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无人机机长、驾驶员培训理论课程
参考：优云智翔课件和公开课制作。体系完整，内容完备，适合作为学习材料和备考资料。
编辑于2023-04-28 11:13:32 北京市- 无人机
- 驾驶员
- 机长
- AOPA
- 保守国家秘密法
保守国家秘密法宣传教育，包含国家秘密的范围和密级、保密制度、 监督管理、 法律责任等。
- 《民法典》婚姻家庭编解释（二）（征求意见稿）
为正确贯彻实施《中华人民共和国民法典》，统一法律适用，依法保护妇女、未成年人、老年人、残疾人的合法权益，维护婚姻家庭和谐稳定，推动家庭家教家风建设，本院结合审判实践起草了《最高人民法院关于适用＜中华人民共和国民法典＞婚姻家庭编的解释（二）（征求意见稿）》。为广泛听取社会各界意见，更好回应人民群众关切，现向社会公开征求意见。欢迎社会各界提出宝贵意见，并请在提出意见建议时说明具体理由。书面意见可寄往北京市东城区东交民巷27号，最高人民法院民事审判第一庭张灵若，邮编100745；电子邮件请发送至电子邮箱zgfmytlaw @163.com，本次征求意见截止日期为2024年4月30日。
- 诉讼费用交纳办法
诉讼费用交纳办法为现有规定，现已梳理，可快速检索查阅。包含诉讼费用交纳范围、 诉讼费用交纳标准、诉讼费用的负担、 司法救助等内容。
无人机机长、驾驶员培训理论课程
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无人机驾驶员培训理论课程
第一章 概述
1.无人机的定义
无人驾驶航空器，是一种由遥控站管理（包括远程操纵或自主飞行）的航空器，也称遥控驾驶航空器。简称：UA（Unmanned Aircraft）或RPA（Remotely Piloted Aircraft）
无人机系统，也称无人机驾驶航空器系统，是指一架无人机、相关的遥控站、所需的指挥与管制链路以及批准的型号设计规定的任何其他部件组成的系统。简称：UAS（Unmanned Aircraft System）或RPAS（Remotely Piloted Aircraft Systems）
2.无人机的分类
飞行平台构型
固定翼
DA-VTOL-E垂直起降固定翼无人机
旋翼
大华X820四轴多旋翼无人机
无人飞艇
起飞准备中的JKZ-20A自控飞艇
伞翼无人机
中国科学院沈阳自动化研究所
扑翼
西北工业大学研制
用途
军用
侦察、诱饵、电子对抗、通信中继、无人战斗机、靶机等无人机
民用
勘探、测绘、植保、气象、安防、巡查、航拍等无人机
尺度
微型
空机质量小于等于7千克的无人机
轻型
空机质量大于7千克，但小于等于116千克的无人机，且全马力平飞中，校正空速小于100千米/小时（55海里/小时），升限小于3000米
小型
空机质量小于等于5700千克的无人机，微型和轻型无人机除外
大型
空机质量大于5700千克的无人机
活动半径
超近程
15km内
近程
15~50Km
短程
50~200km
中程
200~800km
远程
>800km
任务高度
超低空
0~100m
低空
100~1000m
中空
1000~7000m
高空
7000~18000m
超高空
>18000m
无人机分类等级 注 1：实际运行中，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ类分类有交叉时，按照较高要求的一类分类。 注 2：对于串、并列运行或者编队运行的无人机，按照总重量分类。 注 3：地方政府（例如当地公安部门）对于Ⅰ、Ⅱ类无人机重量界限低于本表规定的，以地方政府的具体要求为准。 注 4：分布式操作的无人机系统或者集群，其操作者个人无需取得无人机驾驶员执照。 注 5：分类等级排列顺序由低到高依次为：Ⅶ、Ⅲ、Ⅳ、Ⅺ、Ⅻ，高分类等级执照可行使低分类等级执照权利（Ⅴ、Ⅵ分类等级不按重量级别划分）。
3.无人机驾驶员/机长的定义
无人机系统驾驶员，由运营人指派对无人机的运行负有必不可少职责并在飞行期间适时操纵飞行控件的人
要求： 理论课程不少于40课时； 飞行训练不少于40课时；
无人机系统的机长，是指在系统运行时间内负责整个无人机系统运行和安全的驾驶员
要求： 理论课程不少于40课时； 飞行训练不少于56课时；
第二章 系统组成
航空器
飞行器是指能在地球大气层内外空间飞行的器械。通常按照飞行环境和工作方式，把飞行器分为航空器、航天器、空天飞行器、火箭和导弹、巡飞弹型无人机
航空器平台
固定翼Fixed-wing平台
由动力装置产生前进的推力或拉力，由机体上固定的机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的无人航空器。包含
机身
主要功能是装载任务设备、燃料
机翼
是固定翼无人机产生升力的部件，尾翼是用来配平、稳定和操纵固定翼无人机飞行的部件
尾翼
起落架
发动机
旋翼Rotary wing平台
升力由一个或多个旋翼与空气进行相对运动的反作用获得，与固定翼平台为相对关系。包括
直升机
多旋翼
直升机与多旋翼的区别
旋翼机/自旋翼机
旋翼机又称自旋翼机，它的旋翼没有动力装置驱动，仅靠前进时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力。
多轴multirotor
一种具有三个及以上旋翼轴的特殊的直升机。旋翼的总距固定而不像一般直升机那样可变。通过改变不同旋翼之间的相对转速可以改变单轴推进力的大小，从而控制飞行器的运行轨迹
无人飞艇平台及系留气球
各类变模态平台
动力装置
航空器发动机以及保证发动机正常工作所必需的系统和附件的总称。
发动机
间接反作用力发动机
活塞发动机
目前大型、小型、轻型无人机广泛采用的动力装置是活塞发动机。 优点： 1.低速飞行效率高、油耗低、经济性好， 2.燃烧充分、污染和噪声小。 常见故障： 1.爆震：不正常燃烧所导致的燃烧室压力失常；处于小转速和大进气压力状态工作时易出现； 2.电嘴积碳：混合气过富油燃烧；发动机在慢车状态下工作时间过长； 3.汽化器回火：可燃混合气在进气管内燃烧；寒冷天气第一次启动时易出现。
构成
缸体
进气系统
增压器
点火系统
燃油系统
无人机使用时还应考虑为燃油系统安装增压泵。
排气系统
活塞发动机工作原理
排列方式
水平对置
水平对置发动机的所有气缸呈水平对置排列，就像是拳击手在搏斗，活塞就是拳击手的拳头(当然拳头可以不止两个)，你来我往，毫不示弱。水平对置发动机的英文名（Boxer Engine)含义就是拳击手发动机，可简称为B型发动机，如B6,B4，分别代表水平对置6缸和4缸发动机。由于相邻两个气缸水平对置，水平对置发动机可以很简单地相互抵消振动，使发动机运转更平稳。水平对置发动机的重心低能让车头设计得又扁又低。这两点因素都能增强汽车的行驶稳定性。由于水平对置发动机本身就左右对称，因此它可使变速器等放置在车身正中，让汽车左右重量对称，而不会像大多数汽车那样重心偏向一侧。 水平对置发动机的动力输出轴方向与传动轴方向一致，因此不需要改变动力传递方向，而是可以直接与离合器、变速器对接，动力传递效率较高，使汽车的起动和加速更迅猛。水平对置发动机的缺点是维修不方便，而且各缸点火间隔独特，使其排气声响比较怪异，普通汽车极少装配水平对置发动机。现在只有德国保时捷和日本斯巴鲁两家汽车厂家仍在生产和使用这种发动机。
V型布置
将所有气缸排成一排，称为直列气缸发动机。将所有气缸分成两组，把相邻气缸以一定的夹角布置在一起(一般为90°)，从侧面看气缸呈V字形，就是V型发动机。将V型发动机的夹角继续扩大到180°，让相邻气缸相互对立设置，即为水平对置发动机。V型发动机的高度和长度相对直列发动机尺寸较小，在汽车上布置起来较为方便。尤其是现代汽车比较重视空气动力学，要求汽车的迎风面越小越好，也就是要求发动机盖越低越好。另外，如果将发动机的长度缩短，便能为驾乘室留出更大的空间，从而提高舒适性。将气缸分成两排并斜放后，便能缩小发动机的高度和长度，从而迎合车身设计的要求。V型发动机的气缸成一角度对向布置，还可以抵消一部分振动。V型发动机的缺点是必须使用两个气缸盖，结构较为复杂。另外其宽度加大后，发动机两侧空间较小，不易再安排其他装置。
直列
列发动机，它的所有汽缸均肩并肩排成一个平面，它的缸体和曲轴结构简单，而且使用一个汽缸盖，制造成本较低，稳定性高，低速扭矩特性好，燃料消耗少，尺寸紧凑，应用比较广泛。其缺点是功率较低。
发动机与螺旋桨连接图
涡桨发动机
适用于中高空航时无人机，起飞质量可达3000kg
涡轴发动机
适用于中低空、低速短距起降/垂直起降无人机和倾转旋翼无人机
直接反作用力发动机
涡喷发动机
涡扇发动机
适用于高空长航时无人机和无人机战斗机，起飞质量可以很大，如“全球鹰”无人机
冲压发动机
火箭发动机
电动机
微型无人机中普遍使用电动动力系统，其主要由动力电机、动力电源、调速系统三部分组成
动力电机
4108外转子无刷电机（KV480）
4108：定子直径41mm，定子高度08mm。 KV值：电压每增加或减少1V，电机每分钟空转转速增加或减少的转速数值。
解析图
动力电源
动力电源基本采用锂聚合物电池
调速系统
调速系统统称电调，简称：ESC 输入线与电池连接； 输出线与电机连接； 信号线与飞控或接收机连接。
导航飞控系统
导航飞控系统是无人机的核心系统之一，按功能可分为导航子系统和飞控子系统
导航子系统
飞控子系统
导航飞控系统是无人机的核心系统之一
电气/任务设备
电气设备
电源
配电系统
合称供电系统
用电设备
任务设备
无人机按任务不同可搭载不同种类的任务设备。 无人机搭载任务设备主要受限制于无人机的载重能力。
侦察设备
光电平台、SRA雷达、激光测距仪等
测绘雷达
航拍相机
控制站
无人机地面站功能通常包括指挥调度、任务规划、操纵控制、显示记录等；其中指挥控制与任务规划是其主要功能。 无人机控制站： 由飞行操纵、任务载荷控制、数据链路控制和通信指挥等组成。 载荷控制站： 与无人机控制站类似，但不能进行飞行控制，只能控制机载任务设备。
显示系统
飞行参数综合显示
飞行与导航信息
数据链状态信息
设备状态信息
指令信息
地图航迹显示
无人机位置显示
航迹显示
地理信息显示
操纵系统
起降操纵
飞行控制
飞行控制是指采用遥控方式对无人机在空中整个飞行过程控制。一般包括舵面遥控、姿态遥控和指令控制。
舵面遥控：飞控什么都不管
直接控制无人机舵面。
姿态遥控：飞控管姿态，人管位置
具有姿态稳定控制机构基础上，通过操纵杆控制无人机的俯仰角、滚转角和偏航角。
指令控制（人工修正/GPS）：飞控姿态位置都管，人给位置修正量
发送控制指令，按预定模式飞行。必须在机载自驾仪或机载飞行管理控制系统自动控制的基础上才能实施。
载荷控制
数据链路管理
通信链路
通信网络中两个结点之间的物理通道称为通信链路。无人机通信链路是控制、无载荷通信、载荷通信三部分。
国内无人机射频规定
目前世界上无人机的频谱主要集中在UHF、L和C波段。 我国工信部无线电管理局初步制定了《无人机系统频率使用事宜》中规定： （1）840.5~845MHz频率可用于无人机系统的上行遥控链路； （2）1430-1444MHz频段可用于无人驾驶航空器系统下行遥测与信息传输链路路，其中，1430-1438MHz 频段用于警用无人驾驶航空器和直升机视频传输，其他无人驾驶航空器使用1438-1444MHz 频段； （3）2408-2440MHz频段可作为无人驾驶航空器系统上行遥控、下行遥测与信息传输链路的备份频段。相关无线电台站在该频段工作时不得对其他合法无线电业务造成影响，也不能寻求无线电干扰保护。
目前世界上无人机的频谱主要集中在UHF、L和C波段。
无人机典型链路
按数据传输方向分类
上行链路
下行链路
按功能分类
A.遥控接收链路
由地面遥控器向飞机发射信号的链路，属于单向的上行链路。它由遥控器和接收机组成。（T8FG, T14SG, 7008, 6208, 6303）
B.数传链路
C.图传链路
由飞机上的发射模块和地面的接收模块组成，是下传的单向链路。
模拟图传
模拟图传 特点：价格低、方便多人观看；传输距离近，易受干扰中断，画质差，使用不方便
数字图传
数字图传 特点：使用方便，画质好，外形美观；但价格贵，低端产品传输距离短延迟严重
典型通信链路
链路天线
全向天线
鞭状天线
杆状天线
三叶草天线
蘑菇头天线
定向天线
板状天线
八木天线
抛物面天线
第三章 飞行原理与飞行性能
空气动力学基础
飞行环境包括大气环境和空间环境。 大气环境是航空器唯一飞行环境 。飞行原理：借助空气产生的升力来平衡地球引力，借助发动机推力平衡空气阻力。 空间环境是航天器的主要飞行环境。飞行原理：借助惯性离心力平衡地球引力，前行阻力极小，借助惯性向前运动。
飞行环境——大气环境
大气垂直分层
散逸层、电离层、中间层、平流层、对流层。 航空器活动集中在对流层和平流层。
国际标准大气
目的：为了准确描述飞行器的飞行性能，就必须建立一个统一的标准，即标准大气。 国际标准大气的规定： 1.大气被看成完全气体，服从气体状态方程； 2.以海平面的高度为零。且在海平面上，大气标准状态为： 气温T=15℃ 压强P=1个标准大气压（即P=10330kg/㎡） 密度ρ=1.2250kg/m³ 音速a=341m/s
大气的状态参数和状态方程
状态参数：压强p；温度：T；密度：ρ
状态方程：p=ρRT 其中：气温T为大气绝对温度（单位K），和摄氏温度t（单位℃）之间关系为：T=t+273 R为大气气体常数，R=287.05J/kg·K
气体特性
连续性
