Hydrogen fuel cell integration in aviation: Conceptual design of a CS-23 category aircraft
Havacılıkta hidrojen yakıt hücresi entegrasyonu: CS-23 kategorisindeki bir uçağın kavramsal tasarımı
- Tez No: 945895
- Danışmanlar: DOÇ. DR. MEHMET SUHA YAZICI
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Enerji, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Energy, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Enerji Bilim ve Teknoloji Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Enerji Bilim ve Teknoloji Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 145
Özet
İklim değişikliğinin etkilerinin her geçen yıl daha görünür hâle gelmesiyle birlikte, ulaşım sektöründe karbon salımlarını azaltmaya yönelik politik baskılar artmaktadır. Havacılık sektörü, yüksek enerji yoğunluğu gerektirmesi, sürekli güç ihtiyacı ve menzil duyarlılığı gibi nedenlerle karbonsuzlaştırılması en zor sektörlerden biri olarak kabul edilmektedir. Uluslararası Sivil Havacılık Örgütü (ICAO) ve Uluslararası Enerji Ajansı (IEA) gibi küresel otoriteler, 2050 yılına kadar net sıfır emisyon hedeflerini belirlemiş olup, bu kapsamda alternatif tahrik sistemlerinin geliştirilmesi zorunluluk hâline gelmiştir. Bu bağlamda hidrojen, hem yüksek özgül enerji yoğunluğu (~120 MJ/kg) hem de çevreye yalnızca su buharı salması nedeniyle, elektrikli uçuş teknolojilerinde ön plana çıkmaktadır. Ancak hidrojen temelli tahrik sistemlerinin sivil havacılığa entegrasyonuna yönelik mevcut mevzuat ve sertifikasyon standartları hâlâ sınırlıdır. Özellikle genel havacılık ve CS-23 sınıfı küçük uçaklar için uygulamaya dönük net bir çerçeve bulunmaması, bu alanda önemli bir düzenleyici boşluk (legislative gap) olduğunu göstermektedir. Bu tez çalışması, hidrojen yakıt hücrelerinin küçük yolcu uçaklarında kavramsal düzeyde nasıl entegre edilebileceğini analiz etmek amacıyla gerçekleştirilmiştir. Tezin temel amacı, CS-23 sertifikasyon sınıfındaki küçük uçaklara hidrojen tabanlı tahrik sistemlerinin teorik olarak uygulanabilirliğini değerlendirmek, sistem bileşenlerini kavramsal olarak tasarlamak ve mevcut ticari sistemlerle teknik karşılaştırmalar yapmaktır. Çalışmada, konvansiyonel yakıtla çalışan Dornier 228 tipi uçak referans alınmış; geleneksel motor ve yakıt sistemleri yerine bir hidrojen yakıt hücresi sistemi yerleştirilmiştir. CS-23 sınıfı uçaklar, 19 yolcuya kadar taşıma kapasitesi olan ve azami kalkış ağırlığı 8618 kg'ı geçmeyen hava araçlarıdır. Bu sınıf, tahrik sisteminin daha düşük güç gereksinimi (~100–800 kW) nedeniyle yeni teknolojilerin ilk uygulanabileceği potansiyel segment olarak görülmektedir. Bu çalışmada, bu sınıfa ait bir uçağın mevcut hidrojen teknolojileriyle nasıl dönüştürülebileceği, ticari olarak piyasada sunulan bileşenlerle kıyaslanarak teorik bir çerçevede ele alınmıştır. Tasarım sürecinde ilk olarak referans uçak verileri (ağırlık, geometri, motor gücü, görev profili) analiz edilmiştir. Uçuş, altı ana fazda modellenmiştir: taksi, kalkış, tırmanış, seyir, alçalma ve iniş. Her bir faz için ortalama süre ve özgül güç tüketimi literatürden elde edilen veriler doğrultusunda belirlenmiş; bu değerler steady-state (kararlı durum) varsayımı altında kısıt diyagramı ile matematiksel ifadelere indirgenmiştir. Bu yaklaşım, zamana bağlı geçici rejimlerin detaylı olarak modellenmediği bir analiz çerçevesi sunar. Elde edilen bilgiler ışığında, uçak için görev başına toplam enerji ihtiyacı hesaplanmış ve buna göre uygun boyutta yakıt hücresi ile enerji sistemi bileşenleri seçilmiştir. Yakıt hücresi teknolojisi olarak Proton Exchange Membrane Fuel Cell (PEMFC) seçilmiştir. Bu teknoloji düşük sıcaklıkta çalışma, yüksek güç yoğunluğu, hızlı tepkime süresi ve havacılık uygulamalarına uygun modüler yapısıyla öne çıkmaktadır. Çalışmada sistemin temel alt bileşenleri şu şekilde kavramsallaştırılmıştır: - Elektrik Motoru: İtki üretmekle görevli sistem bileşenidir. Sistem verimliliği ve kütleye etkisi dikkate alınarak yaklaşık 500–600 kW aralığında motorlar temel alınmıştır. - PMAD (Power Management and Distribution): Yakıt hücresinden gelen gücü regüle ederek motorlara ve yardımcı sistemlere dağıtan yapıdır. - Soğutma Sistemi: Yakıt