccionado tres aeronaves de tipología diferente de la familia
de aviones propulsados por turbohélice: el Beechcraft B200, el ATR ATR-72 y el Airbus A400M.
Estas aeronaves diseñadas para cubrir misiones de distinta índole, con diferentes pesos, capacidad
de carga, cotas de vuelo y diseño, permiten extrapolar los resultados a otras aeronaves similares.
Se pretende así ver la viabilidad de la implementación de combustibles alternativos en diferentes
nichos del sector.
Cabe destacar que el que la implementación o no de esta nueva forma de propulsión dependerá
de los criterios considerados que variarán en función de los intereses para cada tipo de aeronave, ya
sea cumplir con los objetivos de sostenibilidad marcados o posicionarse como una aeronave pionera
y renovable, entre otros. Así como criterios económicos asociados a los costes.
En esta sección se recogen las principales propiedades de cada aeronave que son necesarias para
llevar a cabo el estudio, principalmente: pesos, dimensiones, techo de vuelo y características que
permiten definir la polar del avión.
3
4 Capítulo 2. Modelo de aeronave
2.1.1 B200: Beechcraft Super King Air
El Beechcraft Super King Air es un ejemplo de jet privado destinado a la realización de vuelos
de corto alcance (de hasta 2300km) y con cotas de vuelo bajas. Algunas de las características que
presenta son: cola en T, dos motores turbohélice Pratt & Whitney Canada PT6A-41 de 875hp, con
capacidad para 6 o 7 pasajeros y dos personas de tripulación.
A continuación, se presentan las características de interés relacionadas con esta aeronave:
• Dimensiones:
– Dimensiones cabina transporte: 5,08m largo, 1,47m ancho y 1,47m alto
– Dimensiones externas: longitud fuselaje 13,3m y altura 4,6m
– Capacidad de carga máxima: 8,58m3
• Pesos:
– Peso en vacío operativo: 3848kg
– Peso máximo al despegue: 5671kg
– Carga de pago máxima: 1120kg
• Polar:
– Despegue: CD0,TO = 0.0526 CLmax,TO = 1,3619
– Aterrizaje: CD0,LD = 0.0172 CLmax,LD = 1,7763
– Configuración limpia: CD0 = 0,0199 CLmax = 1,1183
– K = 0,0416 ∆CDLG = 0,01
– Sre f = 28,14m2
• Techo de vuelo: h = 35000 f t
• Alcance:
– A plena carga de pago: 753km
– Con combustible máximo: 2540km
Figura 2.1 Planos B200.Fuente [3].
2.1 Aeronaves seleccionadas 5
2.1.2 ATR-72
Con la elección de este avión de pasajeros regional se pretende ver los efectos del uso de los
combustibles alternativos en los aviones comerciales típicos que constituyen gran parte del mercado
aeronáutico, a pesar de que esta es una aeronave de pasajeros de pequeño tamaño.
Presenta una capacidad de 44 a 78 pasajeros, tripulado por dos personas y propulsada por dos
turbohélices Pratt & Whitney Canada PW127F . Es definida, según el fabricante, como una de
las aeronaves más optimas y sostenibles del mercado, debido a su reducida emisión de CO2 y
consumo de combustible. En España se emplea principalmente para vuelos entre las Islas Canarias
y Marruecos o trayectos entre Melilla y Málaga.
Algunas características de interés relacionadas con esta aeronave son:
• Dimensiones:
– Dimensiones cabina transporte: 14.1m largo, 2,56m ancho y 1,91m alto
– Dimensiones externas: longitud fuselaje 27,16m y altura 7,65m
– Capacidad de carga máxima: 10,6m3
• Pesos:
– Peso en vacío operativo: 13500kg
– Peso máximo al despegue: 22800kg
– Carga de pago máxima: 7350kg
• Polar:
– Despegue: CD0,TO = 0,0597 CLmax,TO = 2,1706
– Aterrizaje: CD0,LD = 0,798 CLmax,LG = 2,2431
– Configuración limpia: CD0 = 0,0226 CLmax = 1,59
– K = 0,0351 ∆CDLG = 0,015
– Sre f = 61m2
• Techo de vuelo: h = 25000 f t
• Alcance
– A plena carga de pago: 1370km
– Con combustible máximo: 3620km
6 Capítulo 2. Modelo de aeronave
Figura 2.2 Planos ATR. Fuente [2].
2.1.3 A400-M
El Airbus A400 M Atlas se trata de un avión de largo alcance de transporte militar, con alta versatili-
dad y tecnología pionera, con la línea de ensamblaje final (FAL) ubicada en Sevilla. Está propulsado
por 4 motores turbohélice TP400-D6. De 11000 hp a nivel del mar. Entre las misiones que este
avión cubre se encuentra el trasporte de carga con capacidad de 340m3, transporte de tropas 116
soldados y evacuación médica con 66 camillas y 25 asientos médicos.
Se presentan aquí los datos de interés:
• Dimensiones:
– Dimensiones cabina transporte: 17,7m largo, 4m ancho y 3,85m alto
– Dimensiones externas: longitud fuselaje 45,1m y altura 14,7m
– Capacidad de carga máxima: 340m3
• Pesos:
– Peso en vacío operativo: 78600kg
– Peso máximo al despegue: 137500kg
– Carga de pago máxima: 37000kg
• Polar:
2.1 Aeronaves seleccionadas 7
– Despegue: CD0,TO = 0,0698 CLmax,TO = 3,2
– Aterrizaje: CD0,LD = 0,698 CLmax,LD = 2,801
– Configuración limpia: CD0 = 0,0198
– K = 0,0496 ∆CDLG = 0,03
– Sre f = 243,4m2
• Techo de vuelo: h = 40000 f t
• Alcance
– A plena carga de pago: 3300km
– Con 20000kg de carga de pago (54% del total): 6390km
El análisis de los resultados del A400M reflejan la viabilidad de los combustibles alternativos en
aviones de grandes dimensiones, elevado peso y gran alcance, de ahí su gran interés en este proyecto .
Figura 2.3 Planos A400M. Fuente[1].
8 Capítulo 2. Modelo de aeronave
2.2 Modelo de atmósfera
Para el desarrollo del proyecto se hará uso del modelo de atmósfera internacional, ISA (International
Standard Atmosphere), basada en la consideración del aire como un gas perfecto. Se muestran a
continuación las características de este modelo para la troposfera, puesto que todos los perfiles de
vuelo bajo estudio no exceden de la tropopausa (h = 11000m):
Θ = Θ0 −αT h
p = p0(1−
αT h
Θ0
)
g
RaαT
ρ = ρ0(1−
αT h
Θ0
)
g
RaαT
−1
(2.1)
Donde Ra = 287,05(J/kgK) es la constante del aire, g = 9,80665m/s2 es la aceleración de la
gravedad y αT = 6.5 · 103K/m. Además, a nivel del mar se tienen los valores: Θ0 = 288,15K,
ρ0 = 1,225kg/m3 y p0 = 1,01325 ·105N/m2.
2.3 Modelo polar
Para modelar las fuerzas aerodinámicas se hará uso de los coeficientes adimensionales CL y CD,
descomponiéndose este último en CD0 y CDind , coeficiente de resistencia parásita y resistencia
inducida. Que presentan las siguientes dependencias: CL =CL(α,M,Re) y CD =CD(CL,M,Re).
No obstante, no se considerarán los efectos de compresibilidad asociados al Mach puesto que para
los perfiles diseñados las velocidades de vuelo permanecen bajas, siendo la máxima considerada de
M=0.65 (correspondiente al crucero principal del A400M); por esta razón, los coeficientes de la
polar se suponen independientes de M. Por simplicidad, tampoco se considera la dependencia del
CD0 con Re. Se hará uso del modelo de polar parabólica simétrica no compensada del avión. Según
la cual la relación del CD con el CL viene dada por la ecuación:
CD =CD0 +K ·CL2(α) (2.2)
Para la estimación del CD0, se ha hecho uso del método de área parásita equivalente. En cuanto a
k, se emplea una ecuación estática para el cálculo del factor de Oswald, en la que se considera el
alargamiento y la flecha del ala. De forma que:
e = (1−0,045 ·λ 0,68) · (1−0,227 ·ψ1,625) (2.3)
K =
1
πΛe
Donde Λ es el alargamiento y ψ la flecha a c/4 del borde de ataque.
2.4 Mecánica del Vuelo
Con el fin de hacer un primer cribado y un análisis general de las limitaciones de los combustibles,
se ha simplificado las misiones reduciéndolas a un segmento de crucero para el caso del B200 y del
ATR-72 y dos para el A400M, puesto que la altura de vuelo máxima de esta eronave es elevada
permitiendo realizar un crucero intermedio.
2.4 Mecánica del Vuelo 9
En este apartado se presentan las ecuaciones cinemáticas y dinámicas empleadas en los segmentos
de vuelo de las misiones. Se considera el avión como una masa puntal con 3 grados de libertad y se
analiza el movimiento de su centro de masas, empleándose un sistema inercial topocéntrico. Para
todas las misiones y segmentos de vuelo se consideran las siguientes hipótesis:
– Avión cuerpo rígido
– Avión simétrico
– Motor fijo respecto al avión
– Tierra plana
– Gravedad constante
– Atmósfera en calma (sin viento)
Se tiene un sistema de 7 ecuaciones diferenciales ordinarias no lineales con 7 variables de estado
y 3 grados de libertad. Adicionalmente, en todo momento se considera vuelo simétrico en plano
vertical, tomándose χ = 0 por simplicidad.
