无人驾驶航空器 (UA—Unmanned Aircrafi),是一架由遥控站管理(包括远程操纵或自主飞行)的航空器，也称遥控驾驶航空器 (RPA—Remotely Piloted Air- craft),以下简称“无人机”。

无人机系统 (UAS—Unmanned Aireraft System),也称无人驾驶航空器系统 (RPAS—Remotely Piloted Aircraft Systems),是指一架无人机、相关的遥控站、所需的指令与控制数据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。 无人机系统如图1. 1所示。

图1.1 无人机系统

无人机系统驾驶员，是指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的人。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。

近年来，国内外无人机相关技术飞速发展，无人机系统种类繁多、用途广泛、 特点鲜明，致使其在尺寸、质量、航程、航时、飞行高度、飞行速度、性能以及任务等多方面都有较大差异。由于无人机的多样性，出于不同的考量会有不同的分类方法，且不同的分类方法相互交叉、边界模糊。

无人机可按飞行平台构型、用途、尺度、活动半径、任务高度等方法进行分类。

按飞行平台构型分类，无人机可分为固定翼无人机、旋翼无人机、无人飞艇、 伞翼无人机、扑翼无人机等。

按用途分类，无人机可分为军用无人机和民用无人机。军用无人机可分为侦察无人机、诱饵无人机、电子对抗无人机、通信中继无人机、无人战斗机以及靶机等；民用无人机可分为巡查/监视无人机、农用无人机、气象无人机、勘探无人机以及测绘无人机等。微型和轻型无人机如图1.2所示。

图1.2 微型和轻型无人机

按尺度分类(民航法规),无人机可分为微型无人机、轻型无人机、小型无人机以及大型无人机。微型无人机，是指空机质量小于等于7kg 的无人机。轻型无人

机，是指空机质量大于7kg, 但小于等于116kg的无人机，且全马力平飞中，校正空速小于100km/h(55n mile/h),升限小于3000m。小型无人机，是指空机质量小于等于5700kg的无人机，微型和轻型无人机除外。大型无人机，是指空机质量大

于5700kg的无人机。

小型和大型无人机如图1.3所示。

图1.3 小型和大型无人机

按活动半径分类，无人机可分为超近程无人机、近程无人机、短程无人机、 中程无人机和远程无人机。超近程无人机活动半径在15km以内，近程无人机活动半径在15~50km之间，短程无人机活动半径在50~200km 之间，中程无人机活动半径在200~800km之间，远程无人机活动半径大于800km。

按任务高度分类，无人机可以分为超低空无人机、低空无人机、中空无人机、 高空无人机和超高空无人机。超低空无人机任务高度一般在0~100m之间，低空无人机任务高度一般在100～1000m 之间，中空无人机任务高度一般在1000~7000m 之间，高空无人机任务高度一般在7000~18000m 之间，超高空无人机任务高度一般大于18000m。

无人机的诞生可以追溯到1914年。当时第一次世界大战正进行得如火如荼， 英国的卡德尔和皮切尔两位将军，向英国军事航空学会提出了一项建议：研制一种不用人驾驶，而用无线电操纵的小型飞机，使它能够飞到敌方某一目标区上空， 投下事先装在其上的炸弹。

随着无人机技术的逐步成熟，到了20世纪30年代，英国政府决定研制一种无人靶机，用于验校战列舰上的火炮对目标的攻击效果。1933年1月，由“费雷尔” 水上飞机改装成的“费雷尔 · 昆士”无人机试飞成功。此后不久，英国又研制出一种全木结构的双翼无人靶机，命名为“德 · 哈维兰灯蛾”。在1934—1943年间， 英国一共生产了420架这种无人机，并重新命名为“蜂王”。

AQM-34 “火蜂”如图1.4所示。

图1.4 AQM-34“火蜂”

20世纪60年代冷战期间，美国U-2 有人驾驶侦察飞机前往苏联侦察导弹基地，被击落且飞行员被俘，使得美国国际处境艰难。美国军方在改用间谍卫星从事相关活动后仍无法达到有人侦察机的侦察效果，由此引发了采用无人机进行侦察的思想。早期的AQM-34 “火蜂”和洛克希德D-21 无人机，主要功能是照相侦察。越南战争期间进一步发展了BQM-34轻型无人机，功能增加了照相侦察、实时影像、电子情报、电子对抗、实时通信、散发传单、战场毁伤评估等。1982年6 月，在有名的贝卡谷地战役中，以色列研制的“侦察兵”、“猛犬”等无人机(见图1.5),在收集叙利亚的火力配置和战场情况方面，取得了突出的战果，引起各国的震惊。

图1.5 “侦察兵”与“猛犬”

随着航空技术的飞速发展，无人机也进入了一个崭新的时代，逐渐步入其鼎盛时期。时至今日，世界上研制生产的各类无人机已达数千种，并不时有各种新型号出炉。各种性能不同、技术先进、用途广泛的新型机种如长航时无人机、无人攻击机、垂直起降无人机和微型无人机不断涌现。而随着计算机技术、自动驾驶技术和遥控遥测技术的发展与其在无人机中的应用，以及对无人机战术研究的深人，未来无人机不仅能用于战术和战略等信息侦察，而且还可用于防空系统压制、夺取制空权等多种任务并最终参与空中格斗。

飞行器 (Flight Vehicle) 是由人类制造、能飞离地面、在大气层内或大气层外空间飞行的机械飞行物。在大气层内飞行的称为航空器，在太空飞行的称为航天器。

航空器依据获得升力的方式不同分为两大类， 一类是轻于空气的航空器，依靠空气的浮力飘浮于空中，如气球、飞艇等；另一类是重于空气的航空器，包括非动力驱动和动力驱动两种类型。无人机系统飞行器平台主要使用的是重于空气的动力驱动的航空器。

从飞行器平台技术本身来讲，无人机和有人机并无质的区别，但无人机系统飞行器平台更加“简单”。这主要体现在以下五个方面：

(1) 无须生命支持系统，平台规模尺度较小，更加简化。

(2)无须考虑过载、耐久等人为因素，平台更加专用化。

(3)为降低采购价格，相对于有人机在一定程度上放宽了可靠性指标。

(4)对场地、地面保障等依赖减小。

(5) 训练可大量依赖于模拟器，节省飞行器实际使用寿命。 无人机系统飞行器平台如图2.1所示。

图2.1 无人机系统飞行器平台

固定翼航空器 (Fixed-wing Aeroplane) 平台即日常生活中提到的“飞机”,是指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航空器。无人机固定翼平台如图2.2所示。

图2 . 2 无人机固定翼平台

尽管可以设计用于很多不同的目的，但大多数固定翼航空器平台还是有相同的主要结构。它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身、机翼、尾翼、起落架和发动机等，如图2.3所示。

图 2 .3 固定翼飞行器通用结构

机身：机身的主要功用是装载设备、燃料和武器等，同时它是其他结构部件的安装基础，用以将尾翼、机翼、起落架等连接成一个整体。固定翼飞行器机身结构如图2.4所示。

桁梁蒙皮普通科植

桁梁式机身蒙皮普通隔框桁条

桁条蒙皮普通隔推加强隔框

桁条式机身硬壳式机身

图2 . 4 固定翼飞行器机身结构

机翼：机翼是固定翼飞行器产生升力的部件，机翼后缘有可操纵的活动面， 一般靠外侧的叫作副翼，用于控制飞机的滚转运动，靠内侧的则是襟翼，用于增加起飞着陆阶段的升力。大型飞机机翼内部通常安装有油箱，军机机翼下面则可供挂载副油箱和武器等附加设备。有些飞机的发动机和起落架也被安装在机翼下方。 固定翼飞行器机翼结构如图 2 . 5 所示。

接头蒙皮纵墙翼肋桁条翼梁

图2.5 固定翼飞行器机翼结构

尾翼：尾翼是用来配平、稳定和操纵固定翼飞行器飞行的部件，通常包括垂直尾翼(垂尾)和水平尾翼(平尾)两部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安装在其后部的方向舵组成；水平尾翼由固定的水平安定面和安装在其后部的升降舵组成，一些型号的飞机升降舵由全动式水平尾翼代替。方向舵用于控制飞机的横向运动， 升降舵用于控制飞机的纵向运动。 固定翼飞行器不同的尾翼形式如图 2 . 6 所示。

T型H型常规型十字型

V型Y 型

三立尾倒V型

环型双立尾倒V型

固定尾撑固定尾撑

图2 . 6 固定翼飞行器不同的尾翼形式

起落架：起落架是用来支撑飞行器停放、滑行、起飞和着陆滑跑的部件，一般由支柱、缓冲器、刹车装置、机轮和收放机构组成。陆上飞机的起落装置一般由减震支柱和机轮组成，此外还有专供水上飞机起降的带有浮筒装置的起落架和雪地起降用的滑橇式起落架。固定翼飞行器不同的起落架形式如图2.7所示。

图2.7 固定翼飞行器不同的起落架形式

旋翼平台即旋翼航空器 (Rotary Wing Aircraft) 平台， 旋翼航空器是一种重于

空气的航空器，其在空中飞行的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，与固定翼航空器为相对的关系。现代旋翼航空器通常包括直升机、旋翼机和变模态旋翼机三种类型。

旋翼航空器因为其名称常与旋翼机混淆，实际上旋翼机的全称为自转旋翼机， 是旋翼航空器的一种。

直升机是一种由一个或多个水平旋转的旋翼提供升力和推进力而进行飞行的航空器。直升机具有大多数固定翼航空器所不具备的垂直升降、悬停、小速度向前或向后飞行的特点。这些特点使得直升机在很多场合大显身手。直升机与固定翼飞机相比，其弱点是速度低、耗油量较高、航程较短。无人直升机平台如图2.8 所示。

图2.8 无人直升机平台

直升机的升力产生原理与机翼相似，只不过这个升力来自于绕固定轴旋转的 “旋翼”。旋翼不像固定翼航空器那样依靠整个机体向前飞行来使机翼与空气产生相对运动，而是依靠自身旋转产生与空气的相对运动。但是，在旋翼提供升力的同时，直升机机身也会因反扭矩(与驱动旋翼旋转等量但方向相反的扭矩，即反作用扭矩)的作用而具有向反方向旋转的趋势。为了克服“旋翼”旋转产生的反作用扭矩，常见的做法是用另一个小型旋翼，即尾桨，在机身尾部产生抵消反向运动的力矩。人们将这种直升机称之为单旋翼直升机。另外一种做法是采用旋翼之间反向旋转的方法来抵消反扭矩的作用，即多旋翼直升机。

多轴飞行器 (Multirotor), 是一种具有三个及以上旋翼轴的特殊的直升机。其通过每个轴上的电动机转动，带动旋翼，从而产生升推力。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。八轴旋翼无人机平台执行架线任务如图2.9所示。

图2.9 八轴旋翼无人机平台执行架线任务

由于其结构简单，便于小型化生产，近年来在小型无人直升机领域大量应用。 常见的有四轴、六轴、八轴飞行器。它的体积小、重量轻，因此携带方便，能轻易进入人不易进人的各种恶劣环境。和传统直升机相比，它有许多优点：旋翼角度固定，结构简单；每个旋翼的叶片比较短，叶片末端的线速度慢，发生碰撞时冲击力小，不容易损坏，对人也更安全。有些小型四轴飞行器的旋翼有外框，避免磕碰。发展到如今，多轴飞行器已可执行航拍电影、取景、实时监控、地形勘探等飞行任务。微型四轴旋翼无人机平台如图2.10所示。

图2.10 微型四轴旋翼无人机平台

自转旋翼机简称旋翼机或自旋翼机，是旋翼航空器的一种。它的旋翼没有动力装置驱动，仅依靠前进时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力。旋翼机大多由独立的推进或拉进螺旋桨提供前飞动力，用尾舵控制方向。旋翼机必须像固定翼航空器那样滑跑加速才能起飞，少数安装有跳飞装置的旋翼机能够原地跳跃起飞， 但旋翼机不能像直升机那样进行稳定的垂直起降和悬停。与直升机相比，旋翼机的结构非常简单、造价低廉、安全性亦较好， 一般用于通用航空或运动类飞行。

自转旋翼机无人机平台如图2.11所示。

图2.11 自转旋翼机无人机平台

自转旋翼机的设计各种各样，但大多数设计的基本构成要素是相同的。 一架具备基本功能的自转旋翼机通常包括机身、动力系统、旋翼系统、尾翼和起落架五个部分。

机身：提供其他部件的安装结构。

动力系统：提供旋翼机向前飞行的推力，在飞行时和旋翼系统无关。

旋翼系统：提供旋翼机飞行所必需的升力和控制能力。常见的是带桨毂倾斜控制的跷跷板式旋翼，也可以采用全铰式旋翼。

尾翼：提供稳定性和俯仰、偏航控制，和固定翼飞机的尾翼功能类似。

起落架：提供在地面上的移动能力，类似于固定翼飞机的起落架。最常见的为前三点式起落架。

除了上述几种主流航空器类型外，扑翼机和变模态旋翼机也是现代航空器的重点研究方向。

扑翼无人机平台如图2.12所示。

图2.12 扑翼无人机平台

扑翼机是通过像鸟类和昆虫那样上下扑动自身翅膀而升空飞行的航空器，又称振翼机。作为一种仿生学的机械，扑翼机与它模仿的对象一样，以机翼同时产生升力和推进力。但也由于升力和推进力由同一部件产生，涉及的工程力学和空气动力学问题非常复杂，其规律尚未被人类完全掌握。有实用价值的扑翼机至今尚未脱离研制阶段，微型航空器领域是扑翼机最有可能实用化的领域。

典型的变模态旋翼无人机平台如图2.13所示。

图2.13 典型的变模态旋翼无人机平台

倾转旋翼机是一种典型的变模态旋翼机平台，也叫可倾斜旋翼机，是一种同时具有旋翼和固定翼功能，并在机翼两侧各安装有一套可在水平和垂直位置之间

转动的可倾转旋翼系统的航空器。倾转旋翼机在动力装置旋转到垂直位置时相当于横列式直升机，可进行垂直起降、悬停、低速空中盘旋等直升机的飞行动作； 而在动力装置旋转至水平位置时相当于固定翼螺旋桨式飞机，可实现比直升机更快的巡航航速。以上特点使得倾转旋翼机兼具直升机和固定翼飞机的优点，应用前景十分看好。倾转旋翼机无人机平台如图2.14所示。

图2.14 倾转旋翼机无人机平台

航空器的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。图 2.15为使用涡扇发动机的大型无人机系统。

图2.15 使用涡扇发动机的大型无人机系统

无人机使用的动力装置主要有活塞式发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、冲压发动机、火箭发动机、电动机等。目前主流的民用无人机所采用的动力系统通常为活塞式发动机和电动机两种。

活塞式发动机也叫往复式发动机，由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、 螺旋桨减速器、机匣等组成主要结构。活塞式发动机属于内燃机，它通过燃料在气缸内的燃烧，将热能转变为机械能。活塞式发动机系统一般由发动机本体、进气系统、增压器、点火系统、燃油系统、起动系统、润滑系统以及排气系统构成。 民用无人机广泛使用的林巴赫系列活塞式发动机如图2.16所示。

图2.16 民用无人机广泛使用的林巴赫系列活塞式发动机

1.进气系统

进气系统是活塞式发动机的动脉，为发动机提供燃烧做功所需的清洁空气和燃料，并且油气的混合也是在这里完成。活塞式发动机进气系统的作用是：将外部空气和燃油混合，然后把油气混合物送到发生燃烧的气缸。外部空气从发动机罩前部的进气口进入进气系统。这个进气口通常会包含一个阻止灰尘和其他外部物体进入的空气过滤器。

小型活塞式发动机通常使用两种类型的进气系统：

●汽化器系统

汽化器本质上是一根管子。管子中有一个可调节板，称作节流板，它控制着通过管子的气流量。管子中有一段较窄，称作文丘里管，在此窄道中气体流速变

快，压力变小。该窄道中有一个小孔，称作喷嘴，汽化器通过它在低压时吸人燃料。活塞式发动机汽化器系统如图2.17所示。

Fuel

图2.17 活塞式发动机汽化器系统

●燃油喷射系统

燃油喷射系统即电子燃油喷射控制系统，以一个电子控制装置为控制中心， 利用安装在发动机不同部位上的各种传感器，测得发动机的各种工作参数，按照在电脑中设定的控制程序，通过控制喷油器，精确地控制喷油量，使发动机在各种工况下都能获得最佳浓度的混合气。

增压器是一种用于活塞式发动机的辅助装置。发动机产生动力的条件是空气中的氧与燃料的燃烧，由于在一定大气压力下单位空气的含氧量是固定的，同时一般的自然进气发动机是依靠活塞运动产生的压力差将空气或空气与燃油的混合气吸进汽缸，压力差有其上限，使得自然进气发动机的动力被大气压力局限，所以有了增压器的使用。装设增压器能提高发动机进气的压力，以增加其中氧气的含量，通常可以使同排气量的发动机增加20%~50%甚至更高的输出马力；最新的增压器技术，能大幅降低油耗。

图2 . 18 涡轮增压器

点火系统是用于点燃燃料-空气混合的系统。点火系统应产生足够能量的高压电流，准时和可靠地在火花塞两电极间击穿，使火花点燃发动机气缸内的混合气， 并能自动调整提前点火角，以适应发动机不同工况的需求。

点火系统的种类繁多。早期的航空活塞发动机采用由飞轮磁电机、点火线圈、 白金触点断电器和火花塞组成的点火系统。随着电子技术的发展，当前的无人机活塞发动机多采用可控硅无触点电容放电式点火系统。电容放电式点火系统由霍尔效应传感器、点火控制盒、点火线圈和火花塞组成。见图2.19。

图2 . 19 电容放电式点火装置

活塞式发动机燃油系统由油箱、油泵、燃油过滤器、汽化器或燃油喷射系统组成。燃油系统是设计用来提供持续的从油箱到发动机的洁净燃油流量。燃油在所有发动机功率、高度、姿态和所有核准的飞行机动条件下必须能够供给发动机。 无人机系统一般使用两种常规类别的燃油系统：重力馈送系统和燃油泵系统。重力馈送系统使用重力来把燃油从油箱输送到发动机。如果飞机的设计不能用重力输送燃油，就要安装燃油泵。

要使发动机由静止状态过渡到工作状态，必须先用外力转动发动机的曲轴， 使活塞做往复运动，气缸内的可燃混合气体燃烧膨胀做功，推动活塞向下运动使曲轴旋转，发动机才能自行运转，工作循环才能自动进行。因此，曲轴在外力作用下开始转动到发动机开始自动运转的全过程，称为发动机的启动。完成启动过程所需的装置，称为发动机的启动系统。

不同型号发动机启动系统的结构形式存在区别，但基本原理都是类似的。大型活塞发动机启动系统的部件均安装在发动机上或其附近，与发动机有关部件连接传动。气缸总容积小于500ml的活塞发动机多采用独立式启动系统，如图2.20 所示。

图2.20 独立式启动系统

启动发动机时，必须严格遵守安全规则。其中，最重要的是要避开螺旋桨旋转平面。另外，无人机机体此时必须稳固，以避免意外运动导致的危险。

目前大型、小型、轻型无人机广泛采用的动力装置为活塞式发动机系统。而

出于成本和使用方便的考虑，微型无人机中普遍使用的是电动动力系统。电动动力系统主要由动力电机、动力电源、调速系统三部分组成。

微型无人机使用的动力电机可以分为两类：有刷电动机和无刷电动机。其中有刷电动机由于效率较低，在无人机领域已逐渐不再使用。

电动机的型号主要以尺寸为依据。比如，有刷370电机，是指它不包括轴的长度是37mm; 无刷外电子2208电机是指它定子线圈的直径是22mm, 不包括轴电子线圈的长度是8mm。当然有一些型号是说它相当于某级别的，还有一些是厂家自己命名的。电动机的技术指标很多，与无人机动力特性最相关的两个是转速和功率。转速一般用kV 来表示，所谓kV 是指每伏特 (V) 能达到的每分钟转速。比如，使用kV1000 的电机，11.1V电池，电机转速应该是1000×11.1=11100,即每分钟11100转。

4108外转子无刷动力电机如图2.21所示。

图2.214108外转子无刷动力电机(kV480)

无人机使用电动机作为动力具有其他动力装置无法比拟的优点，如结构简单、 重量轻、使用方便，可使无人机的噪声和红外特征很小，同时又能提供与内燃机不相上下的比功率。它尤其适合作为低空、低速、微型无人机的动力。如美国 FQM-151A“指针”手抛式无人机使用一台300W 钐钴电动机，法国“方位角”便携式轻型无人机使用一台600W无刷直流电机，俄罗斯“蜻蜓”短程监视和环境监控无人机使用一台7.5kW电机。

动力电源主要为电动机的运转提供电能。通常采用化学电池来作为电动无人

机的动力电源，主要包括：镍氢电池、镍铬电池、锂聚合物、锂离子动力电池。 其中，前两种电池因重量重，能量密度低，现已基本上被锂聚合物动力电池所取代。

表示电池性能的标称有很多，无人机动力系统设计中最关心的是电压、容量和放电能力。电池的电压用伏特 (V) 来表示。标称电压只是厂家按照国家标准标示的电压，实际上使用时电池的电压是不断变化的。如镍氢电池的标称电压是 1.2V, 充电后电压可达1.5V, 放电后的保护电压为1.1V; 锂聚合物电池的标称电

压是3.7V, 充电后电压可达4.2V, 放电后的保护电压为3.6V。在实际使用过程

中，电池的电压会产生压降，这和电池所带动的负载有关，也就是说电池所带的负载越大，电流越大，电池的电压就越小，在去掉负载后电池的电压还可恢复到一定值。电池的容量是用毫安时 (mAh) 来表示的，它的意思是电池以某个电流来放电能维持一小时。例如，1000mAh就是这个电池能保持1000毫安(1安培) 放电一小时。但是电池的放电并非是线性的，所以我们不能说这个电池在500毫安时能维持2小时。不过电池在小电流时的放电时间总是大于大电流时的放电时间， 所以我们可以近似算出电池在其他电流情况下的放电时间。 一般来说，电池的体积越大，它储存的电量就越多，这样飞机的重量也会增加，所以选择合适的电池对飞行是很有好处的。

图2.22 锂聚合物电池(15C、20000mAh、14.8V)

电池的放电能力是以倍率 (C) 来表示的，它的意思是说按照电池的标称容量最大可达到多大的放电电流。例如， 一个1000mAh、10C的电池，最大放电电流可达1000×10=10000毫安，即10安培 (A)。 在实际使用中，电池的放电电流究竟是多少是与负载电阻有关的，根据欧姆定理，我们知道，电压等于电流乘以电阻， 所以电压和电阻是定数时，电池的放电电流也是一定的。例如，你使用11.1V、

1000mAh、10C 的电池，而你的电动机的电阻是1.50Ω,那么在电池有12V电压的情况下，忽略电调和线路的电阻不计，电流等于12÷1.5=8,结果是8安培 (A)。

充电过程对电池的寿命有相当大的影响。 一般来说，电池的充电时间是和充电电流相关联的。比如说一个1000mAh的电池，充电电压略高于额定电压，充电器的电流是500mA, 那么充电时间就等于1000÷500=2,即两小时。但这只是说从零电压充起的情况下，也就是说这只是理想状态，实际的充电时间还要看电池原有的电量。也许你会说那么我使用大电流充电，不是就能节约时间了吗?实验证明，大电流充电会对电池的性能造成一定程度的破坏，也可能充上的只是浮电， 一用就没了。 一般厂家要求用0.1C 的电流充电，而锂聚合物电池因为性能优越在保证冷却通风的条件下可以用1C 的电流充电。

动力电机的调速系统称为电调，全称为电子调速器，英文为Electronic Speed Controller, 简称ESC (如图2.23所示)。针对动力电机不同，可分为有刷电调和无刷电调。它根据控制信号调节电动机的转速。

对于它们的连接， 一般情况如下：

(1)电调的输人线与电池连接；

(2)电调的输出线(有刷两根、无刷三根)与电机连接；

(3)电调的信号线与接收机连接。

图2.23 电子调速器

另外，电调一般有电源输出功能 (BEC), 即在信号线的正负极之间有5V 左右的电压输出，通过信号线为接收机及舵机供电。

有人机涡轮喷气发动机技术的发展，为无人机涡轮喷气发动机的发展提供了重要的技术基础。目前小型涡轮喷气发动机已在少数高速无人靶机及突防无人机中得到应用。

小型涡轮喷气发动机机构包含四部分：压气机、燃烧室、涡轮、喷管。压气机使空气以高速度通过进气道到达燃烧室。燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。膨胀的空气驱动涡轮，涡轮同时通过轴连接到压气机，使发动机循环运行。 从喷管排出的加速的高温燃气为整机提供推力。小型涡喷发动机如图2.24所示。

图2.24 小型涡喷发动机

除上述动力系统外，无人机中还有少数涡轴、涡桨、涡扇等动力装置的应用。 从现有在役无人机动力装置的情况来看，涡轴发动机适用于中低空、低速短距/垂直起降无人机和倾转旋翼无人机，飞机起飞质量可达1000kg; 涡桨发动机适用于中高空长航时无人机，飞机起飞质量可达3000kg (见图2.25);涡扇发动机适用于高空长航时无人机和无人战斗机，飞机起飞质量可以很大，如“全球鹰”重达 11.6t。

图2.25 使用涡桨发动机的中高空长航时无人机

螺旋桨是一个旋转的翼面，适用于任何机翼的诱导阻力，失速和其他空气动力学原理也都对螺旋桨适用。它提供必要的拉力或推力使飞机在空气中移动。螺旋桨产生推力的方式非常类似于机翼产生升力的方式。产生的升力大小依赖于桨叶的形态、螺旋桨叶迎角和发动机的转速。螺旋桨叶本身是扭转的，因此桨叶角从毂轴到叶尖是变化的。最大安装角在毂轴处，而最小安装角在叶尖，如图2.26 所示。

图2.26 螺旋桨截面安装角的变化

螺旋桨叶扭转的原因是为了从毂轴到叶尖产生一致的升力。当桨叶旋转时， 桨叶的不同部分有不同的实际速度。桨叶尖部线速度比靠近毂轴部位的要快，因

为相同时间内叶尖要旋转的距离比毂轴附近要长。从毂轴到叶尖安装角的变化和线速度的相应变化就能够在桨叶长度上产生一致的升力。如果螺旋桨叶设计成在整个长度上它的安装角相同，那么效率会非常低，因为随着空速的增加，靠近毂轴附近的部分将会有负迎角，而叶尖会失速。

螺旋桨各截面同一角速度下不同的线速度如图2.27所示。

nn

183500

25001.p.

图2.27 螺旋桨各截面同一角速度下不同的线速度

轻型、微型无人机一般安装定距螺旋桨，大型、小型无人机根据需要可通过安装变距螺旋桨提高动力性能。

定距桨不能改变桨距。这种螺旋桨，只有在一定的空速和转速组合下才能获得最好的效率。另外，还可以把定距桨分为两种类型，爬升螺旋桨和巡航螺旋桨。 飞机是安装爬升螺旋桨还是巡航螺旋桨，依赖于它的预期用途。

(1)爬升螺旋桨有小的桨距，因此旋转阻力更少。阻力较低导致转速更高， 和具有更多的功率能力，在起飞和爬升时这增加了性能，但是在巡航飞行时降低了性能。

(2)巡航螺旋桨有高桨距，因此旋转阻力更多。更多阻力导致较低转速，和较低的功率能力，它降低了起飞和爬升性能，但是增加了高速巡航飞行效率。

螺旋桨通常安装在轴上，这个轴可能是发动机曲轴的延伸。在这种情况下，

螺旋桨转速就和曲轴的转速相同了。某些其他发动机，螺旋桨是安装在和发动机曲轴经齿轮传动的轴上。这时，曲轴的转速就和螺旋桨的转速不同了。

轻型、微型无人机常用定距螺旋桨，尺寸通常用X×Y 来表示，其中X 代表螺旋桨直径，单位为英寸 (in),Y 代表螺距，即螺旋桨在空气中旋转一圈桨平面经过的距离，单位为英寸 (in)。 例如，22×10的螺旋桨尺寸为：桨径22in, 约为 55.88cm, 螺距10in, 约为25.4cm。

轻型、微型无人机一般使用2叶桨，少数使用3叶桨或4叶桨等。根据无人机行业习惯，通常定义右旋前进的螺旋桨为正桨，左旋前进的螺旋桨为反桨。桨径20in以下的螺旋桨有木材、工程塑料或碳纤维等材质，需要根据实际需要选用。部分螺旋桨桨叶设计成马刀形状，桨尖后掠，这样可以在一定程度上提高效率。

一些较旧的可调桨距螺旋桨只能在地面调节，大多数现代可调桨距螺旋桨被设计成可以在飞行中调节螺旋桨的桨距。第一代可调桨距螺旋桨只提供两个桨距设定——低桨距设定和高桨距设定。然而，今天，几乎所有可调桨距螺旋桨系统都可以在一个范围内调节桨距。恒速螺旋桨是最常见的可调桨距螺旋桨类型。恒速螺旋桨的主要优点是它在大的空速和转速组合范围内把发动机功率的大部分转换成推进马力。恒速螺旋桨比其他螺旋桨更有效率是因为它能够在特定条件下选择最有效率的发动机转速。

装配恒速螺旋桨的无人机有两项控制，油门控制和螺旋桨控制。油门控制功率输出，螺旋桨控制调节发动机转速。

一旦选择了一个特定的转速， 一个调节器会自动地调节必要的螺旋桨桨叶角以保持选择的转速。例如，巡航飞行期间设定了需要的转速之后，空速的增加或者螺旋桨载荷的降低将会导致螺旋桨为维持选择的转速而增加桨叶角。空速降低或者螺旋桨载荷增加会导致螺旋桨桨叶角降低。

恒速螺旋桨的桨叶角范围由螺旋桨的恒速范围和高低桨距止位来确定。只要螺旋桨桨叶角位于恒速范围内，而不超出任何一个桨距止位，发动机转速就能维持恒定。然而， 一旦螺旋桨桨叶到达止位，发动机转速将随空速和螺旋桨载荷的变化而适当地增加或者降低。例如，选择了一个特定的转速，飞机速度降低到足够使螺旋桨桨叶旋转直到到达低桨距止位，如果需要空速再次降低，必须减小发动机转速，就像安装了固定桨距螺旋桨一样。当恒速螺旋桨的飞机加速到较快的速度时还会发生相同的情况。随着飞机加速，螺旋桨桨叶角增加，以维持选定的转速直到到达高桨距止位。一旦达到止位，桨叶角就不能再增加，如果需要再加速，发动机必须增加转速。

在装配恒速螺旋桨的飞机上，功率输出由油门控制，用进气压力表指示。这个仪表测量进气道歧管中油气混合气的绝对压力，更准确的说法是测量歧管绝对压力 (MAP)。 在恒定转速和高度条件下，产生功率的大小直接和流到燃烧室的油气混合流有关。当你增加油门设定时，流到发动机的油气就会增多，因此，歧管绝对压力增加。当发动机不运行时，歧管压力表指示周围空气压力。当发动机气动后，歧管压力指示将会降低到一个低于周围空气压力的值。

导航飞控系统是无人机的关键核心系统之一。它在部分情况下，按具体功能又可划分为导航子系统和飞控子系统两部分。

导航子系统的功能是向无人机提供相对于所选定的参考坐标系的位置、速度、 飞行姿态，引导无人机沿指定航线安全、准时、准确地飞行。完善的无人机导航子系统具有以下功能：

(1) 获得必要的导航要素，包括高度、速度、姿态、航向；

(2) 给出满足精度要求的定位信息，包括经度、纬度；

(3) 引导飞机按规定计划飞行；

(4) 接收预定任务航线计划的装定，并对任务航线的执行进行动态管理；

(5) 接收控制站的导航模式控制指令并执行，具有指令导航模式与预定航线飞行模式相互切换的功能；

(6) 具有接收并融合无人机其他设备的辅助导航定位信息的能力；

(7) 配合其他系统完成各种任务。

飞控子系统是无人机完成起飞、空中飞行、执行任务、返场回收等整个飞行过程的核心系统，对无人机实现全权控制与管理，因此飞控子系统之于无人机相当于驾驶员之于有人机，是无人机执行任务的关键。飞控子系统主要具有如下功能：

(1)无人机姿态稳定与控制；

(2)与导航子系统协调完成航迹控制；

(3)无人机起飞(发射)与着陆(回收)控制；

(4)无人机飞行管理；

(5)无人机任务设备管理与控制；

(6)应急控制；

(7)信息收集与传递。

以上所列的功能中第1、4和6项是所有无人机飞行控制系统所必须具备的功

能，而其他项则不是每一种飞行控制系统都具备的，也不是每一种无人机都需要的，根据具体无人机的种类和型号可进行选择、裁剪和组合。

无人机导航飞控系统常用的传感器包括角速率传感器、姿态传感器、位置传感器、迎角侧滑角传感器、加速度传感器、高度传感器及空速传感器等，这些传

感器构成无人机导航飞控系统设计的基础。

1.角速率传感器

角速率传感器是飞行控制系统的基本传感器之一，用于感受无人机绕机体轴的转动角速率，以构成角速率反馈，改善系统的阻尼特性、提高稳定性。

角速率传感器的选择要考虑其测量范围、精度、输出特性、带宽等。

角速率传感器应安装在无人机重心附近，安装轴线与要感受的机体轴向平行，

并特别注意极性的正确性。

姿态传感器用于感受无人机的俯仰、滚转和航向角度，用于实现姿态稳定与

航向控制功能。独立式姿态传感器如图2.28所示。

图2.28 独立式姿态传感器

姿态传感器的选择要考虑其测量范围、精度、输出特性、动态特性等。

姿态传感器应安装在无人机重心附近，振动要尽可能小，有较高的安装精度

要求。

高度、空速传感器(大气机)用于感受无人机的飞行高度和空速，是高度保持和空速保持的必备传感器。一般和空速管、通气管路构成大气数据系统。

高度、空速传感器(大气机)的选择主要考虑测量范围和测量精度。 一般要求其安装在空速管附近，尽量缩短管路。

4.位置传感器

位置传感器用于感受无人机的位置，是飞行轨迹控制的必要前提。惯性导航设备、GPS 卫星导航接收机、磁航向传感器是典型的位置传感器。

位置传感器的选择一般要考虑与飞行时间相关的导航精度、成本和可用性等问题。

惯性导航设备有安装位置和较高的安装精度要求， GPS 的安装主要应避免天线的遮挡问题。

磁航向传感器要安装在受铁磁性物质影响最小且相对固定的地方，安装件应采用非磁性材料制造。

导航飞控计算机，简称飞控计算机，是导航飞控系统的核心部件，从无人机飞行控制的角度来看，飞控计算机应具备如下功能：

(1)姿态稳定与控制；

(2 ) 导航与制导控制；

(3)自主飞行控制；

(4 )自动起飞、着陆控制。

飞控计算机按照对信号的处理方式，主要分为模拟式、数模混合式和数字式飞控计算机三种类型。

现今，随着数字电路技术的发展，模拟式飞控计算机已基本被数字式飞控计算机取代，新研制的无人机飞控系统几乎都采用了数字式飞控计算机。

无人机没有人身安全问题，因此会综合考虑功能、任务可靠性要求和性能价格比来进行余度配置设计。就飞控计算机而言， 一般大、小型无人机都有余度设计，一些简单的微、轻型无人机无单余度设计。

(1)主处理控制器。主要有通用型处理器 (MPU)、 微处理器 (MCU)、 数字信号处理器 (DSP)。 随着FPGA 技术的发展，相当多的主处理器将FPGA 和处理器组合成功能强大的主处理控制器。

(2)二次电源。二次电源是飞控计算机的一个关键部件。飞控计算机的二次电源一般为5V、±15V等直流电源电压，而无人机的一次电源根据型号不同区别较大，要对一次电源进行变换。现在普遍使用集成开关电源模块。

(3)模拟量输入/输出接口。模拟量输人接口电路将各传感器输入的模拟量进行信号调理、增益变换，模/数 (A/D) 转换后，提供给微处理器进行相应处理。 模拟信号一般可分为直流模拟信号和交流调制信号两类。模拟量输出接口电路用于将数字控制信号转换为伺服机构能识别的模拟控制信号，包括模/数转换、幅值变换和驱动电路。

(4)离散量接口。离散量输入电路用于将飞控计算机内部及外部的开关量信号变换为与微处理器工作电平兼容的信号。

(5)通信接口。用于将接收的串行数据转换为可以让主处理器读取的数据或将主处理器要发送的数据转换为相应的数据。飞控计算机和传感器之间可以通过 RS232/RS422/RS485 或 ARINC429等总线方式通信，随着技术的不断发展，1553B 总线等其他总线通信方式也将应用到无人机系统中。

(6)余度管理。无人机余度类型飞控计算机多为双余度配置。余度支持电路用于支持多余度机载计算机协调运行，包括：通道计算机间的信息交换电路， 同步指示电路，通道故障逻辑综合电路及故障切换电路。通道计算机间的信息交换电路是两个通道飞控计算机之间进行共享信息传递的信息通路。同步指示电路是同步运行的余度计算机之间相互同步的支持电路。通道故障逻辑综合电路将软件监控和硬件监控电路的监控结果进行综合，它的输出用于故障切换和故障指示。

(7)加温电路。常用于工作环境超出工业品级温度范围的飞控计算机当中， 以满足加温电路所需功率和加温方式的需求。

(8)检测接口。飞控计算机应留有合适的接口，方便与一线检测设备、二线检测设备连接。

(9)飞控计算机机箱。它直接影响计算机抗恶劣环境的能力以及可靠性、可维护性、使用寿命。

微型无人机使用的集成飞控硬件系统如图2.29所示。

图2.29 微型无人机使用的集成飞控硬件系统

机载导航飞控软件，简称机载飞控软件，是一种运行于飞控计算机上的嵌入式实时任务软件。它不仅要具有功能正确、性能好、效率高的特点，而且要具有较好的质量保证、可靠性和可维护性。

机载飞控软件按功能可以划分成如下功能模块：

(1)硬件接口驱动模块；

(2 )传感器数据处理模块；

(3)飞行控制律模块；

(4)导航与制导模块；

(5)飞行任务管理模块；

(6)任务设备管理模块；

(7)余度管理模块；

(8)数据传输、记录模块；

(9)自检测模块；

(10)其他模块。

飞控计算机自检测 (Build In Test,BIT) 模块提供故障检测、定位和隔离的功能。BIT 按功能不同又分为维护自检测 (MBIT)、 加电起动自检测 (PUBIT)、 飞行前自检测 (PBIT)、 飞行中自检测 (IFBIT)。

1)第一代——民用自动驾驶仪的开端

2000年前后，国内民用无人机开始逐步发展，但作为核心设备的自动驾驶仪

的采购途径却非常缺乏。 一方面，国内军用无人机研发单位相关设备的结构庞大， 技术也相对落后，同时还有保密的限制；另一方面，民用单位技术积累有限，自行开发困难。在这种背景下，来自美国的AP系列自动驾驶仪和来自加拿大的MP 系列自动驾驶仪进入我国。这两款自动驾驶仪在相当长的时间里占据当时的市场。 时至今日， MP自动驾驶仪的后续产品还在应用中。

AP50及MP2028自动驾驶仪如图2.30所示。

图2.30 AP50及MP2028自动驾驶仪

2)第二代——国产自动驾驶仪的崛起

随着民用市场的不断扩大以及技术的学习与积累，国产自动驾驶仪在随后的五六年间相继达到实用阶段。北航、清华等数家具有技术背景的研制单位相继推出了各具特色的无人机自驾系统，如 UP、IFLY、YS 系列。其中， UP 系列专注测绘领域，IFLY系列偏重于协助总体单位整合无人机系统，YS系列偏重于应用的智能化，如图2.31所示。这一阶段，特别是在专用领域，国产自动驾驶仪大有取代进口自动驾驶仪之势。

图2.31 UP、IFLY 及YS自动驾驶仪

3)第三代——自动驾驶仪百花齐放

信息化技术的不断发展促使自动驾驶仪的研发不断进步。

由于民用大、小型无人机系统庞大，“单片机”大小的一般自动驾驶仪已不能满足功能和可靠性需求，同时国外系统也难以获得，中航、中电相关研究院所为此种需求专门开发了相应的军用版“降阶”系统以满足市场需求，得到了应用单位的认可。

相对于固定翼自动驾驶仪，直升机自动驾驶仪的研发更加困难，早期的无人直升机自驾系统还只能选择欧洲、加拿大及俄罗斯的相关产品。近年来由于深圳大疆、中航自动化所等一些公司和单位的努力，民用无人直升机自动驾驶仪已逐步成形并达到实用状态。

在开源电子产品设计流行的今天，以APM 等为首的开源低端自动驾驶仪开始强烈冲击民用无人机市场，其将自动驾驶仪的成本控制在1000元以内，使无人机真正进入了草根时代、亲民时代。

大型、直升机及开源自动驾驶仪如图2.32所示。

图2.32 大型、直升机及开源自动驾驶仪

无人机执行机构都是伺服作动设备，是导航飞控系统的重要组成部分。其主要功能是根据飞控计算机的指令，按规定的静态和动态要求，通过对无人机各控制舵面和发动机节风门等的控制，实现对无人机的飞行控制。

1.伺服执行机构的类型

伺服执行机构的类型主要分为：电动伺服执行机构、电液伺服执行机构和气动伺服执行机构。通常意义上的舵机即是一种电动伺服执行机构。

电动伺服执行机构通常由电动机、测速装置、位置传感器、齿轮传动装置、 驱动电路等组成。

电液伺服执行机构通常由电液伺服阀、作动筒和位置传感器等组成。

气动伺服执行机构通常由电磁控制活门、作动筒和位置传感器等组成。

与其他伺服作动设备相比，电动伺服作动设备的制造和维修比较方便，和飞行控制系统采用同一能源，信号的传输与控制也比较容易，其系统组成简单，线路的敷设较管路方便。因此，在无人机上主要使用电动伺服作动设备。随着稀土永磁材料的发展和电机制造技术的进步，执行电动机性能的不断提高，PWM 控制技术和大规模集成电路以及谐波减速器的使用，电动伺服作动设备在体积、重量和静动特性指标上有很大的进步。

电动伺服作动设备如图2.33所示。

图2.33 电动伺服作动设备

1)额定输出力矩

额定输出力矩指在额定工作状态下，伺服作动设备输出的最大力矩。

伺服作动设备的负载一般包括：铰链力矩、惯性力矩、摩擦力矩和阻尼力矩。 其中，铰链力矩是伺服作动设备的最主要力矩。

作用在伺服作动设备上的铰链力矩，主要是由于舵面偏转，作用在舵面上的气动力产生的。其大小取决于操纵面的类型及几何形状、空数、迎角或侧滑角以及舵面的偏转角。

2)额定输出速度

在额定状态下输人指令时，伺服作动设备的输出速度。

3)输出行程

输出行程指输入信号从最大到最小变化时，伺服作动设备在正反两个方向运动的位移量的总和。最大行程是对控制权限的一种限制。

4)输入输出传递系数

输出角度与输入电信号的比例系数。

5)线性度

线性度是输出与输入关系曲线对直线的偏差。

6)非线性

伺服作动设备的死区、滞环、饱和等都会引起设备的非线性。

7)频率响应

频率响应通常是在总输入值5%～10%的输入信号下，当改变测试输入频率直到输出幅值衰减3db 时，此时的频率定义为伺服作动设备的频宽。对于快速响应系统，频宽是很重要的指标，频宽越宽系统响应越快，但同时抗干扰能力也就越差。 一般要求伺服作动设备的频宽是无人机频宽的3~5倍。

8)瞬态响应

瞬态响应是指输入加阶跃信号时，伺服作动设备输出的时间响应。

9)分辨率

分辨率是指从零位到引起可测出输出变化的最小输人值。通常分辨率要求为输入值的1%左右。

10)连续工作电流及制动电流

在额定状态下输入指令时，伺服作动设备连续工作所消耗的电流。制动电流是伺服作动设备制动状态下所消耗的电流。

为使无人机上各系统和设备正常工作，完成预定的功能，需要使用各种形式的能源。在无人机上使用的动力、测控、飞行控制与管理、导航、任务设备等系统都与电气系统有关。因此，电气系统是无人机系统的一个重要组成部分，它的工作状态及运行质量将直接影响无人机和全系统的正常工作。

无人机电气系统一般包括电源、配电系统、用电设备三个部分，电源和配电系统两者的组合统称为供电系统。供电系统的功能是向无人机各用电系统或设备提供满足预定设计要求的电能。

机载电气系统如图2.34所示。

无人机驾驶员航空知识手册

根据电气系统的位置，无人机电气系统又可分为机载电气系统和地面供电系统两部分。机载电气系统主要由主电源、应急电源、电气设备的控制与保护装置及辅助设备组成。

机载电气系统的供电电源一般是指无人机主动力装置直接驱动的发电装置， 而电动无人机的动力电池即为无人机供电电源。在一些大型无人机上，为了适应用电系统或设备对供电类型的不同要求，还应根据需要设置变换电源。一旦主电源系统发生故障，必须有应急电源，为无人机安全飞行和返航着陆所必需的系统或设备提供足够的电能。

配电系统应将电能可靠而有效地输送到各用电系统和设备。配电系统由传输电线和控制与保护装置组成。对于重要的系统或设备，还应有多路的独立供电措施。当配电系统中发生局部性的故障时，不能扩大影响到未发生故障的部分，更不能危及无人机的安全。

任务设备按用途分类，可以分为侦察搜索设备、测绘设备、军用专用设备、 民用专用设备等。常用的侦察搜索设备有光电平台、SRA 雷达、激光测距仪等， 而测绘设备则是测绘雷达、航拍相机等。

重量是无人机设计制造和运行中的一个重要因素，任务设备加装或更换时必须对相关内容加以重视。

升力是抵消重力和维持无人机飞行的主要的力。然而，各种翼面产生的升力大小是受翼型设计、迎角、空速和空气密度限制的。因此，为确保产生的升力足以抵消重力，必须避免无人机的载荷超出制造商的建议重量。如果重量比产生的升力大，无人机可能不能飞行。

无人机的重心(CG) 位置对其稳定性和安全性非常重要。重心是一个点，如果无人机被挂在这个点上，那么无人机就会在这点获得平衡。

无人机的配平主要考虑重心沿纵轴的前后位置。重心不一定是一个固定点， 它的位置取决于重量在无人机上的分布。随着很多装载对象被移动或者被消耗，

无人机驾驶员航空知识手册

重心的位置就有一个合成的偏移。无人机驾驶员应该认识到，如果无人机的重心沿纵轴太靠前，就会产生头重现象；相反，如果重心沿纵轴太靠后，就会产生后重现象。不适当的重心位置可能会导致无人机出现不稳定状态。

重心相对横轴的参考位置也很重要。对存在于机身中心线左侧的每一对象的重量，有相等的重量存在于右侧的对应位置。然而，这可能由于横向的不平衡载荷而弄翻。重心的横向位置是不计算的，但是无人机驾驶员必须知道横向不平衡条件肯定会导致不利影响的发生。如果从无人机一侧的油箱不均衡地向发动机供应燃油，由此燃油载荷管理不善，就会发生横向不平衡。无人机可以通过调整副翼配平片或者在副翼上保持持续的控制压力来抵消发生的机翼变重状态。然而， 这把无人机飞行置于非流线型的状态，增加了阻力，进而降低了运行效率。

有很多的方法来计算一架无人机的装载重量和重心。主要有计算法，与利用无人机制造商提供的图表和表格方法。

假设：

最大总重3400Lb

重心范围78~86in

前座乘客340lb

后座乘客350lb

燃油75gal

行李区80lb

为计算装载重量和重心，要按照以下步骤。

第一步列出飞机、乘客、燃油和行李的重量。记住，燃油重量是每加仑6磅。 第二步输人列出的每一物体的力矩。记住，重量乘以力臂之乘积为力矩。

第三步合计重量和力矩。

第四步计算重心，用总力矩除以总重量。

备注：一架特定飞机的重量和平衡记录会提供空重和力矩，以及力臂距离信息。

特定飞机的重量和平衡记录如图2.35所示。

图2.35 特定飞机的重量和平衡记录

总装载重量为3320lb, 没有超出34001b 的最大总重。重心为84.8,位于78~ 86in 的范围内，所以，这架飞机的装载没有超限。

计算装载重量和重心的另一个方法是使用制造商提供的图表。为简化计算， 有时力矩会除以100,1000或者10000。

假设：

前座乘客3401b

后座乘客3001b

燃油40gal

行李区1201b

除了提供的图表可以计算力矩，让飞行人员计算飞机的装载是否越限外，应该遵守和计算法一样的步骤。为使用载荷图 (loading graph) 来计算力矩，找到计算的重量，画一条水平直线和需要计算力矩的项目的线相交，然后从交点向下画线来计算力矩。 一旦每一个项目都已完成，就可以总计重量和力矩，也就可以在重心-力矩包迹图上画出相应的直线。如果直线交点位于包迹内，那么飞机的装载处于限制之内。

查表法使用和计算法以及图表法相同的原理，信息和限制包含在制造商提供的表格里。

随着国内无人机产业的不断发展，为了系统的安全运行，无人机空中交通管制的需求越来越强烈。

按照行业相关发展规划，未来在融合空域运行的无人机系统或所有大型无人机系统必须安装专用的空中交通管制设备。先期的无人机专用空中交通管制设备使用和有人机相似的空管雷达信标系统 (ATCRBS—Air Traffic Control Radar Beacon System)。 它最初是在空战中为了使雷达分辨出敌我双方的飞机而发展的敌我识别系统，当把这个系统的基本原理和部件经过发展后用于民航的空中交通管制后， 就成了二次雷达系统，管制员从二次雷达上很容易知道飞机的编号、高度、方向等参数。后期可能研发更加轻量和简化的无人机专用空中交通管制设备。

未来所有在隔离空域运行的小、轻、微型无人机系统出于成本和载重原因可以不安装专用的空中交通管制设备，但是必须安装由行业协会授权的可以联网、 实时受到监控的自驾系统。

指挥控制与任务规划是无人机地面站的主要功能。无人机地面站也称控制站、 遥控站或任务规划与控制站。在规模较大的无人机系统中，可以有若干个控制站， 这些不同功能的控制站通过通信设备连接起来，构成无人机地面站系统。

无人机地面站系统的功能通常包括指挥调度、任务规划、操作控制、显示记录等功能。

指挥调度功能主要包括上级指令接收、系统之间联络、系统内部调度。

任务规划功能主要包括飞行航路规划与重规划、任务载荷工作规划与重规划。

操作控制功能主要包括起降操纵、飞行控制操作、任务载荷操作、数据链控制。

显示记录功能主要包括飞行状态参数显示与记录、航迹显示与记录、任务载荷信息显示与记录等。

无人机控制站如图2.36所示。

图2.36 无人机控制站

标准的无人机地面站通常由数据链路控制、飞行控制、载荷控制、载荷数据处理四类硬件设备机柜构成。无人机地面站系统可以由不同功能的若干控制站模块组成，主要包括以下内容。

1.指挥处理中心

指挥处理中心主要是制定无人机飞行任务、完成无人机载荷数据的处理和应用。指挥中心/数据处理中心一般都是通过无人机控制站等间接地实现对无人机的控制和数据接收。

无人机控制站主要是由飞行操纵、任务载荷控制、数据链路控制和通信指挥

等组成，可完成对无人机机载任务载荷等的操纵控制。 一个无人机控制站可以指挥控制一架无人机，也可以同时控制多架无人机； 一架无人机可以由一个控制站完成全部的指挥控制工作，也可以由多个控制站来协同完成指挥控制工作。

载荷控制站与无人机控制站的功能类似，但载荷控制站只能控制无人机的机

载任务设备，不能进行无人机的飞行控制。

地面控制站内的飞行控制席位、任务设备控制席位、数据链管理席位都设有相应分系统的显示装置，因此需综合规划，确定所显示的内容、方式、范围。主要的显示内容包括以下三个方面。

1.飞行参数综合显示

飞行参数综合显示可根据飞行与任务需要，选择需要的系统信息予以显示， 便于无人机驾驶员判读。主要包括以下四个方面。

(1)飞行与导航信息。飞行与导航参数是无人机驾驶员控制无人机执行任务所必需的信息，显示内容一般包括：无人机飞行姿态角及角速度信息；无人机飞行位置、高度、速度信息；大气数据信息；发动机状态信息；伺服控制及舵面响应信息。

