飛行控制系統 (Flight control system, FCS) 是一種通過控制面、駕駛艙操控裝置、鏈以及必要的機械機構，來控制飛行器穩定安全飛行的系統。
1903 年 12 月 Wright 兄弟成功實現人類首次有人駕駛飛機飛行以來，如何安全穩定地控制好飛行器的飛行，是人們一直在研究的問題，而為解決這一問題所提出的飛行控制系統也一直在飛速發展。
在第二次世界大戰之前，對于飛行器的控制主要采用機械操縱系統。二戰之后，隨著飛行速度的提升、飛行包線的擴大，飛行員自身的力量不足以直接操作控制舵面，于是伺服助力系統應運而生。20世紀70年代，隨著—主動數字技術和電傳操縱技術的出現，飛行控制的概念又一次被革新。
未來，光學控制系統以及飛行控制系統智能化必然會成為飛行控制系統發展的主要趨勢
基本任務
為了滿足飛行安全性和完成飛行任務的目標要求，飛行控制系統所要完成的基本任務包括4類：
1、改善飛行品質。
2、協助航跡控制。
3、全自動航跡控制。例如,無人機或飛航式導彈的全程自主飛行控制等。
4、監控和任務規劃。當駕駛員的反應速度和能力不能勝任多種參數的觀測和協調控制時，飛行控制系統也能支持駕駛員完成艱巨的飛行任務，成為駕駛員的得力助手。
發展歷史
傳統飛行控制階段
二十世紀初
1899年，從萊特兄弟的第一架飛機試飛成功開始，人類飛行的控制問題就成為了飛行器發展不能忽略的問題。萊特兄弟為解決飛機的平衡性和可控性等問題，通過機械鏈操控機頭活動平板、翼尖扭曲和機尾垂直平板，實現了飛機的俯仰控制與配平、滾轉和航向控制，這套系統就是最早的機械操縱系統。
早期的飛機尺寸小、速度慢，氣動舵面受到的氣動力通常不大，可由簡單的機械操縱系統控制，即駕駛桿和腳蹬的運動通過鋼索或拉桿傳遞，直接操縱舵面偏轉。1914 年，美國 Sperry 公司研發了電動陀螺云臺，用于穩定飛機平飛時的角運動，這套系統也成為了后來自動駕駛儀的雛形。
二戰期間
機械操縱系統本質上是一種通過飛行員自身力量驅動飛機舵面偏轉的系統，而隨著飛機性能的提升，純機械操縱系統的弊端也逐漸顯現，即當飛機的尺寸變大、重量增加、飛行速度明顯提高時，飛行員自身的力量不再能夠直接驅動舵面偏轉，在二戰期間，飛機性能得到了飛速發展，這一問題也顯得更加嚴重。為解決這一問題，液壓助力器應運而生，其主要作用是輔助飛行員準確高效的實現舵面偏轉。另一方面，為了能夠執行長時間的飛行任務和增加轟炸瞄準的精度，在第二次世界大戰期間，也出現了功能相對完善的自動駕駛儀。自動駕駛儀以姿態穩定為主，輔之較少的輸入指令(如轉彎、升降、高度保持等)來操縱飛機。
二戰后期，隨著超聲速飛機概念的出現，此時飛行員操縱時已無法直接承受舵面上的鉸鏈力矩，因此，全助力操縱系統應運而生，并且安裝了人感系統來為飛行員提供適當的操縱感，系統的高可靠性則通過多余度配置來實現。美國后來的 F-86戰斗機，F-104戰斗機，波音727 以及蘇聯的 МИГ-19 等均裝有此類系統。全主力系統第一次切斷了駕駛桿與舵面的直接聯系，有效提高了舵面操縱效能，是飛行控制系統發展的第一次變革。
二戰后
20世紀50年代，隨著飛機向高空、高速發展，飛行包線不斷擴大，飛機的操穩特性變化加劇，在飛機設計時，經常會為了某項飛行性能而犧牲一定的操穩特性，單純依靠改變人工操縱系統和飛機的氣動布局，已難以對飛機進行有效控制。于是，將增穩控制引入到人工操縱中，形成了具有增穩功能的全助力操縱系統。但是，增穩系統在增大系統阻尼和靜穩定性的同時，降低了飛機的操縱反應靈敏性，不利于機動飛行。為此，在增穩系統的基礎上增加了桿力 (或桿位移) 指令前饋控制，發展成為控制增穩系統，裝有此類系統的飛機有 F-14，F-15 和 МИГ-21 等。控制增穩系統的引入，有效解決了高空高速飛機的穩定性與操縱性之間的矛盾，擴展了飛行包線，成為飛行控制系統發展的第二次變革。
