A multi cycle propulsion system for amphibious unmanned aerial vehicle with repeatable water exit
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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。
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.
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Key words:
- repeatable water exit /
- amphibious /
- unmanned aerial vehicle /
- propulsion system /
- liquid rocket engine
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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 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 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 g,持续20 s,小推力为0.05 g 6 航程需求/km 3 000 推进剂 RO/f /s 氧化剂密度/(kg/m) 燃料密度/(kg/m) 密度比冲/ OMS RCS 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;RO/f为氧化剂与燃料的混合比。 表 4 方案a喷管参数(pc=4 MPa)
Table 4. Nozzle parameters of scheme a (pc=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 表 5 方案b喷管参数(pc=20 MPa)
Table 5. Nozzle parameters of scheme b (pc=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 表 6 方案c喷管参数(pc=25 MPa)
Table 6. Nozzle parameters of scheme c (pc=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 参数 数值 起飞推力(海平面,静态,573 K)/daN 2 633 巡航推力( =2 200 m, a=0.8)/daN 651 起飞耗油率/ 0.379 巡航耗油率( =12 200 m, a=0.75)/ 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 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 g 3 耗油率 0.036 7 4 喷管出口面积/m2 0.307 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 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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