[无人机系统导论阅读笔记] 无人机系统导论

1. 概述 主要介绍本章的总体框架 第一章 历史和概述 2. 发展史 介绍无人机最开始是用在军事领域，之后随着无人机在战争中的表现，人们认识到其在 商业方面的价值，成立相关公司对其进行研究。

3. 无人机系统概述 典型无人机系统构成：飞行器、一个或多个地面控制站（GCS）和/或规划控制站（MPCS）、 有效载荷、数据链。

3.1 飞行器——飞行数据终端安装在飞行器上，是通信数据链路的机载部分。

3.2 规划控制和控制地面站——无人机系统操作控制中心，从飞行器传来的视频、命令、 遥测数据在这里处理和显示。

3.3 有效载荷——携带有效载荷是拥有和使用无人机系统的根本原因。有效载荷常包括可 见光类型或夜视类型的视频摄像机；
如果需要进行目标指示，成像装置会加入激光器；

有效载荷的另一大门类是电子战系统。

3.4 数据链——任何无人机的关键子系统。为无人机系统提供了双向通信能力，可采用按 需求开通工作模式，也可采用连续工作模式。数据链路可被调用，来测量飞行器的位 置。

3.5 地面保障设备——为飞行器提供所需的能源和相应的设备、还可能具有一定的运输能 力。

4. “天鹰座”无人机系统 作为一个反面教材对其进行了介绍，其研发时间之长（超过 10 年）、造价之高、需配备 大量人力及相应物资、在需求满足上不尽如人意。

1. 概述 第二章 无人机种类和任务 介绍本章讲述主要内容。

2. 无人机系统实例及分类 此处略去实例，只对分类做一简要概述：
基于尺寸的分类（非正式） l 微小型无人机——从昆虫大小相仿到尺寸 30~50cm 大小飞行器范围。

l 小型无人机——至少有一个维度大于 50cm，再大一些设置达到一两米的尺度。

l 中型无人机——尺寸对于担任随身携带来说太大，但仍小于一般轻型飞机。

l 大型无人机——尺寸大于典型的轻型载人飞机。

基于航程和航时分类（倾向于标准化） l 低成本超近程无人机——需求方为海军陆战队和陆军，任务半径大约 5km，造价 约 10000 元美元。

l 超近程无人机——需求方为所有军种，任务半径约 50km，即到达己方部队前沿之 外 30km 所需航时 1h 到 6h。首要目标是日夜侦查和监视。

l 近程无人机——需求方为所有军种，需到达部队前沿之外 150km（期望达到 300km），续航时间 8h~12h。

l 中程无人机——需求方是除陆军外的其他所有军种，任务半径 650Km，需具备从 地面起飞或空中发射起飞的能力，但无需很强的长航时性能。用途为昼/夜侦查和 监视。其次要任务是收集气象数据资料。

l 长航时无人机——需求方为所有军种，任务半径约 300km，飞行高度一般可达到 9.14km，续航能力至少 36h，必须能够从陆地和海上操作使用，在高空大风环境 下可以保持在作业区域内。首要任务是昼/夜侦查，次要任务是通信中继。

梯度分类系统 美国空军梯度、海军陆战队梯度、陆军梯度 3. 可损耗型无人机（一次性无人机） 一般指为完成一定任务而无需返回的无人机，不过在可能的情况下也是可以被回收 的，只是损失率非常高。

4. 无人机任务 其任务的两个主要分支是军用和民用，在侦查和监视方面这两类任务存在重叠部分， 有一种用途在民用和军用领域很让人感兴趣，即提供一个高空平台，能在全球某个地 点上空无限期地驻留，可以着陆进行维修或升级，在需要时可重新部署到其他的地 区。

1. 概述 第三章 空气动力学基础 作用在飞行器上的力主要有推力、升力、阻力和地球引力。这些力可以表示如图 3.1。

2. 空气动力学基本方程 3.1 作用在飞行器上的力 q = 1 rV 2 2  （3.1） 式中 q:气流的动压；

r ：空气的密度；
V：气流速度 L = ClqS  （3.2） D = Cd qS M = CmqSc 式中 L：升力；

Cl ：雷诺数；
q：气流动压；
S：机翼面积；

D：阻力；

Cd ：马赫数；

（3.3） （3.4） M：俯仰力矩（对理解飞行器稳定性和控制至关重要）；

Cm ：气动系数（由机翼 截面形状决定）；
c:机翼弦长 一个感兴趣的问题：一架飞机能够维持飞行的最小速度是多少？为了能够找到飞机能 够飞行的最小速度，在方程（3.2）中令升力等于重力来平衡垂直方向的力，并求解出 速度。假如最大升力系数 CLM 已知，则最小速度可以看作直接与翼载荷W / S （飞机 质量和机翼面积之比，也就是说飞机质量越大、机翼面积越小的飞机，其最小速度越 大）的平方根成正比。

æ W öæ 2 ö ç ÷ç è S øè rCLM ø ÷ 最小速度公式：
Vmin = （3.5） 3. 飞机极曲线 飞机极曲线（或阻力极曲线）是由埃菲尔提出的一个术语，即升力系数 CL 随阻力系数 CD 的变化曲线。

4. 真实机翼和飞机 图 3.2 飞机极曲线 一架真实的三维飞机正常情况下由机翼、机身和尾翼组成。从上往下俯视时机翼具有 某种几何外形，称为机翼平面形状。

5. 诱导阻力 三维机翼的阻力在飞机设计中起着非常重要的作用，因为阻力影响飞机的飞行性能并 且与机翼平面形状和尺寸密切相关。

由机翼引入的阻力的最重要的部分就是“诱导阻力”，也就是与机翼产生的升力相关联 的阻力部分。

诱导阻力系数 CDi 可由下式给出：
6. 边界层 CDi C 2 = L p AR  （3.6） l 流体动力学一个基本公理：流过物体表面的流体在物体表面附近形成一个薄层并 附着在表面上，因此物面处流速为零。

l 向外紧挨着物面处的流体层相对于物面处存在一个很小的速度差，物面附近流动 速度的大小取决于流体的粘性。流体的粘性越大，由物面向外近壁层内的流速变 化就越慢。垂直于物面度量，在离开物面某个距离 d 处，流体的速度与自由来流 速度相同。距离 d 就定义为边界层的厚度。

l 在航空业界，特征长度通常取为机翼或尾翼的弦长。雷诺数是一个反映边界层是 处于层流态还是湍流态的一个重要的参数。典型的雷诺数实例如下：
通用航空使用的飞机 5000000 小型无人机 400000 海鸥 100000 滑翔飞行的蝴蝶 7000 表 3.1 l 层流产生阻力的原因是流体层内的摩擦剪切，对表面状况特别敏感。正常情况 下，层流产生的阻力非常小，是期望的流态。

l 小特征长度和低流速导致小雷诺数流动，并因此呈现层流状态，这通常是有利情 况。在这种情况下，壁面上会存在一点，在此处逆压梯度实际上阻止了边界层内 的流动，并最终使其反向。流动停止和回流导致了湍流、旋涡以及通常情况下流 体微团随机无序混合的产生。在这一点处，边界层离开物面并产生湍流尾迹区。

这种现象称为边界层分离，由此产生的阻力称为压差阻力。作用在机翼上的压差 阻力和摩擦阻力（主要由层流产生）之和称为型阻。型阻是仅由流体的粘性和边 界层现象而产生的阻力。

l 边界层是湍流态还是层流态取决于雷诺数，摩擦力系数也是如此。如下图 图 3.3 表面摩阻随雷诺数的变化 l 为了获得较小的压差阻力，层流通常使我们的期望流态，但当处理飞行速度很低 的非常小的无人机时，层流就会成为一个问题。

l 在非常低俗的情况下，顺压和逆压依然存在，从而使得层流边界层分离和再附成 为可能，这使得物面主要处于层流区，但在边界层内会出现一个分离泡。这一现 象称为层流分离，是非常小型的低速飞机机翼的一个特征。

7. 扑翼 l 像鸟一样扑翼飞行的无人机引起了人们的兴趣。飞行中的鸟翼在飞行中时向上和 向下运动，同时由于鸟的飞行速度鸟翼也在空气中作前行运动。下图展示了鸟翼 向下运动时形成的速度三角形和力的三角形。鸟翼相对于空气的速度是鸟身的前 飞速度 V 和鸟翼的向下运动速度 w 的矢量和，鸟翼向下运动的速度靠鸟的肌肉驱 动，并沿着鸟翼的展向变化，在翼梢处最大。因此鸟翼相对于空气的总速度是朝 向前下方的，也就意味着绕过鸟翼的相对风速是朝向后上方的。

l 由相对风速产生的气动力 F 与相对风速垂直，它可以分解为两个分力：向上的升 力 L 和向前的推力 T。

图 3.4 扑翼飞行示意图 l 速度三角形和力的三角形沿鸟翼的展长方向变化，这是因为速度 w 在翼身连接的 翼根处近似为零，而在翼梢处达到最大，所以总气动力在翼根处几乎垂直向上， 而在翼梢处则向前倾斜到最大程度。因此，鸟翼根部主要产生升力，梢部主要产 生推力。

8. 飞行器总阻力 l 作用在飞行器机翼上的总阻力由两部分组成：升致阻力（诱导阻力）和型阻（由 磨阻和压差阻力组成）。

l 对整个飞行器来说，除机翼外的所有部件产生的阻力合在一起称为寄生阻力（废 阻力）。

9. 小结 已经证明的结论：翼梢处的卷绕流动或者说三维流动对飞机的空气动力特性有重大的 影响。

重要的设计权衡原则：
l 大展弦比机翼（细长型）对良好的航程和长航时有利。

l 小展弦比机翼可能对高机动性战斗机有利，但是对侦察任务中的目标追踪时长不 利。

1. 概述 第四章 性能 概括本章内容：运用第三章的基本空气动力学方程来预估一架飞机的性能，解释性能 如何与飞机设计的关键要素相联系。无人机最重要的两种性能——航程和航时 2. 爬行飞行 作用在稳定、直线飞行的飞机上的所有的力处于平衡状态，如下图 图 4.1 分机受力图 最大爬升率出现在两条曲线间具有最大距离的速度处，在这一点上两条曲线的斜率或 导数也正好相等。所以最大爬升率对应的速度可以从图上直接读取。

