飞行控制系统 (Flight control system, FCS) 是一种通过控制面、驾驶舱操控装置、链以及必要的机械机构，来控制飞行器稳定安全飞行的系统。
1903 年 12 月 Wright 兄弟成功实现人类首次有人驾驶飞机飞行以来，如何安全稳定地控制好飞行器的飞行，是人们一直在研究的问题，而为解决这一问题所提出的飞行控制系统也一直在飞速发展。
在第二次世界大战之前，对于飞行器的控制主要采用机械操纵系统。二战之后，随着飞行速度的提升、飞行包线的扩大，飞行员自身的力量不足以直接操作控制舵面，于是伺服助力系统应运而生。20世纪70年代，随着—主动数字技术和电传操纵技术的出现，飞行控制的概念又一次被革新。
未来，光学控制系统以及飞行控制系统智能化必然会成为飞行控制系统发展的主要趋势
基本任务
为了满足飞行安全性和完成飞行任务的目标要求，飞行控制系统所要完成的基本任务包括4类：
1、改善飞行品质。
2、协助航迹控制。
3、全自动航迹控制。例如,无人机或飞航式导弹的全程自主飞行控制等。
4、监控和任务规划。当驾驶员的反应速度和能力不能胜任多种参数的观测和协调控制时，飞行控制系统也能支持驾驶员完成艰巨的飞行任务，成为驾驶员的得力助手。
发展历史
传统飞行控制阶段
二十世纪初
1899年，从莱特兄弟的第一架飞机试飞成功开始，人类飞行的控制问题就成为了飞行器发展不能忽略的问题。莱特兄弟为解决飞机的平衡性和可控性等问题，通过机械链操控机头活动平板、翼尖扭曲和机尾垂直平板，实现了飞机的俯仰控制与配平、滚转和航向控制，这套系统就是最早的机械操纵系统。
早期的飞机尺寸小、速度慢，气动舵面受到的气动力通常不大，可由简单的机械操纵系统控制，即驾驶杆和脚蹬的运动通过钢索或拉杆传递，直接操纵舵面偏转。1914 年，美国 Sperry 公司研发了电动陀螺云台，用于稳定飞机平飞时的角运动，这套系统也成为了后来自动驾驶仪的雏形。
二战期间
机械操纵系统本质上是一种通过飞行员自身力量驱动飞机舵面偏转的系统，而随着飞机性能的提升，纯机械操纵系统的弊端也逐渐显现，即当飞机的尺寸变大、重量增加、飞行速度明显提高时，飞行员自身的力量不再能够直接驱动舵面偏转，在二战期间，飞机性能得到了飞速发展，这一问题也显得更加严重。为解决这一问题，液压助力器应运而生，其主要作用是辅助飞行员准确高效的实现舵面偏转。另一方面，为了能够执行长时间的飞行任务和增加轰炸瞄准的精度，在第二次世界大战期间，也出现了功能相对完善的自动驾驶仪。自动驾驶仪以姿态稳定为主，辅之较少的输入指令(如转弯、升降、高度保持等)来操纵飞机。
二战后期，随着超声速飞机概念的出现，此时飞行员操纵时已无法直接承受舵面上的铰链力矩，因此，全助力操纵系统应运而生，并且安装了人感系统来为飞行员提供适当的操纵感，系统的高可靠性则通过多余度配置来实现。美国后来的 F-86战斗机，F-104战斗机，波音727 以及苏联的 МИГ-19 等均装有此类系统。全主力系统第一次切断了驾驶杆与舵面的直接联系，有效提高了舵面操纵效能，是飞行控制系统发展的第一次变革。
二战后
20世纪50年代，随着飞机向高空、高速发展，飞行包线不断扩大，飞机的操稳特性变化加剧，在飞机设计时，经常会为了某项飞行性能而牺牲一定的操稳特性，单纯依靠改变人工操纵系统和飞机的气动布局，已难以对飞机进行有效控制。于是，将增稳控制引入到人工操纵中，形成了具有增稳功能的全助力操纵系统。但是，增稳系统在增大系统阻尼和静稳定性的同时，降低了飞机的操纵反应灵敏性，不利于机动飞行。为此，在增稳系统的基础上增加了杆力 (或杆位移) 指令前馈控制，发展成为控制增稳系统，装有此类系统的飞机有 F-14，F-15 和 МИГ-21 等。控制增稳系统的引入，有效解决了高空高速飞机的稳定性与操纵性之间的矛盾，扩展了飞行包线，成为飞行控制系统发展的第二次变革。
