第十一課時旋翼無人機(jī)空氣動力學(xué)目錄/CONTENTS§2無人直升機(jī)的組成§4旋翼空氣動力學(xué)§3多旋翼無人機(jī)的組成§1旋翼無人機(jī)§1旋翼無人機(jī)旋翼無人機(jī)旋翼無人機(jī)指無人直升機(jī)和多旋翼無人機(jī)旋翼無人機(jī)種的旋翼既是升力面又是操縱面，同時提供前飛動力多旋翼無人機(jī)依靠每個旋翼上的螺旋槳葉片在旋轉(zhuǎn)過程中產(chǎn)生升力§2無人直升機(jī)的組成無人直升機(jī)的組成主旋翼直升機(jī)和旋翼機(jī)等旋翼航空器的主要升力部件由槳轂、拉桿與搖臂、十字盤和數(shù)片槳葉構(gòu)成的螺旋槳無人直升機(jī)的組成主旋翼的組成槳轂安裝在旋翼軸上功能：連接槳葉、連接傳動主軸無人直升機(jī)的組成主旋翼的組成拉桿與搖臂又稱變距拉桿，變距搖臂功能：連接槳轂、T型頭與十字盤無人直升機(jī)的組成主旋翼的組成十字盤由機(jī)械液壓驅(qū)動，并與飛行員的操縱桿聯(lián)動帶動槳葉改變飛行姿態(tài)和方向無人直升機(jī)的組成主旋翼的組成槳葉將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動功率轉(zhuǎn)化為推進(jìn)的動力搭配傾斜盤來實現(xiàn)直升機(jī)的靈活移動需要定期保養(yǎng)無人直升機(jī)的組成主旋翼的作用產(chǎn)生升力，平衡垂直分力產(chǎn)生水平分力，克服空氣阻力使直升機(jī)前進(jìn)在懸停時，產(chǎn)生側(cè)向或向后水平分力，使直升機(jī)進(jìn)行側(cè)飛或后飛產(chǎn)生分力及力矩對直升機(jī)進(jìn)行控制或機(jī)動飛行無人直升機(jī)的組成尾槳平衡旋翼扭矩產(chǎn)生的反作用力矩旋轉(zhuǎn)平面平行于直升機(jī)的對稱面兩個旋翼通過反向旋轉(zhuǎn)的形式抵消自旋效應(yīng)無人直升機(jī)的組成尾槳的組成尾槳轂尾槳轂尾槳轂無人直升機(jī)的組成尾槳的作用提供反力矩,保持飛機(jī)平衡利用尾槳的變矩作用控制直升機(jī)的航向§3多旋翼無人機(jī)的組成多旋翼無人機(jī)的組成電機(jī)依據(jù)電磁感應(yīng)定律實現(xiàn)電能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能根據(jù)電源的不同分為直流電機(jī)和交流電機(jī)，直流電機(jī)分為無刷電機(jī)和有刷電機(jī)無刷電機(jī)低干擾，噪音低，運(yùn)轉(zhuǎn)流暢，并且壽命較長，可控性強(qiáng)電機(jī)的重要指標(biāo)：KV值越高，轉(zhuǎn)速越快多旋翼無人機(jī)的組成電調(diào)分為無刷電調(diào)和有刷電調(diào)可改變電機(jī)正轉(zhuǎn)和反轉(zhuǎn)參照電機(jī)的功率選擇電調(diào)多旋翼無人機(jī)的組成槳葉通過自身旋轉(zhuǎn)，將電機(jī)轉(zhuǎn)動功率轉(zhuǎn)化為動力提供飛行所需的動能按材質(zhì)可分為尼龍槳，碳纖維槳和槳多旋翼無人機(jī)的組成電池將化學(xué)能轉(zhuǎn)化成電能作為能源儲備，為整個動力系統(tǒng)和其他電子設(shè)備提供電力來源在多旋翼飛行器上普遍采用普通鋰電池或智能鋰電池等多旋翼無人機(jī)的組成飛行控制器一種感應(yīng)器元件，主要由陀螺儀、加速計、角速度計、氣壓計、GPS、指南針模塊、控制電路等部件組成通過高效的控制算法內(nèi)核，精準(zhǔn)感應(yīng)并計算出飛行器的飛行姿態(tài)等數(shù)據(jù)目前被廣泛使用的飛行控制器是APM和PIX多旋翼無人機(jī)的組成飛行控制器飛行控制系統(tǒng)由主控單元、慣性測量單元IMU、GPS指南針模塊、LED指示燈模塊等部件組成主控單元是飛行控制系統(tǒng)的核心多旋翼無人機(jī)的組成飛行控制器飛行控制系統(tǒng)慣性測量單元（IMU）是高精度感應(yīng)飛行器姿態(tài)、角度、速度和高度的元器件集合體多旋翼無人機(jī)的慣性測量單元多旋翼無人機(jī)的組成飛行控制器飛行控制系統(tǒng)GPS指南針模塊用于精確確定飛行器的方向及經(jīng)緯度多旋翼無人機(jī)的GPS指南針模塊多旋翼無人機(jī)的組成遙控器由遙控器和接收機(jī)組成是整個飛行系統(tǒng)的無線控制終端多旋翼無人機(jī)的遙控器多旋翼無人機(jī)的組成機(jī)架機(jī)架的強(qiáng)度和重量是影響飛行器穩(wěn)定的因素之一多旋翼無人機(jī)的機(jī)架多旋翼無人機(jī)的組成云臺是安裝、固定攝像機(jī)的支撐設(shè)備多旋翼無人機(jī)的云臺§4旋翼空氣動力學(xué)旋翼空氣動力學(xué)旋翼翼型定義：槳葉在展向某個界面的剖面形狀旋翼槳葉有其特殊的翼型形狀，并且翼型形狀和扭轉(zhuǎn)角隨展向位置變化目前主要采用非對稱翼型，壓力中心隨迎角變化而移動，升力特性更好，阻力發(fā)散馬赫數(shù)有明顯的提高旋翼空氣動力學(xué)旋翼翼型

旋翼空氣動力學(xué)旋翼翼型空氣動力產(chǎn)生原理:變距操作會引起槳葉剖面角度的改變，同時影響每個時刻迎角的大小原因：旋翼在前飛運(yùn)動中氣流流速的大小和方向時刻改變；懸停中的氣流速度為旋轉(zhuǎn)速度，其大小不變，方向時刻發(fā)生變化迎角與不旋轉(zhuǎn)的機(jī)翼的迎角不同變距角改變旋翼翼型弦線與旋轉(zhuǎn)平面的夾角旋翼空氣動力學(xué)旋翼的作用升力作用：通過翼型產(chǎn)生向上的升力，克服直升機(jī)的重力，維持空中飛行動力作用：通過揮舞運(yùn)動，改變槳尖平面方向，產(chǎn)生向前的水平分力克服空氣阻力，使直升機(jī)保持前進(jìn)速度操縱作用：通過變距操縱產(chǎn)生分力和力矩，對直升機(jī)進(jìn)行控制和機(jī)動飛行旋翼空氣動力學(xué)旋翼槳葉的空氣動力特性升力方面：要求較高的最大升力系數(shù)，延遲后行工作中產(chǎn)生的失速阻力方面：延緩前行槳葉的失速，降低氣動阻力矩方面：要求較小的氣動力矩系數(shù)，降低交變載荷旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)速度、迎角、空氣動力從翼根到翼尖的變化①槳葉旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致在靠近翼尖部位的載荷最大②初始迎角：使槳葉在展向受力盡量保持均勻，一般在靠近根部的區(qū)域槳葉截面迎角較大，靠近尖部的區(qū)域截面迎角較小旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)速度、迎角、空氣動力從翼根到翼尖的變化③槳葉做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，槳葉上的速度為：v=ωr（式中，ω為槳葉轉(zhuǎn)速；r為槳葉的展向位置旋轉(zhuǎn)半徑）④在懸停狀態(tài)下，越靠近槳尖，速度越大旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)速度、迎角、空氣動力從翼根到翼尖的變化⑤單槳尖速度過高導(dǎo)致槳尖產(chǎn)生失速，升力損失，阻力增加⑥由于合成速度的影響，前行槳葉工作區(qū)的馬赫數(shù)大，后行槳葉工作區(qū)的馬赫數(shù)小空氣動力沿槳葉展向的分布規(guī)律旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)槳根的反流區(qū)翼型在靠近槳根處的迎角可能較大，使槳根區(qū)域處于失速狀態(tài)槳葉前進(jìn)區(qū)域槳葉相對來流速度增加，增大前進(jìn)區(qū)域槳葉上的空氣動力槳葉后退區(qū)域，后退速度和前飛速度相減，減小槳葉上的相對來流速度旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)槳尖失速槳葉后退區(qū)域旋轉(zhuǎn)速度和前飛速度相減造成槳盤升力不對稱槳葉需要較大的變距操縱（保持升力對稱，彌補(bǔ)升力損失）槳尖速度較大且迎角較大翼尖失速旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)地面效應(yīng)當(dāng)直升機(jī)懸?？拷孛鏁r，將會產(chǎn)生明顯的地面效應(yīng)地面效應(yīng)使直升機(jī)誘導(dǎo)阻力減小，同時能獲得更高的流體力學(xué)效應(yīng)旋翼機(jī)的地面效應(yīng)旋翼空氣動力學(xué)空氣流動的特點(diǎn)旋翼槳葉揮舞運(yùn)動直升機(jī)懸停時旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的升力等于機(jī)身重力懸停時展向?qū)?yīng)處的槳葉的來流速度不同，導(dǎo)致展向力的分布相應(yīng)不同槳葉受周期力的作用，旋轉(zhuǎn)時同時繞槳轂做揮舞運(yùn)動懸停時槳葉的揮舞運(yùn)動步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十二課時飛機(jī)的平衡BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2俯仰平衡§4飛機(jī)的方向平衡§3橫向平衡§1平衡的概念§1平衡的概念平衡的概念物體的平衡物體的平衡：在慣性參照系內(nèi)，物體受到幾個力的作用，仍保持靜止?fàn)顟B(tài)，或勻速直線運(yùn)動狀態(tài)，或繞轉(zhuǎn)軸勻速轉(zhuǎn)動的狀態(tài)平衡是物體保持原有運(yùn)動狀態(tài)的一種能力平衡的概念飛機(jī)的平衡飛機(jī)平衡：所有作用在飛機(jī)上的外力與外力矩之和為零飛機(jī)的平衡包括：作用力的平衡和力矩的平衡平衡的概念飛機(jī)的平衡將飛機(jī)繞著重心的力矩平衡分解為繞三個機(jī)體軸的力矩平衡：相對于橫軸(Oz)的俯仰(縱向)平衡相對豎軸(Oy)的方向(航向)平衡相對于縱軸(Ox)的橫向平衡飛機(jī)機(jī)體軸和對應(yīng)的轉(zhuǎn)動§2俯仰平衡俯仰平衡俯仰平衡原理俯仰平衡（縱向平衡）：俯仰力矩平衡作用于飛機(jī)的俯仰力矩：機(jī)翼力矩、水平尾翼力矩、拉力力矩俯仰平衡俯仰平衡原理機(jī)翼力矩機(jī)翼升力對飛機(jī)重心所構(gòu)成的俯仰力矩大小取決于飛機(jī)重心位置的前后和迎角的大小一般情況下，機(jī)翼力矩是下俯力矩；當(dāng)重心后移較多而迎角又很大時，機(jī)翼力矩可能會變成上仰力矩俯仰平衡俯仰平衡原理水平尾翼力矩水平尾翼升力對飛機(jī)重心所形成的俯仰力矩，主要取決于水平尾翼迎角和升降舵偏轉(zhuǎn)角飛行中影響水平尾翼力矩變化的主要因素：機(jī)翼迎角、升降舵偏轉(zhuǎn)角、流向水平尾翼的氣流速度一般情況下，水平尾翼為上仰力矩；機(jī)翼迎角很大時，可能會形成下俯力矩俯仰平衡俯仰平衡原理拉力力矩螺旋槳的拉力或噴氣發(fā)動機(jī)的推力的作用線不通過飛機(jī)重心，形成圍繞重心的俯仰力矩俯仰力矩的大小主要受油門位置的影響：增大油門俯仰力矩增大飛機(jī)取得俯仰平衡的條件：作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零俯仰平衡俯仰平衡原理飛行中，機(jī)翼升力(L翼)通常作用在飛機(jī)重心的后面，形成下俯力矩M翼=L翼×l翼,式中，l翼為機(jī)翼壓力中心到飛機(jī)重心的距離（即力臂）在中等迎角以下水平尾翼（平尾）一般產(chǎn)生負(fù)升力，它對飛機(jī)重心所形成的力矩為上仰力矩（M尾）M尾=L尾×l尾,式中，l尾為水平尾翼壓力中心到飛機(jī)重心的距離（即力臂）俯仰平衡俯仰平衡原理飛行中為保持飛機(jī)的俯仰平衡，應(yīng)使下俯力矩等于上仰力矩L翼×l翼=L尾×l尾飛機(jī)的俯仰平衡俯仰平衡俯仰平衡的影響因素飛機(jī)迎角迎角越大→機(jī)翼和平尾升力系數(shù)越大→機(jī)翼和平尾俯仰力矩越大例如：水平尾翼前緣上偏，平尾迎角加大，升力系數(shù)加大，平尾的上仰力矩加大俯仰平衡俯仰平衡的影響因素翼型機(jī)翼和平尾翼型變化→升力系數(shù)變化→俯仰力矩變化例如：升降舵下偏，水平尾翼翼型改變，升力系數(shù)加大，水平尾翼的上仰力矩加大俯仰平衡俯仰平衡的影響因素飛行馬赫數(shù)在超過臨界馬赫數(shù)以后，飛行馬赫數(shù)加大→機(jī)翼局部激波向后發(fā)展→機(jī)翼升力系數(shù)加大、壓力中心后移→機(jī)翼升力和機(jī)翼升力到飛機(jī)重心的力臂加大俯仰平衡俯仰平衡的影響因素飛機(jī)重心位置飛機(jī)重心位置后移→機(jī)翼下俯力矩減小→平尾上仰力矩減小→機(jī)翼下俯力矩減小俯仰平衡俯仰平衡的影響因素空氣密度、機(jī)翼面積、飛行速度越大→機(jī)翼和平尾俯仰力矩越大例如：平尾和機(jī)翼面積存在比例關(guān)系，若機(jī)翼面積加大一倍，平尾面積也加大一倍，則機(jī)翼和平尾俯仰力矩各增加一倍

