ICS 49.020 V 36
HB 8591-2020
民用轻小型固定翼无人机系统通用要求
General requirements for light and small fix-wing unmanned aircraft system
2020-09-14 发布 2021-01-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：西北工业大学、中国航空综合技术研究所、广东泰一高新技术发展有限公司、西安爱生技术集团公司、中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院、易瓦特科技股份公司、哈尔滨工业大学(威海)、山东鲁能智能技术有限公司。
本标准主要起草人：祝小平、何志凯、王亮、黄山、舒振杰、张小林、张健、赵国成、孙明健、刘俍、王博甲、胡应东、曹国杰。
民用轻小型固定翼无人机系统通用要求
1 范围
本标准规定了民用轻小型固定翼无人机系统的性能、通用质量特性和验证等通用要求。
本标准适用于最大起飞重量不超过 150kg 的固定翼无人机系统(以下简称无人机)，其他无人机系统可参照执行。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
GB 2893 安全色
GB 2894 安全标志使用导则
GB/T 4208 外壳防护等级(IP 代码)
GB/T 17626.2 电磁兼容试验和测量技术静电放电抗扰度试验
GB/T 17626.3 电磁兼容试验和测量技术射频电磁场辐射抗扰度试验
GB/T 17799.4 电磁兼容通用标准工业环境中的发射标准
HB 6483 飞机燃油系统管路安装要求
HB 7809 飞机螺旋桨通用技术要求
HB 8390 民用飞机可加载软件要求
HB/Z 146 飞机燃油系统通用设计规范
YD/T 1483 无线电设备杂散发射技术要求和测量方法
3 要求
3.1 使用用途
无人机主要用于以下用途：
a) 农业植保;
b) 电力巡线;
c) 道路监视;
d) 航空拍摄;
e) 航空遥感;
f ) 海洋监测;
g) 物流空运;
h) 气象探测;
i) 环境保护;
j) 森林防护;
k) 水务监管;
l) 空基通信;
m) 其他。
3.2 组成
民用轻小型固定翼无人机系统主要由无人机机体、动力装置、飞行控制与导航系统、电气系统(可选)、数据链、控制单元、发射与回收装置(可选)、任务载荷等部分组成。
3.3 系统要求
3.3.1 尺寸
无人机机长、翼展、机高及系统各部分尺寸应满足产品图样或专用规范的要求。
3.3.2 重量
3.3.2.1 空机重量
空机重量包括机体重量、动力装置重量(不含动力能源)、机载传感器、回收装置机载部分以及保证无人机飞行控制所需的机载设备的重量。
3.3.2.2 载荷重量
载荷重量为执行任务所需的设备，以及为保证其正常工作所需的能源和可以拆卸的辅助装置的重量。对不同任务所需的任务设备及其重量应在专用标准中给出。
3.3.2.3 任务起飞重量
任务起飞重量包括载荷重量、动力能源重量和空机重量。全机重量因装载不同可分为最大起飞重量和正常起飞重量。对于火箭助推发射的无人机的发射重量中应给出包含火箭助推装置的重量和不含火箭装置的重量。
3.3.2.4 燃油重量
燃油重量分为最大载油量(最大载油量系指机内油箱满载时的燃油重量)、非可用燃油量(非可用燃油量是指不能用于飞行的残余燃油)和任务燃油量(任务燃油量是根据执行规定任务所需的油量)。在具有外挂副油箱条件下，还应给出带副油箱时的最大载油量。
3.3.3 重心
在设计文件中应分别给出不同重量和载荷情况下的重心变化范围。
3.3.4 飞行性能
3.3.4.1 发射(起飞)
发射(起飞)一般包括火箭助推、弹射发射等，应确定主要性能指标包括推力、时间和发射角度等。车载滑跑起飞应确定主要性能指标包括起飞质量、起飞速度、起飞角度、滑跑距离等。
自主滑跑起飞应确定在规定的外挂构型、正常及最大起飞重量、规定的发动机状态条件下的起飞滑跑距离、离地速度等指标。
投放起飞一般包括空中投放和人工抛投等方式，应确定投放的速度、高度及角度等指标。
3.3.4.2 爬升
爬升性能通常应确定不同外挂和发动机不同状态下的爬升速度、爬升率。
3.3.4.3 回收(降落)
伞降回收一般应确定开伞高度、速度和抗风性能等指标。
撞网回收一般应确定撞网速度、角度和位置等指标。
自主滑跑降落应确定接地速度、着陆滑跑时间和距离等指标。
3.3.4.4 速度-高度
速度-高度特性一般应包含以下指标：
a) 最大平飞速度;
b) 巡航速度;
c) 实用升限;
d) 最大使用高度。
3.3.4.5 航程
3.3.4.5.1 最大飞行距离
无人机的最大飞行距离应按下列条件确定：
a) 给定的起飞重量;
b) 最大的燃油装载量/动力电池电量，并耗尽可用的机载燃油量/可用电量;
c) 给定的高度，并以远航速度飞行;
d) 考虑起飞、爬升、下滑和着陆所消耗的燃油量/可用电量和飞过的水平距离。
3.3.4.5.2 控制半径