当航空器在空气介质中运动时，由于其外形尺寸远远大于气体分子的自由行程，故在研究航空器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看成是连续的介质。
可压缩性
当气体的压强改变时，其密度和体积改变的性质。当气体流速很小时，压强和密度变化很小，可以不考虑大气压缩性的影响。但当流速较高时，气体压强和密度变化很明显，必须考虑气体压缩性。
马赫数：作为判断空气收到压缩程度的指标。 其中：v为飞行速度；a为飞行高度上的大气声速
飞行器飞行速度越大，马赫数就越大，飞行器前面的空气就压缩的越厉害。
Ma≤0.4
低速
低速飞行，不考虑空气压缩性，密度看作常数
0.4<Ma≤0.85
亚声速
亚声速飞行，空气压缩程度大，考虑空气密度变化
0.85<Ma≤1.3
跨声速
跨声速飞行，出现激波，气体物理性质在激波前后突变
1.3<Ma≤5.0
超音速
超音速飞行
Ma>5.0
超高音速
超高音速飞行
粘性
大气的粘性是空气在流动过程中表现出的一种物理性质。大气的粘性力是相邻大气层之间互相运动时产生的牵扯作用力，也叫大气内摩擦力。它和相邻流动层的速度差和接触面积成正比，与相邻层的距离成反比，不考虑粘性的流体称为理想流体或无粘流体。
牛顿运动定律
牛顿第一定律（惯性定律）
如果一个物体处于平衡状态，那么它就有保持这种平衡状态的趋势。所有施加在平衡物体上的外力都是平衡的，不会有任何改变其状态或往任何方向加速或减速的趋势存在。 平衡是事务一种非常普遍的状态，不稳定运动状态与稳定运动或者静止状态的情况不同之处就是多了加速度。
静态平衡
静止
动态平衡
匀速直线水平飞行的飞机，没有加速，没有减速，也没有转弯
以恒定的速度爬升、俯冲或滑行的飞机
牛顿第二定律F=Ma
物体的加速度跟物体所受的合外力成正比，跟物体的质量成反比，加速度的方向跟合外力的方向相同。 牛顿第二定律表面，要获得给定加速度所施加的力的大小取决于无人飞机的质量。一个具有很大质量的物体需要用更大的力去打破它的平衡才能达到给定的加速度，而小质量的物体所需的力则小。 力的分解：将一个力化作等效的两个或两个以上的分力。一个飞行器收到许多施加在它每个部分力的影响，但是所有的这些力都可以按方向分成4个力。
伯努利定理
空气相对运动原理
空气不动，飞机飞行时，作用在飞机上的空气动力和飞机不动，空气吹过时作用在飞机上的空气动力是等效的。
流体流动的连续性定理（质量守恒）
连续流动时，单位时间流过不同剖面时流体质量相同，故剖面与速度成反比
伯努利方程（能量守恒）
伯努利方程实质是能量转化和守恒定律，即静压代表的 势能和动压代表的动能之间可以相互转化，但它们总量保持不变。
对于低速流体，流速越大，压强越小，流速越小，压强越大。
飞行原理
升力的产生
影响飞机升力的因素：机翼面积、相对速度、空气密度、机翼剖面形状和安装角。
机翼：产生升力的主要部件，升力是飞行器良好飞行的基础
机翼产生升力的原因
首先要从飞机机翼具有独特的剖面说起，前面名词解释已提到，机翼横断面（横向剖面）的形状称为翼型，机翼剖面的集合特性与机翼的空气动力有密切的关系。从侧面看，机翼顶部弯曲，而底部相对较平。机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。 空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上表面比较凸，而下表面比较平，流过机翼上表面的气流就类似于较窄地方的流水，流速较快，而流过机翼下表面的气流正好相反，类似于较宽地方的流水，流速较上表面的气流慢。根据流体力学的基本原理，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高，换一句话说，就是大气施加与机翼下表面的压力(方向向上)比施加于机翼上表面的压力(方向向下)大，二者的压力差便形成了飞机的升力。 简单来说，飞机向前飞行得越快，机翼产生的气动升力也就越大。当升力大于重力时，飞机就可以向上爬升；当升力小于重力时，飞机就可以降低高度。
机翼上下表面空气流速不一样
仔细观察上面的示意图，其中的黑线代表同一时间内，空气的位置，当它们还在前方时，空气的运动速度是一样的，可是经过机翼时，就会发现，机翼上方的空气移动的比下方的快得多。 其原因不难理解，咱们可以把空气想象成水，而机翼把水分成了两条河。 机翼下方的这条“河”，因为河岸很平直，水还是按照以前的流速从下方流过，几乎没有变化，而机翼上方的那条“河”，就不同了，其河岸突然变窄，导致水流速度突然大增。就像是一条宽宽的河流，在流经一处很窄的河道时，流速突然增加一样。 机翼上方的空气流速很快，带来的结果是机翼上方的压力突然变小，于是机翼上下方产生一个压力差，这个压力差就把机翼顶起来了。 既然机翼下方的大气压力大于上方，那么显然，空气会有一个往机翼上方窜的趋势，也就是漏气，漏气的地方通常发生在机翼的翼尖处。
两艘船并排航行，水面比较窄的流速就比两船外侧的水的流速高，压力比两船外侧的小。结果这两艘船就会被船外侧压力较高的水挤在一起，最后发生碰撞事件。
翼型——影响升力系数
机翼的效率受翼型的影响极大，在一定程度上是受翼型弯度的影响和厚度的影响。
翼弦：翼型前后缘之间的连线，其长度称为弦长，通常用b表示。
翼剖面的特性参数
厚度：以翼弦为基础作垂线，每一条垂线在翼型内的长度即为该处的翼型厚度，用c表示。其中，最大厚度为：
弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。中弧线与翼弦之间的最大距离叫翼型的最大弯度，表示为：
平凸翼型
机翼投影面积——S
翼展：机翼翼尖两端点之间的距离，也叫展长，用L表示。
展弦比：展长与平均弦长（机翼面积被翼展除）之比=l/b=l^2/S。
因此它也可以表述成翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。
后掠角：机翼1/4弦线与垂直机身中心线的直线之间的夹角。
机翼几何参数
机翼几何参数和三种基本机翼
迎角α——影响升力系数
翼弦与相对气流之间的夹角，也称攻角，通常用α表示
驻点：机翼上空气与前缘相遇的地方称为驻点，这点处空气相对于机翼的速度减小到零的点。对称机翼相对来流仰头旋转一个迎角，驻点稍稍向前缘的下表面移动
对于某一种翼型，可以通过实验来获取升力系数与迎角的关系曲线，即CL—α曲线
CL-α曲线中，对应于升力系数等于零的迎角称为零升迎角；对应于最大升力系数CLmax的迎角称为临界迎角或失速迎角
当飞机的迎角小于临界迎角时，升力系数随迎角的增大而增大，当迎角超过临界迎角后，迎角增大，升力系数却急剧下降，这种现象称为失速。
失速
失速指的是飞机以大于临界迎角飞行，升力急剧下降。飞机刚进入失速的速度，称为失速速度。失速速度越大，越容易失速。 原因：迎角多大超过临界迎角，造成机翼上表面附面层大部分分离。出现失速飞行员该立即推杆到底，减少迎角。
出现失速飞行员该立即推杆到底，减少迎角。
阻力
阻力公式 影响飞机升力的因素：机翼、机身表面积、相对速度、空气密度、机翼表面光洁度等。
按阻力产生原因，飞机低速飞行时的阻力一般分为：
零升阻力
摩擦阻力
当气流流过飞机表面时，由于空气粘性，空气微团与飞行表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力叫做摩擦阻力。 影响摩擦阻力的因素： 1.空气粘性； 2.飞机表面的形状（主要是光滑程度） 3.同气流接触的飞机表面积的大小（浸润面积）； 4.附面层中气流的流动情况。
附面层
气流沿机翼表面附面层类型的变化是由层流变为紊流。
层流附面层
气流各层不相混杂而成层流动，其摩擦阻力较小。
紊流附面层
气流活动杂乱无章，并出现漩涡和横向运动，但整个附面层仍附着于翼面，其摩擦阻力较大。
转捩点
层流附面层转变为紊流附面层的点。 转捩点的位置将随飞行速度的增高而前移。
分离点
附面层开始脱离翼面的点。
压差阻力（形状阻力）
运动物体前后的压力差所产生的阻力。 影响压差阻力的因素： 1.物体的迎风面积； 2.物体的形状 减小压差阻力的措施： 1.尽量减小迎风面积； 2.加整流罩。
减小压差阻力的措施主要是减少迎风面积
干扰阻力
飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。 减小干扰阻力的措施： 减小 干扰阻力，必须妥善考虑和安排各个部件的相对位置，在这些部件的连接处加装整流片或整流包皮，使得连接处圆滑过渡。
A点：压强大；C点：压强小；B点：压强大 从B点到C点存在逆流，飞机前进不断有气流沿通道向后流，遇到了后面的这股逆流就形成了气流的 阻塞现象，使得气流开始分离，而产生了很多漩涡。产生额外的阻力。
升致阻力
诱导阻力（涡阻力）
机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外，由于升力的产生，还要产生一种附加的阻力。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生升力而付出的一种“代价”。 当机翼产生升力时，机翼下表面的压力比上表面的大，而机翼展长又是有限的，所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖，向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时，在翼尖部分形成漩涡，这种漩涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度，而向下倾斜形成下洗流。 减少诱导阻力的措施： 1.增大展弦比 2.安装翼梢小翼
地面效应
使飞行器诱导阻力减少，同时能获得比空中更高升阻比的流体力学效应。 固定翼飞行器当离地面距离小于半翼展时，升力增大，地效明显。 诱导阻力减小原因：地面或水面阻止了翼尖涡流的下洗。 升力增大原因：机翼下方空气与地面存在摩擦作用，速度减小，导致静压更高，升力增大。
升阻比
升阻力是指飞行器在飞行过程中，在同一迎角的升力与阻力（也即升力系数与阻力系数）的比值。
升阻比与飞行器迎角、飞行速度等参数有关，升阻比愈大说明飞行器的空气动力性能愈好。 升阻比达到最大之前，随迎角增加升阻比成线性增加。
升阻比与飞行器迎角、飞行速度的关系
飞行性能
稳定性
飞机的稳定性（安定性），是指在飞机收到扰动后，不经飞行员操纵，能恢复到受扰动前的原始状态，原来平衡状态的特性。如果能恢复，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。 一、机体坐标系 原点（0点）：位于飞行器的重心。 纵轴（0X轴）：位于飞行器参考平面内平行于机身轴线并指向飞行器前方； 横轴（0Y轴）：垂直于飞行器参考面并指向飞行器右方； 立轴（0Z轴）：在参考面内垂直于X0Y平面，指向飞行器下方。 二、姿态角 描述飞机在空中姿态的姿态角有： 滚转角（pitch） 偏航角（yaw） 俯仰角（roll） 俯仰角θ：机体坐标系纵轴与水平面的夹角。抬头时，俯仰角为正，否则为负。 滚转角φ：机体坐标系立轴与通过机体纵轴的铅锤面间的夹角，机体向右滚为正，反之为负。 偏航角ψ：机体坐标系纵轴与垂直面的夹角，机头右偏航为正，反之为负。
纵向稳定
飞机纵向稳定性是指飞机受到上下对流干扰后产生绕横轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态。 飞机靠水平尾翼和机翼来保证纵向稳定性。其中，飞机纵向阻尼力矩主要由水平尾翼产生的。
飞机纵向稳定性主要取决于飞机重心的位置，飞机重心位于焦点前面，则飞机纵向稳定
重心的位置：用重心到平均气动力弦前缘的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。 焦点：当飞机迎角变化时，在机翼和尾翼上都会产生一定的附加升力，这个附加升力合力作用力称为飞机的焦点。
如果重心靠后，静稳定裕度减小，飞机的纵向稳定性减弱
静稳定裕度：重心与焦点之间的距离被定义为飞机的静稳定裕度。 配平：重心沿纵轴的前后位置，重心的移动将改变静稳定裕度，甚至使飞机不稳定。可以通过增加或减少头部或尾部配置调整飞机的稳定性。
横向稳定
飞机横向稳定性是指飞机受到干扰后产生绕纵轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态。反映飞机滚转稳定的特性。飞机主要靠机翼产生横向稳定力矩来保证横向稳定性。 影响飞机横向稳定性力矩的因素主要是机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼。
上反角起到横向稳定的作用
上反角：机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。 上反角起到横向稳定的作用。 当一阵风吹到右侧机翼上，飞机右翼抬起，左翼下沉，向左倾斜，由于存在上反角，左翼有效迎角增大，升力增大，形成向右滚转力矩，力图减小倾斜。
后掠角作用：后掠角越大，横向稳定作用也越大
当飞机受扰动向右倾斜，升力也将倾斜，而产生右侧滑，由于后掠角的存在，使两侧机翼上的有效速度大小不等，右侧机翼产生升力大于左侧机翼产生升力，形成滚转力矩，力图减小倾斜。
垂直尾翼横向稳定作用：出现侧滑后，垂直尾翼上产生的附加侧向力作用点位于飞机重心上方，因而相对于重心也形成恢复力矩。
侧向（航向）稳定
