無人機操控技術課件第3章飛行原理與性能第3-5節(jié)

目錄01空氣動力學基礎02飛行原理P04P24

03飛行性能P4904無人機發(fā)射回收方式P8805多旋翼基礎知識P983.1

穩(wěn)定性

無人機的飛行性能主要是指穩(wěn)定性、操縱性以及其他性能。

飛機的穩(wěn)定性（安定性），是指在飛機受到擾動后，不經飛行員操縱，能恢復到受擾動前的原始狀態(tài)，原來平衡狀態(tài)的特性。如果能恢復，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。3.1

穩(wěn)定性飛機的穩(wěn)定性包括：縱向穩(wěn)定、橫向穩(wěn)定、側向（航向）穩(wěn)定。3.1.1

機體坐標系原點(0點)：位于飛行器的重心；縱軸(0X軸)：位于飛行器參考平面內平行于機身軸線并指向飛行器前方；橫軸(0Z軸)：垂直于飛行器參考面并指向飛行器右方；立軸(0Y軸)：在參考面內垂直于XOY平面，指向飛行器下方。

不論是固定翼、直升機、還是多旋翼無人機，研究其穩(wěn)定性的時候首先要建立機體坐標系。3.1.2

姿態(tài)角

在飛機飛行時，我們可以通過判斷飛行姿態(tài)角來分析飛機都發(fā)生了哪些運動，進而作出與之相對應的操作。

描述飛機在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有：滾轉角（pitch）偏航角（yaw）俯仰角（roll）

機體坐標系縱軸與水平面的夾角。抬頭時，俯仰角為正，否則為負。

機體坐標系立軸與通過機體縱軸的鉛垂面間的夾角，機體向右滾為正，反之為負。

機體坐標系縱軸與垂直面的夾角，機頭右偏航為正，反之為負。3.1.3

縱向穩(wěn)定性

飛機縱向穩(wěn)定性是指飛機受到上下對流干擾后產生繞橫軸轉動，擾動消失后自動恢復原飛行姿態(tài)。飛機靠水平尾翼和機翼來保證縱向穩(wěn)定性。其中，飛機縱向阻尼力矩主要由水平尾翼產生的。3.1.3

縱向穩(wěn)定性

飛機縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心的位置，飛機重心位于焦點前面，則飛機縱向穩(wěn)定。重心的位置：用重心到平均氣動力弦前緣的距離和平均氣動力弦長之比的百分數(shù)來表示。焦點：當飛機迎角變化時，在機翼和尾翼上都會產生一定的附加升力，這個附加升力合力作用點稱為飛機的焦點。3.1.3

縱向穩(wěn)定性靜穩(wěn)定裕度：重心與焦點之間的距離被定義為飛機的靜穩(wěn)定裕度。如果重心靠后，靜穩(wěn)定裕度減小，飛機的縱向穩(wěn)定性減弱。

靜穩(wěn)定裕度配平：重心沿縱軸的前后位置，重心的移動將改變靜穩(wěn)定裕度，甚至使飛機不穩(wěn)定。可以通過增加或減少頭部或尾部配置調整飛機的穩(wěn)定性。3.1.4

航向穩(wěn)定性

飛機縱向穩(wěn)定性是指飛機受到側風干擾后產生繞立軸轉動，擾動消失后自動恢復原飛行姿態(tài)。飛機主要靠垂直尾翼產生航向穩(wěn)定力矩來保證航向穩(wěn)定性。

影響飛機方向穩(wěn)定力矩的因素主要是飛機迎角，機身、垂尾面積和重心位置。3.1.4航向穩(wěn)定性

空氣從飛機側方吹來，飛機產生側滑，相對氣流從左前方吹來叫左側滑，機頭右偏，對于具有航向穩(wěn)定性的飛機，向左側滑時垂直尾翼產生的阻尼力矩將使機頭將向左轉。3.1.5

橫向穩(wěn)定性

飛機橫向穩(wěn)定性是指飛機受到干擾后產生繞縱軸轉動，擾動消失后自動恢復原飛行姿態(tài)。飛機主要靠機翼產生橫向穩(wěn)定力矩來保證橫向穩(wěn)定性。

影響飛機橫向穩(wěn)定力矩的因素主要是機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼。3.1.5

