Radimir Y. Yanev və Ingo Staack tərəfindən hazırlanmış tədqiqat elektrikli şaquli qalxma və enmə qabiliyyətli hava vasitələrinin (electric vertical take-off and landing, eVTOL) konseptual dizaynında çoxsaylı fərqli konfiqurasiyaları sürətlə qiymətləndirmək üçün inteqrasiya olunmuş ölçüləndirmə və performans təhlili çərçivəsi təqdim edir. Metod avtomobil komponentlərinin həndəsi ölçüləndirilməsini, uçuş missiyasının təhlilini, batareyanın güc və enerji tələbinə görə ölçüləndirilməsini və komponent əsaslı kütlə qiymətləndirməsini eyni iterativ dövrə daxil edir. Doğrulama nəticələrində rotor/propeller solidity üçün orta mütləq faiz xətası %7,5, hover gücü üçün %8,0 olmuş; batareya boşalma modeli eksperimental məlumatlarla müqayisə edildikdə yeni hüceyrənin discharge depth-də təxminən %5, end-of-life şəraitində isə %1-dən az sapma göstərmişdir. NASA istinad dizaynları ilə aparılan avtomobil səviyyəli müqayisədə maksimum qalxma kütləsi sapması Quadrotor üçün %0,6, Lift + Cruise üçün %3,2 səviyyəsindədir.

Tədqiqatın əsas mesajı aşağı dəqiqlik səviyyəli, lakin fiziki əlaqələri qoruyan modelləşdirmə yanaşmasının ilkin eVTOL dizayn məkanını sürətlə daraltmaq üçün istifadə edilə bilməsidir. Bununla belə metod son aerodinamik dizayn, detallı struktur doğrulama, sertifikasiya və ya real uçuş performansı üçün hazırlanmayıb. Propeller modeli tip itkiləri, qeyri-bərabər axın, rotor–qanad və rotor–rotor qarşılıqlı təsirləri kimi yüksək dərəcəli aerodinamik effektləri detallı həll etmir; batareya modeli isə temperatur, qocalma, hüceyrə balanslaşdırması və deqradasiya mexanizmlərini birbaşa modelləşdirmir.

Tədqiqatın eVTOL dizaynı baxımından mühüm cəhətlərindən biri yalnız ümumi batareya enerjisinə baxmamasıdır. Şaquli qalxma, keçid uçuşu və enmə kimi yüksək güc tələb edən hissələrlə kruiz uçuşunun enerji tələbləri eyni missiya profilində hesablanır. Xüsusilə enmə mərhələsində batareyanın şarj vəziyyəti azalmışkən yenidən yüksək güc tələb olunması batareya ölçüləndirilməsinin yalnız Wh/kg əsasında aparılmasının kifayət etməyə biləcəyini göstərir.

eVTOL dizaynında əsas problem nədir?

Paylanmış elektrik hərəkət sistemləri klassik helikopter və ya sabit qanadlı təyyarələrə nisbətən daha geniş konfiqurasiya məkanı yaradır. eVTOL dizaynında rotor sayı, rotor diametri, qanad həndəsəsi, şaquli uçuş və kruiz üçün ayrıca və ya ortaq hərəkət elementlərinin istifadəsi, batareya ölçüsü, mühərrik gücü, missiya məsafəsi və eniş sahəsinin ölçüsü bir-birindən müstəqil deyil. Məsələn daha kiçik rotorlar avtomobilin yer tutma sahəsini azalda bilər; lakin disk yükünü artıraraq hover gücünü yüksəldə bilər. Daha yüksək hover gücü daha böyük mühərrik və batareya tələb edə bilər; artan batareya kütləsi isə yenidən ümumi qalxma kütləsini yüksəldə bilər.

Tədqiqatın hazırladığı çərçivə məhz bu geri əlaqəli dizayn problemini həll edir. Avtomobil bir dəfə sabit parametrlərlə hesablanmır; maksimum qalxma kütləsi (MTOM) və tələb olunan batareya tutumu yaxınlaşana qədər komponent ölçüləndirmə, missiya təhlili, batareya ölçüləndirmə və kütlə qiymətləndirməsi təkrarlanır.