图 4.2 功率随速度的变化 3. 航程 无人机的航程是一个重要的性能特征参数。航程依赖于多个基本的飞机设计参数，并 受到任务载荷重量的剧烈影响，这是因为部分燃料重量可以替换成任务载荷。

介绍了螺旋桨推进飞机的航程和喷气推进飞机的航程。

4. 航时 航时是指飞机在燃料耗尽之前维持在空中飞行的时间。

在说明螺旋桨推进飞机的航时方程时，注意到实现最长航时所需要的飞机性能参数与 实现最大航程所需的参数大致相同（较高的螺旋桨效率、较低的单位耗油率、较大的 燃油容量）。但最大航时对应的速度并不是最大航程对应的速度，它们之间相差一个比 例倍数，即 4 3 （或 1.32），就是说最大航程对应的速度是最大航时对应速度的 1.32 倍。

两者存在差异并不意外，因为航时的量纲是时间，而航程的量纲则是速度乘以时间。

1. 概述 第五章 稳定性和控制 稳定性是指在小扰动下，物体保持当前静止或运动状态的趋势。并举例说明了“正稳 定性”和“负稳定性”。正稳定情况下，对物体状态的扰动增大，所产生的回复力也增 大；
而在负稳定情况下，扰动的增大将使干扰力随之增大。

2. 稳定性 一架飞行器要维持飞行就必须是稳定的。

l 可分为静稳定性和动稳定性。静稳定性是指当飞机遭受阵风或其他干扰后，作用 在飞机上的各种力的作用方向趋向于使机体回复初始平衡位置；
动稳定性要求回 复力必须能够吸收系统中的能量。

l 在方向上有“纵向稳定性”和“横向稳定性” 俯仰轴是最关键的，绕俯仰轴的稳定性被称为纵向稳定性；
绕滚转轴和偏航轴一 定程度的不稳定性是可以容许的，在多数分析中，这两个方向的稳定性是结合在 一起的，被称为横向稳定性。

l 压心（CP）和重心（CG）之间的距离对飞行器的稳定性具有至关重要的影响。压 心与重心之间距离较小的飞行器，其稳定性要比二者距离较大的飞行器弱。为了 实现稳定性，重心置于压心的前面是非常必要的。水平尾翼对飞行器的稳定性和 控制能力来说，都是很重要的控制面。尾翼在机翼后面的距离越长，所获得的控 制能力和稳定性就越强。若想获得敏捷的操控，那么就要在稳定性上付出代价。

3. 控制 l 俯仰控制：俯仰力矩是通过偏转升降舵来改变尾翼升力系数而产生的。升降舵偏 转也决定了飞机能产生的加速度，从而决定了转弯半径。迎角必须增大使总升力 增大，直到其垂直分量能够平衡重力为止，否则，飞机将在转弯时损失高度。

l 横向控制：副翼的设计意图是生成滚转，滚转控制是转弯的必要条件。

4. 自动驾驶 以自动驾驶仪的形式应用自动化电子控制系统几乎是现代无人机控制普遍采用的方 法。

原理：电子控制系统采用一种称作反馈或闭环的工作方式。无人机的实际状态经过测 量后以电信号形式反馈给系统，并与期望的状态相比较（相减），二者之差，称为误差 信号，经过放大后用于设置适当的控制面位置，反过来，舵面又会产生控制力使飞行 器回归到期望的理想状态，使误差信号趋于零值。

一种闭环自动控制系统的简化功能框图如下：
图 5.1 控制回路框图 5. 首要的稳定功能是在所谓的内回路中实现的，使飞行器基本维持在预设的姿态、高 度、速度等状态。另外，还有一个外回路执行飞行器机动飞行和导航任务。在进行电 子辅助回收或自动回收时，外回路也用于捕获导引波束。带反馈的控制系统框图如下 图所示：
6. 飞行控制分类 图 5.2 飞行控制系统框图 自动飞行控制系统是根据其控制的坐标轴的数目进行分类的。

l 单轴：单轴系统通常只控制飞行器绕滚转轴的运动，起作用的控制面是副翼。

l 两轴：两轴系统通常控制飞行器绕俯仰轴和滚转轴的运动，使用的控制面是升降 舵和副翼。

l 三轴：该系统控制飞行器绕三个坐标轴运动。

7. 整体操控模式 除了保持姿态并稳定飞行器外，自动飞行控制系统还可以接受来自机上设备或地面 （或卫星）的信号，来控制飞行路径、导航或执行特定的飞行机动。

8. 支持自动驾驶的传感器 高度计、高速传感器、姿态传感器、GPS 的使用 1. 概述 第六章 动力推进 本章介绍关于动力推力的两个方面知识：一个是与推力的产生或者称之为“动力升 力”相关的空气动力学知识，另一个是产生推力或升力的动力来源。

2. 推力的产生 与机翼产生的力称为升力一样，螺旋桨产生的力称为推力。推力和升力的产生，在基 本原理上是对流过螺旋桨盘或机翼平面的空气团的动量变化的反作用力。

产生一定量的升力所需的功率与翼展或螺旋桨直径的平方成反比。

3. 动力升力 l 单位功率产生的升力与桨盘载荷的平方根成反比，与空气密度的平方根成正比。

l 用出口速度表示的升力和功率结合起来，会发现，单位功率产生的升力与出口速 度成反比。图示如下：
图 6.1 升力/功率比随出口速度的变化曲线 l 最有效的动力升力是利用大流量的空气以较低的速度产生的 l 使用固定翼，并通过螺旋桨或涡喷发动机产生推力实现向前平飞，比使用只能产 生动力升力的旋翼更为高效。

4. 动力来源 有四种基本类型的发动机用于无人机推进系统：四冲程往复式内燃机、二冲程往复式 内燃机、转子发动机、燃气涡轮机。

图 6.2 冲程式发动机循环 图 6.3 涡轮式发动机循环 第五类动力类型是电动机，在无人机领域刚刚兴起，并发挥越来越重要的作用。此处 着重介绍电动机的动力来源。

动力电源来源：
l 电池 关键性能指标：容量、能量密度、功率密度、充电/放点倍率（C 倍率） 类型：镍镉电池、镍氢蓄电池、锂离子电池、锂聚合物电池、太阳能电池、燃料 电池 图 6.4 燃料电池 1. 概述 第七章 结构和承载 当人们致力于更轻质、更廉价的材料和更简单的制造技术时，充分理解正在无人机上 应用的结构设计基本原理是大有裨益的。

2. 载荷 应力是施加的受力，应变则是受力导致的形变。应力和应变不仅取决于弯矩的大小， 还取决于截面形状，梁的深度。

翼梁的纤维微元所承受的应力与其和“中性轴”之间的距离成正比。中性轴是从梁的 顶部到底部中间位置的一条轴线，它是一条既不受拉伸也不受压缩的纤维微元。在下 图中这个距离标记为 h。

图 7.1 弯曲应力 l 计算求得的应力小于手册中查到的许用应力，那么翼梁就不会损坏 l 具有恒定厚度的翼梁在根部没有失效，那么在翼展方向的任何位置处都不会失 效，因为弯矩和剪切力向着翼梢方向是递减的 l 从结构角度，将机翼平面形状设计为梯形是有利的，这样在翼根部分比在翼梢部 分可以产生更大的升力，从而减少了翼根处的弯曲应力 3. 动载荷 l 加速度一般采用重力加速度（g）的倍数来度量，过载为 3g 的拉起动作会将垂直 方向的力放大 3 倍。如果翼梁的设计仅仅能够承受直线平飞时的载荷，那么它不 仅会在做 3g 拉起动作时损坏，在做 3g 转弯时也会失效。下图显示了直线水平飞 行状态和转弯状态的作用力。

l 升力总是垂直于机翼，重力总是竖直向下。

图 7.2 滚转时飞行器的受力 4. 材料 分别介绍了“三明治结构”、“面层纤维增强材料”、“树脂基本材料”、“夹心材料”。

图 7.3 三明治层合板 5. 成型技术 对于复合材料成型，介绍了两种方法：一种是用电热丝把泡沫芯材切割成需要的的形 状，如果泡沫材料不能用电热丝切割，就用锯切割；
另一种是采用模具成型，将面层 织物和树脂覆盖到模具的内表面来构成中空结构。

1. 概述 第八章 任务规划和控制站 任务规划和控制站（MPCS），是整个无人机系统的“神经中枢”。控制飞行器的发射、 飞行和回收；
接收和处理来自飞行系统内部传感器和外部有效载荷传感器的数据；
控 制有效载荷的运行；
以及提供无人机系统与外部环境的接口。

为了实现其系统功能，任务规划和控制站包含下列子系统：
l 飞行器状态的读取和控制 l 有效载荷数据的显示和有效载荷的控制 l 用于任务规划和飞行器位置及飞行路径监控的地图显示 l 数据链路地面终端，用于发送命令给飞行器和有效载荷，接受来自飞行器的状态 信息及有效载荷数据 l 一台或多台计算机，提供操作人员与飞行器之间的界面，并控制飞行器与任务规 划和控制站之间的数据链和数据流。

l 与其他组织的通信链路，用于指挥、控制以及分发无人机收集到的信息 任务规划和控制站的模块框图如下图所示：
图 8.1 任务规划和控制站框图 任务规划和控制站必须为操作员显示两类信息：一个是控制飞行器本身需要显示基本 飞行器状态信息，如位置、高度、航向、空速及剩余燃油；
另一个要显示的信息包括 机载有效载荷传感器收集到的各种数据。

任务规划和控制站的各种功能可描述如下：
l 规划：处理任务信息；
分析任务区域地图；
指明飞行路径（航路点、速度、高 度）；
向操作员提供任务规划信息。

l 操作：加载任务规划数据；
发射无人机；
监视无人机位置；
控制无人机；
控制和 监视任务载荷；
建议修改飞行计划；
向指挥官提供相关信息；
在需要时保存传感 器信息；
回收无人机；
传感器数据通过硬件复制或数字磁带或磁盘形式备份。

