三轴变稳飞机_三轴变稳飞机k8v

滑翔飞机的制作方法

所谓的飞机配平就是利用装置对作面（副翼、升降舵、方向舵）进行微调，来达到稳定飞机的姿态及航向的目的，这样可以降低飞行员调整或保持飞行姿态所需要的力量。可以平衡飞机的纵向力矩和驾驶杆的杆力。

制作滑翔飞机的方法如下：

三轴变稳飞机_三轴变稳飞机k8v

三轴变稳飞机_三轴变稳飞机k8v

1、纸板：用于制作飞机的主体结构，可以选择不同厚度的纸板来达到不同的效果。

2、胶水：用于将纸板粘合在一起，建议使用耐水性较好的胶水。

6、飞行器套件：包括电机、电调、电池、遥控器等，可以在网上购买。

8、橡皮筋：用于驱动飞机起飞，可以使用不同粗细的橡皮筋来达到不同的效果。

二、制作步骤

1、设计飞机结构

2、裁剪和粘贴纸板

根据设计，使用剪刀将纸板裁剪成所需的形状和尺寸。然后使用胶水将纸板粘合在一起，制作出飞机的主体结构。

3、上色和装饰

使用彩色笔给飞机上色，以增加美观度。您还可以添加其他装饰，例如贴纸或徽标。

5、安装螺旋桨

将螺旋桨安装在电机上，确保它们的位置和角度正确，以确保飞机能够平稳飞行。

在安全的情况下，使用遥控器控制飞机进行测试飞行。注意观察飞机的表现，并进行必要的调整以确保其性能。

7、调整飞行参数

根据飞机的表现，您可以调整飞行参数（如电机转速、电池电量等）以提高性能。在调整过程中，您可能需要尝试不同的参数组合以达到效果。

8、安全注意事项5、彩色笔：用于给飞机上色。

在飞行过程中，始终保持对飞机的控制，并确保周围没有障碍物或人员。避免在建筑物、电线或其他障碍物附近进行飞行。同时，确保飞机的重量和尺寸符合当地的法规和规定。

隔框的作用是保持飞机外形,支撑_______,提高飞机的_______。

扩展资料：14年，美国人斯派雷制成了电动陀螺稳定装置，成为了自动驾驶仪的雏形。20世纪30年代，为减轻驾驶员长时间飞行的疲劳，开始使用三轴稳定的自动驾驶仪，用于保持飞机平直飞行。

隔框的作用是保持飞机外形,支撑_______,提高飞机的_______。如下：

其次，隔框还可以提高飞机的结构刚性和抗疲劳性能。隔框通常采用高强度材料制成，如钛合金、铝合金等，这些材料具有较好的抗疲劳性能和结构刚性。通过合理设计和制造隔框，可以有效地分散和传递飞行过程中的各种载荷，避免因局部应力集中而导致的结构破坏或疲劳裂纹。

另外，隔框还可以提高实际上就是升力大于重力的时候，有规律的大幅度摇摆机翼，从后面看飞机就像钟摆一样，从上面看就是蛇行路线。用教科书上的话就是飞机的横滚稳定性强于偏航稳定性时飞机就会做荷兰滚，而当飞机的偏航稳定性强于横滚稳定性时飞机就会飞螺旋线，螺旋线的直径不断减小飞机就会最终进入螺旋。(常有人把这种机动和剪式机动混为一谈，也有人把螺旋和尾旋混为一谈，在此强调更正。） 荷兰滚类似于简谐振动，规律性强，实战意义不大，只是用于测试；而剪式飞行则是左右频繁交替的大攻角盘旋，通常是两架相距很近的飞机同时做的动作，冒着撞机的危险不停的相互交叉，目的在于用机动性争夺对方后面的有利位置，机动性好的最终获胜。飞机的客舱舒适性。由于隔框在飞机结构中的位置和形状设计得当，可以减少飞机在飞行过程中的振动和噪音。同时，隔框还可以为客舱提供必要的支撑和分隔，使得客舱内的座椅、电子设备、行李架等能够稳定地固定在飞机上，提供更加舒适的乘坐环境。

总之，隔框在飞机结构中扮演着至关重要的角色。它们不仅保持飞机的外形和空气动力学性能，提高飞机的结构刚性和抗疲劳性能，还可以提高客舱的舒适性。正是由于隔框的存在和合理设计，飞机才能够安全、稳定地翱翔在蓝天之中。

什么是速度稳定性，怎么使飞机具有速度稳定性

航空重力勘探理论隔框在飞机结构中起着重要的作用。首先，隔框可以保持飞机的外形，确保其流线型设计和空气动力学性能。隔框通过支撑和固定飞机的各个部件，如机翼、尾翼、机身等，使得飞机整体结构稳定，从而保证飞行过程中的安全性和稳定性。方法及应用

