Q/LB.□XXXXX-XXXXT/SHUA2023—OOO5目次TOC\o"1-1"\h\t"標準文件_一級條標題,2,標準文件_二級條標題,3,標準文件_附錄一級條標題,2,標準文件_附錄二級條標題,3,"前言 III1范圍 12術語和定義 13中大型無人機飛控系統(tǒng)功能設計通用要求 23.1組成 23.2安全性目標 23.3功能要求 23.3.1一般要求 23.3.2正常功能 33.3.3失效保護功能 33.3.4安全保護 43.3.5應急處置 44.4性能要求 54.4.1在紊流中工作 54.4.2飛行控制要求 54.4.3飛行管理要求 74.5設計 74.5.1控制方式設計 74.5.2余度設計 84.5.3穩(wěn)定性 84.5.4軟件 84.5.5接口 84.5.6設備 94.5.7電源和配電 114.5.8與其它系統(tǒng)或設備的交聯 114.5.9顯示與告警 114.5.10安裝 124.5.11環(huán)境限制 124.5.12可達性 124.5.13持續(xù)適航文件 124.6驗證 124.6.1尺寸 124.6.2重量 124.6.3功能和性能 125中大型無人機飛控系統(tǒng)符合性驗證方法 175.1功能符合性驗證方法 175.1.1一般要求 175.1.2正常功能 175.1.3失效保護功能 175.1.4安全保護 175.1.5應急處置 175.2性能符合性驗證方法 185.2.1在紊流中的工作 185.2.2飛行控制要求 185.2.3飛行管理要求 185.3設計符合性驗證方法 185.3.1控制方式設計 185.3.2余度設計 185.3.3穩(wěn)定性 185.3.4軟件 185.3.5設備 195.3.6電源與配電 195.3.7與其它系統(tǒng)或設備的交聯 195.3.8顯示與告警 195.3.9安裝 195.3.10環(huán)境限制 195.3.11可達性 195.3.12持續(xù)適航文件 19前言本文件按照GB/T1.1—2020《標準化工作導則第1部分：標準化文件的結構和起草規(guī)則》的規(guī)定起草。本文件的發(fā)布機構不承擔識別專利的責任。本文件由上海新金山世紀航空發(fā)展有限公司提出。本文件由上海市無人機產業(yè)協(xié)會歸口。本文件起草單位：上海新金山世紀航空發(fā)展有限公司、中國民航科學技術研究院、上海新金山工業(yè)投資發(fā)展有限公司、上海民航職業(yè)技術學院、南京航空航天大學。本文件主要起草人：彭喜軍、劉薇薇、金奕山、郝志鵬、王祝、姜延坤、徐衛(wèi)、王長金、狄娟、唐偉賓、胥飛飛。中大型無人機飛控系統(tǒng)功能設計通用要求及符合性驗證方法范圍本標準規(guī)定了中高風險民用大型無人駕駛航空器飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的通用要求及符合性驗證方法。本標準適用于中高風險民用大型無人駕駛航空器飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的設計、生產和審定等。術語和定義下列術語和定義適用于本文件。

無人駕駛航空器是指機上沒有機載駕駛員，自備動力系統(tǒng)的航空器，按照性能指標分為微型、輕型、小型、中型和大型。

民用無人駕駛航空器是指從事除用于執(zhí)行軍事、警察和海關飛行任務外的無人駕駛航空器。

大型無人駕駛航空器指最大起飛重量超過150千克的無人駕駛航空器。

飛行控制、導航與管理系統(tǒng)無人機飛行控制、導航與管理系統(tǒng)是無人機的關鍵核心系統(tǒng)之一。

飛行控制與管理功能飛行控制與管理功能一般分為飛行控制功能、飛行管理功能和告警功能。飛行控制功能：產生和傳輸控制指令，使航空器達到給定的飛行狀態(tài)、按預期的軌跡飛行，并實現干擾抑制、容錯控制、飛行包線保護、自動應急處置等；飛行管理功能：整個飛行過程中的管理，一般包括導航管理、健康管理、余度管理、飛參記錄功能、其它系統(tǒng)或設備管理（如需）等；告警功能：以確保在出現功能故障和功能間的耦合故障時，最大限度向地面機組人員提供準確和足夠的信息。

人工遙控操縱子系統(tǒng)人工遙控操縱子系統(tǒng)是指人工在地面用來傳遞操縱指令給無人機的所有部件的總稱。

控制方式無人機控制方式分為自動控制、人工遙控及它們的組合。人工遙控：在人工遙控方式下，地面機組根據無人機的狀態(tài)信息和任務要求控制無人機的飛行。要求人工遙控的輸入與飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的工作相兼容，不應導致失控或不穩(wěn)定。自動控制：在自動控制方式下，飛行控制系統(tǒng)根據傳感器獲取的航空器狀態(tài)信息和任務規(guī)劃信息自動控制無人機的飛行。人工遙控和自動控制的組合。中大型無人機飛控系統(tǒng)功能設計通用要求民用大型無人駕駛航空器飛行控制、導航與管理系統(tǒng)應符合本標準要求。組成飛行控制、導航與管理系統(tǒng)一般應包括但不限于：飛行控制與管理單元、系統(tǒng)用信號處理單元、系統(tǒng)用傳感器單元、伺服作動單元、人工遙控操縱單元和其它相關支持部件。對于集成部件，應說明集成的功能、硬件、軟件架構及內部交聯關系。