基于CFD的涵道风扇无人机姿态调整分析
共轴双旋翼涵道风扇的气动特性研究
共轴双旋翼涵道风扇的气动特性研究周凌宇;吕琼莹;杨柳【摘要】利用CFD软件对涵道风扇进行虚拟仿真，对共轴反桨双旋翼涵道风扇的空气特性进行分析。
通过改变双旋翼的间距及飞行速度条件下仿真，对共轴反桨双旋翼涵道风扇气动特性的分析。
结果表明，涵道距离对涵道扇有拉力有影响，但并不明显。
在扰流的影响下，上桨盘产生的升力要小于下桨盘所产生的升力，并且涵道风扇不适合高速飞行。
%Use of CFD software virtual simulation for the ducted fan,analysis of the air characteristics of coaxial coun-ter-propeller ducted fan. Through the simulation under conditions of distance between the rotor and flight speed,analy-sis of the co-rotor axis ducted fan aerodynamic characteristics. The results showed that ducted distance ducted fan for pulling impact, but not great. Under the influence of burble, the lift generated on the upper propeller is less than the lift generated on the under propeller. The ducted fan is not suitable for high-speed flight.【期刊名称】《长春理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2016(039)004【总页数】4页(P83-86)【关键词】共轴双旋翼;CFD;桨间距【作者】周凌宇;吕琼莹;杨柳【作者单位】长春理工大学机电工程学院，长春 130022;长春理工大学机电工程学院，长春 130022;长春理工大学机电工程学院，长春 130022【正文语种】中文【中图分类】V211.52同轴反桨双旋翼涵道风扇与传统单桨涵道风扇相比，有着独特的优势，首先，上下旋翼产生的反向扭矩会互相抵消，省去了无人机的尾桨，使无人机的结构变得更加紧凑。
高涵道比高效率风扇气动设计与CFD 分析
772022年7月下 第14期 总第386期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview1.文献综述1.1 设计过程设计过程一般包括初始设计、throughflow 方法、叶栅计算、准三维计算、三维计算流体动力学模拟分析。
初始设计的重要性在于它能影响压气机布局甚至发动机循环。
初始设计用来构造速度三角形以及级负载（stage loading）、流系数等参数。
压气机的尺寸也能计算出来。
计算流体动力学（CFD）正被越来越来用在涡轮机械的设计和分析过程。
CFD 是对包含流体、传热、以及化学反应的系统的仿真。
在CFD 中，雷诺平均Navier-Storkes （RANS）方程在一个计算网格上求解，以获得网格上的流场。
CFD 能预测叶片表面压力分布、跨音速过程以及泄露等。
但边界层和二次流的预测可能不是很准确。
1.2 叶栅叶栅主要有C 系列、NACA 65以及双圆弧叶栅等。
C系列主要应用在英国，有C4、C5和C7。
NACA 65主要应用在美国。
这2种叶栅适用于亚音速情况。
而双圆弧可适用于跨音速情况。
1.3 漩涡理论（vortex theory）漩涡理论是关于流体元素径向平衡的理论。
一个流体元素在转子中旋转会受到离心力的作用，该离心力需要径向的静压差来平衡。
有几种旋涡理论如自由旋涡、强制旋涡、可变旋涡和混合旋涡。
1.4 激波及损失当进气马赫数低于1.5[1]时且无边界层分离，激波是一种有效的压缩空气的方式。
当进气马赫数低于1.5时，由正激波引起的损失非常小。