自 20 世紀 60 年代，自動駕駛儀的功能進入飛速發展時期。自動駕駛儀開始與機載無線電導航、慣性導航等系統交聯，擴展了航機控制的功能；又與儀表著陸系統交聯，實現了自動進場、著陸控制；此外，在與自動油門綜合后，完整的自動飛行控制系統正式形成了。美國的 PB-20D，SP-177 等均采用的是自動飛行控制系統。至此，以機械操縱系統為主體的飛行控制系統發展到了頂峰。其采用閉環反饋原理，針對已設計好的飛機剛體動力學特性——穩定性和操縱性的缺陷進行補償，減輕了飛行員的工作負擔，實現了精確的姿態和航跡控制。
現代飛行控制階段
在傳統的飛行器設計中，設計師們通常不會考慮飛行數字技術對各項基本設計技術之間的協調作用和提高飛行器性能的功能。然而，隨著飛行器飛行范圍增加、飛行性能要求提高，傳統的飛行器設計已經不足以滿足現代社會的需求，在一定程度上制約了飛行器潛能的發揮和性能的提高。
60年代
20世紀60年代，隨著飛機性能的不斷發展，傳統飛行控制系統發展逐漸陷入瓶頸。為了解決這一問題，有研究人員提出了主動控制技術(Active Control Technology，ACT)的技術理念，即在飛機設計的最初階段，就充分考慮飛行控制對提高飛機性能的作用和潛力，以放寬對氣動結構和發動機等方面的限制，而依靠控制系統主動地提供補償，從而形成飛控、氣動、結構和推進四者之間的綜合協調。
主動數字技術打破了傳統飛行控制階段氣動布局、推進系統和機體結構三者之間協調和優化的局面，實現飛控、氣動、結構和推進四者之間的協調和優化，這意味著飛行控制系統步入了現代飛行控制階段。
同一時期，為解決機械操縱系統的體積、重量大，結構復雜，力反傳問題嚴重、駕駛桿易產生非周期振蕩，控制增穩系統的操縱權限有限等問題，在控制增穩系統的基礎上，產生了一種全新的電子飛行控制系統——電傳操縱系統（Fly-By-Wire System，FBWS）。電傳操縱系統主要。它去掉了駕駛桿到舵機之間的機械傳動機構，飛行員操縱指令完全以電信號的形式直接傳輸到舵機伺服控制回路，不僅較好地克服了機械操縱系統的固有缺陷，還方便地實現了主動控制功能。
20 世紀 60 年代中期出現的集成電路，對航空技術的發展產生了巨大影響，它為制造小份型、可靠的余度電傳操縱系統提供了物質條件。
1964 年，第一架采用電傳操縱系統的作戰飛機 F-111戰斗轟炸機試飛成功，之后在其他型號的飛機（如狂風戰斗機，F-8C飛機，前聯邦德國的 F-104戰斗機G 飛機和波音公司 YC-14 短距起落戰略運輸機等）上也進行了電傳操縱系統的驗證，并且開始采用數字式系統。
70年代
在 1972 年美國空軍發起的輕型戰斗機驗證計劃的競標中，第一架采用無機械備份的電傳操縱系統飛機 F-16戰斗機 被美國空軍選為新的輕型戰斗機，這也標志著人類的飛行開始進入無任何機械備份的電傳操縱系統發展時期。這一操縱系統也稱為全電傳操縱系統。對 YF-16 經過試飛驗證及大量技術改造之后定型的 F-16 很快成為世界上第一架無機械備份的模擬式電傳操縱系統的飛機。
1975 年，美國通過 FireFly 研究計劃最先確立了綜合飛行/火力控制( Integrated Flight /Fire Control， IFFC)的概念，IFFC 技術可使作戰效能大大提高。
1978 年，搭載數字式電傳操縱系統的 F-18 戰斗機（美國）投入試驗。
80年代
1981 年，第一架無任何機械備份的數字式電傳操縱系統的飛機——“美洲虎”戰斗機（英國）首次試飛。
20 世紀 80 年代后，期綜合飛行/推進控制(Integrated Flight /Propulsion Control， IFPC)開始成為研究熱點。IFPC 研究集中到推力矢量的實現和應用上，可極大地提高飛機的軌跡和姿態控制能力，結合推力矢量技術，可使飛機具備大迎角和過失速機動能力，從而在空戰中獲取較大優勢。
