《先進(jìn)飛行控系統(tǒng)》第九課

1、先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第九節(jié)課第九節(jié)課(20121114)復(fù)習(xí)復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng) 阻尼器阻尼器以飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)作為反饋信號(hào)，穩(wěn)定飛機(jī)的角速率以飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)作為反饋信號(hào)，穩(wěn)定飛機(jī)的角速率增大飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的阻尼，抑制振蕩。增大飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的阻尼，抑制振蕩。 因?yàn)轱w機(jī)的角運(yùn)動(dòng)通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運(yùn)動(dòng)，因因?yàn)轱w機(jī)的角運(yùn)動(dòng)通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運(yùn)動(dòng)，因而阻尼器也有俯仰（而阻尼器也有俯仰（pitch）阻尼器、傾斜（）阻尼器、傾斜（roll）阻尼器）阻尼器及偏航（及偏航（yaw）阻尼器）阻尼器 。 俯仰阻尼器：反饋俯仰角速率俯仰阻尼器：反饋俯仰角速率q 滾轉(zhuǎn)阻尼器：

2、反饋滾轉(zhuǎn)角速率滾轉(zhuǎn)阻尼器：反饋滾轉(zhuǎn)角速率p 偏航阻尼器：反饋偏航角速率偏航阻尼器：反饋偏航角速率r復(fù)習(xí)復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)以迎角和側(cè)滑角為反饋信號(hào)，增加飛機(jī)的靜穩(wěn)定性以迎角和側(cè)滑角為反饋信號(hào)，增加飛機(jī)的靜穩(wěn)定性 分為縱向（俯仰）增穩(wěn)系統(tǒng)和側(cè)向（偏航、橫側(cè)）增穩(wěn)系分為縱向（俯仰）增穩(wěn)系統(tǒng)和側(cè)向（偏航、橫側(cè)）增穩(wěn)系統(tǒng)統(tǒng) 縱向增穩(wěn)系統(tǒng)以迎角（法向過載）為反饋信號(hào)縱向增穩(wěn)系統(tǒng)以迎角（法向過載）為反饋信號(hào) 側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)以側(cè)滑角為反饋信號(hào)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)以側(cè)滑角為反饋信號(hào) 為了彌補(bǔ)由此造成的阻尼比下降，可以在增穩(wěn)基礎(chǔ)上增加為了彌補(bǔ)由此造成的阻尼比下降，可以

3、在增穩(wěn)基礎(chǔ)上增加角速率反饋。角速率反饋?？刂圃龇€(wěn)控制增穩(wěn)是解決由于增加阻尼和增穩(wěn)導(dǎo)致的操縱性降是解決由于增加阻尼和增穩(wěn)導(dǎo)致的操縱性降低，及非線性操縱指令的低，及非線性操縱指令的- -大機(jī)動(dòng)時(shí)，有較高的操縱靈敏大機(jī)動(dòng)時(shí)，有較高的操縱靈敏度；小機(jī)動(dòng)時(shí)，有較低的操縱靈敏度。度；小機(jī)動(dòng)時(shí)，有較低的操縱靈敏度。 辦法是在原來機(jī)械通道的基礎(chǔ)上增加一前饋電器通道辦法是在原來機(jī)械通道的基礎(chǔ)上增加一前饋電器通道一方面可以通過增大前向通道的放大倍數(shù)增加操縱性；另一方面可以通過增大前向通道的放大倍數(shù)增加操縱性；另一方面，可以通過增加非線性指令模型來達(dá)到非線性操縱一方面，可以通過增加非線性指令模型來達(dá)到非線性操縱的目