稳定性指纵向稳定性，横向稳定性及航向稳定性，民机一般设计成三稳形式，具有较高的安全性，但纵起来飞机响应速度慢。军机由于对机动性的要求同时放宽了三个方向的稳定性，飞机对纵的响应速度快，不能说易于纵，只能说敏捷性高。

水上飞机的性能？

滑翔飞机的历史和起源

水上飞机在水面运动时所承受的水动力的规律和性能。水上飞机不仅应具备普通飞机的空气动力特性，还要保证在水面起飞、降落和水面航行的水动特性。20世纪30年代为水上飞机的全盛时期，水动力学已发展到比较完善的程度。50年代以来，随着飞机增升技术的发展，边界层控制技术被应用于水上飞机，从而减轻了水动载荷，改善了水动力性能。同时通过水动力的研究，在增大水上飞机船身（浮筒）的长宽比和断阶整流以及抑波技术等方面作的努力，也已经取得了显著的成效。水上飞机的水动特性包括水静力特性和水动力特性。 水静力特性 水上飞机在水面停泊、拖曳、漂浮和航行等静止和低速运动状态时的特性，主要包括浮性、静稳定性、抗沉性和回转性。 浮性 在水面上维持浮态的能力。水上飞机在水面停泊和航行时，表面所承受的水静压力的合力（铅垂向上）又称浮力。按照阿基米得原理，浮力大小等于水上飞机船身(浮筒)所排开的水的重量，浮力的作用点（浮心）为排开水的体积重心。 静稳定性 水上飞机因受外力作用而失去平衡产生倾斜，外力消除后水上飞机恢复初始状态的能力。静稳定性包括纵向和横向两种。船身式水上飞机翼下的支撑浮筒就是为了增加横向稳定性而设置的。 抗沉性 水上飞机的船身（浮筒）内有若干个水密隔舱,其数量多少和空间大小依使用要求而定,水上飞机在几个水密舱破损之后仍具有足够的浮力而不沉没，这种防沉的能力称为抗沉性。 回转性 水上飞机在水面作回转运动的能力。水上飞机一般靠水舵在水面上回转，但多发动机的水上飞机也可以利用两侧发动机的拉力来实现水上回转。 水动力特性 水上飞机起飞和降落过程中的水动阻力、纵倾角、升程等运动参数随速度变化的规律。这些运动参数与水上飞机的空气动力特性共同决定水上飞机起飞降落过程中的飞机水动力特性。水上飞机的水动力特性包括水动阻力、滑行稳定性、喷溅、撞击过载和波浪的影响等，它们随水上起飞和降落的不同阶段（包括水上起飞的航行、过渡、滑行和离水）而变化，并且取决于水上飞机船身（浮筒）的外形。 水动阻力 水动阻力由滑行阻力、摩擦阻力和兴波阻力组成，它们与水上飞机空气动力阻力之和构成水上飞机起飞过程的总阻力。在起飞过程的开始阶段总阻力很快增大，形成个阻力峰。这时阻力的主要成分是水动的滑行阻力和兴波阻力，空气阻力较小。随着速度的增大，总阻力再由大转小，这是由于纵倾角和升程的变化使水动阻力减小的缘故。尔后，由于空气阻力的增大使总阻力再由小增大，形成第二个阻力峰，主要来自水动滑行阻力和空气动力阻力。第二个阻力峰一般小于个阻力峰。船身主尺度，特别是断阶处船身宽度和断阶的形状以及断阶相对飞机重心位置等，对水动阻力影响很大。 滑行稳定性 水上飞机在起飞过程中，由于水动力力矩和空气动力力矩的变化，使纵倾角也在随速度变化。水上飞机在外力作用消失之后恢复原来状态的能力称滑行稳定性。在这个恢复的运动过程中,若其纵摇是收敛的,则滑行是稳定的；若其纵摇是等幅或发散的，而且纵摇角度大于2°,则认为滑行是不稳定的。不稳定区域又可以分为上和下两个范围，飞机纵倾角随速度的变化应通过这两个区域之间。如果飞机的纵倾角进入下不稳定的发展可以追溯到19世纪末期，当时人们开始尝试利用进行飞行。早期的主要是由固定在山坡上的绳索或其他装置牵引升空，然后依靠飞行员的纵进行滑翔。随着技术的发展，人们开始设计出更加先进的，并逐渐发展出了现代的制造业。区，可能产生海豚运动，这种情况大多发生在个阻力峰的前后；如果飞机的纵倾角进入上不稳定区域，可能产生跳跃运动，就是过早离水，这种情况大多发生在两个阻力峰之间的滑行过程。不稳定运动的原因除船身外形设计质量外，还与飞机重心相对断阶的位置有关。 喷溅 水上飞机在水面滑行时，船身底部向四周喷射出强弱不等的水束。喷溅除冲刷船底增大滑行阻力之外，还可能影响发动机的正常工作。同时对螺旋桨、襟翼、尾翼以及外挂武器也有不良影响。在飞机设计中，一方面设法使上述部件和武器避开喷溅，另一方面还要积极抑制喷溅。例如将船身舭部设计成带有舭弯和抑波槽的形状，甚至利用边界层控制技术降低水动载荷。 水上飞机 撞击过载 水上飞机在降落着水时或在高速滑行遇到大涌浪时都会产生撞击过载。用飞机作用于水的总撞击力与飞机重力之比值衡量撞击过载的大小。平船底在滑行中水动性能，但是撞击过载性能最。一般将船身断面设计成带有斜升角的底部。 波浪的影响 海洋上的涌和浪是海水受自然界各种因素影响造成的能量运动。这种水的能量运动作用到高速滑行的水上飞机船身上，会造成瞬时的吃水增加，滑行阻力增大，撞击过载升高，喷溅性能变，同时还会使水上飞机稳定性变坏。在正常起飞重量下，海面航行、起飞和降落过程中所能承受风浪的能力，称之为水上飞机的耐波性。同一架飞机,随着起飞重量的增加，抗风浪能力必将降低。

