固定翼無人機組裝調(diào)試與飛行實訓(xùn) 課件全套 項目1-5 系統(tǒng)綜述與結(jié)構(gòu)認(rèn)知- 垂起固定翼超視距飛行訓(xùn)練

項目一系統(tǒng)綜述與結(jié)構(gòu)認(rèn)知（4學(xué)時）回味歷史（發(fā)展歷程，閱讀）；系統(tǒng)組成（講授，1學(xué)時）；飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知（講授、研討、課堂練習(xí)，3學(xué)時）。簡述固定翼無人機的發(fā)展脈絡(luò)、典型個例及軍事應(yīng)用，感受戰(zhàn)爭需求牽引固定翼無人機的發(fā)展脈絡(luò)；掌握固定翼無人機的定義、特點、系統(tǒng)組成及常見類型；闡述固定翼無人機飛行器系統(tǒng)的具體結(jié)構(gòu)，理解各組成部分的具體功能。主要教學(xué)內(nèi)容教學(xué)目標(biāo)1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程定義：由動力裝置產(chǎn)生前進(jìn)的推力或拉力，由機身固定的機翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的無人機，是屬于航空器范疇。特點：載荷大、續(xù)航時間長、航程遠(yuǎn)、飛行速度快、飛行高度高。但傳統(tǒng)固定翼起降受場地限制、無法懸停。推力拉力復(fù)合翼1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程建立“結(jié)構(gòu)全系統(tǒng)”概念：作為無人機的一種，固定翼無人機系統(tǒng)同樣包括在天上飛行的無人飛行器以及與之配套的地面控制系統(tǒng)、構(gòu)成天地回路的數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)、任務(wù)載荷系統(tǒng)等等，所以無人機更應(yīng)該被稱為無人機系統(tǒng)。在軍事應(yīng)用領(lǐng)域，不同的固定翼無人機系統(tǒng)，由于其擔(dān)負(fù)的任務(wù)不同，其大小、質(zhì)量、復(fù)雜程度等也各不相同，但就其基本組成來說，一般可分為“無人飛機”和“地面站”兩部分，供應(yīng)訂貨的配套，往往以“幾架飛機和一個地面站”為一個單位，例如“3機1站”、“6機1站”等；而在民用領(lǐng)域，出于成本考慮，多采用單機單站配套，即一架飛機配套一個地面站。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。飛行器系統(tǒng)：可能通俗地理解為天上飛的那一部分，包括：飛機機體、飛機的動力裝置（推進(jìn)系統(tǒng)）、飛行操縱裝置、機體供電系統(tǒng)等。當(dāng)然還應(yīng)有航空電子設(shè)備（控制與導(dǎo)航系統(tǒng)）、機載數(shù)據(jù)終端（數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)的機載部分）和任務(wù)設(shè)備系統(tǒng)的有效載荷。主要功能：為無人機飛行器提供飛行動力，同時把各分系統(tǒng)及部件連為一體并具有良好的氣動外形，最終為任務(wù)載荷提供飛行平臺。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。發(fā)射與回收系統(tǒng)：用來保證無人機的正常發(fā)射和回收。包括發(fā)射架（車）或助飛器、發(fā)射時檢測設(shè)備、回收設(shè)備（回收傘、回收車或起落設(shè)備）等。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。飛行控制與自主導(dǎo)航系統(tǒng)：控制相當(dāng)于“駕駛”，是指通過操縱飛機的操縱面（副翼、方向舵、升降舵等）來控制飛行姿態(tài)，以期達(dá)到預(yù)定的飛行高度、速度或完成需要的機動及作業(yè)飛行要求，就像開車一樣！導(dǎo)航是指引導(dǎo)無人機沿著選定航線，準(zhǔn)確到達(dá)目的地。因此導(dǎo)航相當(dāng)于領(lǐng)航員！導(dǎo)航側(cè)重于提供導(dǎo)航參數(shù)和時間同步，其本質(zhì)是確定無人機的瞬時空間位置，即定位。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。因此，控制與導(dǎo)航系統(tǒng)被認(rèn)為是無人機系統(tǒng)的指揮控制中心，用來保障無人機穩(wěn)定地沿要求航線飛行，以便到達(dá)預(yù)定的任務(wù)區(qū)域，同時，無人機上傳輸過來的圖像、飛行狀態(tài)參數(shù)及遙測數(shù)據(jù)等在此進(jìn)行處理與顯示。分為機載（航空電子）和地面（飛行控制與任務(wù)控制）兩部分。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。機載的飛行控制與管理部分稱為航空電子，或直接稱之為飛控，由飛行控制管理計算機、機載測量裝置、伺服機構(gòu)等組成。主要功能是：自動駕駛、飛行動作控制、航跡控制、任務(wù)控制、發(fā)動機控制、飛行管理、數(shù)據(jù)采集、遙控解碼、遙測編碼，還具有發(fā)動機停車、開傘回收控制以及應(yīng)急情況處置等。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。地面指揮控制也稱為地面站，分為飛行控制和任務(wù)控制。飛行控制和任務(wù)控制指令的產(chǎn)生、飛行器機載設(shè)備工作狀態(tài)信息和圖像的顯示、飛行器所處位置及飛行航線規(guī)劃、目標(biāo)定位等全歸屬于地面指揮控制系統(tǒng)。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。綜合無線電系統(tǒng)：也稱數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)：主要完成對無人機的無線電遙控、遙測和定位，以及圖像傳輸，構(gòu)成天地回路（上、下行），還能實現(xiàn)與友鄰單位的通信。