安全性目標滿足適用的審定等級和無人機性能等級要求的安全性水平；除本規(guī)定中有單獨要求外，當系統(tǒng)和有關部件在單獨考慮以及與其它系統(tǒng)一起考慮時，失效狀態(tài)的嚴重程度和失效概率之間必須滿足下列要求：每個災難性的失效狀態(tài)是極不可能的；每個危險的失效狀態(tài)是極少發(fā)生的；每個主要的失效狀態(tài)是非常小的。功能要求一般要求功能的一般要求應包括以下：在無人機規(guī)定的運行和環(huán)境限制下完成預期的飛行控制與管理功能；通過試驗、分析或兩者結合的方法證明飛行控制與管理系統(tǒng)及其每個部件已經解決功能間潛在的不一致，其中功能集成部件應按照子系統(tǒng)的方式進行功能分解；控制模態(tài)和功能切換在正常情況下有意識地人工或自動切換控制模態(tài)時，其過渡過程不應影響飛行安全，防止可能的危害；在異常情況下有意識地人工或自動切換控制模態(tài)時，其過渡過程應最大限度的防止可能的危害。過程中可能存在的影響或危害應盡可能在飛行手冊中描述，特別是人工切換條件。飛行操縱人工遙控操縱子系統(tǒng)的每個部件的操作必須簡便、平穩(wěn)和確切，以完成其功能要求，防止可能的危害。正常功能基本功能基本功能應包括以下。懸停功能（如有）：包括懸停、懸停與平飛間轉換關系及其隨飛行高度、飛行重量等因素變化特性；平飛功能：包括最大平飛速度、最小平飛速度、經濟平飛速度、平飛速度范圍及其隨飛行高度、飛行重量等因素變化特性；爬升功能：包括爬升率范圍及其隨飛行高度、飛行重量等因素變化特性，以及動升限和靜升限高度特性；下滑功能：包括下降率范圍及其隨飛行高度、飛行重量等因素變化特性。機動功能機動功能應包括以下：在飛行包線范圍內完成水平面、垂直面的機動動作能力；無人機不同重量重心條件下的機動飛行保護能力。邊界功能邊界功能應包括以下：無人機可能超出飛行包線范圍出現的告警及保護措施；無人機不同重量重心條件下的邊界飛行保護能力。起飛/著陸功能起飛/著陸功能應包括以下：固定翼無人機在不同構型、重量重心條件下的起飛滑跑距離、著陸滑跑距離、離地速度、接地速度以及起飛和著陸時間等性能指標，包括航空器使用襟翼、減速裝置等；垂直起降無人機在不同構型、重量重心條件下的垂直起降性能指標。失效保護功能航空器失效處置功能a)固定翼舵面失效副翼部分失效；方向舵部分失效；升降舵部分失效；襟翼部分失效；其它輔助舵面部分失效。b)旋翼/螺旋槳失效旋翼/螺旋槳部分失效；其它輔助旋翼/螺旋槳部分失效。c)動力系統(tǒng)失效，動力系統(tǒng)包括不僅限于常規(guī)動力系統(tǒng)、電動力系統(tǒng)。動力系統(tǒng)功率不足；動力系統(tǒng)失效；動力系統(tǒng)狀態(tài)告警。d)操縱系統(tǒng)失效主操縱系統(tǒng)部分失效；次操縱系統(tǒng)部分失效。e)飛行控制、導航與管理系統(tǒng)失效，飛行控制、導航與管理系統(tǒng)包括不僅限于飛行控制與管理計算機、飛行傳感器、伺服控制系統(tǒng)等。姿態(tài)傳感器失效；導航傳感器失效或被干擾；伺服控制系統(tǒng)失效；飛行控制與管理計算機失效；總線失效；其它失效。f)電氣系統(tǒng)失效電氣系統(tǒng)部件失效；電氣系統(tǒng)保護狀態(tài)；電氣特性變化狀態(tài)。g)數據鏈路失效數據鏈路失效；數據鏈路被干擾或被劫持。h)剎車系統(tǒng)失效前輪轉向失效；剎車失效；剎車效率降低；非對稱剎車。i)其它系統(tǒng)或設備失效，如有必要。特殊情況處置功能特殊情況包括不僅限于：a)電子圍欄；b)空中避讓；c)起飛告警；d)著陸復飛；e)結冰狀態(tài)。安全保護飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的設計和功能，以及使用和維護說明，需合理保證其使用限制不會被超出以下：運行范圍保護航空器系統(tǒng)或任何外部支持運行的系統(tǒng)的可能失效，不應導致航空器超出預期運行范圍，運行范圍一般由飛行包線和電子圍欄組成；不安全起飛構型保護起飛前飛行控制、導航與管理系統(tǒng)進行起飛前不安全起飛構型自檢，不安全起飛構型包括系統(tǒng)故障及系統(tǒng)可檢測到的其它系統(tǒng)或部件故障；如自檢出現不安全起飛構型項，飛行控制、導航與管理系統(tǒng)應自動終止起飛并向飛行機組告警。飛行過程保護飛行過程中，飛行控制、導航與管理系統(tǒng)周期性檢測系統(tǒng)故障及系統(tǒng)可檢測到的其它系統(tǒng)或部件故障，如檢測出現不安全項，系統(tǒng)應具備自動處置或通知飛行機組處置的能力。感知與避讓飛行控制、導航與管理系統(tǒng)應具備與感知與避讓系統(tǒng)的信息交互能力，從而獲取潛在的沖突和其他危險、并使遠程機組做出避讓處置的能力，且滿足遠程機組履行職責所需的性能要求。其它。應急處置飛行控制、導航和管理系統(tǒng)需具備應急處置能力，一般應包括：對于飛行控制、導航與管理功能的任何損失或降級，必須通過清晰明確的信號向無人機機組人員發(fā)出警報；針對飛行機組無法遠程控制無人機的情況（數據鏈路失效、地面站故障等），按照審定要求的運行場景自動執(zhí)行應急程序。應急處置方式通過人工控制方式、自動控制方式或兩者間組合使無人機系統(tǒng)不會導致可預見的災難性后果。終止飛行將沖擊能量降低到可接受的水平。應急迫降在可接受的低人口密度地區(qū)（最好迫降到無人區(qū)）。降低沖擊能量并選擇人口密度低的應急迫降區(qū)域，以使由無人機導致的對地面造成致命傷害的風險是可接受的，包括可能的碎片、火災或爆炸。繼續(xù)飛行按預定應急處置程序繼續(xù)飛行。上述兩種情況的組合。