固定翼无人机飞行原理课件

目录第一节空气动力学基础第二节固定翼无人机飞行原理第三节无人直升机飞行原理第四节多旋翼无人机飞行原理目录第一节空气动力学基础第二节固定翼无人机飞行二、固定翼无人机飞行原理1、翼型

1）定义及几何参数

机翼横截面的轮廓叫翼型或翼剖面，是指沿平行于无人机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面。直升机的旋翼和螺旋桨叶片的截面也称翼型。1-翼剖面；2-前缘；3-后缘；4-翼弦

翼型的特性对固定翼无人机性能有很大影响，选用最能满足设计要求，其中也包括结构、强度方面要求的翼型是非常重要的。翼型二、固定翼无人机飞行原理1、翼型翼型二、固定翼无人机飞行原理1、翼型

2）常用翼型

中小型无人飞机，与一般飞机在气动力上差别不大，翼型的选择可以按常规飞机的设计程序进行。

高空长航时无人飞机以及微型无人飞机则有明显的特殊性，由于高空空气稀薄，高空长航时无人机在飞行时要用大升力系数。此外，它又要留空时间长，所以如果用喷气式发动机的无人机机翼升阻比要大。

根据这个要求，应选择大升阻比对应的升力系数大的翼型，部分高速无人机机翼和尾翼一般采用对称翼型；而低速无人机机翼大多采用平凸或双凸翼型。二、固定翼无人机飞行原理1、翼型中小型无人飞机，与一翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.双凸—运五、运七、教八d.对称—歼七、轰五e.双弧—超音速飞机f.菱形—超音速飞机翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.双凸—运五、运七、教八机翼的平面形状机翼的平面形状二、固定翼无人机飞行原理3）翼型参数

翼型各部分的名称如图。一般翼型的前端圆钝，后端尖锐，下表面较平，呈鱼侧形。

（1）弦长，连接翼型前缘和后缘的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长。

（2）最大厚度位置，翼型最大厚度所在位置离到前缘的距离称为最大厚度位置，通常以其与弦长的比值来表示。

（3）相对厚度，翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上，下表面之间的直线段长度，翼型最大厚度与弦长之比，称为翼型的相对厚度，并常用百分数表示。

（4）相对弯度，是指翼型的最大弯度与弦长的比值，通常用百分数表示。翼型的最大弯度是指翼型中弧线与翼弦之间的最大垂直距离。翼型的相对弯度说明翼型上、下表面外凸程度的差别，相对弯度越大，翼型上、下表面弯曲程度相差也越大；若中线和翼弦重合，翼型将是对称的。二、固定翼无人机飞行原理3）翼型参数翼型参数中弧线：翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线。翼弦：前缘与后缘的连线。1.弦长（几何弦长）b前缘：中弧线的前端点。后缘：中弧线的后端点。翼型参数中弧线：翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线。翼弦：前翼型参数相对弯度的大小表示翼型的不对称程度。现代飞机的翼型，相对弯度约为0～3％。最大弧高与弦长的比值，叫相对弯度。2、相对弯度翼型中弧线与翼弦之间的距离叫弧高或弯度。翼型参数相对弯度的大小表示翼型的不对称程度。现代飞机的翼型，3、相对厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距离叫翼型厚度（）。翼型最大厚度与弦长的比值，叫翼型的相对厚度。现代飞机的翼型，相对厚度大约为3％～16％。翼型参数3、相对厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距二、固定翼无人机飞行原理4）机翼平面参数

二、固定翼无人机飞行原理4）机翼平面参数

机翼的平面参数展长与平均弦长之比。展弦比(λ)初教六飞机λ＝６；教八飞机λ＝5.448，歼教五飞机λ=4.08。机翼的平面参数展长与平均弦长之比。展弦比(λ)初教六飞机λ展弦比短宽的机翼适合高速，长航时无人机多采用大展弦比；一般而言，垂尾的展弦比小于平尾展弦比，平尾展弦比小于机翼展弦比，是为了保证机翼失速时的尾翼的可操控性。展弦比短宽的机翼适合高速，长航时无人机多采用大展弦比；二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素1）升力的产生

翼弦与相对气流速度之间的夹角叫迎角,用a表示。

现在将一个上边凸起,下边微凸的翼型放在流速气流中，根据连续性定理和伯努利定理可知：

在翼型的上表面，因流管变细，即流管截面积减小，气流速度大，故压强减小；

而翼型的下表面,因流管变化不大,故压强基本不变。

翼型上、下表面生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上,总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心。

总空气动力分成两个分力：一个与气流速度垂直，起支托飞机重量的作用,就是升力Y;另一个与流速平行,起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。升力产生1-空气动力作用点2-前缘3-后缘4-翼弦二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素升力升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

迎角翼弦升力

升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。迎角翼弦升力升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼面。由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强降低，并低于前方气流的大气压；而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。因此，在上下翼面之间就形成了一个压强差，从而产生了一个向上的升力L。机翼是带有迎角的，高速向前运动时，机翼下表面的空气聚集得更多，下表面的压强就增大了，上表面流过的空气就比较少，所以就形成了一个真空地带（非全真空），压强就比较小，这时候机翼的上下翼面就有一个压力差，这个压力差就是升力的来源。当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表面流过。由连续性定理可知，流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。升力来源前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表P1v1P2v2升力来源P1v1P2v2升力来源升力L压力中心机翼升力的着力点，称为压力中心(CenterofPressure)升力L压力中心机翼升力的着力点，称为压力中心(Center升力公式：注意：升力的方向总是与相对气流方向垂直。

升力公式：注意：升力的方向总是与相对气流方向垂直。—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。

升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。升力系数综合（a）翼型（1）相对气流动压（V）（2）机翼面积影响升力的因素:＞＞（3）升力系数（a）翼型（1）相对气流动压（V）（2）机翼面积影响升力的因（b）升力系数随迎角的变化规律——升力系数曲线1、规律＜：↑→↑＞：↑→↓=

：=（b）升力系数随迎角的变化规律——升力系数曲线1、规律＜二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素1）升力的产生

机翼的压力分布

空气压力是指空气的压强，即物体单位面积上所承受的空气的垂直作用力。凡是比大气压力低的叫吸力(负压力)，凡是比大气压力高的叫压力(正压力)，机翼表面各点的吸力和压力都可用向量表示,向量的长短表示吸力或压力的大小。

压力最低(即吸力最大)的一点,叫最低压力点(B点);

在前缘附近,流速为0,压力最高的一点,叫驻点(A点),由图中可以看出，机翼升力主要靠上表面的吸力，而不是靠下表面的压力。二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力。阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力

对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性阻力对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力

