固定翼無人機飛行原理課件

目錄第一節(jié)空氣動力學基礎第二節(jié)固定翼無人機飛行原理第三節(jié)無人直升機飛行原理第四節(jié)多旋翼無人機飛行原理目錄第一節(jié)空氣動力學基礎第二節(jié)固定翼無人機飛行二、固定翼無人機飛行原理1、翼型

1）定義及幾何參數(shù)

機翼橫截面的輪廓叫翼型或翼剖面，是指沿平行于無人機對稱平面的切平面切割機翼所得到的剖面。直升機的旋翼和螺旋槳葉片的截面也稱翼型。1-翼剖面；2-前緣；3-后緣；4-翼弦

翼型的特性對固定翼無人機性能有很大影響，選用最能滿足設計要求，其中也包括結構、強度方面要求的翼型是非常重要的。翼型二、固定翼無人機飛行原理1、翼型翼型二、固定翼無人機飛行原理1、翼型

2）常用翼型

中小型無人飛機，與一般飛機在氣動力上差別不大，翼型的選擇可以按常規(guī)飛機的設計程序進行。

高空長航時無人飛機以及微型無人飛機則有明顯的特殊性，由于高空空氣稀薄，高空長航時無人機在飛行時要用大升力系數(shù)。此外，它又要留空時間長，所以如果用噴氣式發(fā)動機的無人機機翼升阻比要大。

根據(jù)這個要求，應選擇大升阻比對應的升力系數(shù)大的翼型，部分高速無人機機翼和尾翼一般采用對稱翼型；而低速無人機機翼大多采用平凸或雙凸翼型。二、固定翼無人機飛行原理1、翼型中小型無人飛機，與一翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.雙凸—運五、運七、教八d.對稱—殲七、轟五e.雙弧—超音速飛機f.菱形—超音速飛機翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.雙凸—運五、運七、教八機翼的平面形狀機翼的平面形狀二、固定翼無人機飛行原理3）翼型參數(shù)

翼型各部分的名稱如圖。一般翼型的前端圓鈍，后端尖銳，下表面較平，呈魚側形。

（1）弦長，連接翼型前緣和后緣的直線段稱為翼弦（也稱為弦線），其長度稱為弦長。

（2）最大厚度位置，翼型最大厚度所在位置離到前緣的距離稱為最大厚度位置，通常以其與弦長的比值來表示。

（3）相對厚度，翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上，下表面之間的直線段長度，翼型最大厚度與弦長之比，稱為翼型的相對厚度，并常用百分數(shù)表示。

（4）相對彎度，是指翼型的最大彎度與弦長的比值，通常用百分數(shù)表示。翼型的最大彎度是指翼型中弧線與翼弦之間的最大垂直距離。翼型的相對彎度說明翼型上、下表面外凸程度的差別，相對彎度越大，翼型上、下表面彎曲程度相差也越大；若中線和翼弦重合，翼型將是對稱的。二、固定翼無人機飛行原理3）翼型參數(shù)翼型參數(shù)中弧線：翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線。翼弦：前緣與后緣的連線。1.弦長（幾何弦長）b前緣：中弧線的前端點。后緣：中弧線的后端點。翼型參數(shù)中弧線：翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線。翼弦：前翼型參數(shù)相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度。現(xiàn)代飛機的翼型，相對彎度約為0～3％。最大弧高與弦長的比值，叫相對彎度。2、相對彎度翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度。翼型參數(shù)相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度?，F(xiàn)代飛機的翼型，3、相對厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型厚度（）。翼型最大厚度與弦長的比值，叫翼型的相對厚度?，F(xiàn)代飛機的翼型，相對厚度大約為3％～16％。翼型參數(shù)3、相對厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距二、固定翼無人機飛行原理4）機翼平面參數(shù)

二、固定翼無人機飛行原理4）機翼平面參數(shù)

機翼的平面參數(shù)展長與平均弦長之比。展弦比(λ)初教六飛機λ＝６；教八飛機λ＝5.448，殲教五飛機λ=4.08。機翼的平面參數(shù)展長與平均弦長之比。展弦比(λ)初教六飛機λ展弦比短寬的機翼適合高速，長航時無人機多采用大展弦比；一般而言，垂尾的展弦比小于平尾展弦比，平尾展弦比小于機翼展弦比，是為了保證機翼失速時的尾翼的可操控性。展弦比短寬的機翼適合高速，長航時無人機多采用大展弦比；二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素1）升力的產(chǎn)生

翼弦與相對氣流速度之間的夾角叫迎角,用a表示。

現(xiàn)在將一個上邊凸起,下邊微凸的翼型放在流速氣流中，根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知：

在翼型的上表面，因流管變細，即流管截面積減小，氣流速度大，故壓強減??；

而翼型的下表面,因流管變化不大,故壓強基本不變。

翼型上、下表面生了壓強差，形成了總空氣動力R，R的方向向后向上,總空氣動力R與翼弦的交點叫做壓力中心。

總空氣動力分成兩個分力：一個與氣流速度垂直，起支托飛機重量的作用,就是升力Y;另一個與流速平行,起阻礙飛機前進的作用，就是阻力D。升力產(chǎn)生1-空氣動力作用點2-前緣3-后緣4-翼弦二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素升力升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

迎角翼弦升力

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。迎角翼弦升力升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托當氣流流到翼型的前緣時，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼面。由于翼型的作用，當氣流流過上翼面時流動通道變窄，氣流速度增大，壓強降低，并低于前方氣流的大氣壓；而氣流流過下翼面時，由于翼型前端上仰，氣流受到阻攔，且流動通道擴大，氣流速度減小，壓強增大，并高于前方氣流的大氣壓。因此，在上下翼面之間就形成了一個壓強差，從而產(chǎn)生了一個向上的升力L。機翼是帶有迎角的，高速向前運動時，機翼下表面的空氣聚集得更多，下表面的壓強就增大了，上表面流過的空氣就比較少，所以就形成了一個真空地帶（非全真空），壓強就比較小，這時候機翼的上下翼面就有一個壓力差，這個壓力差就是升力的來源。當氣流流到翼型的前緣時，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理可知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。升力來源前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表P1v1P2v2升力來源P1v1P2v2升力來源升力L壓力中心機翼升力的著力點，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力L壓力中心機翼升力的著力點，稱為壓力中心(Center升力公式：注意：升力的方向總是與相對氣流方向垂直。

升力公式：注意：升力的方向總是與相對氣流方向垂直?！w機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。

升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。—飛機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。升力系數(shù)綜合（a）翼型（1）相對氣流動壓（V）（2）機翼面積影響升力的因素:＞＞（3）升力系數(shù)（a）翼型（1）相對氣流動壓（V）（2）機翼面積影響升力的因（b）升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律——升力系數(shù)曲線1、規(guī)律＜：↑→↑＞：↑→↓=

：=（b）升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律——升力系數(shù)曲線1、規(guī)律＜二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素1）升力的產(chǎn)生

機翼的壓力分布

空氣壓力是指空氣的壓強，即物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。凡是比大氣壓力低的叫吸力(負壓力)，凡是比大氣壓力高的叫壓力(正壓力)，機翼表面各點的吸力和壓力都可用向量表示,向量的長短表示吸力或壓力的大小。

壓力最低(即吸力最大)的一點,叫最低壓力點(B點);

