Multidisciplinary parametrization and optimization of novel aircraft and propulsion architectures

Abstract

This thesis investigates the conceptual and preliminary design of novel aircraft and propulsion systems architectures within a mixed-fidelity, multidisciplinary framework, aiming to reduce the environmental impact of the aviation sector, as dictated by the European Union’s strategic plans for climate neutrality by 2050. The developed framework is based on multi-fidelity modelling, starting from zero- and one-dimensional computational models around aircraft sizing, components’ positioning, aircraft stability, powertrain sizing, life cycle assessment, and direct operating costs evaluation, aiming to explore the design space of various hybrid electric propulsion architectures. Additionally, validated high-fidelity computational fluid dynamics simulation models are used to evaluate the aircraft’s external aerodynamics, the filling process of a novel liquid hydrogen fuel tank, and the mass transfer phenomena of volatile organic compounds in aircraft cabins. Finally, the structural modelling of basic airframe components, such as the wing box, the cryogenic liquid hydrogen fuel tank and the batteries’ accumulator container take place. A set of research questions are posed about the feasibility and targeted market of hybrid-electric propulsion, the sizing approaches that should be followed, the number of disciplines to be considered in the conceptual/preliminary phases, and the benefits of different hybrid-electric propulsive configurations under various technological assumptions, whereas the challenges in designing novel propulsive systems and developing their computational models are sought and discussed. The theoretical background of hybrid-electric propulsion architectures, their components, and power and energy management strategies is provided, along with an initial discussion on the existing airworthiness certification specifications, their limitations, and potential barriers preventing the further development of novel propulsive architectures. The lower fidelity methods developed for the aircraft sizing of novel propulsive concepts, focusing on hybrid-electric propulsion are presented, starting with the definition of the Top-Level Aircraft and Powertrain Requirements. Two different sizing approaches are developed, one that is weight-based and considers a rubberised powertrain, and another which is power- and energy-based, also including the weight-based calculations of the former method, which is modular and enables an in-depth analysis of the hybrid-electric aircraft both at the component and system levels. The former method is used for the design space exploration of the Parallel hybrid architecture, to gain insights into the impact of the maximum range, service ceiling, hybridisation degree, and gravimetric specific energy of the batteries on the aircraft’s maximum take-off mass, whereas the latter is used for the preliminary design evaluation and comparison of multiple hybrid-electric architectures, such as the Series and the Parallel, as a system. Finally, the Life Cycle Assessment and Direct Operating Cost evaluation methodologies are described and utilised to compare the Series and Parallel hybrid architectures for different variants at multiple Entry Into Service dates and determine their potential benefits, limitations, and sensitivities to technological improvements in terms of performance, sizing, environmental, and economic impacts. Subsequently, the high-fidelity modelling of novel aircraft designs is conducted, focusing on both Computational Fluid Dynamics and Structural analyses. At first, the external aerodynamics assessment of the aircraft’s wing and hybrid engine assembly is conducted for various wing geometrical characteristics in order to train a surrogate model capable of predicting key aerodynamic performance metrics at a minimum computational cost. Then, the structural evaluation of the wing box for a hybrid-electric aircraft design is conducted aiming to address in-wing battery storage and optimise the layout of the wing box frame, to withstand the new loading conditions. Additionally, the structural behaviour of a generic accumulator container design is evaluated for a rough impact loading condition of 20g, tested in all directions. Finally, the filling process and its impact on the structural integrity of a composite liquid hydrogen fuel tank are simulated and evaluated. The following part describes the consolidation of the lower fidelity models developed for the multidisciplinary novel aircraft design evaluation within a single, easy-to-use framework with a graphical user interface, where the standalone tool menus and functionalities are thoroughly explained, whereas the one-pass design, the uncertainty analysis, and the design of experiment functionalities, are also presented. Then the aircraft sizing and geometry generation capabilities of the framework are demonstrated within the last chapter of the core of this work, where a small aircraft cabin is used to evaluate passenger comfort in terms of odour perception, extending the multidisciplinary approach of this work to include aspects of aviation medicine. Finally, the concluding remarks and suggestions for future work are presented.

