固定翼無人機(jī)組裝調(diào)試與飛行實訓(xùn) 課件 項目二 飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）

項目二飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)的相關(guān)概念；低速氣流的特性及相關(guān)定理；固定翼無人機(jī)升力產(chǎn)生原因與阻力類型；固定翼無人機(jī)的平衡與穩(wěn)定及飛行操縱原理。準(zhǔn)確描述機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)的相關(guān)定義，理解各參數(shù)（技術(shù)指標(biāo)）對飛行性能的影響；會利用連續(xù)性定理和伯努利定理解釋固定翼飛機(jī)升力產(chǎn)生的原因，理解飛機(jī)失速的相關(guān)概念；掌握固定翼飛機(jī)的阻力類型及形成原因，了解升阻比的相關(guān)概念；概括固定翼飛機(jī)平衡、穩(wěn)定、操縱的基本概念及三者之間的關(guān)聯(lián)與約束。主要教學(xué)內(nèi)容教學(xué)目標(biāo)1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數(shù)相對彎度安裝角定義：沿著與飛機(jī)對稱面平行的平面在機(jī)翼上切出的剖面稱為機(jī)翼的翼型，也稱翼剖面。前緣：翼型最前端的一點；后緣：翼型最后端的一點；翼弦：前緣和后緣間的連線；前緣半徑：前緣的曲率半徑，即與前緣內(nèi)切的內(nèi)切圓半徑。半徑越大，前緣外形就越圓滑，越不容易失速，但飛行阻力也越大，適宜低速飛行（適用于無人機(jī)）。按幾何形狀，翼型可分為兩類：①圓頭尖尾的，用于低速、亞音速和跨音速飛機(jī)的機(jī)翼，以及低超音速飛行的超音速飛機(jī)機(jī)翼；②尖頭尖尾的，用于超音速飛機(jī)機(jī)翼和導(dǎo)彈的彈翼。1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數(shù)相對彎度安裝角平凸型：在構(gòu)造和加工上比較方便，空氣動力特性也不錯，用于某些低速飛機(jī)。雙凸型：升力、阻力特性較好，構(gòu)造簡單，廣泛應(yīng)用于活塞式發(fā)動機(jī)的飛機(jī)上。對稱型：升力、阻力特性較好，構(gòu)造簡單，用于各種飛機(jī)的尾翼上。菱型：前端尖，高速阻力特性較好，多用于超音速飛機(jī)。層流翼型：一種為使翼表面保持大范圍的層流，以減小阻力而設(shè)計的翼型。其最大厚度位置更靠后緣，前緣半徑較小，上表面比較平坦，能使翼表面盡可能保持層流流動，從而可減少摩擦阻力。1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數(shù)相對彎度安裝角連接翼型前緣和后緣兩點的直線段的長度，通常用

b表示平均氣動弦長：與實際機(jī)翼面積相等，氣動力矩相同的當(dāng)量矩形機(jī)翼的弦長，它在數(shù)值上等于機(jī)翼面積除以機(jī)翼的翼展。cmax翼型最大厚度與弦長之比，稱為翼型的相對厚度，常用百分?jǐn)?shù)表示。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。（3～14%）xc翼型的最大厚度離開前緣的距離，通常也用弦長的百分?jǐn)?shù)表示。（30～50%）1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數(shù)相對彎度安裝角cmaxfmax翼型中線翼型中線是各翼型厚度中點的連線，它與翼弦之間的垂直距離，稱為翼型的彎度，最大彎度與弦長的比值稱為相對彎度。相對彎度為零，即為對稱翼型。（0～2%）翼型弦線與飛機(jī)軸線之間的夾角，一般為0～4°xc1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數(shù)相對彎度安裝角cmaxfmax翼型中線xc翼型編號之NACA翼型：美國國家航空咨詢委員會（太空總署NASA前身）開發(fā)的一系列翼型，格式：NACA+XYZZ。其中：X—相對彎度，Y—最大厚度位置，ZZ—相對厚度。舉例：NACA2412,即：2%，40%，12%。有了這個四位數(shù)就知道翼型的具體形狀了！還有五位數(shù)、六位數(shù)的表示方法，請同學(xué)們查閱資料自行理解！1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)機(jī)翼平面形狀機(jī)翼面積翼

展展弦比根梢比后掠角1-2機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼前視形狀低速飛機(jī)高速飛機(jī)從飛機(jī)頂上向下看機(jī)翼在平面上的投影形狀。1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)機(jī)翼平面形狀機(jī)翼面積翼

展展弦比根梢比后掠角1-2機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼前視形狀機(jī)翼平面形狀所圍的面積，稱為機(jī)翼面積，用S表示。機(jī)翼兩翼尖之間的距離，稱為翼展，通常用

l

表示。l機(jī)翼翼展與機(jī)翼平均幾何弦長b平均之比，稱為機(jī)翼的展弦比λ。b平均＝S/l

b1b0機(jī)翼的翼根弦長(b0)與翼尖弦長(b1)之比，稱為機(jī)翼的根梢比(梯形比)，用符號η表示。1機(jī)翼的翼型與幾何參數(shù)機(jī)翼平面形狀機(jī)翼面積翼

