無人機(jī)技術(shù)原理33課件

無人機(jī)技術(shù)原理第二章無人機(jī)的飛行原理無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)“無人機(jī)”是全稱“無人駕駛航空器”的簡稱，英文簡稱UAV（即UnmannedAerialVehicle的縮寫）。無人機(jī)是一種機(jī)上無人駕駛、通過無線電遙控或自動程序控制飛行、具有執(zhí)行一定的任務(wù)能力、可重復(fù)使用的航空器。我們要體會這無人機(jī)定義的四個要素：一是空中飛行器平臺上沒有人；二是遙控或自主控制導(dǎo)航；三是有執(zhí)行某種任務(wù)能力；四是能返回重復(fù)使用?！盁o人機(jī)系統(tǒng)”概念。所謂“系統(tǒng)”，是由若干個相互聯(lián)系、相互作用、相互依存的組成部分（要素）結(jié)合而成的、具有特定功能的有機(jī)整體，具體從組成上來說，是指相關(guān)部件（子系統(tǒng)）、軟件與功能的有機(jī)集合；從技術(shù)上來說，是指具有相互依存功能的機(jī)械結(jié)構(gòu)、電器、電子的一種集合。無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)的組成無人飛行器機(jī)體，包括機(jī)身、機(jī)翼（或翼身融合體）或旋翼、尾翼。動力裝置，噴氣發(fā)動機(jī)、或燃油活塞發(fā)動機(jī)、或無刷電動機(jī)，螺旋槳。能源裝置，油箱、電池、電源分配器。飛行控制與導(dǎo)航控制系統(tǒng)，包括集多種傳感器與微處理器的控制，衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)，執(zhí)行飛行器姿態(tài)控制和規(guī)劃路線導(dǎo)航控制。伺服機(jī)構(gòu)，包括伺服舵機(jī)、連桿、搖臂，或其他驅(qū)動機(jī)構(gòu)（如旋翼操縱機(jī)構(gòu)）。輔助著陸裝置（降落傘或其他著陸氣囊等）。無人機(jī)平臺分系統(tǒng)無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)的組成信息傳輸分系統(tǒng)

機(jī)載信息傳輸包括機(jī)載天線、機(jī)載無線信號接收機(jī)和信號發(fā)射機(jī)，接收地面遙控指令，向地面發(fā)送飛行器信息和任務(wù)載荷信息（如視頻圖像信息及其壓縮、編碼處理）。地面信息傳輸包括天線、地面無線信號接收機(jī)和信號發(fā)射機(jī)，發(fā)送地面遙控指令，接收飛行器傳回的飛行器信息和任務(wù)載荷信息（如視頻圖像信息及其解壓、解碼處理）。無人機(jī)信息傳輸鏈路無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)的組成地面測控分系統(tǒng)監(jiān)控平臺，包括顯示器，遙控操縱桿和按鈕，飛行器信息與情報信息顯示。數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，包括微型計算處理系統(tǒng)，上傳與下傳信息處理，情報處理與存儲。地面能源裝置，包括電池、電源分配器、電纜。

無人機(jī)地面測控分系統(tǒng)無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)的組成任務(wù)載荷分系統(tǒng)任務(wù)載荷是根據(jù)不同任務(wù)使命的無人機(jī)而設(shè)計的不同機(jī)載任務(wù)設(shè)備，如偵察設(shè)備、電子干擾器、氣體采集器、聲音傳感器和其它任務(wù)傳感器。通常視覺傳感器是無人機(jī)最基本的任務(wù)傳感器。任務(wù)載荷還包括對任務(wù)設(shè)備的控制，如任務(wù)設(shè)備轉(zhuǎn)動平臺、跟蹤目標(biāo)控制模塊等。無人作戰(zhàn)機(jī)還包括機(jī)載發(fā)射導(dǎo)彈、武器瞄準(zhǔn)系統(tǒng)。無人機(jī)系統(tǒng)概述無人機(jī)系統(tǒng)的組成地面保障設(shè)備保障無人機(jī)起飛、降落、儲存、運(yùn)輸和檢測、飛行航線、任務(wù)的規(guī)劃、作戰(zhàn)任務(wù)操控

