发布时间：
飞机能飞起来又主要原因有一个答案是飞机会有压力
不完全是，飞机想飞机起来必须有向上的升力，飞机的机翼上面是凸起的，下面是平的，这样在起飞时上方空气流速相对大，下方相对小，流速越大，大气压强越小，这样，大气就给了飞机升力，可以理解为大气把飞机托起上来的，另外飞机的发东西一般是矢量发动机，在起飞时与地面成一定夹角，这样不但给了飞机速度，而且同时给了飞机的上升力，主要的升力来源就是这样。
研究人员未来可能改善无人机的视野、提高它的着陆技术或者进一步对抓爪进行改善。研究人员提出，增加一个运动捕捉系统能够让机器人追踪它的猎物，并且使用机载摄像机收集到数据在飞行中做出调整。最终的改善可能想要使用一种沉积成型的制造工艺来改善它的抓爪。他们希望下一代无人机能够更强、更准确，并且能够找到着陆点并且实现真正的隐形。
1. 引言 避障方案设计中，我们期望无人机从起始点飞到目标点，就要不断通过各种传感器获取无人机当下的位置坐标，并根据无人机的位置调整无人机的姿态，最终到达目的地。四旋翼无人机飞行时会有六个自由度，性能灵活，移动迅速，路径中的障碍物也是来自于四面八方，不仅仅局限于正前方，所以增加了无人机避障过程中检测障碍物以及规划安全路径的难度，为方便实验验证算法，减少障碍物检测方向，本文计划采取四旋翼无人机定高控制下的避障飞行实验，即四旋翼无人机在期望高度下飞行，通过前置检测装置检测障碍物，利用算法实现躲避四旋翼无人机前方的障碍物，以此将三维空间中的避障转化为二维平面中的避障飞行，本章主要分析四旋翼无人机的高度解算以及姿态解算，然后利用PID控制方法简历四旋翼无人机的控制器。 定高飞行指无人机在不接受遥控器飞行指令的情况下，飞控板会自动控制无人机的友们，从而保持无人机飞行高度不变，无人机所受升力等于自身重力，定高模式下，遥控器油门输入不再控制无人机的高度，但是仍然可以控制无人机的俯仰、偏航、横滚运动，即无人机会在期望高度平面自由运动，无人机常用的几种高度信息整理如下： 绝对高度：当期位置于平均海平面的垂直距离，也叫做海拔高度。 相对高度：指两个测量地之间的绝对高度之差。 真实高度：无人机飞行过程中，飞控距离地面的实际高度即为真实高度，又称几何高度。 2. 基于互补滤波的信息融合 关于四旋翼无人机的高度以及姿态解算，需要用到数据融合，数据融合也成为信息融合，是将来自多个传感器信息进行处理，从而得出更为全面、可靠的结论，本节采用互补滤波器进行数据融合，将多传感器信息融合解算得到高度以及姿态信息，互补滤波法要求融合的信号的干扰噪声处在不同的频率，通过设置两个滤波器的截止频率，确保融合后的信号能够覆盖需求频率，通过预测---矫正融合两种信息来源，一般是预测其中一种信息，然后利用另外一种信息进行校正。 2.1 基于互补滤波的高度解算 定高控制需要获取无人机的高度信息，绝大多数情况下，飞控的高度信息是由飞控内部的气压计来提供的，气压计测量的是绝对高度，利用大气气压伴随高度的增加而降低的原理测量，测量公式：所以气压计高度测量可以表示为：即气压计所测高度等于实际高度加上测量误差高度。 实际飞控板内计算气压计数据时，会采集多次数据求均值然后进行计算，但是单一的传感器所提供的信息似乎不能够满足实际飞行的要求，而且气压计有其难以忽视的缺陷： （1）气压计测量时，噪声干扰很大，数据不够平滑； （2）气压计所测数据会存在漂移现象； （3）经实验证明，气压计测量受温度以及气流干扰严重，低温、强气流环境下，气压计均无法测得准确数值。 加速度计也可以获取飞控的位置信息，飞控通过加速度计获取到当前的加速度以后，通过积分得到垂直速度信息，再积分即可获取高度信息，如下：但是加速度计同样存在固有的缺陷问题，多次积分会使结果产生累积误差，且加速度计的瞬时测量值误差会比较大。 