第一節　飛行器

飛行器（Flight Vehicle）是由人類制造、能飛離地面、在大氣層內或大氣層外空間（太空）飛行的機械飛行物。大氣層內飛行的稱為航空器，在太空飛行的稱為航天器。

航空器依據獲得升力的方式不同分為兩大類：一類是輕于空氣的航空器，依靠空氣的浮力飄浮于空中，如氣球、飛艇等；另一類是重于空氣的航空器，包括非動力驅動和動力驅動兩種類型。無人機系統飛行器平臺主要使用的是重于空氣的動力驅動的航空器。

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從飛行器平臺技術本身來講，無人機和有人機并無本質的區別，但無人機系統平臺更加“簡單”。這主要體現在以下五個方面：

① 不需要生命支持系統，平臺規模尺度較小，更加簡化。

② 為降低采購價格，相對于有人機在一定程度上放寬了可靠性指標。

③ 無須考慮過載、耐久等人為因素，平臺更加專業化。

④ 對場地、地面保障等依賴減小。

⑤ 訓練可大量依賴于模擬器，延長飛行器實際使用壽命。

一、航空器平臺

1. 固定翼平臺

固定翼平臺即固定翼航空器（Fixed-wing Aeroplane）平臺，即日常生活中提到的“飛機”，是指由動力裝置產生前進的推力或拉力，由機體上固定的機翼產生升力，在大氣層內飛行的重于空氣的航空器。其結構通常包括機翼、機身、尾翼和起落架等。其中機翼和尾翼上有副翼、升降舵、方向舵、襟翼等控制舵面。操縱時，通過伺服機構改變各控制舵面位置及動力裝置輸出量，產生相應的控制力和力矩，使飛行器改變高度和速度，并進行轉彎、爬升、俯沖、橫滾等運動。

（1）機翼

機翼是固定翼飛行器產生升力的部件，機翼后緣有可操縱的活動面，一般靠外側的叫副翼，用于控制飛機的滾轉運動；靠內側的則是襟翼，用于增加起飛著陸階段的升力。大型飛機機翼內部通常安裝有油箱，軍用機機翼下面有可供掛載副油箱和武器等的附加設備。有些飛機的發動機和起落架也安裝在機翼下方。

（2）機身

機身的主要功能是裝載人員、貨物、燃料和任務設備等，同時它是其他結構部件的安裝基礎，用以將尾翼、機翼、起落架等連接成一個整體。

（3）尾翼

尾翼是用來配平、穩定和操縱固定翼飛行器飛行的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）兩部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安裝在其后部的升降舵組成，水平尾翼由固定的水平安定面和安裝在其后部的升降舵組成，一些型號的飛機升降舵由全動式水平尾翼代替。方向舵用于控制飛機的橫向運動，升降舵用于控制飛機的縱向運動。

（4）起落架

起落架是用來支撐飛行器停放、滑行、起飛和著陸滑跑的部件，一般由支柱、緩沖器、剎車裝置、機輪和收放機構組成。陸上飛機的起落架裝置一般由減震支柱和機輪組成，此外還有專供水上飛機起降的帶有浮筒裝置的起落架和飛機在雪地起降用的滑橇起落架。

2. 旋翼平臺

旋翼平臺即旋翼航空器（Rotary Wing Aircraft）平臺。旋翼航空器是一種重于空氣的航空器，其在空中飛行的升力是由一個或多個旋翼與空氣進行相對運動的反作用獲得的?，F代旋翼航空器通常包括直升機、多軸飛行器和旋翼機三種類型。

旋翼航空器的名稱易與旋翼機混淆，實際上旋翼機的全稱為自轉旋翼機，是旋翼航空器的一種。

（1）直升機

直升機是一種由一個或多個水平旋轉的旋翼提供升力和推進力而進行飛行的航空器。直升機具有大多數固定翼航空器所不具備的垂直升降、懸停、小速度向前或向后飛行的特點。這些特點使得直升機在很多場合大顯身手。直升機與固定翼飛機相比，其缺點是速度低、耗油量大、航程較短。

直升機的升力產生原理與固定翼相似，只不過這個升力來自于繞固定軸旋轉的“旋翼”。

旋翼不像固定翼航空器那樣依靠整個機體向前飛行來使機翼與空氣產生相對運動，而是依靠自身旋轉產生與空氣的相對運動。但是，在旋翼提供升力的同時，直升機機身也會因反轉矩（與驅動旋翼旋轉等量但方向相反的轉矩，即反作用轉矩）的作用而具有向反方向旋轉的趨勢。為了克服“旋翼”旋轉產生的反作用轉矩，常見的做法是用另一個小型旋翼，即尾槳，在機身尾部產生抵消反向運動的力矩。人們將這種直升機稱為單旋翼直升機。另外一種做法是采用旋翼之間反向旋轉的方法來抵消反轉矩的作用，即多旋翼直升機。