在前緣附近,流速為0,壓力最高的一點,叫駐點(A點),由圖中可以看出，機翼升力主要靠上表面的吸力，而不是靠下表面的壓力。二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力

對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性阻力對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力

由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。摩擦阻力由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大?？諝怵ば栽酱?，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機40%小型公務機50%水下物體70%船舶90%摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例壓差阻力

壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。壓差阻力壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的二、固定翼無人機飛行原理2.阻力物體的迎風面積越大，壓差阻力也就越大；機身橫截面的形狀應采取圓形或近似圓形，因為相同體積下圓形的面積數(shù)較小。在迎風面積相同的條件下，將物體做成前端圓鈍、后端尖細的流線型可以大大減小物體的壓差阻力，其壓差阻力最小二、固定翼無人機飛行原理2.阻力物體的迎風面積越大，壓差阻力影響壓差阻力的因素

總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關。迎風面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機總阻力構成中所占比例較小。影響壓差阻力的因素總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形干擾阻力

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。干擾阻力飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。

飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。誘導阻力

由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力。誘導阻力由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于阻力公式：—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。阻力公式：—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。影響阻力大小的因素動壓、機翼面積、迎角、飛機的形狀、展弦比影響阻力大小的因素動壓、機翼面積、迎角、飛機的形狀、展弦比CD0α(°)迎角對阻力系數(shù)的影響CD0α(°)迎角對阻力系數(shù)的影響二、固定翼無人機飛行原理2.阻力總阻力分析

摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力統(tǒng)稱為零升阻力或廢阻力。

總阻力=廢阻力+誘導阻力

某翼型的無人機總阻力隨速度變化曲線：

誘導阻力是隨著速度的增大而降低的，而廢阻力是隨著速度的增大而增大的，當誘導阻力和廢阻力相等時，總阻力最小。二、固定翼無人機飛行原理2.阻力總阻力分析總空氣動力

升力和阻力之和稱為總空氣動力?？偪諝鈩恿ι妥枇χ头Q為總空氣動力。升阻比TDWL升阻比—飛機空氣動力品質參數(shù)升阻比TDWL升阻比—飛機空氣動力品質參數(shù)有利迎角（αkmax）：升阻比最大時對應的迎角。有利迎角（αkmax）：失速與螺旋

失速與螺旋關系到飛行安全，飛行員應該清楚所飛飛機的失速性能，這樣才能防止飛機進入失速與螺旋狀態(tài)。如果飛機誤進入失速與螺旋，也才能正確及時地改出，以保證飛行安全。失速與螺旋失速與螺旋關系到飛行安全，飛行員應該清楚所飛定義失速的原因迎角過大，翼面上出現(xiàn)了嚴重的氣流分離失速迎角的確定飛行中，當迎角達到失速迎角，飛機出現(xiàn)非操縱的異常狀態(tài)變化。氣流會從機翼前緣開始分離，尾部會出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，這時，升力會突然下降，而阻力卻迅速增大。CL達到最大值的迎角，即臨界迎角飛機突然發(fā)生非操縱的俯仰轉動、偏轉或滾轉時的迎角飛機出現(xiàn)明顯抖振時的迎角失速：定義失速的原因迎角過大，翼面上出現(xiàn)了嚴重的氣流分離失速迎角失速中小迎角時,氣流分離不明顯。失速中小迎角時,氣流分離不明顯。

隨迎角增加，上翼面氣流分離現(xiàn)象逐漸發(fā)展。

迎角超過臨界迎角后，上翼面產(chǎn)生強烈的氣流分離。失速隨迎角增加，上翼面氣流分離現(xiàn)象逐漸發(fā)展。迎角超過臨界失速

失速產(chǎn)生的根本原因是飛機的迎角超過臨界迎角?！袷俚母驹蚴偈佼a(chǎn)生的根本原因是飛機的迎角超過臨失速●失速后飛機的表現(xiàn)

飛機失速后，除飛機會產(chǎn)生氣動抖動外，由于升力的大量喪失和阻力的急劇增大，飛行員還會感到飛行速度迅速降低、飛機下降、機頭下沉等現(xiàn)象。失速●失速后飛機的表現(xiàn)飛機失速后，除飛機會產(chǎn)生氣動失速失速警告自然失速警告人工失速警告失速失速警告自然失速警告失速自然失速(氣動)警告

機翼升力產(chǎn)生周期性變化以致飛機抖動，同時，駕駛桿和腳蹬也產(chǎn)生抖動。失速自然失速(氣動)警告機翼升力產(chǎn)生周期性變化以致飛失速人工失速警告

輕型通用航空飛機通過風標式失速傳感器來觸發(fā)失速警告喇叭、失速警告燈。失速人工失速警告輕型通用航空飛機通過風標式失速傳感失速●失速可能在任何速度發(fā)生失速●失速可能在任何速度發(fā)生失速飛機重量增加，失速速度增大。放下襟翼等增升裝置，飛機的最大升力系數(shù)增大，失速速度相應減小。不同飛行狀態(tài)下的失速速度是平飛失速速度的倍。飛機在水平轉彎或盤旋中，隨著坡度的增大，載荷因數(shù)增大，對應的失速速度也增大。不同坡度盤旋對應的載荷因素●失速速度的影響因素小結失速飛機重量增加，失速速度增大。不同坡度盤旋對應的載失速●失速的改出方法

飛機的失速是由于迎角超過臨界迎角。因此，不論在什么飛行狀態(tài)，只要判明飛機進入了失速，都要及時向前推桿減小迎角，當飛機迎角減小到小于臨界迎角后，柔和拉桿改出。在推桿減小迎角的同時，還應注意方向舵是水平狀態(tài)，以防止飛機產(chǎn)生傾斜而進行螺旋。失速●失速的改出方法飛機的失速是由于迎角超拉桿要柔和、適量（尤其是迎角較大時）防止飛機帶側滑預防失速拉桿要柔和、適量防止飛機帶側滑預防失速螺旋是飛機迎角超過失速迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)復雜的自動旋轉運動。首先是不使飛機失速，其次是即使在飛機失速，也不使飛機發(fā)生滾轉。關鍵——制止飛機的旋轉和減小迎角常用方法：向螺旋反方向蹬滿舵，并將駕駛桿稍稍推過中立位置。螺旋的預防螺旋的改出螺旋的定義螺旋是飛機迎角超過失速迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)復雜的自動旋轉運增升裝置及其作用增升裝置及其作用為什么要使用增升裝置

用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。

可采用以下增升原則：

增大升力系數(shù)：改變機翼剖面形狀、增大機翼彎度；

增大機翼面積；

改變氣流的流動狀態(tài)、控制機翼上的附面層、延緩氣流分離。為什么要使用增升裝置用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼主要增升裝置包括：固定翼無人機飛行原理課件地面效應地面效應3.2.11地面效應

地面效應，又稱翼地效應，地面對飛行器的空氣動力干擾。當飛行器接近地面飛行時，地面影響空氣繞飛行器的流動，使飛行器的空氣動力特性與遠離地面時的不同。

3.2.11地面效應地面效應，又稱翼地效應在同樣的速度和推力下，近地飛行產(chǎn)生地面效應時機體會有更大的升力。因此地面效應能有效地提升近地飛行時飛機效率。不過因為一般飛機只有在起飛或降落時會這么接近地面，只有在這些時候能從翼地效應取得好處。

