Advanced Design Methodology for Electric Propulsion Systems in Electrified Aircraft = 전기항공기용 전기추진시스템의 개선된 설계 방법론 개발

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

In response to the global movement toward sustainable aviation and the rapid advancements in electrical components such as batteries, motors, and fuel cells, aircraft electrification has gained significant attention in recent years. Electrified aircraft offer multiple advantages, including minimal to zero operational emissions, lower noise levels, enhanced safety, and improved aero-propulsive efficiency enabled by distributed electric propulsion. Accordingly, various electric aircraft have been developed, are currently under development, or have been conceptually proposed by major aerospace companies, startups, and research institutions worldwide.
The principal drawback of these potential aircraft is their limited range and endurance when carrying a practical payload. This limitation stems mainly from the heavyweight of its propulsion system. Most electric aircraft employ battery or hydrogen fuel cell systems for propulsion, both of which are substantially heavier than conventional combustion engines, typically accounting for 30–50% of the aircraft’s total weight. Therefore, accurately estimating the performance and weight of the electric propulsion system is essential in the design of electric aircraft.
To this end, a systematically formulated and physics-based design approach is required for the battery and fuel cell systems to ensure that their unique physical properties and subsystem requirements are properly reflected in the overall design process. Specifically, the battery system design must ensure that the battery’s key constraints remain within allowable limits, while accounting for the additional power demand and component weight introduced by the thermal management system. For the fuel cell system, the design must consider the additional power demand and weight associated with the balance of plant (BoP), the tightly coupled interactions among the system components, and the inherently iterative resizing between the stack and the BoP. This doctoral research was initiated in light of the aforementioned background, and its core contributions are summarized as follows:
1. Development of Battery System Design Methodology: Physics-based, systematically formulated methodologies for air- and liquid-cooled battery system design were developed, considering key battery constraints and the additional power and weight introduced by the BTMS. These methodologies enable reliable battery system design results for electrified aircraft and allow quantitative comparison of battery systems with different thermal management approaches.
2. Development of Fuel Cell System Design Methodology: A physically grounded and realistic fuel cell system design methodology was developed, considering the BoP power demand and weight, tightly coupled component interactions, and the inherently iterative resizing between the stack and BoP. This methodology enables credible fuel cell system design results for electrified aircraft.
3. Provide Physically Reliable and Realistic Design Results and Knowledge: The proposed methods were applied to electric aircraft sizing, including application to a fuel cell-battery hybrid system, yielding physically reliable and realistic design results under various operating conditions. Through these applications, the methods demonstrated their versatility and practical applicability to diverse electric propulsion systems, showing their potential to serve as reliable design frameworks for conceptual and preliminary design of electrified aircraft.

국문 초록 (Abstract)

지속 가능한 항공을 향한 전 세계적인 움직임과 배터리, 모터, 연료전지 등과 같은 전기 구성품의 급속한 기술 발전에 따라, 최근 전기추진 항공기에 대한 관심이 크게 증가하고 있다. 전기항공기는 운항 중 탄소 배출이 없으며, 낮은 소음, 높은 안전성, 그리고 분산 전기추진을 통한 향상된 공력 및 추진 효율 등 다양한 장점을 지닌다. 이러한 이유로, 주요 항공우주 기업, 스타트업, 연구 기관을 중심으로 다양한 전기추진 항공기가 개발 중이거나 개념 수준에서 제안되고 있다.
그러나 이러한 전기항공기의 가장 큰 한계는 현실적인 유상하중 조건에서 비행거리 또는 체공시간이 제한된다는 점이다. 이러한 한계는 주로 추진 시스템의 높은 중량으로부터 기인한다. 대부분의 전기항공기는 배터리 또는 수소 연료전지를 동력원으로 사용하며, 이들은 기존의 내연기관에 비해 월등히 무거워 전체 중량의 약 30--50\%를 차지한다. 따라서 전기항공기 설계에서 추진 시스템의 성능과 중량을 정확히 예측하는 것은 매우 중요하다.
이를 위해 배터리와 연료전지 시스템에 대한 체계적으로 수립된 물리 기반 설계 방법론이 필요하다. 해당 방법론은 각 시스템의 고유한 물리적 특성과 하위 부품으로 인한 추가적인 요구사항을 전체 설계 과정에 반영할 수 있어야 한다. 본 연구는 이러한 배경을 바탕으로 수행되었으며, 그 핵심 기여는 다음과 같다:
1. 배터리 시스템 설계 방법론 개발: 공랭식 및 수랭식 배터리 시스템 설계를 위한 물리 기반의 체계적 설계 방법론을 제시하였다. 본 방법론은 배터리의 주요 제약조건과 열관리시스템으로 인한 추가적인 전력 및 중량을 설계 과정에 고려함으로써, 전기항공기용 배터리 시스템을 신뢰성 있게 설계할 수 있도록 하였다. 또한 서로 다른 냉각 방식을 적용한 배터리 시스템 간의 정량적 비교를 가능하게 하였다.
2. 연료전지 시스템 설계 방법론 개발: 물리적으로 타당하고 현실적인 연료전지 시스템 설계 방법론을 개발하였다. 본 방법론은 보조장치(BoP)의 전력 요구 및 중량, 구성요소 간의 긴밀한 상호작용, 그리고 스택과 BoP 간의 반복적 리사이징 과정을 고려함으로써, 전기항공기용 연료전지 시스템을 신뢰성 있게 설계할 수 있도록 하였다.
3. 물리적으로 신뢰할 수 있고 현실적인 설계 결과 및 설계 지식 제공: 제안된 방법론들을 전기추진 항공기 사이징에 적용하여 다양한 운용조건에서의 설계 결과를 도출하였다. 이를 통해 제안된 방법론의 물리적 신뢰성과 실용성을 입증하였으며, 향후 전기추진 항공기의 개념 및 예비설계 단계에서 활용할 수 있는 유용한 설계 프레임워크로서의 가능성을 제시하였다.

