POF：不同机动条件下，螺旋桨滑流对过渡型微型飞行器的气动影响

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摘要

本研究探究了螺旋桨滑流对过渡型微型飞行器（TMAV）气动性能和纵向静稳定性的影响，强调了其在推进微型飞行器设计与控制策略方面的作用。研究目的是评估在各种飞行机动过程中，螺旋桨滑流对气动效率和静稳定性的影响。针对一款固定翼TMAV在15 m/s的自由流速度下开展了风洞实验，涵盖了三个螺旋桨进速比（0.65、0.55、0.45）、攻角范围从-8°到+16°，以及尾翼偏转角-8°、0°和8°。还针对进速比为0.45 的情况进行了计算流体动力学模拟，以验证实验结果并分析流动物理特性。结果表明，螺旋桨滑流对气动性能有显著影响，会降低升力并增加阻力，这在机动飞行条件下会降低纵向稳定性。与无动力情况相比，阻力系数增幅高达43.98%，而最大升阻比降低了 38.66%。平飞时升力下降37.86%，抬头机动时下降19.74%，但在低头机动时升力上升 25.98%。由于滑流产生的非对称气动效应，右机翼产生的升力始终高于左机翼。X型尾翼上的升力和阻力变化受滑流与机翼下洗流相互作用的强烈影响。这些研究结果为优化TMAV设计以及提高螺旋桨驱动飞行的稳定性提供了关键见解。

1、引言

微型飞行器（MAV）研究的逐步进展以及相关技术的发展，使得制造成本显著降低。成本的降低促使这些系统在众多不同领域得到广泛应用，包括监视、侦察、搜索与救援行动、农作物保护以及结构损伤评估等。一个尤其值得关注的趋势是，配备高推力、高转速螺旋桨的紧凑预装构型日益普遍。这些螺旋桨经过精心设计，能够实现高效且非标准的飞行轨迹，产生巨大的推力，进而形成一股包含轴向分量和旋转（涡旋）分量的滑流。涡旋分量源于螺旋桨叶片赋予气流的角动量，这一现象通常被称为螺旋桨滑流。螺旋桨滑流所产生的强化气流，对空气动力学特性有着显著影响，特别是通过与操纵面的相互作用来实现。这种相互作用会引发复杂的流动动力学变化，从而对整体性能和稳定性产生深远影响。这些相互作用的复杂性凸显了深入研究螺旋桨滑流对操纵面空气动力学影响的必要性。此类研究对于增进对这些航空系统的理解和优化至关重要，特别是在提高飞行稳定性和操作效能方面。

早期研究主要聚焦于螺旋桨滑流作用下孤立机翼的空气动力学特性以及传统微型飞行器构型。采用重叠网格法以及一个6×4的电动螺旋桨，对低雷诺数条件下机翼在螺旋桨滑流中的空气动力学性能展开研究。研究结果表明，在自由流速度和螺旋桨直径保持不变的情况下，随着进速比降低，升力增大。在进速比最高为J=0.8时，观测到的升力系数低于无螺旋桨时单独机翼的升力系数。Meng等人开展的数值研究使用多参考系（MRF）方法，对牵引式和推进式螺旋桨的通道机翼构型进行了研究。结果表明，采用推进式螺旋桨时，通道机翼的升力系数和阻力系数增大；而采用牵引式螺旋桨构型时，升力增大且阻力减小。这种构型对机翼的纵向稳定性有显著影响。运用涡格法来确定牵引式螺旋桨作用下双翼构型的空气动力学参数。与不考虑螺旋桨影响的清洁机翼构型相比，“螺旋桨辅助增升”（PALE）构型的升力提高了2.33%，阻力降低了4.64%。Aminaei等人开展的风洞实验研究了平面机翼在牵引式螺旋桨气流作用下的空气动力学特性。对机翼上下表面均进行了压力测量。结果显示，当滑流与机翼表面相互作用时，气流分离倾向于向前缘移动。Catalano开展的实验研究考察了牵引式和推进式两种构型下螺旋桨滑流对机翼边界层的影响。该研究对螺旋桨位置和叶片数量（2叶、3叶和4叶）进行了变化。这项研究的结果与之前的研究一致，表明在减轻不利空气动力学影响和增强边界层稳定性方面，推进式构型优于牵引式构型。

针对fuselage-Zimmerman机翼组合的微型飞行器模型，在稳态条件下进行了不同螺旋桨进速比的数值研究。研究表明，螺旋桨滑流会增加升力系数和阻力系数，从而对气动性能产生不利影响。具体而言，下行螺旋桨叶片（旋转的螺旋桨叶片在旋转过程中相对于迎面气流向下移动的叶片）会增大阻力，而上行叶片则略微减小阻力。滑流的影响在微型飞行器的中心区域更为显著，向翼尖方向逐渐减弱。通过风洞实验和数学建模，研究了螺旋桨诱导气流对双翼固定翼微型飞行器的影响。根据风洞实验数据，将滑流的影响量化为螺旋桨旋转的数学函数。与无螺旋桨诱导气流的基准条件相比，这种诱导气流分别使升力、阻力和侧向力增加了28.99%、36.6%和81.57%。与无螺旋桨诱导气流的基准条件相比，螺旋桨诱导气流使滚转力矩增加了251%，俯仰力矩改变了40%。滚转力矩的增加主要归因于电机反扭矩和不对称气流分布的共同作用，而螺旋桨诱导气流导致俯仰力矩更负，从而减小了对应零俯仰力矩的迎角。此外，配平迎角（AoA）随螺旋桨转速的增加而减小，而对偏航力矩的影响极小。而且，航程和续航时间都随着螺旋桨转速的提高而改善。

一项采用盘式致动器方法的计算流体动力学（CFD）研究，针对自由流速度为5米/秒、螺旋桨转速为5000r/min的固定翼微型飞行器，预测其在0°至80°迎角范围内的气动性能。结果表明，滑流会增加升力和阻力，并延缓机翼上的气流分离。通过低速风洞试验，进一步对该固定翼微型飞行器的升力和阻力进行了量化。研究结果表明，虽然微型飞行器的升力系数（CL）基本不受螺旋桨诱导气流的影响，但阻力系数（CD）显著增加。因此，随着螺旋桨转速升高，微型飞行器的升阻比（L/D）会降低。崔和安进行的一项数值研究，对配备推进式螺旋桨的微型飞行器采用了致动盘模型方法，结果显示，随着转速增加，升力、阻力和俯仰力矩提高了2% - 5%。由于螺旋桨诱导气流，升阻比降低了1%-2%。此外，气流分离延迟了4°-6°。