一般包括地面和機載的無線電系統(tǒng)及基配套鏈路。地面數(shù)據(jù)終端通常是一種微波電子系統(tǒng)及天線，在地面與飛機之間提供視距通信，有時通過衛(wèi)星提供。機載部分包括接收機，用于接收地面指令，還包括遙測發(fā)射機、視頻發(fā)射機及天線等，用于傳遞圖像及遙測數(shù)據(jù)。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。電氣/供電系統(tǒng)：為機上及地面設(shè)備供電，包括電力的產(chǎn)生、儲存、變換、分配和控制的所有部件，如地面電源車、油機，機載的備用電池組、發(fā)電機、穩(wěn)壓電源，還包括機上和車載的布線、電纜和接頭等。無人機電氣系統(tǒng)一般包括電源、配電系統(tǒng)、用電設(shè)備三個部分，電源和配電系統(tǒng)兩者的組合統(tǒng)稱為供電系統(tǒng)。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。地面保障設(shè)備：包括運輸、裝卸、測試、通信（與友鄰單位，電臺）、維修及模擬訓(xùn)練設(shè)備等。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。任務(wù)設(shè)備系統(tǒng)：用來完成指定的任務(wù)。不同用途的無人機安裝不同的任務(wù)設(shè)備，例如軍用無人機中偵察設(shè)備、定位校射設(shè)備、靶機任務(wù)設(shè)備、電子對抗設(shè)備、航空武器等；民用無人機中的航拍、測繪、植保、森林防火等。通常情況下，任務(wù)設(shè)備系統(tǒng)是無人機中最昂貴的子系統(tǒng)！1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程為加強專業(yè)學(xué)習(xí)的針對性：我們將無人機系統(tǒng)按專業(yè)歸類分為飛行器（含發(fā)射與回收）、控制與導(dǎo)航、綜合無線電、供電、保障支援、任務(wù)設(shè)備等分系統(tǒng)。1系統(tǒng)組成定義與特點典型個例全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡要工作過程從工作過程的角度：固定翼無人機的工作過程可分為四個階段：起飛爬升、導(dǎo)航控制、執(zhí)行任務(wù)和降落回收。但為了保障無人機的無故障升空，在起飛前還有大量的地面裝調(diào)和測試等工作，所以從作業(yè)流程的角度來講，應(yīng)該作進(jìn)一步的細(xì)分，具體如下：①作業(yè)組織準(zhǔn)備任務(wù)受領(lǐng)與分析場地選擇與布置任務(wù)及航線規(guī)劃空域申請與報備②飛行前準(zhǔn)備飛機供電檢查靜態(tài)聯(lián)合調(diào)試發(fā)動機試車聯(lián)合拉距離試驗③起飛與爬升發(fā)射陣地完成各項準(zhǔn)備后，依照指定的發(fā)射方式起飛無人機并爬升到預(yù)定高度。④導(dǎo)航控制飛行爬升轉(zhuǎn)平飛，由導(dǎo)航控制系統(tǒng)形成指令，控制各操縱面，無人機按預(yù)定航線飛行。⑤執(zhí)行作業(yè)任務(wù)當(dāng)無人機被成功引導(dǎo)進(jìn)入預(yù)定空域后，由地面站控制機載任務(wù)設(shè)備實施指定作業(yè)。⑥著陸回收完成任務(wù)后，由回收設(shè)備對無人機進(jìn)行安全降落并撤收，對作業(yè)信息進(jìn)行處理。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知常規(guī)布局固定翼飛行平臺的三大組成：機體、動力系統(tǒng)、發(fā)射與回收裝置。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。機翼：產(chǎn)生升力的主要部件，用以支持無人機在空中飛行，起到一定的穩(wěn)定和操縱作用。其上裝有副翼（機翼外側(cè)）和襟翼（機翼內(nèi)側(cè)），副翼用以保證無人機的橫向操縱，襟翼用以改善無人機起飛和著陸時的性能。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。機翼受力分析：作用在飛機機翼上的外力有：重力、升力、發(fā)動機或其它部件傳來的力等。這些外力會引起機翼的五種變形：彎曲、扭轉(zhuǎn)、剪切、拉伸、壓縮。機翼可視為固鏈在機身上的懸臂梁，當(dāng)機翼受到上述外力作用而產(chǎn)生變形時，其內(nèi)部會產(chǎn)生反抗這種變形的力，稱為內(nèi)力。承受這些內(nèi)力的部件稱之為機翼的受力構(gòu)件，其作用是保證機翼的空氣動力外形，并進(jìn)一步保證飛機在飛行的穩(wěn)定與操縱特性。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。機翼的縱向骨架：包括翼梁、縱墻和桁條三種類型，其結(jié)構(gòu)和受力依次減弱。其中翼梁是最強有力的縱向構(gòu)件，承受全部或大部彎矩和剪力；縱墻常放置在靠近機翼的前后緣，與上下蒙皮相連；桁條主要起支持蒙皮的作用。機翼的橫向骨架：包括普通翼肋和加強翼肋，其作用是形成并維持剖面形狀，把蒙皮和桁條傳來的空氣動力傳給翼梁。加強翼肋還能傳遞和承受較大的集中載荷。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。機身：將機翼、尾翼、動力裝置等連為一體，裝載各種電氣設(shè)備和油料等。從空氣動力學(xué)角度看，機身并不是必要的。如果機翼足夠大，能裝載各種設(shè)備時，則機身是可以取消的，沒有機身的飛行器稱為飛翼。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。普通隔框：主要維持機身外形，支持蒙皮及桁條，承受局部氣動力（木質(zhì)）。加強隔框：既承擔(dān)普通隔框作用，更主要的是承受和傳遞集中載荷（金屬）。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。尾翼：通常包括水平尾翼和垂直尾翼，簡稱平尾和垂尾。平尾一般由固定的水平安定面和可偏轉(zhuǎn)的升降舵組成；垂尾由固定的垂直安定面和方向舵組成。安定面的作用是使飛機具有適度的靜穩(wěn)定性，升降舵和方向舵的作用是進(jìn)行飛機的俯仰和偏航操縱。副翼、升降舵、方向舵稱為飛機的主操縱面。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。蒙皮：包在機身和機翼縱橫骨架外，維持外形并與空氣直接接觸的構(gòu)件，因此要求表面光滑，以免增加阻力影響飛行性能。主要作用：1）維持機翼的氣動外形；2）承受局部氣動力，把壓力或吸力傳遞到縱向骨架上；3）與翼梁和縱墻腹板構(gòu)成封閉盒，承受彎矩、扭矩。機

