固定翼無人機組裝調試與飛行實訓 課件 項目二 飛行與操縱原理解讀（8學時）

項目二飛行與操縱原理解讀（8學時）機翼的翼型與幾何參數的相關概念；低速氣流的特性及相關定理；固定翼無人機升力產生原因與阻力類型；固定翼無人機的平衡與穩(wěn)定及飛行操縱原理。準確描述機翼的翼型與幾何參數的相關定義，理解各參數（技術指標）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升力產生的原因，理解飛機失速的相關概念；掌握固定翼飛機的阻力類型及形成原因，了解升阻比的相關概念；概括固定翼飛機平衡、穩(wěn)定、操縱的基本概念及三者之間的關聯(lián)與約束。主要教學內容教學目標1機翼的翼型與幾何參數翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數相對彎度安裝角定義：沿著與飛機對稱面平行的平面在機翼上切出的剖面稱為機翼的翼型，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，即與前緣內切的內切圓半徑。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）。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的機翼，以及低超音速飛行的超音速飛機機翼；②尖頭尖尾的，用于超音速飛機機翼和導彈的彈翼。1機翼的翼型與幾何參數翼型的定義弦

長相對厚度最大厚度位置1-1翼型及其特性參數相對彎度安裝角平凸型：在構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。雙凸型：升力、阻力特性較好，構造簡單，廣泛應用于活塞式發(fā)動機的飛機上。對稱型：升力、阻力特性較好，構造簡單，用于各種飛機的尾翼上。菱型：前端尖，高速阻力特性較好，多用于超音速飛機。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機翼的翼型與幾何參數翼型的定義弦

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：與實際機翼面積相等，氣動力矩相同的當量矩形機翼的弦長，它在數值上等于機翼面積除以機翼的翼展。cmax翼型最大厚度與弦長之比，稱為翼型的相對厚度，常用百分數表示。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數表示。（30～50%）1機翼的翼型與幾何參數翼型的定義弦

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%）翼型弦線與飛機軸線之間的夾角，一般為0～4°xc1機翼的翼型與幾何參數翼型的定義弦

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%。有了這個四位數就知道翼型的具體形狀了！還有五位數、六位數的表示方法，請同學們查閱資料自行理解！1機翼的翼型與幾何參數機翼平面形狀機翼面積翼