4、的。的目的。復(fù)習(xí)復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng) 典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)5.4 飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)控制原理：控制原理： 按自控原理的思想按自控原理的思想要想控制哪個(gè)物理量，就應(yīng)測量它的要想控制哪個(gè)物理量，就應(yīng)測量它的值，然后按一定的反饋規(guī)律調(diào)整它，使它達(dá)到期望值。值，然后按一定的反饋規(guī)律調(diào)整它，使它達(dá)到期望值。 在飛行控制中在飛行控制中,對(duì)于自動(dòng)駕駛儀來說，要想穩(wěn)定與控制三軸對(duì)于自動(dòng)駕駛儀來說，要想穩(wěn)定與控制三軸姿態(tài)則應(yīng)該是：姿態(tài)則應(yīng)該是： 用陀螺儀測量角度信號(hào)用陀螺儀測量角度信號(hào) 經(jīng)調(diào)理后（綜合、放大器），送入舵回路形成指令信號(hào)驅(qū)

5、經(jīng)調(diào)理后（綜合、放大器），送入舵回路形成指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面動(dòng)舵面用航向陀螺儀用垂直陀螺 儀raae)方向舵副翼（控制偏航角速度也用副翼升降舵5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理（1）比例式自動(dòng)駕駛儀）比例式自動(dòng)駕駛儀（2）積分式自動(dòng)駕駛儀）積分式自動(dòng)駕駛儀（3）比例加積分式（均衡反饋式）自動(dòng)駕駛儀）比例加積分式（均衡反饋式）自動(dòng)駕駛儀（1 1）比例式自動(dòng)駕駛儀（以俯仰通道為例）比例式自動(dòng)駕駛儀（以俯仰通道為例）1 1）控制律）控制律( (垂直陀螺儀和舵回路組成自動(dòng)駕駛儀垂直陀螺儀和舵回路組成自動(dòng)駕駛儀) )角自動(dòng)控制系統(tǒng)原理方塊圖角自動(dòng)控制系統(tǒng)原理方塊圖 設(shè)陀螺儀

6、輸出電信號(hào)與測量信號(hào)之間為線性關(guān)系，即設(shè)陀螺儀輸出電信號(hào)與測量信號(hào)之間為線性關(guān)系，即 舵回路不計(jì)慣性時(shí)舵回路不計(jì)慣性時(shí) 外加控制電壓外加控制電壓 于是于是1KUKSG)(gU) 1(*)()()(111geLKUKKUKKKUUKggg式中式中1LKK 1KUgg 說明：說明： 升降舵偏角的增量與俯仰角偏差（升降舵偏角的增量與俯仰角偏差（ ）成比例）成比例具具有這種控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器稱作有這種控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器稱作比例式自動(dòng)駕駛儀比例式自動(dòng)駕駛儀 g2 2）工作原理：）工作原理：a a）飛機(jī)水平平飛狀態(tài)）飛機(jī)水平平飛狀態(tài)俯仰保持俯仰保持 假定飛機(jī)處于等速平飛狀態(tài)假定飛機(jī)處于等速平飛

7、狀態(tài) ，飛機(jī)受到干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差飛機(jī)受到干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差 陀螺測到這個(gè)偏差并輸出電信號(hào)陀螺測到這個(gè)偏差并輸出電信號(hào) 經(jīng)舵回路輸出經(jīng)舵回路輸出 產(chǎn)生氣動(dòng)力矩產(chǎn)生氣動(dòng)力矩 使飛機(jī)使飛機(jī) 逐漸減小，只要選得逐漸減小，只要選得 合適，就可保證合適，就可保證 同時(shí)同時(shí) 修正修正 過程如下圖所示：過程如下圖所示：000gU0001KU0 Le0)(eML00et修正修正的過渡過程的過渡過程 b）外加控制信號(hào)）外加控制信號(hào)俯仰控制（操縱）俯仰控制（操縱） 如果外控制電壓不為零，假定如果外控制電壓不為零，假定 ，則，則 。飛機(jī)原來水平等速飛行。飛機(jī)原來水平等速飛行舵回路輸入電信號(hào)為舵回路輸入電信號(hào)