1.5 关键参数1.5.1涵道比和风扇压比涵道比（BPR）是外涵流量与内涵流量的比值。
高涵道比能提供更高的起飞推力且能使耗油率降低。
当涵道比、涡轮进口温度、总压比确定后，存在一个最优风扇压比，且最优压比随着涵道比的增加而降低。
1.5.2风扇叶尖速度叶尖速度通常受机械强度所限，其值一般小于500m/s [3]。
基于CFD模拟的轴流风机扇叶设计优化研究
基于CFD模拟的轴流风机扇叶设计优化研究摘要：本研究采用计算流体动力学（CFD）模拟方法，旨在优化轴流风机扇叶的设计以提高性能和效率。
通过数值模拟，我们系统地研究了不同扇叶参数对风机性能的影响，并提出了一种优化设计方案，以实现更高的能效和性能。
研究结果表明，通过CFD模拟可以有效地改善轴流风机的性能，并为风机工程领域的进一步发展提供有力支持。
关键词： CFD模拟；轴流风机；扇叶设计；优化；性能一、引言轴流风机作为工业和商业领域中广泛应用的关键设备，对能源效率和性能提出了不断增长的需求。
其中，扇叶作为轴流风机的核心部件，其设计和优化对整个风机系统的性能至关重要。
随着计算流体动力学（CFD）模拟方法的不断发展，研究人员可以更深入地理解风机流场，并进行更精确的性能预测和优化设计。
二、文献综述2.1 轴流风机的发展历程轴流风机作为工业领域的核心设备，其发展历程从19世纪末至今经历了令人瞩目的进步。
早期，轴流风机的设计主要依赖于经验和试验，限制了其性能和效率。
然而，随着科学和工程技术的进步，数学模型、实验室测试和计算流体力学等新方法的应用使轴流风机的设计变得更精确和可预测。
这些技术创新促使了风机的能效提升、噪音降低和寿命延长，从而为各行业带来了更高水平的气流控制和空气处理能力。
2.2 扇叶设计的重要性扇叶作为轴流风机的核心组成部分，其设计对风机性能至关重要。
扇叶的几何形状、叶片数目、叶片角度等参数直接影响风机的效率、噪音产生、能耗和寿命。
一个优化的扇叶设计可以显著提高风机的能效，降低运行成本，减少环境影响。
所以，深入研究和优化扇叶设计是提高轴流风机性能的关键步骤。
近年来，计算流体动力学（CFD）模拟技术的不断发展已经引领了轴流风机研究的新时代。
这一技术的崭新应用为风机工程领域带来了深刻的影响。
通过CFD，研究人员能够以前所未有的准确性模拟轴流风机内部复杂流动现象，如湍流、涡流和分离现象。
这种全面的流场信息为风机性能的深入理解提供了强大工具，并且为设计和优化提供了坚实基础。
基于涵道风扇的飞行包性能分析
• 64 •内燃机与配件行包的设计和选用提供了理论依据。
i 涵道风扇推力模型涵道风扇也叫管道风扇，是一种将风扇环括在涵道内 部，通过抑制风扇桨尖涡达到增升效果的推进装置。
相比于 孤立风扇，涵道风扇系统气动效率高、噪声低、结构紧凑、安 全性好，常作为升力面或推进装置应用于飞行器设计中。
Rankine 和 Froude 提出的 Actuator Disc Theory 模型 描述涵道风扇的推力与功率、直径等参数之间的关系，是 较为常用的涵道风扇推力模型：t =a pa v ( 4V -V i ) (1)式中T 为推力，A 为风扇面积，籽为空气密度（该模型认 为空气流速在不可压范围，p 为常数），A V 为风扇前后空气流 速的增量，V i 为轴向来流速度。
所需的风扇驱动功率P 为咖1+姨菩+士(2)其中ed 为涵道出□面积与风扇面积之比。
实际的涵道风扇在多数情况下不会沿轴向飞行，而是 以一定的迎角近似平飞。
在迎角飞行的情况下，推力与很 多因素有关，目前虽然有不少这方面的模型，但都难以给 出较为准确的估计。
故这里为了数学上能够处理，采用公 式（1 )、( 2 )给出的模型来描述耗油量与推力的关系。
由（2)式可以得到风扇功率一定的条件下，每个速度对应的推力，如图1。
从图1中可以看出，随着飞行速度的增加，涵道风扇能够提供的推力越来越小，加速能力也越 来越小。
V e lo c it y (m /s )图i 功率一定时不同速度对应的推力0引言飞行包是一种有动力的单人短程飞行装备，通常以螺 旋桨、风扇或火箭发动机为动力，拥有自主垂直升空和降 落的能力。
飞行包概念起源于20世纪。
1919年，俄罗斯的 Aleksandr Fyodorovich Andreyev 提出世界上第一款，该飞 行包被授予专利，但没有实际生产和测试。
