飛行控制
飛機的飛行控制分為人工操縱和自動控制兩種。人工操縱是指駕駛員通過機上機械操縱系統操縱舵面和油門桿，控制飛機的飛行。自動控制是指通過飛行自動控制系統操縱舵面和油門桿，自動控制飛機的飛行，這時駕駛員只進行監控，不直接參與對飛機的控制。
飛機的飛行控制主要是穩定和控制飛機的角運動（偏航、俯仰與滾轉）以及飛機的重心運動（前進、升降與左右)。飛機飛行控制採取的是反饋控制原理。飛機是被控制對象，自動控制系統是控制器。飛機和自動控制系統按負反饋的原則組成閉環迴路(飛行控制迴路)，實現對飛機的穩定與控制。在這個閉環迴路中被控制量主要有飛機的姿態角、 飛行速度、 高度和側向偏離等，控制量是氣動控制面的偏角和油門桿的位移。運用經典控制理論或現代控制理論可以分析和綜合飛行控制迴路（見控制理論），從而設計出飛機飛行控制系統。為了確切地描述飛機的運動狀態,需要選定適當的坐標系,常用的坐標系是機體坐標系、速度坐標系和地球坐標系。
發展
飛行自動控制的發展經歷了 4個階段：
①20世紀初～40年代，由簡單的自動穩定器發展成自動駕駛儀。
②40～50年代，由自動駕駛儀發展成飛行自動控制系統。飛機性能不斷提高，要求自動駕駛儀與機上其他系統耦合形成飛行自動控制分系統。這些分系統的總合稱為飛行自動控制系統。為適應飛行條件的劇烈變化，飛行自動控制系統的參數隨飛行高度或動壓而變化，這樣的系統稱為調參式飛行自動控制系統。
③60年代出現自適應飛行自動控制系統。此外，在殲擊機上開始安裝由增穩系統和自動駕駛儀組合的複合系統。
④70～80年代,飛行自動控制系統發展成主動控制系統（見主動控制技術）。70年代數字式電傳操縱系統得到發展。電傳操縱系統易於與機上其他系統（如火控系統、導航系統等）交聯,80年代以來出現航空綜合系統（如火控-飛行綜合控制系統等）。
飛行自動控制系統已有100多年的研製歷史，早在有人駕駛飛機出現之前，自動飛行裝置就已問世。例如，1873年法國雷納德(C．C．Renard)的無人多翼滑翔行操縱。第二次世界大戰促使自動駕駛等設備得到進一步發展，由過去的氣動一液壓到全電動，由三個陀螺分別控制三個通道改用一個或兩個陀螺操縱飛機，並可做機動、爬行及自動保持高度等。戰爭期間，有的轟炸機上的自動駕駛儀還與轟炸瞄準具連線起來，以改善水平轟炸的定向瞄準精度。
目前，電傳控制和主動控制技術已在現代飛機研製中得到了廣泛的套用，而無論是否採用電傳控制系統，飛行自動控制系統都已是多數飛機普遍使用的關鍵系統。
內容
高度控制
控制飛機在某一恆定高度上飛行的系統。它以飛機俯仰角控制系統為內迴路，因此除包括與自動駕駛儀俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、計算機、舵迴路等）外，還包括產生高度差（當前高度與期望高度的差值ΔH）信號和升降速度(夑)信號的敏感元件。專用的高度修正器或大氣數據計算機能輸出高度差和升降速度信號。高度控制系統有兩種工作狀態：一種是自動保持飛機在當時的高度上飛行，簡稱定高狀態；另一種是自動改變飛行高度直到人工預先選定的高度，再保持定高飛行，簡稱預選高度狀態。當駕駛員撥動預選高度旋鈕調到預選高度刻度時，飛機自動進入爬高（或下滑）狀態。在飛機趨近預選高度後，自動保持在預選的高度上作平直飛行。
速度控制