橫向穩(wěn)定性上反角：機翼的底面同垂直于飛機立軸的平面之間的夾角。上反角起到橫向穩(wěn)定的作用。當一陣風吹到右側機翼上，飛機右翼抬起，左翼下沉，向左傾斜，由于存在上反角，左翼有效迎角增大，升力增大，形成向右滾轉力矩，力圖減小傾斜。3.1.5

橫向穩(wěn)定性后掠角作用：后掠角越大，橫向穩(wěn)定作用也越大。當飛機受擾動向右傾斜，由于后掠角的存在，使兩側機翼上的有效速度大小不等，右側機翼產生升力大于左側機翼產生升力，形成滾轉力矩，力圖減小傾斜。垂直尾翼橫向穩(wěn)定作用：出現(xiàn)側滑后，垂直尾翼上產生的附加側向力作用點位于飛機重心上方，因而相對于重心也形成恢復力矩。3.1.6

航向與橫向穩(wěn)定性的耦合

飛機的縱向與航向、橫向穩(wěn)定性之間互相獨立；航向與橫向穩(wěn)定性是緊密聯(lián)系和相互影響的，因此通常合稱為“橫側穩(wěn)定”。故飛機的橫向和航向穩(wěn)定性之間必須匹配適當。如果匹配不當，飛機將可能出現(xiàn)“螺旋不穩(wěn)定”或“荷蘭滾不穩(wěn)定”現(xiàn)象。3.1.6

航向與橫向穩(wěn)定性的耦合螺旋（尾旋）：飛機失速后機翼自轉，飛機以小半徑的圓周盤旋下降運動。原因：飛機橫向穩(wěn)定性過弱，航向穩(wěn)定性過強，產生螺旋不穩(wěn)定。改出：立即向螺旋反方向打舵到底制止?jié)L轉。3.1.6

航向與橫向穩(wěn)定性的耦合荷蘭滾（飄擺）：非指令的時而左滾，時而右滾，同時伴隨機頭時而左偏，時而右偏的現(xiàn)象。原因：飛機的橫向穩(wěn)定性過強，而航向穩(wěn)定性相對過弱，飛機容易出現(xiàn)荷蘭滾不穩(wěn)定。3.2

操縱性飛機的操縱是指駕駛員通過飛機的操縱機構來改變飛機的飛行狀態(tài)。飛機的操縱性則指飛機對操縱的反應特性，又稱飛機的操縱品質。飛機操縱主要通過駕駛桿和腳蹬等操縱機構偏轉飛機的三個主操縱面---升降舵、方向舵和副翼。飛機的操縱包括俯仰操縱、方向操縱和滾轉操縱。3.2.1

俯仰操縱使飛機繞橫軸做俯仰（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，使飛機升降舵向下或向上偏轉，產生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬頭做俯仰運動。焦點與重心的關系影響縱向操縱性，若焦點在重心之后，向后移焦點，飛機的操縱性減弱。3.2.2

方向操縱使飛機繞立軸做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，使飛機方向舵向左或向右偏轉，產生偏航力矩，從而使飛機向左或向右做偏航運動。3.2.3

滾轉操縱使飛機繞縱軸做滾轉（傾側）運動的操縱叫滾轉操縱。通過蹬左壓或右壓操縱桿，使飛機方向舵左、右一次向下另一側向上偏轉，產生滾轉力矩，從而使飛機向左或向右做滾轉運動。3.2.4

輔助操縱機構

固定翼常規(guī)無人機飛行輔助操縱面有縫翼，襟翼，調整（擾流）片。3.2.4

輔助操縱機構—襟翼一般的襟翼位于機翼后緣，靠近機身，在副翼側，放下襟翼升力增大，失速速度減小，阻力增大，飛行速度減小。

利用增大襟翼彎度來提高機翼升力系數(shù)，機翼表面最低壓力點前移，減小臨界迎角。起飛階段，襟翼只放下較小的角度，增加升力；下降階段，放下最大角度，實現(xiàn)較小的下降速度，較大的下降角。起飛時下降時巡航時3.2.4

輔助操縱機構—前緣縫翼安裝在機翼前緣的一段或極端狹長小翼面，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翼加速流向上翼面，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)得到提高，增大飛機臨界迎角。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。3.2.4