按规定的任务构型，无人机的控制半径按下列条件确定：
a) 对于油动无人机，正常燃油装载量，扣除作业任务段所需的燃油量和着陆剩余燃油量后的可用燃油量;
b) 对于电动无人机，正常动力电池电量，扣除作业任务段所需的电量和着陆剩余电量后的可用电量;
c) 考虑起飞、爬升、下滑和着陆所消耗的燃油量/动力电池可用电量和飞过的水平距离;
d) 考虑数据链测控距离。
3.3.4.6 航时
无人机的最大续航时间按下列条件确定：
a) 给定的起飞重量;
b) 给定的高度上，以久航速度飞行;
c) 考虑起飞、爬升、下滑和着陆所消耗的燃油量/动力电池可用电量和所需的时间;
d) 对于油动无人机，以正常燃油装载量，并耗尽扣除着陆剩余燃油量的可用燃油量;
e) 对于电动无人机，以正常动力电池电量，并耗尽扣除着陆剩余电量后的可用电量;
f ) 对于油电混合无人机，同时考虑可用燃油量和可用电量。
3.3.4.7 导航与定位
无人机根据需要选择定位方式和导航方式，并应明确定位精度。
3.3.5 飞行品质
3.3.5.1 飞行品质级别划分
各项飞行品质要求，应尽可能用三个级别来表示，分别是：
a) 一级飞行品质：飞行品质能确保无人机顺利的完成各项规定的飞行任务;
b) 二级飞行品质：飞行品质适合于无人机完成各项飞行任务，但完成任务的效果有所降低，驾驶员(或操纵员)需进行适当的干预;
c) 三级飞行品质：飞行品质能满足驾驶员(或操作员)安全地遥控无人机，但驾驶员(或操作员)的工作负担过重，或完成任务的效果不好，或两者兼有。
3.3.5.2 自主控制下的飞行品质
当使用自动飞行控制系统各项功能时，应提供相应的性能要求。除另有规定外， 对于考虑结构弹性的飞行控制模态响应，系统应满足规定的稳定性要求指标。一般应包括：
a) 姿态保持;
b) 航向保持;
c) 高度保持;
d) 航迹保持;
e) 空速保持;
f ) 自动起飞控制;
g) 自动导航模态。
3.3.5.3 人工控制下的飞行品质
3.3.5.3.1 纵向飞行品质
纵向飞行品质主要包含纵向静稳定性和纵向动稳定性。纵向稳定性是指配平状态受到扰动恢复趋势的能力，主要包含纵向静稳定性、速度稳定性和飞行轨迹稳定性。纵向动稳定性是指无人机受扰在扰动消除后渐进回到扰动前状态的能力，主要包含短周期运动模态和长周期运动模态。一般应确定：
a) 纵向静稳定性;
b) 速度稳定性;
c) 飞行轨迹稳定性;
d) 短周期频率;
e) 操纵期望参数;
f ) 短周期阻尼比;
g) 长周期阻尼比。
3.3.5.3.2 横航向飞行品质
无人机横航向飞行品质主要包括横航向模态特性、侧滑幅值、滚转操纵性能， 其中横航向模态特性一般包括：
a) 滚转模态;
b) 螺旋模态;
c) 荷兰滚模态。
3.3.6 展开与撤收时间
飞行前的展开时间、飞行后的撤收时间和两次飞行之间的最小间隔时间均应符合专用标准要求。
3.3.7 环境适应性
3.3.7.1 概述
无人机所有分系统和设备应能承受贮存、运输、地面工作所规定的各种环境条件， 其中无人机、数据链和任务设备还应能承受发射(起飞)、飞行、回收(着陆)条件下各种自然与诱发的环境条件， 包括气
候、力学、生物环境适应性等。
3.3.7.2 抗风
无人机在起降阶段和飞行阶段应能抵抗风的影响。不同类型无人机的抗风性要求应满足专用标准要求。
3.3.7.3 高温低温
无人机应能在用户或专用标准规定的大气环境温度范围内正常工作、贮存。除另有规定外，一般应满足以下要求：
a) 在 0℃至 40℃环境下正常工作;
b) 在-20℃至 60℃环境下工作，但可能产生物理损坏或性能下降;
c) 在-40℃至 60℃环境下贮存时不产生物理损坏或性能下降。
3.3.7.4 温度冲击
无人机在经受周围大气温度急剧变化(温度冲击)时，应不产生物理损坏或性能下降。
3.3.7.5 高度温度
随着高度的增加，气压和温度逐渐减小，容易出现结冰、结霜现象。多旋翼无人机应避免出现因飞行高度增加造成的结冰、结霜。
3.3.7.6 冲击、振动
无人机及其部件应能承受正常使用环境及运输过程中所遇到的冲击、振动。
3.3.7.7 湿热
无人机的各设备应确保在湿热的环境下，其电气性能、化学性能及热性能不发生改变。
3.3.7.8 霉菌
无人机应具备一定的防霉菌能力，确保在高湿、温暖空气及无机盐存在等有利于霉菌生长的条件下，其工作效能不受影响。
3.3.7.9 盐雾
无人机应具备一定的防盐雾能力，确保在盐雾大气中，其不产生金属的腐蚀、活动部件的阻塞或卡死、绝缘失效、接触器和无涂覆导线的损坏等现象。
3.3.7.10 防护
无人机宜具备一定的防护能力，确保在淋雨环境下作业或经受淋雨后，或者在风或气流所携带的砂尘条件下，其工作效能不受影响。除另有规定外， 具备一定防护能力的多旋翼无人机，其防护等级应满足 GB/T 4208 的规定。
3.3.8 电磁兼容性
无人机应能在一定的电磁环境下保证全系统兼容工作。无人机的电磁兼容性一般应满足以下要求：
a) 静电放电抗扰度应满足 GB/T 17626.2 的相关要求;
b) 射频电磁场辐射抗扰度应满足 GB/T 17626.3 的相关要求;
