自动飞行控制系统：第五章 典型飞行控制系统分析-轨迹控制系统

1、第五章 典型飞行控制系统分析5.1 概述5.2 阻尼器与增稳系统5.3 控制增稳系统5.4飞机的姿态控制系统5.5 飞机的轨迹控制系统5.6 空速和马赫数的保持与控制5.5 飞机的轨迹控制系统 轨迹控制（制导）系统是在姿态（角运动）控制系统的基础上构成的。轨迹控制（制导）系统的反馈回路可以在飞行器内部闭合，也可以由飞行器通过地面设备进行闭合。5.5.1 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制在飞机编队、巡航、进场着陆、地形跟随以及舰载机着舰等飞行中具有十分重要的作用工作原理：直接测量飞行高度，使用高度差传感器，如气压式高度表或无线电高度表等测高仪器，根据高度差的信息直接控制飞行的飞行姿态，从

2、而改变航迹倾角，以实现对飞行高度的闭环稳定与控制。控制律：式中：5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制飞行控制的最终目的是使飞机以足够的准确度保持在预定的轨迹上。控制飞机运动轨迹的系统称为制导系统,其是在姿态运动控制系统的基础上形成的。制导装置姿态控制系统飞行轨迹几何关系+-给定飞行轨迹实际飞行轨迹控制信号当飞机远距离巡航,以及进场着陆的初始阶段均需保持高度.飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控制系统来完成.例如:Mr、常值垂风干扰下均会产生高度漂移。在俯仰角稳定的动态过程中，如果航迹角变化量平均值不为零，也会引起飞行高度的改变。高度稳定系统必须有测量相对于给定高度偏差的测量装置

3、(称为高度传感器),将高度信息输入俯仰角控制系统,用来改变航迹倾斜角,控制飞机的升降,直至高度差为零,飞机回到预定的高度为止.高度稳定系统控制规律： h相对给定高度Hg的偏差，即：h=h-hg上式表明：当飞行高度低于给定高度时，h为“-”，升降舵应向上偏转，反之，为“+”，舵面应向下偏。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制+-ehK-hg飞机速率陀螺速率陀螺高度差传感器开关高度给定装置舵回路可见，上式控制律主要是在俯仰角稳定回路的基础上构成的，为了避免在给定高度hg上下出现振荡，应当引入高度差的一阶微分信号 ，以改善导读稳定系统的阻尼特性

4、。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制V高度稳定系统结构图的建立：因为 用多变量函数的泰勒公式进行线性化处理： 为起始高度变化率 为航迹倾角引起的高度变化率， 为速度V引起的高度变化率。+-5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制-在通常情况下，驾驶员实在平飞时才接通定高系统的。如果飞机在给定高度上平飞，然后接通定高系统时，即初始航迹倾斜角0=0和初始升降速度 ，则上述定高系统的运动学环节可简化为：基于前述所述的定高系统运动学环节，可以建立起飞行高度稳定和控制系统的结构图：+eh-hg定高系统运动环节5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制 当飞行高度已偏离预定高度时（如

5、低于预定高度），高度稳定过程如下所示：起始高度偏离的稳定过程状态（1）飞机起始偏离为-H0，高度稳定系统未接通，飞机以 作水平飞行，其升力等于重力，舵面处在平衡角5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态（2） 高度稳定系统接通，高度偏差信号h使舵上偏e2，e2与h成正比。产生正的力矩使飞机抬头，和迎角增加2,并与 e2成比例。迎角的增加使飞机升力增加L2增量, L2并与2成比例。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态（3） L2升力增加，速度向量向上偏转，航迹倾斜角增量增加，使轨迹向上弯曲。随着增加的同时，也逐渐增大。由控制规律

6、可知，由于的增大和h的减小，舵偏角e也减小。与状态（2）相比，迎角增量和升力增量L也在减小。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态状态（4）系统中的俯仰角偏离信号与高度差信号h相平衡,使舵回到e0的位置。故=0,L=0。但飞机仍以一定的爬高(即L=0时的航迹倾斜角).5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态状态状态（5） 待高度偏差信号H信号时,使舵回路的输入信号极性反号,舵面向下偏转,即:e50.从而使迎角增量5、升力增量L5和航迹倾斜角速度5均出现负值。飞机的飞行轨迹逐渐向下弯曲。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控