[1]1959年美国陆军提出“小型火箭升力装置(SRLD )”概 念，并授予Bell Aerosystems 公司一份研发合同，论证火箭 背包的可行性，并指定后来公认的飞行包设计专家 Wendell Moore 担任首席工程师。
51基于模糊控制的涵道式无人机姿态控制算法-谭飞(7)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于模糊控制的涵道式无人机姿态控制算法谭飞1谷雨2王敬全3(1. 中航工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司; 2、3. 中国人民解放军驻122厂军事代表室，哈尔滨，150066)摘要：涵道式无人机具有强耦合，非线性特点，难以建立其精确的数学模型，模糊控制能根据专家经验得来的控制规则对复杂系统进行有效的控制，因而不需要建立被控对象精确的数学模型。
所以应用模糊控制理论来实现涵道式无人机横滚、俯仰姿态控制系统的设计。
仿真实验结果显示涵道式无人机在无侧风的条件下可以保持横滚、俯仰姿态的稳定，当加入侧风干扰时，也能够迅速恢复稳定；并且通过变参数仿真也验证了模糊控制具有较好的鲁棒性，实际试飞结果显示该算法能够完成涵道式无人机的姿态控制。
关键词：无人机；涵道式无人机；模糊控制；模糊逻辑控制1 引言近些年来，无人机技术发展迅速，其应用也越来越广泛。
涵道式无人机由于具有不需要跑道，可以悬停且气动特性优于直升机的特点，正受到广泛的关注。
涵道式无人机是伴随着复杂流场的高度耦合系统，建立其精确的数学模型比较困难，而一些传统的控制方法例如PID控制难以直接的应用。
基于模型的控制方法如动态逆、等需要知道精确的数学模型才能表现出较好的控制性能，神经网络则需要进行在线的训练来适应模型的误差，其运算量大难以收敛[1]。
由于模糊控制不依赖被控对象的精确数学模型，所以采用模糊控制来实现涵道式无人机的姿态稳定性控制。
韩国学者Wonseok Lee,Hyochoong Ban研究过涵道式无人机的TS模糊控制器，但其采用了复杂的模糊数学，难以应用[2]；印尼学者Zamri Omar和澳大利亚学者Cees Bil ,Robin Hil也合作研究过涵道式无人机姿态控制的模糊控制器，但他们未考虑模型解耦[3]。
本文首先建立了涵道式无人机的数学模型用于验证模糊控制器，并对模型进行解耦，然后叙述模糊控制器的设计，包括输入、输出变量的选择以及模糊化，量化因子及输出系数的确定，模糊规则的制定，最后给出仿真结果。
CFD在无人机机翼后缘偏转机构中的应用
CFD在无人机机翼后缘偏转机构中的应用摘要：本文针对一型分布式电推进无人机，为实现其短距起降的功能，利用CFD技术对该无人机机翼后缘偏转机构的气动特性进行了研究，确定了动力装置偏转角与气动载荷之间的关系。
关键词：分布式电推进；计算流体力学；涵道风扇；气动载荷Abstract：In this paper, aiming at a distributed electricpropulsion UAV, in order to achieve the ability of short takeoff and landing, the aerodynamic characteristics of the deflection mechanismof the trailing edge of the UAV wing were studied by CFD technology, and the relationship between the deflection angle of the power plant and the aerodynamic load was determined.Keywords：Distributed Electric Propulsion；CFD；ducted fan；aerodynamic load1引言本文研究的对象是一架分布式电推进短距起降无人机的动力装置，前、后机翼的翼段后缘上表面均安装有6个电动涵道风扇，双机身外侧两段外翼段的后缘也各安装了6个电动涵道风扇，将这6个并排安装的涵道风扇称为一个动力段，因此全机共有4个动力段，共24个涵道风扇，这4个动力段可为飞机起降和飞行时提供推力，每个涵道风扇的推力都是单独可控的。