飞机航向稳定性是指飞机受到侧风干扰后产生绕立轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态。 飞机主要靠2垂直尾翼产生航向稳定力矩来保证航向稳定性。 影响飞机方向稳定力矩的因素主要是飞机迎角，机身、垂尾面积和重心位置。
侧滑角β：空速向量与飞机对称面的夹角。 空气从飞机侧方吹来，飞机产生侧滑，相对气流从左前方吹来叫左侧滑，机头右偏，对于具有航向稳定性的飞机，向左侧滑时垂直尾翼产生的阻尼力矩将使机头将向左转。
航向与横向稳定性的耦合
飞机的纵向与航向、横向稳定性之间互相独立；航向与横向稳定性使紧密联系和相互影响的，因此通常合称为“横侧稳定”。故飞机的横向和航向稳定性之间必须匹配适当。如果匹配不当，飞机将可能出现“螺旋不稳定”或“荷兰滚不稳定”现象。
螺旋（尾旋）飞机失速后机翼自传，飞机以小半径的圆周盘旋下降运动。
原因：飞机横向稳定性过弱，航向稳定性过强，产生螺旋不稳定。 改出：立即向螺旋反方向打舵到底制止滚转。
荷兰滚（飘摆）：非指令的时而左滚，时而右滚，同时伴随机头时而左偏，时而右偏的现象。
原因：飞机的横向稳定性过强，而航向稳定性相对过弱，飞机容易出现荷兰滚不稳定。
操纵性
飞机的操纵是指驾驶员通过飞机的操纵机构来改变飞机欸对飞行状态。 飞机的操纵性则指飞机对操纵的反应特性，又称飞机的操纵品质。飞机操纵主要通过驾驶杆和脚蹬等操纵机构偏转飞机的三个主操纵面——升降舵、副翼和方向舵。 飞机的操纵包括俯仰操纵、方向操纵和滚转操纵。
俯仰操纵
使飞机绕横轴做俯仰（纵向）运动的操纵叫俯仰操纵，也称纵向操纵。
通过推、拉驾驶杆，使飞机升降舵向下或向上偏转，产生俯仰力矩，从而使飞机低头或抬头做俯仰运动。
方向操纵
使飞机绕立轴做偏航运动的操纵叫方向操纵，也称航向操纵。
通过蹬左或右脚蹬，使飞机方向舵向左或向右偏转，产生偏航力矩，从而使飞机向左或向右做偏航运动。
滚转操纵
使飞机绕纵轴做翻滚（倾侧）运动的操纵叫滚转操纵。
通过左压或右压操纵杆，使飞机副翼左、右一侧向下另一侧向上偏转，产生滚转力矩，从而使飞机向左或向右做滚转运动。
辅助操纵机构
襟翼——增升机构
一般的襟翼位于机翼后缘，靠近机身，在副翼内侧，放下襟翼升力增大，失速速度减小，阻力增大，飞行速度减小。
起飞阶段，襟翼只放下较小的角度，增加升力； 下降阶段，放下最大角度，实现较小的下降速度，较大的下降角。
简单襟翼
形状与副翼相似，放下最大角度时，大约使CLmax增大65%~75%。
分裂襟翼
像一块薄板，安装于机翼后缘下表面并成为机翼的一部分，放下最大角度时，大约使CLmax增大75%~85%。
开缝襟翼
简单襟翼基础上改进而成的，除了增大襟翼弯度外，其前缘与机翼之间形成一条缝隙，下面高压气流通过缝隙流向上面，延缓上面气流分离，达到增升目的，大约使CLmax增大85%~95%。
后退襟翼
既向下偏转同时又沿滑轨向后移动，既增大翼型弯度又增加翼面积，大约使CLmax增大110%~140%。
前缘缝翼
安装在机翼前缘的一段或极端狭长小翼面，当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面的高压气流通过缝翼加速流向上翼面，增大上翼面附面层气流速度，消除了分离漩涡，延缓气流分离，避免大迎角下失速，升力系数得到提高，增大飞机临界迎角。所以前缘缝翼一般在大迎角，特别是接近或超过基本机翼临界迎角时才使用。
升力系数得到提高，增大飞机临界迎角
扰流板
飞机扰流板作用主要是增加在地面或飞行中的气动阻力，减速；还可以辅助飞机转弯，当飞机左盘旋时，操纵左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板不动，右翼升力大于左翼，实现飞机左转。
其他飞行性能
飞行性能是描述飞机质运动规律的诸参数，包括飞机的速度、高度、航程、航时，起飞，着陆和机动飞行（如筋斗、盘旋、战斗转弯等）等性能。
飞机的基本性能
高度——能飞多高？
理论静升限：飞机能作直线飞行的最大高度。
实用静升限：飞机最大爬升率等于0.5m/s（亚声速飞机）或5m/s（超声速飞机）所对应的飞行高度。 理论升限大于实用升限！
爬升率：单位时间内飞机所上升的垂直高度。
爬升角：飞机上升轨迹与水平线之间的夹角。
爬升率、爬升角反映了飞机改变高度的能力，它们的大小主要取决于飞机的剩余推力和飞机的重量。
速度——能飞多块？
最大飞行速度：飞机在一定高度上做水平直线飞行时，在一定飞行距离内（>3km），发动机以最大推力工作所能达到的最大飞行速度。
最小飞行速度：飞机在一定高度，能产生足够升力平衡重力，维持水平直线飞行的最小速度。又称平飞所需速度。
巡航飞行速度：发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。
平飞有利速度：能够获得平飞航时最长的速度。
平飞远航速度：能够获得平飞航程最长的速度。
最大航程：在起飞后不再加油的情况下，飞机以巡航速度所能达到的最远距离。飞机航程的长短主要取决于燃油量。
起飞和着陆性能
五边航线
飞机一般逆风起降，减小滑跑距离
在坐飞机的时候，我们经常可以看到飞机选择逆风向起降。这其中包含着很多的科学道理。飞机起飞和着陆选择逆风主要有两个原因：一是可缩短飞机起降的滑跑距离；二是可以获取更好的稳定性和安全性。 机翼升力的大小，取决于飞机与空气的相对速度，而不取决于飞机与地面的相对速度。飞机逆风起飞时，与空气的相对速度等于飞机滑跑速度加上风速，由于相对空气运动速度大，获得升力也就大，这样就可以减少滑跑距离；相反，顺风起飞时，升力比较小。在着陆时，如果是顺风，对空气的相对速度小，飞机就必须增速克服风速影响，才能保持正常升力。这样不仅增加滑跑距离，而且给飞机准确着陆带来困难，甚至使飞机发生冲出跑道事故。而逆风着陆，则可有效避免这种情况，增加安全性。 此外，飞机起降时速度比较慢，稳定性差，如遇强劲的侧风就会把飞机吹倾斜，所以一般说来，只有在无法选择逆风条件而且跑道长度足够的条件下才可以顺风着陆。 不过，随着技术的不断发展，现在飞机速度以及稳定性都有了很大的改进和提高，风向对飞机的起降影响也减小了。
起飞
飞机的起飞过程包括起飞滑跑和爬升两个主要阶段，飞机离地速度越小，滑跑距离越短，飞机的起飞性能越好。 减小起飞距离的办法：增升装置（襟翼）、增加推力等。
着陆
飞机着陆的过程包括下滑，拉平，平飘，接地，着陆滑跑五个阶段。 着陆距离由着陆下滑距离和着陆滑跑距离组成。下滑距离与下滑角（飞行轨迹与水平面的夹角）、下滑高度有关。
下滑有利速度：使飞机获得升阻比最大、下滑阻力最小的速度。
机动性能
飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改变飞行速度、高度和方向等飞行状态的能力，相应称之为速度机动性、高度机动性和方向机动性。描述机动性的参数是过载，用n表示。
过载
过载（载荷因子）：飞行器所受的外力与飞行器重量之比，单位用重力加速度G表示。显然过载越大，则表示飞机的外力（控制力）较大或飞机重量较小，越容易改变飞机运功状态。 由于飞机员身上能承受的过载生理一般为7到8个G，所以有人机机动过载不超过9个G。而无人机不受限制。 注：作用在飞机上的外力总称为外载荷，包括重力、升力、推力、阻力及其他气动力，外载荷平衡下，飞机定常飞行（匀速直线飞行，但不一定是水平直线）。
法向（Y轴）过载：飞机的升力与重量的比值，用ny表示。当法向过载大于1时，飞机就向升力方向转弯或爬升。过载越大，转弯或爬升的越大。
过载具有方向性，与物体运动方向一致或相反的力叫做切向力，与物体运动方向一致或相反的力与物体质量的比值叫切向过载。与物体运动方向垂直的力与物体的质量的比值叫法向过载。所以，飞机的推力是切向力，阻力也是切向力。重力有时是切向力，有时是法向力，当飞机垂直上升或下降时它是切向力，当飞机平飞时，它是法向力。飞机的升力总是法向力。 载荷系数是指除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重力之比值，叫载荷系数。由定义可以看出，载荷系数是一个 矢量 ，用符号n表示。 载荷系数又称“过载”。飞行器所受载荷与其重力之比。载荷就是除重力外，飞机所受的其他外力之和。为了便于分析和应用，飞机载荷系数以其在速度坐标轴三个轴上的投影表示，分别称为法向(y)、纵向(x)和侧向(z)载荷系数。 载荷系数是为了考虑零件在实际工作中所承受的动载、偏载、冲击载荷等附加载荷的影响，所引入的系数。
盘旋
操持飞行高度不变，飞机做圆周飞行。 转弯半径：重要的机动指标，空速越大转弯半径越大。
操纵副翼使外侧机翼副翼向下，内侧机翼副翼向上，外侧升力大于内侧升力飞机滚转（坡度），实现转弯。 飞机转弯的向心力使飞机升力的水平分立，飞机坡度增大，升力的垂直分量减小升力的水平分量增大，为保持高度需要增大迎角和油门，原因是保持升力垂直分量不变。
转弯时，升力水平分量大于离心力会出现内侧滑，相反，离心力大于升力水平分量会出现外侧滑。 例如仅偏转副翼使飞机水平向左转弯时，会出现左侧滑，应向左偏转方向舵，修正侧滑。
俯冲、筋斗和跃升
在俯冲拉起、筋斗和跃升过程中，升力作为飞机的向心力，改变飞机飞行速度的方向。
俯冲、筋斗、跃升
无人机发射回收方式
发射方式
手抛发射
发射方式最简单； 1人或2人操纵； 尺寸较小（<3m）; 重量较轻（<7kg）。
零长发射
一台或多台助飞火箭发动机作用飞离发射装置； 起飞后抛掉助飞火箭。
弹射发射
靠轨道发射装置上动力起飞； 飞离发射装置后，主发动机工作； 发射装置动力：液压、气动、弹力等
滑跑起飞
起飞后抛掉起落架，美国“秃鹰”； 中小型一般不收起起落架； 长航时、远程一般收起起落架。
空中发射
母机空中发射
无人机由有人机携带到空中，当飞行到某飞行高度和速度时，空中发射无人机。
容器式发射
容器式发射装置是一种封闭式发射装置，兼备发射与贮存无人机的功能。它有单室式和多室式两种类型
垂直起飞
旋翼垂直起飞
固定翼垂直起飞
无辅助动力系统，垂直姿态安装在发射场上，飞机发动机作用下起飞。
配备垂直起飞动力系统，在其作用下垂直起飞。
回收方式
伞降回收
大型无人机在狭小场地回收； 遥控指令控制或自住方式； 降落伞由主伞和减速伞（阻力伞）二级伞组成； 着陆时，机下触底开关接通，无人机与主伞脱离。
空中回收
目前只有美国适用，”火蜂“Ⅱ； 有人机上除有阻力伞和主伞外，还需有钩挂伞、吊索和无旋转的脱落机构；
滑跑着陆
起落架滑跑着陆
对跑到要求不如有人机高； 有些无人机起落架局部设计成较脆弱结构，撞地损坏吸收能量；
拦阻网回收
小型无人机较普遍采用的回收方式之一； 拦阻网系统由拦阻网、能量吸收装置和自动引导设备组成； 能量吸收装置吸收撞网能量，以免无人机在网上弹跳，损伤；
小型无人机较普遍采用的回收方式之一； 拦阻网系统由拦阻网、能量吸收装置和自动引导设备组成； 能量吸收装置吸收撞网能量，以免无人机在网上弹跳，损伤；
垂直着陆
旋翼垂直着陆
固定翼垂直着陆
无人机配备着陆时用的专用发动机
回收时成垂直状态，在发动推力的垂直分力作用下，减速、垂直着陆。
第四章 气象
大气成分及要素
大气成分
研究大气中的气象现象时，可将大气看作一种混合物，它由三个部分组成：干洁空气、水汽和大气杂质。
干洁空气
在构成干洁空气成分中，对天气影响较大的是二氧化碳和臭氧。
水汽
来源：地球表面的水分蒸发和植物叶面的蒸腾。 含量：约占整个大气体积的0~5%左右，并随着高度的增加逐渐减少。
大气杂质
大气结构
大气可分为对流层、平流层、中间层、热层（电离层）和散逸层五层
大气基本要素
三大气象要素为气温、气压和空气湿度。 气温、气压和空气湿度的变化都会对飞机性能和仪表指示造成一定的影响，这种影响主要通过它们对空气密度的影响而实现，空气密度与气压成正比，与气温成反比（P=ρRT）
气温
气温对飞行的影响
气温对飞机机体的影响：影响飞机机体腐蚀的大气因素是空气的相对温度、空气的温差。
气温对飞机载重的影响：当气温高于标准大气温度时，飞机的载重量减少。
气温对最大平飞速度的影响：气温低时，空气密度大，飞机发动机的推力增大，最大平飞速度增加。
气温对滑跑距离的影响：气温升高，空气密度小，飞机增速慢，飞机的离地速度增大，起飞滑跑距离增长。
气温对升限的影响：气温升高，所有飞机的升限都要减小。
气压
气压对飞行性能的影响
海拔升高，气压降低，伴随着降低的大气压力起飞和着陆距离会增加，爬升率会减小。
气压式高度表：主要的航行仪表。根据气压随高度变化原理可以表示飞机绝对高度的高低。
若飞机按气压式高度表指示高度定高飞行，在飞行低压区时，飞机的实际高度将逐渐降低。
空气湿度
相对湿度
空气中水汽压与同温度下饱和水汽压的百分比。 影响因素： 空气中水汽含量：水汽含量越多，相对湿度越大； 温度：气温越高，则可以容纳的水汽就越多，相对湿度减小。
露点
空气在水汽含量和气压都不改变的条件下，气温降低到使空气达到水汽饱和的温度。形象地说，就是空气中的水蒸气变为露珠时候的温度叫露点。故，气压一定时，气温露点的高低可以表示空气中的水汽含量。
气温露点差
当空气处于未饱和状态时，其气温高于露点温度，只有在空气达到饱和时，气温才和露点温度相等，因此用气温露点差来判断空气的饱和程度，气温露点差越小，空气越潮湿。
常见气象
雾
雾是从地表开始50英尺内的云。雾通常发生在接近地面的空气温度冷却到空气的露点时。 夜间温度降低，低层常常出现逆温，会使得早晨有雾和烟幕。
云
云的形成必须有足够的水蒸气和凝结核。 云量指云遮蔽天空视野的成数。根据国际民航组织的规定，云满天时的云量为：8。
根据国际民航组织的规定，云满天时的云量为：8。 危害最大的云是对流云。
大气对流运动及气团
大气对流运动