hücresinin düşük sıcaklıkta verimli çalışabilmesi için soğutma devresi öngörülmüştür. - Hidrojen Depolama Tankları: Hem sıvı (LH₂) hem gaz (GH₂) formda değerlendirilmiş; tank yerleşimi, hacimsel uygunluk analiz edilmiştir. Ticari sistemler üzerinden yapılan karşılaştırmalar, örneğin Ballard Power Systems'in 120 kW gücündeki modülü (~65 kg), PowerCell Sweden'in 100 kW gücündeki modülü (~42 kg) gibi değerlerle uyumlu olacak şekilde toplam sistem kütlesi ve güç yoğunluğu tahmin edilmiştir. Yaklaşık 1000 km menzilli örnek bir görev profiline göre, sıvı hidrojen kullanımı durumunda 317 kg yakıt ihtiyacı hesaplanmıştır. Bu miktar, yaklaşık 3807 kg ağırlığında tank sistemi gerektirmektedir. Bu durumda sistemin gravimetrik verimi (WR) yaklaşık %8.3'tür ve bu oran, güncel LH₂ sistemlerinin (%7.5–10 arası) ticari performans değerleriyle tutarlıdır. GH2 senaryosu ise daha düşük sistem kütlesiyle avantaj sağlasa da, hacimsel sınırlamalar nedeniyle uçağın yapısal entegrasyonunda zorluklar oluşturmuştur. Bu da özellikle daha düşük basınçta depo edilen GH2 için uçaklarda kullanımını mümkün kılmamaktadır. Tankların gövde içerisine konumlandırılacağı referans olarak alınmış ve konumunun ağırlık merkezi üzerindeki etkileri detaylı bir şekilde değerlendirilmemiştir. Tank konumunun ağırlık merkezi üzerinde olumsuz etki oluşturmayacağı kabul edilmiştir. Yakıtın sıvı formda taşınması için gereken yalıtım kalınlığı ve güvenlik mesafeleri hacim üzerinde ciddi etkiler yaratmaktadır ve bu durum, özellikle küçük uçak sınıflarında depolama verimliliğini sınırlandırmaktadır. Kavramsal tasarım sonucunda uçak sistem kütlesinde önemli artışlar gözlemlenmiştir. Özellikle operasyonel boş ağırlık (OEM) %120.8 artarken, MTOM %63.7 artış göstererek 10,915.54 kg'a ulaşmıştır. Bu değer, CS-23 sertifikasyon sınırını %26.6 oranında aşmaktadır. Bu durum, hidrojen sistemlerinin doğrudan entegre edilebilmesi için yapısal hafifletme ve sistem optimizasyonu gerektiğini açıkça göstermektedir. Aksi takdirde, sertifikasyon sınırları dahilinde kalabilmek için düşürülmesi gereken tek seçeneğin tank ağırlığının azaltılması durumundan kaynaklı olarak depolanabilecek yakıt miktarının da azalacak olmasından dolayı uçağın menzilinde azalma meydana gelmesi kaçınılmaz olacaktır. Yapılan örnek menzil analizinde uçağın maksimum kalkış ağırlığının (MTOM) sertifikasyon sınırlarına çekilmesi ile birlikte menzil değeri 400-450 km seviyelerine düşmektedir. 400 km referans alınarak yapılanan farklı uçuş fazlarına göre yakıt tüketimi analizinde uçuş fazlarına verilen farklı sürelere göre aynı görev için hidrojen dönüşümü yapılmamış uçak için yaklaşık %161 daha fazla yakıt kullanımına sebep olduğu sonucunu göstermiştir. Bu durum, hidrojenin ve hidrojen sistemlerinin verimliliğinin daha iyi olmasından kaynaklı olarak daha az yakıt tüketimi oluşturmasının örneğidir. Bununla birlikte çevresel kazançlar dikkat çekicidir. Hidrojen kullanımı sayesinde uçuş süresince CO₂ emisyonları tamamen ortadan kalkmakta; yakıt kütlesi yaklaşık %78.4 oranında azalmaktadır. Görev bazlı enerji tüketimi analizlerinde tırmanış ve seyir fazlarının sistem üzerindeki enerji yükünün en fazla olduğu gözlemlenmiş, bu fazlar için daha hassas soğutma ve oksijen besleme sistemleri tasarlanması gerektiği sonucuna varılmıştır. Bu tez, hidrojen yakıt hücresi sistemlerinin CS-23 sınıfındaki uçaklara entegrasyonunun mevcut ticari teknolojilerle kavramsal olarak mümkün olduğunu göstermektedir. Ancak ağırlık, hacim ve sertifikasyon limitleri mevcut sistemlerin bu sınıfa uygulanmasını doğrudan sınırlandırmaktadır. Tasarım, gerçek uçuş testlerine dayanmamakla birlikte, güncel teknoloji verileriyle tutarlı bir mühendislik çerçevesi sunmaktadır. Gelecek çalışmalar aşağıdaki alanlara odaklanarak bu çalışmanın kavramsal çerçevesini detaylandırabilir: - Yakıt hücresi sistemlerinin kütlesini azaltmak amacıyla ileri düzey kompozit malzeme ve hafif yapısal entegrasyon tekniklerinin uygulanması, - Termal yönetim açısından daha verimli soğutma devrelerinin geliştirilmesi ve entegre edilmesi, - Regülasyonlara ve emniyet standartlarına uygunluk sağlamak için optimize edilmiş hidrojen tank yerleşim stratejilerinin