展展弦比根梢比后掠角1-2機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼前視形狀機(jī)翼各翼型離開前緣1/4弦長點的連線與垂直于飛機(jī)對稱平面的直線之間的夾角，稱為機(jī)翼的后掠角，并用符號χ表示?，F(xiàn)代高速飛機(jī)的后掠角χ＝35°～60°。機(jī)翼的前視形狀可用機(jī)翼的上反角來說明。垂直與飛機(jī)對稱平面的直線與機(jī)翼下表面（有的定義為與機(jī)翼翼弦平面）之間的夾角，稱為機(jī)翼的上反角ψ。通常規(guī)定上反為正，下反為負(fù)。流

體定常流動與非定常流動流

場流

線流

譜流管與流束2低速氣流的特性2-1基本概念氣體和液體統(tǒng)稱為流體，共同點是不能保持一定形狀，且具有流動性，不同點在于氣體可壓縮。表征流體特性的物理量如速度、溫度、壓力、密度等稱為流體的運動參數(shù)。根據(jù)運動參數(shù)隨時間的變化，我們可以將流動分為定常流動和非定常流動。定常流動：運動參數(shù)只隨位置，不隨時間變化；非定常流動：運動參數(shù)不僅隨位置而且隨時間變化。流體所占據(jù)的空間稱為流場，流場是分布流體運動參數(shù)的場（電場、磁場）。流線是流場中某一瞬間的一條空間曲線（假想曲線），線上每點流體微團(tuán)的速度與曲線在該點的切線重合。低速定常流動時，流線實際上就是流體微團(tuán)流動的路線。流線與電力線、磁類似。日常生活中煙囪出來的煙就顯示了流線的形狀。流