無人機(jī)系統(tǒng)的地面測控人員翼型與機(jī)翼翼型的定義翼型是翼剖面，但不一定是垂直于機(jī)翼前緣垂直的翼剖面，而是指平行于航空器對稱面方向的機(jī)翼翼剖面形狀。常見的翼型樣式翼型與機(jī)翼翼型的定義翼型與機(jī)翼翼型的定義翼型的幾何特征翼型與機(jī)翼翼型的定義翼型的氣動特性

翼型的氣動特性可為機(jī)翼的選擇提供基礎(chǔ)。當(dāng)翼型相對于空氣運(yùn)動時，翼型表面會受到氣流的作用力，其合力在翼型運(yùn)動方向或來流方向上的分力是翼型所受到的阻力，垂直于上述方向的分力是翼型的升力。這些作用力對前緣（或?qū)嗲熬?/4弦長點(diǎn)）的力矩稱為俯仰力矩。邊界層特性

邊界層，又稱附面層，表示流體中緊接著航空器表面或管壁的部分。邊界層是由粘滯力產(chǎn)生的效應(yīng)。一般提到的邊界層是指速度的邊界層。如圖，在邊界層外，流體的速度接近定值，不隨位置而變化；在邊界層內(nèi)，在固定表面上流速為0，距固定表面越遠(yuǎn)，速度會趨近一定值。邊界層特性翼型與機(jī)翼翼型的定義特種翼型層流翼型：層流翼型是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。與普通翼型相比，層流翼型的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。高升力翼型：在低速時和一定迎角范圍內(nèi)能有較高翼型的升力系數(shù)和升阻比的翼型。通常是一類有彎度的薄翼型，如將原型尾緣適當(dāng)加厚，再從弦長一定位置處用光滑曲線形成新翼型，結(jié)果證明在所設(shè)計的翼型在不同迎角和風(fēng)速下，升阻比都得到明顯提高。低力矩翼型：有較小的俯仰力矩的翼型，這對提高飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性有好處。超臨界翼型：在高亞聲速和跨聲速情形下，設(shè)計的一種超臨界翼型。它的頭部較鈍，上表面中部比較平坦。為了提高升力，使翼型下表面的后部向內(nèi)凹，使這里的壓強(qiáng)增高。這種翼型的翼面上一般只產(chǎn)生壓縮波和膨脹波，間或有弱激波，因而波阻較小。超聲速翼型：以超聲速飛行的航空器，為了減小波阻常采用尖前緣的對稱翼型。常見的翼型有菱形、六面形和由上下兩圓弧組成的雙凸翼型。由于不少超聲速飛機(jī)要在低速到高速的整個范圍內(nèi)使用，翼型的選用必須兼顧高、低速特性，因此一些超聲速飛機(jī)仍采用小鈍頭的亞聲速翼型。而主要以超聲速飛行的航空器，多采用超聲速翼型。翼型與機(jī)翼翼型的定義翼型系列美國有NACA系列，德國有DVL系列，英國有RAE系列，蘇聯(lián)有ЦΑΓИ系列等。NACA4位數(shù)翼型族，這是最早建立的一個低速翼型族。例如NACA2415翼型，這4位數(shù)字的意義是：最大相對彎度為2%，第二位數(shù)4表示最大彎度位于翼弦前緣的40%處，末兩位數(shù)15表示相對厚度為15%。這一族翼型的中線由前后兩段拋物線組成，厚度分布函數(shù)由經(jīng)驗(yàn)的解析公式確定。NACA5位數(shù)翼型族，這是在4位數(shù)翼型族的基礎(chǔ)上發(fā)展的。這一族翼型的中線有兩種類型：一類是簡單中線，它的前段為三次曲線，后段為直線；另一類是S形中線，前后兩段都是三次曲線，后段上翹的形狀能使零升力矩系數(shù)為零。這族翼型的厚度分布與4位數(shù)翼型族的相同。NACA6位數(shù)翼型族，適用于較高速度的一些翼型族。這種翼型又稱層流翼型，它的前緣半徑較小，最大厚度位置靠后，能使翼型表面上盡可能保持層流流動，以便減小摩擦阻力。翼型與機(jī)翼翼型的定義無人機(jī)的翼型選擇高空長航時無人機(jī)，需要選擇升阻比較大的翼型，最好有適應(yīng)高空低密度的新層流翼型。低速固定翼無人機(jī)，需要選擇高升力的翼型，通常為有彎度翼型。高速無人機(jī)，需要選擇對稱型的翼型，隨著馬赫數(shù)的提高易于選擇較薄的翼型。但對于高亞聲速和跨聲速無人機(jī)，則應(yīng)選擇超臨界翼型。微型無人機(jī)，應(yīng)選擇低雷諾數(shù)翼型，如有彎度薄翼型。出于任務(wù)掛載與結(jié)構(gòu)方面的考慮，適當(dāng)選用較厚一點(diǎn)的翼型也是一種設(shè)計選擇。翼型與機(jī)翼機(jī)翼幾何形狀固定翼無人機(jī)的機(jī)翼的平面形狀基本可分為平直翼和后掠翼兩類,如圖所示。低速無人機(jī)選擇的是平直翼，常見的有矩形平直翼、梯形平直翼或橢圓平直翼。平直翼的升阻比較高。高速無人機(jī)選擇的是后掠翼，常見的有后掠梯形翼或三角翼。機(jī)翼前緣后掠可以減弱激波強(qiáng)度。

