第二讲：航模平衡仪如何维持飞机的水平飞行状态？
为简单起见，主要讲解常规布局的电动飞机的情况。
1.视野范围内的手动控制
还在视野范围内时，用户可以通过肉眼判断飞机的大致飞行状态（航向、姿态、位置和速度），同时通过RC发射机来进行实时控制。此时只有RC发射机的手动模式控制。
以电动飞机为例，此时的常见机载设备连接关系如图所示：
动力电池（5V以上，一般6至12V）的正极连到电调的电源输入口，负极连到电调的地线口。在航模无人机中，很多设备连接线都是三芯线（电源、地和信号）。根据电子产品的行业习惯，电源线一般为红色，地线一般为黑色，信号线为白色或者其他非红非黑的颜色。
在航模中，RC发射机至少三通（三个通道：副翼、升降和油门）以上。RC接收机与RC发射机必须相互匹配，一般工作频率（可以通过“对频”操作来校正）和通道数都必须相同。三通RC发射机可以用在飞翼机型上。对常规布局，一般是四通以上，即在三通的基础上至少增加一个方向通道。上图所示的RC接收机为五通设备，即CH1=AIL，CH2=ELE，CH3=THR，CH4=RUD，CH5为空闲通道。图中所示BAT接口即“Battery（即电池）
”接口。
在RC接收机接口面板内部，所有舵机的电源线已内部连通，相关地线也已内部连通，即只要给其中一个舵机通道供电，就能给RC接收机和其他舵机通道供电，此时RC接收机的BAT口可以悬空不用。但因为各通道的信号内容互不相同，所以信号线各自独立。
2.FPV：视野范围外的手动控制
飞机飞远后，无法通过肉眼直接观察，就只能通过无线通信手段，下载遥测数据并显示在地面监视器（如小电视机）。最简单的方式就是利用OSD模块，把遥测数据叠加到图像数据上，再利用图传数据链路传回地面。用户就能通过观察遥测数据知道飞机的实时飞行状态，然后利用RC发射机实时控制飞机。但这对用户的遥控技术和精神状态有较高要求。
其中“OSD”为“On Screen Display”的英文缩写，意思是“视频叠加显示”，即把文
字、数字和简单图形等叠加到视频图像上。
最简单的视野外的手动控制系统，其实也是最简单的FPV系统。“FPV”是“First Person View”的英文缩写，意思是“第一人称视角飞行”，是一种最近几年才兴起的航模娱乐方式。FPV以回传地面的视频和叠加数据来获取第一视角飞行数据（姿态和位置等），并通过RC发
射机实时控制飞机的飞行，以取得一种身临其境的飞行驾驶员的感觉。
上图为最简单的FPV系统的机载设备的硬件接线图。左边部分是实时飞行控制系统，与视野范围内的机载系统没有什么区别，右边部分是新增的视频传输系统：以OSD模块为中心，从GPS模块获取位置信息，从摄像头模块获取视频信息，从图传电池（一般为12V）获取电源，然后把位置信息变成文字、数字和简单图形，叠加到视频图像上，再转到图传（即图像传输）发射机，以无线电波的形式回传地面。
到此为止，航模无人机上的无线信号通信链路，除了单向的RC链路（RC发射机->RC接收机）之外，又增加了一个单向的图传链路。注意到：
(1)每个无线通信链路都有一个发射机（带发射天线）和一个接收机（带接收天线）。
(2)每套传输设备都有固定的工作频率。可以这样来简单理解频率的概念：一秒钟拍两次手，拍手频率就是2HZ；一秒钟内，同一个无线电信号波形（如一个正弦图形）重复出现1000次，则信号频率就是1000HZ。更深入的“载波”、“调制”等概念请自行查阅相关资料。
(3)频率选择：
只有一套无线传输设备时，可以不用过多考虑信号频率的问题，但同时有两种无线信号平行传输时，就有一些讲究了。这里主要从同频干扰的角度出发来考虑问题。
现在常用的图传频率有1.2-1.3G和2.4G两种，那么：
①RC发射机为72M时即可以选择1.2-1.3G的图传设备，也可以选择2.4G的图传设备。 ②RC发射机为2.4G时只能选择1.2-1.3G的图传设备。
3．平衡仪模块的引进
为了减轻用户的负担，可以在飞机上增加一个平衡仪模块，插入到RC接收机与舵机之间，即RC发射机发出的PMW信号先经平衡仪中转才能到达舵机，而不再是直通状态。由此产生了两种模式：手动模式和增稳模式（对应于RC发射机的一个两段开关）
。
在手动模式下，平衡仪几乎原封不动地中转RC发射机信号，当然，对飞翼机型（副翼升降混控）和V尾机型（升降方向混控），还得进行必要的混控处理。
在增稳模式下，平衡仪会在RC发射机信号上叠加一个增稳信号，再传给舵机。增稳信
号的任务是尽量保持飞机的水平飞行状态，当飞机偏离水平位置时，阻碍它的运动趋势。
增稳有两个维度。当机头抬起或下沉时，对俯仰通道进行增稳，当机翼滚转时，对横滚通道进行增稳。当机头和机翼同时偏离水平位置时，就同时在横滚和俯仰通道上进行增稳。
参见上图，以FY20Ａ(2010年5月版)为例，简单讲解航模平衡仪的基本内容。
（1）先讲供电关系
如上图所示，对于同一个信号通道，RC接收机与FY20A之间通过配线相连，也就是，对应的电源口和地口是联通的，即，对电动飞机而言，只要RC接收机这头一上电，FY20A就能从RC接收机这里取电，而不必再用电池对其进行供电。只要其中一个通道能取电，其他通道上的电源口和地口都可以悬空不接，而只接相应的信号线。
类似的，舵机也可以通过配线从FY20A取电。
对油动飞机而言，RC接收机使用一个电池，FY20A和舵机尽量使用另一个电池。因为舵机通道上的快速操作，会产生剧烈的电流变化（并导致相应的电压变化），从而影响到油门舵机的正常工作（电压变化太快容易空中熄火并导致炸机）。此时一般要对舵机独立供电。
FY20A、RC接收机和舵机的正常工作电压都是5V左右（4-6V）。
（2）对舵机通道CH1-CH4，FY20A的接线面板分为信号输入和信号输出两个部分。 对油门通道，FY20A不提供任何接口，所以，油门通道是“直通”的，油门信号直接从RC接收机的油门输出口传到油门舵机（对油动飞机）或电调（对电动飞机）。
如果是常规布局的机型，对AIL/ELE/RUD通道，每个通道按“RC接收机->FY20A->舵机”的连接顺序依次接好即可。如果是无副翼布局（一是无舵面混控，本身又不带副翼；二是无舵面混控，有副翼而闲置不用），把方向通道悬空不接即可。