2. MPCS 体系结构 “体系结构”一词用在任务规划和控制站上时，一般指任务规划和控制站内部的数据 流或接口。每个任务规划和控制站都有一个体系结构，这种体系结构的重要性和显著 性是与以下三个重要的基本概念紧密相连：
l “开放性”，指在任务规划和控制站中增加新的功能模块时不需要对现有模块重新 设计。

l “互操作性”，指任务规划和控制站能控制几种不同飞行器中的任何一架和/或其 任务载荷，并能通过与多个不同的通信网络中的任何一个进行交互来实现与外部 连接。

l “通用性”，指某个任务规划和控制站与其他任务规划和控制站使用的硬件和/或 软件模块部分或全部相同。

这三个概念并非相互独立，在多数情况下，它们是从不同角度、以不同形式对同一目 标进行描述。开放的体系结构通过容纳新的软件和硬件来控制不同的飞行器或有效载 荷，使得“互操作性”更加易于实现，同时能够接受这些软件或硬件本身也使得“通 用性”更易于实现。

文章用了局域网的相关概念来说明任务规划和控制站如何从体系结构上满足开放性、 互操作性和通用性的需求。

“任务规划和控制站”与“飞行器”可以看作是两个局域网，“数据链路”看作网桥来 连接两个局域网，并提供与外部其他网络交互所需的“网关”。

3. 物理配置 任务规划和控制站中的所有设备都置于一个或多个容器内，绝大多数情况下，都要求 这些容器足够便携，以便于迅速撤收或建立新的操作站点。

下图显示了一种典型的设备配置。

图 8.2 地面站设置 4. 规划 规划功能的复杂程度取决于任务的复杂程度。

即使执行简单任务，在任务规划和控制站内使用自动规划辅助系统也是很有实用价值 的。

5. 导航和目标定位 为了精确确定目标的位置，首先必须知道飞行器的位置。

目前一般使用 GPS 定位系统，GPS 可以利用同时测量与三颗卫星的距离（已知卫星的 精确位置）来确定地球表面上接收机的位置。如果知道与四颗卫星的距离，接受机所 处的高度也可以确定。

目前使用别的形式的飞行器导航系统的理由可能仅限于：
l 对战时可摧毁 GPS 星群的反卫星武器的担心 l GPS 系统，特别是其更精确的差分模式，对干扰的脆弱耐受度 无论以何种方法确定飞行器的位置之后，为确定地面上目标的位置，还需要做的工作 就是确定飞行器传感器至目标的角度和距离，这两个量定义了两者间的矢量。这些角 度最终必须用大地坐标系而不是飞行器机体坐标系来定义。这个过程的第一步是确定 传感器视线相对于飞行器机身的角度。其几何关系如下图所示：
图 8.3 确定目标位置的几何关系示意 如果是使用的被动传感器，那么就需要用下列几个方法之一来确定距离：
l 当飞行器在已知航线上进行飞行和爬升时，通过测量一定时间内方位角和高度角 的变化，利用三角测量法可获得距离数据。

l 如果有数字化地形图，就有可能计算出视线角定义的矢量与地面的交点，从而求 出地面目标的位置，甚至不用明确计算出到飞行器的斜距。

l 可以使用一种基于视距测距原理的被动测量技术（测量目标所对应的视场角，然 后基于假定的目标线尺寸来计算距离） 6. MPCS 接口 任务规划和控制站必须通过接口与无人机系统的其他部分以及外部世界进行交互。所 需接口总结如下：
l 飞行器：任务规划和控制站到飞行器的“逻辑”接口是经由数据链路从任务规划 和控制站局域网到飞行器局域网的网桥或网关。

l 弹射器（弹射装置或导轨）：这一接口可以简单到仅仅是从任务规划和控制站方舱 到弹射器的语音链路（有线或无线）。

l 回收系统：这一接口涵盖多种形式，从连接回收系统的语音链路，到更复杂的数 据链路。

l 外部世界：无论采用何种通信网络，任务规划和控制站必须具有在该网络内工作 的通信接口，用于执行任务和汇报信息。

所有这些接口都很重要，而最邻近任务规划和控制站并到达外界的两个接口（通过数 据链路连接到飞行器的接口以及到外部世界的接口）是最重要的、最关键的。这两个 接口是最不受任务规划和控制站设计师设计的接口，并且最有可能涉及关于数据速率 和数据格式的重要外部限制。

1. 概述 第九章 飞行器的有效载荷控制 本章讨论操作员如何对无人机及其有效载荷实施控制。

并定义了四个关键职能：驾驶飞机、控制有效载荷、指挥飞机、任务规划 2. 控制模式 在多种不同的控制模式下，操作员与飞行器的交互要求有如下层次：
全遥控控制、辅助遥控控制、异常控制、全自动化 3. 飞行器的驾驶 在最基本的层次中，现代的自动驾驶仪可以在无需人工干预的情况下起飞、沿着期望 的飞行规划飞行着陆。这是由于飞行中存在的一系列相对明确定义的情况和事件都可 调用同样明确定义的相应的驾驶应对方法来处理。在正常情况下，自动驾驶仪可能比 最好的飞行员飞得还要好。

并接着介绍了三种驾驶方案：
l 遥控驾驶：在仅有少量或没有自动驾驶仪辅助的情况下，可以直接遥控飞行器， 尤其适用于采用类似于模型飞机技术的小型飞行器，特别是在视线范围内使用的 情况。但当数据链的上传和下传存在巨大延迟时，直接遥控飞行器可能存在严重 的问题，最直接同时也可能是唯一的解决方案就是采用自主—辅助驾驶控制的模 式。

l 自主—辅助驾驶：对于使用非常简单的控制台，且期望在操作员视线内完成大部 分操作的小型系统来说，这种辅助模式可以作为主要模式。其实现简单，操作灵 活，并且适合类似于电子游戏一样的操控。允许操作人员在野外操作，并可能戴 着手套操作。

l 完全自主驾驶：使用自动驾驶仪实现飞机内回路控制的自动化，自驾仪对机载传 感器的输入做出响应，以保持飞机的姿态、高度、空速和地面轨迹，从而与来自 飞行器操作员的命令，或者是存储在飞行器内存中的详细飞行规划命令保持一 致。

鼠标操纵飞行模式在驾驶飞行器方面代表着最高层次的自动化水平，可以被描述为 “完全自动化飞行”。在预先规划的飞行航段采用鼠标操纵飞行模式，对实时事件做出 响应则采用自动驾驶辅助操作模式。

4. 有效载荷控制 为便于讨论，分如下三类来讨论。

l 信号中继有效载荷：其主要特点是其任务包括电磁信号检测，以及“信号放大和 再发射”、“信号分析和/或记录”两种功能。在中继情况下，任务规划可能非常简 单，包括在中继区域的某位置盘旋以及对某些确定频率和波形的信号进行中继转 发。

l 大气、辐射及环境监测有效载荷：这类任务需要监视飞行器上的特定传感器感知 到的信息，并下传数据和/或将数据作为时间和地点的函数进行记录。该任务可以 高度自动化执行，包括一些对飞行规划的自动修改。

l 成像和伪成像有效载荷：在某些任务中，成像或伪成像系统能够自动检测感兴趣 的物体，并且具有一定的可靠性。相对于有噪声并且杂乱的图像或伪图像，如果 物体不具有明显突出的特征，那么至少实时的人类操作是非常有用的。我们的操 作员和飞行器需要具备改变飞行规划的能力，从而可以从不同角度观察某物或者 获得更多时间来仔细审视它。

5. 任务控制 一般来说，如果事先知道了有限数量的明确定义的事件，同时如果这些事件能够被飞 行器上传感器附带的信号处理过程检测到，那么就能够至少在原理上，提供一套预编 程的逻辑关系进行描述。对于失去动力的特例中，一个简单的解决方案是异常情况报 告和控制系统，一旦失去动力就警告提醒人类操作员，并允许操作员决定和指引应对 方法。

6. 系统自治 在无人机或无人机系统范畴内，其基本含义是指系统能够在没有操作员干预的情况下 执行某些功能。按照机组人员的职能，这种自治可认为是由具有“人工智能”的计算 机代替飞机指挥员，同时将完整的、独立的、无需监督管理的飞机驾驶功能授权给自 动驾驶仪，执行来自于计算机化的飞机控制器的一般指令。

关于系统自治的基本问题包括如下两个方面：传感器信息的实时解读、对需要改变任 务规划的异常情况的反应。

1. 概述 第十章 侦查/监视载荷 侦查有效载荷在无人机上应用最为广泛，这些有效载荷通常也称作传感器，从工作方 式分为两种：
l 被动式传感器：不会向外界散发任何能量，必须依靠探测目标发射的能量实现目 标探测。如红外传感器、电视摄像机。

l 主动式传感器：通过向目标发射能量，并检测发射回来的能量来实现目标探测。

如雷达。

这两种传感器均受到大气吸收效应与散射效应的影响。

用于描述传感器工作能力的三个主要术语如下：
l 探测：在传感器视场关注的区域内某特定点上，确定存在感兴趣的目标 l 识别：确定目标所属的一般类别，如一辆卡车、一辆坦克、一艘小艇或一个人 l 确认：确定目标的明确身份或特征，如一辆自卸卡车、一辆 M1 坦克等 2. 成像传感器 如果一种传感器提供的输出信息能够让操作人员解释为该传感器正在观察的景物的图 像，则可将其成作成像传感器。

图像传感器用于探测、识别和确认目标。顺利完成这些任务依赖于系统的分辨率、目 标的对比度、大气和显示性能等诸多要素间的相互关系，并且图像传输方式（数据链 路）也是一个重要的因素。

通常，系统的分辨率定义为穿过目标尺度的扫描线数。

传感器的分辨率定义为穿过目标尺度的可分辨的扫描线或扫描周期。一条扫描线对应 于垂直方向的最小分辨单位，而一个扫描周对应于两条扫描线。（一个扫描周有时称作 一个“线对”）。

著名的“约翰逊准则”规定，要达到 50%的探测概率，必须有两条线穿过目标。

成像系统的分辨率受以下因素限制：
l 传感器单元自身采样结构 l 传感器直线运动、角运动或振动运动引起的图像模糊 l 传感器系统或显示系统中所用的视频放大器的高频衰减（全数字成像渐成主导地 位，这一问题已经逐渐不再重要） l 图像处理和数据链中传输方式引起的失真 目标对比度对传感器探测目标的能力有很大影响。图像中的信号强度是以目标与背景 之间的对比度来度量的。

l 对于依靠反射光（可见光与近红外线）工作的传感器，对比度定义为：
C = Bt - Bb Bb  （10.1） 式中， Bt 为目标亮度， Bb 为背景亮度。

对于可见光和近红外传感器系统，分辨率和对比度的综合效果可以用“最小可分辨对 比度”（MRC）表示，MRC 是指在传感器系统入口孔径处，可被传感器分辨的条纹之 间最小对比度，它是分辨率图的角频率，即单位角度的扫描周期的函数。

l 对于中红外或远红外范围内工作的热成像传感器，对比度定义为目标与背景间的 辐射温度差：
DT = Tt - Tb （10.2） 对于热传感器而言，分辨率和对比度的综合效果可以用“最小可分辨温差”（MRT）来 表示，MRT 是指在传感器系统入口孔径处，可被传感器分辨的条纹之间最小温度差， 它是分辨图的角频率，即单位角度的扫描周期的函数。

