Seri hibrit uçaklarda bulanık mantık tabanlı elektrik enerjisi yönetiminin incelenmesi
An investigation of fuzzy logic based electric energy management in series hybrid aircraft
Yazar: MURAT KESKİN
Danışman: PROF. DR. MUSTAFA BAĞRIYANIK
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Elektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Elektrik Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Elektrik ve Elektronik Mühendisliği = Electrical and Electronics Engineering ; Enerji = Energy

Özet:
Günümüzde artan zararlı gaz emisyonlarının neden olduğu çevresel etkileri azaltmak amacıyla her alanda araştırmalar sürdürülmektedir. Bu kapsamda diğer taşımacılık sektörleri gibi hava taşımacılığında da zararlı gazları azaltmak ve sektör paydaşlarınca ortaya konulan çevresel hedeflere ulaşmak için çalışmalar sürdürülmektedir. Bu çalışmaların en büyük hedefi olan sıfır emisyon için seçenek olarak tamamen elektrikli uçaklar görülmektedir. Günümüz teknolojisinde güneş enerjisi pilleri ve enerji depolama üniteleri sayesinde elektrik ihtiyaçlarının karşılanabileceği düşünülen elektrikli uçaklar için, özellikle depolama teknolojisinin geldiği güncel teknolojik durum yeterli değildir. Bu sebeple toplam uçuş süresi boyunca tahrik için gerekli toplam güç ve enerjinin bir kısmını depolama ünitelerinden karşılamayı sağlayan hibrit uçaklar, kısa vadede emisyon azaltılmasının sağlanması için bir çözüm olarak ortaya çıkmaktadır.
Hibrit uçaklar uçuşun bir bölümü elektrikli tahrik, kalan süresini ise içten yanmalı motorlar ile destekli yapabilen veya toplam uçuş süresi boyunca tahrik enerjisini sürekli olarak yanma motorunun ve depolama ünitelerinin beraber çalışmasından alan hava taşıtları olarak isimlendirilebilir. Mimarilerine göre seri hibrit, paralel hibrit ve seri-paralel hibrit olmak üzere üç farklı şekilde tasarlanabilirler. Güç aktarım organlarında hem içten yanmalı motor hem elektrik generatörü hem de elektrik enerjisi depolama ekipmanlarını bir arada içerdikleri için tasarım süreçlerinde karmaşıklık seviyesi artmıştır. Bu nedenle tüm ekipmanları anlık olarak takip eden ve uçuş sırasında karar verebilme yeteneğine sahip akıllı enerji yönetim sistemleri ile birlikte tasarlanmalıdırlar. Bu sayede hem karmaşık sistemin kontrolü mümkün hale gelecek hem de sistem verimliliğin artması gibi teknik konularda fayda sağlanabilecektir. Ayrıca uçuş güvenirliği de ilgili akıllı enerji yönetim sistemlerince arttırılabilecektir.
Bu tez kapsamında hibrit uçaklardaki enerji yönetim uygulamaları ele alınmış ve seri hibrit bir uçağın bulanık mantık kullanılarak enerji yönetiminin gerçekleştirilmesi ele alınmıştır. Akıllı enerji yönetim sistemi olarak bulanık mantığın seçilmesinin sebebi karmaşık kontrol değişkenlerinin insan diline yakın sözel değişkenlerle kolayca ifade olması, sistemin kesin olmayan sınırlarında yüksek doğrulukla karar üretebilme yetenekleri ve tasarımcının tecrübesini kolayca aktarmaya yatkın olmalarıdır. 