为了实现短距起降等功能，需要对动力段的偏转机构进行设计，因此需要确定在不同偏转角度下翼段对于偏转轴的气动载荷。
计算流体力学（CFD）是当代迅速发展的一门学科，其原理是利用高性能计算机求解流体流动的偏微分方程组，目的是为了更好地从性能和量级方面了解流动的物理现象，从而进行后续相关的改进设计工作[1]。
小型涵道风扇式无人机
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
三、模糊控制器设计
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
涵道式无人机是通过 俯仰与滚转通道实现 姿态稳定。 两个通道对称，控制 器设计完全一样。
微 小 型 武 器 技 术 专 业
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
二、结构及模型分析
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
微 小 型 武 器 技 术 专 业
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
二、结构及模型分析
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
基本方程：
v p
0 e=30 /s
6 / 60
NL
NM
NS
ZO
PS
PM
PL
-6
-4
-2
0
2
4
6
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北京理工大学
Beijing Institute of Technology
模糊控制器原理--反模糊化
NL
NM
NS
ZO
PS
PM
PL
e=5
0
6 / 30
-6 -4 -2 0 2 4 6
舵 机
6 / 30
i 1 4
F m v
M Iω
其中， p 表示位置向量， v 表示速度向量，
ω 表示角速度
向量，F 和M 表示飞行器所受的合外力以及合外力矩， I
表示转动惯量。
微 小 型 武 器 技 术 专 业
涵道风扇无人机结题报告
————哈尔滨工程大学
三维模拟图
涵道地效无人母体机
一、
涵道地效无人母体机简介
二、
涵道地效无人母体机的基本组成部分 涵道地效无人母体机的结果分析
三、
四、
一.涵道地效无人母体机简介
1.涵道地效无人母体机概念： 无人母体机是以舰载机为主要武器并
作为其海上活动基地的大型水面战斗 飞机。依靠无人母体机，一个国家可 以在远离其国土的地方，不依赖当地 的机场施加军事压力和进行作战行动。 相比较航空母舰而言，无人母体机既 可以发挥与航空母舰的相同特点，使 舰载机在其上完成起降，又因其高机 动性特点，舍去了为其的编队的保护， 大大降低了运营成本与风险。
地效飞行器通常都是贴水面或地面高速掠行，所以一般都处在敌雷 达盲区内，很难被发现。即使被发现，由于加装火箭发动机，它也 能高速规避敌舰载或陆基防空武器的拦截，突防能力很强。可以快 速抢占滩头，对敌防线实施闪击，较强的作战能力 地效飞行器比 现有的导弹快艇速度要快、机动性要好，可利用其高速性和突防能 力对敌舰进行有效的攻击，而敌人的水雷、鱼雷不会对其构成威胁 。
图2.3
该飞行器立体效果图
二.涵道地效无人母体机的基本组成部分
图2.3
该飞行器立体效果图
二、推进装置
1.智能涡轮风扇发动机 本机装有两台高涵道比、高性能新概念涡轮风扇发动机。采用前置发动机，使 喷出的气流直接作用于机翼面上，根据升力公式即使飞行器速度不高也可以提 供很大的升力，减小飞行器的最小平飞速度和起降滑跑距离。 2.发动机角度可调，可提供矢量推力，一方面增大升力，一方面使飞机更加机 动灵活。
三.地效飞行器结果分析
4多用途作战
1反舰： 由于地效飞行器掠海飞行 不易被雷达捕捉，而且速 度快，可以突袭，是可畏 的航母杀手。
涵道式无人机的悬停姿态控制与运动稳定性分析