空氣密度增加一倍，機(jī)翼和平尾俯仰力矩也各增加一倍飛行速度增加一倍，機(jī)翼升力和平尾升力各增加三倍俯仰平衡俯仰平衡的影響因素機(jī)翼平均氣動弦長要求機(jī)翼平均氣動弦長與機(jī)身長保持一定比例，故機(jī)翼平均氣動弦長增大一倍→平尾力臂增大一倍→機(jī)翼和平尾俯仰力矩各增大一倍§3橫向平衡橫向平衡橫向平衡原理橫向平衡：作用于飛機(jī)各滾轉(zhuǎn)力矩互相平衡，用公式表示為：L右×l右=L左×l左式中：L右為右翼升力L左為左翼升力l右為右翼升力到重心之間的力臂l左為左翼升力到重心之間的力臂橫向不平衡：在飛行中出現(xiàn)飛機(jī)自動向一側(cè)傾斜的現(xiàn)象左（右）坡度：飛機(jī)自動向左（右）傾斜，稱作有左坡度橫向平衡橫向平衡原理飛機(jī)出現(xiàn)橫向不平衡的原因：機(jī)翼變形、兩側(cè)機(jī)翼不對稱→左、右機(jī)翼升力不對稱或左、右機(jī)翼升力到重心的力臂不等→左滾力矩與右滾力矩不平衡→飛機(jī)自動出現(xiàn)傾斜坡度故障：飛機(jī)的自動傾斜超出規(guī)定飛機(jī)的橫向平衡橫向平衡副翼保持平衡的原理飛機(jī)出現(xiàn)坡度時保持飛機(jī)的橫向平衡：使副翼偏轉(zhuǎn)，以消除坡度假設(shè)：飛機(jī)左右重力不均衡，飛機(jī)重心向左移動左、右翼升力到重心的力臂不等，右翼升力到重心的力臂（l右）增長，左翼升力到重心的力臂（l左）減短則：1.L右×l右＞L左×l左，即左滾力矩＞右滾力矩2.飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，出現(xiàn)左坡度飛機(jī)橫向平衡的調(diào)節(jié)橫向平衡副翼保持平衡的原理保持飛機(jī)的橫向平衡：使右副翼向上偏轉(zhuǎn)，減小右機(jī)翼升力左副翼向下偏轉(zhuǎn)，增加左機(jī)翼升力飛機(jī)橫向平衡的調(diào)節(jié)橫向平衡橫側(cè)平衡獲得橫側(cè)平衡：作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零影響橫側(cè)平衡的因素：一邊機(jī)翼變化（或兩邊機(jī)翼形狀不一致），兩翼升力不等螺旋槳發(fā)動機(jī)，油門改變，螺旋槳反作用力矩隨之改變重心左右移動，兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變，形成附加滾轉(zhuǎn)力矩橫側(cè)平衡受到破壞時保持平衡的方法：適當(dāng)轉(zhuǎn)動駕駛盤或作用副翼調(diào)整片，利用偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫側(cè)操縱力矩來平衡使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的力矩§4飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動，側(cè)滑角不變或沒有側(cè)滑角作用于飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩：兩翼阻力對重心形成的力矩、垂直尾翼側(cè)力對重心形成的力矩、雙發(fā)或多發(fā)動機(jī)的拉力對重心形成的力矩垂直尾翼上側(cè)力，可能因飛機(jī)的側(cè)滑、螺旋槳滑流的扭轉(zhuǎn)以及偏轉(zhuǎn)方向舵等產(chǎn)生作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零才能使飛機(jī)取得方向平衡飛機(jī)的方向平衡方向平衡原理使機(jī)頭左右偏轉(zhuǎn)的力矩為：兩邊機(jī)翼阻力產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩、垂直尾翼側(cè)向力產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩正常條件，左右機(jī)翼產(chǎn)生的阻力大小相等、力臂相同、垂直尾翼上無側(cè)向力的作用，左偏轉(zhuǎn)力矩等于右偏轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)自動保持方向平衡：D左×l左=D右×l右式中，D左為左翼阻力D右為右翼阻力l左為左翼阻力到重心之間的力臂l右為右翼阻力到重心之間的力臂飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)的方向平衡方向平衡原理①破壞方向平衡：機(jī)翼變形使兩翼阻力不等，或垂直安定面和方向舵變形使垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)向力②方向平衡被破壞后：在偏轉(zhuǎn)力矩作用下，機(jī)頭將向左或向右偏轉(zhuǎn)，因飛機(jī)具有很大的運(yùn)動慣性，將沿原來的方向飛行，導(dǎo)致相對氣流就會從側(cè)前方吹來飛機(jī)方向平衡的調(diào)節(jié)飛機(jī)的方向平衡方向平衡原理③側(cè)滑：相對氣流從側(cè)前方吹來的飛行狀態(tài)④右側(cè)滑：機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，氣流從機(jī)頭右前方吹來⑤側(cè)滑角：相對氣流方向和飛機(jī)對稱面之間的夾角（β）⑥側(cè)滑故障：飛機(jī)的自動側(cè)滑超出規(guī)定飛機(jī)方向平衡的調(diào)節(jié)飛機(jī)的方向平衡方向舵保持方向平衡的原理飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)側(cè)滑時，可使方向舵偏轉(zhuǎn)，以消除側(cè)滑，保持飛機(jī)的方向平衡以飛機(jī)左側(cè)重力較大為例，說明方向舵的方向平衡作用：飛機(jī)左側(cè)重力較大，重心左移，l左＜l右由于左翼的阻力遠(yuǎn)大于右翼的阻力，因此D左×l左還是大于D右×l右此時飛機(jī)將要產(chǎn)生向左的偏轉(zhuǎn)，即使出現(xiàn)右側(cè)滑飛機(jī)的方向平衡方向舵保持方向平衡的原理④為保持飛機(jī)的方向平衡，應(yīng)使方向舵向右偏轉(zhuǎn)⑤相對氣流流過垂直尾翼右側(cè)，受到方向舵的阻擋，流管變粗，流速減慢，壓力增大，而垂直尾翼左側(cè)則壓力減?、捱@時，垂直尾翼上形成向左的側(cè)力（Z尾），此力對飛機(jī)的重心形成右偏力矩，可使飛機(jī)的左、右偏轉(zhuǎn)力矩重新相等，保證飛機(jī)的方向平衡，公式如下：D左×l左=D右×l右+Z尾l尾§4民航飛機(jī)的載重平衡民航飛機(jī)的載重平衡坐飛機(jī)提前辦理登機(jī)的原因：1.對于乘客：在辦理完登機(jī)之后需要通過安檢，進(jìn)入隔離區(qū)后需要尋找自己相應(yīng)的登機(jī)位2.對于航空公司：將行李運(yùn)送到飛機(jī)上，并對飛機(jī)進(jìn)行載重平衡的計算和配平民航飛機(jī)的載重平衡典型案例1997年8月7日，芬蘭DC-8貨機(jī)在機(jī)場起飛不久即失速墜毀，載重平衡和飛機(jī)裝載控制混亂是飛機(jī)墜毀的主要原因2004年10月14日，英國波音747-200F貨機(jī)在起飛時由于載重平衡問題導(dǎo)致墜毀2009年11月28日，一架津巴布韋籍麥道-11貨機(jī)在機(jī)場附近墜毀，墜毀原因為載重平衡出現(xiàn)偏差民航飛機(jī)的載重平衡破壞載重平衡原因：超過最大載重、前部載重過大和后部載重過大結(jié)果：造成飛機(jī)發(fā)動機(jī)功率變大，穩(wěn)定性降低，俯仰力矩變大民航飛機(jī)的載重平衡破壞載重平衡避免措施：在飛機(jī)起飛前，專業(yè)的載重工程師對飛機(jī)的重心進(jìn)行計算，保證飛機(jī)的重心在實用重心范圍內(nèi)每架飛機(jī)在飛行一定的飛行小時數(shù)之后，都要進(jìn)行再一次的稱重機(jī)組結(jié)合實際情況對飛機(jī)進(jìn)行配平步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十三課時飛機(jī)的穩(wěn)定性BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2俯仰穩(wěn)定性§4橫向穩(wěn)定性§3方向穩(wěn)定性§1穩(wěn)定性的定義§1穩(wěn)定性的定義穩(wěn)定性的定義日常生活中有關(guān)穩(wěn)定性的現(xiàn)象懸掛著的擺錘，受到微小的擾動時來回擺動；擾動消失之后，擺錘最終恢復(fù)到平衡位置穩(wěn)定性的定義懸擺具有穩(wěn)定性的原因擺錘不在平衡位置時，重力（W）對擺軸構(gòu)成穩(wěn)定力矩，使擺錘具有自動恢復(fù)原來平衡位置的趨勢擺錘來回擺動中，作用于擺錘的空氣阻力也對擺軸構(gòu)成阻轉(zhuǎn)力矩，阻止擺錘擺動穩(wěn)定性的定義飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)具有穩(wěn)定性的原因：偏離平衡狀態(tài)時出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)具有自動恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的趨勢在擺動過程中出現(xiàn)阻轉(zhuǎn)力矩，促使飛機(jī)擺動減弱以至消失§2俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性的定義如果飛行受到微小擾動而偏離俯仰平衡狀態(tài)后，能自動恢復(fù)原來的俯仰平衡狀態(tài)，飛機(jī)就具有俯仰穩(wěn)定性飛機(jī)能夠自動恢復(fù)原來的俯仰平衡狀態(tài)的原因：迎角變化時產(chǎn)生了俯仰穩(wěn)定力矩和俯仰阻轉(zhuǎn)力矩飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性的原理①俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生附加升力的產(chǎn)生：飛機(jī)受擾動而使迎角發(fā)生變化時飛機(jī)焦點(diǎn)：附加升力的著力點(diǎn)飛機(jī)增大迎角后所產(chǎn)生的附加升力俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性的原理①俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩的條件：飛機(jī)焦點(diǎn)位于飛機(jī)重心之后a.