不過，地面效應對于飛行員來說亦需要緊慎對應。在降落時，飛機會在最后幾尺因為獲得地面效應的升力而突然上升（此情況被稱為“balloon”)。如果不懂對應，飛機就會在減速時突然急速提升高度，此時由于飛機的速度已經(jīng)非常接近失速速度，極易真的演變成失速的狀態(tài)，此時，即使只是數(shù)十遲的距地高度，還是可能造成嚴重甚至致命的意外。一般而言，如果跑道夠長，飛行員就能夠采用慢慢減速來對應翼地效應產(chǎn)生時的“balloon”，另一個方法則是放棄直接降落，提升空速，繞圈回來再次降落。在同樣的速度和推力下，近地飛行產(chǎn)生地面效應時機體會有更大的升3.2.11地面效應--地面效應的作用-一個翼展的范圍內(nèi)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應1)升力系數(shù)增加2)誘導阻力減少3.2.11地面效應--地面效應的作用-一個翼展的范圍內(nèi)近3.2.11地面效應3.2.11地面效應3.3節(jié)飛機飛行中的受力3.3節(jié)飛機飛行中的受力飛機在空中穩(wěn)定直線飛行時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。升力拉力重力阻力飛機平飛的作用力飛機在空中穩(wěn)定直線飛行時,受到四個力的作用：升力拉力升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變平飛運動方程升力拉力重力阻力升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變平飛運動方程升飛機上升的作用力升力重力W上升角阻力推力

飛機在空中穩(wěn)定上升時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進行分解。飛機上升的作用力升力重力W上升角阻力推力飛機在空中穩(wěn)上升運動方程，將總空氣動力與升力進行分解。分析：同速度上升時，上升拉力大于平飛拉力；上升升力小于平飛升力。上升運動方程上升運動方程，將總空氣動力與升力進行分解。分析：同速度上升時飛機下降時的作用力LRDWW1W2Pθθ

飛機在空中穩(wěn)定下降時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進行分解。飛機下降時的作用力LRDWW1W2Pθθ飛機在空中穩(wěn)帶油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLPD閉油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLD下降運動方程帶油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLPD閉油門下降時飛機轉彎時的作用力飛機轉彎時的作用力LcosγLsinγGLγ轉彎運動方程LcosγLsinγGLγ轉彎運動方程水平轉彎是飛機在水平面內(nèi)的一種機動飛行（航向角改變）。小坡度轉彎：坡度小于20度中坡度轉彎：坡度在20~45度大坡度轉彎：坡度大于45度小于360度的叫水平轉彎。大于360度的叫盤旋。水平轉彎是飛機在水平面內(nèi)的一種機動飛行（航向角改變）。小坡度側滑：飛機對稱面與相對氣流方向不一致的飛行稱側滑。飛行中，由于轉彎過快或轉彎過慢，升力產(chǎn)生的分量與離心力不匹配，會造成側滑。

側滑角：相對氣流和飛機對稱面之間的夾角。機頭相對于相對氣流左偏，左側滑，也叫外側滑機頭相對相對氣流右偏，右側滑，也叫內(nèi)側滑β相對氣流方向飛機轉彎時的作用力側滑：側滑角：相對氣流和飛機對稱面β相對氣飛機轉彎時的作用力二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

大部分的輕微型民用固定翼無人機都是依靠螺旋槳產(chǎn)生拉力/推力（實質上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習慣上稱為拉力）。1、螺旋槳介紹

螺旋槳是指靠槳葉在空氣或水中旋轉，將發(fā)動機轉動功率轉化為推進力的裝置，可有兩個或較多的槳葉與轂相連，螺旋槳的拉力是電動固定翼無人機和油動固定翼無人機常用的前進動力。

槳葉的平面形狀很多，使用較多的有普通槳葉、矩形槳葉和馬刀形槳葉三種。

二、固定翼無人機飛行原理4.拉力大部分的輕微型民用固二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

大部分的輕微型民用固定翼無人機都是依靠螺旋槳產(chǎn)生拉力/推力（實質上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習慣上稱為拉力）。1、螺旋槳介紹1）右旋螺旋槳和左旋螺旋槳

站在螺旋槳后面（從機尾看向機頭）來觀察螺旋槳旋轉。如果看到螺旋槳是順時針方向旋轉，這種螺旋槳稱為右旋螺旋槳，反之稱為左旋螺旋槳。2）螺旋槳直徑

螺旋槳直徑，是指螺旋槳兩個槳尖之間的距離。也可以認為是螺旋槳旋轉時最大旋轉面的直徑。3）槳葉角

螺旋槳旋轉時，通過螺旋槳上一點并且垂直與旋轉軸的一個假想的平面稱為旋轉平面。

槳葉角，是指槳葉剖面的弦線與旋轉平面之間的夾角稱為槳葉角φ。

二、固定翼無人機飛行原理4.拉力大部分的輕微型民用固二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

二、固定翼無人機飛行原理4.拉力2、螺旋槳工作原理

1）受力分析

空氣以一定的迎角流向槳葉時，氣流流過槳葉前槳面，就像流過機翼上表面一樣，流管變細，流速加快，壓強降低；空氣流過槳葉后槳面，就像流過機翼下表面一樣，流管變粗，流速減慢，壓強升高。

氣流流近槳葉前緣，受到阻擋，流速減慢，壓強升高；流近槳葉后緣，氣流分離，形成渦流區(qū)，壓強降低。

這樣，在槳葉的前后槳面和前后緣均形成壓強差，再加之氣流作用于槳葉上的摩擦阻力，就構成了槳葉上的總空氣動力R，根據(jù)總空氣動力R對螺旋槳運動所起的作用，可將它分解成兩個分力，一個是與槳軸平行、拉著螺旋槳和無人機前進的拉力P；另一個是與槳軸垂直、阻礙螺旋槳旋轉的旋轉阻力Q。2）影響因素

影響螺旋漿的拉力和旋轉阻力的因素主要有：槳葉迎角、槳葉切面合速度、空氣密度、螺旋槳直徑、槳葉數(shù)目、槳葉切面形狀及維護使用情況等。二、固定翼無人機飛行原理4.拉力2、螺旋槳工作原理二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用

1）螺旋槳的進動

當無人機在俯仰運動或轉動時，即螺旋槳轉軸受到操縱力矩作用時，螺旋槳并不完全按照預定的方向轉動，而是會繞另一個方向偏轉，這種現(xiàn)象叫做螺旋槳的進動。

從機尾向機頭看去，螺旋槳順時針轉動時，如果拉桿使機頭上仰，給螺旋槳一個上仰力矩。當螺旋槳葉轉到垂直位置時，上方槳葉受到一個向后的作用力F1，產(chǎn)生了向后的加速度，下方槳葉受到一個向前的作用力F2，產(chǎn)生了向前的加速度。經(jīng)順時針轉動，原來的上方槳葉轉到右邊時，出現(xiàn)向后的速度V，原來在下方的槳葉轉到左邊時，出現(xiàn)向前的速度V，于是螺旋槳向右進動，并帶動無人機向右偏轉。二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用

2）螺旋槳的反作用力矩

螺旋槳在旋轉中會對空氣產(chǎn)生作用力，根據(jù)作用力和反作用力定律，空氣也會對螺旋槳產(chǎn)生一個大小相等方向相反的反作用力，即旋轉阻力，旋轉阻力對槳軸形成的力矩，稱為螺旋槳的反作用力矩。