c) 辐射骚扰应满足 GB 17799.4 的相关要求;
d) 天线端传导杂散应满足 YD/T 1483 的相关要求。
3.3.9 可靠性
无人机系统的可靠性一般应满足以下要求：
a) 无人机的可靠性指标包括平均故障间隔时间(MTBF)(根据设备的不同也可以是平均无故障工作次数、平均无故障公里数等)和/或任务可靠度等，具体值一般由用户与研制方协商确定;
b) 应根据用户的可靠性定量要求逐级分配可靠性指标;
c) 应对无人机各系统及设备的设计进行故障模式及影响分析，对关键的或重要的元器件或电路应进行容差分析，并采取相应措施;
d) 应根据对重量、体积、经济性、基本可靠性与任务可靠性的权衡分析， 确定是否采用余度设计。
3.3.10 维修性
维修性一般包括可达性、互换性、防差错及识别标志、维修安全、检测诊断、零部件可修复性、减少维修内容、降低维修技能要求等方面。保障与维修分系统的配置一般要按现场级和返厂两个层次配置，详细指标和要求按照专用标准执行。
现场级维修与保障设备主要完成无人机系统发射时的地面供电，无人机装卸，油料加注，无人机综合检测，系统的日常维护，并把无人机系统故障定位到可更换的设备和部件级。
返厂保障与维修应能对无人机系统的各个分系统、设备和部件进行检测和维修， 确保系统任何故障均能修复。
3.3.11 保障性
无人机系统的保障性一般应满足以下要求：
a) 保障性设计要求和保障资源要求包括：维修人员数量，随机备件清单等应满足使用要求;
b) 保障设备和工具品种和数量应合理，便于使用维护，必要的保障设备和工具应与无人机同步交付;
c) 对保障维修设备，也应考虑其可靠性、维修性设计问题。
3.3.12 测试性
系统应合理划分功能与结构，设置测试点，确定嵌入式诊断、有关外部诊断测试、兼容性及维修能力，有关指标按专用标准执行。
3.3.13 安全性
无人机系统进行安全性设计时一般应满足以下原则：
a) 在无人机系统研制过程中，应充分考虑采取的工作原理、使用方式、材料与器件的安全合理性，确保人员和设备安全;
b) 无人机系统的安全性应从设计制造、质量控制、可靠性、维修性、人-机-环境系统工程、健康保障、经济性等方面因素综合协调，确保安全技术措施的实施;
c) 当安全性技术措施与其他因素发射矛盾时，应首先保证安全技术措施的落实;
d) 安全技术措施的保障途径优先次序为：最小风险设计、采用安全装置、采用报警装置与标志、制定专用规程和进行专门培训等。
3.3.14 运输性
无人机系统研制时应考虑便携性，优先选择易拆卸、可伸缩或可折叠的结构连接方式。在运输过程中，应防止无人机损伤。
3.3.15 人机交互
无人机系统人机交互设计一般应满足以下要求：
a) 地面控制单元的设计应满足安全、高效、舒适的要求;
b) 地面控制单元设计应满足人机交互界面友好、匹配，人机功能分工合理的要求;
c) 帮助和提示信息应简明、清晰、易懂;
d) 操作应灵活、方便，自动化程度高，减轻长期操作的劳动强度。
3.3.16 材料
应按现行的国家标准和行业标准选用材料。所选材料的强度、刚度、抗疲劳性、物理化学性能及电性能等应满足设计要求。
3.3.17 标准件
应按照国家有关标准选用标准件。标准件(含紧固件)的类型、尺寸规格应尽量少， 应优先在专用标准限定的范围内选用。
所有螺栓、螺钉、螺母连接应满足连接强度要求并有防松措施。
3.3.18 接口
无人机的接口包括控制单元接口、无人机平台接口、通信导航接口和任务载荷接口等， 应满足用户及专用标准的要求。
3.3.19 颜色与标记
3.3.19.1 颜色
无人机的外观涂装应满足用户或专用标准的规定。
3.3.19.2 标识
无人机应标明产品的型号、名称或代号。
3.3.19.3 零组件标记
可互换的备用零组件的需要标明零件号。
3.4 机体
3.4.1 气动布局
无人机气动布局是设计满足无人机功能要求的气动力外形。设计应给出三面图，一般应标明机长、翼展和机高，机翼、水平尾翼(鸭式布局时前翼)、垂直尾翼、机身、外挂物、起落架(回收减震装置)的形状、它们的相对位置和尺寸。对为满足机载电子设备和任务设备的功能需要的凸出体或无玻璃罩的窗口的形状、尺寸亦反映在三面图上。操纵面形状、位置尺寸及运动方式也应表示在三面图上。
3.4.2 总体布置
总体布置主要是指发动机、各机载设备、天线、任务载荷、燃油箱和回收伞及主要受力结构件等的布置。总体布置既要保证各系统有效的工作， 也要保证全机重心范围处于使飞行器能安全稳定飞行的位置。天线布局应保证各天线的性能要求，应在无人机的重量、阻力和气动性能等方面进行优化设计。
3.4.3 结构强度
无人机结构应具有足够的结构强度，以承受不同状况下的载荷。动、静应力分析和强度试验均应证
明：在使用载荷作用下，不超过材料的屈服应力或压屈应力;在设计载荷作用下，不超过材料的极限应力或压屈应力;在重复载荷作用下，结构的疲劳寿命应大于或等于用户要求或专用标准中规定的使用寿命。在飞行、地面、发射和回收状态下，无人机的结构强度应符合下列有关要求，或由专用标准确定。
a) 飞行状态下