针对螺旋桨诱导气流作用下的微型飞行器进行的实验测试，考虑了三种不同的螺旋桨直径（单位：mm，分别为127、152.4和177.8）、三种不同的速度（单位：m/s，分别为10、15和20）以及三种不同的转速（单位：r/min，分别为7800、10800和12300）。研究结果表明，随着迎角和螺旋桨转速的增加，升力系数和阻力系数增大。然而，同时观察到气动效率有所降低。与直径为152.4毫米和177.8毫米的螺旋桨相比，直径为127毫米的螺旋桨能实现最佳的升阻比。此外，螺旋桨直径的增加对失速后行为有显著影响。俯仰力矩呈现线性变化，而偏航力矩和滚转力矩则表现出非线性特征。Mi和Zhan利用滑移网格法（SMM），在尾流、喷流和螺旋桨滑流条件下，对无人作战飞机（UCAV）进行了计算流体动力学研究。通过最小二乘法得出了静导数和动导数。结果表明，无人作战飞机上的尾流可提升气动性能，并显著改变动态阻尼特性。在喷流条件下，两个阻尼系数均降低。此外，观察到螺旋桨滑流会降低升阻比和动态阻尼。

针对无人机（UAV）开展的风洞试验和数值模拟旨在分析动力开启对无人机空气动力学的影响。在计算流体动力学（CFD）研究中，同时采用了滑移网格法（SMM）和多参考系（MRF）技术。使用了推进式螺旋桨，并考虑了六种不同的进速比。结果表明，升力系数无显著变化；然而，由于滑流阻力，无人机的总阻力有所增加。此外，研究发现螺旋桨滑流会增大抬头俯仰力矩。王和周针对太阳能无人机进行的数值模拟采用了多参考系方法，考虑了四种不同的速度（5、7.5、10和12.5m/s）、0°至20°的多种迎角以及牵引式螺旋桨12000r/min的转速。结果显示升力系数降低、阻力系数增加，进而导致整体空气动力学性能下降。此外，俯仰力矩系数呈现负向变化趋势。有研究利用多参考系技术考察了螺旋桨滑流对无人机空气动力学特性的影响。该研究表明，滑流降低了无人机的升力并增加了阻力，从而损害了整体空气动力学性能。

早期研究分析了螺旋桨滑流对传统飞行器空气动力学的影响，考察了多种模型，包括具有不同机翼构型和传统尾翼结构的模型。这些研究结果不一，一些研究报告称空气动力学特性有所改善，而另一些则观察到性能下降。滑流的混沌特性源于螺旋桨叶片诱导的轴向流和旋转流分量之间的相互作用，同时尾流中的湍流以及与邻近表面的边界层相互作用也加剧了这种特性。这些流动表现出显著的不稳定性，其复杂的涡度结构对运行条件的微小变化高度敏感。先前的研究对这一现象进行了广泛分析，详细研究了螺旋桨滑流与机翼表面之间的空气动力学相互作用，强调了此类流动固有的不稳定性和湍流特性。准确预测滑流以及机翼下洗现象面临的固有挑战，主要源于它们本质上的混沌性和高度复杂性。因此，滑流特性受飞行器的具体设计影响。尽管已有这些认识，但要全面理解螺旋桨滑流对流体力学和空气动力学性能的影响，仍需进一步深入研究。据作者所知，目前尚无文献探讨螺旋桨滑流对配备机翼与X型尾翼组合构型的微型飞行器空气动力学特性的影响。本研究旨在考察螺旋桨滑流对过渡型微型飞行器（TMAV）空气动力学性能和稳定性的影响，该飞行器采用平面机翼与X型尾翼相结合的构型。作者此前发表过一篇研究文章，探讨了螺旋桨滑流对TMAV平飞机动过程中空气动力学特性的影响。本研究分析了螺旋桨滑流对TMAV平飞以及俯仰升降机动过程中空气动力学性能的影响，并对这些场景进行了对比分析。TMAV是一种微型无人机，质量为1300克，机身长度为1000毫米。其续航时间可达60分钟，航程为500米。因此，它被归类为微型飞行器。

本质上，该飞行器专为垂直起降（VTOL）应用而设计，因此会经历多种过渡阶段，包括垂直起飞、巡航、拉起和垂直着陆。故而，它被称为过渡型微型飞行器。通常，对于垂直起降微型飞行器的研究，迎角范围0°到90°之间。然而，由于现有实验设施的限制，本研究只能考察较小的迎角，具体为-8°到16°。在此次研究中，针对全尺寸的过渡型微型飞行器构型，在有、无集成螺旋桨动力系统的情况下，开展了一系列全面的风洞实验和数值模拟。主要目标是建立一个完备的数据库，以便研究影响飞行器飞行条件的关键变量。具体而言，本研究旨在评估螺旋桨滑流与机身、机翼和X型尾翼构型之间的气动相互作用所产生的影响。这是通过系统地改变迎角、尾翼偏转角和螺旋桨进速比来实现的。

二、模型参数

实验用的过渡型微型飞行器（TMAV）模型具有圆柱形机身、平面矩形机翼和X型尾翼。机身直径为75毫米，由亚克力材料制成。机翼展长882毫米，弦长145.5毫米。机翼和X型尾翼采用对称的NACA 0015翼型设计，选择该翼型是因其气动对称性以及适用于垂直起降应用场景。

这些部件由碳纤维增强聚合物（CFRP）制成，以确保结构完整性和重量效率。X型尾翼展长475.5毫米，弦长85.5毫米。推进系统由一个650 KV的无刷电机与一个尺寸为330.2×203.2平方毫米的牵引式螺旋桨组成。图1展示了设计的CAD图、模型的详细尺寸以及实验模型。表1列出了实际微型飞行器各部件的重量分解情况。机身材料密度设定为1.6克/立方厘米，机翼和尾翼的材料面密度为0.8千克/平方米，机翼和尾翼的表面积经测量分别为0.2平方米和0.08平方米。飞行器的总质量经计算为1.3千克。机载设备从机头开始按顺序系统布置如下：电机、电池、无线电装置、执行器和摄像头。重心（CG）位置是一个关键参数，它受机翼和操纵面位置的影响，而机翼和操纵面的位置又依赖于重心来实现气动平衡和稳定性。对于当前构型，精确测定重心位置距离飞行器机头0.519m。绕俯仰轴的转动惯量估计为0.15kg·m²。

图1. 过渡型微型飞行器（TMAV）设计构型细节

表1. 过渡型微型飞行器（TMAV）模型的重量分解

制作完成的测试模型为全尺寸构建，机身由三个具有圆形横截面的部件（部件1、部件2和部件3）组成。部件1旨在容纳驱动系统、电池和控制器。部件2和部件3分别带有平面机翼和X型尾翼表面，如图1（b）和图1（c）所示，它们可单独安装，以实现轴向移动。这些部件牢固地固定在主体上，同时设有相应机制，允许控制面板进行单独偏转和固定。制作完成的模型在气动表面和结构部件的尺寸方面，测量精度达到±0.1%，确保了与设计规格的精确契合。

