多旋翼无人机技术基础课件2
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文档多旋翼无人机技术基础PPT学习教案
文档多旋翼无人机技术基础
会计学
1
多旋翼无人机结构动力学
目的
多旋翼无人机结构动力学的目的就是研究关于多旋翼无
人机结构动力系统振动固有特性，它在外激励作用下产生
动响应的基本理论和分析方法，以使多旋翼无人机结构具
有优良的动力学特性。根据多旋翼无人机结构动力系统输
入、输出与系统特性三者之间的关系，可归纳为三类问题。
与系统本身的物理性质（弹性和惯性）有关，故称为系统
的固有频率。
（2）刚度相同的两个单自由度系统，其固有频率随质量的增
大而减小；质量相同的两个系统，其固有频率随系统刚度
的增大而增大。
（3）系统的初始条件对系统固有频率没有影响，而振幅X与初
相位φ均由初始条件决定。振幅和初相位都决定于初始条件，
这是自由振动的共同特性。
M pj
I pj
) 2
式中lpj、Mpj、Ipj分别为挥舞铰外伸量、绕挥舞铰的质量静矩及惯矩。
R l pj
mxdx
M pj
0
R l pj
I pj
mx
2
dx
0
当挥舞铰外伸量lpj=0时（中心铰），如翘翘板式旋翼，ωβ0=1Ω。当挥舞铰
外伸量lpj>0时，由于构造上的限制，挥舞铰外伸量不可能太大，即使是
频率，表示频率f的2π倍，单位为弧度/秒(rad/s)；T=1/f为周
期
ω0=2πf=2π/T
第12页/共50页
简谐振动复数表示方法
根据复数的矢量表示法，在复平面上的一个复数Z代表该复平面(Re，
Im)上的一个矢量，如图矢量0P所示。图中Re表示实轴，Im表示虚轴，
矢量的模就是复数Z的模A，其位置由复角θ确定。如果矢量0P绕0点以等
会计学
1
多旋翼无人机结构动力学
目的
多旋翼无人机结构动力学的目的就是研究关于多旋翼无
人机结构动力系统振动固有特性，它在外激励作用下产生
动响应的基本理论和分析方法，以使多旋翼无人机结构具
有优良的动力学特性。根据多旋翼无人机结构动力系统输
入、输出与系统特性三者之间的关系，可归纳为三类问题。
与系统本身的物理性质（弹性和惯性）有关，故称为系统
的固有频率。
（2）刚度相同的两个单自由度系统，其固有频率随质量的增
大而减小；质量相同的两个系统，其固有频率随系统刚度
的增大而增大。
（3）系统的初始条件对系统固有频率没有影响，而振幅X与初
相位φ均由初始条件决定。振幅和初相位都决定于初始条件，
这是自由振动的共同特性。
M pj
I pj
) 2
式中lpj、Mpj、Ipj分别为挥舞铰外伸量、绕挥舞铰的质量静矩及惯矩。
R l pj
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M pj
0
R l pj
I pj
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2
dx
0
当挥舞铰外伸量lpj=0时（中心铰），如翘翘板式旋翼，ωβ0=1Ω。当挥舞铰
外伸量lpj>0时，由于构造上的限制，挥舞铰外伸量不可能太大，即使是
频率，表示频率f的2π倍，单位为弧度/秒(rad/s)；T=1/f为周
期
ω0=2πf=2π/T
第12页/共50页
简谐振动复数表示方法
根据复数的矢量表示法，在复平面上的一个复数Z代表该复平面(Re，
Im)上的一个矢量，如图矢量0P所示。图中Re表示实轴，Im表示虚轴，
矢量的模就是复数Z的模A，其位置由复角θ确定。如果矢量0P绕0点以等
无人机技术基础与技能训练课件：无人机飞行训练
5.通道1是控制副翼舵的，把摇杆推动最大值到最小值最后放在中间 值不动。
5
无人机飞行训练 多旋翼无人机模拟飞行训练
6.不要动遥控器的摇杆，继续点击Skip。 7. 点击完成，如图。这一步完成后，遥控器的校准已经完成。
6
无人机飞行训练 多旋翼无人机模拟飞行训练
多旋翼无人机模拟软件使用 （1）选多旋翼模型 （2）设设置风速风向等值 （3）设置各通道的控制功能 （4）设置好后，开始飞行
固定翼无人机模拟软件使用 （1）选择固定翼模型 （2）设置风速 （3）设置通道 （4）模拟飞行 设置好后，开始飞行。
17
无人机飞行训练
固定翼无人机模拟飞行训练
固定翼无人机模拟飞行基本动作 （1）起飞 要求:选择适当的位置，配合速度使用升降舵沿45度方向向上爬升； 起飞角度不宜过大，也不宜过小。 （2）降落 要求:操控者转动头部来看着飞机从而操控飞机降落；降落滑行的接 触地面应在操控者的前方，再从这一点进入滑行状态； （3）矩形航线 要求:进入矩形航线的第一边直线要与跑道中心线平行；转弯角度为 90度且要平和转弯；矩形航线四边等高，飞行方向不变化。 （4）水平8字 要求：确定8字航线起始航点；从起始航点开始直线飞行至8字航线一 端转弯点开始飞行。
18
无人机飞行训练 固定翼无人机场外飞行训练
起飞/降落 方法：起飞时无人机逆风从起飞线开始柔和地加速直线滑跑，柔和离 地，小角度爬升至一定安全高度后再进行后续的巡航动作飞行。 要求：起飞前一定要确认风向，应正向逆风起飞；降落时也要正向逆 风降落。
19
无人机飞行训练 固定翼无人机场外飞行训练
矩形航线 方法：逆风飞行进入跑道上空，等高矩形航线第一边，然后分别在相 应位置作90度转弯，完成1个封闭的水平矩形航线。 要求：第一边直线要与跑道轴线平行；90度转弯时要保持柔和；矩形 航线4边同等高度，每边飞行要保持直线。
5
无人机飞行训练 多旋翼无人机模拟飞行训练
6.不要动遥控器的摇杆，继续点击Skip。 7. 点击完成，如图。这一步完成后，遥控器的校准已经完成。
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无人机飞行训练 多旋翼无人机模拟飞行训练
多旋翼无人机模拟软件使用 （1）选多旋翼模型 （2）设设置风速风向等值 （3）设置各通道的控制功能 （4）设置好后，开始飞行
固定翼无人机模拟软件使用 （1）选择固定翼模型 （2）设置风速 （3）设置通道 （4）模拟飞行 设置好后，开始飞行。
