本研究旨在以風洞試驗來探討低展弦比迷你型飛行器之氣動力特性。實驗中主要關切翼前緣後掠角、垂直尾配置及動力作用（Power-on）之效應。試驗模型翼切形HS-520之選用係利用XFOIL分析軟體由五種翼切形中篩選而得，並於低速風洞進一步探討其低雷諾數氣動力特性。實驗MAV模型以HS-520翼切形搭配三種後掠角 (30°、35°及41°)及垂直尾三種不同配置 (翼內緣、翼展中段、翼尖) 構成，本研究分析各構型之氣動特性並從中選取最佳外型。實驗結果發現翼前緣後掠角增加與垂直尾翼外緣配置均有利於橫向安定性。後續實驗即以41°前緣後掠與垂直尾翼配置於翼尖之最佳構型進行動力作用條件下螺槳轉速與尺寸之效應。實驗發現動力作用使得升力中心前移，螺槳直徑越大前移量越明顯。研究結果也顯示螺槳轉速增加會延遲失速發生並降低飛行氣之阻力。

目錄
頁次
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目錄 v
圖目錄 viii
表目錄 x
符號說明 xi
第一章 緒論 1
1.1 UAV發展簡介 1
1.2 研究動機 4
1.3 研究目的 5
1.4 研究內容 6
1.5 研究方法 7
第二章 實驗模型與支撐機構 8
2.1 低速風洞 8
2.2 資料擷取系統 9
2.3 風洞模型及支撐機構 9
2.4 平衡儀 11
第三章 實驗校驗與數據處理 12
3.1 平衡儀校驗 12
3.2 壓力轉換器於校驗 13
3.3 模型安裝 13
3.4 攻角及側滑角校驗 14
3.5 低風速操作方法 15
3.6 模擬吹試程序(Dry Run) 15
3.7 數據處理程序 16
第四章 實驗結果與討論 18
4.1 基本型（Baselines Model）基本氣動力特性結果 18
4.2 機翼後掠角對氣動力之影響 19
4.3 不同垂直尾配置對氣動力之影響 20
4.4 螺槳直徑對全機氣動力之影響 21
4.5 螺槳轉速對氣動力之影響 22
第五章 結論與建議 24
參考文獻 27
附錄一 模型與平衡儀參數 30
附錄二 無動力模型試驗矩陣表 33
附錄三 無動力模型吹試紀錄表 35
附錄四 有動力模型試驗矩陣表 37
附錄五 有動力模型吹試紀錄表 39

圖目錄
圖2-1 一所2公尺×3公尺低速風洞示意圖 41
圖2-2 風洞模型支撐機構 42
圖2-3 試驗模型外型尺寸圖 43
圖2-4 MAV風洞模型組件分解圖 44
圖2-5 六分量平衡儀實體圖 44
圖3-1 六分量平衡儀選用及校驗流程 45
圖3-2 六分量平衡儀各分量校驗實況 46
圖3-3 風洞P0及PS壓力轉換器實體圖 48
圖3-4 壓力校驗器所量測實體圖 50
圖3-5 三組垂直尾翼配置實體照片（Λ＝30°） 51
圖3-6 三組垂直尾翼配置實體照片（Λ＝35°） 53
圖3-7 三組垂直尾翼配置實體照片（Λ＝41°） 54
圖3-8 螺槳效應風洞模型實體照片（Λ＝41°） 56
圖3-9 吹試前模型攻角校驗實況 57
圖3-10 吹試前模型滾轉姿態校驗實況 57
圖3-11 吹試前支撐系統側滑角校驗實況 58
圖3-12 模型攻角及側滑角校驗結果 58

圖目錄(續)
圖3-13 風洞測力數據分析流程圖 59
圖3-14 飛機氣動力係數及體座標與穩定座標之關係圖 60
圖3-15 模型參考中心與平衡儀力矩中心之相對位置圖 60
圖4-1 單垂直尾Λ＝41°基本氣動力特性 61
圖4-2 機翼後掠角對氣動力之影響 64
圖4-3 垂直尾翼配置對氣動力之影響 70
圖4-4 螺槳直徑對全機氣動力之影響單垂直尾Λ＝41°(螺槳20公分×20公分及23公分×15公分) 75
圖4-5 螺槳轉速對氣動力之影響單垂直尾Λ＝41°(螺槳23公分×15公分) 78
圖4-6 螺槳動力效應對橫航向安定性之影響（α＝8°） 81


表目錄
表1-1 一般飛機與MAV在幾何受影響程度比較表說明 83
表1-2 有關MAV翼型設計上必需審慎考量條件 83
表1-3 五種翼形相關氣動力系數權重 84
表2-1 無動力風洞模型構型說明表 84
表2-2 有動力風洞模型構型說明表 85
表3-1 模型構型尺寸 85
表4-1 30°後掠角氣動力性能數據表 86
表4-2 35°後掠角氣動力性能數據表 87
表4-3 41°後掠角氣動力性能數據表 88

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