求采纳

三轴稳定平台系统

飞机状态的保持和改变的基本原理:作用于飞机上的各空气动力，如果不通过飞机重心，就会形成绕飞机重心的力矩。飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果。飞行中的四个力飞行中作用在飞机上的四个力是升力、重力、拉力和阻力。升力是由流过机翼上下表面的气生的一个向上的力，它将飞机支撑在空中。重力与升力的方向相反，它是由地球引力产生的一个向下的力。拉力是驱使飞机在空中前进的力，它的大小主要随发动机功率而变化。与拉力相反的是阻力，它是一个限制飞机速度的向后的力。 升力 升力是非常重要的空气动力，在平飞中，它与重力的方向相反，大小相等。若其他空气动力保持恒定j则飞机既不增加高度也不掉高度，飞机处于平衡状态。 当飞机停放在停机坪上时也处于平衡状态。在静止的空气中，大气对机翼的上下表面施加相同的压力，不存在空气动力。产生空气动力的前提是空气相对于飞机，尤其是相对于机翼运动。在飞行中空气作用于机翼上下表面的压力是不相同的。流过机翼的气流所产生的压力是升力的主要来源。尽管有多种因素对此异有影响，但机翼的形状是主要因素，另外几种影响升力的因素。设计机翼时，应考虑如何将气流分成机翼下表面为高压区，上表面为低压区。 阻力 如上所述，阻力与升力紧密相关。对飞机周围平滑气流的任何扰动和改变都会产生阻力。弯度高、面积大的机翼比面积小、中弯度的机翼产生的阻力大。增加空速或迎角的同时也增大了阻力和升力。阻力与飞行方向相反，即与拉力方向相反，它限制了飞机向前的速度。阻力从广义上可分为废阻力和诱导阻力。 1．废阻力 废阻力是指除直接与升力产生有关的阻力外的所有阻力。它是由飞机周围气流的分离产生的。废阻力通常可分为三类：形状阻力、摩擦阻力和干扰阻力。形状阻力是飞机的突出部位与相对气生的，阻力的大小与突出部位的大小和形状有关。例如，一个长方体就比一根光滑圆柱的阻力大得多，流线形就可以减小形状阻力。 摩擦阻力是由于不光滑的飞机表面产生的。即使这些表面看起来非常光滑，但在显微镜下，它们仍然显得相当粗糙。薄薄的一层空气吸附在这些粗糙的表面，形成导致阻力产生的小旋涡。干扰阻力出现在飞机表面变化的气流相遇和相互作用处。这种相互作用产生了额外的力。例如，在机翼和机身的结合部，交汇的气流就会产生干扰阻力。每种废阻力都随飞机速度而变化，它的大小与飞机速度的平方成正比。 2．诱导阻力 诱导阻力是升力产生的副产品，它与机翼的迎角有直接关系。迎角越大诱导阻力就越大。为机翼通常处于小迎角和大空速或大迎角和小空速状态，因此诱导阻力与空速的关系也可曲线表示。 拉力 拉力是驱使飞机向前运动的作用力，其方向与阻力方向相反。多数飞机通过发动机带动螺旋桨而产生拉力。每个螺旋桨的桨叶与翼型一样具有弯度，这种形状加上桨叶的迎角，就减小了螺旋桨前部的压力，增加了后部的压力。螺旋桨产生拉力主要是通过增大流过桨叶的空气流量，而不是通过增大螺旋桨的转速。 平飞时，拉力与阻力相等。飞行员可以通过加减油门来增减拉力。当功率增加时，拉力大于阻力，使飞机加速。然而，在加速的同时，阻力也随之增加。只有当拉力超过阻力时，才能使飞机继续增速。当阻力再次与拉力相等时，飞机就不再增速而保持恒速运动，不过此时的空速比原来的大。减小拉力时，阻力使飞机减速。当飞机减速后，阻力也随之减小。当阻力减小至与拉力相等时，飞机就不再减速，飞机再次处于恒速运动状态。然而，此时的空速比原来的小。 重力 重力的作用方向是不变的，它总是铅直地指向地心。但飞机的重量不是一成不变的，它随着装载的设备、旅客、货物和燃油的变化而变化。在航线飞行中，由于燃油的消耗，总重量在减小。在一些特殊的飞行中也可能减轻重量。飞机的平衡:飞机的三个轴和重心为了确定飞机的姿态、运动轨迹、气动力和气动力矩的方向，必须建立坐标轴系。常用的坐标轴有地面轴系、机体轴系、气流轴系和半机体轴系。在研究飞机的平衡、稳定性和纵性问题时，采用机体轴系。除地面轴系外，其他都是活动坐标系，随着飞机运动，坐标轴在空间的位置和方向都发生变化。活动轴系的原点都在飞机的重心(质心)上。 螺旋桨的拉力或喷气发动机的推力，其作用线若不通过飞机重心也会形成绕重心的俯仰力矩，这叫拉力或推力力矩,对于同一架飞机来说，拉力或推力形成的俯仰力矩的大小主要受油门位置的影响。增大油门，拉力或推力增大，俯仰力矩增大。飞机的俯仰平衡,飞行中飞机的机翼、机身、尾翼等部件都承受着空气动力的作用，所有作用在飞机上的外力与外力矩之和为零的飞行状态，称为平衡状态。通常直线运动是飞机的一种平衡状态。 飞机的平衡包括“作用力的平衡”和“力矩的平衡”两个方面。把飞机当做一个质点，飞机质心(重心)移动速度的变化取决于作用在飞机上的外力是否平衡，属于作用力 平衡问题； 影响飞机平衡的主要因素 影响俯仰平衡的因素很多，主要有：加减油门、收放襟翼、收放起落架和重心变化。 加减油门会改变拉力或推力的大小，从而改变拉力力矩或推力力矩的大小，影响飞机的俯仰平衡。但需要指出的是，加减油门后，飞机是上仰还是下俯，不能单看拉力力矩或推力力矩对俯仰平衡的影响，而需要综合考虑加减油门所引起的机翼、水平尾翼等力矩的变化。 