當(dāng)飛機(jī)受擾動而使迎角增大時，飛機(jī)附加升力對重心形成俯仰穩(wěn)定力矩b.當(dāng)飛機(jī)受擾動而減小迎角時，產(chǎn)生向下的附加升力，對飛機(jī)重心形成俯仰穩(wěn)定力矩俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性的原理②俯仰阻轉(zhuǎn)力矩俯仰阻轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生：機(jī)頭向上轉(zhuǎn)動時，水平尾翼向下運(yùn)動，形成向上相對氣流流向水平尾翼，對重心構(gòu)成的力矩即俯仰阻轉(zhuǎn)力矩俯仰阻轉(zhuǎn)力矩的作用：阻止飛機(jī)在恢復(fù)俯仰平衡狀態(tài)過程中繞橫軸來回擺動俯仰阻轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定性影響俯仰穩(wěn)定性的因素飛機(jī)重心位置對俯仰穩(wěn)定性的影響飛機(jī)的重心前極限位置：①保證高空飛行的機(jī)動性能；②重心越靠前，下俯穩(wěn)定力矩越大，機(jī)動飛行所需平尾前緣下偏量也越大；③平尾前緣的最大下偏量限制飛機(jī)的重心前極限位置飛機(jī)的重心后極限位置：①保證必要的穩(wěn)定性②重心位置后移，俯仰穩(wěn)定力矩減小，過弱時會引起操縱上的困難③一般飛機(jī)重心后極限位置規(guī)定在飛機(jī)焦點(diǎn)前3%~4%平均氣動弦長處俯仰穩(wěn)定性影響俯仰穩(wěn)定性的因素飛行馬赫數(shù)對俯仰穩(wěn)定性的影響飛機(jī)俯仰穩(wěn)定力矩與焦點(diǎn)位置相關(guān)：焦點(diǎn)后移，俯仰穩(wěn)定力矩增大；焦點(diǎn)前移，俯仰穩(wěn)定力矩減小飛機(jī)焦點(diǎn)位置與飛行馬赫數(shù)相關(guān)：①飛行馬赫數(shù)＜0.9，飛行馬赫數(shù)的改變對飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性沒有影響：飛機(jī)尚未產(chǎn)生局部激波，當(dāng)飛機(jī)受到擾動而增大迎角時，機(jī)翼的附加升力的著力點(diǎn)仍然靠前②飛行馬赫數(shù)＞0.9，隨著飛行馬赫數(shù)增大，焦點(diǎn)位置要顯著后移，俯仰穩(wěn)定力矩顯著增大，俯仰穩(wěn)定性增強(qiáng)：機(jī)翼產(chǎn)生局部激波，飛機(jī)受擾動而增大迎角時，機(jī)翼附加升力的著力點(diǎn)后移，即飛機(jī)焦點(diǎn)后移③飛行馬赫數(shù)≥1.15，焦點(diǎn)約后移到平均氣動弦長的70%處俯仰穩(wěn)定性影響俯仰穩(wěn)定性的因素飛行高度對俯仰穩(wěn)定性的影響高度升高，空氣密度減小，飛機(jī)俯仰轉(zhuǎn)動時的阻轉(zhuǎn)力矩減小，飛機(jī)受到擾動后，需經(jīng)過較長時間、多次、較快地往復(fù)擺動才能基恢復(fù)到平衡位置俯仰擺動周期短，修正時機(jī)不易掌握，易產(chǎn)生俯仰飄擺俯仰穩(wěn)定性靜穩(wěn)定度①靜穩(wěn)定度的定義：氣動中心（焦點(diǎn)）到飛機(jī)重心（質(zhì)心）的距離②飛機(jī)靜穩(wěn)定：氣動中心在重心之后，靜穩(wěn)定度為正③亞聲速飛行狀態(tài)下：普通飛機(jī)：靜穩(wěn)定，翼身組合體的升力所產(chǎn)生的負(fù)俯仰力矩由平尾下偏所產(chǎn)生的向下升力來平衡，使總升力減小，飛機(jī)保持原有飛行狀態(tài)放寬靜穩(wěn)定度的飛機(jī)：飛行中主要靠自動增穩(wěn)系統(tǒng)主動控制相應(yīng)操縱面，保證飛機(jī)的穩(wěn)定性俯仰穩(wěn)定性靜穩(wěn)定度④超聲速狀態(tài)下：飛機(jī)作用在重心之后的翼身組合體升力矢量放寬靜穩(wěn)定度的飛機(jī)：重心比普通飛機(jī)的重心靠前，負(fù)俯仰力矩所需要的尾翼向下載荷比普通飛機(jī)要小，可以減小尾翼尺寸和重量，使其在超聲速狀態(tài)也具有較高的升力俯仰穩(wěn)定性靜穩(wěn)定度采用放寬靜穩(wěn)定性的手段，可以大幅提高飛機(jī)的機(jī)動性能：使飛機(jī)用于平衡所需的平尾面積減小，平尾的重量可以減輕，阻力可以減小對于靜不穩(wěn)定飛機(jī)，平尾的升力和翼身組合體升力方向一致，飛機(jī)的總升力得到提高§3方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性的定義飛行中，飛機(jī)受微小擾動而偏離方向平衡狀態(tài)，在擾動消失以后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)具有能自動恢復(fù)原來方向平衡狀態(tài)的能力方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性的原理方向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩：主要由垂直尾翼產(chǎn)生例：在直線飛行中，飛機(jī)受微小擾動而出現(xiàn)左側(cè)滑時相對氣流從左前方吹來，在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力(?Z)，對飛機(jī)重心形成方向穩(wěn)定力矩，使機(jī)頭左偏機(jī)身上的側(cè)力位于飛機(jī)重心之前，側(cè)力與?Z的合力在重心之后，對重心形成穩(wěn)定力矩方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性的原理②方向阻轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生方向阻轉(zhuǎn)力矩：主要由垂直尾翼產(chǎn)生例如：機(jī)頭右偏，垂直尾翼向左運(yùn)動，在垂直尾翼范圍內(nèi)產(chǎn)生向右的相對氣流速度（?V），在垂直尾翼上產(chǎn)生附加側(cè)力(?Z)，對飛機(jī)重心形成阻轉(zhuǎn)力矩，阻止機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生阻止機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)的阻轉(zhuǎn)力矩方向穩(wěn)定性方向穩(wěn)定力矩和阻轉(zhuǎn)力矩的影響因素主要包括垂直尾翼的面積、垂直尾翼的形狀、垂直尾翼距飛機(jī)重心的距離等增加垂尾面積、改變形狀以增加空氣動力、提高飛行速度、增加垂尾距飛機(jī)重心的距離等都可以增加飛機(jī)的方向穩(wěn)定性方向阻轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生§4橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定性的定義飛行中，當(dāng)飛機(jī)受到微小擾動而偏離橫向平衡狀態(tài)時，在擾動消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)具有能自動恢復(fù)原來橫向平衡狀態(tài)的能力橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理橫向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生飛機(jī)向左或右傾斜時，上反角具有促使飛機(jī)自動恢復(fù)原來橫向平衡狀態(tài)的穩(wěn)定作用例如：在穩(wěn)定飛行中，若飛機(jī)受到外力干擾，會導(dǎo)致機(jī)翼不平衡，飛機(jī)繞縱軸發(fā)生傾斜升力和重力的合力偏向右邊，使飛機(jī)產(chǎn)生右側(cè)滑。在右側(cè)滑的情況下，由于機(jī)翼具有上反角，左翼迎角增大，升力增加；右翼迎角減小，升力降低左右翼升力之差形成橫向穩(wěn)定力矩，外力消失后，不需要飛行員的操縱，穩(wěn)定力矩促使飛機(jī)自動恢復(fù)原來的飛行狀態(tài)橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理橫向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生采用后掠翼的飛機(jī)，橫向穩(wěn)定力矩主要由后掠翼在側(cè)滑中產(chǎn)生：a.飛機(jī)受到微小擾動而稍帶左坡度時，升力和飛機(jī)重力的合理，使飛機(jī)向左側(cè)運(yùn)動b.相對氣流從左前方吹來，因而出現(xiàn)左側(cè)滑。由于后掠角的作用，產(chǎn)生兩側(cè)機(jī)翼升力差，對飛機(jī)重心形成橫向穩(wěn)定力矩，消除左坡度，以恢復(fù)原來的橫向平衡狀態(tài)a.飛機(jī)出現(xiàn)左坡度

b.左側(cè)滑中后掠機(jī)的氣流分速橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理