7、制起始高度偏离的稳定过程状态状态状态状态（6） 由于高度差h=0, =0，升降舵又回到e0位置。速度向量回到水平位置，飞机在给定的高度上飞行。可以看出:要使飞机获得高度稳定,A/P中必须有两种信号:和h。如果只有h信号而没有,则在消除h的全部过程中升降舵偏角总是向上偏的,只是随着高度差的逐渐减小也逐渐减小而已。这样飞机的升力增量始终是正值,那么飞机的轨迹将一直是向上弯曲的,将使飞机在给定高度范围上下振荡.有可以使飞机还没有达到给定高度时,舵面就迅速回收,提前反舵,减小飞机上升速度,起到阻尼高度的振荡作用.因而对于高度稳定来说是一个阻尼信号.这就是高度稳定回路必须附加于俯仰角稳定回路之上的缘故。

8、5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制俯仰角速度信号对于稳定高度来说,没有什么作用,而对于消除俯仰角振荡则是需要的.传递系数 的增大,在同样h时升降舵偏转角增大,迎角增量加大,爬升速度加快,达到给定高度的时间缩短.但此新的条件下, 俯仰角信号的阻尼作用就嫌不足,飞机将越过给定高度而产生超调和振荡次数偏多。为了减小高度的超调和振荡,必须增大高度阻尼信号,然而 的强度必须适应俯仰角稳定回路的需要,不宜在高度稳定回路工作时另作变动.因此,必须再引入高度微分信号 。0h大小t在常值干扰力矩作用下的高度稳定过程5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制(1)+MrA/P工作飞机抬头(2)当时

9、,飞机不在继续偏转, (3) 向上偏转.5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制(4)+s引起飞行高度增加+h俯仰角偏差减小随着h 到0A/P工作在常值干扰力矩作用下的高度稳定过程上式表明:高度静差正比于干扰力矩,反比于高度差到升降舵偏角之间的传递系数,适当增大 可以使高度稳定的过渡过程加快,而且可以使高度静差减小。为了消除比例式自动驾驶仪的高度静差,在系统中引入高度差的积分信号,即:5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用下的高度稳定过程5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用下的高度稳定过程：当飞机进入垂直上升气流区域后,比例式自动驾驶仪最

10、终能保持俯仰角不变,但速度向量向上偏转了一个角度,飞机逐渐偏离给定的飞行高度.当接通定高系统后，高度差信号h的增加 向下偏转,当负的迎角增量与正的扰动迎角增量r相等时，速度向量也回复到水平位置，飞机平飞，并出现高度静差hs。由此高度静差控制俯仰角稳定系统，使飞机低头，下俯量等于扰动迎角，即： （此时俯仰角偏离信号和高度偏离信号平衡,升降舵回复到原来位置,迎角也回复到原来的迎角。俯仰角不再继续减小,高度不再继续偏离,飞机以小于原来的俯仰角作水平飞行,但高度已偏离给定值,存在着+Hs。因为：5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用

11、下的高度稳定过程结果：由静差表达式可知，增大Lh减小L将有利于减小垂风作用的静差。在垂风作用下，无论采用什么形式的角位移稳定系统，都存在高度静差。这是因为在r扰动下，要使飞机平飞，必须改变俯仰角以保持扰动前的迎角0。而俯仰角的偏离必须由高度差hs去提供。只有断开垂直陀螺，使L=0，则hs=0。0（度）0.2t（秒）t（秒）hhss5.5.2 下滑波束导引系统在飞机制导中广泛采用无线电波束导引系统。先以飞机自动着陆时的下滑波束导引为例，说明其工作原理。工作原理：为了实现全天候飞行，保证能在恶劣气象情况，无目视基准的条件下实现自动着陆。下滑波束导引系统是现代高性能的飞机必不可少的机载系统。（1）着