由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。摩擦阻力由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大。空气黏性越大，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例压差阻力

压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。压差阻力压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的二、固定翼无人机飞行原理2.阻力物体的迎风面积越大，压差阻力也就越大；机身横截面的形状应采取圆形或近似圆形，因为相同体积下圆形的面积数较小。在迎风面积相同的条件下，将物体做成前端圆钝、后端尖细的流线型可以大大减小物体的压差阻力，其压差阻力最小二、固定翼无人机飞行原理2.阻力物体的迎风面积越大，压差阻力影响压差阻力的因素

总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。迎风面积大，压差阻力大。迎角越大，压差阻力也越大。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。影响压差阻力的因素总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形干扰阻力

飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。干扰阻力飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。

飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。诱导阻力

由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。诱导阻力由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于阻力公式：—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。阻力公式：—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。影响阻力大小的因素动压、机翼面积、迎角、飞机的形状、展弦比影响阻力大小的因素动压、机翼面积、迎角、飞机的形状、展弦比CD0α(°)迎角对阻力系数的影响CD0α(°)迎角对阻力系数的影响二、固定翼无人机飞行原理2.阻力总阻力分析

摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力统称为零升阻力或废阻力。

总阻力=废阻力+诱导阻力

某翼型的无人机总阻力随速度变化曲线：

诱导阻力是随着速度的增大而降低的，而废阻力是随着速度的增大而增大的，当诱导阻力和废阻力相等时，总阻力最小。二、固定翼无人机飞行原理2.阻力总阻力分析总空气动力

升力和阻力之和称为总空气动力。总空气动力升力和阻力之和称为总空气动力。升阻比TDWL升阻比—飞机空气动力品质参数升阻比TDWL升阻比—飞机空气动力品质参数有利迎角（αkmax）：升阻比最大时对应的迎角。有利迎角（αkmax）：失速与螺旋

失速与螺旋关系到飞行安全，飞行员应该清楚所飞飞机的失速性能，这样才能防止飞机进入失速与螺旋状态。如果飞机误进入失速与螺旋，也才能正确及时地改出，以保证飞行安全。失速与螺旋失速与螺旋关系到飞行安全，飞行员应该清楚所飞定义失速的原因迎角过大，翼面上出现了严重的气流分离失速迎角的确定飞行中，当迎角达到失速迎角，飞机出现非操纵的异常状态变化。气流会从机翼前缘开始分离，尾部会出现很大的涡流区，这时，升力会突然下降，而阻力却迅速增大。CL达到最大值的迎角，即临界迎角飞机突然发生非操纵的俯仰转动、偏转或滚转时的迎角飞机出现明显抖振时的迎角失速：定义失速的原因迎角过大，翼面上出现了严重的气流分离失速迎角失速中小迎角时,气流分离不明显。失速中小迎角时,气流分离不明显。

随迎角增加，上翼面气流分离现象逐渐发展。

迎角超过临界迎角后，上翼面产生强烈的气流分离。失速随迎角增加，上翼面气流分离现象逐渐发展。迎角超过临界失速

失速产生的根本原因是飞机的迎角超过临界迎角。●失速的根本原因失速失速产生的根本原因是飞机的迎角超过临失速●失速后飞机的表现

飞机失速后，除飞机会产生气动抖动外，由于升力的大量丧失和阻力的急剧增大，飞行员还会感到飞行速度迅速降低、飞机下降、机头下沉等现象。失速●失速后飞机的表现飞机失速后，除飞机会产生气动失速失速警告自然失速警告人工失速警告失速失速警告自然失速警告失速自然失速(气动)警告

机翼升力产生周期性变化以致飞机抖动，同时，驾驶杆和脚蹬也产生抖动。失速自然失速(气动)警告机翼升力产生周期性变化以致飞失速人工失速警告

轻型通用航空飞机通过风标式失速传感器来触发失速警告喇叭、失速警告灯。失速人工失速警告轻型通用航空飞机通过风标式失速传感失速●失速可能在任何速度发生失速●失速可能在任何速度发生失速飞机重量增加，失速速度增大。放下襟翼等增升装置，飞机的最大升力系数增大，失速速度相应减小。不同飞行状态下的失速速度是平飞失速速度的倍。飞机在水平转弯或盘旋中，随着坡度的增大，载荷因数增大，对应的失速速度也增大。不同坡度盘旋对应的载荷因素●失速速度的影响因素小结失速飞机重量增加，失速速度增大。不同坡度盘旋对应的载失速●失速的改出方法

飞机的失速是由于迎角超过临界迎角。因此，不论在什么飞行状态，只要判明飞机进入了失速，都要及时向前推杆减小迎角，当飞机迎角减小到小于临界迎角后，柔和拉杆改出。在推杆减小迎角的同时，还应注意方向舵是水平状态，以防止飞机产生倾斜而进行螺旋。失速●失速的改出方法飞机的失速是由于迎角超拉杆要柔和、适量（尤其是迎角较大时）防止飞机带侧滑预防失速拉杆要柔和、适量防止飞机带侧滑预防失速螺旋是飞机迎角超过失速迎角后，发生的一种连续复杂的自动旋转运动。首先是不使飞机失速，其次是即使在飞机失速，也不使飞机发生滚转。关键——制止飞机的旋转和减小迎角常用方法：向螺旋反方向蹬满舵，并将驾驶杆稍稍推过中立位置。螺旋的预防螺旋的改出螺旋的定义螺旋是飞机迎角超过失速迎角后，发生的一种连续复杂的自动旋转运增升装置及其作用增升装置及其作用为什么要使用增升装置

用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。

增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。

可采用以下增升原则：

增大升力系数：改变机翼剖面形状、增大机翼弯度；

增大机翼面积；

改变气流的流动状态、控制机翼上的附面层、延缓气流分离。为什么要使用增升装置用增大迎角的方法来增大升力系数主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼主要增升装置包括：固定翼无人机飞行原理课件地面效应地面效应3.2.11地面效应

地面效应，又称翼地效应，地面对飞行器的空气动力干扰。当飞行器接近地面飞行时，地面影响空气绕飞行器的流动，使飞行器的空气动力特性与远离地面时的不同。

3.2.11地面效应地面效应，又称翼地效应在同样的速度和推力下，近地飞行产生地面效应时机体会有更大的升力。因此地面效应能有效地提升近地飞行时飞机效率。不过因为一般飞机只有在起飞或降落时会这么接近地面，只有在这些时候能从翼地效应取得好处。