體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知機體：一般由機翼、機身和尾翼等組成。機身將機翼、尾翼、動力和起落裝置等連為一體，并作為容器裝載各種設(shè)備和油料等。接頭：用于機翼和其它構(gòu)件的連接與拆卸，并實現(xiàn)構(gòu)件之間力的傳遞。單、雙耳式梳式機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知動力系統(tǒng)：產(chǎn)生前進(jìn)的拉力或推力，使無人機獲得飛行速度和升力。傳統(tǒng)固定翼大多采用活塞發(fā)動機作為動力裝置，但出于成本和使用方便的考慮，現(xiàn)階段，部分輕型和微型固定翼已開始普遍開始使用電動動力系統(tǒng)。油動系統(tǒng)：包括發(fā)動機本體和一系列保證發(fā)動機正常工作的輔助系統(tǒng)，除提供推力或拉力外，還在必要時配套發(fā)電機，為機載設(shè)備供電。（有專門課程?。╇妱酉到y(tǒng)：電池、電調(diào)、電機、螺旋槳和充電器。（多旋翼課程已講）機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知重要性強調(diào)：固定翼無人機的發(fā)射和回收方式遠(yuǎn)比旋翼類無人機復(fù)雜，飛行事故中的60%會出現(xiàn)在起飛和著陸階段。所以可靠的發(fā)射和回收方式是確保無人機安全飛行的要素之一。傳統(tǒng)固定翼發(fā)射和回收方式包括：起落架地面滑跑起飛：無人機依靠自身動力，借助起落架或其它專門起飛裝置的動力，在跑道上滑跑升空。（發(fā)動機已起動）有的起飛后即拋棄起落架小型一般不收起起落架長航時、遠(yuǎn)程一般收起起落架(有人機)離地速度和滑跑距離是兩個關(guān)鍵參數(shù)借助滑跑車時原理類似機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知火箭助推發(fā)射：無人機安裝在專門的發(fā)射架上，借助火箭推力，將無人機發(fā)射升空。（發(fā)動機已起動）一臺或多臺火箭做為助推器助推火箭工作時間一般為幾秒鐘起飛后拋棄助推器靈感來源于有人機零距離起飛（ZEL，Zero-LengthLaunch）概念美制“火蜂”機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知滑軌彈射：飛行器安裝在發(fā)射裝置的軌道上，在自身發(fā)動機和發(fā)射裝置中的助力設(shè)備共同作用下起飛。無人機飛離軌道后，在主發(fā)動機作用下完成飛行任務(wù)。一般都有長長的滑軌滑軌中的助力設(shè)備配合主發(fā)動機提供滑跑加速助力設(shè)備有彈力、液壓和氣動等類型若助力設(shè)備采用火箭，則等同于零長發(fā)射機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知手拋發(fā)射（投擲）：小、微型固定翼無人機的常見起飛方式，由投擲手在重心附近握住飛行器，助跑10～15m后，將無人機投擲到空中。助跑的目的是為了使無人機獲得所需的起飛速度。投擲方向應(yīng)選擇在逆風(fēng)方向上；飛行器尺寸小于3m，重量在十幾千克以下；一人或兩人控制，一人控制時身兼投擲手和飛控手雙重職責(zé)，即投擲后立即轉(zhuǎn)入用遙控器在視距內(nèi)控制飛機；投擲時飛機應(yīng)保持左右水平，機頭略上抬，投擲用力方向與機體軸同向。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知空中發(fā)射：無人機由運輸機、轟炸機、攻擊機等大型經(jīng)過改裝且與無人機相匹配的母機攜帶至空中，在指定的空域，啟動無人機的發(fā)動機，然后將無人機從空中發(fā)射出去。理論上，母機可將無人機帶到任何需要的空域，方式簡單易行，成功率高，且有效增大了無人機航程。分滑軌式發(fā)射和投放式發(fā)射；滑軌式發(fā)射時，軌道安裝在母機上，無人機靠自身動力滑出軌道；投放式發(fā)射時，無人機一般采用半隱蔽方式懸掛在固定翼母機的機翼或機腹下部，若采用直升機作為母機，則在兩側(cè)攜帶；根據(jù)發(fā)動機啟動時間，分為投放前啟動和投放后啟動。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知滑跑著陸：基本與有人機類似，不同之處有：（1）對跑道要求沒有有人機苛刻；（2）有些起落架局部被設(shè)計得較脆弱，可著陸時撞地?fù)p壞，吸收能量；（3）有些無人機在機尾裝有尾鉤，著陸滑跑時，尾鉤鉤住地面攔截繩縮短著陸滑跑距離?；苤懙目刂票然芷痫w要困難得多，正如有人機的離地容易著陸難；小型無人機一般采用目視遙控著陸方式，無人機需逆風(fēng)并呈環(huán)形軌跡下降，經(jīng)歷進(jìn)場、下滑、拉平、漂落和滑行等五個階段；大中型無人機則通過飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航定位/著陸系統(tǒng)、精確測高系統(tǒng)等，按照預(yù)定的程序和下滑曲線自主完成著陸動作。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知傘降回收：無人機利用機載的降落傘，按照預(yù)定程序或在操作手遙控指揮下到達(dá)回收區(qū)域上空，在發(fā)動機停車后自動可根據(jù)遙控指令適時開傘，降落在預(yù)定場地?