Las ecuaciones quedan por lo tanto como se refleja:
dx
dt
=V cos(γ) (2.4)
dh
dt
=V sin(γ) (2.5)
W
g
dV
dt
= T cos(ε)−D−Wsin(γ) (2.6)
W
g
γ
dt
= L+T sin(ε)−Wcos(γ) (2.7)
dW
dt
=−cET (2.8)
En cada segmento de vuelo será necesario definir dos ligaduras de vuelo para cerrar las ecuaciones,
así como un modelo propulsivo para obtener el Empuje. Al tratarse de un primer análisis se
considerará unicamente el crucero, a continuación, se explica dicho segmento de vuelo y las
ligaturas tomadas.
2.4.1 Crucero
Es el segmento de mayor importancia y duración. No obstante, como las misiones definidas son de
muy corto alcance, las actuaciones del resto de tramos también son de relevancia. En los perfiles
simplificados constarán de un crucero para el cado de ATR y el Beechcraft y dos para el Airbus. En
cuanto a las dos ligaduras de vuelo libres, se fijan mach y altura constantes. El ángulo de subida
se mantiene nulo durante todo el segmento. De forma que las ecuaciones de mecánica de vuelo se
reducen a para este segmento:
T =
1
2
ρcrucSCDOV 2cruc +
2kW 2
ρSV 2cruc
(2.9)
L =W (2.10)
dW
dt
=−cET (2.11)
10 Capítulo 2. Modelo de aeronave
2.5 Perfiles de vuelo
Aquí se recogen las características de las misiones diseñadas para cada una de las aeronaves. Las
cuales pretenden modelar los trayectos típicos de estas y abarcar así distintos rangos y cotas de
vuelo, siendo el fin último la obtención del empuje demandado y el consumo instantáneo.
Como primera aproximación se han reducido los segmentos a un único tramo de crucero ATR y
el B200 y dos para el A400M, cuyas características se recogen en el primer apartado junto con la
justificación en la elección de estos perfiles.
Todas las misiones se llevan a cabo despegando con MTOW; puesto que, como se explicará
posteriormente en el análisis, se considera que el peso de los depósitos, así como el del combustible
alternativo empleado, sustituirá al peso de combustible tradicional y en caso de que se supere peso
máximo de combustible con máxima cargade pago, se reducirá la masa de carga de pago, man-
teniendo por lo tanto que la aeronave siempre despegue con MTOW, independientemente del alcance.
Las distancias que se recorren durante aterrizaje, despegue, ascenso, descenso y aceleración se
han incluido en los tramos de crucero para así tener contemplar el combustible que en ellos se
gastaría.
Las velocidades y alturas de crucero, así los rangos contemplados han sido obtenidos de los
trayectos típicos llevados a cabo por las aeronaves, para ello se ha hecho uso de la aplicación
Flightradar. Estos parámetros son análogos a los empleados en los estudios: [30], [7] y [21], con
el objetivo de que los resultados puedan ser comparables.
2.5.1 Airbus A400-M
A400M es una aeronave de trasporte táctico militar tiene capacidad de recorrer 9800km a 37000 f t
de altitud y a velocidades de M=0,72. Las misiones diseñadas cubren alcances inferiores de entre
1000km y 3000km, menos demandantes. En caso de que se viese que es plausible el uso de nuevos
combustibles se procedería al estudio de trayectos de mayor rango.
Al ser la altura del crucero principal elevada (30000 f t) se ha optado por realizar un primer
crucero a menor cota de vuelo (15000 f t) y menor velocidad, se ha establecido como condición que
en él se recorra un cuarto de la distancia total, salvo para la Misión 1.
Con estos perfiles se podrían cubrir por ejemplo los vuelos: Madrid-Marrakesh, Sevilla-Bucarest,
Madrid- Siauliai (Lituania).
En la Tabla 2.1 se recogen velocidad de crucero, altura y rango de las misiones simplificadas
para el A400-M.
2.5 Perfiles de vuelo 11
Tabla 2.1 Datos misiones: A400-M.
DATOS MISIONES: A400-M
MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
Distancia 1º crucero (km) 1000 250 500 750
Velocidad 1º crucero (m/s) 105 105 105 105
Altura 1º crucero (ft) 15000 15000 15000 15000
Distancia 2º crucero (km) 2000 750 1500 2250
Velocidad 2º crucero (m/s) 200 200 200 200
Altura 2º crucero (ft) 30000 30000 30000 30000
Alcance (km) 3000 1000 2000 3000
2.5.2 ATR-72
De acuerdo a los vuelos realizados por esta aeronave, de corto y medio alcance, los rangos de las
misiones fijados para este avión oscilan entre 100km y 700km, con alturas de vuelo de entre 4500 f t,
9000 f t y 18000 f t. Los cruceros a altitudes más elevadas corresponden con los que se recorren
mayores distancias. Desde el punto de vista del consumo son beneficiosas altas cotas de vuelo
debido a la reducción de la resistencia.
Al ser de trayectos de no tan larga duración como en el A400-M se ha fijado un único crucero
con velocidades de vuelo desde 115m/s a 146m/s.
Se podrían cubrir con este tipo de perfiles por ejemplo los trayectos que desarrolla esta aeronave
entre las islas Azores o las islas Canarias.
La Tabla 2.2 recoge las características de las misiones simplificadas.
Tabla 2.2 Datos misiones: ATR-72.
DATOS MISIONES: ATR-72
MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4 MISIÓN 5
Velocidad crucero (m/s) 136 115 130 146 146
Altura crucero (ft) 18000 4500 9000 18000 9000
Alcance (km) 700 100 200 400 500
2.5.3 Beechcraft B200
El Beechcraft presenta gran versatilidad de rangos, con los perfiles de vuelo diseñados se pretende
modelar, por ejemplo, vuelos de carácter privado, así como de vigilancia marítima (de mayor
autonomía generalmente que los del primer tipo).
Se cubren distancias desde 100km a 500km, estando la cota de vuelo comprendida entre 3000ft y
9000ft. Las misiones de mayor rango del B200 son similares a las del ATR-72 en cuanto a distancia,
pero han sido diseñadas con menores alturas y velocidades de crucero.
Las características de los perfiles de vuelo se incluyen en la Tabla 2.3.
12 Capítulo 2. Modelo de aeronave
Tabla 2.3 Datos misiones: B200.
DATOS MISIONES: B200
MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4 MISIÓN 5
Vcrucero (m/s) 112 130 130 130 112
Altura crucero (ft) 3000 9000 9000 9000 3000
Alcance (km) 200 500 200 400 100
3 Modelo planta propulsiva
En el contexto actual, con el objetivo global de alcanzar la neutralidad climática, están abiertasdistintas líneas de investigación y desarrollo que pretenden reducir la producción de gases de
efecto invernadero tendencia que también se da en el sector de la aviación, por ejemplo, el uso de
pilas de combustibles o Combustibles Sostenibles de Aviación (Sustainable Aviation Fuels, SAFs).
Una de las posibles soluciones es la combustión de hidrógeno, gas natural o la mezclas de ambos de
forma directa en turbinas de gas adaptadas.
Para poder hacer un análisis de la viabilidad de la implementación de estas nuevas formas de
propulsión es necesario disponer de un modelo motor para conocer el consumo instantáneo, así
como el empuje de la aeronave. Una vez conocido el consumo total de combustible alternativo se
puede proceder a diseñar los depósitos para el almacenamiento del gas a presión. De esta forma, se
pretende poder comparar el desempeño de la aeronave propulsada con un hidrocarburo convencional
como es el C12H23 o una de las alternativas propuestas.
Se considera que las prestaciones del motor se mantienen inalteradas con independencia del
combustible empleado, ya sea H2 o GNC; por lo tanto, se mantienen constantes los rendimientos,
parámetros y características de los motores para su funcionamiento normal.
De acuerdo con el objetivo de realizar un estudio lo más amplio posible, las aeronaves selec-
cionadas presentan también diferentes características propulsivas. Se considera que el ATR-72 y
el A400-M presentan motores de 3 ejes y nivel tecnológico N3, mientras que el B200, al ser una
avioneta de corto alcance, presenta un motor de dos ejes.
Debido a la complejidad queda fuera del alcance de este proyecto el desarrollo del modelo de la
planta propulsiva para cada una de las aeronaves. Alternativamente, para poder obtener el consumo
de los diferentes combustibles, ya sea jet fuel tradicional, GNC o H2, se han empleado los mapas
operativos fuera del punto de diseño obtenidos en el estudio previo realizados para los motores in-
tegrados en las aeronaves estudiadas por el Departamento de Ingeniería Energética en [30], [7] y [21].
En esta sección se recogen dichos mapas operativos, consumo instantáneo del combustible de
referencia (C12H23) en kg/h/kN; posteriormente se presentan escalados a potencia específica (EFF
en W/kN), válidos para totos los combustibles considerados. Finalmente, se analiza las emisiones
de CO2 producida con la combustión de jet fuel convencional.
