第一节　飞行器

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（太空）飞行的机械飞行物。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。

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

① 不需要生命支持系统，平台规模尺度较小，更加简化。

② 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。

③ 无须考虑过载、耐久等人为因素，平台更加专业化。

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，延长飞行器实际使用寿命。

一、航空器平台

1. 固定翼平台

固定翼平台即固定翼航空器（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。其结构通常包括机翼、机身、尾翼和起落架等。其中机翼和尾翼上有副翼、升降舵、方向舵、襟翼等控制舵面。操纵时，通过伺服机构改变各控制舵面位置及动力装置输出量，产生相应的控制力和力矩，使飞行器改变高度和速度，并进行转弯、爬升、俯冲、横滚等运动。

（1）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，军用机机翼下面有可供挂载副油箱和武器等的附加设备。有些飞机的发动机和起落架也安装在机翼下方。

（2）机身

机身的主要功能是装载人员、货物、燃料和任务设备等，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。

（3）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升降舵组成，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。

（4）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。陆上飞机的起落架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飞机在雪地起降用的滑橇起落架。

2. 旋翼平台

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是由一个或多个旋翼与空气进行相对运动的反作用获得的。现代旋翼航空器通常包括直升机、多轴飞行器和旋翼机三种类型。

旋翼航空器的名称易与旋翼机混淆，实际上旋翼机的全称为自转旋翼机，是旋翼航空器的一种。

（1）直升机

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，其缺点是速度低、耗油量大、航程较短。

直升机的升力产生原理与固定翼相似，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转矩（与驱动旋翼旋转等量但方向相反的转矩，即反作用转矩）的作用而具有向反方向旋转的趋势。为了克服“旋翼”旋转产生的反作用转矩，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转矩的作用，即多旋翼直升机。

（2）多轴飞行器

多轴飞行器（Multirotor）是一种具有三个及以上旋翼轴的特殊直升机。其通过每个轴上的电动机转动带动旋翼转动从而产生升推力。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。

由于其结构简单，便于量产，近年来微型飞行器领域常见的有四轴、六轴、八轴等。其体积小、重量轻，因此携带方便，能轻易进入人不易进入的各种恶劣环境。和传统直升机相比，它有许多优点：它的旋翼角度固定，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，也对人更安全。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。

（3）旋翼机

自转旋翼机简称旋翼机，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，但旋翼机不能够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、安全性较好，一般用于通用航空或运动类飞行。

自转旋翼机的设计各种各样，但是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：是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：提供稳定性和俯冲、偏航控制，同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。

3. 其他

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。

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，应用前景十分广阔。

二、动力装置

动力装置是航空器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。

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。

1. 活塞式动力装置

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、启动系统、润滑系统以及排气系统构成。

（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，并且燃油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以下两种类型的进气系统。

① 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，称为节流板，它控制着通过管子的气流量。管子中有一段较窄，称为文丘里管，在此窄道中气体流速变快，压力变小。该窄道中有一个小孔，称为喷嘴，汽化器通过它在低压时吸入燃料。

② 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。

（2）增压器

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气与燃料的燃烧，由于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气缸，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，因此有了增压器的使用。装设增压器提高发动机进气的压力以增加其中氧气的含量，通常可以使发动机增加20%～50%甚至更高的输出功率。最新的增压器技术能大幅度降低油耗。

（3）点火系统

点火系统是用于点燃燃料-空气混合气的系统。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，产生火花点燃发动机气缸内的混合气，并能自动提前调整点火角，以适应发动机不同工况的需求。

点火系统的种类繁多。早期的航空活塞式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，当前的无人机活塞式发动机多采用晶闸管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。

（4）燃油系统

活塞式发动机燃油系统由油箱、油泵、燃油过滤器、汽化器和燃油喷射系统组成。燃油系统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型的燃油系统，即重力馈送系统和燃油泵系统。重力馈送系统使用重力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。

（5）启动系统

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，这样发动机才能运转，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，但基本原理类似。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。

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，无人机机体必须稳固，以避免意外运动导致的危险。

2. 电动动力装置

目前，轻型、小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动机、动力电源、调速系统三部分组成。

（1）动力电动机

微型无人机使用的动力电动机可以分为两类：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。

电动机的型号命名主要是以尺寸为依据的，比如有刷370电动机，是指电动机不包括轴的长度是37mm，无刷2208电动机是指它的直径是22mm、不包括轴的长度是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。比如用KV1000的电动机，11.1V电池，电动机转速应该是1000×11.1=11100（r/min），即每分钟11100转。

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功率，它尤其适合作低空、低速、微型无人机的动力装置。如美国FQM-151A“指针”手抛式无人机使用一台300W钐钴电动机作动力装置，法国“方位角”便携式轻型无人机使用一台600W无刷直流电动机作动力装置，俄罗斯“蜻蜓”短程监视和环境监控无人机使用一台7.5kW电动机作动力装置。

（2）动力电源

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、锂聚合物电池、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电池所取代。