垂直尾翼的橫向穩(wěn)定力矩橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理①橫向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生當(dāng)飛機(jī)受到擾動呈微小左坡度，并向左側(cè)滑時:上單翼飛機(jī)，左翼下表面氣流受機(jī)身阻擋,流速減慢，壓力升高形成橫向穩(wěn)定力矩，增強(qiáng)橫向穩(wěn)定性下單翼飛機(jī)，左翼上表面氣流受到機(jī)身阻擋，流速減慢，壓力升高，形成橫向不穩(wěn)定力矩，起著削弱橫向穩(wěn)定性的作用中單翼飛機(jī)，左翼上下表面氣流受機(jī)身阻擋，流速減小，壓力升高，對橫向穩(wěn)定性影響不大機(jī)翼位置對橫向穩(wěn)定性的影響橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理②橫向阻轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生飛機(jī)橫向平衡被破壞后，在繞縱軸轉(zhuǎn)動的過程中，兩翼產(chǎn)生與旋轉(zhuǎn)方向相反的阻力，對重心構(gòu)成阻轉(zhuǎn)力矩；在橫向穩(wěn)定力矩和阻轉(zhuǎn)力矩的作用下，飛機(jī)恢復(fù)到橫向平衡狀態(tài)橫向阻轉(zhuǎn)力矩：主要是有機(jī)翼產(chǎn)生機(jī)翼位置對橫向穩(wěn)定性的影響橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定的原理例如：飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，左翼下沉，出現(xiàn)向上的相對氣流速度，產(chǎn)生正的附加升力；右翼上揚(yáng)，出現(xiàn)向下的相對氣流速度，產(chǎn)生負(fù)的附加升力左右機(jī)翼出現(xiàn)升力差，對飛機(jī)重心形成阻轉(zhuǎn)力矩，組織飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生阻止向右滾轉(zhuǎn)的阻轉(zhuǎn)力矩機(jī)翼位置對橫向穩(wěn)定性的影響橫向穩(wěn)定性橫向穩(wěn)定力矩和阻轉(zhuǎn)力矩的影響因素機(jī)翼的上反角、后掠角和垂直尾翼等是保證飛行器橫向穩(wěn)定性的主要部件后掠角越大，橫向靜穩(wěn)定作用越強(qiáng)，但過大可能導(dǎo)致過分的橫向靜穩(wěn)定性，一般用上反角替代機(jī)翼的氣動效率等于與其在水平投影面積相同的機(jī)翼，機(jī)翼在水平投影上的面積改變，同時改變機(jī)翼迎角，使其存在上下氣流分量垂尾有增大橫向穩(wěn)定性的作用：飛行器出現(xiàn)側(cè)滑角β時，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力Z，為航向提供橫向穩(wěn)定力矩機(jī)翼位置對橫向穩(wěn)定性的影響：上單翼有利于提高橫向穩(wěn)機(jī)翼的上反角、后掠角和垂直尾翼等，是保證飛行器橫向穩(wěn)定性的主要部件步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十四課時飛機(jī)的平衡BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2飛機(jī)的操縱性§4方向操縱性§3飛機(jī)的俯仰操縱性§1飛機(jī)的操縱系統(tǒng)§5橫向操縱性§1飛機(jī)的操縱系統(tǒng)飛機(jī)的操縱系統(tǒng)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的定義：傳遞駕駛員或自動駕駛儀的操縱指令、驅(qū)動舵面和其他機(jī)構(gòu)以控制飛機(jī)飛行姿態(tài)的系統(tǒng)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的分類：根據(jù)操縱指令來源，可分為人工操縱系統(tǒng)（又可分為主操縱系統(tǒng)和輔助操縱系統(tǒng)）和自動控制系統(tǒng)飛機(jī)的操縱系統(tǒng)飛機(jī)的主操縱系統(tǒng)用于控制飛機(jī)飛行軌跡和姿態(tài)，由升降舵(或全動平尾)、副翼和方向舵的操縱機(jī)構(gòu)組成與輔助操縱系統(tǒng)的主要差別：給予駕駛員位移和力的變化感操縱指令來自系統(tǒng)的傳感器，能對外界的擾動自動作出反應(yīng)，以保持規(guī)定的飛行狀態(tài)，改善飛機(jī)飛行品質(zhì)常用的自動控制系統(tǒng)：自動駕駛儀、增穩(wěn)系統(tǒng)、自動著陸系統(tǒng)和主動控制系統(tǒng)飛機(jī)的操縱系統(tǒng)機(jī)械操縱系統(tǒng)機(jī)械操縱系統(tǒng)的作用：駕駛員通過機(jī)械傳動裝置直接偏轉(zhuǎn)舵面，舵面上的氣動鉸鏈力矩通過機(jī)械聯(lián)系使駕駛員獲得力和位移的感覺機(jī)械操縱系統(tǒng)的組成：位于駕駛艙內(nèi)的中央操縱機(jī)構(gòu)構(gòu)成中央操縱機(jī)構(gòu)和舵面之間機(jī)械聯(lián)系的傳動裝置飛機(jī)的操縱系統(tǒng)機(jī)械操縱飛機(jī)的操縱系統(tǒng)系統(tǒng)機(jī)械傳動裝置帶動舵面的基本型式：軟式和硬式軟式傳動裝置的特點(diǎn)：由鋼索和滑輪組成，重量輕、容易繞過障礙、彈性變形和摩擦力較大硬式傳動裝置的特點(diǎn)：由傳動拉桿和搖臂組成，剛度大、操縱靈活飛機(jī)的操縱系統(tǒng)助力操縱系統(tǒng)可逆助力操縱系統(tǒng)：解決桿力過大的問題，但在超音速飛機(jī)上會出現(xiàn)桿力反向變化的問題導(dǎo)致駕駛員產(chǎn)生錯覺而無法正確駕駛飛機(jī)不可逆助力操縱系統(tǒng)：取消機(jī)械反饋，舵面氣動載荷由液壓助力器承受，增加人工載荷機(jī)構(gòu)以及其他改善操縱特性的裝置為克服由空氣密度減小導(dǎo)致的振蕩，超音速飛機(jī)上普遍安裝自動增穩(wěn)裝置飛機(jī)的操縱系統(tǒng)電傳操縱系統(tǒng)①不可逆助力操縱系統(tǒng)的缺陷：間隙、摩擦、彈性變形等導(dǎo)致難以解決微弱信號的傳遞問題機(jī)械聯(lián)桿裝置復(fù)雜、重量大②電傳操縱系統(tǒng)誕生條件：自動控制和微電子技術(shù)的發(fā)展，為取消機(jī)械傳動裝置創(chuàng)造了條件，可用電信號綜合傳感器信號和駕駛員的操縱指令③準(zhǔn)電傳操縱系統(tǒng)：在電傳操縱系統(tǒng)之外，保留機(jī)械操縱系統(tǒng)作為備用④電傳操縱系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)：體積小、重量輕、通過性好、便于采用主動控制技術(shù)、易于與其他系統(tǒng)交聯(lián)，生存力強(qiáng)、維護(hù)性好，、可提高飛機(jī)操縱品質(zhì)和性能§2飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性：飛機(jī)在使用桿、舵的情況下改變其飛行狀態(tài)的特性操縱的輸入：飛行員施加于駕駛桿或腳蹬的力及桿和腳蹬的位移操縱的輸出：飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)的變化評定操縱性的要點(diǎn)：適當(dāng)?shù)牟倏v力，不能過大或過小駕駛位移保持在一定范圍操縱輸入與輸出的比值適當(dāng)飛機(jī)的操縱性操縱性的分類靜操縱性：研究平衡狀態(tài)時的操縱量動操縱性：研究操縱運(yùn)動中輸入量和輸出量隨時間變化的全過程按研究的運(yùn)動參數(shù)不同分為：縱向操縱性、航向操縱性和橫向操縱性飛機(jī)的操縱性操縱性的分類按運(yùn)動方向的不同分為：縱向、橫向和航向操縱縱向操縱：改變飛機(jī)縱向運(yùn)動(俯仰)的操縱，主要通過推、拉駕駛桿，產(chǎn)生俯仰力矩，使飛機(jī)作俯仰運(yùn)動橫向操縱：使飛機(jī)繞機(jī)體縱軸旋轉(zhuǎn)的操縱，可以通過偏轉(zhuǎn)飛機(jī)的副翼實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動航向操縱：改變航向運(yùn)動的操縱，駕駛員踩腳蹬，使方向舵偏轉(zhuǎn)§3飛機(jī)的俯仰操縱性飛機(jī)的俯仰操縱性俯仰操縱性的定義飛行員使用駕駛桿偏轉(zhuǎn)升降舵之后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動而改變其迎角、速度等飛行狀態(tài)的特性主要實現(xiàn)途徑：通過推、拉駕駛桿，使飛機(jī)升降舵或全動平尾向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩現(xiàn)代的超聲速飛機(jī)多使用全動式水平尾翼，操縱效能高，可以改善超聲速飛機(jī)的縱向操縱性一個平飛速度對應(yīng)一個迎角飛機(jī)的俯仰操縱性俯仰操縱的原理

飛機(jī)的俯仰操縱飛機(jī)的俯仰操縱性俯仰操縱的原理

飛機(jī)的俯仰操縱§4方向操縱性方向操縱性方向操縱性的定義飛行員操縱方向舵后飛機(jī)繞豎軸偏轉(zhuǎn)，改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性航向操縱的實現(xiàn)：由駕駛員踩腳蹬，使方向舵偏轉(zhuǎn)解決飛行馬赫數(shù)提高導(dǎo)致的偏轉(zhuǎn)操縱面難以操縱的問題：現(xiàn)代飛機(jī)的操縱系統(tǒng)包含助力器、力臂調(diào)節(jié)器、人工載荷機(jī)構(gòu)，使駕駛員在減小操縱力的同時，還能夠感受到操縱力矩的變化方向穩(wěn)定性方向操縱的原理

飛機(jī)的方向操縱§5橫向操縱性橫向操縱性橫向操縱性的定義飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性橫向操縱的實現(xiàn)：偏轉(zhuǎn)飛機(jī)的副翼駕駛員向右壓駕駛桿時右副翼上偏、左副翼下偏，使右翼升力減小、左翼升力增大，從而產(chǎn)生向右滾轉(zhuǎn)的力矩，飛機(jī)向右滾向左壓桿時，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)橫向操縱性橫向操縱原理在某一飛行速度下：飛行員操縱左副翼向上偏轉(zhuǎn)、右副翼向下偏轉(zhuǎn)飛機(jī)因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)沒有側(cè)滑，就不會有穩(wěn)定力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩；滾轉(zhuǎn)越快，阻轉(zhuǎn)力矩越大橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時，飛機(jī)作等速滾轉(zhuǎn)；偏轉(zhuǎn)副翼越多，等速滾轉(zhuǎn)的角速度越大飛機(jī)橫向操縱原理橫向操縱性橫向操縱原理如要保持坡度飛行：應(yīng)該在飛機(jī)滾轉(zhuǎn)到達(dá)預(yù)訂坡度以前，提前使副翼回到中立位置，以促使橫向操縱力矩消失在橫向阻轉(zhuǎn)力矩的作用下，飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)角速度迅速減小，在到達(dá)預(yù)訂坡度時，滾轉(zhuǎn)角速度減小為零，飛機(jī)保持一定坡度飛行步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十五課時飛機(jī)的飛行性能BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2爬升性能§5起飛著陸性能§3下降性能§1平飛性能§6飛機(jī)的失速性能§4續(xù)航性能§1平飛性能平飛性能平飛性能與無人機(jī)的氣動特性、動力裝置和結(jié)構(gòu)等密切相關(guān)主要包括：最大平飛速度、最小平飛速度、平飛經(jīng)濟(jì)巡航速度及平飛速度范圍平飛性能最大平飛速度①定義：水平直線飛行條件下、特定飛行距離內(nèi)，使發(fā)動機(jī)推力為最大狀態(tài)時的最大平衡飛行速度飛機(jī)做定常直線飛行時所能達(dá)到的最大平飛速度②影響因素：發(fā)動機(jī)推力、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、顫振平飛性能最小平飛速度定義：無人機(jī)做等速平飛所能保持的最小速度影響因素：無人機(jī)失速特性、發(fā)動機(jī)使用特性無人機(jī)航母著陸平飛性能平飛經(jīng)濟(jì)巡航速度定義：用最小所需功率做水平飛行時的速度平飛性能平飛速度范圍一定高度下，最小平飛速度到最大平飛速度的區(qū)間平飛速度范圍越大，平飛性能越好平飛性能巡航速度發(fā)動機(jī)在每公里消耗燃油最少的情況下，飛機(jī)的飛行速度缺點(diǎn)：以