三、研究方法

A. 风洞实验装置

实验研究在安娜大学马德拉斯理工学院的低速风洞设施中进行。本研究采用的是开式风洞系统，其试验段尺寸为1.8米（长）×1.2米（高）×0.9米（宽）。该系统能够在保持湍流强度低于1.1%的情况下，实现最高45米/秒的流速。图2全面展示了低速风洞设施的示意图，从右至左依次为收缩段、试验段和扩散段。风洞由一台调速电动机驱动的三叶螺旋桨提供动力。为确保最佳气流质量，在收缩段入口安装了进气导流叶片，并且在试验段上游设置了蜂窝结构和滤网。安装在试验段壁面上的皮托静压探头用于测量风洞内的压力，并确定试验段内的气流速度。将全尺寸的过渡型微型飞行器（TMAV）模型置于风洞内进行测试，以获取空气动力系数。试验段配备了一个扇形的模型安装机构（MMM），该机构设计为通过滚轴轴承来实现弧形运动。扇形机构的长度选择，能够满足俯仰角在-10°到30°范围内变化。整个组件安装在一个圆形基板上，该基板作为转台组件的上旋转板，可在偏航平面内旋转±30°。该系统可根据俯仰和偏航的控制需求，通过单步操作和扫描模式来调整俯仰角和偏航角。风洞实验的阻塞比约为2.2%（远低于5%的阈值），以尽量减少洞壁干扰效应。机翼尖端与风洞壁面的距离约为一个弦长，以确保有足够的间隙，并减轻洞壁和地板边界的相互作用。自由流速度、进速比、轴向力和法向力的不确定度分别为±1.173%、±1.176%、±0.793%和±0.463%。

图2. 低速风洞设施示意图

实验模型采用了三分量应变片式内部天平。基于机翼弦长，在流速为15m/s的条件下进行测试，对应的雷诺数为1.5×10⁵。在整个风洞测试过程中，对于所有螺旋桨进速比，均保持15m/s的恒定自由流速度。过渡型微型飞行器（TMAV）配备了一个安装在机头的650kV无刷电机，并与一个牵引式螺旋桨相连接。在实验过程中，通过与电子调速器连接的Arduino Uno板来调节螺旋桨的转速。图3展示了完整的实验装置。螺旋桨产生的静推力通过实验测试进行估算。图4描绘了用于测量螺旋桨静推力的实验配置，此分析使用了Turnigy推力测试台。实验测试得到的推力结果如图5所示。

图3. 风洞试验的实验布置图

图4. 螺旋桨静推力试验的实验布置图

图5. 螺旋桨静推力试验得到的推力值

三分量内部应变片在实验前进行了校准。利用校准获得的数据生成输出逆矩阵，该矩阵有助于将电压信号转换为相应的力和力矩值。配备三分量传感器的内部应变片可测量轴向力（AF）和法向力（N1和N2）。图6展示了与试验段内实验装置集成的内部应变片天平的示意图。该天平直接与前端和后端适配器连接，其中前端适配器固定在实验模型上，以便将力和力矩传递到天平。后端适配器在其远端连接到安装结构。法向力分量用于计算升力和俯仰力矩，而轴向力分量用于确定推力和阻力。俯仰力矩是围绕位于实验模型重心（CG）处的天平中心计算的。

图6. 与试验段装置集成的内部应变片天平示意图

随后，利用以下给出的控制方程（1）-（7），从轴向力和法向力分量推导出升力系数、阻力系数和力矩系数。

实验过程包括重复性评估，即针对每个迎角（AoA），所有空气动力学参数都要测量三次。首先，在风洞关闭的情况下收集基础数据。在此阶段，测量内容包括模型的自重，以及内部天平与安装机构的重量。随后，在风洞开启时获取二次数据，记录风洞试验段内气流产生的作用力。接着，用二次数据减去基础数据。所得数据集通过逆矩阵处理，以得出轴向力、法向力以及俯仰力矩值。为量化螺旋桨滑流对模型的影响，需从实验测量的力值中减去仅由螺旋桨产生的力，包括螺旋桨推力和螺旋桨升力。表二详细列出了风洞测试计划，涵盖了所有过渡型微型飞行器（TMAV）构型下的一系列进速比（J）、飞行迎角（α）和控制舵面偏转角（δ）。TMAV的构型是根据舵面的偏转角确定的。当偏转角为0°时，此状态被指定为平飞机动（LFM），其特征是舵面后缘位于中间位置，如表二中相应示意图所示。当顺时针（CW）偏转角为8°时，后缘向下移动，在舵面上产生向上的气动力，使飞行器产生低头姿态。这种情况称为俯冲机动（PDM）。相反，逆时针（CCW）偏转角为8°时，后缘向上移动，在舵面上产生向下的气动力，使飞行器产生抬头姿态。这种情况被定义为爬升机动（PUM）。表二全面展示了这些机动情况，包括每种构型下TMAV后部的正视图和侧视图。

表2. 过渡型微型飞行器（TMAV）构型的测试计划

B. 数值模拟方法

数值模拟在解决不同学科的复杂难题方面具有显著优势。本研究使用ANSYS - Fluent软件进行数值模拟，以求解雷诺平均纳维 - 斯托克斯（RANS）方程。CFD（计算流体动力学）方法用于处理流动方程，而多参考系（MRF）技术则有助于解决静止域和旋转域之间的界面问题。这种方法需要对计算域进行更新，以适应旋转参考系。因此，旋转域和静止域通过界面边界条件进行耦合，该边界条件确保流动变量的交换，同时通过以下方式在整个计算域内维持连续性方程、动量方程和能量方程的解：

在稳定移动参考系中流体流动的控制方程，采用ANSYS Fluent软件中的绝对速度公式，如下所示。在动量方程中，科里奥利加速度和向心加速度可以合并为一项

。应力张量定义如下：

其中

表示为

在此次计算流体动力学（CFD）分析中，采用了门特（Menter）所述的剪切应力输运（SST）k - ω 湍流模型，以确定流体流动的湍动能（k）和比耗散率（ω），如公式（13）和（14）所示。虽然标准k - ω 模型通常用于过渡流，但SST k - ω 模型对于复杂的、强旋转的三维流动特别有效。因此，SST k - ω 模型被认定为此次数值分析的最合适选择。

在本研究中，采用了一阶和二阶迎风方法。起初，使用一阶空间离散格式来促进收敛；然而，对于最终解，则采用二阶空间离散格式以实现精确收敛。螺旋桨必须相对于静止的机身旋转，这就需要一个能够处理多个相对运动刚体的求解器。有几种对螺旋桨旋转进行建模的技术，包括圆盘致动器法、多参考系（MRF）法、嵌套网格（Chimera）技术和滑移网格（SMM）法。在本研究中，使用MRF技术来引入流场与旋转螺旋桨之间的相对运动。在MRF方法中，旋转域和静止域在不同的参考系中求解，通过界面边界条件来促进相互作用。虽然流动变量（如速度和压力）在界面上进行传递，但MRF方法本质上假定是准稳态相互作用，并且由于缺乏动态耦合，有时会在界面处的某些流动特性（如压力）上导致轻微的不匹配或不连续性。这是MRF方法的一个已知局限性，因为它无法解决旋转区域和静止区域之间的瞬态相互作用或流动的非定常性。

计算域被划分为两个不同的区域：旋转区域和静止区域，如图7(a)所示。螺旋桨位于旋转区域内，而微型飞行器（MAV）的表面位于静止区域。这些区域使用非共形网格相互连接。旋转域采用圆柱形边界建模，其中心轴与螺旋桨的旋转轴对齐。旋转域的尺寸是根据过渡型微型飞行器（TMAV）的长度（L = 1010毫米）得出的，半径和宽度分别为0.37L和0.04L，如图7(b)所示。静止域被设计为一个圆柱体，侧面、上游和下游的距离大致尺寸分别为5L、5L和10L。