목차 (Table of Contents)

• 1 Introduction - 1
• 1.1 Research Background - 1
• 1.1.1 Global Movement toward Sustainable Aviation - 1
• 1.1.2 Electric Aircraft and System-Level Challenges - 4
• 1.1.3 Battery System Features and Design Considerations - 9
• 1.1.4 Fuel Cell System Features and Design Considerations - 12
• 1.2 Previous Studies on Electric Propulsion System Design for Aircraft - 16
• 1.3 Motivation and Objectives - 19
• 1.4 Outline of the Dissertation - 20
• 2 Battery System Design Methodology - 21
• 2.1 Battery Performance Modeling - 21
• 2.1.1 Voltage Drop Modeling - 23
• 2.1.2 Heat Generation Modeling - 30
• 2.2 Air-Cooled Battery System - 33
• 2.2.1 Module Architecture and Air Cooling Model - 33
• 2.2.2 Air-Cooled Battery System Design Process - 40
• 2.3 Liquid-Cooled Battery System - 47
• 2.3.1 System Architecture - 48
• 2.3.2 Coolant Channel-Battery Analysis Model - 50
• 2.3.3 Heat Exchanger Analysis Model - 54
• 2.3.4 Additional Power and Component Weights - 62
• 2.3.5 Liquid-Cooled Battery System Design Process - 67
• 2.4 Generality and Limitations of the Proposed Battery System Design Method - 76
• 3 Fuel Cell System Design Methodology - 78
• 3.1 System Architecture - 78
• 3.2 Stack - 81
• 3.2.1 Fuel Cell Polarization Curve Modeling - 81
• 3.2.2 Heat Generation and Reactant Flow Rate - 89
• 3.2.3 Stack Weight Estimation - 90
• 3.3 Compressor-Expander Module - 93
• 3.3.1 Compressor-Expander Module Analysis - 94
• 3.3.2 Compressor-Expander Module Weight Estimation - 103
• 3.4 Humidifier - 105
• 3.5 Thermal Management System - 110
• 3.5.1 High Temperature Cooling System - 110
• 3.5.2 Low Temperature Cooling System - 112
• 3.6 Additional Power and System Total Weight - 115
• 3.7 Fuel Cell System Design Process - 117
• 3.8 Generality and Limitations of the Proposed Fuel Cell System Design Method - 128
• 4 Application of the Proposed Design Methodologies - 129
• 4.1 Electric Aircraft Sizing Tool - 129
• 4.2 Baseline Mission Profile and Electric Aircraft - 132
• 4.3 Battery-Powered Electric Aircraft Sizing - 134
• 4.3.1 Air-Cooled Battery-Powered Aircraft - 134
• 4.3.2 Liquid-Cooled Battery-Powered Aircraft - 150
• 4.3.3 Comparison of Air- and Liquid-Cooled Battery Systems - 156
• 4.4 Fuel Cell-Powered Electric Aircraft Sizing - 162
• 4.5 Fuel Cell-Battery Hybrid Electric Aircraft Sizing - 175
• 5 Conclusions and Future Work - 180
• 5.1 Conclusions - 180
• 5.1.1 Summary and Contributions - 180
• 5.1.2 Key Findings and Design Knowledge - 184
• 5.2 Limitations and Future Directions - 186
• 6 References - 189
• 국문 초록 - 210