機(jī)翼幾何形狀翼型與機(jī)翼機(jī)翼幾何形狀機(jī)翼的平面形狀描述的主要參數(shù)有展弦比、根梢比、后掠角、上反角或下反角等，如圖所示。展弦比：翼展與翼弦平均弦長（平均）之比，。翼展是指機(jī)翼左、右翼尖之間的距離。弦長有不同的定義方法，常用的是機(jī)翼的幾何平均氣動弦長（為機(jī)翼面積）。根梢比：翼根弦長與翼尖弦長的比值，。后掠角：機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角、后緣后掠角、1/4弦線后掠角（0.25）。如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，則后掠角就為負(fù)值，變成了前掠角。上反角或下反角：飛機(jī)處于水平狀態(tài)時，機(jī)翼與水平面的夾角。機(jī)翼向上為上反角，向下為下反角。機(jī)翼平面形狀的參數(shù)升力與阻力升力產(chǎn)生的原理升力的產(chǎn)生機(jī)翼產(chǎn)生升力的關(guān)鍵在于機(jī)翼翼型的形狀、迎角和機(jī)翼面積。一般翼型的前端圓鈍，后端尖銳。平行均勻流動的空氣接近翼型前緣時，氣流開始折轉(zhuǎn)，一部分空氣向上繞過前緣流經(jīng)上表面，另一部分空氣由機(jī)翼下表面流過。這兩部分空氣最后在機(jī)翼后緣的后方會合，恢復(fù)到平行均勻流動的狀態(tài)。在氣流被翼型分割為上下兩部分時，由于有彎度翼型上表面凸起較多而下表面凸起較少（有的翼型甚至是凹的），加上機(jī)翼有一定的迎角（機(jī)翼弦線與來流之間的夾角），使流過翼型上表面的管道面積比通過翼型下表面的管道面積小，翼型上表面的空氣流速也比下表面大。由伯努利定理可知，翼型上表面的靜壓比翼型下表面的靜壓小，所以上下翼面之間產(chǎn)生一個壓力差，這個壓力差在垂直于氣流方向上的分量就是機(jī)翼產(chǎn)生的升力。翼型升力的產(chǎn)生升力與阻力升力產(chǎn)生的原理升力的表達(dá)式實(shí)際上，作用在機(jī)翼上的力并不象圖示那樣作用在一點(diǎn)的集中力，而是分布在整個機(jī)翼表面的分布力。通過實(shí)驗(yàn)和理論研究，給出如下升力公式，可以用來計算飛機(jī)升力的大小。對于某一種機(jī)翼，可以試驗(yàn)出一條升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線，如圖所示。曲線中的升力系數(shù)等于零時的迎角稱為零升力迎角。對于不對稱翼型，零升迎角一般為負(fù)；對于對稱翼型，零升力迎角就等于零度。升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大，達(dá)到最大值Cmax時的迎角為臨界迎角。當(dāng)迎角超過臨界迎角后，升力系數(shù)就很快下降，這是因?yàn)橛沁^大，機(jī)翼上表面的氣流不能維持附著平滑的流動，氣流繞過前緣點(diǎn)很快就開始分離，分離后的上表面產(chǎn)生雜亂無章的流動，使機(jī)翼上表面的壓力加大，升力很快下降。這種現(xiàn)象叫作“失速”，如圖所示。失速示意圖