飞机的方向平衡，是作用于飞机的各偏转力矩之和为0。飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或侧滑角为0。飞机的稳定性原理与悬摆的稳定性原理基本上是一样的。飞机之所以有稳定性，首先是因为飞机偏离原平衡状态时出现了稳定力矩，使飞机具有自动恢复原来平衡状态的趋势；其次是在摆动过程中，又出现了阻尼力矩，促使飞机摆动减弱乃至消失。可见，飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受到微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失后，飞行员不给与任何纵，飞机自动恢复原来平衡状态的特性。飞机的稳定性 在研究飞机的稳定性之前，先看一般物体的稳定性，一个稳定的物体必须具备一定的条件。例如一个悬挂着的、处于平衡状态的摆锤(见图4．10)，受微小扰动偏离平衡位置，在因为水平尾翼附加升力距离飞机重心的距离远。根据平行力求合力的原理，必然使飞机总的附加升力的作用点，即飞机焦点大大向后移动。 在飞行中，飞机经常会受到各种各样的扰动(如阵风、发动机工作不均衡、舵面的偶然偏转等)，使飞机偏离原来平衡状态，偏离后，飞机若能自动恢复原来的平衡状态，则称飞机是稳定的，或飞机具有稳定性。 飞机的稳定性是飞机本身必须具有的一种特性，但飞机的稳定性不是一成不变的，而是随着飞行条件的改变而变化的。也就是说，在一定的飞行条件下，飞机具有足够的稳定性，而在另一些飞行条件下，飞机的稳定性可能减弱，甚至由稳定变成不稳定。同时飞机的稳定|生与飞机的纵性有着密切的关系，要学习飞机的纵性，就必须先懂得飞机的稳定性。方向稳定性:飞行中，飞机受扰动以致方向平衡状态遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原来方向平衡状态的特性叫飞机的方向稳定性。飞机之所以具有方向稳定性，是方向稳定力矩和方向阻尼力矩共同作用的结果。另外，机翼的上下位置不同对飞机的横侧稳定性也有影响。如图4．20所示，当飞机受到扰动呈现坡度产生侧滑时，对于上单翼飞机来说，侧滑前翼下表面，气流受机身的阻挡，流速减慢，压力升高，升力增大，于是形成横侧稳定力矩，使飞机的横侧稳定性增强；对于下单翼飞机来说，侧滑前翼上表面，气流受到阻挡，流速减慢，压力升高，升力减小，于是形成横侧不稳定力矩，使飞机的横侧稳定性减弱；对于中单翼飞机来说，侧滑前翼上下表面，气流均受到机身阻挡，流速均减小，压力均增高，对飞机的横侧稳定性影响不大。横侧稳定性:飞行中，受扰动以致横侧平衡状态遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原来横侧平衡状态的特性叫做飞机的横侧稳定性。飞机之所以具有横侧稳定性，是飞机横侧稳定力矩和横侧阻尼力矩共同作用的结果。影响飞机稳定性的因素飞机稳定性的强弱，一般用摆动衰减时间、摆动幅度、摆动次数来衡量。若飞机受扰动后，恢复原来平衡状态用的时间短、摆动幅度小，摆动次数越少，则飞机的稳定性越强。 飞机重心位置越靠前，重心到飞机焦点的距离越远，飞机受扰动后，迎角变化所产生的俯仰稳定力矩就越大，负值越大，飞机的俯仰稳定性越强。 重心位置越靠前，飞机在同样的扰动下，俯仰摆动的幅度比较小。这是因为重心位置越靠前，飞机的俯仰稳定力矩大，由扰动所引起的迎角增量就越小，即飞机俯仰摆动的幅度越小。 重心位置越靠前，飞机的方向稳定性增强，但不明显。因为重心到垂尾侧力着力点的距离，比重心到飞机焦点的距离大得多，所以，重心位置移动对方向稳定陡影响小。重心位置前、后移动，不影响飞机的横侧稳定性。因为重心位置前后移动不影响飞机的滚转力矩的大小。 影响飞机纵性的因素:飞机的纵性不是一成不变的，它受到许多因素的制约，现就影响纵性的主要因素’分析如下： 1)飞机重心位置前后移动对纵性的影响和重心的前后极限位置重心位置的前后移动，会引起平飞中升降舵偏转角和杆力发生变化。 2)飞行速度对飞机纵性的影响 在俯仰和方向纵性方面，以杆、舵行程相同作比较。在飞行速度比较大的情况下，同样多的舵偏角，产生的纵力矩大，角速度自然也大。因此，飞机达到与此舵偏角相对应的平衡迎角或侧滑角所需的时间就比较短。在横侧纵性方面，如果压盘行程亦即副翼转角相同，则飞行速度大，横侧纵力矩大，角速度也大。于是，飞机达到相同坡度的时间短。总之，飞行速度大，飞机反应快，飞机纵性好；飞行速度小，飞机反应慢，飞机纵性变。 3)飞行高度对纵性的影响 以同一真速在高空飞行，动压减小，飞行员为保持杆、舵在一定位置所需的力量减轻。如果在不同的高度，保持同一真速平飞，因高度升高动压减小，各平飞真速所对应的迎角普遍增大。与低空相比，高空飞行驾驶盘位置要靠后些，升降舵上偏角要大些。大速度飞行时，推杆力将减小。另外，若保持同一真速在不同高度飞行，高度升高，空气密度降低，舵面偏转同样角度，高空产生的纵力矩小，角加速度随之减小，飞机达到对应的迎角，侧滑角或坡度所需的时间增长，也就是说飞机反应匣。归纳起来，高空飞行有杆、舵变轻，反应迟缓的现象。