（3）对CH5，只存在“RC接收机->FY20A”的连接关系。一般使用RC发射机上的一个空闲通道（如一个三段开关）来对应FY20A的三种工作模式（手动模式，增稳模式和3D模式），其中3D模式对航拍意义不大，在此省略不提，即，可以只用一个两段开关来切换手动和增稳两种主要工作模式。这里的增稳模式，其实就是航模无人机里最简单的自动控制模式。
在第一讲中，在手动模式下，为了使飞机压住航线水平直飞，需要遵从这样的操作规则： “要阻止机头下沉，就使升降摇杆拉杆（往下打），要阻止机头上抬，就使升降摇杆推杆（往上打）；要阻止机头左转，就使方向摇杆往右打，要阻止机头右转，就使方向摇杆往左打；要阻止左机翼下沉，就使副翼摇杆往右打，要阻止右机翼下沉，就使副翼摇杆往左打；要阻止飞机加速，就使油门摇杆往下打，要阻止飞机减速，就使油门摇杆往上打。“
在这里，上述操作规则改由平衡仪在增稳模式下来自动执行，只是对于FY20A，油门上的规则无效，因为FY20A上的油门只能手动控制。
同时，在方向通道上，FY20A的阻尼作用并不强烈，如遇到大风，把机头吹偏到别的航向角上，FY20A不会努力使之回到原来位置，而是听之任之，即，吹到哪个航向上，就留在哪个航向上。严格来讲，FY20A没有航向增稳的功能，而只能“试图稳定航向”。
即，在FY20A中，在增稳模式下，新的压线规则如下：
①当机头下沉时，FY20A会模拟升降摇杆拉杆动作，向升降舵机输出使机头上抬的PWM增稳信号，只要机头没有回到水平位置，增稳信号就不为零；当机头上抬时，FY20A会模拟升降摇杆推杆动作，向升降舵机输出使机头下沉的PWM增稳信号，只要机头没有回到水平位置，增稳信号就不为零。
②当左机翼下沉时，FY20A会模拟副翼摇杆往右打的动作，向副翼舵机输出使右机翼下
沉的PWM增稳信号，只要机翼没有回到水平位置，增稳信号就不为零；当右机翼下沉时，FY20A会模拟副翼摇杆往左打的动作，向副翼舵机输出使左机翼下沉的PWM增稳信号，只要
机翼没有回到水平位置，增稳信号就不为零。
4.什么是惯性姿态测量？惯性姿态测量与航模平衡仪的增稳控制有什么关系？
1）惯性器件
通常所说的惯性器件就是基于MEMS（微电子机械系统）技术的陀螺和加速度计。陀螺测量物体沿某一轴转动的角速率，加速度计测量物体的重力加速度分量。
2）姿态和航向
把角速度积分后可以得到物体转动的角度，在三个维度上分别积分，就能得到物体在3D空间中的转动角(航向角、横滚角和俯仰角)。在上一讲中，已经给出了非常精确的定义。
把重力加速度按飞机机体坐标系（x轴指向机头方向，y轴指向右机翼，z轴向下）进行分解，这样根据重力加速度在各个方向上的分量之间的关系，就能算出飞机的倾斜角（横滚和俯仰），也就能得到所谓的“姿态”。此时如果要算航向角，还得加三轴磁强计，利用姿态角和磁场强度在三轴方向上的分量之间的关系进行计算。
如何利用惯性器件来计算姿态和航向的具体方法，请自行查阅相关技术资料。
3）惯性姿态测量
单用陀螺和加速度计都能算出飞机的姿态，但陀螺对温度敏感，容易产生零点漂移，精度高的陀螺都很贵，便宜的陀螺几乎不能单独使用（一分钟温漂十几度），而加速度计对震动敏感，飞机在颠簸、加减速或转弯的时候，加速度计就不能正常工作（因为“超重”或“失重”，此时测得的重力加速度分量不够准确）。
假设角加速度恒定为k，计算角度的积分公式实际就是：θ=ωt，其中t为时间。 如果陀螺没有零点漂移，如上图左边部分所示，从零时刻算起，到t1时刻转过的角度值实际就是过零点的斜线（斜率为k）与横轴所包围的红色图形面积。
如果陀螺有零点漂移（为简单起见，假设为常值漂移ω0），则计算角度的积分公式变为θ=(ω+ ω0)t=ωt+ω0t, t为时间。
如上图右边部分所示，算得的角度值中有一个随时间增长而不断增长的部分，即ω0t。如果不把这部分数值消除掉，陀螺积分算得的角度值就肯定不够精确。
一般的做法是：利用卡曼滤波数据融合算法，把陀螺数值和加速度计数值取长补短地结合起来，就能得到精确的姿态数值。
打个比方，陀螺算出来的姿态角相当于考试成绩，而加速度计算出来的姿态角相当于平时成绩，单看考试成绩或平时成绩，都不能准确评价学生的实际水平，那么按照一定比例关系（如平时成绩占总六成，考试成绩占四成）来综合评价，无疑是更为合理的方案。
如果能引入无漂移的GPS数据和气压计数据，姿态解算的精度将会提高几个档次。再打个比方，多参考几个评分老师的意见，无疑能得到更为客观准确的综合评价。
4）保障和提高惯性姿态测量的精度
提高惯性姿态测量精度的最简单的办法，就是使用高精度的器件，但在实际应用中因成本太高而并不常用。然后就是通过软件算法，比如对采集来的原始数据进行复杂滤波，来提高计算精度。最后才是从源头上消除器件本身的使用限制。
针对加速度计震动敏感的情况，必须做减震处理（官方提供了标配的减震架）和减震检测。FY20A中，有一个震动指示灯，用来检测飞机的减震情况。把飞机静置地面，切入手
动模式，然后逐步改变RC发射机的油门摇杆位置（如最高、中上、中间、中下和最低），并在各个位置单独停留一段时间（如20秒），再去观察指示灯的情况（如要深究，请自行查阅FY20Ａ的官方说明书）。只要不符合要求，就必须重新减震。
针对陀螺温度敏感的情况，FY20A中提供“陀螺初始化”的解决方案。具体做法是，接好初始化跳线，把飞机静置地面不动，然后采集一段时间内的陀螺读数，因为飞机没有转动，所以每个陀螺的读数都在基准值的位置附近，把采集到的陀螺读数取个平均值，就是新的陀螺基准值了。
5）姿态控制、增稳控制与舵面控制
在第一讲中，已经讲述了如何使用PWM信号精确控制舵面转动的原理，那么现在，通过惯性姿态测量，又能精确知道机头上抬或下沉的角度，以及机翼上抬或下沉的角度，就能知道还要让舵面往哪个方向持续变化，才能使机头和机翼到达目标姿态。
即可以把姿态控制转化为舵面控制来执行。当目标姿态为水平位置（横滚为零，俯仰也为零）时，就是平衡仪在增稳模式下的增稳控制了。
6）初始姿态安装误差的问题
FY20A是以自身的水平线为控制基准，如果没有初始姿态安装误差，FY20A与飞机处于同一条水平线上，那么，把FY20A
从非水平状态修正回水平状态，则飞机也能恢复水平。
7）FY20A中的PID
