第三章 飛行原理與飛行性能

風向標無人機培訓學院VANEAVIATION培訓教學課件一、國際標準大氣二、無人機空氣動力學基礎(chǔ)三、機動飛行中的空氣動力第三章飛行原理與飛行性能四、飛機的飛行性能五、飛機的穩(wěn)定性與操縱六、無人機發(fā)射回收方式（1）具有理想氣體性質(zhì),處于流體靜力平衡狀態(tài)（2）干潔大氣，且成分不隨高度改變，平均分子量μ=28.9644（3）標準海平面重力加速度g0=9.80665m/s2（4）海平面氣溫T0=288.16K=15℃,海平面氣壓P0=1013.25hPa=760mmHg=1個大氣壓,海平面空氣密度ρ0=1.225kg/m3,音速a=341m/s（5）在海拔11000米以下，氣溫直減率為-0.65℃/100m；從11000至20000米，氣溫不變，為-56.5℃；從20000米到30000米，氣溫直減率為-0.1℃/100m一、國際標準大氣1.大氣物理性質(zhì)大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程狀態(tài)參數(shù):壓強p、溫度T和密度ρ狀態(tài)方程：p=ρRT

其中：T為大氣絕對溫度（單位K),和攝氏溫度t(單位°C)之間關(guān)系為：T=t+273;R為大氣氣體常數(shù)，R=287.05J/kg.K2.氣體特性連續(xù)性

當航空器在空氣介質(zhì)中運動時，由于其外形尺寸遠遠大于氣體分子的自由行程（一個空氣分子經(jīng)一次碰撞后到下一次碰撞前平均走過的距離），故在研究航空器和大氣之間的相對運動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。

大氣的粘性是空氣在流動過程中表現(xiàn)出的一種物理性質(zhì)。大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運動時產(chǎn)生的牽扯作用力，也叫大氣內(nèi)摩擦力。它和相鄰流動層的速度差和接觸面積成正比，與相鄰層的距離成反比。把不考慮粘性的流體成為理想流體或無粘流體。3.大氣的粘性4.可壓縮性當氣體的壓強改變時其密度和體積改變的性質(zhì)。

當氣體流速很小的時候，壓強和密度變化很小，可以不考慮大氣壓縮性的影響，但當流速較高時，氣體壓強和密度變化很明顯，必須考慮氣體可壓縮性。聲速是指聲波在介質(zhì)中的傳播速度聲波是一個震動的生源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波空氣中的聲速：341米/秒水中的聲速：1440米/秒聲波的性質(zhì)：

介質(zhì)的可壓縮性越大，聲速越小

介質(zhì)的可壓縮性越小，聲速越大5.聲速6.馬赫數(shù)馬赫數(shù)的大小可以作為判斷空氣受到壓縮程度的指標。V為飛行速度，a為飛行高度上的大氣中的聲速。飛行器飛行速度越大，馬赫數(shù)就越大，飛行器前面的空氣就壓縮得越厲害。根據(jù)馬赫數(shù)的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區(qū)域：Ma≤0.4為低速飛行，不考慮空氣壓縮性，密度看做常數(shù)；0.4＜Ma≤0.85

為亞音速飛行，空氣壓縮程度大，考慮空氣密度變化；0.85＜Ma≤1.3

為跨音速飛行，出現(xiàn)激波，氣流物理性質(zhì)在激波前后突變；1.3＜Ma≤5.0

為超音速飛行；Ma＞5.0

為高超音速飛行；1.飛行相對原理二、無人機空氣動力學基礎(chǔ)2.流動氣體基本規(guī)律-伯努利方程質(zhì)量守恒定律：質(zhì)量不會自生也不會自滅。流體的質(zhì)量流量：單位時間流過橫截面面積S的流體質(zhì)量。3.流體連續(xù)方程即：當流體不可壓縮時即：時：有：4.伯努利定理