在飞行状态下，无人机的结构强度还应符合下列要求：
1) 在使用载荷下，不允许有影响工作的弹性变形;在设计极限载荷下不应损坏。
2) 在飞行条件下，无人机应能承受由操纵系统和阵风扰动引起的载荷。
3) 平飞和机动飞行中的突风速度由统计分析方法确定。
4) 外载荷包括由操纵面最大偏转速率引起的载荷。
5) 配平过渡过程的超调。
6) 稳态过载飞行。
7) 操纵面在极限偏度下的反转;以及惯性耦合载荷等。限定速度应是俯冲中的最大速度。为保证不产生颤振，计算的或实验得出的颤振边界应保持一定的安全裕度。安全裕度和安全系数按专用标准规定。
8) 对空中发射的无人机，当无人机任何部件功能失效时，其极限强度足以保证不损及母机。
b) 发射(起飞)
在发射(起飞)状态下，无人机的结构强度还应符合下列要求：
1) 对于助推发射，由起飞助推器峰值推力向前分量单独作用或与惯性载荷共同作用构成发射载荷;
2) 惯性载荷应以带助推器时的重量计算;
3) 外载荷还应包括由于助推器未对准和采用斜喷嘴的正交分量引起的侧向载荷;
4) 对于弹射起飞的无人机，使用载荷根据弹射器产生的加速度峰值确定。
c) 回收(着陆)
伞降回收方式，按减震装置的性能确定回收着陆载荷，安全系数由专用标准规定。
3.5 动力装置
3.5.1 概述
动力装置一般分为油动式和电动式两大类。
3.5.2 油动式动力装置
3.5.2.1 概述
油动式动力装置包括活塞式和喷气式两大类。
根据无人机的使用要求、动力装置的选择和设计应考虑下述因素： 转速特性、高度速度特性、能耗、重量限制、寿命、成本、最大迎面尺寸限制、全工况工作稳定性、起动性能、操纵性、发动机在无人机上的安装位置、空间利用率;还应考虑加速装置(如助推火箭)与发动机工作特性的匹配等。
3.5.2.2 安装
动力装置的安装、固定应符合总体设计要求， 便于检查、维修、安装、拆卸和更换。应保证发动机在无人机上工作时有伸缩的余地，当发动机受热变形时，不能在无人机结构中引起应力。同时也不能把发动机当成无人机承力系统的一部分。发动机安装一般应符合下列要求，或由专用标准确定：
a) 发动机安装架应有足够的结构强度，排气管喷口应能随热膨胀移动而不改变推力线方向，满足设计提出的推力线位置要求。
b) 发动机在无人机上的安装结构上应有良好的隔振装置，以使无人机结构不受发动机振动的影
响，尤其不能使发动机的振动频率与无人机的自振频率接近，以免产生共振。
c) 当需要单独的滑油箱时，尽可能安装在近滑油泵处，但不能放在受高温的任何部位，滑油箱的底应高于滑油泵的平面。否则应采取增压措施。滑油箱和安装支架要安装缓冲垫子。
d) 所有油箱都应安全可靠地固定在无人机结构上，以防止油箱相对于无人机做任何方向的移动。油箱在无人机上的安装位置应确保燃油消耗引起的无人机重心变化在允许的范围内。
e) 管路安装设计和管路、接头布置应符合 HB 6483 有关要求。
3.5.2.3 进气系统
进气系统应使发动机的进气损失减到最小，并有足够的结构强度。进气系统一般应符合下列要求，或由专用标准确定：
a) 在各种飞行姿态下，进气流应有最小的干扰，而且要吸收最少的水珠和尘埃。
b) 在整个入口区，管道面积和进气线路应提供最有实效的进气压力和速度。应避免有积油或积水的凹坑。在汽化器和进气管之间的所有接头不应渗漏汽油。当发生回火时， 火焰应排到大气或耐火、耐爆材料的空间，且不应损坏进气道及发动机的其他零件。
c) 在发动机的压缩机进口截面上的进气总压变化不应大于发动机制造厂规定的数值。
d) 如果需要，进气系统中应有防尘装置。
3.5.2.4 排气系统
排气系统包括排除废气所需的全部管道、尾喷口、通风道、总管和安装边连在一起的收集器以及必须的支架和连接器。排气系统一般应符合下列要求，或由专用标准确定：
a) 排气系统的连接和支承应在热膨胀时不会损坏发动机和排气系统。
b) 排气系统四周应有适当的间隙，以减少对附近结构的热影响。为此， 排气管装到飞机上时要考虑隔热和风冷却，使飞机结构邻近部分温度在安全范围内。
c) 排气管喷口应安放得使喷气不能直接喷在无人机上的任何部分。如果不能避免， 应采取必要措施。
d) 应避免因管路封闭不严密或其他原因使燃油或滑油落入排气管表面造成火灾。
e) 喷口面积应满足发动机性能的要求。
f ) 活塞发动机排气系统、喷管与发动机的距离应符合专用标准要求。
g) 消声装置应满足发动机性能和专用标准要求。
3.5.2.5 燃油系统
燃油系统包括油箱、管路、油滤、阀门、必要的供油装置和燃油输送系统。燃油系统应符合 HB/Z 146有关要求或在专用标准中规定。一般要求：
a) 燃油箱必须密封性好，不得渗漏。其强度和刚度由无人机总体设计统一考虑，或由专用标准确定。
b) 副油箱的设计、安装应符合专用标准要求。副油箱供油不应超过无人机重心变化的要求和横向平衡的要求。主油箱的燃油应不返回副油箱。
c) 确定油箱容量时，应考虑到允许的 3%的膨胀空间和 5%的余油。
d) 燃油箱装机前要进行水压试验和气密性试验。
e) 排油阀应安装在实际可能的最低点，泄油阀应设计成可拆卸的。