1.GT-1A三轴稳定平台惯导系统工作过程

如图4-4-1所示，GT-1A是一个航空型的、单垂向传感器的GPS+INS（惯导）标量重力仪，其控制平台为舒勒调谐（Schuler-tuned）三轴惯性平台。通过ADC电路，处理器（CP）获得水平加速度计输出信号Wx和Wy、重力校正信息、动态调谐陀螺仪（DTG）观测角度β和γ、光纤陀螺（FOG）输出。通过数模转换（DAC）电路，处理器（CP）将生成的DTG控制信号Ωx和Ωy传送到DTG的力矩传感器来消除进动的影响。CP产生的伺服系统（SS）控制信号（Mx和My）经功率放大后分别传送到力矩马达TMx和TMy,CP产生的方位控制信号（Mz）传送到方位稳定器，使平台在地理坐标系中保持相对稳定。

2.平台型惯导系统平台指令角速度

GT-1A平台惯导系统为指北系统，以地球坐标系为导航坐标系，3个加速度计的敏感轴定向在当地地理坐标系中的东、北、天向上。在载体运动过程中，利用陀螺使平台始终跟踪当地水平面，3个坐标轴始终指向东、北、天向。

式中：ωie为地球自转角速度；φ为载体所处的纬度；ve为载体沿东西方向的运动速度；vN为载体沿南北方向的速度；vU为载体沿天向的速度。RM和RN见式（3-2-7）中的定义。

3.平台型惯导系统平台速度

式中：Wx为东向加速度计测量的载体沿东西方向的运动加速度；Wy为北向加速度计测量的载体沿南北方向的加速度；Wz为垂直加速度计测量的载体沿天向的加速度。

对于飞机来说，垂直速度远比水平速度小，所以在计算vE和vN时可略去vU的影响。式（4-4-3）vE和vN可简化为：

因此，水平速度v为：

4.平台型惯导系统与GPS组合

高精度GPS信息作为外部输入，用GPS和惯导输出的位置和速度信息的值作为量测值；一个理想的卡尔曼（Kalman）滤波器为稳定伺服系统和垂向陀螺校正系统提供了控制算法，估计惯导系统的误，在运动中对惯导（INS）系统进行校正，以控制其误随时间的积累（章燕申，2005；董绪荣，张守信，1998；邓正隆等，2006）。其信息流程图如图4-4-5。在极其恶劣的环境下出现了短暂的加速度计饱和时，系统自动地降低卡尔曼（Kalman）滤波器的阶数来获取数据，计算平台未对准的位置，然后进行控制；这两种特征提高了系统对气流的容忍度（张开东，吴美平，等，2006,2007）。