不过，地面效应对于飞行员来说亦需要紧慎对应。在降落时，飞机会在最后几尺因为获得地面效应的升力而突然上升（此情况被称为“balloon”)。如果不懂对应，飞机就会在减速时突然急速提升高度，此时由于飞机的速度已经非常接近失速速度，极易真的演变成失速的状态，此时，即使只是数十迟的距地高度，还是可能造成严重甚至致命的意外。一般而言，如果跑道够长，飞行员就能够采用慢慢减速来对应翼地效应产生时的“balloon”，另一个方法则是放弃直接降落，提升空速，绕圈回来再次降落。在同样的速度和推力下，近地飞行产生地面效应时机体会有更大的升3.2.11地面效应--地面效应的作用-一个翼展的范围内近地面翼尖涡削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效应1)升力系数增加2)诱导阻力减少3.2.11地面效应--地面效应的作用-一个翼展的范围内近3.2.11地面效应3.2.11地面效应3.3节飞机飞行中的受力3.3节飞机飞行中的受力飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。升力拉力重力阻力飞机平飞的作用力飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用：升力拉力升力等于重力，高度不变

拉力等于阻力，速度不变平飞运动方程升力拉力重力阻力升力等于重力，高度不变

拉力等于阻力，速度不变平飞运动方程升飞机上升的作用力升力重力W上升角阻力推力

飞机在空中稳定上升时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再进行分解。飞机上升的作用力升力重力W上升角阻力推力飞机在空中稳上升运动方程，将总空气动力与升力进行分解。分析：同速度上升时，上升拉力大于平飞拉力；上升升力小于平飞升力。上升运动方程上升运动方程，将总空气动力与升力进行分解。分析：同速度上升时飞机下降时的作用力LRDWW1W2Pθθ

飞机在空中稳定下降时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再进行分解。飞机下降时的作用力LRDWW1W2Pθθ飞机在空中稳带油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLPD闭油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLD下降运动方程带油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLPD闭油门下降时飞机转弯时的作用力飞机转弯时的作用力LcosγLsinγGLγ转弯运动方程LcosγLsinγGLγ转弯运动方程水平转弯是飞机在水平面内的一种机动飞行（航向角改变）。小坡度转弯：坡度小于20度中坡度转弯：坡度在20~45度大坡度转弯：坡度大于45度小于360度的叫水平转弯。大于360度的叫盘旋。水平转弯是飞机在水平面内的一种机动飞行（航向角改变）。小坡度侧滑：飞机对称面与相对气流方向不一致的飞行称侧滑。飞行中，由于转弯过快或转弯过慢，升力产生的分量与离心力不匹配，会造成侧滑。

侧滑角：相对气流和飞机对称面之间的夹角。机头相对于相对气流左偏，左侧滑，也叫外侧滑机头相对相对气流右偏，右侧滑，也叫内侧滑β相对气流方向飞机转弯时的作用力侧滑：侧滑角：相对气流和飞机对称面β相对气飞机转弯时的作用力二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

大部分的轻微型民用固定翼无人机都是依靠螺旋桨产生拉力/推力（实质上，拉力也是推力，只是对于螺旋桨无人机，习惯上称为拉力）。1、螺旋桨介绍

螺旋桨是指靠桨叶在空气或水中旋转，将发动机转动功率转化为推进力的装置，可有两个或较多的桨叶与毂相连，螺旋桨的拉力是电动固定翼无人机和油动固定翼无人机常用的前进动力。

桨叶的平面形状很多，使用较多的有普通桨叶、矩形桨叶和马刀形桨叶三种。

二、固定翼无人机飞行原理4.拉力大部分的轻微型民用固二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

大部分的轻微型民用固定翼无人机都是依靠螺旋桨产生拉力/推力（实质上，拉力也是推力，只是对于螺旋桨无人机，习惯上称为拉力）。1、螺旋桨介绍1）右旋螺旋桨和左旋螺旋桨

站在螺旋桨后面（从机尾看向机头）来观察螺旋桨旋转。如果看到螺旋桨是顺时针方向旋转，这种螺旋桨称为右旋螺旋桨，反之称为左旋螺旋桨。2）螺旋桨直径

螺旋桨直径，是指螺旋桨两个桨尖之间的距离。也可以认为是螺旋桨旋转时最大旋转面的直径。3）桨叶角

螺旋桨旋转时，通过螺旋桨上一点并且垂直与旋转轴的一个假想的平面称为旋转平面。

桨叶角，是指桨叶剖面的弦线与旋转平面之间的夹角称为桨叶角φ。

二、固定翼无人机飞行原理4.拉力大部分的轻微型民用固二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

二、固定翼无人机飞行原理4.拉力2、螺旋桨工作原理

1）受力分析

空气以一定的迎角流向桨叶时，气流流过桨叶前桨面，就像流过机翼上表面一样，流管变细，流速加快，压强降低；空气流过桨叶后桨面，就像流过机翼下表面一样，流管变粗，流速减慢，压强升高。

气流流近桨叶前缘，受到阻挡，流速减慢，压强升高；流近桨叶后缘，气流分离，形成涡流区，压强降低。

这样，在桨叶的前后桨面和前后缘均形成压强差，再加之气流作用于桨叶上的摩擦阻力，就构成了桨叶上的总空气动力R，根据总空气动力R对螺旋桨运动所起的作用，可将它分解成两个分力，一个是与桨轴平行、拉着螺旋桨和无人机前进的拉力P；另一个是与桨轴垂直、阻碍螺旋桨旋转的旋转阻力Q。2）影响因素

影响螺旋浆的拉力和旋转阻力的因素主要有：桨叶迎角、桨叶切面合速度、空气密度、螺旋桨直径、桨叶数目、桨叶切面形状及维护使用情况等。二、固定翼无人机飞行原理4.拉力2、螺旋桨工作原理二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用

1）螺旋桨的进动

当无人机在俯仰运动或转动时，即螺旋桨转轴受到操纵力矩作用时，螺旋桨并不完全按照预定的方向转动，而是会绕另一个方向偏转，这种现象叫做螺旋桨的进动。

从机尾向机头看去，螺旋桨顺时针转动时，如果拉杆使机头上仰，给螺旋桨一个上仰力矩。当螺旋桨叶转到垂直位置时，上方桨叶受到一个向后的作用力F1，产生了向后的加速度，下方桨叶受到一个向前的作用力F2，产生了向前的加速度。经顺时针转动，原来的上方桨叶转到右边时，出现向后的速度V，原来在下方的桨叶转到左边时，出现向前的速度V，于是螺旋桨向右进动，并带动无人机向右偏转。二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用

2）螺旋桨的反作用力矩

螺旋桨在旋转中会对空气产生作用力，根据作用力和反作用力定律，空气也会对螺旋桨产生一个大小相等方向相反的反作用力，即旋转阻力，旋转阻力对桨轴形成的力矩，称为螺旋桨的反作用力矩。