Η παρούσα διατριβή διερευνά τον προκαταρκτικό σχεδιασμό καινοτομικών αρχιτεκτονικών αεροσκαφών και συστημάτων πρόωσης σε ένα διεπιστημονικό πλαίσιο μεικτής πιστότητας, με στόχο τη μείωση των περιβαλλοντικών επιπτώσεων του τομέα των αερομεταφορών, όπως αυτή υπαγορεύεται από τα στρατηγικά σχέδια της Ευρωπαϊκής Ένωσης για κλιματική ουδετερότητα έως το 2050. Το υπολογιστικό πλαίσιο που αναπτύχθηκε βασίζεται στη μοντελοποίηση, με χρήση μοντέλων πολλαπλής πιστότητας, ξεκινώντας από μηδενικά και μονοδιάστατα μοντέλα που αφορούν τη διαστασιολόγηση του αεροσκάφους, την τοποθέτηση των εξαρτημάτων σε αυτό, τον υπολογισμό της ευστάθειάς του, τη διαστασιολόγηση του συστήματος πρόωσης, την αξιολόγηση του κύκλου ζωής και του άμεσου λειτουργικού κόστους, στοχεύοντας στη διερεύνηση του σχεδιαστικού χώρου των διαφόρων αρχιτεκτονικών υβριδικής ηλεκτρικής πρόωσης. Επιπλέον, χρησιμοποιούνται επικυρωμένα μοντέλα προσομοίωσης υπολογιστικής ρευστομηχανικής υψηλής πιστότητας, για την αξιολόγηση της εξωτερικής αεροδυναμικής του αεροσκάφους, της διαδικασίας πλήρωσης μιας νέου τύπου δεξαμενής υγρού υδρογόνου, και των φαινομένων μεταφοράς μάζας πτητικών οργανικών ενώσεων σε καμπίνες αεροσκαφών. Τέλος, πραγματοποιείται η δομική μοντελοποίηση βασικών εξαρτημάτων του αεροσκάφους, όπως του πλαισίου των πτερύγων, της κρυογονικής δεξαμενής καυσίμου υγρού υδρογόνου και του κουτιού των μπαταριών. Αρχικά, τίθεται μια σειρά από ερευνητικά ερωτήματα σχετικά με τη σκοπιμότητα και την αγορά στην οποία στοχεύει η υβριδική-ηλεκτρική πρόωση, τις προσεγγίσεις διαστασιολόγησης τέτοιων αεροσκαφών που πρέπει να ακολουθηθούν, τον αριθμό των κλάδων που πρέπει να εξεταστούν στην προκαταρκτική φάση και τα οφέλη των δια- φόρων διαμορφώσεων υβριδικής-ηλεκτρικής πρόωσης υπό διάφορες τεχνολογικές παραδοχές. Ταυτόχρονα, αναζητούνται και συζητούνται οι προκλήσεις στη σχεδίαση νέων συστημάτων πρόωσης και στην ανάπτυξη των υπολογιστικών μοντέλων τους. Επιπλέον, παρέχεται το θεωρητικό υπόβαθρο των αρχιτεκτονικών υβριδικής-ηλεκτρικής πρόωσης και των στρατηγικών της διαχείρισης ισχύος και ενέργειας, καθώς και μια αρχική συζήτηση σχετικά με τις υφιστάμενες προδιαγραφές πιστοποίησης αεροσκαφών, τους περιορισμούς τους και τα πιθανά εμπόδια στην περαιτέρω ανάπτυξη νέων αρχιτεκτονικών πρόωσης. Ακολούθως, παρουσιάζονται οι μέθοδοι χαμηλότερης πιστότητας που αναπτύχθηκαν για τη διαστασιολόγηση καινοτομικών αεροσκαφών, με έμφαση στην υβριδική- ηλεκτρική πρόωση, ξεκινώντας με τον ορισμό των απαιτήσεων για το αεροσκάφος και το σύστημα πρόωσης. Αναπτύσσονται δύο διαφορετικές προσεγγίσεις διαστασιολόγησης: μία που βασίζεται στον υπολογισμό του βάρους και λαμβάνει υπόψη ένα ελαστικό σύστημα πρόωσης, και μία δεύτερη που βασίζεται στην ισχύ και την ενέργεια, περιλαμβάνοντας και τους υπολογισμούς βάρους της πρώτης μεθόδου, η οποία ακολουθεί σπονδυλωτή σχεδίαση και επιτρέπει την σε βάθος ανάλυση του υβριδικού-ηλεκτρικού αεροσκάφους τόσο σε επίπεδο εξαρτημάτων όσο και σε επίπεδο συστήματος. Η πρώτη μέθοδος χρησιμοποιείται για τη διερεύνηση του σχεδιαστικού χώρου της παράλληλης