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无人机飞行训练
固定翼无人机模拟飞行训练
固定翼无人机模拟飞行基本动作 （1）起飞 要求:选择适当的位置，配合速度使用升降舵沿45度方向向上爬升； 起飞角度不宜过大，也不宜过小。 （2）降落 要求:操控者转动头部来看着飞机从而操控飞机降落；降落滑行的接 触地面应在操控者的前方，再从这一点进入滑行状态； （3）矩形航线 要求:进入矩形航线的第一边直线要与跑道中心线平行；转弯角度为 90度且要平和转弯；矩形航线四边等高，飞行方向不变化。 （4）水平8字 要求：确定8字航线起始航点；从起始航点开始直线飞行至8字航线一 端转弯点开始飞行。
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无人机飞行训练 固定翼无人机场外飞行训练
起飞/降落 方法：起飞时无人机逆风从起飞线开始柔和地加速直线滑跑，柔和离 地，小角度爬升至一定安全高度后再进行后续的巡航动作飞行。 要求：起飞前一定要确认风向，应正向逆风起飞；降落时也要正向逆 风降落。
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无人机飞行训练 固定翼无人机场外飞行训练
矩形航线 方法：逆风飞行进入跑道上空，等高矩形航线第一边，然后分别在相 应位置作90度转弯，完成1个封闭的水平矩形航线。 要求：第一边直线要与跑道轴线平行；90度转弯时要保持柔和；矩形 航线4边同等高度，每边飞行要保持直线。
旋翼无人机教学-ppT
（1）.结构区别：共轴式直升机与单旋翼带尾桨式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。
（2）.结构特点： 共轴式直升机一般采用双垂尾以增加直升机的航向
操纵和稳定性。
★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震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
4.共轴双旋翼的平飞气动性与单旋翼的不同
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、中低速飞行时需要功率小于单旋翼直升机，随着速 度增加需要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。
b.按结构形式分类：
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 无人直升机以及进年来发展的多轴无人飞行器。
一.单旋翼带尾桨式无人直升机
1.认识 2.尾桨作用 3.单旋翼带尾桨式无人直升机的优缺点 4.旋翼的布局和工作参数选择 （1）旋翼的旋转方向 （2）从气动特性来的差异 5.尾桨的形式与布局 （1）尾桨的安装位置与旋转方向 （2）推式尾桨与拉式尾桨
二.共轴无人直升机
1.认识：共轴双旋翼直升机具有绕统一理论轴线一正一反旋转的上下两
幅旋翼，由于转向相ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ，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
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。
（2）.结构特点： 共轴式直升机一般采用双垂尾以增加直升机的航向
操纵和稳定性。
★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震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
4.共轴双旋翼的平飞气动性与单旋翼的不同
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、中低速飞行时需要功率小于单旋翼直升机，随着速 度增加需要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。
b.按结构形式分类：
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 无人直升机以及进年来发展的多轴无人飞行器。
一.单旋翼带尾桨式无人直升机
1.认识 2.尾桨作用 3.单旋翼带尾桨式无人直升机的优缺点 4.旋翼的布局和工作参数选择 （1）旋翼的旋转方向 （2）从气动特性来的差异 5.尾桨的形式与布局 （1）尾桨的安装位置与旋转方向 （2）推式尾桨与拉式尾桨
二.共轴无人直升机
1.认识：共轴双旋翼直升机具有绕统一理论轴线一正一反旋转的上下两
幅旋翼，由于转向相ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ，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
无人机植保技术2 多旋翼植保无人机工作原理
多旋翼植保无人机工作原理
多旋翼植保无人机是由多组动力系统组成的飞行平台，常见的有四旋翼、八旋翼、十六旋翼等，甚至由更多旋翼组成。
电动多旋翼无人机是由无刷电机驱动螺旋桨组成单组旋翼动力系统，由惯导系统、飞控系统、导航系统、电子调速器组成控制驱动部分。
多旋翼植保无人机飞行中前进、后退、横移、转向、升高、降低主要是依靠调整桨叶的转速实施各种动作，特点是相邻的两个桨叶旋转方向是相反的，所以它们之间的风场是有相互干扰的，也会造成一定的风场紊乱。
多旋翼无人机基础知识二
多旋翼无人机的组成1.光流定位系统光流（optic flow），从本质上说，就是我们在三维空间中视觉感应可以感觉到的运动模式，即光线的流动。