f ) 根据飞行高度的需要，提供油箱通气增压系统。
g) 排气装置应防止油箱产生负压，在起飞、飞行、着陆时不应发生虹吸、溢出，能防水、防尘、保证密封。
h) 滤网和过滤器应符合专用标准要求。
i) 一般应在燃油中加润滑剂。
3.5.2.6 动力控制系统
动力控制系统应使动力符合设计飞行状态的详细技术要求。飞行中隔震装置正常工作变形导致发动机与机身相对运动不应引起油门开度的变化。
3.5.3 电动式动力装置
3.5.3.1 概述
电动动力装置一般由电源装置(包括锂电池、太阳能、燃料电池等)、电机控制器和驱动电机等组成。
3.5.3.2 电源装置
电源装置电压、绝缘、容量、环境适应性、安全性、标识等要求按照相关行业标准， 应与无人机总体性能要求相匹配，或符合专用标准要求。
3.5.3.3 电机控制器
电机控制器一般应与无人机总体性能要求相匹配，或符合专用标准要求。
电机控制器一般应支持的编程进行刹车设置、电池类型选择、低压保护和低压值设置。
3.5.3.4 驱动电机
电机的电压、电流、功率、转矩、转向、效率、温度性能、环境适应性、电磁兼容性、噪声等要求按照相关行业标准，应与无人机总体性能要求相匹配，或符合专用标准要求。
3.5.4 螺旋桨
螺旋桨可满足 HB 7809 或符合专用标准要求。
3.6 飞行控制与导航
3.6.1 飞行控制与管理
3.6.1.1 概述
飞行控制与管理系统用于稳定飞行姿态角(俯仰角、倾斜角、航向角)， 控制发动机转速和飞行航迹(爬升、巡航、左右盘旋、高度保持、下降); 飞行管理一般包括从发射(起飞)至回收(着陆)整个飞行过程中的飞行管理，对任务设备、动力装置、遥控遥测装置、回收装置等有关系统、设备的管理和故障诊断与处理等。一般应满足如下要求：
a) 飞行控制应满足无人机飞行品质的要求，飞行控制方式一般基于自动控制来实现，可以是程序控制、手动控制以及它们的组合; 不同控制模式切换时，不应导致失控或不稳定;应确定合理的控制模态的选择逻辑和兼容性，对可靠性要求较高的系统，应具备故障重构的能力，必要时采用余度设计，以飞行安全和任务可靠性为基础，满足系统的故障检测、隔离和虚警律要求，且与系统测试和监控方法一致;
b) 飞行管理应能根据必要的传感器信息，正确地确定无人机所处的飞行阶段、飞行状态， 进而正确地给出无人机的控制方式及有关系统的状态;飞行管理系统一般应能进行飞行中在线航线规划、在线任务装订或修改的能力，且满足飞行控制实时性要求。
3.6.1.2 飞行控制与管理单元
除另有规定外，无人机飞行控制与管理单元一般应满足以下要求：
a) 飞行控制与管理单元可以采用模拟式、数字式或数模混合式结构;
b) 一般情况下飞行控制与管理单元应对其输入信号进行有效性检查，输入、输出信号应具有可测试性;
c) 在无人机使用包线内，可能出现的干扰及干扰的组合情况下，参数标定、字长、输入限制及益处保护应确保数据处理准确和连续安全的工作;
d) 飞行控制与管理单元应与其他机载电子设备协调工作。
3.6.1.3 飞行控制类传感器
飞行控制类传感器包括高度/速度类传感器和姿态类传感器。一般要求如下：
a) 飞行控制类传感器应根据飞行控制与管理和参数测量的实际需要来选择配置;
b) 飞行控制类传感器应明确供电方式、功耗、测量范围、测量精度、分辨率、阀值、灵敏度、零位漂移、线性度、启动时间、输出信号形式等要求， 应符合专用标准所要求的飞行、储存、运输等环境条件，应满足飞行控制和管理的专用标准要求;
c) 角速度、航向、姿态等传感器的安装应考虑结构弹性的影响。
3.6.1.4 伺服作动器
伺服作动器是无人机飞行控制系统中将控制指令转化为操纵面动作的执行机构。
伺服作动器要满足无人机飞行控制的功能与性能要求，应明确控制精度、响应速度(带宽)、输出力矩、非线性特性、重量、能耗等性能指标， 确定接口类型、通道数、采样精度要求、实时控制要求、自检与故障诊断要求等要求。
3.6.2 导航系统
无人机定位方式有卫星定位、无线电定位、航位推算和几何定位、目视定位、地形匹配定位、天文定位和地磁定位等。无人机的导航方式可以采用卫星导航(GPS 导航、GPS/GLONASS 组合导航、北斗导航等)、航位推算导航、惯性导航、无线电导航、人工目视导航、地形匹配导航、天文导航、地磁导航等单一导航方式或组合导航方式。
除另有规定外，无人机导航系统一般应满足以下要求：
a) 导航设备应根据无人机导航的需要，选择定位方式，明确定位精度;
b) 导航计算机根据实际需要，可以设计为独立的导航计算机，也可以和飞行控制与管理单元合并设计，即在飞行控制与管理单元中增加导航定位类传感器信息采集和导航定位的解算功能;
c) 一般应明确测量范围与精度，数字接口通道数，模拟接口通道数，功率通道数，采样精度要求，实时控制要求，自检与故障诊断要求，可靠性、维修性、电磁兼容性要求等;
d) 导航设备的数字接口协议一般应符合相关通用标准;
e) 导航设备应符合专用标准所要求的飞行、储存、运输等环境条件。
3.6.3 应答设备
无人机可加装应答设备，设计时应考虑预留应答设备的安装空间、接口及供电需求。应答设备应满足用户或专用标准规定。