参数调整
上图为FY20A平衡仪的顶视图。右边的三个旋钮就是用来调整PID参数的接口（FY20A实际使用PD控制。P值和D值同向增大。具体的PID控制方法，参见下文相关内容。）
每个旋钮对应一个舵机通道，这旋钮既可以控制方向也可以改变控制量的大小。旋钮在中间时控制量最小，左右两边分别逐渐增大，并且控制方向相反。
具体调整办法：
第一步，调整FY-20A上的三个灵敏度旋钮在中间位置，如下图所示。然后将所有的旋钮往一个方向旋转(顺时针或者逆时针都可以)。
第二步：把飞机放在一个水平面上，副翼和升降舵面都是水平的，方向舵在中间位置。把控制FY-20A工作模式的三段开关切到增稳模式。
第三步：按增稳时机体运动和舵面反应的关系规则，使机头抬头、下沉，使机翼抬起、下沉，使机头左转右转，依次判断升降舵面、副翼舵面和方向舵面的反应是否正常（即能否阻止飞机的运动趋势，使之保持在水平直飞的状态）。如果某个通道的舵面反应方向不正确，而把旋钮转到另一个方向上。直至三个通道上的舵面反应都是正确的。
第四步：在手动模式下把飞机飞上天，然后切入增稳模式，观察飞机各通道的增稳情况。如果没有增稳效果（即飞机偏离水平位置时，不会自动修正回去），那么增大该通道的感度（把对应旋钮往变大的方向调）。而如果飞机在该通道上反复震荡，说明感度太大，则把对应旋钮往变小的方向调。
7）在增稳模式下，手动控制量和增稳控制量之间有什么关系？
两个控制量有一定的相互独立性。手动控制量由RC发射机的手动控制产生，而增稳控制量则跟飞机的倾斜角度（以及对应舵面感度）有关。两者作用方向相反，作用效果直接相加后输出到对应舵机。例如，当前飞机机头向下偏离水平位置10度，平衡仪就产生使飞机向上回转10度的控制量，如果手动控制产生使飞机准备向下倾斜30度的控制量，那么最后作用在升降舵的就是准备向下倾斜20度的控制量。
这就是操作人员感觉在增稳模式下，操纵灵敏度降低的原因。
倾角较小时手动控制量大于平衡控制量，此时控制权在手动控制量上，飞机会往手动控制的方向倾斜，平衡控制量起到的就是微调的作用，不使操作动作太大而造成失控。手动控制量继续加大，到了一定角度，手动控制量和平衡控制量相等，飞机进入平衡状态。手动控制量再加大，但此时平衡控制量大于手动控制量，把握了主动权，从而飞机回转水平状态的趋势大于倾角继续增加的趋势，倾斜角度无法再增大。但如果手动控制量不突然减少得太厉害，飞机也不会越过平衡点回到水平状态。只要手动控制量还在，飞机就维持在一个平衡点上。手动控制量逐渐减少，平衡控制量会主动把飞机控向水平方向，但很快又进入下一个平衡点。手动控制量如果完全消失，那么平衡控制量的终极目的就是把飞机控回水平状态。随
着倾斜角度的减少，平衡控制量会越变越小，直至为零。
5.平衡仪中的PID控制（假设方向通道上也有严格的增稳功能）
（1）PID控制的作用
一般而言，在固定翼中，把姿态变化、舵面转动和PWM舵机信号关联起来时，就需要讨论一个PID算法的问题。假设现在机头向上抬起10º，想要使之变为向上抬起30º，那么，怎样减少中间的20º偏差，就是飞行控制器接下来的控制任务了。
前面知道，飞行控制器向升降舵机输出PWM信号，升降舵机的摇臂就会转动，从而拉动升降舵面上下转动，进而改变飞机的受力情况（姿态随之改变）。每时每刻自驾都能知道机头的抬起角度，每时每刻都知道现在还要继续抬起多大的角度，才能最终使机头抬到30º。
飞行控制器要做的事情，就是持续不断地对升降舵机输出合适的PWM信号，控制它的转动。这个变化需要时间（即有子控制过程），这个变化也有一定规律。
每一小段的变化过程，都有一个改变速度。这个就是PID中的P要干的事情。P越大，变化越快，即相当于P是一个变化率了。但是，固定变化率会带来一个问题，就是最后不能恰好到点停下来，比如，倒数第二次子控制时机头抬起28º，最后一次子控制时机头抬起32º，不能恰好到达30º。怎么办？要么再往回控，想办法减小这2º的新偏差，要么就是在之前的控制过程中未雨绸缪，提前抑制这个偏差。
一般有两个抑制方向，一个是防止“偏大”，另一个是防止“偏小”。Ｄ用来防止“偏大”（但容易造成“偏小”），Ｉ用来防止“偏小”（但容易造成“偏大”）。
（2）举例说明PID控制的基本内容
①什么是状态量？什么是目标量？什么是控制量？
PID是自动控制理论里的一种控制方法，其中P是“比例”、I是“积分”，D是“微分”。
假设有一个状态量，在整个过程中，我们希望通过输入一个控制量，使这个状态量发生变化，并尽量地接近目标量。比如，在航线控制中，飞机从目标航线外向目标航线接近，并准备切入航线（机头与航线方向平行，机身水平直飞），此时的状态量是飞机的当前航向，目标量是飞机到达航线时的航向，控制量则是我们对其进行控制的方向舵面（或横滚角度）。为简单起见，我们假设只通过调整方向舵面来控制飞机的当前航向，使之尽量接近目标航向。
那么我们如何给出这个控制量（如给哪个方向的、多大的方向舵量）呢？最简单的考虑，就是按照当前航向与目标航向的偏差大小来决定方向舵量的大小：方向舵量p = P * （目标航向 – 当前航向）。这个方向舵量p，就是PID控制里的P部分，即比例部分。
如图所示，第一次自控制过程给出的方向舵量为p=45P，显然，这时候的航向还不是0º,还要进行第二次子控制过程，方向舵量依然是p = P * （目标航向 – 当前航向）。如此类推，直至最终飞行航向为0º，才算完成了一次完整的控制过程。
②P项的局限性和I项的必要性
那么，是不是只要有了P，我们的控制就完成了呢？实际上，在大多数情况下，我们可
以依靠P去控制飞机来接近目标量，但可能还会出现一些意外情况，比如，当飞机的安装有偏差（即系统误差），当不给出方向舵量（即方向舵面在中立位上）时，机头会向右偏过一点，只有给出“左5”的修正方向舵量时，飞机才能直飞。
假设只有P项时，假设存在安装误差，假设初始状态是飞机航向和目标航向一致（即上一控制过程中，只用P项已经能使飞机成功切入航线），理想情况下此时方向舵面应该在中立位上。但由于系统安装误差的存在，机头会向右偏过一点，于是偏离了目标航向，然后P项控制会输出一个左舵，来修正航向偏差。参考着公式（p = P * （目标航向 – 当前航向））来分析，刚开始时偏差量很小，输出的左舵也很小，不足以阻止飞机继续右偏，结果导致这个左舵随着偏差加大而不断加大，最终到达左5的舵量，使飞机直飞。