涵道式无人机的悬停姿态控制与运动稳定性分析刘云平;陈城;吴洪涛;李先影;黄希杰【摘要】进行了涵道式无人机的运动稳定性分析,指出无人机在悬停状态下受近地空间、气流颠簸和荷兰滚的影响,导致系统极易出现抖动甚至失控,而优化飞行器的结构参数对于提高飞行器运动稳定性具有重要意义.基于这种分析,从机械结构设计出发,通过Lyapunov指数方法建立飞行器结构参数与系统运动稳定性之间的量化关系,以此指导系统的机械结构设计及控制系统优化,为提高系统执行飞行任务的可靠性和稳定性奠定理论基础.该方法与Lyapunov直接法相比最大的优点是其可构建性,从而为分析其他机器人等非线性系统的运动稳定性提供了一种简单有效的工具.%The motion stability of any ducted-fan unmanned aerial vehicle (UAV) was analyzed,and the analysis showed that when in a hover state,the ducted-fan UAV is easy to vibrate even it is out of control because of the influences of near-earth space,turbulence,and the Dutch role,while the optimization of the UAV's structure parameters is of great significance for improving the motion stability of the vehicle.Based on the analysis,the quantification relationship between the UAV's structural parameters and its motion stability was built from the viewpoint of structural design by using the Lyapunov exponent method,with the purposes of guiding the vehicle's structural design and control optimization,as well as providing the theoretic basis for promoting the system's dynamic stability.The simulation experimental results indicate that compared with the direct Lyapunov method,the proposed method's most important advantage is itsconstructivity,so it is a simple,effective tool for analysis of the motion stability of other non-linear systems such as robots.【期刊名称】《高技术通讯》【年(卷),期】2016(026)010【总页数】9页(P867-875)【关键词】Lyapunov指数;涵道式无人机;运动稳定性;悬停【作者】刘云平;陈城;吴洪涛;李先影;黄希杰【作者单位】南京信息工程大学信息与控制学院江苏省大气环境与装备技术协同创新中心南京210044;南京信息工程大学信息与控制学院江苏省大气环境与装备技术协同创新中心南京210044;南京航空航天大学机电学院南京210015;南京信息工程大学信息与控制学院江苏省大气环境与装备技术协同创新中心南京210044;南京信息工程大学信息与控制学院江苏省大气环境与装备技术协同创新中心南京210044【正文语种】中文涵道式无人机具有可垂直起降、机动性强的特点，经常执行投弹攻击、大气探测、物品运载等飞行任务［1］。
涵道风扇式微型飞行器的研究分析
本文 讨论 了涵 道 风 扇 的研 究 现 状 及 气 动 特 性 分
析， 介绍了 ３ 种 类 型的涵道 风扇 式微 型 飞行器 ， 又从 旋
翼 的动量 理论 和叶 素理论 简单 分析 了涵道 风扇 的气 动