升力與阻力升力產(chǎn)生的原理機(jī)翼的增升裝置飛機(jī)在起飛和著降時，飛行速度低，因此升力會大大減小。為了保證飛機(jī)起降時有足夠的升力，通常需要有增升裝置。機(jī)翼上常用的增升裝置主要有各種襟翼和前緣縫翼升力與阻力阻力產(chǎn)生的原理摩擦阻力當(dāng)氣流流過飛機(jī)表面時，由于粘性，空氣與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦而產(chǎn)生的阻力就叫做摩擦阻力。翼型表面的空氣流動升力與阻力阻力產(chǎn)生的原理壓差阻力空氣中運(yùn)動的物體由于前后的壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的阻力叫做壓差阻力。對于飛機(jī)機(jī)體后部發(fā)生氣流分離的情況，會產(chǎn)生較大的壓差阻力。壓差阻力的大小同物體的迎風(fēng)面積有關(guān)。壓差阻力的大小還與物體的形狀有關(guān)。為了減小機(jī)翼的壓差阻力，應(yīng)該盡量采用流線型的翼型。不同形狀物體的壓差阻力機(jī)翼上的摩擦阻力和壓差阻力合稱翼型阻力，簡稱型阻。升力與阻力阻力產(chǎn)生的原理誘導(dǎo)阻力

除翼型阻力外，機(jī)翼上還有誘導(dǎo)阻力。因?yàn)檫@種阻力是伴隨著機(jī)翼上升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，所以也可以說誘導(dǎo)阻力是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”，有時也稱作升致阻力。空氣由旋渦帶動而具有的速度，稱為誘導(dǎo)速度。如圖2.19所示，機(jī)翼上氣流除了向后流去的速度外，還具有旋渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的向下的附加速度，稱為下洗速度。翼尖旋渦與氣流下洗升力與阻力阻力產(chǎn)生的原理干擾阻力

所謂“干擾阻力”就是飛機(jī)各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。激波阻力音障其實(shí)就是一層極薄的、高度壓縮的空氣，稱為激波。激波產(chǎn)生的阻力稱為波阻。空氣在通過激波時，受到一薄層稠密空氣的阻滯，流速急驟降低，由阻滯而產(chǎn)生的熱量使空氣加溫，加溫所消耗的能量來自動能。動能的消耗表示產(chǎn)生了一種新的阻力，該阻力由于激波而產(chǎn)生，所以就叫波阻。升力與阻力升阻比

升阻比是衡量一架航空器綜合空氣動力特性最基本的參數(shù)。升阻比是指航空器在飛行過程中，在同一飛行狀態(tài)下的升力與阻力的比值。極曲線當(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，把不同迎角所對應(yīng)的的升力系數(shù)Cy、阻力系數(shù)Cx繪制在同一坐標(biāo)系上，所得到的的曲線稱為飛機(jī)的極曲線如圖所示。過原點(diǎn)作極曲線的切線，就得出飛機(jī)的最大升阻比，顯然這是飛機(jī)最有利的飛行狀態(tài)。極曲線直升機(jī)飛行原理直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)和尾槳

直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)由槳葉和槳轂組成，其主要功用是產(chǎn)生升力（旋翼拉力）、推力和操縱力。旋翼首先具有機(jī)翼的功能，產(chǎn)生向上的力；其次具有類似于飛機(jī)動力系統(tǒng)的功能，產(chǎn)生向前的推力；還具有類似于飛機(jī)操縱面的功能，產(chǎn)生改變機(jī)體姿態(tài)的俯仰力矩或滾轉(zhuǎn)力矩。因此，旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)上最復(fù)雜的部件，如圖所示。直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)直升機(jī)飛行原理直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)和尾槳槳葉