由于地表冷热不均，受热空气膨胀上升，遇冷则收缩下沉，进而产生了大气的升降运动。温度越高，大气对流运动越明显，因此赤道地区对流效果最明显。
对流冲击力
使原来静止的空气产生垂直运动的作用力，称为对流冲击力。 按形成原因对流冲击力可分为：热力对流冲击力和动力对流冲击力。
热力对流冲击力
白天在太阳的辐射作用下，山岩地、沙地、城市地区比水面、草地、农村升温快，其上空受热后温度高于周围空气，因而体积膨胀，密度减小，使浮力大于重力而产生上升运动共。夜晚正好相反。 案例：海陆风 原理：陆地吸收和散发热量比水面快。
动力对流冲击力
是由于空气运动收到机械抬升作用而引起的。如：山地迎风坡面对空气的抬升等。
对流冲击力对飞行的影响
飞机在较低高度飞行，受上升气流或下沉气流影响导致颠簸。 ·上升气流很可能发生在路面或荒地上空； ·下降气流经常发生在水体或稠密植被的区域之上。
接近地面的对流气流会影响飞行员控制飞机的能力，如：来自全无植被的地形的上升气流会产生漂浮效应，导致飞行员飞过预期的着陆点；相反在一大片水或稠密植被的地区之上会产生下沉效应，导致飞行员着陆在不到预期的着陆点。
大气稳定度
大气稳定度指整层空气的稳定程度，有时也称大气垂直稳定度。以大气的气温垂直加速度运动来判定。 大气中某一高度的一团空气，如受到某种外力的作用后，产生向上或向下的运动时，可以出现三种情况： ①稳定状态。移动后逐渐减速，并有返回原来高度的趋势。 ②不稳定状态。移动后，加速向上向下运动。 ③中性平衡状态。如将它推到某一高度后，既不加速，也不减速，而停下来。
气团
气团是指气象要素（主要指温度，湿度和大气稳定度）在水平分布上比较均匀的大范围空气团。
范围：气团的垂直高度可达几公里到几十公里，常常从地面伸展到对流顶层，水平范围内几十公里到几千公里。
分类
按气团的热力性质不同分
冷气团
暖气团
按气团的湿度特征差异
干气团
湿气团
按气团的发源地
北冰洋气团
极低气团
热带气团
赤道气团
气团的变性
当气团在源地形成后，气团中的部分空气会离开源地移到源地性质不同的地面，气团中的空气与新地表产生了热量与水分的交换，这样气团的物理属性就会逐渐发生变化，这种变化称为气团的变性。 一般来说，冷气团到暖的地区变性快，而暖的气团移到冷的地区变性慢。
锋及锋面天气
冷、暖气团之间的交界面称为锋面。锋面与地面的交线称为锋线，锋面与锋线统称为锋。 锋面向冷气团一侧倾斜。
冷锋
冷气团主动向暖气团一侧移动的锋面。
暖锋
暖气团主动向冷气团一侧移动的锋面。
静止锋
冷暖气团势均力度，锋面很少移动。
影响飞行的气象
常严重影响飞行的气象主要包括： 雷暴 积冰 低空风切变
雷暴
形成雷暴的基本条件是： 深厚而明显的不稳定气层（提供能源） 充沛的水汽（形成云体、释放潜热） 足够的冲击力（促使空气上升） 一般雷暴的结构： 积云阶段（发展阶段） 成熟阶段 消散阶段
根据结构分为
一般雷暴
强烈雷暴
根据形成雷暴的冲击力分
热雷爆
因地面受热不均产生热力对流形成的。
地形雷暴
暖湿不稳定空气在山脉迎风坡被强迫抬升而形成。
天气系统雷暴
如锋面雷暴等。
雷暴对飞行的影响
雷暴会产生：电闪雷击、冰雹袭击、风切变和湍流，使飞机颠簸、性能降低，强降雨使飞机气动性能变差、发动机熄火。
积冰
飞机积冰是指飞机机头某些聚集冰层的现象。
原理
云中存在过冷水滴，过冷水滴是不稳定的，稍受震动，即冻结成冰。
当飞机在含有过冷水滴的云中飞行时，如果机体表面温度低于0℃，过冷水滴就会在机体表面某些部位冻结，并聚积成冰层。
飞机积冰主要有三大种
对飞行影响最大的是明冰和毛冰，雾凇和霜容易脱落。
冰
明冰
光滑透明、结构坚实。 在0~-10℃的过冷雨中或大水滴组成的云中形成。
毛冰
表面粗糙不平，冻结得比较坚固，形成在温度为-5~-15℃的云中
白冰
雾凇
不透明，表面粗糙。 多形成在温度低于-10℃左右的云中。
霜
由于水汽凝结产生的白色小冰晶层。
对飞行影响最大的是明冰和毛冰，雾凇和霜容易脱落。
积冰的形状
积冰的形状主要取决于冰的种类、飞行速度和气流绕过飞行器的不同部位的情况。积冰的情况一般分为槽状冰，锲状冰和混合冰。
槽状冰
锲状冰
混合冰
积冰的强度
轻度结冰
长时间飞行有危险，如果用除冰设备不影响飞行。
中度结冰
积聚率很快，短时间内就会构成危险。
严重结冰
积聚率非常快，除冰设备也不能控制危险，必须立即返航。
产生积冰的气象条件
飞机积冰与云中温度、湿度的关系
①飞机积冰通常形成于0℃~-20℃范围内；强积冰多发生在-2℃~-10℃范围内；
②积冰一般发生在云中温度露点差<7℃范围内，以0~5℃发生积冰最多；强积冰多发生在温度露点差为0~4℃范围内。
飞机积冰与高度的关系
飞机高度不同，飞机积冰频率也不同，冬季在3000米以下各种高度上飞行时，积冰几乎占56%。
云是积冰的主要天气现象
高云：形成于6000m以上高空，对流层较冷的部分，都是卷云类的。
中云于2500m至6000m的高空形成。它们是由过度冷冻的小水点组成，积冰最严重。
低云是在2500m以下的大气中形成。当中包括浓密灰暗的层云、层积云（不连续的层云）和浓密灰暗兼带雨的雨层云。层云接地就被称为雾。
积冰对飞行的影响
破坏飞机的空气动力特性和飞行特性
机翼和尾翼结冰，使翼型失真，摩擦阻力和压差阻力都增大，升力系数下降，并可引起飞机抖动，使操纵发生困难。
降低动力装置效率，甚至产生故障
进气道结冰使进气速度场分布不均匀以及气流发生局部分离，引起压气机叶片的振动，冰屑脱离，进入压气机，而造成压气机的机械损伤。
影响仪表和通讯，甚至使之失灵
高速管和静压孔积冰会使仪表系统失真
天线积冰会使无线通信失效
风挡积冰会影响目视条件
操纵面积冰会影响操纵面控制
起落架积冰会在收轮时损坏起落架或设备
飞行中的措施
密切注意积冰的出现和强度
及时防冰和除冰
脱离积冰区
飞机积冰后，柔和操纵，尽量保持平飞姿态和安全高度
能见度
能见度：是反映大气透明度的一个指标，航空界定义为具有正常视力的人在当时的天气条件下能够看清楚目标轮廓的最大距离。 最小能见度是能见度因方向而异时，其中最小的能见距离。
测量方法
目测
大气透射仪
激光能见度自动测量仪
表示方法
气象学中，能见度用气象光学视程表示。气象光学视程是指白炽灯发出色温为2700K的平行光束的光通量，在大气中削弱至初始值的5%所通过的路径长度。
影响因素
国际上对烟雾的能见度定义为不足1km，薄雾的能见度为1~2km，霾的能见度为2~5km。
霾
雾
雨
风雪
大气稳定度
山地气流
山地对风的影响
①山体本身的障碍影响，使气流被阻滞不前；一般山顶和峡谷风口的风速增大。
②山地还会因热力影响形成山谷风。
山谷风：因山坡和谷底上空自由大气的热力变化不同而引起的一种在山地常见的局地环流。
山地气流对飞行的影响
①最强乱流易出现在山谷中间，应靠近迎风坡飞行。
②山的背风面乱流多，用尽量避免在山的背风面顺风飞行。
③对气压高度表的影响；在山地背风坡中的下降气流中飞行时，气压式高度表读数高于实际高度。
低空风切变
风切变：风矢量（风速、风向）在空中水平或垂直距离上的变化。 低空风切变：在高度600米以下的风切变。
根据飞机的运动相对于风矢量之间的各种不同情况，把风切变分为
顺风切变
飞机在起飞或着陆过程中，水平风的变量对飞机来说是顺风。 飞机在起飞或着陆时遇到顺风切变，空速突然减小，升力减小，飞机将掉至预定航线以下。
飞机从大逆风进入小逆风（图a）| 飞机从逆风进入顺风（图b）
逆风切变
飞机在起飞或着陆过程中，水平风的变量对飞机来说是逆风。 飞机在起飞或着陆时遇到逆风切变，空速突然增大，升力增加，飞机上仰并上升到预定航线之上。
从小逆风进入大逆风（图a）| 从大顺风进入小顺风（图b）
侧风切变
指的是飞机从一种侧风或无侧风状态进入另一种明显不同的侧风状态。
垂直风切变
飞机从无明显的升降气流区进入强烈的升降气流区域的情形。
风切变气流常从高空极速下冲，当飞机进入该区域时先遇强逆风，后遇强烈的下沉气流，随后又是强顺风。
产生低空风切变的天气条件
雷暴：雷暴的下降气流在不同的区域可造成两种不同的风切变。
雷暴单体下面，由下击暴流造成的风切变
下冲气流到达地面后形成强烈的冷性外流
锋面：穿过锋面时，将碰到突然的风速和风向变化，强冷锋及锋后大风区存在严重的低空风切变。
辐射逆温型的低空急流
逆温层地面风很弱，而且风向多变，逆温层上层有强风形成，这样就在地面附近与上层气流之间形成了较大的风切变。
复杂地形地物和摩擦效应
机场周围山脉较多或地形地物复杂会产生局地性风切变
低空风切变的判断和识别
目视判断法
雷暴冷性外流气流的尘卷风（沙暴堤）
雷暴冷性外流气流前缘的强劲气流会把地面的尘土吹起相当的高度，并随气流移动。
雷暴云体下的雨幡
雷暴云体下的雨幡是有强烈下降气流的征兆。 雨幡下垂高度越低，个体形状越大，色泽越暗，预示着风切变和下击暴流也越强。
滚轴状云
在雷暴型和强冷锋型风切变中，强的冷性外流往往有明显的涡旋运动结构，并伴有低空滚轴状云。
强风吹倒树木和庄稼
强风或下击暴流所吹到的成片树林和庄稼，其倒状方向会呈现出气流的流动状况。
仪表判断法
空速表指示的非理性变化
高度表的不正常变化
升降速度表波动
俯仰姿态指示器变化快
航空气象资料分析及应用
地面天气图
地面天气图是天气分析和预报业务中最基本的天气图。地面天气图常用分析项目包括海平面气压场、等三小时变压场、锋等。
地面天气图上填写的气压是海平面气压；根据地面天气图上分析的等压线，我们能观察出气压梯度。
卫星云图
卫星云图是由气象卫星自上而下观测到的地球上的云层覆盖和地表特征的图像。
红外云图
卫星测量地表和云面发射的红外辐射，将这种辐射以图像表示就是红外云图。
在红外云图上物体的色调取决于自身的温度，物体温度越高，发射的辐射越大，色调越暗，红外云图是一张温度分布图。
可见光卫星云图
卫星上的扫描辐射仪（早期用电视摄像机）在可见光波段感测地面和云面对太阳光的反射，并通过地面接收、显示装置还原成的图像。
可见光云图的色调取决于目标反射太阳辐射的大小；物体的反照率越大，它的色调越白；反照率越小，色调越暗。
卫星云图上云的识别
卷状云
在可见光云图上，卷云呈灰——深灰色
在红外云图上，卷云温度很低，呈白色
无论可见光还是红外云图，卷云都有纤维结构
中云
中云是由微 小水滴 、 过冷水滴 或者 冰晶 、 雪晶 混合而组成。中云的 云底高度 一般在2500-5000米之间。高层云在夏季多出现降雨，而在冬季多出现降雪。高积云较薄时不会出现降水，但在高原地区的高积云出现雨（雪、幡）。
中云与天气系统相连，表现为大范围的带状，涡旋状，逗点状
在可见光云图上，中云呈灰白色到白色，色调的差异判断云的厚度
在红外云图上，中云呈中等程度灰色，介于高低云之间的色调
积雨云
积雨云也叫雷暴云，是积状云的一种。积状云是由于空气以对流运动形式造成绝热冷却，使水汽饱和凝结而成，其中包括淡积云、浓积云、积雨云、碎积云。 积雨云浓而厚，云体庞大如高耸的山岳，呈馒头状，其中有上升气流，使得形状如同底平顶突的馒头。积雨云常产生雷暴、阵雨（雪），或有雨（雪）旛下垂。有时产生飑或降冰雹。云底偶有龙卷产生。
在卫星图像上的积雨云常是几个雷暴单体的集合
无论可见光还是红外云图，积雨云的色调最白
积雨云的尺度相差很大。一般，初生的较小，成熟的较大
层云（雾）
在可见光云图上，层云（雾）表现为光滑均匀的云区
在红外云图上，层云色调较暗，与地面色调近
层云（雾）边界整齐清楚，与山脉，河流，海岸线走向相一致
航路天气预报图
航路天气预报是指自起飞机场到降落机场或目标区的整个航路地段的天气预报。它提供飞机在沿航线飞行过程中将会遭遇的天气以及降落站的天气。
航路天气预报通常在起飞前1小时，由飞航站气象台向机组提供。
获取途径
民航机场预报
军用气象台站
互联网查询气象信息
天气预报
天气形势预报
未来某时段内各种天气系统的生消、移动和强度变化。
气象要素预报
预报气温、风、云、降雨和天气现象等在未来某时段的变化。
第五章 Futaba遥控器
遥控器介绍
遥控器主界面介绍
遥控器主界面显示遥控器当前的状态，平时应用比较多的几个功能有
用户名：设定遥控器或者遥控器使用者的名称
计时器：设定学员训练时间或电池使用时间
计时器功能
在主界面上将光标移到T1或T2的位置上，点击RTN进入计时器设定界面，如图
MODE
一般的情况下选择正计时，用来计算飞行时间，把我电池电量，或者设定倒计时，用来计算学员训练时间。
正计时
倒计时
小时计时
ALARM
即闹钟，当前画面设定闹钟时间为10分钟。时间后面向上或者向下的箭头表示每隔一分钟提示一次；向上的箭头表示时间每过一分钟声音提示一次，向下的箭头表示到达报警的剩余时间，每缩短一分钟声音提示一次。
MEMORY
表示记忆，即开启该功能之后，遥控器断点之后再开启，时间继续。
VIBES
表示震动，有四种不同的震动类型。
START
表示选择时间开始开关，一般训练开始和结束开关都设定到油门通道，设定为油门超过一格时间开启，低于一格时间结束。
RESET
时间重置开关，拨动一下时间清零。
显示FASSTest：发射制式显示
模型名称：显示当前所选用的模型
模型类型：显示当前所选用的模型类型
电池电压显示：显示遥控器当前电压，遥控器正常使用电压为5.6V~7.2V
数字微调：即微调显示，分别显示副翼、升降、油门、方向四个舵量微调
LNK MENU菜单
在主界面状态下双击LNK键，进入关联菜单[LINKAGE MENU]页面。滑动触摸传感键面板，选择需要设定的功能选项，并按下RTN键进入设定画面。
[LINK MENU]主界面
SERVO舵量监控
舵量监控是监测遥控器各个通道行程量的菜单，一般时候调完主控副控或者正反舵的时候需要调出舵量监控查看一下。
模型选择MODEL SEL.