但此时飞行航向与目标航向始终存在一个偏差：这就是P的局限，无法修正系统误差。 于是I项积分控制就出场了。
③I项控制如何消除系统误差？
定义I项为：方向舵量i = I * (偏差和)。每个子控制过程开始前，计算一下当前航向和目标航向的偏差，然后累加到历史偏差和中。即这个偏差与跟历史累积误差相关。
同样是上面的例子，I项的效果体现为：当飞机航向与目标航向始终存在偏差（假设为5度）时，这个偏差会被算入I项中，于是在P项之上，再叠加一个I*5的修正量，增加了一个左舵（假设为2度），然后导致飞机航向与目标航向的偏差减小一些。
如果此次子控制过程计算输出的控制量并没有完全消除误差，那么下一次子控制过程还会继续再增加输出控制量，使误差进一步减小，这样经多次计算后，除系统误差外，其他误差已被彻底消除。而系统误差每次都会被算入I项中，于是实际等效于，I项中始终会给出一个左5的舵量，使误差归零。这就是I项的作用，消除系统误差。
④D项控制如何消除“过头量”？
D项的意思是微分。为了便于解释，我们假设不存在系统误差（即I项为0）。比如当目标航向为0度，当前航向为30度时，根据P项作用，会输出一个左舵（假设为左15），使飞机向左转动，于是当前航向逐渐减小，比如减小到20度的时候，P项输出的左舵也会减小到左10。那么，当飞机转到0度（跟目标航向一致）时，P项输出为零（即方向舵回到中立位），飞机是否就能保持0度直飞了呢？答案是否定的。
由于惯性作用，飞机在左转弯时产生了一个逆时针的角速率，结果飞机航向为零（即到达目标航向，同时方向舵面回中）后，机头还会继续左转，然后产生负的偏差，于是P项再输出右方向舵量，然后再机头回中。如果P项大小合适，我们看到的就是一个逐渐收敛于目标航向的飞行航向，即先左过头，然后右过头，再左过头，再右过头……最后过头量越来越小，最终到达目标航向。
D项的作用，实际就是尽量消除这个过头量，使机头尽快贴近目标航向。
D项的定义是：方向舵量d = D * (当前状态量 – 上一次的状态量)。在这个例子中，当飞机在从30度的航向，左转弯到0度目标航向的过程中，D项的输出实际上是转弯角速率（因角速率是角度的微分）的比例值，并且方向与P项相反，这样当飞机比较接近0度目标航向时（P值已经很小了），而这时候如果转弯速率还很大，D项就输出一个右方向舵量，抵消过快的转弯速率，阻止飞机航向在到达目标航向后继续冲过头。
⑤完整的PID控制
最后，完整输出的方向舵量 = 方向舵量p + 方向舵量i - 方向舵量d。根据飞行的表现，通过对P、I、D系数的调整，最终使输出的控制量能够尽快的控制状态量贴近目标量，并消除系统误差，避免过度震荡（如机头向左转动，到达中点时不能立即停止，然后向左偏，被修正回右边后，到了中点还不能立即停止，然后向右偏；如此反复）。
在完整的固定翼自动驾驶仪系统中，除了航向通道需要PID控制外，其余需要控制的通
道还有：副翼舵->目标横滚角、升降舵->目标俯仰角、目标俯仰角->高度差、油门舵->空速、目标航向->偏航距。详细内容将在下文展开叙述。
（3）重新理解FY20A的感度调整方法
知道PID各项的具体意义之后，可以重新理解FY20A的感度调整方法。
把手动模式下的“RC发射机->RC接收机->平衡仪”这段信号通道理解为手动信道，把增稳模式下的“平衡仪->舵机”这段信号通道理解为自动信道，这样就能对比着来理解一些“参数设置”的操作内容了。为简单起见，依然针对常规布局的电动飞机展开叙述。
①PWM手动信道初始化
首先，以FUTAB-10C为例，在RC发射机中把飞机布局设置为固定翼常规模式（AIL/ELE/RUD，即每个通道无任何混控）
，如需反向，则设置反向。
接着，把工作模式对应到一个两段开关上。
接着，每个通道的行程(End Point)。如果都落在-100至+100的范围内，那么，输出的PWM信号就会落在1ms-2ms
的范围内。
②PWM自动信道初始化
首先，是舵面反向的问题。前面已经讲述了一个增稳规则的基本内容。如果增稳信号作用方向不对，那么，它非但不能阻止飞机偏离水平状态的运动趋势，反而会加速这种运动趋势，增加了炸机的可能性。FY20A中，增稳信号的反向跟手动信号的反向是分开的。
调节每个舵机通道对应的感度旋钮的方向，可以设置对应舵面的正反向。
接着是最大舵面转动角的问题。把感度调到最大后，增稳信号能驱动舵面转动的角度，其实跟手动时的最大转动角度是一样的。也就是，如果感度没办法再调大，而增稳效果依然
不明显，则只能调整舵机的物理孔位了。
然后回到PID控制的角度，来理解增稳作用于旋钮感度的关系。FY20A中使用PD控制来进行横滚增稳和俯仰增稳，而P值与D值（不是P项与D项，P值和D值是参数，P项和D项是舵量的分量）同向增加或同向减小（维持一定的比例关系，由具体程序决定）。
这里针对横滚通道展开叙述，俯仰通道上原理是一样的，不再赘述。
P值相当于变化率，同样大小的横滚角，P值越大，增稳舵量就会越大，姿态改变的速度就会越快，恢复水平状态的速度就越快。但P值太大，则机翼回到水平位置后，可能刹不住脚，会朝反方向偏离，如原本左机翼下沉，回到中位后又变成左机翼上抬，等增稳信号“反向”，使左机翼向下运动时，同样的“刹不住脚”现象还会继续发生，于是产生了横滚震荡。
所以，这时候需要调小感度，感度小了，对应的P值也小了，横滚震荡就不会那么明显。 但P值小了，增稳舵面也会变小，姿态改变的速度就会变慢，恢复水平状态的速度也越慢，甚至出现增稳舵量根本没有任何阻止机翼偏离水平状态运动趋势的效果。
选择一个合适的感度，就能设置合适的Ｐ值和Ｄ值，就能更好的进行增稳控制。
前面已经讲过，Ｐ项和Ｄ项作用方向是相反的。Ｐ项为了阻止机翼下沉，那么，Ｄ项就是帮助机翼下沉。抛开具体的逻辑意义，类比到日常生活的道理中，如“萝卜与大棒”、“奖励与惩罚”等，可以看到，正是有了正反向并存的调节机制，很多制度才能“不偏不倚”的精确执行。对增稳舵量而言，P项相当于“奖励”，D项就相当于“惩罚”，这样，保证增稳舵量能努力使飞机回到水平状态，但又不会“矫枉过正”。
