飞机上各种功能的飞行自动控制分系统的组合。这些分系统是：阻尼、增稳或控制增稳系统(见飞机增稳)、自动驾驶仪、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、自动着陆系统、迎角与侧滑角边界控制系统、地形跟随系统、阵风减缓控制系统、机动载荷控制系统、乘坐品质控制系统、颤振抑制系统、直接力控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等。在一架飞机上通常只装备上述若干分系统。

飞行自动控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置就已问世。例如，1873年法国雷纳德(C．C．Renard)的无人多翼滑翔行操纵。第二次世界大战促使自动驾驶等设备得到进一步发展，由过去的气动一液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个或两个陀螺操纵飞机，并可做机动、爬行及自动保持高度等。战争期间，有的轰炸机上的自动驾驶仪还与轰炸瞄准具连接起来，以改善水平轰炸的定向瞄准精度。

目前，电传控制和主动控制技术已在现代飞机研制中得到了广泛的应用，而无论是否采用电传控制系统，飞行自动控制系统都已是多数飞机普遍使用的关键系统。

高度控制系统

控制飞机在某一恒定高度上飞行的系统。它以飞机俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、计算机、舵回路等）外，还包括产生高度差（当前高度与期望高度的差值ΔH）信号和升降速度(夑)信号的敏感元件。专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。高度控制系统有两种工作状态：一种是自动保持飞机在当时的高度上飞行，简称定高状态；另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞机自动进入爬高（或下滑）状态。在飞机趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。

通过升降舵或升降舵加油门来自动控制空速或马赫数的系统。通过升降舵调节的系统与高度控制系统相似，也以自动驾驶仪俯仰通道作为内回路。在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。在预选空速状态下，空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。为提高控制速度的精度，须引入空速差的积分信号。在保持飞机姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。将空速差和空速变化率(妭)信号引入油门控制器来改变发动机油门的大小。如不满足上述条件，改变油门大小只能使飞机升高或降低，而速度不变。为防止随机阵风引起空速频繁变化以致对发动机过分频繁调节，一般将空速差和空速变化率信号经过阵风滤波器（通常为低通滤波器）进行滤波。为了改善飞机速度控制的质量，常采用比例加积分再加微分的控制方式。

侧向航迹控制系统

通过副翼和方向舵两个通道控制飞机在水平面内的航迹的系统，它以偏航角(ψ)控制系统或滚转角(γ)控制系统为内回路。其中典型的方案以副翼通道为主通道，以方向舵通道为辅助通道，后者只起阻尼和协调的作用。侧向偏离（Z，即飞机位置与预定航线的横向偏差）信号通过第一限幅器后与偏航角信号综合，再经过第二限幅器与滚转角和滚转角速度(夲)信号综合，然后送入舵回路操纵副翼。第一限幅器的作用是防止因侧向偏离信号过大而产生超过90°的偏航角，从而造成“之”字形的航线；第二限幅器的作用是在转弯时限制滚转角，使它不致过大。

自动着陆系统

自动导引和控制飞机安全着陆的设备，一般分为两大类：①雷达波束型（见地面控制进场系统）；②固定波束型（见无线电控制着陆）。这两类系统都是先把飞机导引和控制到某一高度（拉平起始高度，约15～25米），然后利用拉平计算机、自动油门系统和自动抗偏流系统使飞机拉平直到接地。拉平计算机又称拉平耦合器。从飞机进入拉平起始高度，到平稳接地称为着陆段(拉平段)。在着陆段拉平计算机连续向自动驾驶仪纵向通道发出指令信号，使飞机由下滑状态变为着陆状态；减小垂直下降速度，最后以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飞行轨迹，拉平计算机的控制规律分三类：①指数轨迹控制：使飞机的下降速度与飞行高度成比例，按指数轨迹飞行直至接地。这种形式多用于大型飞机和旅客机。②固定轨迹控制：飞机按规定的曲线飞行，多用于歼击机。③接地点控制：又称终值控制。保证飞机在预定点接地，中间的拉平轨迹是任意的，这种控制适用于自动着舰。自动油门系统在自动着陆阶段自动调节油门以保证飞机安全着陆。如果不能着陆，自动油门系统应能提供飞机复飞的动力。自动抗偏流系统用来自动消除飞机在接地前由侧风等因素引起的偏流，保证飞机航向精确对准航迹(即机头对准跑道)，并保证机翼水平。