巡航速度飛行時間過長將導(dǎo)致發(fā)動機(jī)損壞消耗大量燃油§2爬升性能爬升性能定義：飛機(jī)沿向上傾斜的軌跡所做的等速直線飛行影響因素：剩余推力、爬升方式主要包括：最大爬升角、最大爬升率、爬升時間、爬升所經(jīng)過的水平距離爬升中的無人機(jī)受力爬升性能最大爬升率定義：飛機(jī)在單位時間內(nèi)能上升的最大高度影響因素：發(fā)動機(jī)的推力意義：衡量殲擊機(jī)性能的重要指標(biāo)爬升性能最大爬升率凈升限意義：衡量飛機(jī)飛行高度的指標(biāo)飛機(jī)重量一定時，飛行高度增加、飛機(jī)迎角以及升力系數(shù)增加、飛機(jī)的阻力迅速增大飛行高度增加,發(fā)動機(jī)推力迅速減小、飛機(jī)的垂直上升速度迅速減小爬升性能最大爬升率②理論靜升限定義：垂直上升速度等于零的最大平飛飛行高度③理論升限定義：飛機(jī)能進(jìn)行平飛的最大飛行高度④實用升限定義：飛機(jī)在爬升率為5m/s時對應(yīng)的飛行高度爬升性能爬升的極限狀態(tài)快速爬升：無人機(jī)以最短的時間爬升到指定高度徒升：無人機(jī)可避開機(jī)場周圍的障礙物最大爬升角和最大爬升速率§3下降性能下降性能下降：無人機(jī)沿向下傾斜的軌跡做等速直線飛行某些情況下，飛機(jī)下降時不需動力下降時升力小于平飛升力三種情況下飛行下降時的作用力§4續(xù)航性能續(xù)航性能定義：無人機(jī)持續(xù)航行的能力指標(biāo)：航程、續(xù)航時間航程遠(yuǎn)：飛機(jī)活動范圍大，使用區(qū)域受限少航時久:飛機(jī)留空時間長，單架次獲得信息多不同大氣環(huán)境，無人機(jī)的續(xù)航性能不同續(xù)航性能航程定義：無人機(jī)在不加油的情況下所能達(dá)到的最遠(yuǎn)水平飛行距離（R）決定因素：發(fā)動機(jī)的耗油率固定翼無人機(jī)的航程：在標(biāo)準(zhǔn)大氣和平靜大氣情況下，無人機(jī)攜帶有效裝載，沿著預(yù)定航線飛行，耗盡其可用燃料或可用電量所經(jīng)過的水平距離續(xù)航性能航程提高航程的方法:減小發(fā)動機(jī)的耗油率(油動無人機(jī))增加無人機(jī)的最大升阻比減小無人機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量進(jìn)行空中加油(具備空中加油能力的大型無人機(jī))續(xù)航性能續(xù)航時間定義：無人機(jī)耗盡可用燃料或可用電量所能持續(xù)飛行的時間（t）微型或輕型無人機(jī)：t＜1h續(xù)航性能續(xù)航性能的提升提高航程與航時的措施選擇合理的飛行高度明確任務(wù)需要合理規(guī)劃飛行航線盡量選擇氣流平穩(wěn)、溫度較低的時間進(jìn)行作業(yè)注意電池養(yǎng)護(hù)及合理使用續(xù)航性能活動半徑定義：無人機(jī)由指定位置起飛，到達(dá)某一空中位置，完成任務(wù)后返回起飛位置所能達(dá)到的最遠(yuǎn)單程距離（R）無人機(jī)的活動半徑略小于其航程的一半飛機(jī)的方向操縱§5起飛著陸性能起飛著陸性能起飛性能內(nèi)容：起飛速度、起飛滑跑距離起飛速度：主要受失速速度和擦尾角的影響，達(dá)到失速速度的1.2倍時較為安全起飛滑跑距離：無人機(jī)從靜止?fàn)顟B(tài)到完全離地所經(jīng)過的距離起飛著陸性能著陸性能

§6飛機(jī)的失速性能飛機(jī)的失速性能機(jī)翼的迎角迎角較小時：相同的時間內(nèi)，上翼面的氣流速度比下翼面快，產(chǎn)生上下翼面的壓力差迎角較大時：因自身粘性的作用導(dǎo)致邊界層分離，最終產(chǎn)生分離渦失速：上翼面壓力遠(yuǎn)小于下翼面壓力，使得機(jī)翼的升力減小失速迎角（臨界迎角）：失速時對應(yīng)的機(jī)翼迎角飛機(jī)的失速性能機(jī)翼的升力①升力系數(shù)與迎角的關(guān)系：迎角＜臨界迎角，升力系數(shù)隨迎角增大而增大迎角＞臨界迎角，升力系數(shù)隨迎角增大而減?、谑俸蟮臋C(jī)翼氣動效率極低，不能產(chǎn)生足夠的有效升力飛機(jī)的失速性能尾旋定義：飛機(jī)超過臨界迎角后繞其自身的三根軸自轉(zhuǎn)的同時，重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發(fā)運(yùn)動特點(diǎn)：迎角大、螺旋半徑小、旋轉(zhuǎn)角速度高、下沉速度大產(chǎn)生原因：飛行員操作不當(dāng)造成飛機(jī)迎角過大遇到突風(fēng)飛機(jī)的失速性能尾旋機(jī)動性較高的飛機(jī)允許有意進(jìn)入尾旋并改出，機(jī)動性較差的飛機(jī)嚴(yán)禁進(jìn)入尾旋尾旋運(yùn)動的階段：進(jìn)入階段、尾旋階段和改出階段尾旋階段：尾旋過渡階段、垂直尾旋階段飛機(jī)的失速性能尾旋①尾旋的分類：根據(jù)飛機(jī)的進(jìn)入方法：正尾旋、反尾旋根據(jù)尾旋時飛機(jī)的俯仰角：陡尾旋、緩尾旋、平尾旋②保證飛機(jī)尾旋特性的設(shè)計措施：采用失速特性較好的翼型和機(jī)翼平面形狀合理分布機(jī)翼機(jī)身質(zhì)量提高艙面效率步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十六課時無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2飛行控制系統(tǒng)的概述§3飛行控制系統(tǒng)的硬件組成§1飛行控制系統(tǒng)的概述§1飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的概述無人機(jī)系統(tǒng)中核心重要的子系統(tǒng)承擔(dān)任務(wù)：數(shù)據(jù)采集處理、飛行控制、自動導(dǎo)航、數(shù)據(jù)鏈路信息傳輸小型無人機(jī)通常使用微小型飛行控制系統(tǒng)飛行控制系統(tǒng)無人機(jī)航母著陸飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的定義飛控全稱導(dǎo)航飛控系統(tǒng)，又稱自動駕駛儀國內(nèi)外微小型飛控系統(tǒng)的共同特點(diǎn)：集成MEMS傳感器、集成度增加，降低產(chǎn)品的體積重量與成本集成小型GPS接收模塊，確保導(dǎo)航精度飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的定義c.微處理器運(yùn)行控制算法，實現(xiàn)穩(wěn)定速度控制、高度保持、導(dǎo)航控制等d.預(yù)留大量IO接口，實現(xiàn)功能的擴(kuò)展升級，以及對不同任務(wù)載荷的控制e.起飛、降落方式多樣，滿足不同野外工作環(huán)境下的操作要求f.對同一類型無人機(jī)多種布局或多種類型無人機(jī)具有良好的支持飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的基本功能基本任務(wù)：完成數(shù)據(jù)采集、姿態(tài)解算、復(fù)雜的控制任務(wù)等控制方式：多種傳感器，監(jiān)測、反饋無人機(jī)狀態(tài)，確定系統(tǒng)控制量通過無線通信鏈路實現(xiàn)數(shù)據(jù)的實時交互、通常具備不同的操縱模式飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的基本功能最終任務(wù):控制量送到舵機(jī)，控制翼面動作，實現(xiàn)無人機(jī)姿態(tài)、飛行航跡控制預(yù)留大量接口，實現(xiàn)系統(tǒng)的任務(wù)擴(kuò)展與載荷控制飛行控制系統(tǒng)的硬件組成：主控芯片、傳感器、多種數(shù)據(jù)接口飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的硬件特點(diǎn)傳感器集成度、精度高、降低成本、減少了器件的安裝誤差模擬信號輸出到數(shù)字信號輸出，節(jié)省了芯片的IO接口資源與芯片引腳參考電源的設(shè)計要求降低，提高系統(tǒng)穩(wěn)定性飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的硬件特點(diǎn)主控芯片擴(kuò)展系統(tǒng)接口設(shè)計、減少外圍接口芯片通過采用協(xié)處理器，實現(xiàn)功能分離，提高工作效率通過采用多CPU實現(xiàn)冗余度設(shè)計，提高飛行安全性飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的硬件特點(diǎn)外圍接口便于二次開發(fā)與功能擴(kuò)展便于外接其他類型傳感器便于掛載相關(guān)任務(wù)載荷、提高系統(tǒng)擴(kuò)展性能飛行控制系統(tǒng)的概述飛行控制系統(tǒng)的硬件特點(diǎn)飛行測控系統(tǒng)的模塊劃分：主控單元模塊、傳感器模塊、電源管理模塊、舵機(jī)輸入輸出模塊、其他擴(kuò)展接口模塊飛行控制系統(tǒng)的硬件基本組成§2飛行控制系統(tǒng)的基本原理飛行控制系統(tǒng)的基本原理自由度：3個繞軸的自由度表示姿態(tài)，3個沿軸的自由度表示位置多旋翼通自由度控制姿態(tài)與位置飛機(jī)的六個自由度自動駕駛原理飛行控制系統(tǒng)的基本原理自動駕駛原理穩(wěn)定姿態(tài)：速率陀螺結(jié)合傳感器測量、主芯片計算、電調(diào)帶動電機(jī)動作陀螺儀的基本結(jié)構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的基本原理自動駕駛原理調(diào)整位置：安裝磁力計、氣壓高度計、超聲波高度計、室內(nèi)光流傳感器等多旋翼常用傳感器：三軸速率陀螺、三軸加速度計、三軸磁力計等多旋翼計算單元：飛控版中央用于計算的最大貼片多旋翼執(zhí)行機(jī)構(gòu)：電調(diào)、電機(jī)、舵機(jī)陀螺儀的基本結(jié)構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的基本原理飛控的工作過程采集傳感器測量的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)、接收地面測控站的控制命令及數(shù)據(jù)輸出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，實現(xiàn)對飛行模態(tài)的控制與任務(wù)設(shè)備的管理無人機(jī)狀態(tài)數(shù)據(jù)及發(fā)動機(jī)、機(jī)載電源等參數(shù)，傳送機(jī)載無線電數(shù)據(jù)終端數(shù)據(jù)經(jīng)無線電下行信道發(fā)送回地面測控站飛行控制系統(tǒng)的基本原理飛控的工作過程固定翼無人機(jī)：舵機(jī)改變飛機(jī)的翼面，產(chǎn)生相應(yīng)的扭矩，控制飛機(jī)動作傳統(tǒng)直升機(jī)形態(tài)無人機(jī)：控制直升機(jī)傾斜盤、油門、尾舵，控制飛機(jī)動作多軸形式無人機(jī)：控制各軸槳葉的轉(zhuǎn)速來控制無人機(jī)姿態(tài)，控制飛機(jī)動作飛行控制系統(tǒng)的基本原理飛控的工作過程飛控的作用：通過飛控板上的陀螺儀對無人機(jī)進(jìn)行控制沒有飛控系統(tǒng)的后果：四軸飛行器的飛行力量不平衡