12、陆过程包括:定高,下滑,拉平、飘落和滑跑。断开定高300500米下滑线截获15米定高下滑拉平飘落滑跑V=0典型的着陆过程和参考数据为：飞机着陆前先在300-500米上空作定高飞行;截获下滑波束,按一定下滑坡度下滑角=-2.5 -3.0,此时速度不低于失速速度的1.3倍,约70-85米/秒(170节左右);注1: 70-85米/秒(170节左右)的飞行速度按照3.0的下滑角计算下降速度 为:-3.5 4.5米/秒,以如此大的接地速度着地是不允许的。(规定 为:-0.5 0.6米/秒)为了减小航迹倾斜角,使飞机沿曲线运动拉起,因此设置一个拉平阶段;使速度向量 与地面平行,飞机离地约0.5-1.0米

13、,进入保持阶段;注2:由于此时速度逐渐减小 ,需加大迎角，以保持升力与重力平衡。当飞机到达着陆速度时,迎角减小,因为升力L重力W,飞机将以曲线轨迹落地，称为飘落。飞机与地面相接后,为缩短滑跑距离,常采用轮子刹车或发动机反推力措施。在许多情况下，拉平终了的飞行速度就是着陆的接地速度，不存在飘落阶段。5.5.2 下滑波束导引系统实现下滑波束导引的地面设备和机载设备 为引导飞机正确着陆,地面设备需有:地面发射的无线电信标台 提供着陆基准航向信标台;下滑信标台在跑道的延长线上安装有三个指点信标台，利用其确定飞跃它们上空的时刻,在飞机上用灯光和音响信号的形式给出穿越指点信标台的信息.近台中台远点机上无线

14、电接收设备：下滑波束导引系统（包括下滑耦合器和俯仰角位移控制系统）。225米50-200米300-450米1050米7400米远台中台近台跑道下滑台500-1000米航向信标台(指点信标台)着陆方向1050米7400米跑道航向信标台上图: ILS使用的信标台-国际上用下图:ILS系统的特征点DACB600米D6米15米基点30米400米CB下滑波束导引工作原理下滑信标台给飞机提供下滑基准,它向飞机着陆方向连续发射两个频率各为90Hz和150Hz的高频定向无线电调幅波,其载波频率范围为:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿与150Hz最下面一个小波瓣形成等信号线(下滑波束中心线,等信号

15、强度区),其仰角一般为24.在等信号线上方,90Hz信号强于150Hz的信号,在等信号线下方150Hz信号强于90Hz信号.5.5.2 下滑波束导引系统-仪表着陆系统ILS机上装有下滑波束导引系统，它由下滑耦合器及俯仰角位移控制系统组成。下滑耦合器包括接收、放大、限幅及信号变换等部分。其中将g=0理解为给定的飞行轨迹参量，因为只要保证g=0，飞机就沿着给定的波束中心线飞行。俯仰角 位移系统-运动学环节下滑 耦合器R2.5X=2.5+=2.5SdP设飞机下滑时的速度为V0，且由于速度自动控制系统的工作，V0为常数。下俯角为2.5。飞机偏离波束中心线的垂直距离为d，并规定飞机在波束中心线的上方时d

16、0，在下方是d0.图中SP=R。由R与d可决定偏差角 ,飞行速度V0与波束中心线的夹角 ，因为此时航机倾斜角为负值，故可写成： 。而 与速度V0存在关系式 故存在： 当航机倾斜角0=-时，则 ，即按下划线下滑。如果速度向量V0偏离初始航机倾斜角0产生时，则有：下滑波束导引系统结构图的建立：R2.5X=2.5+=2.5sdP拉氏变换后得:根据波束偏差角存在的关系式: ，则可得到下列简化公式：经拉氏变换后：根据 可画出下滑波束导引运动学环节：(s)+0d(s)(s)下滑波束导引系统结构图的建立：5.5.3 自动拉平着陆系统拉平轨迹拉平轨迹是指由下滑过渡到着陆点的运动轨迹。为了使下降速度能够随高度降