(2) 数据链状态信息。它包括数据链设备工作状态及信道状态等，显示的主要内容应有：链路工作状态的主要工作参数；各种链路设备的工作参数；各种链路设备的工作状态。

(3)设备状态信息。在飞行过程中，需要提供必要的系统设备状态信息，帮助无人机驾驶员正确进行相关控制，显示内容一般包括：机载航空电子状态信息； 机载任务设备状态信息；地面设备状态信息；机载供电信息；导航状态信息；时钟信息等。

(4)指令信息。控制指令是显示无人机驾驶员判断操纵指令发送有效性的重要信息。控制指令作为在线监测内容，能够明确表达和描述指令发送是否有效， 同时可对指令通道简单故障定位，显示内容应包括指令代码、发送状态、接收状态。

告警信息包括视觉告警和听觉告警。视觉告警主要包括灯光告警、颜色告警和文字告警等，听觉告警主要包括语音告警和音调告警等。

告警按级别又可分为提示、注意和警告三个级别。

(1) 提示表明需要提示操纵人员重视系统安全或工作状态、性能状态以及提醒操纵人员进行例行操纵的信息。

(2)注意表明即将出现危险状况，发展下去将危及飞行安全，或某系统、设备发生故障，将影响飞行任务完成或导致系统、设备性能降低，需引起操纵人员注意，但无须立即采取措施的信息。

(3)警告表明已出现了危及飞行安全的状况，需立即采取措施的信息，它是告警的最高级别。

地图航迹显示可为无人机驾驶员提供无人机位置等导航信息。它包括飞机的导航信息显示、航迹绘制显示以及地理信息的显示。

(1) 导航信息显示能够显示无人机实时定位信息、机载定位传感器设备状态信息、无人机导航信息、导航控制器相关参数和任务规划信息。

(2) 航迹绘制显示，在无人机飞行过程中，往往要动态监视无人机位置及飞行轨迹，无人机驾驶员可以据此信息进行决策，规划飞行航路。无人机位置和航迹显示应能直观形象、简洁明快地显示无人机图标、背景地图、规划航线和飞行航迹等信息。

(3)地理信息显示，地理信息可视化是地图航迹显示软件功能的一个重要组成部分，应包含多层信息内容，可根据需要，选择若干层面予以显示。主要有图形用户界面、开窗缩放功能、窗口自动漫游、多种显示方式的运用和比例尺控制显示、符号、注记、色彩控制等。

飞行控制席位与任务设备控制席位如图2.37所示。

图2.37 飞行控制席位与任务设备控制席位

无人机操纵与控制主要包括起降操纵、飞行控制、任务设备(载荷)控制和数据链管理等。地面控制站内的飞行控制席位、任务设备控制席位、数据链路管

理席位都应设有相应分系统的操作装置。

起降阶段是无人机操纵中最难的控制阶段，起降控制程序应简单、可靠、操纵灵活，操纵人员可直接通过操纵杆和按键快捷介入控制通道，控制无人机的起降。根据无人机不同的类别及起飞重量，其起飞降落的操纵方式也有所不同。

无人机的起降操纵如图2.38所示。

图2.38 起降操纵

(1) 手抛，采用人力手掷起飞， 一般用于微型无人机。

(2)弹射，采用压缩空气或橡皮筋等储能发射无人机， 一般用于轻、微型无人机。

( 3 ) 零长发射，采用火箭助推方式发射无人机， 一般用于小、轻、微型无人机。

(4)投放发射，采用母机挂载发射方式或投抛方式发射无人机， 一般用于小、 轻型无人机。

(5)滑跑起飞，采用跑道滑跑起飞， 一般用于大、小型无人机。

(1)伞降回收，利用机载降落伞回收无人机， 一般用于小、轻、微型无人机。

(2)撞网回收，利用地面回收网，引导无人机撞网回收， 一般用于轻、微型

无人机。

(3)气囊回收，利用机载气囊装置回收无人机， 一般用于微型无人机。

(4) 滑跑降落，利用地面跑道滑跑降落，一般用于大、小型无人机。

当前，国内民用无人机系统的起降，可采用自主控制、人工遥控或组合控制等模式进行控制。自主控制是指在起降阶段，操纵人员不需介入控制回路，无人机借助于机载传感器信息，或辅助必要的引导信息，由机载计算机执行程序控制， 可自动完成无人机的起飞和回收控制。人工遥控是无人机驾驶员通过无线电数据链，利用地面站获取的无人机状态信息，发送无人机控制指令，引导无人机发射和回收。

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的控制。无人机的种类不同、执行任务的方式不同，决定了无人机有多种飞行操纵方式。遥控方式是通过数据链路对无人机实施的飞行控制操纵， 一般包括舵面遥控、姿态遥控和指令控制三种方式。

飞行控制操纵如图2.39所示。

图2.39 飞行控制操纵

(1) 舵面遥控。这种控制方式是由控制站上的操纵杆直接控制无人机的舵面， 遥控无人机的飞行。

(2) 姿态遥控。姿态遥控是在无人机具有姿态稳定控制机构的基础上，通过操纵杆控制无人机的俯仰角、滚转角和偏航角，从而改变无人机的运动。

(3)指令控制。这种方式是通过上行链路发送控制指令，机载计算机接收到指令后按预定的控制模式执行。这种方式必须在机载自动驾驶仪或机载飞行管理与控制系统自动控制的基础上实施。指令方式一般包括：俯仰角选择与控制、高度选择与保持、飞行速度控制、滚转选择与控制、航向选择与保持、航迹控制。

任务设备控制是地面站任务操纵人员通过任务控制单元(任务控制柜),发送任务控制指令，控制机载任务设备工作。同时，地面站任务控制单元处理并显示机载任务设备工作状态，供任务操纵人员判读和使用。

数据链管理主要是对数据链设备进行监控，使其完成对无人机的测控与信息传输任务。机载数据链主要有：V/UHF 视距数据链、L 视距数据链、C 视距数据链、UHF卫星中继数据链、Ku卫星中继数据链。

无人机通信链路，主要指用于无人机系统传输控制、无载荷通信、载荷通信三部分信息的无线电链路。

根据ITU-R M.2171报告给出的定义，无人机系统通信链路是指控制和无载荷链路，主要包括指挥与控制 (C&C)、空中交通管制(ATC)、感知和规避 (S&A) 三种链路。

通信网络中两个结点之间的物理通道称为通信链路。

根据通信链路的连接方法，可把通信链路分为：

(1)点对点连接通信链路，这时的链路只连接两个结点；

(2) 多点连接链路，指用一条链路连接多少个 (n>2) 结点。 根据通信方式不同，可把链路分为：

(1)单向通信链路；

46·

(2)双向通信链路。

控制站与无人机之间进行的实时信息交换便需要通过通信链路来实现。地面控制站需要将指挥、控制以及任务指令及时地传输到无人机上，同样，无人机也需要将自身状态(速度、高度、位置、设备状态等)以及相关任务数据发回地面控制站。无人机系统中的通信链路也常被称为数据链。民用无人机系统一般使用点对点的双向通信链路，也有部分无人机系统使用单向下传链路。无人机通信链路系统如图2.40所示。

图2.40 无人机通信链路系统

无人机通信链路需要使用无线电资源，目前世界上无人机的频谱使用主要集中在 UHF、L和 C 波段，其他频段也有零散分布。目前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》,其中规定：

(1)840.5~845MHz 频段可用于无人机系统的上行遥控链路，其中，841~ 845MHz也可采用时分方式用于无人机系统的上行遥控和下行遥测信息传输链路。

(2)1430~1446MHz 频段可用于无人机系统下行遥测与信息传输链路，其中 1430~1434MHz 频段应优先保证警用无人机和直升机视频传输使用，必要时1434~

1442MHz 也可以用于警用直升机视频传输。无人机在市区部署时，应使用 1442MHz 以下频段。

(3)2408~2440MHz 频段可用于无人机系统下行链路，该无线电台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。

可见，目前民用无人机大量使用的9XTend 数传电台(工作在 ISM902~928 MHz 频段)并不符合标准，必须寻找代用品。

机载链路设备是指无人机上用于通信联络的电子设备。机载通信设备的发展趋势，主要是数字化(实现以机载电子计算机为中心的数字通信)和综合化(将单一功能电台综合为多功能电台，进而将无人机电台与其他机载电子设备组成多功能综合电子系统),进一步减小机载通信设备的体积、重量和功耗，提高其可靠性、保密性和抗干扰能力。

机载电台一般由发信机、收信机、天线、控制盒和电源等组成。发信机和收信机是电台的主体， 一般安装在飞机电子舱或靠近天线处，通过电缆与控制盒连接。视距内通信的无人机多数安装有全向天线，需要进行超视距通信的无人机一般采用自跟踪抛物面卫通天线。

机载视距内全向天线如图2.41所示。

图2.41 机载视距内全向天线

民用通信链路的地面终端硬件一般会被集成到控制站系统中，称作地面电台， 部分地面终端会有独立的显示控制界面。视距内通信链路地面天线采用鞭状天线、 八木天线和自跟踪抛物面天线，需要进行超视距通信的控制站还会采用固定卫星通信天线。

机载和地面卫星通信天线如图2.42所示。

图2.42 机载和地面卫星通信天线

速度 ( 用v 表示)在标准公式中量纲用的是米/秒而不是千米/小时。

要打破平衡，改变速度大小或飞行方向，需要力的变化来引起相应的加速度的变化。

牛顿第二运动定律表明，要获得给定加速度，所施加的力的大小取决于无人机的质量。质量与重量不是一回事儿，尽管在平常的语言中，这两个词经常是指同一件事。重量是由质量而来的。如果一架无人机由火箭带到火星上，在当地大气条件下测试的话，那么在大部分时间的旅程中，它是没有重量的，并且到达火星后重量也会比在地球上要轻，这是由于火星较低的重力加速度所造成的。但是质量在整个过程中是不会变化的，因为无人机中的材料，如木头、金属、塑料等的数量是一样的。

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。这样一种性质有时是个优点，比如，无人机受突风影响的时候， 一个小质量的无人机在受到突风影响的时候可能会翻滚， 而大质量的无人机可能只有微小的方向变化。但是大质量也需要较大的力使其从静止加速到飞行速度，再从平飞改变为爬升，同时保持转弯，还要较大的力将无人机重新回到静止状态。无论什么时候由外力打破平衡，比如加速或减速，或者方向的变化，称为惯性的物体的质量都会阻止这种变化。

所有的空气动力学理论都建立在运动定律之上。这些最初由牛顿创立的理论至今在工程领域的地位仍然不可动摇，前提是只要所讨论的物体的速度远小于光速，并且所研究的固体和流体的密度和尺寸在通常的范围内。量子力学和相对论， 虽然在高能物理和天文学中比牛顿力学更受青睐，但是对于理解无人机空气动力学来说完全没有必要掌握。

牛顿第三运动定律表明作用力和反作用力是大小相等方向相反的。当一个飞行器静止在地面上时，它的重力方向向下，与由地面施加的大小相等方向相反的反作用力恰好构成平衡。 一辆小轿车以恒定的速度运动时同样受到重力和地面反作用力的作用，但是还有一个牵引力使得汽车运动。这个力的反作用力是由地面的摩擦力和空气阻力提供的。

任何不平衡的力都会产生加速度。一个在地面上的无人机，起飞前可能被拉住，但发动机是开着的。发动机的推力与拉力方向相反，大小相等，所以平衡。 一旦放开，无人机就开始加速。它一开始运动，空气阻力和地面摩擦力也就随之而来，而且无人机速度越快，这些阻力也就越大。只要总的阻力小于推力，无人机会一直加速。当两者大小相等时，无人机达到某个速度飞行，此时又重新达到了平衡。

在水平飞行中，垂直向下的重力由一个垂直向上的反作用力平衡着。在一般的飞行器中，这个反作用力来自于机翼和可能的其他表面，但是也有可能以其他形式的力来提供。直升机靠它的旋翼支撑，悬停的“鹞”式飞机靠推力来支持。 如果向上的反作用力比重力小，飞行器就会向下加速。要停止这个加速运动，就必须重新产生反作用力来平衡重力。这可以带来平衡但是不会阻止下降。要做到不再下降就必须施加更大的力使其减速。所有的加速或减速都会由飞行器的质量来反抗，也就是惯性。

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。这些很容易理解，只要看看立在地面上的东西，比如家具或者放在架子上或桌面上的飞机模型就知道了，它们不会移动。如果没有外界的干扰， 比如说以某种方式使其加速，这些物体会一直保持其状态。移动的物体也可能处于平衡状态。 一个在静止大气中做水平直线飞行的飞机，它既不加速也不减速， 还不转弯，这时它就处于平衡状态，并且倾向于做持续稳定飞行。同样道理，如果这个飞行器以恒定的速度直线爬升，那么它也处于平衡状态。即使高度增加了， 它也仍然处于平衡状态。如果没有新的外力施加在它上面，它将沿着其爬升方向稳定地飞行。即使爬升是完全垂直的，只要它的速度保持稳定，并且方向不发生变化，它仍然是平衡的。同理，当它以固定的速度俯冲时也是处于平衡状态。平衡是事物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的不同之处就是多了加速度。

一个水平飞行的动力飞行器受到许多施加在它每个部分的力的影响，但是所有的这些力都可以按作用和反作用分成4个力。向上的主要的力来自机翼，但是尾翼也提供少许的升力，因此尾翼的贡献也必须加入(或减去)到总的垂直方向的作用力中。螺旋桨轴或喷气推力线的方向可能与飞行方向不一致。这是因为飞行器设计人员特意把发动机以一个相对机身的安装角进行设计(产生下推力或上推力),或是由于机体本身在以某个速度飞行时并不与来流方向一致。到底有多大的上推力或下推力， 可以通过力的分解来获得。

力可以通过一个方向与力的指向相同的箭头按比例进行描绘。比如，一个3N 的力用一个长3cm指向力的方向的箭头或矢量来描绘，其他的力和方向则要按比例长度的箭头来表示。为了将螺旋桨拉力分解为一个沿着飞行方向的力和一个与之垂直的力，把它作为这个矩形的对角线。这个矩形两边的长度和方向就是所需的比例，也就是发动机在垂直和水平方向的贡献。在大多数的情况中，推力方向与飞行方向不会偏离很远，所以大部分的功率都转变成了推力。力的分解如图3.1 所示。

螺旋桨轴向

螺旋桨实际推力方向

水平分量=推力

图3 . 1 力的分解

不垂直分量

与升力同向

力的分解的原则应用非常广泛。一个水平飞行的受力飞行器受4个互成直角的力作用：推力和反作用力阻力，重力和反作用力升力。这是由大量的小力的合成和分解得到的简图，其中每个小力都对合力有贡献。若尾翼产生的向下的力来保持飞行器的配平，那么它就应从总的升力中减去。同样地，机翼、尾翼、机身和起落架的阻力也被合成了。

平衡条件下的受力如图 3 . 2 所示。

图3.2 平衡条件下的受力

当空气遇上任何物体，比如说机翼，空气会产生偏转， 一些空气从机翼上表面通过，一些空气从机翼下表面通过。在这个流动过程中会产生复杂的速度和压力的变化。要产生升力，上下表面的平均压力必须有差异才行。

伯努利的理论将流动的速度和流动中任意一点的压力联系起来。这个理论是运动和能量定律的一个特殊应用。对于管道类和轮船周围的流动来说，它是一个最基础的理论，对于空气动力学和飞行来说也是一样。

想象一个平滑流动或流线型流动里面的空气微团，如果各个方向对它施加的压力都是相等的话，那么它就处于平衡状态。如果有任何不同的压力，这个微团的平衡就会被打破，根据牛顿第二运动定律，微团要么加速要么减速。如果后部的压力大于前部的压力，速度会增加；反之，如果后面的压力小于前面的压力， 速度则减小。因此，当微团接近一个低压区时会加速，接近高压区时会减速。我们可以用另一种方法来描述这件事情，即如果流体速度降低，其压力必然升高。 微团并不是孤立的，而是某个流动中的一部分，这个规律是适用于每个微团的。 因此，流动在接近低压或高压区时会分别加速或减速。这个原理的简单的数学表达就是伯努利定理，以下式表示，其中，p 表示压力。

空气密度是常数(密度不会改变),压力和速度因此就成了变量，如果一个增加，则另一个就减少。这个原理的著名的应用就是文氏管，它通常用在航空领域来测量空速，在日常生活中用于通过水龙头或橡胶软管而产生高速水流。

通过一个收缩管道的流体，如图3.3所示，内部空间全部被充满。在每个单位时间内，流进一定质量的流体，出口就流出同样质量的流体。在管道的收缩区， 由于横截面较小，通过它的流体的速度必然增加，这样才能保证在相同的时间内流出相同质量的流体。根据伯努利定理，这个速度的增加必然造成收缩区压力的降低。图中的空气在收缩区域内变得长而窄，在达到管道的宽阔处后又变回其原来的形状，这样就形成流线。

图3.3 伯努利定理图解

经过任何物体的流动，只要是流线型的流动，就会产生相似的流动变形，同时伴随着速度和压力的变化。这跟流过机翼的流动十分相似。

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和厚度的影响。 基本翼型如图3.4所示。

平凸型对称型一凹凸型双凸型S型特种型

图3.4 基本翼型

飞行器的机身和其他相似外形的部件也能产生一些微小的升力，大小取决于它们的外形和迎角。对于航天飞行的载人飞行器，专门设计了一个没有机翼的 “升力体”,但对于通常的飞行器来说，机体对升力的贡献几乎是可以忽略的。然而，机身确实会产生一些与升力可比较的力，它影响着飞行器的稳定性，而且其总是与使飞行器处于给定迎角下的安定面的配平作用力相反。相似的横侧向不稳定扰动由垂直安定面来阻止，它是一个与机身成直角安装的小型的翼面，能产生侧向力来纠正飞行器的偏航和侧滑。

为方便起见，空气动力学家们将所有的非常复杂的机翼外形和配平等因素汇总简化成一个系数，即升力系数，这个系数可以说明一个飞行器或其任意部件产生升力的情况。 一个大小为1.3的升力系数 C, 表明它将比C₁=1.0 或 C₂=0.6

时产生更大的升力，而C₁=0 时则表明没有升力产生。C₁ 没有量纲，它是一个为了比较和计算而被抽象的量。

对于水平飞行，飞行器产生的总升力等于总重力，所以可以写出下式

总升力=总重力

或者L=Wg

作用力=反作用力

式中，W为飞行器重量 (kg);g 为重力加速度。

这个公式在飞行器下滑或是爬升过程中是不适用的。影响升力的因素是飞行器的尺寸或面积、飞行速度、空气密度以及C₂ 等。这些因素中的任何一个增加， 比如说更大的面积、更快的速度、更高的密度或更高的升力系数，都能产生更大的升力。所以，当用公式表示升力时，希望这些因素都能体现在公式里面，用数学语言表示，即升力是ρ、D、S和C, 的函数。

18世纪，在基本力学原理的基础上，伯努利做出开创性的工作，给出升力的标准公式，可以表示为

一个水平飞行的飞行器，升力必须等于重力。如果飞行器的重力增加了(或者说生产出来的飞行器比预计的要重些),所需的升力也必须增加，公式右边的一个或多个参数值就必须增加。

我们无法控制空气密度ρ,但飞行器可以通过增大机翼迎角获得更高的C, 来重新配平，也可以增加机翼面积S, 尽管这可能会增加飞行器的重量并且可能导致飞行速度的增加。由于飞行速度v在公式中是以平方的形式出现的，在其他参数不变的条件下，v的小幅增加会导致升力的大幅增加。根据这个公式，在给定面积、 配平等情况下，一个较重的飞行器需要比较轻的飞行器飞得快才行。但是，增加速度意味着消耗更多的能量，而且在某些情况下，飞行器发动机可能提供不了足够的动力来保证飞行。此时，如果从一定高度放飞飞行器，它将会以某个角度下滑，就像滑翔机一样(即使它的发动机处于最大状态)。

从上面可以看出，重量与机翼面积之比(翼载)非常重要。翼载经常写成 W/S, 单位是千克/平方米。忽略燃油消耗造成的微小影响，在飞行过程中，飞行

器的重量是一个常数。在给定的配平状态(迎角)下的速度完全取决于翼载。这个关系可以通过整理升力公式得到。在水平飞行中，L=Wg, 公式两边同时除以 S, 即

对于滑翔机和下滑中的飞机来说，升力和重力并不完全相等，L=Wgcosα, 但是在一般的小于10°的俯冲角或爬升角情况下，两者相差不多。增加重量要求增加速度，这会耗费更多的功率来保持飞行(在滑翔机中需要更强的上升气流保持滑翔飞行)。

在机翼上，压力最高的点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相遇的地方。空气相对于机翼的速度减小到零，由伯努利定理知道这是压力最大的点。 上翼面和下翼面的空气必须从这个点由静止加速离开。在一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流经上下表面的气流速度是相同的，所以上下表面的压力变化也是完全相同的。这和在狭长截面的文氏管中的流动是相似的，在流速达到最大的点，其压力达到最低。在这个最低压力点之后，两个表面的流速同时降低。空气最终必定要回到主来流当中，压力也恢复正常。由于上下表面的速度和压力特性是相同的，所以这种状态的机翼不会产生升力。

升力的来源如图3.5所示。

图3.5 升力的来源

如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表面移动， 并且流经上下表面的空气流动情况也发生了改变，流经上表面的空气被迫多走了一段距离，在上下表面，空气仍然有一个从驻点加速离开的过程，但是下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。因此，机翼下表面的压力就比上表面的压力大，升力由此产生。所以，只要旋转一个正的迎角，对称翼型完全能够产生升力。

一个有弯度的翼型展示了与对称翼型相似的速度和压力分布，但是由于翼型存在弯曲，尽管弦线的位置可能是几何零迎角，平均压力和升力与对称翼型仍然存在差异。

在某些几何迎角为负的位置上，上下表面的平均压力是可能相等的，因此有弯度翼型存在一个零升迎角，这是翼型的气动力零点。尽管在这个迎角下没有产生升力，但由于翼型弯度的存在，上下面的流动特征是不一样的。因此，尽管上下表面没有平均压力差，在翼表面上却会产生不平衡并导致俯仰力矩的产生，这个力矩在飞行器配平中非常重要。

升力系数有一个非常明确的极限值。如果迎角太大或是弯度增加太多的话， 流线就会被破坏并且流动从机翼上分离。分离剧烈地改变了上下表面的压力差， 升力被大幅度降低，机翼处于失速状态，如图3.6所示。

8

LIFT

12°-16°

STALL

图3.6 失速

气流分离在小范围内是一种普遍现象。在上表面，流动可能在后缘前某个地方就分离了，气流在上下表面都可能分离，但是有可能再附着。这就是所谓的 “气泡分离”。

飞行器的所有部件，包括机翼、尾翼、机身以及每个暴露在空气中的部件都会产生阻力。即使是在发动机罩、机轮整流罩里面的部件，只要有空气流过就会产生阻力。伴随着升力的出现，阻力 (D) 也会随之产生。影响阻力的因素有飞行速度、空气密度、气动外形及其尺度。阻力系数Co, 就像升力系数一样，综合了飞行器的所有特性，也是飞行器空气动力“洁净度”的尺度。其公式与升力公式形式相同，如下式所示。

公式中的S, 或者说面积，一般是指整个飞行器的机翼面积。如果在C, 中用的是总面积(包括尾翼),阻力的公式中也必须用相同的值。这就使得阻力和升力可以进行比较，并且通常以比值的形式出现，即升阻比L/D。 对于水平飞行，升力等于重力，升阻比是个常数(忽略燃油消耗)。推力大小可以通过油门的设置进行调节，进而可以改变阻力的大小，这是因为在平衡状态的水平飞行中，推力和阻力是相等的。高速情况下，推力大阻力也大，但是总的升力保持不变，还是等于重力，升阻比就低。在低速时，仍然是水平飞行状态，阻力减小到一个值，升力还是等于重力，所以升阻比就增加了。这种阻力降低的趋势不会一直持续到最低速度，总的阻力系数在速度降低到某一值后反而会急剧地增加，它足以抵消速度的减小，因此在这个速度上，飞行器达到最大升阻比。这个值的大小给出了一个衡量所有飞行器的粗略的效率尺度。

如同升力一样，在风洞试验的阻力测试中，如果对阻力公式中S 理解错误就会产生混淆。在单独部件的测试中，如机身、机轮等，测量并在阻力公式中使用的S 是被测物体的横截面面积。这就给出了一个完全不同于整机中使用机翼面积所得到的这些部件的阻力系数。从风洞试验中可以得出机翼阻力特性曲线，同样也能得到翼型升力系数。但是在飞行中，真实机翼在整个翼展上的翼型升力系数同风洞中测试的数据是不一样的。

计算飞行器部件的实际阻力是完全没有必要的。重要的是知道阻力是如何产生的并如何减小它。常用的增加升力的办法就是改变配平或使用不同的机翼翼型。 在水平飞行中，升力等于重力，这个关系在改变配平或者翼型后还是成立的，所以，虽然升力系数C₂ 可能增加，但是升力在平飞中还是等于重力。每次翼型或迎角的变化都会改变飞机的阻力。飞行器飞行时阻力是不可避免的，但是减小阻力可以使飞行更有效率。

形状阻力(形阻) 或压差阻力是由于气流的经过，物体周围压力分布不同而造成的阻力，而蒙皮摩擦阻力或粘性阻力是由于空气和飞行器表面接触产生的。 将这些阻力分类是非常有用的，这些阻力很显然是同时产生的。比如，在图3.7所示的机翼中，除了涡阻力之外还会同时产生形状阻力和蒙皮摩擦阻力(摩阻)。蒙皮摩阻和形阻之间的关系非常密切： 一个会影响另外一个。举例来说，蒙皮摩阻很大程度上是由气流的速度决定的，而流向后方的流体的速度是由物体的外形来决定的。因此，特别是在考虑机翼时，形阻和摩阻通常放到一起考虑并用一个新的名词重新命名——翼型阻力，经常也称型面阻力。与诱导阻力相比，蒙皮摩阻和形阻都直接与v² 成正比。所以，当速度增加而诱导阻力减少时，形阻和蒙皮摩阻增加，反之亦然。

诱导阻力现在更多地被称为涡诱导阻力，简称涡阻力或涡阻。因为它是与从机翼翼尖或者任意表面拖出的涡联系在一起的，而这些涡产生了升力。涡的出现是直接跟升力联系在一起的：给定机翼的升力系数越高，涡的影响也越明显(这个可以与附着涡的强度联系起来。附着涡越强，升力越大，同样翼尖涡系越强， 阻力也越大)。当水平飞行速度v 较低的时候，飞行器相对于高速状态来说必须工作在高升力系数下，飞行器的诱导阻力随着速度的降低而大大增加(数学上，涡诱导阻力与1/v² 成正比)。上面提到的升阻比L/D 在低速状态下会降低，涡阻力的增加是一个主要因素，但不是唯一的原因。

涡诱导阻力如图3.7所示。

图3.7 涡诱导阻力

飞行器在每个速度下的总阻力由总的涡阻力和所有其他的阻力组成， 如图 3 . 8 所示。在涡阻力等于其他阻力和的地方，阻力达到最小值。由于在给定飞行器质量的水平飞行中，升力是个常数，在曲线上最小阻力点处就是飞行器的最大升阻比出现的位置。一个滑翔机的极曲线的形状与这条曲线密切相关，比如，用下沉速度比平飞速度而不是用总阻力系数比总升力系数。

图 3 .8 飞行器总阻力的组成

只要机翼产生的升力足够抵消飞行器的总载荷，飞机就会一直飞行。当升力急剧下降时，飞机就失速。

记住，每次失速的直接原因是迎角过大。有很多飞行机动会增加飞机的迎角， 但是直到迎角过大之前飞机不会失速。

必须要强调的是，每个飞机的失速速度在所有飞行条件下都不是固定的值。 然而， 一个特定的飞机总会在同一个迎角时失速，而不管空速，重量，载荷因素或密度高度。每一个飞机都有一个特殊的迎角，那时，气流从飞机的上表面分离， 发生失速。根据飞机设计，临界迎角可以从16°到20°变化。但是每个飞机只有一个特定的发生失速的迎角。

在三种情况下会超过临界迎角：低速飞行、高速飞行和转弯飞行。

飞机在平直飞行时如果飞得太慢也会失速。空速降低时，必须增加迎角来获得维持高速所需要的升力。空速越低，必须增加更大的迎角。最终，达到一个迎角，它会导致机翼不能产生足够的升力维持飞机，飞机开始下降。如果空速进一步降低，飞机就会失速，由于迎角已经超出临界迎角，机翼上的气流被打乱了 (变成了紊流)。

这里还要再次强调的是，低速不是发生失速所必要的。机翼可以在任何速度下处于过大迎角。例如，假设一架飞机以200节空速俯冲，这时飞行员突然向后猛拉升降舵控制。由于重力和离心力，飞机不能立即改变它的航迹，只能突然地改变它的迎角，使之从很低到很高。由于飞机航迹和迎面而来空气的关系确定了相对风的方向，迎角突然增加，飞机会很快地达到失速迎角，而这时它的空速就比一般失速的空速大得多。

类似地，水平转弯时的飞机失速速度高于平直飞行时的失速速度。这是因为离心力增加到飞机的重力上，机翼必须产生足够的额外升力来抗衡离心力和重力的合力载荷。转弯时，必要的额外升力通过向后拉升降舵控制来获得。这增加了机翼的迎角，结果增加了升力。倾斜增加时，迎角必须增加以平衡离心力导致的载荷增加。如果在转弯的任何时候迎角过大，飞机就会失速。

在这里，应该检查失速时飞机的动作。为气动的平衡飞机，升力中心通常位于重心之后。尽管这让飞机固有地产生“头重”,水平尾翼上的下洗流抵消了这个作用。可以看到，失速时机翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡条件就出现了。此时可使飞机迅速向下配平，绕它的重心转动。在机头下倾的姿态中， 迎角降低，空速再次增加。因此，机翼上的气流再次变得平滑，升力恢复，飞机

可以继续飞行。但是，在这个周期完成之前会损失相当大的高速(低空失速极度容易酿成灾难事故)。

高速飞行中的失速如图3.9所示。

图3.9 高速飞行中的失速

展弦比 (Aspeet Ratio), 为飞机空气动力学的专有名词，是翼展长度与平均气

动弦长的比值。无人机在设计时需要根据任务需求选择展弦比。

大展弦比表明机翼比较长且窄，小展弦比则表明机翼比较短且宽。不论主翼、 水平尾翼，还是垂直尾翼都适用一样的定义。在飞行器设计时， 一般会让提供力矩的水平尾翼的展弦比较小，使其在失速时拥有较好的失速特性：如较大的攻角仍然能保持不失速，升力系数下降率较为平缓等；当主翼失速时还能有姿态控制的能力进而脱离失速。 一般垂直尾翼展弦比小于水平尾翼展弦比，水平尾翼展弦比小于主翼展弦比。

展弦比的设计同时关系到飞行器的性能。短而宽的机翼(低展弦比)型阻较小，适合高速无人机。而长航时无人机则多采用高展弦比，以降低诱导阻力，如捕食者。自然界中更是如此，需要长时间飞行的信天翁，翅膀展弦比高，而如隼或老鹰等需要掠食的鸟类，甚至可以在盘旋时伸展翅膀提高展弦比，攻击或向下俯冲时收回翅膀以求高速、灵活。部分无人机也设计有类似的改变展弦比的功能。

地面效应 (Ground Effect) 也称为翼地效应或翼面效应，是一种使飞行器诱导

阻力减小，同时能获得比空中飞行更高升阻比的流体力学效应。

固定翼飞行器当离地距离小于半翼展时，升力将大增，地效明显。

地面效应对大翼展固定翼无人机起降有明显影响：首先，起飞时虽然感觉 “无人机更容易从地面上拉起来”,但此时无人机处于低速大迎角的范围，比较接近失速，当无人机爬升超过了地面效应的作用范围以后，翼尖涡流的下洗不再被阻挡，造成相对气流的偏移，结果是迎角进一步增大，更接近于失速。此时无人机若未能加速到更安全的速度，将有可能进入失速，而此时的离地高度将难以使无人机从失速中改出。其次，在降落时，无人机会在近地因为获得地面效应的升力加成而突然上升(此情况被称为“balloon”)。如果不懂处理，无人机就会在减速时突然急速提升高度，其后降落速度将非常接近失速速度，所以极易变成失速的状态。如果跑道够长的话，那么就能够采用慢慢减速来适应翼地效应产生的 “balloon”, 另一个方法则是放弃直接降落，进行复飞。

如果从后面看一个平直飞行的飞机，而且作用于飞机的力可以看见的话，两个力(升力和重力)是显然的，如果飞机处于倾斜状态，可以明显地看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在倾斜的方向上。实际情况是，当飞机倾斜时， 升力作用方向是朝转弯的中心且是向上的。这是在考虑飞机转弯时要记住的一个基本事实。

一个物体如果静止或者沿直线匀速运动会一直保持静止或匀速直线运动，直到某个其他的力作用于这个物体。飞机和任何其他运动物体类似，需要有一个侧向力使它转弯。在一个正常的转弯中，这个力是通过飞机的倾斜得到的，这时升力是向上和向内作用的。转弯时候的升力被分解为两个分力，这两个分力成合适的角度。竖直作用的分力和重力成对，称为垂直升力分量，另一个是水平指向转弯的中心，称为水平升力分量，或者叫向心力。这个水平方向的力把飞机从直线航迹拉动到转弯航迹上。离心力和飞机转弯时的向心力方向相反，大小相等。这就解释了为什么在正常转弯时使飞机转弯的力不是方向舵施加的(特定转弯情况下除外)。

飞机的驾驶不像小船或者汽车，为了转弯，它必须倾斜。反过来说，当飞机

倾斜时，它就会转弯，让它不滑到转弯的一侧。良好的方向控制是基于一个事实， 只要飞机倾斜，它就会转弯，即协调转弯。

这个事实一定要牢记在心，特别是保持飞机处于平直飞行时。单就飞机的倾斜使得它转弯来说，飞机的总升力没有增加。然而就像指出的，倾斜时的升力分为两个分量： 一个垂直的和一个水平的。这一分解降低了抵消重力的力，进而飞机的高度就会下降，需要增加额外的力来抵消重力。这是通过增加迎角来实现的， 直到升力的竖直分量再一次等于重量。由于竖直分力随倾斜角度的增加而降低， 那么就需要相应地增加迎角来产生足够的升力以平衡飞机的重力。当进行恒定高度转弯时， 一定要记住升力的竖直分量必须要等于飞机的重量才能维持飞机的高度。

对于给定的空速，飞机转弯的快慢依赖于升力水平分量的大小。你会发现， 升力的水平分量和倾斜角成正比。逻辑上也遵守倾斜角增加时升力的水平分量也增加，也就加快了转弯的速度。因此，对于任何给定空速，转弯速度可以通过调整倾斜角来控制。

在水平转弯中，为提供足够的升力竖直分量来维持高度，迎角需要有一定的增加。由于机翼阻力直接和迎角成正比，这就导致空速的降低和倾斜角成比例， 小倾斜角的结果是空速的少量降低，大倾斜角时空速会降低很多。在水平转弯中， 必须要增加额外的推力来防止空速降低；需要额外推力的大小和倾斜角成比例。

必须记住空速增加导致转弯半径增加，离心力直接和转弯半径成正比。在一次正确执行的转弯中，升力的水平分量必须恰好等于向心力且方向相反。所以， 当恒定角速度水平转弯时空速增加，转弯半径也要增加。转弯半径的增加导致离心力的增加，这也必须通过增加升力的水平分量来平衡，它只能通过增加倾斜角来增加。

转弯中的侧滑如图3.10所示。

内侧滑转弯时，飞机转弯的快慢和所倾斜的角度不对应，然后飞机会偏航到转弯航迹的内侧。飞机以一定的角速度转弯而倾斜过多时，升力水平分量大于离心力。升力的水平分量和离心力的平衡通过降低倾斜度，降低角速度或者二者的结合才能建立。

外侧滑转弯是由于离心力比升力的水平分量还大，把飞机向转弯的外侧拉。 这个倾斜角度时的转弯太快了。外侧滑转弯的纠正引起角速度的降低，倾斜角增加，或者二者的结合。为维持一个给定的角速度，倾斜角必须随空速变化。在高速飞机上，这变得特别重要。例如，在400mph 时，飞机必须倾斜大约44°来完成一个标准的角速度(每秒3度。在这个倾斜度上，只有大约79%的飞机升力构成升力的竖直分量，结果是高度的损失，直到迎角增加到足够补偿升力的损失。

图3 . 10 转弯中的侧滑

实际飞行中，处于稳定的正常爬升状态的机翼升力和相同空速时平直飞行的升力是一样的。尽管爬升前后的飞行航迹变化了，但当爬升稳定后，对应于上升航迹的机翼迎角又会恢复到与平飞相同的值。只是在转换过程中，会有短暂的变化。

平直飞行/爬升转换期间的升力变化如图3.11所示。

图3 . 11 平直飞行/爬升转换期间的升力变化

从平直飞行到爬升的转换期间，升力的变化发生在升降舵拉起的一开始。飞

机头的抬升增加了迎角，短暂地增加了升力。此时的升力大于重力，飞机开始爬

升。当稳定爬升后，迎角和升力再次恢复到水平飞行时的值。

如果爬升时功率不改变，空速一般会降低，因为维持平飞时的空速需要的推

力不足以维持相同的空速来爬升。当航迹向上倾斜时，飞机重量的一个分量作用

于相同的方向，和飞机总阻力平行，因此也增加了诱导阻力。所以，总阻力大于

推力，空速下降。 一般空速下降的结果对应于阻力的降低，直到总阻力(包含相

同方向的重力分量)等于推力。动力、空速的变化一般因不同的飞机大小，重量

和总阻力以及其他因素的不同而发生变化。

平直飞行/爬升转换期间速度的变化如图3.12所示。

图3.12 平直飞行/爬升转换期间速度的变化

通常，当空速稳定后推力和阻力、升力和重力再次平衡，但是比相同功率设

置下的平飞状态的空速值要低。由于在爬升中飞机的重力不仅向下作用，还随阻力向后作用，这就需要额外的功率以保持和平飞时相同的空速。功率大小依赖于

爬升角度。如果爬升的航迹很陡峭，那么可用功率将不足，空速较低。所以剩余功率的大小确定了飞机的爬升性能。

如同爬升一样，飞机从平直飞行进入下降状态，作用于飞机的力必定变化。 这里的讨论假定下降时的功率和平直飞行时的功率一样。

当升降舵推杆，飞机头向下倾斜时，迎角降低，结果是机翼升力降低。总升力和迎角的降低是短暂的，发生在航迹变成向下时。航迹向下的变化是由于迎角降低时升力暂时小于飞机的重量。升力和重力的这个不平衡导致飞机从平直航迹开始下降。当航迹处于稳定下降时，机翼的迎角再次获得原来的大小，升力和重力会再次平衡。从下降开始到稳定状态，空速通常增加。这是因为重力的一个分量现在沿航迹向前作用，类似于爬升中的向后作用。总体效果相当于动力增加， 然后导致空速比平飞时增加。

为使下降时的空速和平飞时相同，很显然，功率必定降低。重力的分量沿航迹向前作用将随俯角的增加而增加，相反，俯角减小时重力向前的分量也减小。 因此，为保持空速和巡航时一样，下降时要求降低的功率大小通过下降坡度来确定。

滑翔状态，此时发动机处于小油门状态，或怠速甚至关机状态。重力垂直向下，但是可分解成一个沿着飞行方向的力和一个垂直飞行方向的力。滑翔机在重力分力的作用下沿着飞行方向运动。空气反作用力的合力可以近似地分解为垂直飞行方向的升力和与之垂直并与飞行方向相反的阻力。这个力的分解图跟水平飞行的四力图非常相似，不过整个图被旋转了一个角度，这就是所谓的下滑角。 一个较大的下滑角会导致一个很大的重力分量，这个分量拉着飞行器沿着其飞行轨迹运动。它会一直加速，直到空气反作用力的阻力分量变得足够大时，它才会再次进入平衡状态。

在俯冲状态中，甚至在某些极限状况下，飞行轨迹完全垂直向下，重力和推力(如果还存在)同时拉着飞行器向下运动，这时唯一的反作用力就是阻力了。 当阻力变得足够大以至于能够平衡重力加上推力时，速度通常是极高的，但很可能在这个极限速度达到之前，飞行器就已经坠毁了。

在爬升状态中，总的支持力是机翼的升力和发动机推力的合力。重力可以分解为两个分量， 一个与升力反向，另一个与推力反向，也就是与阻力同向。于是， 结果就是四力平衡状态下被旋转了一个爬升角。极限的情况就是垂直爬升，这时重力和阻力的方向与推力相反。这种飞行的例子常见于直升机，但是常规的固定翼飞行器，如果有足够的推力，它也进行垂直爬升动作。在这种状态下，机翼的升力肯定是为零的，而且它的迎角也必须是为零的，这样才能不产生升力。因此， 很明显的事实就是，要想爬升得更陡和更快就必须有强大的推力，机翼的作用是次要的，推力必须能够克服重力和阻力的合力。

飞机在飞行过程中，经常会受到各种各样的干扰，这些干扰会使飞机偏离原来的平衡状态，而在干扰消失以后，飞机能否自动恢复到原来的平衡状态，这就涉及飞机的稳定或不稳定的问题。

所谓飞机的稳定性，是指在飞行过程中，如果飞机受到某种扰动而偏离原来的平衡状态，在扰动消失以后，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原来平衡状态的特性。如果能恢复，则说明飞机是稳定的；如果不能恢复或者更加偏离原来的平衡状态，则说明飞机是不稳定的。

飞机在空中飞行，可以产生俯仰运动、偏航运动和滚转运动，飞机绕横轴oz 的运动为俯仰运动，绕立轴oy 的运动为偏航运动，绕纵轴ox 的运动为滚转运动， 如图3.13所示。根据飞机绕机体轴的运动形式，飞机飞行时的稳定性可分为纵向稳定性、航向稳定性和横向稳定性。

图3.13 飞机绕穿过重心的三根互相垂直的轴的运动

当飞机受微小扰动而偏离原来纵向平衡状态(俯仰方向),并在扰动消失以后，飞机能自动恢复到原来纵向平衡状态的特性，叫作飞机的纵向稳定性。

在飞行过程中，作用于飞机的俯仰力矩主要是机翼力矩和水平尾翼力矩。当飞机的迎角发生变化时，在机翼和尾翼上都会产生一定的附加升力，这个附加升力的合力作用点称为飞机的焦点。当飞机受到扰动而机头上仰时，机翼和水平尾翼的迎角增大，产生一个向上的附加升力，如果飞机重心位于焦点位置的前面， 则此向上的附加升力会对飞机产生一个下俯的稳定力矩，使飞机趋向于恢复原来的飞行状态。反之，当飞机受扰动而机头下俯时，机翼和水平尾翼的迎角减小， 会产生向下的附加升力，此附加升力对重心形成一个上仰的稳定力矩，也使飞机趋向于恢复原来的稳定状态。

因此，飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心的位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的；如果飞机的重心位于焦点之后，飞机则是纵向不稳定的。重心前移可以增加飞机的纵向静稳定性，但并不是静稳定性越大越好。例如，静稳定性过大，升降舵的操纵力矩就难以使飞机抬头。因此，如果重心前移使稳定性过大，会导致飞机的操纵性变差。

飞机的重心位置会随着飞机载重的分布情况不同而发生变化。当重心位置后

移时，将削弱飞机的纵向稳定性，所以在配置飞机载重时，应当注意妥善安排各项载重的位置，不使飞机重心后移过多，以保证重心位于所要求的范围以内。飞机重心位置与纵向稳定性之间的关系如图3.14所示。

重心和焦点重合白 6焦点重心静不稳定

图3. 14 飞机重心位置与纵向稳定性之间的关系

重心和焦点之间的距离被定义为飞机的静稳定裕度(又称静稳定度)。这就给出了一个不同飞机间进行比较的非常有用的标准，因为如果具有相似的静稳定裕度，那么就具有相当的静稳定性。裕度越大，稳定性就越强。这一概念同时凸显了这一事实：重心的移动将改变静稳定裕度。通过这种简单的方法，一个危险的不稳定飞行器可以变得稳定，或者过稳定飞行器可以变得更敏感、反应更快。因此，无人机可以通过在限制范围内增加或减少头部或尾部的配重调整飞行平台固有的稳定性。配重的任何变化都将需要新的升降舵配平以维持水平飞行。

飞机受到扰动以致方向平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，飞机如能趋向于恢复原来的平衡状态，就具有航向稳定性。

飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证航向稳定性。航向稳定力矩是在侧滑中产生的。飞机的侧滑飞行是一种既向前又向侧方的运动，此时，飞机的对称面和相对气流方向不一致。飞机产生侧滑时，空气从飞机侧方吹来，这时，相对气流方向和飞机对称面之间就有一个侧滑角β。相对气流从左前方吹来叫左侧滑，相对气流从右前方吹来叫右侧滑。

在飞行过程中，飞机受微小扰动，机头右偏，出现左侧滑，空气从飞机的左前方吹来作用在垂直尾翼上，产生向右的附加侧力Z。 此力对飞机重心形成一个方向稳定力矩，力图使机头左偏，消除侧滑，使飞机恢复方向平衡状态，因此飞机具有航向稳定性。

相反，飞机出现右侧滑时，就形成使飞机向右偏转的方向稳定力矩。由此可见，只要有侧滑，飞机就会产生方向稳定力矩，并使飞机消除侧滑恢复到原来的平衡状态。

随着飞行马赫数的增大，特别是在超过声速以后，立尾的侧力系数迅速减小， 产生侧力的能力急速下降，使得飞机的方向静稳定性降低。因此在设计超声速战斗机时，为了保证在最大平飞马赫数下仍具有足够的方向静稳定性，往往必须把立尾的面积做得很大，有时还需要选用腹鳍以及采用双立尾来增大航向稳定性。 垂直尾翼与航向稳定性如图3.15所示。

图3.15 垂直尾翼与航向稳定性

飞机受扰动以致横侧向平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机趋向于恢复原来的平衡状态，就具有横侧向稳定性；反之，就没有横侧向稳定性。在飞行过程中，使飞机自动恢复原来横侧向平衡状态的滚转力矩，主要是由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼的作用产生的。

在飞机平飞过程中，当一阵风吹到飞机的左翼上，使飞机的左翼抬起，右翼下沉，飞机受扰动而产生向右的倾斜，使飞机沿着合力的方向沿右下方产生侧滑。 此时，空气从右前方吹来，因上反角的作用，右翼有效迎角增大，升力也增大； 左翼则相反，有效迎角和升力都减小。左右机翼升力之差形成的滚转力矩，力图减小或消除倾斜，进而消除侧滑，使飞机具有自动恢复横侧向平衡状态的趋势。 也就是说，飞机具有横侧向稳定性。机翼上反角与横侧向稳定性如图3.16所示。

V.