Çalışma kapsamında, sadece 330 kWh kapasiteye sahip batarya ve içten yanmalı motor tarafından tahrik edilen 500 kW generatöre sahip seri hibrit bir uçağın uçuş profili elde edinilmiş ve bu uçakta 200 kW gücünde yakıt hücresi kullanılması halinde nasıl bir emisyon kazanımı gerçekleşeceği incelenmiştir. Yakıt hücresinin sisteme adaptasyonunun incelenmesindeki amaç çok yüksek güç ve buna bağlı olarak elektrik enerjisi talebi bulunan seri hibrit uçakta lityum gibi bataryalar ile birlikte onlardan daha yüksek enerji yoğunluğuna sahip kaynakların sistemde kullanılabilmesinin incelenmesidir. Bu amaç ile sistemin kontrol giriş değişkenleri, batarya ile hidrojen tankı doluluk oranı ve anlık talep gücü olarak belirlenmiştir. Tüm değişkenler uygun şekilde bulanıklaştırılarak oluşturulan bulanık mantık kuralları sayesinde batarya, generatör ve yakıt hücresinin çıkış güçlerinin anlık olarak hesaplanması gerçekleştirilmiştir. Bu hesaplamalarda kullanılan üyelik fonksiyonlarının sınır değerlerinin ve tiplerinin çıkış güçlerine, emisyon değerine, batarya ve hidrojen tankı doluluk oranına olan etkileri farklı senaryolar ile ele alınmış ve karşılaştırmalı olarak değerlendirilmiştir. Buna göre üyelik fonksiyonlarının kesişim bölgelerinden ayrışım bölgelerine geçerken ekipmanların çıkış gücünde en az anlık durum geçişi sağlayan gauss tipi üyelik fonksiyonunun her senaryoda en fazla emisyon azaltımı sağlamamasına rağmen sistem kararlılığın kolay sağlanması açısından en uygun olduğu sonucuna varılmıştır. Ayrıca enerji yönetim algoritmasının diğer seri hibrit uçaklarda da uygulanabilmesi için akış şeması sunulmuş ve önerilen yöntem sentetik bir uçuş senaryosunda tekrar doğrulanmıştır. Ayrıca Amerikan Havacılık Kurumu' na göre; 25000 feet (7260 m) ve altında uçmak üzere sertifikanlandırılmış uçakların bataryalarının acil durum senaryosunda en az 30 dakika boyunca kritik yükleri besleyecek şekilde tasarlanmış olması gerekmektedir.  Kurulan enerji yönetim algoritması sayesinde uçak, acil durum senaryosunda ihtiyaç duyduğu enerjiyi gerekli kaynaklardan sağlamıştır.
Yapılan incelemeler sonucunda uçağın 500 kW gücünde olan generatör ve içten yanmalı motor ünitelerinin 415 kW' a indirilebileceği, 800 libre (363 kg) olan kullanılabilir yakıtın 533 libreye (242 kg) indirilebileceği fakat 200 kW yakıt hücresinin yanında 15 kg hidrojen ile 110 kg oksijen depolama yeteneğine sahip ayrı ayrı tanklar kullanılması gerektiği görülmüştür. Yakıt hücreleri ve depolama yöntemleri diğer güç kaynaklarına göre daha yeni teknolojiler olduğu için güncel literatüre ve ekipman üreticilerinden edinilen kaynaklara göre iyi ve kötü senaryo ağırlık tahmini gerçekleştirilebilmiştir. İyi senaryoya göre uçağın mevcut maksimum kalkış ağırlığı olan 5216 kg' a yalnızca %3 daha fazla ağırlık eklenirken kötü senaryoya göre güç aktarım organının tamamen yeniden tasarlanması gerekecek olan %20 gibi ağırlık artış değerleri elde edilmiştir. Buna bağlı olarak gerçek uçak için uygulanmak istenildiğinde; tasarım sırasında uçağa, yakıt hücresine ve depolama tanklarına göre uygulamanın uygunluğunun durumdan duruma farklılık gösterileceği ve dikkatle irdelenmesi gerektiği sonucuna varılmıştır. Fakat yeni bir teknoloji olan yakıt hücresi teknoloji geliştikçe yakın gelecekte kullanılması planlanan hibrit ve biraz daha uzun vadede kullanılması beklenen elektrikli uçaklar için önemli bir enerji kaynağı olacakları sonucuna varılmıştır.
Bunların yanında, güç aktarım organı da birçok farklı ekipman türü içerdiğinden ve bunların bir ünite tarafından kontrol edilmesinden dolayı sistemde meydana gelecek olan anlık talep değişimlerinin ekipman çıkışlarına olan etkisinin incelenmesi için ekipmanların sistemdeki davranışları modellenmiş ve uçuş senaryosu koşularak benzetim sonuçları elde edilmiştir. Bu sonuçlara göre; generatör ve motorlarların çıkış güçlerinin sistemde meydana gelen anlık değişimler sırasında salınımlar yaptığı görülmüştür. Bu salınımların standartlarca belirlenen değerler arasında kaldığının, aksi bir durum söz konusu ise de uygun kontrolörler sayesinde limitler içerisinde tutulduğunun gösterilmesi gereklidir. Aksi takdirde bu değişimlerin neden olabileceği uçağın elektrik sisteminin kaybı, artık uçağın kaza kırıma uğraması anlamına gelebilecektir. 