槳葉是提供升力的重要部件，對槳葉設(shè)計除去氣動力方面的要求之外，還有動力學(xué)和疲勞方面的要求。旋翼槳葉的發(fā)展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎(chǔ)上的。依據(jù)槳葉發(fā)展的先后順序，它有混合式槳葉、金屬槳葉和復(fù)合材料槳葉三種形式。槳轂

槳轂是槳葉和旋翼操縱系統(tǒng)的連接裝置，槳轂的形式在很大程度上決定了旋翼系統(tǒng)的工作性能。如圖所示為目前常用的槳轂形式。

直升機(jī)的幾種槳轂形式直升機(jī)飛行原理直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)和尾槳自動傾斜器

自動傾斜器一般由與操縱線系相連的不旋轉(zhuǎn)件和與槳葉變距拉桿相連的旋轉(zhuǎn)件組成。直升機(jī)飛行原理直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)和尾槳尾槳

尾槳是用來平衡反扭矩和對直升機(jī)進(jìn)行航向操縱的部件，旋轉(zhuǎn)著的尾槳還相當(dāng)于一個垂直安定面，能對直升機(jī)航向起穩(wěn)定作用。雖然尾槳的功用與旋翼不同，但是它們都是由旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生空氣動力，在前飛時都處于不對稱氣流中工作的狀態(tài)，因此尾槳結(jié)構(gòu)與旋翼結(jié)構(gòu)有很多相似之處，如尾槳的結(jié)構(gòu)型式也包括蹺蹺板式、萬向接頭式、鉸接式等?，F(xiàn)代直升機(jī)還有一種較常用的涵道式尾槳。直升機(jī)飛行原理槳葉的工作狀態(tài)參數(shù)槳葉安裝角

槳葉剖面的形狀就是翼型。任意半徑處槳葉剖面的翼弦與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，稱為該剖面的槳葉安裝角(φ)如圖所示。

槳葉安裝角直升機(jī)飛行原理槳葉的工作狀態(tài)參數(shù)槳葉迎角

槳葉旋轉(zhuǎn)時，槳葉剖面的相對氣流合速度W與其槳弦之間的夾角，稱為槳葉迎角，用α表示，如圖所示。

槳葉迎角直升機(jī)飛行原理槳葉的工作狀態(tài)參數(shù)入流角

相對氣流合速度W與槳轂旋轉(zhuǎn)平面一般是不平行的，它與槳轂旋轉(zhuǎn)平面的夾角，稱為入流角或來流角，用ε表示。合速度W從上方吹向槳轂旋轉(zhuǎn)平面時，ε為正；反之，從下方吹向槳轂旋轉(zhuǎn)平面時，ε為負(fù)。安裝角φ、槳葉迎角α、入流角ε三者之間的關(guān)系為α=φ-ε