En cuanto a las características del C12H23 se recogen en la Tabla 3.1, tiene un poder calorífico
inferior similar a los se usados en aviación, de 43MJ/kg a 298K,
13
14 Capítulo 3. Modelo planta propulsiva
Tabla 3.1 Propiedades C12H23.
Fórmula molecular Peso molecular Poder calorífico Densidad
C12H23 167,3gr/mol 43MJ/kg 0,85gr/cm3
3.1 Mapas Operativos
En las figuras: Figura 3.2, Figura 3.3 y Figura 3.1 se representan gráficamente los mapas operativos
de cada uno de los tres motores, a nivel del mar (sl); crucero (cr), altura crucero y 70% altura
crucero; para el combustible C12H23.
Los datos empleados para las interpolaciones posteriormente realizadas se recogen en el Apendice
A.
La velocidad a la altura h así como el empuje demandado a altura h vienen dados por las ecuacio-
nes de mecánica del vuelo, desarrolladas en los apartados anteriores.
Figura 3.1 Mapas operativos A400-M.
3.1 Mapas Operativos 15
Figura 3.2 Mapas operativos B200.
Figura 3.3 Mapas operativos ATR-72.
16 Capítulo 3. Modelo planta propulsiva
Estos mapas recogen el efecto en el TSFC en función de la velocidad de vuelo, así como el
empuje demandado al motor. No obstante, están únicamente definidos para tres cotas de vuelo: nivel
del mar (sl); crucero (cr), cota nominal definido por el fabricante; y 70% crucero. Cabe mencionar
que en ninguno de los casos el crucero se ejecuta a dicha altura nominal, puesto que se trata de
trayectos de corto alcance en comparación a los rangos máximos de las aeronaves. En la Tabla 3.2
se definide la altura de crucero nominal para cada una de las aeronaves a continuación:Tabla 3.2 Alrura nominal de vuelo.
B200 ATR-72 A400-M
35000 ft 25000 ft 40000ft
Por lo tanto, para obtener el consumo específico en cada punto del perfil de vuelo de las aeronaves
en función del empuje demandado a esa cota es necesario escalar dichos mapas para cualquier altura.
Puesto que el consumo específico de combustible y del empuje son dependientes de la densidad del
aire, se ha empleado una variación de ellos en función de la densidad y de la altura según el modelo
de atmósfera ISA, como se muestra a continuación:
E(ha) = E(hi) · (A
ρ(ha)
ρ(hi)
−B) (3.1)
CE(hi) =CE(ha) · (A
ρ(hi)
ρ(ha)
−B) (3.2)
Donde se han establecido los parámetros A como 1 y los B como 0. Adicionalmente, para reducir
los posibles márgenes de error asociados a la alta dependencia de la cota de vuelo en el consumo
instantáneo, se emplea una interpolación lineal para el cálculo del CE en función de los consumos
obtenidos de los tres mapas operativos asociados a las tres cotas distintas.
De esta forma, para una altura h se tiene que:
CE(h) = interp(CE(h)|cr,CE(h)|70%cr,CE(h)|sl) (3.3)
De forma que:
CE(h)|cr =CE(hcr) · (A
ρ(h)
ρ(hcr)
−B)
CE(h)|70%cr =CE(h70%cr) · (A
ρ(h
ρ(h70%cr)
−B)
CE(h)|cr =CE(hsl) · (A
ρ(h)
ρ(hsl)
−B)
Donde CE(hcr), CE(hcr) y CE(hsl) se obtienen entrando a los mapas operativos con las velocidades
a altura h y los respectivos empujes escalados E(hcr), E(hcr) y E(hsl):
E(hcr) = E(h) · (A
ρ(hcr)
ρ(h)
−B)
E(h70%cr) = E(h) · (A
ρ(h70%cr)
ρ(h)
−B)
E(hsl) = E(h) · (A
ρ(hsl)
ρ(h)
−B)
3.2 Efecto combustible 17
3.2 Efecto combustible
Al considerarse que la planta motora permanece invariante (no se alteran sus prestaciones) con la
implementación de combustibles diferentes a los jet fuels típicamente usados en la aviación (ya sea
GNC o H2), el empuje así como la potencia específica (W/kN) son independientes de la naturaleza
del combustible.
Para obtener la masa de combustible alternativo necesario en cada una de las misiones, se
han escalado los mapas operativos de consumo específico de hidrocarburo de referencia (TSFC en
kg/h/kN) a potencia específica (EFF en W/kN), válidos para cualquiera de los combustibles plantea-
dos. Para ello se ha hecho uso del poder calorífico inferior del fuel de referencia C12H23 (43 MJ/Kg).
De forma que, para un punto del perfil de vuelo donde se tiene un empuje demandado, se conoce
la potencia necesaria a aportar por los combustibles no tradicionales y por ende el gastó másico
instantáneo de ellos. Según se refleja en las siguientes relaciones:
EFF = T SFC ·H p f uel Re f erencia (3.4)
T SFCi =
EFF
H pi
(3.5)
Ẇi = T SFCi ·T (3.6)
Donde Ẇi es el consumo instantáneo del combustible alternativo considerado, H pi el poder
calorífico inferior del combustible alternativo. el empuje demandado .
Los mapas de potencia específica se recogen en las figuras: Figura 3.4, Figura 3.5 y Figura 3.6.
Los datos empleados para la interpolaciones posteriormente realizadas se recogen en el Apendice
A.
Figura 3.4 Mapas operativos B200 (EFF).
18 Capítulo 3. Modelo planta propulsiva
Figura 3.5 Mapas operativos ATR-72 (EFF).
Figura 3.6 Mapas operativos A400-M (EFF).
3.3 Emisiones 19
3.3 Emisiones
Puesto que el fin último de la implementación de los combustibles diferentes a los hidrocarburos
típicamente empleados en la aviación es la reducción de las emisiones de CO2, es de especial interés
la obtención de dichas emisiones en la actuación de cada una de las aeronaves para poder realizar el
balance de las ventajas en cuanto a los combustibles alternativos implementados.
Por lo tanto, a pesar de no analizar la evolución del fluido de aire en el motor es necesario estudiar
en términos estequiométricos la reacción que tiene lugar en la cámara de combustión, por la cual se
produce un aporte energético que dependerá de la naturaleza del combustible empleado.
Debido a que en principal medida de la combustión de carburantes (como el C12H13) se produce
dióxido de carbono, no se considerará la formación de óxidos de nitrógeno (óxido nítrico ni dióxido
de nitrógeno) ni partículas en suspensión. Por otro lado, se produce la combustión en forma completa
con exceso de aire.
La composición de aire considerada en porcentaje en peso es:
• : N2: 75,47%
• : 02: 23,29%
• : AR: 1,29%
• : CO2: 0,05%
Para el cálculo las emisiones de CO2 se parte de la reacción estequiométrica que tiene lugar en la
cámara de combustión, donde los productos resultantes son CO2, H2, O2, Ar y N2:
CnHm+(n+
m
4
)[O2+3,717N2+0,004456Ar+0,001568CO2)λrel = [n+λrel(n+
m
4
)0,001568]CO2
+
m
2
H2O+λrel3,717(n+
m
4
)N2 +λrel[n+
m
4
]0,004456Ar+(λrel −1)(n+
m
4
)O2 (3.7)
Donde, en el caso considerado, el combustible empleado es C12H13 y λ es la inversa al dosado ( f )
y λesteq el dosado estequiométrico ( festeq = 0,0683). De forma que se tienen las siguientes relaciones:
λ = 1f , λrel =
1
frel
, λrel = λλestq .
La masa total de CO2 emitida es:
ṁCO2 =
PMCO2
PMcomb
· ṁ f · (n+
λ
λestq
· (n+ m
4
) ·0,00158) (3.8)
El dosado dependerá de la actuación del motor en cada momento. Si se supusiese un dosado
relativo típico de 0,4 (λrel = 2,5), se obtendría un CO2 proporcional a n más un 0,07. Para hacer un
análisis lo más desfavorable posible en cuanto a las emisiones de CO2 se toma como λ = 0,5. No
obstante, los cálculos se centrarán en el CO2 producido.
Por ejemplo, las aeronaves ATR se definen, según el fabricante, como aeronaves de mínimas
emisiones, por lo tanto, se trata de aeronaves que tienden a tener dosados bajos para reducir la
formación de gases contaminantes como el NOx, no considerados en el análisis.
20 Capítulo 3. Modelo planta propulsiva
La masa de CO2 formada en la reacción es:
˙mCO2 =
PMCO2
PMcomb
·n · ṁ f (3.9)
Se produce por lo tanto 3,15kg de CO2 por cada kg de fuel (C12H13).
En el caso del gas natural, al ser su componente principal el metano (CH4) con una composición
de entorno al 95%, seguido del etano (CH2H6), con una concentración entorno a 2%, para el cálculo
de las emisiones de CO2 se considera la formula estequiométrica del metano, tomando n el valor de
1. Generándose 2,74kg de CO2 por cada kg de GNC, para el caso de las mezclas se obtienen: 0,82kg
de CO2 por cada kg de 70%H2 −30%GNC y 1,92kg de CO2 por cada kg de 30%H2 −70%GNC.