飛行控制、導航與管理系統(tǒng)應提供最大可能緩解失效的應急處置方法，包括但不限于以下內容：故障檢測和監(jiān)控；故障隔離和重新配置；冗余；權限限制，和提醒機組人員進行干預行動。應急處置能力必須有保護措施，以防止其承受因誤操作或未授權使用引發(fā)的危害。應急處置能力必須在飛行手冊或其他批準的手冊中清晰描述，包括預先確定的地點及其狀態(tài)和尺寸。任何操作限制、程序、指令和為了保證安全運行所必要的任何額外信息必須在飛行手冊中建立和提供。性能要求在紊流中工作系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的抗風干擾的類型和量級。飛行控制要求一般要求除另有規(guī)定外，飛行控制要求適用于平穏大氣壞境條件和自動飛行控制方式，包括傳感器誤差。對于考慮結構彈性的飛行控制模態(tài)響應，系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的穩(wěn)定性要求指標。姿態(tài)保持一般要求系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的下列要求：在平穩(wěn)大氣中，俯仰姿態(tài)和滾轉姿態(tài)相對于基準的靜態(tài)精度；在規(guī)定的素流強度中姿態(tài)均方根偏差的允許范用，該精度要求適用于自動姿態(tài)保持功能，該功能保持用于航空器姿態(tài)。俯仰動態(tài)響應長周期俯仰響應應不影響任務的完成；短周期俯仰響應應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的動態(tài)響應指標。滾轉動態(tài)響應滾轉響應應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的動態(tài)響應指標。航向保持無人機在盤旋過程中接通航向保持模態(tài)時，無人機應向機翼水平狀態(tài)滾轉，基準航向應為無人機滾轉至機翼呈水平狀態(tài)時的航向。系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的下列要求：在平穩(wěn)大氣中，航向應保持的相對基準的精度；在紊流中，按規(guī)定的紊流強度，航向的均方根偏差；無人機航向控制的動態(tài)響應指標。航向選擇系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的下列要求：能夠達到要求的轉彎速度，并限制傾斜角以防失速；應具有360°的航向選擇能力；航向控制應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的動態(tài)響應指標。側向加速度和側滑的限制系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的下列性能要求：穩(wěn)態(tài)傾斜轉彎中的協(xié)調要求：當傾斜角達到機動傾斜角的極限值時，側滑角偏離平衡值增量和側向加速度的范圍；滾轉時的側向加速度限制要求：重心處由航空器滾轉速度引起的側向加速度的限制；水平直線飛行中對側滑角及對側向加速度的要求。高度保持系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范的下列規(guī)定：相應型號設計規(guī)范應對"接通高度保持時的最大升降速度”予以規(guī)定。在升降速度小于該規(guī)定值的情況下接通高度保持時，系統(tǒng)將傳感器指示高度作為基準高度，并把航空器控制在這個高度上，同時應滿足高度保持精度的要求。如果在接通該功能時的升降速度大于該規(guī)定值，自動飛行控制系統(tǒng)不應引起任何不安全的機動；在航空器推力-阻力的能力范國內，航空器傾斜穩(wěn)態(tài)盤旋時的高度保持精度?？账俦３謶鞔_系統(tǒng)所保持的空速是真空速還是指示空速。在直線穩(wěn)態(tài)飛行中（包括爬升和下降），接通空速保持模態(tài)時的空速為基準空速?？账傧鄬鶞士账俚钠罘独榭账俦３值木纫?。在空速保持模態(tài)穩(wěn)定以后，自動飛行控制與管理系統(tǒng)應使航空器保持該空速，并保證空速保持的精度要求。在此要求的范圍內，任何周期性振蕩不能影響任務的完成。系統(tǒng)還應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的空速控制動態(tài)響應指標。對軌跡控制的要求系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的素流條件下的軌跡控制精度要求。在有時間控制精度要求時，還應滿足航空器到達指定點的時間誤差范圍要求。穩(wěn)定裕量系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范現定的系統(tǒng)回路相對于名義值的增益和相位裕量要求。剩余振蕩剩余振蕩要求對自動控制和人工控制方式均適用。由系統(tǒng)中存在的非靈敏區(qū)、間隙以及結構彈性等原因所引起的系統(tǒng)持續(xù)剩余振蕩不能影響飛行任務完成。進場與著陸階段的控制系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范的有關要求。進場與回收階段的控制性能要求適用于自動控制、人工控制方式。