Propeller ölçüləndirilməsi niyə dizaynın mərkəzindədir?

Şaquli uçuş edən eVTOL-də rotor və ya lift propellerlərin disk yükü hover zamanı tələb olunan gücə birbaşa təsir edən əsas dəyişənlərdən biridir. Tədqiqatda hər VTOL propelleri üçün dizayn thrust-u maksimum qalxma kütləsi, cazibə sürətlənməsi, propeller sayı və %10 manevr marjası ilə müəyyən olunur:

\[ T_{\mathrm{prop,des}} = \frac{k_{\mathrm{maneuver}}\,m_{\mathrm{MTO}}\,g} {N_{\mathrm{prop,VTOL}}} \]

Burada \(T_{\mathrm{prop,des}}\) bir VTOL propellerinin dizayn thrust-udur; \(k_{\mathrm{maneuver}}\) manevr marjasını, \(m_{\mathrm{MTO}}\) maksimum qalxma kütləsini, \(g\) cazibə sürətlənməsini və \(N_{\mathrm{prop,VTOL}}\) şaquli uçuşda istifadə olunan propeller sayını ifadə edir.

Propeller radiusu mümkün qədər böyük seçilir, lakin eniş sahəsinin həndəsi sərhədləri və propellerlər arasında tələb olunan boşluq bu ölçünü məhdudlaşdırır. Bu yanaşmanın məqsədi disk yükünü və buna görə hover üçün tələb olunan induced power-i azaltmaqdır.

Propeller gücü isə induced power ilə profile power-in cəmi kimi modelləşdirilir:

\[ P_{\mathrm{prop}} = \kappa T(v_i + V_z) + \rho A_d(\omega R)^3 C_{P0} \]

Bu tənlikdə \(\kappa\) induced power correction coefficient, \(T\) thrust, \(v_i\) induced velocity, \(V_z\) disk oxu istiqamətində axın sürəti, \(\rho\) hava sıxlığı, \(A_d\) disk sahəsi, \(\omega\) bucaq sürəti, \(R\) propeller radiusu və \(C_{P0}\) profile power coefficient-dir. Tədqiqatın modeli konseptual dizayna yönəlib; tip loss, rotor–rotor interaction, rotor–wing interaction, non-uniform inflow və transition flight-də time-dependent aerodynamic effects birbaşa həll edilmir.

Qanad və gövdə dizaynı sistemə necə bağlanır?

Qanadlı eVTOL konfiqurasiyalarında qanad kruiz uçuşuna görə optimallaşdırılır. Tədqiqatda wingspan eniş sahəsinin həndəsəsi ilə məhdudlaşdırılır; wing area, aspect ratio və cruise lift coefficient isə aerodinamik drag ilə struktur kütlə arasındakı balans əsasında müəyyən edilir. Daha kiçik wing area və daha yüksək aspect ratio aerodinamik efficiency-ni artıra bilsə də struktur kütləni yüksəldə bildiyi üçün yalnız maksimum aerodinamik efficiency hədəflənmir.

Arxa gövdə və quyruq dizaynı da ayrıca constrained optimization problem kimi nəzərdən keçirilir. Məqsəd arxa gövdənin ümumi wetted area-sını azaldarkən horizontal və vertical tail volume coefficients, tail position, geometric convergence və tail aspect ratio limitlərini təmin etməkdir.

Batareya yalnız enerji tutumuna görə ölçüləndirilmir

Çərçivənin fərqləndirici xüsusiyyətlərindən biri batareyanı yalnız müəyyən Wh/kg enerji sıxlığı ilə təmsil etməməsidir. Missiya boyu hər control point-də tələb olunan elektrik gücü hüceyrələrə paylanır; cell open-circuit voltage, under-load voltage və internal resistance əsasında current iterativ şəkildə həll edilir:

\[ I = \frac{P_{\mathrm{demand,cell}}}{V_{\mathrm{UL}}}, \qquad V_{\mathrm{UL}} = V_{\mathrm{OC}} - R_{\mathrm{tot}} I \]

Burada \(I\) cell current, \(P_{\mathrm{demand,cell}}\) cell başına power demand, \(V_{\mathrm{UL}}\) under-load cell voltage, \(V_{\mathrm{OC}}\) open-circuit voltage və \(R_{\mathrm{tot}}\) hüceyrənin total internal resistance-dir.