模型选择菜单的功能是选择已经建好的模型或者建模型。 选择需要的模型时，光标移到模型上，点击RTN，进入到如右下画面。 选择select，长按RTN一秒种，即可选择模型； 选择rename，即为给当前模型重命名； 选择copy，即为复制当前模型； 选择delete，即为删除当前模型。
模型类型MDEL TYPE
选择当前模型的类型可选类型有： 固定翼Airplane 直升机Helicopter 滑翔机Glider 多旋翼Multirotor 固定翼和多旋翼一般都选择固定翼的模型类型，直升机选择直升机对应的模型类型。
发射制式SYSTEM
选择遥控器和接收机对应的通信制式，一般futabaT14支持的发射制式包括：mult、7ch、12ch、14ch、mlt2。 futabaT14遥控器对应不同的接收机选择不同的发射制式，例如对应6208接收机选择MULT，对应7008接收机可以选择12CH或者14CH。
通道功能设定FUNCTION
通道功能设定就是设定每个遥控器通道对应的功能，比如美国手遥控器1-2-3-4通道对应的功能分别时副翼、升降、油门、方向，对应不同的载荷要求和飞控，设定的功能不一样，应用的时候只需要把电调或者舵机插入到飞控相应的通道即可。
舵机中立微调SUB-TRIM
可设置舵机中立位置，范围-240~+240，但是在实际使用过程中，优先通过实际安装位置的调整让舵面尽可能中立，如果仍然没有达到要求可以使用中立微调。
通道反向REVERSE
可以调节遥控器各个通道的反向，前提是该通道已经设置相应的开关，调节反向只需要把对应通道的NORM改成REV即可。
失控保护FAIL SAFE
不同的飞控设置的失控保护不一样，比如零度的飞控设置失控保护的时候设置3-5-6三个通道，分别设置成当触发失控保护时：3通道保持飞行高度、5通道打开GPS、6通道处罚自主返航。
行程量END POINT
行程量是调整遥控器控制飞机通道的舵量大小，当舵量调小后，即使遥控器行程量打满，飞机实际的反应量也会相应减小。行程量的标准值为100，最大值为135，一般行程量功能都用在需要把飞机反应速度调慢上。
油门熄火THR CUT
油门熄火开关在多旋翼上应用很少，一般在固定翼和直升机上应用比较广泛，主要功能就是打开油门熄火开关，遥控器油门通道失效，油门保持在设定值。 固定翼油门熄火设置如图，ACT位置改成ON，SW位置设置一个开关，如果打开油门熄火，当油门低于设定值时，触发熄火功能，油门开关不再起作用。
MOL MENU菜单
在主界面状态下双击MOL键，进入模型菜单[MOL MENU]页面。滑动触摸传感键面板，选择需要设定的功能选项，并按下RTN键进入设定画面。 模型菜单在实际应用的时候只有个别功能比较常用，一般情况下调节比较少。
[MOL MENU]主界面
曲率（大小舵）DUAL RATE
一般为设定一个正常操作模式，设定一个摇杆柔和操作模式。
EXP曲线：功能摇杆中点附近的操作灵敏度。可调数值+100~-100。数值越大，摇杆中点操作的灵敏度变化越大。正值表示灵敏度增大，负值表示灵敏度减小。调节曲率时，应先选择开关，然后在当前开关状态下调节特殊情况下的曲率，开关恢复为正常状态。
飞行模式菜单 CONDITION
直升机/滑翔机专有菜单功能，设置不同的飞行模式，每个模式下可单独设置飞行参数。不同飞行模式之间相互独立存在。
程序混控PEOG.MIX
设定不同摇杆之间的关联控制，例如：设定AIL-ELE控制，意思就是操纵遥控器的副翼通道，升降舵通道也随之出现相应的动作，一般应用在固定翼上。 程序一共可以编辑五种不同的混控。
螺距曲线PIT CURVE
该曲线反应了动力桨桨距随摇杆线性运动的角度变化。 1点对应桨距最低点，5点对应桨距最高点，2、3、4点可以长按RTN在曲线点位置取消该点。螺距曲线Y轴表示在其对应的X点（摇杆的位置）下的桨距；X轴表示在其对应Y点（桨距）的摇杆位置。
油门曲线 THR CURVE
该曲线反应了油门输出量与摇杆线性运动的动力输出量变化。 1点表示油门最低的位置， 5点表示油门最大的位置。 2、3、4点长按RTN在其曲线点位置可以取消该点。 油门曲线坐标Y轴表示在对应的X点（摇杆位置）下的油门输出量大小；油门曲线坐标X轴表示在对应的Y点（动力输出量）下的摇杆位置。 注意：此油门曲线和DUAL RATE的油门线功能不可同时使用。
SYSTEM MENU系统菜单
系统菜单为遥控器常用功能的设定，设定形式比较简单，比如遥控器的亮度设置、遥控器的声音设置等。
[SYSTEM MENU]主界面
教练功能Trainer（设定教练主控、学员副控）
打开所需的通道，然后设定一个拨杆开关，当拨杆开关打开时，学员就能控制相应的通道了。一般教练功能只需要给学员打开副翼、升降、油门、方向四个通道，机长也可以给学员打开GPS通道，以便学员在操作失误的时候能够及时打开GPS。 ACT设置成ON，SW可以选用默认的SH，也可以自定义，SH为自动回弹开关，使用的时候需要把数据重置功能打开。
显示设置Display
对比度CONTRAST
调节遥控器显示屏的对比度，调节范围0~15。
亮度BRIGHTNESS
背景光明暗度调节，调整范围1~20。
息屏时间OFF TIMER
调节背景光关闭时间，调整范围10~240秒，每阶10秒。
单位UNIT SYS
系统单位的变更：公制METRIC/英制YARD/POUND
用户名User Name
编辑遥控器的名称，CANCEL的作用是让光标移动到名称的最前面，DELETE的作用是删除光标后面的字符，当输入完成之后，点击ENTER，编辑成功。
声音Sound
包括计时器提示音、警报音、遥测系统警报音、其他声音。
H/W设定 H/W Setting
H/W反向 H/W REVERSE：设定各个控制通道的反向。
操纵杆模式STICK MODE：变换美国手和日本手，通常在遥控器改手之后需要更改设置。
操纵杆标准CALIBRATION：校准J1/J2/J3/J4四个舵。 校准方法是：光标移动到J3-J4上，轻按RTN，然后按照光标的指示把遥控器的摇杆打到相应的位置。
自动锁定Auto Lock：遥控器显示屏自动上锁，值得注意的是，在futabaT14遥控器的使用中，长按S1或者长按HOME键也有开锁或者上锁的功能。
系统信息Information：提供遥控器版本信息
第六章 多旋翼无人机飞行器
概述
概念
多旋翼飞行器也称多轴飞行器，是一种具有三个及以上旋翼轴的特殊直升机。 多轴飞行器每个“轴”上，一般连接1个电调，1个电机，电动机转动带动旋翼产生升推力。 多旋翼飞行器是一种重于空气的航空器，主轴需要动力驱动的都可以划归为直升机；故多旋翼是一种重于空气的具有多个旋翼的直升机。 旋翼自动迎风旋转，主轴不需要驱动的是自转旋翼机。
原理
升力公式
v：对于直升机可以理解为转速乘以旋翼某一位置半径，故桨根处线速度小于桨尖处线速度； S：对于直升机是某一半径处旋翼的单位面积。
多旋翼飞行原理（四旋翼为例）
对于多轴飞行器旋翼既是升力面又是纵横向和航向的操纵面，通过改变旋翼速度来实现。
（a）垂直运动
通过控制四个旋翼的转速产生升力实现垂直运动或者悬停，且四个螺旋桨转速必须一致。
（b）绕多轴飞行器横轴的是俯仰运动
横轴Y前后侧的螺旋桨转速不同，可实现俯仰运动。如实现向后移动则横轴前侧的螺旋桨加速，横轴后侧的螺旋桨减速。
（c）绕多轴飞行器纵轴的是滚转运动
纵轴X左右侧的螺旋桨转速不同，可实现滚转运动。如实现向左移动则纵轴右侧的螺旋桨加速，纵轴左侧的螺旋桨减速。
（d）绕多轴飞行器立轴的是偏航运动
反扭力矩改变航向。 多轴飞行器的旋翼旋转方向一般为俯视多轴飞行器两两对应，相邻旋翼旋转方向则相反，当转速一致时，可抵消反扭力矩。如：六轴飞行器安装3个顺时针旋转螺旋桨，3个逆时针旋转螺旋桨。当相对的2个桨加速，另2个桨减速，反扭力矩不平衡，飞机改变航向。
六旋翼X型布局
重心配平——通过任务设备或电池
多旋翼的重心位置对多旋翼的飞行有很大影响。 从重心水平位置来看，重心居中各旋翼产生的力对重心的力矩平衡，多旋翼稳定性较好； 从重心垂直位置来看，重心过高于或过低于桨平面会降低机动性。
多旋翼与常规直升机的区别
变速与变距的区别
多旋翼飞来飞去，靠改变v；常规直升机飞来飞去，靠改变旋翼总距从而改变CL。这样多旋翼最大的好处有两点：1.机械结构简单；2.控制简单。
尾桨单旋翼直升机通过自动倾斜器使螺旋桨迎角（螺距）周期性变化，从而使螺旋桨转到前后左右不同位置时产生的升力不同，从而完成姿态和位置的变化。 1.机械结构复杂；2.操纵方式属于机械式，远不如电调方便快捷。
油动与电动的区别
相对于传统直升机，多旋翼的劣势主要体现在：飞行速度。
反扭的区别
传统直升机克服反作用扭矩 ·尾桨，在尾部产生抵消反向运动的力矩 ·共轴，旋翼反对反向旋转来抵消反扭距作用。
系统组成
机体结构
机体结构是其他所有机载设备、模块的载体。
机架
装载各类设备、动力电池或燃料，同时它是其他结构部件的安装基础。
支臂
机架结构的延申，用以扩充轴距，安装动力电机，有些多旋翼的脚架也安装在支臂上。
脚架
用来支撑停放、起飞和着陆的部件。
云台
任务设备的承载结构。
多旋翼气动布局
部分多轴飞行器会安装垂尾 目的：增加高速前飞时的稳定性，但会减小悬停时的稳定性。 部分多轴飞行器，机臂设计有上反角 目的：提高稳定性。
从数量上
3旋翼
4旋翼
6旋翼
8旋翼
特点
单纯从气动效率出发，旋翼越大，效率越高，同样起飞重量的4轴飞行器比8轴的飞行器的效率高，故轴数越多载重能力不一定越大。
从结构和分布上
Y型
优点：1.动力组较少，成本低；2.外形炫酷，前方视线开阔
缺点：尾旋翼需要使用一个舵机来平衡扭矩，增加了机械复杂性和控制难度。
X型
X型4轴飞行器左前方的旋翼一般多为俯视顺时针旋转。
X型前后左右飞行时加减速电机较多，操纵性好。
+型
优点：前后左右飞行控制比较直观，只需改变少量电机转速即可实现；
缺点：飞行正前方有螺旋桨，航拍等应用时会造成影响。
H型
H型比较容易设计成折叠结构，且拥有X型相当的特点。
多旋翼结构形式
无边框常规固定式
简单实用，强度好且质量轻
螺旋桨无保护，不够安全
脚架影响机载设备视线
带边框常规固定式
防止磕碰提高安全性
增加重量，减少航时
穿越式——追求速度
多采用H型气动布局
动力强，机身小巧
多数无脚架，安装前置摄像头
手动水平\垂直变现式
便于存储与运输
自动脚架收方式
改善机载设备视野
减小阻力，增加抗风性
但会有小幅重量增加
自动整体变形式
飞行中完成整体变形
支臂变形到最下方就是脚架
支臂变形到最上方改善机载设备视野
飞控系统
飞控全称导航飞控系统，多轴飞行器的飞控指的是机载导航飞控系统，又称自动驾驶仪。 多旋翼飞控系统全部集成在一块电路板上，我们称之为飞控板。飞控板可集成全部的传感器：3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁力计、高度计、空速传感器、GPS接收机以及计算单元。 多轴飞行器的飞控硬件尽量安装在飞行器中心。
飞控子系统（姿态稳定与控制）
飞控
飞控全称导航飞控系统，多轴飞行器的飞控指的是机载导航飞控系统，又称自动驾驶仪。
飞控硬件——多旋翼飞控板
多旋翼飞控系统全部集成在一块电路板上，我们称之为飞控板。飞控板可集成全部的传感器：3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁力计、高度计、空速传感器、GPS接收机以及计算单元。 多轴飞行器的飞控硬件尽量安装在飞行器中心。
飞控传感器
1.MEMS惯导传感器
MEMS惯性导航传感器DOF（Degree Of Freedom, 自由度）系统的核心，为多旋翼提供姿态、速度和位置等参数。
2.GPS接收机
GPS接收机获取位置信息，多轴飞行器GPS定位中，最少达到4~5颗星，才能够在飞行中保证基本的安全。GPS天线应尽量安装在飞行器顶部。 大多数多轴飞行器自主飞行过程利用GPS实现位置的感知。