除另有規(guī)定外，系統(tǒng)著陸性能還應考慮下列因素：著陸重量和重心的變化；氣動構型變化；進場速度和角度；地面效應；各種切換引起的過渡過程；相應型號設計規(guī)范規(guī)定的大氣擾動；相應型號設計規(guī)范規(guī)定的跑道坡度和地面狀況。地形跟隨階段的控制對于有地形跟隨功能的航空器，在正常狀態(tài)下，系統(tǒng)的控制功能應使航空器滿足相應型號設計規(guī)范的低空安全性要求。飛行管理要求飛行管理的具體要求應按相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。該要求應包括以下內容：飛行管理系統(tǒng)應能根據必要的傳感器信息，正確地確定航空器所處的飛行階段、飛行狀態(tài)，進而正確地給出航空器的控制方式及有關系統(tǒng)的狀態(tài)；加載的任務一般應包括航線和與其有關的管理任務；管理系統(tǒng)任務信息存儲量限制要求；管理任務的項目、各項管理任務的性能應滿足相應型號設計規(guī)范的要求。任務的性能可表示為：執(zhí)行時間（任務觸發(fā)/結束邏輯）、控制量類型與范圍、任務觸發(fā)位置與期望位置間的偏外。任務的觸發(fā)可以是加載和/或自動設置。對能夠進行飛行中在線航線規(guī)劃、在線任務加載或修改的系統(tǒng)，應滿足實時性要求和任務信息存儲量限制要求。設計控制方式設計一般要求無人機的飛行控制方式可分為自動控制、人工遙控以及它們的組合。人工遙控要求人工遙控的輸入與飛行控制與管理系統(tǒng)的工作相兼容，不應導致失控或不穩(wěn)定。控制模態(tài)切換在正常情況下有意識地人工或自動切換控制模態(tài)時，其過渡過程不應影響任務完成和飛行安全。控制模態(tài)的選擇邏輯和兼容性系統(tǒng)設計應確定飛行控制與管理系統(tǒng)的模態(tài)體系，而且模態(tài)選擇遂輯應能兼容所有可能的模態(tài)選擇組合。模態(tài)選擇邏輯應：防止可能產生錯誤或危險的人工或自動模態(tài)的接通：在選擇了某些模態(tài)時，應能啟動與之相配合的其他模態(tài)；在優(yōu)先級較高的模態(tài)出現故障時，能夠自動接通下一級飛行控制與管理系統(tǒng)工作模態(tài)，即比該模態(tài)的優(yōu)先級儀低一級的模態(tài)；防止操作人員選擇己查出有故障的模態(tài)，但允許操作人員重新啟動該模態(tài)。故障瞬間若飛行控制與管理系統(tǒng)發(fā)生故障時有可替換的模態(tài)，則故障檢測邏輯應自動選擇和接通這些替換模態(tài)，發(fā)生故障至校正動作之間的時間延遲不應阻止對飛行狀態(tài)控制的恢復，并在必要的情況下將系統(tǒng)模態(tài)的更換選擇通知操作人員。系統(tǒng)應使操作人員能夠選擇模態(tài)。余度設計當有余度設計要求時，余度設計應：以飛行安全性和任備可靠性為基礎；與系統(tǒng)測試和監(jiān)控方法相一致；滿足系統(tǒng)的故障檢測率、故障隔離率和虛警率要求。穩(wěn)定性一般要求設計應滿足性能要求中對穩(wěn)定裕量的要求。在考慮結構彈性時，系統(tǒng)應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的阻尼比要求或其他穩(wěn)定性要求指標，不應岀現彈性伺服振蕩。時統(tǒng)要求在有時鐘同步要求時，允許的最大時統(tǒng)誤差成使系統(tǒng)滿足性能指標要求。軟件通過《機載系統(tǒng)和設備合格審定中的軟件考慮》（RTCA/DO-178C）方法設計、實現和驗證所有相關軟件，將軟件錯誤存在的可能性減至最小，并符合其實施功能的關鍵性要求；軟件的安全性要求應通過系統(tǒng)安全性分析確定；軟件組成、功能及其版本必須在飛行手冊或其他批準的手冊中清晰描述；軟件應具有維護性和驗證性。應按軟件質量保證體系研制和維護軟件，軟件文檔齊全，軟件編碼應具可讀性，有足夠的注釋可自說明。除另有規(guī)定外，對軟件需求規(guī)格說明中的每項功能、所有傳感器信號、飛行控制和管理計算機的所有輸入和輸出信號等都應可測試、可顯示，并應盡可能地存儲測試數據。所有軟件都應該至少留出一個字用于識別軟件版本。在進行軟件維護時，應對己更改的軟件進行回歸測試，檢驗各軟件配置項以保證其一致性和完整性。接口一般要求系統(tǒng)接口包括系統(tǒng)內部接口和外部接口，系統(tǒng)內部接口為飛行控制與管理系統(tǒng)內部各部件間的接口。系統(tǒng)外部接口為飛行控制與管理系統(tǒng)與其他系統(tǒng)的接口。系統(tǒng)的內部接口一般都是電氣接口。在系統(tǒng)的外部接口中，除了伺服作動器的輸出一般為機械接口外其他大多為電氣接口。具體的系統(tǒng)接口應滿足相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。系統(tǒng)的所有接口應滿足接口控制文件的要求。接口的硬件、協(xié)議、校驗的位置應滿足可靠性、實時性、電磁兼容性等要求，交聯雙方應匹配。電氣接口一般要求系統(tǒng)所有電氣接口特性是在設備帶負載情況下的特性。電氣接口具體格式應符合接口控制文件的要求。接口控制文件一般包括如下內容：接口信號頻率、接口信號電平電流及動態(tài)范國、接口信號波形和極性、信號的輸出方和輸入方、連接器和連接電纜、匹配阻抗、總線方式等。電氣接口還應滿足專有規(guī)范要求的各硬件接口、初始化接口芯片所需信息、接門數據有效性判據及處理、接口故障判據及處理、接口數據的語義等。接口信號的噪聲不應引起有害的操縱動作。