L’hydrogène est un candidat potentiel pour la décarbonation de l’aviation commerciale, notamment avec l’utilisation d’hydrogène liquide (LH$_2$). Toutefois, l’intégration d’un carburant cryogénique transforme le système carburant en élément constitutif de l’architecture avion : stockage et distribution cryogéniques, gestion des pertes thermiques et des surpressions, contraintes d’exploitation (démarrage, arrêt), et prise en compte des risques de fuite, d’incendie et d’explosion. À l’avant-projet, il ne s’agit donc pas uniquement de dimensionner des composants, mais de définir une architecture cohérente avec le Concept d'Opérations (ConOps), les interfaces entre sous-systèmes (débit massique, pression, température, pertes admissibles) et des exigences de sûreté de fonctionnement compatibles avec une logique de certification.
Cette thèse propose une chaîne de modélisation reliant ConOps, ingénierie système (MBSE), sûreté de fonctionnement (MBSA) et dimensionnement multidisciplinaire (MDAO) afin de quantifier, de manière traçable, les pénalités d’intégration induites par l'hydrogène liquide (masse, traînée, performance mission). Une analyse de sécurité préliminaire de type PAFHA (Preliminary Aircraft Functional Hazard Assessment) permet d’identifier les événements redoutés, de sélectionner les fonctions de sécurité fondamentales et de construire une traçabilité. Des modèles de barrières de type "bow-tie" complètent cette base pour structurer la prévention et la protection des scénarios de fuite et d’incendie. Ces résultats sont ensuite traduits en exigences et interactions opérationnelles (diagrammes d’exigences et de cas d’utilisation) afin de soutenir la définition d’interfaces cohérentes et la sélection d’une architecture de référence.
Sur cette base, des modèles de dimensionnement compatibles avec des boucles d’itération rapides, sont développés pour la propulsion thermodynamique et la distribution LH$_2$ (pompes, tuyauteries de distribution, vannes), ainsi que pour des effets d’intégration sécurité et opérabilité. L’ensemble est intégré dans l’environnement de dimensionnement FAST--OAD pour produire des bilans avion (masse, traînée, performance) et des analyses de sensibilité, et pour comparer des configurations utilisant l'hydrogène à des références utilisant du Jet~A dimensionnées à exigences identiques. Enfin, un couplage OpenMDAO–AltaRica illustre la vérification préliminaire d’objectifs de sûreté de type CS-25.1309 (allocation de taux de défaillance et critères de défaillance unique) et ouvre la voie à une exploration plus systématique d’architectures alternatives. |
Hydrogen has grown in importance as a promising pathway to decarbonise aviation. However, its low volumetric energy density and its specific safety constraints require aircraft architectures and design methods that fundamentally differ from those of kerosene-fuelled aircraft. This thesis proposes an architecture-driven preliminary design methodology that couples Model-Based Systems Engineering (MBSE), Model-Based Safety Assessment (MBSA) and Multidisciplinary Design Analysis and Optimisation (MDAO) to size hydrogen-powered aircraft while explicitly accounting for safety and operability constraints.
The workflow starts from top-level aircraft requirements and a Concept of Operations, from which the functions, the interfaces and a physical architecture for the hydrogen powertrain are derived. First-order, computationally efficient sizing models are then developed for the main powertrain components and impacted systems, including cryogenic tanks integration effects, thermopropulsion (engine performance with liquid-to-gas phase transition and heat-exchanger/evaporator integration), fuel distribution (multilayer piping, pumps and valves), ventilation requirements in hydrogen zones, and fire and explosion prevention and protection provisions. Safety is integrated through an MBSA implementation in AltaRica, coupled with the sizing loop in OpenMDAO, to evaluate candidate architectures against CS-25.1309 objectives and to back-calculate component-level reliability targets that satisfy a catastrophic top-event probability of $10^{-9}$ per flight hour.
The methodology is demonstrated on a regional-aircraft case study sized to identical requirements for a hydrogen configuration and a Jet~A baseline. Results show that, while hydrogen reduces mission fuel mass and enables lower thrust specific fuel consumption, integration-driven penalties dominate aircraft-level outcomes: cryogenic tank volume drives fuselage lengthening, which increases wetted area, degrades lift-to-drag ratio and shifts the optimal cruise altitude. Payload--range analysis indicates that the maximum fuel weight point for fuselage-tank hydrogen concepts remains close to the tank-sizing mission-plus-reserves fuel, making ``extra fuel capacity'' a limited lever for extending range compared with conventional aircraft. Sensitivity studies on cabin layout show that increasing seats abreast does not reduce fuselage length for a 100-passenger case and provides only limited mitigation for higher capacities. MBSA-derived allocations highlight that stringent reliability targets may be required for low-maturity components, motivating future work on architecture optimisation, redundancy allocation and higher-fidelity reliability data.
Overall, this work demonstrates the feasibility and value of a unified MBSE--MBSA--MDAO workflow for early design of hydrogen aircraft, providing a traceable basis for architecture trade studies that jointly address performance, safety and operability. |