一种可重复出水两栖无人飞行器多循环推进系统方案

田钧; 解玉范; 龙飞; 刘琴

doi:10.13224/j.cnki.jasp.20210415

一种可重复出水两栖无人飞行器多循环推进系统方案

doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210415

1.
中国航空工业集团有限公司中国特种飞行器研究所，湖北荆门 448035
2.
空军后勤部机场保障局，北京 100720
3.
南京普国科技有限公司，南京 210016

基金项目:

航空工业联合基金 6141B05010502

详细信息

作者简介:
田钧（1988-），男，高级工程师，学士，主要从事飞行器动力系统总体设计与试验。

中图分类号: V23
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出版历程
- 收稿日期: 2021-08-03

A multi cycle propulsion system for amphibious unmanned aerial vehicle with repeatable water exit

1.
China Special Vehicle Research Institute，Aviation Industry Corporation of China，Limited，Jingmen Hubei 448035，China
2.
Airport Support Bureau，Air Force Logistics Department，Beijing 100720，China
3.
Nanjing Puguo Technology Company，Limeted，Nanjing 210016，China

摘要

摘要:
针对一种可重复出水的两栖无人飞行器（UAV）总体方案及任务需求，提出一种水下采用泵喷水推进、出水采用液体火箭发动机推进、空中巡航采用涡扇发动机推进的多循环推进系统方案。根据推进系统技术发展现状、趋势，不同发动机循环特点、各阶段推力需求及多循环任务需求，开展了多循环方案设计方法研究，并计算出典型推进系统方案尺寸、质量、任务剖面燃油消耗质量等参数，验证了推进系统多循环方案及其设计方法的可行性，结果表明：综合未来飞行器及推进系统技术发展水平，所设计的多循环推进系统方案，能够实现无人飞行器可重复出水需求，其中能源需求占全机总质量的比例为26%左右。
- 可重复出水 /
- 两栖 /
- 无人飞行器 /
- 推进系统 /
- 液体火箭发动机
Abstract:
In view of the overall scheme and mission requirements of an amphibious unmanned aerial vehicle （UAV） with repeatable water exit,a multi‑cycle propulsion system using pump for water jet propulsion underwater,liquid rocket engine propulsion for water exit,and turbofan engine propulsion for air cruise was proposed.According to the development status and trends of propulsion system technology,the characteristics of different engine cycles,the thrust requirements of each stage and the requirements of multi‑cycle tasks,the study of multi cycle program design methods was carried out,and the typical propulsion system program size,mass,mission profile fuel consumption quality,etc,were calculated.The feasibility of the multi cycle propulsion system scheme and its design method were verified.The results showed that the multi cycle propulsion system scheme designed can meet the repeatable water demand of the unmanned aerial vehicle,in which the energy demand could account for about 26% of the total mass of the whole aerial vehicle.
- repeatable water exit /
- amphibious /
- unmanned aerial vehicle /
- propulsion system /
- liquid rocket engine
注释:

1) 陈越

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图 1 两栖无人飞行器典型任务剖面

Figure 1. Typical mission profile of an amphibious unmanned aerial vehicle

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图 2 飞行器推进系统尺寸约束（单位：m）

Figure 2. Vehicle propulsion system size constraints （unit：m）

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图 3 推进系统方案设计思路

Figure 3. Propulsion system program design ideas

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图 4 水下动力系统设计思路

Figure 4. Underwater power system design ideas

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图 5 电池比功及能量密度^[11⁃12]

Figure 5. Battery specific power and energy density^[11⁃12]