數據總線接口具體的接口由相應型號設計規(guī)范規(guī)定。離散量接口離散量的電平、回差、電流、語義等應滿足相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。模擬量接口模擬量的分辨率、轉換時間、編碼方式、電圧范圍及其對應的物理量含義等應滿足相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。脈沖調制信號接口接口的電平范相、電流、頻率、信號語義等應滿足相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。頻率量接口接口的電平、信號頻率及其語義等應滿足相應型號設計規(guī)范的規(guī)定。機械接口伺服作動器輸出到舵面、發(fā)動機節(jié)風門的接口一般為機械接口。設計應說明伺服作動器輸岀的力矩或力范圍、到控制對象的傳動比等。伺服作動器到操縱面的連接應盡可能短。設備一般要求設備功能滿足飛行控制與管理系統(tǒng)設計要求。設備研制一般應符合《航空電子設備設計保證指南》（RTCADO-254）、《機載設備環(huán)境條件及試驗方法》（RTCA/DO-160G）、《機載系統(tǒng)和設備合格審定中的軟件考慮》（RTCA/DO-178C）的要求。飛行控制與管理計算機飛行控制與管理計算機應滿足相應型號設計規(guī)范規(guī)定的容錯要求。在一般情況下，飛行控制與管理計算機應對其輸入信號進行有效性檢查，飛行控制與管理計算機的輸入、輸出信號應具有可測試性。飛行控制與管理計算機應規(guī)定并達到運行時間和存儲空間裕量要求。除另有規(guī)定外，在驗收時一般要有25%的內存和運行時間裕量，研制期間的裕量還應適當增大。飛行控制與管理計算機電源應符合相應型號設計規(guī)范要求。在模擬計算中，為了保證在機動指令和突風（或其他可能擾動）的所有可能如合情況下安全地連續(xù)工作，模擬信號標定應能提供滿意的精度和分辨率，并防止不可接受的非線性和不穩(wěn)定性。數字計算和采樣速率應確保不引入不可接受的相移、舍入誤差、非線性特性、頻率重疊及混淆。在系統(tǒng)使用包線內，在機動指令和突風或者其他可能出現的干擾的所有可能組合情況下，參數定標、字長、輸入限制及溢出保護應確保數據處理準確和連續(xù)安全地工作。傳感器系統(tǒng)的傳感器向飛行控制與管理計算機提供航空器位置、航向、姿態(tài)、速度、加速度、角速度等信號。具體傳感器的選用由相應型號設計規(guī)范定。傳感器（包括導航設備或系統(tǒng)）應符合相應產品的有關標準。所選用的傳感器尺寸、重量應按航空器總體要求確定。角速度、航向、姿態(tài)等傳感器的安裝應考慮結構彈性的影響。傳感器的余度配置應使系統(tǒng)滿足可靠性要求。傳感器的性能指標等要求由系統(tǒng)設計確定，其內容一般包括：測量的信號及其暈程；精度（例如：導航系統(tǒng)或設備的定位精度及特度的誤差類型）；線性度：零位；頻率特性；接口；電源與功耗；自檢測與故障告警；環(huán)境適應性：維修性指標；可靠性指標。伺服作動設備一般要求伺服作動設備應符合相應產品的有關標準。伺服作動設備一般選用電動舵機，也可根據系統(tǒng)具體要求選用其他舵機。伺服作動設備的設計應在考慮下列因素后使其結構與特性滿足專用規(guī)范的要求：負載特性；舵機功率；舵機傳動機構間隙；伺服作動設備的頻帶；伺服作動設備的非線性；故障瞬態(tài)。結構組成伺服作動設備的設訂立包括下列內容：伺服作動設備的結構組成、反饋量的配置；伺服作動設備各組成部分的傳遞函數和輸入、輸出信號：連接方式；故障檢測與監(jiān)控；故障安全措施。特性伺服作動設備的特性一般包括：物理特件（重量、尺寸）；輸入指令；中立位置；額定行程；最大行程；額定速度；最大速度；輸出載荷；極限載荷；回中（可選作故障安全措施之一）；門限：空載時從靜止到開始運動所需的最小電流量（單通道）；位置精度：伺服作動設備實際位置與額定值之差對全行程的百分比，或對該位置讀數的百分比；滯環(huán)：指令頻率低于0.01Hz的零載滯環(huán)（100%額定行程幅值）與最大指令滯環(huán)（110%額定行程幅值）；穩(wěn)定性：伺服作動設備——操縱面系統(tǒng)在零空速工作時不允許有振蕩，并成且有足夠的穩(wěn)定裕量。一般情況下，增益裕量應不小于3dB，相位裕量應不小于于30°；動態(tài)響應；力紛爭：對于有余度設計的伺服作動設備，應盡力限制通道間的力紛爭；可靠性指標；維修性指標；若選用液壓航機或電液復合舵機，還應規(guī)定泄漏量、主控閥剪切力等特性要求。余度設計若伺服作動設備的結構設計采用了余度技術，則一般應規(guī)定下列要求：容錯能力：一般應對規(guī)定的電氣故障有容錯能力；故障隔離；一般應規(guī)定電氣控制通道的隔離要求。除另有規(guī)定外，一個電氣通道的故障（包括電連接器和導線）應不影響其他通道的性能，每個通道有關的電氣信號應通過相對獨立的電連接器傳輸，伺服作動設備內部不允許發(fā)生通道間的短路；故障安全措施：在規(guī)定的電氣或機械故障發(fā)生時，伺服作動沒備應能自動和/或靠空氣動力冋中或延動到其他規(guī)定的位置；故障瞬態(tài)：故障部分切除、系統(tǒng)重構所引起的航空器瞬態(tài)響應應滿足相應型號設計規(guī)范要求。接口一般要求伺服作動設備的接口包括機械接口和電氣接口。