無人機飛行原理-固定翼無人機飛行原理

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(zhuǎn)或改變其滾轉(zhuǎn)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(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，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3、航向操縱性

航向操縱性，是指當(dāng)操縱偏轉(zhuǎn)方向舵后，無人機繞豎軸轉(zhuǎn)動而改變其側(cè)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(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側(cè)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(cè)滑角β，由于側(cè)滑角的出現(xiàn)，在垂直尾翼、機翼、機身等部件上又會引起側(cè)向力，其合力對無人機重心形成使機頭向左偏轉(zhuǎn)的航向靜穩(wěn)定力矩。

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(zhì)上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習(xí)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(zhuǎn)，將發(fā)動機轉(zhuǎn)動功率轉(zhuǎn)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定翼無人機都是依靠螺旋槳產(chǎn)生拉力/推力（實質(zhì)上，拉力也是推力，只是對于螺旋槳無人機，習(xí)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(zhuǎn)。如果看到螺旋槳是順時針方向旋轉(zhuǎn)，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(rèn)為是螺旋槳旋轉(zhuǎn)時最大旋轉(zhuǎn)面的直徑。3）槳葉角

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

槳葉角，是指槳葉剖面的弦線與旋轉(zhuǎn)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

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(xì)，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(gòu)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(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)阻力Q。2）影響因素

影響螺旋漿的拉力和旋轉(zhuǎn)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3、螺旋槳的副作用

1）螺旋槳的進動

當(dāng)無人機在俯仰運動或轉(zhuǎn)動時，即螺旋槳轉(zhuǎn)軸受到操縱力矩作用時，螺旋槳并不完全按照預(yù)定的方向轉(zhuǎn)動，而是會繞另一個方向偏轉(zhuǎn)，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(zhuǎn)動時，如果拉桿使機頭上仰，給螺旋槳一個上仰力矩。當(dāng)螺旋槳葉轉(zhuǎn)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(zhuǎn)動，原來的上方槳葉轉(zhuǎn)到右邊時，出現(xiàn)向后的速度V，原來在下方的槳葉轉(zhuǎn)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(zhuǎn)。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(zhuǎn)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(zhuǎn)阻力，旋轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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

3）螺旋槳滑流的扭轉(zhuǎn)作用

螺旋槳轉(zhuǎn)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(zhuǎn)方向扭轉(zhuǎn)流動，這種由螺旋槳的作用而向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流，叫做螺旋槳的滑流。

假設(shè)從機尾向機頭看去，螺旋槳順時針旋轉(zhuǎn)，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(zhuǎn)，下層滑溜自右向左后方扭轉(zhuǎn)。

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(zhuǎn)力矩，使機頭向左偏轉(zhuǎn)。二、固定翼無人機飛行原理5.平衡

二、固定翼無人機飛行原理5.平衡2、坐標(biāo)軸無人機的任何一種運動都可以分解成全機隨著重心的移動和繞重心的轉(zhuǎn)動。研究固定翼無人機飛行運動時選取機體坐標(biāo)原點是與機體固連，原點位于機體的重心O。

縱軸，通過重心，位于無人機對稱面內(nèi)，沿機身軸線，箭頭指向機頭方向。無人機繞縱軸的轉(zhuǎn)動叫滾轉(zhuǎn)或橫滾運動。

立軸，通過重心，在無人機對稱面內(nèi)，并與縱軸垂直的直線指向上方。無人機繞立軸的轉(zhuǎn)動叫偏轉(zhuǎn)或偏航運動。

橫軸，通過重心并與對稱面垂直，箭頭指向右機翼。無人機繞橫軸的轉(zhuǎn)動叫俯仰運動。二、固定翼無人機飛行原理5.平衡

二、固定翼無人機飛行原理5.平衡

二、固定翼無人機飛行原理5.平衡

2.2.1升力二、固定翼無人機飛行原理1.升力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(shè)計要求，其中也包括結(jié)構(gòu)、強度方面要求的翼型是非常重要的。二、固定翼無人機飛行原理1.升力1、翼型

1）定義及幾何參數(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(cè)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?jǐn)?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?jǐn)?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1.升力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(shè)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(yīng)選擇大升阻比對應(yīng)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.升力1、翼型

3）機翼平面形狀

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(xì)，即流管截面積減小，氣流速度大，故壓強減?。?/p>

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(fù)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

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2、升力的產(chǎn)生及影響因素3）升力系數(shù)