（2）多軸飛行器

多軸飛行器（Multirotor）是一種具有三個及以上旋翼軸的特殊直升機。其通過每個軸上的電動機轉動帶動旋翼轉動從而產生升推力。旋翼的總距固定，而不像一般直升機那樣可變。通過改變不同旋翼之間的相對轉速，可以改變單軸推進力的大小，從而控制飛行器的運行軌跡。

由于其結構簡單，便于量產，近年來微型飛行器領域常見的有四軸、六軸、八軸等。其體積小、重量輕，因此攜帶方便，能輕易進入人不易進入的各種惡劣環境。和傳統直升機相比，它有許多優點：它的旋翼角度固定，結構簡單；每個旋翼的葉片比較短，葉片末端的線速度慢，發生碰撞時沖擊力小，不容易損壞，也對人更安全。有些小型四軸飛行器的旋翼有外框，避免磕碰。發展到如今，多軸飛行器已可執行航拍電影、取景、實時監控、地形勘探等飛行任務。

（3）旋翼機

自轉旋翼機簡稱旋翼機，是旋翼航空器的一種。它的旋翼沒有動力裝置驅動，僅依靠前進時的相對氣流吹動旋翼自轉以產生升力。旋翼機必須像固定翼航空器那樣滑跑加速才能起飛，少數安裝有跳飛裝置的旋翼機能夠原地跳躍起飛，但旋翼機不能夠像直升機那樣進行穩定的垂直起降和懸停。與直升機相比，旋翼機的結構非常簡單、造價低廉、安全性較好，一般用于通用航空或運動類飛行。

自轉旋翼機的設計各種各樣，但是大多數設計的基本構成要素是相同的。一架具備基本功能的自轉旋翼機通常包括機身、動力系統、旋翼系統、尾翼和起落架五個部分。

機身：是其他部件的安裝結構。

動力系統：提供旋翼機向前飛行的推力，在飛行時和旋翼系統無關。

旋翼系統：提供旋翼機飛行所必需的升力和控制能力。常見的是帶槳轂傾斜控制的蹺蹺板式旋翼，也可以采用全鉸式旋翼。

尾翼：提供穩定性和俯沖、偏航控制，同固定翼飛機的尾翼功能類似。

起落架：提供在地面上的移動能力，類似于固定翼飛機的起落架。最常見的為前三點式起落架。

3. 其他

除了上述幾種主流航空器類型外，撲翼機和變模態旋翼機也是現代航空器的重點研究方向。

撲翼機是通過像鳥類和昆蟲那樣上下撲動自身翅膀而升空飛行的航空器，又稱振翼機。作為一種仿生學的機械，撲翼機與它模仿的對象一樣，以機翼同時產生升力和推進力。但也由于升力和推進力由同一部件產生，涉及的工程力學和空氣動力學問題非常復雜，其規律尚未被人類完全掌握。有實用價值的撲翼機至今尚未脫離研制階段，微型航空器領域是撲翼機最有可能實用化的領域。

傾轉旋翼機是一種典型的變模態旋翼機平臺，也叫可傾斜旋翼機，是一種同時具有旋翼和固定翼功能，并在機翼兩側各安裝有一套可在水平和垂直位置之間轉動的可傾轉旋翼系統的航空器。傾轉旋翼機在動力裝置旋轉到垂直位置時相當于橫列式直升機，可進行垂直起降、懸停、低速空中盤旋等直升機的飛行動作；而在動力裝置旋轉至水平位置時相當于固定翼螺旋槳式飛機，可實現比直升機更快的巡航航速。以上特點使得傾轉旋翼機兼具直升機和固定翼飛機的優點，應用前景十分廣闊。

二、動力裝置

動力裝置是航空器發動機以及保證發動機正常工作所必需的系統和附件的總稱。

無人機使用的動力裝置主要有活塞式發動機、渦噴發動機、渦扇發動機、渦槳發動機、渦軸發動機、沖壓發動機、火箭發動機、電動機等。目前主流的民用無人機所采用的動力系統通常為活塞式發動機和電動機兩種。

1. 活塞式動力裝置

活塞式發動機也叫往復式發動機，由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、螺旋槳減速器、機匣等組成主要結構?；钊桨l動機屬于內燃機，它通過燃料在氣缸內的燃燒，將熱能轉變為機械能。活塞式發動機系統一般由發動機本體、進氣系統、增壓器、點火系統、燃油系統、啟動系統、潤滑系統以及排氣系統構成。