迎角和侧滑角边界控制系统

在歼击机作特大机动飞行情况下保证其迎角为常值(边界迎角值)的系统。系统的工作原理是引入当时迎角与边界迎角（给定的）之差的信号，通过升降舵通道控制飞机以边界迎角作机动飞行。为提高控制精度，可引入上述差值信号的积分。正常控制状态与迎角边界控制状态应能自然而平滑地转换，这种转换是由信号选择器自动实现的。当迎角超过某值时，它对迎角进行限制。

瞄准控制系统

使飞机转弯或俯仰以瞄准地面或空中目标的系统。瞄准器的计算结果传送给飞行控制系统，使飞机瞄准目标。这实际上是把飞机当作活动炮架或发射架来操纵，以便灵活机动地发射导弹、炮弹或投弹。

编队控制系统

自动控制僚机进行编队飞行的系统。它自动控制僚机的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚机与长机之间的距离、侧向间隔和高度差为给定值。这种系统的作用原理是在僚机上测出它与长机之间的距离、侧向间隔和高度差等参数，将测得的参数与给定的参数值比较得出各参数的偏差值，通过适当的校正网络送入油门控制系统和自动驾驶仪，以改变僚机的速度、偏航角和俯仰角。

1．飞机本体

飞行自动控制系统的设计问题可归结为如何建立一个能够控制飞机运动的装置问题。如果飞机的运动可以用合适的数学模型来描述，则可大大地简化飞行自动控制系统的设计任务。众所周知，可以根据质点和质点系的动力学原理和运动学关系，建立描述飞机运动的非线性联立微分方程组。而在对称常直线的基准飞行状态下，采用小扰动假设，

可将上述方程组简化为两组彼此独立的，各包含三个线性微分方程的联立方程组，称为飞机的小扰动运动方程。此时，由于方程组已被线性化，因此可采用包括传递函数在内的许多方便的分析工具。当研究涉及飞行自动控制系统设计中的飞机动力学问题时，广泛地采用上述飞机传递函数。这些传递函数的表达式可在飞行动力学教科书上查到，此处不再列出。在后面的内容里，将根据研究问题的需要，列出对应的飞机传递函数。

2．驾驶员

在控制系统中，作为一个动力学系统元件的驾驶员，他的能力可简单地用工程控制中的术语来描述，即用一类传递函数来表示。这一传递函数的特性构成了驾驶员总的反应能力。随着飞行器设计的日益完善，驾驶员在飞行控制系统中的功能日益被自动驾驶仪所替代。因此本章在后续内容中不对驾驶员特性进行分析，而主要以自动驾驶仪为研究对象。

3．主操纵系统

主操纵系统通常指升降舵、副具和方向舵的操纵系统中从座舱内的操纵装置(驾驶杆、脚蹬)到对应操纵面执行机构(其中包括人工感觉系统)的全部有关设备。

配平电机起着调控片的作用，它可在任何所要求的配平速度下将杆力调整至0。

4．传感器

对于飞行自动控制系统来说，通常都采用一系列的飞机运动参数以及它们对于时间的导数作为反馈信号进行控制。因此，在控制系统中需要有感受这些参数的敏感元件或装置，它们统称为传感器。

5．控制器

控制器是飞行自动控制系统的神经中枢，主要存4个功能。

(1)通过传感器采集信号；

(2)将采集到的信号变换为所要求的信号(如将交流信号变换为直流信号)。

(3)按系统反应所要求的特性，改变信号相位的超前或滞后量。

(4)将信号增强到某一量级以控制舵回路。

用以全部或部分地代替飞行员控制和稳定飞机的运动，并能改善飞行品质的反馈控制系统。除具有自动驾驶仪的功能外，还可改善飞机的操纵性和安定性，实现航迹控制、自动领航、自动着陆、地形跟随、自动控制机动飞行中机翼载荷分布、自动瞄准和编队飞行等。为起到这些作用，飞机上相应地安装具有各种功能的分系统，如控制增稳系统、自动驾驶仪、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、自动着陆系统、地形跟随系统、机动载荷控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等，飞机飞行自动控制系统就是各分系统的组合。每个分系统一般包括测量飞机有关运动参数的传感器，对参数进行处理的计算机，带动有关操纵面和油门的执行机构，以及自动回零系统、耦合器和飞行控制盒等部件。