，無法飛行§3飛行控制系統(tǒng)的硬件組成飛行控制系統(tǒng)的基本原理處理器意義：飛控的主控芯片、系統(tǒng)硬件的核心組成部分、聯(lián)系各個傳感器及接口、控制設(shè)備運(yùn)行工作飛行控制系統(tǒng)的基本原理處理器主要任務(wù)：對傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行采集并實時處理解算無人機(jī)的位置、姿態(tài)、高度、速度等信息接收并解析地面控制站遙控指令，結(jié)合當(dāng)前機(jī)體信息解算出系統(tǒng)控制量，驅(qū)動舵機(jī)執(zhí)行動作，保障無人機(jī)飛行管理飛機(jī)設(shè)備，執(zhí)行任務(wù)載荷的操作，保存操作日志及機(jī)體信息傳遞遙測信息，供操作人員監(jiān)控決策飛行控制系統(tǒng)的基本原理處理器采用ARM芯片，具有較高的數(shù)據(jù)處理能力與豐富的外部接口陀螺儀的基本結(jié)構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的基本原理通信接口舵機(jī)信號輸入與輸出模塊作用：協(xié)助人工操作干預(yù)PWM脈寬調(diào)制：控制周期方波信號占空比，控制舵機(jī)轉(zhuǎn)動角度Futaba接收機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本原理通信接口遙控遙測模塊功能：通過無線鏈路傳遞無人機(jī)的傳感器信息、遙控指令信息、制導(dǎo)數(shù)據(jù)、控制律參數(shù)等數(shù)據(jù)，為地面站指揮人員提供數(shù)據(jù)地面站發(fā)出遙控指令控制干預(yù)無人機(jī)Futaba接收機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊內(nèi)容：自主導(dǎo)航、指令導(dǎo)航、人工導(dǎo)航輸入信號：傳感器采集的信息、地面Futaba操控指令輸出信號：舵機(jī)控制信號飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊自主導(dǎo)航航線管理功能：提供參考航線，協(xié)助飛行控制軟件制定制導(dǎo)策略導(dǎo)航制導(dǎo)功能：導(dǎo)航信息，控制律解算模塊實現(xiàn)對飛行航跡的控制飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊無人機(jī)的任務(wù)航線組成：不同航路點(diǎn)，包括航點(diǎn)總數(shù)、航段編號、航點(diǎn)編號、航點(diǎn)經(jīng)度、航點(diǎn)緯度、航點(diǎn)高度和特征字航點(diǎn)總數(shù)：定義航點(diǎn)數(shù)目航段編號、高度、特征字：代表航段的屬性航點(diǎn)編號、航點(diǎn)經(jīng)度、緯度：定義航路點(diǎn)的屬性飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊指令導(dǎo)航功能：根據(jù)地面遙控指令，接不同的模態(tài)控制律，使地面人員操控?zé)o人機(jī)根據(jù)地面遙控指令執(zhí)行動作，調(diào)用模態(tài)控制律來控制無人機(jī)穩(wěn)定飛行飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊指令導(dǎo)航任務(wù)分類：縱向指令模態(tài)、橫側(cè)向指令模態(tài)縱向指令模態(tài)：指令爬升、平飛、下滑，縱向平飛模態(tài)才能響應(yīng)橫側(cè)指令模態(tài)：指令左轉(zhuǎn)、右轉(zhuǎn)、直飛，橫側(cè)向直飛狀態(tài)時才能響應(yīng)飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊人工導(dǎo)航激活條件：地面人員給出飛行模式切換指令，由地面遙控來操控飛行作用方法：采用Futaba操縱桿直接控制無人機(jī)Futaba遙控器飛行控制系統(tǒng)的基本原理導(dǎo)航模塊作用過程：飛行控制系統(tǒng)接收人工遙控指令飛行控制軟件切除自主控制律地面站將PPM高電平信號通過無線電臺上傳給無人機(jī)飛行控制軟件將PPM高電平信號轉(zhuǎn)換成各路舵面的偏轉(zhuǎn)角度，從而驅(qū)動舵機(jī)工作飛行控制系統(tǒng)的基本原理數(shù)據(jù)存儲模塊作用：記錄飛控系統(tǒng)傳感器數(shù)據(jù)Pixhawk飛控中加入了SD卡模塊，可用于存儲飛行數(shù)據(jù)及地形數(shù)據(jù)帶SD卡模塊的Pixhawk飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器作用：檢測被控系統(tǒng)相關(guān)參數(shù)，作為反饋量與目標(biāo)值比較，得到控制規(guī)律對執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行控制種類：加速度計、陀螺儀、高度計、磁強(qiáng)計、空速傳感器、GPSMEMS壓力傳感器飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器姿態(tài)傳感器作用:感受無人機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)和航向角度，協(xié)助實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定與航向控制功能性能考慮：測量范圍、精度、輸出特性、動態(tài)特性安裝要點(diǎn)：安裝在無人機(jī)重心附近，小振動，有較高的安裝精度要求ADI公司ADIS16365MPU6050姿態(tài)傳感器飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器高度、空速傳感器作用：感受無人機(jī)的飛行高度和空速性能考慮：測量范圍、測量精度飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器高度、空速傳感器氣壓高度計：通過觀測氣壓測量飛行氣壓高度空速計：感受飛行動壓氣壓高度計空速計飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器位置傳感器作用：感受無人機(jī)的位置，協(xié)助飛行軌跡控制典型的位置傳感器：慣性導(dǎo)航設(shè)備、GPS衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)、磁航向傳感器高度、空速傳感器飛行控制系統(tǒng)的基本原理MEMS傳感器缺陷：精度有限，無法利用INS來進(jìn)行航位推算并進(jìn)行控制操作改進(jìn)方法：利用GPS提供速度、經(jīng)緯度、高度等信息作為量測值磁強(qiáng)計參與航向角的解算GPS模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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十七課時飛行控制系統(tǒng)的軟件BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2飛控算法§1嵌入式操作系統(tǒng)§1嵌入式操作系統(tǒng)嵌入式操作系統(tǒng)一種運(yùn)行在嵌入式相關(guān)產(chǎn)品中的操作系統(tǒng)主要作用：負(fù)責(zé)任務(wù)調(diào)度、內(nèi)存分配、數(shù)據(jù)存儲優(yōu)勢：簡化底層軟件設(shè)計、提高應(yīng)用軟件的移植性嵌入式操作系統(tǒng)層次劃分：設(shè)備驅(qū)動層、內(nèi)核層、應(yīng)用接口層、應(yīng)用層嵌入式軟件的層次結(jié)構(gòu)嵌入式操作系統(tǒng)應(yīng)用場景：對于功能簡單的項目設(shè)計，一般只包括驅(qū)動層和應(yīng)用層對于復(fù)雜的項目設(shè)計，需采用操作系統(tǒng)進(jìn)行項目的設(shè)計§2飛控算法飛控算法控制算法是無人機(jī)控制的核心旋翼類無人機(jī)系統(tǒng)的算法：姿態(tài)檢測算法、姿態(tài)控制算法閉環(huán)控制系統(tǒng)：姿態(tài)控制、被控對象、姿態(tài)檢測飛控算法閉環(huán)控制系統(tǒng)姿態(tài)檢測算法自由度表示：歐拉角或四元數(shù)作用：將傳感器的測量值解算成姿態(tài)，進(jìn)而作為系統(tǒng)的反饋量常用的姿態(tài)檢測算法：卡爾曼濾波、互補(bǔ)濾波飛控算法閉環(huán)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制算法原理：控制自由度輸入：給定姿態(tài)與姿態(tài)檢測算法得出的姿態(tài)偏差輸出：被控對象模型的輸入量飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法慣導(dǎo)系統(tǒng)不依賴于外部信息、不向外部輻射能量的自主式導(dǎo)航系統(tǒng)優(yōu)點(diǎn)：隱蔽性好、可在復(fù)雜環(huán)境下工作分類：平臺式慣導(dǎo)系統(tǒng)、捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)兩大類飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理：牛頓力學(xué)為基礎(chǔ)，通過測量載體在慣性參考系的加速度，得到在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的速度、偏航角和位置信息等早期平臺式慣導(dǎo)系統(tǒng)的缺點(diǎn)：體積大、重量重、可靠性低、維護(hù)復(fù)雜、費(fèi)用昂貴，且系統(tǒng)性能受機(jī)械結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和極限精度的制約飛控算法捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)組成：三個速率陀螺、三個線加速度計、微型計算機(jī)特點(diǎn)：結(jié)構(gòu)簡單、體積小、重量輕、成本低、維護(hù)簡單、可靠性高、通過冗余技術(shù)提高容錯能力姿態(tài)穩(wěn)定算法飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理：陀螺測量運(yùn)載體的角運(yùn)動信息加速度計測量運(yùn)載體的線運(yùn)動信息機(jī)載計算機(jī)根據(jù)測量信息解算運(yùn)載體的航向、姿態(tài)、速度和位置捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)原理框圖飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)優(yōu)點(diǎn)：系統(tǒng)結(jié)構(gòu)極為簡單，體積、重量、成本低，維修簡單無常用機(jī)械平臺，縮短系統(tǒng)啟動準(zhǔn)備時間，消除與平臺系統(tǒng