3.磁力计
磁力计为多旋翼提供角度信息。多轴飞行器在没有发生机械结构改变的前提下，如发生漂移，不能直线飞行时，需考虑指南针校准或GPS定位校准。
开源飞控软件
飞控软件是烧录在飞控硬件上计算单元以及各型传感器上的程序或算法，是飞控系统的灵魂。原始的传感器信息通过飞控软件的处理变成有用的信号，以及根据这些信号产生控制指令，完成各种飞行任务。
KK飞控
APM飞控
MWC飞控
DJI NAZA飞控
PX4和PIXHawk
多轴飞行器飞控软件使用中要特别注意：版本、各通道正反逻辑设置。
导航子系统（按航线飞行）
动力系统
动力子系统组成
螺旋桨
1.螺旋桨基本原理
螺旋桨是安装在电机上为多旋翼无人机提供升力的装置。螺旋桨是一个旋转的翼面，适用于机翼的空气动力学原理。产生升力的大小依赖于桨叶的平面形状、螺旋桨叶迎角和电机的转速。多轴飞行器常用螺旋桨的剖面形状凹凸型，更接近于固定翼飞机螺旋桨。 多轴飞行器悬停状态下，多轴飞行器单个旋翼形成倒锥体。 多轴飞行器前飞时，单个旋翼前行桨叶相对气流速度大于后行桨叶相对气流速度。
当桨叶旋转时，桨尖的线速度大于桨根处的线速度，为了使从毂轴到桨尖产生一致的升力，螺旋桨叶设计为负扭转：桨根处迎角大于桨尖处迎角，则桨根处升力系数大于桨尖处升力系数。
2.桨叶
多旋翼无人机一般选用两叶桨，因为同一架多轴飞行器，在同样做好动力匹配的前提下两叶桨的效率高。三叶桨的动力强劲，但因为需要抵消更多的旋转阻力，效率比两叶低，两叶桨效率高，体现在飞行时间上。
3桨径和桨距
螺旋桨主要指标有桨径和桨距（也叫螺距、总距），使用4位数字表示：11X4或者1104。前两位代表桨的直径（单位：英寸，1英寸=25.4毫米）；后两位代表桨距。
例如：某多轴螺旋桨长254毫米，螺距114毫米，那么他的型号可表述为1045。
4正、反桨
多旋翼为了抵消单个螺旋桨的反扭距，各个桨的旋转方向是不一样的，所以需要正、反桨。
正桨：顶视逆时针旋转，用CCW表示
反桨：顶视顺时针旋转，用CW表示
5相关注意事项
螺旋桨的使用需关注其与电机的匹配问题。特别更换大尺寸桨时，转速变慢、桨盘载荷变小，但升力不一定变大。另，桨尺寸过大，起飞后桨的惯性大大增加，动力系统无法及时相应飞控输出，飞控又对电调持续输出修正信号使飞控电流过大，造成损坏。 桨叶总距不变，电机功率变大且桨叶直径变大才有可能会提高多轴飞行器的载重。
电机
1.无刷电机基本原理
多轴飞行器动力系统多为电动系统，因为电动系统形式简单且电机速度响应快。主要使用外转子三相交流无刷同步电动机。 无刷电机去掉了电刷，运转时摩擦力大大减小。所以无刷电机的效率较有刷电机更高。
外转子电机外壳与轴一起旋转，短粗、转速低、扭矩大，适合带低速大桨。
内转子电机外壳不转、轴转，扭矩小，转速高，适合带高速小桨。
2.电规格及数据表示
大小尺寸
4108：定子直径41mm；定子高度08mm
KV值
电压增加1V，无刷电机每分钟空转转速增加的转速值
转速
转速为3000转意思为每分钟3000转
3.桨机匹配
电机与螺旋桨的匹配，电机、螺旋桨与多旋翼整机的匹配，都是非常复杂的问题，所以建议采用经验配置。
选布局——旋桨——选电机——选电调——选电池；
大螺旋桨用低KV电机，小螺旋桨用高KV电机； 小螺旋桨因为需要用转速来弥补升力。
选择动力冗余配置； 六、八轴飞行器具有一定的冗余度，即某一个电机发生故障时，只需将对角电机做出类似停止，仍保留动力完成降落或返航。
建议的螺旋桨、电机匹配
2S电池下，KV1300~1500左右用9050桨；
3S电池下，KV900~1000的电机配1060或1047桨。
电调
1.电调基本原理
电子调速器ESC简称电调。其作用是根据飞控的控制信号，将电池的直流输入转变成一定频率的交流输出，用于控制电机转速。多轴飞行器使用的电调通常被划分为有刷电调和无刷电调，多轴飞行器一般使用无刷电调。
电调上最粗的红线和黑线用来连接动力电池；
较细的白红黑3色排线，也叫杜邦线，用来连接飞控；
另一端3根单色线连接电机，如任意调换其中2根与电机的连接顺序，电机反向运转。
2.电调规格与数据表示
电流规格：电调上标有“30A”字样，意思是指电调所能承受的最大稳定电流是30安培； 一般多旋翼上我们选取悬停电流4倍到5倍规格的电调使用，这样可以给电流留够充足的余量。
供电能力：电调上有BEC 5V字样，意思是指电调能从杜邦线向外输出5V的电压；
3.电调与电机的匹配
多轴飞行器电机与电调的匹配和测试是一大难题。因为电调输出的驱动交流相位与电机设计如果不匹配，会造成堵转，导致严重后果。 在常规飞行和小负载情况下，很多电机与电调的不兼容表现不明显。但在做大机动外界气流对转速干扰过大时，或人工快速调节油门杆时，可能会出现问题，表现为瞬间一个或多个电机驱动缺相，“咻”一声失去动力直接炸机。 要完全杜绝和排出此类问题也比较困难，因为现有小尺度的多旋翼，几乎100%是开环结构，无法检测到每个电机是否转速正常。
建议最基础测试电机与电调兼容性的方案： 在地面拆除螺旋桨，姿态或增稳模式启动，启动后油门推至50%，大角度晃动机身、快速大范围变化油门量，使飞控输出动力。仔细聆听电机转动声音，并测量电机温度，观察是否出现缺相。 在调试前，用遥控设置电调时，需要接收上电机。
无刷电机或无刷控制器的三相电路中，有一相不能工作。缺相分主相位缺相和霍耳缺相。表现为电机抖动不能工作，或转动无力且噪音大。控制器在缺相状态下工作是很容易烧毁的。 三相电动机如果种种原因，缺少一根火线，就称为缺相。
电池
1.多轴飞行器使用的动力电池一般为聚合物锂电池。它属于锂离子电池的一种。
锂离子电池优点
电压高。单体电池的工作电压高达3.7~3.8V；
循环寿命长。一般均可达到500次以上；
安全性能好
比能量大。材料能达到理论值88%的比容量，即同样容量不同类型的电池，最轻的是聚合物锂电池，同样重量不同类型的电池，容量最大的是聚合物锂电池。
2.聚合物锂离子电池规格及数据表示
电池容量：安时（Ah）或者毫安时（mAh） 例如，1500mAh表示以1500毫安放电持续1小时。严格地讲，电池容量应该以Wh表示，Ah乘以电压就是Wh，例如，民航旅客行李中携带锂电池的额定能量超过160Wh，严禁携带。
放电倍率：聚合物理电池能以很大电流放电，普通锂电池不能以大电流放电。 放电倍率代表放电电流大小，代表电池放电能力，用C表示。如1200mAh的电池，0.2C放电表示放电电流240mA（1200mAh的0.2倍率）。
电池电压：聚合物锂电池单体标称电压3.7V，充电后电压可达4.2V，放电后的保护电压3.6V。 为了能有更高的工作电压和电量，必须对电池单体进行串联或并联电池组，电池组上：S表示串联，P表示并联。3S2P字样，代表电池组先由3个单体串联，再将串联后的2组并联，3S有11.1V。 一般锂聚合物电池上都有2组线。1组是输出线（粗，红黑各1根）；1组是单节锂电引出线（细，与S数有关），用以监视平衡充电时的单体电压。 多轴飞行器飞行中，图像叠加OSD信息显示的电压一般为电池的负载电压。
3.电池的充电
锂电池在使用时必须串联才能达到使用电压需要，因此聚合物电池需要专用的充电器，尽量选用平衡充电器。
根据充电原理的不同分
串型式平衡充电器
串行式平衡充电器主要充电回路接线是在电池的输出正负极上。
并行式平衡充电器
并行式平衡充电器使被充电的电池块内部每节串联电池都配备一个单独的充电回路，互不干涉，毫无牵连。
虽然锂电池是多旋翼的主要电源方案，但是，机载设备、遥控器一些设备上还使用磷酸铁锂和镍镉电池等其他类型电池，注意镍镉电池在没有充分放电的前提下，不能够以大电流充电。
机载链路系统
链路子系统
概述
民用多旋翼无人机的通讯链路系统比较简单，就2~3条链路
遥控链路
遥控器和无人机上的遥控接收机构成的，其为上传的单向链路；我们发指令，飞机收指令；用于视距内控制飞机。
多轴飞行时地面人员手里拿的"控"指的就是地面遥控发射机，多轴飞行器的遥控器一般有4个及以上通道（三位空间+航向）。多轴飞行器上的电信号传播顺序一般为机载遥控接收机——飞控——电调——电机。
数传链路
由笔记本连接的一个模块和飞机上的一个模块构成双向链路；我们发修改航点等指令，飞机收；飞机发位置、电压等信息，我们收；用于视距外控制飞机。 多轴飞行器上的链路天线应尽量远离飞控和GPS天线安装。
图传链路
由飞机是上的发射模块和地面上的接收模块构成的，下传的单向链路；飞机发图像，我们收图像；用于监控摄像头方向和效果。
典型应用
军事应用
航拍航测
航拍：又称航空摄影，记录拍摄对象及其所在地理环境的外部信息；航测，又称摄影测量与遥感，获取有关目标的时空信息。 航拍多为影视服务，航测多为地理信息服务； 航拍多使用摄像机，航测多使用高性能照相机； 航拍多搭载3轴稳定云台，航测多搭载对地正式云台。 相对于传统航拍，多旋翼航拍有以下优势： 成本低很多 快速便捷 安全高效 多旋翼航拍任务系统： 多旋翼航拍系统的任务设备就是云台与拍摄器材。
多旋翼航拍系统的任务设备
云台
云台是航拍设备的增稳和操纵装置。
3轴稳定云台
3轴稳定云台接入无人机位置姿态信息，通过3个力矩电机调整，保持航拍画面的姿态基准，这就是云台的稳定。
姿态角补偿
航向角影响最大
位移补偿
飞行器速度的影响； 风速的影响。
拍摄器材
GoPro Hero3/Hero4运动相机
飞行速度影响航拍设备曝光，速度越快，需提高曝光度，保证正常曝光； 拍摄夜景时，降低飞行速度，保证正常曝光； 航拍过程中，为了保证画面明暗稳定，相机尽量设定为ISO固定。
航拍时出现的果冻效应
针对拍摄快速运移动物体产生的变形叫果冻效应。 数码相机有两种快门：卷帘快门和全局快门。如果被拍摄无人机高速运动，用卷帘快门拍摄，逐行扫描速度不高，就会产生果冻效应。另，拍摄物体或平台高频振动，传递到摄像机也会产生果冻效应，此时应改善云台和电机的减震性能。
卷帘快门与全局快门
卷帘快门，通常用于CMOS传感器逐行曝光的方式实现的。在曝光开始的时候，传感器逐行扫描逐行进行曝光，直至所有像素点都被曝光。所有的动作都在极短的时间内完成。不同行像元的曝光时间不同。 全局快门通过整幅场景在同一时间曝光实现的。传感器（Sensor）所有像素点同时收集光线，同时曝光。在曝光开始的时候，传感器开始收集光线。在曝光结束的时候，光线收集电路被切断。然后传感器读出为一幅照片。CCD就是使用全局快门工作方式，所有像元同时曝光。
模拟10✖️10传感器的卷帘快门效果
多旋翼航拍作业形式
技巧：点半径画圆飞行时，便绕圈边上升能得到最佳航拍画面。
直线飞行
斜线飞行
定点悬停
跟随拍摄
定点绕飞
航线绕行
任务前后注意事项
①在运输过程中做好减震措施，固定云台并安装云台固定支架装箱运输；
②在规定空域使用，且起飞前提醒周边人群远离；
③航拍过程中，监视器显示无人机电池电量过低必须紧急返航。
④低温及潮湿环境中作业时，飞行器与摄像器材防止冰冻、起飞前动力电池的保温，在温差较大的环境中拍摄要注意镜头的结雾；
⑤日出日落拍摄时，摄像机白平衡调整应调整为低色温值以拍出正常白平衡画面；
⑥当飞远超出视线范围无法辨别机头方向时，云台复位通过图像确定机头方向或一键返航。
⑦以拍摄主题为主，预先设定好曝光量，全自动拍摄，根据场景设置高ISO或低ISO来拍摄；
⑧多轴飞行器正常作业受自然环境影响的主要因素是温度、风力，地面风速大于4级时作业，会对飞行器安全和拍摄稳定有影响；
温度影响电量或续航能力；风力影响稳定性
⑨多轴飞行器搭载前探式云台可以使拍摄角度实现全仰拍摄且不穿帮。
农林植保
无人植保机是通过地面遥控，对农作物、林木进行药物喷洒的无人机系统，以直升机和多旋翼为主。
多旋翼植保的优势
采用无刷电机为动力，无废气，无污染，整机尺寸小，重量轻，使用维护成本低；
作业不受海拔、地形及稳定的影响限制，调校时间短、田间起降方便，出勤率高；