特性 ， 对 于人们 了解 涵 道风 扇 结 构 并进 行 深 入 研 究 具
有一定 的意义 。
扇 结构 的 动力装 置起 重小 ， 有效 载重就 小 ， 而能 耗相对
其 风扇 安装 在涵 道机 体 的 中 上部 ， 在 涵 道 机体 的 内部
风扇 的下方 安装 有用来 平衡 风扇反 扭矩 的可 调叶 片和 控 制舵 面 ， 电机与 其他 器 件 都 安装 在 涵 道 上方 的中 心 体 内， 电机 为使用 燃料 的发 动机 ， 上 方 中心体通 过 固定
收 稿 口期 ：２ ０ １ ３ — ０ ６ — ２ ８ ；修 回 日期 ：２ ０ １ ３ — ０ ８ — １ ８
图ｌ ｉ － Ｓ Ｔ ＡＲ 的外 形 及 结 构
１ ． ２ 共 轴 双 旋 翼 涵 道 风 扇 式微 型 飞行 器
作 者 简 介 ：方 如 金 （ １ ９ ８ ６ 一 ） ，男 ，浙 江 慈 溪人 ，在 读 硕 士 研 究 生 ，研 究 方 向 ；航 空 宇航 制造 工程 。
风扇产 生 的气流 在 可调 叶 片 上产 生 气 压差 ， 由此 产 生
力 矩来 平衡 风扇 产生 的一 部分反扭 矩 。在涵 道风扇 的 底 部安 装 了一组 控 制舵 面 ， 气 流 同样 能 在 控 制舵 面 上 产 生气 压差 ， 从 而 平 衡 风 扇产 生 的 反扭 矩 。控 制 舵 面 通 过转 动一定 的角度 来 实 现 飞行 器 的俯 仰 、 偏 航 和 翻 滚运 动 。这 种结 构布 局类 型 的典 型代表 是美 国联合 航
涵道风扇无人机基于FLUENT的性能分析_张桥
影响。旋翼的叶片数 N =3，直径 D =45.72 cm，取 值D=46 cm，旋翼与涵道外壳间隙 =5 mm，旋翼 弦长b=40 mm， =3尖削比，旋翼翼型内外扭转度 分别为12°和0°。涵道风扇无人机的中心体直 径为90 mm，在计算模型中，近似地将中心体看 作旋翼的桨毂直径。根据涵道风扇无人机的对称 性，计算模型选取整个无人机的1/ N 作为计算对 象，并根据轮毂和涵道外壳的尺寸，构造了进口 收缩段和出口压缩段。通过对模型表面的定义， 可以确定涵道风扇的进出口、旋翼叶片的压力面 和吸力面、轮毂面和外壳面[2]。 1.2 网格划分 涵道风扇计算模型的网格划分用FLUENT的 前置处理器GAMBIT来完成。GAMBIT是专业的 前置处理器软件包，用来为CFD模拟生成网格 模型，由它生成的网格模型可供多种CFD软件 使用。GAMBIT具有突出的非结构化网格生成能 力，能够针对及其复杂的几何外形生产三维四面 体、六面体的非结构化网格及混合网格，且有 数十种网格生成方法。GAMBIT可以从PRO/E， UGII，CATIA，ANSYS等主流的CAD/CAE系统导 入几何和网格。本章中我们使用GAMBIT从CATIA 中导入涵道风扇的计算模型，并进行网格划分。 生产网格的过程中，面网格采用三角形网 格，体网格采用四面体/六面体混合型网格单元。 网格质量的好坏直接影响到模型分析结果的好 坏，过疏或者过密的网格都会极大地影响计算结 果。过疏的网格往往得到不精确，甚至完全错误 的结果；过密的网格会使计算量增大，使计算难 以收敛，得不到理想的结果。在有边界的涵道外 壳、轮毂面以及旋翼叶尖到涵道外壳的径向间隙 空间，网格节点间距设为5 mm，网格单元选用 Tet/Hybrid，类型选用Tgrid。网格划分后得到的网 格如图1所示。
Vol. 33 No. 3 20135 Jun
基于CFD的牵引电机风扇流道优化设计
基于CFD的牵引电机风扇流道优化设计牵引电机风扇是一种广泛应用于交通工具和机械设备中的电动风扇。
其主要作用是产生气流，增加风力，提高机动性和能源利用效率。
而风扇的流道是影响风力产生和能量传输的重要部分。
因此，通过基于计算流体力学（CFD）的流道优化设计可以改善牵引电机风扇的性能和效率。
首先，CFD是一种通过使用数值方法和计算机模拟来解决流体流动问题的技术。
基于CFD的流道优化设计可以模拟研究风扇的气流路径和动力学特性，为改进设计提供指导。
为了进行基于CFD的流道优化设计，首先需要建立一个流体模型。
这个模型可以包括风扇的外形尺寸、叶片数目、叶片形状等几何参数。
然后，将风扇放置在一个虚拟的计算空间中，并设置边界条件，如入口流速、出口压力等。