)有關(guān)的誤差無框架鎖定系統(tǒng)，允許全方位工作可以提供沿彈體三個軸的速度和加速度信息捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)原理框圖飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)部件要求：要求加速度表在寬動態(tài)范圍內(nèi)具有高性能、高可靠性，且能數(shù)字輸出高要求計算機(jī)的速度和容量飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法PID算法PID控制器：線性控制器，根據(jù)定值和實際輸出值構(gòu)成控制偏差，給出控制錄作用：解決動態(tài)響應(yīng)與控制困難的問題原理：姿態(tài)信息和螺旋槳轉(zhuǎn)速之間建立比例、積分和微分的關(guān)系，調(diào)節(jié)參數(shù)PID工作原理圖飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法控制律解算模塊原理：利用飛機(jī)狀態(tài)信息和導(dǎo)航制導(dǎo)信息，調(diào)用相應(yīng)的飛行模態(tài)控制律組成：控制邏輯模塊、縱向控制律解算模塊、橫側(cè)向控制律解算模塊飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法控制律解算模塊縱向控制的目的：穩(wěn)定無人機(jī)的姿態(tài)、高度與速度橫側(cè)向控制的目的:控制姿態(tài)和航跡，保證無人機(jī)具有良好的飛行性能意義：核心功能模塊，實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定、高度控制、航向控制等控制的基礎(chǔ)飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法PID算法目的：通過輸入控制量，改變狀態(tài)量，使其接近目標(biāo)量輸入控制量：方向舵量p=P*（目標(biāo)航向–當(dāng)前航向）積分控制：方向舵量i=I*（偏差和）消除誤差：方向舵d=D*（當(dāng)前狀態(tài)量–上一次的狀態(tài)量）輸出：方向舵量=方向舵量p+方向舵量i+方向舵量d飛控算法姿態(tài)穩(wěn)定算法卡爾曼濾波算法目的：更好的對多種傳感器數(shù)據(jù)融合進(jìn)行姿態(tài)解算濾波的定義：從混合在一起的諸多信號中提取出有用信號的過程飛控算法卡爾曼濾波算法創(chuàng)新點(diǎn)：將狀態(tài)空間的概念引入隨機(jī)估計理論中將信號過程看作是具有白噪聲影響的線性系統(tǒng)輸入輸出過程估計過程中利用系統(tǒng)的多種方程構(gòu)成濾波算法由時間更新和觀測更新算法聯(lián)系輸入輸出根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)方程和觀測方程估計需處理的信號飛控算法卡爾曼濾波算法針對慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的應(yīng)用：將來自慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與其他導(dǎo)航裝置數(shù)據(jù)混合利用，估計和校正未知的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差作用：利用“預(yù)測+校正”測量無人機(jī)狀態(tài)參數(shù)原理：將模型計算值與傳感器輸出值取加權(quán)平均并迭代步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十八課時開源飛控介紹BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2PX4與Pixhawk§4NAZA§3MWC§5KK§1Arduino§6PPZ§1ArduinoArduino最早的開源飛控Arduino公司搭建了靈活的開源硬件平臺和開發(fā)環(huán)境ArduinoIDE基于C、C++的Arduino語言，可在三大主流平臺使用軟件開發(fā)套件ArduinoAPM當(dāng)今最為成熟的開源硬件項目基于Arduino的開源平臺，對多處硬件做出改進(jìn)通過開源軟件MissionPlanner，開發(fā)者可以配置APM的設(shè)置，接受并顯示傳感器的數(shù)據(jù)ArduinoAPM主要架構(gòu)：Atmega2560微處理器硬件:三軸陀螺儀、三軸加速度計、測量高度的空氣壓力傳感器、10HzGPS模塊、監(jiān)視電池狀態(tài)、4Mb板上數(shù)據(jù)記錄存儲器、內(nèi)建硬件失效處理器等§2PX4與PixhawkPX4與PixhawkPixhawk前身：APM，缺點(diǎn)為處理器接近滿負(fù)荷，無法進(jìn)行更復(fù)雜的運(yùn)算處理PX4系列，缺點(diǎn)為不易固定、使用復(fù)雜PX4與PixhawkPixhawk特點(diǎn)：硬件透明：兼容外設(shè)、便于開發(fā)、復(fù)雜性安全性和實用性PX4與PixhawkPX4遵守BSD協(xié)議的軟硬件開源項目目的：提供低成本、高性能的高端自駕儀基礎(chǔ)：蘇黎世聯(lián)邦理工大學(xué)的PIXHawk項目PX4飛控板PX4與PixhawkPIXHawk(2014)PX4飛控升級版，擁有PX4和APM兩套固件和相應(yīng)的地面站軟件目前硬件規(guī)格最高的產(chǎn)品內(nèi)置：兩套陀螺、加速度計MEMS傳感器、三軸磁場傳感器PX4與PixhawkPIXHawk(2014)算法：定高算法，利用氣壓高度計將飛行器高度固定在1米以內(nèi)優(yōu)點(diǎn)：支持幾乎所有的多旋翼類型，并完成自主調(diào)參，開放性好PIXHAWK飛控板PX4與PixhawkPIXHawk(2014)芯片：帶有FPU的32位STM32F427芯片內(nèi)核：CortexM4內(nèi)核主頻：168M運(yùn)算能力：252MIPS的運(yùn)算能力RAM：256KB閃存：2MBPX4與PixhawkPIXHawk(2014)故障協(xié)處理器芯片：STM32F103傳感器：MicroL3GD20H16位陀螺儀、MicroLSM303D14位加速度計、MPU60003軸加速度計/陀螺儀、MS5611氣壓計STM32F103開發(fā)板PX4與PixhawkPIXHawk(2014)硬件接口：5個UART、2個CAN接口、SpektrumDSM/DSM2/DSM-X衛(wèi)星兼容輸入接口、FutabaS.BUS兼容輸入和輸出接口、PPM和信號輸入接口、RSSI輸入接口、I2C、SPI、ADC、內(nèi)部和外部microUSB接口PX4與PixhawkPIXHawk(2014)電力系統(tǒng)與保護(hù)：具有自動故障轉(zhuǎn)移功能的理想二極管，適應(yīng)大功率的伺服電機(jī)和大電流所有外圍輸出均過流保護(hù)，所有輸入均受ESD保護(hù)PX4與PixhawkPIXHawk(2014)電源：電源模塊、伺服電機(jī)、USB硬件框架§3MWCMWC無人機(jī)系統(tǒng)的重要組成部分，是無人機(jī)與地面系統(tǒng)聯(lián)系的細(xì)帶建立空地雙向數(shù)據(jù)傳輸通道，用于完成地面控制站對無人機(jī)的遠(yuǎn)距離遙控、遙測和任務(wù)信息電傳輸MWC飛控MWC外圍設(shè)備藍(lán)牙調(diào)參模塊-安卓手機(jī)/平板電腦來調(diào)試參數(shù)OLED顯示屏模塊-可作為機(jī)載狀態(tài)/參數(shù)顯示器，也可搭配遙控器進(jìn)行參數(shù)調(diào)試I2C-GPS導(dǎo)航板-328P飛控可通過它連接GPS，用于定點(diǎn)/自動返航及航點(diǎn)飛行功能GPS-用于定點(diǎn)/自動返航MultiWii調(diào)參軟件MWC外圍設(shè)備⑤OSD-FPV必備，可顯示飛控與GPS數(shù)據(jù)⑥數(shù)傳模塊-APC2XX/Xbee/3DRRadio等，用于遙測⑦光流模塊-用于定點(diǎn)飛行⑧聲納模塊-用于低空高精度定高飛行MultiWii調(diào)參軟件MWC可支持飛行器模式GIMBAL-獨(dú)立的云臺穩(wěn)定器（非飛控用途）SINGLECOPTER-VTOL單軸BICOPTER-2軸阿凡達(dá)飛行器Tricopter-Y型3軸QUADP-經(jīng)典4軸＋模式QUADX-4軸×模式Y(jié)4-Y型4軸Y6-Y型6軸HEX6-6軸＋模式MWC可支持飛行器模式HEX6X-6軸×模式OCTOFLATP-8軸水平＋模式OCTOFLATX-8軸水平×模式FLYINGWING-飛翼VTAIL4-V型尾翼4軸AIRPLANE-固定翼HELI_120_CCPM-直升機(jī)/120°傾斜盤HELI_90_DEG-直升機(jī)/90°傾斜盤§4NAZANAZA外圍設(shè)備大疆入門級多旋翼飛控特點(diǎn)：最大支持8軸、調(diào)試簡單飛行穩(wěn)定、閉源飛控能為低高度多旋翼飛行器在狹小空間的內(nèi)提供卓越的飛行特性實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定和高度鎖定功能、廣泛應(yīng)用于休閑娛樂、航模運(yùn)動NAZA飛控§5KKKK多旋翼開源飛控配置：三個單軸陀螺、一臺四通道遙控設(shè)備KK飛控KK③調(diào)參方法：三個可調(diào)電阻調(diào)整感度作為調(diào)參方法KK飛控支持的飛行模式§6PPZPPZ軟硬件全開源的飛控項目特點(diǎn)：包含地面站硬件釆用ubuntu操作系統(tǒng)，集成LiveCD②最流行的硬件版本：Paparazzi（PPZ）Lisa/Mv2.0大量擴(kuò)展接口、使用可擴(kuò)展的單獨(dú)的IMU傳感器板Paparazzi（PPZ）Lisa/Mv2.0步云登月

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AVIATION咨詢熱線：0531-8889816318653167917公司地址：濟(jì)南市高新區(qū)藥谷1號樓B座816室基地地址：濟(jì)南龍門山莊步云飛行基地公司官網(wǎng)：公司郵箱：sdbyhk@163.com第十九課時導(dǎo)航技術(shù)概述BU