克服反作用力矩对飞行的影响，一般可通过调整重心位置，使重心偏出对称面一定距离，利用无人机升力对重心的滚转力矩的方法来抵消反作用力矩；

还可通过安装发动机的拉力线/推力线与纵轴形成一定的夹角的方法来抵消反作用力矩。二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用

3）螺旋桨滑流的扭转作用

螺旋桨转动时，桨叶拨动空气，使空气后加速流动且还顺着螺旋桨的旋转方向扭转流动，这种由螺旋桨的作用而向后加速和扭转的气流，叫做螺旋桨的滑流。

假设从机尾向机头看去，螺旋桨顺时针旋转，滑流流过机翼，被分成上、下两层，上层滑流自左向右后方扭转，下层滑溜自右向左后方扭转。

一般情况下，机身尾部和垂直尾翼都受到滑流上层部分的影响，即滑流的上层部分，如图所示，螺旋桨产生的上层滑流从左方作用于机身尾部和垂直尾翼，产生向右的空气动力，对无人机重心形成偏转力矩，使机头向左偏转。二、固定翼无人机飞行原理4.拉力3、螺旋桨的副作用3.5节飞机的稳定性与操纵性3.5节飞机的稳定性与操纵性

飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述飞机在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变的基本原理。飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果飞机的稳定性

飞机的稳定性是指，飞机受扰偏离原平衡状态，偏离后飞机能自动恢复到原平衡状态的能力。飞机的稳定性飞机的稳定性是指，飞机受扰偏离原平衡状态

飞机的平衡飞机的平衡飞机的重量与重心

飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。飞机的重量与重心飞机各部件、燃料、乘员、货物等重90重心CG

飞机在空中的运动，总可分解成飞机各部分随飞机重心一起的移动和飞机各部分绕重心的转动。飞机的重量与重心重心CG飞机在空中的运动，总可分解成飞机各部分随91重心位置的表示X重CMCA重心

飞机重心所在的位置(左右对称、前后位置)，常用重心在飞机某一特定翼弦（平均空气动力弦或标准平均弦）上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦长度的百分数来表示。重心位置的表示X重CMCA重心飞机重心所在的位置92飞机的平衡：所有作用在飞机上的力之和等于零，各力绕重心构成的诸力矩之和也等于零的飞行状态。飞机的平衡包括作用力平衡和力矩平衡两个方面。本节只分析各力矩的平衡。飞机的平衡相对横轴(OZ轴)——俯仰平衡相对立轴(OY轴)——方向平衡相对纵轴(OX轴)——横侧平衡飞机的平衡：所有作用在飞机上的力之和等于零，各力绕重心构成的93稳定性概念及条件稳定性概念及条件4.2.1稳定性概念及条件

一旦摆锤偏离原平衡状态，重力分力形成的力矩力图使摆锤回到原平衡位置。此外，摆锤在摆动过程中还受到空气阻力形成的力矩作用。

单摆的稳定性

下垂的单摆是稳定的，因为其受到稳定力矩和阻尼力矩的共同作用。阻尼力矩原平衡状态稳定力矩阻尼力矩原平衡状态稳定力矩

单摆在这两个力矩的共同作用下，最终回到原平衡状态。4.2.1稳定性概念及条件一旦摆锤偏离原平衡状态95

物体受扰后的运动过程中，自动出现的、力图使物体最终回到原平衡状态的、方向始终与运动方向相反的力矩，称为阻尼力矩。

物体受扰偏离原平衡状态后，自动出现的、力图使物体回到原平衡状态的、方向始终指向原平衡位置的力矩，称为稳定力矩。阻尼力矩原平衡状态稳定力矩阻尼力矩原平衡状态稳定力矩

单摆的稳定性分析物体受扰后的运动过程中，自动出现的、力图使物体最终回96

倒立单摆的稳定性倒立的单摆不具备这两个力矩，因此是不稳定的。原平衡状态不稳定力矩倒立单摆的稳定性倒立的单摆不具备这两个力矩，因此是不稳定的97静稳定性与动稳定性

受扰后出现稳定力矩，具有回到原平衡状态的趋势，称为物体是静稳定的。静稳定性研究物体受扰后的最初响应问题。正的静稳定性中立静稳定性负的静稳定性外力外力外力静稳定性与动稳定性受扰后出现稳定力矩，具有回到静稳定性与动稳定性

扰动运动过程中出现阻尼力矩，最终使物体回到原平衡状态，称物体是动稳定的。动稳定性研究物体受扰运动的时间响应历程问题。振幅正的动稳定性（稳定）中立动稳定性负的动稳定性（不稳定）静稳定性与动稳定性扰动运动过程中出现阻尼力矩，最终机体横轴机体横轴俯仰机体纵轴滚转机体立轴偏转机体轴与机体的转动机体横轴机体横轴俯仰机体纵轴滚转机体立轴偏转机体轴与机飞机稳定性的定义

飞机的稳定性是指：飞机受到小扰动（包括阵风扰动和操纵扰动）后，偏离原平衡状态，并在扰动消失后，飞行员不给于任何操纵，飞机自动恢复原平衡状态（包括最初响应—静稳定性问题，和最终响应—动稳定性问题）的特性。俯仰稳定性（纵向稳定性）方向稳定性横侧稳定性飞机稳定性的定义飞机的稳定性是指：飞机受到小扰动飞机的稳定性飞机具有稳定性飞机不具有稳定性飞机具有中立稳定性飞机的稳定性飞机具有稳定性飞机不具有稳定性飞机具有中立稳定性飞机的俯仰稳定性

飞机的俯仰稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至俯仰平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。什么是俯仰稳定性飞机的俯仰稳定性飞机的俯仰稳定性，指的是飞行中，水平尾翼

正常布局的飞机的平尾的安装角通常要比机翼的安装角更小。俯仰稳定力矩的产生俯仰稳定力矩主要由平尾产生水平尾翼正常布局的飞机的平尾的安装角通常要比机翼104俯仰稳定力矩主要由平尾产生

