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所謂無人機(jī)的飛控，就是無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)，

主要有陀螺儀(飛行姿態(tài)感知)，加速計(jì)，地磁感應(yīng)

飛控

飛控

，氣壓傳感器(懸停高度粗略控制)，超聲波傳感器(低空高度 控制或避障)，光流傳感器(懸停水平位置 確定)，GPS模塊(水平位置高度粗略定位)，以及控制電路組成。主要的功能就是自動(dòng)保持飛機(jī)的正常飛行姿態(tài)。

折疊編輯本段特點(diǎn)

無人機(jī)飛控是指能夠穩(wěn)定無人機(jī)飛行姿態(tài)，并能控制無人機(jī)自主或半自主飛行的控制系統(tǒng)，是無人機(jī)的大腦。

隨著智能化的發(fā)展，當(dāng)今的無人機(jī)已不僅 于固定翼與傳統(tǒng)直升機(jī)形式，已經(jīng)涌現(xiàn)出四軸、六軸、單軸、矢量控制等多種形式。

固定翼無人機(jī)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(jī)改變飛機(jī)的翼面，產(chǎn)生相應(yīng)的扭矩，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎、爬升、俯沖、橫滾等動(dòng)作。

傳統(tǒng)直升機(jī)形式的無人機(jī)通過控制直升機(jī)的傾斜盤、油門、尾舵等，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎、爬升、俯沖、橫滾等動(dòng)作。

多軸形式的無人機(jī)一般通過控制各軸槳葉的轉(zhuǎn)速來控制無人機(jī)的姿態(tài)，以實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎、爬升、俯沖、橫滾等動(dòng)作。

對(duì)于固定翼無人機(jī)，一般來說，在姿態(tài)平穩(wěn)時(shí)，控制方向舵會(huì)改變飛機(jī)的航向，通常會(huì)造成一定角度的橫滾，在穩(wěn)定性好的飛機(jī)上，看起來就像汽車在地面轉(zhuǎn)彎一般，可稱其為測(cè)滑。方向舵是 常用做自動(dòng)控制轉(zhuǎn)彎的手段，方向舵轉(zhuǎn)彎的缺點(diǎn)是轉(zhuǎn)彎半徑相對(duì)較大，較副翼轉(zhuǎn)彎的機(jī)動(dòng)性略差。 副翼的作用是進(jìn)行飛機(jī)的橫滾控制。固定翼飛機(jī)當(dāng)產(chǎn)生橫滾時(shí)，會(huì)向橫滾方向進(jìn)行轉(zhuǎn)彎，同時(shí)會(huì)掉一定的高度。 升降舵的作用是進(jìn)行飛機(jī)的俯仰控制，拉桿抬頭，推桿低頭。拉桿時(shí)飛機(jī)抬頭爬升，動(dòng)能朝勢(shì)能的轉(zhuǎn)換會(huì)使速度降低，因此在控制時(shí)要監(jiān)視空速，避免因?yàn)檫^分拉桿而導(dǎo)致失速。 油門舵的作用是控制飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，加大油門量會(huì)使飛機(jī)增加動(dòng)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(jī)都有一個(gè) 時(shí)速被稱做失速速度，當(dāng)?shù)陀谶@個(gè)速度的時(shí)候飛機(jī)將由于無法獲得足夠的升力而導(dǎo)致舵效失效，飛機(jī)失控。通過飛機(jī)的空速傳感器我們可以實(shí)時(shí)獲知飛機(jī)的當(dāng)前空速，當(dāng)空速降低時(shí)必須通過增加油門或推桿使飛機(jī)損失高度而換取空速的增加，當(dāng)空速過高時(shí)減小油門或拉桿使飛機(jī)獲得高度而換取空速的降低。因此固定翼飛機(jī)有兩種不同的控制模式，根據(jù)實(shí)際情況的使用而供用戶選擇: 種控制方式是，根據(jù)設(shè)定好的目標(biāo)空速，當(dāng)實(shí)際空速高于目標(biāo)空速時(shí)，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，于是采用油門來控制飛機(jī)的高度，當(dāng)飛行高度高于目標(biāo)高度時(shí)，減小油門，反之增加油門。由此我們可以來分析，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，如果低于目標(biāo)高度，飛控控制油門增加，導(dǎo)致空速增加，再導(dǎo)致飛控控制拉桿，于是飛機(jī)上升;當(dāng)飛機(jī)高度高于目標(biāo)高度，飛控控制油門減小，導(dǎo)致空速減小，于是飛控再控制推桿，使高度降低。這種控制方式的好處是，飛機(jī)始終以空速為 因素來進(jìn)行控制，因此 了飛行的安全，特別是當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火等異常情況發(fā)生時(shí)，使飛機(jī)能繼續(xù)保持安全，直到高度降低到地面。這種方式的缺點(diǎn)在于對(duì)高度的控制是間接控制，因此高度控制可能會(huì)有一定的滯后或者波動(dòng)。 種控制方式是:設(shè)定好飛機(jī)平飛時(shí)的迎角，當(dāng)飛行高度高于或低于目標(biāo)高度時(shí)，在平飛迎角的基礎(chǔ)上根據(jù)高度與目標(biāo)高度的差設(shè)定一個(gè)經(jīng)過PID控制器輸出的限制幅度的爬升角，由飛機(jī)當(dāng)前的俯仰角和爬升角的偏差來控制升降舵面，使飛機(jī)迅速達(dá)到這個(gè)爬升角，而盡快完成高度偏差的消除。但飛機(jī)的高度升高或降低后，必然造成空速的變化，因此采用油門來控制飛機(jī)的空速，即當(dāng)空速低于目標(biāo)空速后，在當(dāng)前油門的基礎(chǔ)上增加油門，當(dāng)前空速高于目標(biāo)空速后，在當(dāng)前油門的基礎(chǔ)上減小油門。這種控制方式的好處是能對(duì)高度的變化進(jìn)行 時(shí)間的反應(yīng)，因此高度控制較好，缺點(diǎn)是當(dāng)油門失效時(shí)，比如發(fā)動(dòng)機(jī)熄火發(fā)生時(shí)，由于高度降低飛控將使飛機(jī)保持經(jīng)過限幅的仰角， 終由于動(dòng)力的缺乏導(dǎo)致失速。 因此，兩種控制模式根據(jù)實(shí)際情況而 我們 的是 種控制模式，并增加了當(dāng)空速低于一定速度的時(shí)候，認(rèn)為異常發(fā)生，立刻轉(zhuǎn)為 種控制模式以 飛機(jī)的安全。