无人机飞控系统功能设计要求及符合性验证方法

ICS49.020

CCSV00

T/SHUAJQ

团体标准

T/SHUA2023—0005

中大型无人机飞控系统功能设计通用要求

及符合性验证方法

Generalrequirementsforfunctionaldesignandmeansofcomplianceofmediumand

largeUASflightcontrolsystem

（征求意见稿）

在提交反馈意见时，请将您知道的相关专利连同支持性文件一并附上。

XXXX-XX-XX发布XXXX-XX-XX实施

上海市无人机产业协会发布

T/SHUA2023—0005

一1_/■—A—

刖百

本文件按照GB/T1.1-2020《标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定

起草。

I文件的发布机构不承担识别专利的责任。

本文件由上海新金山世纪航空发展有限公司提出。

本文件由上海市无人机产业协会归口。

本文件起草单位：上海新金山世纪航空发展有限公司、中国民航科学技术研究院、上海新金山工业

投资发展有限公司、上海民航职业技术学院、南京航空航天大学。

本文件主要起草人：彭喜军、刘薇薇、金奕山、郝志鹏,王祝、姜延坤、徐卫、王长金、狄娟、唐

伟宾、胥飞飞。

II

T/SHUA2023—0005

中大型无人机飞控系统功能设计通用要求及符合性验证方法

1范围

本标准规定了中高风险民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统的通用要求及符合性

验证方法。

本除,适用于中高风险民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统的设计、生产和审定等。

2术语和定义

下列术语和定义适用于本文件。

2.1

无人驾驶航空器

是指机上没有机载驾驶员，自备动力系统的航空器，按照性能指标分为微型、轻型、小型、中型和

大型。

73

民用无人驾驶航空器

是指从事除用于执行军事、警察和海关飞行任务外的无人驾驶航空器。

大型无人驾驶航空器

指最大起飞重量超过150千克的无人驾驶航空器。

，4

飞行控制、导航与管理系统

无人机飞行控制、导航与管理系统是无人机的关键核心系统之一。

飞行控制与管理功能

飞行控制与管理功能一般分为飞行控制功能、飞行管理功能和告警功能。

注1：飞行控制功能：产生和传输控制指令，使航空器达到给定的飞行状态、按预期的轨迹飞行，并实现干扰抑制、

容错控制、飞行包线保护、自动应急处置等：

注2：飞行管理功能：整个飞行过程中的管理，一般包括导航管理、健康管理、余度管理、飞参记录功能、其它系统

或设备管理（如需）等；

注3：告瞥功能：以确保在出现功能故障和功能间的耦合故障时，最大限度向地面机组人员提供准确和足够的信息

人工遥控操纵子系统

人工遥控操纵子系统是指人工在地面用来传递操纵指令给无人机的所有部件的总称。

21

控制方式

无人机控制方式分为自动控制、人工遥控及它们的组合。

注1：人工遥控：在人工遥控方式下，地面机组根据无人机的状态信息和任务要求控制无人机的飞行。要求人工遥控

的输入与飞行控制、导航与管理系统的工作相兼容，不应导致失控或不稳定。

注2：自动控制：在自动控制方式下，飞行控制系统根据传感器获取的航空器状态信息和任务规划信息自动控制无人

机的飞行。

注3：人工遥控和自动控制的组合。

3中大型无人机飞控系统功能设计通用要求

民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统应符合本标准要求。

1组成

I

T/SHUA2023—0005

起飞/着陆功能应包括以二：

a）固定翼无人机在不同构型、重量重心条件下的起飞滑跑距离、着陆滑跑距离、离地速度、接地

速度以及起飞和着陆时间等性能指标，包括航空器使用襟翼、减速装置等；

b）垂直起降无人机在不同构型、重量重心条件下的垂直起降性能指标。

3.3.3失效保护功能

3.3.3.1航空器失效处置功能

a）固定翼舲面失效

1）副翼部分失效；

2）方向舵部分失效；

3）升降舵部分失效；

4）襟翼部分失效；

5）其它辅助舵面部分失效。

b）旋翼/螺旋桨失效

1）旋翼/螺旋桨部分失效；

2）其它辅助旋翼/螺旋桨部分失效。

c）动力系统失效，动力系统包括不仅限于常规动力系统、电动力系统。

1）动力系统功率不足：

2）动力系统失效；

3）动力系统状态告警。

d）操纵系统失效

1）主操纵系统部分失效；

2）次操纵系统部分失效。

e）飞行控制、X航与管理系统失效，飞行控制、导航与管理系统包括不仅限于飞行控制与管理计

算机、飞行传感器、伺服控制系统等。

1）姿态传感器失效；

2）导航传感器失效或被干扰；

3）伺服控制系统失效；

4）飞行控制与管理计算机失效；

5）总线失效；

6）其它失效。

f）电气系统失效

1）电气系统部件失效：

2）电气系统保护状态：

3）电气特性变化状态。

g）数据链路失效

1）数据链路失效；

2）数据链路被干扰或被劫持。

h）刹车系统失效

1）前轮转向失效；

2）刹车失效；

3）刹车效率降低；

4）非对称刹车。

i）其它系统或设备失效，如有必要。

3.3.3.2特殊情况处置功能

特殊情况包括不仅限于：

a）电子围栏；

b）空中避让；

III

T/SHUA2023—0005

c）起飞告警；

d）着陆复飞;

