Abstract:
Die Dekarbonisierung der Luftfahrt ist angesichts der zunehmenden Umweltauswirkungen des globalen Luftverkehrs zu einem vorrangigen Ziel geworden. Hybride und vollelektrische Antriebssysteme gelten dabei als vielversprechende
Alternative zu konventionellen Gasturbinen, insbesondere im Hinblick auf Fortschritte in der Batterietechnologie und die zunehmende Elektrifizierung von Flugzeugsystemen. Die Auslegung elektrischer Flugzeugarchitekturen erfordert
jedoch einen stärker integrierten, systemorientierten Ansatz, da die im Vergleich zu Gasturbinen geringere Leistungsdichte zu restriktiven Anforderungen an Gewicht und Leistung führt, die klassische Bewertungsmetriken nicht adäquat erfassen.
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Diese Arbeit präsentiert eine modulare, physikalisch-motivierte Methode zur konzeptionellen Auslegung und Optimierung elektrischer Antriebssysteme. Die Modelle integrieren verschiedene Disziplinen, darunter elektrische,
elektromagnetische, thermische, thermodynamische und strukturelle Aspekte. Sie basieren auf analytischen Gleichungen, die das wesentliche physikalische Verhalten akkurat abbilden, ohne die rechnerische Effizienz zu beeinträchtigen.
Die Methode ermöglicht eine konsistente Analyse und Dimensionierung aller Hauptkomponenten eines elektrischen Antriebsstrangs, einschließlich elektrischer Maschine, Leistungselektronik, Getriebe, Kabel, thermischer Systeme und
Batteriespeicher. Die modulare Struktur erlaubt sowohl Subsystemanalysen als auch komplexe Systemstudien.
Zur Identifizierung optimaler Antriebsarchitekturen wird eine Reihe multikriterieller Optimierungsalgorithmen anhand eines Testfalls evaluiert. Der NSGA-II Algorithmus erweist sich als geeignetste Methode aufgrund robuster
Konvergenzeigenschaften und ihrer Fähigkeit, eine Vielzahl diskreter und kontinuierlicher Variablen sowie Randbedingungen effizient zu verarbeiten. Ein Straffaktorverfahren ermöglicht die Auswahl geeigneter Designs aus den
entstehenden Pareto-Fronten, wobei Masse und Verluste des Antriebsstrangs mit einem Strafwert kombiniert werden, der die Zunahme der Batteriemasse infolge niedrigerer Wirkungsgrade und zusätzlichen aerodynamischen Widerstand
berücksichtigt.
In einer vergleichenden Studie werden verschiedene elektrische Antriebstopologien auf ein Referenzflugzeug mit senkrechter Start- und Landefähigkeit angewendet, wobei Konfigurationen mit unterschiedlicher Anzahl an
Propellern betrachtet werden. Die Studie basiert auf dem Missionsprofil und der Auslegung eines Demonstrators, der dem Technologieträger S4 von Joby Aviation ähnelt. Untersucht werden unter anderem Direktantriebe und Antriebe mit
Getriebe, luft- und flüssigkeitsgekühlte Varianten, Konzepte mit lokalem oder zentralem Kühlsystem sowie unterschiedliche thermische Betriebsgrenzen der Maschine. Die Analyse identifiziert eine flüssigkeitsgekühlte
Direktantriebskonfiguration mit erhöhten Temperaturgrenzen und lokalem Kühlsystem in der Konfiguration mit zehn Propellern als effektivste Lösung. Für diese wird ein spezifischer Entwurf sowie dessen Leistungsdaten präsentiert, wobei kritische Subsysteme durch Finite-Elemente-Analysen validiert werden.
Diese Arbeit leistet einen Beitrag zu einer skalierbaren Methodik für die Analyse des Designraums elektrischer Antriebssysteme in frühen Entwicklungsphasen. Obwohl ursprünglich für die Luftfahrt konzipiert, ist der Ansatz auch auf den Automobil- und Schiffsverkehr übertragbar. Angesichts des Wandels der Luftfahrt hin zu umweltverträglicheren Technologien werden Methoden wie die hier vorgestellte eine zentrale Rolle bei der Bewältigung interdisziplinärer Herausforderungen elektrischer Flugantriebe spielen.
Abstract (englisch):
The decarbonization of aviation has become an urgent priority amid growing concerns about the environmental impact of global air travel. In this context, hybrid and fully electric propulsion systems offer a promising alternative to conventional gas turbine engines, particularly in light of recent advances in battery technology and the broader electrification of aircraft systems. However, the design of electric aircraft requires a highly integrated, system level approach due to stringent mass and performance constraints that are not adequately captured by traditional evaluation metrics.
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This thesis presents a modular, physics based framework for the conceptual design and optimization of electric propulsion systems. The proposed models explicitly incorporate key physical domains, including electrical, electromagnetic, thermal, thermodynamic, and structural aspects. These models are formulated using analytical expressions that reflect essential component behaviors and design constraints, while remaining computationally efficient. The framework enables consistent sizing and performance estimation of all major propulsion components, including electric machines, power converters, gear transmission units, electrical cables, thermal management equipment such as heat exchangers, pumps and pipes, and battery packs. Its modular structure supports both individual subsystem analysis and fully integrated propulsion system studies.
To identify optimal propulsion architectures, a set of multi objective optimization algorithms is evaluated using a test case. The NSGA-II algorithm emerges as the most suitable method due to its robust convergence, its ability to handle discrete and continuous parameters, and its performance under multiple constraints. A penalty factor method is developed to guide design selection from the resulting Pareto fronts by combining primary objectives such as mass and
losses with additional system level penalties, including efficiency reductions and aerodynamic drag.
The framework is applied in a comparative study of electric propulsion topologies and configurations for a reference aircraft with vertical take off and landing capability. The study is based on the mission profile and layout of a aircraft vehicle similar to Joby's S4 technology demonstrator. Examined configurations include direct drive and geared topologies, air cooled and liquid cooled variants, local and central cooling systems, and different thermal operating limits. The analysis identifies a liquid cooled direct drive solution with elevated machine temperature limits and a local cooling system as the most effective option. A specific design proposal is then developed for this configuration, supported by numerical validation through finite element analysis of critical subsystems.
This work contributes a scalable methodology for early stage design space exploration and system integration of electric propulsion systems. While developed for aerospace applications, the approach is readily transferable to other sectors such as ground transportation and marine propulsion. As the aviation sector advances toward environmentally sustainable technologies, frameworks such as the one proposed in this thesis will play a central role in managing the complex design challenges associated with electric flight.