自 20 世纪 60 年代，自动驾驶仪的功能进入飞速发展时期。自动驾驶仪开始与机载无线电导航、惯性导航等系统交联，扩展了航机控制的功能；又与仪表着陆系统交联，实现了自动进场、着陆控制；此外，在与自动油门综合后，完整的自动飞行控制系统正式形成了。美国的 PB-20D，SP-177 等均采用的是自动飞行控制系统。至此，以机械操纵系统为主体的飞行控制系统发展到了顶峰。其采用闭环反馈原理，针对已设计好的飞机刚体动力学特性——稳定性和操纵性的缺陷进行补偿，减轻了飞行员的工作负担，实现了精确的姿态和航迹控制。
现代飞行控制阶段
在传统的飞行器设计中，设计师们通常不会考虑飞行数字技术对各项基本设计技术之间的协调作用和提高飞行器性能的功能。然而，随着飞行器飞行范围增加、飞行性能要求提高，传统的飞行器设计已经不足以满足现代社会的需求，在一定程度上制约了飞行器潜能的发挥和性能的提高。
60年代
20世纪60年代，随着飞机性能的不断发展，传统飞行控制系统发展逐渐陷入瓶颈。为了解决这一问题，有研究人员提出了主动控制技术(Active Control Technology，ACT)的技术理念，即在飞机设计的最初阶段，就充分考虑飞行控制对提高飞机性能的作用和潜力，以放宽对气动结构和发动机等方面的限制，而依靠控制系统主动地提供补偿，从而形成飞控、气动、结构和推进四者之间的综合协调。
主动数字技术打破了传统飞行控制阶段气动布局、推进系统和机体结构三者之间协调和优化的局面，实现飞控、气动、结构和推进四者之间的协调和优化，这意味着飞行控制系统步入了现代飞行控制阶段。
同一时期，为解决机械操纵系统的体积、重量大，结构复杂，力反传问题严重、驾驶杆易产生非周期振荡，控制增稳系统的操纵权限有限等问题，在控制增稳系统的基础上，产生了一种全新的电子飞行控制系统——电传操纵系统（Fly-By-Wire System，FBWS）。电传操纵系统主要。它去掉了驾驶杆到舵机之间的机械传动机构，飞行员操纵指令完全以电信号的形式直接传输到舵机伺服控制回路，不仅较好地克服了机械操纵系统的固有缺陷，还方便地实现了主动控制功能。
20 世纪 60 年代中期出现的集成电路，对航空技术的发展产生了巨大影响，它为制造小份型、可靠的余度电传操纵系统提供了物质条件。
1964 年，第一架采用电传操纵系统的作战飞机 F-111战斗轰炸机试飞成功，之后在其他型号的飞机（如狂风战斗机，F-8C飞机，前联邦德国的 F-104战斗机G 飞机和波音公司 YC-14 短距起落战略运输机等）上也进行了电传操纵系统的验证，并且开始采用数字式系统。
70年代
在 1972 年美国空军发起的轻型战斗机验证计划的竞标中，第一架采用无机械备份的电传操纵系统飞机 F-16战斗机 被美国空军选为新的轻型战斗机，这也标志着人类的飞行开始进入无任何机械备份的电传操纵系统发展时期。这一操纵系统也称为全电传操纵系统。对 YF-16 经过试飞验证及大量技术改造之后定型的 F-16 很快成为世界上第一架无机械备份的模拟式电传操纵系统的飞机。
1975 年，美国通过 FireFly 研究计划最先确立了综合飞行/火力控制( Integrated Flight /Fire Control， IFFC)的概念，IFFC 技术可使作战效能大大提高。
1978 年，搭载数字式电传操纵系统的 F-18 战斗机（美国）投入试验。
80年代
1981 年，第一架无任何机械备份的数字式电传操纵系统的飞机——“美洲虎”战斗机（英国）首次试飞。
