無人機技術(shù)原理33課件

無人機技術(shù)原理第二章無人機的飛行原理無人機系統(tǒng)概述無人機系統(tǒng)“無人機”是全稱“無人駕駛航空器”的簡稱，英文簡稱UAV（即UnmannedAerialVehicle的縮寫）。無人機是一種機上無人駕駛、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)）、軟件與功能的有機集合；從技術(shù)上來說，是指具有相互依存功能的機械結(jié)構(gòu)、電器、電子的一種集合。無人機系統(tǒng)概述無人機系統(tǒng)的組成無人飛行器機體，包括機身、機翼（或翼身融合體）或旋翼、尾翼。動力裝置，噴氣發(fā)動機、或燃油活塞發(fā)動機、或無刷電動機，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，執(zhí)行飛行器姿態(tài)控制和規(guī)劃路線導(dǎo)航控制。伺服機構(gòu)，包括伺服舵機、連桿、搖臂，或其他驅(qū)動機構(gòu)（如旋翼操縱機構(gòu)）。輔助著陸裝置（降落傘或其他著陸氣囊等）。無人機平臺分系統(tǒng)無人機系統(tǒng)概述無人機系統(tǒng)的組成信息傳輸分系統(tǒng)

機載信息傳輸包括機載天線、機載無線信號接收機和信號發(fā)射機，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和信號發(fā)射機，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）。無人機信息傳輸鏈路無人機系統(tǒng)概述無人機系統(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。

無人機地面測控分系統(tǒng)無人機系統(tǒng)概述無人機系統(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)使命的無人機而設(shè)計的不同機載任務(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、跟蹤目標控制模塊等。無人作戰(zhàn)機還包括機載發(fā)射導(dǎo)彈、武器瞄準系統(tǒng)。無人機系統(tǒng)概述無人機系統(tǒng)的組成地面保障設(shè)備保障無人機起飛、降落、儲存、運輸和檢測、飛行航線、任務(wù)的規(guī)劃、作戰(zhàn)任務(wù)操控

無人機系統(tǒng)的地面測控人員翼型與機翼翼型的定義翼型是翼剖面，但不一定是垂直于機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翼翼剖面形狀。常見的翼型樣式翼型與機翼翼型的定義翼型與機翼翼型的定義翼型的幾何特征翼型與機翼翼型的定義翼型的氣動特性

翼型的氣動特性可為機翼的選擇提供基礎(chǔ)。當翼型相對于空氣運動時，翼型表面會受到氣流的作用力，其合力在翼型運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）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，速度會趨近一定值。邊界層特性翼型與機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。翼型與機翼翼型的定義無人機的翼型選擇高空長航時無人機，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，需要選擇高升力的翼型，通常為有彎度翼型。高速無人機，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，則應(yīng)選擇超臨界翼型。微型無人機，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，適當選用較厚一點的翼型也是一種設(shè)計選擇。翼型與機翼機翼幾何形狀固定翼無人機的機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。高速無人機選擇的是后掠翼，常見的有后掠梯形翼或三角翼。機翼前緣后掠可以減弱激波強度。

機翼幾何形狀翼型與機翼機翼幾何形狀機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，常用的是機翼的幾何平均氣動弦長（為機翼面積）。根梢比：翼根弦長與翼尖弦長的比值，。后掠角：機翼與機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）。如果飛機的機翼向前掠，則后掠角就為負值，變成了前掠角。上反角或下反角：飛機處于水平狀態(tài)時，機翼與水平面的夾角。機翼向上為上反角，向下為下反角。機翼平面形狀的參數(shù)升力與阻力升力產(chǎn)生的原理升力的產(chǎn)生機翼產(chǎn)生升力的關(guān)鍵在于機翼翼型的形狀、迎角和機翼面積。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，另一部分空氣由機翼下表面流過。這兩部分空氣最后在機翼后緣的后方會合，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），加上機翼有一定的迎角（機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式實際上，作用在機翼上的力并不象圖示那樣作用在一點的集中力，而是分布在整個機翼表面的分布力。通過實驗和理論研究，給出如下升力公式，可以用來計算飛機升力的大小。對于某一種機翼，可以試驗出一條升力系數(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；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，達到最大值Cmax時的迎角為臨界迎角。當迎角超過臨界迎角后，升力系數(shù)就很快下降，這是因為迎角過大，機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)生的原理機翼的增升裝置飛機在起飛和著降時，飛行速度低，因此升力會大大減小。為了保證飛機起降時有足夠的升力，通常需要有增升裝置。機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氣流流過飛機表面時，由于粘性，空氣與飛機表面發(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動的物體由于前后的壓強差所產(chǎn)生的阻力叫做壓差阻力。對于飛機機體后部發(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，機翼上還有誘導(dǎo)阻力。因為這種阻力是伴隨著機翼上升力的產(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?？諝庥尚郎u帶動而具有的速度，稱為誘導(dǎo)速度。如圖2.19所示，機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?？諝庠谕ㄟ^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繪制在同一坐標系上，所得到的的曲線稱為飛機的極曲線如圖所示。過原點作極曲線的切線，就得出飛機的最大升阻比，顯然這是飛機最有利的飛行狀態(tài)。極曲線直升機飛行原理直升機的旋翼系統(tǒng)和尾槳