例如，当我们坐在车上的时候往窗外观看，可以看到外面的物体，树木，房屋不断的后退运动，这种运动模式是物体表面在一个视角下由视觉感应器（人眼或者摄像头等）感应到的物体与背景之间的相对位移。
光流系统不但可以提供物体相对的位移速度，还可以提供一定的角度信息。
而相对位移的速度信息可以通过积分获得相对位置信息2. 全球卫星导航系统GPS系统是美国从上世纪70年代开始研制并组建的卫星系统，可以利用导航卫星进行目标的测距和测速，具备在全球任何位置进行实时的三维导航定位的能力，是目前应用最广泛的精密导航定位系统北斗系统是中国为了实现区域及全球卫星导航定位系统的自主权与主导地位而建设的一套卫星定位系统，用于航空航天、交通运输、资源勘探、安防监管等导航定位服务。
北斗系统采用5颗静止同步轨道卫星和30颗非同步轨道卫星组成，是中国独立自主研制建设的新一代卫星导航系统。
GLONASS是俄罗斯在前苏联时期建立的卫星定位系统，但由于缺乏资金维护，目前系统的可用卫星从最初的24颗卫星减少到2015年的17颗可用在轨卫星，导致系统的可用性和定位精度逐步的下降。
欧盟的伽利略导航卫星系统是由欧洲自主、独立的民用全球卫星导航系统，不过目前为止该系统还只是计划方案，计划总共包含27颗工作卫星，3颗为候补卫星，此外还包含2个地面控制中心，但由于该计划由欧盟共同经营，同时与内部私企合营，各部分利益难以平衡，计划实施则一再推迟，目前还无法独立使用。
3.高度计由于全球定位系统GNSS的缺陷，它的高度信息极为不准确，通常偏差达几十米甚至更大，无人机系统的高度测量需要额外的设备来辅助测量。
常用的高度传感器主要包含超声波传感器和气压高度传感器，此外还有激光高度计和微波雷达高度计等。
气压高度计的原理是地球上测量的大气压力在一定方位内是与相对海拔高度呈现对应关系的。
无人机基础教程ppt1.3旋翼无人机的结构和原理
13 旋翼无人机飞行原理
滚转运动：当飞行器向左倾斜时，拉力在水平方向上的分力使得飞行器得以向左平移。同 理可以实现飞行器的向右平移。
偏航运动：当飞行器需要改变航向的时候，通常是借助于反扭力实现的。通过改变对角的 电机转数来破坏反扭力的平衡，使得飞行器向着扭力强得一侧旋转。
无人机 WURENJI 谢谢观看~
01 旋翼无人机基本组成
旋翼飞行器又叫多轴飞行器；它有三个 或三个以上的独立动力系统来进行各种控制 动作，不同于固定翼，旋翼机械结构简单， 只需要协调电机之间的转速即可实现控制。 它主要由支撑部分、执行部分、能源和调速 部分和控制部分四部分组成。
02 旋翼无人机基本组成
支撑部分
旋翼无人机支撑部分包括： 机架、起落架。
பைடு நூலகம்
09 旋翼无人机飞行原理
反扭：当螺旋桨受到电机驱动而旋转的时候，会对电机产生一个相反的扭力，使得电机朝 相反的方向旋转。这种现象叫做反扭现象。当机臂一端固定的驱动装置使螺旋桨产生旋转运动 的时候，机臂会以电机轴为中心发生与螺旋桨转动方向相反的相对转动。
10 旋翼无人机飞行原理
当一对机臂的两端固定两个 同向旋转的螺旋桨时，机臂会以自 为中点为旋转中心产生与螺旋桨旋 转方向相反的自转运动。
06 旋翼无人机基本组成
执行部分
旋翼无人机执行部分包括： 电池、电调。
电池：电池是无人机的供电 装置，给电机和机载电子设备供 电。
电调：电子调速器，将飞控 的控制信号，转变为电流信号， 用于控制电机转速。
07 旋翼无人机基本组成
控制部分
旋翼无人机执行部分包括： 遥控装置、GPS。
遥控装置：遥控设备用于对 无人机发送各种控制指令，是人 与飞行器之间的连接设备。
无人机驾驶员航空知识手册培训教材多旋翼PPT培训课件
四旋翼飞行器的组成：
电机 电调 螺旋桨 飞控板 锂电池
四旋翼飞行器
四旋翼行器的结构形式：
四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分 布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四 个旋翼的结构和半径都相同，旋翼 1和旋翼 3逆时针旋转，旋翼 2和旋 翼 4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间 空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图 所示：
整不同方位的升力改变姿态。 3）多旋翼靠成对电机反转实现平衡扭矩。 4）无人直升机的控制对象主要是舵机，多
旋翼控制对象主要是电机、电调。
四旋翼飞行器
四旋翼飞行器的概念：
四旋翼飞行器就是一种具有四个螺旋桨的飞行器并且四 个螺旋桨呈十字形交叉结构，相对的四旋翼具有相同的旋转 方向，分两组，两组的旋转方向不同。飞行器也通过控制这 两组螺旋桨的转速与转向产生不同的升力实现上下前后左右 的六个方向飞行的航模模型。
（5） （6）
其中：
0
1CT3/2 2 mk
/0
图4-1 桨盘载荷对功率载荷的影响
四旋翼飞行器
3）旋翼实度
k bdr R 2
对于矩形桨叶 kb R
（7）
4）桨尖速度ΩR
R确定后，桨尖速度决定旋翼轴转速n
四旋翼飞行器
电机：
电机也就是马达，可以说电机是四旋翼飞行器的基础配 件之一。电机分为有刷和无刷两种，在四轴飞行器中无刷 是主流，
偏航运动：
四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产 生的反扭矩来实现。旋翼转动过程中由于 空气阻力作用会形成与转动方向相反的反 扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋 翼中的两个正转，两个反转，且对角线上 的旋翼转动方向相同。 反扭矩的大小与旋 翼转速有关，当四个电机转速同时，四个
电机 电调 螺旋桨 飞控板 锂电池
四旋翼飞行器
四旋翼行器的结构形式：