图3.16 机翼上反角与横侧向稳定性

机翼后掠角也使飞机具有横侧向稳定性。一旦因外界干扰使飞机产生了向右的倾斜，飞机的升力也跟着倾斜，飞机将沿着合力R 的方向产生侧滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度v₁ 大于左翼的有效速度v₃, 所以，在右边机翼上产生的升力将大于左边机翼上产生的升力，两边机翼升力之差，形成滚转力矩， 力图减小或消除倾斜，使飞机具有横侧向稳定性。机翼后掠角与横侧向稳定性如图3.17所示。

图3.17 机翼后掠角与横侧向稳定性

跨声速或超声速飞机，为了减小激波阻力，大都采用了后掠角比较大的机翼， 因此，后掠角的横侧向稳定作用可能过大，以至于当飞机倾斜到左边后，在滚转力矩的作用下，又会倾斜到右边来。于是，飞机左右往复摆动，形成飘摆现象 (荷兰滚)。为了克服这种不正常现象，可以采用下反角的外形来削弱后掠机翼的横侧向静稳定性。

低、亚声速飞机大都为梯形直机翼，为了保证飞机的横侧向静稳定性要求， 或多或少都有几度大小的上反角。此外，如果机翼和机身组合采用上单翼布局形式，也会起到横侧向静稳定作用；相反，采用下单翼布局形式，则会起到横侧向静不稳定作用。这一点在选择上反角时也应综合考虑。

如果垂尾面积太小，且机翼上反角较大，就会发生荷兰滚或侧向振荡。飞行器如果受到侧风干扰，就会有侧滑趋势。上反角作出的响应，使飞行器滚转来阻止侧滑，抬高了“朝向侧滑一边”的机翼。然而如果垂尾过小，则机身会有侧面

对着气流的趋势。因此最初的小侧滑转化为偏航，使侧滑加大，同时伴随着滚转， 直到机翼几乎被滚转到垂直位置。此后上反角使机翼向反方向滚转，机身试图转向新的侧滑方向，于是飞行器陷入剧烈的从一侧到另一侧的滚转加偏航的耦合振荡，垂尾以一定弧度猛烈摆动。解决方法是增大垂尾面积或者减小上反角，或两者同时进行。具有足够垂尾效率的飞行器在偏航时进入侧滑，被称之为风标稳定性。对于稳定的飞行器来说，上反角对侧滑机翼的抬升作用就不是很显著了。飞行器受侧风干扰时会适度地向风向侧滑，并伴随轻微滚转。因此侧向振荡稳定的必要条件是大垂尾、小上反角。

不幸的是，上述综合考虑可能会导致与荷兰滚相反的不稳定，即尾旋不稳定。如果垂尾面积相对上反角过大，就会发生此类情况。开始的小侧滑产生较强的风标偏航。上反角很小，产生很小或是根本不产生阻止滚转的力，偏航的内侧机翼空速的减小使机翼下沉。采用方向舵控制使模型偏航时，会产生类似的影响。对于尾旋不稳定的飞行器，由偏航所导致的机翼下沉足以加剧侧滑。而后垂尾尝试使飞行器产生风标运动，机翼再次下沉，继续侧滑，由于倾斜角度增大， 飞行器进入尾旋旋转。随着倾斜角增大，相对地面的偏航在低头方向上加剧，尾旋滚转在空速增加时变为尾旋俯冲，倾斜角接近垂直，机翼上的惯性载荷成倍增加，以至于即使飞行器还没有撞地，机翼或尾翼可能已被破坏。

飞机设计师们通常将飞机的水平尾翼和垂直尾翼都放在机翼后面的飞机尾部。这种布局是现代飞机最经常采用的气动布局，因此称之为“常规布局”。但在二战中，苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名，采用鸭式布局的飞机在正常飞行状态下并没有多少优越性，但是当飞机需做大强度的机动如上仰、小半径盘旋等动作时， 飞机的前翼和主翼上都会产生强大的涡流，两股涡流之间的相互耦合和增强， 产生比常规布局更强的升力；在大迎角状态下，鸭翼只需要减少产生升力即可产生低头力矩(称为卸载控制面),从而有效保证大迎角下抑制过度抬头的可控性。

需要提高短距起降性能的无人机或是需要安装特殊机载设备的特种无人机可能会采用鸭式布局。

“飞翼布局”是有别于常规气动布局的一种飞行器气动布局方式。飞翼又称全翼机，是一种没有尾翼并且机身的主要部分隐藏在厚厚的机翼内的航空器。对于任何飞机来说，只有机翼是必需的，所以从理论上讲去除所有其他多余的部件在设计上是可行的。有的飞翼机身还是保留的，但是肯定是没有尾翼。无疑这种布局是空气动力效率最高的布局，因为所有机身结构都是机翼，都用于产生升力， 而且最大程度地降低了阻力。由于空气阻力最小，所以雷达波反射自然也是最小， 所以飞翼布局也是隐身性能最好的气动布局。飞翼布局的最大缺陷是操控性能极差，需要完全依赖电子传感控制机翼和发动机的矢量推力，因此这种布局目前尚未得到普及。

很多轻、微型民用无人机采用飞翼布局，并且多数加装翼尖垂尾来提高稳定性。飞翼布局无人机的优点是：

(1)气动效率高；

(2)续航时间长；

(3)结构简单，易加工；

(4)便于实施弹射起飞和伞降回收。

对于有人机，设计师必须考虑在驾驶员放开对所有操纵面的控制，任其在空气中自由飞行的情况下，飞机会作何反应。松杆稳定性是飞机设计的技巧，即使没有驾驶员时，飞机至少在短时间内也可自行飞行。在无人机的设计中仍需关心这个问题，因为这样可以达到电量消耗最小。对于无人机，操纵面通常是固持的， 即通过伺服舵机、操纵连杆或操纵线将其限定在某些位置。这类似于有人机的握杆，当然这并不意味着操纵面不能动，相反，它们会动，但只是对操纵指令作出反应。

无人机的发射方式可归纳为手抛发射、零长发射、弹射发射、起落架滑跑起飞、母机空中发射、容器式发射装置发射和垂直起飞等类型。在地面发射时，无人机使用较为广泛的发射方式是零长发射与弹射发射方式。大展弦比机翼的无人机，特别是长航时无人机，通常用起落架滑跑起飞的方式。空中发射方式的主要优点是机动性高，发射点活动范围大，可降低无人机燃油载量和航程要求，小、 轻型无人机多采用这种发射方式，尤其是在美国。容器式发射装置常用于发射轻型无人机，或用于军舰和潜艇上发射无人机。垂直起飞方式是旋翼无人机广为采用的起飞方式。

这种发射方式最简单，由1人或2人操作，靠无人机自身动力起飞。手抛发射的无人机通常最大尺寸小于3m, 发射重量多数小于7kg。例如FQM-151A“指针”, 该机是单人携带/发射式无人机，翼展2.74m, 机长1 .83m, 最大发射重量3.6kg。 英国的BIT-1lmp 是单人发射无人机，其翼展1.83m, 机长1.09m, 最大发射重量5.9kg。

手抛发射如图3.18所示。

图3.18 手抛发射

无人机安装在零长发射装置上，在一台或多台助飞火箭发动机推力作用下飞离发射装置，无人机起飞后，抛掉助飞火箭，由机上主发动机完成飞行任务。例如，加拿大的CL-289, 该机机身尾部装有1台涡喷发动机，在其后通过推力杆连接1台助飞火箭发动机。在助飞火箭作用下，无人机从车载零长发射装置上发射。 助飞火箭工作几秒后自动分离无人机，由涡喷发动机完成飞行任务。英国的 ASAT/ “小鹰”,机身下部两侧各装1台可弃式助飞火箭，在2台助飞火箭作用下， 无人机由零长发射架上起飞。助飞火箭工作1.3秒后被扔掉，无人机由机上涡喷发动机完成飞行任务。

零长发射如图3.19所示。

图3.19 零长发射

无人机安装在轨道式发射装置上，在压缩空气、橡皮筋或液压等弹射装置作用下起飞，无人机飞离发射装置后，在主发动机作用下完成飞行任务。例如，英国的“不死鸟”在液压弹射器作用下从车载斜轨上发射；法国的“玛尔特”MKII 在弹簧索弹射装置作用下从斜轨上发射；比利时的“食雀鹰”在自带的M3 型火箭助推器作用下从2.5m 短轨上发射。

弹射式发射如图3.20所示。

图3.20 弹射式发射

这种起飞方式与有人机相似，所不同的是：①有些无人机采用可弃式起落架， 在无人机滑跑起飞后，起落架便被扔下，回收无人机时，采用别的方式；②大多数无人机，尤其是轻、微型无人机，采用固定起落架，航程较远和飞行时间较长的大、小型无人机采用可收放起落架；③起飞滑跑跑道短，对跑道的要求也不如有人机那样苛求，例如，美国的“秃鹰”、巴西的BQM-1BR 采用可弃式起落架。

起落架滑跑起飞如图3.21所示。

图3.21 起落架滑跑起飞

无人机由有人机(固定翼飞机或旋翼式直升机)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。固定翼母机携带无人机，一般采用翼下悬挂或机腹半隐蔽式携带方式，直升机一般由机身两侧携带无人机。例如，意大利的 “米拉奇”100由Agusta A109 直升机空中发射，美国的154型由DC-130 “大力神” 母机携带，进行空中发射。目前正在研究由无人机作母机，空中发射无人机的方式。

母机空中发射无人机如图3.22所示。

图3.22 母机空中发射

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。德国KDAR 无人机用单室式发射装置发射。多室式发射装置含有多个发射室，每室内有1架无人机，安置在室内发射轨道上，室内还配备有动力设备和电子设备。发射时，靠室内动力设备开启室门，推出轨道，调整发射角度后，可按先后次序发射每个室内的无人机或成组发射无人机，也可同时齐发无人机。例如，美国的“勇士”200采用一种国际标准尺寸2.44m×2.44m× 6.1m 的容器式发射装置，此装置可装15架无人机。德国的DAR 采用车载多室式发射装置，该装置可装20架DAR无人机。

容器式发射如图3.23所示。

图3.23 容器式发射

垂直起飞方式有两种类型：

1)旋翼垂直起飞

这种起飞方式的特点是以旋翼作为无人机的升力工具，旋转旋翼使无人机垂直起飞。如，单旋翼尾桨式(如美国的ARC003)、 共轴式(如加拿大的 CL-227 “哨兵”、美国的QH-50)。 由于这种起飞方式不受场地面积与地理条件的限制，所以适用范围广。

无人机在旋翼机舰上垂直起飞，如图3.24所示。

图3.24 在旋翼机舰上垂直起飞

2)固定翼垂直起飞

固定翼无人机垂直起飞有两种情况。 一种是飞机在起飞时，以垂直姿态安置在发生场上，由飞机尾支座支撑飞机，在机上发动机作用下起飞。例如，美国的 XBQM-108A无人机，它保留普通起落架装置，机尾有尾支座，可采用起落架滑跑方式起飞，也可以垂直姿态起飞。另一种是在机上配备垂直起飞用发动机，在该发动机推力作用下，飞机垂直起飞。例如，美国格鲁门公司设计的754型无人机， 机上装有两种发动机， 一种是巡航用涡轮风扇发动机，它沿无人机纵轴方向安装于机下发动机短舱内；另一种是起飞(着陆)用涡轮喷气发动机，装于机身内重心处。发动机轴线相对于飞机垂直线前倾20°,涡轮喷气发动机只在无人机起飞 (着陆)阶段工作30秒钟左右，由它提供85%的垂直起飞升力，由涡轮风扇发动机提供15%的垂直起飞升力，在这两种发动机的作用下，飞机垂直起飞(着陆)。

固定翼无人机垂直起飞如图3.25所示。

图3.25 固定翼无人机垂直起飞

无人机的回收方式可归纳为伞降回收、空中回收、起落架滑跑着陆、拦阻网回收、气垫着陆和垂直着陆回收等类型。有些无人机采用非整机回收，这种情况

通常是回收任务设备舱，飞机其他部分不回收。例如，美国的D-21/GTD-21B在完成飞行任务后，其任务设备舱被弹射出机体，由C-130飞机空中回收。有些小型无人机在回收时不用回收工具而是靠机体某部分直接触地回收飞机，采用这种简单回收方式的无人机通常是机重小于10kg, 最大特征尺寸在3.5m 以下。例如，英国的 UMACII飞翼式无人机，完成任务后靠机腹着陆回收。

这是一种较普通的回收方式。降落伞由主伞和减速伞(也称阻力伞)二级伞组成。当无人机完成任务后，地面站发遥控指令给无人机，使发动机慢车，飞机减速，降高。到达合适飞行高度和速度时，开减速伞，使飞机急剧减速，降高， 此时发动机已停车；当无人机降到某飞行高度和速度时，回收控制系统发出信号， 使主伞开伞，先呈收紧充气状态，过了一定时间，主伞完全充气；无人机悬挂在主伞下慢慢着陆，机下触地开关接通，使主伞与无人机脱离。这是对降落伞回收过程最简单的描述，省略了中间环节和过程。为尽量减少无人机回收后的损伤， 特别是为保护机载任务设备，有些无人机还在机体触地部位安装减震装置，充气袋是一种常用的减震装置。同时还要考虑到机体着地部位要尽可能远离任务设备舱。例如，加拿大的CL-89, 回收时，无人机上下翻转180°,使机腹在上，机背在下，机背前后的着陆气包着地，吸收撞击能量，保护机腹内的任务设备。有些无人机机体着地部分被设计成较脆弱的部件，当做飞机着地的减震装置。例如，英国的“不死鸟”在回收开伞后翻转180°,机腹朝上，机背向下，机背整流罩较脆弱，允许着地时被压扁，吸收着地撞击力，保护机腹的任务设备短舱。

无人机的伞降回收方式如图3.26所示。

图3.26 伞降回收

用有人机在空中回收无人机的方式目前只在美国使用。采用这种回收方式， 在有人机上必须有空中回收系统，在无人机上除了有阻力伞和主伞之外，还需有钩挂伞、吊索和可旋转的脱落机构。其简单回收过程如下：地面站发出遥控指令，阻力伞开伞，同时使发动机停车，当无人机在阻力伞作用下降到一定高度和一定速度时，回收控制系统发出开主伞控制信号，打开钩挂伞和主伞，主伞先呈收紧充气状态，不久，就完全充气；此时钩挂伞高于主伞，钩挂伞下面的吊索保证指向主伞前进的方向，在吊索上安装指示方向的风向旗，使有人机便于辨认和钩住钩挂伞。这时，有人机逆风进入，钩住无人机钩挂伞与吊索，当无人机被钩住时，主伞自动脱离无人机，有人机用绞盘绞起无人机，空中悬挂运走。这种回收方式不会损伤无人机。但是为回收无人机要出动有人机，费用高；在回收时要求有人机驾驶员有较高的驾驶技术；受天气与风情影响大，加上伞的性能无法事先估计，其回收的可靠性低。随着回收技术的提高，回收的可靠性将会提高。例如，美国的“火蜂”Ⅱ用空中回收方式，在回收时，直升机钩挂高于主伞 24.08m 的钩挂伞。

3.起落架滑跑着陆

这种回收方式与有人机相似，不同之处是：①对跑道要求不如有人机苛刻。 ②有些无人机的起落架局部被设计成较脆弱的结构，允许着陆时撞地损坏，吸收能量。例如英国的“大鸭”I,这是一种机重15kg, 翼展2.70m、 机长2.10m 的小型无人机，机身下有着陆滑橇，机翼有翼尖滑橇，翼尖滑橇较脆弱，回收时允许折断，以吸收撞击力。③为缩短着陆滑跑距离，有些无人机例如以色列的“先锋”、“猛犬”、“侦察兵”等在机尾装尾钩，在着陆滑跑时，尾钩钩住地面拦截绳， 大大缩短了着陆滑跑距离。

用拦阻网系统回收无人机是目前世界小型无人机较普遍采用的回收方式之一。 拦阻网系统通常由拦阻网、能量吸收装置和自动引导设备组成。能量吸收装置与拦阻网相连，其作用是吸收无人机撞网的能量，免得无人机触网后在网上弹跳不停，以致损伤。自动引导设备一般是一部置于网后的电视摄像机，或是装在拦阻网架上的红外接收机，由它们及时向地面站报告无人机返航路线的偏差。

用拦阻网回收无人机如图3.27所示。

图3.27 拦阻网回收

当无人机返航时，地面控制站要求无人机以小角度下滑，最大速度不得超过 120km/h, 操纵人员通过电视监视器监视无人机飞行，并根据地面电视摄像机拍摄

的图像，或红外接收机接收到的无人机信号，确定返航路线的偏差，然后半自动

地控制无人机，修正飞行路线，使之对准地面摄像机的瞄准线，飞向拦阻网。无人机触网时的过载通常不能大于6g, 以免拦阻网遭到较大损坏。例如，以色列的 “侦察兵”、美国的“苍鹰”等都用拦阻网回收。

“天钩”回收和拦阻网回收功能相似，回收时控制无人机飞向绳索，利用无人机翼尖的挂钩钩住绳索回收。美国的“扫描鹰”无人机便采用此种回收方式。用 “天钩”回收无人机如图3.28所示。

图3.28 “天钩”回收

20世纪70年代出现了气垫车、气垫船，它们利用气垫效应离开地面或水面腾空行驶。无人机气垫着陆的工作原理是一样的。在无人机的机腹四周装上"橡胶裙边”,中间有一个带孔的气囊，发动机把空气压入气囊，压缩空气从囊孔喷出， 在机腹下形成高压空气区——气垫，气垫能够支托无人机贴近地面，而不与地面发生猛烈撞击。20世纪70年代中期，美国用澳大利亚的“金迪维克”无人机作为气垫着陆的研究机，进行气垫着陆项目试验研究，取得较大成绩。气垫着陆的最大优点是，无人机能在未经平整的地面、泥地、冰雪地或水上着陆，不受地形条件限制。此外，不受无人机大小、重量限制，且回收率高，据说可以达到1分钟1 架次，而空中回收则是1小时1架次。

垂直着陆回收方式只需小面积回收场地，因不受回收区地形条件的限制而特别受到军方青睐。

这种回收方式有两种类型：

(1)旋翼航空器垂直着陆

这种着陆方式的特点是以旋翼旋转作为获取升力的来源，操纵旋翼的旋转速度，使无人机垂直着陆。

(2)固定翼垂直着陆

此种垂直着陆方式的特点是以发动机推力直接抵消重力。这种着陆方式又可分成两类： 一是在无人机上配备着陆时用的专用发动机，着陆时，控制机上的主发动机和专用发动机的油门，使其在主发动机推力的垂直分力和专用发动机推力的共同作用下， 减速、垂直着陆；二是在回收时成垂直姿态，在发动机推力的垂直分力作用下，减速、垂直

图3.29 固定翼垂直着陆着陆。

固定翼垂直着陆如图3.29 所示。

飞行所处的大气是环绕地球并贴近其表面的一层空气包层。它是地球的相当重要的一个组成部分，就像海洋或者陆地一样。然而，空气不同于陆地和水是因为它是多种气体的混合物。它具有质量，也有重量，和不确定的形状。

空气像其他任何流体一样，由于分子内聚力的缺乏，当受到非常微小的压力时就会流动和改变它的形状。例如，气体会充满任何装它的容器，膨胀和传播直到其外形达到容器的限制。

大气的组成包括78%的氮气，21%的氧气以及1%的其他气体，如氩气和氦气。 由于部分元素比其他气体重，较重的气体如氧气有个天然的趋势，会占据地球的表面。而较轻的气体会升到较高的区域。这就解释了为什么大多数氧气包含在 35000ft高度以下。

因为空气有质量也有重量，所以它是一个物体。作为一个物体，科学定律也会对气体起作用。气体驻留于地球表面之上，它有重量，在海平面上产生的平均压力为每平方英寸14.7磅，或者29.92英寸水银柱高度。由于其浓度是有限的， 在更高的高度上，那里的空气就更加稀薄。由于这个原因，18000ft 高度的大气重量仅仅是海平面上的一半。

在讨论大气中的气象现象及天气过程时，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。

干洁空气是构成大气的最主要部分， 一般意义上所说的空气，就是指这一部分。干洁空气主要由氮气和氧气构成，其体积分别占整个干洁空气的78%和21%。 余下的1%由其他几种气体构成，这些气体称为痕量气体，如二氧化碳、臭氧、氩气、氖气等。干洁空气的这一比例在50km高度以下基本保持不变。

在构成干洁空气的多种成分中，对天气影响较大的是二氧化碳和臭氧。除臭氧之外，大气中各种成分的气体几乎不直接吸收太阳辐射，大量的太阳辐射可穿过大气层到达地面，使地面增温。它对地球具有“温室效应”的作用，二氧化碳基本上不直接吸收太阳短波辐射，而地面受热后放出的长波辐射却能被二氧化碳吸收，这样热量就不能大量向外层空间散发，对地球起到了保温作用。二氧化碳主要来自于有机物的腐烂、工业生产排放的废气、动物的呼吸等。现代社会工业生产和人类生活污染的不断增加，使大气中的二氧化碳越来越多，对大气温度的影响已引起了人们的关注。气温变化会对天气、气候变化产生一系列重大影响， 对飞行气象条件也会产生相应的影响。

臭氧能强烈吸收太阳紫外线，它是氧分子在太阳辐射作用下离解为氧原子， 氧原子再和别的氧分子结合而形成的。在海拔15～50km的高度上，是一个臭氧含量相对集中的层次，称为臭氧层。臭氧层通过吸收太阳紫外辐射而增温，改变了大气温度的垂直分布。同时，这也使地球生物免受过多紫外线的照射。由于汽车、 飞机及其他工业生产等大量废气的排放，臭氧层已遭到一定程度的破坏，科学家已观测到南极上空的臭氧空洞，即臭氧层遭到破坏后出现的臭氧减少或消失。这对地球上的天气、气候、生物等都可能产生长久的影响。

地表和潮湿物体表面的水分蒸发进入大气就形成了大气中的水汽。大气中的水汽含量平均约占整个大气体积的0~5%,并随着高度的增加而逐渐减少，在离地 1.5~2km 高度上，水汽含量约为地面的一半，5km 高度上仅为地面的1/10。水汽的地理分布也不均匀，水汽含量(按体积比)平均为：从极区的0.2%到热带的 2.6% ,干燥的内陆沙漠近于零，而在温暖的洋面或热带丛林地区可达3%~4%。 水汽是成云致雨的物质基础，因此大多数复杂天气都出现在中低空，高空天气往往很晴朗。水汽随大气运动而运动，并可在一定条件下发生状态变化，即气态、 液态和固态之间的相互转换。这一变化过程伴随着热量的释放或吸收，如水汽凝结成水滴时要放出热量，放出的热量称为凝结潜热。反之，液态的水蒸发成水汽时要吸收热量。水汽直接冻结成冰的过程叫凝华，而冰直接变成水汽的过程叫升华。

大气循环如图4.1所示。

云降水(雨或雪)散发海面蒸发画位诫海洋陆面蒸发地下径

图4.1 大气循环

在大气中运动的水汽，通过状态变化传输热量，如甲地水汽移到乙地凝结， 或低层水汽上升到高空凝结，就把热量从一个地方带到了另一个地方。热量传递是大气中的一个重要物理过程，与气温及天气变化关系密切。

大气杂质又称为气溶胶粒子，是指悬浮于大气中的固体微粒或水汽凝结物。 固体微粒包括烟粒、盐粒、尘粒等。烟粒主要来源于物质燃烧，盐粒主要是溅人空中的海水蒸发后留下的盐核，而尘粒则是被风吹起的土壤微粒和火山喷发后在空中留下的尘埃。水汽凝结物包括大气中的水滴和冰粒。在一定的天气条件下， 大气杂质常聚集在一起，形成各种天气现象，如云、雾、雨、雪、风沙等，它们使大气透明度变差，并能吸收、散射和反射地面和太阳辐射，影响大气的温度。 此外，固体杂质还可充当水汽的凝结核，在云、雾、降水等的形成过程中起着重要的作用。

整个大气层具有相当大的厚度，从垂直方向看，不同高度上的空气性质是不同的，但在水平方向上空气的性质相对一致，即大气表现出一定的层状结构。这一结构可通过对大气进行分层来加以描述。

大气分层如图4 . 2所示。

射流、晴空乱流

图4.2 大气分层

大气分层的主要依据是气层气温的垂直分布，通常在处理时将温度随高度的改变看作是均匀的。在实际运用中，通常使用气温的垂直递减率(单位为 ℃/100m)。

1)对流层

对流层因为空气有强烈的对流运动而得名，它的底界为地面，上界高度随纬度、季节、天气等因素而变化。平均而言，低纬度地区(南北纬30°之间)上界高度为17~18km, 中纬度地区(纬度30°~60°)为10~12km, 高纬度地区(纬度在 60°以上)为8~9km。同一地区对流层上界高度是夏季大于冬季，此外，天气变化对对流层的厚度也有一定影响。

对于整个大气层来说，对流层是很薄的一层，但由于大气是下密上疏的，所以对流层集中了约75%的大气质量和90%以上的水汽，云、雾、降水等天气基本上都出现在这一层，飞机也主要在这一层中飞行。对流层有以下三个主要特征。

气温随高度升高而降低。对流层大气热量的直接来源主要是空气吸收地面发出的长波辐射，靠近地面的空气受热后热量再向高处传递，因此在对流层气温普遍随高度升高而降低，高山常年积雪就是这个道理。根据实际探测，对流层中的

平均气温垂直递减率为0.65℃/100m。利用这一数值，如果已知某地地面气温，可以大致推算出该地某个高度上的气温。

在对流层中，虽然气温的普遍分布随高度升高而降低，但有时候也会出现气温随高度的升高而升高或者在一段高度内气温保持恒定的情况，我们称为逆温层或者同温层。

气温、湿度的水平分布很不均匀。对流层与地面相接，其温、湿特性主要受地表性质的影响，故在水平方向上分布很不均匀。如南北空气之间明显的温差， 海陆之间空气的湿度差异等。

空气具有强烈的垂直混合。由于对流层低层的暖空气总是具有上升的趋势， 上层冷空气总是具有下沉的趋势，加之温度水平分布不均匀，因此对流层中空气多垂直运动，具有强烈的垂直混合。

在对流层中，按气流和天气现象分布的特点，可分为下、中、上三个层次： 对流层下层(离地1500m 高度以下)的空气运动受地形扰动和地表摩擦作用最大， 气流混乱；中层(摩擦层顶到6000m 高度)空气运动受地表影响较小，气流相对平稳，可代表对流层气流的基本趋势，云和降水大多生成于这一层；上层(从 6000m 高度到对流层顶)受地表影响更小，水汽含量很少，气温通常在0℃以下， 各种云多由冰晶或过冷水滴组成。在离地1500m 高度的对流层下层又称为摩擦层， 在1500m 高度以上，大气几乎不受地表摩擦作用的影响，故称为自由大气。

2)平流层

对流层之上是平流层。平流层范围从对流层顶到大约55km的高度上，现代大型喷气式运输机的高度可达到平流层低层。平流层中空气热量的主要来源是臭氧吸收太阳紫外辐射，因此平流层中气温随高度增高而升高，整层空气几乎没有垂直运动，气流平稳，故称之为平流层。平流层中空气稀薄，水汽和杂质含量极少， 只有极少数垂直发展相当旺盛的云才能伸展到这一层来，故天气晴朗，飞行气象条件良好。平流层大气受地表影响极小，空气运动几乎不受地形阻碍及扰动，因此气流运动，温、湿分布也比对流层有规律得多。

对流层与平流层之间的过渡气层叫对流层顶，它的作用就像一个盖子，阻挡了下层水汽、杂质的向上扩散，使得对流层顶上、下的飞行气象条件常有较大差异。平流层以上各层与航空活动关系不大，故不再讨论。

表示大气状态的物理量和物理现象通称为气象要素。气温、气压、湿度等物理量是气象要素，风、云、降水等天气现象也是气象要素，它们都能在一定程度

上反映当时的大气状况。其中气温、气压和空气湿度，也称为三大气象要素。

气温是表示空气冷热程度的物理量，它实质上是空气分子平均动能大小的宏观表现。一般情况下我们可将空气看作理想气体，这样空气分子的平均动能就是空气内能，因此气温的升高或降低，也就是空气内能的增加或减少。气温通常用三种温标来度量，即摄氏温标(℃)、华氏温标 (F) 和绝对温标 (K)。 摄氏温标将标准状况下纯水的冰点定为0℃,沸点定为100℃,其间分为100等分，每一等分为1℃。华氏温标是将纯水的冰点定为32F, 沸点定为212°F, 其间分为180 等分，每一等分为1F, 可见 1 ℃ 与 1F 是不相等的。将摄氏度换算为华氏度的关系式为：

实际大气中，气温变化的基本方式有气温的非绝热变化和绝热变化两种。

非绝热变化是指空气块通过与外界的热量交换而产生的温度变化。气块与外界交换热量的方式主要有以下几种。

辐射是指物体以电磁波的形式向外放射能量的方式。所有温度不低于绝对零度的物体，都要向周围放出辐射能，同时也吸收周围的辐射能。物体温度越高， 辐射能力越强，辐射的波长越短。如物体吸收的辐射能大于其放出的辐射能，温度就要升高，反之则温度降低。

大气系统热量的主要来源是吸收太阳辐射(短波)。当太阳辐射通过大气层时，有24%被大气直接吸收，31%被大气反射和散射到宇宙空间，余下的45%到达地表。地面吸收其大部分后，又以反射和辐射(长波)的形式回到大气中，大部分被大气吸收。同时，大气也在不断地放出长波辐射，有一部分又被地表吸收。 这种辐射能的交换情况极为复杂，但对大气层而言，对流层热量主要直接来自地面长波辐射，平流层热量主要来自臭氧对太阳紫外线的吸收。因此，这两层大气的气温分布有很大差异。总的来说，大气层白天由于太阳辐射而增温，夜间由于向外放出辐射而降温。

乱流是空气无规则的小范围涡旋运动，乱流使空气微团产生混合，气块间热量也随之得到交换。摩擦层下层由于地表的摩擦阻碍而产生扰动，以及地表增热不均而引起空气乱流，是乱流活动最强烈的层次。乱流是这一层中热量交换的重要方式之一。

水相变化是指水的状态变化，水通过相变释放热量或吸收热量，引起气温

变化。

传导是依靠分子的热运动，将热量从高温物体直接传递给低温物体的现象。 由于空气分子间隙大，通过传导交换的热量很少，仅在贴地层中较为明显。

绝热变化是指空气块与外界没有热量交换，仅由于其自身内能增减而引起的温度变化。例如，当空气块被压缩时，外界对它做的功转化成内能，空气块温度会升高；反之，空气块在膨胀时温度会降低。飞机在飞行中，其机翼前缘空气被压缩而增温，后缘涡流区空气因膨胀而降温，这对现代高速飞机来说是非常明显的。实际大气中，当气块做升降运动时，可近似地看作绝热过程。气块上升时， 因外界气压降低而膨胀，对外做功耗去一部分内能，温度降低，气块下降时则相反，温度升高。

气块在升降过程中温度绝热变化的快慢用绝热直减率来表示。绝热直减率表示在绝热过程中，气块上升单位高度时其温度的降低值(或下降单位高度时其温度的升高值)。气块在升降过程中温度的绝热变化过程有两种情况，即伴随水相变化的绝热过程和不伴随水相变化的绝热过程。

引起空气温度变化的绝热因素与非绝热因素常常是同时存在的，但因条件不同而有主次之分，当气块做水平运动或静止不动时，非绝热变化是主要的；当气块做垂直运动时，绝热变化是主要的。

以上的讨论主要是针对某一块空气而言的。而对某一地点的气温(又称局地气温)来说，其变化除了与那里的气块温度的绝热和非绝热变化有关外，还与不同温度气块的移动有关。

气压即大气压强，是指与大气相接触的面上，空气分子作用在每单位面积上的力。这个力是由空气分子对接触面的碰撞而引起的，也是空气分子运动所产生的压力。常用的度量气压的单位有百帕 (hPa) 和毫米汞柱 (mmHg)。

1hPa =100 N/m²=0.75mmHg

在大气处于静止状态时，某一高度上的气压值等于其单位水平面积上所承受的上部大气柱的重量。随着高度增加，其上部大气柱越来越短，且气柱中空气密度越来越小，气柱重量也就越来越小。

航空上常用的几种气压有本站气压、修正海平面气压、场面气压和标准海平面气压。

本站气压是指气象台气压表直接测得的气压。由于各测站所处地理位置及海拔高度不同，本站气压常有较大差异。

修正海平面气压是由本站气压推算到同一地点海平面高度上的气压值。运用修正海平面气压便于分析和研究气压水平分布情况。海拔高度大于1500m 的测站不推算修正海平面气压，因为推算出的海平面气压误差可能过大，失去意义。

场面气压是指场面着陆区(跑道入口端)最高点的气压。场面气压也是由本站气压推算出来的。飞机起降时为了准确掌握其相对跑道的高度，就需要知道场面气压。场面气压也可由机场标高点处的气压代替。

标准海平面气压是大气处于标准状态下的海平面气压，其值为1013.25hPa 或 760mmHg。海平面气压是经常变化的，而标准海平面气压是一个常数。

飞机飞行时，测量高度多采用无线电高度表和气压式高度表。无线电高度表所测量的是飞机相对于所飞越地区地表的垂直距离。无线电高度表能不断地指示飞机相对于所飞越地表的高度，并对地形的任何变化都很“敏感”,这既是很大的优点，又是严重的缺点。如果在地形多变的地区上空飞行，飞行员试图按无线电高度表保持规定飞行高度，飞机航迹将随地形起伏。而且，如果在云上或有限能见度条件下飞行，将无法判定飞行高度的这种变化是由于飞行条件受破坏造成的， 还是由于地形影响引起的。这样就使无线电高度表的使用受到限制，因而它主要用于校正仪表和在复杂气象条件下着陆使用。

气压式高度表是主要的航行仪表。它是一个高度灵敏的空盒气压表，但刻度盘上标出的是高度，另外有一个辅助刻度盘可显示气压，高度和气压都可通过旋钮调定。高度表刻度盘是在标准大气条件下按气压随高度的变化规律而确定的， 即气压式高度表所测量的是气压，根据标准大气中气压与高度的关系，就可以表示高度的高低。

从前面我们已经知道，大气中含有水汽，大气中的水汽含量随时间、地点、 高度、天气条件是在不断变化的。空气湿度就是用来度量空气中水汽含量多少或者空气干燥潮湿程度的物理量。

相对湿度为常用湿度的表示方法。

相对湿度定义为空气中的实际水汽压与同温度下的饱和水汽压的百分比，即：

相对湿度的大小直接反映了空气距离水汽饱和状态的程度。相对湿度越大， 说明空气中的水汽越接近饱和。相对湿度的大小取决于两个因素： 一是空气中的水汽含量。水汽含量越多，水汽压越大，相对湿度越大。另一个因素是温度。在

水汽含量不变的情况下，温度升高，饱和水汽压增大，相对湿度减小。

当空气中水汽含量不变且气压一定时，气温降低到使空气达到水汽饱和的温度，称为露点。

气压一定时，露点的高低只与空气中的水汽含量的多少有关系，水汽含量越多，露点温度越高，露点温度的高低反映了空气中水汽含量的多少。

当空气处于未饱和状态时，其露点温度低于气温，只有在空气达到饱和时， 露点温度才和气温相等。所以可以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。

露点温度的高低还与气压的大小有关。在水汽含量不变的情况下，气压降低时，露点温度也会随之降低。实际大气中作为上升运动的空气块， 一方面由于体积膨胀而绝热降温，另一方面由于气压的减小，其露点温度也有所降低，但气温降低速度远远大于露点温度的降低速度，因而空气块只要能上升到足够的高度就可以达到饱和(气温和露点趋于一致)。 一般而言，未饱和的空气每上升100m, 温度约下降1℃,而露点温度约下降0 . 2℃,因此气温露点差的减小速度约为 0.8℃/100m。

国内外多年来的飞行事故统计资料分析表明，由于气象因素造成的飞行事故占总事故数的30%~40%。按飞行各阶段划分，巡航阶段的飞行事故较少，其中约有一半与气象因素直接有关，主要是巡航途中遭遇恶劣天气；起飞和着陆阶段出现的事故最多，尤其是着陆，发生在机场周围的飞行事故约占总事故的90%。

在飞行各个阶段，影响飞行的主要天气不完全一样，可大致分为：

(1)起飞着陆阶段：侧风、阵风、下沉气流，风的垂直切变，下冲气流，视程障碍、雾、烟幕、雾霾、降雪、吹雪、沙尘暴、扬沙，低云、大雨，跑道积水、 积冰、积雪、霜。

(2)爬升、巡航、下滑阶段：云中湍流、晴空湍流、局部环流、地形波、低空急流、急流，雷暴、台风，积冰，沙尘暴、扬沙、浮尘。

(3)停场未入库阶段：雷暴、冰雹、龙卷风，阵风、山区下坡风、台风。

其他如航站站址的选择与建设，备降机场的配置、航线确定以及机场、航线的适航率和社会经济效益分析等，无不同天气条件密切相关， 一般属于航空气候的范围。

地球表面有一层厚厚的大气层， 由于地球引力的作用， 大气被 “ 吸 ” 向地球， 虽然空气很轻，但仍有重量，有了重量就产生了力量，它作用于物体的效果就是压力。著名的马德堡半球实验就证明了大气压的存在。可以说，大气压力是地球引力作用的结果。

大气压力通常以水银气压计的英寸汞柱 (in.Hg) 来度量。如图4.3所示，水银气压计通过测量玻璃管内水银柱的高度来度量大气压。一部分水银暴露在大气压下，大气对水银施加一个力。压力增加迫使管子里的水银上升；压力下降时， 水银柱的高度降低。此类气压计通常在实验室或者天气观测站使用，其缺点是不易运输， 读数困难。

在海平面的标准大气压下，空气的压力可以支撑 29.92in.Hg29.92in.Hg (760mm)海平面29.92 in.Hg=1013.2mbar (hPa)=14.7 IB/in²大气压强

图4.3 水银气压计

另一种无液气压计如图4.4所示。无液气压计有一个密封的容器，称为真空膜盒，它可以随着气压的变化缩短或伸长。真空膜盒用机械式铰链连接到压力指示器来提供压力读数。一架飞机的高度计的压力传感部分本质上就是一个无液气压计。需要注意的是，虽然无液气压计易于运输和读数，但因为它使用了机械式铰链，所以不如水银气压计准确。

图4 .4 无液气压计

实际大气状态是不断变化着的，而飞机的性能和某些仪表(高度表、空速表等)的示度，都与大气状态有关。为了便于比较飞机性能和设计仪表，必须以一定的大气状态为标准。

目前由国际民航组织统一采用的标准海平面大气压力定义为29.92in.Hg ( 气压1013.25hPa), 海平面温度为 5 9T(15℃), 海平面空气标准密度为 1.2250kg/m³。

大气测量的基本单位为帕斯卡 (Pa), 除此还有百帕 (hPa)、 毫巴 (mbar)。

其换算关系是：1mbar=1hPa=100Pa。 因此标准海平面大气压力也为1013.2mbar。 典型的毫巴压力读数范围从950至1040mbar。恒定压力图表和飓风压力报告是使

用毫巴来表示的。

国际标准与我国45°N地区的大气十分接近，低纬度则有较大偏差。国家标

准GB1920-80标准大气规定，取其30km 以下部分作为国家标准，其特性规定

如下：

(1)干洁大气，且成分不随高度改变，平均分子量为28.9644。

(2 ) 具有理想气体性质。

(3)标准海平面重力加速度g=9.80665m/s²。

(4)海平面绝对温度T=288.150 K=15℃,海平面空气密度p=1.2250kg/m³; 海平面气压P0=1013.25hPa=760mmHg=1 个大气压。

(5)在海拔11000m 以下，气温直减率为0.65℃/100m; 在11000～20000m, 气温不变，为-56.5℃;在20000~30000m, 气温直减率为-0.1℃/100m。

在大气处于静止状态时，某一高度上的气压值等于其单位水平面积上所能承受的上部大气柱的重量。随着高度增加，其上部大气柱越来越短，且气柱中空气密度越来越小，气柱重量也越来越小。随着海拔升高，空气变得稀薄，大气压力也随着降低，一般来说，高度每增加1000ft, 大气压力就会降低lin 水银柱高度。 分布于全球的气象站，为了提供一个记录和报告的标准，都会按照海拔高度每增加1000ft 就近似增加 lin 水银柱的规则将当地大气压转化为一个海平面压力。例如，一个位于海拔5000ft 的气象站，其水银柱读数为24.92in, 那么报告的海平面压力读数就是29.92in。使用公共的海平面压力读数可以帮助确保基于当前压力读数的飞机高度计的设定是准确的。

大气压力的降低对飞机性能有显著的影响。在较高的高度，伴随着降低的大气压力，起飞和着陆距离增加，爬升率也会减小。

当一架飞机起飞时，升力必须通过机翼周围的空气流动才能产生。如果空气稀薄，就需要更大的速度来获得足够的起飞升力，因此，地面滑跑距离就会更长。 一架飞机在海平面需要1000ft 的滑跑距离，在海平面5000ft 以上高度的机场将需要差不多两倍的滑跑距离。

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。对局部空气而言，气温变化幅度比气压变化幅度要大得多，因此空气密度变化主要由气温变化引起。

实际大气中通常含有水汽，由于水的分子量(18)比空气平均分子量(约为 29)要小很多，因此水汽含量不同的空气，密度也不一样，水汽含量越大，空气密度越小。暖湿空气的密度要比干冷空气的密度小得多。

飞机的飞行性能主要受大气密度的影响。如当实际大气密度大于标准大气密度时，一方面空气作用于飞机上的力要加大，另一方面发动机功率增大，推力增大。这两方面作用的结果就会使飞机飞行性能变好，即最大平飞速度、最大爬升

率和起飞载重量会增大，而飞机起飞、着陆滑跑距离会缩短。当实际大气密度小于标准大气密度时，情况相反。

大气对流运动是由于地球表面受热不均引起的。空气受热膨胀上升，受冷则

下沉，进而产生了强烈而比较有规则的升降运动。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。

假定地球不自转，地球表面性质一样，对流层低纬度温度高，高纬度温度低， 使得空气在赤道地区上升，极地地区下沉。在南北温差作用下，高空为赤道吹向极地；在气压梯度力的作用下，低层从极地吹向赤道。构成的直接热力环流图如图4 . 5所示。

图4.5 直接热力环流图

然而，地球自转产生的地球自转偏向力对风向产生了影响。以北半球为例， 地球自转偏向力使得空气向右偏转，偏转的程度根据纬度的不同而变化，在极地

最大，在赤道降低为零。

地球的自转速度导致每个半球上整体的气流分开成三个明显的气流单元，如图4.6所示。在北半球，赤道地区的暖空气从地表向上升起，向北流动，同时因地球的自转而向东转向。当它前进到从赤道到北极距离的1/3时，它不再向北流动， 而是向东流动。这时空气会在大约北纬30°的带状区域变冷下降，导致它向地表下降的区域成为一个高压区域。然后它沿着地表向南回流向赤道。地球自转偏向力使得气流向右偏转，因此在北纬30°到赤道之间产生了东北方向的信风。类似的力产生了30°到60°范围内以及60°到极地地区的围绕地球的循环单元。

30°N

0°

30°S

60°N

60°S

图4.6 三圈经向环流

循环模式由于季节变化、大陆和海洋的表面差异以及其他因素而变得更加复杂。地球表面的地形产生的摩擦力也会改变大气中空气的运动。距地表2000ft 内， 地表和大气之间的摩擦力使流动的空气变慢。因为摩擦力减小了地球自转偏向力， 使得风从它的路径转向。这就是为什么在地表的风向稍微不同于地表之上几千英尺高度的风向的原因。

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。实际大气中， 对流冲击力的形成有热力和动力两种原因，它们产生的对流分别称为热力对流和动力对流。

热力对流冲击力是由地面热力性质差异引起的。

白天，在太阳辐射作用下，山岩地、沙地、城市地区比水面、草地、林区、

农村升温快，其上空气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。天气越晴朗，太阳辐射越强，这种作用越明显。

夜晚情形正好相反。山岩地、沙地等地面降温快，其上空气冷却收缩，产生下沉

运动，天气越晴朗，这种作用越明显。

动力对流冲击力是由于空气运动时受到机械抬升作用而引起的，如山坡迎风面对空气的抬升，气流辐合辐散时造成的空气升降运动等，都属于动力对流冲击力。

对流气流可导致飞机颠簸。在温暖的天气，飞行在较低高度，有时会遇上湍流空气。因为低高度飞越不同的地表时，上升气流很可能发生在路面和荒地上空， 下降气流经常发生在水体或者类似成片树林的广阔植被区域之上。 一般的，这些湍流环境可以通过飞在更高的高度来避免，甚至是飞在积云层之上，如图4.7 所示。

图4.7 高空飞行可避免飞机颠簸

对流气流在大陆直接和一大片水体相邻的区域特别明显，例如海洋、大的湖

泊。在白天，陆地比水受热更快，所以陆地之上的空气变得更热，密度更低。它

上升且被更冷的来自水面上的稠密空气取代。风从海洋吹向陆地，称为海风 (Sea Breeze)。相反，在夜间风从陆地吹向海洋，产生陆风 (Land Breeze)。海陆风如图 4.8所示。

Cool

图 4 . 8 海陆风

接近地面的对流气流会影响飞行员控制飞机的能力。例如，在最后进近时， 来自全无植被的地形的上升气流有时会产生漂浮效应，导致飞行员飞过预期的着陆点。另一方面，在一大片水体或者稠密植被的区域之上进近会趋于产生一个下沉效应，导致不警惕的飞行员着陆在不到预期的着陆点。图4.9为接近地面的对流对飞行的影响。

Cool

Air

图 4 . 9 接近地面的对流对飞行的影响

因为空气总是寻找低压区域，所以气流会从高压区域向低压的区域流动。在

北半球，从高压向低压区域流动的空气向右偏转，产生一个绕高压区域的顺时针循环，称为反气旋循环。而向低压区域流动的空气因偏转产生一个逆时针循环，

称为气旋循环。高压系统一般是干燥稳定的下降空气的区域，形成晴朗的天气。

相反地，空气流进低压区域会取代上升的空气，这时空气会趋于不稳定，通常会

带来云量和降水量的增加，因此，多造成坏天气。

对高低压风模式的良好理解对制订飞行计划有很大的帮助，因为飞行员可以

利用有利的顺风，如图4.10所示。当计划一次从西向东的飞行时，沿高压系统的

北边和低压系统的南边将会遇到有利的风向。在返程飞行中，最有利的风向将是同一高压系统的南边或者低压系统的北边。一个额外的好处是能够更好地把握在一个给定区域沿着基于高低压占主导的飞行路线上可以预期什么样的天气。

图4. 10 借助高压系统有利风飞行

地面上障碍物影响风的流向。地面的地形和大的建筑物会分散风的流向，产生会快速改变方向和速度的阵风。这些障碍物包括人造建筑物如飞机棚等，大的

自然障碍物如山脉、峭壁或者峡谷等。当飞进或者飞离靠近这些障碍物的飞机场

时，飞行员需要高度警惕。如图4.11所示。

图4.11 地表障碍物造成的湍流影响飞机飞行

和地面建筑物有关的湍流强度依赖于障碍物的大小和风的基本速度。这会影响任何飞机的起飞和着陆性能，也会引发非常严重的危险。在飞行的着陆阶段， 飞机可能由于湍流空气而下降，导致飞得太低而不能飞越进近时的障碍物。在山地区域时，这种情况甚至更加明显，如图4.12所示。风沿着迎风侧平稳地向上流动，上升的气流会帮助飞机飞越山脉的顶峰，而背风侧的效果则不一样。当空气流在山的背风侧向下时，空气顺着地形的轮廓流动，湍流逐渐增加。这就趋向于把飞机推向山的一侧。风越强，向下的压力和湍流就变得越强烈。

图4.12 山区湍流对飞机飞行的影响

由于在山谷或者峡谷中地形对风的影响，强烈的向下气流可能相当严重。因此，建议谨慎的驾驶员寻找一位合格的山地飞行指导员，在多山的地形或者靠近多山地区飞行前对山地进行调查。

大气稳定度指整层空气的稳定程度，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，产生向上或向下运动时， 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。

大气稳定度对于形成云和降水有重要作用。有时也称大气垂直稳定度。

简而言之，空气受到垂直方向扰动后，大气层结(温度和湿度的垂直分布) 使该空气团具有返回或远离原来平衡位置的趋势和程度。

气温对飞行直接或间接的影响是多方面的。

第一，气温高低，影响飞机滑跑距离。气温高时，空气密度小， 一方面使发动机推力或螺旋桨拉力减小，飞机增速慢；另一方面，使飞机的升力减小，要求飞机的离地速度增大，所以飞机起飞的滑跑距离要长一些。反之，气温低时，空气密度大，飞机增速快，飞机升力增大，因此起飞的滑跑距离就短一些。

同样道理，飞机着陆时的滑跑距离也受气温影响，气温高时，空气密度小， 阻力小，飞机减速慢，滑跑距离增加；反之，气温低时，则滑跑距离缩短。

第二，气温对飞机平飞的最大速度也有影响。气温低时，空气密度大，飞机发动机的推力增大，空气的阻力也增加，但阻力增加数值不及推力增大数值，综合结果还是使平飞最大速度增加；相反，飞机在超音速和低速飞行时，气温升高， 平飞最大速度则会减小。

第三，气温高低影响飞机空速表和高度表的示数。飞机上使用的空速表和高度表是根据标准密度和标准气压设计的。在纬度45°处的海平面上，气压为 760mmHg, 气温为15°时，所对应的密度为1.225g/m³, 此密度称为标准密度，此气温称为标准气温。当实际空气密度与标准密度不一致或者实际气温与标准气温不一致时，就会影响到空速表和高度表示数的精确程度。

第四，温度的变化常常引起各种天气变化，进而影响到飞行活动。温度的变化和由于地表性质不同而引起的温度分布不均，最容易形成小规模的地方性风， 这种小规模的地方性风常常引起低空风的突然变化，产生旋涡，这种旋涡将造成飞机颠簸甚至失速。

夜间温度降低，低层常常出现逆温，这是形成雾和烟幕的有利条件，雾和烟幕使飞机能见度变坏。

温度随高度的分布是决定大气稳定度和形成云、雷雨的重要条件。云和雷雨以及大气不稳定而出现的晴空对流，是影响飞机甚至危及安全的天气现象。

相对湿度，指空气中水汽压与饱和水汽压的百分比。湿空气的绝对湿度与相同温度下可能达到的最大绝对湿度之比，也可表示为湿空气中水蒸气分压力与相同温度下水的饱和压力之比。它反映了降雨、有雾的可能性。

露点温度指空气在水汽含量和气压都不改变的条件下，冷却到饱和时的温度。 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温度。露点温度本是个温度值，可为什么用它来表示湿度呢?这是因为，当空气中水汽已达到饱和时， 气温与露点温度相同；当水汽未达到饱和时，气温一定高于露点温度。所以露点与气温的差值可以表示空气中的水汽距离饱和的程度。在100%的相对湿度时，周围环境的温度就是露点温度。露点温度越小于周围环境的温度，结露的可能性就越小，也就意味着空气干燥时，露点不受温度影响，但受压力影响。当潮湿的不稳定空气上升时，云经常在温度和露点一致的高度形成。当升高时，不饱和空气冷却速度为每1000ft 5.4T,而露点温度降低速度为每1000ft 1F。这就导致了温度的收敛，即露点变化速度为每1000ft 4.4F。在报告的温度和露点数据上应用收敛速度来确定云底的高度。

空气中容纳水汽的数量随气温变化，气温越高，可以容纳的水汽就越多。在一定的温度下，当空气不能再容纳更多的水汽时，就成了饱和空气。饱和空气在

温度一定的条件下，单位体积空气中容纳水汽的数量有一定的限度，如果水汽含量未达到此限度，叫未饱和空气；如果水汽含量超过此限度，叫过饱和空气；如果水汽含量恰好达到这个限度，则叫饱和空气。从分子运动角度看，饱和空气是同一时间内逸出水面的水分子与落回水面的水汽分子恰好相等，水与水汽间达到平衡状态，蒸发停止，处于这种状态的空气称为饱和空气。

飞机外表面的冰霜雪等污染物会使飞机的外形发生变化，增加飞机重量，使飞机的外表面变得粗糙，增加阻力，减少升力。严重时会引起飞机失速和瞬间反常上仰，从而使操纵效能降低及起飞离地过程中出现非指令仰角变化和滚转，使飞行姿态难以控制，处置不当严重危及飞行安全。

雾是从地表开始50ft 内的云。它通常发生在接近地面的空气温度冷却到空气的露点时。这时，空气中的水蒸气凝结，变成雾这种可见的形式。雾是按照它形成的方式来分类的，且依赖于当前温度和空气中水蒸气的多少。

云是可见的指示物，而且通常也是将来天气的预示，如图4.13所示。对于云的形成，必须有足够的水蒸气和凝结核，以及空气可以冷却的一个方法。当空气冷却，到达它的饱和点，不可见的水蒸气变为可见的状态。机场上空高度较低的云会使飞行员看不清跑道，直接影响飞机的起降。其中，危害最大的云是对流云， 飞机一旦进入，易遭到电击，使仪表失灵，油箱爆炸，或者造成强烈颠簸、结冰， 使操纵失灵，发生飞行事故。

图4.13 云

气团是指气象要素(主要指温度和湿度)水平分布比较均匀的大范围的空气团。在同一气团中，各地气象要素的重点分布几乎相同，天气现象也大致一样。 气团的水平范围可达几千公里，垂直高度可达几公里到十几公里，常常从地面伸展到对流层顶。气团的分类方法主要有三种：一种是按气团的热力性质不同，划分为冷气团和暖气团；第二种是按气团的湿度特征的差异，划分为干气团和湿气团；第三种是按气团的发源地，常分为北冰洋气团、极地气团、热带气团、赤道气团。

大气处在不断的运动中，当气团在广阔的源地上取得与源地大致相同的物理

属性后，离开源地移至与源地性质不同的下垫面时，二者间又发生了热量与水分

的交换，则气团的物理属性又逐渐发生变化，这个过程称为气团的变性。

对于不同的气团来说，其变性的快慢是不同的。 一般说来，冷气团移到暖的

地区变性快，而暖的气团移到冷的地区变性慢。这是因为，当冷气团离开源地后，

气团低层要变暖、增温，逐渐趋于不稳定，对流易发展，能很快地把低层的热量

和水汽向上输送，所以，气团变性快；相反，当暖气团离开源地后，由于气团低层不断变冷，气团逐渐趋于稳定，对流不易发展，所以，气团变性较慢。

锋面是冷暖气团之间狭窄、倾斜的过渡地带，如图4.14所示。这个过渡带自

地面向高空冷气团一侧倾斜。因为不同气团之间的温度和湿度有相当大的差别，

而且这种差别可以扩展到整个对流层，当性质不同的两个气团，在移动过程中相

遇时，它们之间就会出现锋面。一般把锋面和锋线统称为锋。所谓锋，也可理解为两种不同性质的气团的交锋。由于锋两侧的气团在性质上有很大差异，所以锋附近空气运动活跃，在锋中有强烈的升降运动，气流极不稳定，常造成剧烈的天气变化。 因此，锋是重要的天气系统之一。锋面的长度与气团的水平距离大致相当，由几百

公里到几千公里，宽度比气团小得多，只有几十公里，最宽的也不过几百公里，垂

直高度与气团相当，几公里到十几公里。锋面也有冷暖、移动、静止之分。

暖锋是指锋面在移动过程中，暖空气推动锋面向冷气团一侧移动的锋，如图 4.15所示。暖锋过境后，暖气团就占据了原来冷气团的位置。暖锋多在我国东北地区和长江中下游活动，大多与冷锋连接在一起。暖锋过境时，温暖湿润，气温上升，气压下降，天气多转云雨天气。暖锋与冷锋相对，但比冷锋移动速度慢， 可能会导致出现连续性降水或雾。

暖锋与天气

图4.15 暖锋

冷气团主动向暖气团移动形成的锋称为冷锋，如图4.16所示。冷锋是我国最常见的一种锋，它可以活动于全国各地。但由于冷锋和高空槽的配置，移动快慢等不同，冷锋附近云和降水的分布也有明显的差别，有的主要出现在锋后，有的则主要出现在锋前。

强烈上升流把湿气带到很高的地方。 使湿气结成了冰高空强风把冰晶组成的云层顶端吹成尖锐的楔形(楔形即是上阔下锐的图形)

冲静道韩 1 2预报快速上升的暖气流空气变冷使得锋面后方的气压上升

20B巨大的积雨云210锋面过后较大的积云还是会

进中的沙冷的极地空

猛烈向划人 i 引发阵雨

的换空气巾

大都十分强烈冷风带上的地区都下着大雨

图4 . 16 冷锋

快速移动的冷锋受实际锋面后远处的强烈压力系统推动。地面和冷锋之间的摩擦力阻碍冷锋的运动，因此产生了一个陡峭的锋面。这种结果就产生了一个非常狭窄的天气带，集中在锋面的前沿。如果被冷锋压倒的暖空气是相对稳定的， 那么在锋面前方的一段距离内可能出现乌云密布的天空和下雨。如果暖空气不稳定，可能形成分散的雷暴和阵雨。沿锋面或锋面之前可能形成连续的雷暴雨带或者一条跑线。由于狂暴的雷暴是强烈且快速移动的，咆线对飞行员来说是严重的危险。在快速移动的冷锋之后，天空通常很快放晴，冷锋留下了狂暴的阵风和更冷的温度。