8、為 ，使升降舵向上偏，使升降舵向上偏 產(chǎn)產(chǎn)生抬頭力矩生抬頭力矩 飛機(jī)抬頭飛機(jī)抬頭 。只要。只要 選的合適就選的合適就可使可使控制過程如下圖所示：控制過程如下圖所示：0g01gKUg00Lg0u0e0gU0e0)(eMg控制控制的過渡過程的過渡過程 3）干擾力矩）干擾力矩 影響：影響：假定有常值干擾力矩假定有常值干擾力矩 ，飛機(jī)穩(wěn)定后必有一個(gè)，飛機(jī)穩(wěn)定后必有一個(gè) 使產(chǎn)生的力矩平衡使產(chǎn)生的力矩平衡 ，由于，由于 存在也就出現(xiàn)一個(gè)穩(wěn)態(tài)存在也就出現(xiàn)一個(gè)穩(wěn)態(tài)的偏差的偏差 fMfMefMeLCSbQMemfg0 0feMM比例式控制律的優(yōu)缺點(diǎn)：比例式控制律的優(yōu)缺點(diǎn)： 優(yōu)點(diǎn)：優(yōu)點(diǎn)：結(jié)構(gòu)簡單。結(jié)構(gòu)簡單。 缺點(diǎn)

9、：缺點(diǎn)：有常值力矩干擾時(shí)，是有差系統(tǒng)。有常值力矩干擾時(shí)，是有差系統(tǒng)。 誤差誤差 與干擾力矩與干擾力矩 成正比，與傳遞系數(shù)成正比，與傳遞系數(shù) 成反比。增大成反比。增大 可減小誤差，但飛機(jī)在修正可減小誤差，但飛機(jī)在修正 角時(shí)角時(shí) 較大，產(chǎn)生較大的力矩較大，產(chǎn)生較大的力矩 ，使飛機(jī)有較大的角速度。，使飛機(jī)有較大的角速度。在穩(wěn)定工作狀態(tài)在穩(wěn)定工作狀態(tài) ， 接近零時(shí)，接近零時(shí)， 雖已到零，雖已到零，但由于飛機(jī)的慣性，且角速率但由于飛機(jī)的慣性，且角速率 飛機(jī)會(huì)向反方向俯仰飛機(jī)會(huì)向反方向俯仰以致產(chǎn)生振蕩。以致產(chǎn)生振蕩。)(gfMLLeeM0g e0q 圖圖 過大時(shí)，修正過大時(shí)，修正 的過渡過程的過渡過程 要

10、想減弱這一振蕩過程，應(yīng)在控制律中引入俯仰角速要想減弱這一振蕩過程，應(yīng)在控制律中引入俯仰角速率率q，對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)起阻尼作用，也就是引入微分信號(hào)。，對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)起阻尼作用，也就是引入微分信號(hào)。 tL 為了進(jìn)一步加深對(duì)一階微分信號(hào)作用的理解，下面以短周為了進(jìn)一步加深對(duì)一階微分信號(hào)作用的理解，下面以短周期運(yùn)動(dòng)方程為例，采用根軌跡法對(duì)其加以分析：期運(yùn)動(dòng)方程為例，采用根軌跡法對(duì)其加以分析： 建飛機(jī)方程（用短周期方程）建飛機(jī)方程（用短周期方程） AP控制律：控制律：eqeMSMSMSMSZS)()(0)(LLge)( 飛機(jī)飛機(jī)AP系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖：系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖： +-geLLs1ddcscsZsMe212 s內(nèi)+根軌跡