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

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

l

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

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

展展弦比根梢比后掠角1-2機翼的幾何參數機翼前視形狀機翼各翼型離開前緣1/4弦長點的連線與垂直于飛機對稱平面的直線之間的夾角，稱為機翼的后掠角，并用符號χ表示?，F(xiàn)代高速飛機的后掠角χ＝35°～60°。機翼的前視形狀可用機翼的上反角來說明。垂直與飛機對稱平面的直線與機翼下表面（有的定義為與機翼翼弦平面）之間的夾角，稱為機翼的上反角ψ。通常規(guī)定上反為正，下反為負。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。根據運動參數隨時間的變化，我們可以將流動分為定常流動和非定常流動。定常流動：運動參數只隨位置，不隨時間變化；非定常流動：運動參數不僅隨位置而且隨時間變化。流體所占據的空間稱為流場，流場是分布流體運動參數的場（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，在同一時間內流過流管任意截面的流體質量相等。（質量守恒定律）——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。動壓為氣體流動時由流速產生的附加壓強，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，流速小的地方壓強大，流速大的地方壓強小。【連續(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。根據氣流指向不同，迎角可分為正迎角、負迎角和零迎角。氣流指向下翼面時，迎角為正；氣流指向上翼面時，迎角為負；氣流方向與翼弦重合時，迎角為零。3-2機翼升力的產生3飛機的升力和阻力以具有向上迎角的平凸翼型為例：空氣自機翼前緣分開后，在機翼上表面，流束變窄，流管截面積減小，流速增大，壓強減??；而下翼面流速變化不大使壓強基本不變。這樣，機翼的上下表面就產生壓力差，形成一種托舉力（即為升力?）實際上，機翼上下表面的壓強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則為飛機阻力的一種形式（壓差阻力）。視頻驗證3-3升力公式3飛機的升力和阻力升力與翼型的關系：對稱翼型：阻力系數比較小，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：下弧線向內凹入。能產生較大升力，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上。說明：飛機上不但機翼會產生升力，還有平尾和機身都可以產生升力，其它暴露在氣流中的某些部分都可以產生少許的升力。不過除了機翼以外，其它部分產生的升力都是很小的，所以通常用機翼的升力來代替整個飛機的升力。根據風洞實驗和理論證明，機翼的升力公式為：——空氣密度——機翼面積——相對速度——升力系統(tǒng)（翼型、迎角等）3-3升力公式3飛機的升力和阻力升力與迎角的關系：在一定范圍內，迎角增加，升力增加；當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，所以對飛機飛行姿態(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飛機的升力和阻力需要說明的是：失速本質上并非指飛機失去速度或速度不足，所以，導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，導致飛機失去穩(wěn)定。飛機失速下墜后，軌跡呈螺旋狀，大型飛機很難脫離這種狀態(tài)，極易墜毀。容易出現(xiàn)失速的情況包括：低速機動、危險天氣、弱動力飛行、非常規(guī)構型、人機耦合震蕩等。出現(xiàn)失速現(xiàn)象后，飛行員應立即推桿減小迎角，恢復升力。待飛機獲得速度后，再次轉入正常飛行。展弦比與失速：在飛行器設計時，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，升力系數下降率較為平緩等；當主冀失速時還能有姿態(tài)控制的能力進而脫離失速。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。展弦比設計關系到飛行器性能。短面寬的機翼（低展弦比）型阻較小，適合高速無人機。而長航時無人機則多采用高展弦比，以降低誘導阻力，增加滑翔性能。3-3升力公式3飛機的升力和阻力地面效應與失速：地面效應（GroundEflect）也稱為翼地效應或翼面效應，是一種使飛行器誘導阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學效應。固定翼飛行器當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。由于地面效應的存在，飛機在起降階段的失速概率將大大增加。這是因為，當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，機翼下面的氣流會被逐漸充塞（壓縮），作用在整個機翼下面的壓力明顯增大，使升力陡然增大，如操作不當，極易導致失速迎角出現(xiàn)。3-3升力公式3飛機的升力和阻力與升力有關的二個概念：①駐點：空氣與機翼前緣相遇的點，也是空氣相對于機翼的速度減小到零的點。如果對稱機翼相對來流旋轉了一個迎角，駐點就會稍稍向前緣的下表面移動。②增升裝置：有人機或大型無人機上使用，目的是為了在起飛或降落時增加機翼的升力，從而降低飛機的離地和接地速度，縮短起飛和降落滑跑的距離。目前經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；增大機翼面積；延緩機翼上的附面層的氣流分離，增大失速迎角。3飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力當氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此產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）中產生的。所以其大小取決于空氣的黏性、飛機的表面狀況（光滑程度）、同氣流接觸的飛機表面積（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飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力運動著的物體前后會形成壓強差，壓強差所產生的阻力被稱為壓差阻力。飛機的壓差阻力是由于氣流的分離而產生的。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面積等有關，其中最主要的是同物體的形狀有關。因此，減小壓差阻力的主要措施：①盡量減小迎風面積；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飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力飛機各部件之間由于氣流相互干擾而產生的一種額外阻力稱為干擾阻力。氣流流過翼-身連接處時，由于部件形狀的關系，形成了一個氣流的通道。A、B處壓強大，C處壓強小，這樣會在C處形成氣流阻塞，產生消耗動能的漩渦，能量消耗，額外阻力產生?？梢姼蓴_阻力和飛機不同部件之間的相對位置有關。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，飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產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生的阻力，這就是整流的作用。3飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力誘導阻力是機翼所獨有的一種阻力，它是伴隨升力的產生而產生的，因此可以說是為了產生升力而付出的一種“代價”。因為要產生升力，所以上翼面壓強低，下翼面壓強高，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，誘導阻力產生。3飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力下洗角和下洗速的理解：升力是氣流作用到機翼上的力。根據作用和反作用定律，必然有一個反作用力即負升力（－Y），由機翼作用到氣流上，它的方同向下，所以使氣流向下轉折一個角度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飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力因為