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图 8 两栖无人飞行器出水接力过程

Figure 8. Amphibious unmanned aerial vehicle water relay process

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图 9 典型火箭动力类型

Figure 9. Typical rocket power type

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图 10 CFE738涡轮风扇发动机外形图

Figure 10. CFE738 turbofan engine outline drawing

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图 13 可延伸两级喷管方案简图

Figure 13. Brief diagram of a two⁃stage nozzle scheme can be extended

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图 14 喷管调节方案（方案b‑1）

Figure 14. Nozzle adjustment scheme （scheme b‑1）

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图 16 喷管调节方案（方案c‑3）

Figure 16. Nozzle adjustment scheme （scheme c‑3）

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图 17 泵推进流道示意图

Figure 17. Schematic diagram of the pump propulsion runner

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表 1 水下推进系统建模参数值

Table 1. Modeling parameters values of the underwater propulsion system

参数	数值	参数	数值
航速/（m/s）	5.14	放电深度	0.9
航程/km	185.2	阻力/kN	4.5

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表 2 出水及巡航阶段参数值

Table 2. Parameter values of the water exit and cruising phases

编号	参数	数值
1	飞行器总体质量	$m_{0}$
2	起飞推质比	0.3
3	巡航高度/km	6
4	巡航马赫数	0.8
4	巡航阶段飞行器升阻比	13
5	出水火箭发动机参数	2台，单台要求持续7.5 s，大推力为 $m_{0}$ g，持续20 s，小推力为0.05 $m_{0}$ g
6	航程需求/km	3 000

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表 3 典型双组元推进剂的性能^[16]

Table 3. Performance of a typical two⁃component propellant^[16]

推进剂	R_O/f	$I_{s p}$ /s		氧化剂密度/（kg/m）	燃料密度/（kg/m）	密度比冲/ $((k N \cdot s) / m^{3})$
推进剂	R_O/f	OMS	RCS	氧化剂密度/（kg/m）	燃料密度/（kg/m）	密度比冲/ $((k N \cdot s) / m^{3})$
90%H₂O₂/煤油	7.7	295	264	1 388	800	377
96%H₂O₂/煤油	7.1	305	272	1 430	800	397
NTO/MMH	1.65	310	279	1 447	872	362
NTO/MMH	2.4	317	282	1 447	872	386
LOX/乙醇	1.8	323	283	1 140	788	328
LOX/煤油	2.6	334	292	1 140	800	379
LOX/甲烷	3.3	344	305	1 140	415
注：表中 $I_{s p}$ 表示推进剂提供的比冲；OMS及RCS分别为航天飞机轨道机动系统和反作用控制系统，在表中表示为两种系统使用推进剂提供的比冲；R_O/f为氧化剂与燃料的混合比。

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表 4 方案a喷管参数（p_c=4 MPa）

Table 4. Nozzle parameters of scheme a （p_c=4 MPa）

方案编号	喷管数量	扩张比	喉部直径/mm	出口直径/mm	长度/mm
1	2	7.7	169.6	470.7	1 318.00
2	5	7.7	107.3	297.7	833.56

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表 5 方案b喷管参数（p_c=20 MPa）

Table 5. Nozzle parameters of scheme b （p_c=20 MPa）

方案编号	喷管数量	扩张比	喉部直径/mm	出口直径/mm	长度/mm
1	2	24.42	75.8	374.8	409.32
2	5	24.42	48.0	237.0	259.20
3	2	3.01	75.8	131.6	128.9

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表 6 方案c喷管参数（p_c=25 MPa）

Table 6. Nozzle parameters of scheme c （p_c=25 MPa）

方案编号	喷管数量	扩张比	喉部直径/mm	出口直径/mm	长度/mm
1	2	28	67.8	363.7	385.10
2	5	28	42.9	230.0	243.67
3	2	3.48	67.8	126.6	122

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表 7 CFE738涡轮风扇发动机参数表^[18]

Table 7. CFE738 turbofan engine parameter table^[18]

参数	数值
起飞推力（海平面，静态，573 K）/daN	2 633
巡航推力（ $H$ =2 200 m， $M$ a=0.8）/daN	651
起飞耗油率/ $(k g / (d a N \cdot h))$	0.379
巡航耗油率（ $H$ =12 200 m, $M$ a=0.75）/ $(k g / (d a N \cdot h))$	0.653
推质比	4.47
空气质量流量/（kg/s）	95.3
涵道比	5.3
总增压比	35
涡轮进口温度/K	1 098
宽度/mm	1 092
高度/mm	1 219
长度/mm	2 514
干质量/kg	601