若選用液壓舵機或電液復合舵機，還應規(guī)定液壓接口，其內容包括作動器使用的油液、作動器工作所需流量、液壓系統(tǒng)的工作壓力和額定壓力、液壓油的工作溫度等要求。機械接口伺服作動設備的機械接口一般應規(guī)定：負載的等效質量；負載的等效剛度或自然頻率；負載的等效阻尼：負載的等效摩擦力；安裝的結構剛度與配合。電氣接口伺服作動設備接口所用的電連接器、導線、接口語義等應符合接口控制文件的要求。極性伺服作動設備的極性與操縱面、發(fā)動機油門的運動方向應符合相應型號設計規(guī)范的要求。安裝伺服作動設備的安裝應滿足相應型號設計規(guī)范的下列要求：伺服作動設備安裝點的位置與尺寸精度；伺服作動設備安裝長度的調整和鎖定要求。電源和配電電源和配電應考慮以下：在所有預期運行條件下，為飛行控制、導航與管理系統(tǒng)提供運行需要的電能；具有電源和配電功能集成的部件，應按子系統(tǒng)的方式進行功能分解。主電源失效后，備用電源仍有能力保證飛行控制、導航與管理系統(tǒng)能夠完成應急處置程序。與其它系統(tǒng)或設備的交聯飛行控制、導航與管理系統(tǒng)正常工作或降級工作不會導致其它系統(tǒng)或設備的失效或故障，從而引發(fā)危險；其它系統(tǒng)或設備的失效或故障不會導致飛行控制、導航與管理功能的任何不可預見的失效，從而引發(fā)危險；交聯狀態(tài)必須及時清晰無誤反饋給機組成員。顯示與告警無論以何種方式，飛行控制、導航與管理系統(tǒng)向下傳輸的數據必須使得地面機組及時了解目前無人機的飛行狀態(tài)（含告警）及趨勢。安裝安裝要求包括以下：有標牌標明其名稱、功能或使用限制，或這些要素的適用的組合；按對該設備規(guī)定的限制進行安裝；在安裝后功能正常。環(huán)境限制在聲明的環(huán)境條件下，包括電磁干擾（EMI）、高強度輻射場（HIRF）和閃電條件，飛行控制、導航與管理系統(tǒng)功能不會受到有害影響。對于已鑒定系統(tǒng)的環(huán)境限制必須記錄在飛行手冊及其它相關手冊中。系統(tǒng)組成設備的環(huán)境試驗必須在聲明的環(huán)境條件下，符合民航局認可或國軍標相關環(huán)境試驗標準，并記錄在設備的說明書或履歷本中?？蛇_性對需要維護、檢查或其他保養(yǎng)的每個部件和設備，必須在設計中采取適當的措施，以便完成這些工作。持續(xù)適航文件持續(xù)適航文件編制應考慮以下內容。編制持續(xù)適航文件中飛行控制、導航與管理系統(tǒng)相關內容，或者在審定時至少提供持續(xù)適航文件編制計劃，確保在交付首架安裝飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的無人機時具有持續(xù)適航文件。在局方規(guī)定的航空器持續(xù)適航文件（ICA）或等效文件中說明飛行控制、導航與管理系統(tǒng)的安裝、運行、維護要求。驗證尺寸系統(tǒng)各部件的尺寸應按相應型號設計規(guī)范的要求，用標準工具進行檢測。重量系統(tǒng)各部件的重量應按專用規(guī)范的要求，用標準衡器進行檢測。功能和性能半物理仿真試驗按系統(tǒng)結構聯成閉環(huán)-試驗應盡量使用實物。一般情況下，二維位置的傳感器用仿真裝置代替，航空器用數學模型代替。按測試用例，給出并顯示系統(tǒng)輸入,觀察有關輸出數據或設備的動作。分析該仿真結果，檢驗系統(tǒng)是否滿足有關設計、功能、性能和接口要求。具體試驗內容與程序按專用規(guī)范要求。測試設備用于控制或監(jiān)控試驗參數的儀器和試驗設備的精度，應按有關文件規(guī)定的期限進行校驗。進行試驗所用的全部儀器和試驗設備應當如下：符合有關標準；精度至少在被測變量容差的三分之一以內；適合測量所測試的參數；測試儀器應處于校驗有效期內。試驗條件試驗條件如下：試驗用各機載部件、仿真設備應進行過單獨驗收試驗、試驗前校驗；所有軟件都已通過軟件測試；測試設備應滿足要求；試驗狀態(tài)要求：應規(guī)定試驗狀態(tài)，該試驗狀態(tài)應能反映實際飛行情況；應有地面測控裝置與飛行控制與管理計算機相連，向系統(tǒng)發(fā)送控制指令，接受、顯示、存儲測試數據：所有電連接器符合有關標準要求。試驗要求試驗用例的設計應包括下列內容：在規(guī)定的大氣擾動情況下檢驗各飛行階段、執(zhí)行各種任務及其組合情況：在有遙控參與的情況，檢驗遙控指令執(zhí)行情況、數據鏈部分丟失情況；故障模擬及處理。試驗結果說明試驗結果說明如下：分析仿真所用的假設，權與實際情況的可能偏差，這種偏差対仿真結果的影響；分析試驗數據是否滿足相應要求。裝機地面試驗原理系統(tǒng)處于裝機狀態(tài)，各部件或子系統(tǒng)與其地面檢測設備相連。按測試用例，給出并顯示系統(tǒng)輸入，觀察有關輸出數據或設備的動作，分析該試驗結果是否滿足有關要求。具體試驗內容與程序按相應型號設計規(guī)范要求。試驗條件試驗條件如下：試驗用各機載部件、仿真設備應進行過單獨驗收試驗、試驗前校驗；所有軟件都已通過軟件測試；測試設備應滿足要求；試驗狀態(tài)要求：應規(guī)定試驗狀態(tài)，該試驗狀態(tài)應能反映實際飛行情況；應有地面測控裝置與飛行控制與管理計算機相連，向系統(tǒng)發(fā)送控制指令，接受、顯示、存儲測試數據：所有電連接器符合有關標準要求。試驗結果說明試驗結果說明如下：分析仿真所用的假設，權與實際情況的可能偏差，這種偏差対仿真結果的影響；分析試驗數據是否滿足相應要求。