u的出現(xiàn)，升力也應當偏轉一個角度ε，與u垂直成為Yi。而這時飛機仍沿原來V的方向前進，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，它的方向與飛機飛行方向相反，所起的作用是阻攔飛機的前進，實際上是一種阻力。這種阻力是由升力的誘導而產生的，因此叫做誘導阻力。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉而引起的附加阻力。3飛機的升力和阻力3-4阻力類型及阻力公式按產生阻力的原因來分，低速飛機上的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力，前三者合稱廢阻力，誘導阻力也稱渦阻力；高速（超音速）飛機還會產生激波阻力等。摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力總阻力摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力組成低速飛機在每個速度下的總阻力。在渦阻力（InducedDrag）等于廢阻力（ParasiteDrag）的地方，阻力達到最小值。由于在給定飛行器質量的水平飛行中，升力是個常數，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。總阻力公式，式中各參數含義同升力公式3飛機的升力和阻力3-5關于升阻比升阻比：飛行器在同一迎角時的升力和阻力之比，也被認為是升力系數和阻力系數的比值。升阻比與飛機迎角、飛行速度等參數有關，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量越大。為了保持速度不變，阻力必須由發(fā)動機提供的推力來平衡。因此阻力越小，發(fā)動機所需要的功率也就越小。所以，升阻比最大時，飛機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，升阻比急劇減小（失速）。3飛機的升力和阻力3-5關于升阻比對一般的飛機而言，低速和亞音速飛機的升阻比可達17～18，跨音速飛機可達10～12，馬赫數為2的超聲速飛機約為4～8?？梢?，速度越大，升阻比越小。當飛機以一定的構型和速度（或馬赫數）在一定的高度上飛行時，把不同迎角α所對應的的升力系數CL、阻力系數CD繪制在同一坐標系上，所得到的的曲線稱為飛機的極曲線。過原點作極曲線的切線，就得飛機（或機翼）的最大升阻比，顯然這是飛機最有利的飛行狀態(tài)。4-1飛機的空間運動

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

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

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

姿態(tài)運動：飛機各部件繞飛機重心的轉動。姿態(tài)運動是用機體坐標系來描述的，坐標系的原點是飛機的重心，三個坐標軸分別是飛機的縱軸（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飛機的空間運動

4飛機的穩(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：機體坐標系

X軸與水平面的夾角。飛機抬頭為正，低頭為負。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：機體軸OX在地面上的投影與地軸間的夾角，以機頭右偏航為正，反之為負。滾轉運動：繞縱軸的運動，也稱傾斜運動，運動的程度用滾轉角Φ來描述，通過操縱副翼來實現(xiàn)。傾斜角：指機體軸OZ軸與包含機體軸OX的鉛垂面間的夾角，飛機向右傾斜時為正，反之為負。4-1飛機的空間運動

4飛機的穩(wěn)定與操縱可見，飛機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，飛機的空間運動主要由H、L、Z、θ、ψ

和Φ

六個參數來描述，這也就是我們通常所說的飛機空間運動的六個自由度的概念。飛機（有人機或無人機）駕駛員只有隨時知道這六個參數，才能穩(wěn)定正確地操縱飛機。而飛機的平衡、穩(wěn)定與操縱主要是飛機的姿態(tài)運動，所以只涉及俯仰、方向和橫側三種運動。飛機的姿態(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)。對無人機而言，姿態(tài)運動則通過機載飛控機和執(zhí)行機構（舵機）來實現(xiàn)！這是無人機飛控系統(tǒng)的主要功能。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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，與物體的質量成反比，加速度的方向與合外力的方向相同。即：F=Ma。可見，決定加速度的因素是物體所受合力和物體的質量！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。總結：物體受力→產生加速度→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，判斷飛機的姿態(tài)運動時，必須要考慮飛機的受力情況。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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，圓球能夠自動恢復到原平衡位置，這種情況叫穩(wěn)定。在擾動取消后，圓球將沿弧形坡道滾下，離原平衡位置越來越遠，不能恢復到原狀態(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對擺軸構成一個力矩，使擺錘具有自動恢復原平衡位置的趨勢，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飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(wěn)定飛機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，那么這架飛機也就處于平衡狀態(tài)。可見，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，當外力和外力矩均為零時，飛機肯定處于平衡狀態(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)的橫側平衡。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

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

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(wěn)定飛機在空中作勻速直線飛行時，飛機是平衡的。倘若飛機受到一個小的外力干擾（例如突然吹來一陣風），破壞了它的平衡。在外力取消后，駕駛員不加操縱，飛機靠自身某個構件產生的力矩，就能恢復到原來的飛行狀態(tài)，這架飛機就是穩(wěn)定的；否則就是不穩(wěn)定的。如果始終保持一定的偏離，或者轉入另一種平衡狀態(tài)，那么，這架飛機就是中立穩(wěn)定。說明1：和單擺一樣，飛機的穩(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，飛機的穩(wěn)定性是飛機本身應具有的一種特性，或者說在飛機設計時就已經考慮到了。說明2：穩(wěn)定同樣是飛機姿態(tài)運動的一種表現(xiàn)，所以有俯仰穩(wěn)定、方向穩(wěn)定、橫側穩(wěn)定三種描述。固定翼！固定翼！固定翼！4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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，飛機抬頭或低頭。能靠飛機本身的機構（副翼）產生一個力矩，使它恢復到原來平衡飛行狀態(tài)，我們就說這架飛機是縱向穩(wěn)定的，否則就是縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復，也不遠離，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的水平尾翼。倘若一陣風從下吹向機頭，迎角增大，飛機抬頭。由于慣性的作用，飛機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，產生了一個向上的附加力