e）结冰状态。

3.3.4安全保护

飞行控制、导航与管理系统的设计和功能，以及使用和维护说明，需合理保证其使用限制不会被超

出以下：

a）运行范围保护

航空器系统或任何外部支持运行的系统的可能失效，不应导致航空器超出预期运行范围，运行范围

一般由飞行包线和电子围栏组成；

b）不安全起飞构型保护

起飞前飞行控制、导航与管理系统进行起飞前不安全起飞构型自检，不安全起飞构型包括系统故障

及系统可检测到的其它系统或部件故障：如自检出现不安全起飞构型项，飞行控制、导航与管理系统应

自动终止起飞并向飞行机组告警。

）飞行过程保护

飞c行过程中，飞右控制、导航与管理系统周期性检测系统故障及系统可检测到的其它系统或部件故

障，如检测出现不安全项，系统应具备自动处置或通知飞行机组处置的能力。

d）感知与避让

匕行控制、导航与管理系统应具备与感知与避让系统的信息交互能力，从而获取潜在的冲突和其他

危险、并使远程机组做出避让处置的能力，且满足远程机组履行职责所需的性能要求。

e）其它。

3.3.5应急处置

3.3.5.1飞行控制、导航和管理系统需具备应急处置能力，一般应包括：

a）对于飞行控制、导航与管理功能的任何损失或降级，必须通过清晰明确的信号向无人机机组人

员发出警报；

b）针对长行机组无法远程控制无人机的情况（数据链路失效、地面站故障等），按照审定要求的

运行场景自动执行应急程序。

3.3.5.2应急处置方式

通过人工控制方式、自动控制方式或两者间组合使无人机系统不会导致可预见的灾难性后果。

a）终止飞行

1）将冲击能量降低到可接受的水平。

2）应急迫降在可接受的低人口密度地区（最好迫降到无人区）。

3）降低冲击能量并选择人口密度低的应急迫降区域，以使由无人机导致的

4）对地面造成致命伤害的风险是可接受的，包括可能的碎片、火灾或爆炸。

b）继续飞行

1）按预定应急处置程序继续飞行。

2）上述两种情况的组合。

3.3.5.3飞行捽制、导航与管理系统应提供最大可能缓解失效的应急处置方法,包括但不限干以下内

容：

a）故障检测和监控；

b）故障隔离和重新配置；

c）冗余；

d）权限限制，和

e）提醒机组人员进行干预行动。

3.3.5.4应急处置能力必须有保护措施，以防止其承受因误操作或未授权使用引发的危害。

3.3.5.5应急处置能力必须在飞行手册或其他批准的手册中清晰描述，包括预先确定的地点及其状态

和尺寸。任何操作限制、程序、指令和为了保证安全运行所必要的任何额外信息必须在飞行手册中建立

和提供。

IV

T/SHUA2023—0005

34性能要求

3.4.1在紊流中工作

系统应满足相应型号设计规范规定的抗风干扰的类型和量级。

3.4.2飞行控制要求

3.4.2.1一般要求

除另有规定外，飞行控制要求适用于平稳大气坏境条件和自动飞行控制方式，包括传感器误差。对

于考虑结构弹性的飞行控制模态响应，系统应满足相应型号设计规范规定的稳定性要求指标。

3.4.2.2姿态保持

3.4.2.2.1一般要求

系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：

在平稳大气中，俯仰姿态和滚转姿态相对于基准的静态精度；

在规定的素流强度中姿态均方根偏差的允许范用，该精度要求适用于自动姿态保持功能，该功能保

持用于航空器姿态。

a）俯仰动态响应

h）长周期的仰响应应不影响任务的完成：

c）短周期俯仰响应应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。

3.4.2.2.2滚转动态响应

滚转响应应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。

3.4.2.3航向保持

无人机在盘旋过程中接通航向保持模态时，无人机应向机翼水平状态滚转，基准航向应为无人机滚

转至机翼呈水平状态时的航向。

系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：

a）在平稳大气中，航向应保持的相对基准的精度：

b）在紊流中，按规定的紊流强度，航向的均方根偏差；

c）无人机航向控制的动态响应指标。

3.4.2.4航向选择

系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：

a）能够达到要求的转弯速度，并限制倾斜角以防失速；

b）应具有360°的航向选择能力；

c）航向控制应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。

3.4.2.5侧向加速度和侧滑的限制

a）系统应满足相应型号设计规范规定的下列性能要求：

b）稳态倾斜转弯中的协调要求：当倾斜角达到机动倾斜角的极限值时，侧滑角偏离平衡值增量和

侧向加速度的范围；

c）滚转时的侧向加速度限制要求：重心处由航空器滚转速度引起的侧向加速度的限制；

d）水平直线飞行中对侧滑角及对侧向加速度的要求。

3.4.2.6高度保持

系统应满足相应型号设计规范的下列规定：

a）相应型号设计规范应对”接通高度保持时的最大升降速度”予以规定。在升降速度小于该规定

值的情况下接通高度保持时，系统将传感器指示高度作为基准高度，并把航空器控制在这个高

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度上，同时应满足高度保持精度的要求。如果在接通该功能时的升降速度大于该规定值，自动