（1）進氣系統

進氣系統是活塞式發動機的動脈，為發動機提供燃燒做功所需的清潔空氣和燃料，并且燃油的混合也是在這里完成?；钊桨l動機進氣系統的作用是：將外部空氣和燃油混合，然后把油氣混合物送到發生燃燒的氣缸。外部空氣從發動機罩前部的進氣口進入進氣系統。這個進氣口通常會包含一個阻止灰塵和其他外部物體進入的空氣過濾器。

小型活塞式發動機通常使用以下兩種類型的進氣系統。

① 汽化器系統：汽化器本質上是一根管子。管子中有一個可調節板，稱為節流板，它控制著通過管子的氣流量。管子中有一段較窄，稱為文丘里管，在此窄道中氣體流速變快，壓力變小。該窄道中有一個小孔，稱為噴嘴，汽化器通過它在低壓時吸入燃料。

② 燃油噴射系統：燃油噴射系統即電子燃油噴射控制系統，以一個電子控制裝置為控制中心，利用安裝在發動機不同部位上的各種傳感器測得發動機的各種工作參數，按照在電腦中設定的控制程序，通過控制噴油器，精確地控制噴油量，使發動機在各種工況下都能獲得最佳濃度的混合氣。

（2）增壓器

增壓器是一種用于活塞式發動機的輔助裝置。發動機產生動力的條件是空氣中的氧氣與燃料的燃燒，由于一定大氣壓力下單位空氣的含氧量是固定的，同時一般的自然進氣發動機是依靠活塞運動產生的壓力差將空氣或空氣與燃油的混合氣吸進氣缸，壓力差有其上限，使得自然進氣發動機的動力被大氣壓力局限，因此有了增壓器的使用。裝設增壓器提高發動機進氣的壓力以增加其中氧氣的含量，通?？梢允拱l動機增加20%～50%甚至更高的輸出功率。最新的增壓器技術能大幅度降低油耗。

（3）點火系統

點火系統是用于點燃燃料-空氣混合氣的系統。點火系統應產生足夠能量的高壓電流，準時和可靠地在火花塞兩電極間擊穿，產生火花點燃發動機氣缸內的混合氣，并能自動提前調整點火角，以適應發動機不同工況的需求。

點火系統的種類繁多。早期的航空活塞式發動機采用由飛輪磁電機、點火線圈、白金觸點斷電器和火花塞組成的點火系統。隨著電子技術的發展，當前的無人機活塞式發動機多采用晶閘管無觸點電容放電式點火系統。電容放電式點火系統由霍爾效應傳感器、點火控制盒、點火線圈和火花塞組成。

（4）燃油系統

活塞式發動機燃油系統由油箱、油泵、燃油過濾器、汽化器和燃油噴射系統組成。燃油系統用來提供持續的從油箱到發動機的潔凈燃油流量。燃油在所有發動機功率、高度、姿態和所有核準的飛行機動條件下必須能夠供給發動機。無人機系統一般使用兩種常規類型的燃油系統，即重力饋送系統和燃油泵系統。重力饋送系統使用重力把燃油從油箱輸送到發動機。如果飛機的設計不能用重力輸送燃油，就要安裝燃油泵。

（5）啟動系統

要使發動機由靜止狀態過渡到工作狀態，必須先用外力轉動發動機的曲軸，使活塞做往復運動，氣缸內的可燃混合氣體燃燒膨脹做功，推動活塞向下運動使曲軸旋轉，這樣發動機才能運轉，工作循環才能自動進行。因此，曲軸在外力作用下開始轉動到發動機開始自動運轉的全過程，稱為發動機的啟動。完成啟動過程所需的裝置稱為發動機的啟動系統。

不同型號發動機啟動系統的結構形式存在區別，但基本原理類似。大型活塞發動機啟動系統的部件均安裝在發動機上或其附近，與發動機有關部件連接傳動。氣缸總容積小于500mL的活塞發動機多采用獨立式啟動系統。

啟動發動機時，必須嚴格遵守安全規則。其中，最重要的是要避開螺旋槳旋轉平面。另外，無人機機體必須穩固，以避免意外運動導致的危險。

2. 電動動力裝置

目前，輕型、小型無人機廣泛采用的動力裝置為活塞式發動機系統。而出于成本和使用方便的考慮，微型無人機中普遍使用的是電動動力系統。電動動力系統主要由動力電動機、動力電源、調速系統三部分組成。