17、低而成比例减小，在理想情况下，当下降速度为零时，高度也恰好为零，即满足下列齐次微分方程： 或写成： 其微分方程的解为：拉平开始时高度指数曲线的时间常数若根据上式设计拉平轨迹，则只有当拉平时间无限长t 时，才能使得飞机的起落架触地滑跑h() 0.也就是说，需要无限长跑道，才能使飞机以零下降速度触地滑跑。5.5.3 自动拉平着陆系统拉平轨迹（续）前述显然不实际。飞机在实际降落飞行过程中，如果在容许接地速度 内飞机的安全是可以保证的，因此，可以将齐次微分方程式改写成为非齐次微分方程，即：或者： 其解为： 如果令h(t1)=0,则拉平飞行时间为： 如果假设拉平飞行距离为 则： 按照拉平飞行距离公式，如

18、果给定起始拉平高度h0、容许接地速度 和飞行速度V0以及时间常数，那么飞机在拉平飞行阶段的飞行距离 就可以计算出来，并可以作为选择降落跑道的参考因素。5.5.3 自动拉平着陆系统自动拉平系统的组成根据式 ，借助关系式 来构成拉平耦合器，只要自动拉平系统能够保证实际的下降速度 准确地跟踪给定的下降过程 ，便可实现自动拉平飞行。俯仰角 位移系统-+拉平耦合器自动拉平系统的结构图5.5.4 飞机侧向距离的自动控制飞机重心运动可分解为沿垂直方向与航迹切线方向运动的自动控制系统及侧向偏离的自动控制。前者已在前面内容讲述。对于侧向距离控制系统实际上与高度自动控制原理由许多相似之处。侧向偏离是以偏航角和滚转

19、角控制系统为内回路构成的，一般采用飞机倾斜转弯方式来修正和控制侧向距离的。对于侧向轨迹控制系统而言，航向和滚转两个通道的协调控制方法与侧向角运动自动控制方法一致。通常利用倾斜转弯的形式：主要以副翼控制飞机滚转使飞机转弯以修正侧向偏离y；方向舵只起阻尼与协调作用。5.5.4 飞机侧向距离的自动控制侧向偏离的控制规律该控制规律的特点：在滚转角与偏航角控制律的基础上，增加了侧向偏离的信息（y-yg），就构成了侧向偏离轨迹的控制规律。+-yIy-舵回路+Iy-5.5.4 飞机侧向距离的自动控制(d)最终，y，与都回零，飞机沿原航线飞行。(c)当侧向偏离+y减小时，I信号超过了Iyy信号，于是I+Iyy

20、0.在这合成信号作用下飞机向右倾斜。(b) 随着I0的信号逐渐增大，减弱Iyy信号作用，飞机逐渐改平,飞机水平飞向原航线。(a)处于水平直线平飞的飞机,其重心位于距航迹BA的右侧+y处, 航迹稳定系统接通 产生+a, 产生滚转力矩L0，飞机向左倾斜。此时自动驾驶仪r=-K0，使飞机左转弯，逐渐变负，0 。BA5.5.4 飞机侧向距离的自动控制由以上过程可见，系统开始工作时， I和Iyy信号是相反的，因此I实际上是飞机重心侧向偏离Iyy的阻尼信号，这同高度稳定系统中俯仰角偏离信号是高度差的阻尼信号一样，其物理解释是类似的。增大Iy值可使飞机滚转角加大，使速度向量和飞机纵轴转动加快，但这可导致飞机

21、重心沿给定航迹的震荡。可引入 信号和适当调结I值，使过程震荡减小到满意程度。关于常值侧风干扰下稳态结果将具有侧偏静差，飞行方向不变（ rs=0），机头迎着侧风转动=-r。在常值侧风-Uy作用下，静差为：由于方向舵协调工作0，故由上面两式得：侧向偏差为：5.5.5 飞机侧向波束导引航向信标台（LOC）的工作原理与侧向波束自动控制系统航向信标台实在跑道中心线的延长线上距跑到末端约5001000m处的一个无线电发射台。其向飞机着陆方向连续发射两个调制频率各为90Hz和150Hz，载波频率在108 112MHz的高频无线电波，形成水平向上两个载频相同，信号强度相同且对称的两个波束，两波束相交形成一条等