四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分 布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四 个旋翼的结构和半径都相同，旋翼 1和旋翼 3逆时针旋转，旋翼 2和旋 翼 4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间 空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图 所示：
整不同方位的升力改变姿态。 3）多旋翼靠成对电机反转实现平衡扭矩。 4）无人直升机的控制对象主要是舵机，多
旋翼控制对象主要是电机、电调。
四旋翼飞行器
四旋翼飞行器的概念：
四旋翼飞行器就是一种具有四个螺旋桨的飞行器并且四 个螺旋桨呈十字形交叉结构，相对的四旋翼具有相同的旋转 方向，分两组，两组的旋转方向不同。飞行器也通过控制这 两组螺旋桨的转速与转向产生不同的升力实现上下前后左右 的六个方向飞行的航模模型。
（5） （6）
其中：
0
1CT3/2 2 mk
/0
图4-1 桨盘载荷对功率载荷的影响
四旋翼飞行器
3）旋翼实度
k bdr R 2
对于矩形桨叶 kb R
（7）
4）桨尖速度ΩR
R确定后，桨尖速度决定旋翼轴转速n
四旋翼飞行器
电机：
电机也就是马达，可以说电机是四旋翼飞行器的基础配 件之一。电机分为有刷和无刷两种，在四轴飞行器中无刷 是主流，
偏航运动：
四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产 生的反扭矩来实现。旋翼转动过程中由于 空气阻力作用会形成与转动方向相反的反 扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋 翼中的两个正转，两个反转，且对角线上 的旋翼转动方向相同。 反扭矩的大小与旋 翼转速有关，当四个电机转速同时，四个
无人机教材ppt
美国“全球鹰”无人机
美国“捕食者”无人机
美国“影子200”无人机
美国“扫描鹰”无人机
美国“火力侦察兵”无人直升机
无人机在各个领域的应用范围
•在军事上，无人机已成为新世纪各国武器装备上 最大的亮点。在民用领域用途更加广泛，它既可以 应用于抢险救灾、航测航摄、国土资源管理、生态 环境保护、城镇规划与市政管理、土地利用调查、 水资源开发领域，也可用于电力线路巡线、高速公 路巡查、林业部门防火、农业部门测产、病虫害监 测与防治等作业。未来，电动化，智能化和多轴化 将是无人机的发展趋势。可以说，无人机的推广使 用，提高了工作效率，减少了工作成本，降低了伤 亡事故的发生概率。而且过去无法完成的工作，现 在由无人机可以非常轻松的完成。
德国“V-1”导弹
二战期间，美国海军首先将无人机作为空面武器使用。1944年，美国海军为了 对德国潜艇基地进行打击，使用了由B-17轰炸机改装的遥控舰载机。 美国特里达因•瑞安公司生产的“火蜂”系列无人机是当时设计独一无二、产量 最大的无人机。1948-1995年，该系列无人机产生多种变型：无人靶机（亚音速 和超音速），无人侦察机，无人电子对抗机，无人攻击机，多用途无人机等。美 国空军、陆军和海军多年来一直在使用以BQM-34А “火蜂”靶机为原型研制的 多型无人机。
ห้องสมุดไป่ตู้
无人机的种类
无人飞行器的种类繁多，主要包括飞艇、固定翼无人机、伞翼无人机、扑 翼无人机、变翼无人机、旋翼式无人机等。
飞艇
固定翼无人机
伞翼无人机
扑翼无人机
变翼无人机
旋翼式无人机多旋翼
旋翼式无人机直升机
多旋翼飞行器也称为多轴飞行器，是直升机的一种，飞行器的机动性通过改 变不同旋翼的扭力和转速来实现。相比传统的单水平旋翼直升机，它构造精简， 易于维护，操作简便，稳定性高且携带方便。常见的多旋翼飞行器，如：四旋 翼，六旋翼和八旋翼，被广泛用于影视航拍、安全监控、农业植保、电力巡线 等领域。
内容完整无人机培训PPT课件 大疆多旋翼入门安全操作实践指南教材 (2)
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Science fiction film is always favored by the audience.
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多旋翼无人机入门实践 ppt课件
ppt课件
4
主流机型样例
美国“火力侦察兵”无人机
美国“全球鹰”无人机
大疆“精灵”无人机
ppt课件
5
多旋翼无人机构造
多旋翼飞行器主要由机架、电机、飞控和旋翼组成，为了满足实际飞行需要，一般还需要配备电池、遥控及航拍系统。
电机
电机是由电动机主体和驱动器组成，是一种 典型的机电一体化产品。在整个飞行系统中， 起到提供动力的作用。
多旋翼无人机入门实践
ppt课件
1
目录
contents
01 基本组成 飞行原理 02
03 飞行控制系统 实操 04
ppt课件
2
01
基本组成
ppt课件
3
无人机机型分类
直升机、固定式和多旋翼的区别
直升机
固定式
旋翼式
单旋翼带尾桨的直升机，优点是 速度快，油动载重大，滞空时间 长，缺点是不易操作，巨大螺旋 桨杀伤力大，噪音重，适合专业 飞手用来大型设备的搭载。
ppt课件
13
03
飞行控制系统
ppt课件
14
飞行控制系统组成
飞行控制系统通过高效的控制算法内核，能够精准地感应并计算出飞行器的飞行姿态等数据，再通过主控制单元实现精准定位悬停和自主平稳飞行。
主控单元
主控单元是飞行控制系统的核心，通过它将 IMU、GPS指南针、遥控接收机等设备接入 飞行控制系统从而实现飞行器自主飞行功能
旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋 翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同， 四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安 放飞行控制计算机和外部设备。