和暖锋一样，不是所有的冷锋都相同。向逼近的冷锋飞行，飞行员会遇到不同的状况。云层从高空分散逐渐向低空分散变化，大气压力不断下降，能见度降低。天气变化呈现多样性。在冷锋附近还可能出现雷暴和阵雨。但冷锋过后天气逐渐变好。所以飞行员需要使用基于锋面状况的知识，作出合理判断，远离锋面， 安全飞行。

冷锋和暖锋在特性上是非常不同的，相同的是每一锋面都有危险。它们在速度、结构、天气现象和预报方面都是变化多端的。冷锋，以每小时20~35英里的速度移动，相对于暖锋移动得更快，暖锋则以每小时10~25英里移动。冷锋也促使形成陡峭的锋面坡度。激烈的天气活动和冷锋有关，天气通常沿锋面边界出现， 而不是在前方。然而，跑线可以在夏季月份形成，远到在严重冷锋的前面200英里。暖锋产生低云幕高度、差的能见度和下雨，而冷锋产生突发的暴风雨、阵风、 紊流， 有时还有冰雹或者龙卷风。

6km暖空气冷空气600km暖空气流线冷锋冷空气流线暖锋冷空气900km6km

图4. 17 冷锋与暖锋的对比

冷锋快速来临而很少有迹象，甚至是没有警告的，它们可以在几个小时内引起天气完全变化。过后，天气很快放晴，无限能见度的干燥空气取代了原先的暖空气。另一方面，暖锋对它们的来临提供了提前的警告，可能要好几天才能经过一个地区。

冷锋过境的次数以冬季最为频繁。冷锋一般向南到东南方向移动。冷锋影响前，一般吹东南风或南到西南风，气压降低，湿度增大，气温较高；冷锋影响时，风向转偏北，气压逐渐升高，湿度减小，气温下降，一般会出现降水；冷锋过后，冷空气逐渐占据原来暖空气控制的地区，气温下降，气压上升，天气多转晴好。

风在锋面两侧有明显的逆向转变，即由锋后到锋前，风向呈逆时针方向变化，

形成锋面气旋。锋面气旋在我国春季最多，秋季较少。它是一个发展深厚的低气压系统，其中心气压低，四周气压高。空气从外围向中心流动，呈反时针方向旋转。所以，处于气旋前部(即东部)的地方，吹东南风；气旋后部(西部),吹西北风。气旋内部盛行辐合上升气流，能造成大片降雨区。因此，当连续吹东南风时，往往预示天气将要变坏。天气谚语说，“东南风雨祖宗，西北风一场空”和 “东风雨，西风晴”,这是有一定实际意义的。

当来自北方的冷气团和来自南方的暖气团两者势均力敌、强度相当时，它们的交锋区很少移动，这种锋面称为静止锋，如图4.18所示。

常常冷气团稍强时向南移一些，忽而暖气团强时向北推一些，使锋面呈现南北摆动的状况，也称准静止锋。春季、初夏(梅雨)和秋季的连阴雨天气和梅雨天气就是受静止锋影响而造成的。

图4.18 静止锋

由对流旺盛的积雨云引起的，伴有电闪雷鸣的局地风暴，称为雷暴。

1.雷暴形成的条件

雷暴是由强烈的积雨云产生的，形成强烈的积雨云需要三个条件：

(1)深厚而明显的不稳定气层；

(2)充沛的水汽；

(3)足够的冲击力。

雷暴产生之前，当地一般被暖湿空气所盘踞，所以常会感到闷热；雷暴发生时，积雨云中下沉的冷空气代替了原来的暖湿空气，所以温度骤然降低。夏季， 一次强的雷暴过程常可使气温下降10℃以上；随着雷暴远离当地，降水结束，气温又慢慢开始回升。

雷暴处于发展阶段时，地面气压持续下降，因为积雨云中上升气温使高层辐散大于低层辐合，云中水汽凝结释放的潜热使空气增温、气柱膨胀；到成熟阶段， 由于下降冷空气的出现，气压便突然上升，且在积雨云的正下方达到最大，几乎是和气温的下降同时出现；随着雷暴的远离，气压又开始恢复正常。

雷暴发生前，地面相对湿度通常是减小的，这是由于气温升高、气压下降、 辐合上升气流将一部分水汽带走而造成的；随着降水开始，相对湿度即迅速上升到接近饱和状态，但在降水达到最大时，因为云底较干冷的空气被云中下沉气流卷挟到地面，而降落的雨滴又未来得及蒸发，相对湿度反而下降；当雷暴离去或趋于消亡时，相对湿度又可回升到饱和状态。

当雷暴处于发展阶段时，地面风很小；雷暴到达成熟阶段以后，随着积雨云中迅速下沉的冷空气到达地面后，风向突转，风力迅速增大，阵风风速常在 20m/s, 有时强烈的可以达到25m/s 或以上，这种现象常常是雷雨即将来临的先兆；随着雷暴的远离，当地风力迅速减小。

雷暴所产生的降水是积雨云发展成熟的标志，大都是强度很大的阵性降水， 降水的持续时间取决于通过当地的雷暴单体的数目、大小、速度和部位。

一般雷暴单体的生命史根据垂直气流状况可分为三个阶段：积云阶段、成熟

阶段、消散阶段。积云阶段：内部都是上升气流，并随高度的增加而增强。因为大量水汽在云中凝结并释放潜热，所以云中温度高于同高度上四周空气的温度。 成熟阶段：云中除上升气流外，局部出现有系统的下降气流和降水，产生并发展了强烈的湍流、积冰、闪电、阵雨和大风。消散阶段：下降气流遍布云中，温度低于周围空气。一般雷暴单体的水平尺度为5～10km, 高度可达12km, 生命期大约一小时左右。

一般雷暴结构及其发展如图4.19所示。

图4 . 19 一般雷暴结构及其发展

据科学家统计，在全球范围内差不多每秒钟就有近100次雷电奔驰落地，每小时约有1800场雷雨。雷声隆隆、电光闪闪，它们往往与狂风呼啸、暴雨滂沱交相呼应，显示出大自然无比强大的威力，构成了一幅蔚为壮观的画面。雷暴是一种极具危险性的天气现象，尽管现代科学技术已经创造了相当成熟的避雷装置和雷击防护措施，然而全球每年仍然由雷暴造成大量的灾祸，如影响飞机、舰船、电气机车等的航行(行驶),酿成空难、海难、车祸等交通事故；击毁建筑物、输电和通信线路等设施，造成各种事故；直接击伤、击毙人畜。此外，还可能引起次生火灾等。在这些灾祸中，航行于雷暴天气里的飞机、船舶遭到雷电袭击是最易发生的。

多个雷暴单体共同形成的强对流气象——咆线如图4.20所示。

2009年6月份随线形成的环流成因模型敲线牛成区蛙珍线活动区进高所平革形法测失区域低要收区变线姐线区续低酸平流

图4.20 多个雷暴单体共同形成的强对流气象——飕线

雷暴能产生对飞机危害很大的电闪雷击和冰雹袭击、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。虽然现在飞机性能、 机载设备、地面导航设施都越来越先进，但这只是为尽早发现雷暴、顺利避开雷暴提供了更有利的条件。到目前为止，要完全消除雷暴对飞行的影响还是不可能的。

飞机积冰是指飞机机体表面某些部位聚集冰层的现象。它主要由云中过冷水滴或降水中的过冷雨碰到飞机机体后结冰形成的，也可由水汽直接在机体表面凝华而成。飞机在云中飞行时间过长易导致积冰。在寒冷季节，地面露天停放的飞机也会形成积冰。

飞机积冰主要分为三种：冰、雾凇、霜。

(1)冰：有明冰、毛冰(半透明混合体)、白冰(颗粒状冰)三种类型。

(2)雾凇：在温度通常低于- 10℃的云中飞行时形成的一种白色大颗粒冰晶层，表面粗糙不平，附在飞机表面不牢固，容易被气流吹走。

(3)霜：这是由于水汽凝结产生的白色小冰晶层，振动时容易从飞机表面脱

落。霜对机翼空气动力性能有显著影响，当出现在座舱风挡玻璃上时，影响视野， 使飞机操纵发生困难。

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

的形状一般分为槽状冰、楔形冰和混合冰。根据空勤人员获得的喷气式飞机积冰统计数据，槽状冰约占30%,楔形冰约占15%,而混合冰约占55%。

(1)轻度结冰：如果在这种环境下长时间飞行的话(超过1小时),可能会影响飞行。如果间断使用除冰/防冰设备除掉/防止冰的积聚，则不会影响飞行。

(2)中度结冰：积聚率很快，甚至短时间内就会构成危险，因此需要使用除冰/防冰设备或改航。

(3)严重结冰：积聚率非常快，除冰/防冰设备也不能减少或控制危险，必须立即改航。这种情况需要向ATC报告。

云是积冰的主要天气现象。

1) 积云(CU、CU+) 和积雨云(CB)

积云是由从近地面层向上抬升的垂直气流形成的，上行前的气温和湿度比较高，由于垂直运动的绝热变化，使未达到饱和的空气达到饱和，形成云，云中水汽和水滴都比较大，会发生强烈积冰，同时，由于云中各部位的含水量和水滴大小的分布不同，中、上部是最强的积冰区域。在夏季，由于0℃等温线较高，在积云中飞行时，一般不会发生积冰，只有在积雨云 (CB) 和浓积云 (CU+) 的中、 上部才有积冰；在纬度比较低的地区，0℃等温线的高度更高，厚度较小的浓积云也不会积冰。在春秋季节，北方的积状云中，通常在云的下部也可能积冰，而在南方，开始积冰的高度通常在云的中部。冬季，由于积云和积雨云出现的机会较少，所以由它们引起的积冰机会也不多。

层状云的水汽含量一般都较少，有时在较厚云层云顶附近多一些。因此，积冰强度为轻度或中度。层云和层积云是我国冬季常见的降雨云系，飞行中遇到的机会较多，积冰的机会也随之增多，如果整个云层有过冷却的降水，则云中都可能有中度以上的结冰。

3)高积云(AC)

由于高度高、温度低、厚度薄、水量少，因而积冰往往是轻度积冰。

4)雨层云(NS) 和高层云(AS)

这两种云只会形成轻度的积冰，但雨层云和高层云多在锋线上形成，范围广、 厚度大，沿锋面伸展可达1000多公里，垂直锋面伸展也可达200~400km, 其厚度可有1.5km以上，因此，飞机穿过它们所需时间较长，有积厚冰层的危险。由于这两种云的含水量和水滴的分布是随高度的增加而减少的，因而积冰强度也随高度增高而逐渐减弱。在夏、秋季节云中的积冰均在上部，而冬、春季云的各个部位都可能有积冰出现。

(1)冻雨：外界温度在0℃以下时，过冷状态的雨滴一旦与地面物体接触便容易结冰。

(2)冻结的降水，如雪、雨夹雪或冰雹。雪的种类(湿雪/干雪)与温度、露点有关。湿雪出现于温度和露点相差1℃以内，外界温度大约在-4℃~1℃之间。 干雪出现于温度与露点相差5℃以上，两者的外界温度在-8℃以下。

(3)过冷的地面雾、冷低云：在寒冷天气条件下，带有过冷水滴的云会在物体表面结冰。

(4)温度在冰点或以下，相对湿度很高的情况下，飞机表面会形成霜。飞机停场过夜时以及飞机从巡航高度下降着陆后，飞机表面、燃油温度仍保持在冰点以下时，霜的积聚是很常见的。

(5) 在有水汽、雪水或雪地停机坪、滑行道和跑道上运作。

(6)由于地面风，其他飞机或地面辅助设备不断把雪吹起来。

1)升力面积冰

当机翼和尾翼积冰时，能使飞机的空气动力特性和飞行特性显著变坏，由于积冰，流线型部位的形状发生变化，翼型失真(变形),导致摩擦阻力和压差阻力都增大。积冰使翼状变形，破坏空气绕过翼面的平滑流动，使升力明显地减少， 失速加快，失速速度增大，临界迎角减小；同时会使飞机的重量增加，阻力增加， 耗油率增加。根据有关方面的飞行试验，机翼、尾翼积冰时，其阻力增加占飞机因积冰引起总阻力增加的70%~80%,若在大迎角下飞行时更突出。如果积冰层较厚，还会使飞机的重心位置改变，从而影响飞机的安定性，升力中心位移，操纵品质变差。当机翼前缘有1.3cm 的积冰时，飞机升力就会减小50%,阻力增加 50%。由此可见，积冰对飞行安全的影响非常严重。

2)发动机积冰

在飞机其他部位没有结冰时，喷气式发动机进气道有时会有积冰。因为机翼和尾翼前部的动力增温比喷气式发动机进气口处要大得多。飞行实践证明，当外界气温小于等于5℃时，喷气式发动机进气口部分可能发生结冰。

进气道结冰将导致内表面气动特性的恶化，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，从而使发动机的推力降低，严重时，造成发动机损坏或熄火。

3)空速管和静压孔积冰

空速管和静压孔积冰，会使空速表、气压高度表、迎角指示器、M 数指示器、 升降速度表等一些重要驾驶仪表指示度失真，甚至完全失效，导致自动系统会提

供错误信息，使飞行员失去判断飞行状态的依据。

4)天线积冰

天线积冰可能会使无线电通信失效，中断联络。强烈积冰能使天线同机体相接，发生短路，造成无线电导航设备失灵。

5)风挡积冰

风挡积冰会大大降低其透明度，使目视条件大大恶化，严重影响飞行员视线。 特别是在起飞、着陆阶段，由于影响目视，会使起飞着陆发生困难，导致判断着陆高度不准确，进而影响着陆安全，严重时会出现危险。

6)操纵面积冰

如果操纵面的主要区域有冰、霜、雪，会导致操纵面冻结在原有位置或运动受阻。

7)起落架装置结冰

起落架装置上的结冰，会在收轮时损坏起落架装置或设备。积聚在起落架上的冰雪在起飞时脱落，会损坏飞机。

8)飞机在地面积冰

飞机在地面停放和滑行时，也可能积冰。地面积冰时，冰的积聚是不对称的， 首先在迎风的一面开始冻结，使飞机表面上冰层的厚度不一样，对安全性和正常性有很不利的影响。根据有关飞行试验，在机翼上只有0.1in(2～3mm) 一层霜， 会使失速速度增加约35%,起飞滑跑距离增加一倍。当积冰的飞机起飞时，气流会从机翼上过早和明显地分离。所以积冰的飞机离地升力系数比正常飞机小15%~ 20%,相当危险。

积冰造成的飞行事故如图4.21所示。

图4.21 积冰造成的飞行事故

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。能见度和当时的天气情况密切相关。当出现降雨、雾、霾、沙尘暴等天气过程时，大气透明度较低，因此能见度较差。测量大气能见度一般可用目测的方法，也可以使用大气透射仪、激光能见度自动测量仪等测量仪器测试。

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。

白天能见度是指视力正常(对比感阈为0.05)的人，在当时天气条件下，能够从天空背景中看到和辨认的目标物(黑色、大小适度)的最大水平距离。实际上也是气象光学视程。

夜间能见度是指：

(1) 假定总体照明增加到正常白天水平，适当大小的黑色目标物能被看到和辨认出的最大水平距离。

(2 ) 中等强度的发光体能被看到和识别的最大水平距离。

所谓“能见”,在白天是指能看到和辨认出目标物的轮廓和形体；在夜间是指能清楚看到目标灯的发光点。凡是看不清目标物的轮廓，认不清其形体，或者所见目标灯的发光点模糊，灯光散乱，都不能算“能见”。

在航空学中，能见度的定义如下：

以暗色作为背景，1000烛光 (candelas) 能够被识别的最远距离。

常用的能见度分类有：

1) 航空能见度

分为地面能见度和空中能见度。

地面能见度，指在昼间以靠近地平线的天空为背景，能分辨视角大于20'的地面灰暗目标轮廓的最大距离。例如， 一个宽度为58m、距离眼点10km 的物体，其视角为20′,正常视力的人用肉眼刚好能够看得见，则能见度为10km。空中能见度是指在空中飞行时，透过座舱玻璃观测地面或空中目标的能见度。

2)有效能见度

指观测点四周一半以上的视野内都能达到的最大水平距离。我国民航观测和报告有效能见度。

3) 主导能见度

指观测点四周一半或以上的视野内能达到的最大水平距离。

4)跑道能见度

指从跑道的一端沿跑道方向可以辨认跑道本身或接近跑道的目标物(夜间为指定的跑道边灯)的最大距离。

5)垂直能见度

指浑浊媒质中的垂直视程。

6)倾斜能见度

指从飞行中的飞机驾驶舱观察未被云层遮蔽的地面上的明显目标物(夜间为规定的灯光)时，能够辨认出来的最大距离。从地面向斜上方观察时能见度也称为倾斜能见度。

7)最小能见度

指能见度因方向而异时，其中最小的能见距离。

在空气特别干净的北极或是山区，能见度能够达到70~100km, 然而能见度通常由于大气污染以及湿气而有所降低。霾(干)或雾(湿)会严重影响能见度， 可将能见度降低至零。同样，沙尘暴、森林大火、雷雨、暴风雪等也对能见度造成巨大影响。

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。烟雾和薄雾通常被认作是水滴的重要组成部分，霾和烟的粒径相对要小一些，这表明一些探测器如热影像仪 (Thermal Imagers TI/LIR) 利用远红外， 其波长为10 μm左右，这个能更好地穿透霾和一些烟雾，因为其粒径比波长要小。 因此，红外辐射既没有被明显地改变方向，也没有被颗粒物完全吸收。能见度不足100m通常被认为为零。

跑道视程 (Runway Visual Range,RVR) 的定义为：在跑道中线，航空器上的飞行员能看到跑道面上的标志或跑道边界灯或中线灯的距离。

这里所说的航空器上的飞行员所处的高度可以认为大约5m, 所谓标志是指为了表示跑道中心线或接地线用白漆在跑道表面画出的标志。

一般来说，RVR 是指从飞机的接地地点看到的能见距离。但实际上是不可能到跑道中间去观测的，这就必须取一个能代替接地地点的位置，使测量出的能见

距离尽可能和接地地点测量的一致。国际民航组织建议这个位置“应是在离跑道中线一侧不超过120m处。代表接地地带的观测，其观测位置应沿跑道，离入口处约300m; 代表跑道中间地段和较远地段的观测位置，应位于沿跑道入口约1000m 到1500m, 但要离跑道另一端300m。决定这些点和必要增加的点的确切位置时， 应考虑航空的、气象的和气候的因素后，例如长跑道、沼泽地和其他有利于雾形成的区域，再予决定”。

视程障碍即视程障碍天气现象，是指空气中因存在水汽凝结物、干质悬浮物等而使空气变得混浊，并造成能见度下降的一类天气现象。这些天气现象包括雾、 轻雾、雪暴、吹雪、沙尘暴、扬沙、浮尘、烟幕、霾，是在一定的天气条件下产生的，反映着大气中的不同物理过程，是天气变化的体现，也是天气预报的依据之一，对当地的生产、生活和交通运输都有极大的影响。

我国有很多地方是起伏不平的山地和丘陵，这些地方除受纬度和海、陆的影响以外，还因山的高度、大小、坡度、坡向等种种因素的影响而具有独特的气候状态，称为山地气候。

山地对风的影响有两方面：一方面是山体本身的障碍影响，使气流被迫改变运行方向，一般山顶和峡谷风口的风速增大。例如，我国新疆西部的阿拉山口每年平均有8级以上大风164天。最大风速超过气象站测风仪的最大刻度(40m/s)。 由于山体的机械影响还可以产生布拉风、焚风(干热风)等，如图4.22所示。另一方面，山地还会因热力影响形成山谷风。

因山坡和谷地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，称为山谷风。白天山坡上空气比同高度上自由大气增热厉害，空气密度小， 暖空气沿坡上升，同高度谷地的自由大气较冷，空气密度大，冷空气下沉并沿山坡流向山顶，补充暖空气的位置，称为谷风；山顶有从山坡上空流向山谷上空的气流称为反谷风。夜间由于山坡上辐射冷却，比同高度自由大气降温快，邻近坡面的空气迅速变冷，下沉，沿坡流向谷地成为山风；而同高度自由大气温度相对较暖被挤上升，在上空流向坡地上空予以补偿，称为反山风。由于这种风一般沿坡面吹，又称上坡风(谷风)和下坡风(山风)。山谷风的周期为一昼夜，在晴朗少云的静稳天气条件下，山谷风比较明显。同时，由于白天山坡受热造成的温差

比夜间辐射冷却所造成的温差大，所以一般谷风风速大于山风风速。

暖空暖空“焚风效应”示意图天气多为晴空气下沉每降低100m 温度升高1℃背风坡冷空气天气多为阵雨空气被迫抬升冷却迎风坡“焚风效应”强烈时能使农作物枯萎甚至引起森林火灾

图4 . 22 焚风

山地湍流可由地表摩擦作用和风的垂直切变引起，此为动力湍流；也可由地表热力差异和坡向不同所产生的热力效应而引起，此为热力湍流。动力湍流主要出现在山顶和背风坡上空以及山坡两侧绕山涡旋(绕垂直轴),湍流强度取决于风速大小和风向相对山脊的夹角以及气层稳定度。

当风向与山脊近似于正交，风速较大，且气层稳定度随高度趋于稳定的大气层结条件下，易形成背风风波(山波),即表现为在山脊背风侧上空形成波动气流，底层出现绕水平轴的强大涡流(滚轴流或滚转流),其中最强的阵风可达 12m/s 以上。若气层比较潮湿，可见结构清晰的低层云系统，表现为几个强局地湍流区，会影响到各种飞机的飞行。滚轴流区通常位于山脊背风侧后第一或第二波之下，当飞机在产生波动的背风坡山地表面附近下降或爬升时，应避开滚轴流区。 而且山脊附近的湍流区并非总能通过特殊云状来察觉，当然偶尔也可通过山脊附近，尤其是下风的尘暴来发觉。

山地飞行的关键在于一定要在安全高度以上飞行，高度就是生命。飞过山脊

后不应立即下降高度，以免坠人滚轴湍流中；在山谷飞行时，常靠近迎风坡飞行， 飞出山口也不要过早地转弯，以免误入立轴湍流中。当飞机遭遇下沉气流，并超过其爬升能力而引起碰撞山体时，此时飞机往往不能区分地形，也不能完全扭转当时的危境。在上升/下沉气流区，遭遇颠簸的严重性是飞机地速的函数，因为这种波动是驻波，当在下风位置飞行时，要比上风飞行遭遇的中等至强烈湍流的机会更多。另一方面，当在上风位置飞行时，可能有较长时间暴露于湍流之中，并遭遇分片性波动湍流，这种波动湍流，当它们移向下风区时，将进一步发展然后衰减。

在云中飞行，应保持越山的安全高度，同时注意云内负温情况，避免飞机积冰。在山地飞行，气压高度表因受升降气流影响，误差较高，可偏至数百米，应把握飞行高度，避免迷航。同时山区中午常出现局地雷暴，飞行时注意不要误入积雨云。山地风向变化大，起飞、降落必须注意当时风的情况。

风矢量(风向、风速)在空中水平和(或)垂直距离上的变化。对飞机起飞和着陆安全威胁最大的是低空风切变，即发生在着陆进场或起飞爬升阶段的风切变。它不仅能使飞机航迹偏离，而且可能使飞机失去稳定。如果驾驶员判断失误和处置不当，则常会产生严重后果。世界上曾因此发生多起机毁人亡的事故。风切变还严重影响火箭飞行的稳定性，火箭设计和发射时的环境限制条件包括风切变。风切变主要由锋面(冷暖空气的交界面)、逆温层、雷暴、复杂地形地物和地面摩擦效应等因素引起。

发生在低层(距地面500m) 的风切变严重影响航空器的起降，将发生在这一气层中的风切变称为低空风切变。

为了确保安全，国际航空、航天和气象界都积极开展低空风切变的研究。风切变常分为以下几种：

(1)风的水平切变(又称水平风切变)是风向和(或)风速在水平距离上的变化。

(2)风的垂直切变(又称垂直风切变)是风向和(或)风速在垂直距离上的变化。

(3)垂直风的切变是垂直风(即升降气流)在水平或航迹方向上的变化。下冲气流是垂直风的切变的一种形式，呈现为一股强烈的下降气流。范围小而强度

很大的下冲气流称为微下冲气流。

产生风切变的原因主要有两大类， 一类是大气运动本身的变化所造成的，另一类则是地理、环境因素所造成的。有时由两者综合而成。

能够产生有一定影响的低空风切变的天气背景主要有三类。

(1 )强对流天气。通常指雷暴、积雨云等天气。在这种天气条件影响下的一定空间范围内，均可产生较强的风切变。尤其是在雷暴云体中的强烈下降气流区和积雨云的前缘阵风锋区更为严重。特别强的下降气流称为微下冲气流，是对飞行危害最大的一种。它是以垂直风为主要特征的综合风切变区。

(2)锋面天气。无论是冷锋、暖锋或锢囚锋均可产生低空风切变。不过其强度和区域范围不尽相同。这种天气的风切变多以水平风的水平和垂直切变为主 (但锋面雷暴天气除外)。一般来说其危害程度不如强对流天气的风切变。

(3)辐射逆温型的低空急流天气。秋冬季晴空的夜间，由于强烈的地面辐射降温而形成低空逆温层的存在，该逆温层上面有动量堆集，风速较大，形成急流，而逆温层下面风速较小，近地面往往是静风，故有逆温风切变产生。该类风切变强度通常更小些，但它容易被人忽视， 一旦遭遇，若处置不当也会发生危险。

这里的地理、环境因素主要是指山地地形、水陆界面、高大建筑物、成片树林与其他自然的和人为的因素。这些因素也能引起风切变现象。其风切变状况与当时的盛行风状况(方向和大小)有关，也与山地地形的大小、复杂程度，迎风背风位置，水面的大小和机场离水面的距离，建筑物的大小、外形等有关。 一般山地高差大、水域面积大、建筑物高大，不仅容易产生风切变，而且其强度也较大。

以危害性最大的微下冲气流为例，它是以垂直风切变为主要特征的综合风切变区。由于在水平方向垂直运动的气流存在很大的速度梯度，也就是说，垂直运动的风速会出现突然的加剧，并且与地面撞击后转向与地面平行而变成水平风， 风向以撞击点为圆心四面发散，所以在一个更大一些的区域内，又形成了水平风切变。如果飞机在起飞和降落阶段进入这个区域，就有可能造成失事。比如，当飞机着陆时，下滑通道正好通过微下冲气流，那么飞机会突然地非正常下降，偏

离原有的下滑轨迹，有可能高度过低造成危险。当飞机飞出微下冲气流后，又进入了顺风气流，使飞机与气流的相对速度突然降低。我们知道飞机的飞行速度必须大于最小速度才能不失速，由于飞机在着陆过程中本来就在不断减速，突然的减速就很可能使飞机进入失速状态，飞行姿态不可控，而在如此低的高度和速度下，根本不可能留给飞行员空间和时间来恢复控制，从而造成飞行事故。

微下冲气流如图4.23所示。

图4.23 微下冲气流

及时、准确地判断和识别低空风切变的存在、类型和强度是确保飞机起飞、 着陆安全的重要环节。因为某些强风切变实际上是不可抗拒的，避开它才是唯一有效的办法。那么飞行员应如何判断和识别低空风切变呢?

1) 雷暴冷性外流气流的尘卷风(云)

雷暴型风切变都有冷性外流气流，前缘阵风锋的强劲风速会把地面的尘土吹起相当的高度，尘土恰好随气流而动，结果往往呈现出外流气流外形高度，其高度亦代表了强度。一旦飞行员或地面人员见到尘云出现就应高度警惕，视其高度、 距离立即采取措施。因为紧跟尘云的往往就是风速差平均可达25m/s、最大可达 48m/s 的强风切变， 而时间仅几分钟。

2)滚轴状云

在雷暴型和强冷锋型风切变中，强型的冷性外流气流往往存在着明显的涡旋

运动结构。远处看时，似像贴地滚滚而来的一堵云墙，气势磅礴。其色伴有尘云时多为黄褐色，不伴时多为乌黑灰暗的色泽。云底高度一般不太高，几百米以下， 这种云状预示着强烈的地面风和低空风切变的来临。

3)雷暴云体下垂的雨幡

与雷暴云体有关联的雨幡是下降气流、下冲气流乃至微下冲气流的有力征兆。 雨幡的个体形状、颜色深浅，离地高度都和风切变的强度有关。通常雨幡下垂高度越低，个体形状越大，色泽越暗，预示着风切变越强，下冲气流的速度也越大。 飞机飞行不能穿越雨幡。所以一旦见到雨幡就应重视，不仅要避免直接相遇而且要保持一定距离，因为其可视雨柱四周相当范围内(1~2km) 可能存在强烈的风切变。

一旦出现飞机遭遇风切变的情况，首先就会反映到仪表上来。如果飞行员看到飞行仪表有异常指示，并结合飞行员经培训和学习后所具有的风切变知识，就可较好地判断出风切变的存在、类型和强度，并确定风切变危害的严重程度。

1)空速表指示的非理性变化

这是飞行员所依据的最重要的飞行仪表之一，也是飞机遭遇风切变时反映最灵敏的仪表之一。一般情况下，飞机遭遇风切变后都会发生空速表在短时间内指示值改变很大的现象。所以一旦出现空速表偏离正常值即应警惕风切变危害。所有风切变飞行事故都证实空速表指示值的迅速改变确系风切变危害存在的重要特征。需要特别注意的是，速度改变，在穿越微下冲气流的情况下往往是先逆风使空速增加，紧接着就是顺风使空速迅速减小，而真正的危害发生在空速迅速下降的时刻。对于飞行员来说，不能被短时间的增速和“飞机往上拱”所迷惑。

2)高度表的不正常变化

正常下滑高度是飞行员进近着陆的重要数据。飞机遭遇风切变的高度越低， 也就越危险。如果高度表在下滑过程中指示出现异常，发生急剧掉高度，使飞机大幅度偏于正常值时，必须立即采取相应措施，特别是要在决断高度以上作出决定，应该及时拉起。当然也应注意在遭遇微下冲气流时，会出现短暂的遇强逆风使飞机高于正常下滑高度的现象，因为紧接着就会发生危险的掉高度。必须要提高警醒。

3)升降速度表波动

遭遇风切变时，升降速度表指示变化明显。如果见到升降速度表指示异常， 特别是下降率骤然加大时，必须充分注意。如果发现在短时间内，升降速度表指示变化达到500f/min ( 约 3m/s) 时，即应认为遇到严重风切变而采取相关措施。

立即拉升复飞。

4)俯仰姿态指示器

遭遇风切变时，俯仰角指示将马上发生变化，变化越快则说明危害将越大。 俯仰角指示突然改变值超过5°时，即应认为遭遇强烈风切变，应停止进近而复飞。

地面图是天气分析和预报业务中最基本的天气图。图上除了填有地面的气温、 露点、风向、风速、水平能见度和海平面气压等观测记录外，还填有一部分高空气象要素的观测记录，如云和现在天气现象等。此外，还填有一些反映最近时间内气象要素变化趋势的记录，如3小时变压，最近6小时内出现过的天气现象等。 地面图的作用在于分析地面天气系统的分布和历史演变，进而推断未来的天气变化。

地面图上的各种资料是按照国际规定的格式填写的。地面图上的填图格式有两类：一类是陆地测站的填图格式，另一类是船舶测站的填图格式。

在不同的国家，陆地测站填图格式稍有不同。这里以我国为例加以介绍。我国的陆地测站填图格式如图4.24所示。

图4.24 我国的陆地测站填图格式

129.

图4 . 24中：

0—表示空白底图上相应的测站，称为站圈。

N—总云量，用符号表示。

Nh—低云量，用数字表示。

h— 低云高，用数字表示，单位为m。在有些国家，低云高以100f 为单位，如美国。

船舶测站填图格式如图4.25所示。

图4.25 船舰测站填图格式

图4 . 25中：

Ds— 观测前三小时内船的总航向，填图时用箭头表示。

Vs—观测前三小时内的平均航速，填图时用电码数直接填在箭头的右边。

TwTw—海水表层温度，以℃或下为单位。

PwPw、HwHw—风浪周期(用数字表示， 以s 为单位)和波高(用数字表示， 以0 . 5m 为单位)。

dwldw1、Pw1Pw1、Hw1Hw1—分别为第一涌浪来向、周期和波高。涌浪来向一般以波浪形箭头表示，也可用数字表示；涌浪周期和波高的表示同风浪。

dw2dw2、Pw2Pw2、Hw2Hw2—分别为第二涌浪来向、周期和波高。

卫星云图 (Satellite Cloud Imagery) 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面特征的图像。利用卫星云图可以识别不同的天气系统，确定它们的位置，估计其强度和发展趋势，为天气分析和天气预报提供依据。在海洋、 沙漠、高原等缺少气象观测台站的地区，卫星云图所提供的资料，弥补了常规探测资料的不足，对提高预报准确率起到重要作用。

卫星云图可分为红外线云图和可见光卫星云图两类。

红外云图是气象卫星上的扫描辐射计利用红外辐射通道感测并向地面站发送的云图，其亮度大致反映了云层顶的温度，因而也反映了云顶的高度。 一般温度越低、高度越高的云层，图上的色调越白，反之色调越黑。由于红外遥感可以昼夜感测并向地面站发送云图，可分析高云和云顶温度，提供了可见光云图不能提供的大量信息，但红外云图的分辨率低于可见光云图。实际上要把两者结合起来使用，互相取长补短，从而获得广泛的应用。红外线云图如图4.26所示。

图4.26 红外线云图

可见光卫星云图利用云顶反射太阳光的原理制成，故仅能于白昼进行摄影。 可见光卫星云图可显示云层覆盖的面和厚度，比较厚的云层反射能力强，在可见光卫星云图上会显示出亮白色，云层较薄则显示暗灰色。它还可与红外线卫星云图结合起来使用，从而作出更准确的分析。可见光卫星云图如图4.27所示。

气象卫星(FY=1D)监测图像 2007年8月28日0646(北京时间)山东否贴奶

图4.27 可见光卫星云图

可见光卫星云图是气象卫星上的扫描辐射计(早期用的是电视摄像机)用可见光通道感测并向地面站发送的卫星云图，图上亮度明暗反映了云的反照率的强弱。可见光卫星云图在研究云团、云系等的移动和发展，以及在监测台风和其他天气系统的发生、发展及移动方面，均获得广泛应用，并取得较好成效。但由于云图是利用可见光波段所拍，其亮度和色调取决于云的性质和太阳高度角，同时夜间又拍不到，故受到一定的限制。

色调强化卫星云图亦属于红外线卫星云图的一种，其为对流云所设计，主要目的为突显对流现象。对流越强，云顶发展越高，云顶温度越冷。

可见光卫星云图和红外线云图还同时提供了大量无云覆盖区的地面信息。可见光卫星云图可反映地表裸地、岩石、森林、作物、草场、湖泊等不同覆盖物的反射特性，而红外线云图则可反映地表和海洋表面的热力学温度。因此，云图也被广泛应用于社会经济活动的许多方面，如作物产量预报、森林火灾监测、海洋渔区的确定等。

卫星云图上各类云的特征如下所述。

(1)在可见光云图上，卷云的反照率低，呈灰-深灰色；若可见光云图上卷云呈现白色，则其云层很厚，或与其他云相重叠。

(2)在红外线云图上，卷云顶温度很低，呈白色。卷云在红外图像上呈现得最清楚，最易辨认。

(3)无论是可见光卫星云图还是红外线云图，卷云都有纤维结构。

(4)在水汽图上，卷云是白亮的。

(1) 在卫星云图上，中云与天气系统相连，表现为大范围的带状、涡旋状、 逗点状。

(2)在可见光云图上，中云呈灰白色到白色，可根据色调的差异判定云的厚度。

(3)在红外线云图上，中云呈中等程度灰色，介于高低云之间的色调。

(1) 在卫星图像上的积雨云常是几个雷暴单体的集合。

(2)无论是可见光卫星云图还是红外线云图，积雨云的色调都最白。

(3)积雨云顶比较光滑，只有当出现强穿透性对流云时，才在可见光图像上显示出不均匀的纹理。

(4)当高空风小时，积雨云呈圆形；当高空风大时，顶部常有卷云砧，表现为椭圆形。

(5)在可见光图像上，积雨云常有暗影。

(6) 积雨云的尺度相差很大。一般初生的较小，成熟的较大。

(1)在气象卫星图像上的积云、浓积云实际上是积云群，这些积云群在地面观测中是不容易看到的，常表现为云带、积云线和开口细胞状结构；纹理为多皱纹、多起伏和不均匀。

(2)在可见光云图上，积云、浓积云的色调很白，但由于积云、浓积云高度不一，其纹理不均匀。

(3)在红外云图上的色调从灰白到白色不等，边界不整齐，纹理不均匀(是由于云区内对流云顶温度不一致引起的)。

(1)在可见光云图上，层云(雾)表现为光滑均匀的云区；色调白到灰白， 若层云厚度超过300m, 其色调很白；层云(雾)边界整齐清楚，与山脉、河流、 海岸线走向相一致。

(2)在红外云图上，层云色调较暗，与地面色调相近。

天气系统通常指引起天气变化和分布的高压、低压和高压脊、低压槽等具有典型特征的大气运动系统。气象卫星观测资料表明，大大小小的天气系统相互交织、相互作用，在大气运动过程中演变着。

气团是指气象要素(主要指温度、湿度和大气静力稳定度)在水平分布上比较均匀的大范围空气团。其性质为：水平范围大、垂直范围大、水平温度梯度小、 天气变化小。其形成条件为：大范围性质比较均一的下垫面，有一个能使空气的物理性质在水平方向上均匀变化的环流场(也就是利于空气停滞或缓行的环流条件)。

2.锋

锋是三度空间的天气系统。锋的宽度同气团宽度相比显得很狭窄，因而常把锋区看成一个几何面，称为锋面。锋面与地面的交线称为锋线，锋面和锋线统称为锋。凡伸到对流层中上层者，称为对流层锋；仅限于对流层低层(1.5km 以下) 者，称为近地面锋。冷、暖气团间的过渡带，因锋两侧的温度、湿度、稳定度以及风、云、气压等气象要素有明显的差异，故可以把锋看成是大气中气象要素的不连续面。

气旋的中心是气压低于四周的水平空气旋涡，在北半球空气从四周以逆时针方向向中心辐合，在南半球则相反。

反气旋的中心是气压高于四周的大型空气旋涡，在北半球空气以顺时针从中心向四周辐散，在南半球则相反。以最外一条闭合等压线为界，气旋为10²~10³km 数量级；反气旋比气旋大得多，大的占据最大的大陆或海洋，小的则可能有数百千米。强度用地面最大风速来度量。风速与水平气压梯度力成正比，中心气压值越低，气旋越强，反气旋越弱；中心气压值越高，反气旋越强，气旋越弱。

服务于飞行活动的专业气象预报，称为航空天气预报 (Aviation Weather Fore- cast)。 它比一般为公众服务的公益性天气预报在项目、时效和定量化等方面要求更高。通常包括云量、云状、云高、能见度、风、天气现象出现的时间及其变化， 与飞行有关的飞机积冰、飞机颠簸、飞机尾迹等内容，特别注重分析预报中、小尺度天气系统以及地形、下垫面特征对局地天气的影响。

及时、准确的航空天气预报是顺利完成飞行任务，保障飞行安全的重要条件。 无人机机组在起飞前也有必要了解和研究天气实况和天气预报，并据此制订飞行计划。只有这样才能在飞行过程中，针对可能遭遇的复杂天气情况进行及时、正确的处置，圆满完成飞行任务。

超短时、短时和短期天气预报的内容是根据飞行活动的要求而确定的。主要包括以下几个方面的内容。

(1)云：云量、云状、云高，必要时还应预报云顶高、云厚、云的层次等。

(2)能见度：有效气象能见度和空中能见度。

(3)风：地面、飞行高度上及航线上的风向、风速、急流与垂直风切变的高度、位置和强度。

(4) 天气现象：地面或空中的各种天气现象，如雷暴、降水、雾、沙尘暴等。

(5)气温：地面(跑道)气温、最高气温和最低气温，飞行高度上的气温及 0℃层的高度。

此外，还包括对流层顶高度、飞机颠簸、飞机积冰、飞机尾迹等。

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。为了适应国际交换的需要，把航路适当分为几个区域，预报高、中、低三层高度上的风向、风速、气温、云量、云状、云底和云顶高度、地面有效能见度、0℃层高度， 以及湍流和飞机积冰强度与其上下限、厚度，有必要时应包括云的层次、空中能见度情况，对流层顶高度和气温，急流的位置、高度、强度、走向等。

航路天气预报与机场预报不同，必须考虑飞机与天气系统或移动性天气现象的相对运动，并作出天气系统与飞机相遇的时间和地点的预报。

航路预报一般采用航路天气预报表的形式发布。但当天气变化复杂时，还应附上航路天气剖面图。当航路很长时，需分段填报(除按任务要求分段外，主要依据航线上不同天气表现来确定)。

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。有效时限根据航路飞行所需时间来确定。考虑到飞机可能因某种原因提前或推迟降落，故对降落航站的天气预报的有效时限提前或延后各1小时。

航空气象技术装备主要包括航空气象观(探)测设备、气象情报传递和终端设备、各类计算机以及一些特殊装备。气象卫星和气象雷达是现代重要的航空气象设备。气象卫星能提供可见光云图、红外线云图、空中风场、高空急流位置和强度、气温和水汽的垂直分布等。通过对卫星资料的分析，可获得准确的国际航线大气风的预报，从而使远程航行的意外事故大为减少。气象雷达包括测风、测云、测雨等多种类型，其中测雨雷达是掌握对飞行安全威胁严重的强对流天气的有效工具。

航空气象厅为了提高航空航行安全性和正规性、效率性，根据国际民间航空协定和世界气象机构技术规定、地区航空航行协定所规定标准和规劝，执行航空气象服务业务。主要的服务内容有气象观测、气象预报、气象特报和气象信息服务系统提供。

天气预报是根据气象观测资料，应用天气学、动力气象学、统计学的原理和方法，对某区域未来一定时段的天气状况作出定性或定量的预测。天气预报的发展可分为三个阶段：单站预报、天气图预报、数值天气预报。天气预报可分为天气形势预报和气象要素预报。天气形势预报即未来某时段内各种天气系统的生消、 移动和强度的变化。气象要素预报即预报气温、风、云、降水和天气现象等在未来某时段的变化。其中，天气形势预报是气象要素预报的基础。

获取天气的途径主要有：

(1) 民航机场预报；

(2) 军用气象台站；

(3 )通过互联网查询气象信息，如中国气象网。

随着互联网的飞速发展，各种航空气象资料通过互联网进行传播也得到了广泛的应用，这种传播方式具有快速、彩色、高画质和动态等许多优点。

管制部门分为航路交通管制中心、进近管制室和机场管制塔台。

也称区域管制。对所管制的飞机沿航路和在空域其他部分飞行时进行引导和监视。每一个区域管制中心，均有一个明确的地理区域，它把所管辖的地理区域分为若干扇区。如果备有雷达设备，这一雷达须能探测整个扇区，并能监视扇区内飞机间的间隔。飞机机组和管制员之间使用无线电话联系。在标明本中心的管制区域界限的边界点上，飞机被交给相邻的航路交通管制中心或进近管制室。

进近管制是管制从机场管制塔台的边界至距离机场50~100km的范围，从航路交通管制中心把飞机接收过来，并将其引导到所管辖机场中的一个机场。在提供这样的引导时，要按顺序安排好飞机，使它们均匀地和有秩序地飞往目的地。进近管制室把所管辖的区域也分为若干个扇区，以均分管制员的工作负担。当飞机飞向或飞离机场大约10km时，进近管制室将到达的飞机交给机场管制塔台，或机场管制塔台将飞离的飞机交给进近管制室。当进近管制设有雷达时，称为“航站雷达进近管制 (TRACON)”。

对机场上和在机场区内所规定的空域内起飞和降落的飞机进行管制，向机组提供关于风、气温、气压等气象要素和机场上有关飞行的情报以及管制在地面上除停放场地外所有的飞机。

航路交通管制中心和进近管制室可以设在机场的航管楼内，也可以在机场外单建。机场管制塔台有的是独立建筑，有的是建在航管楼的顶层。小型机场一般将进近管制的任务并在机场管制塔台内，不单建进近管制室。机场管制塔台应布置在便于观看升降带飞机起飞和降落的地方，最好设在跑道中部附近，结合航站区的规划布置，并服从机场的总体规划。

5.3

5.3.1

空域的概念

空域是航空器运行的环境，也是国家的宝贵资源。国务院、中央军委十分重视我国民用航空交通管制的建设工作，目前正在推进空域管理改革，预计将空域划分为三类：管制空域、监视空域和报告空域。

目前民用空域分为：飞行情报区、空中交通服务空域、禁航区、限制区和危险区。

飞行情报区 (Flight Information Region,FIR),又称飞航情报区、飞行信息区， 由国际民航组织 (ICAO) 所划定，能够区分各个国家或地区在该区的航管及航空情报服务的责任区，是为提供飞航情报服务和告警服务而划定范围的空域，主要目的是为民航提供飞行服务保障，当飞机发生事故时，便于展开搜寻及救援。飞行情报区与领空、领海主权无关。

我国划设了9个飞行情报区，为沈阳、北京、上海、武汉、广州、昆明、兰州、乌鲁木齐和三亚。如图5.1所示。

空中交通服务空域是规定范围的区域，其内可进行特定种类的飞行，并为之规定了运行规则和空中交通服务。它包括管制空域、非管制空域和特殊空域。

我国管制空域包括 A、B、C、D四类空中交通服务空域。每一个空域都是一划定范围的三维空间，在其内，按照空域类别对其提供仪表飞行规则和目视飞行规则飞行的管制服务。A 类空域是高空管制空域，为6300m (含)以上空间。 B 类空域是中、低空管制空域，为6000m (含)以下至最低高度层以上空间。 C 类空域是进近管制空域。D 类空域是塔台管制空域。

非管制空域是未被指定为管制空域以外的空域。在此空域内不提供空中交通管制服务，但是航空器也要申报飞行计划和飞行动态。

特殊空域是为了政治、军事或科学实验需要，经国务院、中央军委批准，划定一定的空域，限制或禁止民用航空器进人。限制禁航空域也称为限制区和危险区。

图5.1 飞行情报区

目前我国民用遥控驾驶航空器系统使用的空域分为融合空域和隔离空域。融合空域是指有其他载人航空器同时运行的空域。隔离空域是指专门分配给遥控驾驶航空器运行的空域，通过限制其他载人航空器的进人以规避碰撞风险。

申报飞行空域原则上与其他空域水平间隔不小于20km, 垂直间隔不小于 2km。

一般需提前7日提交申请并提交下列文件：

●国籍标志和登记标志；

●驾驶员相应的资质证书；

●飞行器性能数据和三视图；

●可靠的通信保障方案；

●特殊情况处置预案。

无论是在融合空域还是在隔离空域实施飞行都要预先申请，经过相应部门批准后方能执行。飞行计划申报应于北京时间前一日15时前向所使用空域的管制单位提交飞行计划申请并包含下列基本内容：

●飞行单位、任务，预计开始飞行与结束时间；

● 驾驶员姓名、代号(呼号);

●型别与架数；

●起飞、降落地和备降地；

●飞行气象条件；

●巡航速度、飞行高度和飞行范围；

●其他特殊保障需求。

执行紧急救护、抢险救灾或者其他紧急任务时，飞行计划申请最迟应在飞行前一小时提出。

机场是指在陆地或水上的一个划定区域，全部或部分用于航空器起飞、降落、 滑行、停放和地面活动，包括其中的一切建筑物、设施、设备。

起降场是指在陆地或水上的一个临时划定区域，用于航空器的临时起降。其包括临时跑道和起降点及保障飞行的设施、设备等。

机场基准点是表示机场地理位置的一个点，其地理坐标用经纬度表示，精确至秒，起降场也一样。

机场标高指着陆区最高点的标高。起降场为其中心点的最高点标高。

机场基准温度应为一年内最热月(指月平均温度最高的那个月)的日最高温度的月平均值，至少取5年平均值。

飞行区是机场内供航空器起飞、着陆、滑行和停放的区域。包括：跑道、升降带、跑道端安全区、停止道、净空道、滑行道、停机坪以及机场净空。起降场为整个起降场区域。

活动区是指机场内用于航空器起飞、着陆和滑行的部分，由跑道、滑行道和停机坪组成。

基本的VFR 跑道具有跑道号码和白色虚线形成的跑道中心线。起降场一般用 T 字母表示起飞、着陆方向。

最常见的就是风向袋，其次是T 字母和四面体着陆标志。

机场有机场灯标、进近灯光系统、目视进近下滑道指示器系统、跑道入口灯光、跑道边灯、滑行道灯、飞行员控制灯光、障碍灯等。

在受到运营人指派负责一套无人机系统的运行后，机长或驾驶员所做的第一件事情就是了解并掌握本系统的关键性能，特别是飞行相关性能。

JL-6无人机着陆性能如表6-1所示。

表6-1 JL-6无人机着陆性能

表6-2 JL-6无人机飞行速度范围

JL-6无人机速度限制如表6-3所示。

4.目标无人机发动机(以JL-6为例)

JL-6无人机发动机性能如表6-4所示。

表6-4 JL-6无人机发动机性能

1)收起落架

姿态遥控状态下，起落架收起后，全机阻力减小，速度会加快，应减小油门保持空速在合理范围。

舵面遥控状态下，起落架收起后，机头会轻微上仰，应保持好飞行状态，并轻推(松)升降舵调整。同时全机阻力减小，速度会加快，应减小油门保持空速在合理范围。

2)放起落架

姿态遥控状态下，起落架放下后，全机阻力增加，速度会减小，应增大油门保持空速在合理范围。

舵面遥控状态下，起落架放下后，机头会轻微下俯，应保持好飞行状态，并轻拉(收)升降舵调整。同时全机阻力增加，速度会减小，应增大油门保持空速在合理范围。

1) 收襟翼

姿态遥控状态下，襟翼收起后，全机阻力减小，速度会加快，注意观察即可。

舵面遥控状态下，襟翼收起后，机头会轻微下俯，应保持好飞行状态，并轻拉升降舵调整。同时全机阻力减小，速度会加快，注意观察即可。

2)放襟翼

姿态遥控状态下，襟翼放下后，全机阻力增加，速度会减小，应增大油门保持空速在合理范围。特别是放40°襟翼，需要给油门以较大的增量。

舵面遥控状态下，襟翼放下后，机头会轻微上仰，应保持好飞行状态，并轻推升降舵调整。同时全机阻力增加，速度会减小，应增大油门保持空速在合理范围。特别是放40°襟翼，需要给油门以较大的增量。

起飞前飞行操作手和起降操作手调整好的最小节风门位置就是本起落的最小极限位置，任何时刻都不能使地面站控制面板和外控盒的节风门杆(旋钮)小于这个位置。

本条及以下各条均为机长或驾驶员必须执行的检查。由于无人机系统的不同， 部分检查需要由机务或专业地检人员执行，此处不作专门介绍。以下检查根据系统不同不分先后。

●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。

◆控制站电源、天线等的连接检查；

●控制站电源检查；

●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。

●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。

●发动机油量检查；

●发动机油料管路检查；

●发动机外部松动检查；

●发动机起动后怠速转速、震动、稳定性检查；

●发动机大车转速、震动检查；

●发动机节风门、大小油针、控制缆(杆)检查；

●发动机节风门跟随性检查；

●微型无人机进行不同姿态发动机稳定性检查；

● 电动机进行正反转检查；

●动力装置起动后与其他系统的干扰检查。

飞行摇杆为与有人机类似的常规操作方式，包括姿态遥控和舵面遥控功能。 实际飞行中，飞行摇杆的舵面遥控功能极少使用。

外部控制器为与航模遥控器类似的方式，包括姿态遥控和舵面遥控功能。

地面滑行主要由起降操作手执行。

姿态遥控和舵面遥控的手法一致，主要通过左手左右控制方向舵摇杆操纵。

爬升主要由飞行操作手执行。各高度爬升均保持节风门在100%。

爬升时保持飞行状态的方法与平飞基本相同，其特点是：

(1) 根据地面站地平仪位置关系检查与保持俯仰状态。根据当时的飞行高度将俯仰角保持到理论值(如+2°),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，保持好正常的关系位置。

