Dimensionamento di un’architettura di propulsione elettrica con sistema a celle a combustibile (FCS) supportato da batterie, in relazione al fattore di ibridazione, per applicazioni nel campo dell’aviazione = Sizing of an electric propulsion architecture with a battery-supported fuel cell system (FCS), in relation to the hybridization factor, for aviation applications

Il settore aeronautico è attualmente al centro di una profonda trasformazione, volta a ridurre l’impatto ambientale e a raggiungere gli obiettivi di decarbonizzazione fissati a livello europeo entro il 2050. In questo contesto, la ricerca di soluzioni sia in termini di combustibili sostenibili (Sustainable Aviation Fuels, SAF) sia di propulsione alternativa rappresenta una sfida cruciale, con particolare attenzione verso le architetture elettrificate basate su celle a combustibile e sistemi di accumulo come le batterie. La presente tesi si concentra sul dimensionamento e sull’ottimizzazione di un sistema di propulsione ibrido basato su celle a combustibile PEMFC e batterie agli ioni di litio. È stato sviluppato un modello preliminare applicato a un velivolo regionale della classe D328eco, considerando un profilo di missione rappresentativo ridotto a 100 kW di potenza massima. Lo studio ha riguardato il dimensionamento dei sottosistemi principali (stack di celle a combustibile e pacco batterie), la definizione delle strategie di distribuzione ottimale della potenza e la progettazione di elementi chiave del Balance of Plant, con particolare attenzione ai sistemi di gestione termica (Thermal Management System, TMS). Successivamente, sono stati proposti due scenari progettuali ottimizzati: l’ibridazione diretta, in cui i due sistemi energetici operano senza conversione intermedia; e l’ibridazione indiretta, caratterizzata dall’impiego di un convertitore DC/DC per il bilanciamento della potenza e tensione. Sono state inoltre sviluppate architetture TMS ottimizzate per celle a combustibile e pacchi batterie, con un focus specifico sull’impiego di materiali a cambiamento di fase (PCM) per il raffreddamento delle batterie. L’analisi ha valutato l’efficacia di questa soluzione nella gestione dei picchi termici durante le fasi transitorie, verificando al contempo se tale tecnologia possa garantire un reale alleggerimento rispetto alla configurazione convenzionale. Per ciascuno scenario sono stati analizzati peso, volume e prestazioni termiche, evidenziando i compromessi progettuali tra le diverse configurazioni. La soluzione più compatta è stata impiegata per lo scale-up al livello dell’aeromobile regionale, assumendo come riferimento la potenza di picco del profilo di missione originale (4,1 MW) al decollo. L’analisi ha permesso di stimare l’incremento di peso associato ai sottosistemi elettrici e di stimarne l’impatto complessivo sulla fattibilità della propulsione ibrida. Infine, il concetto di aeromobile completamente elettrificato è stato confrontato con il velivolo sperimentale, che utilizza una propulsione alimentata a SAF. La fattibilità del velivolo full-electric è stata valutata considerando la riduzione del numero di passeggeri rispetto alla configurazione convenzionale, evidenziando le implicazioni pratiche della transizione verso sistemi di propulsione sostenibili.