四旋翼飞行器的电机1和电机3逆时针旋转的同时，电 机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺 效应和空气动力扭矩效应均被抵消。电机1和电机3作逆时 针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿 x轴正方向 运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电 机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
无人机操控技术课件第3章飞行原理与性能第5节多旋翼基础知识
要完全杜绝和排除此类问题也比较困难，因为现有 小尺度的多旋翼，几乎100%时开环结构，无法检测到每 个电机是否转速正常。
5.2.3 动力系统—电调
建议最基础测试电机与电调兼容性的方案： 在地面拆除螺旋桨，姿态或增稳模式启动，启 动后油门推至50%，大角度晃动机身、快速大范围 变化油门量，使飞控输出动力。仔细聆听电机转动 声音，并测量电机温度，观察室否出现缺相。 在调试前，用遥控器设置电调时，需要接上电 机。
5.3 多旋翼气动布局—Y字型、H字型
Y型
优点：动力组较少，成本 低；外形炫酷，前方视线开阔。
缺点：尾旋翼需要使用一 个舵机来平衡扭矩，增加了机 械复杂性和控制难度。
H型
H型比较容易设计成折叠 结构，且拥有X型相当的特点。
5.3 多旋翼气动布局—4\6\8旋翼
单纯从气动效率出发，旋翼越大，效率越高，同样 起飞重量的4轴飞行器比8轴飞行器的效率高，故轴数越 多载重能力不一定越大。
一般锂聚合物电池上都有2组线。1组是输出线（粗， 红黑各1根）；1组是单节锂电引出线（细，与S数有关）， 用以监视平衡充电时的单体电压。
多轴飞行器飞行中，图像叠加OSD信息显示的电压 一般为电池的负载电压。
5.2.3 动力系统—电池
锂电池在使用时必须串联才能达到使用电压需要，因此 聚合物电池需要专用的充电器，尽量选用平衡充电器。 根据充电原理的不同分为串型式平衡充电器和并行式平衡充 电器。并行式平衡充电器使被充电的电池块内部每节串联电 池都配备一个单独的充电回路，互不干涉，毫无牵连。
5.2.2 飞控系统—飞控软件
飞控
基本情况
优点
缺点
KK飞控
开源，只使用 三个成本低廉
的单轴陀螺
价格便宜，硬件 结构简单
5.2.3 动力系统—电调
建议最基础测试电机与电调兼容性的方案： 在地面拆除螺旋桨，姿态或增稳模式启动，启 动后油门推至50%，大角度晃动机身、快速大范围 变化油门量，使飞控输出动力。仔细聆听电机转动 声音，并测量电机温度，观察室否出现缺相。 在调试前，用遥控器设置电调时，需要接上电 机。
5.3 多旋翼气动布局—Y字型、H字型
Y型
优点：动力组较少，成本 低；外形炫酷，前方视线开阔。
缺点：尾旋翼需要使用一 个舵机来平衡扭矩，增加了机 械复杂性和控制难度。
H型
H型比较容易设计成折叠 结构，且拥有X型相当的特点。
5.3 多旋翼气动布局—4\6\8旋翼
单纯从气动效率出发，旋翼越大，效率越高，同样 起飞重量的4轴飞行器比8轴飞行器的效率高，故轴数越 多载重能力不一定越大。
一般锂聚合物电池上都有2组线。1组是输出线（粗， 红黑各1根）；1组是单节锂电引出线（细，与S数有关）， 用以监视平衡充电时的单体电压。
多轴飞行器飞行中，图像叠加OSD信息显示的电压 一般为电池的负载电压。
5.2.3 动力系统—电池
锂电池在使用时必须串联才能达到使用电压需要，因此 聚合物电池需要专用的充电器，尽量选用平衡充电器。 根据充电原理的不同分为串型式平衡充电器和并行式平衡充 电器。并行式平衡充电器使被充电的电池块内部每节串联电 池都配备一个单独的充电回路，互不干涉，毫无牵连。
5.2.2 飞控系统—飞控软件
飞控
基本情况
优点
缺点
KK飞控
开源，只使用 三个成本低廉
的单轴陀螺
价格便宜，硬件 结构简单
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Cx
0
������
4．翼型的极曲线
把翼型升力特性和阻力特性结合起来，构成表示翼型升 力系数和阻力系数的关系曲线，称为极线。
从极线中还可以找出五个特征点：
①型阻系数最小值Cxmin点。 ②最有利状态点（Cy/Cx）max点。 ⑧最经济状态点（Cy3/2/Cx）max点。 ④升力系数最大点Cymax点。 ⑤零升阻力系数Cx0点。
翼型的主要类型（1）
翼型一般都有名称，是用设计者或者研究机构名字的缩写加上数字来 表示的。随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家都设计出了大 量高性能的翼型，建立了各种翼型系列。美国有NACA系列，德国有DVL 系列，英国有RAE系列，俄罗斯有ЦΑΓИ系列等。这些翼型的资料包括几 何特性和气动特性，可供飞行器气动设计人员选取合适的翼型。
影响翼型空气动力的因素（3）
3．音障 音障是一种物理现象，当飞行器的速度接近音速时，将 会逐渐追上自己发出的声波。声波叠合累积的结果，会造成 震波的产生，进而对飞行器的加速产生障碍，而这种因为音 速造成提升速度的障碍称为音障。突破音障进入超音速后， 从飞行器最前端起会产生一股圆锥形的音锥，这股震波如爆 炸一般，故称为音爆或声爆。 强烈的音爆不仅会对地面建筑物产生损害，对于飞行 器本身伸出冲击面之外部分也会产生破坏。而音障不单单仅 有声波，还有来自空气的阻力，对于多旋翼无人机旋翼而言 ，当旋翼桨叶桨尖接近1马赫时，桨叶前方急速冲来的空气 不能够像平常一样通过旋翼扩散开，于是气体都堆积到了旋 翼和机体的周围，产生极大的压力，也会引发出一种看不见 的空气旋涡，俗称“死亡漩涡”，这也被叫做音障，如果旋翼 和机体不作特殊加固处理，那么将会被瞬间摇成碎片。
多旋翼无人机飞行安全保障措施
（1）安装感知与避让系统 （2）加装GPS模块 （3）在飞行程序中设置飞行高度限制 （4）在飞行程序中设置一键起飞降落、自 动避障及自动返航功能。 （5）自动控制器应具备限制多旋翼飞行器 飞行中发生过分倾斜的功能。