(2)大型、小型无人机爬升时，油门较大，螺旋桨扭转气流作用较强，左偏力矩较大，必须适当扭右舵，才能保持好飞行方向。

(3)爬升中，如速度变小太多应迅速减小俯仰角。

(4)长时间爬升，发动机温度容易高，要注意检查和调整。

平飞主要由飞行操作手执行。各高度平飞均保持节风门在适当位置 (如45%)。

平飞时应根据界面上地平仪位置关系，判断飞机的俯仰状态和有无坡度；根据目标点方向，判断飞行方向；不断检查空速、高度和航向指示；同时观察发动机指示，了解发动机工作情况。

平飞时，作用在飞机上的各力和各力矩均应平衡。飞机的平衡经常受各种因素的影响而被破坏，使飞行状态发生变化。飞行中，应及时发现和不断修正偏差， 才能保持好平飞。其主要方法是：

(1)根据地平仪位置关系检查与保持俯仰状态。根据当时的飞行高度将俯仰角保持到理论值，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，保持好正常的关系位置。

(2)根据飞机标志在地平仪天地线上是否有倾斜来判断飞机有无坡度。如有坡度，向影响飞机倾斜的反方向适当压杆修正。飞机无坡度时，注意检查航向变

化。如变化较大，应向反方向轻轻扭舵杆，不使飞机产生侧滑。

(3)根据目标点方向与飞机轨迹方向，检查与保持飞行方向。如飞机轨迹方向偏离目标点，应检查飞机有无坡度和侧滑，并随即修正。如果轨迹方向偏离目标5°以内，应柔和地向偏转的反方向适当扭舵杆，当轨迹方向对正目标点时回舵； 如偏离目标超过5°,应协调地适当压杆扭舵，使飞机对正目标，然后改平坡度， 保持好预定的方向。

(4)由于侧风影响，会使飞机偏离目标。此时，应用改变航向的方法修正。

下降主要由飞行操作手执行。各高度下降均保持节风门在适当位置 (如15%)。

下降时保持飞行状态的方法与平飞基本相同，其特点是：

(1)根据地平仪位置关系检查与保持俯仰状态。根据当时的飞行高度将俯仰角保持到理论值(如-3°),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，保持好正常的关系位置。

(2)大型、小型无人机下降时，由于收小油门后，螺旋桨扭转气流减弱，飞机有右偏趋势，必须抵住左舵，以保持飞行方向。

(3)下降中，速度过大时，应适当增加带杆量，减小下滑角。

1)爬升转平飞

注视地平仪，柔和地松杆，然后收油门至45%。当地平仪的位置关系接近平飞时，保持，使飞机稳定在平飞状态。

如果要在预定高度上将飞机转为平飞，应在上升至该高度前20~10m, 开始改平飞。

2)平飞转下降

注视地平仪，稍顶杆，同时收油门至15%。当地平仪的位置关系接近下降时， 保持，使飞机稳定在下降状态。

3)下降转平飞

注视地平仪，柔和地加油门至45%,同时拉杆。当地平仪的位置关系接近平飞时，保持，使飞机稳定在平飞状态。

如果要在预定高度上将飞机转为平飞，应在下降至该高度前30～20m, 开始改

平飞。

4)平飞转爬升

注视地平仪，柔和加油门至100%,同时稍拉杆转为爬升。当机头接近预定状态时，保持，使飞机稳定在爬升状态。

平飞、爬升、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。

●动作粗，操纵量大，造成飞行状态不稳定。

●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。

转弯是改变飞行方向的基本动作。转弯时，起着支配地位的，主要是飞机的坡度。坡度形成，飞机即进入转弯；改平坡度，转弯即停止。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。因此，转弯的注意力主要应放在保持坡度上，这是做好转弯的关键。

多数无人机需要方向舵的参与进行协调转弯，可有效减小转弯半径并减少侧滑。个别需要执行对地正射任务的无人机必须进行无坡度转弯，此时向转弯方向压方向舵，副翼反打以保证坡度水平。

(1) 转弯前，观察地图，选好退出转弯的检查方向，根据转弯坡度的大小， 加油门5%～10%,保持好平飞状态。

(2)注视地平仪，协调地向转弯方向压杆扭舵，使飞机形成10°(以此为例) 的坡度，接近10°时，稳杆，保持好坡度，使飞机均匀稳定地转弯。

(3)转弯中，主要是保持好10°的坡度。如坡度大，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；机头低时，则应适当增加向斜后方的拉杆量并稍回舵。

当转弯中同时出现两种以上偏差时，应首先修正坡度的偏差，接着修正其他偏差。

(4)转弯后段，注意检查目标方向，判断退出转弯的时机。

当飞机轨迹方向离目标方向10°~15°时，注视地平仪，根据接近目标方向的快慢，逐渐回杆。

爬升转弯和下降转弯的操纵方法与平飞转弯基本相同，其不同点是：

(1)爬升转弯节风门为100%。转弯前，应保持好爬升状态；转弯中，注意稳住杆，防止机头上仰，保持好地平仪的位置关系；退出转弯后，保持好爬升状态。

(2)下滑转弯节风门为15%。转弯中，应保持好下滑状态。

(1) 进入和退出转弯时，动作不协调，产生侧滑。

(2)转弯中，未保持好机头与天地线的位置关系，以致速度增大或减小。

(3)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。

起落航线也叫五边航线，是由起飞、建立航线、着陆目测和着陆组成。任何一次无人机飞行都离不开起飞和着陆，由于无人机的遥控飞行多用于应急情况下， 所以着陆目测和着陆是练习的重点。起落航线飞行，时间短、动作多，各动作之间联系紧密，准确性要求高。因此，必须在模拟器上或通过实物训练系统严格训练，严格要求，扎扎实实地训练好这一课目，为其他的飞行课目打下良好基础。

建立(应急)航线是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，并保持规定的高度、速度，以便准确地进行目测、着陆的飞行过程。

建立(应急) 航线内容：

(1) 检查飞行平台、发动机、机上设备的故障状态、油量、电量。

(2 )决定着陆场或迫降场。

(3)决定控制方式。

(4 )决定飞行操作手、起降操作手交接时机。

(5 )决定起落架、襟翼收放时机。

(6)如果条件允许，第一时间飞回本场上空。

着陆目测是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，操纵飞机沿预定方向降落在预定的地点(通常为跑道中心)。准确的目测是使飞机在预定着陆点前后一定范围内接地。没有达到这一范围内就接地的，叫目测低；超过这一范围才接地的，叫目测高。

无人机的目测与有人机相比有两大不同：

(1) 有人机是从飞机观察着陆场，无人机是从着陆场观察飞机；

(2)有人机驾驶员可自行观察仪表参考值，无人机起降操作手通过地面站人员通告仪表参考值。

着陆目测须重点决断着陆方向和三四转弯位置。

水平能见度大于1000m, 着陆目测由起降操作手决断，三转弯前飞机交与起降操作手控制；水平能见度小于1000m, 着陆目测由飞行操作手决断，四转弯后飞机交与起降操作手控制。

第三转弯的时机、角度、高度，都会影响目测的准确性，因此，必须认真地做好第三转弯。如图6.3所示。

(1 )三转弯点安排到跑道外侧(即地面站的另一侧)。

( 2 ) 三转弯点高度控制在100~150m 之间。

(3)转弯前，注意观察第三、四转弯之间有无高大障碍物遮蔽视线或通信， 同时选择好第四转弯点，作为退出第三转弯的检查目标。

(4)判断进入三转弯时机时，应考虑第四边航线长短，航线和着陆标志线交叉与飞机纵轴和着陆标志线交叉所造成的影响，并做必要的修正。

图6.3 三转弯示意图

(5)三转弯中，应保持好飞行状态，适时检查空速、高度。转弯坡度为20°, 速度为110km/h。

(6)退出转弯后，保持好平飞。平飞中应检查高度、速度；检查航迹是否对正预定的第四转弯点，该点距着陆点的距离是否适当；跑道上有无障碍物；观察飞机，判断下滑时机。

(7)当无人机与跑道延长线的夹角为30°~25°时，收油门至合适位置，推杆下滑，保持110km/h 的速度。要特别注意高度，判断目测，控制好进入第四转弯的高度、位置，判断进人第四转弯的时机。

下滑跑道夹角示意图如图6.4所示。

图6.4 下滑跑道夹角示意图

(1)当无人机与跑道延长线的夹角为15°~10°时，进入四转弯。进人时的高度为80~100m, 速度为110km/h, 坡度通常为20°,最大不超过30°。确定进入四转弯的时机，应考虑到第四转弯的角度。如转弯角度大于90°,应适当提前；如小于70°,应适当延迟。

(2)转弯中，注意飞机接近跑道延长线的快慢和转弯剩余角(跑道延长线与飞机纵轴的夹角)的减小是否相适应。转弯中应保持好飞行状态，适时地检查速度、高度。发现偏差及时修正。

第四转弯进入正常时，当转弯剩余角为25°~30°时，飞机应正好在跑道外侧边线上。如飞机接近跑道延长线较快，而转弯剩余角减小较慢时，表明进入已晚，

应立即协调地增大坡度和转弯角速度；反之，则应适当减小坡度，调整转弯半径， 以便退出转弯时能对正跑道。

(3)起降操作手做四转弯时，四转弯退出点位置为距着陆点200m, 高度30m; 飞行操作手做四转弯时，四转弯退出点位置为距着陆点500m, 高度60m (以此为例)。

(4)退出第四转弯后，这时起降操作手在控制飞机，飞行操作手向起降操作手2秒1次间隔报空速。起降操作手稍推杆，控制住俯仰对准下滑点(下滑点位于距着陆点50m 的跑道中线上)。油门收至15%,速度保持在120km/h。

当下滑线正常时，应注意检查速度。如速度大，表明目测高，应适当收小油门；反之，则应适当加大油门修正。加、减油门时应及时用舵，使飞机不带坡度和侧滑，对正跑道下滑。

(5)下滑至高度10m, 做好着陆准备：检查下滑速度，是否向预定的下滑点下滑，根据目测判断收怠速油门的时机；检查下滑方向，是否对正跑道；观察跑道上有无障碍物。

无人机从一定高度(一般定为10m, 有人机为25m) 下滑，并降落于地面直至滑跑停止的运动过程，叫着陆。着陆分为下滑、拉平、平飘接地和着陆滑跑四个阶段。

注意：姿态遥控下的拉平并不是将姿态保持到0°,而是将升降速度控制为0。

(1)下滑至高度10m (应凭目力判断，根据飞机翼展估测),保持好下滑角， 判断飞机的高度和接近地面的快慢，以便及时地开始拉平。

(2)下滑至高度3m, 开始拉平，根据飞机离地的高度、下沉的快慢和飞机状态，相应地柔和拉杆(姿态遥控为回杆再拉杆),使飞机随着高度的降低，逐渐减小俯角，减小下降率，在0.5m高度上转人平飘。

(3)飞机转入平飘(不下沉也不飘起),应稳住杆，判明离地高度。根据飞机下沉的快慢、仰角的大小和当时的高度相应地继续柔和拉杆。

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，随着飞机的下沉相应地增大仰角，在0.2m 的高度上，拉成正常两点姿势。

平飘过程中，仍应根据飞机与地面的相对运动，检查与保持好飞行方向，并使飞机不带坡度和产生侧滑。

(4)飞机在0.2m的高度上成两点接地姿势后，应随着飞机的下沉，继续柔和

地拉杆，保持住两点姿势，使主轮轻轻接地(主轮接地时无人机速度控制在80~ 90km/h, 从拉平到主轮接地是一个空速逐渐从110km/h 减到80km/h 的过程)。接地的瞬间，由于地面对主轮的反作用力和摩擦力对飞机重心形成下俯力矩，因此， 必须稳住杆，才能保持接地时两点姿势不变。

(5)飞机确实两点滑跑后，应稳住杆保持两点姿势，控制方向舵保持滑跑方向。起降操作手报接地信息。随着速度的减小，机头自然下俯，待前轮接地后， 将升降舵推过中立位置。

(6)着陆滑跑后段，稳住方向舵并做微量修正，保证无人机沿中线滑行，在速度小于40km/h 后刹车。

逆风着陆时，由于风的影响，第三转弯后，使飞机逐渐远离着陆点；第四转弯后，使下滑距离和平飘距离缩短，风速愈大，影响愈大。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);顺风着陆时，目测容易高(即推迟接地)。

风向对着陆目测的影响如图6.5所示。

逆风较大时目测容易低

顺风时目测容易高

图6.5 风向对着陆目测影响的示意图

气温较高时，跑道上空上升气流明显，会使下滑距离和平飘距离增大。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。

下滑方向虽不能直接影响目测的准确性，但是当下滑方向偏差较大时，就会分散操纵手的精力。此外，修正方向偏差时，也容易带来下滑点、下滑速度的变化， 从而造成判断和修正目测的困难。

从以上分析可知，影响目测的因素是多方面的。其中，气象条件是客观存在的，其他条件都可以通过操作手的主观努力去适应的。因此，做目测时，必须根据当时的气象条件，控制好第四转弯点的位置和高度；保持好预定的下滑点、下滑速度和下滑方向；准确使用油门，才能使飞机沿预定的下滑线，降落于预定的地点。

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。第四转弯点的位置是由第三转弯的时机和角度决定的。第四转弯高度是由下滑时机和动作决定的。

转弯目测误差影响示意图如图6.6所示。

sr

目测高，向外转一个角度

目测低，向内转一个角度

图6 . 6 转弯目测误差影响示意图

第三转弯后，如高度正常而航迹未对正预定的第四转弯点，靠近或远离着陆点时，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。转弯的角度，一般不应超过20°,并应注意其对第四转弯进人时机的影响。

第三转弯后，如飞机的航迹正常，而高度高于150m 或低于100m 时，转入下滑的时机应提前或延迟。下滑中，如估计到第四转弯时的高度将高于预定的高度

时，应及时地收小油门，必要时可收至20%,增大下滑角；反之，则应适当地加大油门，减小下滑角，必要时可转为平飞进行修正。待接近预定高度时，再转为正常下滑。

飞行中气象条件是经常变化的，因此，做目测时，第三转弯的时机和转弯角度要根据当时的气象情况做必要的调整，转弯后，还要经常检查航迹和飞行高度， 发现偏差及时修正。

正确修正。如发现目测稍高或稍低时， 一般不改变下滑点位置，应适当地收小或加大油门，保持好与当时气象条件相适应的下滑速度，飞向预定下滑点。

目测过低时，应在加大油门的同时适当增加带杆量(姿态遥控为回杆量),减小下滑角(必要时可平飞一段时间),当接近正常下滑线时，再重新对好下滑点， 适当收小油门，保持好下滑角和相应的速度，对准预定下滑点下滑。目测过高时， 修正方法相反。

修正目测加、收油门的量，主要根据偏差的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。风速小或气温高时则相反。

开始收油门的时机和收油门动作的快慢以及收怠速油门的时机，应根据当时飞机的实际下滑点和预定下滑点是否一致来确定。收油门的动作应柔和均匀，通常在转入平飘时，将油门收完。

但在下列情况下，收油门的时机应适当延迟，收油门的动作应适当减慢(主轮接地前应收完):实际下滑点在预定下滑点后面；当时的高度低于预定高度；速度小、下沉快；逆风较大。若实际下滑点在预定下滑点前面，则相反。

四转弯后下滑方向的好坏，不仅影响飞机的着陆方向、着陆动作，而且会影响到目测的判断与修正。

假设起降操作手的站位位于内侧跑道边缘线上。野外起降点跑道宽度为12m。 无人机翼展为6m。

首先应判断飞机是否在跑道中线延长线上。如果飞机下滑过程中近侧翼尖距离内侧跑道边缘线的距离始终接近半翼展，则接近跑道中线。

其次，检查飞机纵轴是否与着陆方向一致。

如飞机偏出跑道中线延长线较大，应首先压杆压舵操纵飞机飞向跑道中线， 待飞机接近跑道中线时，再根据当时交叉角的大小，适当提前压杆压舵，使飞机纵轴与中心线重合。如飞机在跑道中线延长线上，只是纵轴与中心线略有交叉， 应柔和压舵修正，使飞机纵轴与着陆方向一致。在0.5m 以下低空修正方向时，仅

使用方向舵，防止坡度过大，翼尖擦地。

注意：

(1)下滑至高度3m, 仍未进入跑道或目测过高、过低时，应果断复飞。

(2)禁止用改变飞机接地姿势的方法，延长或缩短平飘距离来修正目测偏差。

着陆是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。

着陆时，飞机高度、速度、状态、下降率等随时都在变化。只有正确地观察地面关系，才能判明这些变化的情况，相应地操纵杆舵，做好着陆。

观察地面关系的目的，是判断高度、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，以便准确地操纵飞机着陆。但着陆的各个阶段的注意力又应各有侧重。下滑至高度10m, 侧重判断飞机离地的高度和接近地面的快慢， 确定开始拉平的时机。拉平过程中，侧重注意高度的降低和下降率的减小是否相适应。平飘时，侧重注意飞机离地的高度和下沉情况，后段还要适当注意飞机俯仰姿态。在有侧重的同时，照顾到其他。当然，这种侧重不是一成不变的。例如， 拉平前飞行方向与跑道有交叉，则应在判断开始拉平时机的同时，还要修正好方向，以便既不延误开始拉平的时机，又能修正好方向的偏差，从而做好着陆。

初学飞行时，每次着陆都要按照规定的时机，观察地面关系，切忌乱变。只有这样，才能形成正确反射。要求深刻理解观察地面关系的意义，熟练掌握判断方法，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。

掌握好收油门的动作，既是为了准确地做好目测，也是为了逐渐减小飞行速度，配合拉平动作，使飞机以正常的速度和状态转为平飘。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较大；反之，容易拉平高、拉飘或者平飘仰角较小，均不利于正常着陆。着陆收油门动作的基本要领是：适时、柔和而均匀。

根据飞行体会，应做到：

(1)在目测正常的情况下，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。收晚了势必造成动作粗，影响着陆动作，否则就容易目测高。

(2)收油门的过程要拉长一些，拉长了可以使动作柔和、速度减小均匀，有利于做好着陆。

(3)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。

实践证明，掌握了拉平动作以后，整个着陆就比较容易学会了，同时，对保证飞行安全也极为重要。

开始拉平的时机和拉杆(姿态遥控为回杆再拉杆)动作的快慢与分量，直接影响正常拉平轨迹和飞机转入平飘的高度。

开始拉平的时机是根据当时飞机俯角的大小和下降的快慢而定的。飞机以正常的下滑角下滑时，下滑至高度3m 应开始拉平，使飞机随着高度的降低，逐渐减小下滑角，在0.5m 的高度上平飘。如果拉平前飞机的俯角大、下降快，若仍按正常的时机和动作拉杆，就必然拉平低，所以开始拉平的时机应稍早一些；反之， 开始拉平的时机应稍晚一些。

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。如果高度高于0.5m 较多，飞机就要转入平飘，即应暂停拉杆；反之，即将接近0.5m 高度，飞机下降仍较快，则应适当多拉一点，其目的都是使飞机下降至0.5m 高度时转为平飘。总之，正确的拉平动作，必须按照实际情况，主动地、有预见性地、机动灵活地去操纵飞机，才能做好着陆。

在掌握着陆技术的过程中，错误、偏差是难免的。为了掌握着陆技术、保证安全，必须了解产生偏差的原因，熟练地掌握着陆偏差的修正方法。

(1)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。

(2)着陆条件不好。例如，目测高容易拉平高；目测低、速度小容易拉平低或跳跃；油门没有收完、速度大容易拉平高或拉飘；下滑方向不好，易分散看地面的精力，造成着陆偏差。

(3)转移视线看地面的时机、角度、距离不固定、不正确。

(4)其他如机械拉杆、粗猛拉杆都会造成着陆偏差。

出现着陆偏差时，必须看好地面，判明离地高度、下沉快慢、飞机状态，遵守操纵规则，沉着果断地修正。

1)修正拉平高的方法

飞机结束拉平时的高度高于0.5m, 叫拉平高。修正方法是：

● 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。 然后，根据飞机离地的高度、下沉的快慢和俯仰状态，柔和均匀地拉杆，使飞机在0.5m 高度上转为平飘。

●拉平高时，如果飞机随即下沉，应稳住杆，待飞机下沉到0.5m, 再柔和拉杆，做正常着陆；如果飞机不下沉，应稍松杆(注意收完油门),使飞机缓慢下沉到0.5m 时，做正常着陆。

●拉平高度在3m 以上，又未能及时修正，应进行复飞。

2)修正拉平低的方法

飞机结束拉平时的高度低于0.5m, 叫拉平低。修正方法是：

●拉平过程中，发现有拉平低的趋势时，应适当地增大拉杆量，使飞机在

0.5m 高度转入平飘。由于拉杆动作较快、量较大，飞机在刚转入平飘时可能向上飘起，应注意防止和及时修正。

●拉平低，但高度在0.3m 以上时，可按正常方法着陆。如果高度在0.3m 以下时，应特别注意准确地判断高度和飞机下沉情况。当飞机有下沉趋势时，在不使飞机飘起的情况下，及时适量地拉杆增大仰角，使飞机以正常两点姿势接地。

●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，保持住两点姿势，防止前轮撞地。但也要防止接地时拉杆过多而跳跃。

●如结束拉平过低而速度较大时，应适当地多拉一点杆，避免三点接地。如果已经三点接地，应及时稳住杆，避免飞机跳起。

3)修正拉飘的方法

在拉平或平飘过程中，飞机向上飘起的现象叫拉飘。修正方法是：

●发现拉飘时，应立即柔和推杆或松杆制止飞机继续上飘。

●制止飞机上飘后，应迅速判明高度。0.5m 以下且仰角不大时，应稳住杆， 待飞机下沉，再柔和拉杆，做正常着陆；0.5m 以上或仰角较大时，应柔和推杆或松杆减小仰角，使飞机缓慢下沉，然后做正常着陆。

4)修正跳跃的方法

飞机接地后跳离地面的现象，叫跳跃。修正方法是：

●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。

●如果飞机跳跃没有超过0.5m, 且仰角不大时，应轻拉住杆。待飞机下沉

时，做正常着陆。

●跳离地面的高度有超过0.5m 的趋势或仰角较大时，应立即适当地推杆或松杆，不使飞机跳起过高或仰角过大。当飞机下沉时，柔和拉杆，做正常着陆。

●如因修正侧风不当带偏流接地并跳跃时，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。

当着陆条件不具备时，不应勉强着陆，应果断地进行复飞。

在下列情况下应复飞：

(1)飞行指挥员命令复飞时；

(2)跑道上有飞机或其他障碍物影响着陆安全时；

(3)高度低于3m 还未进入跑道或目测过高、过低，未做好着陆准备时；

(4)着陆航向偏差较大，且未及时修正时；

(5)其他情况认为必要时。

复飞的操纵方法：

(1)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；

(2)低高度复飞时，在加油门的同时应观察好前方地面(高度2m 以下，飞机下沉时，还应继续做着陆动作),待加满油门飞机转入爬升后，再将注意力转移至远方；

(3)复飞后，在40°襟翼、起落架放下情况下，节风门保持100%;

(4)如需收襟翼时，因升力系数下降，飞机要下沉，应适当地拉杆，以免飞机下降高度过多。

在侧风、大逆风、顺风条件下进行起落航线飞行与在一般逆风条件下进行起落航线飞行相比较，有相同点，也有不同点。只有注意了特殊点，才能在不同的条件下正确地进行起落航线飞行。

在航线飞行中，飞机因受侧风的影响产生偏流和改变地速，会使飞机偏离预定的航迹。因此，第三转弯后，应使飞机航迹对正预定的第四转弯点。如飞机处于顺侧风时，地速增大，收油门下滑和进入第四转弯的时机均应适当提前，或适当增大第四转弯的坡度；如飞机处于逆侧风时，则相反。退出第四转弯后，应使飞机对正跑道中线。侧风较大时，也可将飞机位置稍靠近侧风方向的一侧。

下滑及着陆时修正侧风影响的方法有以下两种。

退出第四转弯后，应根据飞机偏离跑道的情况，判明偏流的方向及影响的大小，及时适量地向侧风方向压杆形成坡度，并蹬反舵制止飞机转弯，使飞机纵轴与着陆标志线平行。当侧滑角与偏流角相适应时，飞机即对正跑道中线下滑。

下滑中由于各高度上的风向、风速可能不一致，因此，应经常检查下滑方向，及时改变修正量，始终对正跑道中线下滑。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(消除侧滑后，应适当收小油门，防止目测高)。着陆时，应根据侧风影响的大小，在拉平中或即将接地时改平坡度，并适当地回舵，使飞机以两点姿势平稳接地。接地后，应及时向侧风反方向压舵，保持好滑跑方向。

修正侧风较大时，可用侧滑与改变航向相结合的方法修正。

采用这个方法时，退出第四转弯的时机应根据风向适当提前或延迟(左转航线飞行时，跑道右侧风提前，跑道左侧风延迟),以便退出第四转弯后，机头对向侧风方向的跑道边附近，形成一个航向修正角进行下滑。然后向侧风方向适当压杆并压反舵制止飞机转弯，形成一个侧滑角。当航向角和侧滑角与偏流角适应时， 飞机即沿着跑道中线的延长线下滑。若飞机还有偏离跑道中线的现象，应适当增减侧滑角或航向角，直到飞机不再偏离跑道中线时为止。飞机即将接地时，将坡度改平，接地后，及时向侧风的反方向适当压舵，使飞机纵轴与跑道平行，保持好滑跑方向。

(1) 第三转弯时机应适当提前，以便第四转弯点距离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。

(2)第四转弯后，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。大逆风飞行时，目测容易低。当速度小时，要适当多加些油门，速度稍大时，收油门量不宜过多。

(3)下滑速度较大，舵面效用较强。因此，要认真看好地面，开始拉平的时机应比正常稍晚，拉杆动作应柔和，防止拉平高。

(4)拉平后，速度减小较快，平飘距离缩短。因此，收完油门的时机不要提前，收油门动作更应柔和均匀，以免平飘中飞机下沉过快。

(5)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。 速度减小到一定程度时，飞机下沉较快，应根据飞机接近地面的快慢及时适量地拉杆。

(6)平飘中，如果气流不稳，飞机可能产生突然飘起、突然下沉、突然偏转等现象。此时，必须审时度势，沉着地进行修正。

(7)着陆后，速度减小快，刹车不要太早。

(1)进入第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。进入第四转弯的高度应比正常稍低，因此，收油门下滑和进人时机应适当提前。

(2)第四转弯后，地速增大，下滑角减小。因此，下滑点应适当后移，下滑速度比正常小一些。调整下滑速度时，加油门量应注意不要多，收油门的时机应适当提前。

(3)下滑速度较小，舵面效用较弱。因此，在拉平过程中，拉杆动作应及时、 适量，防止拉平低。

(4)由于地速较大，平飘距离较长，在平飘过程中，应特别注意判断飞机下沉的快慢，柔和及时拉杆，防止拉飘和跳跃。

(5)在着陆滑跑过程中，应及时刹车，以免滑跑距离过长。应注意避开机场边的障碍物，避免与障碍物相撞。

● 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。

● 检讨飞行执行过程；

● 填写飞行日志或记录本。

以轻型无人机教练-3模拟器及实物训练系统为例，如图6.7所示。

图6.7 教练-3模拟器及实物训练系统

(1)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。

(2)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。

(3)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。

(1)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。

(2)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。

(3)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。

WGS-84 坐标系是美国国防部研制确定的大地坐标系，是一种协议地球坐标系，采用的是地心坐标系。

WGS-84 坐标系的定义是：原点是地球的质心，其地心空间直角坐标系的Z 轴指向BIH (国际时间)(1984.0)定义的地球极 (CTP) 方向，即国际协议原点 CIO,它由IAU 和 IUGG共同推荐。X 轴指向BIH定义的零度子午面和CTP赤道的交点，Y 轴和Z、X轴构成右手坐标系。WGS-84 椭球采用国际大地测量与地球物理联合会第17届大会测量常数推荐值，采用的两个常用基本几何参数为：长半轴 a=6378137m; 扁率f=1/298.257223563。

建立WGS-84 坐标系的一个重要目的，是在世界上建立一个统一的地心坐标系。GPS 的广播星历就是参照的WGS-84 坐标系，所以该坐标系常用于 GPS 应用系统。

国家坐标系包括北京54和西安80两种坐标系。

北京54坐标系是指1954年我国在北京设立了大地坐标原点，采用克拉索夫斯基椭球体，依此计算出来各大地控制点的坐标，其实质上是以苏联普尔科沃为原点的1942年坐标系的延伸。

西安80坐标系是采用国际地理联合会(IGU) 第十六届大会推荐的椭球参数， 大地坐标原点在陕西省泾阳县永乐镇，又称西安坐标系。

3.地方坐标系

地方坐标系是指各地根据测量工作的需要，自行设计的坐标系。如北京有北京地方坐标系，上海有上海地方坐标系。

上述三类坐标系统之间的差异主要体现在参考的地球椭球体、坐标原点和基准方向不一样。

由于WGS-84、北京54、西安80坐标系统的参数是公开的，所以在各大GIS 软件平台上可以进行相互之间的自动转换。而各地地方坐标系与WGS-84、北京 54、西安80坐标系统之间的转换，由于所采用的椭球基准不一样，并且由于投影的局限性，使得全国各地并不存在一致的转换参数。对于这种转换，由于量较大， 有条件的话，一般都采用GPS 联测已知点，应用GPS 软件自动完成坐标的转换。 当然若条件不许可，且有足够的重合点，也可以进行人工解算。

卫星导航是通过不断对目标物体进行定位从而实现导航功能的。目前，全球范围内有影响的卫星定位系统有美国的GPS、 欧洲的伽利略、俄罗斯的格拉纳斯及我国的北斗。这里主要介绍现阶段应用较为广泛的GPS 全球定位系统导航。

GPS是英文Global Positioning System(全球定位系统)的简称，其利用GPS 定位卫星，在全球范围内实时进行定位、导航。GPS 导航系统的基本原理是测量出已知位置的卫星到用户接收机之间的距离，然后综合多颗卫星的数据就可知道接收机的具体位置。

典型的GPS 卫星阵如图7.1所示。

图7.1 典型的GPS卫星阵

GPS 操作使用一个空间卫星群，将这些卫星作为基准点进行广泛搜索以及三

角测量。接收机使用的数据至少由四个高于模糊角(可以使用卫星的高于天地线

的最低角) 的卫星来提供。

飞机在仪表飞行规则 (IFR) 下使用GPS 导航设备来导引飞行航路时，必须根据飞行情况配备已经经过批准的可操作的备用导航方法。从航路到目的地机场以及任何一个所要求的备用机场，飞行过程中必须安装必要的电子设备来接收所有来自地面设备的信息并保证这些设备的可操作性，还要保证用于航路的必要的地面设备的可操作性。

必须根据局方批准的POH/AFM (飞行员操作手册/飞机飞行手册)或者飞行手册附件来进行GPS 操作。飞行人员必须全面熟悉飞机上安装的特殊的GPS 设备、 接收机操作手册、POH/AFM (飞行员操作手册/飞机飞行手册)和飞行手册附件。

当GPS 接收机开机时，其内部首先自检测，通过后即开始工作。当接收机工

作后，即可根据规定的通信协议，向外输出载体的经纬度、速度、高程等信息， 这些数据是无人机进行导航与制导的必要参数。飞控计算机要参考飞机当前的经纬度以及下一个航路点的经纬度，通过制导算法实现两个航路点之间的航线指引。 飞行员可以了解飞机在地面上的实际航迹。只要飞机的航线与到航路点的方位相匹配(通过选择正确的飞机航向),飞机会直飞到航路点。 GPS 是一个复杂的系统，两种不同型号的GPS 接收机差别较大。

通常GPS 操作过程中需要30颗卫星， GPS 的卫星阵可以在全世界范围内连续使用。如果使用的卫星数量少于24颗，在某些地理区域， GPS 的导航能力可能不可用。被高地形包围的山谷区域可能会失去信号，并且飞机的GPS 天线随时会被飞机结构所“屏蔽”(例如，当飞机在压坡度时)。

某些无线电接收机、收发机，可能会造成信号冲突。 一些VHF 的发射可能会造成“谐波冲突”。当发现GPS 接收机信号质量下降时，飞行员可以通过重新部署 GPS 周围的无线收发设备来隔离冲突，改变频率或者关掉造成冲突的可疑的仪器。

GPS位置数据可能会受到设备性质以及多种地理因素的影响，可能会造成误差，通常少于100ft。卫星原子钟、接收机/处理器、信号被延迟、电离层以及对流层延迟，以及卫星数据发射误差等都会造成小的位置差错或者瞬间失去GPS 信号。

单 GPS 系统提供的定位精度是优于25m, 为得到更高的定位精度，通常采用差分GPS 技术，将一台GPS 接收机安置在基准站上进行观测。根据基准站已知精密坐标，计算出基准站到卫星的距离改正数，并由基准站实时将这一数据发送出去。用户接收机在进行GPS 观测的同时，也接收到基准站发出的改正数，并对其定位结果进行改正，从而提高定位精度。

根据差分GPS 基准站发送的信息方式可将差分GPS 定位分为三类，即：位置差分、伪距差分和相位差分。

这三类差分方式的工作原理是相同的，即都是由基准站发送修正数，由用户站接收并对其测量结果进行改正，以获得精确的定位结果。所不同的是，发送修正数的具体内容不一样，其差分定位精度也不同。

惯性导航系统 (INS) 可以精确导航，不需要从飞机外进行任何输人，完全是自主式的。

惯性导航，利用惯性元件(加速度计)来测量运载体本身的加速度，经过积分运算得到速度和位置，从而达到对运载体导航定位的目的。组成惯性导航系统的设备都安装在运载体内，工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰，是一种自主式导航系统。

按照惯性导航组合在飞行器上的安装方式，可分为平台式惯性导航系统(惯性导航组合安装在惯性平台的台体上)和捷联式惯性导航系统(惯性导航组合直接安装在飞行器上)。

1.平台式惯性导航系统

根据建立的坐标系不同，又分为空间稳定和本地水平两种工作方式。空间稳定平台式惯性导航系统的台体相对惯性空间稳定.用以建立惯性坐标系。地球自转、重力加速度等影响由计算机加以补偿。这种系统多用于运载火箭的主动段和一些航天器上。本地水平平台式惯性导航系统的特点是台体上的两个加速度计输入轴所构成的基准平面能够始终跟踪飞行器所在点的水平面(利用加速度计与陀螺仪组成舒拉回路来保证),因此加速度计不受重力加速度的影响。这种系统多用于沿地球表面做等速运动的飞行器(如飞机、巡航导弹等)。在平台式惯性导航系统中，框架能隔离飞行器的角振动，仪表工作条件较好。平台能直接建立导航坐标系，计算量小，容易补偿和修正仪表的输出，但结构复杂，尺寸大。

根据所用陀螺仪的不同，分为速率型捷联式惯性导航系统和位置型捷联式惯

性导航系统。前者用速率陀螺仪，输出瞬时平均角速度矢量信号；后者用自由陀螺仪，输出角位移信号。捷联式惯性导航系统省去了平台，所以结构简单、体积小、维护方便，但陀螺仪和加速度计直接装在飞行器上，工作条件不佳，会降低仪表的精度。这种系统的加速度计输出的是机体坐标系的加速度分量，需要经计算机转换成导航坐标系的加速度分量，计算量较大。

为了得到飞行器的位置数据，须对惯性导航系统每个测量通道的输出积分。 陀螺仪的漂移将使测角误差随时间成正比增大，而加速度计的常值误差又将引起与时间平方成正比的位置误差。这是一种发散的误差(随时间不断增大),可通过组成舒拉回路、陀螺罗盘回路和傅科回路三个负反馈回路的方法来修正这种误差以获得准确的位置数据。

舒拉回路、陀螺罗盘回路和傅科回路都具有无阻尼周期振荡的特性。所以惯性导航系统常与无线电、多普勒和天文等导航系统组合，构成高精度的组合导航系统，使系统既有阻尼又能修正误差。

惯性导航系统的导航精度与地球参数的精度密切相关。高精度的惯性导航系统须用参考椭球来提供地球形状和重力的参数。由于地壳密度不均匀、地形变化等因素，地球各点的参数实际值与参考椭球求得的计算值之间往往有差异，并且这种差异还带有随机性，这种现象称为重力异常。正在研制的重力梯度仪能够对重力场进行实时测量，提供地球参数，解决重力异常问题。

惯性导航系统有如下优点：①由于它是既不依赖于任何外部信息，也不向外部辐射能量的自主式系统，故隐蔽性好，且不受外界电磁干扰的影响；②可全天候、全时间地工作于空中、地球表面乃至水下；③能提供位置、速度、航向和姿态角数据，所产生的导航信息连续性好而且噪声低；④数据更新率高，短期精度和稳定性好。

其缺点是：①由于导航信息由积分产生，定位误差随时间而增大，长期精度差；②每次使用之前需要较长的初始对准时间；③设备的价格较昂贵；④不能给出时间信息。

无人机任务规划 (Mission Planning) 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。

任务规划的主要目标是依据地形信息和执行任务的环境条件信息，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迹，保证无人机高效、圆满地完成飞行任务，并安全返回基地。

由于无人驾驶，无人机对任务规划的要求更为严格，需要更为详细的飞行航迹信息、作用目标和任务执行信息。无人机任务规划是实现自主导航与飞行控制的有效途径，它在很大程度上决定了无人机执行任务的效率。无人机任务规划需要实现以下功能。

1.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。

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、监测区域、离开监测点、返航及应急飞行等任务过程的飞行航迹。

能够实现飞行仿真演示、环境威胁演示、监测效果演示。可在数字地图上添加飞行路线，仿真飞行过程，检验飞行高度、油耗等飞行指标的可行性；可在数字地图上标志飞行禁区，使无人机在执行任务过程中尽可能避开这些区域；可进行基于数字地图的合成图像计算，显示不同坐标与海拔位置上的地景图像，以便地面操作人员为执行任务选取最佳方案。

无人机任务规划需要考虑以下因素：

无人机在执行任务时，会受到如禁飞区、障碍物、险恶地形等复杂地理环境的限制，因此在飞行过程中，应尽量避开这些区域，可将这些区域在地图上标志为禁飞区域，以提升无人机的工作效率。此外，飞行区域内的气象因素也将影响任务效率，应充分考虑大风、雨雪等复杂气象下的气象预测与应对机制。

无人机物理限制对飞行航迹有以下限制。

(1)最小转弯半径：由于无人机飞行转弯形成的弧度将受到自身飞行性能限制，它限制无人机只能在特定的转弯半径范围内转弯。

(2)最大俯仰角：限制了航迹在垂直平面内上升和下滑的最大角度。

(3)最小航迹段长度：无人机飞行航迹由若干个航点与相邻航点之间的航迹段组成，在航迹段飞行途中沿直线飞行，而到达某些航点时有可能根据任务的要求而改变飞行姿态。最小航迹段长度是指限制无人机在开始改变飞行姿态前必须直飞的最短距离。

(4)最低安全飞行高度：限制通过任务区域最低飞行高度，防止飞行高度过低而撞击地面，导致坠毁。

无人机具体执行的飞行任务主要包括到达时间和目标进入方向等，需满足如下要求：

(1)航迹距离约束，限制航迹长度不大于预先设定的最大距离。

(2)固定的目标进入方向，确保无人机从特定角度接近目标。

当预先具备完整精确的环境信息时，可一次性规划自起点到终点的最优航迹。 而实际情况是难以保证获得的环境信息不发生变化；另一方面，由于任务的不确定性，无人机常常需要临时改变飞行任务。在环境变化区域不大的情况下，可通过局部更新的方法进行航迹的在线重规划；而当环境变化区域较大时，无人机任务规划系统则必须具备在线重规划功能。

任务规划一般从接收任务开始，根据任务人工选择几个航迹点。对这些点进行检验和调整，使之满足各种约束条件的需求。选用优化准则(如最短路径分析) 由计算机辅助生成飞行航线。用检验准则检验航线上的每个点，若全部通过，则找到了一条可用的航线。

从实施时间上划分，任务规划可以分为预先规划(预规划)和实时规划(重规划)。就任务规划系统具备的功能而言，任务规划可包含航迹规划、任务分配规划、数据链路规划与系统保障和应急预案规划等，其中航迹规划是任务规划的主体和核心。

预先规划是在无人机执行任务前，由地面控制站制定，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迹。

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飞航迹，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，采用快速航迹规划算法生成飞行器的安全飞行航迹。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。

任务规划由任务理解、环境评估、任务分配、航迹规划、航迹优化和航迹评价等组成。其处理流程如图7.2所示。

(1) 整个流程开始于接收到的上级下发的任务、命令，首先对任务进行保存， 提供查阅和显示。

(2)其次辅助操作人员进行任务理解，分析任务执行的地理区域、时间区间， 任务所包含的目标航点数，各个航点的位置、重要程度等情况。根据任务涉及的区域查询并显示地形概况、禁飞区和障碍物分布情况及气象信息，为航迹规划提供环境情况依据。

(3)然后进行任务分配，在这个过程里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。

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。

载荷规划通信规划目标分配可用资源降落点气象信息禁飞区与障碍物地形状况包含的目标区域时间区域查阅显示保存燃油及设备性能航速和高速申请频域空域申请气象保障生成计划航迹优化航迹规划接收任务任务理解环境评估任务分配最大俯仰最小转弯半径发送保存

图7.2 任务规划处理流程

通信规划包括在执行任务的过程中，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。

目标分配主要是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与模式， 当无人机到达该航点时实施航拍、盘旋等飞行任务。

(4)下一步是航迹规划，在目标分配的基础上，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迹，并申请通信保障和气象保障。

(5)航迹规划完成后，系统根据无人机飞行的最小转弯半径和最大俯仰角对航迹进行优化处理，制定出适合无人机飞行的航迹。

(6)最后生成计划，保存并发送。

无人机航迹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以及环境信息，结合无人机自身技术指标特点，按照一定的航迹规划方法，制定最优或次优路径。因此，航迹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、画出飞行航迹、标注规划点以及显示规划航迹等。一般情况下，电子地图可直接安装于无人机地面控制站，选取合适的地图插件，可与地面站软件进行较好的集成。电子地图插件应具备以下基本功能：

(1)地面站所需要的永久图层和临时图层的创建；

(2)地图属性设置，如图层设置、样式选择等；

(3)对地图的一些基本操作，如拖动、放大、缩小等；

(4)对地图图元的添加、删除、选定、移动等操作。

地面站电子地图显示的信息分为三个方面：一是无人机位置和飞行航迹；二是无人机航迹规划信息；三是其他辅助信息，如图元标注。其中图元标注是完成任务的一项重要的辅助性工作，细致规范的图元标注将大幅度提高飞行安全性和任务完成质量。图元标注主要包括以下三方面信息：

(1)场地标注。主要包括起飞场地标注、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的区域参考。

(2)警示标注。主要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。

(3)任务区域标注。无人机侦察监测区域应预先标注，主要包括任务区域范围、侦察监测对象等。

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。无人机在特定区域内执行任务时，只需首次对该区域地图进行校准，此后在该区域执行任务时，直接调用已校准的地图即可。首先打开任务区域所在的地图文件，如图7.3所示。

共*1n5以品市前班料n9鸡 ET 件实y8 件*1· 厂 )第可作· A, 厂 ) 下in 可 ·4)厂厂寸 T 何·ssn壁票eM光断一

图7.3 打开需要校准的地图

在命令下拉菜单中选取三个定位点作为校准点(注意：选取的三个点不能在同一直线上),并在对话框左侧输入三个定位点的实际地理位置信息，如图7.4所示。

同EK国 x 件%:W 文地实件：5飞教建文外语a( 1班I7 8 + 画mA2「M) ·下作五 ”·三丽 )可 0 0世存地通指元西P11环路南二六儿环路农业路稠鹑路化柏临路造河路我停脑陋可 ” 6P 2 写m*anaP13r重 cnkg增厢衡侯察驾婴m一中世s4附ur

图7.4 定位点的选取与设置

定位点设置成功后，完成地图校准，点击“保存地理信息”,将设置保存为扩展名为 .mif 的地理信息文件，如图7 . 5所示。

F a 数后和2四留实件图口 ·

定如m)网豆□27”* 宽配) 5:·10可A)班

*

件a解心( 加， )Du

口网-*而741

图7.5 保存校准后的地图

若使用已校准的地图，点击文件栏下拉菜单中的“打开地图信息文件”选项， 在弹出对话框中选择所需文件即可，如图7.6所示。

前3 分请文开三 EgA!0下 · ·EA 6)网m ·A(· 任 ”F 理 aaD通院准和f1 7 开 * M已BnreRea7*2g

图7.6 使用已校准的地图

航线规划一般分为两步：首先是飞行前预规划，即根据既定任务，结合环境限制与飞行约束条件，从整体上制定最优参考路径；其次是飞行过程中的重规划， 即根据飞行过程中遇到的突发状况，如地形、气象变化、未知限飞禁飞因素等， 局部动态地调整飞行路径或改变动作任务。

已知威胁信息

未知威胁信息无人机自身约束条件

飞行中重规划调整后航迹参考航迹飞行前预规划

飞行任务分解

图7 . 7 航迹规划流程

航线规划的内容包括出发地点、途经地点、目的地点的位置信息、飞行高度和速度与需要到达的时间段。 航线规划应具备以下功能：

(1)具有标准飞行轨迹生成功能，可生成常用的标准飞行轨迹，如圆形盘旋、 8字形盘旋、往复直线飞行等，存储到标准飞行轨迹数据库中，以便在飞行过程中可以根据任务的需要使飞行器及时地进入和退出标准飞行轨迹；

(2)具有常规的飞行航线生成、管理功能，可生成对特定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器特性、传感器搜索模式(包括搜索速度、搜索时间)和传感器观察方位(包括搜索半径、搜索方向、观测距离、观测角度)等多种因素后，可实现对目标的最佳探测。

制定任务规划时还要考虑异常应急措施，即应急航线。其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(从航线上的任意点转入安全返航通道或从安全返航通道转向应急迫降点或机场 )。

系统保障与应急预案规划是指综合考虑无人机系统本身的约束条件、目标任务需求和应急情况设定，合理设置地面站与无人机的配比关系，科学部署工作地

域内的各种无人机地面站，制订突发情况下的无人机工作方案。

对于地面操作人员，需要熟悉的用户界面主要包括两个：飞行计划数据库窗口和地图显示窗口。这里以某型无人机地面站软件操作界面为例，展示航迹规划的基本功能。

图7.8表示的是无人机在文件名为flighttest_bmp 地图所表示的区域内执行任务，整个飞行航迹由五个航点和相邻航点之间的航路段组成，整个航程为3.1km, 历时3分钟，全段航速保持20m/s 不变。任务流程如下：

(1) 无人机在 HOME点起飞，直至到达wpl 点前飞行高度保持在地面站上方100m;

( 2 ) 到达wp1点时飞行高度降至80m, 并开始执行航拍任务，每10秒采集一次图像，直至到达wp2 点结束航拍任务；

图7 . 8 飞行计划数据库窗口

( 3 ) 自wp2点途经wp3 点，直至到达LAND 点时，只执行飞行动作，并始终保持98m 的飞行高度、20m/s 的航速；

( 4 ) 到达LAND 点时开始着陆，至此整个飞行任务结束。

图7.8的界面说明如表7- 1所示。

表7-1 飞行计划数据库窗口说明

补充说明：

(1)“航点类型”指的是到达该航点时执行的动作类型，分为三种：

①途经模式，即经过该航点时不执行任何飞行模式，继续沿规划航迹执行后续任务；

②巡航模式，表示以该航点为中心，做圆周巡航飞行，直至到达设定时间或接收结束指令，方可执行后续飞行任务。

③着陆模式，在设置地面站位置时自动生成的着陆航点，途经该航点时执行着陆指令。

(2)“航点位置速度”显示从到达该航点时起，到下一航点前，这段飞行路径中无人机的航速。

(3)“航点拍照模式”有三种：

①无动作，到达该航点后不执行航拍任务；

②定时航拍，到达该航点后以一定的时间间隔(以秒为单位)进行图像采集；

③定点航拍，到达该航点后以一定的距离间隔(米为单位)进行图像采集。

注意：航点拍照模式为无动作时，系统默认航点拍照间隔为N/A, 定时航拍

与定点航拍的拍照间隔则需在“航点拍照间隔”中设置。

图7.9是该地面站软件地图显示窗口。可以看出，当前显示的任务要求是按照既定航线飞行，并执行定点航拍以及指定区域内的巡航任务。无人机在文件名为 flighttest_bmp 地图所表示的区域内执行任务，整个飞行航迹由6个航点和相邻航点之间的航路段组成，无人机的当前位置 ( 表示)坐标显示于界面右下角位置。整个任务流程如下：

(1) 无人机在HOME点起飞，到达wpl 点时开始执行航拍任务(停表示此航点开始激活动作任务 ) , 并在wpl 与 wp2 之间的航迹段进行图像采集(四), 直至到达wp2 点结束航拍任务；

( 2 ) 到达wp2 点时，进入巡航模式，以wp2点为中心，顺时针进行圆形盘旋巡飞(紫色带箭头圆圈，半径表示巡飞半径大小，箭头方向指示巡飞方向),直到完成巡航模式周期时间结束，并飞至下一航点；

( 3 ) 途经wp3、wp4 点，直至到达LAND点时，只执行单一飞行任务；

( 4 ) 到达LAND点时开始着陆，至此整个飞行任务结束。

13111214 15 16

图7.9 地图显示窗口

图7.9的界面说明如表7-2所示。

表7-2 地图显示窗口说明

地图显示窗口中设定的起飞、着陆点、航点、路径以及任务动作信息，都会在飞行计划数据库中显示对应的信息，包括航点属性、地理坐标、任务类型等； 相应地，当飞行计划数据库中的参数发生变化时，地图显示窗口中的航迹信息与飞行任务也将随之变化。

我们可以把无人机飞行操作手利用飞行摇杆在姿态遥控或直接操作舵面方式下的飞行定义为无人机的仪表飞行。

无人机的仪表飞行与有人机相似又有很大不同。有人机的仪表飞行在非自驾阶段主要使用舵面遥控，而无人机主要使用姿态遥控，极少直接操作舵面实现遥控。造成不同的原因是多方面的：比如对无人机飞行操作手飞行技术的要求相对有人机驾驶员有所放宽；地面上的无人机操作手相对飞行座舱里的有人机驾驶员有一定的感官缺失等。

现代的大型、小型无人机系统控制站多数会设置飞行摇杆，但摇杆的最大功用是在任务段可以灵活迅速地改变航迹以满足实时目标的任务需求。国外少数高端军用无人机在进近时确实可以借助前视辅助导航摄像系统提供的图像并使用摇

杆协助降落，但控制方式也是在自动驾驶着陆基础上的人工偏差修正。

由于无人机仪表飞行的局限性，现有无人机系统的主流方式还是由起降操作手协助完成起飞、进近着陆与应急迫降；在发生某种特定的故障时，飞行操作手只需通过仪表飞行，利用姿态遥控将无人机引导到本场上空交由起降操作手即可。

对于机长来说，巡航阶段操纵技术小时数为：

(1) 在模拟器实施航线规划，不少于2小时；在实物训练系统实施航线规划， 不少于2小时。

(2)在模拟器实施正常飞行程序指挥，不少于2小时；在实物训练系统实施正常飞行程序指挥，不少于5小时。

(3)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2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5 小时。

(4)在模拟器实施任务执行指挥，不少于1小时；在实物训练系统实施任务执行指挥，不少于3小时。

对于驾驶员来说，巡航阶段操纵技术小时数为：

(1) 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；

(2)在模拟器实施正常飞行程序操作，不少于2小时；在实物训练系统实施正常飞行程序操作，不少于5小时；

(3)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2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5小时。

旋翼航空器是一种重于空气的航空器，其在空中飞行的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，与固定翼航空器为相对的关系。