輔助操縱機構—擾流片飛機擾流板作用主要是增加在地面或飛行中的氣動阻力，減速；還可以輔助飛機轉彎，當飛機左盤旋時，操縱左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾流板不動，右翼升力大于左翼，實現(xiàn)飛機左轉。3.3

飛行性能

無人機飛行性能是描述飛機質心運動規(guī)律的性能，包括飛機的飛行速度、飛行高度、航程、航時、起飛和著陸性能等。與有人機不同的是，無人機幾乎涉及不到筋斗、盤旋、戰(zhàn)斗轉彎等機動性能，所以不加以討論。3.3

飛行性能—高度理論靜升限：飛機能作水平直線飛行的最大高度。實用靜升限：飛機最大爬升率等于0.5m/s（亞聲速飛機）或5m/s（超聲速飛機）所對應的飛行高度。理論升限大于實用升限！3.3

飛行性能—高度爬升率：單位時間內飛機所上升的垂直高度。爬升角：飛機上升軌跡與水平線之間的夾角。爬升率、爬升角反映了飛機改變高度的能力，它們的大小主要取決于飛機的剩余推力和飛機的重量。3.3

飛行性能—速度最大飛行速度：飛機在一定高度上做水平直線飛行時，在一定飛行距離內（>3km），發(fā)動機以最大推力工作所能達到的最大飛行速度。最小飛行速度：飛機在一定高度，能產生足夠升力平衡重力，維持水平直線飛行的最小速度。又稱平飛所需速度。平飛有利速度：能夠獲得平飛航時最長的速度。平飛遠航速度：能夠獲得平飛航程最長的速度。巡航飛行速度：發(fā)動機每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。3.3

飛行性能—航程最大航程：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。飛機航程的長短主要取決于燃油量。3.4

起飛與著陸性能

固定翼無人機的起降階段是需要專門進行訓練的，固定翼的起降航線也叫五邊航線。起降航線是固定翼駕駛員最基本的飛行訓練科目。一(離場邊)二(側風邊)三(下風邊)四(基線邊)五(進近邊)3.4.1

起飛性能飛機的起飛過程包括起飛滑跑和爬升兩個主要階段，飛機離地速度越小，滑跑距離越短，飛機的起飛性能越好。減小起飛距離的辦法：增升裝置（襟翼）、增加推力等。3.4.2

著陸性能飛機著陸的過程包括下滑，拉平，平飄，接地，著陸滑跑五個階段。著陸距離由著陸下滑距離和著陸滑跑距離組成。下滑距離與下滑角（飛行軌跡與水平面的夾角）、下滑高度有關。3.5

機動性能—過載

過載具有方向性，與物體運動方向一致或相反的力叫做切向力，與物體運動方向一致或相反的力與物體質量的比值叫切向過載。與物體運動方向垂直的力叫法向力，與物體運動方向垂直的力與物體質量的比值叫法向過載。所以，飛機的推力是切向力，阻力也是切向力。重力有時是切向力，有時是法向力，當飛機垂直上升或下降時它是切向力，當飛機平飛時，它是法向力。飛機的升力總是法向力。3.5

機動性能—盤旋盤旋：保持飛行高度不變，飛機做圓周飛行。轉彎半徑：重要的機動指標，空速越大轉彎半徑越大。3.5

機動性能—盤旋操縱副翼使外側機翼副翼向下，內側機翼副翼向上，外側升力大于內側升力飛機滾轉（坡度），實現(xiàn)轉彎。飛機轉彎的向心力是飛機升力的水平分力，飛機坡度增大，升力的垂直分量減小升力的水平分量增大，為保持高度需要增大迎角和油門，原因是保持升力垂直分量不變。3.5

機動性能—俯沖、筋斗、躍升在俯沖拉起、筋斗和躍升過程中，升力作為飛機的向心力，改變飛機飛行速度的方向。目錄01空氣動力學基礎02飛行原理P04P24

03飛行性能P4904無人機發(fā)射回收方式P8805多旋翼基礎知識P984.1

無人機發(fā)射方式

根據(jù)功能和任務場地的不同，無人機可以選用多種發(fā)射方式，主要有：手拋發(fā)射、彈射發(fā)射、起落架滑跑起飛、垂直起飛。發(fā)射方式手拋發(fā)射零長發(fā)射彈射發(fā)射滑跑起飛空中發(fā)射容器式發(fā)射垂直起飛4.1.1