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AVIATION目錄/CONTENTS§2導(dǎo)航技術(shù)的分類§3導(dǎo)航的基本手段§1導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展§1導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展導(dǎo)航系統(tǒng)定義：引導(dǎo)載體從一個地點(diǎn)按一定的軌跡運(yùn)動到另一個地點(diǎn)功能：提供坐標(biāo)系位置、速度、飛行姿態(tài)，引導(dǎo)無人機(jī)按照航線飛行意義：社會發(fā)展和經(jīng)濟(jì)發(fā)展的基本要素導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展發(fā)展歷程遠(yuǎn)古時代：利用顯著的地形地貌或者人為制造的標(biāo)記物宇宙天體導(dǎo)航：利用星體、星座等指引方向北斗七星和北極星導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展發(fā)展歷程標(biāo)志性的導(dǎo)航設(shè)備與方法：指南車、計里鼓、磁羅盤、指南針海員歷、航海表、經(jīng)緯位置表示法北斗七星和北極星導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展慣性導(dǎo)航基礎(chǔ)：牛頓三大定律原理：測量載體加速度和角速度，通過積分運(yùn)算，獲得飛行器的瞬時速度瞬時位置及姿態(tài)信息特點(diǎn)：自主式導(dǎo)航系統(tǒng)，體積小、成本低、精度高、隱蔽性好導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展無線電導(dǎo)航基礎(chǔ)：無線電通信技術(shù)定義：利用無線電技術(shù)對運(yùn)載體航行的全部過程實施導(dǎo)航的技術(shù)導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展無線電導(dǎo)航原理：對無線電信號的測量，確定運(yùn)載體當(dāng)前所處位置及其航行參數(shù)，引導(dǎo)運(yùn)載體的安全航行優(yōu)點(diǎn)：受外界限制小、精度高、測量速度快、體積小質(zhì)量輕、可靠性高、價格低無線電導(dǎo)航導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展衛(wèi)星導(dǎo)航基礎(chǔ)：無線電導(dǎo)航原理：利用人造地球衛(wèi)星進(jìn)行導(dǎo)航優(yōu)點(diǎn)：解決了原有的無線電導(dǎo)航系統(tǒng)信號覆蓋范圍和定位精度之間的矛盾，覆蓋范圍廣、定位精度高、穩(wěn)定性好、無積累誤差§2導(dǎo)航技術(shù)的分類導(dǎo)航技術(shù)的分類測角、測距、測速、測姿等系統(tǒng)按無人機(jī)導(dǎo)航系統(tǒng)測量的幾何參量劃分：測角系統(tǒng)、測距系統(tǒng)、測距差系統(tǒng)、測速系統(tǒng)、測加速度系統(tǒng)、測姿系統(tǒng)等角度的測量：選取角度為恒定值時所形成的幾何面（線）無線電導(dǎo)航-測角法導(dǎo)航技術(shù)的分類測角、測距、測速、測姿等系統(tǒng)測距：選取導(dǎo)航臺為中心的一個球面或圓測距差：以兩個導(dǎo)航臺為焦點(diǎn)的雙曲面（線）無線電導(dǎo)航-測距法導(dǎo)航技術(shù)的分類測角、測距、測速、測姿等系統(tǒng)測速度與加速度：通過積分計算出運(yùn)載體在各個方向所移動的距離測姿：測量運(yùn)載體的航向角、俯仰角和橫滾角導(dǎo)航技術(shù)的分類單一導(dǎo)航與組合導(dǎo)航按無人機(jī)導(dǎo)航使用導(dǎo)航手段的數(shù)量分類：單一導(dǎo)航、組合導(dǎo)航組合導(dǎo)航的優(yōu)點(diǎn)：充分利用某一單個導(dǎo)航技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)，避免其不足組合導(dǎo)航基本原理導(dǎo)航技術(shù)的分類自主式導(dǎo)航與非自主式導(dǎo)航按需求分類：自主式導(dǎo)航、非自主式導(dǎo)航自主式導(dǎo)航：利用載體上的導(dǎo)航設(shè)備獨(dú)立產(chǎn)生或得到導(dǎo)航信息非自主式導(dǎo)航：除載體導(dǎo)航設(shè)備外，使用載體外部的導(dǎo)航設(shè)備導(dǎo)航技術(shù)的分類有源導(dǎo)航與無源導(dǎo)航按無人機(jī)導(dǎo)航收發(fā)信號分類：有源導(dǎo)航、無源導(dǎo)航有源導(dǎo)航：用戶設(shè)備工作時向外發(fā)射信號，導(dǎo)航臺站通過用戶設(shè)備配合工作，得到用戶的定位信息無源導(dǎo)航：運(yùn)載體不需發(fā)射信號，獨(dú)立測量、采集、接收信號導(dǎo)航技術(shù)的分類近程導(dǎo)航與遠(yuǎn)程導(dǎo)航按無人機(jī)導(dǎo)航的有效作用距離劃分：近程導(dǎo)航、遠(yuǎn)程導(dǎo)航近程導(dǎo)航：作用距離＜500km遠(yuǎn)程導(dǎo)航：作用距離＞500km§3導(dǎo)航的基本手段導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航定義：利用人造地球衛(wèi)星，對地面、海洋、天空和空間的導(dǎo)航用戶進(jìn)行導(dǎo)航定位特點(diǎn)：全球覆蓋、全天候、不間斷、實時、高精度四大衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航組成：空間人造衛(wèi)星、地面測控站、用戶接收定位設(shè)備空間人造衛(wèi)星：接收并存儲由地面測控站發(fā)來的導(dǎo)航信息執(zhí)行地面測控站發(fā)送的控制指令向地面持續(xù)發(fā)射導(dǎo)航定位信號導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航地面測控站：功能：控制系統(tǒng)運(yùn)行內(nèi)容：衛(wèi)星跟蹤網(wǎng)原理：導(dǎo)航電文和控制命令播發(fā)給衛(wèi)星的注人站與主控中心站導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航用戶接收定位設(shè)備：通過捕獲、跟蹤視線范圍內(nèi)衛(wèi)星發(fā)射的導(dǎo)航信號，確定自身的空間位置定位原理：a.用戶接收設(shè)備精確測量空中4顆或4顆以上衛(wèi)星發(fā)來的測距信號導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航定位原理：b.計算信號傳播的時間或相位測量衛(wèi)星與用戶間的距離c.完成數(shù)學(xué)模型的求解運(yùn)算，獲得用戶實時三維位置坐標(biāo)及時間信息衛(wèi)星導(dǎo)航工作原理導(dǎo)航的基本手段衛(wèi)星導(dǎo)航優(yōu)點(diǎn)：全球全天候?qū)Ш健⒕雀?、設(shè)備小、自動化智能化程度高缺點(diǎn)：精度受衛(wèi)星時鐘、衛(wèi)星軌道、電離層、對流層、多徑因素影響、易受其他無線電波的干擾、在惡劣環(huán)境下難以定位導(dǎo)航的基本手段慣性導(dǎo)航原理：利用慣性器件測量運(yùn)載體本身的加速度和角速度運(yùn)算得到載體的速度、位置和姿態(tài)等信息慣性導(dǎo)航基本原理導(dǎo)航的基本手段慣性導(dǎo)航常見的慣性器件：加速度計、陀螺儀、磁力計、高度計常用含有慣性元件或設(shè)備的系統(tǒng)：慣性測量單元（IMU）、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（INS）、航姿參考系統(tǒng)（AHRS）、微機(jī)電系統(tǒng)（MEMS）導(dǎo)航的基本手段慣性導(dǎo)航特點(diǎn)：無源自主導(dǎo)航，不受外界干擾和虛假信號的影響缺點(diǎn)：積分過程中產(chǎn)生積累誤差，不適用于長時間導(dǎo)航慣性導(dǎo)航工作原理導(dǎo)航的基本手段無線電導(dǎo)航原理：利用無線電技術(shù)對運(yùn)載體航行的全部（或部分）過程實施導(dǎo)航無線電導(dǎo)航系統(tǒng)或設(shè)備：能夠完成全部或部分無線電導(dǎo)航功能的技術(shù)裝置組合無線電導(dǎo)航臺：置于地面、飛機(jī)、船艦或已知運(yùn)動軌跡的衛(wèi)星上，為其他用戶載體提供導(dǎo)航定位功能的無線電導(dǎo)航系統(tǒng)或設(shè)備導(dǎo)航的基本手段無線電導(dǎo)航常見系統(tǒng)：無線電高度表、無線電著陸引導(dǎo)系統(tǒng)、多普勒導(dǎo)航系統(tǒng)、塔康系統(tǒng)、羅蘭系統(tǒng)、衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)優(yōu)點(diǎn)：不受時間、天氣等的限制，測量精度高、作用距離遠(yuǎn)、定位速度快、設(shè)備簡單可靠缺點(diǎn)：易被發(fā)現(xiàn)干擾，過度依賴載體外的導(dǎo)航設(shè)備支持導(dǎo)航的基本手段圖形匹配導(dǎo)航原理：預(yù)先儲存在飛行路線上某些地區(qū)的特征數(shù)據(jù)，與實際飛行過程中測量到的相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行不斷比較，實施導(dǎo)航修正分類：地形匹配導(dǎo)航、景像匹配導(dǎo)航、桑地亞慣性地形輔助導(dǎo)航導(dǎo)航的基本手段圖形匹配導(dǎo)航優(yōu)點(diǎn)：無累積誤差、隱蔽性好、抗干擾性能較強(qiáng)缺點(diǎn)：計算量大、實時性不佳、易受地理環(huán)境與氣象條件影響、靈活性與適應(yīng)性較差基于地面圖像輔助的無人機(jī)定位導(dǎo)航導(dǎo)航的基本手段地磁導(dǎo)航原理：根據(jù)地球近地空間的地磁特性，確定載體經(jīng)緯度并進(jìn)行導(dǎo)航地磁導(dǎo)航原理圖導(dǎo)航的基本手段地磁導(dǎo)航基礎(chǔ)：地球近地空間任意點(diǎn)的地磁矢量都與其他地點(diǎn)的地磁矢量不同，且與該地點(diǎn)的經(jīng)緯度存在一一對應(yīng)關(guān)系按照對地磁數(shù)據(jù)處理方式的不同分類：地磁匹配、地磁濾波導(dǎo)航的基本手段地磁導(dǎo)航優(yōu)點(diǎn)：無源導(dǎo)航，無輻射、隱蔽性強(qiáng)、不受敵方干擾、全天時、全天候、全地域、能耗低、不存在誤差積累缺點(diǎn)：精度易受干擾，需要存儲大量地磁數(shù)據(jù)導(dǎo)航的基本手段重力導(dǎo)航基礎(chǔ)：重力測量、重力異常和重力垂線偏差的測量與補(bǔ)償原理：用重力敏感儀表通過測量重力實現(xiàn)圖形跟蹤事先做好各條路線的重力分布圖利用重力敏感儀器測定重力場的特性來搜索期望的路線人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)或統(tǒng)計特性曲線法等，使運(yùn)載體確認(rèn)、跟蹤或橫過某條路線導(dǎo)航的基本手段重力導(dǎo)航特點(diǎn)：無源導(dǎo)航，精度高不、受時間限制、不受干擾、無輻射、隱蔽性強(qiáng)適用區(qū)域：地理特性變化比較大的區(qū)域?qū)Ш降幕臼侄我曈X導(dǎo)航原理：通過攝像機(jī)采集視覺圖像圖像處理、計算機(jī)視覺模型識別等技術(shù)，獲取運(yùn)動信息和空間位置信息無人機(jī)視覺導(dǎo)航導(dǎo)航的基本手段視覺導(dǎo)航分類：主動式視覺導(dǎo)航、被動式視覺導(dǎo)航特點(diǎn)：簡單、成本低、經(jīng)濟(jì)性好、應(yīng)用范圍廣，定位效果依賴于對周圍環(huán)境的分辨程度和識別能力導(dǎo)航的基本手段天文導(dǎo)航定義：對宇宙中自然天體的測量來確定載體自身位置和航向的導(dǎo)航技術(shù)原理：1.根據(jù)天體的位置，測量天體相對導(dǎo)航用戶參考基準(zhǔn)面的高度角和方位角等2.計算載體的位置和航向等