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000854403 245__ $$aEntwurfsmethode für elektrische und hybride Kleinflugzeugantriebe$$cvorgelegt von Jo Alexander Köhler$$honline
000854403 246_3 $$aConceptual design method for electric and hybrid electric propulsion systems in small aircraft$$yEnglish
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000854403 3367_ $$0PUB:(DE-HGF)11$$2PUB:(DE-HGF)$$aDissertation / PhD Thesis$$bphd$$mphd
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000854403 500__ $$aVeröffentlicht auf dem Publikationsserver der RWTH Aachen University
000854403 502__ $$aDissertation, Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule Aachen, 2022$$bDissertation$$cRheinisch-Westfälische Technische Hochschule Aachen$$d2022$$gFak04$$o2022-07-08
000854403 5203_ $$aGegenstand dieser Arbeit ist die Entwicklung und Anwendung einer Entwurfsmethode für Elektro- und Hybridantriebe im Kleinflugzeugbereich. Die Methode wird für den Entwurf von Antriebssystemen für einen Motorsegelflieger mit einer Abflugmasse von 1000 kg genutzt. Es werden konventionelle Hubkolbenmotorantriebe, elektrische Antriebe sowie parallele und serielle Hybridantriebe entworfen, wesentliche physikalische Zusammenhänge, Zielkonflikte und Entwurfsentscheidungen diskutiert und ein Vergleich zwischen den Antrieben vorgenommen. Auf dieser Grundlage wird die Eignung der jeweiligen Antriebssysteme in Abhängigkeit der Schubanforderungen bewertet. Mit der Entwurfsmethode kann der Einfluss von Entwurfsparametern und Betriebsstrategien auf die wesentlichen Zielgrößen wie Antriebsmasse und Reiseflugwirkungsgrad bewertet werden. Der Detailgrad der Modellierung ermöglicht eine Darstellung aller für den Entwurf wesentlichen Zusammenhänge und Betriebslimitierungen. Die Entwurfsmethode wird in einer Studie angewendet, welche die Bewertung der Antriebssysteme für verschiedene Schubanforderungen zum Ziel hat. Die vier betrachteten Antriebssysteme werden jeweils für zwei unterschiedliche Schubanforderungen bzw. Flugzeugentwürfe ausgelegt. Alle Antriebe können die gleiche Flugmission erfüllen, was einen aussagekräftigen Vergleich zwischen den Antriebssystemen ermöglicht. Aufgrund der hohen gravimetrischen Leistungsdichte elektrischer Komponenten und der hohen Wirkungsgrade über einen großen Betriebsbereich eignet sich der elektrische Antrieb für hohe Spitzenleistungen in Kombination mit einer geringen Reiseflugleistung. Die Reichweite ist aufgrund der hohen Batteriemasse begrenzt. Bei 300 km Reichweite ist der elektrische Antrieb um den Faktor 2,6 schwerer als der konventionelle Antrieb. Die elektrische Leistung der Hybridantriebe wird innerhalb der Studie für eine Startunterstützung genutzt. Mit dieser Regelungsstrategie und heutigem Technologiestand erreicht der parallele Hybridantrieb eine geringere Gesamtmasse als der konventionelle Hubkolbenmotorantrieb, wenn das Verhältnis des Propellerleistungsbedarfs zwischen Start und Reiseflug größer als etwa drei ist. Durch das Downsizing des Kolbenmotors ergeben sich ab einem Verhältnis von etwa zwei Vorteile im Reiseflugwirkungsgrad. In dieser Studie kann der parallele Hybridantrieb für ein Leistungsverhältnis von 4,4 einen um 12 % höheren Reiseflugwirkungsgrad und eine um 8 % kleinere Gesamtmasse erreichen. Der serielle Hybridantrieb hat erhebliche Nachteile gegenüber dem konventionellen Antrieb und dem parallelen Hybridantrieb und sollte nur eingesetzt werden, wenn der Flugzeugentwurf dies erfordert. Die Studie zeigt, dass Gesamtsystembetrachtungen für die Konzeptbewertung und den Entwurf von elektrischen und hybriden Kleinflugzeugantrieben erforderlich sind. Mit der hier entwickelten Methode und den vorgestellten Komponentenmodellen können die Systemzusammenhänge zwischen den Antriebskomponenten dargestellt und Systemoptima ermittelt werden.$$lger
000854403 520__ $$aThe objective of the present work is the development and application of a conceptual design method for electric and hybrid propulsion systems in small aircraft. The method is applied to design propulsion systems for a motorized glider with a maximum take-off mass of 1000 kg. Four propulsion systems are investigated: the conventional internal combustion engine, the fully electric, the parallel, and series hybrid propulsion system. Key physical relationships, trade-offs, and design decisions are discussed and a comparison between the propulsion systems is made. On this basis, the suitability of the propulsion systems is evaluated with respect to different thrust requirements. The design method can be used to evaluate the influence of design parameters and operating strategies of hybrid propulsion systems on key targets such as system mass and cruise efficiency. Detailed component models are used to capture all interrelationships and operational limitations essential to the conceptual design. The design method is applied to study the suitability of the propulsion systems for different thrust requirements. The four propulsion systems considered are each designed for two different sets of thrust requirements. All propulsion systems are capable of the same flight mission, which allows for a meaningful comparison between the propulsion systems. Due to the high gravimetric power density of electric components and high efficiencies over a wide operating range, the electric propulsion system is suitable for high peak power combined with low cruise power. However, cruise range is limited due to the high battery mass. At a range of 300 km, the electric propulsion system is 2.6 times heavier than the conventional propulsion system. Within the study, the electric power of the hybrid propulsion systems is used for a boost during take-off. With this control strategy and the current technology level, the parallel hybrid propulsion system is able to achieve a lower total mass than the conventional propulsion system if the propeller power ratio between take-off and cruise is bigger than three. The downsizing of the internal combustion engine results in cruise efficiency advantages if the ratio is bigger than two. In this study, with a power ratio of 4.4, the parallel hybrid propulsion system can achieve a cruise efficiency that is 12 % higher and a total mass that is 8 % lower than the conventional propulsion system. The series hybrid propulsion system has significant disadvantages compared to conventional and parallel hybrid propulsion systems and should only be used if the aircraft design requires it. This study demonstrates that system considerations are necessary for concept evaluations and designs of electric and hybrid propulsion systems in small aircraft. The developed method is able to model all interrelationships between propulsion components relevant to the conceptual design and to determine system optima.$$leng
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