；厥諅銘?yīng)預(yù)先規(guī)范折疊并裝入傘包，便于機載；無人機應(yīng)有足夠的載重和容積為傘包提供艙位；方形傘、平面圓頂傘、底邊延伸傘、十字形傘（穩(wěn)定性好，制造工藝簡單，開傘動載較小，應(yīng)用較多）等多種傘型可選。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知攔阻網(wǎng)回收：像用網(wǎng)捕捉鳥一樣的方法回收無人機，研究最早始20世紀(jì)70年代末期。其過程是：無人機在操縱手的遙控下，降低高度，減小速度，同時攔阻網(wǎng)系統(tǒng)的引導(dǎo)裝置引導(dǎo)無人機對準(zhǔn)攔阻網(wǎng)。當(dāng)無人機接觸到攔阻網(wǎng)后，飛行能量由攔阻網(wǎng)能量吸收器吸收，速度很快減為零。無人機撞網(wǎng)回收是一種理想的精確定點回收方式，特別適合小型固定翼無人機在狹窄回收場地或艦船上使用，可以認(rèn)為它是一種零距離回收方式。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知①

按機身數(shù)量不同單機身（常規(guī)）翼身融合多機身（2個）多機身（3個）多機身（5個）機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知②

按機翼所處機身上下位置不同上單翼高單翼中單翼下單翼雙層翼三層翼機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知③

按氣動布局不同常規(guī)布局鴨式布局無平尾布局大翼尖無尾布局飛翼氣動布局機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知④

按機翼/尾翼形狀不同矩形翼梯形翼圓形翼三角翼雙垂尾（T型）V型尾翼機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知⑤

按主要材料不同KT板：一種由聚苯乙烯（ExpandedPolystyrene，縮寫PS/EPS）EPS在外力的沖擊下極易碎裂和產(chǎn)生碎屑,顆粒經(jīng)過發(fā)泡生成板芯，經(jīng)過表面覆膜壓合而成的一種新型材料，板體挺括、輕盈、不易變質(zhì)、易于加工。EPO發(fā)泡塑料：由30%的聚乙烯PE和70%的聚苯乙烯PS組成。PE組分主要分布在材料的外層，促進(jìn)顆粒之間的塑化和結(jié)合，PS組分主要分布在材料的內(nèi)部，對于泡粒結(jié)構(gòu)具有良好的支撐作用。EPO最大程度的綜合了PE和PS的有點，在沖擊后不會產(chǎn)生碎裂，具有良好的抗沖擊性。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知⑤

按主要材料不同EPP塑料發(fā)泡材料：具有十分優(yōu)異的抗震吸能性能、形變后恢復(fù)率高，號稱柔性泡沫，另外，其質(zhì)量輕，可大幅度減輕物品重量。EPP還是一種環(huán)保材料，不僅可回收再利用，而且可以自然降解，不會造成白色污染。輕木結(jié)構(gòu)：多用輕木，結(jié)合少量高強度木材、金屬、塑料等材料，外部貼有塑料蒙皮。輕木機在結(jié)構(gòu)上跟載人飛機相似，它從設(shè)計到制作到試飛改進(jìn)，也都跟載人飛機的設(shè)計有著類似的流程。其強度和外形精準(zhǔn)度都較泡沫機高。機體動力系統(tǒng)發(fā)射與回收裝置固定翼分類2飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)認(rèn)知⑤

按主要材料不同復(fù)合材料結(jié)構(gòu)：通常用玻璃鋼或碳纖維材料，飛機外觀光潔度高，外形精準(zhǔn)度高，強度/密度較金屬高，因此現(xiàn)在各種大中小型的軍民飛機使用復(fù)合材料的比例越來越高。但其制作、維修工藝復(fù)雜。序號性能需求描述1質(zhì)輕且強度高無人機飛行作業(yè)時要適應(yīng)各種飛行環(huán)境和飛行條件，小型化、輕量化對無人機的性能和效率影響巨大。2耐腐蝕性碳纖維復(fù)合材料的化學(xué)穩(wěn)定性高，不易受化學(xué)物質(zhì)侵蝕，可在各種腐蝕環(huán)境下提高無人機壽命，降低維護(hù)和更換成本。3耐高溫性碳纖維復(fù)合材料對溫度變化的敏感度較低，不會產(chǎn)生蠕變和疲勞現(xiàn)象，連續(xù)長時間使用對飛行性能幾乎沒有影響。4抗電磁干擾碳纖維復(fù)合材料對電磁干擾的吸收能力較強，電磁干擾防護(hù)能力優(yōu)于傳統(tǒng)金屬材料，可有效提高無人機的電磁兼容性。項目小結(jié)：①牢固建立“結(jié)構(gòu)全系統(tǒng)”和“作業(yè)全流程”的理念。②副翼、升降舵和方向舵被稱為常規(guī)布局固定翼無人機的主操縱面，副翼決定橫滾運動，升降舵決定俯仰運動，方向舵決定偏航運動，理解這些是后續(xù)學(xué)習(xí)固定翼無人機飛行與操縱原理的基礎(chǔ)。項目一系統(tǒng)綜述與結(jié)構(gòu)認(rèn)知（4學(xué)時）③固定翼無人機在現(xiàn)階段已類型繁多，基于新技術(shù)、新材料、新工藝的發(fā)展，其成本也在逐步下調(diào)，建議初學(xué)者從自身經(jīng)濟承受能力出發(fā)，入手合適機型，既能對結(jié)構(gòu)進(jìn)行全系統(tǒng)認(rèn)知，又能為后續(xù)開展組裝、調(diào)試和實際飛行健全學(xué)習(xí)和訓(xùn)練條件。④固定翼無人機的起降方式多種多樣，都得到了一定程度的應(yīng)用。但在院校條件下，受場地及空域限制，稍大一點的固定翼便難以進(jìn)行實飛訓(xùn)練。本課程將選擇微型航模和小型垂起固定翼進(jìn)行飛行實訓(xùn)。課后作業(yè)：見教材項目一“習(xí)題”部分。項目一系統(tǒng)綜述與結(jié)構(gòu)認(rèn)知（4學(xué)時）項目二飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）機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；固定翼無人機升力產(chǎn)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(zhǔn)確描述機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升力產(chǎn)生的原因，理解飛機失速的相關(guān)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(guān)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(guān)聯(lián)與約束。