體定常流動與非定常流動流

場流

線流

譜流管與流束2低速氣流的特性2-1基本概念所有流線的集合就是流線譜，簡稱流譜，流譜反映了流體流過物體時的流動情況，流譜密說明流速快。流譜的形狀主要由物體的外形、物體與氣流的相對位置決定。由許多流線所圍成的管狀曲面稱為流管。由于流管表面是由流線所圍成，所以在低速定常流動時，流體不能穿出或穿入流管表面，流管就像真實的管子一樣。充滿在流管中的流體，稱為流束。2低速氣流的特性2-2連續(xù)性定理低速定常流動的流體流過一流管時，流體將連續(xù)不斷并穩(wěn)定地在流管中流動，在同一時間內(nèi)流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。（質(zhì)量守恒定律）——連續(xù)性方程【推論】流體低速定常流動時，截面積小的地方流速快，而截面積大的地方流速慢。（舉例：河道寬窄影響水流快慢、穿堂風(fēng)等）2低速氣流的特性2-3伯努利定理低速定常流動時，流場中的任一點，氣體的靜壓與動壓之和為一常量，且等于其總壓。（能量守恒定律）靜壓是氣流流動時作用于管壁的壓強(qiáng)。動壓為氣體流動時由流速產(chǎn)生的附加壓強(qiáng)，或者說是單位體積流體所攜帶的動能，它并不作用于管壁上?？倝菏撬俣鹊扔诹銜r的靜壓?！就普摗苛黧w低速定常流動時，流速小的地方壓強(qiáng)大，流速大的地方壓強(qiáng)小?！具B續(xù)性定理+伯努利定理】：S↑，V↓，P↑；S↓，V↑，P↓——伯努利方程3-1迎角的概念3飛機(jī)的升力和阻力相對氣流方向與翼弦之間的夾角，稱為迎角，也稱攻角。根據(jù)氣流指向不同，迎角可分為正迎角、負(fù)迎角和零迎角。氣流指向下翼面時，迎角為正；氣流指向上翼面時，迎角為負(fù)；氣流方向與翼弦重合時，迎角為零。3-2機(jī)翼升力的產(chǎn)生3飛機(jī)的升力和阻力以具有向上迎角的平凸翼型為例：空氣自機(jī)翼前緣分開后，在機(jī)翼上表面，流束變窄，流管截面積減小，流速增大，壓強(qiáng)減?。欢乱砻媪魉僮兓淮笫箟簭?qiáng)基本不變。這樣，機(jī)翼的上下表面就產(chǎn)生壓力差，形成一種托舉力（即為升力?）實際上，機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差形成是總空氣動力R，其方向與翼弦垂直。R的垂直分量才稱之為升力Y（托舉力），升力的作用點稱為焦點。而水平分量X則為飛機(jī)阻力的一種形式（壓差阻力）。視頻驗證3-3升力公式3飛機(jī)的升力和阻力升力與翼型的關(guān)系：對稱翼型：阻力系數(shù)比較小，但升阻比也小。雙凸翼型：上弧線和下弧線都向外凸，但上弧線彎度比下弧線大，其升阻比比對稱翼型的大。平凸翼型：下弧線是一條直線。其最大升阻比要比雙凸翼型大。失速迎角小，很多具體指標(biāo)上都要大大劣于雙凸翼型，但易于加工。凹凸翼型：下弧線向內(nèi)凹入。能產(chǎn)生較大升力，升阻比也比較大。失速迎角小、高速時阻力大，加工困難。S形翼型：中弧線象橫放的S形。其力矩特性是穩(wěn)定的，可用在沒有水平尾翼的模型飛機(jī)上。說明：飛機(jī)上不但機(jī)翼會產(chǎn)生升力，還有平尾和機(jī)身都可以產(chǎn)生升力，其它暴露在氣流中的某些部分都可以產(chǎn)生少許的升力。不過除了機(jī)翼以外，其它部分產(chǎn)生的升力都是很小的，所以通常用機(jī)翼的升力來代替整個飛機(jī)的升力。根據(jù)風(fēng)洞實驗和理論證明，機(jī)翼的升力公式為：——空氣密度——機(jī)翼面積——相對速度——升力系統(tǒng)（翼型、迎角等）3-3升力公式3飛機(jī)的升力和阻力升力與迎角的關(guān)系：在一定范圍內(nèi)，迎角增加，升力增加；當(dāng)迎角增加到一定程度時，升力不但不增加反而急劇下降，這種現(xiàn)象稱之為失速。對應(yīng)的迎角稱之為臨界迎角或失速迎角。由于迎角與飛行姿態(tài)有關(guān)，所以對飛機(jī)飛行姿態(tài)的保持極為重要！不管是低速飛行、高速飛行，還是轉(zhuǎn)彎飛行，都有可能出現(xiàn)失速。失速根本原因就是迎角超過臨界迎角！3-3升力公式3飛機(jī)的升力和阻力需要說明的是：失速本質(zhì)上并非指飛機(jī)失去速度或速度不足，所以，導(dǎo)致失速的真正原因并不是升力的不足，而是迎角增加并超過失速迎角后造成氣流分離、操縱失效，導(dǎo)致飛機(jī)失去穩(wěn)定。飛機(jī)失速下墜后，軌跡呈螺旋狀，大型飛機(jī)很難脫離這種狀態(tài)，極易墜毀。容易出現(xiàn)失速的情況包括：低速機(jī)動、危險天氣、弱動力飛行、非常規(guī)構(gòu)型、人機(jī)耦合震蕩等。出現(xiàn)失速現(xiàn)象后，飛行員應(yīng)立即推桿減小迎角，恢復(fù)升力。待飛機(jī)獲得速度后，再次轉(zhuǎn)入正常飛行。展弦比與失速：在飛行器設(shè)計時，一般會讓提供力矩的水平尾翼的展弦比較小，使其在失速時擁有較好的失速特性：如較大的攻角仍然能保持不失速，升力系數(shù)下降率較為平緩等；當(dāng)主冀失速時還能有姿態(tài)控制的能力進(jìn)而脫離失速。一般垂直尾翼展弦比小于水平尾翼展弦比，水平尾翼展弦比小于主翼展弦比。展弦比設(shè)計關(guān)系到飛行器性能。短面寬的機(jī)翼（低展弦比）型阻較小，適合高速無人機(jī)。而長航時無人機(jī)則多采用高展弦比，以降低誘導(dǎo)阻力，增加滑翔性能。3-3升力公式3飛機(jī)的升力和阻力地面效應(yīng)與失速：地面效應(yīng)（GroundEflect）也稱為翼地效應(yīng)或翼面效應(yīng)，是一種使飛行器誘導(dǎo)阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學(xué)效應(yīng)。固定翼飛行器當(dāng)離地距離低于翼展特別是小于半翼展時，升力將大增，地效明顯。由于地面效應(yīng)的存在，飛機(jī)在起降階段的失速概率將大大增加。這是因為，當(dāng)飛行器貼近地面或水面、在低于翼展的高度以下飛行時，由于地面效應(yīng)，機(jī)翼下面的氣流會被逐漸充塞（壓縮），作用在整個機(jī)翼下面的壓力明顯增大，使升力陡然增大，如操作不當(dāng)，極易導(dǎo)致失速迎角出現(xiàn)。3-3升力公式3飛機(jī)的升力和阻力與升力有關(guān)的二個概念：①駐點：空氣與機(jī)翼前緣相遇的點，也是空氣相對于機(jī)翼的速度減小到零的點。如果對稱機(jī)翼相對來流旋轉(zhuǎn)了一個迎角，駐點就會稍稍向前緣的下表面移動。②增升裝置：有人機(jī)或大型無人機(jī)上使用，目的是為了在起飛或降落時增加機(jī)翼的升力，從而降低飛機(jī)的離地和接地速度，縮短起飛和降落滑跑的距離。目前經(jīng)常使用的增升裝置包括：后緣襟翼（簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼）；前緣襟翼和克魯格襟翼；前緣縫翼。從空氣動力學(xué)角度，它們的增升原理表現(xiàn)在：增大翼型彎度，以增加升力線斜率；增大機(jī)翼面積；延緩機(jī)翼上的附面層的氣流分離，增大失速迎角。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力當(dāng)氣流流過飛機(jī)表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此產(chǎn)生的阻力就叫做摩擦阻力。摩擦阻力是在附面層（又稱邊界層）中產(chǎn)生的。所以其大小取決于空氣的黏性、飛機(jī)的表面狀況（光滑程度）、同氣流接觸的飛機(jī)表面積（浸潤面積）小大、附面層中氣流的流動情況。所謂附面層就是緊貼飛機(jī)表面、流速由外部氣流的自由流速逐漸降低到零的那層薄薄的空氣層。按空氣的流動階段可分為層流附面層、紊流附面層和尾跡三部分。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力運動著的物體前后會形成壓強(qiáng)差，壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的阻力被稱為壓差阻力。飛機(jī)的壓差阻力是由于氣流的分離而產(chǎn)生的。壓差阻力同物體的形狀，物體在氣流中的姿態(tài)以及物體的最大迎風(fēng)面積等有關(guān)，其中最主要的是同物體的形狀有關(guān)。因此，減小壓差阻力的主要措施：①盡量減小迎風(fēng)面積；②加整流罩，采用流線體。物體上的摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做迎面阻力，對機(jī)翼則稱為翼型阻力。一個物體，究竟哪一種阻力占主要部分，取決于物體的形狀和位置。流線體，迎面阻力中主要是摩擦阻力。遠(yuǎn)離流線體的式樣，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力飛機(jī)各部件之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力稱為干擾阻力。氣流流過翼-身連接處時，由于部件形狀的關(guān)系，形成了一個氣流的通道。A、B處壓強(qiáng)大，C處壓強(qiáng)小，這樣會在C處形成氣流阻塞，產(chǎn)生消耗動能的漩渦，能量消耗，額外阻力產(chǎn)生?？梢姼蓴_阻力和飛機(jī)不同部件之間的相對位置有關(guān)。因此，要減少干擾阻力，就必須妥善考慮和安排各個部件的相對位置，在這些部件之間加裝整流片，使得連接處平滑過渡。實踐證明，飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和并不等于、而且往往小于它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力，這就是整流的作用。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼所獨有的一種阻力，它是伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。因為要產(chǎn)生升力，所以上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高，氣流由下翼面的高壓區(qū)繞過翼尖流到上翼面的低壓區(qū)形成漩渦，出現(xiàn)氣流下洗現(xiàn)象，誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力下洗角和下洗速的理解：升力是氣流作用到機(jī)翼上的力。根據(jù)作用和反作用定律，必然有一個反作用力即負(fù)升力（－Y），由機(jī)翼作用到氣流上，它的方同向下，所以使氣流向下轉(zhuǎn)折一個角度ε，這一角度叫下洗角。隨著下洗角的出現(xiàn)，同時出現(xiàn)了氣流向下的速度。這一速度叫做下洗速（ω）。下洗速ω與氣流原來相對速度v組成了合速度u。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力因為