手拋發(fā)射

手拋發(fā)射方式比較簡單，一般由1人或2人操作即可完成。手拋發(fā)射的無人機一般重量較輕，尺寸較小。手拋發(fā)射作業(yè)難度相對較大，手拋發(fā)射員必須經過系統(tǒng)的訓練才能進行作業(yè)，無人機拋出的瞬間，起降駕駛員就要操縱遙控器進行控制，迅速調整飛機油門和姿態(tài)。

4.1.2

彈射發(fā)射

無人機安裝在軌道式彈射發(fā)射架上，在壓縮空氣、橡皮筋或液壓彈射裝置的作用下，無人機能夠迅速獲得一個沖力，使無人機能夠瞬間達到飛行所需速度，從而達到起飛的目的。

一般情況下，在南方作業(yè)的隊伍比較喜歡彈射發(fā)射的方式，但是由于科技的進度，彈射發(fā)射有被手拋發(fā)射和垂直起降取代的趨勢。

4.1.3

起落架滑跑起飛

起落架滑跑起飛是固定翼無人機起飛最主要的方式，但是需要起降場地需要有滿足起飛條件的跑道，局限性較大。4.1.3

垂直起飛

垂直起飛分為兩種不同的機型：固定翼無人機和旋翼無人機。4.2

無人機回收方式

無人機的回收方式可以歸納為：傘降回收、起落架滑跑著陸、垂直著陸?；厥辗绞絺憬祷厥湛罩谢厥栈苤憯r阻網回收垂直著陸4.2.1

傘降回收

對應于手拋、彈射起飛的無人機，一般采用傘降回收。無人機結束飛行任務之后，小油門或熄火狀態(tài)滑翔到降落點上空盤旋降高，當下降到預定高度后開傘降落，然后地面人員進行回收。

降落時由遙控器指令控制或自主控制開傘，降落傘由主傘和減速傘組成二級傘。4.2.2

起落架滑跑著陸

滑跑起飛，對應于滑跑著陸?；苤憣ε艿烙幸欢ǖ囊?，比如：跑道上無雜物，跑道要平直且有足夠的距離。

固定翼無人機滑跑降落對無人機駕駛員操縱技術要求很高，事故一般發(fā)生在這個階段。4.2.3

垂直著陸

垂直起降固定翼和旋翼都采用垂直回收方式?；厥詹襟E和起飛正好相反。目錄01空氣動力學基礎02飛行原理P04P24

03飛行性能P4904無人機發(fā)射回收方式P8805多旋翼基礎知識P985.1

多旋翼概念多旋翼飛行器也稱多軸飛行器，是一種具有三個及以上旋翼軸的特殊直升機。多軸飛行器每個“軸”上，一般連接1個電調，1個電機，電動機轉動帶動旋翼產生升推力。5.2

多旋翼系統(tǒng)組成

多旋翼飛行器系統(tǒng)主要包括：機體結構、飛控系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、機載鏈路系統(tǒng)。5.2.1

機體結構機體結構是其他所有機載設備、模塊的載體。典型的機體結構包括：機架、支臂、腳架、云臺。5.2.1

機體結構

機架：裝載各類設備、動力電池或燃料，同時它是其他結構部件的安裝基礎。

支臂：機架結構的延伸，用以擴充軸距，安裝動力電機，有些多旋翼的腳架也安裝在支臂上。

云臺：任務設備的承載結構。

腳架：用來支撐停放、起飛和著陸的部件。5.2.2

飛控系統(tǒng)

飛控全稱導航飛控系統(tǒng)，多軸飛行器的飛控指的是機載導航飛控系統(tǒng)，又稱自動駕駛儀，它包含飛控子系統(tǒng)和導航子系統(tǒng)兩部分。角速度傳感器姿態(tài)傳感器加速度計空速傳感器導航子系統(tǒng)（按航線飛行）飛控子系統(tǒng)（姿態(tài)穩(wěn)定與控制）位置傳感器(GPS)高度計飛行姿態(tài)執(zhí)行機構|槳內環(huán)外環(huán)飛控計算機5.2.2