4 Diseño depósitos
Si bien en la coyuntura actual, el Hidrógeno se presenta como uno de los factores clave en latransición energética y en la descarbonización del sector del trasporte, uno de los factores
limitantes en cuanto a su uso en la industria de la aviación es el modo de almacenamiento de este.
Por un lado, ha de ser seguro, así como rentable y cumplir con las altas exigencias en cuanto a pesos
y dimensiones de las aeronave. Esto se ve dificultado por la baja densidad energética por unidad de
volumen que presenta (inferior a 5MJ/L en estado gaseoso).
En la actualidad, existen diversos métodos de almacenamiento de Hidrógeno, siendo el almace-
namiento de gas a presión la forma tecnológicamente más madura hoy en día. En este proyecto se
considerarán tanques cilíndricos de aleaciones de titanio, aluminio y acero. En los que se albergará
tanto Hidrógeno gaseoso como Gas Natural comprimido, a distintas presiones de almacenamiento
(350bar y 750bar), variándose el número de depósitos y longitudes de estos, con el objetivo de ver
el impacto que tienen estos parámetros sobre los pesos y capacidad volumétrica de las aeronaves
seleccionadas.
En primer lugar, se presentan los distintitos tipos de tanques usados para el Hidrógeno com-
primido actualmente. A continuación, se exponen los materiales considerados para el análisis
y el modelo de resistencia mecánica empleado para el diseño de los depósitos. Finalmente, se
explica el procedimiento para el cálculo del volumen de los tanques y se recogen una serie de con-
sideraciones en cuanto a la integración de los depósitos en la aeronave, factor clave a tener en cuenta.
4.1 Tipos de tanques
Dentro de los diversos métodos de almacenamiento de Hidrógeno se pueden distinguir dos grandesgrupos: almacenamiento físico y mediante materiales.
Dentro del segundo grupo se enmarcan:
• El almacenamiento mediante adsorción en la superficie de un material sólido poroso (nanotu-
bos de carbono hacen uso de este proceso).
• El almacenamiento mediante adsorción atómica ya sea con portadores de hidrógeno orgánico
líquido (LOHCs), a través de hidruros metálicos, hidruros complejos o hidruros químicos.
• Almacenamiento en forma de compuestos químico. Por ejemplo, el amoniaco (NH3) el cual
posee mayor cantidad de hidrógeno por unidad de volumen que el propio H2 gaseoso.
21
22 Capítulo 4. Diseño depósitos
Mientras que, en el primero se engloban: el hidrógeno líquido, criogénico y gaseoso comprimido
en depósitos a alta presión. Siendo el principal inconveniente del H2 líquido las bajas temperaturas
a las que ha de mantenerse (-253ºC), son necesarios sistemas de aislamiento muy eficientes, del
mismo modo, se producen pérdidas de hidrógeno por vaporización a lo largo del vuelo, lo que hace
necesario contemplar estas perdidas para el consumo de combustible a lo largo de todo el trayecto
recorrido. Por otro lado, las presiones requeridas son menores (entorno a los 13bar) esto reduciría
el peso de los depósitos. No obstante, los tanques estarían sometidos gradientes de temperaturas
muy elevados.
Hoy en día el método más extendido en la isdustria general es el uso de tanques a presión para
hidrógeno gaseoso. Los depósitos han de estar preparados para soportar elevadas presiones, así
como altos números de ciclos de carga y descarga. Para un diseño seguro es necesario tener en
cuenta los efectos de fatiga, envegecimiento, permeabilidad, corrosión, así como el fenómeno de
fragilización del H2; aspectos que quedan fuera del alcance del proyecto.
Actualmente existen 4 tipos de tanques:
• Tipo I: depósitos metálicos fabricados generalmente de acero o aluminio,así como titanio,
con un rango de presiones de entre 150bar y 200bar. Presentan espesores y pesos elevados.
• Tipo II: presentan refuerzo de fibra de carbono o vidrio, soportan presiones más elevadas
de 700bar a 1000bar. Siguen teniendo pesos altos debido a que, tanto el material, como el
refuerzo, soportan las mismas tensiones.
• Tipo III, presentan una capa interna metálica para evitar fugas; y una capa exterior de material
compuesto. Trabajan bajo de presiones de entre 350−700bar.
• Tipo IV: tienen una capa interna de material plástico para favorecer estanqueidad; una capa
intermedia de material compuesto, la cual da rigidez estructural con el objetivo de reducir
el peso; y capa externa, normalmente de fibra de vidrio, que protege al depósito. Siendo
este modelo mucho más costoso que los de Tipo I y Tipo II, pero con mejores propiedades
mecánicas y estructurales.
Para el análisis se considerarán depósitos Tipo I, de aleaciones de metales (titanio, acero y
aluminio), sin refuerzo con materiales compuestos, sometidos a presiones de 350bar y 700bar.
4.2 Materiales de los depósitos
La elección de los materiales de los depósitos se ha basado en una comparación de los materiales
que presentan mejor relación resistencia peso de aquellos más utilizados en la industria aeronáutica,
principalmente aleaciones de Al y Ti. No se han tenido en consideración aspectos económicos. Los
materiales seleccionados finalmente presentan distinta tipología para llevar a cabo un análisis lo
más amplio posible:
• Titanio : Ti6Al4V (UNS 856400), conocido como Titanio de Grado 5, es una de la aleación
de titanio más versátil que constituye más del 50% del Ti total usado, empleado en alabes de
turbina, fuselaje, bombas y válvulas, etc. Resistente a la corrosión y al fuego. La aleación
considerada presenta tratamiento térmico de puesta en solución, temple desde los 900-955ºC
y maduración arterial a 540ºC, con la que se obtiene con una relación límite elástico densidad
de 0,25Mpa/(kg/m3). Según las referencias [26] y [5].
• Aluminio: AL7075 T6 (UNS A97075), tratado térmicamente con solubilizado y envejecido
artificialmente, es usado en multitud de componentes de aeronaves (largueros, larguerillos,
4.3 Modelo de resistencia mecánica de los depósitos 23
engranajes, ejes, etc.) así como sistemas de alta presión. Presenta una relación límite elástico
densidad de 0,18Mpa/(kg/m3), según las referencias [26] y [16].
• Aluminio: AL2048 (UNS A92048) como elemento de la aleación principal utiliza cobre,
presenta peores propiedades a corrosión, pero buena resistencia a fatiga, con una relacion de
0,15Mpa/(kg/m3), según [12].
• Acero inoxidable endurecido: C410 (UNS S41000), entre cuyas características destaca su
alto límite elástico y resistencia a fatiga, puede ser tratado térmicamente. Es empleado en
motores a reacción y turbinas de gas. A pesar de tener un límite elástico superior al aluminio,
presenta una densidad muy elevada por lo que se obtiene una relación 0,09Mpa/(kg/m3),
según las referencias [26] y [18]. Se considera que ha sido tratado térmicamente a con elevada
temperatura.
A continuación, en la Tabla 4.1 se presentan los materiales seleccionados, su límite elástico
(al 2%) y su densidad, también se recogen las características del acero inoxidable austenítico 304
(UNS S30400), el cual presenta un límite elástico bajo y no puede endurecerse mediante tratamiento
térmico, por esta razón no forma parte de los materiales seleccionados para el análisis.
Tabla 4.1 Propiedades materiales depósitos.
Material Límite elástico 2%
Mpa
Densidad
kg/m3
Límite elástico/Densidad
Mpa/(kg/m3)
Ti6Al4V 1130 4430 0,25
AL7075 503 2810 0,18
AL2048 415 2750 0,15
C410 690 7750 0,09
C304 241 7800 0,03
4.3 Modelo de resistencia mecánica de los depósitos
A continuación, se desarrolla el modelo de resistencia mecánica considerado para el diseño de los
tanques. El criterio de fallo empleado es el criterio de Von Mises o (Teoría de la máxima energía de
distorsión). El factor de seguridad empleado es 2. Se deja para futuros estudios la implementación
de un programa de elementos finitos que prediga con exactitud las tensiones generadas en las pareces
de los depósitos debido a cargas cíclicas de carga y descarga, por al llenado y vaciado de estos
mismos.
En cuanto a las hipótesis de partida se establecen:
• comportamiento elástico y lineal
• material isótopo y homogéneo
• pequeños desplazamientos, rotaciones y deformaciones
En primer lugar, se desarrolla el Modelo de pared delgada y se hace uso de la Teoría de Placas
y Láminas. La validez del modelo se limita a ratios espesor-radio ( er menores que 0,1. Donde e
espesor, r radio de curvatura, igual al radio del depósito.
Posteriormente, se presenta el Modelo de pared gruesa, empleado para aquellos casos donde el
ratio espesor-radio sea mayor que 0,1.
24 Capítulo 4. Diseño depósitos
4.3.1 Modelo de pared delgada
Al considerar que la pared del depósito se trata de una lámina delgada, superficie curva en la que
dos de sus dimensiones son mucho mayores que la tercera (espesor), se pueden realizar una serie de
hipótesis y simplificaciones en cuando al estado mecánico:
• Se considera tensión plana, tensiones perpendiculares a la superficie media despreciables
frente a las demás (σz ≈ 0)
• Deformaciones perpendiculares a la superficie media se consideran nulas, por lo tanto espesor
se mantiene constante.