（1）動力電動機

微型無人機使用的動力電動機可以分為兩類：有刷電動機和無刷電動機。其中有刷電動機由于效率較低，在無人機領域已逐漸不再使用。

電動機的型號命名主要是以尺寸為依據的，比如有刷370電動機，是指電動機不包括軸的長度是37mm，無刷2208電動機是指它的直徑是22mm、不包括軸的長度是8mm。當然有一些型號是說它相當于某級別的，還有一些是廠家自己命名的。電動機的技術指標很多，與無人機動力特性最相關的兩個是轉速和功率。轉速一般用KV來表示，所謂KV是指每伏特（V）能達到的每分鐘轉速。比如用KV1000的電動機，11.1V電池，電動機轉速應該是1000×11.1=11100（r/min），即每分鐘11100轉。

無人機使用電動機作為動力具有其他動力裝置無法比擬的優點，如結構簡單、重量輕、使用方便，可使無人機的噪聲和紅外特征很小，同時又能提供與內燃機不相上下的功率，它尤其適合作低空、低速、微型無人機的動力裝置。如美國FQM-151A“指針”手拋式無人機使用一臺300W釤鈷電動機作動力裝置，法國“方位角”便攜式輕型無人機使用一臺600W無刷直流電動機作動力裝置，俄羅斯“蜻蜓”短程監視和環境監控無人機使用一臺7.5kW電動機作動力裝置。

（2）動力電源

動力電源主要為電動機的運轉提供電能，通常采用化學電池來作為電動無人機的動力電源，主要包括：鎳氫電池、鎳鉻電池、鋰聚合物電池、鋰離子動力電池。其中前兩種電池因重量重，能量密度低，現已基本上被鋰聚合物電池所取代。

表示電池性能的參數有很多，無人機動力系統設計中最主要的是電壓、容量和放電能力。電池的電壓用伏特（V）來表示。標稱電壓只是廠家按國家標準標示的電壓，實際上使用時電池的電壓是不斷變化的。如鎳氫電池的標稱電壓是1.2V，充電后電壓可達到1.5V，放電后的保護電壓為1.1V；鋰聚合物電池的標稱電壓是3.7V，充電后電壓可達4.2V，放電后的保護電壓為3.6V。在實際使用過程中，電池的電壓會產生壓降，這和電池所帶的負載有關，也就是說電池所帶的負載越大，電流越大，電池的電壓越小，在去掉負載后電池的電壓還會恢復到一定值。電池的容量是用毫安·時（mA·h）來表示的。它的意思是電池以某個電流來放電能維持1h，例如1000mA·h就是這個電池能保持1000mA（1A）放電1h。但是電池的放電并非是線性的，所以不能說這個電池在500mA時能維持2h。不過電池在小電流時的放電時間總是大于大電流時的放電時間。一般來說，電池的體積越大，它儲存的電量就越多，這樣飛機的重量也會增加，所以選好合適的電池對飛行是很有好處的。電池的放電能力是以倍率（C）來表示的。它的意思是說按照電池的標稱容量最大可達到多大的放電電流。例如一個1000mA·h、10C的電池，最大放電電流可達1000×10=10000（mA），即10A。在實際使用中，電池的放電電流究竟為多少是與負載電阻有關的，根據歐姆定理，電壓等于電流乘以電阻，所以電壓和電阻是定數時，電池的放電電流也是一定的。例如使用11.1V、1000mA·h、10C的電池，而電動機的電阻是1.5Ω，那么在電池有12V電壓的情況下，忽略電調和線路的電阻，電流等于12÷1.5=8（A），結果是8A。

充電過程對電池的壽命有相當大的影響。一般來說，電池的充電時間是和充電電流相關聯的。比如說一個1000mA·h的電池，充電電壓略高于額定電壓，充電器的電流是50mA，那么充電時間就等于1000÷500=2（h），即兩小時。但這只是從零電壓充起的情況，也就是說這只是理想狀態，實際的充電時間還要看電池原有的電量。也許你會說我使用大電流充電，不是就能節約時間了嗎。實驗證明，大電流充電會對電池的性能造成一定程度的破壞，也可能充上的只是浮電，一用就沒了。一般廠家要求用0.1C的電流充電，而鋰聚合物電池因為性能優越在保證冷卻通風的條件下可以用1C的電流充電。

（3）調速系統

動力電動機的調速系統稱為電調，全稱電子調速器，英文Electronic Speed Controller，簡稱ESC。針對不同的動力電動機，可分為有刷電調和無刷電調。它根據控制信號調節電動機的轉速。