操纵简单，飞行灵活，对人员技术依赖性不高；
下沉气场均匀稳定，雾滴穿透性能好；
国家出台鼓励政策，且对作业人员的资质要求比较宽松。
作业注意事项
①在高海拔地区，多轴飞行器出现较难离地时，最有效的应对措施是减重；
②这高海拔、寒冷、空气稀薄地区，飞行负载不变，功率损耗增大，飞行时间减少；
③旋翼机下降过程中，要先快后慢。
线路巡检
货物运输
科学研究
第七章 任务规划
概念
无人机任务规划是指根据无人机需要完成的任务、无人机的数量以及携带任务载荷的类型，对无人机制定飞行路线并进行任务分配。
目标
任务规划的主要目标是依据地形信息和执行任务环境条件信息，综合考虑无人机的性能，到达时间、耗能、威胁以及飞行区域等约束条件。为无人机规划出一条或多条自出发点到目标点的最优或次优航线，保证无人机高效，圆满的完成飞行任务，并安全返回基地。
主要功能
任务分配功能
充分考虑无人机自身性能和携带载荷的类型，可在多任务、多目标情况下协调无人机及其载荷资源之间的配合，以最短时间以及最小代价完成既定任务。
航线规划功能
在无人机避开限制风险区域以及油耗最小的原则上，制定无人机的起飞、着陆、接近监测点（区域）、返航及应急飞行等任务过程的飞行航线。
仿真演示功能
能够实现飞行仿真演示、环境威胁演示、监测效果演示。
约束条件
无人机任务规划需要考虑以下因素。
飞行环境限制
无人机在执行任务时，会受到禁飞区、障碍物、险恶地形等地理环境限制。因此在飞行过程中，应尽量避开这些区域，提升无人机工作效率。
无人机物理限制
最小转弯半径：限制无人机航线只能在特定的转弯半径范围内转弯；
最大俯仰角：限制了无人机航线在垂直平面内上升和下滑的最大角度；
最小航线段长度：限制了无人机在开始改变飞行姿态前必须直飞的最短距离；
最低安全飞行高度：限制了通过任务区域最低飞行高度。
飞行任务要求
航线距离约束：限制航线长度不大于预先设定的最大距离；
固定的目标进入方向：确保无人机从特定角度接近目标。
实时性要求
在环境变化时，无人机任务规划系统必须具备实时在线重规划功能。
分类与方法
任务规划的分类
从实施时间上划分
预先规划（预规划）
预先规划是在无人机执行任务前，由地面控制站制定的，主要是综合任务要求、地理环境和无人机任务载荷等因素进行规划，其特点是约束和飞行环境给定，规划的主要目的是通过选用合适的算法谋求全局最优飞行航线。
实时规划（重规划）
实时规划是在无人机飞行过程中，根据实际的飞行情况和环境的变化制定出一条可分航线，包括对预先规划的修改，以及选择应急的方案，其特点是约束和飞行环境实时变化，任务规划 系统需综合考量威胁、航程、约束等多种条件，采用快速航线规划算法生成飞行器的安全飞行航线，任务规划系统需具备较强的信息处理能力并具有一定的辅助决策能力。
从具备的功能上分
航线规划
概念
无人机航线规划是任务规划的核心内容，需要综合应用导航技术、地理信息技术以及远程感知技术，以获得全面详细的无人机飞行现状及环境信息，结合无人机自身技术指标特点，按照一定的航线规划方法，制定最优或次优路径。 航线规划需要充分考虑电子地图的选取、标绘，航线预先规划以及在线调整时机。
电子地图
电子地图在无人机任务规划中的作用是显示无人机的飞行位置、画出飞行航线、标识规划点以及显示规划航线等。
1.地面站电子地图显示三方面信息
无人机位置和飞行航迹
无人机航线规划信息
其他辅助信息，如图元标注
2.图元标注
图元标注是任务完成的一项重要的辅助性工作，细致规范图元标注将大幅度提高飞行安全性和任务完成质量。
场地标注：起飞场地标注、着陆场地标注、应急场地标注，为操作员提供发射与回收以及应急迫降区域参考。
警示标注：用于飞行区域内重点目标的标注，如建筑物、禁飞区、人口密集区等易影响飞行安全的区域。
任务区标注：无人机侦察监测区域应预先标注，主要包括任务区域范围，侦察监测范围对象等。
3.地图校准
由于加载的电子地图与实际操作时的地理位置信息有偏差，需要在使用前对地图进行校准。校准地图时选取三个定位点作为校准点，选取的校准点不能在同一条直线上。
航线规划
航线规划步骤
飞行前预规划，即根据既定任务，结合环境限制于飞行约束条件，从整体上判定最有参考路径并装订特殊任务。
飞行中重规划，即根据飞行过程中遇到的突发状况，如地形、气象变化、未知威胁区域，未知限飞禁飞因素等，局部动态的调整飞行路径或改变动作任务。
航线规划内容
出发地点
途径地点
目的地点的位置信息
飞行高度速度
需要到达的时间段
航线规划功能
标准飞行轨道生成功能
可生成常用的标准飞行航线，如圆形盘旋、8字盘旋、往复直线飞行等。
常规的飞行航线生成、管理功能
可生成对特点区域进行搜索的常规飞行航线，存储到常规航线库中，航线库中的航线在考虑了传感性、搜索模式和观察方位等因素后，可实现对目标的最佳探测。
应急航线
制定任务规划时还要考虑异常应急措施，即应急航线。 可能处理的危机情况包括：动力装置故障、舵面故障等情况，不应包括任务设备故障。
应急航线的主要目的是确保飞机安全返航，规划一条安全返航通道和应急迫降点，以及航线转移策略。 航线转移策略是指从航线上的任意点转入安全返航通道或从安全返航道转向应急迫降点或机场。
任务分配规划
数据链路规划
系统保障与应急预案规划
任务描述与分解
任务理解
环境评估
任务分配
任务分配提供可用的无人机资源和着陆点的显示，辅助操作人员进行载荷规划、通信规划和目标分配。
无人机资源和着陆点
载荷规划
包括携带的传感器类型、摄像机类型和专用任务设备类型等，规划设备工作时间及工作模式，同时需要考虑气象情况对设备的影响程度。
通信规划
包括在执行过程中，需要根据环境情况的变化制定一些通信任务，调整与任务控制站之间的通信方式等。
目标分配
主要指执行任务过程中实现动作的时间点、方式和方法，设定航点的时间节点，飞行高度、航速、飞行姿态以及配合载荷设备的工作状态和模式，当无人机到达该航点时实施航拍、盘旋等飞行任务。
航线规划
在任务分配的基础上，根据环境变化情况、无人机航速、飞行高度范围、燃油量和设备性能制定飞行航线，并申请通信保障和气象保障。
航线优化
航线优化是指航线规划完成后，系统根据无人机飞行的最小转弯半径和最大俯仰角对航线进行优化处理，制定出适合无人机飞行的航线。
航线评价
航线优化是指航线规划完成后，系统根据无人机飞行的最小转弯半径和最大俯仰角对航线进行优化处理，制定出适合无人机飞行的航线。
任务规划处理流程
第八章 起降操纵技术
概述
起降性能受起落架和襟翼的影响很大。 据统计，无人机系统的事故60%以上发生在起降阶段。作为无人机系统的机长或驾驶员，必须理解和熟练掌握无人机起降阶段的正常和应急飞行程序和技术，确保系统的安全运行。 当前国内民用无人机的主要控制方式包括自主控制和人工遥控，其中人工遥控主要是姿态遥控和舵面遥控。 无人机操纵员在操纵无人机时无法感知前庭觉。无人机操纵员可分为：飞行操作手和起降操作手。 飞行操作手：通过地面站界面（最应关注的是地平仪），控制台上的鼠标，按键，飞行摇杆操纵；参与无人机起降阶段和巡航阶段操纵。 起降操作手：通过专用的遥控器操纵无人机；仅参与起降阶段操纵。 起降操作手因起降遥控器设置不同可分为： 日本手，俗称右手油门 美国手，俗称左手油门
飞行基础
ELE是英文单词elevator的缩写，升降舵，控制无人机绕着横轴做俯仰运动（Pitch），通过遥控器右侧舵杆的前后打舵控制（本文以“美国手”为例进行讲解，下同。不了解美国手、日本手、中国手区别的小伙伴，请点击这里） AIL是英文单词ailereon的缩写，为副翼，控制无人机绕纵轴做横滚运动（Roll），通过遥控器右侧舵杆左右打舵控制。 RUD是英文单词rudder的缩写，为方向舵，控制无人机绕立轴做偏航运动（Yaw），通过无人机左侧舵杆左右打舵控制。 THR是英文单词throttle的缩写，为油门，控制无人机沿立轴上升或下降，通过要遥控器左侧舵杆前后打舵控制。
解锁遥控器
内八解锁
外八解锁
美国手（左手油）
日本手（右手油）
中国手（反美国手）
飞行前准备
1.了解无人机性能
起降性能
受起落架影响很大
收起落架，全机阻力减小，速度加快，应减小油门保持空速；同时机头会轻微上仰，应轻推（松）升降舵以保持好飞行姿态。
放起落架，全机阻力增加，速度减小，应增大油门保持空速；同时机头会轻微下俯，应轻拉（收）升降舵以保持好飞行姿态。
受襟翼影响很大
收起襟翼，全机阻力减小，速度加快，注意观察即可；同时机头会轻微下俯，应轻拉（收）升降舵以保持好飞行姿态。
放下襟翼，全机阻力增加，速度减小，应增大油门保持空速；同时机头会轻微上仰，应轻推（松）升降舵以保持好飞行姿态。
速度范围
海平面不同重量下的速度范围
极限高度内的速度范围
速度限制
俯冲最大速度
不同高度，不同重量下的失速速度
发动机性能
2.飞行器检查
飞行器外观及对称性检查
飞行器称重及重心检查
舵面结构及连接检查
起飞（发射）、降落（回收）装置检查
螺旋桨正反向及紧固检查
3.控制站检查
控制站电源、天线等连接检查
控制站软件检查
卫星定位系统检查
预规划航线及航点检查
4.通信链路检查
链路拉距或场强检查
飞行摇杆舵面及节风门反馈检查
外部控制盒舵面及节风门反馈检查
5.动力装置检查
发送机油量检查
发动机油料管路、外部松动检查
发动机怠速、大车转速、震动检查
发动机节风门检查
发动机正反转检查
飞行基本动作
1.地面滑行
地面滑行主要由起降操作手执行
主要通过控制方向舵摇杆操纵
逐渐将油门推至大车并在速度达到起飞速度时柔和拉杆起飞
无人机前轮偏转保证飞机滑行转弯和修正滑跑方向
2.爬升
爬升主要由飞行操作手执行，保持节风门在100%
保持俯仰角，使用姿态遥控控制，如俯仰角高或低，应柔和地向前顶杆或向后带杆
爬升中，如速度减小太多应迅速减小俯仰角
飞机爬升率过小时，应柔和增大俯仰角
无人机爬升时，油门较大，螺旋桨扭转气流作用强，左偏力矩较大，必须适当操纵方向舵右偏
长时间爬升，发动机温度容易高，应适时定高飞行，待各指标正常后再继续爬升
姿态遥控模式下操纵无人机爬升，飞机带左坡度时，应柔和地回杆或向右压杆；反之亦然
姿态遥控模式下操纵无人机爬升，飞机航向向右偏离时，应柔和地向左扭舵；反之亦然
3.定高平飞
平飞主要由飞行操作手执行；节风门应在45%
定高平飞时，驾驶员面对地面站界面，密切判断飞机的俯仰状态和有无坡度；根据目标点方向，密切判断飞行方向；不断检查空速、高度和航向指示；不断观察发动机指示，了解发动机工作情况
平飞航迹偏离时，如果轨迹方向偏离目标5°以内；如航迹方向偏离目标超过5°，应协调地压杆扭舵，使飞机对正目标，然后改平坡度
4.下降
下降主要由飞行操作手执行；节风门应在15%（小油门）
保持俯仰角，使用姿态遥控控制，如俯仰角高或低，应柔和地向前顶杆或向后带杆
大型、小型无人机下降时，油门减小，螺旋桨扭转气流减弱，飞机有右偏趋势，必须适当操纵方向舵左偏
无人机在遥控下降中，速度越大时，适当增加带杆量，减小下滑角。如俯角过小，应柔和地向前顶杆
无人机下降到10米以下时，应重点关注下降速度、姿态和空速
5.爬升、平飞、下降的变换
爬升转平飞
注视地平仪，柔和地松杆，然后收油门至45%
在预定高度上将飞机转平飞，应在上升至预定高度前10-20米时，开始改平飞
平飞转下降
注视地平仪，稍顶杆，同时收油门至10%
下降转平飞
注视地平仪，柔和地加油门至45%，同时拉杆
在预定高度上将飞机转平飞，应在下降至预定高度的20-30米时，开始改平飞
平飞转爬升
注视地平仪，柔和地加油门至100%，同时稍拉杆转为爬升
爬升、平飞、下降转换时易产生的偏差
没有及时检查地平仪位置关系，造成带坡度飞行
平飞、爬升、下降三种飞行状态变换时，推杆、拉杆方向不正，干扰其他通道
动作粗，操纵量大，造成飞行状态不稳定
6.转弯
转弯时，起着支配地位的，主要是飞机的坡度。 在一定条件下的转弯中，坡度增大，机头会下俯，速度随即增大；坡度减小，则相反。 多数无人机需要方向舵协调转弯，可有效减小转弯半径并减少侧滑。