管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體不可壓縮，且與外界無能量交換，則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。伯努利方程5.牛頓定律如果一個物體處于平衡狀態(tài)，那么它就有保持這種平衡狀態(tài)的趨勢。所有施加在平衡物體上的外力都是平衡的，不會有任何改變其狀態(tài)或往任何方向加速或減速的趨勢存在靜態(tài)平衡：直立在地面，沒有相對運動動態(tài)平衡：以恒定速率移動的車輛，沒有加速，也沒有減速平衡是事物一種非常普遍的狀態(tài)，不穩(wěn)定運動狀態(tài)與穩(wěn)定運動或者靜止狀態(tài)的情況不同之處就是多了加速度。動態(tài)平衡：直線水平飛行的飛機，沒有加速，沒有減速，也沒有轉(zhuǎn)彎動態(tài)平衡：以恒定的速度爬升、俯沖或滑行的飛機牛頓第二運動定律表明，要獲得給定加速度所施加的力的大小取決于無人飛機的質(zhì)量。一個具有很大質(zhì)量的物體需要用更大的力去打破它的平衡才能達到給定的加速度，而小質(zhì)量的物體所需的力則小。無論什么時候由外力打破平衡，比如加速或減速，或者方向的變化，稱為慣性的物體的質(zhì)量會阻止這種變化。慣性向外（離心力）加速度向內(nèi)（向心力）6.力的分解一個水平飛行的動力模型受到許多施加在它每個部分的力的影響，但是所有的這些力都可以按作用和反作用分成4個力1.飛機的幾何外形和參數(shù)翼型及其參數(shù)?翼型：

機翼的橫剖面形狀。翼型最前端的一點叫“前緣”，最后端一點叫“后緣”。翼型前緣點與后緣點之間連線稱為翼弦。三、機動飛行中的空氣動力機翼的效率受翼型的影響極大，在一定程度上是受翼型彎度的影響和厚度的影響。厚度：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂線在翼型內(nèi)的長度即為該處的翼型厚度，以c表示。彎度：厚度線中點的連線叫中弧線。中弧線與翼弦之間的最大距離叫翼型的最大彎度，以表示。最大厚度=

相對厚度=（b為翼型弦長）相對彎度=翼展：機翼翼尖兩端點之間的距離，也叫展長，以“L”表示。翼弦：翼型前后緣之間的連線；其長度稱為弦長，通常以b表示。若機翼的平面形狀不是矩形，則采用“平均氣動力弦長”來代替弦長，平均氣動力弦長用表示，定義為：。展弦比：展長和平均氣動力弦長之比；以λ表示，即：根梢比：機翼的翼根弦長與翼尖弦長之比，也稱“梯形比”或“尖削比”，以跟弦/b梢弦表示。后掠角：通常以χ表示前緣后掠角：機翼前緣同垂直于飛機縱軸的直線之間的夾角，以表示；后緣后掠角弦線后掠角上反角下反角：機翼的底面同垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，以φ表示。迎角：翼弦與相對氣流速度ν之間的夾角，也稱為飛機的攻角，通常以α表示。2.升力的產(chǎn)生

通常，機翼翼型的上表面凸起較多而下表面比較平直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空氣動力在機翼上，壓力最高的點也就是所謂的駐點，在駐點處是空氣與前緣相遇的地方。這點是空氣相對于機翼的速度減小到零的點。在一個迎角為零、完全對稱的機翼上，從駐點開始，流經(jīng)上下表面氣流速度是相同的，所以上下表面的壓力變化也是完全相同的。

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，并且流經(jīng)上下表面的空氣流動情況改變了，流經(jīng)上表面的空氣被迫多走了一段距離，在上下表面，空氣仍然有一個從駐點加速離開的過程，但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。

空氣動力是分布力，其合力的作用點叫做壓力中心?？諝鈩恿狭υ诖怪庇跉饬魉俣确较蛏系姆至烤褪菣C翼的升力?？諝鈩恿Φ姆植茧S迎角的不同而變化。因此，飛機升力的大小也隨迎角的改變而變化。升力的計算公式：式中：

ρ-- 飛機所在高度處的空氣密度

v-- 飛機對空氣的飛行速度（1/2ρv2）-- 動壓 S-- 機翼的投影面積 -- 升力系數(shù)，與翼型和迎角有關(guān)影響飛機升力的因素機翼面積的影響相對速度的影響空氣密度的影響機翼剖面形狀和迎角的影響