直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)旋翼直徑與半徑

旋翼直徑是指旋翼旋轉(zhuǎn)時忽略揮舞，葉尖所畫圓圈的直徑，用D表示，如圖所示。它是旋翼性能的基本參數(shù)。槳尖離槳轂中心的距離稱為旋翼半徑R=D/2。旋翼的直徑與半徑直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)槳盤面積旋翼旋轉(zhuǎn)起來槳葉所掠過的面積稱為槳盤面積A=πR2。槳盤面積的大小關(guān)系到產(chǎn)生旋翼拉力的大小，旋翼拉力的大小與槳盤面積成正比。槳盤面積直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)槳盤載荷槳盤載荷就是直升機(jī)起飛總重與槳盤面積之比，即槳盤載荷是直升機(jī)飛行性能的一個重要參數(shù)。在選擇直升機(jī)槳盤載荷時，一般要符合最大速度狀態(tài)、懸停狀態(tài)和旋翼自轉(zhuǎn)飛行狀態(tài)的要求。旋翼槳葉數(shù)目與實(shí)度槳葉數(shù)目是指一個旋翼具有的槳葉的數(shù)量，用B表示。可以認(rèn)為旋翼的拉力系數(shù)和功率系數(shù)與槳葉數(shù)目成正比。增加槳葉數(shù)目必須考慮兩個問題：（1）增加槳葉數(shù)目會降低旋翼的效率，這是因?yàn)楫?dāng)旋翼旋轉(zhuǎn)時，對于包圍槳葉的擾流，數(shù)目多的槳葉要比數(shù)目小的槳葉大；（2）每增加一片槳葉，旋翼的質(zhì)量要增加。直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)旋翼轉(zhuǎn)速與角速度旋翼每分鐘旋轉(zhuǎn)的圈數(shù)，稱為旋翼轉(zhuǎn)速，用n表示。角速度是以每秒鐘所轉(zhuǎn)過的弧度為單位，即弧度/秒。它與轉(zhuǎn)速的關(guān)系為旋翼迎角直升機(jī)的相對氣流與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，稱為旋翼迎角，用αR表示，如圖2.31所示。旋翼迎角直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)旋翼錐角旋翼錐角是槳葉與槳尖軌跡平面之間的夾角，用a0表示。錐角的產(chǎn)生是由于槳葉承受大載荷而引起的，實(shí)際上錐角并不大，僅有3°-5°。旋翼錐角對槳盤面積有影響，旋翼錐角小，槳盤面積大；旋翼錐角大，槳盤面積小。前進(jìn)比旋翼錐角沿槳轂旋轉(zhuǎn)平面的氣流分速同槳尖切向速度之比，稱為前進(jìn)比，也稱為旋翼工作狀態(tài)特性系數(shù)，用μ表示，即直升機(jī)飛行原理旋翼的工作狀態(tài)參數(shù)旋翼入流系數(shù)沿旋轉(zhuǎn)軸方向的氣流分速與槳尖切向速度的比值，稱為入流系數(shù)，也稱為流入比，用λ表示。直升機(jī)在平飛和上升狀態(tài)，旋翼迎角是負(fù)值，故l總為負(fù)值。此時，軸向氣流自上往下流入旋翼。如果直升機(jī)在下降狀態(tài)，旋翼迎角為正，λ可能為正，也可能為負(fù)。直升機(jī)飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼的作用旋翼不僅是直升機(jī)的升力面，產(chǎn)生使直升機(jī)升空的升力，旋翼又是直升機(jī)的操縱面，提供使直升機(jī)升降、俯仰和滾轉(zhuǎn)的操作力和力矩，旋翼還是直升機(jī)的推進(jìn)器，拉動直升機(jī)向任何方向飛行，如圖所示。

直升機(jī)的受力圖直升機(jī)飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼拉力旋翼的運(yùn)動方式與固定翼飛機(jī)的機(jī)翼的區(qū)別在于，旋翼的槳葉除了隨機(jī)體一起作直線或曲線運(yùn)動外，還繞旋翼軸不斷旋轉(zhuǎn)，因此槳葉的空氣動力現(xiàn)象比機(jī)翼的復(fù)雜得多。垂直上升時的葉素空氣動力槳葉的拉力分布圖懸停狀態(tài)下的旋翼狀態(tài)直升機(jī)飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼拉力直升機(jī)前飛時旋翼上的外力及其分解槳葉的相對速度直升機(jī)飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼阻力當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)動時，不僅產(chǎn)生拉力，而且還會產(chǎn)生阻止旋翼旋轉(zhuǎn)的阻力。阻止旋翼旋轉(zhuǎn)的空氣動力，稱為旋翼旋轉(zhuǎn)阻力，簡稱旋翼阻力，用Q表示。旋翼阻力與槳轂旋轉(zhuǎn)平面平行、而方向與旋轉(zhuǎn)方向相反。某飛行狀態(tài)下的旋翼阻力曲線多旋翼無人機(jī)飛行原理

靠槳葉在空氣中旋轉(zhuǎn)將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動功率轉(zhuǎn)化為推進(jìn)力或升力的裝置，簡稱螺旋槳。它由多個槳葉和中央的槳轂組成，槳葉好像一扭轉(zhuǎn)的細(xì)長機(jī)翼安裝在槳轂上,發(fā)動機(jī)軸與槳轂相連接并帶動它旋轉(zhuǎn)。噴氣發(fā)動機(jī)出現(xiàn)以前，所有帶動力的航空器多以螺旋槳作為產(chǎn)生推動力的裝置。多旋翼無人機(jī)與直升機(jī)應(yīng)該都屬于“旋翼類”航空器，但多旋翼無人機(jī)一般采用結(jié)構(gòu)簡單的雙葉槳，如圖所示。雙葉槳的幾何形狀多旋翼無人機(jī)飛行原理