地面綜合試驗常規(guī)動力系統(tǒng)控制試驗發(fā)動機起動/停車控制試驗a)起動/停車控制試驗；在典型工況下，按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，按照操作程序停車。b)發(fā)電機接通與斷開控制試驗；在典型工況下，按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，提高發(fā)動機功率至發(fā)電機接通狀態(tài)，發(fā)電機接通并工作正常；降低發(fā)動機功率至發(fā)電機斷開狀態(tài)，發(fā)電機應斷開；再次提高發(fā)動機功率至發(fā)電機接通狀態(tài)，發(fā)電機再次接通并工作正常；按照操作程序停車。c)低溫起動/停車控制試驗；在要求的最低溫工況下，按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，按照操作程序停車。d)高海拔起動/停車控制試驗；在要求的最高海拔工況下，按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，按照操作程序停車。e)熱車狀態(tài)起動/停車控制試驗。按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，按照操作程序停車；待發(fā)動機停車后，在規(guī)定的時間內，按照操作程序，熱起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待發(fā)動機穩(wěn)定工作3～5分鐘后，按照操作程序停車。發(fā)動機功率控制試驗驗證發(fā)動機功率控制功能。依據動力系統(tǒng)手冊要求進行發(fā)動機功率控制試驗，確保發(fā)動機功率控制應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，逐步提高發(fā)動機功率至最大功率狀態(tài)，各功率狀態(tài)下發(fā)動機控制應符合試驗要求。按照操作程序，起動發(fā)動機至規(guī)定的低功率狀態(tài)，按程序做各種檢查，如變距、恒速等，發(fā)動機控制應符合試驗要求。電動力系統(tǒng)控制試驗a)起動/停車控制試驗在典型工況和低溫工況下，分別按照操作程序，起動至規(guī)定的低功率狀態(tài)，待穩(wěn)定工作2～3分鐘后，按照操作程序停車。b)功率控制試驗驗證功率控制功能。依據電動力系統(tǒng)手冊要求進行功率控制試驗，確保功率控制應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。按照操作程序，起動至規(guī)定的低功率狀態(tài)，逐步提高功率至最大功率狀態(tài)，各功率狀態(tài)下控制應符合試驗要求。按照操作程序，起動至規(guī)定的低功率狀態(tài)，按程序做各種檢查，如變距、傾轉等，控制應符合試驗要求。滑行控制試驗驗證不同重量重心條件下的不同速度滑行控制試驗，滑行內容包括直線滑行、左轉滑行和右轉滑行。滑行速度控制、航向控制、軌跡控制等應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小滑行速度～最大滑行速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）。飛行試驗除另有規(guī)定外，至少應提供一套系統(tǒng)樣機進行鑒定檢驗。凡是不能合理地用其他試驗或分析方法證明的地方，應按照飛行控制與管理系統(tǒng)研制計劃的規(guī)定，進行飛行試驗證明是否符合要求。在制定飛行試驗計劃時，應當可考慮飛行品質規(guī)范中的設計和試驗狀態(tài)的指導性建議表。此外，應進行保證飛行控制與管理系統(tǒng)在全部工作狀態(tài)下符合顫振要求的試驗?；芷鸾悼刂骑w行試驗驗證不同重量重心條件下的不同襟翼自動起飛、自動降落試驗。無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按軌跡飛行后自動著陸并停車。起飛距離、起飛姿態(tài)、起飛航向、起飛軌跡、著陸距離、著陸姿態(tài)、著陸航向、著陸軌跡等應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同襟翼狀態(tài)（0°襟翼、小襟翼、大襟翼）*功率狀態(tài)。垂直起降控制飛行試驗驗證不同重量重心條件下的自動垂直起降試驗。無人機自動垂直起飛，并爬升至安全高度，懸停穩(wěn)定后自動垂直著陸并停車。垂直起降精度等應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）。懸停至平飛轉換控制飛行試驗驗證不同重量重心條件下的懸停至平飛轉換控制飛行試驗。無人機自動垂直起飛，并爬升至安全高度，懸停穩(wěn)定后自動過渡到平飛狀態(tài)，平飛穩(wěn)定后自動過渡回懸停狀態(tài)，然后自動垂直著陸并停車。垂直起降精度，過渡段性能指標等應符合型號相應型號設計規(guī)范要求。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）。姿態(tài)保持性能飛行試驗驗證無人機在典型飛行控制模式下的姿態(tài)保持性能。俯仰角保持性能飛行試驗無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。