22、强度线（或称等信号区）。跑道210m500-1000米航向信标台2.46扇形工作区跑道轴150Hz90Hz侧向波束自动控制系统是将飞机偏离航向信标台发射的无线电波束中心线的信号，通过耦合器变为滚转角指令，输给自动驾驶仪的侧向通道，操纵副翼偏转来改变航迹偏转角r,修正飞机水平轨迹。无线电接收机，侧向波束耦合器和自动驾驶仪侧向通道组成侧向波束自动控制系统。它自动修正飞机水平方向上的航迹，使飞机对准跑到中心线飞行。5.6 空速和马赫数的保持与控制 5.6.1 飞行速度保持与控制的作用5.6.2 速度保持与控制系统的构成与工作原理通过升降舵偏转来改变俯仰角从而实现速度控制自动油门系统5.6.1 飞行速

23、度控制系统的作用 飞行速度控制系统是在近三十年中发展起来的,它比角运动控制系统与轨迹运动控制系统出现得要晚一些. 随着航空事业的发展,要求飞机在恶劣的气象条件下自动进场着陆.而着陆任务本身又要求有较高的速度控制精度:速度偏低则受临界迎角的限制;若速度偏高又受到襟翼、刹车板等结构强度的限制。飞机的控制可归结为控制:飞行速度V的方向-高度的控制飞行速度V的大小-速度的控制:将改善超音速飞机的速度稳定性,阻尼飞机长周期运动,是飞机轨迹控制的必要前提.5.6.1 飞行速度控制系统的作用飞行速度保持与控制能保证飞机在低动压下平飞时，仍具有速度的稳定性飞行速度的保持与控制是轨迹控制的必要前提当进行跨音速飞

24、行时能够保持速度稳定5.6.1 飞行速度控制系统的作用飞行速度保持与控制系统能保证飞机在低动压下平飞时，仍具有速度稳定性（1）飞机纵向运动方程5.6.1 飞行速度控制系统的作用-使飞机在低动压下保持平飞速度稳定若不计油门变化和舵面偏转后所产生的法向力,即以及近似处理 且选择基准运动条件则飞机的法向增量运动方程可写成:若将=+代入后，则如果飞机保持平飞，有 则上式说明在平飞 的条件下，迎角增量与速度增量V的关系。在通常情况下，由于Zv和Z均为负值，则当V增大时,迎角将减小。因此，如果要增加速度，又要保持飞行轨迹不变化（=0）,则必须减小迎角.在不改变推力的情况下，减小迎角将会使飞行速度增大.即:

25、驾驶员为保持平飞,在使飞机加速的同时总是推驾驶杆使飞机低头.若不计升降舵偏转产生的切向力，即 ，以及选择基准运动条件 ，且飞机平飞（=），此时飞机纵向运动的切向方程为令 并将 代入上式飞机的切向运动方程式,则得速度V的一阶微分方程为:当 ，会出现速度不稳定；反之， 飞行速度是稳定的。 5.6.1 飞行速度控制系统的作用-使飞机在低动压下保持平飞速度稳定利用 的关系式，来推导影响速度稳定性的条件由速度增量V的一阶微分方程 ，画出其结构图+-由上图可知:两个反馈通道，其中一个是负反馈回路，一个是正反馈回路。当在负反馈回路的信号为主导情况下，满足稳定性条件 ，即系统具有速度的稳定性；反之，当正反馈回

26、路的信号为主导时，则不满足稳定性条件，即 ，这样系统将出现速度不稳定的运动。由此可见，当飞机在低动压飞行时，由于反映机动性能的参数 通常要比 减小得多，则反馈通道的权就增大，出现速度不稳定的可能性就越大。负反馈 速度自平衡性正反馈在平飞条件下,速度增大V时,飞机必须低头产生负迎角增量,而又导致速度继续增加.借助于信号反馈结构的分析5.6.1 飞行速度控制系统的作用-飞行速度的控制是角运动控制的必要前提 如果对空速不进行人工或自动控制,那么对航迹倾斜角的控制就不能达到预期的目的.控制飞机航迹角的过程:操纵舵面 改变飞行姿态 迎角变化 升力增量变化 速度向量以非周期动态过程的形式跟踪姿态角的变化,

