1、目錄01 空氣動力學(xué)基礎(chǔ)02 飛行原理P04 P24 03 飛行性能P49 04 無人機發(fā)射回收方式P88 05 多旋翼基礎(chǔ)知識P98 3.1 穩(wěn)定性 無人機的飛行性能主要是指穩(wěn)定性、操縱性以及其他性能。 飛機的穩(wěn)定性（安定性），是指在飛機受到擾動后，不經(jīng)飛行員操縱，能恢復(fù)到受擾動前的原始狀態(tài)，原來平衡狀態(tài)的特性。如果能恢復(fù)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。3.1 穩(wěn)定性 飛機的穩(wěn)定性包括：縱向穩(wěn)定、橫向穩(wěn)定、側(cè)向（航向）穩(wěn)定。3.1.1 機體坐標(biāo)系 原點(0點)： 位于飛行器的重心； 縱軸(0X軸)：位于飛行器參考平面內(nèi)平行于機身軸線并 指向飛行器前方； 橫軸(0Z軸)：垂直于飛行

2、器參考面并指向飛行器右方； 立軸(0Y軸)：在參考面內(nèi)垂直于XOY平面，指向飛行器下方。 不論是固定翼、直升機、還是多旋翼無人機，研究其穩(wěn)定性的時候首先要建立機體坐標(biāo)系。3.1.2 姿態(tài)角 在飛機飛行時，我們可以通過判斷飛行姿態(tài)角來分析飛機都發(fā)生了哪些運動，進(jìn)而作出與之相對應(yīng)的操作。 描述飛機在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有：滾轉(zhuǎn)角（pitch）偏航角（yaw）俯仰角（roll） 機體坐標(biāo)系縱軸與水平面的夾角。抬頭時，俯仰角為正，否則為負(fù)。 機體坐標(biāo)系立軸與通過機體縱軸的鉛垂面間的夾角，機體向右滾為正，反之為負(fù)。 機體坐標(biāo)系縱軸與垂直面的夾角，機頭右偏航為正，反之為負(fù)。3.1.3 縱向穩(wěn)定性 飛機縱向穩(wěn)定

3、性是指飛機受到上下對流干擾后產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)。 飛機靠水平尾翼和機翼來保證縱向穩(wěn)定性。其中，飛機縱向阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生的。3.1.3 縱向穩(wěn)定性 飛機縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心的位置，飛機重心位于焦點前面，則飛機縱向穩(wěn)定。 重心的位置：用重心到平均氣動力弦前緣的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。 焦點：當(dāng)飛機迎角變化時，在機翼和尾翼上都會產(chǎn)生一定的附加升力，這個附加升力合力作用點稱為飛機的焦點。3.1.3 縱向穩(wěn)定性 靜穩(wěn)定裕度：重心與焦點之間的距離被定義為飛機的靜穩(wěn)定裕度。如果重心靠后，靜穩(wěn)定裕度減小，飛機的縱向穩(wěn)定性減弱。 靜穩(wěn)定裕度 配平：重心

4、沿縱軸的前后位置，重心的移動將改變靜穩(wěn)定裕度，甚至使飛機不穩(wěn)定?？梢酝ㄟ^增加或減少頭部或尾部配置調(diào)整飛機的穩(wěn)定性。3.1.4 航向穩(wěn)定性 飛機縱向穩(wěn)定性是指飛機受到側(cè)風(fēng)干擾后產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)。飛機主要靠垂直尾翼產(chǎn)生航向穩(wěn)定力矩來保證航向穩(wěn)定性。 影響飛機方向穩(wěn)定力矩的因素主要是飛機迎角，機身、垂尾面積和重心位置。3.1.4 航向穩(wěn)定性 空氣從飛機側(cè)方吹來，飛機產(chǎn)生側(cè)滑，相對氣流從左前方吹來叫左側(cè)滑，機頭右偏，對于具有航向穩(wěn)定性的飛機，向左側(cè)滑時垂直尾翼產(chǎn)生的阻尼力矩將使機頭將向左轉(zhuǎn)。3.1.5 橫向穩(wěn)定性 飛機橫向穩(wěn)定性是指飛機受到干擾后產(chǎn)生繞縱軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自