图4-4-5 GT-1A平台式惯导系统结构图

5.平台型惯导系统的误分析

上面分析平台型惯导系统工作原理时，并没有考虑任何误，将各系统都看着理想系统（邓正隆等，2006）。实际上并非如此，其误源大致可分为：

1）元件误。主要指陀螺漂移、指令角速度刻度系数误、加速度计零偏和刻度系数误、计算机舍入误、电流变换装置误等。

3）初始条件误。这包括平台的初始对准误、计算机在解算力学方程时引入的初始速度及位置误。

4）干扰误。主要包括冲击与振动运动干扰。

5）其他误。如地三轴效率高，四轴体积小，轴越多，动作起来就越稳，但不代表灵活性下降球模型描述误、有害加速度补偿忽视二阶小量引起的误等。

请问大哥哥姐姐们 飞机飞行的原理

你所说的问题大概分为飞机姿态的控制和飞机姿态的指示：飞机姿态的指示就是通过一个三自由度的陀螺，一般是由转子、内框和外框组成。三自由度陀螺有稳定性和进动性。通过这个特性实现一个平台，最终用于飞机姿态的指示。现代飞机上的陀螺已经属于是备用设备了，主要是用激光陀螺实现对飞机三个坐标轴上的加速度的测量，然后通过积分计算算出速度，从而实现一个数字的稳定平台。飞机姿态的控制，比如说转弯，使通过副翼和空中扰流板的作动并且方向舵作动（主要防止荷兰滚）完成的。大概就是这样，详细的楼主再说的详细点。

这时候如果有风吹来，会从机翼的上面和下面分别流过。风通过机翼上下表面的时间是一样的，但因为上面的弧线长，所以流过机翼上表面的风速度就快，流过下表面的速度就慢。根据流体力学原理，机翼的上表面所受的空气压力就小，下表面所受的空气压力就大。受压力的影响，机翼就会向上浮动，飞机就升起来了。

K-8(教-8）教练机的特点:K-8E调整了飞机的总体布局，对前后舱仪表板和作台重新设计，对通信系统、导航系统、仪表系统、火控系统和电气系统进行改装，对燃油系统、纵系统、环控系统、液压系统、起落架系统结构进行设计改进。教-8可带一个23毫米机炮吊舱。机翼共有4个挂点，可挂机炮吊舱、吊舱、和副油箱、每个挂点最多可挂千克。教-8在飞行教练上主要有11种典型机动训练，包括简单特技带飞、复杂特技带飞、失速螺旋、高级特技带飞、暗舱仪表带飞、单机对机动目标攻击等等。练习包括大坡度盘旋和半滚转等动作。

同样原理，也可以解释的足球运动员为什么可以踢出弧线球（香蕉球

飞机配平是怎么做的呢？

教-8还发展了IFSTA(Integrated Flight Test Simulate Aircraft)改型，即“综合飞行测试模拟飞机”的意思，又称多轴变稳机。该改型可模拟复杂的飞行状态，代号K-8V，具有了高级教练机的一些特性。K-8V能模拟多种战机空中飞行的特性，甚至在下一代战机没有研制出来之前，将图纸上的设计参数输入到其模拟设备中，即可进行模拟飞行，从而达到验证、评估、优化和训练的目的。目前该设备可装入8套参数，模拟8种飞机的特性。研制K-8V时，洪都曾寻求与美国卡尔斯班公司等西方合作，但西方公司一方面受限制不可向输出先进航空技术，另一方面要价太高。美国试验学校曾表示愿意合作，但仅仅限于训练方面。洪都最终主要依靠自身力量，完成了K-8V的研制。根据洪都设计人员后来与英国宇航公司的交流，发现虽然双方从未在多轴变稳领域合作，但走的路子相同，甚至使用的软件都几乎一样。与歼-6改进的BW-1单轴变稳机相比，K-8V采用了双余度三轴数字数电传飞行控制系统（原来的机械纵系统保留，用于备份），在三个轴向上实现了变稳，是具有实用意义的变稳试验机型。未来K-8V将发展为五个轴向变稳，加装光纤传输飞行控制系统，并实现发动机数字全权限控制。

飞机配平系统主要用于补偿飞机飞行时由于速度、重心以及气动外形等的变化不可避免造成的力矩不平衡。民用飞机的配平系统通常主要有 4 种方式，除人工配平外，还有自动配平、马赫数配平和速度配平。