• Deformaciones por contarte nulas (γxz ≈ 0, γyz ≈ 0)
En cuanto a las condiciones de contorno del depósito, se suponen tales que la flexión es despre-
ciable frente a las deformaciones axiales, dando lugar al denominado estado de membrana. Lo que
implica que las tensiones son constantes a lo largo del espesor y únicamente hay: σθ , σφ , τφθ y τθφ .
Teniendo en cuenta que se trata de un problema con simetría cilíndrica, los esfuerzos sobre los
depósitos resultan ser:
σθ =
pr
e
(4.1)
σl =
pr
2e
(4.2)
τ =
pr
4e
(4.3)
Donde σθ es la tensión tangencial; σl , la tensión longitudinal (según el eje del cilindro); y τ la
tensión cortante.
Figura 4.1 Esquema tensiones modelo pared delgada.
Se empleará el criterio de Von-Misescomo criterio de resistencia, y como tensión admisible
(σad) el límite elástico al 2% (σY S) de los materiales seleccionados, incluidos en la Tabla 4.1
con un factor de seguridad de 2. En el estado tensional biaxial anteriormente explicado la tensión
equivalente de Von-Mises ( σeqV M ) obtenida es:
σeqV M =
√
3pr
2e
(4.4)
4.3 Modelo de resistencia mecánica de los depósitos 25
Este factor de seguridad está usualmente compendio en torno a 1,5 – 2. Se toma como 2, siendo
el valor más conservador. Por lo que, se tiene la siguiente relación entre la presión del depósito, el
espesor y el radio:
σeqV M ≤ σad/2 −→
√
3pr
e
≤ σY S (4.5)
En el límite se obtiene; √
3pr
e
= σY S (4.6)
Para el cálculo del espesor se ha de tomar la máxima diferencia de presiones entre el exterior y el
interior del depósito.
En cuanto a la presión interior, se ha tomado como presión de diseño la presión de almacena-
miento de cada uno de los combustibles alternativos recogidas en la Tabla 4.2, puesto que a medida
que se vayan consumiendo los combustibles la presión que ejercen los gases sobre las paredes será
cada vez menor.
Por otro lado, tanto si los tanques son integrados dentro del fuselaje o por fuera, se ha despreciado
la presión externa para los cálculos. Esto se debe que, considerando ya sea la presión atmosférica a
nivel del mar o a máxima cota de vuelo (se produce un descenso de esta magnitud con la altitud),
la relación entre dicha presión y la de almacenamiento es de 0,01, dos órdenes de magnitud inferiores.
Tabla 4.2 Presión de almacenamiento.
Presión de almacenamiento
350 bar
700 bar
De la Ecuación 4.6 se obtiene la relación directa entre entre er y los parámetros σY S y Palm, lo
que permite conocer para que materiales y presiones de almacenamiento es válida la hipótesis de
partida ( er < 0,1). En la Tabla 4.3 se recogen los valores del ratio espesor-radio, donde se aprecia
que únicamente en el caso del Ti6Al4V y el C410 a presiones de 350bar se cumple dicha condición,
por lo que es necesario considerar el Modelo de pared gruesa.
Tabla 4.3 Ratio e/r depósitos.
RATIO e/r
PRESIÓN MATERIAL DEPÓSITOS
(bar) AL7075 Ti6Al4V C410 AL2048
350 0,12 0,15 0,06 0,09
700 0,24 0,29 0,11 0,18
4.3.2 Modelo de pared gruesa
En el caso de pared gruesa (e/r > 0.1) no son validas las ecuaciones planteadas anteriormente para
pared delgada, ya que las tensiones circunferenciales (σθ ) varían a lo largo del espesor.
En esta sección, para mayor claridad, r hace referencia a la distancia desde el eje del cilindro
al punto donde quieren hayarse las tensiones, variando entre (rint ,rext). Para el radio medio de los
26 Capítulo 4. Diseño depósitos
depósitos se empleará rmed .
La ecuación de equilibrio para un elemento diferencial, despreciando términos de segundo orden,
es:
σθ −σr − r
σr
dr
= 0 (4.7)
Donde σθ es la tensión circunferencial o radial y σr es la tensión radial.
Figura 4.2 Esquema tensiones modelo pared gruesa.
El estado tensional queda definido a partir de las ecuaciones de las tensiones en función de los
desplazamientos, la ecuación general de compatibilidad de los desplazamientos y las condiciones
de contorno.
La solución obtenida particularizada para el caso a analizar se recoge en las ecuaciones 4.8 y
4.9, donde se mantiene que las cargas de contorno son: Pint = Palm, Pext ≪ Pint y por lo tanto Pext
sigue considerándose despreciable.
σθ (r) =
r2int ·Palm
r2ext − r2int
· (1+ r
2
ext
r2
) (4.8)
σr(r) =
r2int ·Palmb
r2ext − r2int
· (1− r
2
ext
r2
) (4.9)
Donde σrθ = 0 por axisimetría axial.
Para todos los radios se tiene que σθ > σr y las tensiones principales son, por lo tanto: σθ = σI y
σr = σII . La tensión equivalente de Von Mises en función del radio es:
σeqV M =
r2int ·Palm
r2ext − r2int
·
√
3
r4ext
r4
−1 (4.10)
Siendo máxima para r = rint , por lo que σeqV M máxima queda de la forma:
σeqV M =
r2int ·Palm
r2ext − r2int
·
√
3
r4ext
r4int
−1 (4.11)
Sustituyendo el radio interno y el externo en función del e y el radio medio rmed se obtiene:
σeqV M =
(1− e2rmed )
2 ·Palm
2e
rmed
·
√
3(
1+ e2rmed
1− e2rmed
)4 +1 (4.12)
4.4 Cálculo del volumen de los tanques 27
El criterio de fallo es el mismo que en el caso anterior, así como el factor de seguridad (2), por lo
que ha de cumplirse que en el límite:
σeqV M ≤ σad/2 −→
(1− e2rmed )
2 ·Palm
e
rmed
·
√
3(
1+ e2rmed
1− e2rmed
)4 +1 = σY S (4.13)
4.4 Cálculo del volumen de los tanques
A la hora de dimensionar los depósitos, para conocer su peso total y volumen que ocupan, es
necesario conocer su capacidad (volumen interno), radio y espesor (los cuales fijaran la cantidad de
material y por lo tanto el peso del depósito así como su volumen externo).
Una vez fijada la longitud de los depósitos, su número y el material de ellos (decisiones de diseño),
así como el combustible a emplear, son necesarias dos ecuaciones que relacionen espesor y el radio
con estos parámetros, para su cálculo.
La primera de las relaciones se obtiene del volumen interior de los tanques, en la que intervienen:
longitud, número, radio y espesor. La segunda viene dada por la Ecuación 4.6, o bien 4.26, la cual
vincula presión de almacenamiento, límite elástico, espesor y radio.
4.4.1 Masa y volumen combustible
Primero es necesario conocer la cantidad total de combustible (Volcomb) que han de albergar los
tanques. Para ell,o se han diseñado misiones tipo de distinta autonomía y alcance, cuyas demandas
energéticas varían en función de las actuaciones definidas para cada aeronave y perfil de vuelo
simplificado.
De las ecuaciones de mecánica del vuelo (desarrolladas en la Sección 2.4) se obtiene el empuje
demandado por la aeronave en cada instante, lo que junto al modelo motor, definido en el Capítulo
3, da el consumo de combustible instantáneo Ẇi, donde el subíndice i hace referencia al combus-
tible considerado (H2, GNC o las mezclas). Integrando en toda la misión se obtiene la masa de
combustible necesaria para llevar a cabo el perfil de vuelo (m′comb).
m′combi =
∫ t f
ti
Ẇi(t)dt (4.14)
Cabe recalcar que todos los cálculos realizados en el proyecto han sido desarrollados con el
plataforma de programación y cálculo numérico MATLAB.
Adicionalmente, se considera una masa de combustible de reserva del 4% (mres) para que, en
el supuesto de que no se tengan las circunstancias necesarias para realizar el aterrizaje de manera
segura, se pueda abordar la operación y realizar un desvío a un aeropuerto próximo.
mres = 0,04 ·m′comb (4.15)
De ahora en adelante, por simplicidad se obviará el uso del subíndice i para hacer referencia a
uno de los combustibles alternativos utilizados.
28 Capítulo 4. Diseño depósitos
Para garantizar un suministro adecuado de combustible procedente de los tanques a la cámara de
combustión, es necesario que la presión en los depósitos sea de al menos 10bar superior a la de la
cámara. Por esta razón, la totalidad del gas almacenado en los depósitos no está disponible para
alimentar el motor, se requiere una cantidad de combustible marginal al final de la misión (mmarg).