5、動恢復(fù)原飛行姿態(tài)。飛機主要靠機翼產(chǎn)生橫向穩(wěn)定力矩來保證橫向穩(wěn)定性。 影響飛機橫向穩(wěn)定力矩的因素主要是機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼。3.1.5 橫向穩(wěn)定性 上反角：機翼的底面同垂直于飛機立軸的平面之間的夾角。 上反角起到橫向穩(wěn)定的作用。 當(dāng)一陣風(fēng)吹到右側(cè)機翼上，飛機右翼抬起，左翼下沉，向左傾斜，由于存在上反角，左翼有效迎角增大，升力增大，形成向右滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小傾斜。3.1.5 橫向穩(wěn)定性 后掠角作用：后掠角越大，橫向穩(wěn)定作用也越大。 當(dāng)飛機受擾動向右傾斜，由于后掠角的存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，右側(cè)機翼產(chǎn)生升力大于左側(cè)機翼產(chǎn)生升力，形成滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小傾斜。 垂直尾翼橫向穩(wěn)定

6、作用：出現(xiàn)側(cè)滑后，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力作用點位于飛機重心上方，因而相對于重心也形成恢復(fù)力矩。3.1.6 航向與橫向穩(wěn)定性的耦合 飛機的縱向與航向、橫向穩(wěn)定性之間互相獨立；航向與橫向穩(wěn)定性是緊密聯(lián)系和相互影響的，因此通常合稱為“橫側(cè)穩(wěn)定”。故飛機的橫向和航向穩(wěn)定性之間必須匹配適當(dāng)。 如果匹配不當(dāng)，飛機將可能出現(xiàn)“螺旋不穩(wěn)定”或“荷蘭滾不穩(wěn)定”現(xiàn)象。3.1.6 航向與橫向穩(wěn)定性的耦合 螺旋（尾旋）：飛機失速后機翼自轉(zhuǎn)，飛機以小半徑的圓周盤旋下降運動。原因：飛機橫向穩(wěn)定性過弱，航向穩(wěn)定性過強，產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定。改出：立即向螺旋反方向打舵到底制止?jié)L轉(zhuǎn)。3.1.6 航向與橫向穩(wěn)定性的耦合 荷蘭滾（飄

7、擺） ：非指令的時而左滾，時而右滾，同時伴隨機頭時而左偏，時而右偏的現(xiàn)象。 原因：飛機的橫向穩(wěn)定性過強，而航向穩(wěn)定性相對過弱，飛機容易出現(xiàn)荷蘭滾不穩(wěn)定。3.2 操縱性 飛機的操縱是指駕駛員通過飛機的操縱機構(gòu)來改變飛機的飛行狀態(tài)。 飛機的操縱性則指飛機對操縱的反應(yīng)特性，又稱飛機的操縱品質(zhì)。飛機操縱主要通過駕駛桿和腳蹬等操縱機構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機的三個主操縱面-升降舵、方向舵和副翼。 飛機的操縱包括俯仰操縱、方向操縱和滾轉(zhuǎn)操縱。3.2.1 俯仰操縱使飛機繞橫軸做俯仰（縱向）運動的操縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。通過推、拉駕駛桿，使飛機升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬頭做俯仰運動。焦點與重

8、心的關(guān)系影響縱向操縱性，若焦點在重心之后，向后移焦點，飛機的操縱性減弱。3.2.2 方向操縱 使飛機繞立軸做偏航運動的操縱叫方向操縱，也稱航向操縱。 通過蹬左或右腳蹬，使飛機方向舵向左或向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航力矩，從而使飛機向左或向右做偏航運動。3.2.3 滾轉(zhuǎn)操縱 使飛機繞縱軸做滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運動的操縱叫滾轉(zhuǎn)操縱。 通過蹬左壓或右壓操縱桿，使飛機方向舵左、右一次向下另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，從而使飛機向左或向右做滾轉(zhuǎn)運動。3.2.4 輔助操縱機構(gòu) 固定翼常規(guī)無人機飛行輔助操縱面有縫翼，襟翼，調(diào)整（擾流）片。3.2.4 輔助操縱機構(gòu)襟翼 一般的襟翼位于機翼后緣，靠近機身，在副翼側(cè)，放下襟翼升力增