油动多旋翼无人机的特点
油动多旋翼无人机通常采用涡轮轴发动机或活塞式 发动机作为动力装置，旋翼转速取决于发动机主轴转速 。发动机转速有一个最有利的值，在这个转速附近工作 时，发动机效率高，寿命长。因此油动多旋翼无人机在 飞行中发动机转速基本上是不变的，旋翼升力的改变主 要靠调节桨叶总距来实现。 由于桨距变化将引起阻力力矩变化，所以，在调节 旋翼桨距的同时还要调节发动机油门，保持转速尽量靠 近最有利转速工作。虽然油动多旋翼无人机旋翼桨距是 可变的，但它只进行总矩操控，没有周期变距，取消了 无人直升机旋翼操纵系统中结构复杂的自动斜倾器及液 压系统，从而大大简化了总体结构，提高了飞行可靠性 和稳定性。
Cmx C y ( x p x ) Cm x C y
翼型的气动中心（焦点）
在任意迎角下，翼型绕某一特定点的俯仰力矩保持不变 ，该点称为气动中心，又叫焦点，也即是气动力增量的作 用点，注意气动力增量作用点和气动力的作用点是不一样 的，是迎角发生变化时，气动力的增加量力矩为零的点， 是和飞行器的操纵性与稳定性紧密相关的一个重要参数， 也是测量俯仰力矩的参考点之一。 绕焦点的力矩不随Cy而变，始终等于零升力矩系数。 焦点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。在亚声速情 况下，大多数翼型绕1/4弦点的俯仰力矩几乎与迎角无关， Cm0 ≈－0.01， 气动中心位于1/4弦点处。
影响翼型空气动力的因素（4）
4．失速 在正常情况下，多旋翼无人机旋翼桨叶的升力是与迎角成正比的，迎 角增加，升力随之增大。但是一旦迎角增大到某一数值时，则会出现相反 的情况，即迎角增加，升力反而急剧下降，这个迎角称为临界迎角。当超 过临界迎角之后，流经桨叶上表面的气流会出现严重分离，形成大量涡流 ，升力开始下降，阻力急剧增加，飞行速度发生急剧下降，并剧烈抖动， 随后下坠，造成严重的飞行事故，这种现象就是失速。不同的翼型在失速 时的特性并不相同。 （1）厚翼型 （2）较薄的翼型 （3）薄翼型
翼型的俯仰力矩特性
翼型的俯仰力矩特性表示翼型绕前缘的力矩系数C相对于迎角α的变化 曲线，也可以表示为Cm－Cy的关系所示。由于翼型压力中心是气动力合 力作用线与翼型弦线的交点，则在应用范 围内，气动合力力矩可以近似 写成：
Cm x p C x
相距前缘为x（无量纲 ＝x/b）的任意一点的俯仰力矩系数为
翼型的空气动力系数
翼型升力Y和阻力X分别为 Y N cos A sin X N sin A cos 空气动力矩为
M z ( p cos sin ) xds ( cos p sin ) yds
翼型的升力特性
翼型无量纲升力系数定义为
当多旋翼无人机前飞时，旋翼前行桨叶的桨尖速度是前飞速度加上 桨尖转动线速度之和，当它大于马赫数0.9时，发动机功率需求急剧上升 ，超出了发动机本身所能承受的能力范围，这样就限制了多旋翼无人机 飞行速度不可能太大，一般最经济的飞行速度大约是150－200公里/小时
（1）飞行效率高 （2）飞行控制方式独特 （3）结构简单 （4）操控性好 （5）可靠性高 （6）安全性好 （7）维护性好 （8）耦合特性
翼型的定义
多旋翼无人机旋翼的桨叶剖面称之为翼型。翼型是所有依靠空气动力 飞行的飞行器（如飞机、直升机）能够在天空飞翔的关键因素，对飞行器 的性能影响很大。翼型设计是空气动力学研究的一项重要内容，翼型的发 展过程就是人类在空气动力学领域不断进步的写照，是人类从实现早期的 飞天梦想，到追求更快、更高飞行理想的理论基础。对于不同类型的飞行 器和不同的飞行速度，所要求的翼型形状是不同的，
3．NACA 6位数字翼型族
NACA发表了由1系列、2系列到8系列的翼型，但是最成功的是1系 列、6系列和7系列翼型。其中6系列翼型在低速飞机的机翼中广泛使用， 1系列翼型主要用于螺旋桨翼型。 以NACA633 - 218为例，说明6系列翼型的数字意义。第1个数字6是 6数字翼型。第2个数字是零升力时最小压力点的相对横坐标位置的10倍 数值。第3个数字3是翼型的低阻升力系数范围，即高于或低于设计升力 系数的10倍数值。第4个数字是设计升力系数的10倍数值。最后两个数字 是相对厚度的百倍数值。
翼型的几何参数
（1）弦长 （2）弯度
① 相对弯度 ② 最大弯度位置
（3）厚度
① 相对厚度 ② 最大厚度
（4）前缘、后缘 （5）前缘半径 （6）后缘角
翼型表面的压力分布
由伯努利方程表明，较高的速度产生较低的压力，翼型的上表面流速 高而下表面流速低，因而旋翼桨叶上下表面的总压差产生净升力，这是旋 翼升力的来源。图2－8所示的是翼型上下表面典型的压力分布，注意上表 面产生的压力约是总升力的2/3，因此上表面比下表面更重要。
影响翼型空气动力的因素（2）
2．马赫数Ma 马赫数（Mach number） 定义为物体速度与音速的比值，即音速的 倍数。其中又有细分多种马赫数，如飞行器在空中飞行使用的飞行马赫 数、气流速度的气流马赫数、复杂流场中某点流速的局部马赫数等。由 于马赫数是速度与音速之比值，而音速在不同高度、温度等状态下又有 不同数值。马赫数如果作为速度单位来使用，则必须同时给出高度和大 气条件（一般缺省为国际标准大气条件）。
翼型的主要类型（2）
2．NACA 5位数字翼型族
NACA 5位数字翼型的意义和4位数字翼型有些类似，但是也有不同 NACA 5位数字翼型的第1个数字2其正确的理解是设计升力系数的 20/3倍，用弯度表示设计升力系数。第2个数字3的l/2表示最大的弯度点 相对位置的10倍数值。第3个数字表示后段中弧线类型，0表示直线，1表 示反弯度曲线。最后两个数字15表示相对厚度的百倍数值。
x p (Cm C y ) (C m0 C y ) xF
影响翼型空气动力的因素（1）
1．雷诺数Re 雷诺数（Reynolds number）是一种可用来表征流体流动情况的无量 纲数，以Re表示。在流体力学中，雷诺数Re是指给定来流条件下，流 体惯性力和粘性力的比值。雷诺数的大小决定了粘性流体的流动特性， 雷诺数越小意味着粘性力影响越显著，雷诺数越大惯性力影响越显著。