关于 MRC 与 MRT 须强调的两点：
l 它们是系统参数，考虑了传感器系统的各个组成部分，从前置光学元件开始，经 过探测器、电子器件、显示器，直到人工观察员，还包括传感器覆盖成像场景的 视场的抖动和/或运动造成的模糊效应 l 分析 MRC 或 MRT 采用的对比度或温度差 DT 必须是传感器系统入口孔径处的有 效值，是经过在大气中传输所造成的任何衰减后的值。

在中波红外和远红外区，大气衰减机制主要包括散射和吸收。其中大气吸收主要由空 气中的水分引起。空气中的水分以蒸汽、雨或雾的形式存在。对于这三种状态，大气 衰减机制有所不同。水蒸气主要吸收红外能量，雨主要散射能量，而雾既能吸收能量 又能散射能量。雾霾除了可以散射可见光和近红外辐射外，还可以散射中波红外和远 红外能量。

一般假设中波红外和远红外辐射的衰减遵循比尔定律。比尔定律假设在整个传输路径 长度上，单位距离上的能量吸收微元量是常数。如果在具有较窄波长范围的“吸收 线”上存在显著的原子或分子吸收，那么对应于这些高吸收线的全部能量就有可能在 较短的路径长度上被吸收，于是在剩余的路径长度上单位的吸收就会减少。

预测成像传感器性能所需的最后一个参数就是目标特征。对于一般系统分析，通常假 设对比度的值约为 0.5，为了探究最坏的情况，对比度还可能取更低的值。将大部分目 标的对比度假定在 0.25~0.5 是合理的。但是某些目标有时可能出现零对比度的情况， 这些目标是探测不到的。

3. 搜索过程 一般有三种类型的搜索方式：
l 点搜索：要求无人机在已知的名义上的目标位置附近相对较小的区域内进行搜 索。

l 区域搜索：要求无人机搜索指定的区域，寻找某种类型的目标或某种活动。

l 路径搜索：可以采取两种方式，最简单的方式就是确定在指定长度的道路或小径 上是否存在感兴趣的目标，或者确定在某段道路上是否有障碍物；
难度较大的方 式是确定在某些位置是否存在敌军部队封锁了道路使用。

对于一个比单视场（视场的大小取决于需要探测的单个目标的大小）大得多的区域进 行彻底而有效的搜索，唯一的方法可能是装备一个自动化系统，该系统利用无人机的 导航和惯性参考系统以合理的重叠度和速率有规律地移动视场以覆盖整个区域，其速 率可使操作人员有足够的时间观察每一个场景，从而以较高概率探测到场景中可能存 在的任何目标。

由于连续转动传感器会造成一些模糊，掩盖目标运动，而且需要高速数据率来传送不 断变化的场景，因此最好采用“步进/凝视”方式进行搜索。按照这种方式，传感器可 以迅速移动到地面上每个待观察视场中心的瞄准点，然后在该点稳定一段时间，以便 操作人员观察一个固定场景，接着传感器快速转到下一个视场。

计算在三种有不同程度混杂物的视频场景中搜索目标所需的时间，计算结果如表 10.1。其中的“拥挤因子”定义为操作人员在每次凝视场景时所见混杂物的数量。如 搜索一个典型的视频场景大约需要凝视 15 次，于是拥挤因子为 3 就意味着场景中大约 有 45 个混杂物。混杂物定义为具有与感兴趣的目标相近的尺寸和对比度的物体。

表 10.1 単帧画面的搜索时间 混杂物程度 拥挤因子 搜索时间 低 <3 6 中 3~7 14 高 >7 20 4. 其他考虑 传感器的光轴保持在指定方向的能力称作视线（LOS）稳定度，视线稳定度由视线向 量与期望指向之间的偏移量的均方根（RMS）来度量，单位通常是毫弧度（mrad）。需 要的视线稳定度取决于任务，较高的稳定度通常意味着较高的成本和较大的重量。

l 万向架的结构形式 在万向架设计中首先考虑的就是其结构形式，如它的轴数。两轴万向架存在传感 器指向盲区；
四轴万向架结构形式避免了“万向架自锁”现象（万向架在某方向 达到极限，无法运动到极限外的区域），但通常其体积和重量较大。两轴或三轴万 向架结构可以满足大部分遥控飞行器（RPV）的任务需求。

l 热设计 在万向架设计中隐含的一个问题是，需要及时耗散掉传感器和万向架控制电路产 生的热量，而不过多的影响稳定性和结构。风冷是最常用的散热方法。

l 影响稳定性的环境条件 作用在传感器外罩上的风载荷会产生重要的机械影响；
前视红外（FLIR）系统使 用的旋转式和直线运动式低温压缩机引起的振动是视线稳定性的另一个干扰源。

l 共光轴设计 “共光轴”是指一个传感器的视线与另一个传感器的视线保持一致，或者与执行 传感器指向的激光束保持一致。

l 稳定性设计 为了使对结构谐振点的陷波滤波处理不降低系统的稳定裕度，万向架的谐振模态 必须具有足够高的频率（至少要达到控制回路带宽的 3~4 倍），这就需要很高刚度 的结构和合理的陀螺仪布置。

1. 概述 第十一章 武器载荷 将可向目标发射致命弹头的无人驾驶飞机划分为三类：
l 专门针对激烈地对空、空对空作战环境而设计的无人机，用来代替现有的有人驾驶 战斗机和轰炸机 l 用于民用或军事侦察与监视、同时还能够搭在和投放武器的通用无人机 l 搭载弹头的一次性使用的飞行平台，如巡航导弹，在目标上方或者附近爆炸而达到 摧毁目的 2. 杀伤攻击型无人机历史 介绍了无人机在战场上的运用以及其发展的历史。

3. 武装型无人机的任务需求 武装型多用途无人机的任务可以描述为“中等对地攻击”任务。用于特种作战行动的武 装型多用途无人机可能具有隐身特性，以抑制雷达、红外和声学特征，同时还可能设计 成长航程/长航时型，可以在更加远离其基地的位置开展行动。

4. 与武器携载和投放相关的设计问题 l 载荷能力。武装型无人机的首要需求是飞行器能够携带有用的武器载荷顺利起飞， 武器载荷能力的需求几乎完全由作战任务牵引，通常情况下可以通过减少燃料的重 量来换取更多的任务载荷。

l 结构问题。携带、投放或发射武器，需要飞行器在机翼和/或机身下方提供挂装武 器的所谓“硬挂点”，或者提供装有炸弹挂架和/或发射导轨的内置弹舱。显然武器 外挂更为简单和便宜，但如果要求显著降低雷达特征或为获得最大航程和航时而减 小阻力，那么就可能需要内置弹舱。如果选择内置武器弹舱装载火箭或导弹，那就 必须提供一个供导弹发射及其尾焰排放的畅通通道。

l 电器接口。大多数导弹与其发射平台之间都有某种类型的电器接口，特定武器所需 要的接口，是由该武器系统的设计人员所规定的。在设计过程中尽早知道无人机将 要携带何种武器，是非常重要的。很多信息是由标识码和简短的数字信息组成，如 自检（BIT）检测到的任何错误代码数字；
但也有一些信息可能要求很高的带宽，并 且不容许有太多的延时和迟滞，如从导弹发送至飞机平台的图像信息。

l 电磁干扰。对于包含很多不同的电子子系统、又必须在雷达或无线通信系统附近工 作的所有飞机系统而言，电磁干扰（EMI）是一个普遍存在的问题。当飞行器装备 有火箭或导弹时，这个问题将变得尤为严重。美国海军制定《电磁辐射对武器的危 害》（HERO）及相关规范和要求。

l 对现有机载武器的发射限制。现在的很多武装型无人机都相对较小，并且携带任何 有效载荷的能力非常有限，增加了对小型、轻型精确制导武器的需求。

如果无人机要从高空中投放武器，可能会遇到“投放包络”问题，该包络是一个空 间范围，武器系统必须在这个范围内投放，才能捕获和追踪目标。这种包络至少由 两个限制条件来定义：一个是武器系统挂装到无人机上以后，弹载传感器相对于其 轴线向上或向下看的最大和最小角度；
另一个是目标的最大距离，在该距离上目标 特征是可探测的。

l 安全分离。“安全分离”这个术语指的是从飞机上发射武器时，当武器从发射导轨、 发射筒或炸弹挂架上分离时，发生猛烈撞击飞机或者更为糟糕的情况的概率非常低。

l 数据链。在第五部分（第十三章到第十六章）做了详细介绍。

5. 与战斗行动中相关的其他问题 5.1 特征消除 对于用于军事的无人机而言，一定程度的“隐身性”是非常有益的。无人机可以减弱的 信号特征包括如下几种：
l 声学特征。对于固定翼或涵道风扇飞行器而言，发动机无疑是其主要的噪声来源；

而旋翼飞机通常会发出“突突”的声音，这是由于旋翼翼尖接近声速时产生激波， 这些声音是由激波产生的。

人在地面上听到飞机飞过头顶的概率，极易受到以下两个因素的影响：一个是观察 者所在地点的噪声水平；
另一个是观察者是否在集中精力听飞机的声音，还是在听 他关注的其他活动的听觉暗示。

l 视觉特征。使一架飞机难以被发现的典型做法是，给飞机图上颜色，使其融入背景 色中。人们尝试采取主动的办法来降低飞机与天空的对比度。当然，使无人机难以 从地面看见的最好方法就是使其尺寸变小。

l 红外特征。最重要的红外信号特征是由热表面引起的，红外特征是固有的，不管周 围有没有照明，它都是存在的。对于特定目的而设计的无人机，有许多方法可以隐 藏废热；
对于通用型无人机，可将发动机的进气和排气孔安装于机身或机翼上方， 以便从底部无法观测到温度最高的热源。