显然，无法单独依靠气压计或者加速度计提供准确的高度信息反馈到实际地控制中，考虑通过其他传感器与气压计的数据进行数据融合处理，以期望得到良好精确的高度信息。 互补滤波算法是通过将气压计于加速度计测量得到的高度信息按照权重进行融合，以此为基础结算高度信息，采用高通滤波器处理加速度细心，低通滤波器处理气压计信息，其中加速度计可以获取飞控的垂直方向上的加速度，经过积分可以化的垂直方向的速度信息，整个算法的核心思想是由地理坐标系下的加速度通过积分，来获得速度、位置信息；经过2次修正陈尚可利用的信息，第一次是李忠传感器计算修正系数产生加速度的偏差修正加速度，第二次是利用修正系数修正位置；最后可利用速度经过加速度修正，可利用的位置经过了加速度和位置修正，加速度的修正过程是由机体测量的加速度通过减去偏差，再转换到地理坐标系。 气压计主要的作用就是计算一个校正系数来对加速度偏移量进行校正。数据融合过程如图所示：加速度计测量的是无人机的加速度，测量值是机体坐标系下的，所以需将加速度值利用旋转矩阵转换为地面参考坐标系下的加速度。具体融合信息的实现过程如下：（2）将加速度计测量的加速度通过旋转矩阵转换到地面参考坐标系下，转换之前注意需要先去除加速度计的偏移量，因为地理坐标系下 z 轴加速度包含重力加速度，所以需要将重力加速度补偿上去； （3）计算气压计的校正系数，这个系数也就是需要用来校正加速度计的系数，具体公式为（4）利用所求的气压计校正系数计算加速度计的偏移向量。 （5）将加速度偏移向量转换回机体坐标系，将转换后的加速度积分，得到融合后的速度信息，再对速度信息积分，即可得到最终的高度估计值，最后将气压计矫正系数二次校正。 采集飞行数据并通过 Matlab 软件仿真以后的结果如图所示，可见融合以后的高 度较加速度计以及气压计单独测的高度准确。2.2 基于互补滤波的姿态解算 从飞行原理可以看出，无人机飞行过程中，最终的控制要回到姿态控制上面，通过具体的欧拉角度调整，从而控制无人机的飞行姿态。要完成无人机的e姿态控制，就需要采集到无人机当前的姿态，然后经过控制算法，将无人机当前姿态调整到期望的姿态，姿态采集主要依靠飞控的惯性测量单元IMU，姿态解算精确与否直接关联到无人机飞行位置精确与否。 飞行过程中，陀螺仪测量无人机的角速度，具有高动态性能，将角速度对时间积分可以得到三个欧拉角角度，陀螺仪数据在积分过程中，会形成累计误差，累计误差随着时间增加不断变大，所以短时间内陀螺仪测量值比较可靠。磁力计主要测量当前的磁场分布，即无人机与磁场之间的角度，这个角度即为偏航角，但是磁力计受周围磁场干扰严重，实际测量中误差较大。加速度计之前已经介绍过，不再赘述。 三种传感器再频域上特性互补，所以本文考虑采用互补滤波融合这三种传感器的数据，实际是利用加速度计与磁力计融合后补偿陀螺仪所测的姿态信息，提高测量精度和系统的动态性能。 三种传感器的数据融合过程如图所示，陀螺仪经过高通滤波器，消除低频噪声，加速度计与磁力计经过低通滤波器，消除高频噪声。利用旋转矩阵将三个传感器所测量的欧拉角转换为四元数形式，然后计算磁场的参考方向计算重力分v与磁场分量w：利用加速度，磁力计的值与重力分量，磁场分量求取误差：利用比例-积分处理上步所求误差，然后利用所求的值补偿陀螺仪产生的零漂现象， 最终结算得到当前姿态信息。 采集飞行数据并通过滤波以后的结果如图 5.4 俯仰角，图 5.5 滚转角，图 5.6 偏航角。