接下来，使用CFD软件对流动进行计算和模拟，并分析结果。
在进行CFD模拟计算时，可以通过改变流道的几何形状、调整叶片角度、优化叶片形状等来改变风扇的性能。
通过对流场、速度分布、压力分布等参数的分析，可以确定当前设计的优点和不足之处，并通过优化设计进一步改进风扇性能。
优化设计可以通过多次CFD模拟计算来实现。
在每次计算之后，可以根据分析结果对流道进行微调和优化，以改善风扇的性能。
通过多次迭代优化过程，最终可以得到一个经过CFD优化的流道设计。
基于CFD的流道优化设计可以提供多种改进风扇性能的方式。
例如，可以通过优化出口流通面积和角度，降低流体动能损失，并提高风力传输效率。
还可以通过减小阻力，改善气流路径，提高风速和风力。
此外，也可以通过优化叶片形状和角度，提高叶片的扬力和推力，增加风扇的输出功率。
总之，基于CFD的流道优化设计是一种改进牵引电机风扇性能的有效方法。
通过使用CFD模拟计算和优化设计，可以改善风扇的流道设计，提高其性能和效率。
这对于交通工具和机械设备的节能、减排和性能提升具有重要意义。
211060042_基于CFD_的多旋翼植保无人机系统旋翼风场下雾滴漂移的性能表征_等4_篇
115技能培训Skill Training115环球纵览Global View 摘 要：多旋翼无人机在中国植保领域得到了广泛应用，其作业过程中的雾滴漂移问题是影响农业航空作业质量的主要因素。
旋翼无人机下压风场是由旋翼旋转产生，旋翼无人机植保作业时产生的下洗气流包括翼尖涡流和下压风场，二者均对喷嘴释放雾滴粒子的扩散和沉积有较大影响，该研究重点讨论下压风场对雾滴沉积和漂移的影响。
基于计算流体力学（CFD）方法，针对不同旋翼风场对雾滴沉积与漂移的影响开展了仿真试验研究与分析，采用离散相模型（DPM）模拟雾滴粒子的运动并追踪颗粒的运动轨迹，仿真参数的设置是通过前期旋翼无人机植保作业试验获得，通过仿真试验分析得到了旋翼风场对雾滴漂移和沉积的影响规律。
结果表明，旋翼下压风场的强弱随不同飞行倾角而变化，沿着飞行方向可将旋翼下方分为前、中、后三个区域，下压风场强度依次增大。
通过上述仿真分析，提出了两种减少雾滴漂移的方法，并通过仿真模拟验证了其可行性。
研究结果可为提高无人机喷雾质量及减少雾滴漂移提供理论支撑和数据支持。
关键词：多旋翼植保无人机；喷雾漂移；下压风场；翼尖涡流；风场分布DOI: 10.25165/j.ijabe.20221503.7315Citation: Li H Z, Zhu H, Jiang Z H, Lan Y B. Performance characterization on downwash flow and spray drift of multirotor unmanned agricultural aircraft system based on CFD. Int J Agric & Biol Eng, 2022; 15(3): 1–8.基于CFD的多旋翼植保无人机系统旋翼风场下雾滴漂移的性能表征李宏泽1，朱 航1*，江梓豪1，兰玉彬2,3*（1. 吉林大学 机械与航空航天工程学院，长春 130022，吉林，中国；2. 山东理工大学 农业工程与食品科学学院，淄博255000，山东，中国；3. 得州农工大学 生物与农业工程系，得克萨斯州 77843，美国）摘 要：针对现有钵苗移栽中的2R开链行星轮系机构轨迹灵活性不够、位姿精确度不高和3R开链行星轮系移栽机构难以利用简单的结构实现取栽苗的问题，该研究设计了一种基于解域综合的3R单周整转副轮系移栽机构，由给定移栽轨迹和转动中心上4个互相对应的精确位姿点推导出布尔梅斯特曲线方程，然后以铰链整转副判定条件为约束获得3R单周整转副开链杆组模型。
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Ｅ ． Ａ ｓ ｌ ｔ ｎ ｍｏ ｅ ｉ ｄ ｓｇ ｅ ｎ ｅ ｓ ｅ ． Ｔ ｅｓｍｕ ａｉｎ ａ ａｙ ｅ ｆｔｅ ｓ ｒａ ｅ ｐ ｅ ｓ ｒ ｎ ｐ ｅ ａ ｉｔ ｎ ｏ ｅ ＮＴ ｉ ａｉ ｄ ｌ ｓ ｅｉ ｎ ｄ ａ ｄ ｔ ｎ ｍｅ ｈ ｄ ｍｕ ｏ ｈ ｈ ｉ ｌｔ ｎ ｓｓｏ ｕ ｆｃ ｒ ｓｕ ｅ ａ ｄ ｓ ｅ ｄ ｖ ｒ ｉ ｆｔ ｏ ｌ ｈ ａｏ ｈ ｒｔ ｒ ｌ ｄ ｓ ｒ ｅｆ ｒ ｄ ａ ｄ ｔ ｅｐ ｅｅ ｒ ｄ ｃ ｎ ｒ ｌ ｌｎ ｏ ｔｉ ｅ ． ｏｏ ａ ｅ ｅｐ ｒ ｍｅ ｎ ｒｆ ｒ ｏ ｔ ａ ｂ ａｎ ｄ ｂ ａ ｏ ｈ ｅ ｏｐ