通過升降舵或升降舵加油門來自動控制空速或馬赫數的系統。通過升降舵調節的系統與高度控制系統相似，也以自動駕駛儀俯仰通道作為內迴路。在保持定速狀態下，空速差(ΔV)等於當時空速(V)與系統投入該狀態瞬間空速(V0)之差。在預選空速狀態下，空速差等於當時空速與預選空速(Vg)之差。為提高控制速度的精度，須引入空速差的積分信號。在保持飛機姿態或飛行高度不變的條件下，空速也可由油門自動控制。將空速差和空速變化率(妭)信號引入油門控制器來改變發動機油門的大小。如不滿足上述條件，改變油門大小只能使飛機升高或降低，而速度不變。為防止隨機陣風引起空速頻繁變化以致對發動機過分頻繁調節，一般將空速差和空速變化率信號經過陣風濾波器（通常為低通濾波器）進行濾波。為了改善飛機速度控制的質量，常採用比例加積分再加微分的控制方式。
側向航跡控制
通過副翼和方向舵兩個通道控制飛機在水平面內的航跡的系統，它以偏航角(ψ)控制系統或滾轉角(γ)控制系統為內迴路。其中典型的方案以副翼通道為主通道，以方向舵通道為輔助通道，後者只起阻尼和協調的作用。側向偏離（Z，即飛機位置與預定航線的橫向偏差）信號通過第一限幅器後與偏航角信號綜合，再經過第二限幅器與滾轉角和滾轉角速度(夲)信號綜合，然後送入舵迴路操縱副翼。第一限幅器的作用是防止因側向偏離信號過大而產生超過90°的偏航角，從而造成“之”字形的航線；第二限幅器的作用是在轉彎時限制滾轉角，使它不致過大。
自動著陸
自動導引和控制飛機安全著陸的設備，一般分為兩大類：①雷達波束型（見地面控制進場系統）；②固定波束型（見無線電控制著陸）。這兩類系統都是先把飛機導引和控制到某一高度（拉平起始高度，約15～25米），然後利用拉平計算機、自動油門系統和自動抗偏流系統使飛機拉平直到接地。拉平計算機又稱拉平耦合器。從飛機進入拉平起始高度，到平穩接地稱為著陸段(拉平段)。在著陸段拉平計算機連續向自動駕駛儀縱向通道發出指令信號，使飛機由下滑狀態變為著陸狀態；減小垂直下降速度，最後以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飛行軌跡，拉平計算機的控制規律分三類：①指數軌跡控制：使飛機的下降速度與飛行高度成比例，按指數軌跡飛行直至接地。這種形式多用於大型飛機和旅客機。②固定軌跡控制：飛機按規定的曲線飛行，多用於殲擊機。③接地點控制：又稱終值控制。保證飛機在預定點接地，中間的拉平軌跡是任意的，這種控制適用於自動著艦。自動油門系統在自動著陸階段自動調節油門以保證飛機安全著陸。如果不能著陸，自動油門系統應能提供飛機復飛的動力。自動抗偏流系統用來自動消除飛機在接地前由側風等因素引起的偏流，保證飛機航向精確對準航跡(即機頭對準跑道)，並保證機翼水平。
迎角和側滑角邊界控制
在殲擊機作特大機動飛行情況下保證其迎角為常值(邊界迎角值)的系統。系統的工作原理是引入當時迎角與邊界迎角（給定的）之差的信號，通過升降舵通道控制飛機以邊界迎角作機動飛行。為提高控制精度，可引入上述差值信號的積分。正常控制狀態與迎角邊界控制狀態應能自然而平滑地轉換，這種轉換是由信號選擇器自動實現的。當迎角超過某值時，它對迎角進行限制。
瞄準控制
使飛機轉彎或俯仰以瞄準地面或空中目標的系統。瞄準器的計算結果傳送給飛行控制系統，使飛機瞄準目標。這實際上是把飛機當作活動炮架或發射架來操縱，以便靈活機動地發射飛彈、炮彈或投彈。
編隊控制
自動控制僚機進行編隊飛行的系統。它自動控制僚機的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚機與長機之間的距離、側向間隔和高度差為給定值。這種系統的作用原理是在僚機上測出它與長機之間的距離、側向間隔和高度差等參數，將測得的參數與給定的參數值比較得出各參數的偏差值，通過適當的校正網路送入油門控制系統和自動駕駛儀，以改變僚機的速度、偏航角和俯仰角。