3. PID控制器设计 无人机定高飞行主要分两种情况，一种是手动控制定高模式，此种模式下，无人机飞控仍然接收并执行遥控器指令信号，另一种是无人机自主飞行时，如航点飞行或者 offboard 模式等，设定无人机在一定高度下执行预设飞行任务，而不依靠遥控器信号指 令控制自身运动，而本文研究的是第二种定高模式。 在位置控制的背景下，本文中串级双环 PID 控制系统专为实现避障系统而设计，保证四旋翼无人机可以准确的到达目标位置，并且在悬停时保持四旋翼的稳定性。整个双回路控制系统分为内环控制（姿态控制）和外环控制（位置控制）两部分，其中外环控制中主要研究定高控制部分。 3.1 PID控制原理 PID 控制器是控制理论中最经典的控制算法，PID 算法简单，可靠性高，被广泛应用于过程控制与运动控制，PID 控制主要由比例，积分以及微分三个环节组成，通过这三个环节对输入值与输出值形成的差值分别做比例运算，积分运算和微分运算，将控制结果发送到被控对象以实现对系统的控制作用，闭环 PID 控制系统原理图如图所示。PID 的三种环节中比例环节 P 的作用是直接将误差的比例作为输出，加快系统的响应速度，提高系统调节精度，但是较大的比例作用会使对象的输出产生较大波动，太小的比例作用会使对象的输出变换缓慢。积分用于将之前的误差值与时间的比例累加起来作为输出，积分环节 I 主要用于消除对象输出稳定时的稳态误差，但是会存在积分饱和情况。微分环节 D 将误差随时间的变化的斜率以比例的形式输出，改善系统的动态性能， 主要用于缩短对象的上升时间，加快响应速度，达到超前调节的作用。使用 PID 控制器的过程中，既可以使用 PID 控制，也可以单独使用 P、PI、PD 等控制，使用的过程即3.2 串级PID控制器设计 本文把避障研究简化到二维平面以后，整体的位置控制就被分为了两部分：定高控制与平面位置控制。其中平面的位置控制即由机载设备发送平面位置，然后由飞控执行。（1）高度控制器 因为高度信息是三维位置的垂直方向信息，所以在实际的飞控控制的无人机飞行的过程中，高度控制属于位置控制的一部分，其中关于高度控制器的流程图可以总结为下图所示。（2）姿态控制器4. 本文小结 本文主要介绍避障过程中相关姿态以及位置高度的控制设计过程，要想控制效果好，首先解算要准确，再飞控资深所带传感器具有固有缺陷的前提下，通过互补滤波算法融合传感器数据，通过融合加速度计与气压结算无人机实际高度，融合加速度计、磁力计与陀螺仪数据解算无人机当前姿态信息；最后利用PID控制算法，设计了串级PID高度控制器与串级PID姿态控制器。
无人机研究所主任告诉我们，无人机的开发研制，是当今国际航空领域一个重要发展方向，它具有体积小、重量轻、机动性好、飞行时间长、成本低、便于隐蔽、无需机场跑道、可多次回收重复使用等优点，它现已成为世界各军事大国武器装备的重点。中国的无人机研究所有很多，而阅兵方队的无人机全部由西北工业大学无人机研究所研制，说明我们的技术更先进、质量更过硬。作为一名附中的学生，我感到无比的骄傲与自豪。研究所主任还告诉我们，参加阅兵的无人机共三种型号，它们都有不同的性能。那个机顶上带个大球球的，就是装有雷达的无人机。绕着方阵参观的时候，我看到无人机雪白的机身，十分耀眼，在阳光的照耀下，我仿佛看到了研究人员的汗水，仿佛看到了他们在研制时的情景，仿佛看到了祖国的腾飞!想当年，我们头上扣着“东亚病夫”的帽子;而现在，祖国屹立在世界的东方!六十年，在人类的历史长河中或许微不足道，但在祖国的成长历程中却足以刻骨铭心
无人机可变机翼的可行性非常高，这种设计可以提高无人机的性能和效率。可变机翼可以动态优化飞机的翼型，从而改善民用无人机的隐身性能，抗空气阻力，提高飞机性能及操作效率。