11、分析：根軌跡分析： 當(dāng)當(dāng) ，即無一階微分信號(hào)，即無一階微分信號(hào) 開環(huán)傳函為：開環(huán)傳函為： 根軌跡如左圖所示：根軌跡如左圖所示：可見可見 增大時(shí)，一對(duì)復(fù)根右移增大時(shí)，一對(duì)復(fù)根右移 且虛部增大很快，振蕩加劇且虛部增大很快，振蕩加劇0LddCSCSZSMSLSGe212)()(開jz1s2s3sL當(dāng)當(dāng) 時(shí)（即引入微分作用）內(nèi)環(huán)閉環(huán)傳遞函數(shù)為時(shí)（即引入微分作用）內(nèi)環(huán)閉環(huán)傳遞函數(shù)為: 特征方程式：特征方程式： 內(nèi)回路等效開環(huán)傳函為：內(nèi)回路等效開環(huán)傳函為：0L)()()()(212ZSLMCSCSZSMSeedd內(nèi)ddCSCSZSMLSGe212)()(等0212ZsLMcscsedd 根軌跡如圖根軌跡如

12、圖5-305-30所示：所示： 內(nèi)回路內(nèi)回路 ，使短周期，使短周期一對(duì)復(fù)根左移且虛部減小，一對(duì)復(fù)根左移且虛部減小，最終進(jìn)入實(shí)軸，振蕩減小，最終進(jìn)入實(shí)軸，振蕩減小，阻尼加大。內(nèi)回路的動(dòng)態(tài)阻尼加大。內(nèi)回路的動(dòng)態(tài)過程由振蕩運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)為按指過程由振蕩運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)為按指數(shù)規(guī)律衰減的單調(diào)運(yùn)動(dòng)，數(shù)規(guī)律衰減的單調(diào)運(yùn)動(dòng)， 越大，阻尼作用越強(qiáng)。越大，阻尼作用越強(qiáng)。jzss12LL比例式控制律根本原因比例式控制律根本原因 ： 舵回路中含舵面位置反饋（即有硬反饋）舵回路中含舵面位置反饋（即有硬反饋） 舵回路傳函：舵回路傳函： 當(dāng)當(dāng)K很大時(shí)簡化為：很大時(shí)簡化為： KSKSw)(1)(sw)()(121ggeLLLL其中：其中：1

13、LL ，2LL 這是比例式控制律這是比例式控制律自動(dòng)駕駛儀有比例式控制律根本原因是：自動(dòng)駕駛儀有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反饋舵回路中含舵面位置反饋 （硬反饋）（硬反饋）比例式控制如何減小靜差：比例式控制如何減小靜差： 由前面計(jì)算可知：由前面計(jì)算可知： 所以：所以： 存在靜差。存在靜差。 要減小這個(gè)靜差，應(yīng)加大要減小這個(gè)靜差，應(yīng)加大 ，所以只有使，所以只有使 就可使靜差減小。就可使靜差減小。 極端情況：極端情況： （切斷硬反饋）就可完全消除常值干擾（切斷硬反饋）就可完全消除常值干擾下的靜差。下的靜差。LCSbQMemfg0g2LL 0（2）積分式自動(dòng)駕駛儀）積分式自動(dòng)駕駛儀在舵

14、回路中采用速度反饋或稱為軟反饋形式的信號(hào)，在舵回路中采用速度反饋或稱為軟反饋形式的信號(hào)，組成了積分式自動(dòng)駕駛儀。組成了積分式自動(dòng)駕駛儀。舵回路方框圖參見圖舵回路方框圖參見圖5-34 由圖由圖5-34可以得到具有速度可以得到具有速度 反饋式舵回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)為：反饋式舵回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)為：1111)(sTKsKKKKKKsGfMMfMMB由此可得，具有速度反饋舵回路形式的自動(dòng)駕駛儀如圖：由此可得，具有速度反饋舵回路形式的自動(dòng)駕駛儀如圖： 即：即： 舵偏角舵偏角 與輸入信號(hào)（與輸入信號(hào)（ ）積分成比例，稱為）積分成比例，稱為積分積分式控制規(guī)律式控制規(guī)律。 )(21geLLSK)(geLL eg