克服反作用力矩對飛行的影響，一般可通過調(diào)整重心位置，使重心偏出對稱面一定距離，利用無人機升力對重心的滾轉力矩的方法來抵消反作用力矩；

還可通過安裝發(fā)動機的拉力線/推力線與縱軸形成一定的夾角的方法來抵消反作用力矩。二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用

3）螺旋槳滑流的扭轉作用

螺旋槳轉動時，槳葉撥動空氣，使空氣后加速流動且還順著螺旋槳的旋轉方向扭轉流動，這種由螺旋槳的作用而向后加速和扭轉的氣流，叫做螺旋槳的滑流。

假設從機尾向機頭看去，螺旋槳順時針旋轉，滑流流過機翼，被分成上、下兩層，上層滑流自左向右后方扭轉，下層滑溜自右向左后方扭轉。

一般情況下，機身尾部和垂直尾翼都受到滑流上層部分的影響，即滑流的上層部分，如圖所示，螺旋槳產(chǎn)生的上層滑流從左方作用于機身尾部和垂直尾翼，產(chǎn)生向右的空氣動力，對無人機重心形成偏轉力矩，使機頭向左偏轉。二、固定翼無人機飛行原理4.拉力3、螺旋槳的副作用3.5節(jié)飛機的穩(wěn)定性與操縱性3.5節(jié)飛機的穩(wěn)定性與操縱性

飛機飛行狀態(tài)的變化，歸根到底，都是力和力矩作用的結果。飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性是闡述飛機在力和力矩的作用下，飛機狀態(tài)的保持和改變的基本原理。飛機飛行狀態(tài)的變化，歸根到底，都是力和力矩作用的結果飛機的穩(wěn)定性

飛機的穩(wěn)定性是指，飛機受擾偏離原平衡狀態(tài)，偏離后飛機能自動恢復到原平衡狀態(tài)的能力。飛機的穩(wěn)定性飛機的穩(wěn)定性是指，飛機受擾偏離原平衡狀態(tài)

飛機的平衡飛機的平衡飛機的重量與重心

飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫飛機的重力。飛機重力的著力點叫做飛機重心。飛機的重量與重心飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重90重心CG

飛機在空中的運動，總可分解成飛機各部分隨飛機重心一起的移動和飛機各部分繞重心的轉動。飛機的重量與重心重心CG飛機在空中的運動，總可分解成飛機各部分隨91重心位置的表示X重CMCA重心

飛機重心所在的位置(左右對稱、前后位置)，常用重心在飛機某一特定翼弦（平均空氣動力弦或標準平均弦）上的投影到該翼弦前端的距離，占該翼弦長度的百分數(shù)來表示。重心位置的表示X重CMCA重心飛機重心所在的位置92飛機的平衡：所有作用在飛機上的力之和等于零，各力繞重心構成的諸力矩之和也等于零的飛行狀態(tài)。飛機的平衡包括作用力平衡和力矩平衡兩個方面。本節(jié)只分析各力矩的平衡。飛機的平衡相對橫軸(OZ軸)——俯仰平衡相對立軸(OY軸)——方向平衡相對縱軸(OX軸)——橫側平衡飛機的平衡：所有作用在飛機上的力之和等于零，各力繞重心構成的93穩(wěn)定性概念及條件穩(wěn)定性概念及條件4.2.1穩(wěn)定性概念及條件

一旦擺錘偏離原平衡狀態(tài)，重力分力形成的力矩力圖使擺錘回到原平衡位置。此外，擺錘在擺動過程中還受到空氣阻力形成的力矩作用。

單擺的穩(wěn)定性

下垂的單擺是穩(wěn)定的，因為其受到穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用。阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩

單擺在這兩個力矩的共同作用下，最終回到原平衡狀態(tài)。4.2.1穩(wěn)定性概念及條件一旦擺錘偏離原平衡狀態(tài)95

物體受擾后的運動過程中，自動出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的、方向始終與運動方向相反的力矩，稱為阻尼力矩。

物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的、方向始終指向原平衡位置的力矩，稱為穩(wěn)定力矩。阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩

單擺的穩(wěn)定性分析物體受擾后的運動過程中，自動出現(xiàn)的、力圖使物體最終回96

倒立單擺的穩(wěn)定性倒立的單擺不具備這兩個力矩，因此是不穩(wěn)定的。原平衡狀態(tài)不穩(wěn)定力矩倒立單擺的穩(wěn)定性倒立的單擺不具備這兩個力矩，因此是不穩(wěn)定的97靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性

受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，稱為物體是靜穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定性研究物體受擾后的最初響應問題。正的靜穩(wěn)定性中立靜穩(wěn)定性負的靜穩(wěn)定性外力外力外力靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性

擾動運動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態(tài)，稱物體是動穩(wěn)定的。動穩(wěn)定性研究物體受擾運動的時間響應歷程問題。振幅正的動穩(wěn)定性（穩(wěn)定）中立動穩(wěn)定性負的動穩(wěn)定性（不穩(wěn)定）靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性擾動運動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終機體橫軸機體橫軸俯仰機體縱軸滾轉機體立軸偏轉機體軸與機體的轉動機體橫軸機體橫軸俯仰機體縱軸滾轉機體立軸偏轉機體軸與機飛機穩(wěn)定性的定義

飛機的穩(wěn)定性是指：飛機受到小擾動（包括陣風擾動和操縱擾動）后，偏離原平衡狀態(tài)，并在擾動消失后，飛行員不給于任何操縱，飛機自動恢復原平衡狀態(tài)（包括最初響應—靜穩(wěn)定性問題，和最終響應—動穩(wěn)定性問題）的特性。俯仰穩(wěn)定性（縱向穩(wěn)定性）方向穩(wěn)定性橫側穩(wěn)定性飛機穩(wěn)定性的定義飛機的穩(wěn)定性是指：飛機受到小擾動飛機的穩(wěn)定性飛機具有穩(wěn)定性飛機不具有穩(wěn)定性飛機具有中立穩(wěn)定性飛機的穩(wěn)定性飛機具有穩(wěn)定性飛機不具有穩(wěn)定性飛機具有中立穩(wěn)定性飛機的俯仰穩(wěn)定性

飛機的俯仰穩(wěn)定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至俯仰平衡遭到破壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復原平衡狀態(tài)的特性。什么是俯仰穩(wěn)定性飛機的俯仰穩(wěn)定性飛機的俯仰穩(wěn)定性，指的是飛行中，水平尾翼

正常布局的飛機的平尾的安裝角通常要比機翼的安裝角更小。俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩主要由平尾產(chǎn)生水平尾翼正常布局的飛機的平尾的安裝角通常要比機翼104俯仰穩(wěn)定力矩主要由平尾產(chǎn)生