幸运的是，受红外探测器技术的限制，在视场的高度与宽度范围内，大多数红外成 像系统的分辨率是 500~1000 像素，如果采用红外成像仪搜索空中的无人机，需要 相当大的视场，譬如 7.5°，但是只要有足够高的温度，还是可以使像素点变亮的。

l 雷达特征。雷达特征来自于飞行器结构对于电磁波的反射。雷达反射的特性强烈依 赖于雷达波长与反射雷达波的物体尺寸的比值，如果雷达波长约等于或小于垂直于 雷达波束目标的尺寸，那么其反射特性就如宏观物体对光线的反射；
如果目标的尺 寸很小，那么能量就会向各个方向散射。在“镜面反射”规律下，雷达信号对目标 的几何形状及雷达照射目标的方向非常敏感。

目标物体的雷达特征用“雷达截面”来表示，雷达截面定义为：向雷达接收器方向 产生相同回波信号的理想反射半球截面面积。

在非镜面反射规律下（波长与目标尺寸相当），散射便成了以下两个参数的函数：
一个是宏观层面目标物体的电学特性（是导体还是绝缘体）；
另一个是电磁波波长 与目标物体尺寸在三个维度上的比值（沿着波速方向，雷达波速的偏振方向，与偏 振方向垂直的方向）。

为了减小雷达截面，关于形状设计最重要的基本原则如下：避免 90°的二面和三 面几何体；
避免曲面；
调整平整表面的方向，使所有较强的雷达特征处于飞机侧面 的几个特定的方向；
避免出现曲面。

应用这些原则的一个例子是将飞机机身形状做成金字塔形，尖端朝前，金字塔平面 相交成边线。只有当雷达处于如下四个方向时，其发射能量才能返回至雷达，这四 个方向沿着金字塔四个面的法线方向，也就是上、下表面以及两个侧面的法线方向。

l 电磁辐射信号。如果信号本身能够被截获、破译，并且其中包含有位置信息，而且 当敌方具备截获信号和定向能力时，电磁辐射信号就能够暴露飞机的位置。为了避 免被侦测和定位的唯一方法是：终止信号发射或者使用低截获率（LPI）传输技术。

对于使用卫星链路与其控制者进行通信的无人机，可以调整发射天线方向，以至于 几乎没有向下发射的信号，这样在地面就很难对其进行侦测，同时也降低了任何定 向手段的精度。

5.2 自主性 目前还不太可能允许无人系统自主做出武力攻击的决定。

其实当前之所以不具备目标的自主探测及选择能力，是由于缺乏可靠的目标自动识别算 法；
而发射后的自主性不足并不是大的障碍，且保持“人在回路”中的好处超过了它的 细微不足。

应该以人在回路的方式执行对地攻击、远程防空以及各种轰炸任务，只要数据链路是安 全的，哪怕存在明显的时延和迟滞。

基于一般的讨论，即在常规战争中，有多重方法能够解决区分目标的问题，把可能的目 标分为友好的和不确定的，不确定的一般假定为不友好的，如果认为上述这些足以允许 发起自主性攻击，那么对于无人战斗机而言，完全的自主性也许是可行的，但可能要受 到地域或空域的限制。

1. 概述 第十二章 其他载荷 本章尝试讨论一些最有可能出现的有效载荷，并对其中涉及到的技术做一个基本介绍。

2. 雷达 l 常规雷达。

雷达频段的电磁辐射能够穿过云层和雾，使得采用雷达可实现全天候侦察，雷达系 统自身提供能量来源，不依赖于目标的反射光和热发射特性。

通过测量信号的往返时间，雷达传感器具有测量目标距离远近的能力，可以通过多 普勒效应识别静止背景下的运动目标，可以用于测定反射信号相对于发射信号的偏 振该变量。

当雷达发射机运动时，可以通过“杂波标记”的方法来解决与地面物体相对运动而 无法判断固定目标和运动目标的问题。

根据频率、波束形式以及处理方法，雷达系统可以分成许多不同类型，选择合适类 型的雷达系统依赖于所执行的任务要求。

l 合成孔径雷达（SAR） SAR 利用了这样的一个事实：尽管雷达频率非常高，但仍允许雷达电子处理设备在 载波频率对原始信号进行操作。SAR 具有足够的角分辨率来产生图像，SAR 产生的 原始数据速率太大，以至于在试图向地面系统发射全部数据时，会占用大部分数据 链路。可通过两种方法来解决：一是在机上进行数据处理，只发射最终图像；
二是 利用现有的大容量数字存储设备来记录原始数据，并采用比实时传输要求的速率更 小的速率下传数据。

3. 电子战载荷 1996 年美国参谋长联席会议主席给出了电子战的定义：电子战是运用电磁能来测定、 利用、削弱或阻止敌方使用电磁频谱，并保护己方使用电磁频谱的军事行动。

电子战的实施可分为以下三种类型：
l 电子支援（ESM）：包括截获、定位敌方信号，并对信号进行分析以支持后续行动。

l 电子对抗（ECM）：是指阻止敌方使用电磁频谱所采取的行动。通常采用电磁干扰 的形式。

l 电子反对抗（ECCM）：是指阻止敌方对我方采取 ECM 的行动。无人机可以采用 ECCM 技术来保护其载荷和数据链路。

4. 化学探测 化学探测载荷的目的是检测空气中、地面或水面是否存在某种化学物质。化学传感器有 以下两种基本类型：
l 点式传感器：要求检测设备与化学物直接接触。

l 遥测传感器：无需直接接触被检测的化学物质，而是利用化学物质对电磁辐射的吸 收和散射情况进行检测和辨认。

5. 核辐射传感器 该传感器主要执行以下两类任务：
l 检测放射性物质的泄露，或大气中悬浮的放射性尘埃，为预测和发出警告提供数据。

l 检测存储状态的武器或武器生产设施中的放射性特征，以确定核投放系统的位置或 监测条约的执行情况。

6. 气象传感器 对于气象探测，已开发出适用于无人机的“MET”传感器，这种传感器简单、轻便、价 格便宜，且几乎能安装到任何一架飞行器上。当结合无人机的飞行速度、高度和导航数 据时，该传感器能够为各种武器系统提供非常准确的工作环境条件信息图。

7. 伪卫星 高空长航时无人机能够在地面上空定点巡逻，提供一种空中平台，这种平台具有许多和 静止轨道卫星相同的特性，但只需要相当于卫星一小部分的成本。

在通信中继任务中，无人机作为伪卫星运行，提供相对便宜、大范围的、通视的通信节 点，并可在超级手机基站和真实卫星之间的某处发挥通信作用。

伪卫星和真实卫星之间的主要差别可能在于，虽然伪卫星飞行高度非常高，但也只能在 所属国家的领空内飞行，而卫星则不同，卫星是在大气层以外运行的。因而，伪卫星可 能会受到领空的限制，而卫星则不受该限制。

对于真实卫星而言，其主要风险来自于某些对任务至关重要的部件的故障，并且任何关 键部位的故障对于整个任务可能都是灾难性的，这包括所有关键的任务载荷单元，以及 安装载荷的卫星平台本身。即使卫星能够继续完好地运行，一旦载荷停止工作，那么也 会造成任务的彻底失败。

但是对于无人机来说，如果它仍然能够飞行并且处于受控状态，那么它就可以成功降落， 而且发生故障的任何部件均可进行替换或修复，并能够再次起飞以继续完成任务。

1. 概述 第十三章 数据链功能和特性 数据链路提供了无人机与地面控制站之间的通信链路，是完整无人机系统的关键部分。

2. 背景知识 数据链路与无人机系统其他部分之间的相互作用是复杂且多方面的。造成相互作用关系 中大部分复杂性问题的关键特性包括：带宽限制、时间延迟、是否结合了抗干扰能力、 距离、中继、无人机系统所使用的通用型通信网络的技术限制。因此我们先对数据链路 的功能、特性以及它们之间的相互关系进行大体的描述，在此基础上，再评估与抗干扰 能力相关的设计权衡，并为不同条件下的抗干扰数据链路设置合理可行的数据率容量限 制。

3. 数据链功能 图 13.1 无人机系统数据链路构成要素 上图显示了无人机数据链路的基本功能，主要分为以下三部分：
l 一条带宽频率为几千赫兹的上行链路（或称为指挥链路），使得地面站能对飞行器及其 载荷进行有效的控制。无论地面站何时需要发送指令，必须保证上行链路能够随时启用。

l 一条可提供两个信息通道的下行链路（可以合并为单一的数据流）。一条状态信息通道 用于向地面控制站传递飞行器当前的空速、发动机转速等信息，该信息通道只需较小带 宽，类似于指令链路；
另一条信息通道用于向地面控制站传递传感器数据，该信息通道 需要较大带宽，一般要求其带宽范围为 300kHz~10MHz。

l 数据链路也可用于测量地面天线与飞行器之间的距离和方位角。这些数据可用于飞行器 导航，提高机载传感器对目标位置测量的整体精度。

数据链路包括以下几个主要的子系统：
l 数据链路的机载部分包括机载数据终端（ADT）和天线。机载数据终端包括 RF 接收机、 发射机以及连接接收机、发射机和系统其余部分的调制解调器。

l 数据链路的地面设备，也称为地面数据终端（GDT），该终端包括一副或几副天线、一台 射频接收机和发射机、调制解调器。地面数据终端可以分装成几部分，一般包括：一辆 天线车、一条连接地面天线与地面控制站的数据链路，以及若干用于地面控制站的处理 器和接口。

4. 理想数据链特性 无人机数据链路有 7 个与相互干扰和电子战有关的理想特性：
l 全球可用的频率分配：无论是和平时期还是战争期间，在用户感兴趣的地方，数据 链路都能够在当地可用的测试和训练操作频点正常工作。

若数据链路使用的频率不是全球通用的，则应该根据使用地为链路设计备用的频带。

l 抗无意干扰：尽管会有来自其他射频系统的间歇性带内干扰，数据链路仍能够正常 工作。

为了避免频率冲突，抗无意干扰的能力还可以通过使用检错码、应答和重发协议以 及许多用于抗干扰的技术得以加强。

l 低截获概率：当处在敌方测向系统的覆盖范围和有效距离之内时，数据链路难以被 截获和测得方位。

军用上行链路对低截获概率（LPI）有强烈需求，原因是飞行器飞行时，地面站很可 能必须在长时间内保持不动，一旦其位置被确定，地面站将成为火炮和导弹的攻击 目标。为了提高地面站的生存能力，可以将地面站设在离后方较近的位置，也可以 由多个地面站轮流操控飞行器。