u的出現(xiàn)，升力也應(yīng)當(dāng)偏轉(zhuǎn)一個角度ε，與u垂直成為Yi。而這時飛機(jī)仍沿原來V的方向前進(jìn)，Yi既然不同原來的速度v垂直，必然在其上有一投影分力Xi，它的方向與飛機(jī)飛行方向相反，所起的作用是阻攔飛機(jī)的前進(jìn)，實際上是一種阻力。這種阻力是由升力的誘導(dǎo)而產(chǎn)生的，因此叫做誘導(dǎo)阻力。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉(zhuǎn)而引起的附加阻力。3飛機(jī)的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產(chǎn)生阻力的原因來分，低速飛機(jī)上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，前三者合稱廢阻力，誘導(dǎo)阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機(jī)還會產(chǎn)生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力組成低速飛機(jī)在每個速度下的總阻力。在渦阻力（InducedDrag）等于廢阻力（ParasiteDrag）的地方，阻力達(dá)到最小值。由于在給定飛行器質(zhì)量的水平飛行中，升力是個常數(shù)，在曲線上最小阻力點處就是飛行器的最大升阻比出現(xiàn)的位置?？傋枇剑街懈鲄?shù)含義同升力公式3飛機(jī)的升力和阻力3-5關(guān)于升阻比升阻比：飛行器在同一迎角時的升力和阻力之比，也被認(rèn)為是升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比值。升阻比與飛機(jī)迎角、飛行速度等參數(shù)有關(guān)，這個值越大表示飛行器的空氣動力性能越好。因為：升力是用來克服重力的，因此升力越大，能提起離開地面的質(zhì)量越大。為了保持速度不變，阻力必須由發(fā)動機(jī)提供的推力來平衡。因此阻力越小，發(fā)動機(jī)所需要的功率也就越小。所以，升阻比最大時，飛機(jī)的氣動效率將是最高的。此時的飛行迎角稱為有利迎角。從零升迎角到有利迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，升阻比增大；從有利迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，升阻比較小。超過臨界迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減?。ㄊ伲?。3飛機(jī)的升力和阻力3-5關(guān)于升阻比對一般的飛機(jī)而言，低速和亞音速飛機(jī)的升阻比可達(dá)17～18，跨音速飛機(jī)可達(dá)10～12，馬赫數(shù)為2的超聲速飛機(jī)約為4～8?？梢姡俣仍酱?，升阻比越小。當(dāng)飛機(jī)以一定的構(gòu)型和速度（或馬赫數(shù)）在一定的高度上飛行時，把不同迎角α所對應(yīng)的的升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD繪制在同一坐標(biāo)系上，所得到的的曲線稱為飛機(jī)的極曲線。過原點作極曲線的切線，就得飛機(jī)（或機(jī)翼）的最大升阻比，顯然這是飛機(jī)最有利的飛行狀態(tài)。4-1飛機(jī)的空間運動