主要教學(xué)內(nèi)容教學(xué)目標(biāo)1機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(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）。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(dǎo)彈的彈翼。1機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。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)動機的飛機上。對稱型：升力、阻力特性較好，構(gòu)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(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：與實際機翼面積相等，氣動力矩相同的當(dāng)量矩形機翼的弦長，它在數(shù)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?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%）翼型弦線與飛機軸線之間的夾角，一般為0～4°xc1機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機翼的翼型與幾何參數(shù)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(shù)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(shù)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(shù)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(shù)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(shù)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。現(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(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。動壓為氣體流動時由流速產(chǎn)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?！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機翼升力的產(chǎn)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?。欢乱砻媪魉僮兓淮笫箟簭娀静蛔?。這樣，機翼的上下表面就產(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(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上。說明：飛機上不但機翼會產(chǎn)生升力，還有平尾和機身都可以產(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。不過除了機翼以外，其它部分產(chǎn)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(jù)風(fēng)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(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飛機的升力和阻力需要說明的是：失速本質(zhì)上并非指飛機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(gòu)型、人機耦合震蕩等。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(dǎo)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(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(dāng)，極易導(dǎo)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(guān)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(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(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(chǎn)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(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)氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團(tuán)與飛機表面發(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(chǎn)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(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差，壓強差所產(chǎn)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(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處壓強大，C處壓強小，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，飛機的各個部件，如機翼、機身、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(dǎo)阻力產(chǎn)生。