第二讲：航模平衡仪如何维持飞机的水平飞行状态？
为简单起见，主要讲解常规布局的电动飞机的情况。
1.视野范围内的手动控制
还在视野范围内时，用户可以通过肉眼判断飞机的大致飞行状态（航向、姿态、位置和速度），同时通过RC发射机来进行实时控制。此时只有RC发射机的手动模式控制。
以电动飞机为例，此时的常见机载设备连接关系如图所示：
动力电池（5V以上，一般6至12V）的正极连到电调的电源输入口，负极连到电调的地线口。在航模无人机中，很多设备连接线都是三芯线（电源、地和信号）。根据电子产品的行业习惯，电源线一般为红色，地线一般为黑色，信号线为白色或者其他非红非黑的颜色。
在航模中，RC发射机至少三通（三个通道：副翼、升降和油门）以上。RC接收机与RC发射机必须相互匹配，一般工作频率（可以通过“对频”操作来校正）和通道数都必须相同。三通RC发射机可以用在飞翼机型上。对常规布局，一般是四通以上，即在三通的基础上至少增加一个方向通道。上图所示的RC接收机为五通设备，即CH1=AIL，CH2=ELE，CH3=THR，CH4=RUD，CH5为空闲通道。图中所示BAT接口即“Battery（即电池）
”接口。
在RC接收机接口面板内部，所有舵机的电源线已内部连通，相关地线也已内部连通，即只要给其中一个舵机通道供电，就能给RC接收机和其他舵机通道供电，此时RC接收机的BAT口可以悬空不用。但因为各通道的信号内容互不相同，所以信号线各自独立。
2.FPV：视野范围外的手动控制
飞机飞远后，无法通过肉眼直接观察，就只能通过无线通信手段，下载遥测数据并显示在地面监视器（如小电视机）。最简单的方式就是利用OSD模块，把遥测数据叠加到图像数据上，再利用图传数据链路传回地面。用户就能通过观察遥测数据知道飞机的实时飞行状态，然后利用RC发射机实时控制飞机。但这对用户的遥控技术和精神状态有较高要求。
其中“OSD”为“On Screen Display”的英文缩写，意思是“视频叠加显示”，即把文
字、数字和简单图形等叠加到视频图像上。
最简单的视野外的手动控制系统，其实也是最简单的FPV系统。“FPV”是“First Person View”的英文缩写，意思是“第一人称视角飞行”，是一种最近几年才兴起的航模娱乐方式。FPV以回传地面的视频和叠加数据来获取第一视角飞行数据（姿态和位置等），并通过RC发
射机实时控制飞机的飞行，以取得一种身临其境的飞行驾驶员的感觉。
上图为最简单的FPV系统的机载设备的硬件接线图。左边部分是实时飞行控制系统，与视野范围内的机载系统没有什么区别，右边部分是新增的视频传输系统：以OSD模块为中心，从GPS模块获取位置信息，从摄像头模块获取视频信息，从图传电池（一般为12V）获取电源，然后把位置信息变成文字、数字和简单图形，叠加到视频图像上，再转到图传（即图像传输）发射机，以无线电波的形式回传地面。
到此为止，航模无人机上的无线信号通信链路，除了单向的RC链路（RC发射机->RC接收机）之外，又增加了一个单向的图传链路。注意到：
(1)每个无线通信链路都有一个发射机（带发射天线）和一个接收机（带接收天线）。
(2)每套传输设备都有固定的工作频率。可以这样来简单理解频率的概念：一秒钟拍两次手，拍手频率就是2HZ；一秒钟内，同一个无线电信号波形（如一个正弦图形）重复出现1000次，则信号频率就是1000HZ。更深入的“载波”、“调制”等概念请自行查阅相关资料。
(3)频率选择：
只有一套无线传输设备时，可以不用过多考虑信号频率的问题，但同时有两种无线信号平行传输时，就有一些讲究了。这里主要从同频干扰的角度出发来考虑问题。
现在常用的图传频率有1.2-1.3G和2.4G两种，那么：
①RC发射机为72M时即可以选择1.2-1.3G的图传设备，也可以选择2.4G的图传设备。 ②RC发射机为2.4G时只能选择1.2-1.3G的图传设备。
3．平衡仪模块的引进
为了减轻用户的负担，可以在飞机上增加一个平衡仪模块，插入到RC接收机与舵机之间，即RC发射机发出的PMW信号先经平衡仪中转才能到达舵机，而不再是直通状态。由此产生了两种模式：手动模式和增稳模式（对应于RC发射机的一个两段开关）
。
在手动模式下，平衡仪几乎原封不动地中转RC发射机信号，当然，对飞翼机型（副翼升降混控）和V尾机型（升降方向混控），还得进行必要的混控处理。
在增稳模式下，平衡仪会在RC发射机信号上叠加一个增稳信号，再传给舵机。增稳信
号的任务是尽量保持飞机的水平飞行状态，当飞机偏离水平位置时，阻碍它的运动趋势。
增稳有两个维度。当机头抬起或下沉时，对俯仰通道进行增稳，当机翼滚转时，对横滚通道进行增稳。当机头和机翼同时偏离水平位置时，就同时在横滚和俯仰通道上进行增稳。
参见上图，以FY20Ａ(2010年5月版)为例，简单讲解航模平衡仪的基本内容。
（1）先讲供电关系
如上图所示，对于同一个信号通道，RC接收机与FY20A之间通过配线相连，也就是，对应的电源口和地口是联通的，即，对电动飞机而言，只要RC接收机这头一上电，FY20A就能从RC接收机这里取电，而不必再用电池对其进行供电。只要其中一个通道能取电，其他通道上的电源口和地口都可以悬空不接，而只接相应的信号线。
类似的，舵机也可以通过配线从FY20A取电。
对油动飞机而言，RC接收机使用一个电池，FY20A和舵机尽量使用另一个电池。因为舵机通道上的快速操作，会产生剧烈的电流变化（并导致相应的电压变化），从而影响到油门舵机的正常工作（电压变化太快容易空中熄火并导致炸机）。此时一般要对舵机独立供电。
FY20A、RC接收机和舵机的正常工作电压都是5V左右（4-6V）。
（2）对舵机通道CH1-CH4，FY20A的接线面板分为信号输入和信号输出两个部分。 对油门通道，FY20A不提供任何接口，所以，油门通道是“直通”的，油门信号直接从RC接收机的油门输出口传到油门舵机（对油动飞机）或电调（对电动飞机）。
如果是常规布局的机型，对AIL/ELE/RUD通道，每个通道按“RC接收机->FY20A->舵机”的连接顺序依次接好即可。如果是无副翼布局（一是无舵面混控，本身又不带副翼；二是无舵面混控，有副翼而闲置不用），把方向通道悬空不接即可。