平尾可以产生俯仰稳定力矩，趋于保持飞机的俯仰平衡。俯仰转动机翼迎角平尾升力零升迎角较小正迎角较大正迎角负升力零升力正升力俯仰稳定力矩主要由平尾产生平尾可以产生俯仰稳定力矩，瞬间受扰机头上抬扰动运动消失迎角恢复原值平尾附加升力俯仰稳定力矩平尾产生俯仰稳定力矩瞬间受扰机头上抬扰动运动消失迎角恢复原值平尾附加升力俯仰稳定翼型上，以1/4弦长处为距心，得到翼型的升力L和使翼型俯仰转动的力矩MF（使抬头为正）MF（或mF）不随攻角改变，故把1/4弦长处称为焦点焦点是附加升力的作用点，又称为气动中心焦点定义LMF翼型上，以1/4弦长处为距心，得到翼型的升力L和使翼型俯仰转107焦点位置的确定理论分析，在低速、亚音速时，翼型焦点在1/4弦长处实验结果表明，焦点坐标在23%-27%范围内迎角增加，压力中心向前移动机翼升力对焦点的下俯力矩恒定焦点焦点位置的确定理论分析，在低速、亚音速时，翼型焦点在1/4弦108焦点与俯仰稳定力矩飞机迎角改变时附加升力的着力点称为焦点。重心焦点3.5.2飞机的俯仰稳定性焦点与俯仰稳定力矩飞机迎角改变时附加升力的着力点称为焦点。重焦点与俯仰稳定力矩

只有焦点的位置在飞机的重心之后飞机才具有俯仰稳定性，焦点距离重心越远，俯仰稳定性越强。稳定不稳定3.5.2飞机的俯仰稳定性焦点与俯仰稳定力矩只有焦点的位置在飞机的重心之后俯仰阻尼力矩的产生俯仰阻尼力矩主要由平尾产生转动方向相对气流平尾附加升力俯仰阻尼力矩飞机转动方向3.5.2飞机的俯仰稳定性俯仰阻尼力矩的产生俯仰阻尼力矩主要由平尾产生转动方向相对气流短周期运动长周期运动位移量俯仰动稳定性俯仰动稳定性分为长周期运动和短周期两种。3.5.2飞机的俯仰稳定性短周期运动长周期运动位移量俯仰动稳定性俯仰动稳定性分为长周期3.5.4飞机的航向稳定性

飞机的方向稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至方向平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。什么是航向稳定性3.5.4飞机的航向稳定性飞机的方向稳定性方向稳定力矩主要是在飞机出现侧滑时由垂尾产生的。主要方向稳定力矩的产生3.5.4飞机的航向稳定性方向稳定力矩主要是在飞机出现侧滑时由垂尾产生的。主要方向稳定由垂尾产生的方向稳定力矩3.5.4飞机的航向稳定性由垂尾产生的方向稳定力矩3.5.4飞机的航向稳定性垂尾面积的影响

垂尾面积越大，方向稳定力矩越大。相对气流相对气流扰动扰动稳定力矩稳定力矩较小侧力（面积小）较大侧力（面积大）3.5.4飞机的航向稳定性垂尾面积的影响垂尾面积越大，方向稳定力矩越大。相对气流方向阻尼力矩的产生方向阻尼力矩主要由垂尾产生。

飞机转动的过程中，垂尾处出现附加的侧向气流速度分量，导致垂尾出现侧力，侧力形成的力矩起到阻碍转动的作用，称方向阻尼力矩。垂尾侧力转动方向阻尼力矩3.5.4飞机的航向稳定性方向阻尼力矩的产生方向阻尼力矩主要由垂尾产生。飞机转

飞机的横侧稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至横侧平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。3.5.5飞机的横侧稳定性什么是横侧稳定性飞机的横侧稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至主要横侧稳定力矩的产生侧力横侧稳定力矩主要由侧滑中机翼的上反角和后掠角产生。3.5.5飞机的横侧稳定性主要横侧稳定力矩的产生侧力横侧稳定力矩主要由侧滑中机翼的上反

上反角情况下，侧滑前翼的迎角更大，升力大于侧滑后翼的升力，从而产生绕纵轴的横侧稳定力矩。上反角产生的横侧稳定力矩3.5.5飞机的横侧稳定性上反角情况下，侧滑前翼的迎角更大，升力大于侧滑后翼机身四分之一翼弦连线横轴后掠角上反角和后掠角的设计等也能够使机翼产生方向稳定力矩。上反角3.5.5飞机的横侧稳定性机身四分之一翼弦连线横轴后掠角上反角和后掠角的设计等也能够使121上反角在侧滑中的作用

上反角的存在，使侧滑前翼的迎角更大，因此阻力也更大。上反角在侧滑中的作用上反角的存在，使侧滑前翼的迎角更大，122上反角使侧滑前翼迎角大，阻力大，从而产生方向稳定力矩。上反角在侧滑中所产生的方向稳定力矩上反角使侧滑前翼迎角大，阻力大，从而产生方向稳定力矩。上反角123

侧滑前翼的升力大于侧滑后翼的升力，是机翼能够具有横侧稳定性必要条件。后掠角产生的横侧稳定力矩

后掠角情况下，侧滑前翼的有效分速大，因而升力大于侧滑后翼的升力，从而产生横侧稳定力矩。3.5.5飞机的横侧稳定性侧滑前翼的升力大于侧滑后翼的升力，是机翼能够具有横侧横侧阻尼力矩的产生飞机的横侧阻尼力矩主要由机翼产生。

飞机在受扰后的转动过程中，由于机翼存在附加上、下气流分量，使两翼迎角不等，从而导致两翼升力不等，这一阻尼力矩对飞机转动起阻碍作用。滚转方向阻尼力矩方向3.5.5飞机的横侧稳定性横侧阻尼力矩的产生飞机的横侧阻尼力矩主要由机翼产生。

飞机的横侧稳定性过强而方向稳定性过弱，易产生明显的飘摆现象，称为荷兰滚。

飞机的横侧稳定性过弱而方向稳定性过强，在受扰产生倾斜和侧滑后，易产生缓慢的螺旋下降。3.5.6荷兰滚与螺旋不稳定飞机的方向稳定性与横侧稳定性是相互耦合的。飞机的横侧稳定性过强而方向稳定性过弱，易产生明显的飘摆

飞机受扰左倾斜→左侧滑，若横侧稳定性强→飞机迅速改平坡度；方向稳定性弱→飞机左偏的速度慢，未等左侧滑消除，飞机又带右坡度→右侧滑。飞机的横侧稳定性过强而方向稳定性过弱，易产生飘摆。3.5.6荷兰滚与尾旋不稳定飘摆飞机受扰左倾斜→左侧滑，若横侧稳定性强→飞机迅飘摆

飘摆的危害性在于：飘摆震荡周期只有几秒，修正飘摆超出了人的反应能力，修正过程中极易造成推波助澜，加大飘摆。正常情况下，飘摆半衰期很短，但当方向稳定性和横侧稳定性不协调时，易使飘摆半衰期延长甚至不稳定，严重危及安全。大型运输机在高空和低速飞行时由于稳定性发生变化易发生飘摆。因此广泛使用飘摆阻尼器。3.5.6荷兰滚与尾旋不稳定飘摆飘摆的危害性在于：飘摆震荡周期只有几秒，修正飘螺旋不稳定