其連接一般情況如下：

① 電調的輸入線與電池連接；

② 電調的輸出線（有刷兩根、無刷三根）與電動機連接；

③ 電調的信號線與接收機連接。

另外，電調一般有電源輸出功能（BEC），即在信號線的正負極之間有5V左右的電壓輸出，通過信號線為接收機及舵機供電。

3. 渦噴動力裝置

有人機渦輪噴氣發動機技術的發展，為無人機渦輪噴氣發動機的發展提供了重要的技術基礎。目前小型渦輪噴氣發動機已在少數高速無人靶機及突防無人機中得到應用。

小型渦輪噴氣發動機機構主要包含四部分：壓氣機、燃燒室、渦輪機、噴管。壓氣機使空氣以高速度通過進氣道到達燃燒室。燃燒室包含燃油入口和用于燃燒的點火器。膨脹的空氣驅動渦輪機，渦輪機同時通過軸連接到壓氣機，使發動機循環運行。從噴管排出的加速的高溫燃氣為整機提供推力。

4. 其他

除上述動力系統外，無人機中還有少數渦軸、渦槳、渦扇等動力裝置。從現有在役無人機動力裝置的情況來看，渦軸發動機適用于中低空、低速短距/垂直起降無人機和傾轉旋翼無人機，飛機起飛質量可達1000kg；渦槳發動機適用于中高空長航時無人機，飛機起飛質量可達3000kg；渦扇發動機適用于高空長航時無人機和戰斗機，飛機起飛質量可以很大，如“全球鷹”重達11.6t。

三、導航飛控系統

導航飛控系統是無人機的核心系統之一。按具體功能又可劃分為導航子系統和飛控子系統兩部分。

導航子系統的功能是向無人機提供相對于所選定的參考坐標系的位置、速度、飛行姿態，引導無人機沿指定航線安全、準時、準確地飛行。完善的無人機導航子系統具有以下功能：

① 獲得必要的導航要素，包括高度、速度、姿態、航向；

② 給出滿足精度要求的定位信息，包括經度、緯度；

③ 引導飛機按規定計劃飛行；

④ 接收預定任務航線計劃，并對任務航線的執行進行動態管理；

⑤ 接收控制站的導航模式控制指令并執行，具有指令導航模式與預定航線飛行模式互相切換的功能；

⑥ 具有接收并融合無人機其他設備的輔助導航定位信息的能力；

⑦ 配合其他系統完成各種任務。

飛控子系統是無人機完成起飛、空中飛行、執行任務、返場回收等整個飛行過程的核心系統，對無人機實現全權控制與管理，因此飛控子系統之于無人機相當于駕駛員之于有人機，是無人機執行任務的關鍵。飛控子系統主要具有如下功能：

① 無人機姿態穩定與控制；

② 與導航子系統協調完成航跡控制；

③ 無人機起飛（發射）與著陸（回收）控制；

④ 無人機飛行管理；

⑤ 無人機任務設備管理與控制；

⑥ 應急控制；

⑦ 信息收集與傳遞。

以上所列的功能中第①、④和⑥項是所有無人機飛行控制系統所必須具備的功能，而其他項不是每一種飛行控制系統都具備的，也不是每一種無人機都需要的，根據具體無人機種類和型號可進行選擇和組合。

1. 傳感器

無人機導航飛控系統常用的傳感器包括角速率傳感器、姿態傳感器、位置傳感器、迎角側滑角傳感器、加速度傳感器、高度傳感器及空速傳感器等，這些傳感器構成無人機導航飛控系統設計的基礎。