图7. 网格细节

由于界面间的插值连接十分重要，因此必须使用高质量网格。为在旋转域内适配螺旋桨叶片与中心毂部分，特别设计了两个O型网格。垂直于微型飞行器（MAV）表面与螺旋桨叶片设置了30层边界层，首层单元格高度为米。采用圆柱形尾流块，以实现对螺旋桨诱导流和叶尖涡的高分辨率模拟，这些对微型飞行器表面有重大影响。标准边界条件应用于静止域和旋转域。对于此次低速分析，入口条件包括流速、流向、自由流湍流强度以及长度尺度。出口指定为压力出口，螺旋桨叶片和模型表面设为壁面条件，连接旋转域与静止域的面被视为网格交界面。图7（a）和7（b）展示了该分析的边界条件。如图7（c）所示，静止域和旋转域均生成了结构化网格。所达到的网格质量参数处于可接受范围：偏斜度（0-0.94）、正交性（0.2-1）和纵横比（1-4）。这些指标确保了模拟结果的可靠性与高效性。

1. 网格收敛性研究

鉴于针对该特定模型构型缺乏可用的数值解，最初依据斯莱特（Slater）规定的方法，进行了详细的网格收敛指数（GCI）分析，以验证数值计算结果。开展此GCI研究旨在确定所需的最优网格分辨率和计算资源，同时评估用于最终分析的湍流模型的性能。生成了三个不同的网格级别，并对两种湍流模型——斯帕拉特 - 阿勒玛拉斯（Spalart - Allmaras，SA）模型和k - ω SST模型进行了考察。GCI分析聚焦于这些网格级别下的升力系数，详细结果见表三。该研究针对配备螺旋桨功率（J = 0.45）且迎角（α）为16°的过渡型微型飞行器（TMAV）构型展开。

表3. 网格收敛指数（GCI）研究结果

根据网格收敛指数（GCI），该方程表示粗网格、中等网格和细网格之间的系数关系。通过这些系数可以计算出渐近收敛范围内的总网格收敛指数。网格收敛指数表示为

在所给方程的语境中，

、

和

分别代表粗网格、中等网格和细网格分辨率下的升力系数。正如斯莱特等人所建议的，对于三网格比较，安全系数（FS）取值为1.5 。网格细化比用 “r” 表示，它是细网格数量与中等网格数量或粗网格数量的比例。最后，用 p 表示精度水平。

网格收敛指数（GCI）分析结果表明，两种湍流模型产生的结果几乎相同。然而，与斯帕拉特 - 阿勒玛拉斯（SA）模型相比，k - ω SST模型得出的值更接近1（1是GCI渐近范围的一个指标）。因此，后续的数值分析选择了k - ω SST模型。如前文所述，虽然最终因适用性选择了k - ω SST模型，但在网格收敛测试期间也采用了SA模型，以提供比较基础，并验证不同湍流模型结果的稳健性。这一额外分析确保所观察到的网格收敛并非仅特定于k - ω SST模型，而是代表了不同湍流模型下解的普遍行为。该分析表明，中等网格和细网格尺寸之间的差异极小，计算流体动力学（CFD）升力系数与实验数据高度吻合。考虑到可用的计算资源以及网格收敛研究的结果，最终模型配置了约8×10⁶ 个网格单元。针对无动力和有动力条件（J = 0.45），在0° 至16° 的一系列迎角，以及0° 和 ±8° 的尾翼偏转角下进行了研究。

四、结果与讨论

本章阐述了在螺旋桨滑流条件下，关于过渡型微型飞行器（TMAV）空气动力学参数和纵向稳定性因素的风洞实验及数值分析结果。螺旋桨叶片的旋转运动会在其尾流中引发复杂的涡旋流动模式，其特征是上升叶片产生上洗流，下降叶片产生下洗流。图8展示了螺旋桨在飞行器上方产生的涡旋流结构。上洗流会增大自由流的局部迎角，而下洗流则会减小局部迎角。如图9所示，这种气流方向的空间变化显著影响机翼表面的空气动力学性能。在右舷机翼处，诱导迎角增大了局部迎角，导致有效迎角增加，如图9中A - A截面所示。相反，在左舷机翼处，诱导迎角减小了局部迎角，导致有效迎角降低，如图9中B - B截面所示。因此，相对于左舷机翼，右舷机翼的有效迎角更高，从而影响了整体的空气动力学平衡。

图8. 螺旋桨的上洗流与下洗流

图9. 螺旋桨滑流对机翼左右两侧的影响

X型尾翼受到螺旋桨滑流和机翼下洗流的共同影响，与机翼上的气流相比，X型尾翼上的气流动力学更为复杂。这种复杂性源于两种气流现象的相互作用，需要进行详细分析才能全面描述。本章呈现的CFD（计算流体动力学）结果基于使用多参考系（MRF）技术获得的时间平均解。由于MRF方法是一种稳态近似，这些解无法捕捉瞬时流动特征或非定常现象。相反，它们代表平均流场，提供了螺旋桨和控制面周围空气动力学特性的平均描述。第四部分A节研究了与TMAV构型相关的升力、阻力和俯仰力矩的变化。第四部分B节阐释了TMAV表面与螺旋桨滑流之间相互作用的流动物理机制。第四部分C节量化了TMAV每个表面对飞行器整体空气动力学特性的贡献。滑流主要影响机翼和X型尾翼根部附近区域。因此，针对该特定区域的压力系数变化和翼型轮廓进行了分析。图9使用一条隐藏线突出显示了此位置（Z = ±0.06米），以划定机翼和X型尾翼根部周围的受影响区域。

A. 对过渡型微型飞行器（TMAV）空气动力学的影响

本节展示了在三种不同的螺旋桨进速比以及无动力条件下，关于升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数以及升阻比的实验结果。相比之下，计算流体动力学（CFD）结果仅针对单一进速比和无动力场景给出；此处纳入这些CFD结果仅用于对比验证。这三组结果根据尾翼控制舵面的偏转情况进行分类，分别为平飞机动

、俯冲机动（PDM，

且

）以及爬升机动（PUM，

且

）。

1. 升力系数与阻力系数

本小节研究了在不同螺旋桨进速比下，飞行器构型在特定迎角时的升力系数与阻力系数。图10（a）展示了平飞机动（LFM）情况下升力系数的变化，从中可以看出，所有无动力构型的升力系数值均高于有动力的对应构型。此外，还观察到当螺旋桨启动动力时，失速在更低的迎角下发生。无动力构型的最大升力系数

为1.162，出现在迎角为14° 时。相比之下，有动力构型（进速比 J = 0.45）的最大升力系数

为0.722，出现在迎角为11° 时。这意味着最大升力系数

降低了约37.86%。对不同飞行条件（即平飞机动（LFM）、俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM））下的升力系数