飛控系統(tǒng)—飛控硬件多旋翼飛控系統(tǒng)全部集成在一塊電路板上，我們稱之為飛控板。飛控板可集成全部的傳感器：3軸角速度陀螺儀、3軸加速度計、3軸磁力計、高度計、空速傳感器、GPS接收機以及計算單元。5.2.2

飛控系統(tǒng)—IMU慣導傳感器

IMU慣性導航傳感器是DOF（DegreeOfFreedom，自由度）系統(tǒng)的核心，為多旋翼提供姿態(tài)、速度和位置等參數(shù),全稱“慣性測量單元”。是測量物體三軸姿態(tài)（或角速率）以及加速度的裝置。5.2.2

飛控系統(tǒng)—GPS接收機

GPS接收機獲取位置信息，多軸飛行器GPS定位中，最少達到4~5顆星，才能夠在飛行中保證基本的安全。GPS天線應盡量安裝在飛行器頂部。

大多數(shù)多軸飛行器自主飛行過程利用GPS實現(xiàn)位置的感知。5.2.2

飛控系統(tǒng)—磁力計

磁力計為多旋翼提供角度信息，其功能等同于指南針。多軸飛行器在沒有發(fā)生機械結構改變的前提下，如發(fā)生漂移，不能直線飛行時，通常就需要校準磁羅盤。如果無人機發(fā)生遠距離轉場，尤其是東西方向的遠距離轉場，必須校準磁羅盤。

5.2.2

飛控系統(tǒng)—飛控軟件飛控基本情況優(yōu)點缺點KK飛控開源，只使用三個成本低廉的單軸陀螺價格便宜，硬件結構簡單功能簡單，無自穩(wěn)、定高，不能姿態(tài)控制,無GPSAPM飛控開源，配有地面站軟件可實現(xiàn)自穩(wěn)、定高、姿態(tài)控制調試復雜MWC飛控開源，配有地面站軟件成本低，架構簡單性能不及APM、PIXHawkDJINAZA飛控不開源，穩(wěn)定，商業(yè)軟件功能全，控制穩(wěn)定價格昂貴PX4和PIXHawk開源，配有地面站軟件固件代碼結構好，利于開發(fā)代碼不如APM成熟5.2.2

飛控系統(tǒng)—飛控軟件5.2.3

動力系統(tǒng)

多旋翼無人機動力系統(tǒng)的組成為：螺旋槳、電機、電調、電池。5.2.3

動力系統(tǒng)—螺旋槳螺旋槳時安裝在電機上為多旋翼無人機提供升力的裝置。螺旋槳是一個旋轉的翼面，適用于機翼的空氣動力學原理。產生升力的大小依賴于槳葉的平面形狀、螺旋槳葉迎角和電機的轉速。多軸飛行器常用螺旋槳的剖面形狀凹凸型，更接近于固定翼飛機螺旋槳。5.2.3

動力系統(tǒng)—螺旋槳當槳葉旋轉時，槳尖的線速度大于將根處的線速度，為了使從轂軸到將尖產生一致的升力，螺旋槳葉設計為負扭轉：槳根處迎角大于槳尖處迎角，則槳根處升力系數(shù)大于槳尖處升力系數(shù)。5.2.3

動力系統(tǒng)—螺旋槳多旋翼無人機一般選用兩葉槳，因為同一架多軸飛行器，在同樣做好動力匹配的前提下兩葉槳的效率高。三葉槳的動力強勁，但因為需要抵消更多的旋轉阻力，效率比兩葉低，兩葉槳效率高，體現(xiàn)在飛行時間上。5.2.3

動力系統(tǒng)—螺旋槳

多旋翼為了抵消單個螺旋槳的反扭矩，各個槳的旋轉方向是不一樣的，所以需要正、反槳。正槳：頂視逆時針旋轉，用CCW表示。反槳：頂視順時針旋轉，用CW表示。5.2.3

動力系統(tǒng)—電機多軸飛行器動力系統(tǒng)多為電動系統(tǒng)，因為電動系統(tǒng)形式簡單且電機速度響應快。主要使用外轉子三相交流無刷同步電動機。多軸飛行器使用的電機都是交流電機，電機通過三根線和電調連接，從電調取電，一般如果想要電機反向旋轉，只需要把三根線中的兩根互換一下即可。無刷電機去除了電刷，運轉時摩擦力大大減小。所以無刷電機的效率較有刷電機更高。5.2.3