LPI 可以通过扩频、频率捷变、功率管理和低占空比技术来实现。

l 安全性：由于信号加密，即使被截获，也无法被破译。

可以通过对上行和下行数据流进行加密。

l 抗欺骗性：在敌方意图向飞行器发送指令或向地面数据终端发送欺骗信号时，数据 链路能够进行抵制。

通过欺骗上行数据链路，敌方能够控制飞行器，并且能够使飞行器坠毁、改变航向 或回收；
欺骗下行链路相对困难，因为操作员很可能会识别这类欺骗。

实现抗欺骗性可以通过鉴别码和一些抗干扰技术，比如使用安全码的扩频传输技术。

l 防反辐射武器能力：难以被 ARM 锁定，即使被锁定，也能使对地面站的损伤降到 最低。

由于地面站位置固定、能向敌方辐射各种信号并且是相当高价值目标，所以使其不 易被反辐射武器打击是人们所期望的。

采用远程布置的传输天线以及降低上行链路占空比是防反辐射武器打击的可靠措 施。额外的防护还可以通过低截获率、频率捷变和扩频技术等方法来获得。

下行链路无需考虑防反辐射武器问题，因为对这类武器而言，飞行器不是一个合适 的攻击目标。

l 抗干扰能力：即使遇到外界对上行链路或下行链路的蓄意干扰，也能正常工作。

抗干扰能力的整体优先等级取决于无人机将面临的威胁，以及无人机任务能够承受 的干扰程度。很多时候与上行链路相比，下行链路受到干扰时对任务造成的危害将 更为严重。

5. 系统接口问题 对于无人机数据链路，可能涉及到如下的接口问题。

l 机电接口 在飞行器上重量和功率限制是机载数据终端设计上的主要限制，地面接收天线尺寸 及指向要求会影响到地面站的配置。数据链路电器接口不仅包括了电源，还包括数 据输入口和输出口。

l 数据率限制 对无人机系统其余各部分影响最大的因素可能在于对传感器下行数据链路传输率 的限制。可选用压缩或截断的方法来降低数据传输率。数据压缩过程包括将数据转 换成更有效形式以便能够在地面站得到重建，数据截断涉及到舍弃部分数据以传输 剩余数据。对下行数据链路而言，需要将压缩和截断结合起来以满足对数据传输率 的限制。数据压缩和截断的需求是由数据链路带宽限制带来的，而带宽限制又受到 抗干扰考虑的影响。

l 控制回路延迟 无人机一些功能的实现需要地面站对其进行闭环控制，如传感器手动指向目标以及 启动对该目标的自动追踪。如果数据链路采用数据压缩或截断、消息分组、上下行 链路在单一频率上时分复用或者传输前后的数据块处理等措施，则控制回路中的指 令和数据反馈的传输会出现延迟。对此有两种解决方法：最简单的方法是增加一条 低功率、无抗干扰能力、宽带宽的辅助数据链路；
另一个办法是采用一种对链路延 迟不敏感的回收方式。

l 互操作性、互换性和通用性 互操作性的实现将意味着一条数据链路的机载数据终端（ADT）可以和另一个数据 链路的地面数据终端（GDT）进行通信，反之亦然。对于不同的无人机系统，拥有 互操作数据链路的唯一可行途径，几乎肯定是使用通用数据链路。

互换性是一个相对较低的要求，它只需要两个不同的数据链路在一个或多个无人机 系统中可相互替换。互换性需要统一的机械和电器规格（形式及装配要求）以及统 一的特征。

通用数据链路应只有一套数据链路硬件，也可能针对不同应用有可选的模块。根据 定义，通用数据链路应在系统间具有互操作性和互换性。必须保证，如果空中和地 面的相关系统发出了正常指令和输入信号，任意机载数据终端都与任意地面数据终 端进行通话。

通用数据链路的潜在优势是互操作性以及降低采购和维护成本。缺点则来自于使用 通用数据链路成为使用它的系统中要求最为严格的环节所带来的一切必须承受的 代价。这种代价表现在两个方面：一是如果最终得到的数据链路非常复杂且昂贵， 则潜在的费用节省可能不复存在；
二是数据链路的某些可行的且支付得起的能力是 针对单一应用优化过的，那么这种能力在满足多项需求的通用数据链路中可能不复 存在。

1. 概述 第十四章 数据链余量 数据链路信号受到各种因素的削弱和干扰，对无人机系统数据链路的选择与设计而言， 余量以及如何增加余量是核心影响因素之一。

数据链路总余量通常有两个方面的问题：一个是在无干扰环境中的余量需求；
另一个是 抗干扰环境中的余量需求。

本章讲述如何确定一条数据链路有多少余量来抵抗所有这些因素的影响。

2. 数据链余量来源主要有如下三种 l 发射机功率 发射机功率是增加信号余量的一种直接方式，但存在严重干扰或蓄意干扰的情况下， 该方式抗干扰的功效最小。

l 天线增益 天线增益的定义是，发射机沿选定方向定向发射的辐射强度，与各向同性模式（即 在所有方向上辐射强度相同）下同一方向上产生的辐射强度之间的比值。

无人机系统通常使用的天线有三种：抛物面反射器或碟形天线、八木天线阵以及透 镜天线。

天线增益可以通过两种方式给数据链路提供余量。一种是在发射端，天线增益将信 号能量集中到已对准的接收器的波束内，这样输入的有效辐射功率（ERP）就等于 实际发射功率与天线增益的乘积；
接收机天线的增益对抗余量也是有贡献的，因为 它能够基于到达天线的能量来源的方向来区分有用信号和干扰能量，图 14.1 阐明 了该机制。不过这种信号增强效应取决于干扰源必须落在接收天线主波束之外。

为了能在接收天线端通过角度辨别来获得显著的抗干扰余量，数据链路必须以瞄准 模式工作，在此模式下接收天线指向发射机。

图 14.1 天线增益的几何关系图 另一种是通过中继设备可扩展数据链路通信距离，这个距离可以超过从地面到无人 机所有可能的直接视距传播距离。使用中级设备时，同时存在的两种不同的数据链 路都可能受到干扰：一个是连接地面站和中继设备的数据链路；
另一个是连接中继 设备和无人机的数据链路。

l 处理增益 在抗干扰余量范围内，处理增益指的是信号相对于干扰的增强，这种增强是迫使干 扰功率在一个比数据链路通信信号带宽更大的带宽上扩展的结果。

处理增益的实现方式是，在传输开始前，以某种能增加带宽的方式对数据链路待传 送信息进行编码，然后，在接收端解码来恢复原始带宽。

处理增益形式有：直接扩频传输、跳频传输 直接扩频传输的优势是，因传输信号看起来很像噪声，其难以被截获和测向，缺点 是产生相比下行链路信号带宽而言较宽的信号所用的调制速率非常大。直接扩频传 输就是对原信号加伪噪声调制以增大传输信号带宽，并降低单位频率间隔内的功率。

如图 14.2 所示。

图 14.2 直接扩频传输处理增益 跳频技术与直接扩频传输技术相比，其弱点似乎主要是较易被截获、定位以及易被 频率跟踪式干扰机干扰，若跳频速度足够快，跳频信号被截获、定位以及干扰的概 率会降低，但价格和复杂性方面的一些优势也会随之丧失。在伪随机序列跳变中， 传输载波频率会一直变化，如图 14.3 所示，如果干扰机不了解跳频模式，不能实 时跟踪跳频模式，那么它必须干扰整个传输跳变频带，接收机自然了解跳频模式并 能自动改变频率，从而总能够在正确的载波频率上设定匹配带宽来接受信号。

图 14.3 跳频波形示意图 3. 抗干扰余量的定义 抗干扰余量的一般数学定义是  AFMdB = PGdB + FadeMdB  （14.1） 式中 PGdB 表示处理增益， FadeM dB （Fade Margin）表示衰减余量（以系统正常工作 状态下可用的信噪比与系统所要求的信噪比之间的比值定义）。

应该认识到的是，描述抗干扰与量的任何一个简单数值只是一种逼近，在粗略比较和 一般讨论中有用，但不可能在所有情形下都很精确。若需要精确估计抗干扰性能，则 应该对每一特殊应用场合给出实际信号和干扰功率的预算，并给出基于该情况的最终 信噪比。

数据链路在某一特殊时刻是否被干扰取决于数据链路特征、干扰机特征以及当前时刻 数据链路与干扰波束间的几何关系。

图 14.4 为无人机上行链路情形，圆内区域为干扰区域，在该区域内，干扰机能够对上 行数据链路产生有效干扰。

图 14.4 对全向接受天线的上行链路实施干扰 图 14.5 给出了在接收端使用全向天线时，干扰下行链路的简化几何学分析。数据链路 可以在以地面站为圆心的圆内的任何位置正常工作，而在圆外的任何位置将受到干扰。

图 14.5 下行链路干扰机几何关系图 图 14.6 假定，当干扰信号落在主波束之外之外时，该附加增益足以使得数据链路在任 何时候都能够正常工作。这形成了下行链路受干扰的楔形区域。

若干扰信号落在接收天线主波束内，则干扰情形与使用全向天线时的情况了类似，即只 有无人机处于以地面站为中心的圆内时，数据链路才能够正常工作，且该圆面积大小依 赖于数据链路和干扰机的参数。

图 14.6 采用高增益天线的下行链路几何关系图 图 14.7 总结出了一种典型无人机干扰场景，其中，无人机下行链路配备了高增益地面 天线，且其上行链路配备了必要的全向接收天线。以下行链路为目标的两台干扰机都制 造了楔形有效干扰区，而以上行链路为目标的干扰机制造了椭圆形有效干扰区。

图 14.7 有多台干扰机的上行和下行链路干扰几何关系 4. 抗干扰能力的系统内涵 对于无人机数据链路抗干扰能力的需求有许多系统内涵，并可总结成相互关联的三个方 面：工作频率、距离和数据率。

抗干扰能力在高频带较易获得。但是高频带的信号倾向于以视距传播方式从发射机传到 接收机，这就会限制数据链路的通信距离，除非使用中继设备，可是使用中继设备，则 很难在链路空对空通信阶段使用高增益天线。