27、即 ,最终=一致.但以上这一切是以假设V=0为前提的.为了使V=0:人工驾驶时在拉驾驶杆同时应推油门;无人驾驶时在输入g信号的同时给油门控制系统一个相应的信号,尤其在低动压着陆状态更需如此.因为 ，飞行速度的保持与控制跟高度的稳定与控制之间存在着耦合关系，即：如果通过控制角运动来控制航迹，那就需要保证飞行速度的稳定。VXTZ0XTV-Z原因:若飞机原为水平飞行,欲使飞机爬升,需操纵升降舵上偏使机头抬起,经几秒钟的短周期过程后,力与力矩都已平衡,迎角近似不变,而 ,由于飞机抬头使重力在速度反方向的投影Gsin增加,迫使速度下降.从而出现负的升力增量-L,产生- 。使速度向量逐渐向下偏转,迎角增加

28、,直至力与力矩获得重新平衡为止。在低动压状态下迎角的增加大于姿态角的增加,从而出现 ,飞机最终不但不爬高反而出现下滑。(a)(b)(c)5秒-10秒30秒-100秒5.6.1 飞行速度控制系统的作用-当进行跨音速飞行时能够保持速度稳定Cmv表示速度变化时对于俯仰力矩的影响。亚音速时由于Cmv为正值，则随着飞行速度增加，飞机将趋于上仰，结果使得阻力和沿着X轴的重力分量增大，从而导致飞机的速度下降，因此这是一个稳定的过程。当进入跨音速飞行时，随着M数的提高，飞机焦点后移，结果会产生使飞机低头的趋势，此时的Cmv出现负值。此时若速度增大V，由于下俯力矩使飞机低头，但这样又使V更大，从而可能导致速度不

29、稳定，出现长周期运动发散。对于飞机而言，由于跨音速阻力的急剧增加，或者随着马赫数增加导致控制效率下降，也会引起在临界马赫数附近的自动俯冲趋势效应。故：当飞机进入跨音速时应采取M数自动配平系统或速度控制系统以稳定飞行速度。5.6.2 速度保持与控制系统的构成与工作原理 由切向力方程可知,飞机俯仰角的变化,或油门杆角位移的变化T能使飞行速度发生变化.由此引出控制速度的两种方案:通过控制升降舵,改变俯仰角以达到速度控制;通过控制油门杆位移,改变发动机推力以达到速度控制.改变俯仰角的物理实质是:改变重力G在飞行方向上的投影,从而引起飞行加速度的变化.因此可在角位移控制系统的基础上增加一个速度控制的外回

30、路即构成速度控制系统.与高度控制系统一样,角控制系统也是速度控制系统的内回路.如果将下图中的空速传感器换成马赫数传感器，就可以实现马赫数的自动控制。在这个方案中，由于油门杆固定不变，只是通过升降舵来控制飞行速度，因此飞行速度的调节范围是有限的。空速传感器俯仰自动驾驶仪飞机Vg+-eV5.6.2 速度保持与控制系统的构成与工作原理-自动油门系统在用油门杆控制的速度控制系统时,如果锁住升降舵,则达不到速度控制的预期目的。油门杆作阶跃位移后的结果,往往是速度最终没有变化,而俯仰角反而变化了.油门杆移动+T使速度增大V, + L ,使速度向量向上偏转,从而使迎角减小，使飞机抬头产生以保持迎角不变=0.接着重力在推力的反方向的投影增加,迫使速度下降到原来的值。所以:油门杆移动的结果由于飞机姿态发生了变化,所以达不到控制速度的目的.自动油门系统就是通过控制油门的大小，改变发动机推力从而实现控制速度的目的。自动油门控制发动机飞机Vg+-TV自动 驾驶仪 e(h,)5.6.2 速度保持与控制系统的构成与工作原理 自动油门控制发动机飞机Vg+-TV自动 驾驶仪e两种控制速度的方案