（3）对CH5，只存在“RC接收机->FY20A”的连接关系。一般使用RC发射机上的一个空闲通道（如一个三段开关）来对应FY20A的三种工作模式（手动模式，增稳模式和3D模式），其中3D模式对航拍意义不大，在此省略不提，即，可以只用一个两段开关来切换手动和增稳两种主要工作模式。这里的增稳模式，其实就是航模无人机里最简单的自动控制模式。
在第一讲中，在手动模式下，为了使飞机压住航线水平直飞，需要遵从这样的操作规则： “要阻止机头下沉，就使升降摇杆拉杆（往下打），要阻止机头上抬，就使升降摇杆推杆（往上打）；要阻止机头左转，就使方向摇杆往右打，要阻止机头右转，就使方向摇杆往左打；要阻止左机翼下沉，就使副翼摇杆往右打，要阻止右机翼下沉，就使副翼摇杆往左打；要阻止飞机加速，就使油门摇杆往下打，要阻止飞机减速，就使油门摇杆往上打。“
在这里，上述操作规则改由平衡仪在增稳模式下来自动执行，只是对于FY20A，油门上的规则无效，因为FY20A上的油门只能手动控制。
同时，在方向通道上，FY20A的阻尼作用并不强烈，如遇到大风，把机头吹偏到别的航向角上，FY20A不会努力使之回到原来位置，而是听之任之，即，吹到哪个航向上，就留在哪个航向上。严格来讲，FY20A没有航向增稳的功能，而只能“试图稳定航向”。
即，在FY20A中，在增稳模式下，新的压线规则如下：
①当机头下沉时，FY20A会模拟升降摇杆拉杆动作，向升降舵机输出使机头上抬的PWM增稳信号，只要机头没有回到水平位置，增稳信号就不为零；当机头上抬时，FY20A会模拟升降摇杆推杆动作，向升降舵机输出使机头下沉的PWM增稳信号，只要机头没有回到水平位置，增稳信号就不为零。
②当左机翼下沉时，FY20A会模拟副翼摇杆往右打的动作，向副翼舵机输出使右机翼下
沉的PWM增稳信号，只要机翼没有回到水平位置，增稳信号就不为零；当右机翼下沉时，FY20A会模拟副翼摇杆往左打的动作，向副翼舵机输出使左机翼下沉的PWM增稳信号，只要
机翼没有回到水平位置，增稳信号就不为零。
4.什么是惯性姿态测量？惯性姿态测量与航模平衡仪的增稳控制有什么关系？
1）惯性器件
通常所说的惯性器件就是基于MEMS（微电子机械系统）技术的陀螺和加速度计。陀螺测量物体沿某一轴转动的角速率，加速度计测量物体的重力加速度分量。
2）姿态和航向
把角速度积分后可以得到物体转动的角度，在三个维度上分别积分，就能得到物体在3D空间中的转动角(航向角、横滚角和俯仰角)。在上一讲中，已经给出了非常精确的定义。
把重力加速度按飞机机体坐标系（x轴指向机头方向，y轴指向右机翼，z轴向下）进行分解，这样根据重力加速度在各个方向上的分量之间的关系，就能算出飞机的倾斜角（横滚和俯仰），也就能得到所谓的“姿态”。此时如果要算航向角，还得加三轴磁强计，利用姿态角和磁场强度在三轴方向上的分量之间的关系进行计算。
如何利用惯性器件来计算姿态和航向的具体方法，请自行查阅相关技术资料。
3）惯性姿态测量
单用陀螺和加速度计都能算出飞机的姿态，但陀螺对温度敏感，容易产生零点漂移，精度高的陀螺都很贵，便宜的陀螺几乎不能单独使用（一分钟温漂十几度），而加速度计对震动敏感，飞机在颠簸、加减速或转弯的时候，加速度计就不能正常工作（因为“超重”或“失重”，此时测得的重力加速度分量不够准确）。
假设角加速度恒定为k，计算角度的积分公式实际就是：θ=ωt，其中t为时间。 如果陀螺没有零点漂移，如上图左边部分所示，从零时刻算起，到t1时刻转过的角度值实际就是过零点的斜线（斜率为k）与横轴所包围的红色图形面积。
如果陀螺有零点漂移（为简单起见，假设为常值漂移ω0），则计算角度的积分公式变为θ=(ω+ ω0)t=ωt+ω0t, t为时间。
如上图右边部分所示，算得的角度值中有一个随时间增长而不断增长的部分，即ω0t。如果不把这部分数值消除掉，陀螺积分算得的角度值就肯定不够精确。
一般的做法是：利用卡曼滤波数据融合算法，把陀螺数值和加速度计数值取长补短地结合起来，就能得到精确的姿态数值。
打个比方，陀螺算出来的姿态角相当于考试成绩，而加速度计算出来的姿态角相当于平时成绩，单看考试成绩或平时成绩，都不能准确评价学生的实际水平，那么按照一定比例关系（如平时成绩占总六成，考试成绩占四成）来综合评价，无疑是更为合理的方案。
如果能引入无漂移的GPS数据和气压计数据，姿态解算的精度将会提高几个档次。再打个比方，多参考几个评分老师的意见，无疑能得到更为客观准确的综合评价。
4）保障和提高惯性姿态测量的精度
提高惯性姿态测量精度的最简单的办法，就是使用高精度的器件，但在实际应用中因成本太高而并不常用。然后就是通过软件算法，比如对采集来的原始数据进行复杂滤波，来提高计算精度。最后才是从源头上消除器件本身的使用限制。
针对加速度计震动敏感的情况，必须做减震处理（官方提供了标配的减震架）和减震检测。FY20A中，有一个震动指示灯，用来检测飞机的减震情况。把飞机静置地面，切入手
动模式，然后逐步改变RC发射机的油门摇杆位置（如最高、中上、中间、中下和最低），并在各个位置单独停留一段时间（如20秒），再去观察指示灯的情况（如要深究，请自行查阅FY20Ａ的官方说明书）。只要不符合要求，就必须重新减震。
针对陀螺温度敏感的情况，FY20A中提供“陀螺初始化”的解决方案。具体做法是，接好初始化跳线，把飞机静置地面不动，然后采集一段时间内的陀螺读数，因为飞机没有转动，所以每个陀螺的读数都在基准值的位置附近，把采集到的陀螺读数取个平均值，就是新的陀螺基准值了。
5）姿态控制、增稳控制与舵面控制
在第一讲中，已经讲述了如何使用PWM信号精确控制舵面转动的原理，那么现在，通过惯性姿态测量，又能精确知道机头上抬或下沉的角度，以及机翼上抬或下沉的角度，就能知道还要让舵面往哪个方向持续变化，才能使机头和机翼到达目标姿态。
即可以把姿态控制转化为舵面控制来执行。当目标姿态为水平位置（横滚为零，俯仰也为零）时，就是平衡仪在增稳模式下的增稳控制了。
6）初始姿态安装误差的问题
FY20A是以自身的水平线为控制基准，如果没有初始姿态安装误差，FY20A与飞机处于同一条水平线上，那么，把FY20A
从非水平状态修正回水平状态，则飞机也能恢复水平。
7）FY20A中的PID