平尾可以產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩，趨于保持飛機的俯仰平衡。俯仰轉動機翼迎角平尾升力零升迎角較小正迎角較大正迎角負升力零升力正升力俯仰穩(wěn)定力矩主要由平尾產(chǎn)生平尾可以產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩，瞬間受擾機頭上抬擾動運動消失迎角恢復原值平尾附加升力俯仰穩(wěn)定力矩平尾產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩瞬間受擾機頭上抬擾動運動消失迎角恢復原值平尾附加升力俯仰穩(wěn)定翼型上，以1/4弦長處為距心，得到翼型的升力L和使翼型俯仰轉動的力矩MF（使抬頭為正）MF（或mF）不隨攻角改變，故把1/4弦長處稱為焦點焦點是附加升力的作用點，又稱為氣動中心焦點定義LMF翼型上，以1/4弦長處為距心，得到翼型的升力L和使翼型俯仰轉107焦點位置的確定理論分析，在低速、亞音速時，翼型焦點在1/4弦長處實驗結果表明，焦點坐標在23%-27%范圍內(nèi)迎角增加，壓力中心向前移動機翼升力對焦點的下俯力矩恒定焦點焦點位置的確定理論分析，在低速、亞音速時，翼型焦點在1/4弦108焦點與俯仰穩(wěn)定力矩飛機迎角改變時附加升力的著力點稱為焦點。重心焦點3.5.2飛機的俯仰穩(wěn)定性焦點與俯仰穩(wěn)定力矩飛機迎角改變時附加升力的著力點稱為焦點。重焦點與俯仰穩(wěn)定力矩

只有焦點的位置在飛機的重心之后飛機才具有俯仰穩(wěn)定性，焦點距離重心越遠，俯仰穩(wěn)定性越強。穩(wěn)定不穩(wěn)定3.5.2飛機的俯仰穩(wěn)定性焦點與俯仰穩(wěn)定力矩只有焦點的位置在飛機的重心之后俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生俯仰阻尼力矩主要由平尾產(chǎn)生轉動方向相對氣流平尾附加升力俯仰阻尼力矩飛機轉動方向3.5.2飛機的俯仰穩(wěn)定性俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生俯仰阻尼力矩主要由平尾產(chǎn)生轉動方向相對氣流短周期運動長周期運動位移量俯仰動穩(wěn)定性俯仰動穩(wěn)定性分為長周期運動和短周期兩種。3.5.2飛機的俯仰穩(wěn)定性短周期運動長周期運動位移量俯仰動穩(wěn)定性俯仰動穩(wěn)定性分為長周期3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性

飛機的方向穩(wěn)定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至方向平衡遭到破壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復原平衡狀態(tài)的特性。什么是航向穩(wěn)定性3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性飛機的方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定力矩主要是在飛機出現(xiàn)側滑時由垂尾產(chǎn)生的。主要方向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定力矩主要是在飛機出現(xiàn)側滑時由垂尾產(chǎn)生的。主要方向穩(wěn)定由垂尾產(chǎn)生的方向穩(wěn)定力矩3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性由垂尾產(chǎn)生的方向穩(wěn)定力矩3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性垂尾面積的影響

垂尾面積越大，方向穩(wěn)定力矩越大。相對氣流相對氣流擾動擾動穩(wěn)定力矩穩(wěn)定力矩較小側力（面積?。┹^大側力（面積大）3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性垂尾面積的影響垂尾面積越大，方向穩(wěn)定力矩越大。相對氣流方向阻尼力矩的產(chǎn)生方向阻尼力矩主要由垂尾產(chǎn)生。

飛機轉動的過程中，垂尾處出現(xiàn)附加的側向氣流速度分量，導致垂尾出現(xiàn)側力，側力形成的力矩起到阻礙轉動的作用，稱方向阻尼力矩。垂尾側力轉動方向阻尼力矩3.5.4飛機的航向穩(wěn)定性方向阻尼力矩的產(chǎn)生方向阻尼力矩主要由垂尾產(chǎn)生。飛機轉

飛機的橫側穩(wěn)定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至橫側平衡遭到破壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復原平衡狀態(tài)的特性。3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性什么是橫側穩(wěn)定性飛機的橫側穩(wěn)定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至主要橫側穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生側力橫側穩(wěn)定力矩主要由側滑中機翼的上反角和后掠角產(chǎn)生。3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性主要橫側穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生側力橫側穩(wěn)定力矩主要由側滑中機翼的上反

上反角情況下，側滑前翼的迎角更大，升力大于側滑后翼的升力，從而產(chǎn)生繞縱軸的橫側穩(wěn)定力矩。上反角產(chǎn)生的橫側穩(wěn)定力矩3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性上反角情況下，側滑前翼的迎角更大，升力大于側滑后翼機身四分之一翼弦連線橫軸后掠角上反角和后掠角的設計等也能夠使機翼產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。上反角3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性機身四分之一翼弦連線橫軸后掠角上反角和后掠角的設計等也能夠使121上反角在側滑中的作用

上反角的存在，使側滑前翼的迎角更大，因此阻力也更大。上反角在側滑中的作用上反角的存在，使側滑前翼的迎角更大，122上反角使側滑前翼迎角大，阻力大，從而產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。上反角在側滑中所產(chǎn)生的方向穩(wěn)定力矩上反角使側滑前翼迎角大，阻力大，從而產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。上反角123

側滑前翼的升力大于側滑后翼的升力，是機翼能夠具有橫側穩(wěn)定性必要條件。后掠角產(chǎn)生的橫側穩(wěn)定力矩

后掠角情況下，側滑前翼的有效分速大，因而升力大于側滑后翼的升力，從而產(chǎn)生橫側穩(wěn)定力矩。3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性側滑前翼的升力大于側滑后翼的升力，是機翼能夠具有橫側橫側阻尼力矩的產(chǎn)生飛機的橫側阻尼力矩主要由機翼產(chǎn)生。

飛機在受擾后的轉動過程中，由于機翼存在附加上、下氣流分量，使兩翼迎角不等，從而導致兩翼升力不等，這一阻尼力矩對飛機轉動起阻礙作用。滾轉方向阻尼力矩方向3.5.5飛機的橫側穩(wěn)定性橫側阻尼力矩的產(chǎn)生飛機的橫側阻尼力矩主要由機翼產(chǎn)生。

飛機的橫側穩(wěn)定性過強而方向穩(wěn)定性過弱，易產(chǎn)生明顯的飄擺現(xiàn)象，稱為荷蘭滾。

飛機的橫側穩(wěn)定性過弱而方向穩(wěn)定性過強，在受擾產(chǎn)生傾斜和側滑后，易產(chǎn)生緩慢的螺旋下降。3.5.6荷蘭滾與螺旋不穩(wěn)定飛機的方向穩(wěn)定性與橫側穩(wěn)定性是相互耦合的。飛機的橫側穩(wěn)定性過強而方向穩(wěn)定性過弱，易產(chǎn)生明顯的飄擺

飛機受擾左傾斜→左側滑，若橫側穩(wěn)定性強→飛機迅速改平坡度；方向穩(wěn)定性弱→飛機左偏的速度慢，未等左側滑消除，飛機又帶右坡度→右側滑。飛機的橫側穩(wěn)定性過強而方向穩(wěn)定性過弱，易產(chǎn)生飄擺。3.5.6荷蘭滾與尾旋不穩(wěn)定飄擺飛機受擾左傾斜→左側滑，若橫側穩(wěn)定性強→飛機迅飄擺

飄擺的危害性在于：飄擺震蕩周期只有幾秒，修正飄擺超出了人的反應能力，修正過程中極易造成推波助瀾，加大飄擺。正常情況下，飄擺半衰期很短，但當方向穩(wěn)定性和橫側穩(wěn)定性不協(xié)調(diào)時，易使飄擺半衰期延長甚至不穩(wěn)定，嚴重危及安全。大型運輸機在高空和低速飛行時由于穩(wěn)定性發(fā)生變化易發(fā)生飄擺。因此廣泛使用飄擺阻尼器。3.5.6荷蘭滾與尾旋不穩(wěn)定飄擺飄擺的危害性在于：飄擺震蕩周期只有幾秒，修正飄螺旋不穩(wěn)定