四旋翼無人機(jī)，當(dāng)飛行器懸停時，拉力正好抵消重力，四個螺旋槳拉力產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩、偏航力矩均為零，四個螺旋槳反扭矩效應(yīng)均被抵消。如果同時同量地增加四個螺旋槳的轉(zhuǎn)速，則螺旋槳產(chǎn)生的總拉力增大，因此拉力大于重力，而力矩和依然為零，四旋翼就會上升；反之則下降。四旋翼無人機(jī)懸停時的氣動力多旋翼無人機(jī)飛行原理

當(dāng)飛行器前后飛行時，同時同量減少螺旋槳#1、#4的轉(zhuǎn)速，同時同量增加螺旋槳#2、#3的轉(zhuǎn)速，會引起四旋翼俯仰。然后，拉力會產(chǎn)生向前或向后的分量，操縱飛行器前后運(yùn)動?？梢钥吹剑淖兏┭龊?，傾斜拉力的垂直分量會減小，將不再等于多旋翼的重力，因此需要增加拉力，使其垂直方向的分力足以抵消重力。四旋翼無人機(jī)前后飛行時的氣動力固定翼無人機(jī)的受力平衡

它是相對于地球表面不動的一種坐標(biāo)系，如圖所示，原點(diǎn)取自地面上的某一點(diǎn)（如飛機(jī)在地面上的起飛點(diǎn)，或進(jìn)入空戰(zhàn)時的初始位置），xg軸位于水平面內(nèi)，指向某一固定方向（如飛機(jī)的航線，或空戰(zhàn)開始時截?fù)魴C(jī)到目標(biāo)的視線方向等），zg軸垂直于地平面向下，yg軸則由右手定則來確定。無人機(jī)運(yùn)動的坐標(biāo)系地面慣性坐標(biāo)系Sg(ogxgygzg)地面慣性坐標(biāo)系固定翼無人機(jī)的受力平衡

這是固定在飛機(jī)機(jī)體上的一個坐標(biāo)系，如圖所示，原點(diǎn)取在飛機(jī)的質(zhì)心，X軸與飛機(jī)縱軸一致，指向飛機(jī)前方。Y軸垂直于飛機(jī)對稱面并指向右方。Z軸在飛機(jī)對稱面內(nèi)并且垂直于縱軸，指向下方。無人機(jī)運(yùn)動的坐標(biāo)系機(jī)體坐標(biāo)系Sb(obxbybzb)機(jī)體坐標(biāo)系固定翼無人機(jī)的受力平衡

原點(diǎn)固聯(lián)在飛機(jī)的重心上，xw軸指向飛機(jī)相對于空氣的速度矢量的方向，zw軸位于飛機(jī)對稱面內(nèi)，且垂直于xw軸，指向下方。yw軸垂直于xw和zw軸，指向右方。由于飛機(jī)速度方向與氣流坐標(biāo)系xw軸方向相同，所以，氣流坐標(biāo)系又稱為速度坐標(biāo)系，如圖所示。無人機(jī)運(yùn)動的坐標(biāo)系氣流坐標(biāo)系Sw(owxwywzw)氣流坐標(biāo)系固定翼無人機(jī)的受力平衡

如圖所示，原點(diǎn)O取在飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)系與飛機(jī)固連；xs軸與飛行速度V在飛機(jī)對稱平面內(nèi)的投影重合一致；zs軸在飛機(jī)對稱平面與xs軸垂直并指向機(jī)腹下方，與氣流系zw一致；ys軸與機(jī)體軸yb重合一致。無人機(jī)運(yùn)動的坐標(biāo)系穩(wěn)定坐標(biāo)軸系Ss(osxsyszs)穩(wěn)定坐標(biāo)系固定翼無人機(jī)的受力平衡

航跡坐標(biāo)系又稱彈道固連坐標(biāo)系，如圖所示。它的原點(diǎn)O位于飛行器質(zhì)心，坐標(biāo)系與飛機(jī)固連。xk軸始終與飛行器的飛行速度V重合一致；zk軸則位于包含飛行速度V在內(nèi)的鉛垂面內(nèi)，與xk軸垂直并指向下方；yk軸垂直于平面okxkzk，指向右。無人機(jī)運(yùn)動的坐標(biāo)系航跡坐標(biāo)系Sk(okxkykzk)航跡坐標(biāo)系固定翼無人機(jī)的受力平衡