1．NACA 4位数字翼型族
NACA 4位数字翼型族用4个数字表示翼型的几何特征。 以NACA2415翼型为例说明： 第1个数字2表示相对弯度的百倍数值，即相对弯度是2。 第2个数字4表示最大弯度相对位置的10倍数值，即在40% 弦长处弯度最大值（对称翼型为0）。 第3和第4个数字15表示翼型的相对厚度的百倍数值，即 最大厚度位于15弦长处。
四旋翼无人机飞行控制的特点
由于在控制四旋翼无人机飞行时，只能通过控制4个旋 翼的升力来改变它6个飞行姿态，所以四旋翼无人机是一个4 输入6输出的欠驱动系统。欠驱动系统是指系统的独立控制 变量个数小于系统自由度个数的一类非线性系统，在节约能 量、降低造价、减轻重量、增强系统灵活度等方面都比完整 驱动系统优越。欠驱动系统结构简单，便于进行整体的动力 学分析和试验，同时由于系统的高度非线性、参数摄动、多 目标控制要求及控制量受限等原因，欠驱动系统又足够复杂。 当驱动器故障时，可能使完整驱动系统变成欠驱动系统，欠 驱动控制算法可以起到容错控制的作用。
Cy
Y 1 2 V b 2
Cy
Cymax
α00αSα翼型的阻力特性
空气虽然粘性很小，但是由于粘性的存在，当空气流过物体时，就 会产生阻力。翼型阻力是由表面摩擦、流动分离和超声速的激波三种情 况产生的，包括摩擦阻力和形状阻力（形阻也叫粘性压差阻力）两部分。
Cx
X 1 2 V b 2
（1）续航能力 （2）旋翼尺寸 （3）载重能力 （4）操控性 （5）安全性 （6）抗风能力 （7）价格和成本 （8）载客特性
多旋翼无人机与单旋翼无人直升机比较
从1939年至今，几十年来单旋翼直升机一直占据着旋翼飞行器家族 的“霸主”地位，世界上90%以上的直升机都是单旋翼直升机。将多旋翼 与单旋翼两种无人直升机进行比较，多旋翼无人机所具有优点有：
Re2
Cx
0
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4．翼型的极曲线
把翼型升力特性和阻力特性结合起来，构成表示翼型升 力系数和阻力系数的关系曲线，称为极线。
从极线中还可以找出五个特征点：
①型阻系数最小值Cxmin点。 ②最有利状态点（Cy/Cx）max点。 ⑧最经济状态点（Cy3/2/Cx）max点。 ④升力系数最大点Cymax点。 ⑤零升阻力系数Cx0点。
翼型的主要类型（1）
翼型一般都有名称，是用设计者或者研究机构名字的缩写加上数字来 表示的。随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家都设计出了大 量高性能的翼型，建立了各种翼型系列。美国有NACA系列，德国有DVL 系列，英国有RAE系列，俄罗斯有ЦΑΓИ系列等。这些翼型的资料包括几 何特性和气动特性，可供飞行器气动设计人员选取合适的翼型。
影响翼型空气动力的因素（3）
3．音障 音障是一种物理现象，当飞行器的速度接近音速时，将 会逐渐追上自己发出的声波。声波叠合累积的结果，会造成 震波的产生，进而对飞行器的加速产生障碍，而这种因为音 速造成提升速度的障碍称为音障。突破音障进入超音速后， 从飞行器最前端起会产生一股圆锥形的音锥，这股震波如爆 炸一般，故称为音爆或声爆。 强烈的音爆不仅会对地面建筑物产生损害，对于飞行 器本身伸出冲击面之外部分也会产生破坏。而音障不单单仅 有声波，还有来自空气的阻力，对于多旋翼无人机旋翼而言 ，当旋翼桨叶桨尖接近1马赫时，桨叶前方急速冲来的空气 不能够像平常一样通过旋翼扩散开，于是气体都堆积到了旋 翼和机体的周围，产生极大的压力，也会引发出一种看不见 的空气旋涡，俗称“死亡漩涡”，这也被叫做音障，如果旋翼 和机体不作特殊加固处理，那么将会被瞬间摇成碎片。
多旋翼无人机飞行安全保障措施
（1）安装感知与避让系统 （2）加装GPS模块 （3）在飞行程序中设置飞行高度限制 （4）在飞行程序中设置一键起飞降落、自 动避障及自动返航功能。 （5）自动控制器应具备限制多旋翼飞行器 飞行中发生过分倾斜的功能。
油动多旋翼无人机的特点
油动多旋翼无人机通常采用涡轮轴发动机或活塞式 发动机作为动力装置，旋翼转速取决于发动机主轴转速 。发动机转速有一个最有利的值，在这个转速附近工作 时，发动机效率高，寿命长。因此油动多旋翼无人机在 飞行中发动机转速基本上是不变的，旋翼升力的改变主 要靠调节桨叶总距来实现。 由于桨距变化将引起阻力力矩变化，所以，在调节 旋翼桨距的同时还要调节发动机油门，保持转速尽量靠 近最有利转速工作。虽然油动多旋翼无人机旋翼桨距是 可变的，但它只进行总矩操控，没有周期变距，取消了 无人直升机旋翼操纵系统中结构复杂的自动斜倾器及液 压系统，从而大大简化了总体结构，提高了飞行可靠性 和稳定性。
Cmx C y ( x p x ) Cm x C y
翼型的气动中心（焦点）
在任意迎角下，翼型绕某一特定点的俯仰力矩保持不变 ，该点称为气动中心，又叫焦点，也即是气动力增量的作 用点，注意气动力增量作用点和气动力的作用点是不一样 的，是迎角发生变化时，气动力的增加量力矩为零的点， 是和飞行器的操纵性与稳定性紧密相关的一个重要参数， 也是测量俯仰力矩的参考点之一。 绕焦点的力矩不随Cy而变，始终等于零升力矩系数。 焦点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。在亚声速情 况下，大多数翼型绕1/4弦点的俯仰力矩几乎与迎角无关， Cm0 ≈－0.01， 气动中心位于1/4弦点处。
影响翼型空气动力的因素（4）
4．失速 在正常情况下，多旋翼无人机旋翼桨叶的升力是与迎角成正比的，迎 角增加，升力随之增大。但是一旦迎角增大到某一数值时，则会出现相反 的情况，即迎角增加，升力反而急剧下降，这个迎角称为临界迎角。当超 过临界迎角之后，流经桨叶上表面的气流会出现严重分离，形成大量涡流 ，升力开始下降，阻力急剧增加，飞行速度发生急剧下降，并剧烈抖动， 随后下坠，造成严重的飞行事故，这种现象就是失速。不同的翼型在失速 时的特性并不相同。 （1）厚翼型 （2）较薄的翼型 （3）薄翼型
