于有人机上的平显画面，并结合机场人员对于无人机的目视结果，人工引导飞机进场着陆。
视起飞/着陆的不同阶段和导引设备的可用度采用全自动/半自动/人工（遥控）多种引导与控制方式相结合的方案。
在导引设备上，将DGPS/INS/无线电高度表组合定位系统作为主引导系统。
当DGPS不可用时，再用备用的视距内测控链路代替DGPS, 产生自动引导所需的定位数据。
在更为苛刻的条件下（比如主、辅引导设施都无法使用时），采用视见或纯目视人工引导方法。
在DGPS可用的情况下，实现全自动的起飞与着陆。
在DGPS不可用的情况下，如果备用的地面辅助导引设备具有精密进场所需的定位精度（比如CARS的引进成功）,仍可实现全自动的起飞与着陆。
如果地面辅助导引设备的定位精度稍低（比如目前的测控系统视距内数据链），则可自动将飞机引导到跑道上空一定区域内，然后采用半自动或遥控方式控制无人机着陆。
当地面引导设备也不可用时，结合视见或纯目视引导，采用半自动或遥控方式控制无人机着陆。
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飞控与管理子系 机载测控终精密导引雷达/光学系统 地面计算机 地面测控设备 图3-1 地面辅助导引原理框图
a)
数据链 7 伺服机构
伺服作动设备也称舵机，是飞控系统的执行部件。其作用在于接收飞行控制指令，进行功率放大，并驱动舵面或发动机节风门偏转，从而达到控制无人机姿态和轨迹的目的。
伺服作动设备可分为电动伺服作动设备、液压伺服作动设备和电液混合伺服作动设备。无人机上通常使用电动伺服作动设备。 伺服作动设备的设计要求主要有以下方面：
1）性能要求 a) 最大输出力矩
最大输出力矩指额定工作状态下伺服作动设备能够输出的最大力矩，该力矩应该大于折合到舵面相应位置的最大气动铰链力矩（或节风门偏转力矩）。
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b) 偏转范围
伺服作动设备的偏转范围应满足相应舵面（或节风门）偏转范围的要求。
c) 频带
伺服作动设备的频带一般应为无控飞机自然频带的3～5倍。
d) 间隙
在工艺允许的情况下，伺服作动设备的间隙应尽可能的减小。
e) 跟踪精度
伺服作动设备输出跟踪输入的精度应满足一定的要求。 2）外形尺寸与安装要求
伺服作动设备的安装空间一般较小，应注意外形尺寸和安装要求的限制，特别是输出摇臂与舵面之间的连接方式、零位和偏转方向要求。 8 飞行控制律
飞行控制律是飞行控制系统一个重要组成部分，它是指令及各种外部信息到飞机各执行机构的一种映射关系。飞行控制律的设计就是确定这种映射关系，使飞机在整个飞行包线内具有符合系统要求的飞行品质。飞行控制律设计的依据是系统研制任务合同及相关顶层技术文件。根据这些文件具体形成在具有控制系统下飞机的各种品质或性能，在对无控飞机的特性进行分析的基础上，为达到所要求的飞行品质或性能，确定初步的控制律结构，然后应用自动控制的设计方法具
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体确定控制律参数。通过非线性全量仿真、半物理仿真及飞行试验，验证或调整控制律结构及参数，使飞行品质或性能达到要求。控制律设计过程是一个迭代回归的过程。 8.1 控制律结构
首先应明确飞机的控制面。一般控制面由升降舵、副翼、方向舵、襟翼、鸭翼、减速板等。根据对无人机的性能要求及无控无人机的特性确定控制律结构。控制律包括纵向控制律和横航向控制律。根据无人机的任务要求，选择以下控制律结构。 8.2 俯仰角稳定与控制
俯仰角稳定与控制回路一般需要俯仰角及俯仰角速度反馈信号，
其一般控制律结构如图3－2所示。
俯仰角指令前向控制通道俯仰角升降舵偏转指令俯仰角速度增益俯仰角速度
图3－2 俯仰角稳定与控制结构
图3－2中前向控制通道可采用比例或比例+积分的形式，采用比
例形式时控制存在静差，采用比例+积分形式时控制没有静差。根据具体需求选取前向控制通道的形式。俯仰角速度反馈用于增加短周期阻尼。
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8.3 滚转角稳定及控制
滚转角稳定与控制回路一般需要滚转角及滚转角速度反馈信号，
其一般控制律结构如图3－3所示。
滚转角指令前向控制通道滚转角副翼偏转指令滚转角速度增益滚转角速度
图3－3 滚转角稳定与控制结构
图3－3中前向控制通道一般采用比例或比例+积分的形式。滚转
角速度反馈用于增加滚转阻尼。对具有较大自然阻尼特性的飞机可略去滚转角速度反馈。 8.4 航向稳定与控制
航向角稳定与控制一般结构如图3－4所示。其中，图3－4 (a)的控制结构通过副翼进行航向控制，具有较高的控制效率，但控制中侧滑角较大；图3－4 (b)利用方向舵进行航向控制，该形式的控制效率较低，所引入的滚转角反馈用于部分消除侧滑角；图3－4 (c)则利用副翼和方向舵联合控制航向角，具有控制效率高及侧滑角小的特点。以上所引入的滚转角速度和航向角速度用于增角阻尼。
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现代无人机系统设计(讲义)