對于某一種翼型、某一種機翼片面形狀，通常通過實驗來獲得升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線，即曲線。在曲線中，對應(yīng)于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對應(yīng)于最大升力系數(shù)的迎角叫臨界迎角或失速迎角。當飛機的迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大；當迎角超過臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下降，這種現(xiàn)象稱為失速。3.增升裝置的主要功用

在起飛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距離。目前所使用的增升裝置的增升原理主要有三類：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。目前所使用的增升裝置的種類主要有：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

一般的襟翼位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)。襟翼放下時，即增大機翼的升力，同時也增大飛機的阻力，因此通常在起飛階段，襟翼只放下較小的角度，而在著陸階段才放下到最大角度。巡航時起飛時降落時

簡單襟翼的形狀與副翼相似，用鉸鏈連接于機翼后緣，其構(gòu)造比較簡單，不偏轉(zhuǎn)時形成機翼后緣的一部分。簡單襟翼放下最大角度時，大約能使增大65%~75%

分裂襟翼（也稱開裂襟翼）象一塊薄板，用鉸鏈安裝與機翼后緣下表面并成為機翼的一部分。分裂襟翼一般可把機翼的提高75%~85%.

開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進而成的，除了增大翼型彎度外，當開縫襟翼放下時，其前緣與機翼之間形成一條縫隙，下面的高壓氣流通過縫隙流向上面，延緩上面氣流分離，達到增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使增大約85%~95%。

后退襟翼工作時，既向下偏轉(zhuǎn)同時又沿滑軌向后移動，也即既增大翼型彎度又增加機翼面積，它的增升效果比前面三種后緣襟翼都好。后退襟翼一般可使翼型的增大約110%~140%。

前緣襟翼就是可偏轉(zhuǎn)的機翼前緣。在大迎角下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動比較光滑，避免發(fā)生局部氣流分離，同時也增大了翼型的彎度。前緣襟翼與襟翼配合使用可進一步提高增升效果。

克魯格襟翼的作用與前緣襟翼相同。它一般位于機翼根部的前緣，靠動作筒收放。打開時，伸向機翼前下方，既增加機翼面積，又增加翼型彎度，具有較好的增升效果。

前緣縫翼是安裝在機翼前緣的一段或幾段狹長的小翼面，當前緣縫翼打開時，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隙加速流向上翼面，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)得以提高。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。

目前所使用的大多是自動式前緣縫翼。這種前緣縫翼用滑動機構(gòu)與基本機翼相連，依靠前緣空氣動力的壓力和吸力來自動控制其閉合和打開。按阻力產(chǎn)生的原因，飛機低速飛行時的阻力一般可分為：摩擦阻力壓差阻力誘導阻力干擾阻力阻力的計算公式：4.飛機低速飛行的阻力

（1）摩擦阻力

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，由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力。摩擦阻力在附面層中產(chǎn)生的。附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。層流附面層紊流附面層層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動，其摩擦阻力較小。紊流附面層：氣流活的雜亂無章，并出現(xiàn)漩渦和橫向運動，但整個附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的漩渦。轉(zhuǎn)捩（lie）點：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c。分離點：附面層開始脫硫翼面的點。

影響摩擦阻力的因素空氣的粘性飛機表面的形狀（光滑程度）同氣流接觸的飛機表面積的大?。ń櫭娣e）附面層中氣流的流動情況（2）壓差阻力

運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。飛機壓差阻力是由于氣流分離產(chǎn)生。影響壓差阻力的因素物體的迎風面積：盡量減小迎風面積；物體的形狀：加整流罩，采用流線型，流線型頭部填充了前面氣流受阻形成漩渦的低壓區(qū)，使得氣流能平滑流過物體表面以降低前后壓力差。（3）誘導阻力

誘導阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一直“代價”。影響誘導阻力的因素機翼的平面形狀：選用橢圓形機翼翼剖面形狀：翼梢小翼減阻展弦比：采用大展弦比機翼（4）干擾阻力