飞行控制系统不应引起任何不安全的机动；

b）在航空器推力-阻力的能力范国内，航空器倾斜稳态盘旋时的高度保持精度。

3.4.2.7空速保持

a）应明确系统所保持的空速是真空速还是指示空速。

在直线稳态飞行中（包括爬升和下降），接通空速保持模态时的空速为基准空速。空速相对基准空

速的偏差范困为空速保持的精度要求。在空速保持模态稳定以后，自动飞行控制与管理系统应使航空器

保持该空速，并保证空速保持的精度要求。在此要求的范围内，任何周期性振荡不能影响任务的完成.

b）系统还应满足相应型号设计规范规定的空速控制动态响应指标。

3.4.2.8对轨迹控制的要求

系统应满足相应型号设计规范规定的素流条件下的轨迹控制精度要求。在有时间控制精度要求时，

还应满足航空器到达指定点的时间误差范围要求。

3.4.2.9稳定裕量

系统应满足相应型号设计规范现定的系统回路相对于名义值的增益和相位裕量要求。

3.4.2.10剩余振荡

剩余振荡要求对自动控制和人工控制方式均适用。

由系统中存在的非灵敏区、间隙以及结构弹性等原因所引起的系统持续剩余振荡不能影响飞行任

务完成。

3.4.2.11进场与着陆阶段的控制

系统应满足相应型号设计规范的有关要求。

进场与回收阶段的控制性能要求适用于自动控制、人工控制方式。

除另有规定外，系统着陆性能还应考虑下列因素：

a）着陆重量和重心的变化；

b）气动构型变化；

c）进场速度和角度；

d）地面效应；

e）各种切换引起的过渡过程；

f）相应型号设计规范规定的大气扰动；

g）相应型号设计规范规定的跑道坡度和地面状况。

3.4.2.12地形跟随阶段的控制

对于有地形跟随功能的航空器，在正常状态下，系统的控制功能应使航空器满足相应型号设计规范

的低空安全性要求。

3.4.3飞行管理要求

飞行管理的具体要求应按相应型号设计规范的规定。该要求应包括以下内容：

a）飞行管理系统应能根据必要的传感器信息、，正确地确定航空器所处的飞行阶段、飞行状态，进

而正确地给出航空器的控制方式及有关系统的状态；

b）加载的任务一般应包括航线和与其有关的管理任务；

c）管理系统任务信息存储量限制要求；

d）管理任务的项目、各项管理任务的性能应满足相应型号设计规范的要求。任务的性能可表示为:

执行时间（任务触发/结束逻辑）、控制量类型与范围、任务触发位置与期望位置间的偏外。

任务的触发可以是加载和/或自动设置。

e）对能够进行飞行中在线航线规划、在线任务加载或修改的系统，应满足实时性要求和任务信息

存储量限制要求。

VI

T/SHUA2023—0005

35设计

3.5.1控制方式设计

3.5.1.1一般要求

无人机的飞行控制方式可分为自动控制、人工遥控以及它们的组合。

3.5.1.2人工遥控

要求人工遥控的输入与飞行控制与管理系统的工作相兼容，不应导致失控或不稳定。

3.5.1.3控制模态切换

在正常情况下有意识地人工或自动切换控制模态时，其过渡过程不应影响任务完成和飞行安全。

3.5.1.4控制模态的选择逻辑和兼容性

系统设计应确定飞行控制与管理系统的模态体系，而且模态选择遂辑应能兼容所有可能的模态选

择组合。模态选择逻辑应：

a）防止可能产生错误或危险的人工或自动模态的接通：

b）在选择了某曲模态时，应能启动与之相配合的其他模态；

c）在优先级较高的模态出现故障时，能够自动接通下一级飞行控制与管理系统工作模态，即比该

模态的优先级仪低一级的模态：

d）防止操作人员选择已查出有故障的模态，但允许操作人员重新启动该模态。

3.5.1.5故障瞬间

若飞行控制与管理系统发生故障时有可替换的模态，则故障检测逻辑应自动选择和接通这些替换

模态，发生故障至校正动作之间的时间延迟不应阻止对飞行状态控制的恢复，并在必要的情况下将系统

模态的更换选择通知操作人员。系统应使操作人员能够选择模态。

3.5.2余度设计

当有余度设计要求时，余度设计应：

a）以飞行安全性和任名可靠性为基础：

b）与系统测试和监控方法相一致；

c）满足系统的故障检测率、故障隔离率和虚警率要求。

3.5.3稳定性

3.5.3.1一般要求

设计应满足性能要求中对稳定裕量的要求。

在考虑结构弹性时，系统应满足相应型号设计规范规定的阻尼比要求或其他稳定性要求指标，不应

出现弹性伺服振荡。

3.5.3.2时统要求

在有时钟同步要求时，允许的最大时统误差成使系统满足性能指标要求。

3.5.4软件

a）通过《机载系统和设备合格审定中的软件考虑》（RTCA/DO778C）方法设计、实现和验证所有

相关软件，将软件错误存在的可能性减至最小，并符合其实施功能的关键性要求：

b）软件的安全性要求应通过系统安全性分析确定；

c）软件组成、功能及其版本必须在飞行手册或其他批准的手册中清晰描述；

d）软件应具有维护性和验证性。应按软件质量保证体系研制和维护软件，软件文档齐全，软件编

码应具可读性，有足够的注释可自说明。除另有规定外，对软件需求规格说明中的每项功能、

所有传感器信号、飞行控制和管理计算机的所有输入和输出信号等都应可测试、可显示，并应

VII

T/SHUA2023—0005

尽可能地存储测试数据。所有软件都应该至少留出一个字用于识别软件版本。在进行软件维

护时，应对己更改的软件进行I川归测试，检验各软件配置项以保证其一致性和完整性。

3.5.5接口

3.5.5.1一般要求

a）系统接口包括系统内部接口和外部接口，系统内部接口为飞行控制与管理系统内部各部件间

的接口。系统外部接口为飞行控制与管理系统与其他系统的接口。

b）系统的内部接口一般都是电气接口。

c）在系统的外部接口中，除了伺服作动器的输出一般为机械接口外其他大多为电气接口。

d）具体的系统接I」应满足相应型号设计规范的规定。

。）系统的所有接口应满足接口控制文件的要求。接口的硬件、协议、校验的位置应满足可靠性、

实时性、电磁兼容性等要求，交联双方应匹配。

3.5.5.2电气接口

3.5.5.2.1一般要求

a）系统所有电气接口特性是在设备带负载情况下的特性。

b）电气接口具体格式应符合接口控制文件的要求。接口控制文件一般包括如下内容：接口信号频

率、接口信号电平电流及动态范国、接口信号波形却极性、信号的输出方和输入方、连接器和

连接电缆、匹配阻抗、总线方式等。

c）电气接口还应满足专有规范要求的各硬件接口、初始化接口芯片所需信息、接门数据有效性判

据及处理.、接口故障判据及处理、接口数据的语义等。

d）接口信号的噪声不应引起有害的操纵动作。

3.5.5.2.2数据总线接口

具体的接口由相应型号设计规范规定。

3.5.5.2.3离散量接口

离散量的电平、回差、电流、语义等应满足相应型号设计规范的规定。

3.5.5.2.4模拟量接口

模拟量的分辨率、转换时间、编码方式、电压范围及其对应的物理量含义等应满足相应型号设计规

范的规定。

3.5.5.2.5脉冲调制信号接口

接口的电平范相、电流、频率、信号语义等应满足相应型号设计规范的规定。

3.5.5.2.6频率量接口

接口的电平、信号频率及其语义等应满足相应型号设计规范的规定。

3.5.5.3机械接口

伺服作动器输出到舵面、发动机节风门的接口一般为机械接口。设计应说明伺服作动器输出的力矩

或力范围、到控制对象的传动比等。伺服作动器到操纵面的连接应尽可能短。

3.5.6设备

3.5.6.1一般要求

设备功能满足飞行控制与管理系统设计要求。

设备研制一般应符合《航空电子设备设计保证指南》（RTCAD0-254）,《机载设备环境条件及试

验方法》（RTCA/DO-160G）,《机我系统和设备合格审定中的软件考虑》（RTCA/D0-178C）的要求.

3.5.6.2飞行控制与管理计算机

VIII

T/SHUA2023—0005

匕行控制与管理计算机应满足相应型号设计规范规定的容错要求。

在一般情况下，飞行控制与管理计算机应对其输入信号进行有效性检查，飞行控制与管理计算机的

输入、输出信号应具有可测试性。

飞行控制与管理计算机应规定并达到运行时间和存储空间裕量要求。除另有规定外，在验收时一般

要有25%的内存和运行时间裕量，研制期间的裕量还应适当增大。

飞行控制与管理计算机电源应符合相应型号设计规范要求。

在模拟计算中，为了保证在机动指令和突风（或其他可能扰动）的所有可能如合情况下安全地连续

工作，模拟信号标定应能提供满意的精度和分辨率，并防止不可接受的非线性和不稳定性。

数字计算和采样速率应确保不引入不可接受的相移、舍入误差、非线性特性、频率重叠及混淆。

在系统使用包线内，在机动指令和突风或者其他可能出现的干扰的所有可能组合情况卜.，参数定标、

字长、输入限制及溢出保护应确保数据处理准确和连续安全地工作。

3.5.6.3传感器

系统的传感器向飞行控制与管理计算机提供航空器位置.、航向、姿态、速度、加速度、角速度等信

号。具体传感器的选用由相应型号设计规范定。传感器（包括导航设备或系统）应符合相应产品的有关

标准。

a）所选用的传感器尺寸、重量应按航空器总体要求确定。

b）角速度、航向、姿态等传感器的安装应考虑结构弹性的影响。

c）传感器的余度配置应使系统满足可靠性要求。

d）传感器的性能指标等要求由系统设计确定，其内容一般包括：

1）测量的信号及其量程；

2）精度（例如：导航系统或设备的定位精度及特度的误差类型）：

3）线性度：零位；

4）频率特性；

5）接口；

6）电源与功耗；

7）自检测与故障告警：

8）环境适应性：

9）维修性指标；

10）可靠性指标。

3.5.6.4伺服作动设备

3.5.6.4.1一般要求

a）伺服作动设备应符合相应产品的有关标准。

b）伺服作动设备一般选用电动舵机，也可根据系统具体要求选用其他舵机。

c）伺服作动设备的设计应在考虑下列因素后使其结构与特性满足专用规范的要求：

1）负载特性；

2）舵机功率；

3）舵机传动机构间隙；

4）伺服作动设备的频带；

5）伺服作动设备的非线性；

6）故障瞬态。

3.5.6.4.2结构组成

伺服作动设备的设订立包括卜.列内容：

a）伺服作动设备的结构组成、反馈量的配置；

b）伺服作动设备各组成部分的传递函数和输入、输出信号：

c）连接方式；

d）故障检测与监控；

IX

T/SHUA2023—0005

e）故障安全措施。

3.5.6.4.3特性

伺服作动设备的特性一般包括：

a）物理特件（重量、尺寸）；

b）输入指令；

c）中立位置；

d）额定行程：

e）最大行程；

f）额定速度；

g）最大速度；

h）输出载荷；

i）极限载荷：

j）回中（可选作故障安全措施之一）；

k）门限：空载时从静止到开始运动所需的最小电流量（单通道）；

1）位置精度：伺服作动设备实际位置与额定值之差对全行程的百分比，或对该位置读数的百分比;