Tüm bu sonuçlar çerçevesinde emisyon azaltımı için yakın gelecekte kullanılması planlanan hibrit uçaklarda artan elektrik kurulu gücüne istinaden uçakların elektrik sistemlerinde yeni bileşenlerin kullanılması muhtemeldir. Bu tez kapsamında da yakıt hücresinin hava taşıtında kullanılması ve tüm kaynakların çıkış güçlerinin bulanık mantığa dayalı akıllı enerji yönetim algoritması ile kontrol edilmesi durumunda, emisyon, uçak ağırlığı ve sistemin elektriksel parametrelerindeki değişim irdelenmiştir.

Abstract:
The studies have been conducting in every area to decrease harmful effects caused by the emission of hazardous gases on nature. In this context, the stakeholders of the avionic industry have been researching methods for reducing the amount of these harmful gases to reach the sectoral aim like the other transportation sectors. The electric plane is admitted as the biggest chance to eliminate the gases as their powertrain does not include a combustion engine which means zero emission flight practically. In the current literature, the photovoltaic cells and energy storage systems are the only electrical power and energy resources of these planes. However, they have restrictions about the important flight parameters such as flight time duration and flight distance as their powertrain design only depends on the storage devices if the required sunlight is not available for phovoltaic cels. Furthermore, the latest technological situation of storage techniques is not sufficient to facilitate electric flights. Therefore, the hybrid air vehicle which provides to supply the portion of the propulsion energy from electrical sources is seemed a significant opportunity to reduce the emissions of hazardous gases in the short term.  
Hybrid aircraft could be defined as air vehicles that could fly with electrical energy in the portion and the combustion energy for the rest of the flight or use the electrical energy from storage devices together with combustion sources to meet propulsion energy in total flight mission. Its powertrain could be designed as series, parallel, and series-parallel according to the design architectures. In the series hybrid, the propeller fans are driven by the electrical energy provided by both battery and electrical generator. As the only role of the combustion engine is driving the electrical generator, it is not directly connected with any propeller fan. That potential gives an opportunity to work the combustion engine at constant revolution speed which means increasing the efficiency level of the powertrain system. Moreover, a fully electric flight envelope could be ensured if the required energy is enough to supply the rest of the power demand in a portion of the flight. However, both combustion engine and batteries should be designed to propel the fans; therefore, the total weight of the powertrain of series hybrid aircraft increases. Unlike series hybrid, not only electrical power by storage device but also mechanical power by combustion engine could be used to propel fans in the parallel hybrid. As the total power demand is shared by sources, the rated output power of these are less than the same components designed for a series hybrid aircraft. With that feature, a lighter powertrain architecture design is possible for a parallel hybrid aircraft than a series hybrid one. However, the more developed power control algorithm which increases the complexity level of the energy management system should be designed for parallel hybrid aircraft. Furthermore, the series-parallel is the mix of series and parallel architecture as it could be understood from the name of this architecture. However, it seems like the weightiest hybrid aircraft type as it includes all types of power sources such as generator, battery, combustion engine, electric motor, and conventional propeller fans. The complexity level of design process of hybrid aircraft is higher than the conventional aircraft as it includes combustion engine, storage system, and electrical generator altogether. Hence, it could be equipped with intelligent energy management systems which could track all components and have the ability to make online decisions in the flight regarding control parameters. Thanks to that, both the control of complex systems become easier and possible and the higher total system efficiency could be ensured. Additionally, flight safety could also be provided by using intelligent energy management systems.
In this thesis, the energy management applications for hybrid air vehicles are evaluated and an energy management algorithm for a series hybrid vehicle is developed by using fuzzy logic techniques.  The main reasons to choose fuzzy logic as an energy management method are that they facilitate to express easily the complicated control variables as linguistic terms, are able to make decisions with high accuracy at uncertain system borders, and able to easily convey the experience of the system designer.