可变前掠翼是可行的但是有必须要有更有效率的发动机做支撑。 1前掠翼用作亚音速或者超机动。 可变基本上是变三角翼。 三角翼的特点为高速性能好,基本用于超高音速巡航。 那么按性价比来说如果没有2-3马赫的速度的发动机,那这飞机根本就不划算。
可变机翼无人机在技术上具有很多独特的优势，可以在空中迅捷而又精确地改变方位，从而获得更好的稳定性。另外，它不需要传统机翼或叶片，也不会受到任何气动阻力和质量限制。此外，一些专用结构可以节省体积，提高有效载荷。可变机翼的发展将有助于扩大无人机的灵活性，减少飞行时间，并简化系统构造，使无人机更加轻巧、可靠和便携。然而，有一些技术问题尚未解决。首先，无人机的控制系统尚未充分发展。机翼变形和变形时发生的空力变化非常复杂，需要高级的遥控技术。另外，机翼电机控制也比较困难，甚至需要有向量控制算法。其次，有关传感器的稳定性仍然存在问题。传感器在检测机翼的形状时需要精确的charactristcs，以获得高精度的控制。最后，可变机翼无人机的可靠性仍须改进，因为改变机翼形状所涉及的机制、材料和
武直十旋翼是顺时针旋转,阿帕奇是逆时针旋转，尾翼一个在左，一个在右。 这么设计并不是任意的，而是有道理的。尾桨的作用主要是为了抵消直升机主旋翼产生的旋转力矩（与主旋翼旋转方向相反），武直10和阿帕奇的尾桨都是推力尾桨，所以根据旋翼的旋转方向一个设在左、一个设在右，对机身提供的力矩能有效抵消主旋翼的旋转力矩。旋翼叶片的数量有很多因素要考虑，主要是升力需要、转速限制、震动限制、直径限制、安全冗余、维护维修难度、寿命等等。。尤其是那个历来让人头疼的轮毂复杂程度，都会影响旋翼片数的选定。。
浅谈多旋翼无人机任务系统的优秀论文
前言： 随着无人机产品的不断增加，市场之间的竞争力，也逐渐的提升，对此本项目研究出了更适合于工业控制、自动化装备等领域产品的多旋翼无人机，产品不仅定位合理，同时与其他产品存在一定的差异，该任务系统，是指先进智能装备数据链的无人多旋翼任务，存在较高的能量利用效率、载荷运输性能，是其它无人机产品，在技术方面不能相比的;制定合理的市场规划，会给企业带来一定的经济效益。
1 多旋翼无人机定义概述
我们常称无人飞行载具，为无人飞机系统，主要是利用无线电智能遥控设备，以及自带的控制程序装置，对于不载人的飞机进行操控。其中广义的无人机，包括狭义无人机以及航模。
多旋翼飞行器，主要由动力系统、主体、控制系统组成，动力系统包括电机、动力、电子调速器、桨;主体部分包括机架、脚架、云台;控制系统包括由遥控接收器、遥控组成的手动控制;地面站，以及由主控、GPS、IMU、电子陀螺、LED显示屏组成的飞行控制器。其中四旋翼，是一种4输入6输出的欠驱动系统;通过PID、，鲁棒、模糊、非线性、自适应神经网络控制。近年来，对于系统的控制功能的研究趋势，为大荷载、自主飞行、智能传感器技术、自主控制技术、多机编队协同控制技术、微小型化等方向。其中一些关键技术为，数学模型的建立、能源供给系统、飞行控制算法、自主导航智能飞行。
2 控制系统改进发展阶段
多旋翼无人飞行器的控制系统，最初是由惯性导航系统，借助了微机电系统技术，形成了EMES惯性导航系统;经过对于EMES去噪声的研究，有效的降低了其传感器数据噪音的问题，最后经过等速度单片机、非线性系统结构的研究、应用，最终在2005年，制作出了性能相对稳定的多旋翼无人机自动控制飞行器。对其飞行器的评价，可从安全性、负载、灵活性、维护、扩展性、稳定性几方面要素进行分析。具有体积小、重量轻、噪音小、隐蔽性强、多空间平台使用、垂直起降，以及飞行高度不高、机动强、执行任务能力强的特点;在结构方面，不仅安全性高、易于拆卸维护、螺旋桨小、成本低、灵活控制的特点。
3 技术原理