動力系統(tǒng)—電機4108外轉子無刷電機（KV480）4108：定子直徑41mm

定子高度08mm大小尺寸電壓增加1V，無刷電機每分鐘空轉轉速增加的轉速值KV值轉速轉速為3000轉意思為每分鐘3000轉。5.2.3

動力系統(tǒng)—電機電機與螺旋槳的匹配，電機、螺旋槳與多旋翼整機的匹配，都是非常復雜的問題，所以建議采用經驗配置。選布局—選槳—選電機—選電調—選電池；大螺旋槳用低KV電機，小螺旋槳高KV電機；小螺旋槳因為需要用轉速來彌補升力。選擇動力冗余配置；六、八軸飛行器具有一定的冗余度，即某一個電機發(fā)生故障時，只需將對角電機做出類似停止，仍保留動力完成降落或返航。5.2.3

動力系統(tǒng)—電調電子調速器ESC簡稱電調。其作用是根據(jù)飛控的控制信號，將電池的直流輸入轉變成一定頻率的交流輸出，用于控制電機轉速。多軸飛行器使用的電調通常被劃分為有刷電調和無刷電調，多軸飛行器一般使用無刷電調。

電調上最粗的紅線和黑線用來連接動力電池；較細的白紅黑3色排線，也叫杜邦線，用來連接飛控；另一端3根單色線連接電機，如任意調換其中2根與電機的連接順序，電機反向運轉。5.2.3

動力系統(tǒng)—電調電流規(guī)格：電調上標有“20A”字樣，意思是指電調所能承受的最大瞬間電流是20安培；一般多旋翼上我們選取懸停電流4倍到5倍規(guī)格的電調使用，這樣可以給電流留夠充足的余量。供電能力：電調上有BEC5V字樣，意思是指電調能從杜邦線向外輸出5V的電壓。5.2.3

動力系統(tǒng)—電調多軸飛行器電機與電調的匹配和測試時一大難題。因為電調輸出的驅動交流相位與電機設計如果不匹配，會造成堵轉，導致嚴重后果。在常規(guī)飛行和小負載情況下，很多電機與電調的不兼容表現(xiàn)不明顯。但在做大機動外界氣流對轉速干擾過大時，或人工快速調節(jié)油門桿時，可能會出現(xiàn)問題，表現(xiàn)為瞬間一個或多個電機驅動缺相，“咻”一聲失去動力直接炸機。要完全杜絕和排除此類問題也比較困難，因為現(xiàn)有小尺度的多旋翼，幾乎100%時開環(huán)結構，無法檢測到每個電機是否轉速正常。5.2.3

動力系統(tǒng)—電調建議最基礎測試電機與電調兼容性的方案：在地面拆除螺旋槳，姿態(tài)或增穩(wěn)模式啟動，啟動后油門推至50%，大角度晃動機身、快速大范圍變化油門量，使飛控輸出動力。仔細聆聽電機轉動聲音，并測量電機溫度，觀察室否出現(xiàn)缺相。在調試前，用遙控器設置電調時，需要接上電機。5.2.3

動力系統(tǒng)—電池

多軸飛行器使用的動力電池一般為聚合物鋰電池。它屬于鋰離子電池的一種。

鋰離子電池優(yōu)點：

1）電壓高，單體電池的工作電壓高達3.7~3.8V。

2)循環(huán)壽命長，一般均可達到500次以上，安全性能好。

3）比能量大，材料能達到理論值88%的比容量，即同樣容量不同類型的電池，最輕的是聚合物鋰電池，同樣重量不同類型的電池，容量最大的是聚合物鋰電池。5.2.3

動力系統(tǒng)—電池

電池容量：安時（Ah）或者毫安時（mAh）。如圖所示，例如，17000mAh表示以17000毫安放電，能夠持續(xù)1小時。嚴格的講，電池容量應該以Wh表示，Ah乘以電壓就是Wh，例如，民航旅客行李中攜帶鋰電池的額定能量超過160Wh嚴禁攜帶。