m）滞环：指令频率低于0.01Hz的零载滞环（100%额定行程幅值）与最大指令滞环（110%额定行

程幅值）；

n）稳定性：伺服作动设备一一操纵面系统在零空速工作时不允许有振荡，并成且有足够的稳定裕

量。一般情况下，增益裕量应不小于3dB,相位裕量应不小于于30°；

o）动态响应；

P）力纷争：对于有余度设计的伺服作动设备，应尽力限制通道间的力纷争：

q）可靠性指标；

r）维修性指标；

s）若选用液压航机或电液复合舵机，还应规定泄漏量、主控阀剪切力等特性要求。

3.5.6.4.4余度设计

若伺服作动设备的结构设计采用了余度技术，则一般应规定下列要求：

a）容错能力：一般应对规定的电气故障有容错能力；

b）故障隔离；一股应规定电气控制通道的隔离要求。除另有规定外，一个电气通道的故障（包括

电连接器和导线）应不影响其他通道的性能，每个通道有关的电气信号应通过相对独立的电

连接器传输，伺服作动设备内部不允许发生通道间的短路；

c）故障安全措施：在规定的电气或机械故障发生时，伺服作动没备应能自动和/或靠空气动力问

中或延动到其他规定的位置；

d）故障瞬态：故障部分切除、系统重构所引起的航空器瞬态响应应满足相应型号设计规范要求。

3.5.6,4.5接口

3.5.6.4.5.1一般要求

伺服作动设备的接口包括机械接口和电气接口。若选用液压舵机或电液复合舵机，还应规定液压接

口，其内容包括作动器使用的油液、作动器工作所需流量、液压系统的工作压力和额定压力、液压油的

工作温度等要求。

3.5.6.4.5.2机械接口

伺服作动设备的机械接口一般应规定：

a）负载的等效质量；

b）负载的等效刚度或自然频率；

c）负载的等效阻尼：

d）负载的等效摩擦力；

e）安装的结构刚度与配合。

T/SHUA2023—0005

3.5.6.4.5.3电气接口

伺服作动设备接口所用的电连接器、导线、接口语义等应符合接口控制文件的要求。

3.5.6.4.6极性

伺服作动设备的极性与操纵面、发动机油门的运动方向应符合相应型号设计规范的要求。

3.5.6.4.7安装

伺服作动设备的安装应满足相应型号设计规范的下列要求：

a）伺服作动设备安装点的位置与尺寸精度；

b）伺服作动设备安装长度的调整和锁定要求。

3.5.7电源和配电

电源和配电应考虑以下：

a）在所有预期运行条件下，为飞行控制、导航与管理系统提供运行需要的电能；具有电源和配电

功能集成的部件，应按子系统的方式进行功能分解。

b）主电源失效后，备用电源仍有能力保证飞行控制、导航与管理系统能够完成应急处置程序。

3.5.8与其它系统或设备的交联

a）飞行控制、导航与管理系统正常工作或降级工作不会导致其它系统或设备的失效或故障，从而

引发危险；

b）其它系统或设备的失效或故障不会导致飞行控制、导航与管理功能的任何不可预见的失效，从

而引发危险；

c）交联状态必须及时清晰无误反馈给机组成员。

3.5.9显示与告警

无论以何种方式，飞行控制、导航与管理系统向下传输的数据必须使得地面机组及时了解目前无人

机的飞行状态（含告警）及趋势。

3.5.10安装

安装要求包括以下：

a）有标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合；

b）按对该设备规定的限制进行安装；

c）在安装后功能正常。

3.5.11环境限制

在声明的环境条件下，包括电磁干扰（EMI）、高强度辐射场（HIRF）和闪电条件，飞行控制、导

航与管理系统功能不会受到有害影响。对于已鉴定系统的环境限制必须记录在飞行手册及其它相关手

册中。

系统组成设备的环境试验必须在声明的环境条件下，符合民航局认可或国军标相关环境试验标准,

并记录在设备的说明书或履历本中。

3.5.12可达性

对需要维护、检查或其他保养的每个部件和设备，必须在设计中采取适当的措施，以便完成这些工

作。

3.5.13持续适航文件

持续适航文件编制应考虑以下内容。

a）编制持续适航文件中飞行控制、导航与管理系统相关内容，或者在审定时至少提供持续适航文

件编制计划，确保在交付首架安装飞行控制、导航与管理系统的无人机时具有持续适航文件。

XI

T/SHUA2023—0005

b）在局方规定的航空器持续适航文件（ICA）或等效文件中说明飞行控制、导航与管理系统的安

装、运行、维护要求。

aA验证

3.6.1尺寸

系统各部件的尺寸应按相应型号设计规范的要求，用标准工具进行检测。

3.6.2重量

系统各部件的重量应按专用规范的要求，用标准衡器进行检测。

3.6.3功能和性能

3.6.3.1半物理仿真试验

按系统结构联成闭环-试验应尽量使用实物。一般情况下，二维位置的传感器用仿真装置代替，航

空器用数学模型代替。

按测试用例，给出并显示系统输入，观察有关输出数据或设备的动作。分析该仿真结果，检验系统

是否满足有关设计、功能、性能和接口要求。具体试验内容与程序按专用规范要求。

3.6.3.1.1测试设备

用于控制或监控试验参数的仪器和试验设备的精度，应按有关文件规定的期限进行校验。进行试验

所用的全部仪器和试验设备应当如下：

a）符合有关标准；

b）精度至少在被测变量容差的三分之一以内；

c）适合测量所测试的参数；

d）测试仪器应处于校验有效期内。

3.6.3.1.2试验条件

试验条件如下：