incelenmesi, - Detaylı system tasarımı kapsamında yakıt hücresi, batarya, güç elektroniği ve motor entegrasyonunun çok disiplinli optimizasyonu, - Detaylı uçak tasarımı kapsamında aerodinamik yapı, ağırlık dağılımı ve uçuş kontrol sistemlerinin hidrojen temelli tahrik sistemine uygun şekilde yeniden tasarlanması, - Enerji sisteminin çevresel etkilerinin analizine yönelik yaşam döngüsü değerlendirmesi (LCA) ve eksergoekonomik analizlerin gerçekleştirilmesi, - Uçuş testleri ve hidrojenin yüksek irtifa operasyonlarında oluşturabileceği potansiyel kontral (contrail) oluşumlarının iklim etkilerine dair ileri düzey modellemeler. Bu çalışma, hidrojenin bölgesel havacılıkta kavramsal tasarım aşamasındaki uygulanabilirliğini detaylandırarak, sürdürülebilir havacılığa geçiş için kritik bir başlangıç noktası sunmaktadır.
Özet (Çeviri)
In response to growing concerns over climate change, the International Civil Aviation Organization (ICAO) has introduced the Carbon Offsetting and Reduction Scheme for International Aviation (CORSIA). Since 2009, stakeholders across the aviation industry have committed to ambitious climate action targets, including a 1.5% annual improvement in fuel efficiency, achieving carbon-neutral growth from 2020, and reducing net aviation CO₂ emissions by 50% by 2050 compared to 2005 levels. From 2035 onwards, revolutionary aircraft concepts are expected to play a key role in meeting these targets. In this evolving regulatory and technological landscape, hydrogen fuel cells have emerged as a promising solution. Hydrogen fuel cells represent a transformative advancement in aviation technology, presenting unique potential for improving aircraft performance, efficiency, and sustainability. In particular, hydrogen fuel offers an energy density of approximately 120 MJ/kg, which is significantly higher than traditional aviation fuels, making it a promising option for aviation. This thesis investigates their application in the aviation industry, with an emphasis on reducing fossil fuel dependence, minimizing carbon emissions, and advancing global environmental objectives. With aviation contributing approximately 2-3% of global CO₂ emissions, the industry faces increasing pressure to decarbonize. In this context, hydrogen fuel cells emerge as a viable, clean alternative, holding promise to redefine traditional propulsion approaches and elevate the sustainability of aircraft design. Despite growing interest, current aviation legislation and certification frameworks for hydrogen systems remain limited, highlighting a clear regulatory gap, particularly for general aviation and CS-23 class aircraft. This gap creates uncertainty regarding the practical implementation of hydrogen fuel cell technology in existing platforms. The core objective of this research is to evaluate the feasibility of integrating hydrogen fuel cells into aviation, with a particular focus on their application in smaller aircraft certified under the CS-23 category. This category includes aircraft with an MTOW of up to 8,618 kg (19,000 lbs) and a seating capacity of up to 19 passengers. Such aircraft have lower power requirements, typically between 100 and 800 kW, making them suitable candidates for fuel cell technology integration. Through retrofitting a reference aircraft, the Dornier 228, with a hydrogen fuel cell system, this thesis provides an in-depth assessment of how such a system could be adapted to existing aircraft frameworks. A systematic methodology was developed to conduct this assessment. The process included selection and evaluation of a reference aircraft, constraint diagram generation to establish design feasibility, and the sizing of key components in the fuel cell propulsion system. The PEM (Proton Exchange Membrane) fuel cell was chosen due to its relatively high power density, fast dynamic response, and existing technological maturity. The retrofit design also required the integration of hydrogen storage tanks, both gaseous (GH₂) at 700 bar and cryogenic liquid (LH₂), as well as power distribution, cooling, and oxygen supply systems. Six critical flight phases were analyzed: taxi, take-off, climb, cruise, descent, and