State of charge missiya boyu Coulomb counting ilə yenilənir:

\[ SOC_{i+1} = SOC_i - \frac{I_i\Delta t_i}{C_{\mathrm{act}}} \]

\(SOC_i\) cari state of charge, \(I_i\) current, \(\Delta t_i\) time step və \(C_{\mathrm{act}}\) effektiv istifadə edilə bilən cell capacity-ni ifadə edir. Batareya ölçüsü həm missiya sonunda tələb olunan SOC dəyərini, həm də maximum C-rate ilə müəyyən edilən power limit-i təmin edənədək iterativ olaraq artırılır və ya azaldılır.

Kütlə hesabı niyə geri əlaqəlidir?

Ümumi avtomobil kütləsi tək tarixi mass fraction ilə deyil, komponentlərin cəmi kimi yaradılır:

\[ m_{\mathrm{total}} = \sum_{i=1}^{N}m_i \]

Bu cəm qanad, gövdə, quyruq, pylon və landing gear kimi struktur elementləri; propeller, elektrik mühərriki və power electronics; flight control, avionics və environmental control systems; passenger və baggage yükü; həmçinin battery cells və packaging əlavə kütləsini ehtiva edir. Batareya böyüdükdə avtomobil ağırlaşır, ağırlaşan avtomobil daha çox thrust və power tələb edir və bu da batareya ilə mühərrik ölçüsünə yenidən təsir edə bilər. Iterativ həll bu asılılığı qapayır.

Tədqiqatın Metodu və Nəticələri

Doğrulama üç müxtəlif səviyyədə aparılıb

Müəlliflər çərçivəni tək bir avtomobil nümunəsi ilə doğrulamaq əvəzinə üç ayrı səviyyədə sınaqdan keçiriblər. Əvvəlcə propeller ölçüləndirmə və hover performans modeli real helikopter rotorları və NASA-nın eVTOL istinad propellerləri ilə müqayisə olunub. İkinci olaraq batareya discharge modeli eVTOL missiya profilləri altında ölçülmüş eksperimental cell data ilə sınaqdan keçirilib. Sonda isə bütün avtomobil ölçüləndirmə dövrəsi NASA-nın NDARC əsaslı Urban Air Mobility istinad avtomobilləri ilə müqayisə olunub.

Propeller doğrulama data seti

Rotor data setində MBB Bo 105, Eurocopter EC 135, Aérospatiale SA 365N Dauphin və Sikorsky UH-60A Black Hawk kimi ənənəvi helikopterlərlə yanaşı NASA-nın müxtəlif rotorcraft və powered-lift eVTOL konseptləri yer alıb. Data setində rotor diametrləri 2,23 m ilə 16,36 m, hover thrust-ları 3,8 kN ilə 73,6 kN, hover power-ləri isə 54 kW ilə 1569 kW arasında dəyişib. Beləliklə model yalnız bir miqyasa görə deyil, aydın şəkildə fərqli disk yüklərinə və rotor ölçülərinə malik avtomobillərdə sınanıb.

Hesablanmış rotor solidity dəyərlərinin istinadlara görə orta mütləq faiz xətası %7,5, blade loading üçün isə %7,14 olaraq bildirilib. Hover power hesabında orta mütləq faiz xətası %8,0-dır. Model aşağı disk yüklü bəzi helikopter rotorlarında solidity və hover power-i aşağı, yüksək disk yüklü bəzi paylanmış hərəkət sistemlərində isə yüksək qiymətləndirməyə meylli olub.

Batareya modeli real cell təcrübələri ilə necə müqayisə edildi?