a）试验用各机载部件、仿真设备应进行过单独验收试验、试验前校验；

b）所有软件都已通过软件测试；

c）测试设备应满足要求；

d）试验状态要求：应规定试验状态，该试验状态应能反映实际飞行情况；

e）应有地面测控装置与飞行控制与管理计算机相连，句系统发送控制指令，接受、显示、存储测

试数据：

f）所有电连接器符合有关标准要求。

3.6.3.1.3试验要求

试验用例的设计应包括下列内容：

a）在规定的大气扰动情况下检验各飞行阶段、执行各种任务及其组合情况：

b）在有遥控参与的情况，检验遥控指令执行情况、数据链部分区失情况；

c）故障模拟及处理。

3.6.3.1.4试验结果说明

试验结果说明如下：

a）分析仿真所用的假设，权与实际情况的可能偏差，这种偏差文寸仿真结果的影响；

b）分析试验数据是否满足相应要求。

3.6.3.2装机地面试验

3.6.3.2.1原理

a）系统处于装机状态，各部件或子系统与其地面检测设备相连。

XII

T/SHUA2023—0005

b）按测试用例，给出并显示系统输入，观察有关输出数据或设备的动作，分析该试验结果是否满

足有关要求。

c）具体试验内容与程序按相应型号设计规范要求。

3.6.3.2.2试验条件

试验条件如下：

a）试验用各机载部件、仿真设备应进行过单独验收试验、试验前校验：

b）所有软件都已通过软件测试：

c）测试设备应满足要求；

d）试验状态要求：应规定试验状态，该试验状态应能反映实际飞行情况；

e）应有地面测控装置与飞行控制与管理计算机相连，句系统发送控制指令，接受、显示、存储测

试数据：

f）所有电连接器符合有关标准要求。

3.6.3.2.3试验结果说明

试验结果说明如下：

a）分析仿真所用的假设，权与实际情况的可能偏差，这种偏差文寸仿真结果的影响；

b）分析试验数据是否满足相应要求。

3.6.3.3地面综合试验

3.6.3.3.1常规动力系统控制试验

3.6.3.3.1.1发动机起动/停车控制试验

a）起动/停车控制试验；

在典型工况下，按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，待发动机稳定工作3〜5分钟后,

按照操作程序停车。

b）发电机接通与断开控制试验；

在典型工况下，按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，待发动机稳定工作3〜5分钟后,

提高发动机功率至发电机接通状态，发电机接通并工作正常；降低发动机功率至发电机断开状态，发电

机应断开；再次提高发动机功率至发电机接通状态，发电机再次接通并工作正常；按照操作程序停车。

c）低温起动/停车控制试验；

在要求的最低温工况下，按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，待发动机稳定工作3〜

5分钟后，按照操作程序停车。

d）高海拔起动/停车控制试验；

在要求的最高海拔工况下，按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，待发动机稳定工作3〜

5分钟后，按照操作程序停车。

e）热车状态起动/停车控制试验。

按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，待发动机稳定工作3〜5分钟后，按照操作程序停

车；待发动机停车后，在规定的时间内，按照操作程序，热起动发动机至规定的低功率状态，待发动机

稳定工作3〜5分钟后，按照操作程序停车。

3.6.3.3.1.2发动机功率控制试验

验证发动机功率控制功能。依据动力系统手册要求进行发动机功率控制试验，确保发动机功率控制

应符合型号相应型号设计规范要求。

按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，逐步提高发动机功率至最大功率状态，各功率状

态下发动机控制应符合试验要求。

按照操作程序，起动发动机至规定的低功率状态，按程序做各种检查，如变距、恒速等，发动机控

制应符合试验要求。

3.6.3.3.2电动力系统控制试验

XIII

T/SHUA2023—0005

a）起动/停车控制试验

在典型工况和低温工况下，分别按照操作程序，起动至规定的低功率状态，待稳定工作2〜3分钟后，

按照操作程序停车。

b）功率控制试验

1）验证功率控制功能。依据电动力系统手册要求进行功率控制试验，确保功率控制应符合型

号相应型号设计规范要求。

2）按照操作程序，起动至规定的低功率状态，逐步提高功率至最大功率状态，各功率状态下

控制应符合试验要求。

3）按照操作程序，起动至规定的低功率状态，按程序做各种检查，如变距、倾转等，控制应

符合试验要求。

3.6.3.3.3滑行控制试验

验证不同重量重心条件卜.的不同速度滑行控制试验，滑行内容包括直线滑行、左转滑行和右转滑行。

滑行速度控制、航向控制、轨迹控制等应符合型号相应型号设计规范要求。

试验科目数=不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔左重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小滑行速度〜最大滑行速度，每个速度间隔》速度范围*20%）。