参数调整
上图为FY20A平衡仪的顶视图。右边的三个旋钮就是用来调整PID参数的接口（FY20A实际使用PD控制。P值和D值同向增大。具体的PID控制方法，参见下文相关内容。）
每个旋钮对应一个舵机通道，这旋钮既可以控制方向也可以改变控制量的大小。旋钮在中间时控制量最小，左右两边分别逐渐增大，并且控制方向相反。
具体调整办法：
第一步，调整FY-20A上的三个灵敏度旋钮在中间位置，如下图所示。然后将所有的旋钮往一个方向旋转(顺时针或者逆时针都可以)。
第二步：把飞机放在一个水平面上，副翼和升降舵面都是水平的，方向舵在中间位置。把控制FY-20A工作模式的三段开关切到增稳模式。
第三步：按增稳时机体运动和舵面反应的关系规则，使机头抬头、下沉，使机翼抬起、下沉，使机头左转右转，依次判断升降舵面、副翼舵面和方向舵面的反应是否正常（即能否阻止飞机的运动趋势，使之保持在水平直飞的状态）。如果某个通道的舵面反应方向不正确，而把旋钮转到另一个方向上。直至三个通道上的舵面反应都是正确的。
第四步：在手动模式下把飞机飞上天，然后切入增稳模式，观察飞机各通道的增稳情况。如果没有增稳效果（即飞机偏离水平位置时，不会自动修正回去），那么增大该通道的感度（把对应旋钮往变大的方向调）。而如果飞机在该通道上反复震荡，说明感度太大，则把对应旋钮往变小的方向调。
7）在增稳模式下，手动控制量和增稳控制量之间有什么关系？
两个控制量有一定的相互独立性。手动控制量由RC发射机的手动控制产生，而增稳控制量则跟飞机的倾斜角度（以及对应舵面感度）有关。两者作用方向相反，作用效果直接相加后输出到对应舵机。例如，当前飞机机头向下偏离水平位置10度，平衡仪就产生使飞机向上回转10度的控制量，如果手动控制产生使飞机准备向下倾斜30度的控制量，那么最后作用在升降舵的就是准备向下倾斜20度的控制量。
这就是操作人员感觉在增稳模式下，操纵灵敏度降低的原因。
倾角较小时手动控制量大于平衡控制量，此时控制权在手动控制量上，飞机会往手动控制的方向倾斜，平衡控制量起到的就是微调的作用，不使操作动作太大而造成失控。手动控制量继续加大，到了一定角度，手动控制量和平衡控制量相等，飞机进入平衡状态。手动控制量再加大，但此时平衡控制量大于手动控制量，把握了主动权，从而飞机回转水平状态的趋势大于倾角继续增加的趋势，倾斜角度无法再增大。但如果手动控制量不突然减少得太厉害，飞机也不会越过平衡点回到水平状态。只要手动控制量还在，飞机就维持在一个平衡点上。手动控制量逐渐减少，平衡控制量会主动把飞机控向水平方向，但很快又进入下一个平衡点。手动控制量如果完全消失，那么平衡控制量的终极目的就是把飞机控回水平状态。随
着倾斜角度的减少，平衡控制量会越变越小，直至为零。
5.平衡仪中的PID控制（假设方向通道上也有严格的增稳功能）
（1）PID控制的作用
一般而言，在固定翼中，把姿态变化、舵面转动和PWM舵机信号关联起来时，就需要讨论一个PID算法的问题。假设现在机头向上抬起10º，想要使之变为向上抬起30º，那么，怎样减少中间的20º偏差，就是飞行控制器接下来的控制任务了。
前面知道，飞行控制器向升降舵机输出PWM信号，升降舵机的摇臂就会转动，从而拉动升降舵面上下转动，进而改变飞机的受力情况（姿态随之改变）。每时每刻自驾都能知道机头的抬起角度，每时每刻都知道现在还要继续抬起多大的角度，才能最终使机头抬到30º。
飞行控制器要做的事情，就是持续不断地对升降舵机输出合适的PWM信号，控制它的转动。这个变化需要时间（即有子控制过程），这个变化也有一定规律。
每一小段的变化过程，都有一个改变速度。这个就是PID中的P要干的事情。P越大，变化越快，即相当于P是一个变化率了。但是，固定变化率会带来一个问题，就是最后不能恰好到点停下来，比如，倒数第二次子控制时机头抬起28º，最后一次子控制时机头抬起32º，不能恰好到达30º。怎么办？要么再往回控，想办法减小这2º的新偏差，要么就是在之前的控制过程中未雨绸缪，提前抑制这个偏差。
一般有两个抑制方向，一个是防止“偏大”，另一个是防止“偏小”。Ｄ用来防止“偏大”（但容易造成“偏小”），Ｉ用来防止“偏小”（但容易造成“偏大”）。
（2）举例说明PID控制的基本内容
①什么是状态量？什么是目标量？什么是控制量？
PID是自动控制理论里的一种控制方法，其中P是“比例”、I是“积分”，D是“微分”。
假设有一个状态量，在整个过程中，我们希望通过输入一个控制量，使这个状态量发生变化，并尽量地接近目标量。比如，在航线控制中，飞机从目标航线外向目标航线接近，并准备切入航线（机头与航线方向平行，机身水平直飞），此时的状态量是飞机的当前航向，目标量是飞机到达航线时的航向，控制量则是我们对其进行控制的方向舵面（或横滚角度）。为简单起见，我们假设只通过调整方向舵面来控制飞机的当前航向，使之尽量接近目标航向。
那么我们如何给出这个控制量（如给哪个方向的、多大的方向舵量）呢？最简单的考虑，就是按照当前航向与目标航向的偏差大小来决定方向舵量的大小：方向舵量p = P * （目标航向 – 当前航向）。这个方向舵量p，就是PID控制里的P部分，即比例部分。
如图所示，第一次自控制过程给出的方向舵量为p=45P，显然，这时候的航向还不是0º,还要进行第二次子控制过程，方向舵量依然是p = P * （目标航向 – 当前航向）。如此类推，直至最终飞行航向为0º，才算完成了一次完整的控制过程。
②P项的局限性和I项的必要性
那么，是不是只要有了P，我们的控制就完成了呢？实际上，在大多数情况下，我们可
以依靠P去控制飞机来接近目标量，但可能还会出现一些意外情况，比如，当飞机的安装有偏差（即系统误差），当不给出方向舵量（即方向舵面在中立位上）时，机头会向右偏过一点，只有给出“左5”的修正方向舵量时，飞机才能直飞。
假设只有P项时，假设存在安装误差，假设初始状态是飞机航向和目标航向一致（即上一控制过程中，只用P项已经能使飞机成功切入航线），理想情况下此时方向舵面应该在中立位上。但由于系统安装误差的存在，机头会向右偏过一点，于是偏离了目标航向，然后P项控制会输出一个左舵，来修正航向偏差。参考着公式（p = P * （目标航向 – 当前航向））来分析，刚开始时偏差量很小，输出的左舵也很小，不足以阻止飞机继续右偏，结果导致这个左舵随着偏差加大而不断加大，最终到达左5的舵量，使飞机直飞。