表示电池性能的参数有很多，无人机动力系统设计中最主要的是电压、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，充电后电压可达到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，电池的电压越小，在去掉负载后电池的电压还会恢复到一定值。电池的容量是用毫安·时（mA·h）来表示的。它的意思是电池以某个电流来放电能维持1h，例如1000mA·h就是这个电池能保持1000mA（1A）放电1h。但是电池的放电并非是线性的，所以不能说这个电池在500mA时能维持2h。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。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，所以选好合适的电池对飞行是很有好处的。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1000mA·h、10C的电池，最大放电电流可达1000×10=10000（mA），即10A。在实际使用中，电池的放电电流究竟为多少是与负载电阻有关的，根据欧姆定理，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。例如使用11.1V、1000mA·h、10C的电池，而电动机的电阻是1.5Ω，那么在电池有12V电压的情况下，忽略电调和线路的电阻，电流等于12÷1.5=8（A），结果是8A。

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1000mA·h的电池，充电电压略高于额定电压，充电器的电流是50mA，那么充电时间就等于1000÷500=2（h），即两小时。但这只是从零电压充起的情况，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。

（3）调速系统

动力电动机的调速系统称为电调，全称电子调速器，英文Electronic Speed Controller，简称ESC。针对不同的动力电动机，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。

其连接一般情况如下：

① 电调的输入线与电池连接；

② 电调的输出线（有刷两根、无刷三根）与电动机连接；

③ 电调的信号线与接收机连接。

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。

3. 涡喷动力装置

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主要包含四部分：压气机、燃烧室、涡轮机、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机，涡轮机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。

4. 其他

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。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；涡扇发动机适用于高空长航时无人机和战斗机，飞机起飞质量可以很大，如“全球鹰”重达11.6t。

三、导航飞控系统

导航飞控系统是无人机的核心系统之一。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，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互相切换的功能；

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，根据具体无人机种类和型号可进行选择和组合。

1. 传感器

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，并应特别注意极性的正确性。

（2）姿态传感器

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。

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。

（3）高度、空速传感器（大气机）

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。其一般和空速管、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要求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。

2. 飞控计算机

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：姿态稳定与控制；导航与制导控制；自主飞行控制；自动起飞、着陆控制。

（1）飞控计算机类型

飞控计算机按照对信号的处理方式，主要分为模拟式、数字式和数模混合式三种类型。

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数字式飞控计算机。

（2）飞控计算机余度

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，一般中、大型无人机都有余度设计，一些简单的微、轻型无人机无余度设计。

（3）飞控计算机主要硬件构成

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，而无人机的一次电源根据型号不同区别较大，因此需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。模拟量输入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，包括数/模转换、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RS-232/RS-422/RS-485或ARINC429等总线方式通信。随着技术的不断发展，1553B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信息传递的通路。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。它直接影响计算机抵抗恶劣环境的能力以及可靠性、可维护性、使用寿命。

（4）机载飞控软件

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，不仅要求性能好、效率高，而且要求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：硬件接口驱动模块；传感器数据处理模块；飞行控制律模块；导航与制导模块；飞行任务管理模块；任务设备管理模块；余度管理模块；数据传输、记录模块；自检测模块；其他模块。

（5）飞控计算机自检测

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）、加电启动自检测（PUBIT）、飞行前自检测（PBIT）、飞行中自检测（IFBIT）。

3. 执行机构

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）伺服执行机构类型

伺服执行机构类型主要分为：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动机制造技术的进步，执行电动机性能不断提高。随着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。

（2）伺服执行机构主要参数

① 额定输出力矩。额定输出力矩是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最主要的力矩。

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、空速、迎角或侧滑角以及舵面的偏转角。

② 额定输出速度。额定输出速度是指在额定状态下输入指令时，伺服作动设备的输出速度。

③ 输出行程。输出行程是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。输入输出传递系数是指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，将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入值。通常分辨率要求为输入值的1%左右。

⑩ 连续工作及制动电流。连续工作电流是指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。制动电流是指伺服作动设备制动状态下消耗的电流。

四、电气系统

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。

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适应用电系统或设备对供电类型的不同要求，还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。

五、任务设备

1. 类型

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，而测绘设备则有测绘雷达、航拍相机等。

2. 重量控制

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。

3. 平衡、稳定性和重心

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。

无人机配平的主要考虑是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，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；相反地，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导致一种无人机的不稳定状态。

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个对象的重量，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无人机。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，由于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，这会把无人机飞行置于非流线型的状态，增加了阻力，从而降低了运行效率。

4.计算装载重量和重心

有很多方法来计算一架无人机的装载重量和重心，主要有计算法、图表法和查表法。

（1）计算法（以有人机为例）

假设：最大总重3400lb（1lb=0.45359237kg），中心范围78～86in（1in=2.54cm），前座乘客340lb，后座乘客350lb，燃油75gal（1gal=4.54609dm³）,行李区80lb。

为计算装载重量和重心，要按照以下步骤进行。

第一步：列出飞机、乘客、燃油和行李的质量。记住，燃油质量是6lb/gal。

第二步：输入列出的每一物体的力矩。

第三步：合计质量和力矩。

第四步：计算重心，用总力矩除以总质量。

备注：一架特定飞机的质量和平衡记录会提供空重和力矩以及力臂距离信息。

总装载重量为3320lb，没有超出3400lb的最大总重。重心为84.8in，位于78～86in的范围内。所以，这架飞机的装载没有超限。

（2）图表法

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340lb，后座乘客300lb，燃油40gal，行李区120lb。

除了提供的图表可以计算力矩，让飞行员计算飞机的装载是否越限外，还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，就可以在重心-力矩包迹图上画相应的直线。如果直线交点位于包迹内，那么飞机的装载处于限制之内。

（3）查表法

查表法的使用和计算法以及图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。