3.1系统组成
无人多旋翼任务系统，总体技术方案框图如图1所示;如图所示，无人多旋翼任务系统，由无人机、地面工作站构成。无人机，由多旋翼无人机、任务载荷组成;地面工作站，由数据链通信单元、工业控制电脑、飞行控制摇杆等组成。
3.2系统技术原理
3.2.1多旋翼无人机，通过对于螺旋桨微调的推力，实现稳定的飞行姿态控制、维持。经过上述，对于多旋翼无人机、常规直升机、固定翼飞机的对比，可以明显的看出，多旋翼无人机，在任务飞行方面，具有多能量的优势，从而更好的执行完成飞行任务，改善了飞行姿态维持，消耗大量能量的缺陷，从而更好的保证了其能量利用率，直接产生续航时间、载荷运输性能的提升;在结构方面，做了大量的简化，省去了传动机构，使其运行噪音、故障概率、维护成本大大的降低。
3.2.2无人机，与地面工作站之间的通信，通过设备数据链实现连接，起到通信中介的作用，同好也是无人机、地面工作站之间，实现地空信息交换的重要桥梁环节。以往无人机，对于地空信息的转换连接，只是普通的点对点通信，收到信号传输距离的影响，性能发挥受到严重的影响，只能实现一些简单遥控数据信号的传输。
但是本项目，对于无人多旋翼任务系统的研究，是通过数据链协议MAVLink的研究后，将其合理的嵌入到控制核心、地面数据链的ARM平台中，有效的改善了以往低空信息传输环节存在的问题，将其遥测、遥信、遥控、遥调、遥视这五遥很好的进行了统一，保证了通信之间的无障碍，从根本上解决了无人机和地面工作站的数据通信问题。其中涉及到的.五遥;其中遥测，是指对于远方的电压、电流、功率、压力、温度等模拟量进行测量;其中遥信，是指对于远方的电气开关、设备，以及机械设备的工作、运行等状态进行监视;遥控，是指对于远方电气设备、电气机械化装置工作状态的控制、保护;遥调，是指对于远方所控设备的工作参数、标准流程等进行设定、调整;遥视，是指对于远方设备的安全运行状态的监视、记录。
3.2.3传统的无人机，在飞行时需要通过人工对于遥控器的操作，对其飞行姿态进行的控制，体现出其自动程序的不完善，功能单调等缺陷。但是本项目对于无人机的研究，在地面工作站，通过飞行任务规划软件的配套，有效的改善了以往功能单一的缺点，直接增加了其功能性。其中飞行任务规划软件，具备GoogleMap高速API接口，实现对于无人机飞行航线，在三维地图上的简易规划，同时也能对其航线进行启动，使其实现自动巡航、执行飞行任务、返航等操作。
4 技术关键点及创新点
4.1技术关键点：
4.1.1地空信息的的数据通信。
先进智能装备数据链协议MAVLink的应用，能够对其所有数据进行有效的整合，并全部归纳在数据链路中，整合五遥操作，有效的降低了多种通信制式、通信模块存在等方面的问题，提高了通信效率，保证了通讯功能得以有效发挥。
4.1.2解决飞行姿态操控问题
嵌入式操作系统，在ARM处理器平台上的应用，加上陀螺仪等传感器、卡尔曼滤波等先进算法，从而更好的保证了控制系统的功能增加，除此之外，不仅实现了无人操作飞行，在飞行操纵方面，也有效的降低了能耗，增加了能量利用率。
4.1.3在工业控制领域应用的扩展
本项目以同一载具+多种载荷的建设、研究思路，针对于型号相同的多旋翼飞行器，设计一样的数据、电气、机械接口的任务载荷，实现快速更换载荷，使其飞行任务之间，能够良好、稳定的切换、衔接，保证该系统的实用性，同时也减少了任务执行的成本。
4.1.4增强地面工作站功能
通过C/S架构、C#语言、.net平台、三维GoogleMap、SQL数据库，以及地面任务规划软件、分析数据分析软件，从而更好的增强地面工作站的功能，以及自动化、智能化的程度,更好的为用户操作，带来更多的便利。