90年代
20 世紀 70 年代至 90 年代，美國飛行試驗中心在數字戰術飛行控制系統(DIGTAC)計劃的研究中采用電傳/光傳混合控制，成為戰術飛機光傳操縱的雛形。光傳操縱系統(Fly-By-Light System，FBLS)是指采用光纖代替電纜作為信號傳輸媒介、以光信號形式傳遞控制指令和反饋信息的飛行控制系統。相比于電傳控制系統，FBLS 具有抗電磁干擾性強、光纖重量輕、數據容量大、數據傳輸速率高、電隔離性和抗腐蝕性好等優點，被認為是最具潛力的未來先進飛行控制系統。
1994 年，麥道公司開始致力于光傳硬件(FLASH 計劃)的開發和仿真演示，并在光數據總線、光傳飛控計算機、遠程終端分布式部件和光驅動作動器等硬件方面取得了諸多研究成果。
主要分類
按系統各部分之間的連接方式分類
按照系統各部分之間的連接方式，飛行控制系統可以分為機械和助力操縱系統和電傳操縱系統系統。
機械和助力操縱系統
機械式操縱系統是最基本的飛行控制系統。常見于空氣動力學不是很強的早期飛機或現代的小型飛機。隨著飛行技術的不斷發展，飛行速度的不斷提高，氣動舵面的載荷越來越大，導致飛行員僅憑借個人的力量不能完成必要的操縱動作，于是在傳統機械操縱的基礎上，加入了液壓助力系統協助駕駛員實現舵面的準確控制。
20世紀中期出現了具有液壓助力器的助力操縱系統，助力操縱系統主要是為了解決飛機尺寸、速度及重量不斷增加后飛行員難以直接通過鋼索或拉桿來操縱舵面的難題。將液壓助力器安裝在操縱系統中，作為一種輔助裝置來放大飛行員的操縱力，進而驅動舵面運動、控制飛機姿態。
典型的機械操縱系統一般由駕駛員操縱裝置、機械傳動環節和機械液壓伺服作動器組成。其中機械傳動環節一般由鋼索或拉桿組成；液壓伺服作動器一般由機械輸入桿、反饋桿和浮動支點機構組成。
電傳操縱系統
電傳操縱系統產生于上世紀 50 年代末，是較為先進的飛行操縱系統。
電傳操縱系統是將飛行員的操縱動作通過微型操縱桿轉變為電指令信號，由電纜傳輸到信號處理系統處理后，再控制執行機構（如液壓舵機）輸出力和位移，操縱氣動能面來駕駛飛行器。電傳操縱系統主要是由電子器件構成，屬于機載設備范疇。電傳操縱系統主要包括微理駕駛桿、桿力（或桿位移）傳感器、信號放大器、信號綜合處理和余度管理計算機、飛行參數傳感器（如高度、速度等）、執行機構、助力器等部件。
在電傳操縱系統中，飛行員對腳蹬、側桿或駕駛盤的操縱信號，經桿力或桿線性傳感器轉變為電信號，傳遞給飛行控制計算機，飛行控制計算機將生成的控制指令輸送到液壓助力器，由液壓助力器驅動舵面偏轉。同時液壓助力器及操縱面的響應信號，回輸到飛行控制計算機，用于反饋控制，使飛機能夠更加精準地受控于電傳操縱系統。
與傳統的簡單機械式操縱系統和液壓助力機械式操縱系統相比，電傳操縱系統克服了機械操縱系統的間隙、摩擦和變形等缺點，改善了操縱品質。同時大大減輕了操縱系統的重量和尺寸。
按照飛行器類型分類
按照飛行器的類型主要可以分為飛機控制系統、無人機控制系統和導彈控制系統。
飛機控制系統
在飛機控制系統中，又可以按照系統中駕駛員參與部分的多少分為人工駕駛、半自動駕駛和自動駕駛。
人工駕駛
人工駕駛方式的特點是，駕駛員不但要親自對周圍的飛行環境進行觀察，并從領航員、調度員和指示儀表中獲得飛行信息，而且還要獨立地決策并操縱駕駛桿來完成控制動作。在飛行過程中，駕駛員要全神貫注地觀察各種飛行指示儀表，然后經過大腦思維做出決斷，并通過手和腳來適時、準確地操縱飛機。
半自動駕駛
半自動駕駛方式的特點是，隨動系統的任務由駕駛員來完成。駕駛員通過監視儀表并操縱駕駛桿，來修正由半自動裝置形成的失配信號。
自動駕駛