9、大，失速速度減小，阻力增大，飛行速度減小。 利用增大襟翼彎度來提高機翼升力系數(shù)，機翼表面最低壓力點前移，減小臨界迎角。 起飛階段，襟翼只放下較小的角度，增加升力；下降階段，放下最大角度，實現(xiàn)較小的下降速度，較大的下降角。起飛時下降時巡航時3.2.4 輔助操縱機構(gòu)前緣縫翼 安裝在機翼前緣的一段或極端狹長小翼面，當(dāng)前緣縫翼打開時，它與基本機翼前緣表面形成一道縫隙，下翼面的高壓氣流通過縫翼加速流向上翼面，增大上翼面附面層氣流速度，消除了分離漩渦，延緩氣流分離，避免大迎角下失速，升力系數(shù)得到提高，增大飛機臨界迎角。所以前緣縫翼一般在大迎角，特別是接近或超過基本機翼臨界迎角時才使用。3.2.4 輔助操縱

10、機構(gòu)擾流片 飛機擾流板作用主要是增加在地面或飛行中的氣動阻力，減速；還可以輔助飛機轉(zhuǎn)彎，當(dāng)飛機左盤旋時，操縱左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾流板不動，右翼升力大于左翼，實現(xiàn)飛機左轉(zhuǎn)。3.3 飛行性能 無人機飛行性能是描述飛機質(zhì)心運動規(guī)律的性能，包括飛機的飛行速度、飛行高度、航程、航時、起飛和著陸性能等。與有人機不同的是，無人機幾乎涉及不到筋斗、盤旋、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎等機動性能，所以不加以討論。3.3 飛行性能高度理論靜升限：飛機能作水平直線飛行的最大高度。 實用靜升限：飛機最大爬升率等于0.5m/s（亞聲速飛機）或5m/s（超聲速飛機）所對應(yīng)的飛行高度。理論升限大于實用升限 ！3.3 飛行性能高

11、度爬升率：單位時間內(nèi)飛機所上升的垂直高度。爬升角：飛機上升軌跡與水平線之間的夾角。 爬升率、爬升角反映了飛機改變高度的能力，它們的大小主要取決于飛機的剩余推力和飛機的重量。3.3 飛行性能速度 最大飛行速度：飛機在一定高度上做水平直線飛行時，在一定飛行距離內(nèi)（3km），發(fā)動機以最大推力工作所能達(dá)到的最大飛行速度。 最小飛行速度：飛機在一定高度，能產(chǎn)生足夠升力平衡重力，維持水平直線飛行的最小速度。又稱平飛所需速度。 平飛有利速度：能夠獲得平飛航時最長的速度。 平飛遠(yuǎn)航速度：能夠獲得平飛航程最長的速度。 巡航飛行速度：發(fā)動機每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。3.3 飛行性能航程 最大航程：在起

12、飛后不再加油的情況下，飛機以巡航速度所能達(dá)到的最遠(yuǎn)距離。 飛機航程的長短主要取決于燃油量。3.4 起飛與著陸性能 固定翼無人機的起降階段是需要專門進(jìn)行訓(xùn)練的，固定翼的起降航線也叫五邊航線。起降航線是固定翼駕駛員最基本的飛行訓(xùn)練科目。一(離場邊)二(側(cè)風(fēng)邊)三(下風(fēng)邊)四(基線邊)五(進(jìn)近邊)3.4.1 起飛性能 飛機的起飛過程包括起飛滑跑和爬升兩個主要階段，飛機離地速度越小，滑跑距離越短，飛機的起飛性能越好。 減小起飛距離的辦法：增升裝置（襟翼）、增加推力等。3.4.2 著陸性能 飛機著陸的過程包括下滑，拉平，平飄，接地，著陸滑跑五個階段。 著陸距離由著陸下滑距離和著陸滑跑距離組成。下滑距離與下滑角（飛行軌跡與水平面的夾角）、下滑高度有關(guān)。3.5 機動性能過載 過載具有方向性，與物體運動方向一致或相反的力叫做切向力，與物體運動方向一致或相反的力與物體質(zhì)量的比值叫切向過載。與物體運動方向垂直的力叫法向力，與物體運動方向垂直的力與物體質(zhì)量的比值叫法向過載。所以，飛機的推力是切向力，阻力也是切向力。重力有時是切向力，有時是法向力，當(dāng)飛機垂直上升或下降時它是切向力，當(dāng)飛機平飛時，它是法向力。飛機的升力總是法向力。3.5 機動性能盤旋盤旋：保持飛行高度不變，飛機做圓周飛行。轉(zhuǎn)彎半徑：重要的機動