4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱飛機(jī)在空中的運動，無論多么錯綜復(fù)雜，總可以分解為：飛機(jī)各部分隨飛機(jī)重心一起的移動（軌跡運動）和飛機(jī)各部分繞飛機(jī)重心一起的轉(zhuǎn)動（姿態(tài)運動）。所謂重心就是飛機(jī)重力的著力點，而重力則是飛機(jī)各部件、燃料、乘員、貨物等所有重力的合力。4-1飛機(jī)的空間運動

4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱軌跡運動：飛機(jī)各部件隨飛機(jī)重心一起的移動。軌跡運動用大地坐標(biāo)系來描述，此時，飛機(jī)相對大地坐標(biāo)系的關(guān)系可用H、L、Z

或ρ、α、H（極坐標(biāo)）三個參數(shù)來表示。軌跡運動的最終結(jié)果是一條航線所形成的軌跡，而航線則是根據(jù)飛機(jī)（無人機(jī)）的作業(yè)任務(wù)在事先規(guī)劃好了的，表現(xiàn)在導(dǎo)航地圖上就是從此處到彼處的一個點的軌跡，所以，軌跡運動與無人機(jī)的導(dǎo)航系統(tǒng)有關(guān)。

姿態(tài)運動：飛機(jī)各部件繞飛機(jī)重心的轉(zhuǎn)動。姿態(tài)運動是用機(jī)體坐標(biāo)系來描述的，坐標(biāo)系的原點是飛機(jī)的重心，三個坐標(biāo)軸分別是飛機(jī)的縱軸（X軸）、橫軸（Z軸）、立軸（Y軸），所以姿態(tài)運動也可以說成是三軸運動，或者看成是繞三個軸運動的合成。4-1飛機(jī)的空間運動

4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱俯仰運動：繞橫軸的運動，也稱為縱向運動，運動的程度用俯仰角θ來描述，通過操縱水平尾翼的升降舵來實現(xiàn)。俯仰角：機(jī)體坐標(biāo)系

X軸與水平面的夾角。飛機(jī)抬頭為正，低頭為負(fù)。偏航運動：繞立軸的運動，也稱為航向運動，運動的程度用偏航角ψ來描述，通過操縱方向舵來實現(xiàn)。偏航角：機(jī)體軸OX在地面上的投影與地軸間的夾角，以機(jī)頭右偏航為正，反之為負(fù)。滾轉(zhuǎn)運動：繞縱軸的運動，也稱傾斜運動，運動的程度用滾轉(zhuǎn)角Φ來描述，通過操縱副翼來實現(xiàn)。傾斜角：指機(jī)體軸OZ軸與包含機(jī)體軸OX的鉛垂面間的夾角，飛機(jī)向右傾斜時為正，反之為負(fù)。4-1飛機(jī)的空間運動

4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱可見，飛機(jī)的空間運動實際是姿態(tài)運動和軌跡運動的合成，而且是由姿態(tài)運動來改變軌跡運動以滿足航線飛行的要求。因此，飛機(jī)的空間運動主要由H、L、Z、θ、ψ