飛機受擾左傾斜→左側滑，若橫側穩(wěn)定性弱→飛機改平坡度慢；方向穩(wěn)定性強→飛機左偏的速度快→快速左偏導致右翼升力大→飛機飛機難于改平左坡度。最終導致飛機進入緩慢的盤旋下降過程，稱螺旋不穩(wěn)定。螺旋不穩(wěn)定的周期較大，對飛行安全不構成威脅，飛機設計中允許出現(xiàn)輕度的螺旋不穩(wěn)定。

飛機的橫側穩(wěn)定性過弱而方向穩(wěn)定性過強，易產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定。3.5.6荷蘭滾與尾旋不穩(wěn)定螺旋不穩(wěn)定飛機受擾左傾斜→左側滑，若橫側穩(wěn)定性弱→二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性

二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性

二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性2、橫向操縱性

橫向操縱性，是指在飛行過程中，操縱副翼，無人機繞縱軸滾轉或改變其滾轉角速度和傾斜角等飛行狀態(tài)的特性。

向左壓副翼桿，左翼向上偏轉，右副翼向下偏轉，這時左機翼升力減小，右機翼升力增大，則產(chǎn)生左滾的滾矩，使無人機向左傾斜。

二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性2、橫向操縱性二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性3、航向操縱性

航向操縱性，是指當操縱偏轉方向舵后，無人機繞豎軸轉動而改變其側滑角等飛行狀態(tài)的特性。

航向操縱主要通過方向舵實現(xiàn)，操縱方向桿向右，方向舵向右偏轉，在垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側向力Y，該力對重心形成使機頭向右偏的航向操縱力矩，使無人機產(chǎn)生向右偏航及側滑角β，由于側滑角的出現(xiàn)，在垂直尾翼、機翼、機身等部件上又會引起側向力，其合力對無人機重心形成使機頭向左偏轉的航向靜穩(wěn)定力矩。

二、固定翼無人機飛行原理7.操縱性3、航向操縱性俯仰操作性（縱向操作性）：操作升降舵，繞著橫軸運動，飛機發(fā)生俯仰運動。橫向操作性：操作副翼，繞著縱軸運動，飛機發(fā)生滾轉運動。方向操作性：操作方向舵，繞著立軸運動，飛機發(fā)生偏航運動。俯仰操作性（縱向操作性）：操作升降舵，繞著橫軸運動，飛機發(fā)生飛機穩(wěn)定性與操作性是相對立的。飛機穩(wěn)定性越好，操作性就越差。飛機操作性越好，穩(wěn)定性就越差。飛機穩(wěn)定性與操作性是相對立的。目錄第一節(jié)空氣動力學基礎第二節(jié)固定翼無人機飛行原理第三節(jié)無人直升機飛行原理第四節(jié)多旋翼無人機飛行原理目錄第一節(jié)空氣動力學基礎第二節(jié)固定翼無人機飛行二、固定翼無人機飛行原理1、翼型

1）定義及幾何參數(shù)

機翼橫截面的輪廓叫翼型或翼剖面，是指沿平行于無人機對稱平面的切平面切割機翼所得到的剖面。直升機的旋翼和螺旋槳葉片的截面也稱翼型。1-翼剖面；2-前緣；3-后緣；4-翼弦

翼型的特性對固定翼無人機性能有很大影響，選用最能滿足設計要求，其中也包括結構、強度方面要求的翼型是非常重要的。翼型二、固定翼無人機飛行原理1、翼型翼型二、固定翼無人機飛行原理1、翼型

2）常用翼型

中小型無人飛機，與一般飛機在氣動力上差別不大，翼型的選擇可以按常規(guī)飛機的設計程序進行。

高空長航時無人飛機以及微型無人飛機則有明顯的特殊性，由于高空空氣稀薄，高空長航時無人機在飛行時要用大升力系數(shù)。此外，它又要留空時間長，所以如果用噴氣式發(fā)動機的無人機機翼升阻比要大。

根據(jù)這個要求，應選擇大升阻比對應的升力系數(shù)大的翼型，部分高速無人機機翼和尾翼一般采用對稱翼型；而低速無人機機翼大多采用平凸或雙凸翼型。二、固定翼無人機飛行原理1、翼型中小型無人飛機，與一翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.雙凸—運五、運七、教八d.對稱—殲七、轟五e.雙弧—超音速飛機f.菱形—超音速飛機翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.雙凸—運五、運七、教八機翼的平面形狀機翼的平面形狀二、固定翼無人機飛行原理3）翼型參數(shù)

翼型各部分的名稱如圖。一般翼型的前端圓鈍，后端尖銳，下表面較平，呈魚側形。

（1）弦長，連接翼型前緣和后緣的直線段稱為翼弦（也稱為弦線），其長度稱為弦長。

（2）最大厚度位置，翼型最大厚度所在位置離到前緣的距離稱為最大厚度位置，通常以其與弦長的比值來表示。

（3）相對厚度，翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上，下表面之間的直線段長度，翼型最大厚度與弦長之比，稱為翼型的相對厚度，并常用百分數(shù)表示。

（4）相對彎度，是指翼型的最大彎度與弦長的比值，通常用百分數(shù)表示。翼型的最大彎度是指翼型中弧線與翼弦之間的最大垂直距離。翼型的相對彎度說明翼型上、下表面外凸程度的差別，相對彎度越大，翼型上、下表面彎曲程度相差也越大；若中線和翼弦重合，翼型將是對稱的。二、固定翼無人機飛行原理3）翼型參數(shù)翼型參數(shù)中弧線：翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線。翼弦：前緣與后緣的連線。1.弦長（幾何弦長）b前緣：中弧線的前端點。后緣：中弧線的后端點。翼型參數(shù)中弧線：翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線。翼弦：前翼型參數(shù)相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度?，F(xiàn)代飛機的翼型，相對彎度約為0～3％。最大弧高與弦長的比值，叫相對彎度。2、相對彎度翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度。翼型參數(shù)相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度。現(xiàn)代飛機的翼型，3、相對厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型厚度（）。翼型最大厚度與弦長的比值，叫翼型的相對厚度?，F(xiàn)代飛機的翼型，相對厚度大約為3％～16％。翼型參數(shù)3、相對厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距二、固定翼無人機飛行原理4）機翼平面參數(shù)

二、固定翼無人機飛行原理4）機翼平面參數(shù)

機翼的平面參數(shù)展長與平均弦長之比。展弦比(λ)初教六飛機λ＝６；教八飛機λ＝5.448，殲教五飛機λ=4.08。機翼的平面參數(shù)展長與平均弦長之比。展弦比(λ)初教六飛機λ展弦比短寬的機翼適合高速，長航時無人機多采用大展弦比；一般而言，垂尾的展弦比小于平尾展弦比，平尾展弦比小于機翼展弦比，是為了保證機翼失速時的尾翼的可操控性。展弦比短寬的機翼適合高速，長航時無人機多采用大展弦比；二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素1）升力的產(chǎn)生

翼弦與相對氣流速度之間的夾角叫迎角,用a表示。

現(xiàn)在將一個上邊凸起,下邊微凸的翼型放在流速氣流中，根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知：