对于同样的相对带宽，较高基础频率可获得更大处理增益。

短距离数据链路能够在高频带充分利用天线增益和处理增益带来的好处；
长距离数据链 路或许只能利用处理增益带来的好处。

对于短距离视距传播的数据链路，在中频带获得足够高的数据率并通过使用大尺寸、高 增益天线和中等处理增益来获得较好的抗干扰能力是有可能的；
而对于长距离的数据链 路来说，会有三种选择：一个是低频、低数据速率的非视距传播，二是采用低增益天线 中继设备与中等数据率的高频视距传播，三是采用高增益中继天线与高数据率的高频视 距传播。

5. 抗干扰上行链路 上行链路抗干扰问题主要表现在两个方面：
l 尽管上行链路的无人机机载接收天线可采用零点可控技术来抑制有限数量的干扰 信号，由于天线尺寸不可过大，故而无法获得高增益。

l 上行链路数据率很低，故它可以获得较高的数据增益。

在双重单工系统中，为上行链路提供很高的抗干扰余量是相当容易的，因为在双重单工 系统中链路可提供较高的处理增益，且上行链路不必和下行链路共用传输时间；
而在双 工系统中，上行链路的处理增益与下行链路相类似，如果这种情况没有提供足够的抗干 扰余量，则必须通过天线信号的主动处理技术为上行链路提供与接收机天线增益相当的 增益。

6. 信号传播 当射频信号在靠近地面的大气中传播时，信号强度会发生衰减。

l 传播路径阻碍 电磁波一般按照直线传播，但简单的直线传播莫属会因为几种效应而改变：大气折 射率变化引起的折射（由大气密度变化造成）；
由障碍物引起的衍射（该障碍物在 发射机与接收机的连线附近而不是真正在连线上）；
当波长足够长时，在由大气分 层和地球表面所组成的“波导管”中的复杂沟槽效应和多重传播路径效应。

对于传播中的电磁波瓣，当与天线的距离远大于天线的尺寸时，菲涅耳带定义为电 波传播方向的法平面内的一组圆。电波从发射点出发，绕过菲涅耳带边缘，传播到 接收点的路径距离减去电波从发射点直接传播到接收点的路径距离，等于信号半波 长的整数倍。如下图 14.8 所示，满足路径 TBR 与路径 TAR 的差为半波长的整数倍， B 点的轨迹是以发射点和接收点为焦点的狭长椭球面，在该椭球面中不存在任何障 碍物才能保证“无障碍”传播。

图 14.8 电磁波束的菲涅耳区 l 大气吸收 大气中的各种分子都能吸收部分信号能量，在数据链路常用的波长范围内，水蒸气 和氧分子是主要吸收源。

l 降雨导致的损耗 在高于 7~10GHz 的频带，传播路径中雨滴引起的损耗是不能忽视的。雨滴损耗的 大小取决于信号频率和波瓣仰角。

7. 数据链信噪比 数据链路信噪比（S/N）的估算，对于决定数据链路的衰减余量（是数据链路参数及其 工作环境参数的函数），是一个非常重要的基本概念。它提供了一种表格，可用于求解 数据链路的距离方程式。

接收天线输出端的信号强度可由下式给出：
 æ l ö2 è ø S = ERPT GR ç 4p R ÷ （14.2） 式（14.2）中， ERPT 为发射机相对于全向辐射源的有效辐射功率，已考虑了发射天线 的增益、发射机及其天线系统的所有损耗；

GR 为接收天线的净增益，包括天线系统的 损耗在内。

上式忽略了一些对无人机数据链路而言相对较小的损耗，其中包括：
l 大气吸收引起的损耗 l 由发射与接收天线间的极化失配引起的损耗 l 传播路径中的雨滴损耗 1. 概述 第十五章 降低数据传输率 对任何网络或数据链路而言，最具有价值的是带宽和数据传输率。

传感器中的数据必须在机上做某些处理以使数据传输率降低至一定水平来适应数据链 路性能。

本章讨论实现数据率消减的方法，并介绍根据需要传输的信息在数据率和功能执行能力 之间所必须进行的权衡。

2. 压缩与截断 有以下两种方法可以用于降低数据传输率。

l 数据压缩。数据压缩是将数据变换为效率更高的形式，变换后保留数据原有的全部 （或几乎全部）信息，并能在地面重建，按需恢复原始数据。

l 数据截断。数据截断是为了降低数据传输率而丢掉部分数据，在此过程中部分信息 会丢失。

3. 视频数据 压缩视频信号的主要方法是充分利用图像中的冗余来降低描述每一像素所需的平均比 特数。

采用更复杂的方法可进行进一步的压缩。很多方法建立在类似于傅里叶变换的概念的基 础之上，也就是将图像从位移空间变换到频率空间，然后再发送频率空间的表示系数。

典型图像中的大部分信息对应的空间频率相对较低，可以省略高频分量或缩短高频分量 的系数，这样处理可减少需要的比特数。

对性能的度量标准是穿过目标最小尺度的电视线数目，操作员需要这个数目的电视线穿 过目标来完成探测和识别；
需要的电视线数越多就相当于要求场景“放大”，从而成功 地实现上述功能。

一旦将数据传输率降低到不可能再低的程度，就有必要考虑降低要传送的像素数，这需 要采用的是数据截断而不是压缩。

以下三类不同的控制回路报告了传感器精确回转的测试性能与帧频的关系：
a) 连续。“连续”控制指操作员给出简单的速率输入，即操作员推动操纵杆，传感器 在显示的方向上按照操作员推动操纵杆移动的距离或力量成正比的速率移动，直到 操作员停止动作。

b) 开关量。“开关量”控制指操作员间断地给出输入，类似于个人计算机键盘上的光 标控制。

c) 图像运动补偿。“图像运动补偿”控制模式利用来自飞行器和传感器万向架的信息 计算出传感器正指向哪里，并在呈现给操作员的场景中显示该指向信息，而不需要 等待收到新的视频。

d) 非视频数据 某些可能的数据源本来的数据传输率就较低（与电视和 FLIR 视频相比），如简易干 扰机，只需报告自身状态而不需要收集和报告外部数据。

其他一些可能的数据源具有很高的数据传输率，例如雷达拦截定向系统，这种传感 器产生的原始数据含有来自几十部雷达高达每秒钟几万个脉冲的信息；
此种情况， 可考虑采用折中的办法，即除了用数据链路将原始数据传到地面处理之外，再采用 机载处理器将几千个数据点转换为几十个目标识别结果和方位值。

用于视频数据的数据压缩技术对于大部分其他类型的数据也是可行的。与视频数据 情况类似，重要的一点是数据链路能够支持的数据传输率受限于一些因素，这些因 素与数据链路距离、抗干扰性能和造价密切相关。

e) 降低数据率功能的实施环节 数据的压缩和重建是应该在传感器中完成还是应该在数据链路中完成，这存在一定 的争议，甚至对于特殊情况要特殊处理。

作者倾向于降低数据传输率的功能应该算作传感器系统的一部分，而不是在数据链 路中实现，特别是对于同时安装多种有效载荷的系统更是如此。

1. 概述 第十六章 数据链设计权衡 本章罗列数据链设计问题上的权衡。

2. 基本权衡 工作距离、数据传输率、抗干扰余量和成本是数据链设计中紧密相关的因素。

作用距离直接受任务需求牵引，也许是最容易确定的参数，其不太可能由系统设计 者进行设计权衡。

一旦确定了作用距离，数据链路的设计就被分为两类范畴：
l 在视距以内工作时，在成本合理的前提下可用处理增益代替地面天线增益，以 便在抗干扰余量相同的条件下，实现更大的数据传输速率。

l 在视距外工作时，天线增益不再是可权衡的设计因素，除非提供一架大型飞行 器作为中继。

作为一般规律，更高的抗干扰余量需要更高的频率，更高的频率会增加硬件成本。

对于系统设计者和用户而言，数据传输率是设计权衡中最可控的因素。机上处理技 术、充分利用电子技术的技术进步等，都能够显著减少对于给定信息内容所必须传 输的数据量。通过合理设计控制回路和系统软件就可以适应由数据传输率降低造成 的时延和其他数据延迟。最后要指出，正确选择和运用在知晓数据链路技术限制的 条件下研制的无人机系统，仍然可以成功地完成任务，而不受这些限制的影响。

综合考虑这些因素之后，可以将数据链路特性分等级描述，从容易实现（成本低） 到非常难以实现（成本高）。

容易：
l 抗无意干扰；

l 防御反辐射武器；

l 传感数据的远程地面分发（无抗干扰能力）；

l 视距范围内的几何抗干扰（仅通过天线增益）；

l 不带处理增益的高数据率下行链路；

中等难度：
l 抗干扰上行数据链；

l 抗盗用和欺骗；

l 对于 1~2Mbps 数据率的远程下行数据链，具有中等抗干扰余量；

l 低截获概率的上行数据链；

l 视距范围内提供导航数据；

很困难：
l 对于 10~12Mb/s 数据率、视距范围内的下行数据链，具有较高抗干扰余量；
或 者对于 1~2Mb/s 数据率、视距外的下行数据链，具有稍低的抗干扰余量。

极困难：
l 对于 10~12Mb/s 数据率、是局外的下行数据链，具有较高抗干扰余量。

3. 数据链淘汰升级相关难点问题 在设计上采用高传输率、低数据延迟、只有很小的或没有抗干扰余量的低成本“过 渡”型数据链路的无人机系统，在日后试图升级数据链以提供很高的抗干扰能力或 者使用一个有明显数据延迟的网络，就会进入一个“死胡同”。

为了避免遇到这种情况，整个系统，包括其将来的使用方式就必须按如下的方法设 计：为实现可接受的任务性能提供支撑这一重任要合理地分配给各个子系统，从而 得到既满足所有基本需求，在经济上又可承受的目标系统。

4. 未来技术 从技术角度看，对于数据链系统最高层次的、最具有促进效果的技术措施表现在以 下方面：
l 改进机载处理技术，降低对数据传输率的要求；

l 更好地理解操作员执行任务的能力，使任务流程的设计能够最优利用现有可用 的数据传输率。

1. 概述 第十七章 发射系统 在本章中主要讨论中小型飞行器的发射，特别是采用了无需跑道、道路、大的或开 放区域概念的发射技术。

2. 基本问题考虑 发射与回收应考虑的基本参数比较简单且与物理学相关。

线性运动方程 v2 = 2aSn （17.1） 动能方程 做功和动能的等价性  KE = 1 mv2 2 KE = FS  （17.2） （17.3） 式中：v 是速度；
a 是加速度（或减速度）；
n 是效率因子；
m 为被加速的总质量；