和Φ

六個參數(shù)來描述，這也就是我們通常所說的飛機(jī)空間運動的六個自由度的概念。飛機(jī)（有人機(jī)或無人機(jī)）駕駛員只有隨時知道這六個參數(shù)，才能穩(wěn)定正確地操縱飛機(jī)。而飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定與操縱主要是飛機(jī)的姿態(tài)運動，所以只涉及俯仰、方向和橫側(cè)三種運動。飛機(jī)的姿態(tài)運動正是通過駕駛員操縱升降舵、方向舵和副翼來改變這三個角度得以實現(xiàn)。對無人機(jī)而言，姿態(tài)運動則通過機(jī)載飛控機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)（舵機(jī)）來實現(xiàn)！這是無人機(jī)飛控系統(tǒng)的主要功能。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定速度與加速度：速度表示物體運動的快慢，而加速度則表示速度的變化快慢！確切地說，加速度是速度變化量與發(fā)生這一變化所用時間的比值Δv/Δt，加速度通常用

a表示，單位是m/s2。加速度是矢量，方向與物體所受合外力的方向相同。牛Ⅰ定律：物體在不受外力作用時，總保持靜止或勻速直線運動狀態(tài)。此時，加速度為零。牛Ⅱ定律：物體的加速度與其所受的合外力成正比，與物體的質(zhì)量成反比，加速度的方向與合外力的方向相同。即：F=Ma?？梢姡瑳Q定加速度的因素是物體所受合力和物體的質(zhì)量！牛Ⅲ定律：作用在兩個物體上的一對作用力方向相反、大小相等，且作用在同一直線上，也稱作用力和反作用力定律?？偨Y(jié)：物體受力→產(chǎn)生加速度→引起速度變化→改變運動狀態(tài)。所以力是改變物體運動狀態(tài)的唯一因素！正因為如此，判斷飛機(jī)的姿態(tài)運動時，必須要考慮飛機(jī)的受力情況。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定平衡實際上是物體的一種狀態(tài)，物體相對與地面保持靜止、勻速直線運動或勻速轉(zhuǎn)動的狀態(tài)叫物體的平衡狀態(tài)，簡稱物體的平衡。保持平衡的條件：①共點力平衡：作用在物體上的合外力為零，此時加速度也為零；②轉(zhuǎn)動平衡：作用在物體上所有外力的合力矩為零，此時角加速度也為零。所以物體的平衡狀態(tài)通常是從“作用力的平衡”和“力矩的平衡”兩個方面來加以考慮。我們在物理學(xué)中描述物體的運動方程時，通常就是在物體平衡時，從這兩個方面來列方程解題的。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定穩(wěn)定是由平衡的概念引申而來，讓我們先從小球的穩(wěn)定說起（剛開始都是平衡的）……當(dāng)圓球受到輕微的外力擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，在擾動取消后，圓球能夠自動恢復(fù)到原平衡位置，這種情況叫穩(wěn)定。在擾動取消后，圓球?qū)⒀鼗⌒纹碌罎L下，離原平衡位置越來越遠(yuǎn)，不能恢復(fù)到原狀態(tài)，這就叫不穩(wěn)定。在擾動取消后，就停在擾動消失位置，既不繼續(xù)偏離原平衡位置，也不會自動地恢復(fù)到原位置，這種情況稱為隨遇穩(wěn)定或中立穩(wěn)定。由平衡進(jìn)入穩(wěn)定是有條件的！懸擺之所以具有穩(wěn)定性，其原因有二：一是擺錘重力W的分力W2對擺軸構(gòu)成一個力矩，使擺錘具有自動恢復(fù)原平衡位置的趨勢，此為穩(wěn)定力矩；二是上作用于擺錘的空氣阻力對擺軸也構(gòu)成一個力矩，阻止擺錘擺動，此為阻尼力矩。阻尼力矩方向與擺錘擺動方向始終相反，所以擺錘擺幅越來越小，最后完全消失，回到原來的位置上。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定飛機(jī)在空中作勻速直線飛行時，升力Y等于重力G，拉力P等于阻力Q，各個力互相抵消。同時力矩A等于力矩B，各個力矩也互相抵消，那么這架飛機(jī)也就處于平衡狀態(tài)?？梢?，平衡不僅僅只是靜止（靜平衡）狀態(tài)，也可以是運動（動平衡）狀態(tài)。所以，當(dāng)外力和外力矩均為零時，飛機(jī)肯定處于平衡狀態(tài)。由于平衡是姿態(tài)運動的一種狀態(tài)，所以飛機(jī)的平衡包括：相對橫軸(OZ軸)的俯仰平衡、相對立軸(OY軸)的方向平衡、相對縱軸(OX軸)的橫側(cè)平衡。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定飛機(jī)的俯仰平衡是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零，各外力合力為零，而迎角不變。此時，飛機(jī)處于勻速爬升狀態(tài)。俯仰力矩主要有:①機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩②水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩③拉力（或推力）產(chǎn)生的俯仰力矩當(dāng)這些力矩的合力矩為零時，飛機(jī)就保持目前的爬升狀態(tài)，我們說飛機(jī)是俯仰平衡的。方向平衡和橫側(cè)平衡可由學(xué)生課堂討論并給出正確描述！4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定飛機(jī)在空中作勻速直線飛行時，飛機(jī)是平衡的。倘若飛機(jī)受到一個小的外力干擾（例如突然吹來一陣風(fēng)），破壞了它的平衡。在外力取消后，駕駛員不加操縱，飛機(jī)靠自身某個構(gòu)件產(chǎn)生的力矩，就能恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)，這架飛機(jī)就是穩(wěn)定的；否則就是不穩(wěn)定的。如果始終保持一定的偏離，或者轉(zhuǎn)入另一種平衡狀態(tài)，那么，這架飛機(jī)就是中立穩(wěn)定。說明1：和單擺一樣，飛機(jī)的穩(wěn)定也需要穩(wěn)定力矩和阻尼力矩，且自行出現(xiàn)而非人為施加（舵面鎖死），所以，飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)本身應(yīng)具有的一種特性，或者說在飛機(jī)設(shè)計時就已經(jīng)考慮到了。說明2：穩(wěn)定同樣是飛機(jī)姿態(tài)運動的一種表現(xiàn)，所以有俯仰穩(wěn)定、方向穩(wěn)定、橫側(cè)穩(wěn)定三種描述。固定翼！固定翼！固定翼！4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定俯仰穩(wěn)定（縱向穩(wěn)定）：繞橫軸的穩(wěn)定情況。外力干擾，迎角變大或變小，飛機(jī)抬頭或低頭。能靠飛機(jī)本身的機(jī)構(gòu)（副翼）產(chǎn)生一個力矩，使它恢復(fù)到原來平衡飛行狀態(tài)，我們就說這架飛機(jī)是縱向穩(wěn)定的，否則就是縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復(fù)，也不遠(yuǎn)離，總是上下?lián)u擺，就叫做縱向中立穩(wěn)定。俯仰穩(wěn)定中的俯仰力矩來自于飛機(jī)的水平尾翼。倘若一陣風(fēng)從下吹向機(jī)頭，迎角增大，飛機(jī)抬頭。由于慣性的作用，飛機(jī)仍要沿原來的方向向前沖一段距離。這時水平尾翼的迎角也跟著增大。在相對氣流的作用下，產(chǎn)生了一個向上的附加力