20 世纪 80 年代后，期综合飞行/推进控制(Integrated Flight /Propulsion Control， IFPC)开始成为研究热点。IFPC 研究集中到推力矢量的实现和应用上，可极大地提高飞机的轨迹和姿态控制能力，结合推力矢量技术，可使飞机具备大迎角和过失速机动能力，从而在空战中获取较大优势。
90年代
20 世纪 70 年代至 90 年代，美国飞行试验中心在数字战术飞行控制系统(DIGTAC)计划的研究中采用电传/光传混合控制，成为战术飞机光传操纵的雏形。光传操纵系统(Fly-By-Light System，FBLS)是指采用光纤代替电缆作为信号传输媒介、以光信号形式传递控制指令和反馈信息的飞行控制系统。相比于电传控制系统，FBLS 具有抗电磁干扰性强、光纤重量轻、数据容量大、数据传输速率高、电隔离性和抗腐蚀性好等优点，被认为是最具潜力的未来先进飞行控制系统。
1994 年，麦道公司开始致力于光传硬件(FLASH 计划)的开发和仿真演示，并在光数据总线、光传飞控计算机、远程终端分布式部件和光驱动作动器等硬件方面取得了诸多研究成果。
主要分类
按系统各部分之间的连接方式分类
按照系统各部分之间的连接方式，飞行控制系统可以分为机械和助力操纵系统和电传操纵系统系统。
机械和助力操纵系统
机械式操纵系统是最基本的飞行控制系统。常见于空气动力学不是很强的早期飞机或现代的小型飞机。随着飞行技术的不断发展，飞行速度的不断提高，气动舵面的载荷越来越大，导致飞行员仅凭借个人的力量不能完成必要的操纵动作，于是在传统机械操纵的基础上，加入了液压助力系统协助驾驶员实现舵面的准确控制。
20世纪中期出现了具有液压助力器的助力操纵系统，助力操纵系统主要是为了解决飞机尺寸、速度及重量不断增加后飞行员难以直接通过钢索或拉杆来操纵舵面的难题。将液压助力器安装在操纵系统中，作为一种辅助装置来放大飞行员的操纵力，进而驱动舵面运动、控制飞机姿态。
典型的机械操纵系统一般由驾驶员操纵装置、机械传动环节和机械液压伺服作动器组成。其中机械传动环节一般由钢索或拉杆组成；液压伺服作动器一般由机械输入杆、反馈杆和浮动支点机构组成。
电传操纵系统
电传操纵系统产生于上世纪 50 年代末，是较为先进的飞行操纵系统。
电传操纵系统是将飞行员的操纵动作通过微型操纵杆转变为电指令信号，由电缆传输到信号处理系统处理后，再控制执行机构（如液压舵机）输出力和位移，操纵气动能面来驾驶飞行器。电传操纵系统主要是由电子器件构成，属于机载设备范畴。电传操纵系统主要包括微理驾驶杆、杆力（或杆位移）传感器、信号放大器、信号综合处理和余度管理计算机、飞行参数传感器（如高度、速度等）、执行机构、助力器等部件。
在电传操纵系统中，飞行员对脚蹬、侧杆或驾驶盘的操纵信号，经杆力或杆线性传感器转变为电信号，传递给飞行控制计算机，飞行控制计算机将生成的控制指令输送到液压助力器，由液压助力器驱动舵面偏转。同时液压助力器及操纵面的响应信号，回输到飞行控制计算机，用于反馈控制，使飞机能够更加精准地受控于电传操纵系统。
与传统的简单机械式操纵系统和液压助力机械式操纵系统相比，电传操纵系统克服了机械操纵系统的间隙、摩擦和变形等缺点，改善了操纵品质。同时大大减轻了操纵系统的重量和尺寸。
按照飞行器类型分类
按照飞行器的类型主要可以分为飞机控制系统、无人机控制系统和导弹控制系统。
飞机控制系统
在飞机控制系统中，又可以按照系统中驾驶员参与部分的多少分为人工驾驶、半自动驾驶和自动驾驶。
人工驾驶
人工驾驶方式的特点是，驾驶员不但要亲自对周围的飞行环境进行观察，并从领航员、调度员和指示仪表中获得飞行信息，而且还要独立地决策并操纵驾驶杆来完成控制动作。在飞行过程中，驾驶员要全神贯注地观察各种飞行指示仪表，然后经过大脑思维做出决断，并通过手和脚来适时、准确地操纵飞机。
半自动驾驶