La mínima presión en los depósitos se produce al final de la misión, en el aterrizaje, donde se ha
liberado prácticamente todo el gas. Concretamente, al final de la misión alternativa, en caso de que
se llevase a cabo, para garantizar el correcto suministro durante toda esta en caso de que hubiese
una contingencia. Donde se tiene que la masa de gas en ese instante es únicamente la marginal:
m f = mmarg (4.16)
Se considera una relación de compresión (πc) de 30 para las tres aeronaves y una presión ambiente
de 1atm. Por lo que, se ha establecido que la presión en los depósitos en el instante final ha de ser
1,05 presión en la cámara de combustión:
Pf = 1,05 ·πc ·P0 (4.17)
En el inicio del despegue la presión en los depósitos es igual a la presión de almacenamiento
(Palm), y la masa es igual a la total embarcada (incluye la masa de reserva, marginal y necesaria
para efectuar el perfil de vuelo):
mi = mcomb = m′comb +mres +mmarg (4.18)
Pi = Palm (4.19)Por otro lado, se ha establecido que la temperatura del depósito se mantiene constante en todo
momento (27◦C, 300K), se cumple entre el estado inicial y final la siguiente relación:
Pi
Pf
=
mi
m f
=
mi
mi −∆comb
−→ Palm
Pf
=
mcomb
mcomb − (m′comb +mres)
(4.20)
Cabe mencionar que la condición de temperatura constante implica que los depósitos han de ser
almacenados en el interior del fuselaje o es necesario un sistema de aislamiento para los vuelos de
mayor cota y alcance, una limitación adicional a la integración de los depositos en las aeronaves.
Apartir de la ecuación 4.20 se calcula la masa total de combustible (mcomb) que han de albergar
los tanques al inicio de la misión. A través de la ecuación de los gases ideales, se obtiene el volumen
total de combustible (Volcomb) a cargar en el avión:
PV = mT R/M (4.21)
Por lo que, en el instante inicial se tiene que :
Volcomb = mcom ·Tdep ·Rcomb/Palm (4.22)
Donde R es la constante de los gases, M es la masa molar del combustible y Rcomb = RM .
Cabe destacar que, mcomb y Volcomb son dependiente de la presión de almacenamiento y de los
combustibles considerados pero independientes del número de tanques, longitud y material. En
caso de N mayor que uno, se considera que la presión, volumen y temperatura son iguales en todos
los depósitos y homogéneos.
4.4 Cálculo del volumen de los tanques 29
4.4.2 Espesor y radio depósitos
En la Figura 4.3 se recoge un esquema con la definición de los parámetros longitud (L), espesor (e)
y el radio (r).
Figura 4.3 Esquema depósitos.
A la hora de calcular el espesor (e) y el radio (r) se suponen fijos longitud (L), material, número
de tanques (N) y combustible, se requiere un sistema de dos ecuaciones para obtener e y r.
Por un lado, al fijar el material se establece la máxima tensión que han de soportar las paredes
(Ecuación 4.6 o 4.26), como se desarrolla en la Sección 4.3 lo que establece la primera de las
relaciones necesarias.
Por otro lado, para establecer la otra relación se tiene que el volumen total interior de los depósitos
(Volint) ha de ser igual al volumen de combustible al inicio. Tal que:
Volcomb =Volint = N ·Vol
j
int (4.23)
Vol jint = π · (L+
4
3
(r− e
2
)) · (r− e
2
)2 (4.24)
Vol jint hace referencia al capacidad de que alberga un tanque y Volint al total.
De forma que, el sistema de ecuaciones por el cual se obtienen el espesor y el radio de los tanques
queda definido de la forma :
- Pared delgada: {
f1(e,r) =
√
3pr
e −σY S
f2(e,r) =Volcomb −N ·π · [L+ 43(r−
e
2)] · (r−
e
2)
2
(4.25)
30 Capítulo 4. Diseño depósitos
-Pared gruesa:  f1(e,r) =
(1− e2rmed )
2·Palm
e
rmed
·
√
3(
1+ e2rmed
1− e2rmed
)4 +1−σY S
f2(e,r) =Volcomb −N ·π · [L+ 43(r−
e
2)] · (r−
e
2)
2
(4.26)
Una vez obtenido estos valores, el volumen total que ocupan los tanques es:
Volext = N ·π · [L+
4
3
(r+
e
2
)] · (r+ e
2
)2 (4.27)
Se calcula la masa de los depósitos (m′dep) como:
m′dep = ρmat ·Volmat (4.28)
Volmat =Volext −Volint = π ·N · [(L+
4
3
(r+
e
2
)) · (r+ e
2
)2 − (L+ 4
3
(r− e
2
)) · (r− e
2
)2] (4.29)
Como se explica en la Sección 4.5 el valor de la masa de los depósitos se mayorará para contemplar
el peso de dispositivos que den rigidez a los tanques.
4.5 Integración de los depósitos en la aeronave
En este proyecto se cuantifica el impacto que supone la integración de los depósitos y el uso de los
combustibles alternativos en la aeronave en función de la variación en los pesos del avión (masa de
carga de pago) y capacidad de carga volumétrica del avión.
Se diseñan depósitos de geometría cilíndrica con casquetes esféricos. Como se muestra en el
diseño de la Figura 4.4.
Figura 4.4 Diseño depósitos.
En cuanto a la longitud, esta se establece como el largo máximo de la cabina de transporte, con el
objetivo de que los depósitos sean albergados en el interior del fuselaje y no se produzca variación
en el exterior del avión ni en su polar. El uso de tanques externos aumentaría la resistencia, demanda
de empuje y cantidad de combustible a embarcar; adicionalmente, para mantener la temperatura
sería necesario aislamiento térmico. En el análisis se realizará un estudio de la variación de los
resultados ante un aumento de longitud sin considerar modificaciones en la polar, para apreciar las
4.5 Integración de los depósitos en la aeronave 31
ventajas mecánicas y por lo tanto estructurales que supone esta modificación.
En primer lugar, se analizarán los resultados para único depósito (N = 1), así como desde N = 1
hasta N = 50, N hace referencia al número de depósitos.
Debido a las longitudes consideradas (por ejemplo, de 17m en el A400-M) será necesario el uso
de dispositivos rigidizadores. El efecto de estos elementos se contemplará como un aumento en
peso de los depósitos, en el análisis se denominará “ f actorr” a dicho aumento que se modela como
queda reflejado en la Ecuación 4.31.
Inicialmente se establece para las tres aeronaves como un 10% adicional a la masa calculada,
posteriormente se verá la variación que supone en el impacto en la aeronave el aumento de dicho
valor.
mrig = f actorrig ·m′dep (4.30)
mdep = m′dep +mrig = (1+ f actorr) ·m′dep (4.31)
Se realiza la hipótesis de que la masa de combustible alternativo embarcado más la masa de
los depósitos (contando elementos rigidizadores) será mayor que la masa máxima de combustible
con máxima carga de pago, por esta razón todas en las misiones se despega con MTOW. Para las
misiones de más corto alcance donde no se necesita tanta cantidad de combustible ni depósitos tan
grandes, esto supone una sobredemanda de empuje, lo que implica que se está modelando un caso
más desfavorable que el real.
El impacto en cuanto a pesos del uso de H2 y GNC se cuantificará con respecto a la variación en
la máxima carga de pago de la aeronave (MPLmax) recogidas en la Sección 2.1. El cambio que se
produce en la carga de pago se calcula de acuerdo a la Ecuación 4.33.
Mpl = MTOW −mcomb −mdep −OEW (4.32)
Donde Mpl hace referencia a la nueva caga de pago, OEW al peso operacional en vacío y MTOW
al peso máximo al despegue.
Puesto que se despega con MTOW, en los casos en los que la suma de masa de combustible y
depósitos sea mayor que MTOW menos el peso operacional en vacío la Mpl será negativa, esto
significa que incluso eliminando la carga de pago no se podría llevar a cabo la misión. No obstante,
como se desarrolla en el Capítulo 5, no interesa reducir en gran medida Mpl ya que la aeronave
perdería utilidad, razón por la cual se fijará un límite en el análisis.
Por otro lado, en cuanto al efecto con respecto a la capacidad de carga volumétrica del avión, la
modificación que supone la implementación de los nuevos combustibles solo se considerará en el
caso de que la longitud de los depósitos sea menor que el largo máximo de la cabina de transporte.
El volumen reservado para carga de pago se calcula como se refleja a continuación:
Volpl =VolPLmax −Vol
dep
ext (4.33)
32 Capítulo 4. Diseño depósitos
Donde Volpl representa el volumen utilizable de la cabina, VolPLmax la máxima capacidad de la
aeronave y Voldepext el volumen ocupado por los tanques.
Al igual que con la de masa de pago, no interesa perder la totalidad de capacidad, por esta razón,
también se fijarán unos límites en el análisis.
Para la parte del anáisis de variación de la longitud de los depósitos, en los casos en los que la
dimensión considerada sea mayor que la máxima de la cabina no se tendrá en cuenta la viabilidad
de la misión con respecto a la capacidad máxima, permaneciendo esta invariante y eliminándose
esta limitación del estudio.
5 Análisis
En la coyuntura actual el uso de hidrógeno en la propulsión para sustituir a los hidrocarburostradicionales y conseguir una aviación limpia se presenta como una alternativa con ciertos
beneficios y retos. Uno de los grandes desafíos que se presenta es el modo de almacenamiento.