5.2.3

動力系統(tǒng)—電池

充、放電倍率（C數(shù)）：一般鋰聚合物電池有兩個c數(shù)，例：穿越機電池一般為5c-30c，表示最大能夠以5倍的額定電流充電，最大能夠以30倍額定電流放電。

例1：如果17000mah，6s1p鋰聚合物電池以2c充電，求充電電流和充電時間？

電流I=額定電流*充放電倍率c=17a*2c=34a

時間T=1/充放電倍率c（單位小時）=1/2h

=60/充放電倍率c（單位分鐘）=60/2=30min5.2.3

動力系統(tǒng)—電池電池電壓：聚合物鋰電池單體標稱電壓3.7V，充電后電壓可達4.2V，放電后的保護電壓3.6V。為了能有更高的工作電壓和電量，必須對電池單體進行串聯(lián)或并聯(lián)電池組，電池組上：S表示串聯(lián)，P表示并聯(lián)。3S2P字樣，代表電池組先由3個單體串聯(lián)，再將串聯(lián)后的2組并聯(lián)，3S

有11.1V。

一般鋰聚合物電池上都有2組線。1組是輸出線（粗，紅黑各1根）；1組是單節(jié)鋰電引出線（細，與S數(shù)有關），用以監(jiān)視平衡充電時的單體電壓。

多軸飛行器飛行中，圖像疊加OSD信息顯示的電壓一般為電池的負載電壓。5.2.3

動力系統(tǒng)—電池鋰電池在使用時必須串聯(lián)才能達到使用電壓需要，因此聚合物電池需要專用的充電器，盡量選用平衡充電器。根據(jù)充電原理的不同分為串型式平衡充電器和并行式平衡充電器。并行式平衡充電器使被充電的電池塊內部每節(jié)串聯(lián)電池都配備一個單獨的充電回路，互不干涉，毫無牽連。5.2.3

動力系統(tǒng)—油電混動

為了克服電動無人機續(xù)航能力短的問題，目前市場上推出了油電混動型的多旋翼無人機。5.2.4

鏈路系統(tǒng)

民用多旋翼無人機的通訊鏈路系統(tǒng)比較簡單，就2~3條鏈：遙控鏈路、數(shù)傳鏈路、圖傳鏈路。5.2.4

鏈路系統(tǒng)—遙控鏈路遙控鏈路就是我們手里的遙控器和無人機上的遙控接收機構成的，其為上傳的單向鏈路；我們發(fā)指令，飛機收指令；用于視距內控制飛機。遙控器機載接收機

多軸飛行時地面人員手里拿的“控”指的就是地面遙控發(fā)射機，多軸飛行器的遙控器一般有4個及以上通道。多軸飛行器上的電信號傳播順序一般為機載遙控接收機—飛控—電調—電機。5.2.4

鏈路系統(tǒng)—數(shù)傳鏈路遙數(shù)傳鏈路由筆記本連接的一個模塊和飛機上的一個模塊構成雙向鏈路；我們發(fā)修改航點等指令，飛機受；飛機發(fā)位置、電壓等信息，我們收；用于視距外控制飛機。地面站機載模塊

多軸飛行器上的鏈路天線應盡量遠離飛控和GPS天線安裝。5.2.4

鏈路系統(tǒng)—圖傳鏈路圖傳鏈路由飛機上的發(fā)射模塊和地面上的接收模塊構成的，下傳的單向鏈路；飛機發(fā)圖像，我們收圖像；用于監(jiān)控攝像頭方向和效果。5.3

多旋翼氣動布局

由于多旋翼的槳平面是向上安裝的，由螺旋槳直接提供機體所需的升力，而螺旋槳在旋轉的時候又會產生反扭力，使無人機的機體向螺旋槳旋轉的反向轉向，為了克服這個反扭力，設計成兩兩對應的雙數(shù)螺旋槳結構或者在單數(shù)螺旋槳上安裝舵機。

按照要求和使用習慣不同，多旋翼可以設計成不同的氣動結構，主要有：十字型、X字型、Y字型、H字型。5.3

多旋翼氣動布局—十字型優(yōu)點：前后左右飛行控制比較直觀，只需改變少了電機轉速即可實現(xiàn)；缺點：飛行正前方有螺旋槳，航拍等應用時會造成影響。5.3