翼型的俯仰力矩特性
翼型的俯仰力矩特性表示翼型绕前缘的力矩系数C相对于迎角α的变化 曲线，也可以表示为Cm－Cy的关系所示。由于翼型压力中心是气动力合 力作用线与翼型弦线的交点，则在应用范 围内，气动合力力矩可以近似 写成：
Cm x p C x
相距前缘为x（无量纲 ＝x/b）的任意一点的俯仰力矩系数为
翼型的空气动力系数
翼型升力Y和阻力X分别为 Y N cos A sin X N sin A cos 空气动力矩为
M z ( p cos sin ) xds ( cos p sin ) yds
翼型的升力特性
翼型无量纲升力系数定义为
当多旋翼无人机前飞时，旋翼前行桨叶的桨尖速度是前飞速度加上 桨尖转动线速度之和，当它大于马赫数0.9时，发动机功率需求急剧上升 ，超出了发动机本身所能承受的能力范围，这样就限制了多旋翼无人机 飞行速度不可能太大，一般最经济的飞行速度大约是150－200公里/小时
（1）飞行效率高 （2）飞行控制方式独特 （3）结构简单 （4）操控性好 （5）可靠性高 （6）安全性好 （7）维护性好 （8）耦合特性
翼型的定义
多旋翼无人机旋翼的桨叶剖面称之为翼型。翼型是所有依靠空气动力 飞行的飞行器（如飞机、直升机）能够在天空飞翔的关键因素，对飞行器 的性能影响很大。翼型设计是空气动力学研究的一项重要内容，翼型的发 展过程就是人类在空气动力学领域不断进步的写照，是人类从实现早期的 飞天梦想，到追求更快、更高飞行理想的理论基础。对于不同类型的飞行 器和不同的飞行速度，所要求的翼型形状是不同的，
3．NACA 6位数字翼型族
NACA发表了由1系列、2系列到8系列的翼型，但是最成功的是1系 列、6系列和7系列翼型。其中6系列翼型在低速飞机的机翼中广泛使用， 1系列翼型主要用于螺旋桨翼型。 以NACA633 - 218为例，说明6系列翼型的数字意义。第1个数字6是 6数字翼型。第2个数字是零升力时最小压力点的相对横坐标位置的10倍 数值。第3个数字3是翼型的低阻升力系数范围，即高于或低于设计升力 系数的10倍数值。第4个数字是设计升力系数的10倍数值。最后两个数字 是相对厚度的百倍数值。
翼型的几何参数
（1）弦长 （2）弯度
① 相对弯度 ② 最大弯度位置
（3）厚度
① 相对厚度 ② 最大厚度
（4）前缘、后缘 （5）前缘半径 （6）后缘角
翼型表面的压力分布
由伯努利方程表明，较高的速度产生较低的压力，翼型的上表面流速 高而下表面流速低，因而旋翼桨叶上下表面的总压差产生净升力，这是旋 翼升力的来源。图2－8所示的是翼型上下表面典型的压力分布，注意上表 面产生的压力约是总升力的2/3，因此上表面比下表面更重要。
影响翼型空气动力的因素（2）
2．马赫数Ma 马赫数（Mach number） 定义为物体速度与音速的比值，即音速的 倍数。其中又有细分多种马赫数，如飞行器在空中飞行使用的飞行马赫 数、气流速度的气流马赫数、复杂流场中某点流速的局部马赫数等。由 于马赫数是速度与音速之比值，而音速在不同高度、温度等状态下又有 不同数值。马赫数如果作为速度单位来使用，则必须同时给出高度和大 气条件（一般缺省为国际标准大气条件）。
翼型的主要类型（2）
2．NACA 5位数字翼型族
NACA 5位数字翼型的意义和4位数字翼型有些类似，但是也有不同 NACA 5位数字翼型的第1个数字2其正确的理解是设计升力系数的 20/3倍，用弯度表示设计升力系数。第2个数字3的l/2表示最大的弯度点 相对位置的10倍数值。第3个数字表示后段中弧线类型，0表示直线，1表 示反弯度曲线。最后两个数字15表示相对厚度的百倍数值。
x p (Cm C y ) (C m0 C y ) xF
影响翼型空气动力的因素（1）
1．雷诺数Re 雷诺数（Reynolds number）是一种可用来表征流体流动情况的无量 纲数，以Re表示。在流体力学中，雷诺数Re是指给定来流条件下，流 体惯性力和粘性力的比值。雷诺数的大小决定了粘性流体的流动特性， 雷诺数越小意味着粘性力影响越显著，雷诺数越大惯性力影响越显著。
1．NACA 4位数字翼型族
NACA 4位数字翼型族用4个数字表示翼型的几何特征。 以NACA2415翼型为例说明： 第1个数字2表示相对弯度的百倍数值，即相对弯度是2。 第2个数字4表示最大弯度相对位置的10倍数值，即在40% 弦长处弯度最大值（对称翼型为0）。 第3和第4个数字15表示翼型的相对厚度的百倍数值，即 最大厚度位于15弦长处。
四旋翼无人机飞行控制的特点
由于在控制四旋翼无人机飞行时，只能通过控制4个旋 翼的升力来改变它6个飞行姿态，所以四旋翼无人机是一个4 输入6输出的欠驱动系统。欠驱动系统是指系统的独立控制 变量个数小于系统自由度个数的一类非线性系统，在节约能 量、降低造价、减轻重量、增强系统灵活度等方面都比完整 驱动系统优越。欠驱动系统结构简单，便于进行整体的动力 学分析和试验，同时由于系统的高度非线性、参数摄动、多 目标控制要求及控制量受限等原因，欠驱动系统又足够复杂。 当驱动器故障时，可能使完整驱动系统变成欠驱动系统，欠 驱动控制算法可以起到容错控制的作用。
Cy
Y 1 2 V b 2
Cy
Cymax
α00αSα翼型的阻力特性
空气虽然粘性很小，但是由于粘性的存在，当空气流过物体时，就 会产生阻力。翼型阻力是由表面摩擦、流动分离和超声速的激波三种情 况产生的，包括摩擦阻力和形状阻力（形阻也叫粘性压差阻力）两部分。
Cx
X 1 2 V b 2
（1）续航能力 （2）旋翼尺寸 （3）载重能力 （4）操控性 （5）安全性 （6）抗风能力 （7）价格和成本 （8）载客特性
多旋翼无人机与单旋翼无人直升机比较
从1939年至今，几十年来单旋翼直升机一直占据着旋翼飞行器家族 的“霸主”地位，世界上90%以上的直升机都是单旋翼直升机。将多旋翼 与单旋翼两种无人直升机进行比较，多旋翼无人机所具有优点有：