控制組成元素
1．飛機本體
飛行自動控制系統的設計問題可歸結為如何建立一個能夠控制飛機運動的裝置問題。如果飛機的運動可以用合適的數學模型來描述，則可大大地簡化飛行自動控制系統的設計任務。眾所周知，可以根據質點和質點系的動力學原理和運動學關係，建立描述飛機運動的非線性聯立微分方程組。而在對稱常直線的基準飛行狀態下，採用小擾動假設，
可將上述方程組簡化為兩組彼此獨立的，各包含三個線性微分方程的聯立方程組，稱為飛機的小擾動運動方程。此時，由於方程組已被線性化，因此可採用包括傳遞函式在內的許多方便的分析工具。當研究涉及飛行自動控制系統設計中的飛機動力學問題時，廣泛地採用上述飛機傳遞函式。這些傳遞函式的表達式可在飛行動力學教科書上查到，此處不再列出。在後面的內容里，將根據研究問題的需要，列出對應的飛機傳遞函式。
2．駕駛員
在控制系統中，作為一個動力學系統元件的駕駛員，他的能力可簡單地用工程控制中的術語來描述，即用一類傳遞函式來表示。這一傳遞函式的特性構成了駕駛員總的反應能力。隨著飛行器設計的日益完善，駕駛員在飛行控制系統中的功能日益被自動駕駛儀所替代。因此本章在後續內容中不對駕駛員特性進行分析，而主要以自動駕駛儀為研究對象。
3．主操縱系統
主操縱系統通常指升降舵、副具和方向舵的操縱系統中從座艙內的操縱裝置(駕駛桿、腳蹬)到對應操縱面執行機構(其中包括人工感覺系統)的全部有關設備。
配平電機起著調控片的作用，它可在任何所要求的配平速度下將桿力調整至0。
4．感測器
對於飛行自動控制系統來說，通常都採用一系列的飛機運動參數以及它們對於時間的導數作為反饋信號進行控制。因此，在控制系統中需要有感受這些參數的敏感元件或裝置，它們統稱為感測器。
5．控制器
控制器是飛行自動控制系統的神經中樞，主要存4個功能。
(1)通過感測器採集信號；
(2)將採集到的信號變換為所要求的信號(如將交流信號變換為直流信號)。
(3)按系統反應所要求的特性，改變信號相位的超前或滯後量。
(4)將信號增強到某一量級以控制舵迴路。
功能
用以全部或部分地代替飛行員控制和穩定飛機的運動，並能改善飛行品質的反饋控制系統。除具有自動駕駛儀的功能外，還可改善飛機的操縱性和安定性，實現航跡控制、自動領航、自動著陸、地形跟隨、自動控制機動飛行中機翼載荷分布、自動瞄準和編隊飛行等。為起到這些作用，飛機上相應地安裝具有各種功能的分系統，如控制增穩系統、自動駕駛儀、高度與速度控制系統、側向航跡控制系統、自動著陸系統、地形跟隨系統、機動載荷控制系統、瞄準控制系統、編隊控制系統等，飛機飛行自動控制系統就是各分系統的組合。每個分系統一般包括測量飛機有關運動參數的感測器，對參數進行處理的計算機，帶動有關操縱面和油門的執行機構，以及自動回零系統、耦合器和飛行控制盒等部件。
飛行控制系統一般由測量飛機姿態及其他飛行參數用的敏感元件、形成控制信號或指令的計算機、變換和放大信號的電子線路以及驅動飛機舵面的執行機構等組成。此外，還有程式控制信號給定器、監控器和顯示裝置等部件。由敏感元件、變換放大元件和執行機構組成的自動駕駛儀主要用來保證飛機姿態的穩定，是實現飛行控制的基礎。所有控制指令都是通過自動駕駛儀去執行的。
飛行控制系統的功用包括：①保持姿態和航向；②增穩或控制增穩；③控制空速（見飛行速度）；④控制航跡；⑤自動導航；⑥自動著陸；⑦地形跟隨、地形迴避；⑧自動瞄準；⑨編隊飛行；⑩配合自動空中交通管制等。
無人機自動飛行控制