3.7 电气系统
3.7.1 概述
无人机电气系统备包括机上电力的产生、存储、备用、变换、分配和控制的所有部件，还包括布线、电缆和连接器等。
3.7.2 要求
3.7.2.1 电源
机载主电源通常由发动机带动的发电机或蓄电池提供。应在专用标准中规定设备的选择与发动机匹配，与所需负荷大小相匹配，并留有一定的余量，满足所有设备的用电最大过冲要求。
备用电源可采用蓄电池。电池应符合国家或行业有关标准， 重量、尺寸应符合专用标准的要求， 外观应清洁，不应有裂痕、裂纹、砂眼、凹痕和其他形式的机械损伤， 电极端不应有锈蚀;除另有专用标准规定外，电池组应标识型号、标称电压、额定容量、制造日期或批号、制造厂名或商标。
供电体制一般可选 28V、24V、12V。
3.7.2.2 安装
一般情况下，电气设备的安装不应采用断路器或熔断器。若必须使用时， 则应在操作和起保护作用时不影响任务。
外部电源应提供检查插座，供无人机在发射或起飞前的地面检查和预热所有电气和电子设备使用。 3.7.2.3 点火和起动系统
点火系统的零件尽可能屏蔽，点火器和点火电路应能承受剧烈振动并防止摩擦导致短路或接地，点火系统应能承受电磁辐射的危害。
3.7.2.4 设备的环境温度控制
按照设备要求对其进行冷却或加温。设备安装应注意冷气流的方向。
3.7.2.5 照明
一般情况下，无人机上设有航行灯。
3.8 任务载荷
3.8.1 概述
任务设备应根据无人机的不同用途而配置，目前民用无人机主要用于勘测、测绘、电力、通信、植保、气象、拍摄等，为此任务设备也分为影像设备、探测装置、投放装置、通信装置等。
3.8.2 要求
任务设备根据无人机总体要求，满足重量、尺寸、功耗、接口、电磁兼容性、可靠性、维修性、互换性、经济性、环境适应性等要求。
3.9 数据链
3.9.1 概述
数据链是用于无人机遥控、遥测、跟踪定位和任务载荷信息传输的数据终端和数据通信规程所建立的数据通信网络。数据链功能一般包括无线电遥控、遥测、跟踪定位、信息传输等。数据链的性能一般包括通信频率、作用距离、信道配置、数据速率、误码率、传输时延、抗干扰能力、跟踪定位、保密性。
3.9.2 频率使用
无线电测控与信息传输设备应符合频谱管理的有关规定和专用标准的规定。这些性能要求必须能通过必要的测试设备和手段进行验收。
3.9.3 作用距离
数据速率包括上行遥控数据速率、下行遥测数据速率、下行载荷数据速率三种。
应根据无人机系统的任务、活动半径的需求和通用化原则确定数据链的作用距离指标。具体值可根据用户或详细规范的要求确定。
3.9.4 信道配置
数据链信道配置项目包括工作频段、工作方式、波道间隔和中心频点。
3.9.5 数据速率
3.9.5.1 上行数据速率
上行遥控数据速率和下行遥测数据速率具体值可根据用户或详细规范的要求确定，无特殊要求一般可按以下要求选择：
a) 码速率为 3.2×2N kb/s，其中 N 为取值为 0～6 的正整数;
b) 常用的码速率为 12.8kb/s 和 25.6kb/s。
3.9.5.2 下行数据速率
下行任务载荷/遥测复合数据速率具体值可根据用户或详细规范的要求确定，无特殊要求一般可按以下要求选择：
a) 码速率为 256×2N kb/s，其中 N 为取值 0～10 的正整数;
b) 常用的码速率为 256kb/s、512kb/s、2048kb/s、8192kb/s、32.768Mb/s、65.536Mbp/s。
3.9.6 误码率
数据链的误码率一般不大于 1×10-5，具体值可根据用户或详细规范的要求确定。
3.9.7 传输时延
传输时延为处理时延和无线电波时延之和，具体值可根据用户或详细规范的要求确定，无特殊要求一般可按以下要求选择：
a) 上行传输时延为 100ms～300ms;
b) 下行传输时延为 100ms～400ms。
3.9.8 抗干扰
应根据任务性质和链路信道条件等因素，分别确定上行链路、下行链路的抗干扰方式及增益等要求，具体值可根据用户或详细规范的要求确定，无特殊要求一般可按以下要求选择：
a) 数据链一般采用信道编码，编码处理增益为 3dB～5dB;
b) 扩频处理增益一般不低于 10dB。
3.9.9 保密性
制单元与无人机之间的数据传输一般不需要加密传输。需要加密传输的应根据任务性质和链路类型等因素，确定上下行链路的密码体制和密钥量等要求。具体保密要求可根据用户或详细规范的要求确定。
3.9.10 跟踪定位
无人机无线电定位通常采用极坐标测量体制，该体制可分为雷达应答式(脉冲体制)和利用遥控、遥测信道的连续波体制。连续波体制除信道利用遥控、遥测设备外， 还应有测距系统和测角跟踪系统。测距方式目前使用的有测音测距、伪码测距和同步码测距;测角跟踪方式有比幅式和比相式两种方式。
跟踪定位的设计应特别注意无人机目标一旦丢失需重新捕获的跟踪方法与性能、无人机的近场跟踪方法与性能等问题，其信道设计应对上行遥控信道和下行遥测信道进行统一设计。
无线电跟踪定位通常采用极坐标测量体制。极坐标测量体制可分为雷达应答式(脉冲体制)和连续波
体制。除另有规定外，无线电跟踪定位一般应满足以下要求：