For that purpose, the flight-power profile of a series hybrid vehicle which has 330 kWh battery and 500 kW combustion engine driven generator is taken from its manufacturer. Furthermore, the emission gain at the possible application of integrating a 200 kW fuel cell system to the powertrain of air vehicle was examined. The main idea behind choosing fuel cell is using the higher energy density power storage methods with batteries in a series aircraft whose demand of electrical power and energy is very high. For that aim, the control variables of the system are determined as the state of charge of the battery, the fullness rate of the hydrogen tank, and instantaneous power demand of aircraft. The instantaneous power outputs of electric generator, battery and fuel cell are calculated by using fuzzy membership functions. The effects of membership function type and its border value on the power output of all sources, state of charge of battery and hydrogen tank, and total emission value are evaluated and compared with six different scenarios. The membership functions of the first three scenarios and last three scenarios had nearly the same border values between each other. However, the difference between the each of first three ones was the type of membership function and that condition was valid for the last three ones also. The three different types of membership function which are gaussian, trapezoidal, and triangular were used for these calculations. According to the results, the gaussian type membership function is found as the most convenient type for power applications as the minimum amplitude transient changes which facilitates to construct more stable power distribution network easier are observed although the maximum decrease in emission is not provided by using it in all cases. Moreover, a flow chart recommended to be a guide for the other studies to develope a fuzzy logic based energy management algorithm for a series hybrid aircraft. In addition, the algorithm verified with a synthetic power profile. Synthetic power profile means a power demand change of total propulsive sources during the flight which has not occurred yet. This strategy was used to test and validate the developed energy management algorithm in a different power demand situation. It was observed that the energy management algorithm successfully worked and satisfied the desired expectations at the system level.
Furthermore, proving the design of the energy management algorithm by considering the safety issue of aircraft is crucial for avionic authorities. For example, one of the Federal Aviation Administration (FAA) rules states that the battery should supply electric power to the safety critical loads with the minimum durations of 30 or 60 minutes for aircraft certificated with a maximum altitude of 25.000 feet or over 25.000 feet respectively. Although the requirement is determined by considering the conventional aircraft, it is inevitable that new regulations like that one or even more strict rules will be necessitated for hybrid and electric aircraft by this kind of instituion. To examine that condition and validate the electrical system design of aircraft, the generator was shut down at the last 30 minutes of the flight to simulate the malfunction situation of the generator in a scenario. It was observed that the energy management algorithm adapted the power outputs of the back up sources to supply the required power demand during the rest of flight. Hence the design algorithm was validated from the safety aspect.   
By examining the results of the study, it was found that the 500 kW engine-driven generators and 800 pounds of usable fuel could be decreased to 415 kW and 533 pounds respectively. Nevertheless, 15 kg hydrogen and 110 kg oxygen storage tanks should be used additionally with a 200 kW fuel cell system. In the current technological situation, the fuel cell system and storage methods of its fuel are not as mature as the other power systems; therefore, the best and worst case weight change scenarios are calculated regarding latest literature and datasheet information from manufacturers. According to the best scenario, only a 3% increase on the maximum take of weight was found sufficient. Nevertheless, it is observed that a 20% weight increase which means designing the powertrain from the beginning was required for the worst case. Regarding that information, possible fuel cell integration to the aircraft should be differentiated case by case; therefore, the convenience of application should be analyzed individually. 
In addition to these, the sudden load changes in the electrical system of an aircraft should cause catastrophic results. There are several reasons for these intantenous load changes such as load shedding by pilots, opening condition of a circuit breaker which connects several loads to the main bus, and switching effects of inductive loads.  These changes chould cause the high amplitude changes in important electrical parameters of electrical system such as voltage, frequency, and current. To prevent the aircraft operation from these electrical changes, there are international standarts published by authorities to indiciate the limits of these changes. Regarding that perspective, equipment behaviors were modeled to analyze the transient effect of possible sudden power demand change to the power output of sources and the results were taken by flight simulation. By the view of these results, the huge amplitude oscillations at the power outputs of electrical motor and generators were observed. It was proven that the related oscillations should be within the limit of international power standards and that property of electrical system design is needed to be proven in a real application. Otherwise, the result of a possible shutdown in the electrical system caused by these oscillations could lead to catastrophic results reaching to the aircraft accident. 
To conclude, a hybrid aircraft which has higher electrical power and stored energy capacity could reduce the avionic emissions and make possible to use the new electrical components in the powertrain designs. In that matter, the usage of a fuel cell, hydrogen and oxygen storage tanks, generator, and battery in a hybrid aircraft power system were examined. Instantaneous power outputs of the sources were determined by fuzzy logic based energy management algorithm regarding different flight scenarios. Moreover, the changes in emission values, aircraft weight, and electrical parameters at the possible application were analyzed in this thesis.