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表 8 发动机GasTurb仿真结果

Table 8. Engine GasTurb simulation results

编号	参数	数值
1	空气质量流量/（kg/s）	90
2	推力/kN	0.157 8 $m_{0}$ g
3	耗油率 $/ (k g / (d a N \cdot h))$	0.036 7
4	喷管出口面积/m²	0.307

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表 9 四种飞行方案所需燃油及过氧化氢的质量占比（方案1和方案2）

Table 9. Mass ratio of fuel and hydrogen peroxide required for the four flight scenarios（programmes 1 and 2）

阶段	参数	方案1	方案2
起始	质量占比%	100	100
出水阶段	消耗煤油质量占比%	0.61	0.61
	消耗过氧化氢质量占比%	5.06	5.06
	火箭推进结束质量占比/%	94.33	94.33
爬升阶段	爬升开始高度/m	100	100
	爬升开始马赫数	0.41	0.41
	巡航高度/km	6	6
	巡航马赫数	0.8	0.8
	爬升阶段燃油消耗占比/%	0.73	0.73
	爬升阶段航程/km	42.06	42.06
巡航阶段	巡航阶段开始质量占比/%	93.61	93.61
	航程/km	3 000	1 500
	巡航消耗煤油质量占比/%	11.13	5.74
	巡航结束飞行器质量占比/%	82.47	87.86
出水阶段	消耗煤油质量/kg		0.61
	消耗过氧化氢质量/kg		5.06
	火箭推进结束质量/kg		82.20
爬升阶段	爬升开始高度/m		100
	爬升开始马赫数		0.41
	巡航高度/m		6 000
	巡航马赫数		0.8
	爬升阶段燃油消耗占比/%		0.59
	爬升阶段航程/km		33.86
二次巡航	巡航阶段开始质量占比/%		81.61
	航程/km		1 500
	巡航消耗煤油质量占比/%		5.01
	巡航结束飞行器质量占比/%		76.60
合计	消耗煤油质量占比/%	12.47	13.28
	消耗过氧化氢质量占比/%	5.06	10.11
	总质量占比/%	17.53	23.40

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表 10 四种飞行方案所需燃油及过氧化氢的质量占比（方案3和方案4）

Table 10. Mass ratio of fuel and hydrogen peroxide required for the four flight scenarios（programmes 3 and 4）

阶段	参数	方案3	方案4
起始	质量占比/%	100	100
爬升阶段	爬升开始高度/m	0	0
	爬升开始马赫数	0.3	0.3
	巡航高度/km	6	6
	巡航马赫数	0.8	0.8
	爬升阶段燃油消耗占比/%	0.96	0.96
巡航阶段	巡航阶段开始质量占比/%	99.04	99.04
	航程/km	1 500	1 000
	巡航消耗煤油质量占比/%	6.08	6.08
	巡航结束飞行器质量占比/%	92.96	92.96
出水阶段	消耗煤油质量占比/%	0.61	0.61
	消耗过氧化氢质量占比/%	5.06	5.06
	火箭推进结束质量占比/%	87.30	87.30
爬升阶段	爬升开始高/m	100	100
	爬升开始马赫数	0.41	0.41
	巡航高度/m	6 000	6 000
	巡航马赫数	0.8	0.8
	爬升阶段燃油消耗占比/%	0.64	0.64
二次巡航	巡航阶段开始质量占比/%	86.65	86.65
	航程占比/%	1 500	1 000
	巡航消耗煤油质量占比/%	5.32	3.58
	巡航结束飞行器质量占比/%	81.34	83.07
二次出水	消耗煤油质量占比/%		0.61
	消耗过氧化氢质量占比/%		5.06
	火箭推进结束质量占比/%		77.41
二次爬升	爬升开始高度/m		100
	爬升开始马赫数		0.41
	巡航高度/m		6 000
	巡航马赫数		0.8
	爬升阶段燃油消耗占比/%		0.54
三次巡航	巡航阶段开始质量占比/%		76.87
	航程/km		1 000
	巡航消耗煤油质量占比/%		3.18
	巡航结束飞行器质量占比/%		73.69
合计	消耗煤油质量占比/%	13.60	16.08
	消耗过氧化氢质量占比/%	5.06	10.11
	总质量占比/%	18.66	26.31

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