半自动驾驶方式的特点是，随动系统的任务由驾驶员来完成。驾驶员通过监视仪表并操纵驾驶杆，来修正由半自动装置形成的失配信号。
自动驾驶
自动驾驶方式的特点是，驾驶员位于控制回路之外，只监视仪器、仪表的信息，并不操纵驾驶杆。控制机构（例如，气动舵面和发动机油门等）的动作完全由随动系统按照自动装置的信号来驱动完成。
无人机控制系统
相较于有人机的控制系统，无人机的控制是一种“人在回路”的控制，无人机没有驾驶员在机上操纵，需要地面人员进行操控。由于是无人驾驶飞行，在飞行前需要事先规划和设定它的飞行任务和航路，在飞行过程中，地面人员还要随时了解无人机的飞行情况，根据需要操控飞机，调整姿态和航路，时处理飞行中遇到的特殊情况，以保证飞行安全和飞行任务的完成。另外，地面操控人员还要通过数据链路操控机上任务载荷的工作状态，来确保遥感或侦察监视等任务的圆满完成。对空中机器人的控制主要包括地面站和数据链路两部分。
在有人机控制系统的基础上，对于无人机的控制还需要地面站与数据链路辅助控制。
地面站
无人机地面控制站也称遥控站或任务规划与控制站，主要由飞行操纵、任务载荷控制、DLC和通信指挥等组成，可完成对无人机机载任务载荷等的操纵控制。一个无人机控制站可以指挥控制一架无人机，也可以同时控制多架无人机；一架无人机可以由一个控制站完成全部的指挥控制工作，也可以由多个控制站来协同完成指挥控制工作。
数据链路
在空中机器人的飞行过程中，无人机与地面站之间的信息交互和控制完全是依赖无线链路进行的。无人机数据链路由机载设备和地面设备组成。机载设备也称机载数据终端，包括机载天线、遥控无线电接收机、遥测发射机、视频发射机和终端处理机等，地面设备包括由天线、遥控发射机、遥测接收机、视频接收机和终端处理机构成的测控站数据终端，以及操纵和监视设备。
导弹控制系统
随着现代科学技术的飞速发展，导弹作为现代战争中不可缺少的武器装备，往往决定着战争的形势甚至结果。精确打击目标是现代高技术航空武器系统的首要任务，因此这项技术在现代军事中的地位越来越重要。精确制导武器作为实现精确打击的主要手段之一，已成为信息战中造成人身伤害的主要手段，在战争中发挥着重要作用。对于导弹的控制问题，通常会分为制导系统与控制系统两部分进行设计。
制导系统
控制系统
导弹控制系统主要由综合控制电路、舵系统和惯性组件组成，通过对导弹舵面的实时控制来改变导弹飞行姿态和飞行轨迹。控制系统主要的部件有：测角仪、陀螺仪、角速度计、导引头和舵机。
导弹控制系统是一个非线性、时变、多变量复杂控制系统，难以建立精确的数学模型，模型的不确定性使得控制系统设计难度加大。虽然通过传统控制方法设计的导弹控制系统可以达到控制要求，但是传统控制方法存在不少的局限性，控制系统参数的确定过程复杂且难以寻得最优参数，控制系统缺乏自学习、自适应能力等。而随着人工智能技术的发展，机器学习在导弹控制系统的设计中正扮演着越来越重要的角色。人工智能应用于导弹控制系统使得控制系统具有学习、推理、决策的能力，并根据环境的变化进行适应性调整，实现由“人”来完成任务。
主要组成
舵回路
舵回路也称伺服系统，按照指令模型装置或敏感元件输出的电信号操纵舵面，实现飞行器运动或轨迹运动的自动稳定和控制。
舵机
舵机是舵回路的执行元件，通过将力矩（或力）和角速度（或切向速度）输出到多面上，实现舵面的偏转。
传感器
要想实现飞行自动控制，首要问题是如何精确测量飞行器的各种飞行参数，例如姿态角、角速度、飞行高度和速度等。测量这些参数的仪表和传感器有陀螺仪、加速度计、马赫传感器和高度传感器等。
高度
飞行高度通常通过气压式高度表测得。气压式高度表通过感受大气压力来测定飞行高度。气压式高度表由真空膜盒、传动放大器、补偿装置和信号转换器组成，它们安装在密封的仪表壳体内。当飞行高度发生变化、外界环境的气压发生变化时，作用在真空膜盒上的大气压力也发生变化，膜盒就会膨胀或缩小。膜盒变化时，其发生的位移和大气压力之间成线性关系，通过位移变化即可测得大气压强大小，从而得到飞行器当前的高度。