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

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(wěn)定注意：無論是抬頭還是低頭力矩，都是對飛機重心而言的，所以影響俯仰穩(wěn)定的重要因素有：迎角、飛機的水平尾翼、飛機的重心位置。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。重心和焦點之間的距離被定義為飛機的靜穩(wěn)定裕度（又稱靜穩(wěn)定度）。裕度越大，穩(wěn)定性就越強，但操縱性可能會減弱！這就提示我們：搭載任務載荷時，無人機可以通過在限制范圍內增加或減少頭部或尾部的配重調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飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(wěn)定方向穩(wěn)定和橫側穩(wěn)定可參照俯仰穩(wěn)定自行理解，但需強調：①方向穩(wěn)定力矩由側滑中垂尾產生，橫側穩(wěn)定力矩主要由側滑中機翼的上反角和后掠角產生。②飛機的側滑飛行是一種既向前又向側方的運動，側滑時，相對氣流從飛機側方吹來，相對氣流方向和飛機對稱面之間就有一個側滑角β。相對氣流從左前方吹來叫左側滑，相對氣流從右前方吹來叫右側滑。③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，在受擾產生傾斜和側滑后，易產生緩慢的螺旋下降。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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，固定翼是完整驅動系統(tǒng)，意思是它在任何情況下可以通過操縱舵面調整到任何姿態(tài)，并且保持住這個姿態(tài)(失速除外！)。所以說，固定翼無人機的自穩(wěn)定性和完整驅動性是其自身固有的特性，在飛行器的設計和制造等環(huán)節(jié)就已經考慮到了！4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(wěn)定三種飛行平臺的穩(wěn)定性比較其次，直升機是不穩(wěn)定系統(tǒng)，如果不施加控制，一陣風就吹翻了。但直升機卻是完整驅動系統(tǒng)，可以自由調整姿態(tài)。這是因為直升機槳面不但可以產生相對機身向上的推力，也可以產生相對機身向下的推力。而且直升機沒有失速問題，什么時候都能調整姿態(tài)。所以直升機雖然不穩(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)。直升機的完整驅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)對直升機的操縱。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-2飛機的平衡與穩(wěn)定

牛頓運動定律關于平衡關于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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)，也不是完整驅動系統(tǒng)（或者叫欠驅動系統(tǒng)）。它的槳只能產生相對機身向上的升力。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航系統(tǒng)來獲取姿態(tài)及位置信息?？上У氖?，在20世紀90年代之前，慣性導航系統(tǒng)因體積重量過大而無法在多旋翼中使用。之后，隨著微機電系統(tǒng)（MEMS,Micro-Electro-MechanicalSystem）研究的成熟，重量只有幾克的MEMS慣性導航系統(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，多旋轉翼無人機開始引領民用無人機發(fā)展潮流。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-3飛機的操縱性

所謂飛機的操縱性，通常是指飛機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系，飛機反應快慢，以及影響因素等（理論深）。操縱動作簡單、省力、飛機反應快，操縱性是好的。反之，操縱動作復雜、笨重、飛機反應慢，操縱性是不好的。不能操縱的飛機是不能上天飛行的。飛機的操縱其目的是改變飛機的姿態(tài)運動，進而實現(xiàn)其軌跡運動，所以，飛機的操縱同樣存在俯仰、方向和橫側三種操縱形式。俯仰操縱：升降舵，上偏→飛機抬頭；下偏→飛機低頭。方向操縱：方向舵，左偏→飛機左偏航；右偏→飛機右偏航。橫側操縱：副翼，左上右下→飛機左傾；左下右上→飛機右傾。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-3飛機的操縱性

升降舵偏轉角：用δy

表示，規(guī)定升降舵后緣下偏為正。δy

正向偏轉產生的俯仰力矩M為負值，即低頭力矩。方向舵偏轉角：用δz

表示，規(guī)定方向舵后緣向左偏轉為正。δz

正向偏轉產生的偏航力矩N為負值，飛機向左偏轉。副翼偏轉角：用δx

表示，規(guī)定右副翼后緣下偏（左副翼隨同上偏）為正。δx

正向偏轉產生的滾轉力矩L為負值，飛機向左傾斜。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-3飛機的操縱性

爬升受力：從水平飛行到爬升的轉換期間，升力的變化發(fā)生在升降舵拉起的一開始。飛機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，飛機開始爬升。當穩(wěn)定爬升后，迎角和升力再次恢復到水平飛行時的值。所以，處于穩(wěn)定爬升狀態(tài)的機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，導致總阻力增加。進一步分析：若要保持爬升時空速與平飛時一