现代旋翼无人机主要包括单旋翼带尾桨无人直升机、共轴无人直升机以及近年来蓬勃发展的多轴无人飞行器。各类旋翼飞行器如图8.1所示。

图8 .1 各类旋翼飞行器

自转旋翼无人机和变模态旋翼无人机本书不作重点讨论。

旋翼无人机的类型很多，分类方法也有许多种，这里主要介绍按起飞重量和结构形式来进行的分类。

旋翼无人机按起飞重量可分为如下四种类型：

(1) 微型旋翼无人机，空机质量小于等于7kg, 多数的多轴无人飞行器属于这

一级别。

(2) 轻型旋翼无人机，空机质量大于7kg, 小于等于116kg。如FH-1共轴无人直升机。

(3)小型无人旋翼机，空机质量大于116kg, 小于等于5700kg。如RQ-8A“火力侦察兵”。

(4)大型无人旋翼机，空机质量大于5700kg。目前这个级别还没有实用的系统。

(1)单旋翼带尾桨式无人直升机。它装有一个旋翼和一个尾桨。旋翼的反作用力矩，由尾桨拉力相对于直升机重心所构成的偏转力矩来平衡。虽然尾桨消耗一部分功率，但这种结构形式构造简单，操纵灵便，应用极为广泛。

(2)双旋翼共轴式无人直升机。它在同一转轴上装有两个旋转方向相反的旋翼。其反作用力矩相互平衡。它的特点是外廓尺寸小，气动效率高，但操纵机构较为复杂。

(3)多轴无人飞行器。它是一种具有两个旋翼轴以上的无人旋翼航空器。由每个轴末端的电动机转动，带动旋翼从而产生上升动力。旋翼的总距固定而不像直升机那样可变。通过改变不同旋翼之间的相对速度可以改变推进力和扭矩，从而控制飞行器的运行轨迹。

(4)其他类型。包括自转旋翼无人机、变模态旋翼无人机、复合旋翼无人机等。

在直升机发展初期，没有哪一种布局的直升机占有主导地位，不同的设计者根据自己的理解和喜好，设计出各式各样的垂直飞行器。但是经过多年的实践， 其他布局的直升机大多失去了热衷者，唯有单旋翼带尾桨的直升机势头未减，占据主导地位，成为目前应用最为广泛的一种直升机。多数起飞重量较大的无人直

升机也都采用此种布局。单旋翼带尾桨直升机构造简单，操纵灵便，确有其显著的优点。

事实上，同是单旋翼带尾桨直升机，不同的机型，虽然共性的方面很多，但在气动布局上也可能存在着较大的差别，其气动部件的形状、安装部位、部件配置、参数选择等都可能不一样。不同的气动布局必然会产生不同的气动特点，而不同的气动特点又会直接影响到直升机的性能和操纵。国内目前使用的单旋翼带尾桨无人直升机机型较多，对于无人机驾驶员来说，了解不同布局的气动特点和设计师的特殊考虑，对于掌握机型特点是有益的。下面对单旋翼带尾桨直升机的气动布局特点进行简要介绍。单旋翼带尾桨无人直升机F120 如图8.2所示。

图8.2 单旋翼带尾桨无人直升机F120

1)旋翼旋转方向

一般来说，美国的一些直升机喜欢采用俯视逆时针旋翼，法国、俄罗斯等多数国家喜欢采用俯视顺时针旋翼，我国直升机中“黑鹰”和直-8是俯视逆时针旋翼，其他机型都是俯视顺时针旋翼。从气动特性来说，两者并没有明显的差别。 但是，对有人机来讲，如果采用并列式双驾驶员座舱，并指定左座为机长位置， 那么还是采用俯视顺时针旋翼好一些。这主要是在悬停和起、降中，飞行员的视线方向与飞行员小臂的移动方向一致，操纵动作比较自然的缘故。

2)旋翼轴前倾角

为了降低燃料消耗率，设计师通常把直升机以巡航速度飞行时的姿态，选为接近水平姿态，使阻力最小。这样，飞行中旋翼桨盘就必须前倾，以便形成足够的水平拉力与阻力相平衡。比较方便的做法是将旋翼轴设计成向前倾斜的，前倾

角通常为5°左右。但是前倾角过大也不好，会造成消速及悬停时直升机的姿态很大。严格地说，前倾旋翼轴对悬停操纵与空气动力设计都不算有利，今后可能会有更好的解决方案。

3)旋翼直径

大的旋翼直径可以有效地提高旋翼拉力，因为旋翼拉力同旋翼半径的四次方成正比。旋翼直径大，则旋翼的桨盘载荷小，悬停诱导速度就小，这样可以有效地降低旋翼诱阻功率。但是，旋翼直径过大，也有其不利方面，主要有：直升机重量增加、造价提高、所需的存放场地大、在丛林等复杂地貌条件下机动能力差。 为此，设计师在设计过程中，最终目标是确定最小的旋翼直径或者确定最大的桨盘载荷，它必须既能满足性能要求，又能满足直升机的使用要求。

4)旋翼桨叶的平面形状

早期直升机的旋翼多采用尖削桨叶，即桨叶尖部的弦长比根部更短一些，这可使桨盘诱导速度更为均匀，从而改善悬停性能。采用金属桨叶后，为了制作方便，一般旋翼都采用矩形桨叶。近些年，复合材料受到青睐，由于这种桨叶按变弦长的要求制作没有困难，尖削方案可能重新被采用。为了解决大速度下空气压缩性的影响和噪音问题，把桨叶尖部做成后掠形是可取的方案。“黑鹰”直升机就是一个例子。

5)桨叶扭转

采用扭转桨叶可以改善旋翼桨叶拉力分布，但是，大的扭转虽然对悬停有利， 但在大速度飞行时，会产生振动载荷，而且，大的扭转对自转也不利。因此，目前桨叶的扭转角多在-5°~-6°之间。

6)桨叶翼型和桨叶片数

一般来说，理想的翼型应该既有较好的低速性能，又有较好的高速性能，同时俯仰力矩也要符合要求，还要考虑防颤振等特殊要求。这些条件往往相互矛盾。 目前来看，相对厚度比较薄的接近对称型方案占上风。

至于旋翼的桨叶片数，目前多数单旋翼带尾桨无人直升机使用2片桨叶。

2.尾桨形式与布局

1)尾桨的安装位置与旋转方向

尾桨的作用是平衡旋翼产生的反扭矩，单旋翼直升机的尾桨都是安装在尾梁后部或尾斜梁或垂尾上，其垂直位置有的比较低，有的则比较高。尾桨的安装位置低，可以减小传动系统的复杂性，有助于减轻结构重量，但是，尾桨可能处在旋翼尾流之中，容易发生不利的气动干扰。反过来，尾桨的安装位置高，则可以避免或减少气动干扰，提高尾桨效率，对提高前飞的稳定性也是有利的，而且悬停时直升机坡度较小，但结构较低置尾桨复杂。现在看来，多数直升机都采用高

置尾桨。

尾桨旋转方向的选择，主要是从减弱旋翼与尾桨之间的气动干扰考虑的。 一般认为，尾桨采用底部向前的旋转方向较为有利，尾桨效率也比较高。

2)推式尾桨和拉式尾桨

在尾桨拉力方向不变的情况下，可以把尾桨安装在垂尾左侧，也可以安装在垂尾右侧。如果尾桨拉力方向指向直升机对称面，则为推式尾桨；如果尾桨拉力是从对称面向外指的，则为拉式尾桨。采用推式尾桨还是拉式尾桨，主要是从尾桨与垂尾的气动干扰方面考虑的。采用拉式尾桨，垂尾处于尾桨的诱导速度范围内，在垂尾上必然要产生一个与尾桨拉力方向相反的侧力，这样会降低尾桨效率， 而且，还容易发生方向摆动等现象。虽然推式尾桨与垂尾之间也会发生气动干扰， 但总的来看，采用推式尾桨较为有利。

3)尾桨桨叶的扭转

尾桨桨叶的扭转可以在一定程度上提高尾桨的工作效率，但有可能导致尾桨涡环的产生并带来相应的副作用， 一般不提倡。

共轴双旋翼直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过所谓的上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩，可实现航向操纵。因此，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既是升力面，又是纵横向和航向的操纵面。

共轴双旋翼直升机的上述特征决定了它与传统的单旋翼带尾桨直升机相比有着自身的特点。20世纪40年代初，这种构形引起了航空爱好者极大的兴趣，并试图将其变成可实用的飞行器，然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，最终使许多设计者放弃了努力，在很长一段时间内对共轴式直升机的探讨只停留在实验上。1932年，西克斯基公司研制成功了单旋翼带尾桨直升机，成为世界上第一架可实用的直升机。从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。

俄罗斯卡莫夫设计局从1945年研制成功卡-8共轴式直升机到20世纪90年代研制成功被西方誉为现代世界最先进的武装攻击直升机Ka-50, 发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。美国也于20世纪50年代研制了QH-50 共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付

美国海军700多架。美国西科斯基公司在20世纪70年代发展了一种前行桨叶方案 (ABC) 直升机，该机采用共轴式旋翼，刚性桨毂，上下旋翼的间距较小。它利用上下两旋翼的前行桨叶边左右对称来克服单旋翼在前飞时由于后行桨叶失速带来的升力不平衡力矩，从而提高旋翼的升力和前进比。其验证机XH-59A于1973年进行了试飞，并先后进行了大量的风洞实验。

从20世纪60年代开始，由于军事上的需要， 一些国家开始研制无人直升机， 而且近年来无人直升机已成为国内外航空领域内的研究热点。比较成熟的有加拿大的CLL227、德国的 Seamos、美国的QH50。这些无人直升机的共同特点是均采用了共轴双旋翼形式。我国目前正在研制的无人驾驶直升机和单座直升机M16 同样采用了共轴双旋翼形式。

在实验方面，从20世纪50年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断发展和完善。这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。

图8 . 3为CL-327无人直升机。图8.4为Ka-137无人直升机。

图8.3 CL-327无人直升机

图8.4 Ka-137无人直升机

北京航空航天大学于20世纪80年代开始研制共轴式直升机，先后研制了“海鸥”共轴式无人直升机，M16 单座共轴式直升机、M22、FH-1小型共轴式无人直升机(见图8.5和图8.6)。其中，FH-1小型共轴式无人直升机已在电力部门、科研院所等单位应用。该机目前已实现了从起飞到降落的无人驾驶的自主飞行，可载20kg任务载荷，飞行1.5小时。

图8.5 M22小型无人直升机

图8.6 FH-1农药喷洒护林机型

共轴式直升机与单旋翼带尾桨直升机的主要区别是采用上下共轴反转的两组旋翼用来平衡旋翼扭矩，因而不需要尾桨。在结构上，由于采用两副旋翼，与相同重量的单旋翼直升机相比，若采用相同的桨盘载荷，通过简单的几何计算，其旋翼半径仅为单旋翼直升机的0.7倍。如前所述，单旋翼直升机的尾桨部分必须超出旋翼旋转面，尾桨直径约为主旋翼的0.16～0.22倍。这样，假设尾桨紧邻旋翼桨盘，则单旋翼直升机旋翼桨盘的最前端到尾桨桨盘的最后端是旋翼直径的1.16~ 1.22倍。由于没有尾桨，共轴式直升机的机身部分一般情况下均在桨盘面积之内， 其机体总的纵向尺寸就是桨盘直径。这样，在相同的桨盘载荷、发动机和相同的总重下，共轴双旋翼直升机的总体纵向尺寸仅为单旋翼直升机的0.6倍左右。

共轴式直升机的机身较短，同时其结构重量和载重均集中在直升机的重心处， 因而减少了直升机的俯仰和偏航的转动惯量。在10吨级直升机上，共轴式直升机的俯仰转动惯量大约是单旋翼直升机的一半。由于上述原因，共轴式直升机可提供更大的俯仰和横滚操纵力矩，并使直升机具有较高的加速特性。

由于没有尾桨，共轴式直升机消除了单旋翼直升机存在的尾桨故障隐患与在飞行中因尾梁的振动和变形引起的尾桨传动机构的故障隐患，从而提高了直升机的生存率。

由于采用上下两副旋翼，增加了直升机的垂向尺寸，两副旋翼的桨毂和操纵机构均暴露在机身外。两副旋翼的间距与旋翼直径成一定的比例，以保证飞行中上下旋翼由于操纵和阵风引起的极限挥舞不会相碰。两旋翼间的非流线不规则的桨毂和操纵系统部分增加了直升机的废阻面积，因而，共轴式直升机的废阻功率一般来说大于单旋翼带尾桨直升机的废阻功率。

共轴式直升机一般采用双垂尾以增加直升机的航向操纵性和稳定性。一般来说，共轴式直升机绕旋翼轴的转动惯量大大小于单旋翼带尾桨直升机，因而，航向的操纵性好于单旋翼带尾桨直升机，而稳定性相对较差。由于共轴式直升机的机身较短，增加平尾面积和采用双垂尾来提高直升机的纵向和航向稳定性。共轴式直升机的垂尾的航向操纵效率只在飞行速度较大时方起作用。

共轴式与单旋翼直升机在重量和尺寸上的比较如图8.7所示。

Ø15900KA-32Weight=11t452511300

Ø15600AS-332Weight=9.31425414060

Ø16300

S-70C

152603840

图8 . 7 共轴式与单旋翼直升机在重量和尺寸上的比较

共轴式直升机具有合理的功率消耗、优良的操纵性、较小的总体尺寸等特点。

与单旋翼带尾桨直升机相比，共轴式直升机的主要气动特点为：

(1)共轴式直升机具有较高的悬停效率；

(2)没有用于平衡反扭矩的尾桨功率损耗；

(3)空气动力对称；

(4)具有较大的俯仰、横滚控制力矩。

在相同的起飞重量、发动机功率和旋翼直径下，共轴式直升机有着更高的悬停升限和爬升率。共轴式直升机随着升限增高，其航向转弯速度保持不变甚至有所增加。这是由于共轴式直升机不需要额外的功率用于航向操纵，因而改善了航向的操纵效率。

共轴双旋翼的平飞气动特性与单旋翼也有所不同，资料表明，在相同拉力和旋翼直径下，刚性共轴双旋翼的诱导阻力比单旋翼低20%~30%。由于操纵系统部分和上下旋翼桨毂这些非流型形状部件的数量和体积大于单旋翼直升机并暴露在气流中，因而共轴式直升机的废阻面积大于单旋翼直升机。共轴式直升机在悬停、 中低速飞行时的需用功率小于单旋翼直升机，随着速度增加需用功率逐渐增大至大于单旋翼直升机，这一特性决定了共轴式直升机有较大的实用升限、较大的爬升速度、更长的续航时间。而单旋翼直升机则有较大的平飞速度、较大的巡航速度和飞行范围。由于共轴式直升机具有特殊的操纵系统构件，两旋翼必须保持一定的间距，所以，要将废阻面积降低到单旋翼直升机的水平是非常困难。

多轴无人飞行器又称多旋翼飞行器。以其中最常见的四旋翼为例，有四个旋翼来举升和推进飞行。和固定翼飞机不同，它通过旋翼的旋转使飞行器升空。它的四个旋翼大小相同，分布位置对称。通过调整不同旋翼之间的相对转速来调节拉力和扭矩，控制飞行器悬停、旋转或航线飞行。这一点和直升机不同，常见的单旋翼尾桨式直升机有两个旋翼，尾旋翼只起到抵消主旋翼产生的扭矩、控制飞机机头指向的功能。

在早期的飞行器设计中，四轴飞行器被用来解决旋翼机的扭矩问题。主副旋翼的设计也可以解决扭矩问题，但副旋翼不能提供升力，效率低。因此，四轴飞行器是最早的一批比空气重的垂直起降飞行器。但是早期的型号性能很差，难于操控和大型化。

1923年的四轴飞行器如图8.8所示。现代载人多轴飞行器如图8.9所示。

图8.81923年的四轴飞行器

图8.9 现代载人多轴飞行器

近年来多轴飞行器在无人机领域获得了新生。由于使用现代的电动动力装置和智能控制系统，多轴飞行器飞行稳定，操控灵活，可以在户内和户外使用。与传统直升机相比，它有许多优点：旋翼总距固定，结构简单；每个旋翼的叶片比较短，叶片末端的线速度慢，发生碰撞时冲击力小，不容易损坏，对人也更安全。 有些小型四轴飞行器的旋翼还有外框，可有效避免磕碰和损坏。

可进行空中组合和分散的多轴无人飞行器群如图8.10所示。

图8.10 可进行空中组合和分散的多轴无人飞行器群

因为多轴无人飞行器体积小、重量轻、成本低、携带方便，能轻易进入人不易进入的各种恶劣环境，常用来制作玩具模型，也用来执行航拍电影取景、实时监控、地形勘探甚至送快递等任务。

本质上讲旋翼是一个能量转换部件，它把发动机通过旋翼轴传来的旋转动能转换成旋翼拉力。旋翼的基本功能是产生旋翼拉力。飞行中，拉力的一部分用于支撑直升机，起升力作用，另一部分则为直升机的运动提供动力。飞行员操纵直升机改变飞行状态，主要依靠改变旋翼拉力的大小和方向来实现，因此，研究旋翼的空气动力及其工作情形是十分必要的。

直升机的旋翼由旋翼轴、桨毂和2~8片桨叶组成。旋翼的结构形式主要是指旋翼桨叶和桨毂连接的方式。这里介绍四种有代表性的旋翼结构形式。

1)铰接式旋翼

铰接式旋翼，是早期直升机最常见的一种结构形式，其桨毂具有三个铰[即三个关节，水平铰(水平关节)、垂直铰(垂直关节)和轴向铰(轴向关节)], 桨叶同桨毂连接后，能分别绕三个铰做三种转动。

铰接式旋翼如图8. 11所示。

水平铰桨毂垂直铰上下活动前后活动轴向铰

图8.11 铰接式旋翼

桨叶绕水平铰可以上下活动，这种运动称为挥舞运动；桨叶绕垂直铰的前后活动，称为摆振运动；而桨叶绕轴向铰的转动，则称为桨叶的变距运动。

2)无铰式旋翼

一般所说的无铰式旋翼，是指在桨毂上取消了水平铰和垂直铰，仍保留了变距用的轴向铰。桨叶的挥舞运动和摆振运动，通过结构的弯曲变形来实现。这种形式的旋翼，目前使用的有两种：一种是旋翼桨毂为挥舞半刚性的，桨叶的挥舞是靠桨毂部件的弹性变形来实现的，如英法合制的WG-13“山猫”直升机，如图 8. 12所示；另一种是旋翼桨毂为挥舞刚性的，桨叶的挥舞靠桨叶根部的弯曲变形来实现，如德法合制的BO-105 直升机。

轴向铰壳体延长段

轴向铰壳体自动倾斜器连杆变距拉杆摇臂

图8 . 12 “山猫”直升机的桨毂结构

3)万向接头式旋翼

这种结构形式的旋翼也叫“跷跷板”式旋翼，通常只有两片桨叶。它的桨叶与桨毂相连，并具有轴向铰用于改变桨叶角。与桨叶相连的桨毂下环，通过一对轴销与桨毂的上环相连；上环则用另一对轴销与桨毂的轴套相连，轴套由旋翼轴带动转动。与轴套相连的这对轴销，起水平铰的作用。这样，旋翼的两片桨叶不仅可以前后摆动， 而且像个跷跷板， 可一上一下地挥舞。

万向接头式旋翼如图8.13所示。

图8 . 13 万向接头式旋翼

4)星形柔性桨毂旋翼

星形柔性桨毂旋翼是用弹性轴承代替三个铰，并由层压弹性轴承和复合材料

的星形板实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。直-11型直升机星形柔性桨毂如图

8.14所示。

图8.14 直-11型直升机星形柔性桨毂

桨毂的壳体是一个整体的玻璃钢中央星形件，星形件伸出的支臂在挥舞方向是柔性的，而在摆振方向和扭转方向是刚性的。星形件内端中央槽内装有球面层压弹性轴承，星形件支臂外端装有球关节轴承。桨叶在挥舞载荷作用下连同夹板组件一起绕弹性轴承中心上下挥舞，而星形件柔性臂也产生弯曲变形。当桨叶上有摆振载荷作用时，桨叶连同夹板组件一起绕弹性轴承中心前后摆动。桨叶的变距运动，则由变距拉杆经摇臂作用到夹板上的扭转力矩，使弹性轴承产生扭转变形，从而改变桨叶角的大小来实现。法国的“松鼠”、“海豚”直升机和我国的直-9、直-11型直升机均采用这种旋翼形式。

1)桨叶的平面形状

桨叶的平面形状常见的有矩形、梯形、混合梯形、翼尖后掠形等几种。较普遍采用的是矩形和混合梯形。矩形桨叶的空气动力性能虽不如梯形桨叶好，但矩形桨叶制造简便，所以仍得到广泛使用。为了使桨叶适宜于高速气流条件，有些直升机采用翼尖后掠形桨叶。直-5、米-8型直升机的旋翼和尾桨采用矩形桨叶， 直-9直升机的旋翼桨叶也可视为矩形。桨叶的平面形状如图8.15所示。

梯形翼尖后掠形

图8. 15 桨叶的平面形状

2)桨叶的切面形状

桨叶的切面形状同机翼的切面形状相似，称为桨叶翼型。桨叶翼型常见的有平凸型、双凸型和对称型桨叶翼型，一般用相对厚度、最大厚度位置、相对弯度、 最大弯度位置等参数来说明。桨叶的切面形状如图8.16所示。

图8 . 16 桨叶的切面形状

桨叶通过桨毂与旋翼轴相连接，作用在桨叶上的载荷都要通过桨毂传递给旋转轴及操纵系统，再传给机体结构。与桨叶相比，桨毂将面临的问题在某些方面是相似的，但有其特殊的问题。

桨毂在承受由桨叶传来的很大离心力的同时，在挥舞面及摆振面都要承受较大的交变载荷。这样，桨毂也就存在疲劳问题。桨毂任一个支臂主要受力元件的疲劳断裂一般总要导致直升机的坠毁，这就使桨毂疲劳强度的重要性更为突出。

桨毂的各个铰都必须带有轴承。这些轴承中的大多数都要承受由桨叶传来的

几吨以至于几十吨的离心力。此外，它们不是像一般的轴承那样向一个方向连续运转而是来回地摆动，也就是所谓的摆动轴承，所以，这些轴承的工作条件十分恶劣。

为了提高轴承的寿命，除了在轴承构造参数选择上采取措施外，还要注意保证轴承的润滑与密封。桨毂轴承(特别是轴向铰)一般都采用流动性较好的润滑油，而不采用油脂润滑。轴承组件如密封不好，则除了润滑油泄漏之外，还会由于空气中氧气的进入而加速磨损(轨道接触区存在强烈的摩擦腐蚀)。

桨毂构造设计中还有一个突出的问题就是如何减轻重量。 一个重7t 多的直升机，其桨毂重量往往要在400kg以上。这是一个相当可观的数字。和桨叶不同，桨毂重量的减轻并没有其他方面的限制。总的来说，桨毂的主要问题就是如何在保证疲劳强度和轴承运转寿命的条件下做到重量最轻。

在机械驱动的单旋翼直升机上，尾桨是用来平衡旋翼的反扭矩；同时通过改变尾桨的推力(或拉力),实现对直升机的航向控制； 另外，旋转的尾桨相当于一个安定面，能对直升机的航向起稳定作用；在有的直升机上，尾桨向上偏转一个角度，也能提供一部分升力(例如UH-60A 直升机的尾桨)。

虽然尾桨的功用与旋翼不同，但是它们都因旋转而产生空气动力，并在直升机前飞时处于不对称斜流里工作。正是它们这个基本工作特点相同，使得尾桨结构设计的基本矛盾与旋翼结构设计相类似。

1.二叶“跷跷板”式

在轻型直升机上，二叶的尾桨通常采用“跷跷板”式结构，这种形式的尾桨与“跷跷板”式旋翼一样，它的两片桨叶的离心力在桨毂轴套上相平衡，而不传递给挥舞铰，因而大大减轻了挥舞铰轴承的负担，这样就可以选用比较小的轴承， 而使桨毂结构更加紧凑、重量更轻。 一般在结构布置上往往还把挥舞铰斜置一个角度，使其轴线与桨距操纵节点到桨毂中心的连线重合。在这样布置以后，当桨叶挥舞时，既避免了变距铰每转一次的周期变距运动，减少轴承的磨损，又不影响变距—挥舞的耦合要求(挥舞调节)。

但是，与旋翼不同的是，“跷跷板”式尾桨一般不安排结构锥度角，这是因为

使拉力与离心力平衡所需的结构锥度角很小，而且功率状态的尾桨推力方向与自转状态的尾桨推力方向相反。既然没有结构锥度角，也就无须采用悬挂措施。

由于没有结构锥度角，挥舞运动的零阶项为零，从而使哥氏力减小，这对尾桨旋转面的受力是有意义的。

由于“跷跷板”式尾桨具有挥舞铰轴承，负荷较小，桨毂结构紧凑、重量轻， 旋转面受力比一般无摆振铰的铰接式尾桨小等优点，所以有些多叶尾桨也采用与 “跷跷板”式尾桨相类似的万向接头式尾桨结构，每片桨叶通过各自的变距铰与桨毂壳体相连接，而桨毂壳体又通过万向接头与尾桨轴相连接。苏制米-8直升机的尾桨采用了万向接头式结构。

多叶万向接头式尾桨如图8.17所示。

图8.17 多叶万向接头式尾桨

对于三叶以上的尾桨，最常用的是铰接式尾桨，除早期个别直升机曾采用过全铰接式(即挥舞铰、摆振铰、变距铰)外， 一般都没有摆振铰，称为半铰接式。 这种尾桨的桨毂构造与铰接式旋翼桨毂的构造很相似，它的主要问题是：构造复杂、轴承数目多而工作条件差、旋转面受力情况严重等。为了尽量减小哥氏力以改善尾桨在旋转面里的受力情况，曾采用过多种措施，例如，使轴向铰轴颈在旋转面内具有一定的柔性，或者采用特殊的挥舞铰轴销，使得尾桨的旋转面内具有

一定的摆振自由度，从而改善其受力状况。但是，这些措施往往都以结构复杂、 结构重量增加为代价，而且还会对尾桨的弦向频率带来影响。

半铰接式尾桨如图8.18所示。

图8.18 半铰接式尾桨

不论是半铰接式尾桨还是“跷跷板”式尾桨，都仍然带有挥舞铰、变距铰， 致使结构重量难以减轻，而且维护工作量大、寿命低。同旋翼一样，合乎逻辑的发展就是取消这些铰，使结构简化，以提高尾桨使用的可靠性和寿命。因此，作为发展无轴承旋翼的先导，在20世纪70年代初出现了无轴承式尾桨，无轴承式尾桨采用全复合材料结构，取消了挥舞铰和变距铰，桨叶的变距运动由复合材料大梁扭转变形来实现。图8.19为S-76 的无轴承尾桨。它由四片复合材料桨叶组成， 采用交叉梁结构，相对的两片桨叶大梁是一个整体，两个大梁交叉叠置，用夹板夹持在一起；桨叶大梁是石墨复合材料，离心力在大梁中自身得到平衡，没有单独的桨毂，结构非常简单，与一般传统的尾桨相比，结构零件减少大约87%,重量减轻约30%。

图8.19 S-76直升机的无轴承尾桨

直升机传动系统的主要作用是将发动机的动力传递给主旋翼和尾桨。来自发动机动力输出轴上的动力一般先经过减速器减速，之后由二级输出轴动力输出。 对于主旋翼来说，通常情况下动力是通过锥齿轮啮合传递的；而对于尾桨来说， 一般机构里会有一根长长的尾传动轴，在尾部依旧通过锥齿轮传递给轴向垂直的尾桨。直升机传动系统使主旋翼转动起来产生升力，使尾桨协调转动平衡扭矩， 是直升机最重要的系统之一。

其输入轴(主动轴)与发动机的输出轴相连，其输出轴(从动轴)也就是固定旋翼轴。通过主减速器把发动机的高转速(每分钟几千转以至于上万转)降低为旋翼的低转速(几百转甚至100多转)。主减速器的特点是传递的功率大和减速比大。在主减速器的输入轴处一般带有自由行程离合器(单向离合器)。此外，在主减速器上还有带动尾传动轴的输出轴。

直升机传动系统如图8.20所示。

附件传动涡轮发动机尾减速器中间减速器尾桨轴轴承支座、主减速器旋翼轴

图8.20 直升机传动系统

2.传动轴

包括发动机与主减速器之间的主传动轴及由主减速器向尾桨传递功率的尾传动轴。由于发动机直接与主减速器连接，就没有单独的主传动轴了。为了补偿制造及安装误差、机体变形及环境影响，传动轴往往还带有各种联轴节。细长的尾传动轴必须通过若干个轴承支持在机体上。

尾减速器的输出轴是尾桨轴，输入轴与尾传动轴相连， 一般由一对伞齿轮构成，输入轴与输出轴夹角一般为90°,由于尾桨转速较高，所以尾减速器的减速比不大。在尾传动轴有转折时还需要布置一个中间减速器，它也由一对伞齿轮组成， 夹角取决于尾传动轴转折的要求，减速比一般为1,在某些轻型直升机上用一对甚至一个万向接头来代替中间减速器。

一般布置在主减速器带动尾传动轴的输出轴处。在直升机着陆发动机停车后， 借助旋翼刹车可以避免由于风或其他因素使旋翼及尾桨旋转。

传动系统的主要受力元件往往在振动条件下工作，承受周期变化的载荷，必须特别注意其结构可靠性。而由于传动系统(特别是主减速器)重量很大，最小重量的要求就比较突出。由于传动系统是个传递功率的部件，就要求尽量减少功率的损失，提高传动效率。为了减少重量而牺牲传动效率往往会是得不偿失的。 由于传动系统是个高速旋转的部件，所以必须注意其静动平衡，以免加大直升机的振动。

操作系统是直升机的重要部件之一，驾驶员必须通过操纵系统来控制直升机的飞行，保持或改变直升机的平衡状态。直升机的纵向移动和俯仰运动、横向移动和滚转运动是分不开的，或者说是不独立的，因此直升机的空间虽有六个自由度，但实际上只需要四个操纵，这四个操纵分别是总距操纵、纵向操纵、横向操纵和航向操纵。它们分别由座舱操纵机构、操纵线系及自动倾斜器等组成。

自动倾斜器的构造原理如图8.21所示。

桨叶桨毂变距摇臂变距连杆外环内环套筒自动倾斜器与节气门相连拨杆驾驶杆

油门变距杆

图8 .21 自动倾斜器构造原理

直升机旋翼的挥舞控制机构称为自动倾斜器，旋翼的总距和周期变距操纵都是靠它来完成的。 自动倾斜器， 有多种不同的结构形式， 但控制机理都是一样的。

它们在构造上都应满足三方面要求：一是能随旋翼一起同步旋转；二是它能沿旋翼轴方向上下移动，以实现总距操纵；三是它能够向任何方向倾斜，以实现周期变距操纵。

图8.21选取的是一种典型的自动倾斜器的原理结构图，可以形象地看出自动倾斜器同驾驶杆、油门桨距杆的连接关系。自动倾斜器由滑筒、导筒、内环、外

环、旋转环、操纵摇臂、变距拉杆等组成。滑筒套在导筒的外面，可沿导筒上下滑动，滑筒通过一对轴销与内环相连，外环通过另一对轴销与内环相连，由于两对轴销相互垂直，所以外环可以向任何方向倾斜。外环与旋转环之间有滚珠轴承， 而旋转环通过变距拉杆与桨叶相连；旋翼转动时，通过与桨毂相连的拨杆，旋转环及变距拉杆一起转动。

上提变距杆时，滑筒沿导筒向上滑动，带动内、外环和旋转环一起向上移动， 通过变距传动杆使桨叶角增大，旋翼拉力增大。反之，下放变距杆，桨距变小， 旋翼拉力减小。桨距的改变，不仅改变了旋翼拉力的大小，同时也要求发动机输出功率相应改变，因此，在构造上常将油门杆与变距杆连在一起，称为总距杆。 这样，在上提总距杆增大桨距的同时，发动机输出功率也相应增大；下放总距杆减小桨距时，发动机功率相应减小。

操纵驾驶杆，通过传动杆、摇臂的传动，能使旋转环随同内环向需要的方向倾斜。旋转环随同内环倾斜后，随着旋翼转动，各片桨叶的桨叶角就会出现周期性变化。在旋翼旋转一周中，每片桨叶的桨叶角随着旋翼旋转所出现的由小到大， 再由大到小的周期变化，称为桨叶的周期变距。由桨叶周期变距引起桨叶强制挥舞，能使旋翼锥体向驾驶杆的操纵方向倾斜，从而达到操纵的目的。

飞行中的直升机，除自身重力之外，受到的空气动力和力矩主要有：旋翼、 尾桨、平尾、垂尾、机身等产生的空气动力及其对直升机重心所构成的力矩，以及旋翼、尾桨的反扭矩和桨毂力矩等。

由旋翼产生的力和力矩有：旋翼的气动力及其力矩、旋翼的反扭矩和旋翼的桨毂力矩。

1)旋翼的气动力及其力矩

当直升机不带侧滑前飞时，旋翼的气动合力为 R, 其方向垂直于桨尖平面 (D-D)。 将旋翼气动合力R 沿旋翼构造轴系各轴分解，可以得到三个分力：垂直于旋翼构造旋转平面 (S-S) 的分力叫旋翼拉力T₅( 一般写作T), 以指向上方为正； 沿旋翼构造纵轴方向的分力叫旋翼纵向力Hs, 以指向后方为正；沿旋翼构造横轴

方向上的分力叫旋翼侧向力S₃, 以指向=90°方向为正。旋翼气动合力R 相对于旋翼构造轴系的三个分力如图8.22所示。

(b)

图8.22 旋翼的气动力

由于旋翼拉力T、 纵向力Hg 和侧向力Sg 的作用线一般情况下都不通过直升机的重心，所以，对直升机重心会形成力矩，主要有三种：

拉力俯仰力矩TX。 其中，X, 是直升机重心至旋翼拉力作用线的距离，当重心位于拉力作用线前面时，拉力T 对重心构成下俯力矩；当重心位于拉力作用线后面时，拉力T 对重心构成上仰力矩。

纵向力俯仰力矩H₅Ys。 其中，Ys 是直升机重心至纵向力Hs 作用线的距离， 当H₈ 向前时，对直升机构成下俯力矩；当Hg 向后时，对直升机构成上仰力矩。

侧向力滚转力矩S₈Y。 其中，Ys 是直升机重心至侧向力作用线的距离，侧向

力Ss 向左，则构成左滚力矩；侧向力Sg 向右则构成右滚力矩。

需要注意的是，这里没有考虑旋翼前倾角的影响，并且认为直升机的重心位于机身对称面之内。

发动机带动旋翼旋转时，旋翼旋转阻力力矩M 为发动机传递给旋翼轴的扭矩所平衡。根据作用与反作用定律，在旋翼轴受到发动机扭矩的同时，必然也会受到同扭矩大小相等、方向相反的反扭矩，这就是旋翼的反扭矩M反。旋翼的反扭矩会迫使直升机向旋翼旋转的反方向偏转，旋翼反扭矩的大小取决于发动机输出功率的大小。

3)旋翼的桨毂力矩Mx g和 Mz.

具有水平铰外移量Lp 的旋翼，由于桨叶的周期挥舞使桨尖平面相对于旋翼构造平面出现倾斜时，会产生桨毂力矩。这是因为，桨叶做周期挥舞时，水平铰不能传递桨叶挥舞面内的弯矩，桨叶受到拉力Tm、惯性离心力F 州和重力G 的共同作用，其作用线必定通过水平铰心。这样，就可把合力F. 作用线移至水平铰心上。于是，在水平铰处就出现了垂直于桨毂平面的分力，当桨尖平面同桨毂平面不平行时，作用于水平铰处的垂直分力就会对桨毂中心构成力矩。实际飞行中， 桨尖平面一般要相对于桨毂平面向侧后方或侧前方倾斜，故桨毂力矩又可以分解成两个分量， 一个是桨毂滚转力矩M,g, 一个桨毂俯仰力矩Mzm。

旋翼桨毂力矩的形成如图8.23所示。

图8.23 旋翼桨毂力矩的形成

尾桨的气动力如图8.24所示。

图8.24 尾桨的气动力

尾桨相当于一个无周期变距的小旋翼，其构造平面大都平行于机体纵向对称面，尾桨轴向铰用来改变桨距，从而改变尾桨拉力的大小及方向；水平铰用来保证直升机前飞时尾桨桨叶进行挥舞。尾桨的空气动力主要是指尾桨拉力 T, 尾桨拉力沿机体横轴的正向为正。由于尾桨桨叶也要进行挥舞，所以，也存在着尾桨的侧向力和尾桨的纵向力，但是这两个力一般都很小，可以忽略。

尾桨的气动力对直升机构成的力矩主要有三个：

1)尾桨的偏转力矩M

M=T·X

其中，X, 是尾桨桨毂中心至直升机重心的纵向距离。尾桨偏转力矩主要用来平衡旋翼的反扭矩，在有些场合也可以改变直升机的侧向平衡状态，其大小主要取决于尾桨拉力T.; 的大小。

2)尾桨的滚转力矩M

M=T·Y

其中，Y;是尾桨桨毂中心至直升机重心的法向距离。如果尾桨桨毂中心位于机体纵轴上，则M 为零；如果尾桨桨毂中心位于直升机重心之下，则滚转力矩的方向是朝ψ=270°方位的；如果尾桨桨毂中心高于直升机重心，则滚转力矩的方向是朝 =90°方位的。

3)尾桨的反扭矩M 反

同旋翼反扭矩的产生原因相同，在尾桨旋转过程中，尾桨轴必然也要受到一个反扭矩的作用，底部向前旋转的尾桨，其反扭矩的方向是上仰的。 一般来讲， 尾桨反扭矩的数值是比较小的。

大部分直升机的平尾安装在尾梁后部，有的直升机平尾安装在尾斜梁或垂尾上。安装角不能操纵的平尾，是固定平尾；安装角可以操纵的平尾，是可操纵平尾。对于固定平尾来说，飞行中平尾的迎角通常为负迎角，因此要产生向下的升力 Y, 这个向下的升力就要对直升机重心构成上仰力矩M,M=Y·X, 其

中，X 是平尾距直升机重心的纵向距离。

所有采用涵道尾桨的直升机都装有垂尾， 一些普通尾桨的直升机也装有垂尾， 一般垂尾都向ψ=90°方位偏装一个角度，使直升机在前飞时，能产生一个侧力 Z。 这个侧力对重心构成偏转力矩M, 其方向同旋翼旋转方向一致，在大部分场合可以对尾桨起到卸荷作用。

机身的气动力及其力矩，其大小和方向与机身的形状和飞行状态有关。试验证明，大部分直升机的机身，在小速度平飞状态，由于受旋翼尾流的影响，机身力矩M 多为上仰力矩。而在大速度飞行时，因机身迎角α为负，M 为下俯力矩，并随飞行速度的增大而增大。

直升机在前飞、后退飞行或侧飞中，旋翼各桨叶周向相对气流会出现明显的不对称现象。本节从研究这一运动特点入手，以直升机前飞为例分析桨叶的挥舞

运动与摆振运动。研究桨叶的挥舞运动与摆振运动的目的，是为进一步分析直升机的稳定性、操纵性以及直升机的振动打下必要的基础。

1)轴流状态下旋翼桨叶的周向相对气流

直升机在无风条件下做垂直升、降或悬停运动，都可以认为旋翼处于垂直飞行状态，也称为轴流状态。

为了便于说明旋翼桨叶所在的位置，从上方俯视旋翼，以桨叶在直升机正后方为0°,按旋转方向计算方位角，对于俯视顺时针旋翼直升机，桨叶在正左方为 90°,正前方为180°,正右方为270°;对于俯视逆时针旋翼直升机，桨叶在正右方为90°,正前方为180°,正左方为270°。直-5、米-8、直-9、直-11等直升机，都为俯视顺时针旋翼直升机；而直-8,UH-60 “黑鹰”直升机，都是俯视逆时针旋翼直升机。

在无风情况下，直升机在空中悬停或垂直升、降时，旋翼处在轴流状态下， 桨叶各切面的周向气流速度u 的大小，等于该切面的圆周速度，且不随方位角改变。即u=Ωr。

从图8.25可以看出，桨尖的周向气流速度最大，越靠近旋翼轴的桨叶切面， 周向气流速度越小，到旋转轴处为零。对桨叶某个切面来说，其周向气流速度是一定值，不随桨叶所处的方位角而改变。因此，在轴流状态下，旋翼桨叶的周向气流速度相对旋转中心是对称的。

180°

90°270°

图8.25 轴流情况下旋翼桨叶的周向气流分布

2)前飞状态下旋翼桨叶的周向相对气流

直升机前飞时，可以认为旋翼处在斜流状态。在此状态下，桨叶各切面的周向气流速度，在不同的方位是不相同的。桨叶各切面的周向气流速度，是由旋翼转动和直升机前飞两种情况所引起的周向气流速度合成的。因此，它是随桨叶转到不同方位而改变的。直升机前飞时旋翼桨叶周向气流分布情况如图8.26所示。

uu=Qr+vsin2r0° 90° 180° 270° 360180°返流区90°270°旋翼转向飞行方向

(a) (b)

图8.26 前飞时旋翼桨叶周向气流分布情况

设直升机前飞速度为v, 旋翼迎角很小，则桨叶某一切面的周向相对气流速度 u 应为

u=r+sinψ (8-1)

也可以写作

u=Ωr+μ2Rsinψ (8-2)

式(8-2)中，μ为前进比。

由此可见，直升机前飞时，旋翼桨叶的周向气流速度u, 其大小是随旋翼转速 Ω、旋转半径r、飞行速度Ø和桨叶所在方位角重等因素而改变的。图8.26是桨叶某一切面周向气流速度u 随方位角ψ的变化情况。

归纳起来，ψ=0°→90°→180°的前行桨叶区，桨叶各切面的周向气流速度在

Ωr 基础上均增加vsin重，当重=90°时，桨叶各切面的周向气流速度值最大；而在 ψ=180°→270°→360°的后行桨叶区，桨叶各切面的周向气流速度在Ωr 的基础上均减小vsinψ, 当ψ=270°时，桨叶各切面的周向速度最小。

必须指出，桨叶切面的周向气流速度不仅要随方位角的不同而变化，而且在不同半径处，桨叶切面的周向气流速度也是不同的。由于越靠近桨根处周向相对气流速度越小，这样，当桨叶从180°方位转到360°方位过程中，由于前飞所引起的相对气流速度，在靠近桨根的某个区域内，将会大于因旋翼旋转所产生的相对气流速度。在这个区域内，周向气流不是由桨叶前缘流向桨叶后缘，而是由桨叶后缘流向桨叶前缘。这种反向流动的气流，叫作“返流”。旋翼上存在返流的区域叫作“返流区”。

在返流区边界上，桨叶切面的周向气流速度为零，根据这个条件可以确定返流区范围及边界为

u=Ωr+vsinψ≤0 (8-3)

式(8-3)表明，返流区的区域是一个以极坐标(ψ,r) 表示的直径为v/Ω (或μR) 的圆。事实上，取ψ=270°,sinψ=-1 时，求得的r 值，即为旋翼返流区的直径d。

(8-4)

返流区越大，表明旋翼相对气流的不对称性越严重。返流区的大小同飞行速度和旋翼转速有关，前飞速度一定时，转速越大，返流区越小；转速一定时，前飞速度越大，返流区越大。如果返流区超过允许范围，旋翼拉力将降低，所以， 直升机的最大允许速度受返流区的限制。

1)旋翼水平铰的作用

直升机前飞时，由于旋翼周向气流不对称，在周向气流速度大的一边，桨叶

产生的拉力大；在周向相对气流小的一边，桨叶产生的拉力小。这样，就形成了旋翼左右两边拉力不对称的现象。如果旋翼的桨叶与桨毂采用刚性连接，就会形成较大的横侧不平衡力矩，迫使直升机向一侧翻倒。此外，没有水平铰的旋翼， 桨叶拉力会使桨叶根部受到很大的弯矩，桨叶拉力发生周期性变化，也会使桨叶根部受到的弯矩发生周期性变化，桨叶在这种交变弯矩作用下，很容易疲劳损坏。

为了克服上述缺陷，最简便的方法就是采用具有水平铰的旋翼。具有水平铰的旋翼，当桨叶的周向气流速度增大，拉力因而增大时，桨叶可绕水平铰向上挥舞；而当周向气流速度减小，拉力减小时，桨叶可绕水平铰向下挥舞，故水平铰又称为挥舞铰。在桨叶挥舞中所引起的桨叶迎角改变，又会使桨叶的拉力发生变化，这样将引起旋翼拉力的再分布，从而减轻了拉力不对称的程度。在方位角由 0°到180°范围内，因周向气流速度均有不同程度的增大，所以，桨叶是向上挥舞的。由于桨叶向上挥舞，便产生自上而下的挥舞相对气流，这会使桨叶迎角减小， 拉力减小。且向上挥舞速度越大，桨叶迎角减小得越多，拉力减小得也越多。同理，桨叶从方位角180°转到360°时，桨叶因周向气流减小而拉力减小。与此同时， 桨叶绕水平铰向下挥舞。由此产生的挥舞相对气流，又使桨叶迎角增大，拉力增大。这样以来，桨叶通过上下挥舞，自动调整了本身拉力，使拉力大致保持不变， 拉力不对称也就消除了。通常把这种不是因操纵而引起的桨叶挥舞运动，叫作桨叶的自然挥舞运动。

此外，因水平铰不能传递挥舞面内的弯矩，这样，桨叶拉力形成的弯矩在水平铰处变为零。因此，采用水平铰能大大提高桨叶的抗疲劳强度，并因而减轻桨叶的结构重量。必须指出，不带水平铰的旋翼，其挥舞运动是通过其他方式实现的，道理同水平铰是一样的。

2)轴流状态下桨叶的自然挥舞运动

●桨叶在挥舞平面上的受力与旋翼锥角的形成

旋翼不旋转时，桨叶受本身重力的作用而下垂。直升机在垂直飞行状态(轴流状态)时，每片桨叶受到的作用力，除桨叶自身重力外，还有桨叶的拉力和惯性离心力。桨叶重力G 垂直于地面，它对水平铰形成的力矩使桨叶下垂。桨叶拉力 T+ 的方向垂直于桨叶的轴线，它对水平铰构成的力矩，要把桨叶举起。惯性离心力F 擅作用在桨叶重心上，其作用线垂直于旋转轴。它对水平铰所形成的力矩， 力图保持桨叶做水平转动。由于桨叶拉力比重力大得多，所以，桨叶在三个力矩作用下，会平衡在上扬的某一个位置上。桨叶自桨毂旋转平面扬起的角度，用a。 表示。由于桨叶的惯性离心力很大，所以，a。实际并不大， 一般为3°~10。

轴流状态下桨叶的自然挥舞如图8.27所示。

旋转平面(S-S)

(a) (b)

图8.27 轴流状态下桨叶的自然挥舞

在轴流状态下，由于旋翼周向气流是对称的，每片桨叶在旋转一周中，拉力和惯性离心力不变，所以，桨叶在各个方位向上扬起的角度a。均相同。此时的角度a。就是桨叶在各方位的挥舞角β。旋翼桨叶的这种挥舞形式，称为“均匀挥舞”。

既然轴流状态下各片桨叶的挥舞角相同，即β=a。, 那么旋翼的旋转轨迹应是一个倒置正锥，a。称为旋翼锥度或旋翼锥角，锥形轨迹称为旋翼锥体，桨尖轨迹圆是旋翼锥体的底面。

● 轴流状态下的旋翼拉力

轴流状态下的旋翼拉力如图8.28所示。

R=T

图8.28 轴流状态下的旋翼拉力

如上所述，直升机在轴流状态下，旋翼每片桨叶所受到的力有桨叶拉力 T叶、 桨叶重力G 和惯性离心力F 惯，当这些力对水平铰构成的力矩取得平衡时，桨叶自旋转平面向上扬起，并形成一个锥角a。。根据力学原理，拉力T叶、重力G 和惯性离心力F 的合力为F 叶，其作用线必须通过水平铰并使桨叶形成一定的锥角 a。。将桨叶合力F+ 按平行四边形法则相加，就可得到旋翼形成锥体时的旋翼拉力

T。旋翼拉力的方向垂直于桨毂旋转平面或者说平行于旋翼的旋转轴。此时的旋翼拉力T 也垂直于桨尖平面 (D-D 平面)。

3)前飞状态下桨叶的自然挥舞运动

直升机前飞时，桨叶要做有规律的自然挥舞运动，而这种挥舞运动是由不同原因引起的。了解桨叶挥舞运动的原因及特点，对于理解直升机的操纵原理，是很有必要的。

●旋翼锥体的后倒角a₁

直升机前飞时，旋翼桨叶周向气流速度的周期性变化引起桨叶挥舞。当桨叶由0°向90°方位转动时，周向气流速度由基准值Ωr 不断增大，其增量为vsinψ, 促使桨叶拉力增大，且向上挥舞，并在上挥过程中，使上挥速度和挥舞角不断增大。 至ψ=90°方位时，vsinψ 开始减小，上挥速度也由最大值开始减小，而桨叶也就以逐渐减小的速度继续上挥。直至ψ=180°方位，周向气流速度恢复至基准值，上挥速度也减小至零，桨叶在该处上挥至最高位置，挥舞角β达到最大。当桨叶转过 180°方位以后，周向气流速度由基准值继续减小，桨叶由最高位置开始下挥。与前行桨叶上挥过程的分析相似，后行桨叶在270°方位，下挥速度最大。在360°方位， 桨叶的下挥速度减小到零，桨叶下挥至最低位置，即挥舞角β达到最小值。

综上所述，直升机前飞时，旋翼每转一周，桨叶挥舞速度和挥舞角分别出现一次周期性变化。桨叶在90°方位上挥速度最大，在270°方位下挥速度最大；桨叶在180°方位挥舞最高，在360°方位挥舞最低。挥舞角的变化比挥舞速度的变化滞后90 °。直升机在前飞中，由于周向气流不对称，桨叶自然挥舞的结果，使旋翼锥体向后倾斜了一个角度，这时旋翼的锥体轴线与旋翼轴线不再重合，二者的夹角称为旋翼锥体的后倒角。后倒角用a₁ 来表示。前飞速度越大，旋翼周向气流不对称越严重，旋翼锥体后倒角a, 也越大。

前飞时旋翼锥体的后倒角如图8.29所示。

aa+a,1 a₀-a a锥体轴线旋翼轴线

图8.29 前飞时旋翼锥体的后倒角

● 旋翼锥体的侧倒角b₁

①由于桨叶“上反效应”引起的侧倒角

直升机前飞时，由于旋翼锥体的存在，在旋翼的前半圆ψ=180° → 270° → 360° 方位内，相对气流自下而上吹向桨叶，使桨叶迎角增大；在后半圆ψ=270° → 0° → 90°方位内，相对气流自上而下吹向桨叶，使桨叶迎角减小，而且，其迎角变化量随方位角变化呈周期性变化。桨叶迎角的周期性变化又将引起桨叶的挥舞，在 180°方位，桨叶迎角增加量△α最大，力图使桨叶向上挥舞，且上挥速度也积累至最大；至270°方位△α为零；0°方位，桨叶的迎角减小量-△α最大，桨叶迎角减小最多，下挥速度积累到最大；在90°方位，△α为零。由于桨叶的“上反效应”引起的挥舞角也滞后挥舞速度90°相位，这样以来，由此原因引起的桨叶挥舞结果是，在270°方位桨叶上挥位置最高，在90°方位桨叶下挥位置最低。旋翼锥体向 90°方位倾斜一个角度。

②桨叶的挥舞调节作用对侧倒角的影响

许多直升机的旋翼具有这样的构造特点，当它的桨叶上挥时，变距拉杆拉住变距摇臂使桨叶角减小；当桨叶下挥时，变距拉杆顶住变距摇臂使桨叶角增大。 桨叶角的大小随桨叶挥舞角的改变而变化的这一特点，称为桨叶的挥舞调节。

桨叶的挥舞调节作用如图8.30所示。

变矩轴线△。β△水平关节Ab变矩摇臂变矩连杆旋转轴

图8.30 桨叶的挥舞调节作用

桨叶具有挥舞调节作用是由旋翼的构造特点决定的。桨叶变距摇臂与变距拉杆的连接点A, 位于水平铰轴线之外。设节点A离水平铰轴线距离为b, 离轴向铰轴线的距离为a, 像这样的旋翼结构就具有挥舞调节作用。例如，当桨叶向上挥舞

时，由于桨叶绕水平铰向上抬起，A 点也要向上运动，但只要操纵机构不动，A 点就不可能向上移动。其结果必然是变距拉杆要拉着桨叶变距摇臂绕轴向铰转动，使桨叶迎角减小。同理，当桨叶向下挥舞时，由于A 点位置不变，变距拉杆要顶住变距摇臂使桨叶角变大。