3飛機的升力和阻力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，它的方向與飛機飛行方向相反，所起的作用是阻攔飛機的前進(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?，式中各參數(shù)含義同升力公式3飛機的升力和阻力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?。ㄊ伲?飛機的升力和阻力3-5關(guān)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(dá)17～18，跨音速飛機可達(dá)10～12，馬赫數(shù)為2的超聲速飛機約為4～8?？梢?，速度越大，升阻比越小。當(dāng)飛機以一定的構(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(fù)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(zhuǎn)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(biāo)系來描述，此時，飛機相對大地坐標(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（無人機）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，軌跡運動與無人機的導(dǎo)航系統(tǒng)有關(guān)。

姿態(tài)運動：飛機各部件繞飛機重心的轉(zhuǎn)動。姿態(tài)運動是用機體坐標(biāo)系來描述的，坐標(biāo)系的原點是飛機的重心，三個坐標(biāo)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(biāo)系

X軸與水平面的夾角。飛機抬頭為正，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(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(fù)。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(shù)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(shù)，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(cè)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(gòu)（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(guān)于平衡關(guān)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(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。總結(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(guān)于平衡關(guān)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(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(guān)于平衡關(guān)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(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(guān)于平衡關(guān)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(dāng)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(cè)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(guān)于平衡關(guān)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(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(cè)平衡可由學(xué)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(guān)于平衡關(guān)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(fēng)），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(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(yīng)具有的一種特性，或者說在飛機設(shè)計時就已經(jīng)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(cè)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(guān)于平衡關(guān)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(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的水平尾翼。倘若一陣風(fēng)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(chǎn)生了一個向上的附加力