失速，是指當(dāng)迎角增大到一定程度時，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，這種現(xiàn)象稱為失速。失速剛剛出現(xiàn)時的迎角稱為“臨界迎角”，某翼型在0～20o迎角下模擬飛行狀態(tài)，可以看到16o是失速迎角，此時尾部出現(xiàn)渦流區(qū)。在三種情況下，迎角容易超過臨界迎角：低速飛行高速飛行轉(zhuǎn)彎飛行失速時，常常伴隨著螺旋，也就是當(dāng)一側(cè)機翼先于另一側(cè)機翼先失速，無人機會朝先失速的一側(cè)機翼方向沿縱軸旋轉(zhuǎn)，稱為螺旋。改出螺旋的基本方法：推桿到底，并向反方向拉桿，如果發(fā)動機是高速運轉(zhuǎn)，必須立即收油門，向螺旋相反方向打舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法改出。二、固定翼無人機飛行原理1.升力3、增升裝置

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。

前緣增升裝置（a）前緣襟翼；（b）機翼前緣下垂；（c）前緣縫翼；（d）克魯格襟翼。后緣增升裝置（a）簡單襟翼；（b）開裂襟翼；（c）單縫襟翼；（d）富勒襟翼；（e）雙縫襟翼；（f）三縫襟翼。二、固定翼無人機飛行原理3.升阻比

二、固定翼無人機飛行原理6.穩(wěn)定性

通常將穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。

靜穩(wěn)定性是指在飛行過程中，如果無人機受到擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，擾動消失以后，不經(jīng)人為操縱，無人機具有自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢，則稱其具有靜穩(wěn)定性。1、縱向靜穩(wěn)定性

縱向靜穩(wěn)定性，是指當(dāng)無人機受到微小擾動而偏離原來縱向平衡狀態(tài)，并在擾動消失以后，能自動恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的特性。

無人機的縱向穩(wěn)定性主要取決于無人機重心的位置，只有當(dāng)重心位于焦點前面時，無人機才是縱向穩(wěn)定的；

如果重心位于焦點之后，無人機則是縱向不穩(wěn)定的。二、固定翼無人機飛行原理6.穩(wěn)定性2、橫向靜穩(wěn)定性

橫向靜穩(wěn)定性，是指無人機受擾動以致橫向平衡狀態(tài)遭到破壞，在擾動消失后，無人機自身能產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使其趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)。反之，就沒有橫向靜穩(wěn)定性。1）機翼上反角的作用

因上反角的作用，右翼有效迎角增大，升力也增大；左翼則相反，有效迎角和升力都減小。左右機翼升力之差形成的滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小或消除傾斜，進而消除側(cè)滑，使無人機具有自動恢復(fù)橫向平衡狀態(tài)的趨勢。

具有機翼上反角的無人機具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。二、固定翼無人機飛行原理6.穩(wěn)定性2、橫向靜穩(wěn)定性

橫向靜穩(wěn)定性，是指無人機受擾動以致橫向平衡狀態(tài)遭到破壞，在擾動消失后，無人機自身能產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使其趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)。反之，就沒有橫向靜穩(wěn)定性。2）機翼后掠角的作用

具有機翼后掠角的無人機具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。3）垂直尾翼的作用

垂直尾翼也對橫向穩(wěn)定性有一定作用，當(dāng)無人機出現(xiàn)側(cè)滑角時，在垂直尾翼上會產(chǎn)生側(cè)力，因為垂直尾翼一般在機身的上方，因此這個側(cè)力能提供一個滾轉(zhuǎn)力矩，即橫向恢復(fù)力矩，因此，垂直尾翼也具有橫向穩(wěn)定性作用。二、固定翼無人機飛行原理6.穩(wěn)定性3、航向靜穩(wěn)定性

航向穩(wěn)定性，是指無人機飛行受到擾動以致方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，無人機能趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)。反之，就沒有航向靜穩(wěn)定性。

假設(shè)當(dāng)有外界擾動從左前方吹來，使無人機偏離了原來的航向，產(chǎn)生向右的側(cè)滑，相對氣流方向和固定翼無人機的對稱面之間有一個側(cè)滑角β，此時，空氣從無人機的左前方吹來作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的附加側(cè)力Z，此力對無人機重心形成一個方向穩(wěn)定力矩，力圖使機頭左偏，消除側(cè)滑，使無人機趨向于恢復(fù)方向平衡狀態(tài)。

因此，垂直尾翼具有航向穩(wěn)定性的作用。二、固定翼無人機飛行原理2.阻力

二、固定翼無人機飛行原理2.阻力1、阻力的產(chǎn)生及影響因素

2）壓差阻力壓差阻力的大小，與物體的迎風(fēng)面積、形狀以及在氣流中的位置有關(guān)。物體的迎風(fēng)面積越大