在翼型的上表面，因流管變細，即流管截面積減小，氣流速度大，故壓強減小；

而翼型的下表面,因流管變化不大,故壓強基本不變。

翼型上、下表面生了壓強差，形成了總空氣動力R，R的方向向后向上,總空氣動力R與翼弦的交點叫做壓力中心。

總空氣動力分成兩個分力：一個與氣流速度垂直，起支托飛機重量的作用,就是升力Y;另一個與流速平行,起阻礙飛機前進的作用，就是阻力D。升力產(chǎn)生1-空氣動力作用點2-前緣3-后緣4-翼弦二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素升力升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

迎角翼弦升力

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。迎角翼弦升力升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托當氣流流到翼型的前緣時，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼面。由于翼型的作用，當氣流流過上翼面時流動通道變窄，氣流速度增大，壓強降低，并低于前方氣流的大氣壓；而氣流流過下翼面時，由于翼型前端上仰，氣流受到阻攔，且流動通道擴大，氣流速度減小，壓強增大，并高于前方氣流的大氣壓。因此，在上下翼面之間就形成了一個壓強差，從而產(chǎn)生了一個向上的升力L。機翼是帶有迎角的，高速向前運動時，機翼下表面的空氣聚集得更多，下表面的壓強就增大了，上表面流過的空氣就比較少，所以就形成了一個真空地帶（非全真空），壓強就比較小，這時候機翼的上下翼面就有一個壓力差，這個壓力差就是升力的來源。當氣流流到翼型的前緣時，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理可知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。升力來源前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表P1v1P2v2升力來源P1v1P2v2升力來源升力L壓力中心機翼升力的著力點，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力L壓力中心機翼升力的著力點，稱為壓力中心(Center升力公式：注意：升力的方向總是與相對氣流方向垂直。

升力公式：注意：升力的方向總是與相對氣流方向垂直?！w機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。

升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響?！w機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。升力系數(shù)綜合（a）翼型（1）相對氣流動壓（V）（2）機翼面積影響升力的因素:＞＞（3）升力系數(shù)（a）翼型（1）相對氣流動壓（V）（2）機翼面積影響升力的因（b）升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律——升力系數(shù)曲線1、規(guī)律＜：↑→↑＞：↑→↓=

：=（b）升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律——升力系數(shù)曲線1、規(guī)律＜二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素1）升力的產(chǎn)生

機翼的壓力分布

空氣壓力是指空氣的壓強，即物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。凡是比大氣壓力低的叫吸力(負壓力)，凡是比大氣壓力高的叫壓力(正壓力)，機翼表面各點的吸力和壓力都可用向量表示,向量的長短表示吸力或壓力的大小。

壓力最低(即吸力最大)的一點,叫最低壓力點(B點);

在前緣附近,流速為0,壓力最高的一點,叫駐點(A點),由圖中可以看出，機翼升力主要靠上表面的吸力，而不是靠下表面的壓力。二、固定翼無人機飛行原理1.升力2、升力的產(chǎn)生及影響因素二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

二、固定翼無人機飛行原理1.升力

阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力

對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性阻力對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力

由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。摩擦阻力由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大?？諝怵ば栽酱?，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機40%小型公務機50%水下物體70%船舶90%摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例壓差阻力

壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。壓差阻力壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的二、固定翼無人機飛行原理2.阻力物體的迎風面積越大，壓差阻力也就越大；機身橫截面的形狀應采取圓形或近似圓形，因為相同體積下圓形的面積數(shù)較小。在迎風面積相同的條件下，將物體做成前端圓鈍、后端尖細的流線型可以大大減小物體的壓差阻力，其壓差阻力最小二、固定翼無人機飛行原理2.阻力物體的迎風面積越大，壓差阻力影響壓差阻力的因素

總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關。迎風面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機總阻力構成中所占比例較小。影響壓差阻力的因素總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形干擾阻力

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。干擾阻力飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。

飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。誘導阻力

由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力。誘導阻力由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于阻力公式：—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。阻力公式：—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。影響阻力大小的因素動壓、機翼面積、迎角、飛機的形狀、展弦比影響阻力大小的因素動壓、機翼面積、迎角、飛機的形狀、展弦比CD0α(°)迎角對阻力系數(shù)的影響CD0α(°)迎角對阻力系數(shù)的影響二、固定翼無人機飛行原理2.阻力總阻力分析

摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力統(tǒng)稱為零升阻力或廢阻力。

總阻力=廢阻力+誘導阻力

某翼型的無人機總阻力隨速度變化曲線：

誘導阻力是隨著速度的增大而降低的，而廢阻力是隨著速度的增大而增大的，當誘導阻力和廢阻力相等時，總阻力最小。二、固定翼無人機飛行原理2.阻力總阻力分析總空氣動力

升力和阻力之和稱為總空氣動力?？偪諝鈩恿ι妥枇χ头Q為總空氣動力。升阻比TDWL升阻比—飛機空氣動力品質參數(shù)升阻比TDWL升阻比—飛機空氣動力品質參數(shù)有利迎角（αkmax）：升阻比最大時對應的迎角。有利迎角（αkmax）：失速與螺旋

失速與螺旋關系到飛行安全，飛行員應該清楚所飛飛機的失速性能，這樣才能防止飛機進入失速與螺旋狀態(tài)。如果飛機誤進入失速與螺旋，也才能正確及時地改出，以保證飛行安全。失速與螺旋失速與螺旋關系到飛行安全，飛行員應該清楚所飛定義失速的原因迎角過大，翼面上出現(xiàn)了嚴重的氣流分離失速迎角的確定飛行中，當迎角達到失速迎角，飛機出現(xiàn)非操縱的異常狀態(tài)變化。氣流會從機翼前緣開始分離，尾部會出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，這時，升力會突然下降，而阻力卻迅速增大。CL達到最大值的迎角，即臨界迎角飛機突然發(fā)生非操縱的俯仰轉動、偏轉或滾轉時的迎角飛機出現(xiàn)明顯抖振時的迎角失速：定義失速的原因迎角過大，翼面上出現(xiàn)了嚴重的氣流分離失速迎角失速中小迎角時,氣流分離不明顯。失速中小迎角時,氣流分離不明顯。

隨迎角增加，上翼面氣流分離現(xiàn)象逐漸發(fā)展。

迎角超過臨界迎角后，上翼面產(chǎn)生強烈的氣流分離。失速隨迎角增加，上翼面氣流分離現(xiàn)象逐漸發(fā)展。迎角超過臨界失速

失速產(chǎn)生的根本原因是飛機的迎角超過臨界迎角?！袷俚母驹蚴偈佼a(chǎn)生的根本原因是飛機的迎角超過臨失速●失速后飛機的表現(xiàn)

飛機失速后，除飛機會產(chǎn)生氣動抖動外，由于升力的大量喪失和阻力的急劇增大，飛行員還會感到飛行速度迅速降低、飛機下降、機頭下沉等現(xiàn)象。失速●失速后飛機的表現(xiàn)飛機失速后，除飛機會產(chǎn)生氣動失速失速警告自然失速警告人工失速警告失速失速警告自然失速警告失速自然失速(氣動)警告

機翼升力產(chǎn)生周期性變化以致飛機抖動，同時，駕駛桿和腳蹬也產(chǎn)生抖動。失速自然失速(氣動)警告機翼升力產(chǎn)生周期性變化以致飛失速人工失速警告

