发动机故障是造成民用飞机事故的主要原因之一,特别是在进近着陆飞行阶段。单侧发动机故障会引起推力不对称,使飞机飞行姿态异常,偏离预定航线,严重威胁飞行安全。针对推力不对称时的飞行特性重构飞行控制律,是提高发动机故障后飞机飞行安全的有效方法。本文对推力不对称飞行状态下飞控系统控制律重构技术进行了重点研究。首先,以空客A300为对象建立了飞机进近着陆飞行阶段的纵向及横侧向数学模型。利用经典控制方法设计了正常状态下的飞行控制律,包括俯仰姿态控制律、速度保持控制律、高度控制律、滚转姿态控制律、航向控制律、侧向偏离控制律等。数字仿真结果表明所设计的控制律具有较好的动态和稳态性能,满足性能要求。然后,从理论上分析了推力不对称发生时自然飞机的响应特性,采用在正常飞行状态下引入常值干扰力和力矩的方法对推力不对称进行了等效模拟,数字仿真验证了该方法的可行性。从飞行力学的角度分析了推力不对称飞行时飞机的可控条件以及平衡飞行姿态,并通过仿真检验了正常控制律在推力不对称飞行状态下的性能,结果表明采用正常控制律时,飞机响应存在静差,不满足推力不对称状态下的性能要求,且横侧向飞行姿态不满足着陆要求。最后,针对推力不对称时的特殊情况,设计了相应的重构控制律,仿真结果表明重构控制律在推力不对称飞行状态下具有较好的控制性能。为实现正常控制律向重构控制律无忧切换,对瞬态抑制算法进行了研究,仿真结果表明了算法的有效性。