15、LdtLge取積分可得：取積分可得： 積分式控制律駕駛儀中顯著特點(diǎn)：積分式控制律駕駛儀中顯著特點(diǎn)： 切除舵面位置反饋信號(hào)。切除舵面位置反饋信號(hào)。 采用舵面速度反饋問題采用舵面速度反饋問題即速度反饋，這種規(guī)律也稱為軟即速度反饋，這種規(guī)律也稱為軟反饋式自動(dòng)駕駛儀。反饋式自動(dòng)駕駛儀。 因?yàn)槎鏅C(jī)負(fù)載是舵面鉸鏈力矩，它對(duì)舵機(jī)起硬反饋的作用因?yàn)槎鏅C(jī)負(fù)載是舵面鉸鏈力矩，它對(duì)舵機(jī)起硬反饋的作用所以嚴(yán)格地講所以嚴(yán)格地講 與與 的積分關(guān)系并不成立。但若基于的積分關(guān)系并不成立。但若基于如下條件則認(rèn)為本質(zhì)上積分關(guān)系存在。這個(gè)條件就是：如下條件則認(rèn)為本質(zhì)上積分關(guān)系存在。這個(gè)條件就是：e積分式控制律成立的條件：積分式控制

16、律成立的條件： 亞音速飛機(jī)鉸鏈力矩的作用遠(yuǎn)小于舵機(jī)本身的軟反饋?zhàn)鱽喴羲亠w機(jī)鉸鏈力矩的作用遠(yuǎn)小于舵機(jī)本身的軟反饋?zhàn)饔?。用?飛機(jī)上采用助力器，飛機(jī)超音速飛行時(shí)，舵機(jī)控制不受飛機(jī)上采用助力器，飛機(jī)超音速飛行時(shí)，舵機(jī)控制不受鉸鏈力矩的影響。鉸鏈力矩的影響。 現(xiàn)代飛機(jī)上均有自動(dòng)配平系統(tǒng)，可基本抵消基準(zhǔn)配平舵現(xiàn)代飛機(jī)上均有自動(dòng)配平系統(tǒng)，可基本抵消基準(zhǔn)配平舵偏角偏角 所產(chǎn)生的鉸鏈力矩，此后所產(chǎn)生的鉸鏈力矩，此后 引起的鉸鏈力矩引起的鉸鏈力矩較小。較小。0ee積分式控制律的改進(jìn)：積分式控制律的改進(jìn)： 在在 控制律中，控制律中， 與與 信號(hào)成比例信號(hào)成比例 為主信號(hào)，而為主信號(hào)，而 信號(hào)對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性起重要作用

17、，稱為信號(hào)對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性起重要作用，稱為穩(wěn)定信號(hào)穩(wěn)定信號(hào)。 為進(jìn)一步改善穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)的動(dòng)態(tài)性能，再引入為進(jìn)一步改善穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)的動(dòng)態(tài)性能，再引入 角加速度信號(hào)，起阻尼作用。角加速度信號(hào)，起阻尼作用。)(egLLe )(geLLL LLdtLge 積分式控制律只在常值干擾積分式控制律只在常值干擾 作用下作用下 無差，當(dāng)斜坡無差，當(dāng)斜坡信號(hào)作用時(shí)，仍是有差系統(tǒng)。因?yàn)轱w機(jī)信號(hào)作用時(shí)，仍是有差系統(tǒng)。因?yàn)轱w機(jī)飛控是飛控是型系統(tǒng)型系統(tǒng) 角加速度信號(hào)角加速度信號(hào) 在在AP中的獲取，通常是將信號(hào)中的獲取，通常是將信號(hào) 經(jīng)有源經(jīng)有源微分電路產(chǎn)生微分電路產(chǎn)生這可減少噪聲影響。這可減少噪聲影響。 積分式自