輕型通用航空飛機通過風標式失速傳感器來觸發(fā)失速警告喇叭、失速警告燈。失速人工失速警告輕型通用航空飛機通過風標式失速傳感失速●失速可能在任何速度發(fā)生失速●失速可能在任何速度發(fā)生失速飛機重量增加，失速速度增大。放下襟翼等增升裝置，飛機的最大升力系數(shù)增大，失速速度相應減小。不同飛行狀態(tài)下的失速速度是平飛失速速度的倍。飛機在水平轉彎或盤旋中，隨著坡度的增大，載荷因數(shù)增大，對應的失速速度也增大。不同坡度盤旋對應的載荷因素●失速速度的影響因素小結失速飛機重量增加，失速速度增大。不同坡度盤旋對應的載失速●失速的改出方法

飛機的失速是由于迎角超過臨界迎角。因此，不論在什么飛行狀態(tài)，只要判明飛機進入了失速，都要及時向前推桿減小迎角，當飛機迎角減小到小于臨界迎角后，柔和拉桿改出。在推桿減小迎角的同時，還應注意方向舵是水平狀態(tài)，以防止飛機產(chǎn)生傾斜而進行螺旋。失速●失速的改出方法飛機的失速是由于迎角超拉桿要柔和、適量（尤其是迎角較大時）防止飛機帶側滑預防失速拉桿要柔和、適量防止飛機帶側滑預防失速螺旋是飛機迎角超過失速迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)復雜的自動旋轉運動。首先是不使飛機失速，其次是即使在飛機失速，也不使飛機發(fā)生滾轉。關鍵——制止飛機的旋轉和減小迎角常用方法：向螺旋反方向蹬滿舵，并將駕駛桿稍稍推過中立位置。螺旋的預防螺旋的改出螺旋的定義螺旋是飛機迎角超過失速迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)復雜的自動旋轉運增升裝置及其作用增升裝置及其作用為什么要使用增升裝置

用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。

可采用以下增升原則：

增大升力系數(shù)：改變機翼剖面形狀、增大機翼彎度；

增大機翼面積；

改變氣流的流動狀態(tài)、控制機翼上的附面層、延緩氣流分離。為什么要使用增升裝置用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼主要增升裝置包括：固定翼無人機飛行原理課件地面效應地面效應3.2.11地面效應

地面效應，又稱翼地效應，地面對飛行器的空氣動力干擾。當飛行器接近地面飛行時，地面影響空氣繞飛行器的流動，使飛行器的空氣動力特性與遠離地面時的不同。

3.2.11地面效應地面效應，又稱翼地效應在同樣的速度和推力下，近地飛行產(chǎn)生地面效應時機體會有更大的升力。因此地面效應能有效地提升近地飛行時飛機效率。不過因為一般飛機只有在起飛或降落時會這么接近地面，只有在這些時候能從翼地效應取得好處。

不過，地面效應對于飛行員來說亦需要緊慎對應。在降落時，飛機會在最后幾尺因為獲得地面效應的升力而突然上升（此情況被稱為“balloon”)。如果不懂對應，飛機就會在減速時突然急速提升高度，此時由于飛機的速度已經(jīng)非常接近失速速度，極易真的演變成失速的狀態(tài)，此時，即使只是數(shù)十遲的距地高度，還是可能造成嚴重甚至致命的意外。一般而言，如果跑道夠長，飛行員就能夠采用慢慢減速來對應翼地效應產(chǎn)生時的“balloon”，另一個方法則是放棄直接降落，提升空速，繞圈回來再次降落。在同樣的速度和推力下，近地飛行產(chǎn)生地面效應時機體會有更大的升3.2.11地面效應--地面效應的作用-一個翼展的范圍內(nèi)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應1)升力系數(shù)增加2)誘導阻力減少3.2.11地面效應--地面效應的作用-一個翼展的范圍內(nèi)近3.2.11地面效應3.2.11地面效應3.3節(jié)飛機飛行中的受力3.3節(jié)飛機飛行中的受力飛機在空中穩(wěn)定直線飛行時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。升力拉力重力阻力飛機平飛的作用力飛機在空中穩(wěn)定直線飛行時,受到四個力的作用：升力拉力升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變平飛運動方程升力拉力重力阻力升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變平飛運動方程升飛機上升的作用力升力重力W上升角阻力推力

飛機在空中穩(wěn)定上升時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進行分解。飛機上升的作用力升力重力W上升角阻力推力飛機在空中穩(wěn)上升運動方程，將總空氣動力與升力進行分解。分析：同速度上升時，上升拉力大于平飛拉力；上升升力小于平飛升力。上升運動方程上升運動方程，將總空氣動力與升力進行分解。分析：同速度上升時飛機下降時的作用力LRDWW1W2Pθθ

飛機在空中穩(wěn)定下降時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進行分解。飛機下降時的作用力LRDWW1W2Pθθ飛機在空中穩(wěn)帶油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLPD閉油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLD下降運動方程帶油門下降時的作用力G1水平線Vθ下G2GLPD閉油門下降時飛機轉彎時的作用力飛機轉彎時的作用力LcosγLsinγGLγ轉彎運動方程LcosγLsinγGLγ轉彎運動方程水平轉彎是飛機在水平面內(nèi)的一種機動飛行（航向角改變）。小坡度轉彎：坡度小于20度中坡度轉彎：坡度在20~45度大坡度轉彎：坡度大于45度小于360度的叫水平轉彎。大于360度的叫盤旋。水平轉彎是飛機在水平面內(nèi)的一種機動飛行（航向角改變）。小坡度側滑：飛機對稱面與相對氣流方向不一致的飛行稱側滑。飛行中，由于轉彎過快或轉彎過慢，升力產(chǎn)生的分量與離心力不匹配，會造成側滑。

側滑角：相對氣流和飛機對稱面之間的夾角。機頭相對于相對氣流左偏，左側滑，也叫外側滑機頭相對相對氣流右偏，右側滑，也叫內(nèi)側滑β相對氣流方向飛機轉彎時的作用力側滑：側滑角：相對氣流和飛機對稱面β相對氣飛機轉彎時的作用力二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

大部分的輕微型民用固定翼無人機都是依靠螺旋槳產(chǎn)生拉力/推力（實質上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習慣上稱為拉力）。1、螺旋槳介紹

螺旋槳是指靠槳葉在空氣或水中旋轉，將發(fā)動機轉動功率轉化為推進力的裝置，可有兩個或較多的槳葉與轂相連，螺旋槳的拉力是電動固定翼無人機和油動固定翼無人機常用的前進動力。

槳葉的平面形狀很多，使用較多的有普通槳葉、矩形槳葉和馬刀形槳葉三種。

二、固定翼無人機飛行原理4.拉力大部分的輕微型民用固二、固定翼無人機飛行原理4.拉力

大部分的輕微型民用固定翼無人機都是依靠螺旋槳產(chǎn)生拉力/推力（實質上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習慣上稱為拉力）。1、螺旋槳介紹1）右旋螺旋槳和左旋螺旋槳

站在螺旋槳后面（從機尾看向機頭）來觀察螺旋槳旋轉。如果看到螺旋槳是順時針方向旋轉，這種螺旋槳稱為右旋螺旋槳，反之稱為左旋螺旋槳。2）螺旋槳直徑

螺旋槳直徑，是指螺旋槳兩個槳尖之間的距離。也可以認為是螺旋槳旋轉時最大旋轉面的直徑。3）槳葉角

螺旋