機(jī)體坐標(biāo)系與氣流坐標(biāo)系之間的角度就是飛機(jī)運(yùn)動的氣動角，即迎角α和側(cè)滑角β，如圖所示。迎角α：飛機(jī)速度向量V在飛機(jī)對稱面上的投影與機(jī)體軸obxb的夾角，以V的投影在機(jī)體軸obxb之下為正。側(cè)滑角β：飛機(jī)速度向量V與飛機(jī)對稱面的夾角，以V處于對稱面之右為正。無人機(jī)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換飛機(jī)的氣動角飛機(jī)的氣動角固定翼無人機(jī)的受力平衡

機(jī)體坐標(biāo)系與地面慣性坐標(biāo)系之間的夾角就是飛機(jī)的姿態(tài)角，又稱歐拉角。俯仰角：機(jī)體軸obxb與地平面（水平面ogxgyg）之間的夾角，飛機(jī)抬頭為正。偏航角（方位角）：機(jī)體軸obxb在水平面ogxgyg上的投影與地軸ogxg之間的夾角，以機(jī)頭右偏為正。滾轉(zhuǎn)角（傾斜角）：飛機(jī)對稱面繞機(jī)體軸obxb轉(zhuǎn)過的角度，右滾為正。無人機(jī)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的姿態(tài)角固定翼無人機(jī)的受力平衡

氣流坐標(biāo)系與地面慣性坐標(biāo)系之間的夾角即為飛機(jī)的航跡角，其定義如下：航跡傾斜角γ：飛行速度矢量與地平面間的夾角，以飛機(jī)向上飛時為正；航跡偏航角χ：飛行速度矢量在地平面上的投影與ogxg間的夾角，以速度在地平面的投影在ogxg之右時為正；航跡滾轉(zhuǎn)角μ：速度軸ozw與包含速度軸ozw的鉛垂面間的夾角，以飛機(jī)右傾斜為正。無人機(jī)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換飛機(jī)的航跡角飛機(jī)的航跡角固定翼無人機(jī)的受力平衡

與歐美坐標(biāo)系一樣，蘇聯(lián)坐標(biāo)系也采用三維正交軸系定義，且遵守右手法則。但蘇聯(lián)坐標(biāo)系定義oy軸向上，oz軸則垂直于oxy平面向右，如圖2.53所示，oxtytzt為機(jī)體坐標(biāo)系，oxqyqzq為氣流坐標(biāo)系。各坐標(biāo)系之間的坐標(biāo)變換也遵從同樣的變換規(guī)律。蘇聯(lián)坐標(biāo)系與歐美坐標(biāo)系的異同蘇聯(lián)坐標(biāo)系示意圖固定翼無人機(jī)的受力平衡

從力學(xué)的觀點(diǎn)來看，阻礙航空器飛行的力主要有兩種：一是地球的吸引力，即重力，這種力試圖將飛行器拉回地面；二是空氣的阻力，這種力試圖阻礙航空器向前運(yùn)動。不同的航空器，克服這兩種阻礙的方法也不同。無人機(jī)借助空氣產(chǎn)生的升力來克服重力，依靠發(fā)動機(jī)（噴氣或螺旋槳）產(chǎn)生的推力克服空氣的阻力，如圖所示。無人機(jī)上的作用力和受力平衡無人機(jī)飛行中的受力示意圖無人機(jī)上的作用力固定翼無人機(jī)的受力平衡

“重力”是無人機(jī)上所有部件重量的總和；“升力”是無人機(jī)上所有部件所受氣動力的合力在垂直方向上的分量；“阻力”是無人機(jī)上所有部件所受氣動力的合力在飛行器速度方向上的分量；“推力”是無人機(jī)上所有發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力（或拉力）的合力在無人機(jī)速度反方向上的分量。無人機(jī)的力平衡問題可分為縱向平衡、橫向平衡和航向平衡。無人機(jī)上的作用力和受力平衡無人機(jī)上的力平衡縱向平衡

無人機(jī)作等速直線飛行時，在