F 为力；
S 是力的作用距离（发射作用距离或回收缓冲距离，也称作“冲程”）。

所有真正的系统在一个冲程内加速度是变化的，效率因子 n 是一种把这种变化考 虑进来的经验调节因子。

为了避免过冲的问题，发射器的设计要允许有一段可控的力的积累时间，并能够拉 平且不出现明显过冲；
同时为了提供所需的动能，在某种程度上就需要较长的冲程。

3. 固定翼无人机发射方法 最简单的方法是来自模型飞机使用的“手抛发射”，该方法很实用，但仅适用于非 常轻的飞行器。

常规轮式起飞，该方法通常需要一块预先准备好的场地。

一些无人机，特别是靶机，是从空中发射的固定翼飞机，通常需要涡喷发动机提供 动力。

如果地面平整，对于小型无人机可采用低成本的车载发射方法。

还有一种较新奇的无人机发射方法，是使用一种旋转发射系统。

接下来讨论采用非常规方法发射和回收小型无人机。

l 导轨弹射器 将无人机固定在导轨或滑轨上加速到发射速度的装置称为导轨弹射器。

l 气动弹射器 气动弹射器只依靠压缩气体或空气提供动力来加速无人机到达飞行速度。

l 液气混合弹射器 液气混合弹射器的基本原理是利用压缩的气态氮作为发射动力源。

l 无人机零长火箭助推发射 “零长”发射不适用导轨，飞行器可直接从固定装置上起飞，一旦起飞就可以 自由飞行。

无人机火箭助推（RATO）在设计上要考虑以下几点：
l 能量（冲量）需求 一个火箭助推器的设计者需要了解需加速的飞行器的质量以及火箭助推器燃 尽时飞行器所需的速度。这两项决定了作用在飞行器上的能量，最终决定火箭 助推器的大小。所需能量或者冲量，可通过冲量动量方程得出：
I = m (v1 - v0 ) （17.4） 式中质量 m 的单位为千克，速度的单位是米/秒，那么计算出的冲量单位就 是牛·秒（N·s），对于一个固定的弹射器， v0 等于 0。

l 需要的推进剂重量 推进剂释放的能量或冲量主要取决于所使用推进剂的类型以及火箭本身的设 计效率。

推进剂的“比冲”是燃烧单位质量推进剂所产生的冲量的度量，所以可以简单 地用需要的总冲量除以发动机提供的比冲，就可以得出所需推进剂的重量估计 值。

整套火箭助推器的总重量可以粗略地估算为推进剂重量的 2 倍。

l 推力、燃烧时间和加速度 火箭释放的冲量就是在一定时间段内所产生的推力 F 与时间的乘积：
I = F (t1 - t0 ) 具有一定质量 m（或重量 w）的飞行器加速度可以表示为 a = F = F g m w （17.5） （17.6） 一个飞行器（或搭载的子系统）能够承受的最大加速度是非常重要的，通常 由机身结构设计决定，当最大加速度和飞行器的重量已知时，推力和燃烧时 间可以使用上面的公式计算得到。

l 火箭助推器的结构设计 火箭助推器可以有多种方式与飞行器连接，这取决于飞行器的设计以及结构硬 支点的位置。

任何情况下，火箭助推起飞系统一般都设计成使其发射时产生的火箭推力通过 飞行器的重心。

对于“零长”火箭助推起飞，推力方向必须向上倾斜来支撑飞行器重量，直到 其以足够快的速度运动能产生升力为止。

l 点火系统 火箭助推起飞的点火系统既可以从头部也可以从喷管端进入火箭燃烧室；
点火 器可以与发动机分开运输和存放，发射之前在现场安装即可；
每一种点火系统 都按照其独特的系统特点和用户要求设定。

l 火箭助推器使用后的分离 用过的助推器结构件可以通过气动、机械、或弹道方法与飞行器分离。分离系 统的选择取决于用过的结构件飞得多快，以及必须朝哪个方向抛弃。

l 其他发射设备 发射架使飞行器的机翼水平，机头抬起形成一个适宜的发射角；
每一架特定的 飞行器都有其独有的发射角。

锁定/释放机构使飞行器离架前免受阵风和发动机起动冲击力的影响；
在火箭 助推器点火瞬间它还能够自动释放飞行器。

4. 垂直起降无人机的发射 出于对军事行动的机动性考虑，通常需要垂直起降无人机能够在某种车辆平台上操 作，该车辆平台应该包含在运输过程中固定无人机的设备，以及检测、起动和维修 设备。

1. 概述 介绍常用的无人机回收方法 第十八章 回收系统 2. 常规着陆 固定翼无人机最常用的回收方法与全尺寸飞机有相似之处：在跑道上降落。除了非 常小的飞行器外，要使用这种回收方法，无人机必须装有起落架（机轮），同时它 的控制系统必须能够完成固定翼飞机的常规拉平操作。

一种经常使用的适于跑道降落的技术是给无人机装一个尾钩，并在跑道上安装拦阻 装置。

目前普遍使用的拦阻装置吸能器主要有两种：
l 摩擦制动，它有一个绕着缆绳或带子的卷筒，其缆绳或带子连接到甲板拦阻索 上。使用摩擦制动时，制动力通常可以预先设定，且制动距离（无人机被拦阻 的距离）取决于无人机的重量和着陆速度。

l 旋转液压制动，一个带有转子的简易水涡轮，与一个绕着尼龙带的卷筒衔接。

使用旋转液压制动时，即使无人机的重量和着陆速度有变化，也会使飞行器在 同一个位置停止，从而被认为是“恒定距离拦截装置”，当然与设计点之间有 10%~20%的误差是可以接受的。

3. 垂直网回收系统 垂直网概念是由跑道拦阻系统自然派生的产物，在其基本构造中，回收网悬挂在两 根立杆上，网线末端与立杆绳索相连，立杆绳索一次连接到吸能器上。垂直网通常 使用架子或线悬挂在地面上方，这样可以在无人机停住时使其悬挂在网内。

使用拦阻网通常就不能使用安装在机身前部的拉近螺旋桨。

拦阻网系统成功的关键在于拦阻网本身的设计。其设计的一个非常重要的方面是无 人机飞入网内的精度有多高。

4. 降落伞回收 降落伞的使用要求无人机有足够的载重和容量来容纳堆积的降落伞。

标准降落伞的缺点之一是开伞后的方向难以控制，降落伞展开后，无人机的下降受 到变化无常的风场影响，在地面风较大的情况下，可能将将飞机沿着地面拖拉，造 成损坏，所以使用一个落地释放装置很有必要；
为了减少漂移距离，降落伞通常控 制在很低的高度才打开。

如果降落伞落到水面，则要求无人机能够保护内部系统免受水的浸泡。

为了克服标准降落伞存在的一些问题，近年来开始使用滑翔伞、翼伞、或充气伞。

5. 垂直起降无人机回收 任何垂直起降无人机都具有使无人机和甲板之间保持相对较低速度的优势，这也导 致了相对较低的能量转移需求。

舰上操作垂直起降无人机需要一个末段跟踪导航系统，一个适合于舰上操作的飞机 结构，以及合适的捕获设备以确保一旦着陆到甲板上，无人机是稳固的，同时不会 影响舰船的其他操作。

6. 空中吊挂回收 空中吊挂回收系统（MARS）为无人机的回收提供了一种新的途径，使得回收可以 在舰船外进行，只需使用普通的直升机把无人机像货物一样卸在甲板上。

目前完全有可能在现役直升机上配备由吸能绞盘和辅助吊舱促成的任务组件，使得 直升机能够对伞降无人机进行空中打捞。

7. 舰上回收 在多数情况下，舰船的空间是有限的，这就要求舰上操作具有高度的可靠性，只有 这样才能在没有大量配件供应的情况下，保持系统良好的运行。

任务的有效性指的是除了安全回收外，系统还必须易于架设、需要少量操作人员、 对回收的无人机损伤最小。

最后，无人机所采用的回收方式必须具有高度的可靠性，不能对舰船造成任何伤害。

第十九章 发射和回收的设计权衡 1. 无人机发射方法权衡 l 跑道或预设起飞场地 轮式起飞 车载式发射 l 气动导轨弹射器 开缝汽缸型 空气马达型 l 液气混合导轨弹射器 l 火箭助推起飞发射器 分别对以上的方法的优缺点进行了分析。

图 19.1 是各种系统耗费与发射次数的关系。从中可以看住，假如有合适尺寸的火 箭可用，且其研发费用不高，当发射次数较少时，选择火箭助推发射系统比较有 吸引力。另一方面，如果需要进行多次发射，选择轨道发射是比较划算的。

无人机的研发人员对发射器有多种选择，必须通过评估各种发射原理的优缺点， 来决定哪一种对特定的飞行器和任务要求是最佳的选择。总之，设计者应在设计 的初期就选择好发射系统的种类，以便将发射因素融合到设计的方方面面，形成 一个总的系统，这样就能够消除或极大地减小发射过程中产生问题的概率。

图 19.1 对导轨弹射与火箭助推起飞两种发射方式进行成本权衡 2. 回收方法权衡 l 跑道或预设着陆场地 轮式着陆 滑撬着陆或机腹着陆 l 垂直网系统 l 伞降回收 l 翼伞回收 l 垂直起降飞行器 l 空中吊挂回收 3. 总结 无人机系统的整体权衡必须同时包括发射和回收两部分，因为大部分无人机系统 都有这两个需求，它们不是相互独立的。发射与回收方法的权衡比较必须与完整 无人机系统的其他基本设计同时进行。

没有一种发射或回收技术适合所有无人机。任务要求和机体的设计决定了对于特 定项目哪一种才是最合适的技术。

无人机发射和回收问题必须在项目设计初期就加以考虑，否则，可能要冒的风险 不仅仅是在飞行器设计上做出妥协，而且还可能对整个任务做出妥协。

相关热词搜索：无人机 导论 笔记 无人机系统导论阅读笔记 无人机系统导论pdf 无人机系统的概念