Weight Fraction Estimation for eVTOL Vehicle Sizing

Abstract

In recent years, eVTOL aircraft have emerged as environmentally friendly new transportation vehicles, garnering a significant attention in their design. Here, an approach that preserves the characteristics of an electric propulsion while staying within the realm of the conventional aircraft design method is required. One of the primary challenges resulting from the initial lack of the design results is encountered during its sizing stage. This thesis proposes a method for battery weight estimation in initial sizing stage. Due to the nature of the electric propulsion, estimation of the required battery energy will be deployed. To achieve it, the required power estimation formulas for each mission segment and prescribed flight duration formula for each mission segment of the profile will be used for eVTOL battery weight estimation. the battery weight ratio will be estimated and compared against that of the designed eVTOLs accordingly. Before comparing the obtained results, The weight information for the designed eVTOLs (SNU baseline eVTOL, four existing eVTOL, eVTOL demonstrator) will be given first. To construct each design battery weight result, the requirements, or targets, mission configuration aircraft configuration will be utilized. The battery and empty weight are estimated by supplying the maximum takeoff weight (MTOW) and payload for SNU baseline eVTOL and four existing eVTOL configurations. The maximum difference of 25% in the battery weight estimation for SNU baseline eVTOL is observed. Similarly, for the four existing eVTOL configurations, the maximum difference of approximately 15% in the battery weight is observed. Finally, the same method of this thesis will be applied to an eVTOL technology demonstrator for estimating battery weight. Except for the twin tilt-rotor whose payload is smaller the present of the battery weight shows a discrepancy within 20%. The proposed method applies to SNU baseline eVTOL and four existing eVTOL, and eVTOL demonstrator. From the comparison, it is confirmed that meaningful estimation of the battery weight is possible. For future work, by investigating empty weight formula of eVTOL, the initial battery sizing method could be constructed with it.

최근 전기추진 수직이착륙 (eVTOL) 항공기는 친환경적인 새로운 교통수단으로서 가능성이 부각됨과 동시에 그 설계에 대한 많은 관심을 불러일으키고 있다. 본 학위 논문에서는 전기추진 항공기의 특성을 고려하면서도 되도록 기존의 항공기 설계 방법에서 크게 벗어나지 않는 방식이 필요하다. 초기 설계 자료 부족으로 인하여 가장 먼저 겪는 어려움은 크기 설계(sizing) 단계이다. 본 학위 논문은 이 단계에서 배터리 중량 추정을 위한 방법을 제시한다. 한편, 전기추진 특성상 전력 요구량을 추정하는 것이 필요하므로 이를 임무형상에 대하여 각 임무구간 별 요구 마력을 계산하고 이로부터 배터리의 중량을 추정하는 방식을 구성하였다. 이때 요구 마력을 계산하는 방식은 eVTOL 의 비행모드에 식을 달리하여 추정하였다. 이로부터 SNU baseline eVTOL, 네 가지 실존 eVTOL 의 형상, eVTOL 기술실증기에 대하여 본 논문에서 제시하는 방법을 적용하여 추정값과 기존 결과를 비교 및 분석하였다. 각각의 설계 결과를 구성하기 위해서 요구조건 혹은 목표값, 임무형상, 항공기 형상들을 활용하였으며 SNU baseline eVTOL 과 네 가지 실제 eVTOL 형상에 대해 이륙 총중량과 유상하중을 입력으로 하여 배터리와 공허중량을 추정하였다. 이로부터 SNU baseline eVTOL 의 중량추정에 대해서 배터리 중량에 대해 최대 25%의 차이가 발생하는 것을 발견하였다. 마찬가지로 실제 네 가지 eVTOL 형상에 대해서도 최대 약 15%의 배터리 중량 차이가 발생하는 것을 관찰하였다. 같은 방법을 eVTOL 기술실증기에 대해 적용해 배터리 중량을 추정하였다. 배터리 중량을 추정할 때 유상하중이 작은 트윈 틸트로터를 제외하고 20% 이내의 오차가 발생하였다. 이 세 가지 결과를 토대로 SNU baseline eVTOL 및 4 가지 실제 eVTOL 형상, eVTOL 기술실증기에 대해 위의 방법을 적용하였을 때 배터리 중량 추정에 합리적인 추정 결과를 제시함을 확인하였다. 따라서 제안한 방법이 eVTOL 의 배터리 중량을 추정하는데 도움이 될 수 있으며 향후 eVTOL 의 공허중량 경험식을 조사하여 초기 eVTOL 의 사이징 방법 구축하는 데 활용될 수 있다.