飞机受扰左倾斜→左侧滑，若横侧稳定性弱→飞机改平坡度慢；方向稳定性强→飞机左偏的速度快→快速左偏导致右翼升力大→飞机飞机难于改平左坡度。最终导致飞机进入缓慢的盘旋下降过程，称螺旋不稳定。螺旋不稳定的周期较大，对飞行安全不构成威胁，飞机设计中允许出现轻度的螺旋不稳定。

飞机的横侧稳定性过弱而方向稳定性过强，易产生螺旋不稳定。3.5.6荷兰滚与尾旋不稳定螺旋不稳定飞机受扰左倾斜→左侧滑，若横侧稳定性弱→二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性

二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性

二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性2、横向操纵性

横向操纵性，是指在飞行过程中，操纵副翼，无人机绕纵轴滚转或改变其滚转角速度和倾斜角等飞行状态的特性。

向左压副翼杆，左翼向上偏转，右副翼向下偏转，这时左机翼升力减小，右机翼升力增大，则产生左滚的滚矩，使无人机向左倾斜。

二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性2、横向操纵性二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性3、航向操纵性

航向操纵性，是指当操纵偏转方向舵后，无人机绕竖轴转动而改变其侧滑角等飞行状态的特性。

航向操纵主要通过方向舵实现，操纵方向杆向右，方向舵向右偏转，在垂直尾翼上产生向左的侧向力Y，该力对重心形成使机头向右偏的航向操纵力矩，使无人机产生向右偏航及侧滑角β，由于侧滑角的出现，在垂直尾翼、机翼、机身等部件上又会引起侧向力，其合力对无人机重心形成使机头向左偏转的航向静稳定力矩。

二、固定翼无人机飞行原理7.操纵性3、航向操纵性俯仰操作性（纵向操作性）：操作升降舵，绕着横轴运动，飞机发生俯仰运动。横向操作性：操作副翼，绕着纵轴运动，飞机发生滚转运动。方向操作性：操作方向舵，绕着立轴运动，飞机发生偏航运动。俯仰操作性（纵向操作性）：操作升降舵，绕着横轴运动，飞机发生飞机稳定性与操作性是相对立的。飞机稳定性越好，操作性就越差。飞机操作性越好，稳定性就越差。飞机稳定性与操作性是相对立的。目录第一节空气动力学基础第二节固定翼无人机飞行原理第三节无人直升机飞行原理第四节多旋翼无人机飞行原理目录第一节空气动力学基础第二节固定翼无人机飞行二、固定翼无人机飞行原理1、翼型

1）定义及几何参数

机翼横截面的轮廓叫翼型或翼剖面，是指沿平行于无人机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面。直升机的旋翼和螺旋桨叶片的截面也称翼型。1-翼剖面；2-前缘；3-后缘；4-翼弦

翼型的特性对固定翼无人机性能有很大影响，选用最能满足设计要求，其中也包括结构、强度方面要求的翼型是非常重要的。翼型二、固定翼无人机飞行原理1、翼型翼型二、固定翼无人机飞行原理1、翼型

2）常用翼型

中小型无人飞机，与一般飞机在气动力上差别不大，翼型的选择可以按常规飞机的设计程序进行。

高空长航时无人飞机以及微型无人飞机则有明显的特殊性，由于高空空气稀薄，高空长航时无人机在飞行时要用大升力系数。此外，它又要留空时间长，所以如果用喷气式发动机的无人机机翼升阻比要大。

根据这个要求，应选择大升阻比对应的升力系数大的翼型，部分高速无人机机翼和尾翼一般采用对称翼型；而低速无人机机翼大多采用平凸或双凸翼型。二、固定翼无人机飞行原理1、翼型中小型无人飞机，与一翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.双凸—运五、运七、教八d.对称—歼七、轰五e.双弧—超音速飞机f.菱形—超音速飞机翼型a.弓形—早期b.平凸—初教六c.双凸—运五、运七、教八机翼的平面形状机翼的平面形状二、固定翼无人机飞行原理3）翼型参数

翼型各部分的名称如图。一般翼型的前端圆钝，后端尖锐，下表面较平，呈鱼侧形。

（1）弦长，连接翼型前缘和后缘的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长。

（2）最大厚度位置，翼型最大厚度所在位置离到前缘的距离称为最大厚度位置，通常以其与弦长的比值来表示。

（3）相对厚度，翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上，下表面之间的直线段长度，翼型最大厚度与弦长之比，称为翼型的相对厚度，并常用百分数表示。

（4）相对弯度，是指翼型的最大弯度与弦长的比值，通常用百分数表示。翼型的最大弯度是指翼型中弧线与翼弦之间的最大垂直距离。翼型的相对弯度说明翼型上、下表面外凸程度的差别，相对弯度越大，翼型上、下表面弯曲程度相差也越大；若中线和翼弦重合，翼型将是对称的。二、固定翼无人机飞行原理3）翼型参数翼型参数中弧线：翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线。翼弦：前缘与后缘的连线。1.弦长（几何弦长）b前缘：中弧线的前端点。后缘：中弧线的后端点。翼型参数中弧线：翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线。翼弦：前翼型参数相对弯度的大小表示翼型的不对称程度。现代飞机的翼型，相对弯度约为0～3％。最大弧高与弦长的比值，叫相对弯度。2、相对弯度翼型中弧线与翼弦之间的距离叫弧高或弯度。翼型参数相对弯度的大小表示翼型的不对称程度。现代飞机的翼型，3、相对厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距离叫翼型厚度（）。翼型最大厚度与弦长的比值，叫翼型的相对厚度。现代飞机的翼型，相对厚度大约为3％～16％。翼型参数3、相对厚度（）(厚弦比)上下翼面在垂直于翼弦方向的距二、固定翼无人机飞行原理4）机翼平面参数

二、固定翼无人机飞行原理4）机翼平面参数

机翼的平面参数展长与平均弦长之比。展弦比(λ)初教六飞机λ＝６；教八飞机λ＝5.448，歼教五飞机λ=4.08。机翼的平面参数展长与平均弦长之比。展弦比(λ)初教六飞机λ展弦比短宽的机翼适合高速，长航时无人机多采用大展弦比；一般而言，垂尾的展弦比小于平尾展弦比，平尾展弦比小于机翼展弦比，是为了保证机翼失速时的尾翼的可操控性。展弦比短宽的机翼适合高速，长航时无人机多采用大展弦比；二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素1）升力的产生

翼弦与相对气流速度之间的夹角叫迎角,用a表示。

现在将一个上边凸起,下边微凸的翼型放在流速气流中，根据连续性定理和伯努利定理可知：

在翼型的上表面，因流管变细，即流管截面积减小，气流速度大，故压强减小；

而翼型的下表面,因流管变化不大,故压强基本不变。

翼型上、下表面生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上,总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心。