f，這個力相對于飛機(jī)重心O，產(chǎn)生了一個低頭力矩M1，使飛機(jī)低頭。經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，飛機(jī)就可恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定注意：無論是抬頭還是低頭力矩，都是對飛機(jī)重心而言的，所以影響俯仰穩(wěn)定的重要因素有：迎角、飛機(jī)的水平尾翼、飛機(jī)的重心位置。而迎角在俯仰穩(wěn)定中又是通過焦點的概念來予以描述。所謂焦點，就是飛機(jī)迎角改變時附加升力的著力點，可直接看成是升力的著力點。只有其位置在飛機(jī)的重心之后飛機(jī)才具有俯仰穩(wěn)定性，焦點距離重心越遠(yuǎn)，俯仰穩(wěn)定性越強(qiáng)。重心和焦點之間的距離被定義為飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度（又稱靜穩(wěn)定度）。裕度越大，穩(wěn)定性就越強(qiáng)，但操縱性可能會減弱！這就提示我們：搭載任務(wù)載荷時，無人機(jī)可以通過在限制范圍內(nèi)增加或減少頭部或尾部的配重調(diào)整飛行平臺固有的穩(wěn)定性。配重的任何變化都將需要新的升降舵配平以維持水平飛行。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定方向穩(wěn)定和橫側(cè)穩(wěn)定可參照俯仰穩(wěn)定自行理解，但需強(qiáng)調(diào)：①方向穩(wěn)定力矩由側(cè)滑中垂尾產(chǎn)生，橫側(cè)穩(wěn)定力矩主要由側(cè)滑中機(jī)翼的上反角和后掠角產(chǎn)生。②飛機(jī)的側(cè)滑飛行是一種既向前又向側(cè)方的運動，側(cè)滑時，相對氣流從飛機(jī)側(cè)方吹來，相對氣流方向和飛機(jī)對稱面之間就有一個側(cè)滑角β。相對氣流從左前方吹來叫左側(cè)滑，相對氣流從右前方吹來叫右側(cè)滑。③飛機(jī)的方向穩(wěn)定性與橫側(cè)穩(wěn)定性是相互耦合的。飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性過強(qiáng)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(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性過弱而方向穩(wěn)定性過強(qiáng)，在受擾產(chǎn)生傾斜和側(cè)滑后，易產(chǎn)生緩慢的螺旋下降。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定三種飛行平臺的穩(wěn)定性比較首先，固定翼是自穩(wěn)定系統(tǒng)，即在發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作之后，不需要怎么控制，就能自己抵抗氣流的干擾保持穩(wěn)定。此外對于飛行器姿態(tài)控制來說，固定翼是完整驅(qū)動系統(tǒng)，意思是它在任何情況下可以通過操縱舵面調(diào)整到任何姿態(tài)，并且保持住這個姿態(tài)(失速除外！)。所以說，固定翼無人機(jī)的自穩(wěn)定性和完整驅(qū)動性是其自身固有的特性，在飛行器的設(shè)計和制造等環(huán)節(jié)就已經(jīng)考慮到了！4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定三種飛行平臺的穩(wěn)定性比較其次，直升機(jī)是不穩(wěn)定系統(tǒng)，如果不施加控制，一陣風(fēng)就吹翻了。但直升機(jī)卻是完整驅(qū)動系統(tǒng)，可以自由調(diào)整姿態(tài)。這是因為直升機(jī)槳面不但可以產(chǎn)生相對機(jī)身向上的推力，也可以產(chǎn)生相對機(jī)身向下的推力。而且直升機(jī)沒有失速問題，什么時候都能調(diào)整姿態(tài)。所以直升機(jī)雖然不穩(wěn)定、很難控制好，但是姿態(tài)翻了的時候完全可以控制回到正常的姿態(tài)。直升機(jī)的完整驅(qū)動性來源于其操縱系統(tǒng)中的自動傾斜器，它是操縱系統(tǒng)中最復(fù)雜的部件，作用改變旋翼槳葉總距和周期變距來實現(xiàn)對直升機(jī)的操縱。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-2飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定三種飛行平臺的穩(wěn)定性比較最后，多旋翼是不穩(wěn)定系統(tǒng)，也不是完整驅(qū)動系統(tǒng)（或者叫欠驅(qū)動系統(tǒng)）。它的槳只能產(chǎn)生相對機(jī)身向上的升力。所以它不穩(wěn)定、很難控制好，飛行器翻過來之后基本沒辦法控制回來，“炸”機(jī)也就在所難免了。解決多旋翼操縱難題的最好方法，是利用自動控制器（飛控）來控制飛行器的姿態(tài)，而控制姿態(tài)的前提則是需要通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)來獲取姿態(tài)及位置信息?？上У氖牵?0世紀(jì)90年代之前，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)因體積重量過大而無法在多旋翼中使用。之后，隨著微機(jī)電系統(tǒng)（MEMS,Micro-Electro-MechanicalSystem）研究的成熟，重量只有幾克的MEMS慣性導(dǎo)航系統(tǒng)被開發(fā)運用，使制作多旋翼飛行器的自動駕駛儀成為現(xiàn)實，多旋轉(zhuǎn)翼無人機(jī)開始引領(lǐng)民用無人機(jī)發(fā)展潮流。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-3飛機(jī)的操縱性