4.2项目的技术创新性
4.2.1在无人机、地面站，在植入数据链MAVLink的同时，加强整体系统功能的改进，有效的实现了五遥的综合统一。
4.2.2卡尔曼滤波、四元数算法，加上嵌入式ARM平台，对其飞行姿态实现有效控制。
4.2.3同一载具+多种载荷思路的研究，实现了无人机，对任务执行模式的有效转换。
4.2.4同时地面任务规划软件、分析数据分析软件的应用，提高了系统的控制功能，以及系统智能化程度。
5 总结
综上所述，通过对于无人多旋翼任务系统的分析，发现我国针对于此方面的研究，仍存在很多不完善的地方，该项目通过C/S架构、C#语言、先进智能装备数据链、分析数据分析软件等，照比以往的无人机飞行器，在系统功能改进方面，实现了遥测、遥信、遥控、遥调、遥视的统一;在任务执行模式方面，实现了灵活转换;在飞行姿态方面，实现了智能操控;是在已有多旋翼飞控技术的基础上，有效的规避了其以往的缺陷，同时自主飞行控制软件编程，这种飞控任务的提供，有效的实现了飞行中，自主导航智能飞行。
据美国《航空周刊》报道，知名的贝尔公司宣布其研制的第三代倾转旋翼机——V-280“勇气”被美军“多任务技术验证机”项目选中，按照该公司的说法，V-280在低速灵活性、高速大过载机动性能、燃油效率等各方面都大大优于V-22，并且能飞更远的航程，这都保证了“勇气”取代“鱼鹰”有充分的“技术合理性”。比“鱼鹰”更皮实贝尔公司商业代表承认，V-280的基础设计脱胎于“鱼鹰”，但更强调经济性。该机具备较高技术成熟度和作战水平，可像“鱼鹰”一样垂直起降，最大起飞重量约6.8吨左右，巡航时速为518千米/小时，作战半径可达1481公里，适合在高海拔地区执行远程作战任务。尽管设计思路脱胎于“鱼鹰”，但“勇气”毕竟与“鱼鹰”有所不同。与“前辈”相比，V-280旋翼机最明显的区别是发动机配置，其发动机机舱由倾转变为水平固定。按照贝尔公司的说法，这种设计可以使旋翼机在战区着陆时降低敌方火力的威胁。V-280在设计过程中始终坚持低成本理念，比起V-22高达380亿美元的研发经费，V-280的耗费少得多。从公开资料可以看到，V-280将V-22的前掠翼改为直翼，更加简化和流畅。同时，新型机还采用蜂窝复合材料生产大型整体旋翼，一来可减轻重量并降低成本，二来可对损伤进行实时监测。在当前愈发窘迫的财政压力下，美军最迫切的愿望是用最小代价实现最大回报，V-280的设计理念充分体现这一点。与传统直升机相比，V-280所用零部件减少了，但战场运输能力未受多大影响。贝尔公司介绍称，此次推出的V-280“勇气”旋翼机可一次运送11名全副武装的战斗人员，从运力来看，属于中型旋翼机。综合起来分析，无论巡航速度、续航力还是运输能力，V-280“勇气”都是一款性价比不错的旋翼机。继承“鱼鹰”优势V-280“勇气”并非从源头上创新，而是对V-22“鱼鹰”倾转旋翼机的继承和补充。作为贝尔和波音公司联合设计制造的首款倾转旋翼机，V-22“鱼鹰”的诞生，颠覆直升机的设计制造理论。当其推进装置垂直向上产生升力时，便可像飞行器垂直起飞、降落或悬停。起飞后，推进装置可转到水平位置产生向前的推力，像固定翼飞机一样飞行。这就使之兼有固定翼螺旋桨飞机的高速、长航程、低油耗的优点，又可垂直起降。1973年，贝尔公司着手这种倾转旋翼飞机的研究。25年后，首架“鱼鹰”开始生产并交付美国海军陆战队试用。V-280继承了“鱼鹰”的五大优点。首先是速度快，“鱼鹰”的巡航时速为509公里，最大时速可达650公里。这一点，新型V-280完全能与之媲美。其次是噪声小，倾转旋翼机因巡航时以固定翼飞机的方式飞行，噪声远比传统直升机的螺旋桨声音小。