在直飛條件下，對不同預設速度給定的俯仰角控制信號己進入穩(wěn)態(tài)飛行3～5分鐘，試驗無人機俯仰角保持性能。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小速度～最大速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）。滾轉角保持性能飛行試驗無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。在平飛條件下，對不同預設速度給定的滾轉角控制信號己進入穩(wěn)態(tài)飛行3～5分鐘，試驗無人機滾轉角保持性能。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小速度～最大速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）。航向角保持性能飛行試驗無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。在平飛條件下，對不同預設速度給定的航向角控制信號己進入穩(wěn)態(tài)飛行3～5分鐘，試驗無人機航向角保持性能。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小速度～最大速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）。飛行高度保持性能飛行試驗直飛條件下，無人機對給定的高度控制信號己進入穩(wěn)態(tài)飛行，試驗無人機高度保持性能。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小速度～最大速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）*不同高度（最小高度～最大高度，每個高度間隔≯1000米）?？账偌癕數保持性能飛行試驗無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。在直飛平飛條件下，對不同預設速度給定控制信號己進入穩(wěn)態(tài)飛行3～5分鐘，試驗無人機空速及M數的保持性能。試驗科目數=不同重量（最小重量～最大重量，每個重量間隔≯重量范圍*20%）*5個重心狀態(tài)（前、后、左、右、正常）*不同速度（最小速度～最大速度，每個速度間隔≯速度范圍*20%）。導航性能飛行試驗通過預設飛行航線的方式進行不同重量重心條件下的不同速度自動模式飛行試驗，飛行內容包括平直飛、左轉、右轉、爬升、下滑。a)航線尋跡：無人機在自動模式下，能正確執(zhí)行程序邏輯，沿規(guī)劃航線次序巡航；b)航線變更：飛行過程中，通過航線變更的方式調整飛行航線，驗證航線變更功能；c)不同導航模式的轉換和執(zhí)行能力。異地起降飛行試驗起飛點和降落點不在同一地點的飛行試驗。無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行到另一個機場上空并自動著陸。余度切換飛行試驗飛行過程中切換各類余度設備的飛行試驗，驗證各類余度設備的切換功能。如姿態(tài)傳感器切換、導航傳感器切換、余度飛控機切換、余度伺服控制系統(tǒng)、電動力余度、數據鏈路余度等切換。鏈路中斷飛行試驗無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行，飛行過程中斷開上行數據鏈路，直至無人機著陸，驗證鏈路中斷飛行功能。飛行包線飛行試驗驗證無人機在最大飛行重量下的最大飛行高度和最大飛行速度。無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行，不斷爬升至最大飛行高度*95%。無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行，不斷爬升至最大飛行速度*95%。電子圍欄飛行試驗驗證電子圍欄對飛行約束的有效性。無人機自動滑跑起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行，發(fā)送使無人機超出電子圍欄的指令，無人機到達電子圍欄后應自動變更飛行航線確保不超出電子圍欄。模擬器試驗不安全起飛構型試驗驗證不安全起飛構型下的中止飛行功能。預先設置不安全起飛構型狀態(tài)，如設備告警等，發(fā)送起飛指令，無人機因不執(zhí)行起飛指令并報警。無動力飛行模擬器試驗驗證飛行控制、導航與管理系統(tǒng)在動力系統(tǒng)失效后的飛行控制能力。無人自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。設置動力失效狀態(tài)，無人機應按預設控制策略最大限度降低接地損傷。容錯控制模擬器試驗驗證飛行控制、導航與管理系統(tǒng)在各種可能的舵面失效或電機失效情況下的飛行控制能力。無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。設置各種可能的舵面失效或電機失效狀態(tài)，無人機應告警并保持飛行控制能力直至著陸。傳感器故障情況下的模擬器試驗驗證飛行控制、導航與管理系統(tǒng)在各種可能的故障情況下的飛行控制能力。a)姿態(tài)傳感器失效；無人機自動起飛，并爬升至安全高度，按航跡巡航飛行。設置姿態(tài)傳感器失效，無人機應告警并采用余度姿態(tài)傳感器保持飛行控制能力。b)導航傳感器失效；無人機自動起飛，并爬升至