多旋翼氣動布局—X字型

X字型4軸飛行器右前方的旋翼一般多為俯視逆時針旋轉。操縱升降和副翼時，一般會有多個電機參與，不論是操縱性還是穩(wěn)定性，都要比十字型要好。5.3

多旋翼氣動布局—Y字型、H字型缺點：尾旋翼需要使用一個舵機來平衡扭矩，增加了機械復雜性和控制難度。Y型優(yōu)點：動力組較少，成本低；外形炫酷，前方視線開闊。H型

H型比較容易設計成折疊結構，且擁有X型相當?shù)奶攸c。5.3

多旋翼氣動布局—4\6\8旋翼單純從氣動效率出發(fā)，旋翼越大，效率越高，同樣起飛重量的4軸飛行器比8軸飛行器的效率高，故軸數(shù)越多載重能力不一定越大。5.4

多旋翼結構形式無邊框常規(guī)固定式簡單實用，強度好且質量輕；螺旋槳無保護，不夠安全；腳架影響機載設備視線。帶邊框常規(guī)固定式防止磕碰提高安全性；增加重量，減少航時。5.4

多旋翼結構形式穿越式——追求速度多采用H型氣動布局；動力強，機身小巧；多數(shù)無腳架，安裝前置攝像頭。手動水平\垂直變現(xiàn)式便于存儲與運輸5.4

多旋翼結構形式自動腳架收放式改善機載設備視野；減小阻力，增加抗風性；但會有小幅重量增加。自動整體變形式飛行中完成整體變形；支臂變形到最下方就是腳架；支臂變形到最上方改善機載設備視野。5.5

多旋翼的運動

旋翼的運動模式主要有：垂直上升下降運動；繞多軸飛行器橫軸俯仰運動；繞多軸飛行器縱軸滾轉運動；繞多軸飛行器立軸偏航運動。

對于多軸飛行器而言，旋翼既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面，旋翼所有的運動都是通過改變旋翼速度來實現(xiàn)。5.5.1

垂直運動通過控制四個旋翼的轉速產生升力實現(xiàn)垂直運動或者懸停，且四個螺旋槳轉速必須一致。5.5.2

俯仰運動

多旋翼無人機的俯仰運動和固定翼的俯仰運動不同。固定翼無人機機頭下俯，飛機向下飛行，機頭上仰，飛機向上飛行。而多旋翼在做俯仰運動的時候，機頭下俯，飛機向前飛行，機頭上仰，飛機向后飛行。

橫軸前后側的螺旋槳轉速不同，可實現(xiàn)俯仰運動。如實現(xiàn)向后移動則橫軸前側的螺旋槳加速，橫軸后側的螺旋槳減速。5.5.3

滾轉運動

和多旋翼無人機的俯仰運動類似，多旋翼也可以實現(xiàn)滾轉運動。當向左滾轉時飛機向左平移，向右滾轉時飛機向右平移。

縱軸左右側的螺旋槳轉速不同，可實現(xiàn)滾轉運動。如實現(xiàn)向左移動則縱軸右側的螺旋槳加速，縱軸左側的螺旋槳減速。

5.5.4

偏航運動

多旋翼無人機的偏航運動指的是機頭方向的改變。

多軸飛行器的旋翼旋轉方向一般為俯視多軸飛行器兩兩對應，相鄰旋翼旋轉方向則相反，當轉速一致時，可抵消反扭力矩。如：四旋翼飛行器上螺旋槳兩兩相對應。當相對的2個槳加速，另2個槳減速，反扭力矩不平衡，飛機改變航向。

5.6

典型應用多旋翼無人機應用軍事應用航拍航測農林植保線路巡檢貨物運輸通信中繼5.6.1

航拍航測航拍：又稱航空攝影，記錄拍攝對象及其所在地理環(huán)境的外部信息；航測，又稱攝影測量與遙感，獲取有關目標的時空信息。航拍多為影視服務，航測多為地理信息服務；航拍多使用攝像機，航測多使用高性能照相機；航拍多搭載3軸穩(wěn)定云臺，航測多搭載對地正式云臺；5.6.1

航拍航測相對于傳統(tǒng)航拍，多旋翼航拍有以下優(yōu)勢