a) 跟踪方式：俯仰角一般采用手动跟踪或数字引导跟踪方式，必要时可采用自动跟踪方式;方位角一般应具有手动跟踪、数字引导跟踪方式，必要时可采用自动跟踪方式;
b) 跟踪范围：俯仰角为-3˚~85˚,方位角为 0˚~360˚ ;
c) 方位误差：测量均方差一般小于 1˚;不具备跟踪测角功能的方位测量误差不作要求;
d) 距离误差：数据链距离测量均方差一般不高于 50m。
3.10 控制单元
3.10.1 概述
控制单元包括飞行操纵与管理、综合显示、地图与飞行航迹显示、任务规划、测控数据实时处理与记录回放、信息处理与通信等装置，其内容应根据无人机的用途需要来配置。
控制单元一般应符合下列要求：
a) 接口应符合用户有关规定及专用标准要求;
b) 操作界面、数据协议应考虑兼容通用性;
c) 软件开发要参照 HB 8390 有关要求及专用标准要求，软件设计要加强模块化设计和可靠性设计，满足可靠性、安全性和测试性要求。
3.10.2 飞行操纵
飞行操纵与管理装置主要完成起飞前无人机测试和功能检查，无人机发射(起飞)、巡航飞行、执行任务和回收(着陆)等过程的操纵控制，飞行状态监视，工作方式切换，故障诊断与处理等。
飞行操纵与管理装置的功能与性能应满足专用标准要求和以下要求：
a) 飞行操纵与管理装置应特别注意人机工程和操纵使用性能，包括操作方便性和舒适性、按键位置合理性;
b) 对于影响飞行任务完成的操作键，如发动机停车、开伞等，应采用防差错设计，防止误操作;
c) 空管系统参照有关标准、专用标准和合同规定执行。
3.10.3 综合显示
综合显示装置用于显示飞行参数、任务参数和数据链参数，实现无人机飞行和任务设备状态监控，一般要求如下：
a) 飞行参数应显示无人机的飞行状态，发动机工作状态，舵偏及舵控量、机载电压、导航参数等的数据显示。
b) 任务参数应显示任务设备工作状态。
c) 数据链参数应显示遥控、遥测、跟踪定位的工作状态等。
d) 综合显示的数据要以图形和数字显示。显示做到综合化，形象化和实用化。
e) 对于飞行故障状态或任务设备故障状态要以声、光或颜色特别提示。
3.10.4 地图与飞行航迹显示
地图与飞行航迹显示装置用于地图显示，包括地图自动漫游，地图比例尺切换;无人机预定飞行航迹与实时飞行航迹显示功能;电视或红外等光电视频叠加显示(可裁剪);导航控制功能，完成导航指令与参数的输入与发送;相关坐标计算与转换;地图数据库管理等。一般要求如下：
a) 地图与飞行航迹显示设备采用的硬件应满足该系统对显存、内存、处理速度、信息存储、高性能图形卡等的要求;
b) 地图航迹显示应平滑实时、导航指令与参数的输入界面及其他控制软面板设计应便于人工操纵。
3.10.5 任务规划
任务规划设备的主要功能包括：数字地图的显示、任务态势显示(安全区、目标区等)， 各种数据包括情报、气象数据、地理信息等多种数据的综合管理; 多种数据的综合处理与计算;任务计划的自动或人工生成;任务计划的编辑与输出等。
任务规划设备一般应符合下列要求：
a) 软件设计要充分考虑安全性、保密性和扩展性。系统应设计为多种界面模式， 对不同级别人员允许进入不同的模式，访问及修改数据库数据的权限应严格限制，并防止计算机病毒的入侵。
b) 任务规划数据格式与内容要满足通用化、标准化要求。
c) 任务规划结果应进行合理性检验，并进行预飞行仿真。
3.10.6 数据处理与记录回放
数据实时处理与记录回放设备的主要功能包括：各路遥控数据流组帧编码与定时发送;各种测控数据(包括飞行、任务、导航、无线电测控与信息传输等数据)实时接收并完成实时处理与计算;向其他非实时处理计算机传送测控数据及数据处理结果;接收记录回放控制指令分别完成记录/回放功能;完成系统飞行参数的零位校对及预置功能;具有预飞行仿真模拟功能(该功能可裁剪)等。
数据实时处理与记录回放设备一般应符合下列要求：
a) 数据实时处理与记录回放设备可靠性要求高;
b) 接口双向通信及数据处理要严格满足系统实时性要求;
c) 对各数据接口通讯协议的尽量通用化;
d) 数据记录完整，不能出现丢帧现象;
e) 数据回放须能按指定时间为起点进行回放，并具有快慢、前进后退等回放功能选择， 便于系统人员事后对飞行过程的有效快速分析;
f ) 软件平台及编程语言的选择力求通用化、市场主流化，以适应硬件的更新换代。
3.10.7 任务操纵与管理
任务操纵与管理装置用于处理情报信息，接受任务、获取信息，回报结果。
任务操纵与管理装置的选择应考虑通用性标准产品和格式，一般应符合下列要求：
a) 信息处理与通信设备接口与数据编码格式要满足专用标准要求;
b) 应能与无人机系统兼容工作。
3.11 发射(起飞)与回收(着陆)
3.11.1 概述
无人机发射(起飞)方式包括火箭助推发射、导轨动能发射、空中发射、水面发射、弹射起飞、垂直起飞、滑跑起飞等方式，回收(着陆)方式包括伞降回收、空中回收、水上回收、撞网回收、撞绳回收、伞加气囊回收、滑跑着陆、垂直降落等方式。