所謂飛機(jī)的操縱性，通常是指飛機(jī)在飛行員通過操縱升降舵、方向舵和副翼改變其飛行狀態(tài)的特性。操縱性的主要研究內(nèi)容：飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程和桿舵力大小之間的基本關(guān)系，飛機(jī)反應(yīng)快慢，以及影響因素等（理論深）。操縱動作簡單、省力、飛機(jī)反應(yīng)快，操縱性是好的。反之，操縱動作復(fù)雜、笨重、飛機(jī)反應(yīng)慢，操縱性是不好的。不能操縱的飛機(jī)是不能上天飛行的。飛機(jī)的操縱其目的是改變飛機(jī)的姿態(tài)運動，進(jìn)而實現(xiàn)其軌跡運動，所以，飛機(jī)的操縱同樣存在俯仰、方向和橫側(cè)三種操縱形式。俯仰操縱：升降舵，上偏→飛機(jī)抬頭；下偏→飛機(jī)低頭。方向操縱：方向舵，左偏→飛機(jī)左偏航；右偏→飛機(jī)右偏航。橫側(cè)操縱：副翼，左上右下→飛機(jī)左傾；左下右上→飛機(jī)右傾。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-3飛機(jī)的操縱性

升降舵偏轉(zhuǎn)角：用δy

表示，規(guī)定升降舵后緣下偏為正。δy

正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩M為負(fù)值，即低頭力矩。方向舵偏轉(zhuǎn)角：用δz

表示，規(guī)定方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正。δz

正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩N為負(fù)值，飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)。副翼偏轉(zhuǎn)角：用δx

表示，規(guī)定右副翼后緣下偏（左副翼隨同上偏）為正。δx

正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，飛機(jī)向左傾斜。4飛機(jī)的穩(wěn)定與操縱4-3飛機(jī)的操縱性

爬升受力：從水平飛行到爬升的轉(zhuǎn)換期間，升力的變化發(fā)生在升降舵拉起的一開始。飛機(jī)頭的抬升增加了迎角，短暫地增加了升力。此時的升力大于重力，飛機(jī)開始爬升。當(dāng)穩(wěn)定爬升后，迎角和升力再次恢復(fù)到水平飛行時的值。所以，處于穩(wěn)定爬升狀態(tài)的機(jī)翼升力和相同空速時水直飛行的升力是一樣的。換句話說，如果爬升時功率不變，空速一般會降低，這是因為重力的一個分量變成了阻力，導(dǎo)致總阻力增加。進(jìn)一步分析：若要保持爬升時空速與平飛時一