结果分析表明，在有动力的情况下，随着螺旋桨转速的增加，升力系数

持续增加。有动力构型升力的降低可归因于螺旋桨叶片产生的上洗流和下洗流作用于飞行器表面的影响。这些气流的相互作用改变了自由流的方向，从而改变了飞行器的迎角。具体而言，下洗流导致局部迎角减小，而上洗流则使局部迎角增大。从该图中可以观察到，在平飞机动（LFM）条件下，右舷机翼升力增加较小，而左舷机翼升力损失较大，导致整体升力降低。螺旋桨滑流现象是影响空气动力学参数变化的主要因素。关于这些气流动力学的详细研究将在第四部分A节2中呈现。

图10. 不同机动动作下升力系数的变化情况

图10（b）展示了俯冲机动（PDM）时的升力系数

变化曲线。在迎角为10° 时观察到失速现象，此时升力系数

为1.016。在无动力情况下，直到迎角达到11°，升力系数

始终高于有动力情况，此后升力系数

开始下降。这种下降可归因于控制舵面的向上偏转，它提供了额外的正升力，并与影响尾翼控制舵面的螺旋桨滑流相互作用。在有动力情况下，直到迎角达到16° 都未观察到失速现象，此时最大升力系数

达到1.28。值得注意的是，无动力和有动力情况下的升力系数

在迎角为11°时趋于一致。在俯冲机动（PDM）条件下，在较高迎角时，螺旋桨诱导气流直接与X型尾翼的下表面相互作用，导致升力系数

值增加。在这些较高迎角下，右舷机翼由于有效迎角而获得额外升力，而左舷机翼升力降低。此外，在这种俯冲机动（PDM）构型中，X型尾翼表面向上偏转，导致尾翼迎角增大。螺旋桨诱导气流进一步增强了这种效果，尤其是在较高迎角时。图10（c）描绘了爬升机动（PUM）时升力系数

的变化。在这种情况下，有动力情况下的升力系数

始终低于无动力情况。有动力情况下在迎角为14° 时观察到的最大升力系数

为0.9756。此外，有动力情况下的升力系数

低于有动力平飞机动（LFM）和俯冲机动（PDM）时记录的值。当螺旋桨启动时，升力系数

持续增加，爬升机动（PUM）在迎角为16° 时记录到的最大值为0.7815。

图11（a）-11（c）展示了无动力和有动力情况下，平飞机动（LFM）、俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）时阻力系数

的实验和CFD结果。在平飞机动（LFM）中，所有有动力情况的阻力系数显著高于无动力情况，两种情况在迎角为0°时，记录到的最小阻力系数

为0.0531 。在有动力情况下，最小阻力系数

为0.0766，与相同机动条件下的无动力情况相比，在平飞机动（LFM）条件下增加了41.8%。在俯冲机动（PDM）中，有动力情况的阻力系数

低于无动力情况，在较高迎角时可观察到阻力系数显著降低。在这种情况下，有动力情况在迎角为-4°时观察到最小阻力系数

为0.0587 。相比之下，无动力情况的最小阻力系数

为0.0547，增幅为7.31%。相反，在爬升机动（PUM）中，无动力情况在迎角为4°时记录到最小阻力系数

为0.0566 ，而有动力情况在相同迎角下的最小阻力系数

为0.0659，增幅为16.43%。此外，在所有有动力情况下，随着螺旋桨转速的增加，阻力系数

呈现线性上升趋势。

图11. 不同机动动作下阻力系数的变化情况

2. 空气动力学性能

升阻比（L/D）是评估飞行器空气动力学性能的关键参数。图12（a）-12（c）展示了有动力和无动力飞行场景下，不同机动动作对应的升阻比情况。螺旋桨诱导气流在TMAV表面的右舷和左舷产生不对称的载荷分布。这些旋转气流显著影响升力和阻力，进而改变升阻比。在平飞机动（LFM）中，观察到有动力时的升阻比低于无动力情况。具体而言，有动力情况下在迎角为9°时，最大升阻比达到5.606，而无动力情况在相同迎角下最大升阻比为9.205，降幅约为40.6%。对于俯冲机动（PDM），其升阻比记录高于爬升机动（PUM）。在俯冲机动（PDM）中，无动力飞行在迎角为8°时的最大升阻比为8.107，而有动力飞行在相同迎角下最大升阻比为5.88，降幅为28.45%。相反，在爬升机动（PUM）中，无动力情况在迎角为10°时的最大升阻比为7.79，而有动力情况在相同迎角下为3.96，最大降幅达49.16%。

图12. 不同机动动作下升阻比的变化情况

基于升阻比分析可知，在机动飞行条件下，除了在俯冲机动（PDM）的某些较大迎角情况外，螺旋桨滑流的影响导致升阻比降低。这一现象可归因于滑流与飞行器空气动力学表面（特别是机翼和尾翼结构）的相互作用，在平飞机动（LFM）和爬升机动（PUM）条件下，这种相互作用导致升力减小、阻力增大。相反，在俯冲机动（PDM）条件下，由于尾翼向下偏转，对空气动力产生了有利改变，升力显著增强，阻力减小。图13（a）-13（c）展示了不同飞行情况的阻力极曲线。图13（a）特别展示了平飞机动（LFM）在有动力和无动力场景下的阻力极曲线。对该曲线的分析表明，最小阻力系数

出现在升力系数

为零处，这一趋势在所有机动飞行情况中都一致。在平飞机动（LFM）的有动力情况下，当阻力系数

达到约0.15后，升力系数保持相对稳定。相比之下，在爬升机动（PUM）和俯冲机动（PDM）中，随着阻力系数

上升，升力系数

呈线性增加。对于无动力飞行，平飞机动（LFM）中观察到的最大升力系数

为1.146，此时阻力系数

为0.168。在俯冲机动（PDM）中，最大升力系数

为1.04，对应的阻力系数

为0.3651，而在爬升机动（PUM）中，最大升力系数

为0.724，阻力系数

为0.237。

图13. 不同机动动作下阻力极曲线的变化情况

3. 俯仰力矩系数

俯仰力矩系数

是评估飞行器纵向静稳定性特征的关键参数。在实验和模拟中，俯仰力矩均围绕微型倾转旋翼飞行器（TMAV）的重心进行计算。在实验中，俯仰力矩值由天平测量中心获取，该中心与位于距飞行器机头0.519米处的TMAV重心重合。在计算流体动力学（CFD）模拟中，力矩同样从同一点计算，在模拟域中该点定义为（0.519, 0, 0）。图14展示了不同操纵条件下，有动力和无动力配置在各种迎角（AoA）时的俯仰力矩系数。对于无动力的低风速机动（LFM）情况，

曲线呈现出完全稳定的特性，而有动力情况在迎角达到12°之前保持稳定，超过此迎角，曲线趋近于近中立稳定状态。图14（b）描绘了有动力和无动力情况下在动力差动操纵（PDM）期间的变化。无动力配置的变化极小，表明其接近中立稳定，而有动力配置在整个迎角范围内呈现不稳定行为。在图14（c）所示的动力统一操纵（PUM）中，无动力和有动力情况在整个迎角范围内均表现出稳定性。然而，对于有动力情况，仅在迎角达到10°之前观察到稳定性，此后配置转变为不稳定行为。在LFM条件下，配平状态出现在0°迎角，在PDM条件下出现在15°迎角。在0°迎角时，升力系数