Batareya doğrulamasında Sony-Murata 18650 VTC-6 lithium-ion hüceyrələri üçün dərc edilmiş eksperimental data seti istifadə olunub. Hüceyrənin nominal capacity-si 3200 mAh, nominal voltage-u 3,6 V və tədqiqatda verilən specific energy-si təxminən 230 Wh/kg-dır. Seçilmiş VAH02 mission profile 75 saniyə 54 W take-off load, 1000 saniyə 16 W cruise load və 105 saniyə yenidən 54 W landing load-dan ibarətdir.

New-cell experiment-də SOC təxminən %100-dən %36-ya düşərkən model təxminən %38 final SOC proqnozlaşdırıb və müəlliflər bu fərqi təxminən %5 deviation kimi qiymətləndiriblər. End-of-life condition-da experiment təxminən %82-dən %13 SOC-a enərkən model nəticələrinin deviation-u %1-dən aşağı qalıb.

Bununla belə real cell aging model daxilində fiziki olaraq simulyasiya edilməyib. Tədqiqatda end-of-life batareyasını təmsil etmək üçün başlanğıc SOC-un təxminən %80-ə endirilməsi proxy yanaşma kimi istifadə olunub. Buna görə nəticə ətraflı batareya aging modelinin doğrulandığı demək deyil.

Ən böyük instantaneous difference missiyanın sonunda aşağı SOC və yüksək power tələb edən landing phase-də görülüb. Modelin instantaneous current/C-rate prediction-da maximum deviation bu bölgədə təxminən %15-ə qədər yüksəlir. Müəlliflər bu fərqin qısamüddətli olduğunu və total discharged energy üzərində təsirinin məhdud qaldığını qeyd edirlər.

NASA istinad avtomobilləri ilə avtomobil səviyyəli doğrulama

Ümumi sizing validation-da iki avtomobil nəzərdən keçirilib. Birinci avtomobil dörd böyük lift rotoruna malik qanadsız Quadrotor, ikincisi səkkiz distributed lift-propeller və cruise üçün ayrıca pusher propeller istifadə edən qanadlı Lift + Cruise konfiqurasiyasıdır.

Doğrulama missiyası altı sərnişinin daşınmasına görə müəyyən edilib. Design payload təxminən 540 kg-dır. Missiya iki flight leg-dən ibarətdir; tədqiqatda hər leg 37,5 nautical mile, yəni təxminən 70 km kimi müəyyən edilir və əlavə olaraq 20 dəqiqəlik cruise-power reserve istifadə olunur. Batareya üçün pack-level effective gravimetric energy density 400 Wh/kg və %80 usable discharge range qəbul edilib.

Quadrotor üçün hesablanmış maximum take-off mass 2957 kg, NASA istinad dəyəri 2939 kg-dır; mənbə bu deviation-u %0,6 olaraq verir. Lift + Cruise üçün dəyərlər müvafiq olaraq 3843 kg və 3724 kg, bildirilən fərq isə %3,2-dir. Empty mass deviations Quadrotor üçün %1,1, Lift + Cruise üçün %4,0 olaraq bildirilib.

Mənbədaxili sayısal uyğunsuzluq: Cədvəl 6-da Lift + Cruise MTOM dəyərləri 3724 kg və 3843 kg olaraq verilsə də sonrakı izah paraqrafında mütləq fərq “79 kg” kimi yazılıb. Eyni paraqraf %3,2 dəyərini saxlayır. Buna görə absolute difference ifadəsi mənbə daxilində öz cədvəl dəyərləri ilə uyğun deyil.

Enerji saxlanması niyə ümumi kütlənin ən böyük maddəsidir?

Modelin mass breakdown-da energy storage Quadrotor MTOM-un təxminən %31,9-unu, Lift + Cruise avtomobilinin isə təxminən %29,4-ünü təşkil edir. Structural mass hər iki avtomobildə ümumi kütlənin təxminən dörddə biri səviyyəsindədir. Lift + Cruise dizaynında propulsion-system mass payı Quadrotor-a görə xeyli yüksəkdir.

Tədqiqatın izahına görə bu fərqin mühüm səbəblərindən biri Lift + Cruise avtomobilinin daha yüksək disk loading-ə malik olmasıdır. Quadrotor-un böyük rotorları aşağı disk loading ilə işləyərkən Lift + Cruise konfiqurasiyasının səkkiz kiçik lift propelleri vertical flight zamanı xeyli daha yüksək power tələb edir.