Ｋ ｅｙ ｏｒ Ｗ ｄｓ： Ｄｕｃ Ｕｎ ａｎ ｄ Ａｅ ｉ ｈｉｌ Ｆｌ ｄ Ｐｏ ｉｉ ｔ ｍ ｎｅ ｒａｌ Ｖｅ ｃ ｅ ｕｉ ｓｔｏｎ
无 人 机 （ ｍａ ｎ ｄＡｅｉｌＶｅ ｉｌ， ＡＶ） 称 “ Ｕｎ ｎ ｅ ｒ ｈｃｅ Ｕ ａ 又 空
１ 涵道风扇无人机姿态调整
行器。
由于 涵 道 式 无 人 机 属 于 较 为 新 型 的 航 空 器 ， 相 其
应 的基 础研 究 起 步较 晚 ， 可避 免 地存 在种 种 不 足之 不
处 。 传统 的无 人 机相 比 ， 气动 布 局 、 构 设 计 以及 与 在 结
飞 行 控 制 等 方 面 均 存 在 较 多 的 问 题 。目 前 为 止 针 对 涵
基 于 Ｃ Ｄ 的 涵 道 风 扇 无 人 机 姿 态 调 整分 析 六 Ｆ
口 雷小 光
上 海 大学 机 电工 程 与 自动 化 学 院 上海 ２ ０ ７ ０００ 摘 要 ：无 人 机 的 发 展 近 年 来 非 常 迅 速 ， 一种 新 型 的 涵道 风 扇 无人 机 引起 了人 们 越 来越 多 的 关 注 。 道 风 扇 无人 机 涵
调 整 的 问 题 。 实 现 前 飞 就 必 须 要 有 向 前 的 推 力 ， 以 要 所
人 机 领 域 研 究 的 热 点 。 道 式 无 人 机 ， 指 以 涵 道 风 涵 是 扇 作 为 飞 行 动 力 的 主 要 来 源 ， 将 涵 道 风 扇 本 身 作 为 并 无 人 机 主 体 ， 有 垂 直 起 降 和 悬 停 飞 行 能 力 的 无 人 飞 具
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上 放 飞 、 复 杂 空 情 中灵 活 机 动 的 战 术 无 人 机 成 为 无 在
在 垂 直 飞 行 或 悬 停 的 时 候 ， 需 提 供 向 上 的 升 力 只
（ 图 ２ ， 及 一 个 反 向 的 平 衡 转 矩 就 可 以完 成 。 如 ）以
其 中 升 力 由 风 扇 单 独 提 供 ， 衡 转 矩 由安 装 在 涵 平 道 尾 部 的 固定 片 提 供 。 是 实 际应 用 中 ， 仅 需 要 垂 直 但 不 飞 行 更 要 能 够 前 飞 ， 就 涉 及 到 涵 道 风 扇 无 人 机 姿 态 这
关键词 ： 道 涵 无 人机 流体 姿 态 文 献标 识 码 ： Ａ 文 章 编号 ：００— ９ ８ ２ １ ）３ ０ ５— ４ １０ ４ ９ （０ ０ ０ —０ ０ ０ 中图 分 类号 ：Ｊ ｌ． ４ ＴＯ １ ＋
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本 文 所 研 究 的 涵 道 风 扇 无 人 机 结 构 如 图 １ ｚ
中机器人 ”它 大体上 是 由无人 机载体 、 面站设 备 （ ， 地 无 线 电控 制 、 务 控 制 、 射 回收等 起 降装 置 ） 及有 效 任 发 以 载荷 ３ 分 组成 的 。 部 当前 已投 入 使 用 的无 人 机 系 统 大 都 采 用 常 规 固 定 翼 气 动 布 局 ； 用 滑 跑 、 掷 或 者 专 用 发 采 手 射 装 置 弹 射 起 飞 ； 用 掠 飞 或 盘 旋 等 方 式 对 目标 进 行 采 侦 察 、 视 。 城 市 环 境 中 ， 统 的 无 人 机 较 难 从 复 杂 监 在 传 多 变 的 楼 宇 间 获 取 信 息 。 此 ， 种 能 够 从 狭 小 地 域 因 一
的姿 态调 整 是 其控 制 的一 个 关键 点也 是 一个 难 点 。 对 所设 计 的 涵道 风扇 无 人机 ， 用 流体 力 学分 析软 件 Ｆ Ｕ Ｎ 针 利 Ｌ Ｅ Ｔ对其 进行
内部流场分析， 建立仿真模型并进行 网格 划分 ， 对旋翼叶 片表面压力、 速度 变化进行仿真分析 ， 最后得 出最佳控制方案。