landing, using mission-specific power and energy demands. Each phase was modeled under a steady-state assumption, whereby average power consumption and duration values were used to simplify the analysis. This approach excludes transient dynamics and assumes constant operating conditions within each flight phase, allowing for a conceptual-level evaluation of system requirements and component sizing. Performance simulations were conducted using a hybrid approach that combined custom Python models with the SUAVE open-source aircraft analysis framework. Results indicated that while the hydrogen-powered version of the Dornier 228 exceeds the CS-23 MTOW limit (by approximately 26.6%), it still meets operational needs for short-range missions. The system required approximately 317 kg of hydrogen for an approximately 1000 km mission, stored in tanks with an estimated mass of 3,807.9 kg, yielding a gravimetric efficiency comparable to current hydrogen storage technologies. The integration increased the OEM by 120.8% and MTOM by 63.7%, while reducing total fuel mass by 78.4%. From an environmental standpoint, the hydrogen-powered aircraft configuration achieved substantial emissions benefits. Using renewable hydrogen, the system eliminates CO₂ emissions entirely during flight and significantly reduces NOx compared to conventional gas turbine engines. The well-to-wing energy chain analysis further highlights hydrogen's advantage in decarbonization when produced through green methods. However, the reduced volumetric energy density of hydrogen resulted in shorter range and increased structural demands, illustrating the trade-offs inherent in current hydrogen aviation technologies. In conclusion, this thesis demonstrates that hydrogen fuel cell propulsion systems are technically possible for integration into CS-23 class regional aircraft, provided certain design and certification challenges can be addressed. Although structural mass and volume constraints currently limit performance parity with conventional systems, the environmental and long-term sustainability advantages are significant. This aligns with the broader objectives set by ICAO and global aviation stakeholders, particularly the goal of achieving net-zero emissions by mid-century and enabling the transition to revolutionary aircraft designs from 2035 onwards. Further research is needed to reduce system weight, improve thermal and power management, and establish certification pathways. The results of this study contribute to the growing body of literature advocating for hydrogen as a key enabler of future sustainable aviation.
Benzer Tezler
- Seri hibrit uçaklarda bulanık mantık tabanlı elektrik enerjisi yönetiminin incelenmesi
An investigation of fuzzy logic based electric energy management in series hybrid aircraft
MURAT KESKİN
Yüksek Lisans
Türkçe
2021
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiElektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA BAĞRIYANIK
- PEM elektrolizörün sayısal modellemesi ve deneysel doğrulanması
Numerical modeling and experimental validation of PEM electrolyzer
SAFİYE NUR ÖZDEMİR
- Hidrojen yakıtlı araçlarda kullanılan fırçasız DC motorun yarı-z kaynak inverter ile kontrolü
Control of brushless DC motor with quasi-z source inverter used in hydrogen fueled vehicles
EREN ÖZLÜ
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Otomotiv MühendisliğiPamukkale ÜniversitesiOtomotiv Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ZAFER ORTATEPE
- Modeling of a solid oxide fuel cell and its integration with a biomass gasification System
Katı oksit yakıt pilinin modellenmesi ve biyokütle gazlaştırma sistemi ile entegrasyonu
ANIL ERDOĞAN
Doktora
İngilizce
2022
EnerjiDokuz Eylül ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. CAN ÖZGÜR ÇOLPAN
- Novel pso-ga complex nonlinear optimization of hybrid renewable energy systems: PV-wind-PTC integration with energy storage systems
Hibrit yenilenebilir enerji sistemlerinin yenilikçi pso-ga karmaşık doğrusal olmayan optimizasyonu: Enerji depolama sistemleri ile PV-rüzgar-PTC entegrasyonu
ZAHRA MEDGHALCHİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ONUR TAYLAN