干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力A點：壓強大B點：壓強大C點：壓強小從B到C存在逆流和A來的氣流相遇互相干擾，氣流分離，產(chǎn)生消耗動能的漩渦。額外阻力產(chǎn)生。（5）減小阻力的措施減小干擾阻力，必須妥善地考慮和安排各個不見的相對位置，在這些部件之間必要時不定期應(yīng)加裝整流片，使得連接處圓滑過渡。能飛多高？能飛多快？能飛多遠？四、飛機的飛行性能速度高度續(xù)航爬升率巡航飛行速度最小飛行速度最大平飛速度理論靜升限實用靜升限航程活動半徑續(xù)航時間起飛著陸機動性敏捷性著陸距離起飛距離盤旋筋斗俯沖躍升過失速機動1.最大飛行速度最大平飛速度：飛機在一定的高度上做水平直線飛行時，在一定飛行距離內(nèi)（一般不小于3千米），發(fā)動機以最大推力工作所能達到的最大飛行速度，簡稱最大速度。由于飛機的阻力和發(fā)動機的推力均與飛行高度有關(guān)，所以在不同的高度上飛機的最大平飛速度是不相同。影響最大平飛速度的因素：發(fā)動機的推力飛機的阻力2.最小飛行速度最小飛行速度：在一定高速上飛機能維持水平直線飛行的最小速度。具有最小飛行速度的益處：改善飛機的起降性能提高飛機的低速安全性影響最小飛行速度的因素：飛行高度最大升力系數(shù)3.巡航飛行速度

巡航飛行度：發(fā)動機每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。巡航速度狀態(tài)的飛行最經(jīng)濟且航程最大。巡航速度是衡量遠程轟炸機和運輸機的一個重要指標，第四代戰(zhàn)斗機的一個重要特征就是要求能超音速巡航。飛機的爬升率是指單位時間內(nèi)飛機所上升的垂直高度，通常以表示。要提高最大爬升率，除設(shè)法減小阻力和降低飛機重量外，重要的措施是加大推力。4.爬升率5.航程在起飛后不再加油的情況下，飛機以巡航速度所能達到的最遠距離提高航程的辦法：減小發(fā)動機的千米耗油率增加飛機的最大升阻比減小飛機的結(jié)構(gòu)重量安裝副油箱進行空中加油6.活動半徑飛機由機場起飛，到達某一空中位置，完成一定任務(wù)（如空戰(zhàn)、投彈等）后返回原機場所能達到的最遠單程距離，也稱為作戰(zhàn)半徑，如圖所示。飛機的活動半徑略小于其航程的一半，這一指標是殲擊機重要的戰(zhàn)斗性能。7.巡航時間續(xù)航時間又稱航時，指的是飛機在一次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時間。飛機在最大載油量及發(fā)動機單位飛行時間耗油率最小的情況下飛行所獲得的續(xù)航時間就是飛機的最大航時

飛機的機動性指飛機在一定時間內(nèi)改變飛行速度、高度和方向等飛行狀態(tài)的能力，相應(yīng)稱之為速度機動性、高度機動性和方向機動性。改變飛行狀態(tài)的控制力是空氣動力和發(fā)動機推力的合力。描述這個控制力的大小的參數(shù)是過載。8.飛機的機動性

