Preliminary sizing of hybrid-electric VTOL UAVs

Nowadays the use of unmanned aerial vehicles (UAVs) is rapidly spreading. Their use ranges from traditional small quadrotors typically employed for aerial photography to large flying machines involved in long range missions. Variable applications require different technologies, mainly in terms of propulsion and aerodynamics. Limitations related to multirotors in terms of endurance have required new configurations overlapping fixed and rotary wing aerodynamics, in order to exploit the advantages provided by both configurations, extit{i.e.} vertical take-off and landing (VTOL) capabilities and efficient cruise. Environmental-based considerations are driving new researches in green power sources, intended to make flights with lower or zero emissions possible. Electric flying machines are already on the market, but their performance is limited compared to traditional propulsion systems. Many attempts are trying to enhance current limitations, with the goal of conserving advantages in terms of emissions with respect to thermochemical propulsion. Among them, the development of hybrid-electric propulsion systems is remarkable. This thesis responds to the necessity of defining a methodology for preliminary sizing of hybrid-electric VTOL unmanned aircraft, suited with fixed wing. This procedure is integrated with an equivalent one for electric UAV sizing previously developed in Politecnico di Milano. The hybrid UAV is intended to exploit electric propulsion during vertical flight phases, while combustion engine works only in forward flight. This implies that electric propulsion is exploited when peaks of power occur and when the UAV is close to the ground, extit{i.e.} flight phases in which low noise signature and low emissions are desirable due to likely proximity to people and urban centers. Preliminary sizing procedure follows the traditional path typical of aircraft design, extit{i.e.} the decomposition of overall weight into main contributions, and consequent estimation or computations of each of them. The final output is represented by a MATLAB code structured in order to provide an estimate of take-off weight, wing surface and required power profile, starting from an arbitrary set of design parameters, performance and a desired mission profile. This latter aspect is modeled considering schematizations of typical UAV operations. The algorithm is merged with a methodology intended to size a fully electric UAV with similar configuration. This permits to have a single code that, basing on the initial choice made by the designer, can provide a preliminary sizing of both kinds of flying machines.

Al giorno d'oggi l'uso di velivoli a pilotaggio remoto si sta diffondendo. Il loro uso varia da tradizionali quadrirotori tipicamente impiegati per fotografie aeree a grandi macchine pesanti coinvolte in missioni di lungo raggio. Applicazioni diverse richiedono differenti tecnologie, soprattutto in termini di propulsione e configurazione. La ridotta autonomia dei multirotori ha richiesto nuove configurazioni in grado di unire l'aerodinamica ad ala fissa e rotante, così da sfruttarne i vantaggi quali la possibilità di effettuare decollo e atteraggio verticale e di compiere una fase di crociera efficiente. Considerazioni legate all'ambiente stanno guidando nuove ricerche rivolte a fonti energetiche verdi, con lo scopo di rendere possibili voli a zero o poche emissioni. Velivoli elettrici sono già sul mercato, ma le loro prestazioni sono limitate rispetto ai sistemi propulsivi tradizionali. Molti studi sono volti a superare le attuali limitazioni, conservandone i vantaggi in termini di emissioni. Tra loro, lo sviluppo di sistemi propulsivi ibrido-elettrici è degno di nota. Questa tesi risponde alla necessità di definire una metodologia per il dimensionamento preliminare di velivoli ibrido-elettrici a pilotaggio remoto dotati di ala fissa. Tale procedura è integrata con una metodologia equivalente, precedentemente sviluppata al Politecnico di Milano, per il dimensionamento di droni elettrici. Il velivolo deve essere in grado di sfruttare la propulsione elettrica durante le fasi di volo verticale, mentre i motori a combustione interna lavorano solo durante le fasi di volo orizzontale. Questo implica che i motori elettrici lavorano quando si verificano i picchi di potenza e quando il velivolo si trova vicino a terra, fasi di volo in cui la limitazione di rumore ed emissioni é desiderabile data la vicinanza a persone e centri abitati. La metodologia segue il percorso tipico del design di aeromobili, ovvero la decomposizione del peso totale nei vari contributi e la successiva stima o calcolo dei relativi pesi. Il risultato finale é rappresentato da un codice MATLAB strutturato in modo da fornire una stima del peso a decollo, della superficie alare e del profilo di potenza richiesto, partendo da un set arbitrario di dati iniziali, di prestazioni e da un profilo missione desiderato. Quest'ultimo aspetto é modellizzato schematizzando tipiche operazioni in cui i droni sono impiegati. L'algoritmo é unito ad una metodologia precedentemente sviluppata per il design preliminare di droni elettrici caratterizzati dalla stessa configurazione aerodinamica. Questo permette di avere un singolo codice che, in base alle scelte iniziali del progettista, possa fornire il dimensionamento preliminare di entrambe le tipologie di macchine volanti.