Lift + Cruise konfiqurasiyasının hesablanmış hover power-i təxminən 932 kW olduğu halda Quadrotor üçün bu dəyər təxminən 381 kW-dır. Bunun əksinə cruise flight-də iki avtomobilin hesablanmış power-ləri bir-birinə yaxınlaşır; Quadrotor təxminən 268 kW, Lift + Cruise isə təxminən 273 kW tələb edir. Tədqiqat bu fərqi qanadlı avtomobilin cruise-də daha yüksək aerodynamic efficiency-si ilə bağlı design trade-off kimi izah edir.

Effective lift/drag indicator \(WV/P\) hesablanmış avtomobildə Quadrotor üçün 5,4, Lift + Cruise üçün 8,1-dir. Buna görə qanadlı konfiqurasiya cruise-də daha üstün görünür, vertical flight zamanı isə daha yüksək power requirement daşıyır.

Batareya üzərində ən ağır yük hansı uçuş mərhələlərində yaranır?

Missiya boyu ən yüksək C-rate dəyərləri hover və climb kimi yüksək power tələb edən vertical-flight segmentlərində yaranıb. Lift + Cruise avtomobilində ilk take-off hover-da təxminən %95 SOC səviyyəsində C-rate təxminən 1,9 olduğu halda, ikinci flight leg-in sonunda landing zamanı SOC təxminən %35-ə düşdükdə eyni yüksək power demand üçün C-rate təxminən 2,2-yə yüksəlib. Ən yüksək dəyər transition climb-da təxminən 2,5 hesablanıb. Cruise-də isə C-rate əsasən 0,6–0,7 intervalındadır.

Quadrotor-un battery load-u missiya boyu daha balanslıdır. Hover zamanı C-rate təxminən 1,0, climb zamanı maksimum təxminən 1,2 və cruise-də təxminən 0,6–0,7 səviyyəsindədir.

Battery efficiency Quadrotor üçün missiyanın çox hissəsində təxminən %98–99 intervalında qalıb. Lift + Cruise avtomobilində yüksək güclü vertical-flight hissələrində təxminən %96-ya enərkən cruise-də təxminən %98 səviyyəsindədir. Modeldə SOC azaldıqca internal-resistance losses-un nisbi təsiri artdığı üçün eyni power demand-da efficiency də azalır.

Tədqiqatın dəstəklədiyi nəticələr

• Aşağı hesablama xərcli, component-based və iterativ metod erkən mərhələ eVTOL konfiqurasiya müqayisələri üçün tətbiq oluna bilən nəticələr yarada bilər.
• Propeller sizing modeli araşdırılan istinad setində rotor solidity və hover power-in ümumi tendensiyalarını təxminən %8 səviyyəli orta mütləq faiz xətası ilə tutur.
• Sadələşdirilmiş equivalent-circuit battery model istifadə olunan eksperimental VTC-6 data setində SOC inkişafını konseptual sizing baxımından yaxın şəkildə yenidən yaradır.
• Quadrotor və Lift + Cruise avtomobillərinin yüksək səviyyəli MTOM və empty mass nəticələri NASA NDARC istinadlarına bir neçə faiz bəndi səviyyəsində yaxınlaşır.
• Lift + Cruise konfiqurasiyası cruise-də daha aerodynamic-efficient olsa da yüksək disk loading səbəbilə vertical flight-da Quadrotor-dan aydın şəkildə daha çox power tələb edir.
• eVTOL battery sizing-də total energy qədər missiyanın sonundakı low-SOC condition-da qarşılanmalı yüksək instantaneous power də vacibdir.