第三是航程远，“鱼鹰”的航程大于1850公里，若再加满两个转场油箱，航程可达3890公里。而V-280采用轻质机身材料，航程只会增不会减。第四是耗油率低，倾转旋翼机在巡航飞行时，因机翼可产生升力，相同时间内耗油率比常规直升机低。第五是振动小，倾转旋翼机的旋翼布局在远离机身的机翼尖端，且旋翼直径较小，因此座舱的振动水平比一般直升机低得多。除继承“前辈”优点，V-280也善于吸取前车之鉴，避免不少弯路。比如，V-280的研发直接在“鱼鹰”现有成熟的技术基础上进行，缩短研制周期。而“鱼鹰”的研制周期长达半个世纪，且目前的技术仍不是很成熟。而以“鱼鹰”为基础研发新型旋翼机，无疑会降低旋翼机的研制费用。要知道，倾转旋翼机是一项高新技术产品，技术复杂、难度高，要验证各项技术需要很高的费用。据估算，“鱼鹰”倾转旋翼机的研制总费用达380亿美元，海军型MV-22的单价更是达到4400万美元。而V-280在“鱼鹰”的基础上降低气动复杂性，该机不再采用“鱼鹰”的前掠翼设计，这使得其在旋翼机前飞速度很低且下降速度较大时，不会因陷入下沉气流而导致坠机。事实上，至今为止，“鱼鹰”倾转旋翼机已经发生多次意外事故。其中，一些事故是由于安装了不符合标准的零件和软件故障引起的，另一些事故则是由于遭遇了危险的涡环气流影响。正因为“鱼鹰”的可靠性和维修性不甚理想，美军才强烈要求贝尔和波音公司对发动机舱进行重新设计。V-280正是在这样的背景下诞生的。为更新换代做准备按照美军的预想，V-280研制定型后，将用于取代现役UH-60“黑鹰”及AH-64“阿帕奇”。据统计，美军现役直升机包括运输直升机、武装直升机、侦察直升机、反潜直升机、扫雷直升机、特种直升机、空中加油直升机和无人驾驶航空侦察器。其中，AH-64“阿帕奇”和AH-1“眼镜蛇”为美军现役主力武装直升机机型，CH-47“支努干”直升机专事运输，UH-60“黑鹰”和MH-60“铺路爪”则是多任务直升机。除较新的“鱼鹰”外，这些直升机的共同特点是，研制时间早，服役时间长。随着时间的推移，这些直升机的设备渐渐老化，维护保养越来越困难，难以满足美军作战需要。尤其是近几年来，美军现役直升机的可靠性越来越差，机毁人亡事件时有发生，这促使美军加速直升机装备的更新换代步伐。据悉，贝尔公司已为V-280旋翼机设计了两个类型：一种是通用型，可搭载11名战斗人员和4名机组人员。另一种是攻击型，用于取代AH-64“阿帕奇”直升机。为满足交付需求，贝尔公司正将精力集中在提升新型旋翼机的速度、航程及生产能力上。不过，也有专家指出，由于V-280“勇气”继承了“鱼鹰”的大部分理念，一些“鱼鹰”的固疾仍然存在，如在旋翼倾转过程中，机体稳定性仍有缺陷。而美国航空航天局所做的一项评估也发现，还有未知的航空力学现象威胁此类飞机的安全。由此可见，倾转旋翼机的许多技术仍有待进一步研究和验证。
飞机机翼是如何产生升力的？
机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快(V1=S1/T>V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力 F1 小于下表面的 F2 。F1、F2 的合力必然向上，这就产生了升力。
机翼升力的产生，简单来说，就是通过改变机翼上下平面的形状，影响到流过机翼时候的空气流速。
一般机翼的形状是上曲面下平面，这样机翼上部空气的流速会比下面快，也就产生了压力差。
机翼在快速掠过空气的时候，就会产生足够的托举力，也就是升力。
初中的课本可能讲的不详细，但是基本原理是不会错的。
他胜利的原理是根据空气的流速，当空气的密度越高的时候，他的压力就越小，因此就上升了