平飞转弯的操纵方法
转弯前，根据转弯坡度大小，加油门5%~10%，保持好平飞状态；（正常平飞时油门量应该在45%左右）
注视地平仪，协调地向转弯方向压杆扭舵，形成一定坡度后，稳杆保持；
转弯中，如果坡度过大，应协调地适当回杆回舵，坡度小，则适当增加压杆扭舵量； 机头过高时，应向转弯一侧的斜前方适当推杆并稍扭舵；机头过低时，应向转弯一侧的斜后方适当拉杆并稍回舵
转弯后段，当飞机轨迹方向离目标方向10度~15度时，注视地平仪，根据接近目标方向的快慢，逐渐回杆。
无坡度转弯操纵方法
向转弯方向压方向舵，副翼反打以保证坡度水平。（一般不应用）
转弯时易产生的偏差
进入和退出转弯时，动作不协调，产生侧滑
转弯中，未保持好机头与天地线的关系位置，以致速度增大或减小
转弯后段，未注意观察退出转弯的检查目标方向，以致退出方向不准确
着陆后检查
飞行器外观检查
燃油动力飞行器需要称重检查
各系统电量检查
下载飞行参数并检查
飞行任务完成后要做到工作：检讨飞行执行过程和填写飞行日志或记录本
起降操纵技术
起落航线飞行
起降航线也叫五边航线，是由起飞、建立航线、着陆目视和着陆组成
标准本场五边起降航线示意图
五边起降示意图
建立（应急）航线
无人机操作手根据机场或应急着陆场位置，操纵飞机沿（应急）规划的航线飞行。 起落航线飞行开始一转弯和结束四转弯的高度一般不得低于100米。
建立（应急）航线内容
检查飞行平台、发动机、机上设备的故障状态、油量、电量
决定着陆场或迫降场
决定控制方式
决定飞行操作手、起降操作手交接时机；
决定起落架、襟翼收放时机；
如果条件允许，第一时间飞回本场上空。
起落操纵重点
1.着陆目测
着陆目测：飞机的目测从起落航线的三转弯开始至飞机接地的全过程。其中，三转弯至四转弯改出阶段，称为概略目测阶段。 无人机着陆目测须重点决断着陆方向和三四转弯位置。
操作手根据当时的飞行高度以及飞机与降落地点的距离，进行目视判断，操作飞机沿预定方向降落在预定的地点（通常为跑道中心）。 飞机没有达到目测接地范围就接地的，叫目测低；超过这一范围才接地，叫目测高。
无人机目测与有人机相比有两大不同
有人机是从飞机观察着陆场，无人机是从着陆场观察飞机；
有人机驾驶员可自行观察仪表参考值，无人机起降驾驶员通过地面人员通告仪表参考值。
风对目测的影响
逆风着陆时，第三转弯后，逆风使飞机逐渐远离着陆点；第四转弯后，逆风使飞机下滑和平飘距离缩短；顺风着陆时，则相反。 因此，逆风较大时，目测容易低（即提前接地）；顺风较大时，目测容易高（即推迟接地）。
气温对目测的影响
气温较高时，跑道上空上升气流明显，会使下滑和平飘距离增大。气温降低时则相反。 因此，气温增高时目测容易高，气温降低时目测容易低。
地形坡度对目测的影响
上坡地形引起下滑线高（实际位置偏高）的错觉，容易致实际下滑线低； 下坡地形引起下滑线低（实际位置偏低）的错觉，容易致实际下滑线高。
2.目测修正
三转弯后修正目测的方法
第三转弯后至第四转弯前的飞行中，主要根据飞机能否对正预定的第四转弯点，保持预定的高度来判断与修正目测。
三转弯修正目测的操纵重点
航迹修正：第三转弯后，如高度正常而航迹未对正预定的第四转弯点，靠近或远离着陆点，表明目测高或目测低，应向航线外侧或内侧转一个角度，进行修正。
高度修正：第三转弯后，如飞机航线正常，而高度高于或低于四转弯时的预定高度，转入下滑时机应提前或延迟。下滑时，如高于预定高度，应及时收小油门，必要时可收至20%，增大下滑角；反之，则适当地加大油门，减小下滑角。
四转弯时修正目测的方法
遥控无人机进入四转弯时，如飞机接近跑道延长线较快，而转弯剩余角减小较慢时，表明进入晚，应立即协调地增大坡度和转弯角速度；反之，则适当减小坡度。
四转弯后修正目测的操纵重点
目测修正：目测过低时，应在加大油门的同时适当增加带杆量，减小下滑角，必要时可平飞一段；目测过高时，修正方法相反。
油门控制：修正目测加、收油门的量，主要根据偏差大小和当时的气象条件。 √ 偏差大，加、收油门量相应大一些；反之，则小一些； √ 风速较大或气温低时，如目测低，加油门量相应大些，如目测高，收油门量则不应多。
在下列情况下，收油门的时机应适当延迟，收油门的动作应适当减慢： √ 实际下滑点在预定下滑点后面； √ 高度低于预定高度； √ 速度小、下沉快； √ 逆风大。 若情况相反，则收油门的时机应适当提前，收油门的动作适当加快。
3.着陆
飞机着陆的过程包括下滑，拉平，平飘，接地，着陆滑跑五个阶段。
下滑
遥控无人机进入下滑后，当下滑线正常时，如速度大，表面目测高，应适当收小油门；反之加大油门。
拉平
根据飞机离地高度，下沉的快慢和飞机状态，相应地柔和拉杆，使飞机随高度的降低逐渐减小仰角，减小下降率。
平飘
飞机转入平飘，应稳住杆，判明离地高度。 平飘前段，速度较大，下沉较慢，拉杆量应小一些； 平飘后段，速度较小，下沉较快，拉杆量应适当增大。
接地
随着飞机的下沉，继续柔和拉杆，成两点接地姿势，使主轮接地。
滑跑
接地后稳住杆保持两点姿势，控制方向舵保持滑跑方向，随速度的减小，机头自然下俯，待前轮接地后，将升降舵推过中心位置。 飞机接地后，为保证安全一般将油门收为零，待速度降到安全范围内刹车。
4.着陆的操纵重点
着陆时起落航线飞行的最重要一环。要做好着陆，就应当正确地观察地面关系、掌握好收油门动作和准确地把飞机拉平。
正确观察地面关系
判断高度、下沉情况、飞行状态和运动的方向，同时了解速度和目测的情况；
按照规定的时机，观察地面关系，切忌乱变；
起降操作手站姿端正，应将外部控制盒放于腰部高度，不要抱于胸前。
掌握好收油门动作
收油门的基本要领是：适时、柔和而均匀；
收油门过早、过粗，速度减小快，使拉平时的速度小，飞机下沉快，容易拉平低或者进入平飘时仰角过大；
收油门过晚、过细，速度减小慢，使拉平时的速度大，飞机下沉慢，容易拉平高或者进入平飘时仰角较小。
根据飞行体会，应做到：
收油门时机不要晚，早一些比较主动，可以慢慢收，也可停一停再收；
收油门的过程要拉长一些，拉长了可以使动作柔和，使速度减小均匀，有利于做好着陆；
收完油门的时机要准确，保证飞机以正常速度和正常状态转为平飘。目测正常时，通常是在结束拉平时收完油门。
准确地把飞机拉平
开始拉平的时机根据飞机俯仰角的大小和下降的快慢而定；如果拉平前飞机仰角大、下降快，拉平时机应稍早一些；反之，稍晚一些；
拉平过程中，拉杆的快慢和分量，必须与当时的离地高度、下降快慢和飞行状态相适应。下降快，拉杆亦应快一些，反之，则慢一些；
正确的拉平动作，必须按照实际情况，主动地、有预见性、机动灵活地去操纵飞机。
5.产生着陆偏差的主要原因
精神过分紧张，对着陆存有顾虑，因而注意力分配不当，操纵动作犹豫不适量；
着陆条件不好；
转移视线看地面的时机、角度、距离不固定、不正确；
其他如机械拉杆、粗猛拉杆 都会造成着陆偏差。
6.着陆偏差的修正
修正拉平高的方法
拉平高：飞机结束拉平时的高度高于0.5米。
a.拉平过程中，发现有拉高的趋势，应停止拉杆或减小拉杆量，让飞机下沉；
b.拉平高时，如果飞机随即下沉，应稳住杆，待飞机下沉到一定高度时，再柔和拉杆；
c.拉平高在3米以上，又未能及时修正，应进行复飞。
修正拉平低的方法
拉平低：飞机结束拉平时的高度低于0.5米。
a.拉平过程中，发现有拉低的趋势，应适当地增大拉杆量；
b.拉平低，但高度在0.3米以上时，可按正确方法着陆；
c.如果飞机下沉较快，以较小的两点姿势接地时，应注意稍拉住杆，以保持两点姿势，防止前轮撞地；
d.如结束拉平过低且速度较大时，应适当地多拉一点杆，避免三点接地。
修正拉飘的方法
拉飘：在拉平或拉飘过程中，飞机向上飘起的现象。
a.发现拉飘时，应立即柔和推杆制止飞机继续上飘；
b.制止飞机上飘后，应迅速判明高度。
修正跳跃的方法
跳跃：飞机接地后跳离地面的现象。
a.飞机跳离地面时，应稳住杆，迅速判明离地的高度和飞机状态；
b.如果飞机跳跃没有超过0.5米，且仰角不大时，应轻拉住杆，待飞机下沉时，正常着陆；
c.跳离地面的高度有超过0.5米的趋势或仰角过大时，应立即适当的推杆或松杆，不使飞机跳起过高或仰角过大；
d.如果修正侧风不当带偏流接地的跳跃时，除按跳跃处理外，还应向偏流的反方向（即侧风方向）适当压坡度，并轻打反舵，避免重新带偏流接地。
复飞
当着陆条件不具备时，不应勉强着陆，应果断地进行复飞，
下列情况下应复飞：
飞行指挥员命令复飞时；
跑道上有飞机或其他障碍物影响着陆安全时；
高度低于3米还未进入跑道或目测过高、过低，未过好着陆准备时；
着陆航向偏差较大，且未及时修正时；
其他情况认为必要时。
复飞的操纵方法
决定复飞后，及时柔和地加满油门，保持好方向，同时柔和拉杆使飞机逐渐转入爬升，保持好爬升状态；
低高度复飞时，在加油门的同时应观察好前方地面；
复飞后，在40°襟翼、起落架放下情况下，节风门保持100%；
如需收襟翼时，因升力系数下降，飞机要下沉，应适当地拉杆。
侧风条件下起降
1.侧风起降航线
如果飞机处于顺侧风时，地速增大，收油门下滑和四转弯时机均应适当提前，或适当增大第四转弯的坡度；如飞机处于逆侧风时，则相反。
2.修正侧风影响的方法
用侧滑的方式修正
判明偏流的方向及影响大小，适量向侧风方向压杆形成坡度，并反扭舵抵制飞机转弯，使飞机的纵轴与着陆标志线平行。 在用侧滑修正时，下降率增大，目测容易低，应适当加油门修正。
用改变航向的方法修正
操纵飞机向侧风方向改变一个航向角，改变航向修正侧风时，飞机不带侧滑和坡度。既修正了偏流，又使飞机的升阻比不减小。
用侧滑与改变航向相结合的方法修正
侧风较大时，可用侧滑与改变航向相结合的方法修正。 采用这种方法，退出第四转弯的时机应根据风向适当提前或延迟。如左转航线飞行时，跑道右侧风提前，跑道左侧风延后。
3.大逆风起落航线
第三转弯时机应适当提前，以便第四转弯点距降落点比正常略近一些。第三转弯后，适当延迟下滑时机，进入第四转弯的高度应比正常风速时略高。
四转弯后，地速减小，下滑角增大，下滑点应适当前移，并及时加大油门保持相应的速度下滑。
下滑速度较大，舵面效用较强，开始拉平的时机应比正常稍晚。
拉平后，速度减小加快，平飘距离缩短。
平飘前段，速度较大，飞机下沉较慢，拉杆的动作应柔和，防止拉飘。
着陆后，地速减小快，刹车不要太早。
4.顺风起落航线
进入三转弯的时机应适当延迟，转弯的角度应适当减小，使第四转弯点距着陆点的距离适当远一些。进入四转弯的高度应比正常稍低，收油门下滑和进入时机应适当提前。
四转弯后，地速增大，下滑角减小，下滑点应适当后移，下滑速度比正常小一些。
下滑速度较小，舵面效用较弱，在拉平过程中，拉杆动作应及时、适量，防止拉平低。
地速较大，平飘距离较长。
着陆滑跑中，应及时刹车，以免滑跑距离过长。
起降操纵技术训练要求
驾驶员
在模拟器实施飞行前检查，不少于1小时；在实物训练系统实施飞行前检查，不少于3小时。
在模拟器实施正常飞行程序操作，不少于3小时；在实物训练系统实施正常飞行程序操作，不少于10小时。
在模拟器实施应急飞行程序操作，包括发动机故障、链路丢失、应急回收、迫降等，不少于3小时；在实物训练系统实施应急飞行程序操作，包括发动机故障、链路丢失、应急回收、迫降等，不少于10小时。
机长
在模拟器实施系统检查程序，不少于1小时；在实物训练系统实施系统检查程序，不少于3小时。
在模拟器实施正常飞行程序指挥，不少于3小时；在实物训练系统实施正常飞行程序指挥，不少于10小时。
在模拟器实施应急飞行程序指挥，包括规避航空器、发动机故障、链路丢失、应急回收、迫降等，不少于3小时；在实物训练系统实施应急飞行程序指挥，包括规避航空器、发动机故障、链路丢失、应急回收、迫降等，不少于10小时。
浮动主题
部分多轴飞行器会安装垂尾
部分多轴飞行器，机臂设计有上反角
Simple aircraft electrical bus