桨叶挥舞调节作用的大小，可用挥舞调节系数K 来衡量：

(8-5)

式(8-5)中，△β为挥舞角变化量；△φ为桨叶角变化量，在来流角一定的情况下，也是桨叶迎角的变化量。从这个式子可以看出，在a 值一定时，b 值越大， 桨叶的挥舞调节作用越强；反之则越弱。

前面已知，直升机前飞时，由于旋翼周向气流不对称造成旋翼锥体后倾，在 180°方位桨叶上挥角度最大，而在0°方位下挥角度最大。由于桨叶挥舞调节作用的存在，桨叶在180°方位，迎角减小量最多，桨叶拉力也减小最多，向下的挥舞加速度最大；桨叶在0°方位，迎角增加最多，向上的挥舞加速度最大。由于挥舞角的变化总是滞后挥舞加速度90°相位，这样以来，由于桨叶挥舞调节的作用，桨叶在270°方位挥舞位置最低，在90°方位挥舞位置最高。总之，由于桨叶的挥舞调节作用，使旋翼锥体向270°方位倾斜一个角度。

综上所述，直升机在前飞中，由于桨叶的“上反效应”引起锥体向90°方位侧倒，由于桨叶的挥舞调节作用使旋翼锥体向270°方位侧倒。这两个因素对旋翼锥体侧倒方向的影响是相反的，旋翼锥体最终的侧倒方向，取决于这两个因素的综合影响，直升机的旋翼锥体一般都是向270°方位侧倒。并且，我们规定旋翼锥体轴在侧向与旋翼轴之间的夹角为旋翼锥体的侧倒角b₁。

●前飞中旋翼锥体的倾斜方向

由前面对旋翼锥体后倒角和侧倒角的分析可知，直升机前飞时，旋翼锥体要向侧后方倾斜，通常，对于俯视顺时针旋翼直升机来说，要向右后方倾斜；对于俯视逆时针旋翼直升机来说，要向左后方倾斜。这时，桨叶挥舞的最高点，既不在正前方，也不在正侧方，而在130°~150°方位上；桨叶挥舞的最低点则在310°~ 330°方位上。

1)哥氏力的产生和危害

旋翼采用水平铰，解决了前飞时旋翼出现的拉力不对称和交变弯矩问题，但又产生了新的矛盾，这就使桨叶绕水平铰上下挥舞时，还会受到哥氏力的作用。

桨叶绕水平铰上下挥舞时，每片桨叶的重心至旋翼轴的距离都在不断变化。 桨叶向上挥舞时，桨叶重心至旋翼轴的距离减小；向下挥舞时，距离增大。这样桨叶上下挥舞时，桨叶重心就有了径向速度，必定要受到哥氏力的作用。当桨叶向上挥舞时，桨叶重心内移，在桨叶上会产生一个与旋翼旋转方向相同的哥氏力， 力求使桨叶加速旋转。桨叶向下挥舞时，桨叶重心外移，桨叶受到的哥氏力方向与旋翼的旋转方向相反，力求使桨叶减速旋转。

直升机前飞时，由于旋翼周向气流速度不对称，会引起桨叶空气阻力的周期性变化，再加上哥氏力这个交变力的作用，就会使桨叶根部受到很大的交变弯矩， 容易使桨叶因材料疲劳而提前损坏。此外，过大的交变载荷传到机体上，还会引起振动的显著增大。

2)垂直铰的作用与桨叶的摆振运动

在疲劳强度高的新材料出现之前，要解决这个问题，就需要增大桨叶与桨毂连接处的截面，从而使旋翼的结构变得十分笨重。解决上述问题的有效方法之一， 就是在旋翼上设置垂直铰，使桨叶可以在旋转面内绕垂直铰前后摆动，进而使旋转平面内的各种交变弯矩减小到零，改善桨叶的受力情况，结构重量和振动也相应地减轻了。

桨叶绕垂直铰的前后摆动，就称为桨叶的摆振运动。当桨叶上挥时，哥氏力欲使桨叶加速旋转，桨叶可绕垂直铰向前摆动一个角度；当桨叶下挥时，哥氏力

欲使桨叶减速旋转，桨叶可绕垂直铰向后摆动一个角度。

需要指出的是，如果桨叶绕垂直铰的摆振角过大，就会使旋翼重心过多地偏离桨毂中心，由此产生不平衡的惯性离心力会引起直升机振动。在某些情况下， 还会使直升机发生地面共振。为了防止桨叶绕垂直铰摆动过大而引起直升机振动， 大部分直升机都在垂直铰上设置有减摆器和限动块，将桨叶的摆振角限制在一个很小的范围内。另外，没有垂直铰的旋翼，也存在着摆振运动，其桨叶的摆振运动大都靠其他方式实现的。

直升机的地面效应，是指直升机在接近地面的高度工作时，旋翼排向地面的气流受到地面阻挡，从而影响旋翼空气动力的一种现象。如图8.31所示。

图8.31 地面效应

旋翼向下排压的气流受到地面阻挡，旋翼下方的静压增大，诱导速度减小， 在保持拉力相同的条件下所需功率减小，或在保持功率不变的条件下拉力增加。

真实速度对地面效应的影响如图8.32所示。

T=TT—有地面效应的旋翼拉力1.4-V(v,)H—旋翼离地高度 D—旋翼直径1.2-—=1.0惩碎H/D1.0L0 0.2 0.4T 一无地面效应的旋翼拉力0.6 0.8 1.0(v)—=0.5

图8 .32 真实速度对地面效应的影响

悬停时，离地高度愈低，气流受到地面的阻挡作用越强，地面效应也就越显

著。衡量地面效应的强度时，常用H/D(H: 飞行真高，D: 旋翼直径)作为计算条件。理论分析和飞行实验证明，当H/D=0.2 时，地效增升的幅度约为30%;当 H/D=0.35 时，增升幅度约为30%;当H/D=0.50 时，增升幅度约10%;当 H/D≥1, 即真高等于或大于旋翼直径时，地面效应就基本消失了。

地面效应的强弱还与海拔高度有关，海拔高度越高，空气越稀薄，密度越小， 地面效应也就越弱。

地面效应的强弱与飞行速度有很大关系，飞行速度增大，地面效应减弱，当飞行速度超过悬停诱导速度的1.5倍时，地面效应就可以忽略不计了。

同样道理，当直升机在有风条件下做地效悬停，风速增大时，地面效应会减弱。

地面效应与直升机工作时的地表环境也有关系。例如，直升机在山上、水面上或长得很高的草地上空工作时，地面效应要比在陆上或坚实地面上空弱。

直升机做有地效飞行时，由于地面效应的影响，在保持拉力不变的条件下所需功率要减小，在保持功率不变的条件下拉力要增加。另外，在保持拉力不变时， 由于所需功率减小，直升机剩余功率增加，因而直升机有地效悬停升限高于无地效悬停升限。

一般情况下，直升机在大载重条件下，做悬停是很困难的，但若尽量利用地面效应做临近地面的悬停，因剩余功率增加，则比较安全。

在地面效应区，直升机的气动力并不是很稳定。由于旋翼尾流实际上是由脉动气流组成的，所以地面效应带来的增升效果也会有脉动的成分，而且在方向上会有不规则的变化。特别是在低高度，这种脉动往往会造成直升机在小范围内的移位或飘摆。

由于地面效应，直升机在近地悬停或前飞中，旋翼都会得到有利影响。当直升机在地面附近从悬停转入前飞时，与远离地面一样，所需功率总是减小的。但是当飞行高度约小于旋翼半径时，直升机从悬停到前飞的过渡飞行期间，所需功率可能不是减小，而是增加，即在保持功率不变的情况下，旋翼拉力是减小的。 地面效应的减弱是由于直升机超越了地面涡的缘故，当旋翼前缘接近地面涡时， 入流增加，相当于旋翼的一部分处于爬升中，从而增加了需用功率。 一旦地面涡通过旋翼下方时，入流又突然恢复到接近正常的状态。

由于直升机飞行高度低，执行任务过程中经常需要在不同的地表环境做贴地

飞行，所以，地面效应的影响是不容忽视的。

直升机在空中有六个自由度，即沿x(纵轴)、y (主轴)、z(横轴)三个轴的移动和绕这三个轴的转动，如图8.33所示。在正常飞行时，直升机处于一种平衡状态，作用在它上面的力和力矩之和应该等于零。

立轴偏航纵轴一横滚俯仰横轴

图8 .33 直升机在空中的六个自由度

若要改变直升机的飞行状态，必须对它进行操纵。所谓操纵，就是改变作用在直升机上的力和力矩，即打破原来的平衡状态，建立新的平衡状态。以单旋翼直升机为例，要使直升机沿y 轴运动，就必须改变旋翼拉力的大小，当拉力大于直升机的重量时，直升机就上升，反之，直升机则下降。直升机的纵向运动是通过改变旋翼拉力的方向来实现的，当拉力前倾时，产生向前的分力，直升机向前运动，同时拉力还对直升机产生一个俯仰力矩，使直升机绕横轴低头转动；反之， 当拉力后倾时，直升机向后运动，并绕横轴抬头转动。同理，控制拉力的横向倾斜，可以实现直升机的横向移动和滚转运动。单旋翼直升机的航向是通过改变尾桨的推力(或拉力)来操纵的，当改变尾桨推力(或拉力)的大小时，尾桨推力 (或拉力)对直升机重心的力矩与旋翼反扭矩不再处于平衡状态，直升机就绕y 轴转动， 改变直升机的航向。

直升机在一定高度上，保持航向、位置不变的飞行状态叫作悬停。悬停是直升机特有的飞行方式之一，其目的是检查直升机重心、发动机和旋翼工作情况， 为起飞增速或垂直着陆做准备，或进行特种作业。

1)悬停时的俯仰平衡条件

悬停时直升机取得俯仰平衡，悬停高度应保持不变，不出现前后移动。作用于直升机上的有关力和力矩相对于机体轴系而言，应满足下列条件：

∑F,=0→H₈-Gsinθ=0

(8-6)∑F,=0→T-Gcosθcosy=0

∑M₂=0→TX-HY,-M +M 其他=0

式 ( 8 - 6 ) 中，H₃ 为旋翼拉力相对于重心的力臂；M₂ 其他为机身、平尾的俯仰气动力矩与尾桨反扭矩之和，即

M.₂其他=M +M2mo+M (8-7)

需要注意的是，式(8-7)没有考虑旋翼前倾角的影响。

2)悬停时的方向平衡条件

直升机在做无风稳定悬停时，为了取得方向平衡，绕立轴各偏转力矩之和应为零，即

∑M,=0→TX,+S,X-M 反 = 0 (8-8)

近似计算时，可忽略旋翼侧向力形成的偏转力矩S₈X。 从式(8 - 8)可知，尾桨拉力产生的偏转力矩是为了平衡旋翼反扭矩的。

悬停时的方向控制如图8.34所示。

图8.34 悬停时的方向控制

3)悬停时的横侧平衡条件

悬停中，直升机要取得横侧平衡，应保持侧向力和滚转力矩的平衡，使直升机不出现侧向移位和滚转。直升机的横侧平横条件如下：

∑F₂=0→T,-S,+Gcosθcosy=0

→ T.X;-TZ-S,Y,-Mxgu=0

(8-9)

式(8 - 9)中，M 为桨毂力矩，水平铰外移量不大的旋翼，其大小可以忽略。直升机尾桨的安装位置一般都是高于直升机重心的，所以尾桨拉力对重心构成滚转力矩。如果直升机重心在旋翼轴线上，则旋翼拉力 T 不对重心构成滚转力矩，即TZ=0。

1)地面效应的影响

悬停时，离地高度越低，气流受到地面的阻挡作用越强，地面效应也就越显著。一般说来，当旋翼离地高度超过旋翼直径的长度时，地面效应基本消失。载人直升机训练飞行中，有地效悬停高度取2~5m, 无地效悬停高度取100～150m。 地面效应的强弱还与海拔高度有关，海拔高度高，空气密度小，地面效应随之减弱。

一般情况下，直升机在做大载重飞行时，做悬停是很困难的，但若尽量利用地面效应做临近地面的悬停，因剩余功率增加，则比较安全。

地面效应不仅能使旋翼所需功率减小，还能显著地提高直升机的稳定性。这是因为，当直升机在地面效应范围内悬停时，如果由于外界干扰发生了倾斜，这

时桨盘也要跟着倾斜，其降低部分因离地面近，产生拉力大；而抬起部分因离地面远，产生拉力小，从而形成稳定力矩，使直升机自动恢复平衡。此外，直升机在地效范围内悬停，由于地面效应的作用，具有自动保持高度的趋势。例如，直升机因受扰动而高度降低时，桨盘距地面距离缩短，桨盘下方的压力增大，这样就会产生一个向上的附加拉力，力图使直升机恢复到原来的高度。地面效应的这两种影响，是飞行员做好悬停的有利条件。

2)风的影响

●逆风悬停

逆风中悬停，直升机会以与风速相同的速度向后移位，为了保持位置，应向前迎杆，直升机产生俯角，旋翼桨盘前倾，使直升机产生与风速相等的前飞速度， 因而旋翼的诱导速度减小，悬停所需功率也随之减小；同时，由于直升机的方向安定性增强，容易保持方向。在有风的情况下，应尽量采用逆风悬停。与无风悬停相比，逆风悬停机头稍低，且逆风风速越大，机头越低。

●顺风悬停

顺风中悬停，直升机受风的作用会向前移位，所以应向后拉杆，旋翼桨盘后倾，使直升机后退速度与风速相等。这样，机头比无风悬停时要高。机头上仰量大，将使尾部离地高度降低，为保证飞行安全，避免尾部擦地，顺风悬停高度要适当地增加。

顺风悬停时，由于垂直安定面和尾桨作用是不安定的，方向不易保持。只要尾部稍稍偏离风向，直升机就会更加偏离原方向，这就要求飞行员及时主动修正。 一般情况下，直升机应尽量避免在大顺风中悬停。

●侧风悬停

侧风悬停，由于垂直安定面的安定作用，直升机容易向风的来向偏转，所以应注意保持方向。另外，侧风的作用还将使直升机沿风的去向移位，因此，侧风悬停时应向风来方向压杆。

需要特别指出的是，左右侧风对直升机悬停的影响是不一样的。对于顺时针旋翼的直升机来说，右侧风明显地使直升机状态不稳，操纵品质变差，还会引起直升机抖动。这是因为：其一，在右侧风中悬停，为使地速为零，必然要求直升机产生一个与风速相等、方向相反的空速，这就需要较大的桨盘右倾角，致使驾驶杆操纵余量减小。其二，过大的右侧风，可能使尾桨进入涡环(部分进入甚至完全进入),使尾桨所需功率增大。而尾桨所需功率增大，又使旋翼的可用功率减小，这样就增加了操纵的复杂性。其三，在过大的右侧风中悬停，旋翼桨盘右倾角很大，旋翼尾流对机体、垂尾等产生干扰，还有旋翼桨叶本身的“桨涡干涉” 等原因，会引起直升机产生类似“过渡速度”的振动。因此，顺时针旋翼直升机

不适合在大的右侧风条件下悬停。而在左侧风条件下，则没有上述现象，对直升机的悬停稍为有利。

1)直升机垂直起飞阶段的操纵

飞行员柔和上提总距杆，使桨距增大，旋翼拉力增大，以便产生足够拉力使直升机离开地面转入上升；同时使发动机可用功率增大，以满足功率平衡。随着上提总距杆，旋翼的反扭矩增大，力图使机头左偏，为了保持方向平衡，需相应蹬右舵。蹬右舵后，尾桨拉力增大，构成左滚力矩，为了保持横侧力矩平衡，又需要向右压杆，使桨尖平面右倾，产生向右的侧向力Sg, 进而形成右滚力矩，以平衡尾桨拉力的左滚力矩。为了保持侧向力平衡，低置尾桨直升机都有一个微小右坡度。因此，驾驶杆左右操纵的方法应是，先向右压杆，待形成右坡度后稳住杆。一般直升机都有旋翼前倾角，为了克服旋翼前倾角的影响，直升机应有一个上仰角。因此，在垂直起飞时，需要适当向后带些杆。

2)悬停保持阶段的操纵

保持直升机位置的关键是调整直升机的姿态。如前所述，在悬停中，要保持直升机没有前后移位，必须使纵向力平衡，也就是旋翼纵向力Hg 与重力的纵向分力Gsinθ 相平衡，所以正确的直升机俯仰姿态是保持前后位置的关键。同理，保持直升机侧向位置，也必须使侧向力平衡，直升机的坡度变化必将引起重力侧向分力Gsinθsiny 的变化，进而影响直升机的侧向力平衡，因此，正确的直升机侧向姿态是保持侧向位置的前提。在实际操作中，应先根据直升机的移位情况调整直升机的姿态，在找准直升机的姿态后，以保持这个姿态为准，在保持状态过程中， 应根据直升机的移位情况，对姿态进行微调，以确保其位置不变。

3)垂直着陆阶段的操纵

结束悬停时，应柔和下放总距杆，同时用驾驶杆、脚蹬和总距杆的配合动作， 使直升机下降，下降率不超过2m/s; 接地前应进一步减小下降率，使接地时的下降率不大于0.2m/s。一般顺时针旋翼、低置尾桨的直升机都带有右坡度，所以， 右主轮先接地。在右主轮接地后还应继续柔和下放总距杆，并适当向右后方带住杆，使左轮与前轮轻轻接地，然后继续下放总距杆直到最低位置。

4)高高度悬停的操纵

高高度悬停应在逆风条件下实施，可以由地面垂直上升进入，也可以从平飞减速进入。由垂直上升转入悬停时，应保持好直升机姿态，均匀地上提总距杆， 并用杆舵的协调动作确保上升轨迹与地面垂直。高度超过20m 后，由于没有地面效应的影响，上提总距杆要特别柔和。上升中适时扫视无线电高度表的指示，到接近预定高度时，稍放总距杆，进入稳定悬停。由平飞进人时，应带杆使桨盘后

倾减速，为了保持高度不变，应适时操纵总距杆，并蹬舵保持方向，当速度减小到零时，松杆、稳杆转入悬停。

绕轴悬停回转是直升机在悬停基础上，绕通过重心的铅垂线偏转而改变方向的飞行，是直升机接近地面飞行时经常采用的机动飞行方式。在风速不大的条件下，直升机可向左、右做任意角度的回转。载人直升机实施悬停回转的高度一般不低于3m。

实施绕轴悬停回转，应柔和地向转弯方向蹬舵，通过改变尾桨拉力，形成方向操纵力矩，直升机即向蹬舵方向回转。随着回转角速度增大，方向阻尼力矩也增大。当阻尼力矩增至与方向操纵力矩相等时，直升机即保持稳定的角速度做悬停回转。

操纵直升机做悬停回转时，改变尾桨桨距，引起尾桨所需功率改变，在发动机可用功率不变的情况下，将使旋翼和尾桨的功率重新分配，从而影响旋翼拉力的大小，因此需要操纵总距杆进行修正。

蹬舵后，尾桨拉力的改变还会破坏直升机侧向力和滚转力矩的平衡，直升机将出现滚转和侧向移位现象。为保持侧向力和滚转力矩平衡，应同时向转弯方向压杆。

退出悬停回转时，应根据回转角速度的大小，适当地提前蹬反舵制止旋转， 同时注意操纵总距杆保持高度，操纵驾驶杆保持直升机的侧向平衡。

直升机做悬停回转时，由于旋翼和尾桨功率要重新分配，直升机随回转方向不同而出现上升或下降高度的趋势，这就造成了左、右回转时总距杆的操纵不同。 右回转时，蹬右舵，尾桨桨距增大，尾桨拉力增大，尾桨所需功率也增大，在发动机功率不变的条件下，旋翼功率要减小，直升机有下降高度的趋势，应适当地上提总距杆。左回转时，蹬左舵，尾桨桨距减小，尾桨所需功率减小，功率重新分配的结果，使旋翼功率增大，直升机有上升高度的趋势，应适当下放总距杆。

现以直升机在逆风悬停中做360°右回转为例说明风的影响。直升机从悬停进入右回转，逆风变为左逆侧风，转到90°变为左正侧风；转过90°后变为左顺侧风， 到180°时变为顺风；转过180°后变为右顺侧风，到270°时变为右正侧风；转过 270°后变为右逆侧风，到360°又回到逆风位置。可见，在悬停回转中，风的影响

是不断变化的。

有风时的悬停回转如图8.35所示。

0°

270° 90°

180°

(d)(a) (b) (e)

图8.35 有风时的悬停回转

在有风的条件下做悬停回转，应根据风向、风速用舵保持回转角速度，用总距杆保持高度，用驾驶杆保持不移位。在转向风去的方向时，垂直安定面的方向安定力矩起阻止转弯的作用，应向回转方向加大蹬舵量，以保持回转角速度。反之，转向风来的方向时，为保持回转角速度不变，应适当地向回转的反方向增加蹬舵量。增加左舵量时，直升机有增加高度的趋势，要适当下放总距杆；增加右舵量时，则应上提总距杆。在回转中，为保持直升机不出现水平移位现象，在 360°回转中，驾驶杆应始终向风来的方向倾斜。

直升机在悬停的基础上垂直上升，首先应柔和地上提总距杆，在总距增大的初始阶段，旋翼拉力大于重力，直升机加速上升；随着上升率增大，桨叶来流角也不断增大，桨叶迎角减小，当来流角增量与总距的增量基本相等时，旋翼拉力等于直升机重力与空气阻力之和，直升机保持稳定垂直上升。

上面讲的是无地面效应的情形。如果直升机悬停高度在地面效应范围之内， 随着直升机高度升高，地面效应减小，诱导速度增大，来流角也增大，桨叶迎角减小，上升到某一高度，如果飞行员不继续上提总距杆，直升机将不再继续上升。

由于上提总距杆，旋翼反扭矩增大，直升机将出现偏转。为保持方向，需要蹬右舵增大尾桨拉力；同时要向右侧方压杆，使直升机不出现侧向移位和滚转。

由于垂直上升时直升机的稳定性和操纵性较差，操纵动作更需要柔和，杆、 舵、 总距杆的操纵要协调一致。

在垂直上升中需要注意以下几个问题。

1)飞行员不应以垂直上升作为主要的飞行方式

虽然垂直上升是直升机的特有飞行方式，但由于在垂直上升中，所需功率大， 稳定性与操纵性比较差，如果不是任务和战术需要，不应把垂直上升作为主要的获得飞行高度的方式。可以采用沿斜平面爬升的办法，达到增加高度的目的。

2)垂直上升中，保持直升机状态比较困难

这主要是随着高度升高，机头的遮蔽区增大，飞行员视界减小，不容易判断直升机的运动和状态变化。

3)要避开回避区

从地面垂直上升时，往往要通过无法自旋降落的回避区，对安全不利。除非任务特殊需要， 一般要避开回避区。

直升机在悬停基础上垂直下降，首先应下放总距杆，减小旋翼拉力，使拉力小于直升机重力。下放总距杆后，旋翼反扭矩减小，直升机将向右偏转，必须蹬左舵以保持方向不变。同时，压杆向量指向左方，以保持直升机的横侧平衡。在加速下降过程中，桨叶来流角逐渐减小，当来流角的减少量同总距的减少量相等时，取得法向力平衡，直升机等速下降。

1)要严格防止下降率过大

在垂直下降中，如果下降率过大，可能使直升机进入涡环状态。涡环状态是一种危险的飞行状态，严重危及飞行安全，因此，在垂直下降过程中，要用总距杆控制下降率。如果发现下降率偏大或有自动增大的趋势，应及时上提总距，或推杆增速退出。

2)飞行员不应把垂直下降作为主要飞行方式

垂直下降中，直升机的稳定性、操纵性差，下降率过大还可能进入涡环状态。 因此，如果不是任务和战术需要，不应把垂直下降作为降低高度的主要手段。

3)在海上或低能见度条件下做垂直下降，操纵要格外谨慎

海上飞行由于浪涌的运动，很难准确判断下降率。在低能见度条件下，由于缺少参照物，判断高度变化也是很困难的，所以操纵上要格外谨慎，以免使直升机进入复杂状态。

研究直升机的飞行性能问题，一般都是把直升机看作一个质点，通过分析作用在质点上诸力的作用规律，描述质点的响应规律，然后运用功率平衡法来分析直升机的各种飞行性能参数的变化。

为了便于分析直升机质心的运动轨迹和速度变化，有必要将旋翼的气动合力R 沿气流轴系(速度轴系)的各轴进行分解。可以人为规定，旋翼气动合力R 沿气流立轴 (y。轴)方向的分力为R₁, 沿气流纵轴 (x。) 方向的分力为R₂, 沿气流横轴 (z,) 方向的分力为R₃。

在桨毂旋转平面和桨尖旋转平面夹角不太大时，可以认为R≈T, 就是说，把旋翼气动合力R 近似地看作旋翼拉力T, 这样一来，就可以分别用T₁、T₂、T₃ 代替R₁、R₂、R₃, 以此来分析直升机质心的运动就比较方便了。

直升机做稳定平飞时，其基本特征就是等高、等速、无侧滑，要满足这些特点，其作用力关系如下。

(1)为保持飞行高度不变，旋翼拉力在气流立轴方向的分力T₁ 应等于直升机重力G, 即

T₁=G (8-10)

(2)为保持飞行速度不变，旋翼桨盘要相对于水平面前倾一定的角度，旋翼拉力在气流纵轴方向的分力T₂ 应等于空气阻力X, 即

T₂=X (8-11)

(3)为保持直升机无侧滑，在直升机坡度较小时，旋翼拉力在气流横轴方向的分力 T₃应等于尾桨拉力T 和垂尾侧力Z 之和。即

T₃=T;+Z (8-12)

上述分析没有考虑平尾、机身等产生的升力，认为旋翼拉力近似于旋翼气动合力，尾桨拉力和垂尾侧力都是与气流横轴平行的。这种方法在研究直升机飞行性能时是允许的。

1)高度对平飞性能的影响

如前所述，直升机的平飞性能主要是由旋翼可用功率和平飞所需功率两方面

确定的。所以，研究平飞性能随高度的变化，应先了解旋翼可用功率和平飞所需功率随高度的变化规律。

●旋翼可用功率随高度的变化

高度升高，空气密度降低，单位体积的空气质量减小。对于装有涡轮轴发动机的直升机，在设计高度以下，高度增加，发动机输出功率基本保持不变。超过设计高度以后，高度增加，输出功率减小，可用功率也随之减小。故旋翼可用功率曲线在超过设计高度后，随高度升高而下移。

●平飞所需功率随高度的变化

诱阻功率与诱导速度有关。高度增加时，由于空气密度减小，旋翼需产生更大的诱导速度才能保持拉力不变，因而诱阻功率随高度增加而增大。但是，在不同速度平飞时，诱阻功率所占百分比是不一样的。小速度平飞，诱导速度大，诱阻功率所占的百分比大，因此，随高度增加，诱阻力功率增加得多；反之，大速度平飞，高度升高，诱阻功率增加得少。随着高度增加，空气密度要减小，所以废阻功率一直是减小的。小速度时减小得少，大速度时减小得多。型阻功率随高度增加，但变化不大。

总之，在小速度平飞时，高度增加，诱阻功率增大较多，而废阻功率减小较少，因此，平飞所需功率增大。在大速度平飞时，高度增加，诱阻功率增大程度减小，而废阻功率减小程度增大，平飞所需功率有所减小。如果将前面分析的平飞所需功率曲线和旋翼可用功率曲线绘制在同一坐标上，就可以看出平飞功率曲线随高度变化的规律，如图8.36所示。

图8.36 平飞功率曲线随高度变化的规律

必须强调的是，平飞最大速度不仅受到功率的限制，还受到桨叶气流分离和激波的限制。所以，将平飞最大速度的综合边界和平飞最小速度随高度的变化， 用曲线形式表现出来，就可以得到直升机的平飞速度包线。直升机的平飞速度包线，可以反映高度变化对平飞性能的影响。 一般说来，随着高度升高，平飞最大速度减小，平飞最小速度增大，平飞速度范围也越来越小。当达到某一高度时， 平飞速度范围减小到零，也就是说，直升机只能以一个速度保持平飞，此高度叫作该直升机的理论动升限。

直升机平飞速度包线如图8.37所示。

H(m)

0

气流分离限制(v)功率限制(v)m激波失速限制平飞速度范围V(km/h)

图8.37 直升机平飞速度包线

2)大气温度对平飞性能的影响

气温升高，发动机除容易出现过热外，还会因空气密度减小而使发动机输出功率减小，可用功率也随之减小，从而使平飞最小速度增大，最大速度减小，平飞速度范围缩小。气温降低时，则相反。

3)飞行重量对平飞性能的影响

飞行重量增加，为了保持平飞必须增大旋翼拉力，这将因诱阻功率增加而使直升机的所需功率增大。由于小速度平飞时，诱阻功率所占份额较大，故飞行重量越重，直升机平飞最小速度增大越明显。飞行重量增加，桨叶平均迎角增大， 后行桨叶更容易发生气流分离，使平飞最大速度减小。所以，随着飞行重量的增大，平飞速度范围缩小。

直升机沿向上倾斜的轨迹所做的飞行，叫爬升。爬升是直升机超越障碍取得

高度的基本方法，其中，直升机保持爬升角不变的等速爬升叫稳定爬升。实际飞行中，经常采用的是保持总距杆位置不变，爬升速度不变的爬升。

与分析平飞性能一样，分析爬升性能时，也将直升机看作一个质点，把旋翼气动合力R 沿气流轴分解为R₁、R₂、R₃, 并且认为R≈T, 可以用T₁、T₂、T₃

分别替代R₁、R₂、R₃。 同时，将直升机重力G, 分别沿气流立轴、纵轴、横轴分解，得到G₁、G₂、C₃, 由此可以得出稳定爬升中的作用力关系。

(1)为保持爬升角不变，沿气流立轴方向的合力应为零。即

T₁=G₁ (8-13)

(2)为保持爬升速度不变，沿气流纵轴方向的合力应为零。即

T₂=G₂+X (8-14)

(3)为保持直升机无侧滑，沿气流横轴方向的合力应为零。即

T₃+G₃=T+Z (8-15)

通常情况下，在稳定爬升中由于直升机坡度很小，G₃ 可以忽略。

以上分析见图8.38。

图8.38 稳定爬升中的作用力

1)稳定爬升中的平衡条件和直升机姿态

由于稳定爬升也是一种平衡状态，作用于直升机上的各力、各力矩应取得平衡。分析爬升中的平衡问题，也应该在机体轴系里进行。稳定爬升中的平衡特性和直升机姿态，与平飞时相似，在此不再赘述。

2)稳定爬升的操纵

●由平飞转入爬升

由平飞转入爬升时，飞行员应向后带杆，减小直升机俯角，进而减小旋翼锥体的前倾量，旋翼拉力第二分力 (T₂) 减小，平飞速度也相应减小；同时，拉力第一分力 (T₁) 增加，当T, 大于G时，产生向上的向心力，使爬升角逐渐增大转入爬升，在直线爬升中，拉力第一分力 (T₁) 就等于重力第一分力 (G₁)。 所以，当接近预定爬升角时，应及时向前稳杆。

直升机由平飞转入爬升过程中，随着爬升角和爬升率的增大，桨叶来流角不断增大，为保持旋翼拉力，应适当地上提总距杆。在上提总距杆时，旋翼的反扭矩增大，直升机向左偏转，需要蹬右舵增大尾桨拉力，以保持爬升方向。尾桨拉力增大又会使直升机向左移动，为了保持直升机的侧向平衡，需要向右压点杆。

●稳定爬升阶段的操纵

直升机达到预定爬升角时，保持预定爬升速度爬升。但随着飞行高度升高， 空气密度减小，剩余功率也将随之减小，在飞行速度不变的情况下，爬升角和爬升率都将随之减小，为保持稳定爬升，应适当上提总距杆，以增大可用功率，保持剩余功率不变。在上提总距杆时，为了保持直升机的方向平衡和横侧平衡，需要适时蹬舵、压杆。

●由爬升转人平飞

由爬升转人平飞，飞行员应向前顶杆，增加旋翼锥体前倾角，旋翼拉力第一分力 (T₁) 减小，当T₁ 小于G₁ 时，产生向下的向心力，直升机由爬升转入平飞。 当上升率接近零时，应及时向后回杆。

由爬升转人平飞过程中，桨叶来流角减小，桨叶迎角增大，为了保持旋翼拉力不变，要相应地下放总距杆。在减小总距时，旋翼反扭矩随之减小，应蹬左舵， 减小尾桨拉力，保持方向不变。尾桨拉力减小后，为保持直升机的侧向平衡，压杆向量是向左的。

用最大爬升率爬升，就是保持总距杆位置不变，保持爬升速度不变的爬升。 采用这种方法爬升，发动机通常保持最大连续工作状态，爬升速度保持经济速度。 由以上分析可知，这样可以获得相应高度下的最大爬升率，能充分发挥直升机的

爬升性能。

用最大爬升率爬升，发动机状态和爬升速度保持不变。随着高度升高，空气密度减小，发动机可用功率减小，用于爬升的剩余功率减小。因此，随着高度升高，直升机的爬升率和爬升角都将随之减小。所以，用最大爬升率爬升实际上是一个不稳定爬升。

采用这种方法爬升，操纵相对比较简单，进入爬升前固定好总距杆的位置， 通过地平仪调整相对位置，保持直升机以经济速度飞行。同时，适时用杆、舵保持直升机的平衡。随着高度升高，直升机的爬升率和爬升角逐渐减小，爬升中对爬升率和爬升角的变化没有什么要求。

直升机沿向下倾斜的轨迹所做的飞行叫下滑，下滑是直升机降低飞行高度的基本方法。

与分析平飞、爬升性能一样，分析下滑性能时，也将直升机看作一个质点， 把旋翼气动合力R 沿气流轴分解为R₁、R₂、R₃, 并认为R≈T, 可以T₁、T₂、

T₃ 分别替代R₁、R₂、R₃。 同时，将直升机重力G, 分别沿气流立轴、纵轴、横轴分解，得到G₁、G₂、G₃, 这样就可以得出下滑中的作用力关系。

下滑中的作用力如图8.39所示。

G

T

T

G

图8.39 下滑中的作用力

下滑轨迹与水平面之间的夹角，叫下滑角，用下表示。下滑中经过的水平距离，叫下滑距离，用L下潜表示。可知

(8-16)

从式(8-16)中可以看出，若以同样的下滑角下滑，下滑距离很长。在发动机工作的条件下，直升机的下滑角可在0°~90°范围内变化，下滑角为90°的飞行， 叫垂直下降。

直升机单位时间内所下降的高度叫下降率，也叫下降垂直速度。用v,表示

= 下 sin 下 (8-17)

式(8-17)表明，下降率是随下滑速度及下滑角的增大而增大的。

1)由平飞转入下滑

为使直升机由平飞转入下滑，飞行员应先下放总距杆，使旋翼拉力减小，旋翼拉力第一分力小于重力，产生向下的向心力，使轨迹向下弯曲，由平飞转入下滑。

一般情况下，下滑速度比平飞时小，在下放总距杆后，应稍带住杆，使直升机减速，当速度减小到接近下滑速度时，再柔和地向前松杆。用总距杆和驾驶杆调整下降率、下滑速度，保持等速下滑。

由于下放总距杆，旋翼的反扭矩减小，直升机将向右偏，需要蹬左舵减小尾桨拉力，以保持下滑方向。同时向左压杆，平衡尾桨拉力的变化。

2)由下滑转入平飞

由下滑转入平飞，飞行员应上提总距杆，增大旋翼拉力，使旋翼拉力第一分力大于重力第一分力，产生向上的向心力，轨迹向上弯曲，逐渐转入平飞。

当下滑角减小时，重力第二分力随之减小，会引起飞行速度减小，故应前推驾驶杆，接近预定速度时，稍回杆。

由于上提总距杆，旋翼反扭矩增大，直升机向左偏转，需要蹬右舵，增大尾桨拉力，以保持方向。同时，向右压杆，平衡尾桨拉力的变化。

直升机的续航性能，包括续航时间和航程两个方面。续航时间是指直升机在空中能持续飞行的时间，航程是指直升机在空中所能持续飞行的距离。直升机续航性能的好坏是由两个因素决定的， 一是可用于持续飞行的燃油量的多少，二是单位时间或单位距离内所消耗燃油的多少。

供平飞阶段使用的燃油量，叫作平飞可用燃油量。若其他条件不变，平飞可用燃油量愈多，平飞续航时间和平飞航程就愈长。

平飞可用燃油量与所装总燃油量有关，然而，每次飞行，所装总燃油量并不完全一样，也不可能完全用于平飞。起飞前发动机地面工作、离地并增速爬升至预定高度、下滑着陆等，都要消耗燃油。同时，要扣除存留在油箱和管道中的不可用油量，还要留出10%～15%的备份燃油量，以备特殊情况的需要，最后剩下的燃油量，才是平飞可用燃油量。可表示为

Q平飞=Q总 -(Q 地面+ Q上升+ Q下滑+Q不可用+ Q备) (8-18)

上述数据可从各机型的航行手册中查到。

这里只分析平飞续航时间。

直升机每飞行一小时发动机所消耗的燃油量，叫作小时燃油消耗量，用 “qh” 表示。显然，小时燃油消耗量愈小，平飞续航时间就愈长。不同飞行条件下的小时燃油消耗量可从飞行手册上的平飞性能曲线中查到。平飞续航时间可用下式求得：

qh 的大小取决于发动机输出功率和燃油消耗率。即

(8-19)

(8-20)

式(8 - 20)中，C, 为发动机燃油消耗率，活塞式发动机C。基本不随速度发生变化，涡轮轴发动机的C, 随速度增大而减小。ζ为功率传递系数， 一般ζ=0.8 ~0.9。

这里只分析平飞航程。

每飞行一公里距离发动机所消耗的燃油，叫公里燃油消耗量，用 “qk” 表

示。qh 愈小，平飞航程愈长。平飞航程可用式(8-21)计算：

(8-21)

公里燃油消耗量 (qk) 由小时燃油消耗量 (qh) 和平飞速度 (v 平飞)共同确定：

(8-22)

直升机以较大的爬升角所做的减速爬升过程叫跃升，如图8.40所示。跃升可将动能部分转化成势能，以换取高度。跃升往往是直升机进行其他战术动作的基础。

图8.40 跃升

1)跃升的动态特点

直升机的跃升可以分为进入阶段、中间阶段和改出阶段三个阶段。和直升机不同，飞机跃升的中间阶段基本上是一条直线，时间也比较长。直升机的中间阶段不是直线，也不明显。

2)跃升的操纵原理

进人跃升前，应将直升机速度调整至预定速度，调整好发动机工作状态， 一般进入速度都应大于经济速度。

进入时，在保持总距杆位置不变的条件下，均匀一致地向后拉杆，使旋翼拉力第一分力T₁ 大于重力第一分力G₁, 产生足够的跃升角。拉杆时应柔和有力，切忌粗猛，防止俯仰角速度增大过快， 一般中型直升机俯仰角速度限制在3/s 以下， 轻型直升机则限制在5/s 以下，这种限制主要是从稳定性、操纵性以及结构方面的因素考虑的。大部分直升机要求在6~7s 内使俯仰角增大到预定值。

跃升中，随着速度减小，由于旋翼桨叶的自然挥舞作用，旋翼桨盘的后倒角减小，对直升机产生下俯力矩，力图使直升机低头，为了保持俯仰状态，应逐渐增大拉杆量，并根据地平仪的指示，消除坡度和侧滑，保持好航向。

当速度减小到接近预定速度时，均匀推杆，改出跃升，改出过程一般不少于 5~6s, 防止俯仰角速度变化过大，改出后速度应不小于该高度的平飞最小速度。

直升机的跃升有三点需要注意：①直升机可以以高桨距做跃升，也可以以低桨距做跃升，这同固定翼飞机不一样，飞机一般是在加满油门的情况下进入跃升的，这主要是由不同的跃升目的决定的，飞机跃升完全是为了增加高度，而直升机跃升在很多情况下，仅仅是一个过渡动作。②直升机在跃升中，杆力变化明显， 这主要是由直升机的操纵品质决定的，直升机的单位载荷杆力比较大。③直升机在跃升过程中，严禁提放总距杆，主要是因为跃升中拉杆量很大，如果下放总距可能会造成旋翼桨叶同尾梁的危险接近或碰撞。

直升机沿向下倾斜的轨迹向下做加速的飞行叫俯冲，俯冲可以把直升机的势能转化成动能，以迅速取得所需速度。直升机的俯冲可以采用平飞进入、转弯进入、半滚倒转进入等方式。

1)俯冲的动态特点

俯冲可以看作是跃升的逆过程，也可以分为进入、中间、改出三个阶段。

在俯冲过程中，直升机做加速运动，进入时俯角增大，改出时俯角减小(或仰角增大)。

在改出俯冲时，从飞行员做出改出动作到直升机改为平飞，需要经过一段时间，因此，直升机在此期间要有一定的下沉量。

2)俯冲的操纵原理

进入俯冲前，应将直升机的速度调整至预定速度，调整好发动机状态。 一般进入速度都不应大于经济速度，以免改出速度过大。

进入俯冲时，在保持总距杆位置不变的条件下，均匀一致地向前推杆，使直升机形成足够的俯角，但要注意防止俯仰角速度变化过快。同时，防止直升机带坡度和侧滑。俯冲中，随着速度增大，由于旋翼桨叶的自然挥舞作用，直升机有明显的抬头趋势，应逐渐增大推杆量保持俯角。同时，根据地平仪的指示，消除

坡度和侧滑，保持航向。

图8.41 俯冲

改出俯冲时，应在保持总距杆位置不变的条件下，用力拉杆，使直升机由下俯转为上仰，并严格控制上仰角速度。当直升机停止下降时，应柔和向前顶杆使之转入平飞。

直升机在俯冲中，禁止在俯冲全过程提放总距杆，原因同跃升一样。一定要严格控制俯仰角速度，切忌粗猛推拉驾驶杆。

1)盘旋的特征

直升机在水平面内做无侧滑的匀速圆周运动叫盘旋。盘旋是水平机动飞行的基础，也是直升机执行任务时常采用的飞行动作。直升机不仅可以做水平盘旋， 还可以沿螺旋线做盘旋上升或盘旋下降，但其操纵原理与水平盘旋基本相同。这里只分析保持水平盘旋的条件，研究盘旋的操纵原理，介绍左、右盘旋的特点以及盘旋半径、盘旋时间等盘旋性能。如图8.42所示。

图8.42 盘旋

盘旋是直升机做等高、匀速的圆周运动，盘旋的基本要求是，保持高度、速度和半径不变。

2)盘旋的操纵原理

直升机的盘旋，通常分为进入、保持和改出三个阶段，下面将分别分析其操纵原理。

●进入阶段

当飞行速度达到盘旋速度时(通常取200km/h), 应协调一致地向盘旋方向压杆、蹬舵。压杆使直升机倾斜，产生足够的拉力水平分力充当向心力；蹬舵是为了使直升机向盘旋方向偏转，以免产生侧滑。

随着坡度增大，旋翼拉力在铅垂面内的分力要减小，为了保持高度不变，应在增大坡度的过程中，上提总距杆增大旋翼拉力。由于坡度和拉力都增大，向心力也增大，为了防止侧滑，应增大顺舵量。

在直升机接近预定坡度时，必须适当地回杆、回舵，保持规定的坡度和偏转角速度。做大坡度盘旋时，应适当向后拉杆，因为直升机需要一定的上仰角速度。

●保持阶段

在盘旋过程中，可能会出现各种偏差，必须及时发现和不断修正。

①如何保持高度

盘旋中，高度的变化主要是由于拉力的铅垂分力与重力不平衡所引起的。 T₁cosy 大于G, 则高度增加；T₁cosy 小于G, 则高度降低。如果总距杆上提位置过高，T₁cosy 大于G 时，高度增加；总距杆位置较低，T₁cosy 小于G 时，高度降低， 所以总距杆应保持适当的位置。

在总距杆位置适当的条件下，若坡度增大，则 T₁cosy 减小，高度降低；若坡度减小，高度升高。在总距杆位置适当的条件下，应该用左右压杆的方法修正高度变化。

②如何保持速度

盘旋中要保持速度不变，应正确地操纵驾驶杆。如果带杆过多，旋翼锥体相对后倾，直升机俯角减小，T₂ 减小，使直升机速度减小；如果顶杆过多，旋翼锥体相对前倾，T₂ 增大，则飞行速度增加。

在盘旋中保持好高度有助于保持盘旋速度，若高度升高，为了保持等高就要向前顶杆，这样就会使速度增大；反之，若高度降低，为保持高度就应向后带杆， 速度就会减小。

●改出阶段

改出盘旋，首先要消除向心力，故应向盘旋反方向压杆，减小坡度，使旋翼拉力的水平分力减小，为了避免侧滑，需要向盘旋反方向蹬舵。随着坡度减小， 旋翼拉力的铅垂分力将增大，为保持高度不变，必须在改出过程中，适当下放总距杆，使拉力铅垂分力与重力、拉力第二分力与阻力保持平衡。当直升机接近平

飞状态时，回杆回舵。

直升机近地飞行时，飞行高度为1~10m, 飞行速度通常不大于20km/h。 近地飞行包括前飞、侧飞和后退飞行。直升机的近地飞行属于悬停机动飞行。

1)地面效应的影响显著

直升机近地飞行时，飞行高度一般都在10m 以下，小于旋翼直径。此时，直升机在地面效应的影响范围之内，所以，在一定功率下，旋翼产生的拉力较远离地面时有所增加。

地面效应对直升机的起飞、着陆会产生良好的影响。在地效范围内，直升机可做超载起飞，以提高其载重能力；直升机在自转着陆时，地面效应可以减小垂直着陆速度。此外，地面效应能增加直升机的稳定性。

2)地形、地貌对飞行影响大

近地飞行时，如果遇到突然下凹的地形，地面效应迅速消失，会引起旋翼拉力突然减小，直升机就有掉入凹坑的危险。又如，地形起伏不定，地面效应强弱会随地形起伏发生变化，从而引起直升机颠簸，造成操纵上的困难。所以，近地飞行时，一定要注意地形、地貌的变化。

1)前飞

由悬停转为前飞，应柔和地向前顶杆，使旋翼锥体前倾，产生向前的纵向力 Hg, 对直升机构成下俯力矩，使直升机俯角增大，形成拉力第二分力 (T₂), 并在此力的作用下向前运动。杆、舵、总距杆的操纵与平飞操纵原理相同。

由前飞转为悬停，应向后带杆，使旋翼桨盘后倾，减小直升机俯角，从而减小向前的旋翼拉力第二分力 (T₂)。 在空气阻力的作用下，前飞速度将逐渐减小。 随着速度的减小，旋翼的诱导阻力功率将增大，旋翼拉力减小，直升机要下降高度。所以，在减速过程中，要逐渐上提总距杆并相应地蹬右舵，以保持飞行高度和方向。

●侧飞中的作用力

侧飞中的作用力如图8.43所示。

(a) 向右侧飞 (b) 向左侧飞

图8.43 侧飞中的作用力

向左和向右侧飞，方向不同，侧向力也不相同。向右侧飞时，旋翼拉力向右的水平分力 (T₃) 大于尾桨拉力 (T), 直升机向右运动，并在运动中产生向左

的侧力 (Z), 当侧向力平衡 (T₃=T+Z) 时则保持等速侧飞。向左侧飞时，

旋翼拉力向右的水平分力 (T₃) 小于尾桨拉力，在多余的尾桨拉力作用下，直升机向左运动，同时产生向右的侧力 (Z), 当侧向力平衡 (T.=T₃+Z) 时，则直升机保持等速侧飞。

●侧飞的操纵原理

由悬停转为侧飞，应柔和地向侧飞方向压杆，旋翼桨盘向侧飞方向倾斜，产生侧向力Sg。 在 S, 作用下直升机产生坡度，使锥体的拉力方向在悬停基础上向侧飞方向倾斜，旋翼拉力第三分力 (T₃) 发生变化，破坏了悬停的平衡状态，从而使直升机向压杆方向运动。

侧飞中，相对气流作用于直升机垂尾上，产生的侧力会对重心形成方向偏转力矩，使机头向侧飞方向偏转，所以应及时蹬反舵修正。

压杆转入侧飞和蹬反舵保持方向时，都将影响拉力第一分力，并使高度发生变化。向右侧飞时，向右压杆，使旋翼拉力向右倾斜，会出现飞行高度降低的趋势；同时，由于蹬左舵，发动机功率重新分配，又出现高度升高的趋势。向左侧飞时，由于向左回杆，旋翼拉力第一分力增大，出现飞行高度升高的趋势；左侧飞蹬右舵，又出现高度降低的趋势。上述左、右侧飞的不同特点，在操纵量过大或不够柔和时，将表现得比较明显。因此，侧飞中要注意动作柔和并随时调整总距杆保持飞行高度。

3)后退飞行

●后退飞行的特点

在悬停基础上做后退飞行，旋翼拉力分解出向后的第二分力 (T₂), 使直升机向后运动，飞行中还会产生向前的阻力 (X)。 当纵向力平衡 (T₂=X) 时，直升机将保持等速运动。后退飞行的一个显著特点就是方向不稳定，当受扰动发生方向偏离后，直升机方向将更加偏离。后退飞行中的作用力如图8.44所示。

图8.44 后退飞行中的作用力

●后退飞行的操纵原理

带杆做后退飞行时，因旋翼锥体后倾，机体仰角增大，旋翼拉力的第一分力减小，直升机有下降高度的趋势，需要相应地上提总距杆，保持规定高度。上提总距杆，旋翼反扭矩增大，为保持方向，要适当蹬右舵。

后退飞行机头不宜上仰过高，以防止因拉力第二分力增大过多和第一分力减小过多，使飞行速度过大和高度降低，甚至尾撬擦地。

改出后退飞行，应在达到预定地点前，柔和向前顶杆使锥体稍向前倾，旋翼纵向力指向前方，帮助减速。当后退速度减小至“零”时，应及时拉杆消除向前的纵向力，保持稳定悬停。

由于后退飞行时直升机方向是不稳定的，为了保持方向，要及时地用舵修正方向偏差，用舵勤、舵量小是后退飞行的一个特点。

直升机从开始增大旋翼拉力到离开地面，并增速和爬升到一定高度的过程叫起飞。

1)有地效垂直起飞

直升机从垂直离地到1～3m 高度上悬停，然后保持一定的状态沿预定轨迹增速，并爬升到一定高度的过程，叫有地效垂直起飞。如图8.45所示。

图8.45 有地效垂直起飞

●垂直起飞的操纵原理

做垂直起飞时，飞行员应柔和地上提总距杆，使旋翼产生的拉力大于直升机重量，直升机垂直离地。在上提总距杆的同时，必须蹬右舵，以保持方向平衡； 蹬右舵时，尾桨拉力增加，将引起直升机向左移位，故需向右压杆，使直升机稍带右坡度，旋翼产生向右的侧向力Sg以保持滚转力矩及侧向力的平衡。为消除旋翼拉力在水平面内的纵向分力，还应前后操纵驾驶杆。当直升机离地爬升到接近预定高度时，稳住总距杆，在预定高度保持稳定悬停。

●增速爬升的操纵原理

开始增速时，应转移视线到正前方30~50m处，在悬停基础上柔和向前推杆， 使旋翼锥体前倾量增大，拉力纵向分力H₅ 也逐渐增大，直升机机头下俯，形成预定俯角后，松杆。保持俯角8°~10°,直升机在拉力第二分力 (T₂) 作用下，前飞速度逐渐增大。由于前飞速度增大，使旋翼尾流相对于水平安定面方向改变，在一定的速度范围内，尾流使水平安定面上产生的负升力增大，对直升机重心构成上仰力矩，使直升机有上仰趋势，飞行员应及时、适当地向前推杆，保持原有的状态和爬升角继续增速。当速度增加时，尾桨效率提高，又可能出现右偏趋势， 此时应适当回舵以保持方向。随着飞行速度增大，飞行员应将视线逐渐前移。当速度通过“过渡速度”范围时，直升机会出现抖动。

开始向前推杆增速时，由于旋翼锥体前倾，直升机形成俯角，拉力第一分力减小，直升机有降低高度的趋势，故应适量上提总距杆，并蹬右舵和适量向右压杆，随着速度增大，直升机的方向稳定性增强，应逐渐回杆、回舵。

