Modelo propulsivo flexible de un turbohélice de doble eje híbrido

Abstract

Este Proyecto surge del interés por gozar de un mayor conocimiento acerca de la posibilidad de implementación de una plataforma híbrida de aeronave, en la que a la contribución de la turbina de gas convencional se suma la aportación de potencia por parte de un paquete eléctrico de baterías. En consonancia con la tendencia mundial en auge, el sector aeronáutico, como pionero que es, está en marcha hacia la búsqueda de aeronaves más respetuosas con el medio ambiente al reducir las emisiones de gases contaminantes asociadas. En este sentido, las aeronaves híbridas se plantean, en base al estado del arte actual en cuanto a baterías, como paso intermedio o previo a la consecución de diseños completamente eléctricos. El análisis completo del problema que subyace requiere inicialmente de la implementación de los perfiles de vuelo a desarrollar por las aeronaves en cuestión, y es que a partir de ellos será deducida la evolución temporal de las demandas de potencia o consumo de fuel. El abanico de aviones al que se extiende el estudio abarca 3 aeronaves de muy diversa tipología y tonelaje con vistas a extraer conclusiones sobre la conveniencia de la hibridación en aplicaciones más concretas. El modelado de los flujos energéticos que en cada instante han de existir para dar respuesta a las demandas de la aeronave precisa del desarrollo tanto de un modelo de motor como de la caracterización del apilamiento de baterías. En cuanto al motor, se iniciará con el estudio de su desempeño en condiciones de diseño para, a partir de ellas, permitir un correcto dimensionado de las turbomáquinas que conforman el motor y asegurar una adecuada actuación fuera del punto de diseño escogido. Por la naturaleza del módulo eléctrico, se desarrollarán las funciones pertinentes para modelar tanto la descarga de las baterías (potencia contribuyente a la propulsión de la aeronave) como su recarga con potencia procedente de la turbina de gas para así prolongar la capacidad de las mismas. El objetivo último pasa por minimizar una serie de funciones objetivo como pudieran ser el fuel consumido o los gases contaminantes emitidos a la atmósfera haciendo para ello uso de funciones de optimización (del tipo de fmincon, lsqnonlin, surrogate opt o genetic algorithm) implementadas en MATLAB que actuando sobre el perfil de misión, discretizado en intervalos de tiempo acordes a la duración del segmento de vuelo, decida la fracción de potencia que en cada uno de ellos conviene que sea proporcionada por el módulo eléctrico, si prima el actuar como motor 100% térmico o si en última instancia lo más provechoso sería la recarga de las baterías.

This Project arises from the concern about acquiring knowledge of the possibility of implementing a hybrid aircraft platform, in which the contribution of the conventional gas turbine is complemented by the power supply from an electric battery pack. In line with the growing global trend, the aeronautical sector, as a pioneer, is moving towards the search for more environmentally friendly aircrafts by reducing the associated emissions of polluting gases. In this sense, hybrid aircrafts are considered, based on the current state of the art in terms of batteries, as an intermediate or previous step to the achievement of fully electric designs. The complete analysis of the underlying problem requires the initial implementation of the flight profiles to be developed by the aircraft in question, and it is from them that the temporal evolution of the power demands or fuel consumption will be deduced. The range of aircraft covered by the study includes 3 airplanes of very different types and tonnage with a view to drawing conclusions on the suitability of hybridization in some specific applications. The modeling of the energy flows that must exist at each instant to meet the demands of the aircraft requires the development of both an engine model and the characterization of the battery stack. As for the engine, we will start with the study of its performance under design conditions in order to allow a correct sizing of the turbomachines that make up the engine and ensure an adequate performance outside the chosen design point. Due to the nature of the electric module, the pertinent functions will be developed to model both the discharge of the batteries (power contributing to the propulsion of the aircraft) and their recharge with power from the gas turbine to extend their capacity. The ultimate objective is to minimize a series of objective functions such as fuel consumption or polluting gases emitted into the atmosphere by using optimization functions (such as fmincon, lsqnonlin, surrogate opt or genetic algorithm) implemented in MATLAB that act on the mission profile, discretized in time intervals according to the duration of the flight segment, to decide the fraction of power that in each of them should be provided by the electric module, if it is better to act as a 100% thermal engine or if ultimately the most profitable choice would be the recharge of the batteries.