约为零，而在PDM条件下15°迎角时，

达到1.196。该升力系数足以维持稳定平飞。为解决影响TMAV配平状态的扰动问题，建议采用X型尾翼偏转。这些偏转产生稳定的气动力和力矩，有效抵消偏离平衡的情况，增强飞行器在不同飞行条件下的纵向静稳定性。

图14. 不同机动动作下俯仰力矩系数的变化情况

B. 螺旋桨滑流作用于TMAV表面的流动物理机制

本节基于CFD后处理结果，分析螺旋桨滑流与TMAV表面相互作用的流动物理机制。图15（a）-15（f）展示了在迎角为8°、进速比J = 0.45的情况下，不同机动动作在有动力和无动力条件下，螺旋桨及TMAV表面的流线和压力等值线。从图中可以明显看出，TMAV机体、机翼和X型尾翼表面的压力分布受螺旋桨滑流影响，且有效滑流区域的范围也得以确定。具体而言，滑流主要影响机翼和尾翼根部周围区域。因此，沿着距离机体中轴线z = 0.06米的一条线，获取了机翼和尾翼的压力系数分布以及相应的等值线图。本节分为三个小节，分别详细阐述滑流对平面机翼、X型尾翼和圆柱形机体各个表面的影响。

图15. 不同机动动作下TMAV表面流线的变化情况

1. 单独螺旋桨构型

在对TMAV有动力构型进行CFD模拟之前，首先对单独的螺旋桨构型进行了初步分析。这一分析旨在验证螺旋桨设计，为后续涉及TMAV有动力情况的模拟奠定基础。模拟遵循数值模拟方法中描述的边界条件，但在静止域中不包含TMAV表面，以单独考察螺旋桨的性能。计算框架评估了六个不同的螺旋桨转速，从1000r/min到6000r/min，以1000r/min为增量。图16展示了转速为5000r/min时，旋转域和静止域内的流线情况。在旋转域中，与中心区域相比，流线在域的周边附近显示出更高的速度大小。相比之下，静止域的速度大小相对较低，这与较弱的流动相互作用相符。螺旋桨下游的尾流区域呈现出涡旋流的特征，流线模式清晰地证明了这一点。图17所示的CFD结果与制造商提供的数据以及实验测量结果进行了系统对比以验证其准确性。在最大转速下，计算预测结果与制造商数据的偏差为14.69%，与实验结果的偏差为5.13%，这表明该模型的预测精度在可接受范围内。

图16. 单独螺旋桨CFD模拟案例（5000r/min）的流线图

图17. 螺旋桨静态测试性能图

2. 平面机翼

机翼是TMAV的主要空气动力学表面，大部分升力由机翼产生。因此，了解螺旋桨滑流对机翼的影响是本研究的关键内容。图18（a）-18（c）展示了平飞机动（LFM）过程中，无动力和有动力条件下机翼表面的压力等值线，图18（d）则呈现了压力系数

分布。每张图包含三个子图：第一个和第二个子图分别描绘了机翼上表面和下表面的压力分布，第三个子图展示了机翼特定翼型横截面上的压力变化。该横截面的位置在第一个和第二个子图中以隐藏线标识。

在有动力条件下，机翼根部附近的上下表面均受到螺旋桨滑流涡旋的显著影响，而在靠近翼尖处，滑流影响较小。与无动力情况不同，无动力时右舷和左舷机翼的压力分布是对称的，而在有动力情况下，由于螺旋桨滑流涡旋的影响，空气动力载荷分布呈现不对称性。

图18. 平飞机动（LFM）中有动力和无动力情况下机翼的等值线及压力系数Cp分布

螺旋桨因其叶片的上下运动而诱导出旋流。这些向上和向下运动的叶片在控制面上产生上洗和下洗效应。上洗流会增加自由流的局部迎角，而下洗流则会降低局部迎角。图18（b）表明，与无动力时机翼翼型的压力分布相比，右舷机翼翼型的压力等值线显示出略大的低压区域，这使得有动力构型的升力略有增加。相反，左舷机翼上的低压区域受到滑流旋流的干扰[如图18（c）所示]，导致左舷机翼的升力显著降低。因此，由于左舷机翼受到下洗效应的影响，有动力构型的总升力有所降低。图18（d）中的压力系数图表明，与无动力时的机翼以及有动力的右舷机翼相比，左舷机翼上的压力差要小得多。

对于俯冲机动（PDM），机翼表面压力等值线和压力系数

分布如图19（a）-19（d）所示。在该机动过程中，尾翼控制舵面沿顺时针方向偏转8°（见表二）。四个尾翼产生正升力，有助于TMAV产生整体升力。这种偏转在机翼上引发额外的升力增强，与平飞机动（LFM）和爬升机动（PUM）相比，产生了更大的升力。在这种机动中，由于螺旋桨叶片的上洗作用，有动力的右舷机翼下表面呈现高压。这种压力增加，再加上舵面的偏转，使得右舷机翼比无动力时产生更多的升力。受螺旋桨下洗影响的左舷机翼表面，呈现出与平飞机动（LFM）中类似的流动特征，即左舷表面压力增加。与平飞机动（LFM）和爬升机动（PUM）相比，俯冲机动（PDM）在有动力构型中表现出更大的压力损失。压力系数

图证实了螺旋桨滑流对左舷机翼表面压力分布的影响。

图19. 俯冲机动（PDM）中有动力和无动力情况下机翼的等值线及压力系数Cp分布

图20（a）-20（d）展示了爬升机动（PUM）的压力等值线和压力系数

分布。在爬升机动过程中，尾翼沿逆时针方向偏转8°，产生负升力，从而降低了TMAV有动力和无动力构型的整体升力。爬升机动的压力分布模式表明，在有动力条件下，右舷机翼相比左舷机翼经历了更大的压力差。在无动力情况下，两翼呈现相似的压力等值线。有动力情况下的差异可归因于螺旋桨滑流的影响。压力系数

图[图19（d），此处疑似应为图20（d）]展示了左舷机翼的

分布，显示在有动力条件下与俯冲机动相比，低压区域有所增加。尽管如此，左舷机翼上的压力差不如无动力场景中明显，这表明螺旋桨旋流降低了爬升机动时机翼的空气动力学性能。

图20. 爬升机动（PUM）中有动力和无动力情况下机翼的等值线及压力系数Cp分布

3. X型尾翼

尾翼作为控制面，在确保飞行性能与稳定性方面起着关键作用。在当前的飞行器中，尾翼构型由四个呈十字形布局的控制舵面组成。X型尾翼不仅受螺旋桨滑流影响，还受机翼下洗流的作用。X型尾翼的偏转是影响TMAV总升力和阻力特性的关键因素。TMAV的整体升力、阻力和力矩特性受控制舵面偏转的显著影响。图21（a）-21（c）展示了平飞机动（LFM）中有动力和无动力条件下，四个控制舵面上X型尾翼的压力等值线和压力系数分布；所有舵面均设置为0°偏转。在迎角为零时，由于其对称翼型，四个舵面产生的升力为零。这里展示的结果对应迎角为8°的情况。在无动力情况下，仅描绘了3号和4号舵面的压力等值线，因为另一组舵面的压力分布与之相似。