過載定義為飛行器所受的外力與飛行器重量之比。顯然過載越大，則表示飛機的外力（控制力）較大或飛機重量較小，顯然此時飛機改變運動狀態(tài)就越容易，因此過載的大小可以粗略的代表飛機機動性能的好壞。過載是矢量，具有方向性，過載的法向分量稱為法向過載，它是飛機上常用的過載分量，法向過載等于飛機的升力與重量之比，法向過載越大，飛機改變方向的能力就越強。(1)俯沖：飛機迅速降低高度，將勢能轉(zhuǎn)化為動能以增大速度的機動飛行。俯沖分為進入俯沖、直線俯沖、改出俯沖三個階段。攻擊機（強擊機）在對地轟炸時往往采用俯沖轟炸，飛機在直線俯沖階段投彈，便于瞄準目標。(2)躍升：飛機迅速增加高度，將動能轉(zhuǎn)化為勢能以取得高度優(yōu)勢的一種機動飛行。如果把具有較大速度的飛機急速拉起，可以將飛機的一部分動能（速度）轉(zhuǎn)換成勢能（高度），使飛機獲得比理論靜升限還要高得多的飛行高度，這個高度稱為動升限。(3)筋斗：飛機在鉛垂平面內(nèi)做軌跡近似橢圓、航向改變360°的機動飛行。筋斗由爬升、倒飛、俯沖、平飛等動作組成。筋斗動作也可以使戰(zhàn)斗機繞到敵機后面進行尾追攻擊。(4)盤旋飛行對于戰(zhàn)斗機來說，水平盤旋飛行時半徑大小是至關(guān)重要的。影響最小盤旋半徑的因素很多，比較粗略地分析可以認為飛機的最大升力系數(shù)決定它的最小盤旋半徑。(5)過失速機動飛機在超過失速迎角后仍然能作可控的機動飛行。正常飛機超過失速迎角后將會失去控制。機動性很好的蘇-27和米格-29等飛機雖然能超過失速迎角完成“普加喬夫眼鏡蛇”動作（要實現(xiàn)可控制的過失速機動，只有通過推力矢量技術(shù)，如F-22可控迎角達到60°，在迎角60°的情況下，飛機在1秒鐘之內(nèi)可以使機頭指向改變90°。）常規(guī)的過失速機動動作有鐘形機動、鉤子機動、榔頭機動、赫布斯特機動等。飛機的起飛過程包括起飛滑跑和爬升兩個主要階段。起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑距離和起飛爬升距離組成飛機的起飛距離取決于發(fā)動機的推力和飛機的離地速度。發(fā)動機的推力影響著飛機的加速性能和爬升性能。而離地速度由飛機的最小平飛速度決定。減小起飛距離的辦法：采用增升裝置來增大升力增加發(fā)動機的推力采用彈射起飛的方法飛機的著陸過程包括下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和著陸滑跑等階段。著陸距離由著陸下滑距離和著陸滑跑距離組成。飛機的著陸滑跑距離取決于飛機的著陸接地速度和落地后的減速性能。著陸接地速度同樣也由飛機的最小平飛速度決定。為了改善落地后的減速性能，現(xiàn)代大型民用飛機除了在機輪上安裝剎車裝置外，通常還采用減速板、反推力等裝置。1.機體坐標系

原點：在飛機的重心處；X軸(縱軸)：在飛機的縱軸上，指向頭部為正；Y軸(立軸)：在飛機的縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，并垂

直于X軸，指向上方為正；Z軸（橫軸）：位置和指向按右手定則確定，

既從左機翼通過重心到右機翼。五、飛機的穩(wěn)定性與操縱2.飛機的穩(wěn)定性穩(wěn)定的概念：物體的穩(wěn)定是指當物體處于平衡狀態(tài)時，收到微小的擾動而偏離了原來的平衡狀態(tài)，在擾動消失后能自動恢復到原來的平衡狀態(tài)的特性。

飛機的穩(wěn)定性使飛機設(shè)計中衡量飛行品質(zhì)的一個重要參數(shù)。如果飛機受到擾動之后，在駕駛員不進行任何操縱的情況下能夠回到受擾動前的原始狀態(tài)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。飛機的穩(wěn)定包括縱向穩(wěn)定、航向穩(wěn)定和橫向穩(wěn)定。3.縱向穩(wěn)定

飛機繞橫軸（Z軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)定，它反映了飛機的俯仰穩(wěn)定特性。飛機主要靠水平尾翼和機翼來保證縱向穩(wěn)定，而飛機的重心位置對飛機的縱向穩(wěn)定有很大影響。

當飛機受到縱向擾動后，飛機的迎角改變，水平尾翼和機翼所產(chǎn)生的附加力對重心均形成恢復力矩?？梢?，飛機的重心位置對飛機的縱向穩(wěn)定有很大影響。重心越靠后，所產(chǎn)生的恢復力矩就越小，即穩(wěn)定性就越差，甚至有可能變?yōu)椴环€(wěn)定的。4.航向穩(wěn)定