f，這個力相對于飛機重心O，產(chǎn)生了一個低頭力矩M1，使飛機低頭。經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，飛機就可恢復(fù)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(guān)于平衡關(guān)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(yuǎn)，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(wù)載荷時，無人機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(guān)于平衡關(guān)于穩(wěn)定飛機的平衡飛機的穩(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)滑中機翼的上反角和后掠角產(chǎn)生。②飛機的側(cè)滑飛行是一種既向前又向側(cè)方的運動，側(cè)滑時，相對氣流從飛機側(cè)方吹來，相對氣流方向和飛機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飛機的方向穩(wěn)定性與橫側(cè)穩(wěn)定性是相互耦合的。飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性過強而方向穩(wěn)定性過弱易產(chǎn)生明顯的飄擺現(xiàn)象，稱為荷蘭滾。飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性過弱而方向穩(wěn)定性過強，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(guān)于平衡關(guān)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(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(guān)于平衡關(guān)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(fēng)就吹翻了。但直升機卻是完整驅(qū)動系統(tǒng)，可以自由調(diào)整姿態(tài)。這是因為直升機槳面不但可以產(chǎn)生相對機身向上的推力，也可以產(chǎn)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(diào)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(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(guān)于平衡關(guān)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(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(dǎo)航系統(tǒng)來獲取姿態(tài)及位置信息。可惜的是，在20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)翼無人機開始引領(lǐng)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(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、飛機反應(yīng)快，操縱性是好的。反之，操縱動作復(fù)雜、笨重、飛機反應(yīng)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(jìn)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(cè)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(cè)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(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(zhuǎn)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(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致，則需增大發(fā)動機功率。功率大小依賴于爬升角度。如果爬升的航跡很陡峭，那么可用功率將不足，空速較低。所以剩余功率的大小確定了飛機的爬升性能。4飛機的穩(wěn)定與操縱4-3飛機的操縱性

轉(zhuǎn)彎受力：飛機轉(zhuǎn)彎一般伴隨著機體傾斜，導(dǎo)致升力傾斜。升力的水平分量指向轉(zhuǎn)彎中心形成向心力，飛機從直線航跡拉動到轉(zhuǎn)彎航跡；垂直分量小于重力，故應(yīng)增大迎角以保持飛行高度。但迎角增大又導(dǎo)致阻力增加，故需增大發(fā)動機推力以保持空速。項目小結(jié)：①補充幾個相關(guān)概念：項目二飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）右拉角(發(fā)動機安裝時)：由于發(fā)動機帶動螺旋槳逆時針旋轉(zhuǎn)，會對機身產(chǎn)生一個順時針的反扭力，會造成飛機橫滾偏轉(zhuǎn)，將發(fā)動機向右偏一定角度就能克服反扭力。下拉角(發(fā)動機安裝時)：由于飛機升力源于翼型，但升力過大會使飛機在飛行過程中不斷抬頭上升，最終失速墜機。將發(fā)動機向下偏一定角度可消去多余升力。壓力中心：指機翼升力的集中點。壓力中心的位置并不是固定的，飛機抬頭爬升時迎角加大，壓力中心前移；飛機俯沖迎角減小時，壓力中心后移。