自動駕駛方式的特點是，駕駛員位于控制回路之外，只監視儀器、儀表的信息，并不操縱駕駛桿。控制機構（例如，氣動舵面和發動機油門等）的動作完全由隨動系統按照自動裝置的信號來驅動完成。
無人機控制系統
相較于有人機的控制系統，無人機的控制是一種“人在回路”的控制，無人機沒有駕駛員在機上操縱，需要地面人員進行操控。由于是無人駕駛飛行，在飛行前需要事先規劃和設定它的飛行任務和航路，在飛行過程中，地面人員還要隨時了解無人機的飛行情況，根據需要操控飛機，調整姿態和航路，時處理飛行中遇到的特殊情況，以保證飛行安全和飛行任務的完成。另外，地面操控人員還要通過數據鏈路操控機上任務載荷的工作狀態，來確保遙感或偵察監視等任務的圓滿完成。對空中機器人的控制主要包括地面站和數據鏈路兩部分。
在有人機控制系統的基礎上，對于無人機的控制還需要地面站與數據鏈路輔助控制。
地面站
無人機地面控制站也稱遙控站或任務規劃與控制站，主要由飛行操縱、任務載荷控制、DLC和通信指揮等組成，可完成對無人機機載任務載荷等的操縱控制。一個無人機控制站可以指揮控制一架無人機，也可以同時控制多架無人機；一架無人機可以由一個控制站完成全部的指揮控制工作，也可以由多個控制站來協同完成指揮控制工作。
數據鏈路
在空中機器人的飛行過程中，無人機與地面站之間的信息交互和控制完全是依賴無線鏈路進行的。無人機數據鏈路由機載設備和地面設備組成。機載設備也稱機載數據終端，包括機載天線、遙控無線電接收機、遙測發射機、視頻發射機和終端處理機等，地面設備包括由天線、遙控發射機、遙測接收機、視頻接收機和終端處理機構成的測控站數據終端，以及操縱和監視設備。
導彈控制系統
隨著現代科學技術的飛速發展，導彈作為現代戰爭中不可缺少的武器裝備，往往決定著戰爭的形勢甚至結果。精確打擊目標是現代高技術航空武器系統的首要任務，因此這項技術在現代軍事中的地位越來越重要。精確制導武器作為實現精確打擊的主要手段之一，已成為信息戰中造成人身傷害的主要手段，在戰爭中發揮著重要作用。對于導彈的控制問題，通常會分為制導系統與控制系統兩部分進行設計。
制導系統
控制系統
導彈控制系統主要由綜合控制電路、舵系統和慣性組件組成，通過對導彈舵面的實時控制來改變導彈飛行姿態和飛行軌跡。控制系統主要的部件有：測角儀、陀螺儀、角速度計、導引頭和舵機。
導彈控制系統是一個非線性、時變、多變量復雜控制系統，難以建立精確的數學模型，模型的不確定性使得控制系統設計難度加大。雖然通過傳統控制方法設計的導彈控制系統可以達到控制要求，但是傳統控制方法存在不少的局限性，控制系統參數的確定過程復雜且難以尋得最優參數，控制系統缺乏自學習、自適應能力等。而隨著人工智能技術的發展，機器學習在導彈控制系統的設計中正扮演著越來越重要的角色。人工智能應用于導彈控制系統使得控制系統具有學習、推理、決策的能力，并根據環境的變化進行適應性調整，實現由“人”來完成任務。
主要組成
舵回路
舵回路也稱伺服系統，按照指令模型裝置或敏感元件輸出的電信號操縱舵面，實現飛行器運動或軌跡運動的自動穩定和控制。
舵機
舵機是舵回路的執行元件，通過將力矩（或力）和角速度（或切向速度）輸出到多面上，實現舵面的偏轉。
傳感器
要想實現飛行自動控制，首要問題是如何精確測量飛行器的各種飛行參數，例如姿態角、角速度、飛行高度和速度等。測量這些參數的儀表和傳感器有陀螺儀、加速度計、馬赫傳感器和高度傳感器等。
高度
飛行高度通常通過氣壓式高度表測得。氣壓式高度表通過感受大氣壓力來測定飛行高度。氣壓式高度表由真空膜盒、傳動放大器、補償裝置和信號轉換器組成，它們安裝在密封的儀表殼體內。當飛行高度發生變化、外界環境的氣壓發生變化時，作用在真空膜盒上的大氣壓力也發生變化，膜盒就會膨脹或縮小。膜盒變化時，其發生的位移和大氣壓力之間成線性關系，通過位移變化即可測得大氣壓強大小，從而得到飛行器當前的高度。
速度