但此时飞行航向与目标航向始终存在一个偏差：这就是P的局限，无法修正系统误差。 于是I项积分控制就出场了。
③I项控制如何消除系统误差？
定义I项为：方向舵量i = I * (偏差和)。每个子控制过程开始前，计算一下当前航向和目标航向的偏差，然后累加到历史偏差和中。即这个偏差与跟历史累积误差相关。
同样是上面的例子，I项的效果体现为：当飞机航向与目标航向始终存在偏差（假设为5度）时，这个偏差会被算入I项中，于是在P项之上，再叠加一个I*5的修正量，增加了一个左舵（假设为2度），然后导致飞机航向与目标航向的偏差减小一些。
如果此次子控制过程计算输出的控制量并没有完全消除误差，那么下一次子控制过程还会继续再增加输出控制量，使误差进一步减小，这样经多次计算后，除系统误差外，其他误差已被彻底消除。而系统误差每次都会被算入I项中，于是实际等效于，I项中始终会给出一个左5的舵量，使误差归零。这就是I项的作用，消除系统误差。
④D项控制如何消除“过头量”？
D项的意思是微分。为了便于解释，我们假设不存在系统误差（即I项为0）。比如当目标航向为0度，当前航向为30度时，根据P项作用，会输出一个左舵（假设为左15），使飞机向左转动，于是当前航向逐渐减小，比如减小到20度的时候，P项输出的左舵也会减小到左10。那么，当飞机转到0度（跟目标航向一致）时，P项输出为零（即方向舵回到中立位），飞机是否就能保持0度直飞了呢？答案是否定的。
由于惯性作用，飞机在左转弯时产生了一个逆时针的角速率，结果飞机航向为零（即到达目标航向，同时方向舵面回中）后，机头还会继续左转，然后产生负的偏差，于是P项再输出右方向舵量，然后再机头回中。如果P项大小合适，我们看到的就是一个逐渐收敛于目标航向的飞行航向，即先左过头，然后右过头，再左过头，再右过头……最后过头量越来越小，最终到达目标航向。
D项的作用，实际就是尽量消除这个过头量，使机头尽快贴近目标航向。
D项的定义是：方向舵量d = D * (当前状态量 – 上一次的状态量)。在这个例子中，当飞机在从30度的航向，左转弯到0度目标航向的过程中，D项的输出实际上是转弯角速率（因角速率是角度的微分）的比例值，并且方向与P项相反，这样当飞机比较接近0度目标航向时（P值已经很小了），而这时候如果转弯速率还很大，D项就输出一个右方向舵量，抵消过快的转弯速率，阻止飞机航向在到达目标航向后继续冲过头。
⑤完整的PID控制
最后，完整输出的方向舵量 = 方向舵量p + 方向舵量i - 方向舵量d。根据飞行的表现，通过对P、I、D系数的调整，最终使输出的控制量能够尽快的控制状态量贴近目标量，并消除系统误差，避免过度震荡（如机头向左转动，到达中点时不能立即停止，然后向左偏，被修正回右边后，到了中点还不能立即停止，然后向右偏；如此反复）。
在完整的固定翼自动驾驶仪系统中，除了航向通道需要PID控制外，其余需要控制的通
道还有：副翼舵->目标横滚角、升降舵->目标俯仰角、目标俯仰角->高度差、油门舵->空速、目标航向->偏航距。详细内容将在下文展开叙述。
（3）重新理解FY20A的感度调整方法
知道PID各项的具体意义之后，可以重新理解FY20A的感度调整方法。
把手动模式下的“RC发射机->RC接收机->平衡仪”这段信号通道理解为手动信道，把增稳模式下的“平衡仪->舵机”这段信号通道理解为自动信道，这样就能对比着来理解一些“参数设置”的操作内容了。为简单起见，依然针对常规布局的电动飞机展开叙述。
①PWM手动信道初始化
首先，以FUTAB-10C为例，在RC发射机中把飞机布局设置为固定翼常规模式（AIL/ELE/RUD，即每个通道无任何混控）
，如需反向，则设置反向。
接着，把工作模式对应到一个两段开关上。
接着，每个通道的行程(End Point)。如果都落在-100至+100的范围内，那么，输出的PWM信号就会落在1ms-2ms
的范围内。
②PWM自动信道初始化
首先，是舵面反向的问题。前面已经讲述了一个增稳规则的基本内容。如果增稳信号作用方向不对，那么，它非但不能阻止飞机偏离水平状态的运动趋势，反而会加速这种运动趋势，增加了炸机的可能性。FY20A中，增稳信号的反向跟手动信号的反向是分开的。
调节每个舵机通道对应的感度旋钮的方向，可以设置对应舵面的正反向。
接着是最大舵面转动角的问题。把感度调到最大后，增稳信号能驱动舵面转动的角度，其实跟手动时的最大转动角度是一样的。也就是，如果感度没办法再调大，而增稳效果依然
不明显，则只能调整舵机的物理孔位了。
然后回到PID控制的角度，来理解增稳作用于旋钮感度的关系。FY20A中使用PD控制来进行横滚增稳和俯仰增稳，而P值与D值（不是P项与D项，P值和D值是参数，P项和D项是舵量的分量）同向增加或同向减小（维持一定的比例关系，由具体程序决定）。
这里针对横滚通道展开叙述，俯仰通道上原理是一样的，不再赘述。
P值相当于变化率，同样大小的横滚角，P值越大，增稳舵量就会越大，姿态改变的速度就会越快，恢复水平状态的速度就越快。但P值太大，则机翼回到水平位置后，可能刹不住脚，会朝反方向偏离，如原本左机翼下沉，回到中位后又变成左机翼上抬，等增稳信号“反向”，使左机翼向下运动时，同样的“刹不住脚”现象还会继续发生，于是产生了横滚震荡。
所以，这时候需要调小感度，感度小了，对应的P值也小了，横滚震荡就不会那么明显。 但P值小了，增稳舵面也会变小，姿态改变的速度就会变慢，恢复水平状态的速度也越慢，甚至出现增稳舵量根本没有任何阻止机翼偏离水平状态运动趋势的效果。
选择一个合适的感度，就能设置合适的Ｐ值和Ｄ值，就能更好的进行增稳控制。
前面已经讲过，Ｐ项和Ｄ项作用方向是相反的。Ｐ项为了阻止机翼下沉，那么，Ｄ项就是帮助机翼下沉。抛开具体的逻辑意义，类比到日常生活的道理中，如“萝卜与大棒”、“奖励与惩罚”等，可以看到，正是有了正反向并存的调节机制，很多制度才能“不偏不倚”的精确执行。对增稳舵量而言，P项相当于“奖励”，D项就相当于“惩罚”，这样，保证增稳舵量能努力使飞机回到水平状态，但又不会“矫枉过正”。