（1）角速率傳感器

角速率傳感器是飛行控制系統的基本傳感器之一，用于感受無人機繞機體軸的轉動角速率，以構成角速率反饋，改善系統的阻尼特性，提高穩定性。

角速率傳感器的選擇要考慮其測量范圍、精度、輸出特性、帶寬等。

角速率傳感器應安裝在無人機重心附近，安裝軸線與要感受的機體軸向平行，并應特別注意極性的正確性。

（2）姿態傳感器

姿態傳感器用于感受無人機的俯仰、滾轉和航向角度，用于實現姿態穩定與航向控制功能。

姿態傳感器的選擇要考慮其測量范圍、精度、輸出特性、動態特性等。

姿態傳感器應安裝在無人機重心附近，振動要盡可能小，有較高的安裝精度要求。

（3）高度、空速傳感器（大氣機）

高度、空速傳感器（大氣機）用于感受無人機的飛行高度和空速，是高度保持和空速保持的必備傳感器。其一般和空速管、通氣管路構成大氣數據系統。

高度、空速傳感器（大氣機）的選擇主要考慮測量范圍和測量精度。一般要求其安裝在空速管附近，盡量縮短管路。

（4）位置傳感器

位置傳感器用于感受無人機的位置，是飛行軌跡控制的必要前提。慣性導航設備、GPS衛星導航接收機、磁航向傳感器是典型的位置傳感器。

位置傳感器的選擇一般考慮與飛行時間相關的導航精度、成本和可用性等問題。

慣性導航設備有安裝位置要求和較高的安裝精度要求，GPS的安裝主要應避免天線的遮擋問題。

磁航向傳感器要安裝在受鐵磁性物質影響最小且相對固定的地方，安裝件應采用非磁性材料制造。

2. 飛控計算機

導航飛控計算機簡稱飛控計算機，是導航飛控系統的核心部件。從無人機飛行控制的角度來看，飛控計算機應具備如下功能：姿態穩定與控制；導航與制導控制；自主飛行控制；自動起飛、著陸控制。

（1）飛控計算機類型

飛控計算機按照對信號的處理方式，主要分為模擬式、數字式和數?；旌鲜饺N類型。

現今，隨著數字電路技術的發展，模擬式飛控計算機已基本被數字式飛控計算機取代，新研制的無人機飛控系統幾乎都采用數字式飛控計算機。

（2）飛控計算機余度

無人機沒有人身安全問題，因此會綜合考慮功能、任務可靠性要求和性能價格比來進行余度配置設計。就飛控計算機而言，一般中、大型無人機都有余度設計，一些簡單的微、輕型無人機無余度設計。

（3）飛控計算機主要硬件構成

① 主處理控制器。主要有通用型處理器（MPU）、微處理器（MCU）、數字信號處理器（DSP）。隨著FPGA技術的發展，相當多的主處理器將FPGA和處理器組合成功能強大的主處理控制器。

② 二次電源。二次電源是飛控計算機的一個關鍵部件。飛控計算機的二次電源一般為5V、±15V等直流電源，而無人機的一次電源根據型號不同區別較大，因此需要對一次電源進行變換?，F在普遍使用集成開關電源模塊。

③ 模擬量輸入/輸出接口。模擬量輸入接口電路將各傳感器輸入的模擬量進行信號調理、增益變換、模/數（A/D）轉換后，提供給微處理器進行相應處理。模擬信號一般可分為直流模擬信號和交流調制信號兩類。模擬量輸出接口電路用于將數字控制信號轉換為伺服機構能識別的模擬控制信號，包括數/模轉換、幅值變換和驅動電路。

④ 離散量接口。離散量輸入電路用于將飛控計算機內部及外部的開關量信號變換為與微處理器工作電平兼容的信號。

⑤ 通信接口。用于將接收的串行數據轉換為可以讓主處理器讀取的數據或將主處理器要發送的數據轉換為相應的數據。飛控計算機和傳感器之間可以通過RS-232/RS-422/RS-485或ARINC429等總線方式通信。隨著技術的不斷發展，1553B等其他總線通信方式也將應用到無人機系統中。

⑥ 余度管理。無人機飛控計算機多為雙余度配置。余度支持電路用于支持多余度機載計算機協調運行，包括：通道計算機間的信息交換電路，同步指示電路，通道故障邏輯綜合電路及故障切換電路。通道計算機間的信息交換電路是兩個通道飛控計算機之間進行信息傳遞的通路。同步指示電路是同步運行的余度計算機之間相互同步的支持電路。通道故障邏輯綜合電路將軟件監控和硬件監控電路的監控結果進行綜合，它的輸出用于故障切換和故障
指示。

⑦ 加溫電路。常用于工作環境超出工業品級溫度范圍的飛控計算機當中，以滿足加溫電路所需功率和加溫方式的需求。

⑧ 檢測接口。飛控計算機應留有合適的接口，方便與一線檢測設備、二線檢測設備連接。

⑨ 飛控計算機機箱。它直接影響計算機抵抗惡劣環境的能力以及可靠性、可維護性、使用壽命。

（4）機載飛控軟件

機載導航飛控軟件簡稱機載飛控軟件，是一種運行于飛控計算機上的嵌入式實時任務軟件，不僅要求性能好、效率高，而且要求具有較好的質量保證、可靠性和可維護性。

機載飛控軟件按功能可以劃分成如下功能模塊：硬件接口驅動模塊；傳感器數據處理模塊；飛行控制律模塊；導航與制導模塊；飛行任務管理模塊；任務設備管理模塊；余度管理模塊；數據傳輸、記錄模塊；自檢測模塊；其他模塊。