一、材料准备

飞机飞行时，由于速度、重心以及气动外形等的变化不可避免会造成力矩的不平衡，需要配平系统来补偿。CCAR－25作为民用运输类飞机适航取证必须遵循的适航标准，对民用运输机的三轴配平有着明确的要求：要求飞机在正常预期的运行条件下，当重心在有关的使用限制范围内有最不利的横向移动时，飞机必须能维持横向和航向配平；要求飞机在连续功率(推力)爬升或无动力下滑过程中，无论襟翼处于收起位置还是起飞/放下位置，或飞机进行平飞加减速时，都要能维持纵向配平。为此，民用飞机必须设计恰当的配平系统来满足配平功能的各项指标。

人工配平由驾驶员通过配平手轮等装置手动纵，手动或电驱动配平机构，通常可进行3个轴向的配平纵。马赫数配平主要在高速飞行时使用，用于补偿跨音速飞行时焦点后移所产生的下俯力矩并自动平衡纵向力矩、增加大马赫数时的飞机稳定性，以马赫数为配平系统输入。速度配平则在放下襟翼（起飞或着陆的低空飞行时）的低速飞行状态下使用，以速度作为配平系统的输入。自动配平的作用主要是在平衡状态下消除作用在自动驾驶仪舵机上的铰链力矩，避免自动驾驶仪断开时舵机负载突变产生过大的扰动。目前，自动配平多数仅限于俯仰通道。

为实现俯仰自动配平，不同的飞机可选择采用以下3种主要的配平机构，即调效配平机构、可配平的水平安定面和配平调整片。调效配平机构主要用于助力纵系统中，而通常大型飞机会利用可配平的水平安定面进行有行程限制的俯仰配平。

俯仰配平调整片是位于升降舵后缘的可偏转的小翼板，其偏转与升降舵的偏转是彼此的。由于调整片距离舵面铰链较远，适当使调整片相对于舵面反向偏转，可以有效减小舵面的铰链力矩。同时，由于调整片面积很小，对舵面的升力影响可忽略。现役的支线客机和商务/通用飞机多采用此种机构实现俯仰自动配平

飞控的常识

2）安装误。主要中指陀螺和加速度计在平台上的安装误。

1.无人机飞控的介绍

无人机是无人驾驶飞机的简称（Unmanned Aerial Vehicle），是利用电遥控设备和自备的程序控制装置的不载人飞机，包括无人直升机、固定翼机、多旋翼飞行器、、无人伞翼机。广义地看也包括临近空间飞行器（20-100 公里空域），如平流层飞艇、高空气球、太阳能无人机等。从某种角度来看，无人机可以在无人驾驶的条件下完成复杂空中飞行任务和各种负载任务，可以被看做是 “空中机器人”。飞控子系统是无人机完成起飞、空中飞行、执行任务和返场回收等整个飞行过程的核心系统，飞控对于无人机相当于驾驶员对于有人机的作用，我们认为是无人机最核心的技术之一。飞控一般包括传感器、机载计算机和伺服作动设备三大部分，实现的功能主要有无人机姿态稳定和控制、无人机任务设备管理和应急控制三大类。

2.无人机飞控的特点

飞控，也称自驾仪。有了这套自驾仪，通过地面端的电脑就或者手机就可以控制一架飞机自主起飞、自主导航、自主降落了。

什么是飞控呢？飞控就是飞机飞行的简称，既然是，那么这里边也应该有一台微电脑之类的来控制飞机，事实上现在的飞控内部除了一些传感器外还有就是多块单片机构成。现在的飞控内部使用的都是由三轴陀螺仪，三轴加速度计，三轴地磁传感器和气压计组成的一个IMU，也称惯性测量单元。

那么什么是三轴陀螺仪，什么是三轴加速度计，什么是三轴地磁传感器呢，气压计？它们在飞机上起到的是什么作用呢，这三轴又是哪三个轴呢？三轴陀螺仪，三轴加速度计，三轴地磁传感器中的三轴指的就是飞机左右，前后垂直方向上下这三个轴，一般都用XYZ来代表。左右方向在飞机中叫做横滚，前后方向在飞机中叫做俯仰，垂直方向就是Z轴。

陀螺都知道，小时候基本上都玩过，在不转动的情况下它很难站在地上，只有转动起来了，它才会站立在地上，或者说自行车，轮子越大越重的车子就越稳定，转弯的时候明显能够感觉到一股阻力，这就是陀螺效应，根据陀螺效应，聪明的人们发明出的陀螺仪。最早的陀螺仪是一个高速旋转的陀螺，通过三个灵活的轴将这个陀螺固定在一个框架中，无论外部框架怎么转动，中间高速旋转的陀螺始终保持一个姿态。