18、動(dòng)駕駛儀雖能消除常值干擾所導(dǎo)致的靜差積分式自動(dòng)駕駛儀雖能消除常值干擾所導(dǎo)致的靜差,但其但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜結(jié)構(gòu)復(fù)雜,并且需要俯仰角加速度信號(hào)。因?yàn)橛脽o源網(wǎng)絡(luò)并且需要俯仰角加速度信號(hào)。因?yàn)橛脽o源網(wǎng)絡(luò)來獲得較好質(zhì)量的二次微分信號(hào)通常是很困難的，常常由來獲得較好質(zhì)量的二次微分信號(hào)通常是很困難的，常常由于線路復(fù)雜而引發(fā)噪聲。所以考慮采用均衡式自動(dòng)駕駛儀于線路復(fù)雜而引發(fā)噪聲。所以考慮采用均衡式自動(dòng)駕駛儀 fM （3 3）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀） 均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀其舵回路采用均衡式反饋均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀其舵回路采用均衡式反饋 ，如下圖，如下圖（

19、3 3）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀） 所謂均衡式反饋就是在舵機(jī)硬反饋所謂均衡式反饋就是在舵機(jī)硬反饋 的基礎(chǔ)上，再加一個(gè)的基礎(chǔ)上，再加一個(gè)時(shí)間常數(shù)時(shí)間常數(shù) 很大的非周期環(huán)節(jié)很大的非周期環(huán)節(jié) 的正反饋，其中的正反饋，其中 為為幾秒直至幾十秒。由于舵回路的動(dòng)態(tài)過程時(shí)間很短（僅零點(diǎn)幾秒直至幾十秒。由于舵回路的動(dòng)態(tài)過程時(shí)間很短（僅零點(diǎn)幾秒），所以相對(duì)于舵回路的時(shí)間常數(shù)幾秒），所以相對(duì)于舵回路的時(shí)間常數(shù) 而言，而言， 的作用的作用類似于一個(gè)開關(guān)，即只在穩(wěn)態(tài)時(shí)接通，最終將使正反饋與硬類似于一個(gè)開關(guān)，即只在穩(wěn)態(tài)時(shí)接通，最終將使正反饋與硬反饋所得的負(fù)反

20、饋量相抵消。這樣，舵回路的傳遞函數(shù)變?yōu)榉答佀玫呢?fù)反饋量相抵消。這樣，舵回路的傳遞函數(shù)變?yōu)?，相當(dāng)于增加一個(gè)積分環(huán)節(jié)，從而可以消除系統(tǒng)的靜，相當(dāng)于增加一個(gè)積分環(huán)節(jié)，從而可以消除系統(tǒng)的靜差差eT11sTeeTTeTsK 反饋環(huán)節(jié)為位置和均衡環(huán)節(jié)相并聯(lián)：反饋環(huán)節(jié)為位置和均衡環(huán)節(jié)相并聯(lián)： 舵回路傳函為：舵回路傳函為：eeeTKTKK111)(STSTSTSGeeeSSTTSTksKsTsTsKSGpeeeee) 1() 1(.11)(eepTKTT1 略去略去Tp 這是一個(gè)比例積分式的舵回路這是一個(gè)比例積分式的舵回路=均衡舵回路均衡舵回路STSTkSGeee) 1()(具有均衡舵回路的角位置控制系統(tǒng)：具有均衡舵回路的角位置控制系統(tǒng)： 一般一般 （短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)間常數(shù)）在飛機(jī)短周期工作（短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)間常數(shù)）在飛機(jī)短周期工作頻段（高頻段）內(nèi)，可認(rèn)為頻段（高頻段）內(nèi)，可認(rèn)為 并可從阻尼回路中并可從阻尼回路中移出，再將移出，再將 分解成分解成 ， 于是得到如下等效圖于是得到如下等效圖deTT 1) 1(STSTeeSTSTee1)11 (sTe 簡化圖：簡化圖： 由于由于 很大，（很大，（ 很?。┧蚤_始時(shí)體現(xiàn)比例作用，只在很?。┧蚤_始時(shí)體現(xiàn)比例作用，