（5）飛控計算機自檢測

飛控計算機自檢測（Build In Test，BIT）模塊提供故障檢測、定位和隔離的功能。BIT按功能不同又分為維護自檢測（MBIT）、加電啟動自檢測（PUBIT）、飛行前自檢測（PBIT）、飛行中自檢測（IFBIT）。

3. 執行機構

無人機執行機構都是伺服作動設備，是導航飛控系統的重要組成部分。其主要功能是根據飛控計算機的指令，按規定的靜態和動態要求，通過對無人機各控制舵面和發動機節風門等的控制，實現對無人機的飛行控制。

（1）伺服執行機構類型

伺服執行機構類型主要分為：電動伺服執行機構、電液伺服執行機構和氣動伺服執行機構。通常意義上的舵機即是一種電動伺服執行機構。

電動伺服執行機構通常由電動機、測速裝置、位置傳感器、齒輪傳動裝置、驅動電路等組成。

電液伺服執行機構通常由電液伺服閥、作動筒和位置傳感器等組成。

氣動伺服執行機構通常由電磁控制活門、作動筒和位置傳感器等組成。

與其他伺服作動設備相比，電動伺服作動設備的制造和維修比較方便，和飛行控制系統采用同一能源，信號的傳輸與控制也比較容易，其系統組成簡單，線路的敷設較方便。因此在無人機上主要使用電動伺服作動設備。隨著稀土永磁材料的發展和電動機制造技術的進步，執行電動機性能不斷提高。隨著PWM控制技術和大規模集成電路以及諧波減速器的使用，電動伺服作動設備在體積、重量和靜動特性指標上有很大的進步。

（2）伺服執行機構主要參數

① 額定輸出力矩。額定輸出力矩是指在額定工作狀態下，伺服作動設備輸出的最大力矩。

伺服作動設備的負載一般包括：鉸鏈力矩、慣性力矩、摩擦力矩和阻尼力矩。其中，鉸鏈力矩是伺服作動設備最主要的力矩。

作用在伺服作動設備上的鉸鏈力矩，主要是由于舵面偏轉，作用在舵面上的氣動力產生的。其大小取決于操縱面的類型及幾何形狀、空速、迎角或側滑角以及舵面的偏轉角。

② 額定輸出速度。額定輸出速度是指在額定狀態下輸入指令時，伺服作動設備的輸出速度。

③ 輸出行程。輸出行程是指輸入信號從最大到最小變化時，伺服作動設備在正反兩個方向運動的位移量的總和。最大行程是對控制權限的一種限制。

④ 輸入輸出傳遞系數。輸入輸出傳遞系數是指輸出角度與輸入電信號的比例系數。

⑤ 線性度。線性度是輸出與輸入關系曲線對直線的偏差。

⑥ 非線性。伺服作動設備的死區、滯環、飽和等都會引起設備的非線性。

⑦ 頻率響應。頻率響應通常是在總輸入值5%～10%的輸入信號下，當改變測試輸入頻率直到輸出幅值衰減3dB時，將頻率定義為伺服作動設備的頻寬。對于快速響應系統，頻寬是很重要的指標，頻寬越寬系統響應越快，但同時抗干擾能力也就越差。一般要求伺服作動設備的頻寬是無人機頻寬的3～5倍。

⑧ 瞬態響應。瞬態響應是指輸入加階躍信號時，伺服作動設備輸出的時間響應。

⑨ 分辨率。分辨率是指從零位到引起可測出輸出變化的最小輸入值。通常分辨率要求為輸入值的1%左右。

⑩ 連續工作及制動電流。連續工作電流是指在額定狀態下輸入指令時，伺服作動設備連續工作所消耗的電流。制動電流是指伺服作動設備制動狀態下消耗的電流。

四、電氣系統

為使無人機上各系統和設備正常工作，完成預定的功能，需要使用各種形式的能源。在無人機上使用的動力、測控、飛行控制與管理、導航、任務設備等系統都與電氣系統有關。因此，電氣系統是無人機系統的一個重要組成部分，它的工作狀態及運行質量將直接影響無人機和全系統的正常工作。

無人機電氣系統一般包括電源、配電系統、用電設備三個部分，電源和配電系統兩者的組合統稱為供電系統。供電系統的功能是向無人機各用電系統或設備提供滿足預定設計要求的電能。