当我们开车起步的一瞬间就会感到背后有一股推力，这股推力呢就是加速度，加速度是速度变化量与发生这一变化时间的比值，是描述物体变化快慢的物理量，米每二次方秒，例如一辆车在停止状态下，它的加速度是0，起步后，从每秒0米到每秒10米，用时10秒，这就是这辆车的加速度，如果车速每秒10米的速度行驶，它的加速度就是0，同样，用10秒的时间减速，从每秒10米减速到每秒5米，那么它的加速就是负数。三轴加速度计就是测量飞机XYZ三个轴的加速度。

我们日常出行都是根据路标或记忆来寻找自己的面向的，地磁传感器就是感知地磁的，就是一个电子指南针，它可以让飞机知道自己的飞行朝向，机头朝向，找到任务位置和家的位置。气压计呢就是测量当前位置的大气压，都知道高度越高，气压越低，这就是人道高原之后为什么会有高原反应了，气压计是通过测量不同位置的气压，计算压获得到当前的高度，这就是整个IMU惯性测量单元，它在飞机中起到的作用就是感知飞机姿态的变化，例如飞机当前是前倾还是左右倾斜，机头朝向、高度等最基本的姿态数据，那么这些数据在飞空中起到的作用是什么呢？飞控最基本的功能控制一架飞机在空中飞行时的平衡，是由IMU测量，感知飞机当前的倾角数据通过编译器编译成电子信号，将这个信号通过信号新时时传输给飞控内部的单片机，单片机负责的是运算，根据飞机当前的数据，计算出一个补偿方向，补偿角，然后将这个补偿数据编译成电子信号，传输给舵机或电机，电机或舵机在去执行命令，完成补偿动作，然后传感器感知到飞机平稳了，将实时数据再次给单片机，单片机会停止补偿信号，这就形成了一个循环，大部分飞控基本上都是10HZ的内循环，也就是1秒刷新十次。

这就是飞控最基本的功能，如果没有此功能，当一个角一旦倾斜，那么飞机就会快速的失去平衡导致坠机，或者说没有气压计测量不到自己的高度位置就会一直加油门或者一直降油门。其次，固定翼飞控还有空速传感器，空速传感器一般位于机翼上或机头，但不会在螺旋桨后边，空速传感器就是两路测量气压的传感器，一路测量静止气压，一路测量迎风气压，在计算迎风气压与静止气压的压就可以算出当前的空气流速，一般是m/s。

精度基本都在3米内，一般开阔地都是50厘米左右，因环境干扰，或建筑物、树木之类的遮挡，定位可能会，很有可能定位的是虚信号。这也就是为什么民用无。

3.请问大神,想做一个都需要具备哪些知识无人机之所以能够在空中自主飞行就是因为无人机也和人类一样，也拥有一个大脑，究竟是什么样的一个大脑才能够控制一架飞机在空中自动驾驶呢？下面我们来为你解答。

朋友你好，我是1个月之前入门四轴的菜鸟，分享一下入门经验吧。

首先，你要明确，是想买器材组装四轴还是自制飞控还是完全DIY四轴

2.自制飞控的话，至少需要深入学习单片机编程知识、高等数学、控制论；具体来讲大致是姿态融合算法和PID控制算法，时 间看天赋看底子。比较难

3.完全DIY的话，理论上电调、马达都可以自己做，但这需要模拟电子、数字电子、电路分析等一系列基础的电子知识，大神级别。

什么是变稳技术

4、直尺、三角板：用于测量和划线。

多轴变稳飞机（IFSTA）也就是综合空中飞行模拟试验机，它是一种用途广、效率高、成本低的模拟仿真试验飞机，它的出现曾被誉为“开辟了飞机飞行品质、飞控技术、模拟仿真等航空领域技术研究的新纪元”。多轴变稳飞机可对试飞员、飞行员进行真实的技术改装、训练；可进行飞机空中故障的复现和排除；可对边界数据及风险科目实行探索；可对飞机飞行品质、飞控技术、试飞方法进行预先研究等。由此，为新只是教练机而已，比歼教5好纵而已型飞机的设计提供真实大气环境下模拟试验的结果和数据，这是风洞试验、地面模拟台试验、理论计算均无法代替和无法完成的。

是怎么保持稳定的？怎么保证不打转？怎么移动的？三个轴怎么分布，什么方向旋转……谢谢

1.所有器材全靠买的话，通过看攻略，高中生就可以组装成功。潜心钻研2周即可从零到爽飞

这个一句两句说不清楚，首先多轴飞行器有3个运动轴立轴横轴纵轴，6个自由度，前后左右上下，保证不自转是相邻两个轴旋转方向相反来抵消反扭矩，保持自稳悬停是飞控计算陀螺仪，角速度传感器，gps，加速度计等等传感器的数据后来控制电调再控制电机转速来将电机、电调、电池和遥控器等飞行器套件安装在飞机上。确保它们的位置和角度正确，以确保飞机的平衡和稳定。调整飞行姿态的，移动时比如向前移动就是横轴后边两个电机加速飞机姿态变为后边高前边低，桨叶气流向斜后方吹飞机获得前进的动力。