El objetivo último de este proyecto es realizar un primer estudio comparativo sobre el efecto que
tendrá en el avión la propulsión conH2 y GNC, así como la mezcla de ambos compuestos, debido a
la integración de los depósitos, en aeronaves de distinta tipología.
Una vez descritos los aviones seleccionados y combustibles alternativos a emplear; definidos
los perfiles de vuelo; y desarrollados el modelo de la aeronave, motor y de resistencia mecánica
de los depósitos; se procede a realizar el análisis. En primer lugar, se exponen los consumos de
combustibles para llevar a cabo cada una de las misiones, así como el volumen que estos ocupan, y
las emisiones de CO2 producidas. Posteriormente, se planteará para qué combustibles, materiales,
presiones de almacenamiento y misiones y es viable la implementación de combustibles alternativos,
usando la condición que se desarrollará a continuación, en función a la reducción masa y volumen
en la carga de pago. Finalmente, se analizará el efecto de los diferentes parámetros seleccionados
en la solución.
5.1 Introducción análisis
Para estudiar la viabilidad en la implementación de los combustibles, el principal parámetro limi-
tante es la variación en el peso de la aeronave debido a la instalación de los depósitos y el peso de
los combustibles. En los casos en los que los depósitos son integrados en el interior del avión la
variación de la capacidad volumétrica también resulta ser de gran interés.
El estudio se ha realizado considerando que en todas las misiones las aeronaves despegan con
MTOW, independientemente del alcance de las misiones, con el objetivo de ver para cuál de ellas si
sería viable el uso de H2 o GNC.
Si el peso del combustible alternativo y de los depósitos supera el peso máximo de combustible
para máxima carga de pago, será necesario reducir la carga de pago máxima para poder completar
la misión. No solo interesa que Mpl no sea negativa (en este caso no existe una solución posible
para llevar a cabo esa misión como se explica en Sección 4.5); sino que se establece como límite
que la carga no se reduzca más de un porcentaje en cada una de las aeronaves. Esto se debe a que,
33
34 Capítulo 5. Análisis
menos en el supuesto de que fuesen aeronaves destinadas a vigilancia carecería de sentido reducir
tanto su capacidad de carga. Ha de cumplirse la inecuación expresada en 5.1.
Mpl ≥ f actorm ·MPLmax (5.1)
El margen establecido para cada avión depende de su utilidad. En el caso del A400-M este
porcentaje se ha establecido en 80% al tratarse de una aeronave de trasporte táctico militar. Para el
ATR-72 y el B200 se emplea un factor de 50% al ser aviones comerciales. Como queda recogido
en la Tabla 5.1, donde se definen los pesos empleados (descritos en apartados anteriores), así como
la relación que ha de cumplirse para que se considere factible la misión.
Tabla 5.1 Factores masa carga de pago.
Aeronave MPLmax f actorm
A400-M 37000kg 80%
ATR-72 7350kg 50%
B200 1120kg 50%
De igual forma, se realiza un razonamiento análogo en cuanto a la capacidad volumétrica de carga
de los aviones, los márgenes se han establecido iguales a los asociados a los pesos de la aeronave.
Se tiene que:
Volpl ≥ f actorv ·VolPLmax (5.2)
Donde:
Tabla 5.2 Factores capacidad carga de pago.
Aeronave VolPLmax f actorv
A400-M 340 m3 80%
ATR-72 10,6 m3 50%
B200 5,58 m3 50%
Para disponer de mayor simplicidad y claridad durante el estudio se han definido los siguientes
cocientes:
• Ratio carga de pago: hace referencia a la relación entre Mpl y MPLmax
ratioMpl =
Mpl
MPLmax
−→ ratioMpl ≥ f actorm (5.3)
• Ratio capacidad de carga: designa el cociente entre Volpl y VolPLmax
ratioVol pl =
Volpl
VolPLmax
−→ ratioVol pl ≥ f actorv (5.4)
Adicionalmente, se estudia la producción de emisiones de CO2 en cada una de las misiones para
la combustión de jet fuel de referencia, ya definido previamente, y, por lo tanto, la reducción de gases
contaminantes que supone propulsión con H2 o GNC. Sería de gran interés contemplar el impacto
5.1 Introducción análisis 35
económico que supondría la fabricación de los tanques, las implicaciones en el mantenimiento
de las aeronaves, así como la distribución y almacenamiento de los combustibles alternativos, no
obstante, queda fuera del alcance del proyecto, se proponen como líneas de desarrollo futuras.
Las variables del análisis por lo tanto serán:
- Aeronave (A400-M, ATR-72, B200)
- Combustible alternativo (H2, GNC, 70%GNC−30%H2, 30%GNC−70%H2)
- Material depósitos (AL7075, Ti6Al4V , AL2048, C410)
- Presión almacenamiento (Palm: 350bar, 700bar)
- Longitud depósitos (L)
- Número depósitos (N)
- Factor de aumento de peso por elementos rigidizadores ( f actorr)
Los parámetros a estudiar:
- Masa de carga de pago. por medio del ratio carga de pago (ratioMpl)
- Capacidad volumétrica para carga de pago, a través del ratio capacidad de carga (ratioVol pl)
- Reducción emisiones CO2.
Donde intervienen:
- Masa de combustible (Mcomb)
- Peso depósitos (Mdep)
- Volumen depósitos (Voldep)
- Espesor (e) y radio (r)
36 Capítulo 5. Análisis
5.2 Resultados
5.2.1 A400-M
Se comienza presentando de manera detallada los resultados obtenidos para el A400-M por tratarse
de la aeronave de mayores dimensiones y alcance. Posteriormente, se hace una descripción análoga
pero no tan extensa para los otros dos aviones.
Masa combustible, volumen de combustible y emisiones CO2
En primer lugar, se recogen la masa de combustible alternativo necesario para realizar cada una
de las misiones (Tabla 5.3), así como la cantidad de combustible de referencia (C12H23) que se
requeriría para realizar la misma misión. Posteriormente, se recogen los volúmenes ocupados por
los combustibles (Tabla 5.7), que equivalen al volumen interno de los depósitos. Estos valores son
únicamente dependientes del combustible alternativo seleccionado y la presión de almacenamiento.
También se incluyen en la Tabla 5.8 las emisiones producidas a través de la combustión de C12H23,
GNC y las mezclas de GNC y H2.
Tabla 5.3 Masa embarcada combustible A400-M.
MASA EMBARCADA (t)
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
C12H23 24,89 9,21 16,61 23,63
GNC 350 22,67 8,50 15,14 21,49
700 21,58 8,10 14,41 20,47
H2 350 11,80 4,85 8,05 11,19
700 11,23 4,62 7,67 10,66
30%GNC−70%H2 350 13,66 5,46 9,26 12,96
700 13,01 5,20 8,81 12,34
70%GNC−30%H2 350 17,56 6,76 11,79 16,65
700 16,72 6,44 11,22 15,85
Como era de esperar, en cuanto a la masa de combustible alternativo embarcado vemos como el H2
es el que pesa menos debido a su alta energía específica (120MJ/kg). No obstante, su baja densidad
energética hace que se requieran grandes depósitos en comparación al resto de opciones, lo que
incrementa significativamente el peso y el impacto en la aeronave, como se analiza a continuación.
El caso contrario es el del GNC, cuya masa de combustible embarcada es mucho mayor que la
del H2 presentando una relación entre ambas de casi 2/1, pero el volumen interno de los tanques
requeridos es mucho menor en comparación (relación ¼ aproximadamente), como queda reflejado
en la Tabla 5.4 donde se representan MGNCMH2 y
VolGNC
VolH2
. Obteniéndose así menores reducciones en
la carga de pago. Por consiguiente, es de esperar que la solución óptima sea una de las mezclas
entre ambos compuestos, consiguiéndose así un compromiso entre Mdep y Mcomb, como podría ser
70%GNC−30%H2.
En las Tablas 5.5 y 5.6 se recoge la misma información para el caso de las mezclas ( MiMH2 y
Voli
VolH2
, el subíndice i designa las dos mezclas de GNC y H2). Cabe destacar que estos valores son
independientes de las presiones de almacenamiento a las que se almacenen los gases comprimidos.
5.2 Resultados 37
Tabla 5.4 Ratios GNC/H2 A400.
PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
Volumen embarcado 350 & 700 0,24 0,22 0,24 0,24
Masa embarcada 350 & 700 1,92 1,75 1,88 1,92
Tabla 5.5 Ratios 30%GNC−70%H2/H2 A400.
PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
Volumen embarcado 350 & 700 0,38 0,37 0,37 0,37
Masa embarcada 350 & 700 1,16 1,13 1,15 1,16
Tabla 5.6 Ratios 70%GNC−30%H2/H2 A400.
PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN3 MISIÓN 4
Volumen embarcado 350 & 700 0,25 0,24 0,25 0,25
Masa embarcada 350 & 700 1,49 1,40 1,46 1,49
También se aprecia el efecto positivo del uso de mayores presiones de almacenamiento, aspecto
que se debe a la dependencia del combustible marginal con Palm, masa de combustible que ha de estar
presente al finalizar el trayecto para que en todo momento se pueda producir una correcta entrada del
gas en la cámara de combustión. La diferencia entre las masas de combustible embarcado cuando
este se almacena a 700bar y 350bar es constante para todas las misiones y todos los combustibles,
empleando Palm = 700bar se consigue una reducción de en torno al 4,8%. (valor exacto 4,77746%).