图21. 平飞机动（LFM）中有动力和无动力情况下X型尾翼鳍片的压力等值线及压力系数分布

在有动力的情况下，由于螺旋桨滑流的影响，所有四个尾翼鳍片的压力等值线都呈现出变化，这一点在图21（b）和图21（c）的压力系数图中得到证实。滑流涡旋改变了鳍片周围的流场。对于1号鳍片，其上下表面的压力值均降低，导致压力差减小，进而升力产生减少。相反，2号鳍片由于涡旋流，压力差增大，其压力差超过了无动力情况下2号鳍片的压力差。图21（b）中的

图验证了这些结果。对于3号鳍片，压力等值线表明涡旋在上表面产生了一个低压区域，而4号鳍片则在下表面形成了一个低压区域。结果，3号鳍片经历了较大的压力差，而4号鳍片也经历了显著的压力差，但方向向下，这对TMAV的稳定性和性能产生了负面影响。图21（c）中的

图证实了3号和4号鳍片表面的压力分布。在有动力的情况下，3号鳍片下表面和4号鳍片上表面的

值更高。

图22（a）-22（c）展示了俯冲机动（PDM）过程中有动力和无动力条件下X型尾翼的压力等值线及压力系数

分布。在这些情况下，所有鳍片均向上偏转，从而产生更大的压力差。即使在无动力情况下，所有鳍片也会产生显著的压力差。图22（b）和22（c）展示了有动力和无动力条件下所有鳍片表面的

分布。在有动力条件下，所有鳍片表面的压力分布呈现出显著变化。具体而言，在有动力情况下，1号鳍片下表面压力降低，导致2号鳍片下表面出现正的

值。此外，观察到1号鳍片产生的升力大于2号鳍片。对于3号鳍片，有动力情况下的压力差相较于无动力条件有所减小。相反，4号鳍片在有动力情况下的压力差小于无动力情况。在俯冲机动过程中，滑流涡旋与机翼下洗流的相互作用导致1号鳍片下表面以及2号和3号鳍片下表面的压力降低，同时4号鳍片上表面的压力也降低。

图22. 俯冲机动（PDM）中有动力和无动力情况下X型尾翼鳍片的压力等值线及压力系数分布

图23（a）-23（c）展示了爬升机动（PUM）过程中有动力和无动力情况下X型尾翼鳍片的压力等值线及压力系数

分布。在这种机动中，所有鳍片向下偏转8°。在无动力情况下，所有鳍片都呈现出负压力差，表明产生了向下的升力。因此，下表面压力较低，上表面压力较高。虽然无动力情况下鳍片产生的负升力几乎相等，但在爬升机动中，2号和3号鳍片比1号和4号鳍片产生的升力更大。这归因于机翼下洗流对1号和4号鳍片的直接影响。无动力情况下的

图证实了这种情况。在有动力情况下，鳍片上的压力分布有显著变化。对于1号鳍片，观察到更大的压力差，下表面相对于上表面压力降低，从而产生负升力。与2号鳍片相比，1号鳍片产生更大的负升力，图23（b）中的

图证实了这一点。此外，与无动力时的表现相比，2号鳍片产生更高的负升力，这可归因于涡旋流对2号鳍片上表面的直接影响，如图23（a）中的翼型切割线等值线所示。

图23. 爬升机动（PUM）中有动力和无动力情况下X型尾翼鳍片的压力等值线及压力系数分布

3号和4号鳍片呈现出负压差，滑流进一步放大了这种压差。与无动力情况相比，3号鳍片下表面压力降低，从而产生比无动力时更大的向下负力。同样，在有动力条件下，4号鳍片的负压差比无动力时更为显著。滑流改变了4号鳍片上表面的流动特性，增加了该表面的压力。此外，滑流在4号鳍片上诱导出额外的向下力，使其在四个鳍片中产生最大的向下升力。

4. 圆柱体机身

圆柱体机身是TMAV的核心部件，用于支撑机翼和偏转鳍片。图24（a）-24（f）展示了三种不同机动类型下，有动力和无动力条件时圆柱体机身的表面压力等值线。整个机身都受到螺旋桨旋流的影响。对比平飞机动（LFM）中的无动力和有动力情况，压力差异主要集中在机身的前部和后部。图25（a）-25（c）展示了两种条件下每种机动时机身上的压力系数

分布。螺旋桨引起的上洗流和下洗流显著改变了机身周围的流场特性。在平飞机动中，有动力构型下机身末端部分（靠近尾部）的值比无动力情况时更高，而在所有机动类型中，有动力情况下机身前部的

值更低。在俯冲机动（PDM）中，

分布表明，与无动力情况相比，有动力情况下机身中部和末端区域的值有所增加。在爬升机动（PUM）中，有动力和无动力情况下机身中部的值相近；然而，相对于有动力情况，无动力情况下机身末端的

值更高。

图24. 不同机动动作下机身的压力等值线图

图25. 机身上的压力系数分布图

C. 各部件的贡献

本小节详细阐述每个控制面对TMAV整体空气动力学性能的贡献。控制面分为机身、左机翼、右机翼以及四个尾翼。图26（a）展示了在有动力和无动力两种条件下，三种不同机动动作中这些控制面的升力系数（CL）分解情况。在无动力情况下，与其他两种机动相比，圆柱体机身在俯冲机动（PDM）中呈现出更高的升力系数。在有动力条件下，机身的升力系数在平飞机动（LFM）中下降32.21%，在俯冲机动（PDM）中下降20.94%，在爬升机动（PUM）中下降60.47%。同样，左机翼的升力系数在平飞机动（LFM）中下降41.63%，在俯冲机动（PDM）中下降52.05%，在爬升机动（PUM）中下降41.23%。相反，在有动力情况下，右机翼的升力系数在平飞机动（LFM）、俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）中分别增加1.05%、3.76%和3.33%。对于尾翼，在平飞机动（LFM）中，螺旋桨滑流使1号、2号和4号尾翼的升力系数分别降低90.58%、7.64%和18.43%，而3号尾翼的升力系数增加7.64%。在俯冲机动（PDM）中，滑流使1号和4号尾翼的升力系数分别增加54.99%和9.62%，而2号和3号尾翼的升力系数分别降低8.57%和8.69%。在爬升机动（PUM）中，所有尾翼的升力系数都降低，由于滑流涡旋的影响，4号尾翼的升力损失最大。1 - 4号尾翼升力系数的下降百分比分别为199.33%、59.29%、146.34%和313.66%。