到达预定速度(一般在经济速度附近)后，飞行员带杆转入正常爬升，根据地平仪指示保持好直升机姿态，同时调整发动机功率，保持规定的爬升率。

2)无地效垂直起飞

无地效垂直起飞是指直升机在无地面效应的高度上悬停和增速爬升。这种起飞方法适用于在周围有一定高度的障碍物的小场地上使用。由于无地面效应，直升机起飞的有效载重量减小。此种起飞方法的操纵原理与正常垂直起飞相似，但要求飞行操纵动作准确柔和，特别是上提总距杆时，驾驶杆和舵的操纵动作更要协调一致。在超越障碍物时，应高出障碍物足够的高度，防止碰撞，以保证安全起飞。

3)影响起飞载重量的主要因素

●机场标高和空气温度

起飞场地的标高高、气温高，则空气密度小，发动机功率降低，同时，单位时间内流过旋翼的空气质量减小，旋翼效能降低。因此，起飞最大载重量要减小。

●风速和风向

逆风起飞，旋翼相对气流速度增大，单位时间内流过旋翼的空气质量增加， 旋翼产生的拉力大，则起飞载重量增大；顺风起飞，为了避免尾桨打地，悬停高度较高，地面效应减弱，所以载重量将减小。

顺侧风或逆侧风起飞，为了保持直升机的平衡和运动轨迹，需要向风来的方向压杆，因而会对起飞载重量产生不同程度的影响，同时，操纵动作也变得更加复杂。因此，载重起飞要在逆风中进行。

影响起飞载重量的因素还有：地面效应、场地面积和周围障碍物高度、发动机和旋翼的维护质量、飞行员的操纵熟练程度等等。起飞前，要综合考虑上述因素，并根据具体情况认真计算起飞载重量，做到心中有数，确保顺利完成起飞。

直升机从一定高度下滑、消速并降落于地面直到停止的过程叫作着陆。本节主要分析直升机垂直着陆和滑跑着陆的操纵原理及下滑消速的操纵规律。

1) 下滑消速的操纵规律

直升机向预定地点降落，要经过下滑消速过程，通过下滑降低高度，通过消速减小速度。直升机一边下降高度一边减小速度的过程叫下滑消速。

直升机的下滑消速是一个过渡飞行阶段。由于飞行状态的变化，作用于直升机上的力和力矩也不断变化，操纵动作比较复杂。为了便于分析，可把消速过程分为两个阶段。

A点为消速时机，AB 段要求飞行员向后带杆，旋翼锥体后倾，增大直升机仰角，使向后的拉力第二分力 (T₂) 增大，此时T₂+X>G₂, 直升机减速。在A 点到 B 点过程中，飞行员应根据水平距离、下滑速度和风向、风速等因素，调整带杆、稳杆量。随着速度减小，接近B 点时要逐渐向前迎杆。在B 点以后的近地飞行中，应逐渐向前推杆和稳杆。接近预定地点C 时，调整速度使其减小至规定速度(垂直着陆速度为零，滑跑着陆速度按各机型规定)。

在下滑消速过程中，由于前飞速度减小，所需功率增大，飞行员要根据高度变化，及时上提总距杆。在通过 B 点以后的飞行中，因前飞速度仍在继续减小， 总距杆上提量逐渐加大。垂直着陆中，当前飞速度减至零时，对应的总距杆位置最高。

为保持预定轨迹，整个过程中，蹬舵量随总距杆操纵而变化。上提总距杆，

要相应增大右舵量，而右舵量增大，又会破坏直升机的侧向平衡，因此，随着速度减小，还应不断增大向右的压杆量。

下滑消速过程如图8.46所示。

图8.46 下滑消速过程

2)有地效垂直着陆

直升机经过下滑、消速，在预定地点上空的地效范围内进行短时间悬停后， 再垂直下降接地的着陆方法叫有地效垂直着陆。这种着陆方式的悬停是在地效范围内完成的，因此可以充分利用地面效应，减小所需功率，同时操纵也比较容易。

有地效垂直着陆如图8.47所示。

图8.47 有地效垂直着陆

垂直着陆是在悬停基础上进行的，在整个下降过程中，飞行员应把注意力主要放在保持直升机状态上。其操纵原理与垂直下降基本相似，所不同的是，随着高度降低，由于地面效应影响，下降率要减小，应适当下放总距杆。在离地0.5m 以下，应以不大于0.25m/s 的下降率下降接地。

直升机的操纵性，是指直升机在空中以相应的运动响应驾驶员操纵杆、舵、

油门的能力。即飞行员实施操纵后，直升机的飞行状态跟着改变而建立新的平衡状态的反应性。 一般说来，稳定性强的直升机，稳定力矩较大，改变飞行状态需要的操纵行程必然要大；反之，稳定性弱的直升机，稳定力矩较小，改变飞行状态需要的操纵行程也小，甚至过于灵敏，如果阻尼太小的话，直升机就不易稳定在新的飞行状态。因此，飞行员要兼顾直升机的操纵性和稳定性。

旋翼转动时，通过与桨毂相连的拨杆带动旋转环及变距拉杆一起转动。上提变距杆时，滑筒沿导筒向上滑动，带动内、外环和旋转环一起向上移动，通过变距传动杆使桨叶角增大，旋翼拉力增大。反之，下放变距杆，桨距变小，旋翼拉力减小。桨距的改变，不仅改变了旋翼拉力的大小，同时也要求发动机输出功率相应改变，因此，在构造上常将油门杆与变距杆连在一起，称为总距杆。这样， 在上提总距杆增大桨距的同时，发动机输出功率也相应增大；下放总距杆减小桨距时，发动机功率相应减小。旋翼气动合力R 在旋翼转轴方向的分力T 就是旋翼拉力。只要气动合力R 有变化，则旋翼拉力T 也发生变化。改变旋翼拉力大小有两种方法：一是操纵总距杆，改变所有桨叶的桨叶迎角；二是操纵油门环，改变旋翼转速。

1)操纵总距杆

上提总距杆，旋翼所有桨叶的桨叶角同时增大(即总距增大),使桨叶迎角增大，升力系数增大，故旋翼气动合力R 增大，旋翼拉力T 随之增大。反之，下放总距杆，所有桨叶的桨叶角同时减小(即总距减小),桨叶迎角减小，旋翼拉力也减小。

2)操纵油门环

为了让飞行员在某些情况下不改变旋翼桨叶角，而能单独调节旋翼转速，米-8 等直升机在总距杆上，还装有油门环，它只与发动机油门连接。转动油门环可以单独调节发动机功率和旋翼转速，以达到改变旋翼拉力的目的。直-9直升机的总距杆上没有油门环，但装有一个控制开关，通过电传动置来单独调节发动机功率和旋翼转速。

操纵驾驶杆，通过传动杆、摇臂的传动，能使旋转环随同内环向需要的方向倾斜。旋转环随同内环倾斜后，随着旋翼转动，各片桨叶的桨叶角就会出现周期

性变化。在旋翼旋转一周中，每片桨叶的桨叶角随旋翼旋转所出现的由小到大， 再由大到小的周期变化，称为桨叶的周期变距。由桨叶周期变距引起的桨叶强制挥舞，能使旋翼锥体向驾驶杆的操纵方向倾斜，从而达到操纵的目的。

操纵旋翼改变锥体方向，是通过驾驶杆操纵自动倾斜器外环带动旋转环倾斜， 使桨叶周期变距，从而引起桨叶强制挥舞来实现的。我们把自动倾斜器倾斜盘所在的平面称为操纵平面(也叫C-C 平面)。按照操纵习惯，驾驶杆向某一方向移动，旋翼桨尖平面 (D-D 平面)也应随之向同一方向倾斜。但是，对于大部分直升机来说，操纵驾驶杆使自动倾斜器的操纵平面倾斜后，因出现周期变距，桨尖平面也会跟着倾斜，但两者的倾斜方向并非相同，即锥体倾斜方向与驾驶杆移动方向不一致，不符合操纵习惯。要使旋翼锥体(或桨尖平面)按照驾驶杆移动方向倾斜，就必然使自动倾斜器的纵向或横向摇臂带动操纵平面提前于桨尖平面的倾斜方位一个角度(一般约为90°)而倾斜。这样，前推驾驶杆时，旋翼锥体前倾；后拉驾驶杆时，旋翼锥体向后倾斜；左、右压杆时，旋翼锥体向压杆方向倾斜，以此来改变旋翼气动合力R 的方向。当气动合力R 的方向改变后，必然引起旋翼拉力T、纵向力H₅、侧向力S₅ 的改变，并且对直升机重心构成力矩，改变直升机的状态，进而达到操纵目的。

图8.48选取的是早期直升机尾桨操纵机构的原理图。尾桨操纵机构主要由钢索、链条、链轮、滑动操纵杆、操纵变距环等组成。当操纵脚蹬时，通过钢索、 链条、链轮、蜗轮，可使桨距操纵杆带着三叉头伸缩，于是桨距拉杆便改变尾桨的桨距，使尾桨拉力发生变化，从而达到操纵直升机绕立轴转动的目的。

o滑动操纵杆蜗杆套筒

轴承操纵变距环

图8.48 尾桨的操作系统

共轴式直升机与传统单旋翼带尾桨直升机的主要区别之一是航向操纵的形式和响应不同，其改变上下旋翼扭矩的方式又分为：全差动、半差动、桨尖制动、 磁粉制动。全差动方式是同时反向改变上下旋翼的桨叶角来实现直升机航向的操纵和稳定。俄罗斯卡莫夫系列共轴式直升机均采用此种控制方式。半差动方式一般是通过改变下旋翼桨叶角改变上下旋翼的功率分配，使其相等或不等来控制直升机的航向。桨尖制动方式是在旋翼桨尖设置阻力板，通过改变阻力板的迎风阻力面积改变旋翼的扭矩，以实现直升机的航向操纵和稳定。德国研制的无人驾驶直升机CEAMOS采用了此种控制方式。磁粉制动是在传动系统内部通过磁粉离合器对上下旋翼轴进行扭矩分配。加拿大研制的无人直升机 CLL227 采用了此种形式。

根据直升机的飞行原理可知，直升机的飞行控制是通过周期变距改变旋翼的桨盘锥体，从而改变旋翼的总升力矢量来实现的。由于旋翼的气动输入(即周期变距)与旋翼的最大响应(即挥舞)的方位角相差90°,当旋翼在静止气流中旋转时，以纵向周期变距为例，上旋翼在90°时即前行桨叶处得到纵向周期变距输入， 此时上旋翼为逆时针旋转，对于上旋翼来说将在180°时得到最大响应，即挥舞最大。而对于下旋翼而言，上旋翼的前行桨叶方位处是下旋翼的后行桨叶方位，此时下旋翼为顺时针旋转，其桨叶前缘正好与上旋翼相反，对上旋翼的最大输入恰好是对下旋翼的最小输入，下旋翼将在0°处达到最小挥舞响应；而在下旋翼的前行桨叶处(上旋翼的后行桨叶)达到最大输人，在180°处达到最大挥舞响应。因此，上下旋翼在纵向周期变距操纵下的挥舞平面是基本平行的。类似地在给出横向周期变距操纵后，在上下旋翼的方位角0°、180°处对上下旋翼均给出同样的操纵输入，但由于两旋翼的转向相反，翼剖面的前后缘反向，因而，一个是最大输人，一个是最小输入，两旋翼的最大响应和最小响应相差180°,其挥舞平面也是平行的。因此，共轴式直升机的上下旋翼的自动倾斜器是通过若干拉杆组成的连杆机构，该机构使得上下旋翼的自动倾斜器始终保持平行。

共轴式直升机的纵横向操纵通过操纵下旋翼自动倾斜器的不动环，再通过拉杆机构改变上旋翼自动倾斜器，从而使上下旋翼的锥体保持平行的运动。

由以上分析可知，共轴式直升机的纵横向操纵系统是通过平行地操纵上下自动倾斜器来实现的，共轴式直升机的航向操纵则是通过改变上下旋翼的总距来实现的。

多轴飞行器由每个轴末端的电动机转动，带动旋翼产生上升动力。旋翼的角度固定，而不像直升机那样可变。通过改变不同旋翼之间的相对速度，可以改变推进力的扭矩，从而控制飞行器的运行轨迹。

从结构上分类，飞艇可分为三种： 一是软式飞艇；二是硬式飞艇；三是半硬式飞艇。软式飞艇气囊的外形是靠充入主气囊内浮升气体的压力保持的，因而这类飞艇也叫压力飞艇。硬式飞艇具有一个完整的金属结构，并由金属结构保持主气囊的外形，浮升气体充入在构架内的几十个或更多的相互独立的小气囊内，以产生飞艇所需的浮升力。半硬式飞艇基本上属于压力飞艇，虽然以金属或碳纤维龙骨做支撑构架，但其气囊外形仍需要靠浮升气体的压力来保持。

从填充气体上分类，飞艇的种类有氢气飞艇、氦气飞艇和热气飞艇。世界上早期的飞艇(习惯上把第二次世界大战前的飞艇称作早期飞艇)都是氢气飞艇， 但由于氢气具有易燃易爆的特性，易引发燃烧爆炸的危险，自1937年德国“兴登堡”号飞艇发生爆炸事故以后，世界各国都禁止使用氢气作为填充气体。现代飞艇以氦气飞艇居多。

现代无人飞艇基本上都由九大主要部件和八大主要系统组成。

九大主要部件是：气囊(包括主气囊与副气囊)、头部装置(包括艇锥与撑条)、尾部装置、吊舱、动力装置、起落架、尾翼和系留装置、遥控装置。

八大主要系统是：电气系统、操纵系统、压力系统、燃油系统、仪表系统、 照明系统和压舱系统以及飞控系统。

九大主要部件是飞艇的基本形体构造，是飞艇构成的“硬件”;八大主要系统是飞艇的基本内在构造，是飞艇构成的“软件”。部件依靠系统发挥其功能，系统为部件发挥功能做保证。

这些“硬件”和“软件”与其他飞行器相比存在不同点，也存在相同点。以下主要将对不同点进行介绍。

包括主气囊和副气囊。

主气囊是飞艇的主要部件。其外形以水滴形、雪茄形为主，通常前部较后部稍大。其内部，软式飞艇通常为整体空腔，硬式、半硬式飞艇内有骨架支撑，大型飞艇主气囊内部通常分隔为多个空腔。主气囊的垂直横剖面通常为正圆形或椭圆形。迄今为止，主气囊都是由带有涂层的纤维材料通过高频焊接、热气焊接和胶粘制成。

主气囊是整个飞艇的主体，其功用： 一是填充浮力气体后产生飞艇浮升力； 二是与飞艇吊舱、尾翼及各种操纵控制器件等构成完整的飞行器的安装载体。

副气囊置于主气囊内，是由带有涂层的纤维材料经高频焊接、热气焊接和胶粘制成。通常主气囊内有前、后2个副气囊，也有单个或多个副气囊的。副气囊的主要功用：一是当大气温度或大气压力变化，引起主气囊内氦气膨胀或收缩，导致主气囊压力变化时，以释放或充入空气的方式，以使主气囊压力保持在飞行允

许范围之内并防止氦气逸出；二是通过改变前、后副气囊的空气容量来调节飞艇的平衡姿态，调整俯仰角。

常规的主、副气囊如图9.1所示。

图9.1 气囊示意图

一般情况下，体积在70m³ 以下，飞行时间在2小时以内的广告飞艇不设置副气囊；体积在100m³以上，续航时间3小时以上的需至少设置一个副气囊。单副气囊的位置一般位于飞艇艇囊的重心位置上，副气囊的体积占总容量的15%。

头部装置包括艇锥与撑条两部分。

艇锥通常是一个由高强度金属材料制成的圆锥体，锥底沿圆弧焊接有通常为 12个(视主气囊直径大小而定)与撑条连接的连接耳；锥头安装有与系留杆上的系留锁配套的锁销；锥体上焊接有供拴系艇头绳的拴口。

撑条通常由铝合金管材制成，其外形与主气囊头部曲率相一致。撑条数量与艇锥上的连接耳数量一致。撑条由粘接在主气囊上的撑条套固定，同艇锥连接， 呈放射状分布于气囊头部。

艇锥与撑条的功用： 一是在飞行中抵抗由速度产生的头部风压，保持气囊头部的形状；二是类似“牵牛鼻子”似的将飞艇系留在系留杆上。见图9.2。

图9.2 艇锥撑条示意图

尾部装置主要是一个类似艇锥的尾锥，安装在主气囊的尾部，其功用是安装供地面牵拉的尾绳和尾灯。尾部装置也可直接用补片形式粘接于主气囊尾部，在补片上直接系结尾绳。

吊舱是飞艇的主承载平台，通常悬挂在主气囊下部。美国联邦航空局编制的 《飞艇设计准则》把吊舱定义为：“吊舱是连接于或悬挂于气囊下的结构件，用以载运机组人员、乘客、货物、设备或推进系统。”由此看出，吊舱的主要功用是： 搭载乘员、安装各类系统设备、装载燃油和货物与安装动力装置等。驾驶室通常在吊舱的最前方。而无人飞艇则是将驾驶室改为遥控接收的电气舱。图9.3为某型无人遥控飞艇吊舱的示意图。

图9.3 吊舱示意图

飞艇的动力装置，是飞艇成为航空器的重要标志。

飞艇的动力装置通常使用的是螺旋桨活塞发动机，由于飞艇庞大的主气囊在飞行中产生的巨大阻力，飞艇不可能有很高的飞行速度，所以涡桨或喷气发动机一般不适合飞艇。

现代飞艇通常有两台或多台发动机，单台发动机的飞艇已经很少见了。

目前，转向发动机(可改变拉力或推力方向),已成为世界各国飞艇发展的方向。

飞艇的起落架由主、副起落架组成。

主起落架通常是带万向轮的单起落架，与副起落架在同一纵轴线上，成“1” 字形布局，也有万向轮双起落架的，与副起落架构成三点式布局。飞艇正常降落时，都是由主起落架接地，由于飞艇降落时的净重很小， 一般不会大于100kg, 降落时的速度也很小，一般不会大于20km/h, 所以飞艇起落架的强度要求较飞机要小得多。

副起落架一般安装于吊舱前部的下方，其主要作用是在飞艇不正常降落时， 防止艇头触地，起支撑作用。因此，副起落架通常比主起落架要短，在飞艇正常降落时，副起落架是不会接地的。

图9.4为主起落架示意图。

图9.4 主起落架示意图

飞艇尾翼类似于飞机尾翼，由安定面和活动面两部分组成。

飞艇尾翼的安定面，同其他航空器一样，是飞艇保持方向稳定性的重要构件。

飞艇尾翼的活动面，是飞艇改变航向与高度的根本构件，也是飞艇成为航空器的另一个重要标志。

飞艇尾翼通常有四片和三片两种。其安装方式有三种： 一种是“+”形， 一种是“×”形，还有一种是倒 “Y” 形。见图9.5。

图9.5 尾翼安装方式示意图

系留装置是飞艇在库外(或野外)停放时，保证飞艇安全所必需的重要装置。

系留装置由系留杆、系留杆顶部的系留头、系留头上的系留锁组成。飞艇通过钢索牵拉固定在地面上。当飞艇主气囊头部的系留锁销插入系留锁后，系留装置就将飞艇犹如“牵牛鼻子”似的牢牢“拴住”,由于系留头是可360°转动的，此时的飞艇就像一个大型的风向袋，随风转动其朝向。系留杆见图9.6。

图9.6 系留杆

压力系统由氦气和空气两个子系统组成。

1.氦气系统

包括进气和放气两部分。

氦气系统的进气，由安装在主气囊尾部的充气口直接充气。

氦气系统的放气，是通过单个阀门进行的，称之为释压阀门，安装在主气囊下部。

氦气释压阀门的功用是：在主气囊压力超过规定值时自动打开，以避免超压。

包括供气与放气两部分。

空气系统的供气，由电动鼓风机供气。

空气系统的放气，由安装在副气囊下方的空气放气阀门完成，空气放气阀门在主气囊压力超过规定值时自动打开释放空气，以避免主气囊超压。

照明系统的功用主要是保证飞艇的夜间飞行。

为保证夜间飞行，飞艇上通常都安装有：按标准设置的“左红右绿前后白” 的航行灯、频闪防撞灯、着陆灯，以及艇囊内部照明灯等灯光设备。

压舱系统的功用是对飞艇的重量平衡进行控制。

飞艇飞行原理依据的是阿基米德定律和伯努利定律。阿基米德定律反映的是

飞艇填充氦气的静力性能，伯努利定律反映的是飞艇在空气中运动所产生的空气动力性能。

氦气，是飞艇升力的主要来源，氦气对飞艇产生的浮力，习惯上称之为浮升力。

氦气，隋性气体。元素附号：He; 原子序数：2;原子量：4.0026。

氦气的物理特性：无色、无味；聚集性异强(犹如水银聚集一样),在无外力作用情况下不扩散；在充满氦气的环境中，可使人窒息。不携带安全设备不可进入氦气囊。

在标准海平面，大气温度15℃、大气压力为29.92in.Hg(760mm) 状态下， 干燥氦气的比重是0.01054p/ft³(0.1688kg/m³), 是干燥空气(0.07647p/ft³、 1.225kg/m³) 质量的1/7。对于填充飞艇氦气的浮升力计算，它按照美国FAA-P- 8110-2《飞艇设计准则》规定：“在缺乏合理的分析时，对于氦气浮升力，采用 0.0635p/f³(96% 纯度)。”换算为公制1.01696kg/m³。在实际操作中，由于氦气纯度等因素，通常氦气产生的浮升力以1kg/m³ 进行计算。载人飞艇要求充入的氦气纯度不低于99.995%。

3.浮力与高度的关系

一定量的氦气，具备一定量的浮力；与飞艇的飞行高度无关。

由常识可以知道，高度升高，大气密度减小；大气密度减小，又会引起氦气的体积增大，氦气排开空气的量也就增加，那么,是不是氦气的浮力也增大呢? 答案不是。主要原因是因为这时大气的单位质量也减小了。从《国际标准大气表》 看出，高度和温度对大气密度影响的量，通过“相对密度”来表示，也就是通过一定的比例来表示。因此，在标准大气条件下，由于比例一致，氦气总的浮力是不发生变化的。也就是说，高度引起的空气密度变化，对氦气的浮力没有影响。

在实际飞行中，由于温度的变化，氦气的浮力是不断变化的，温度升高，氦气浮力增大；反之，氦气浮力减小，习惯上称之为“氦温差”。

温度每增减1°,氦气体积增减1/273。即氦气温度每增减1°,其浮升力增减3 .66%。

在分析湿度对浮升力的影响时， 一定要澄清一个最容易使人模糊的概念，那就是“水比空气重”。在水的常态(液态)情况下，这句话是永远的真理。但在水的气态(水汽)情况下，就不是这个概念了。所谓空气湿度，是指空气中含有水汽(气态的水)。湿度的大小，是指水汽含量的多少。通常将不含水汽的空气称为 “干空气”,将含有水汽的空气称为“湿空气”。由于干空气的分子量是28.966, 而水汽的分子量是18.016,故干空气分子要比水汽分子重，在相同状况下，干空气的密度也比水汽的密度大，水汽的密度仅为干空气密度的62%左右。因此，湿空气的 “重量”比干空气的“重量”轻。

由阿基米德定律可知，在湿空气条件下，同体积的氦气排开空气所产生的浮力就小。因此，空气湿度越大，氦气的浮升力越小。

飞艇尽管没有机翼，但其庞大的气囊体及其尾翼，在空气中运动时，既有空气动力产生，也产生升力，同时还产生巨大的阻力。分析气囊体和尾翼的空气动力性能，是研究飞艇飞行性能一个不可忽视的方面。

升力系数是计算航空器升力的重要参数。升力系数的取得，主要是通过风洞试验、实际的飞行试验和理论计算取得。

阻力系数是计算航空器阻力的重要参数。阻力系数的取得，主要也是通过风洞试验、实际的飞行试验和理论计算取得。

同飞机极曲线一样，飞艇极曲线反映的也是空气动力与飞艇升力和阻力间的比例关系。

现以某型飞艇的极线为例，如图9.7所示。

由极线看出，飞艇极线与飞机极线不同。飞机极线中，升阻比最大的迎角， 是在通过坐标原点的直线与曲线的切点上。而飞艇极线中，升阻比最大的迎角， 是在0°左右，0°时，虽不产生升力，但阻力最小；1°~3°时迎角增大，升力系数增大的量略大于阻力系数增大的量，即升阻比增大；迎角超过3后，迎角越大，升力系数反而增加不多，可是阻力系数大大增加，即升阻比减小，且减小的速度很快。所以，飞艇最有利的飞行迎角是在0°左右，不超过3°。

C,

图9 . 7 飞艇极线

飞艇依靠地勤组在地面移动(从一处移向另一处)称为牵引。在任何情况下， 常规雪茄状单囊体飞艇的牵引必须是地勤组的集体行为，由组员协调配合完成。 特别是在有风的情况下，能否协调配合更为重要。只有双囊体或三囊体的现代飞艇，在重于空气的条件下，可在执行特殊任务时不需要地勤组，而由飞艇驾驶员独自操纵飞艇进行作业和地面移动。

地面牵引站位如图9.8所示。

艇头拉绳员

9-

艇尾拉绳员

艇头拉绳员

,艇尾拉绳员

图9 . 8 地面牵引站位

库外或野外系留，对飞艇来说是经常性的操作。系留的可靠性涉及飞艇的地面安全，系留操作人员的责任十分重大。

飞艇的进出库是十分重要的环节。由于受到库门附近的紊流或侧风影响，飞艇进出库通常最容易发生事故，主要是艇身碰撞库壁和库门。为此，进出库必须谨慎操作。

飞艇的基本操纵技术，主要包括：起落飞行、轻着陆、复飞、空中悬停等。

起落飞行，通常叫起落航线飞行，是飞艇驾驶中最基本、最重要的驾驶技术。 主要训练驾驶员起飞和降落的驾驶技术。

飞艇的起飞和降落，是由驾驶员和地勤组共同完成的。它既要求驾驶员具有熟练的驾驶技术，又要求地勤组密切配合。地勤组在起飞中的配合，称之为“起飞送艇”,在降落中的配合称之为“着陆接艇”。

下面以某型飞艇为例，介绍起落飞行的基本驾驶技术。

飞艇的起落航线飞行，通常建立右起落航线。通常的起落航线高度为100m, 宽度为500m, 五边长度为700m, 飞行时间5min。

1)起飞前准备

起飞前的准备工作，须有地勤组配合进行。准备工作的基本程序为：称重、 配重、开车、检查各类设备、检查操纵系统、试大车、检查飞艇状态、向副气囊供气。

由地勤组的扶舱员负责，目的是判定飞艇的实际净重。方法是：驾驶员向指挥员发出称重手势，指挥员向扶舱员发出称重信号，扶舱员得到称重信号后，将飞艇抬起，然后松手，观察飞艇是下沉还是上飘。如是下沉，说明飞艇有正净重， 上飘则说明飞艇有负净重。此时，扶舱员要使用压舱物(通常是砂袋)的减或增， 调整飞艇处于不沉不飘状态，即零净重状态。

由驾驶员负责计算，由扶舱员来实施。驾驶员应根据当时的大气温度、预计的飞行时间，计算此次起飞应带的净重，然后给出加配净重的手势。扶舱员按驾驶员指令加配压舱物(砂袋)。

即启动发动机。驾驶员按开车检查清单要求，做完相关检查、打开相关开关， 并确保检查及开关无误后，即可向地面指挥员发出“请求开车”手势，得到指挥员“可以开车”信号后，向指挥员发出“启动右发”的手势，得到指挥员“可以启动右发”的信号后，进行右发动机的启动。右发启动好后，发出“启动左发” 的手势，得到指挥员“可以启动左发”的信号后，启动左发动机。

●检查各类设备

在双发全部启动后，驾驶员应将诸如航行仪表、导航设备、无线电(夜航时的夜航设备)等的各类开关打开，并检查其是否正常。

●检查操纵系统

操纵系统的检查，须有地勤组配合进行。基本操作要求如下：

由驾驶员向指挥员发出“检查舵面”的手势，指挥员发出“可以检查舵面” 的信号后，空、地勤配合进行检查。

● 试大车

驾驶员通常先试右发，后试左发。由驾驶员向指挥员发出“右(左)发试大车”手势，指挥员在得到驾驶员请求后，即指令地勤组扶舱员“稳住飞艇”, 然后向驾驶员发出“可以试大车”的信号，驾驶员即可柔和一致地将右(左) 发动机的油门操纵杆前推至最大功率，观察发动机无振动后，收回油门杆至怠速状态。

注意：地面试车时，扶吊舱人员不要靠近螺旋桨。所有人员不得站在螺旋桨侧方。

●检查飞艇状态

飞艇在自然情况下的俯仰姿态应为0或+1°。

● 向副气囊供气

压力系统所有阀门应在自动位置，且向副气囊供气。

完成上述检查后，驾驶员在确信操纵系统和发动机这两大主要部件安全可靠后，即可向指挥员发出“请求起飞”手势，指挥员在观察并指挥飞艇确保艇头迎风后，即可发出“可以起飞”信号。在指挥员发出“可以起飞”信号后，空、地勤同时实施起飞的一系列动作。

驾驶员：将舵面操纵杆向后拉至最大位置，使升降舵偏转至最大，目的是尽量多地获取发动机滑流对升降舵的作用力，使飞艇极早地形成仰角。同时目视前方，余光观察地勤组扶舱员的动作。

扶舱员：按指挥员信号指示，将吊舱抬起，至胸部高度后，用力向上推。

驾驶员：在扶舱员将飞艇向上抬起使之离地的瞬间，柔和一致地快速将油门推至最大位置。

此时，飞艇会迅速地形成仰角，并向前上方运动。扶舱员此时应随飞艇运动， 一边向前行进， 一边继续上推飞艇(注意：是“推”,不是“抓”),直至飞艇离开双手后迅速向侧前方脱离。驾驶员目视飞艇，当飞艇上升到一定高度后，开始回杆至中立位置，保持上升角，至15m 高度，飞艇的起飞动作完成。

3)上升

当飞艇起飞上升至15m 高度后，收油门至额定功率(即持续最大功率为 2550RPM), 继续保持上升角上升，并注意上升方向。观察主气囊压力，适时调整副气囊的进气。当上升至100m 高度时，收油门至平飞功率，为2100RPM, 同时推杆进入平飞，此时飞行速度保持在50km/h。

4)建立起落航线

在高度100m平飞后，即可进行一转弯(平飞转弯)。视风向风速情况，适时向指挥员报告并进入二转弯(平飞转弯)。进入三边飞行后，驾驶员的主要精力是观察航线宽度、调整重心、判断进入三转弯时机，原则上三边宽度在500m, 当飞艇和降落点的连线与第五边成54°角时，向指挥员报告并进入三转弯(平飞转弯)。 退出三转弯，收油门至1500RPM, 开始减速，同时打开电动鼓风机向副气囊供气， 保持气囊压力。

5)四转弯与第五边下滑

当飞艇和降落点连线与第五边成18°角时，进入四转弯，退出四转弯的高度为 100m。此时飞艇距降落点的距离为700m, 下滑角为8°。退出四转弯后，减油门至 1200RPM, 保持速度20km/h, 下降率为1m/s, 对准下滑点下滑，下滑点原则掌握在地勤组V 字形开口前10m 左右。驾驶员在第五边的主要精力是保持下滑方向， 并根据风的情况，适时调整油门和下降率，以保持下滑角。

6)拉平着陆

在高度15m 左右时，收光油门，以减速至15km/h 以下。在高度为5m时拉平， 使飞艇退出下滑。此时，艇绳已经接地，地勤组应迅速接艇。当看到地勤组已经拉到艇绳时，驾驶员应随即关闭发动机。

注意：在地勤组没有拉到艇绳时，不得关闭发动机，应随时做好地勤组拉不到艇绳时加油门复飞的准备。

7)关于着陆位置

通常在训练时， 一般时间不长，风向变化不大，所以起飞位置也就是降落位置。但有时风向变化快，起飞后，就需要变换降落位置。此时，地面指挥员就要及时选择好降落位置，并及时通知驾驶员。

8)关于着陆接艇

地面指挥根据当时的风向、风速及净空条件选择最佳着陆位置。

地勤组以地面指挥为首成“人”字形朝飞艇来向排开，其基本队形如图9.9 所示。

30m30m备用人员品扶舱员60°飞艇着陆地带艇头拉绳员品8

图9 . 9 接艇站位图

当飞艇下滑至着陆地带，艇头绳即将接地时，地面指挥发出“接艇”口令。 拉绳员迅速上前拉绳，同时扶舱员上前接住吊舱，所有人员一面要努力使飞艇减速，一面要随飞艇的惯性速度向前跑动，直至飞艇停下。

注意一：此时拉绳员拉住飞艇使其减速的同时更要保证飞艇迎风，切记不是向下拽绳(易造成艇头触地或吊舱前部接地)而是向后拉绳，并随飞艇减速后逐渐保持90°。

注意二：如飞艇轻着陆，往往着陆速度较大，驾驶员一收油门，飞艇即会上飘， 此时需地勤组使劲拉住， 防止飘起。

当飞艇无法正常着陆需复飞时，地面指挥发出信号，地勤组全体人员随艇跑动，直至飞艇安全爬升至15m越障高度后停下。

9)起落航线飞行基本程序

图9.10为某型飞艇的起落航线飞行基本程序。

700m700m1000m1000m二边飞5°进入二转弯50km/h 50km/h平飞转弯平飞转弯同时进入一转弯收油门2100RPM 高度100m 改平飞上升率5m/s高度15m 收油门额定功率上升全功率起飞高度5m拉平高度15m 收光油门根据风速调整油门18°检查调整下滑角和下滑方向以1.0m/s下降退出高度100m收油门1200RPM 减速至20km/h四转弯时机54° 检查宽度调整重心退出二转弯计时1分钟12 秒为三转弯时机50km/h平飞转弯50km/h平飞转弯航线宽度500m三转弯时机飞行5s

图9 . 10 某型飞艇的起落航线飞行基本程序

轻着陆指的是飞艇的净重为负值时，即整艇重力小于浮力时的着陆。

由于续航时间长，消耗燃油量大，起飞时的净重往往被抵消，形成负净重。 这是飞艇飞行中经常发生的事。因此，轻着陆是飞艇驾驶员的基本驾驶技术之一。

随着飞艇技术的发展，利用动力转向(矢量控制)来克服轻着陆的难题，已经成为飞艇发展的必然趋势。本节介绍的是在没有动力转向或动力转向不足时的轻着陆技术。

1)轻着陆的特点

●利用气动力控制俯仰

在负净重时，浮力使飞艇产生上飘力。驾驶员必须操纵飞艇使其产生负升力， 克服上飘力，且必须使负升力大于上飘力，飞艇方可进入下滑着陆状态。

驾驶员通过操纵尾翼的升降舵使飞艇进入下滑状态，而升降舵起作用的前提条件是飞艇需要速度。速度来自于油门，因此轻着陆必定是要带油门着陆。

驾驶员控制油门使飞艇产生速度。但如果油门过大会造成速度太大，则飞艇着陆后地勤人员无法接艇，给着陆的安全带来极大危险；利用大速度方法进行轻着陆，只是轻着陆的一种方法。未经特殊训练须谨慎操作。

如果油门过小，带来速度小，升降舵面产生不了足够的气动力，无法克服负净重产生的上飘力，飞艇无法下降，也就无法着陆。

即便油门合适，速度合适，飞艇能进人下滑状态，但升降舵已经达到极限偏转角，如某型飞艇升降舵偏转极限是±25°。此时如果要再增加下降率，舵面已经没有操纵余地，依然无法操纵飞艇正常着陆。

●利用副气囊调整飞艇俯仰

飞艇双副气囊的作用可以提高俯仰操纵性能。驾驶员通过向前副气囊增加空气容量，同时减小后副气囊空气容量，利用空气的重量变化，使飞艇产生一个下俯力矩。当副气囊产生的下俯力矩克服大部分的上飘力，使飞艇处在合适的油门、 合适的速度时，能给升降舵面留出更多的操纵余地。飞艇在此状况下着陆时出现 “翘尾巴”的现象。

2)轻着陆的操纵要领

依据轻着陆的特点，操纵可有的放矢。

●在准备降落阶段，将飞行速度调整至下滑速度，然后调整前后副气囊的空气容量。调整的基本要求是：升降舵面的偏转角基本处在0°附近，能保持飞艇基本处于平飞状态。此阶段的调整十分关键，关系到轻着陆的成败，务必做到：不调整好不着陆。

●以正常心态、正常速度、正常操纵进行着陆。

正常心态：此时，飞艇下俯角大，特别是大负净重时，下俯角很大。心态放松，不必担心。万一有情况， 一收油门，飞艇就会飘起来，而且是越轻，飘得越快。

正常速度：就是保持平时正净重时的速度，无须大速度。

正常操纵：因为此时的升降舵面有足够的操纵余地，即便速度偏小，也只是反应的快慢而已，不必担心操纵不了。

3)轻着陆的地勤组配合

· 飞艇轻着陆时，地勤组正常接艇。但必须有充足的思想准备和足够的人力准备，接艇后，在保证飞艇迎风的前提下，务必全力防止飞艇可能带人飘起，其唯一方法就是增加拉艇的人力。

· 一旦发生带人飘起，被带人在飘起3m 时，必须松手跳下。

复飞是指飞艇进入着陆阶段后，由于某种原因，造成不能着陆，驾驶员必须重新加油门，操纵飞艇再次飞起。飞艇复飞的基本要领：

1)正常复飞(指静态重量在0~30kg内 )

●复飞高度不低于5m;

●带杆至最大舵偏角，改出下滑；

· 同时关闭前副气囊进气开关，打开后副气囊进气开关；

· 关闭电动鼓风机；

●在飞艇改出下滑时，柔和一致地加油门至最大连续功率；

●复飞至越障高度后，同正常起飞操纵。

2)净重复飞(指静态重量在30kg或以上)

复飞高度控制在10m 以上，其他操纵同正常复飞。

注意：在飞艇尚处于下俯状态时，不得加油门，否则将加速下沉。

3)轻复飞(指静态重量为负值时)

●飞艇在轻态时，可以在任意高度复飞；

●收油门，同时拉杆，飞艇即可上飘；

●关闭前副气囊进气开关，关闭电动鼓风机；

●当飞艇飘起5m 后，柔和一致地加油门至巡航功率；

●爬升至越障高度后，同正常起飞操纵。

注意：净轻着陆时复飞，不要急于加油门，收油门飞艇自己会上飘。

1)空中悬停的概念

飞艇的空中悬停，是指飞艇相对于地面的停止运动。受空气的流动和扰动影

响，飞艇的悬停是在驾驶员不停的修正中达到相对的不动。

2)空中悬停的条件

飞艇空中悬停是有条件的。不具备条件时，飞艇是不能悬停的。飞艇悬停的条件是：

●必须有一定的空中风。由于发动机即使在怠速状态下，也还是有一定的推力，在静风条件下飞艇是要向前运动的。只有在有一定的空中风作用时才有可能做空中悬停。

●必须是逆风飞行，即悬停时飞艇的艇头方向必须是向着空中风的来向，否则无法悬停。

●必须在净重基本为“0”或通过副气囊调节飞艇俯仰接近平衡的条件下，才能保持基本的定高悬停，如正净重过大，则要掉高度；如负净重过大，则要上升高度。

●通过发动机矢量推力的办法来悬停。

3)空中悬停的操纵

●要悬停在设定点的上空，必须要从设定点的下风头，以小速度迎风飞行， 在到达设定点前30~50m 时收油门至发动机怠速状态，使飞艇利用余速到达设定点上空。

●依据悬停的实际情况，驾驶员要不停地调整油门，即改变发动机功率，使发动机功率推动飞艇前进的力正好与空中风推动飞艇向后的力平衡，以达到悬停的目的。

●对空中风的影响，驾驶员要早发现早修正，防止偏离过大再修正。

●悬停中，由于空中风的大小不同，操纵飞艇的动作量差别较大。空中风小时，由于相对速度小，舵面的效应差，动作量要大；反之，动作量就小。

●在净重较大时悬停，飞艇要掉高度，驾驶员要注意掉高度的下限；临近高度下限时，必须加油门将飞艇拉起，重新进入，计划好悬停点，以确保飞行安全。

《无人机飞行手册》 (AFM) 是无人机制造商编写而由局方批准的文档。它特定于无人机的型号和注册序号，包含操作程序和限制。无人机驾驶员在作业中必须遵守相应的《无人机飞行手册》,标记、标牌中指定的操作限制。《无人机飞行手册》按照局方授权的行业协会所制定的《无人机飞行手册编写规范》标准格式编写(参见附录)。

无人机制造商也可编写操作细节更加详细的《无人机驾驶员操作手册》 (POH), 其中应包含局方批准的《无人机飞行手册》信息，并提交局方备案。如果以《无人机驾驶员操作手册》作为主要参考，那么相关段落要声明由局方批准可代替《无人机飞行手册》。

《无人机所有者/信息手册》也是由无人机制造商编写的文档，包含关于无人机制造和型号方面的一般信息。《无人机所有者/信息手册》不经过局方批准，也不特定于具体注册号的飞机。这个手册提供飞机运行有关的一般信息，不保持内容最新，所以不能代替《无人机飞行手册》或者《无人机驾驶员操作手册》。

《无人机飞行手册》包括以下内容：

● 概述；

●正常程序；

●应急程序；

● 性能；

● 限制；

●重量和配平/载荷清单；

●系统描述；

●运行、保养和维护；

● 附录；

●安全提示。

虽然相同制造商和相同型号的无人机的AFM/POH 看起来相似，但是每个手册都是特定的，因为手册包含具体无人机的详细信息，例如安装的装置和重量/平衡信息。因此要求制造商把序号和注册信息标注在手册封一，以识别手册所属的无人机。如果一本手册没有具体无人机的注册和序号，那么这个手册就被限制在只能用于一般的学习用途上。

大多数制造商会给手册制定一个目录，它按整个手册的章节号和标题顺序排列。通常每一章节也包含自己的目录。页码反映章节和它所在的页。如果手册以活页形式出版，通常用包含章节号或者标题或者同时包含章节和标题的分隔卷标来标记。紧急程序部分可能使用红色卷标，以便快速辨认和参考。

概述部分提供基本的飞行器(包括动力装置)、控制站和通信链路描述信息。 如，带尺寸信息的飞行器三视图、动力装置类型、控制站显示系统类型、控制站操纵系统类型、通信链路频率、最大起飞重量、巡航速度等。本章为快速熟悉无人机提供参考。

概述一章的最后段落包含定义、缩写、符号的解释和手册中用到的一些术语。 也可以包含一些公英制和其他换算表格。

这部分以正常运行的空速列表开始。后续部分可能包含几个检查单，它们可能包括：

●起飞前飞行器检查单；

●起飞前控制站检查单；

●起飞前通信链路检查单；

●起动发动机检查单；

●滑行检查单；

●起飞检查单；

●爬升检查单；

●巡航检查单；

●任务设备检查单；

●下降检查单；

●着陆前检查单；

●复飞检查单；

●着陆后检查单；

●飞行后检查单。

详细程序部分根据检查单提供不同程度的更多详细信息。为避免遗漏重要步骤，要永远使用正确的检查单。 一贯坚持使用批准的检查单是纪律性强的称职的无人机驾驶员的标志。

为处置应急程序部分中的不同类型的紧急和危急情况，应建立简洁的和可操作的应急检查单，用以描述建议的操作和空速。

需要处置的危急情况可能包括：

●动力装置故障；

●起落架故障；

· 飞控系统故障；

● 舵面故障；

● 电气系统故障；

●控制站操纵系统故障；

●下行通信链路故障。

需要处置的紧急情况可能包括：

●导航系统故障；

· 上行通信链路故障；

●控制站显示系统故障；

●任务设备故障。

需要执行的应急程序可能包括：

●动力装置重启操作；

●备份系统切换操作；

●迫降操作。

制造商可能首先按照操纵动作的顺序以简写形式来给出应急检查单。含有详细说明的检查单提供了关于简写检查单之后的程序的额外信息。为应对紧急情况应有所准备，要牢记立即执行的动作项目，完成后要参考对应的检查单。

制造商可能会编制一个可称为“不正常程序”的操作建议。这部分描述在本质上不被看作是应急情况的建议故障处理程序。

性能部分包含无人机认证规章要求的所有信息，以及制造商认为可以增强驾驶员安全操纵无人机能力的任何额外性能信息。性能图表、表格和曲线图的格式是不同的，但是都包含相同的基本信息。在大多数飞行手册中可以看到的一些性能信息的例子，包括以下内容：

●不同高度、重量条件下的失速速度表格；

●不同组合条件下的俯仰角曲线图或表格；

●用于确定起飞和爬升性能、巡航性能、着陆性能的数据。 在使用图表、表格和曲线图之前应接受培训，以便熟练掌握。 性能信息示例如图10.1所示。

图10.1 性能信息示例

限制部分只包含那些规章要求的与航空器平台、动力装置、控制站和通信链路设备运行所必需的限制。它包括操作限制、仪表标记、色标和基本的张贴牌。 一些限制范围包括空速、发动机、重量和载荷分布，以及飞行本身。

空速限制通过色标显示在控制站软件中的空速指示器上，或者显示在控制站其他位置的标牌和图表上。空速限制如图10.2所示。

图10.2 空速限制

在典型的空速指示器上，红线表示超出这个空速限制会发生结构性损坏。这个速度称为永不超过速度 (vne)。 黄色弧线表示最大结构性巡航速度 (vno) 和永不超过速度 (vne) 之间的范围。在黄色弧线范围运行的无人机只能在平稳空气中飞行。绿色弧线表示正常速度范围，上限是最大结构巡航速度，下限是起落架和襟翼都收起 (vsi) 的最大重量失速速度。襟翼操作范围用白色弧线表示，它的上限为最大襟翼伸出速度 (vfe), 下限为起落架和襟翼都处于着陆设定时的失速速度 (vso)。

动力装置限制描述了无人机的燃油发动机或者电动机的运行限制。它通过色标仪表插件或数字显示在控制站软件中的油门指示器上，或者显示在控制站其他位置的标牌和图表上。这些限制包括起飞油门位置(如115%)、最大连续油门位

置(如100%)和最大正常运行油门位置(如50%~90%)。可以包含在这个方面的项目还有最小和最大润滑油、燃油压力，润滑油和燃油等级以及螺旋桨运行限制等。

动力装置限制如图10.3所示。

RPN

第.100

035MCU附

图10.3 动力装置限制

在所有使用活塞式发动机的无人机上，建议在控制站显示系统中为每台发动机配备转速指示器，以进行转速限制的判断。

重量和载荷分布方面包括无人机最大认证重量和重心 (CG) 范围。平衡计算中用到的参考数据源(如前、后轮重量)也包含在这部分内容里。重量和平衡计算不在这部分，而是在《无人机飞行手册》或者《飞行员操作手册》的重量和配平部分。

此部分列出了无人机在各种条件下飞行的边界条件。例如：

●降落或回收的限制；

●飞行载荷因子限制；

●允许的机动；

●禁止的机动。

大多数有人机会在机内的显著位置安装一个或多个包含直接关系到飞机安全运行信息的标牌。它们复制了手册的限制部分或者根据适航指示表明某些信息。

而在无人机系统的运行中会将此类标牌安装于飞行器、地面站、通信链路和其他辅助设备的显著位置。标牌如图10.4所示。

图10.4 标牌

重量和配平/载荷清单部分包含局方要求的用于计算无人机的重量和配平的所有信息。

制造商还会在这部分加上一些示例性的有关载荷安装的说明。

系统描述部分是制造商为了驾驶员理解系统如何运行而详细描述系统的部分。

运行、保养和维护部分描述了由制造商和相关法规建议的对无人机系统的维护和检查。

这部分也描述了可以由认证的驾驶员完成的预防性维护，以及制造商建议的地面处理程序。

附录部分描述了当无人机系统安装或搭载了不在标准配备范围之内的多种可选系统和载荷时如何安全高效地操作飞机所必需的相关信息。这些信息中的某些内容可能由制造商提供，或者由可选装备制造商提供。当安装了该装备时，相关的信息就要加入到飞行手册中。

安全提示部分是一个可选部分，包含增强无人机安全运行的评论信息。如， 一般天气信息、燃油节约程序、高海拔运行、寒冷气候运行。

一架无人机在合法飞行之前，必须由局方进行国籍登记，这等同于注册。飞机的国籍登记文件颁发给飞机所有者以作为证明，必须随时随机携带。

无人机国籍登记文件如图10.5所示。

二 S 材附 n"ee

T " 配 7 品器品耀

n5

ek i

R

h

rr y)

MAp

5y nn

nN 49286

□ n * 单

,4

1I19

9

.

sri

4

o P9

Aih

图10.5 无人机国籍登记文件

经销商无人机国籍登记文件是国籍登记文件的另一种形式，但是仅对制造商要求的飞行测试或者经销商/制造商销售无人机所必需的飞行有效。当无人机售出后经销商必须撤下该文件。

在飞机经检查后，满足局方的要求，且处于安全运行状态，局方的代表就可以给其颁发一份无人机特许适航文件。无人机特许适航文件必须随无人机系统携带。无人机特许适航文件要随无人机一起转让，除非无人机是卖给国外购买人的。

无人机特许适航文件如图10.6所示。

图10.6 无人机特许适航文件

维护被定义为无人机的保管、检查、大修和维修，包括部件的替换。一架被正确维护的无人机是一架安全的飞机。另外，正规的和正确的维护能够确保无人机在它的运行寿命期满足可接受的适航标准。

不同类型的无人机维护要求不同，经验表明，无人机每飞行20小时或者更少

就需要某种类型的预防性维护，至少每50小时进行较小的维护。这也受运行类型、

气候条件、保管设施、机龄和无人机结构的影响。制造商提供维护无人机时应该使用的维护手册、部件目录和其他服务信息。

局方把处于适航条件的无人机的维护的主要责任寄予所有者和运营者。必须对无人机执行可靠的检查，所有者在任何故障校正需要的检查期间必须维持无人机的适航性。

局方要求所有的民用无人机按照特定的时间间隔来确定总体运行状态。间隔

时间依赖于无人机所属的运行类型。如， 一些无人机每12个月至少需要一次检查， 而其他无人机要求的检查间隔是每运行100小时检查一次。在某些情况下，可能按照一个检查制度来检查无人机，这个检查制度是为了对无人机进行完全的检查而建立的，可以基于日历时间、服务时间、系统运行次数或者这些条件的组合。

所有检查都应该遵守制造商的最新维护手册，包括检查间隔、部件替换和适用于无人机的寿命有限条款这些连续适航性的说明。

民用无人机系统要求至少一年检查一次。检查应该由认证的持有检查授权的人员来执行，或者由制造商检查，或者由认证和正确评估的维修站执行。除非年度检查已经在之前的12个月完成，否则无人机将不能运行。12个日历月的期限为从一个月的任何一天到下一年相同月份的最后一天。

飞行前检查是一个彻底的和系统的检查方法，通过此项检查，无人机驾驶员可以确定无人机是否适航和处于安全运行状态。在《无人机飞行手册》和《无人机所有者/信息手册》中应包含相关章节专门介绍执行一次飞行前检查的系统的方法。

预防性维护是简单的或者次要的维护操作和小的标准零件或设备的替换，不涉及复杂的操作。认证的驾驶员，可以对他们拥有的或者运行的任何飞机执行预防性维护。

修理和更换被分为重要的和次要的两个级别。局方相关文件描述了被认为是重要的修理和更换。重要的修理和更换应该由局方评级的认证修理站、持有检查授权的局方认证人员，或者在局方的代表批准后执行。

一架无人机注册的所有者或者运营人对诸如下列事项负责：

●保持无人机有最新的特许适航文件和国籍登记文件；

●确保无人机处于适航状态，包括遵守所有适用的适航指令；

●确保维修被正确地记录；

●与最新的涉及无人机运行维护的规章保持同步；

●永久邮寄地址的任何变更、无人机的销售和出口、注册飞机的资格的丢失等事项都要立即通知局方注册处；

●无人机系统无线电资源的使用需要持有局方无线电管理部门的许可证。

附录 《无人机飞行手册编写规范》

i. 封面

XxX 型无人机飞行手册

1号黑体加粗，居中

共页 4号宋体，居中

3号黑体加粗，居中

4号宋体，居中

ii. 目录

.

iii . 正文

iv. 附录

正文编写规则适用于此部分。