3.6.3.4飞行试验

除另有规定外，至少应提供一套系统样机进行鉴定检验。

凡是不能合理地用其他试验或分析方法证明的地方，应按照飞行控制与管理系统研制计划的规定，

进行飞行试验证明是否符合要求。在制定飞行试验计划时，应当可考虑飞行品质规范中的设计和试验状

态的指导性建议表。此外，应进行保证飞行控制与管理系统在全部工作状态下符合颤振要求的试验。

3.6.3.4.1滑跑起降控制飞行试验

验证不同重显重心条件下的不同襟翼自动起飞、自动降落试验。

无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按轨迹飞行后自动着陆并停车。

起飞距离、起飞姿态、起飞航向、起飞轨迹、着陆距离、着陆姿态、着陆航向、着陆轨迹等应符合

型号相应型号设计规范要求。

试验科目数二不同重量（最小重量〜最大重量,每个重量间隔斗重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同襟翼状态（0°襟翼、小襟翼、大襟翼）*功率状态。

3.6.3.4.2垂直起降控制飞行试验

验证不同重量重心条件下的自动垂直起降试验。

无人机自动垂直起匕，并爬升至安全高度，悬停稳定后自动垂直着陆并停车。

垂直起降精度等应符合型号相应型号设计规范要求。

试验科H数二不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔斗重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）。

3.6.3,4.3悬停至平飞转换控制飞行试验

验证不同重量重心条件下的悬停至平飞转换控制飞行试验。

无人机自动垂直起飞，并爬升至安全高度，悬停稳定后自动过渡到平飞状态，平飞稳定后自动过渡

回悬停状态，然后自动垂直着陆并停车。

垂直起降精度，过渡段性能指标等应符合型号相应型号设计规范要求。

试验科H数二不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔斗重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）。

3.6.3.4.4姿态保持性能飞行试验

验证无人机在典型飞行控制模式下的姿态保持性能。

3.6.3.4,4.1俯仰角保持性能飞行试验

XIV

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无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航《行。在直飞条件下，对不同预设速度给定

的俯仰角控制信号己进入稳态飞行3〜5分钟，试验无人机俯仰角保持性能。

试验科H数二不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔斗重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小速度〜最大速度，每个速度间隔中速度范围*20$）。

3.6.3.4.4.2滚转角保持性能飞行试验

无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行。在平飞条件下，对不同预设速度给定

的滚转角控制信号己进入稳态飞行3〜5分钟，试验无人机滚转角保持性能。

试验科目数=不同重量（最小重量〜最大重审，每个重量间隔才重审范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小速度〜最大速度，每个速度间隔*速度范围*20%）。

3.6.3.4.4.3航向角保持性能飞行试验

无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行。在平飞条件下，对不同预设速度给定

的航向角控制信号己进入稳态飞行3〜5分钟，试验无人机航向角保持性能。

试验科H数二不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔斗重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小速度〜最大速度，每个速度间隔中速度范围*20%）。

3.6.3.4.5飞行高度保持性能飞行试验

直飞条件下，无人机对给定的高度控制信号己进入稳态飞行，试睑无人机高度保持性能。

试验科目数=不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔》重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小速度〜最大速度，每个速度间隔次速度范围*20%）*不同高度（最

小高度〜最大高度，每个高度间隔》1000米）。

3.6.3.4.6空速及M数保持性能飞行试验

无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行。在直飞平飞条件下，对不同预设速度

给定控制信号己进入稳态飞行3〜5分钟，试验无人机空速及U数的保持性能。

试验科目数;不同重量（最小重量〜最大重量，每个重量间隔》重量范围*20%）*5个重心状态（前、

后、左、右、正常）*不同速度（最小速度〜最大速度，每个速度间隔小速度范围*20%）。

3.6.3.4.7导航性能飞行试验

通过预设飞行航线的方式进行不同重量重心条件下的不同速度自动模式飞行试验，飞行内容包括

平直飞、左转、右转、爬升、下滑。

a）航线寻迹：无人机在自动模式下，能正确执行程序逻辑，沿规划航线次序巡航；

b）航线变更：飞行过程中，通过航线变更的方式调整飞行航线，验证航线变更功能；

c）不同导航模式的转换和执行能力。

3.6.3.4.8异地起降飞行试验

起飞点和降落点不在同一地点的飞行试验。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行到另一个机场上空并自动着陆,

3.6.3.4.9余度切换飞行试验

飞行过程中切换各类余度设备的飞行试验，验证各类余度设备的切换功能。

如姿态传感器切换、导航传感器切换、余度飞控机切换、余度伺服控制系统、电动力余度、数据链

路余度等切换。

3.6.3.4.10链路中断飞行试验

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，飞行过程中断开上行数据链路，直至无人

机着陆，验证链路中断飞行功能。

3.6.3.4.11飞行包线飞行试验

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验证无人机在最大飞行重量下的最大飞行高度和最大飞行速度。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，不断爬升至最大飞行高度*95%.

