Avión Solar
Estudio de viabilidad y prototipo de una avión solar
Financiado
Coordinador
Instituto Tecnloógico y de Energías Renovables de Tenerife (ITER)
Colaboradores
Aeronautical Engineering School of the Polytechnic University of Madrid (Escuela Técnica Superior de Ingenieros Aeronáuticos de la Universidad Politécnica de Madrid. UCM Aeronautics E.T.S.I.)
Resumen del proyecto
El ITER ha comenzado el Estudio de Viabilidad para la construcción de un Avión Solar con la construcción del primer prototipo, cuyo objetivo final es la construcción de un avión completamente autónomo, no contaminante y con aplicaciones en los campos de observación y vigilancia de la Tierra.
Entre los principales retos que se encuentran a la hora de llevar a cabo este proyecto destacan el diseño aerodinámico, el sistema de generación energética basado únicamente en el uso de células solares fotovoltaicas y el sistema de acumulación energética, así como los sistemas de navegación y seguimiento, que incluyen la transferencia de información a la base o bases en tierra.
Con objeto de tener un mejor conocimiento de todos estos aspectos, así como los relativos a la fabricación, durabilidad de los equipos, etc, en paralelo con el estudio de viabilidad general, se ha comenzado la construcción de un prototipo demostrador, cuyas características se muestran en la Tabla 1.
El sistema de generación energética del prototipo que actualmente se está construyendo está compuesto exclusivamente por células fotovoltaicas de silicio monocristalino, cuya eficiencia es del 18.3% y las 80 células que se han laminado directamente en el ala son capaces de proporcionar aproximadamente 500W de potencia a la altura máxima de vuelo. Asimismo, está dotado de un sistema de navegación autónomo capaz de mantener tanto una trayectoria predefinida como de adoptar las estrategias de vuelo más adecuadas a la energía disponible, en función de las condiciones ambientales de radiación solar. El autopiloto que se ha implementado cuenta con sensores de temperatura, presión e infrarrojos, GPS y una unidad de medida inercial que incorpora acelerómetros y giróscopos.
Este autopiloto proporciona además información de la tensión e intensidad de las células e incluye una conexión de telemetría vía radio, de tal manera que desde una estación de tierra es posible hacer un seguimiento de los diferentes parámetros del vuelo, así como una reprogramación de los parámetros de vuelo en caso necesario.
El prototipo en desarrollo tiene 6,3 metros de envergadura, su fuselaje se ha construido en resina de epoxi y fibra de kevlar, y el ala y la cola son de fibra de carbono, con estructura de madera y espuma de poliestireno. Los primeros vuelos del prototipo servirán para incorporar modificaciones hasta conseguir validar el diseño del avión y optar a conseguir un récord de permanencia de vuelo, de modo que tengamos un avión solar adecuado a las futuras aplicaciones del mismo. No obstante, los parámetros que se manejan en el estudio de viabilidad corresponden, lógicamente, a tecnologías que se espera estén disponibles a partir de 2010.
El avión solar resultante del Estudio de Viabilidad se prevé que será de mayor tamaño, con una envergadura de 20 metros, sus características están recogidas en la Tabla 2. Sus mayores dimensiones, junto con el empleo de células solares de mayor rendimiento (Spectrolab comercializa desde 2007 células con un 30% de eficiencia y espera para este año alcanzar el 33%; el Instituto Fraunhofer para Sistemas de Energía Solar ISE ha conseguido eficiencias del 41,1% en tecnología de concentración), permitirán obtener una mayor potencia eléctrica a partir de la radiación solar.
En estas condiciones, y repartida a lo largo de todo el día y la noche, la potencia disponible es de más de 1,5 kW, todo dependiendo de la latitud y de la época del año. Del orden de la mitad de esa potencia se invierte en accionar los motores que mantienen el avión en movimiento, de modo que la potencia utilizable por la carga de pago es suficientemente elevada como para que el avión tenga numerosas aplicaciones prácticas. La energía necesaria para la operación nocturna se almacena en baterías con tecnología de litio-azufre, ya probada en el exitoso avión solar británico Zephyr-6; con estas baterías es posible obtener densidades energéticas muy superiores a las que dan las baterías de litio-polímero.
La configuración escogida busca mantener una resistencia aerodinámica, la fuerza que han de vencer los motores, excepcionalmente baja. El avión consta de dos alas, principal y secundaria, con el ala principal, de mayor tamaño, situada detrás de la secundaria, el canard, de menor tamaño. La unión entre el ala principal y el canard está reducida a su mínima expresión con el fin de reducir peso y resistencia aerodinámica. Esta elección obliga a buscar soluciones poco convencionales para el control del aparato y para la ubicación de la carga. Los equipos cargados en el avión, tales como las baterías, el piloto automático y el sistema de comunicaciones por radio, van alojados en el interior del ala principal y el canard. También se contempla la posibilidad de alojar algunos equipos como cámaras fotográficas en el interior de cuerpos fuselados sujetos al ala. Estas soluciones específicas dependerán de la misión que tenga que realizar el avión; como se ha dicho, la mayoría de las aplicaciones está aún por descubrir.
Por lo que respecta a la propia estructura que da forma al avión y aloja la carga, es de material compuesto en el revestimiento con un relleno de espuma. Con esto se consigue una estructura muy ligera y resistente. El sistema propulsivo está constituido por cinco hélices propulsoras accionadas por motores brushless de corriente continua de alto rendimiento.
| TABLA 1 | FICHA TÉCNICA PROTOTIPO 9.10 |
|---|---|
| AERODINÁMICA | |
| Envergadura | 6,3 m |
| Peso | 3,5 kg |
| Carga alar | Aprox. 1,5 kg/m2 |
| Velocidad máxima | 60 m/s |
| PROPULSIÓN | |
| Motor | Motor brushless de alta eficiencia de 400W |
| Hélice | Fibra de carbono hueca 1,3 m de diámetro alta eficiencia |
| MATERIALES Y ESTRUCTURA | |
| Componentes | Composites carbono /kevlar/epoxi |
| GESTIÓN ENERGÉTICA | |
| Baterías | Polímero de litio |
| PANELES SOLARES | |
| Potencia | 332 W (nivel del mar) — 500 W (altura máxima) |
| Eficiencia | 18,3% (nivel del mar) — 23.8% (altura máxima) |
| Células solares | Silicio monocristalino |
| Dimensiones | 156x156 mm |
| Espesor | 200 micras |
| TABLA 2 | FICHA TÉCNICA ESTUDIO DE VIABILIDAD |
|---|---|
| AERODINÁMICA | |
| Envergadura | 20 m |
| Peso | Aprox. 180 kg |
| Carga alar | Aprox. 10 kg/m² |
| Velocidad máxima | 40 m/s |
| PROPULSIÓN | |
| Motor | 5 Motores brushless de alta eficiencia |
| Hélice | Fibra de carbono hueca alta eficiencia |
| MATERIALES Y ESTRUCTURA | |
| Componentes | Composites carbono /kevlar/epoxi/espuma |
| GESTIÓN ENERGÉTICA | |
| Baterías | Litio-azufre con densidad energética de 350 W·h/kg |
| Células solares | Arseniuro de galio |
| Dimensiones | Hasta 60 cm2 de superficie |
| Eficiencia | Aprox. 33% |
| Peso | 84 mg/ cm² |