直升機的旋翼系統(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。旋翼首先具有機翼的功能，產(chǎn)生向上的力；其次具有類似于飛機動力系統(tǒng)的功能，產(chǎn)生向前的推力；還具有類似于飛機操縱面的功能，產(chǎn)生改變機體姿態(tài)的俯仰力矩或滾轉(zhuǎn)力矩。因此，旋翼系統(tǒng)是直升機上最復(fù)雜的部件，如圖所示。直升機的旋翼系統(tǒng)直升機飛行原理直升機的旋翼系統(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。

直升機的幾種槳轂形式直升機飛行原理直升機的旋翼系統(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。直升機飛行原理直升機的旋翼系統(tǒng)和尾槳尾槳

尾槳是用來平衡反扭矩和對直升機進行航向操縱的部件，旋轉(zhuǎn)著的尾槳還相當于一個垂直安定面，能對直升機航向起穩(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)代直升機還有一種較常用的涵道式尾槳。直升機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。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起飛總重與槳盤面積之比，即槳盤載荷是直升機飛行性能的一個重要參數(shù)。在選擇直升機槳盤載荷時，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，這是因為當旋翼旋轉(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，稱為前進比，也稱為旋翼工作狀態(tài)特性系數(shù)，用μ表示，即直升機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。直升機在平飛和上升狀態(tài)，旋翼迎角是負值，故l總為負值。此時，軸向氣流自上往下流入旋翼。如果直升機在下降狀態(tài)，旋翼迎角為正，λ可能為正，也可能為負。直升機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的升力面，產(chǎn)生使直升機升空的升力，旋翼又是直升機的操縱面，提供使直升機升降、俯仰和滾轉(zhuǎn)的操作力和力矩，旋翼還是直升機的推進器，拉動直升機向任何方向飛行，如圖所示。

直升機的受力圖直升機飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼拉力旋翼的運動方式與固定翼飛機的機翼的區(qū)別在于，旋翼的槳葉除了隨機體一起作直線或曲線運動外，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)直升機飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼拉力直升機前飛時旋翼上的外力及其分解槳葉的相對速度直升機飛行原理旋翼的氣動力特性旋翼阻力當旋翼轉(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飛行原理

靠槳葉在空氣中旋轉(zhuǎn)將發(fā)動機轉(zhuǎn)動功率轉(zhuǎn)化為推進力或升力的裝置，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)的細長機翼安裝在槳轂上,發(fā)動機軸與槳轂相連接并帶動它旋轉(zhuǎn)。噴氣發(fā)動機出現(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。多旋翼無人機與直升機應(yīng)該都屬于“旋翼類”航空器，但多旋翼無人機一般采用結(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飛行原理

四旋翼無人機，當飛行器懸停時，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。四旋翼無人機懸停時的氣動力多旋翼無人機飛行原理

當飛行器前后飛行時，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，操縱飛行器前后運動?？梢钥吹?，改變俯仰后，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。四旋翼無人機前后飛行時的氣動力固定翼無人機的受力平衡

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

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

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

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

航跡坐標系又稱彈道固連坐標系，如圖所示。它的原點O位于飛行器質(zhì)心，坐標系與飛機固連。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。無人機運動的坐標系航跡坐標系Sk(okxkykzk)航跡坐標系固定翼無人機的受力平衡

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

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

氣流坐標系與地面慣性坐標系之間的夾角即為飛機的航跡角，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，以飛機右傾斜為正。無人機坐標系的轉(zhuǎn)換飛機的航跡角飛機的航跡角固定翼無人機的受力平衡

與歐美坐標系一樣，蘇聯(lián)坐標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為機體坐標系，oxqyqzq為氣流坐標系。各坐標系之間的坐標變換也遵從同樣的變換規(guī)律。蘇聯(lián)坐標系與歐美坐標系的異同蘇聯(lián)坐標系示意圖固定翼無人機的受力平衡

從力學(xué)的觀點來看，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動。不同的航空器，克服這兩種阻礙的方法也不同。無人機借助空氣產(chǎn)生的升力來克服重力，依靠發(fā)動機（噴氣或螺旋槳）產(chǎn)生的推力克服空氣的阻力，如圖所示。無人機上的作用力和受力平衡無人機飛行中的受力示意圖無人機上的作用力固定翼無人機的受力平衡

“重力”是無人機上所有部件重量的總和；“升力”是無人機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”是無人機上所有發(fā)動機產(chǎn)生推力（或拉力）的合力在無人機速度反方向上的分量。無人機的力平衡問題可分為縱向平衡、橫向平衡和航向平衡。無人機上的作用力和受力平衡無人機上的力平衡縱向平衡

無人機作等速直線飛行時，在