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，不断爬升至最大飞行速度*95机

3.6.3.4.12电子围栏飞行试验

验证电子围栏对飞行约束的有效性。

无人机自动滑跑起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，发送使无人机超出电子围栏的指令,

无人机到达电子围栏后应自动变更飞行航线确保不超出电子用栏。

3.6.3.5模拟器试验

3.6.3.5.1不安全起飞构型试验

验证不安全起飞构型下的中止飞行功能。

预先设置不安全起飞构型状态，如设备告警等，发送起飞指令，无人机因不执行起飞指令并报警。

3.6.3.5.2无动力飞行模拟器试验

验证飞行控制、导航与管理系统在动力系统失效后的飞行控制能力。

无人自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行。设置动力失效状态，无人机应按预设控制策

略最大限度降低接地损伤。

3.6.3.5.3容错控制模拟器试验

验证飞行控制、导航与管理系统在各种可能的舵面失效或电机失效情况下的飞行控制能力。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行。设置各种可能的舵面失效或电机失效状态，

无人机应告警并保持飞行控制能力直至着陆。

3.6.3.5.4传感器故障情况下的模拟器试验

验证飞行控制、导航与管理系统在各种可能的故障情况下的飞行控制能力。

）姿态传感器失效；

a无人机自藁飞，东爬升至安全高度，按航迹巡航飞行C设置姿态传感器失效，无人机应告警并采

用余度姿态传感器保持飞行控制能力。

b）导航传感器失效；

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行C设置姿态传感器失效，无人机应告警并采

用余度导航传感器保持飞行控制能力。

C）其它传感器失效。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行C设置其它传感器失效，无人机应告警并保

持飞行控制能力。

3.6.3.5.5飞行包线保护模拟器试验

验证飞行包线自动保护功能。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，不断爬升至最大飞行高度，到达最大飞行

高度后，无人机应停止爬升改平飞并告警。

无人机自动起飞，并爬升至安全高度，按航迹巡航飞行，不断下滑至离地安全高度内，无人机应停

止下滑改平飞并告警。

4中大型无人机飞控系统符合性验证方法

d1功能符合性验证方法

4.1.1一般要求

XVI

T/SHUA2023—0005

一般采用说明性文件、地面试验、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证，如必要采用计算分析报

告、实验室试验作为补充。说明性文件需明确在无人机审定批准的运行和环境限制下的全部飞行控制与

管理功能。

4.1.2正常功能

一般采用说明性文件、地面试验、飞行试验为主进行符合性验证，模拟器试验作为补充。

4.1.3失效保护功能

一般采用说明性文件、计算分析报告、模拟器试验为主进行符合性验证，地面试验、飞行试验作为

补充。

4.1.4安全保护

一般采用说明性文件、地面试验、模拟器试验进行符合性验证。

4.1.5应急处置

一般采用说明性文件、模拟器试验进行符合性验证。

功能符合性验证方法如表1所示。

表1功能符合性验证方法表

符合性验证方法

内容备注

MC0MC1MC2MC3MC4MC5MC6MC7MC8MC9

i般要求VVVVVVV

正常功能VVVV

XVII

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表1功能符合性验证方法表（续）

符合性验证方法

内容备注

MC0MCIMC2MC3MC4MC5MC6MC7MC8MC9

失效保护

功能VVVVV

安全保护VVV

应急处置VV

49性能符合性验证方法

4.2.1在紊流中的工作

一般采用说明性文件、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证，采用计算分析报告作为补充。

4.2.2飞行控制要求

一般采用说明性文件、地面试验、飞行试验、模拟器试验为主进行符合性验证，采用计算分析报告

作为补充。

4.2.3飞行管理要求

一般采用说明性文件、地面试验、飞行试验、模拟器试验为主进行符合性验证，采用计算分析报告

作为补充。

性能符合性验证方法如表2所示。

表2性能符合性验证方法表

符合性验证方法

内容备注

MC0MC1MC2MC3MC4MC5MC6MC7MC8MC9

在紊流中

的工作VVVV

飞行控制

要求VVVVV

飞行管理

要求VVVVV

43设计符合性验证方法

4.3.1控制方式设计

•般采用说明性文件、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证，采用计算分析报告作为补充。

4.3.2余度设计

一般采用说明性文件、计算分析报告、地面试验、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证。

4.3.3稳定性

一般采用说明性文件、计算分析报告、地面试验、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证。

4.3.4软件

•般采用说明性文件、计算分析报告、实验室试验、地面试验、飞行试验、模拟器试验进行符合性

验证。

XVIII

T/SHUA2023—0005

4.3.5设备

一般采用说明性文件、实验室试验、地面试验、飞行试验、设备合格性进行符合性验证，采用模拟

器试验作为补充。

4.3.6电源与配电

一般采用说明性文件、计算分析报告、实验室试验、地面试验、飞行试验进行符合性脸证。

4.3.7与其它系统或设备的交联

一般采用说明性文件、实验室试验、地面试验、飞行试验进行符合性验证。

4.3.8显示与告警

一般采用说明性文件、实验室试验、地面试验、飞行试验、模拟器试验进行符合性验证。

4.3.9安装

一般采用说明性文件、计算分析报告、地面试验、飞行试验进行符合性验证。

4.3.10环境限制

一般采用说明性文件、计算分析报告、实验室试验、地面试验、设备合格性进行符合性验证。

4.3.11可达性

一般采用说明性文件、航空器检查进行符合性验证。

4.3.12持续适航文件

一般采用说明性文件、航空器检查进行符合性验证。

设计符合性验证方法如表3所示。

表3设计符合性验证方法表

符合性验证方法

内容备注

MC0MC1MC