总空气动力分成两个分力：一个与气流速度垂直，起支托飞机重量的作用,就是升力Y;另一个与流速平行,起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。升力产生1-空气动力作用点2-前缘3-后缘4-翼弦二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素升力升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

迎角翼弦升力

升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。迎角翼弦升力升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼面。由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强降低，并低于前方气流的大气压；而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。因此，在上下翼面之间就形成了一个压强差，从而产生了一个向上的升力L。机翼是带有迎角的，高速向前运动时，机翼下表面的空气聚集得更多，下表面的压强就增大了，上表面流过的空气就比较少，所以就形成了一个真空地带（非全真空），压强就比较小，这时候机翼的上下翼面就有一个压力差，这个压力差就是升力的来源。当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表面流过。由连续性定理可知，流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。升力来源前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表P1v1P2v2升力来源P1v1P2v2升力来源升力L压力中心机翼升力的着力点，称为压力中心(CenterofPressure)升力L压力中心机翼升力的着力点，称为压力中心(Center升力公式：注意：升力的方向总是与相对气流方向垂直。

升力公式：注意：升力的方向总是与相对气流方向垂直。—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。

升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。升力系数综合（a）翼型（1）相对气流动压（V）（2）机翼面积影响升力的因素:＞＞（3）升力系数（a）翼型（1）相对气流动压（V）（2）机翼面积影响升力的因（b）升力系数随迎角的变化规律——升力系数曲线1、规律＜：↑→↑＞：↑→↓=

：=（b）升力系数随迎角的变化规律——升力系数曲线1、规律＜二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素1）升力的产生

机翼的压力分布

空气压力是指空气的压强，即物体单位面积上所承受的空气的垂直作用力。凡是比大气压力低的叫吸力(负压力)，凡是比大气压力高的叫压力(正压力)，机翼表面各点的吸力和压力都可用向量表示,向量的长短表示吸力或压力的大小。

压力最低(即吸力最大)的一点,叫最低压力点(B点);

在前缘附近,流速为0,压力最高的一点,叫驻点(A点),由图中可以看出，机翼升力主要靠上表面的吸力，而不是靠下表面的压力。二、固定翼无人机飞行原理1.升力2、升力的产生及影响因素二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

二、固定翼无人机飞行原理1.升力

阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力。阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力

对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性阻力对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力

由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。摩擦阻力由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大。空气黏性越大，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例压差阻力

压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。压差阻力压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的二、固定翼无人机飞行原理2.阻力物体的迎风面积越大，压差阻力也就越大；机身横截面的形状应采取圆形或近似圆形，因为相同体积下圆形的面积数较小。在迎风面积相同的条件下，将物体做成前端圆钝、后端尖细的流线型可以大大减小物体的压差阻力，其压差阻力最小二、固定翼无人机飞行原理2.阻力物体的迎风面积越大，压差阻力影响压差阻力的因素

总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。迎风面积大，压差阻力大。迎角越大，压差阻力也越大。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。影响压差阻力的因素总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形干扰阻力

飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。干扰阻力飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。

飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。诱导阻力

由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。诱导阻力由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于阻力公式：—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。阻力公式：—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。影响阻力大小的因素动压、机翼面积、迎角、飞机的形状、展弦比影响阻力大小的因素动压、机翼面积、迎角、飞机的形状、展弦比CD0α(°)迎角对阻力系数的影响CD0α(°)迎角对阻力系数的影响二、固定翼无人机飞行原理2.阻力总阻力分析

摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力统称为零升阻力或废阻力。

总阻力=废阻力+诱导阻力

某翼型的无人机总阻力随速度变化曲线：

诱导阻力是随着速度的增大而降低的，而废阻力是随着速度的增大而增大的，当诱导阻力和废阻力相等时，总阻力最小。二、固定翼无人机飞行原理2.阻力总阻力分析总空气动力

升力和阻力之和称为总空气动力。总空气动力升力和阻力之和称为总空气动力。升阻比TDWL升阻比—飞机空气动力品质参数升阻比TDWL升阻比—飞机空气动力品质参数有利迎角（αkmax）：升阻比最大时对应的迎角。有利迎角（αkmax）：失速与螺旋

失速与螺旋关系到飞行安全，飞行员应该清楚所飞飞机的失速性能，这样才能防止飞机进入失速与螺旋状态。如果飞机误进入失速与螺旋，也才能正确及时地改出，以保证飞行安全。失速与螺旋失速与螺旋关系到飞行安全，飞行员应该清楚所飞定义失速的原因迎角过大，翼面上出现了严重的气流分离失速迎角的确定飞行中，当迎角达到失速迎角，飞机出现非操纵的异常状态变化。气流会从机翼前缘开始分离，尾部会出现很大的涡流区，这时，升力会突然下降，而阻力却迅速增大。CL达到最大值的迎角，即临界迎角飞机突然发生非操纵的俯仰转动、偏转或滚转时的迎角飞机出现明显抖振时的迎角失速：定义失速的原因迎角过大，翼面上出现了严重的气流分离失速迎角失速中小迎角时,气流分离不明显。失速中小迎角时,气流分离不明显。

随迎角增加，上翼面气流分离现象逐渐发展。

迎角超过临界迎角后，上翼面产生强烈的气流分离。失速随迎角增加，上翼面气流分离现象逐渐发展。迎角超过临界失速

失速产生的根本原因是飞机的迎角超过临界迎角。●失速的根本原因失速失速产生的根本原因是飞机的迎角超过临失速●失速后飞机的表现

飞机失速后，除飞机会产生气动抖动外，由于升力的大量丧失和阻力的急剧增大，飞行员还会感到飞行速度迅速降低、飞机下降、机头下沉等现象。失速●失速后飞机的表现飞机失速后，除飞机会产生气动失速失速警告自然失速警告人工失速警告失速失速警告自然失速警告失速自然失速(气动)警告

机翼升力产生周期性变化以致飞机抖动，同时，驾驶杆和脚蹬也产生抖动。失速自然失速(气动)警告机翼升力产生周期性变化以致飞失速人工失速警告

轻型通用航空飞机通过风标式失速传感器来触发失速警告喇叭、失速警告灯。失速人工失速警告轻型通用航空飞机通过风标式失速传感失速●失速可能在任何速度发生失速●失速可能在任何速度发生失速飞机重量增加，失速速度增大。放下襟翼等增升装置，飞机的最大升力系数增大，失速速度相应减小。不同飞行状态下的失速速度是平飞失速速度的倍。飞机在水平转弯或盘旋中，随着坡度的增大，载荷因数增大，对应的失速速度也增大。不同坡度盘旋对应的载荷因素●失速速度的影响因素小结失速飞机重量增加，失速速度增大。不同坡度盘旋对应的载失速●失速的改出方法