速度
对于空速的测量主要通过压力式空速表测得。压力式空速表由空速管、开口膜盒、放大传动机构和电位计组成。空速管安放在受气流扰动最小的地方，其余部件安放在密封的仪表壳体内。当飞行器飞行时，空速管可以将气流产生的总压和静压通过导管分别送到开口膜盒和密封的仪表壳体内，两者差值即为气流的动压。在动压的作用下，膜盒产生位移，经过放大传动机构使碳刷相对于电位计滑动，从而输出与压差成比例的电信号。
角度
风标式迎角（侧滑角）传感器是一种常用的迎角、侧滑角传感器，该传感器由具有对称剖面并随气变化而转动的翼形叶片、放大传动机构和电位计构成。当翼形叶片的中心线平行于迎面气流时，作用于叶片上、下表面的压力相等，叶片不转动；当飞行器以一定的迎角飞行时，作用在叶片上、下表面的气动力不相等，产生压差，使叶片绕其轴旋转，直到中心线与迎面气流方向一致为止，叶片的转角就是飞行器当时的迎角。风标式迎角传感器一般安放在飞行器的头部或翼处。
阻尼器
阻尼器是一种利用阻尼特性来吸收或抑制冲量，藉以减缓力学振动及消耗动能的机械或液压装置。当飞行器发生剧烈振荡时，在阻尼器的作用下，可以有效减弱这种振荡。例如，当飞行器在高空飞行时，由于高空空气稀薄，导致高空、高速飞行的飞机其自身运动阻尼下降，因此在驾驶员操纵高空、高速飞机时，将会产生绕飞机各轴运动角速度出现强烈振荡，不仅使驾驶员难以准确操纵飞机完成瞄准、射击等任务，而且长时间处于这种操纵状态也会感到疲惫不堪。为解决这一问题，通常会给飞行器加装俯仰阻尼器来减轻飞行器在俯仰角上的震荡问题。
阻尼器包括俯仰阻尼器、滚转阻尼器、偏航阻尼器，主要原理是以相应的姿态角变化率作为反馈回路从而调节飞行器运动的阻尼比。
增稳回路
增稳回路也称增稳系统，类似于阻尼器的原理，增稳系统也是通过反馈飞行状态量，形成反馈回路，改善飞行器的飞行品质。但与阻尼器减弱震荡的功能不同，增稳系统主要用于改善飞行器的固有频率。
控制回路
控制回路也称控制增稳系统，其基本工作原理是：
由于电气通道采用前馈形式，因此可以使系统的开环增益取得很高，同时又不会因减小了系统的闭环增益而降低静操纵性，这是俯仰控制增稳系统的显著特点之一。利用这一特点可以通过提高前馈电气通道的增益，来解决因增稳反馈回路的增益取得很大而造成的系统闭环增益减小的问题，从而改善系统的静操纵特性。
自动驾驶仪
自动驾驶仪，原意是用自动器取代驾驶员，自动驾驶系统是现代飞行器的主要机载设备，军用歼击机、战略轰炸机、民用旅客机、战略运输机、航天飞机、载人飞船等飞行器均采用各种自动驾驶系统，代替飞行员完成一定的飞行任务，而无人驾驶飞机完全是由自动驾驶系统根据预先给定的程序进行飞行的。自动驾驶系统能够帮助飞行员完成预定的航线飞行；完成复杂气象条件下的自动起飞、着陆；还可以在其他导航系统的协助下，完成如地形跟踪等难度较大的特殊飞行任务。
自动驾驶仪的主要功能可列举如下：
自动驾驶仪主要由阻尼陀螺仪、垂直加速度传感器、水平加速度传感器、控制组合、自动检查组合、磁放大器、舵机、信号限制器和零位指示器组成，并且与航迹控制系统和中央垂直陀螺仪交联。
未来发展
飞行控制系统的发展总是与飞机发展需求的提高相适应，在解决各阶段性能问题的过程中不断完善、革新，反过来又促进飞机平台的革命性飞跃。未来新型飞机必然需要在复杂的信息化环境条件下高效地完成各种飞行和作战任务，这就必须依靠先进的飞行控制系统。未来飞行控制系统的发展主要会围绕以下几个方面：
参考资料
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