無人機飛控是指能夠穩定無人機飛行姿態，並能控制無人機自主或半自主飛行的控制系統，是無人機的大腦。
隨著智慧型化的發展，當今的無人機已不僅僅限於固定翼與傳統直升機形式，已經湧現出四軸、六軸、單軸、矢量控制等多種形式。
固定翼無人機飛行的控制通常包括方向、副翼、升降、油門、襟翼等控制舵面，通過舵機改變飛機的翼面，產生相應的扭矩，控制飛機轉彎、爬升、俯衝、橫滾等動作。
傳統直升機形式的無人機通過控制直升機的傾斜盤、油門、尾舵等，控制飛機轉彎、爬升、俯衝、橫滾等動作。
多軸形式的無人機一般通過控制各軸槳葉的轉速來控制無人機的姿態，以實現轉彎、爬升、俯衝、橫滾等動作。
對於固定翼無人機，一般來說，在姿態平穩時，控制方向舵會改變飛機的航向，通常會造成一定角度的橫滾，在穩定性好的飛機上，看起來就像汽車在地面轉彎一般，可稱其為測滑。方向舵是最常用做自動控制轉彎的手段，方向舵轉彎的缺點是轉彎半徑相對較大，較副翼轉彎的機動性略差。 副翼的作用是進行飛機的橫滾控制。固定翼飛機當產生橫滾時，會向橫滾方向進行轉彎，同時會掉一定的高度。 升降舵的作用是進行飛機的俯仰控制，拉桿抬頭，推桿低頭。拉桿時飛機抬頭爬升，動能朝勢能的轉換會使速度降低，因此在控制時要監視空速，避免因為過分拉桿而導致失速。 油門舵的作用是控制飛機發動機的轉速，加大油門量會使飛機增加動力，加速或爬升，反之則減速或降低。
了解了各舵的控制作用，我們開始討論一下升降舵和油門的控制。固定翼飛機都有一個最低時速被稱做失速速度，當低於這個速度的時候飛機將由於無法獲得足夠的升力而導致舵效失效，飛機失控。通過飛機的空速感測器我們可以實時獲知飛機的當前空速，當空速降低時必須通過增加油門或推桿使飛機損失高度而換取空速的增加，當空速過高時減小油門或拉桿使飛機獲得高度而換取空速的降低。
因此固定翼飛機有兩種不同的控制模式，根據實際情況的使用而供用戶選擇：
第一種控制方式是，根據設定好的目標空速，當實際空速高於目標空速時，控制升降舵拉桿，反之推桿；那空速的高低影響了高度的高低，於是採用油門來控制飛機的高度，當飛行高度高於目標高度時，減小油門，反之增加油門。由此我們可以來分析，當飛機飛行時，如果低於目標高度，飛控控制油門增加，導致空速增加，再導致飛控控制拉桿，於是飛機上升；當飛機高度高於目標高度，飛控控制油門減小，導致空速減小，於是飛控再控制推桿，使高度降低。這種控制方式的好處是，飛機始終以空速為第一因素來進行控制，因此保證了飛行的安全，特別是當發動機熄火等異常情況發生時，使飛機能繼續保持安全，直到高度降低到地面。這種方式的缺點在於對高度的控制是間接控制，因此高度控制可能會有一定的滯後或者波動。
第二種控制方式是：設定好飛機平飛時的迎角，當飛行高度高於或低於目標高度時，在平飛迎角的基礎上根據高度與目標高度的差設定一個經過PID控制器輸出的限制幅度的爬升角，由飛機當前的俯仰角和爬升角的偏差來控制升降舵面，使飛機迅速達到這個爬升角，而儘快完成高度偏差的消除。但飛機的高度升高或降低後，必然造成空速的變化，因此採用油門來控制飛機的空速，即當空速低於目標空速後，在當前油門的基礎上增加油門，當前空速高於目標空速後，在當前油門的基礎上減小油門。這種控制方式的好處是能對高度的變化進行第一時間的反應，因此高度控制較好，缺點是當油門失效時，比如發動機熄火發生時，由於高度降低飛控將使飛機保持經過限幅的最大仰角，最終由於動力的缺乏導致失速。
因此，兩種控制模式根據實際情況而選用。我們選用的是第二種控制模式，並增加了當空速低於一定速度的時候，認為異常發生，立刻轉為第一種控制模式以保證飛機的安全。