氣動中心：指在一定雷諾數(shù)下，當(dāng)翼型迎角改變時，翼型所受到的空氣動力對于此點的合力矩不變，那么這一點就稱為該翼型在當(dāng)前雷諾數(shù)下的氣動中心（aerodynamiccenter），又稱作焦點。項目小結(jié)：②翼型和機翼的各幾何參數(shù)，對機翼的氣動特性影響很大，特別是機翼面積、展弦比、梯形比、后掠角及相對厚度這五個參數(shù)，對機翼的空氣動力特性有重大影響，如何合理地選擇這些參數(shù)，以保證獲得良好的空氣動力特性，是無人機設(shè)計中的一項重要任務(wù)。翼型的形狀與機翼的平面形狀是兩個不同的概念！。項目二飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）③機翼的后掠角主要用于減緩跨聲速和超聲速流的不利影響，可以改善飛行器的穩(wěn)定性。具體如下：1）低速情況下，大展弦比平直翼，其升力系數(shù)大，誘導(dǎo)阻力??；2）高亞音速情況下，后掠翼可以延緩激波的生成和減弱激波強度，減小波阻；3）超音速飛行時，由于激波的存在，采用小展弦比機翼較好。根據(jù)上述理論，一般將機翼分為平直翼、后掠翼和三角翼。1）平直翼，指機翼的后掠角等于或接近于0，展弦比約為6-12，相對厚度較大（約為0.2）的機翼；2）后掠翼指后掠角大于25度的機翼；3）三角翼指后掠角為60度左右，后緣基本上平直的機翼。展弦比2左右，相對厚度0.03-0.05。項目小結(jié)：④連續(xù)性定理和伯努利定理是解釋機翼上空氣動力產(chǎn)生的理論根據(jù)，其適用范圍是低速、不可壓縮、定常流動。項目二飛行與操縱原理解讀（8學(xué)時）⑤升力和阻力是固定翼無人機上的主要空氣動力，升阻比是飛行器空氣動力性能的標(biāo)志參數(shù)，失速的真正原因是迎角超過臨界迎角。希望讀者能對本項目中的升力特性曲線、阻力特性曲線、總阻力曲線、升阻比曲線和極曲線等多個插圖學(xué)會融會貫通，這對理解相關(guān)空氣動力學(xué)概念，進(jìn)而更好地操縱固定翼無人機大有裨益。⑥飛機的操縱與穩(wěn)定也有著密切聯(lián)系，在安排上往往是互相矛盾的。很穩(wěn)定的飛機操縱往往不靈敏，操縱很靈敏的飛機往往又不穩(wěn)定，因此，必須使得兩方面調(diào)配得當(dāng)，使兩者均達(dá)到要求。此外，對于不同的飛機，應(yīng)有不同的要求。例如殲擊機，操縱應(yīng)該很靈敏；穩(wěn)定方面差一點，沒有太大的關(guān)系。相反，對于旅客機，應(yīng)該在穩(wěn)定方面要求高一些，在操縱方面則不一定如此。⑦橫向操縱和方向操縱與橫側(cè)穩(wěn)定和方向穩(wěn)定一樣，有著密切的聯(lián)系。例如飛機要轉(zhuǎn)彎，不但要操縱方向舵，改變飛機方向，還要操縱副翼使飛機向轉(zhuǎn)彎的一側(cè)傾側(cè)，二者密切配合，才能把轉(zhuǎn)彎動作做好。課后作業(yè)：見教材項目二“習(xí)題”部分。項目三航模組裝與放飛（實訓(xùn)32學(xué)時）航模概念及機體組裝（4學(xué)時）；航電設(shè)備安裝（舵機、動力、遙控器、起落架等，8學(xué)時）；固定翼航模模擬飛行訓(xùn)練（8學(xué)時）；固定翼航模飛行實訓(xùn)（12學(xué)時）。正確識別固定翼航模各組成部件，能說出各部件對應(yīng)的功能；復(fù)述航模組裝的正確步驟和方法工藝，養(yǎng)成嚴(yán)謹(jǐn)求實、精益求精的工匠精神；能正確完成固定翼航模飛行前的各項調(diào)試及準(zhǔn)備工作，確保飛機無故障升空；能撰寫飛行訓(xùn)練計劃，歸納飛行實訓(xùn)中的操作要領(lǐng)和注意事項，讓你的航模飛出精彩。主要實訓(xùn)內(nèi)容訓(xùn)練要求與目標(biāo)1航模概念及機體組裝航模的定義航模的分類航模競賽項目主要航模賽事1-1航空模型運動簡介航模與無人機的區(qū)別一種重于空氣的，有尺寸限制的，帶有或不帶有發(fā)動機的，不能載人的航空器。其技術(shù)要求是：最大飛行重量（含燃料）為25Kg；最大升力面積500m2；最大的翼載荷100g/m2；活塞式發(fā)動機最大工作容積250ml。注意：航空模型指的是能在空中飛行的模型飛機，而不能飛行的、以某種飛機的實際尺寸按一定比例制作的模型則叫做飛機模型。所以，“模型飛機”和“飛機模型”是兩個不同的概念！1航模概念及機體組裝航模的定義航模的分類航模競賽項目主要航模賽事1-1航空模型運動簡介航模與無人機的區(qū)別按飛行平臺/飛行方式：固定翼、直升機、多旋翼等。按動力類型：電動式、活塞、噴氣發(fā)動機、橡筋動力模型飛機和無動力滑翔機等。按競賽項目：自由飛行（F1）、線操縱（F2）、無線電遙控（F3）、象真模型（F4）和電動（F5）等。自由飛：模型飛機在起飛后，運動員與模型沒有直接或間接的物質(zhì)聯(lián)系，飛行姿態(tài)和軌跡完全是由預(yù)先對它各個部位的調(diào)整而決定的。模型飛機在空中飛行沒有任何約束，因此稱為自由飛行。線操縱：裝有推進(jìn)器(活塞或噴氣發(fā)動機)的航空模型,運動員通過一根或幾根鋼絲或鋼索操縱，達(dá)到改變飛行姿態(tài)與高度。這種模型飛機的全部飛行是圍繞著運動員作圓周飛行的，故刀稱為線操縱圓周飛行。無線電遙控：運動員通過無線電遙控設(shè)備操縱各個舵面，改變其姿態(tài)、航向、高度和速度，以完成規(guī)定的特技動作或飛行。象真機：以載人真機為原型設(shè)計而來，操作難度一般很大。1航模概念及機體組裝航模的定義航模的分類航模競賽項目主要航模賽事1-1航空模型運動簡介航模與無人機的區(qū)別主要賽道（考核指標(biāo)）：留空時間、飛行速度、飛行距離、特技、“空戰(zhàn)”等，世界錦標(biāo)賽按競賽項目設(shè)有20余個賽項，一般每隔一年舉辦一次。F1A牽引模型滑翔機F1B橡筋動力模型F2B特技模型F2D空戰(zhàn)模型F3A發(fā)動機特技模型F3C直升機模型F4B線操縱象真機F5B電動滑翔機1航模概念及機體組裝航模的定義航模的分類航模競賽項目主要航模賽事1-1航空模型運動簡介航模與無人機的區(qū)別①

全國航空航天模型錦標(biāo)賽：由國家體育總局航管中心、中國航空運動協(xié)會等共同主辦，是國內(nèi)高級別航空航天模型比賽之一，同時也是世錦賽的選拔賽。比賽設(shè)置遙控電動滑翔機、遙控火箭助推滑翔機、橡筋動力室內(nèi)飛機、傘降火