发射(起飞)与回收(着陆)设备包括机载和地面(空中发射时为母机)两部分，无人机上与发射(起飞)和回收(着陆)有关的设备依据无人机发射(起飞)和回收(着陆)方式不同而不同，如火箭助推发射要有助推火箭安装机构，伞降回收要有降落伞和控制降落伞打开的电路。地面发射(起飞)与回收(着陆)设备也依据无人机发射(起飞)和回收(着陆)方式不同而不同，如火箭助推发射需采用发射车(含发射控制设备)、发射架或发射箱，空中发射需要母机携带，弹射起飞需要弹射装置。
车载发射系统一般可用作短程运输设备，提高无人机系统机动能力。
3.11.2 发射(起飞)要求
发射(起飞)分系统一般应符合下列要求：
a) 发射(起飞)子系统应能安全可靠地完成无人机发射(起飞)任务;
b) 发射(起飞)子系统应符合专用标准要求;
c) 发射(起飞)方式选择应考虑的主要因素有：无人机技术指标、无人机的布局型式和任务、发射(起飞)重量、最大允许使用过载、失速速度、使用场地以及专用标准中的其他使用要求等;
d) 在满足功能、结构接口， 以及便于装卸、维护等条件下， 应按最小的重量和最小的气动阻力来设计发射装置，其重量、阻力限度在专用标准中规定;
e) 发射(起飞)子系统与无人机、辅助设备的机械、电气接口应符合专用标准要求;
f ) 发射(起飞)子系统应留有测试口和检修口，便于检测和维护;
g) 车载发射子系统应满足汽车外廓尺寸限界要求和标准轨距铁路机车车辆限界要求，以适应公路运输和铁路运输。
3.11.3 回收(着陆)要求
回收(着陆)子系统一般应符合下列要求：
a) 回收(着陆)子系统应能安全可靠地使飞行中的无人机减速和回收(着陆);
b) 回收(着陆)子系统应符合专用标准要求;
c) 回收(着陆)方式选择应考虑的主要因素有：无人机技术指标、无人机的布局型式和任务、回收(着陆)重量和速度、失速速度、回收场地、回收机的匹配要求以及专用标准中的其他使用要求等;
d) 在满足功能、结构接口， 以及便于装卸、维护等条件下， 应按最小的重量和最小的气动阻力来设计回收装置，其重量、阻力限度在专用标准中规定;
e) 回收(着陆)子系统与无人机、辅助设备的机械、电气接口应符合专用标准要求;
f ) 回收(着陆)子系统应留有测试口和检修口，便于检测和维护。
3.11.4 火工品
火工品材料应符合国家标准、国家军用标准和行业标准， 一般不应使用易燃、易挥发和能产生有毒物质的材料，禁用易产生霉菌的材料，在规定的环境条件下具有稳定的化学和物理稳定性，与相接触的不同材料应相容。火工品在使用和贮存环境下，在使用期限内应能满足性能要求。
3.12 随机资料
无人机系统一般应附带如下文件：
a) 产品合格证;
b) 交付清单;
c) 使用说明书。
3.13 包装、运输及贮存
无人机系统设计时应满足贮存、装箱和运输要求。应满足以下要求：
a) 各部组件、零部件的贮存、包装应有专用标准，满足产品设计防护要求。
b) 产品包装箱应坚固、密封，标识一般包括：
1) 企业名称、产品型号、名称、批号、数量、质量及储运要求;
2) 提示性或警告性的标志，标明警示语;
3) 外表面应按 GB 2893 和 GB 2894 的规定涂安全色、安全标识带。
4 试验验证
4.1 概述
可根据不同无人机系统要求，进行地面试验和飞行试验，验证无人机的功能和性能是否满足用户和第 3 章的要求。
4.2 试验目的
试验目的如下：
a) 考核无人机及部件的性能指标是否满足设计要求;
b) 考核无人机工作的稳定性、安全性和可靠性;
c) 评测无人机操作使用、维护保养等要求;
d) 根据试验结果综合评定无人机，并做出相应的试验报告和结论;
e) 提出改进设计和是否进行补充试验的建议。
4.3 试验类别
试验类别如下：
a) 型式试验：型式试验是为了验证无人机能否满足产品规范的全部要求所进行的试验。型式试验一般在产品设计定型、生产定型或转产时进行， 但在产品的主要设计、工艺及材料有重大改变而影响产品的重要性能，使原来的鉴定结论不再有效时，也应进行型式试验。
b) 出厂检验：出厂检验是指研制单位在无人机出货之前为保证出货产品满足用户品质要求所进行的检验，经检验合格的产品才能予以放行出货。出厂检验一般采用抽样检验的方式。
4.4 合格判据
合格判据如下：
a) 型式试验：无人机按规定的项目进行试验，全部满足要求时，判定该产品型式试验通过。若其中任一试验项目不合格时，排除故障后再次提交试验。
b) 出厂试验：无人机按规定的项目进行检验，全部满足要求时，判定该产品检验合格。若其中任一检验项目不合格时，则应暂停成品的检验与交付，在找出缺陷原因并采取有效纠正措施后再次提交试验。
4.5 试验项目
无人机试验内容主要包含以下项目，详细要求和试验方法应按照专用标准执行：
a) 系统试验：
1) 飞行性能试验;
2) 飞行品质试验;
3) 环境适应性试验;
4) 电磁兼容性试验;
5) 可靠性试验;
6) 维修性试验;
7) 安全性试验;
8) 运输性试验;
9) 人机交互试验;
10) 互换性试验。
b) 机体试验。
c) 动力装置试验。
d) 飞行控制与导航系统试验。
e) 任务载荷试验。
f ) 数据链试验。
g) 控制单元试验。