根據電氣系統的位置，無人機電氣系統又可分為機載電氣系統和地面供電系統兩部分。機載電氣系統主要由主電源、應急電源、電氣設備的控制與保護裝置及輔助設備組成。

機載電氣系統的供電電源一般是指無人機主動力裝置直接驅動的發電裝置，而電動無人機的動力電池即為無人機供電電源。在一些大型無人機上為適應用電系統或設備對供電類型的不同要求，還根據需要設置變換電源。一旦主電源系統發生故障，必須有應急電源，為無人機安全飛行和返航著陸所必需的系統或設備提供足夠的電能。

配電系統應將電能可靠而有效地輸送到各用電系統和設備。配電系統由傳輸電線和控制與保護裝置組成。對于重要的系統或設備，還應有多路的獨立供電措施。當配電系統中發生局部性的故障時，不能擴大影響到未發生故障的部分，更不能危及無人機的安全。

五、任務設備

1. 類型

任務設備按用途分類，可以分為偵察搜索設備、測繪設備、軍用專用設備、民用專用設備等。常用的偵察搜索設備有光電平臺、SRA雷達、激光測距儀等，而測繪設備則有測繪雷達、航拍相機等。

2. 重量控制

重量是無人機設計制造和運行中的一個重要因素，任務設備加裝或更換時必須對相關內容加以重視。

升力是抵消重力和維持無人機飛行的主要的力。然而，各種翼面產生的升力大小是受翼型設計、迎角、空速和空氣密度限制的。因此，為確保產生的升力足以抵消重力，必須避免無人機的載荷超出制造商的建議重量，如果重量比產生的升力大，無人機可能不能
飛行。

3. 平衡、穩定性和重心

無人機的重心（CG）位置對其穩定性和安全性非常重要。重心是一個點，如果無人機被掛在這個點上，那么無人機就會在這點獲得平衡。

無人機配平的主要考慮是重心沿縱軸的前后位置。重心不一定是一個固定點；它的位置取決于重量在無人機上的分布。隨著很多裝載對象被移動或者被消耗，重心的位置就有一個合成的偏移。無人機駕駛員應該認識到，如果無人機的重心沿縱軸太靠前，就會產生頭重現象；相反地，如果重心沿縱軸太靠后，就會產生后重現象。不適當的重心位置可能導致一種無人機的不穩定狀態。

重心相對橫軸的參考位置也很重要。對存在于機身中心線左側的每一個對象的重量，有相等的重量存在于右側的對應位置。然而，這可能由于橫向的不平衡載荷而弄翻無人機。重心的橫向位置是不計算的，但是無人機駕駛員必須知道橫向不平衡條件肯定會導致不利影響的發生。如果從無人機一側的油箱不均衡地向發動機供應燃油，由于此燃油載荷管理不善，就會發生橫向不平衡。無人機可以通過調整副翼配平片或者在副翼上保持持續的控制壓力來抵消發生的機翼變重狀態。然而，這會把無人機飛行置于非流線型的狀態，增加了阻力，從而降低了運行效率。

4.計算裝載重量和重心

有很多方法來計算一架無人機的裝載重量和重心，主要有計算法、圖表法和查表法。

（1）計算法（以有人機為例）

假設：最大總重3400lb（1lb=0.45359237kg），中心范圍78～86in（1in=2.54cm），前座乘客340lb，后座乘客350lb，燃油75gal（1gal=4.54609dm³）,行李區80lb。

為計算裝載重量和重心，要按照以下步驟進行。

第一步：列出飛機、乘客、燃油和行李的質量。記住，燃油質量是6lb/gal。

第二步：輸入列出的每一物體的力矩。

第三步：合計質量和力矩。

第四步：計算重心，用總力矩除以總質量。

備注：一架特定飛機的質量和平衡記錄會提供空重和力矩以及力臂距離信息。

總裝載重量為3320lb，沒有超出3400lb的最大總重。重心為84.8in，位于78～86in的范圍內。所以，這架飛機的裝載沒有超限。

（2）圖表法

計算裝載重量和重心的另一個方法是使用制造商提供的圖表。為簡化計算，有時力矩會除以100、1000或者10000。

假設：前座乘客340lb，后座乘客300lb，燃油40gal，行李區120lb。

除了提供的圖表可以計算力矩，讓飛行員計算飛機的裝載是否越限外，還應該遵守和計算法一樣的步驟。為使用載荷圖（Loading Graph）來計算力矩，找到計算的重量，畫一條水平直線和需要計算力矩的項目的線相交，然后從交點向下畫線來計算力矩。一旦每一個項目都已完成，就可以總計重量和力矩，就可以在重心-力矩包跡圖上畫相應的直線。如果直線交點位于包跡內，那么飛機的裝載處于限制之內。

（3）查表法

查表法的使用和計算法以及圖表法具有相同的原理，信息和限制包含在制造商提供的表格里。