Multidisciplinary parametrization and optimization of novel aircraft and propulsion architectures
Creators: name: Νασούλης, Χρήστος Π.
Publisher: name: Aristotle University of Thessaloniki
Year: 2024
Subjects: Υβριδική-ηλεκτρική πρόωση
Διεπιστημονικό πλαίσιο σχεδιασμού αεροσκαφών
Μοντελοποίηση υψηλής πιστότητας αεροσκαφών
Τεχνο-οικονομική και περιβαλλοντική αξιολόγηση αεροσκάφους
Hybrid-electric aircraft propulsion
Multidisciplinary aircraft design framework
High-fidelity aircraft modelling
Techno-economic and environmental aircraft assessment

description: 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. Το υπολογιστικό πλαίσιο 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 και της κρυογονικής δεξαμενής καυσίμου υγρού υδρογόνου. Αρχικά, παρουσιάζονται οι μέθοδοι χαμηλότερης πιστότητας για τη διαστασιολόγηση καινοτομικών αεροσκαφών. Ακολουθούνται δύο διαφορετικές προσεγγίσεις: μία που βασίζεται στον υπολογισμό του βάρους και λαμβάνει υπόψη ένα ελαστικό σύστημα πρόωσης, και μία δεύτερη που βασίζεται στην ισχύ και την ενέργεια, 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, 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. Έπειτα, ακολουθούν τα μοντέλα υψηλής πιστότητας, όπου 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, προσομοιώνεται και αξιολογείται η διαδικασία πλήρωσης και η επίδρασή της στη δομική ακεραιότητα μιας σύνθετης δεξαμενής καυσίμου υγρού υδρογόνου. Έπειτα, περιγράφεται η ενοποίηση των μοντέλων χαμηλότερης πιστότητας σε ένα ενιαίο πλαίσιο με γραφικό περιβάλλον, όπου εξηγούνται τα μενού και οι λειτουργίες του εργαλείου. Τέλος, επιδεικνύονται οι δυνατότητες του εργαλείου, δημιουργώντας μια μικρή καμπίνα αεροσκάφους για την αξιολόγηση της άνεσης των επιβατών σε αυτήν, επεκτείνοντας τη διεπιστημονική προσέγγιση της παρούσας εργασίας, συμπεριλαμβάνοντας πτυχές της αεροπορικής ιατρικής.
description: This thesis investigates the conceptual and preliminary design of novel aircraft and propulsion systems within a mixed-fidelity, multidisciplinary framework, aiming to reduce the environmental impact of the aviation sector. 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 and the cryogenic liquid hydrogen fuel tank take place. At first, the lower fidelity methods 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, 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 batteries’ gravimetric specific energy 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. Additionally, 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. At first, the external aerodynamics assessment of the aircraft’s wing and hybrid engine assembly is conducted for various wing geometrical characteristics 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 performed, aiming to address in-wing battery storage and optimise the layout of the wing box frame, to withstand the new loading conditions. Finally, the filling process and its impact on the structural integrity of a composite liquid hydrogen fuel tank are simulated and evaluated. Lastly, the consolidation of the lower fidelity models is described, within a single, easy-to-use framework with a graphical user interface, where the standalone tool menus and functionalities are thoroughly explained. Then the framework's aircraft sizing and geometry generation capabilities are demonstrated, 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.