對于空速的測量主要通過壓力式空速表測得。壓力式空速表由空速管、開口膜盒、放大傳動機構和電位計組成。空速管安放在受氣流擾動最小的地方，其余部件安放在密封的儀表殼體內。當飛行器飛行時，空速管可以將氣流產生的總壓和靜壓通過導管分別送到開口膜盒和密封的儀表殼體內，兩者差值即為氣流的動壓。在動壓的作用下，膜盒產生位移，經過放大傳動機構使碳刷相對于電位計滑動，從而輸出與壓差成比例的電信號。
角度
風標式迎角（側滑角）傳感器是一種常用的迎角、側滑角傳感器，該傳感器由具有對稱剖面并隨氣變化而轉動的翼形葉片、放大傳動機構和電位計構成。當翼形葉片的中心線平行于迎面氣流時，作用于葉片上、下表面的壓力相等，葉片不轉動；當飛行器以一定的迎角飛行時，作用在葉片上、下表面的氣動力不相等，產生壓差，使葉片繞其軸旋轉，直到中心線與迎面氣流方向一致為止，葉片的轉角就是飛行器當時的迎角。風標式迎角傳感器一般安放在飛行器的頭部或翼處。
阻尼器
阻尼器是一種利用阻尼特性來吸收或抑制沖量，藉以減緩力學振動及消耗動能的機械或液壓裝置。當飛行器發生劇烈振蕩時，在阻尼器的作用下，可以有效減弱這種振蕩。例如，當飛行器在高空飛行時，由于高空空氣稀薄，導致高空、高速飛行的飛機其自身運動阻尼下降，因此在駕駛員操縱高空、高速飛機時，將會產生繞飛機各軸運動角速度出現強烈振蕩，不僅使駕駛員難以準確操縱飛機完成瞄準、射擊等任務，而且長時間處于這種操縱狀態也會感到疲憊不堪。為解決這一問題，通常會給飛行器加裝俯仰阻尼器來減輕飛行器在俯仰角上的震蕩問題。
阻尼器包括俯仰阻尼器、滾轉阻尼器、偏航阻尼器，主要原理是以相應的姿態角變化率作為反饋回路從而調節飛行器運動的阻尼比。
增穩回路
增穩回路也稱增穩系統，類似于阻尼器的原理，增穩系統也是通過反饋飛行狀態量，形成反饋回路，改善飛行器的飛行品質。但與阻尼器減弱震蕩的功能不同，增穩系統主要用于改善飛行器的固有頻率。
控制回路
控制回路也稱控制增穩系統，其基本工作原理是：
由于電氣通道采用前饋形式，因此可以使系統的開環增益取得很高，同時又不會因減小了系統的閉環增益而降低靜操縱性，這是俯仰控制增穩系統的顯著特點之一。利用這一特點可以通過提高前饋電氣通道的增益，來解決因增穩反饋回路的增益取得很大而造成的系統閉環增益減小的問題，從而改善系統的靜操縱特性。
自動駕駛儀
自動駕駛儀，原意是用自動器取代駕駛員，自動駕駛系統是現代飛行器的主要機載設備，軍用殲擊機、戰略轟炸機、民用旅客機、戰略運輸機、航天飛機、載人飛船等飛行器均采用各種自動駕駛系統，代替飛行員完成一定的飛行任務，而無人駕駛飛機完全是由自動駕駛系統根據預先給定的程序進行飛行的。自動駕駛系統能夠幫助飛行員完成預定的航線飛行；完成復雜氣象條件下的自動起飛、著陸；還可以在其他導航系統的協助下，完成如地形跟蹤等難度較大的特殊飛行任務。
自動駕駛儀的主要功能可列舉如下：
自動駕駛儀主要由阻尼陀螺儀、垂直加速度傳感器、水平加速度傳感器、控制組合、自動檢查組合、磁放大器、舵機、信號限制器和零位指示器組成，并且與航跡控制系統和中央垂直陀螺儀交聯。
未來發展
飛行控制系統的發展總是與飛機發展需求的提高相適應，在解決各階段性能問題的過程中不斷完善、革新，反過來又促進飛機平臺的革命性飛躍。未來新型飛機必然需要在復雜的信息化環境條件下高效地完成各種飛行和作戰任務，這就必須依靠先進的飛行控制系統。未來飛行控制系統的發展主要會圍繞以下幾個方面：
參考資料 >
Fly-by-light flight control system technology development plan.NASA.2023-04-21
Popular science: what are the absolute elevation and relative elevation in buildings?.ifbuild.2023-03-24