图26. TMAV各表面气动参数的贡献

图26（b）展示了在迎角为8°时，不同机动状态下，TMAV各表面在有动力和无动力条件下对阻力系数（

）的贡献。在无动力情况下，机身单独的阻力系数在平飞机动（LFM）和俯冲机动（PDM）中分别增加21.2%和40.19%。然而，在爬升机动（PUM）中，机身单独的阻力系数降低2.05%。对于左机翼，在无动力条件下，爬升机动（PUM）产生的阻力比平飞机动（LFM）和俯冲机动（PDM）更大。在有动力情况下，左机翼的阻力系数在平飞机动（LFM）中降低6.45%，在俯冲机动（PDM）中降低14.85%，在爬升机动（PUM）中降低16.23%。由于螺旋桨滑流的影响，右机翼的阻力系数增加，在平飞机动（LFM）中增加42.45%，在俯冲机动（PDM）中增加42.34%，在爬升机动（PUM）中增加31.5%。

在无动力情况下，所有尾翼的阻力系数（

）均为正值且大致相等。然而，在有动力的平飞机动（LFM）中，1号、2号和3号尾翼的

分别增加5.79%、45.1%和94.83%，而4号尾翼的

降低29.84%。在无动力的俯冲机动（PDM）中，1号和4号尾翼的值

相等，2号和3号尾翼的值

也相等。在有动力的俯冲机动（PDM）中，除4号尾翼外，所有尾翼的

都增加。1号、2号和3号尾翼的

值分别增加0.12%、8.37%和19.07%，而4号尾翼降低14.52%。在无动力的爬升机动（PUM）中，所有尾翼的值几乎相等。但在有动力情况下，

增加，1号、2号和3号尾翼分别增加53.55%、7.89%和40.32%，而4号尾翼降低51.62%。图26（c）展示了TMAV各表面的升阻比（L/D）。仅机身的升阻比明显低于其他表面。在无动力情况下，升阻比始终高于有动力情况。具体而言，仅机身的升阻比在平飞机动（LFM）中降低43.98%，在俯冲机动（PDM）中降低43.61%，在爬升机动（PUM）中降低59.64%。由于动力的影响，左机翼的升阻比也降低，在平飞机动（LFM）、俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）中的降低百分比分别为37.57%、43.68%和29.83%。同样，由于螺旋桨滑流的影响，右机翼的升阻比也降低，在平飞机动（LFM）、俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）中的降低百分比分别为91.1%、27.09%和21.42%。

在平飞机动（LFM）中，与无动力情况相比，1号尾翼的升阻比有所增加，而在螺旋桨动力作用下，其余尾翼的升阻比下降。4号尾翼升阻比的增加百分比为68.8%，而1号、2号和3号尾翼的下降百分比分别为91.1%、36.38%和36.73%。在俯冲机动（PDM）情况下，1号和4号尾翼的升阻比增加，增加百分比分别为54.79%和28.24%。相比之下，2号和3号尾翼的升阻比下降，下降百分比分别为15.63%和23.32%。在爬升机动（PUM）中，滑流导致所有尾翼的升阻比降低。图26（d）展示了TMAV各表面对俯仰力矩系数（）的贡献。机身对俯仰力矩系数的贡献显著。在无动力情况下，机身在平飞机动（LFM）和俯冲机动（PDM）中呈现负的，而在爬升机动（PUM）中则提供正的。相反，在有动力情况下，机身仅在平飞机动（LFM）中产生负的，而在其他两种机动中观察到正的值。对于左机翼，在无动力和有动力条件下，值均为正。在平飞机动（LFM）条件下，值有所降低，而在俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）条件下则增加。相反，对于右机翼，在无动力和有动力情况下，值均为负。在俯冲机动（PDM）和爬升机动（PUM）条件下，值降低，而在平飞机动（LFM）条件下，值增加。当施加螺旋桨动力时，在平飞机动（LFM）中，1号和4号尾翼产生负的，而2号和3号尾翼产生正的。在有动力和无动力的俯冲机动（PDM）中，所有四个尾翼均呈现负的。相反，在有动力和无动力的爬升机动（PUM）中，所有四个尾翼均产生正的。

5、结论

本研究阐释了螺旋桨滑流对具有机翼和X型尾翼构型的三翼面微型飞行器（TMAV）空气动力学性能的影响。针对TMAV在有动力和无动力条件下，考虑了平飞机动（LFM）、爬升机动（PUM）和俯冲机动（PDM）这三种不同的机动动作，开展了风洞实验和数值模拟。该研究系统地分析了螺旋桨滑流对TMAV空气动力学特性的影响、滑流背后的流动物理机制，以及飞行器各表面对整体性能和稳定性参数的贡献。在进行的实验中，自由流速度保持在15米/秒，攻角（AoA）在-8°到16°之间变化。尾翼偏转角度测试了0°、8°和-8°，并评估了三种不同的螺旋桨进速比。然而，在计算流体动力学（CFD）模拟中，仅分析了单一的螺旋桨进速比（J = 0.45）。从本研究结果中得出以下主要观察结论：

1.滑流对TMAV的空气动力学性能和稳定性产生负面影响，尤其在平飞机动（LFM）和爬升机动（PUM）的有动力构型中会降低升力。然而，在俯冲机动（PDM）中，较高攻角下升力会增加。有动力的LFM和PUM中升力显著降低，而PDM中升力增加，这突出了推进系统对不同飞行条件的不同影响。

2.滑流引起的涡旋流在LFM和PUM的有动力构型中增加了阻力系数

，而在PDM较高攻角时，

会降低。与无动力情况相比，有动力情况下的

值显著更高，在所有机动动作中阻力都有显著的百分比增加，这凸显了推进系统对空气动力学效率的影响。

3.在LFM和PUM中，有动力构型的升阻比（L/D）降低，表明空气动力学效率下降。然而，在PDM较高攻角时，L/D比明显提高。所有机动动作中L/D比的显著百分比增加，进一步强调了飞行条件对TMAV空气动力学性能的不同影响。无动力构型在LFM和PUM中表现出一致的稳定性，而有动力构型稳定性有限，在超过特定攻角阈值（LFM中为12°，PUM中为10°）时变得不稳定。这突出了在较高攻角下，推进系统对TMAV空气动力学性能的破坏稳定作用。

4.圆柱体机身和左机翼在有动力条件下升力系数（

）降低，右机翼则略有增加。此外，螺旋桨滑流对所有表面的

和升阻比都有显著影响。俯仰力矩系数

分析表明，空气动力学行为存在显著变化，有动力条件影响了尾翼和机翼的升力和力矩特性。这一全面评估突出了控制面之间的复杂关系，以及它们在各种机动动作中对TMAV空气动力学效率的贡献。

未来的研究将拓宽当前研究的范围，研究超过目前-8°至16°的更高攻角情况。这将使我们更全面地理解飞行器的空气动力学特性，尤其是在与极端飞行机动和过渡相关的条件下。此外，分析还将扩展到侧向力、偏航力矩和滚动力矩，这些对于全面描述TMAV的空气动力学行为和稳定性至关重要。再者，后续研究将包括在现实操作场景下进行详细的飞行测试，以验证本研究中提出的数值和实验结果。

本文翻译自《Physics of Fluids》“Aerodynamic effects of propeller slipstream on a transition micro aerial vehicle under various maneuvering conditions”

来源：多相流在线

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首次发布时间：2025-03-09

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