飛機繞立軸（Y軸）的穩(wěn)定叫航向穩(wěn)定，也叫方向穩(wěn)定。飛機主要靠垂直尾翼來保證其方向穩(wěn)定。飛機的側(cè)面迎風面積、機翼后掠角、發(fā)動機短艙等對飛機的方向穩(wěn)定也有一定的影響。

當飛機受到方向擾動發(fā)生偏航后，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾翼上產(chǎn)生附加側(cè)向力，相對于重心形成方向穩(wěn)定力矩。5.橫向穩(wěn)定飛機繞縱軸（X軸）的穩(wěn)定叫橫向穩(wěn)定，它反映了飛機的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性。保證飛機橫向穩(wěn)定的主要因素有機翼上反角Ψ、機翼后掠角χ和垂直尾翼。

當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上反角，使左、右機翼的迎角大小不等，左、右機翼所產(chǎn)生的附加力也不等，這兩個力的差相對于重心形成恢復力矩。上反角越大，飛機的橫向穩(wěn)定就越好。相反，下反角則起橫向不穩(wěn)定作用。6.后掠角的作用當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角的存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，兩側(cè)機翼所產(chǎn)生的附加力也就不等，兩者之差相對于重心形成恢復力矩。后掠角越大，橫向穩(wěn)定作用也就越強。7.垂尾的作用垂直尾翼之所以能對飛機產(chǎn)生橫向穩(wěn)定作用，是因為當出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加力側(cè)向力的作用點位于飛機重心的上方，因而相對于重心也形成恢復力矩。腹鰭因位于重心（機身）的后下方，則起航向穩(wěn)定作用和橫向不穩(wěn)定作用。8.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)。飛機的操縱性則指的是飛機對操縱的反應(yīng)特性，又可以稱為飛機的操縱品質(zhì)。飛機的操縱主要是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、方向舵和副翼來實現(xiàn)的。飛機的操縱包括俯仰操縱、方向操縱和滾轉(zhuǎn)操縱。9.俯仰操縱

使飛機繞橫軸（Z軸）作俯仰（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，使飛機的升降舵（或全動平尾）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作俯仰運動。10.方向操縱

使飛機繞立軸（Y軸）作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，使飛機的方向舵向左或向右偏轉(zhuǎn)，垂尾上產(chǎn)生向右或向左的偏航力，偏航力矩對飛機重心的力矩稱為偏航力矩，從而使飛機向左或向右作偏航運動。11.滾轉(zhuǎn)操縱

使飛機繞縱軸（X軸）作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運動的操縱叫滾轉(zhuǎn)操縱。通過左壓或右壓駕駛桿（左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)手輪）使飛機的左、右副翼一側(cè)向下另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）力矩，從而使飛機向左或向右作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運動。

1.無人機的發(fā)射方式

（1）起落架滑跑起飛

（2）手拋發(fā)射

（3）零長發(fā)射

（4）滑軌式發(fā)射

六、無人機發(fā)射回收方式（5）發(fā)射車上發(fā)射

（6）母機空中發(fā)射

（7）容器式發(fā)射

（8）垂直起飛發(fā)射常用發(fā)射方式：零長發(fā)射和滑軌式發(fā)射空中發(fā)射的優(yōu)點：機動性高，發(fā)射點范圍大，可降低燃油量要求容器式發(fā)射：常用于小型無人機，單兵，軍艦或艦艇上發(fā)射垂直起飛發(fā)射：海軍和海軍陸戰(zhàn)隊常用的發(fā)射方式（1）起落架滑跑起飛有的起飛后拋棄起落架，美國的“禿鷹”中小型一般不收起起落架長航時、遠程一般收起起落架起飛離地速度V和滑跑距離D是兩個關(guān)鍵參數(shù)（2）手拋發(fā)射一人或兩人控制，飛機自身動力起飛尺寸一般小于3m重量不大于幾十千克美國“大烏鴉”，“龍眼”（3）零長發(fā)射一臺或多臺火箭發(fā)動機作為助推器