Tədqiqatın dəstəkləmədiyi və ya birbaşa sınaqdan keçirmədiyi nəticələr

• Çərçivənin nəticələri production-ready və ya certification-ready final eVTOL design kimi şərh edilə bilməz.
• Real prototype flight test və ya real urban eVTOL operation aparılmayıb.
• Propeller modelində tip losses, rotor–rotor interaction, rotor–wing interaction və transition flight-in detallı time-dependent aerodynamics-i həll edilmir.
• Battery temperature, real aging mechanisms, cell balancing və degradation birbaşa modelləşdirilmir.
• Noise, certification safety, detailed flight dynamics və control derivatives bütövlükdə doğrulanmayıb.
• Tədqiqat Türkiyəyə məxsus airspace, vertiport, infrastructure, cost və ya operation data ehtiva etmədiyindən Türkiyə üçün commercial və ya operational suitability nəticəsi çıxarmır.

Mənbə və Metod Qeydi

Mənbə növü və nəşr vəziyyəti: Bu iş rəyli tədqiqat/modelləşdirmə məqaləsidir. Aerospace jurnalında 2026-cı ildə cild 13, say 7, məqalə 566 olaraq dərc olunub. Preprint deyil.

Orijinal tədqiqat: Radimir Y. Yanev və Ingo Staack, “Framework for Rapid eVTOL Aircraft Configuration Design: Methodology and Verification”. DOI: 10.3390/aerospace13070566.

Məsul müəllif: Radimir Y. Yanev.

Qurum: Institute of Aircraft Design and Lightweight Structures, Technische Universität Braunschweig, 38108 Braunschweig, Almaniya.

Metod sinfi: Tədqiqat aşağı dəqiqlik səviyyəli, fizika əsaslı və yarı-empirik alt modelləri inteqrasiya edən konseptual aircraft design and verification işidir. Propeller modeli momentum theory və sadələşdirilmiş blade-element yanaşmasını; battery model equivalent electrical circuit-i; structure və system masses isə fizika əsaslı və semi-empirical mass-estimation metodlarının kombinasiyasını istifadə edir.

Doğrulama: Propeller modeli conventional helicopter rotors və NASA eVTOL designs ilə; battery model experimental Sony-Murata VTC-6 cell data ilə; bütün vehicle sizing isə NASA UAM reference Quadrotor və Lift + Cruise avtomobillərinin NDARC nəticələri ilə müqayisə olunub.

Əsas məhdudiyyət: Çərçivənin məqsədi final vehicle certification və ya high-fidelity flight-physics analysis deyil, conceptual design space-in sürətlə skan edilməsidir. Aerodynamic interactions, battery thermal and aging processes və bəzi system-level details sadələşdirilib.

Mənbədaxili uyğunsuzluq qeydi: Mənbənin Cədvəl 6-da Lift + Cruise MTOM dəyərləri 3724 kg və 3843 kg olaraq verilir, lakin sonrakı paraqrafda fərq 79 kg kimi ifadə edilir. Eyni mətn %3,2 deviation bildirir. Bu sayısal uyğunsuzluq mənbədə mövcud olduğuna görə səssizcə düzəldilməyib.

Maliyyələşdirmə: Tədqiqat Alman Federal İqtisadiyyat və Enerji Nazirliyi çərçivəsində Alman Aviasiya Tədqiqat Proqramında PEANUT və AIRDRIVE layihələri tərəfindən dəstəklənib. Open-access publication fee Technische Universität Braunschweig open-access funds tərəfindən qarşılanıb.

Məlumat əlçatanlığı: Müəlliflər tədqiqatda təqdim olunan final data-nın məsul müəllifdən tələb əsasında əldə edilə biləcəyini bildirirlər.

Maraqlar toqquşması: Müəlliflər maraqlar toqquşması bildirməyiblər.

Süni intellekt istifadə bəyanatı: Müəlliflər məqalənin hazırlanması zamanı ChatGPT GPT-5.3 Instant-dan language improvement və graph generation-da istifadə edilən kodun hazırlanması üçün istifadə etdiklərini; çıxışları özlərinin nəzərdən keçirib redaktə etdiklərini və publication content-in məsuliyyətini üzərlərinə götürdüklərini açıqlayıblar. Bu bəyanat scientific validation method deyil, müəlliflərin publication process üzrə transparency statement-idir.

Lisenziya: Məqalə Creative Commons Attribution (CC BY) lisenziyası altında open access olaraq dərc olunub.

Rəsmi mənbə: https://doi.org/10.3390/aerospace13070566