υβριδικής αρχιτεκτονικής, ώστε να αποκτηθούν γνώσεις σχετικά με την επίδραση της μέγιστης εμβέλειας, του υψομέτρου πτήσης, του βαθμού υβριδοποίησης, και της ειδικής ενέργειας των μπαταριών στη μέγιστη μάζα απογείωσης του αεροσκάφους. Αντίστοιχα, η δεύτερη μέθοδος χρησιμοποιείται για την προκαταρκτική αξιολόγηση και σύγκριση του σχεδιασμού πολλαπλών υβριδικών-ηλεκτρικών αρχιτεκτονικών, όπως η εν σειρά και η εν παραλλήλω, ως σύστημα, για διαφορετικά σενάρια τεχνολογικών εξελίξεων. Τέλος, περιγράφονται και χρησιμοποιούνται οι μεθοδολογίες αξιολόγησης του κύκλου ζωής και του άμεσου λειτουργικού κόστους συγκρίνοντας τις υβριδικές αρχιτεκτονικές εν σειρά και εν παραλλήλω, για διαφορετικές παραλλαγές, εξετάζοντας τα παραπάνω τεχνολογικά σενάρια. Η ανάλυση αυτή στοχεύει στον προσδιορισμό των πιθανών πλεονεκτημάτων, των περιορισμών αλλά και της ευαισθησίας των παραπάνω αεροσκαφών σε τεχνολογικές βελτιώσεις όσον αφορά τις επιδόσεις, τη διαστασιολόγηση, τις περιβαλλοντικές και οικονομικές επιπτώσεις. Σε επόμενο κεφάλαιο, πραγματοποιείται η μοντελοποίηση ορισμένων στοιχείων καινοτομικών αεροσκαφών χρησιμοποιώντας μοντέλα υψηλής πιστότητας, εστιάζοντας τόσο στην υπολογιστική ρευστομηχανική όσο και στις δομικές αναλύσεις. Αρχικά, διεξάγεται η εξωτερική αεροδυναμική αξιολόγηση της πτέρυγας αεροσκάφους και ενός υβριδικού κινητήρα για διάφορες τιμές βασικών γεωμετρικών χαρακτηριστικών της πτέρυγας, στοχεύοντας στην εκπαίδευση ενός μοντέλου ικανού να προβλέπει βασικούς αεροδυναμικούς συντελεστές με ελάχιστο υπολογιστικό κόστος. Στη συνέχεια, διεξάγεται η δομική αξιολόγηση του πλαισίου της πτέρυγας για ένα υβριδικό-ηλεκτρικό αεροσκάφος με στόχο την αντιμετώπιση της αποθήκευσης μπαταριών σε αυτήν και τη βελτιστοποίηση της διάταξής του, ώστε αυτό να αντέχει στις νέες συνθήκες φόρτισης. Επιπλέον, αξιολογείται η δομική συμπεριφορά ενός σχεδίου κουτιού μπαταριών για μια κατάσταση φόρτισης με επιβράδυνση 20g, η οποία δοκιμάζεται προς όλες τις κατευθύνσεις. Τέλος, προσομοιώνεται και αξιολογείται η διαδικασία πλήρωσης και η επίδρασή της στη δομική ακεραιότητα μιας σύνθετης δεξαμενής καυσίμου υγρού υδρογόνου. Παρακάτω, περιγράφεται η ενοποίηση των μοντέλων χαμηλότερης πιστότητας που αναπτύχθηκαν για τη διεπιστημονική αξιολόγηση του σχεδιασμού καινοτομικών αεροσκαφών σε ένα ενιαίο και εύχρηστο πλαίσιο, με γραφικό περιβάλλον εργασίας χρήστη, όπου εξηγούνται διεξοδικά τα μενού και οι λειτουργίες του εργαλείου, ενώ παρουσιάζονται επίσης οι λειτουργικότητες της ανάλυσης αβεβαιότητας και του σχεδιασμού πειράματος. Στο τελευταίο κεφάλαιο του κορμού, επιδεικνύονται οι δυνατότητες της διαστασιολόγησης αεροσκαφών και της δημιουργίας γεωμετρίας, που προσφέρει το παραπάνω εργαλείο, χρησιμοποιώντας μια μικρή καμπίνα αεροσκάφους για την αξιολόγηση της άνεσης των επιβατών σε αυτήν, όσον αφορά την αντίληψη οσμών από πτητικές οργανικές ουσίες, επεκτείνοντας τη διεπιστημονική προσέγγιση της παρούσας εργασίας, ώστε να συμπεριλάβει πτυχές της αεροπορικής ιατρικής. Τέλος, παρουσιάζονται τα συμπεράσματα καθώς και προτάσεις για μελλοντική εργασία.