Otro aspecto a considerar será la integración en la aeronave, el A400-M tiene una capacidad de
carga de 340m3 por lo que si se quisiese implementar H2 a 350bar como combustible sería inviable
almacenarlo en el interior de la aeronave para largos alcances, sin siquiera considerar el volumen de
material de los tanques y otros elementos, para largos alcances (entorno a 3000km). Los volúmenes
ocupados por los combustibles alternativos se presentan en la Tabla 5.7, donde se recoge entre
paréntesis el porcentaje que ocupa el combustible frente a la capacidad máxima de carga volumétrica
de la aeronave, para el A400-M, según el criterio empleado para f actorv los que superen el 20%
no serán admisibles, puesto que al contabilizar posteriormente el volumen ocupado por el material
se superará el límite establecido de f actorv > 0,8.
38 Capítulo 5. Análisis
Tabla 5.7 Volumen combustible A400-M.
VOLUMEN COMBUSTIBLE EMBARCADO (m3)
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
GNC 350 101 37,8 67 95
(30%) (11%) (20%) (28%)
700 48 18,0 32 45
(14%) (5%) (9%) (13%)
H2 350 417 171,3 285 396
(123%) (50%) (84%) (116%)
700 199 81,6 136 188
(58%) (24%) (40%) (55%)
30%GNC−70%H2 350 156 62,5 106 148
(46%) (18%) (31%) (44%)
700 74 29,8 50 71
(22%) (9%) (15%) (21%)
70%GNC−30%H2 350 106 40,7 71 100
(31%) (12%) (21%) (26%)
700 50 19,4 34 48
(15%) (6%) (10%) (14%)
A continuación se recogen las emisiones de CO2 producidas en cada una de las misiones por
tanto el combustible de referencia como por el GNC y las mezclas de GNC y H2
Tabla 5.8 Emisiones CO2 A400-M.
CO2 PRODUCIDO (t)
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
C12H23 78,58 29,07 52,44 74,59
GNC 350 62,19 23,33 41,53 58,97
700 59,22 22,22 39,54 56,15
30%GNC−70%H2 350 11,25 4,50 7,62 10,66
700 10,71 4,28 7,25 10,16
70%GNC−30%H2 350 33,73 12,99 22,63 31,97
700 32,12 12,37 21,55 30,44
Cabe recordar que estos resultados son válidos y constantes para todas las N analizadas, cualquier
material de los depósitos y L. Según el abordaje considerado, la masa de combustible embarcado, el
volumen interior de los depósitos, así como las emisiones de dióxido de carbono, son independiente
del número de tanques, su geometría y colocación. Las aeronaves siempre despegan con MTOW,
independientemente de la distribución de pesos.
Caso base N=1,L=17,7m, f actorr = 10%
A continuación, se sacan una serie de conclusiones para el uso de un único depósito (N=1), con una
longitud de L=17,7m, y un factor de aumento de peso por rigidizadores del 10%.
• Viabilidad para N:1-50,L=17,7m
5.2 Resultados 39
Como primer abordaje a los resultados obtenidos y para, posteriormente, proceder con un análisis
más detallado, se hace una clasificación de los casos en viables y no viables. Para este cribado se
considera tanto el ratiom como ratiov, concorde a los factores establecidos con anterioridad que
para el caso de A400-M eran f actorm = 0,8 y f actorv = 0,8.
Se presenta de manera gráfica en las Figuras 5.2 y 5.2 donde las celdas en verdes reflejan que
son viables, las rojas el caso contrario y las naranjas que existen diversas posibilidades. Dentro de
estas últimas, los casos posibles por misión vienen mostrados en función del material.
Figura 5.1 Viabilidad carga de pago A400-M.
Figura 5.2 Viabilidad capacidad de carga A400-M.
Se aprecia como para esta aeronave es más limitante la restricción en cuanto a pesos que volúmenes
puesto que goza de gran capacidad de carga.
• Resultados N=1,L=17,7m
El ratio entre la carga de pago obtenida y la carga de pago máxima de la aeronave (en este caso
37t) es negativo en las misiones de 3000km para todos los materiales y combustibles, en la misión
de 200km sucede lo mismo salvo casos el Ti6Al4V a 350bar con el GNC y 70%GNC−30%H2, en
las que el ratiom es ,13 y 0,14 respectivamente, muy por debajo del límite establecido. No sería
factible la realización de vuelos de este rango.
En cuanto al hidrógeno, como se vaticinaba, debido al peso de los depósitos, ni siquiera para
el alcance de 1000km (Misión 2) se consiguen ratiom mayores que 0 . Ver Tabla 5.9 resultados
para la aleación de Titanio grado V. Teniendo en cuenta el resto de gases, se ve como la mezcla
70%GNC−30%H2 es la que presenta en todos los casos menores reducciones en cuando a la carga
de pago.
40 Capítulo 5. Análisis
Tabla 5.9 Ratio cargas de pago para H2, Ti6Al4V , A400-M.
RATIO CARGAS DE PAGO PARA H2, Ti6Al4V
PRESIÓN (bar) MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4
350 -5.68 -1.33 -3.32 -5.3
700 -7.6 -2.11 -4.62 -7.12
Por ser la Misión 2 la más factible se recogen a continuación en diversas tablas los resultados
obtenidos para los distintos materiales con un único depósito (Tablas: 5.10, 5.11, 5.12, 5.13, 5.14
y 5.15).
En esta primera tabla se aprecia la gran deferencia que se obtiene con la utilización del Ti6Al4V
frente a aleaciones de aluminio o acero inoxidable. Para el gas natural y las mezclas de los dos
compuestos las cargas de pago son prácticamente iguales que MPLmax de la aeronave, con el titanio
de grado V. Con el acero aumenta significativamente el peso de los depósitos debido a su elevada
densidad.
Tabla 5.10 Ratio carga de pago Misión 2 A400-M.
RATIO CARGAS DE PAGO, MISIÓN 2
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MATERIAL DEPÓSITOS
AL7075 Ti6Al4V 410 AL048
GNC 350 0,20 0,76 -0,37 -0,11
700 -0,19 0,60 -1,17 -0,92
H2 350 -3,97 -1,33 -6,61 -5,43
700 -5,85 -2,11 -10,38 -9,30
30%GNC−70%H2 350 -0,49 0,45 -1,44 -1,01
700 -1,16 0,17 -2,79 -2,38
70%GNC−30%H2 350 0,16 0,76 -0,46 -0,18
700 -0,27 0,59 -1,33 -1,05
Tabla 5.11 Ratio capacidad de carga Misión 2 A400-M.
RATIO CAPACIDAD DE CARGA, MISIÓN 2
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MATERIAL DEPÓSITOS
AL7075 Ti6Al4V 410 AL048
GNC 350 0,85 0,88 0,87 0,84
700 0,89 0,93 0,91 0,86
H2 350 0,30 0,43 0,39 0,25
700 0,50 0,68 0,61 0,37
30%GNC−70%H2 350 0,75 0,79 0,78 0,73
700 0,82 0,88 0,86 0,77
70%GNC−30%H2 350 0,84 0,87 0,86 0,82
700 0,88 0,92 0,91 0,85
No solo con el titanio se consiguen menores pesos de depósitos sino que el volumen que estos
ocupan es ligeramente menor que en el caso de las aleaciones de aluminio, por esa razón se consiguen
ratios de carga mayores. Esto es resultado de la relación e/r que viene dada por el límite elástico
del material, a mayor límite elástico menor relación e/r, (ver Tabla 5.14) . En la Tabla 5.12 se
5.2 Resultados 41
recogen los pesos de los depósitos y Tabla 5.13 el volumen ocupado por estos.
Tabla 5.12 Peso depósitos Misión 2 A400-M.
PESO DEPÓSITOS, MISIÓN 2
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MATERIAL DEPÓSITOS (t)
AL7075 Ti6Al4V 410 AL048
GNC 350 42,94 22,12 63,92 54,33
700 57,84 28,47 94,10 84,70
H2 350 201,09 103,18 298,54 254,88
700 270,78 132,23 438,52 398,51
30%GNC−70%H2 350 71,71 36,90 106,68 90,79
700 96,58 47,44 156,93 141,62
70%GNC−30%H2 350 46,35 23,88 69,00 58,66
700 62,44 30,73 101,56 91,45
Tabla 5.13 Volumen depósitos Misión 2 A400-M.
VOLUMEN DEPÓSITOS (m3), MISIÓN 2
COMBUSTIBLE PRESIÓN (bar) MATERIAL DEPÓSITOS
AL7075 Ti6Al4V 410 AL048
GNC 350 51,67 42,32 45,28 55,74
700 36,70 23,83 29,03 45,99
H2 350 236,40 192,52 206,36 255,60
700 169,18 108,72 133,02 213,32
30%GNC−70%H2 350 85,75 70,12 75,06 92,56
700 61,02 39,51 48,19 76,60
70%GNC−30%H2 350 55,73 45,64 48,83 60,13
700 39,59 25,70 31,31 49,63
Cabe destacar que para la obtención de los resultados se ha empleado