飞机的失速是由于迎角超过临界迎角。因此，不论在什么飞行状态，只要判明飞机进入了失速，都要及时向前推杆减小迎角，当飞机迎角减小到小于临界迎角后，柔和拉杆改出。在推杆减小迎角的同时，还应注意方向舵是水平状态，以防止飞机产生倾斜而进行螺旋。失速●失速的改出方法飞机的失速是由于迎角超拉杆要柔和、适量（尤其是迎角较大时）防止飞机带侧滑预防失速拉杆要柔和、适量防止飞机带侧滑预防失速螺旋是飞机迎角超过失速迎角后，发生的一种连续复杂的自动旋转运动。首先是不使飞机失速，其次是即使在飞机失速，也不使飞机发生滚转。关键——制止飞机的旋转和减小迎角常用方法：向螺旋反方向蹬满舵，并将驾驶杆稍稍推过中立位置。螺旋的预防螺旋的改出螺旋的定义螺旋是飞机迎角超过失速迎角后，发生的一种连续复杂的自动旋转运增升装置及其作用增升装置及其作用为什么要使用增升装置

用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。

增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。

可采用以下增升原则：

增大升力系数：改变机翼剖面形状、增大机翼弯度；

增大机翼面积；

改变气流的流动状态、控制机翼上的附面层、延缓气流分离。为什么要使用增升装置用增大迎角的方法来增大升力系数主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼主要增升装置包括：固定翼无人机飞行原理课件地面效应地面效应3.2.11地面效应

地面效应，又称翼地效应，地面对飞行器的空气动力干扰。当飞行器接近地面飞行时，地面影响空气绕飞行器的流动，使飞行器的空气动力特性与远离地面时的不同。

3.2.11地面效应地面效应，又称翼地效应在同样的速度和推力下，近地飞行产生地面效应时机体会有更大的升力。因此地面效应能有效地提升近地飞行时飞机效率。不过因为一般飞机只有在起飞或降落时会这么接近地面，只有在这些时候能从翼地效应取得好处。

不过，地面效应对于飞行员来说亦需要紧慎对应。在降落时，飞机会在最后几尺因为获得地面效应的升力而突然上升（此情况被称为“balloon”)。如果不懂对应，飞机就会在减速时突然急速提升高度，此时由于飞机的速度已经非常接近失速速度，极易真的演变成失速的状态，此时，即使只是数十迟的距地高度，还是可能造成严重甚至致命的意外。一般而言，如果跑道够长，飞行员就能够采用慢慢减速来对应翼地效应产生时的“balloon”，另一个方法则是放弃直接降落，提升空速，绕圈回来再次降落。在同样的速度和推力下，近地飞行产生地面效应时机体会有更大的升3.2.11地面效应--地面效应的作用-一个翼展的范围内近地面翼尖涡削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效应1)升力系数增加2)诱导阻力减少3.2.11地面效应--地面效应的作用-一个翼展的范围内近3.2.11地面效应3.2.11地面效应3.3节飞机飞行中的受力3.3节飞机飞行中的受力飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。升力拉力重力阻力飞机平飞的作用力飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用：升力拉力升力等于重力，高度不变

拉力等于阻力，速度不变平飞运动方程升力拉力重力阻力升力等于重力，高度不变

拉力等于阻力，速度不变平飞运动方程升飞机上升的作用力升力重力W上升角阻力推力

飞机在空中稳定上升时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再进行分解。飞机上升的作用力升力重力W上升角阻力推力飞机在空中稳上升运动方程，将总空气动力与升力进行分解。分析：同速度上升时，上升拉力大于平飞拉力；上升升力小于平飞升力。上升运动方程上升运动方程，将总空气动力与升力进行分解。分析：同速度上升时飞机下降时的作用力LRDWW1W2Pθθ

飞机在空中稳定下降时,受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再进行分解。飞机下降时的作用力LRDWW1W2Pθθ飞机在空中稳带油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLPD闭油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLD下降运动方程带油门下降时的作用力G1水平线Vθ下G2GLPD闭油门下降时飞机转弯时的作用力飞机转弯时的作用力LcosγLsinγGLγ转弯运动方程LcosγLsinγGLγ转弯运动方程水平转弯是飞机在水平面内的一种机动飞行（航向角改变）。小坡度转弯：坡度小于20度中坡度转弯：坡度在20~45度大坡度转弯：坡度大于45度小于360度的叫水平转弯。大于360度的叫盘旋。水平转弯是飞机在水平面内的一种机动飞行（航向角改变）。小坡度侧滑：飞机对称面与相对气流方向不一致的飞行称侧滑。飞行中，由于转弯过快或转弯过慢，升力产生的分量与离心力不匹配，会造成侧滑。

侧滑角：相对气流和飞机对称面之间的夹角。机头相对于相对气流左偏，左侧滑，也叫外侧滑机头相对相对气流右偏，右侧滑，也叫内侧滑β相对气流方向飞机转弯时的作用力侧滑：侧滑角：相对气流和飞机对称面β相对气飞机转弯时的作用力二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

大部分的轻微型民用固定翼无人机都是依靠螺旋桨产生拉力/推力（实质上，拉力也是推力，只是对于螺旋桨无人机，习惯上称为拉力）。1、螺旋桨介绍

螺旋桨是指靠桨叶在空气或水中旋转，将发动机转动功率转化为推进力的装置，可有两个或较多的桨叶与毂相连，螺旋桨的拉力是电动固定翼无人机和油动固定翼无人机常用的前进动力。

桨叶的平面形状很多，使用较多的有普通桨叶、矩形桨叶和马刀形桨叶三种。

二、固定翼无人机飞行原理4.拉力大部分的轻微型民用固二、固定翼无人机飞行原理4.拉力

大部分的轻微型民用固定翼无人机都是依靠螺旋桨产生拉力/推力（实质上，拉力也是推力，只是对于螺旋桨无人机，习惯上称为拉力）。1、螺旋桨介绍1）右旋螺旋桨和左旋螺旋桨

站在螺旋桨后面（从机尾看向机头）来观察螺旋桨旋转。如果看到螺旋桨是顺时针方向旋转，这种螺旋桨称为右旋螺旋桨，反之称为左旋螺旋桨。2）螺旋桨直径

螺旋桨直径，是指螺旋桨两个桨尖之间的距离。也可以认为是螺旋桨旋转时最大旋转面的直径。3）桨叶角

螺旋