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4.1 自動駕駛儀的工作原理
 需要指出的是，對于比例式自動駕駛儀，當存在常值干
擾力矩Mf(趨向于使飛機抬頭或低頭)時，飛機在自動駕
駛儀控制下進人穩定狀態后，必然存在一個升降舵的舵
偏角增量。以抵消Mf的影響，而此時不能
為零，以產生升降舵的舵偏角增量。這就是所謂的穩
態誤差，不難得出：

 對于比例式自動駕駛儀與飛機構成的系統，用自動控制
理論描述時屬于零型系統。零型系統必存在常值干擾下
的穩態誤差。
e g U U     
e 
e L      
4.1 自動駕駛儀的工作原理
 要想減小穩態誤差，通過增大的方法可以實現，但飛
機修正時升降舵的偏轉量也會隨之增大，因而產生
較大的力矩作用到飛機上使其產生較大的俯仰角速度。
由于飛機的慣性較大，盡管當時， 即舵偏
角回到零位，但飛機此時的俯仰角速率并不為零，以至
于向相反方向俯仰從而產生振蕩。要想減小振蕩，必須
引人反饋信號，即飛機俯仰角變化率，增大阻尼。
L
e
0 e   0 e  
.

0
f
g
m e
M
Q sb C L
 

   

4.1 自動駕駛儀的工作原理
 2．帶有一階微分環節的比例式自動駕駛儀控制規律
由自動控制原理中的測速反饋的概念可知，如果適當地在控制信號中引入系
統輸出量的變化率信號，就可以增大系統的阻尼，減小響應的超調量。所以
在上述比例式自動駕駛儀的基礎上，如果引入俯仰角速率負反饋信號，就可
以產生附加舵偏角，形成與俯仰角速率反向的附加操縱力矩，對飛機的姿態
運動起阻尼作用，防止振蕩，這就構成了帶有一階微分環節的比例式自動駕
駛儀。
 與此相應的控制律為：

 式中： ——升降舵的舵偏角增量；
 ——俯仰角增量；
 ——俯仰角速率；
 和——分別為傳遞系數。
由控制原理可知，這是一個典型的PD控制。
.
.
( ) e g L L 

          
e 


.

L . L

4.1 自動駕駛儀的工作原理

4.1 自動駕駛儀的工作原理
 上圖所示分別為無測速反饋和有測速反饋時俯仰角隨時間的變
化規律，引入速率反饋信號后所產生的阻尼效果是顯而易見
的。在圖4．1—10中根據的變化規律可畫出的變化規
律，再根據控制律可畫出相應舵偏角曲線
。仔細對圖加以分析可
知，在由正值減小的過程中， 為負值，所產生的舵偏角也
是負值，因而在仍為正值的t1時刻舵就已提前回到了基準位
置，即=0；而當=0的t2對刻， 為負值，產生抬頭力
矩，防止飛機俯沖，這就是所謂的人工阻尼。在自動駕駛儀中
速率信號由角速率陀螺儀給出，是微分信號，也就是自動控制
理論中所謂的測速反饋，其作用會使舵偏轉信號的相位超前于
位置信號，因而速率信號的作用叫做“提前反舵”，反映了
飛行控制系統中引入俯仰速率信號的物理本質。
 . 
.
.
1 2 ( ) e g e e L L 

                

.

e 


e 


4.1 自動駕駛儀的工作原理
 進一步分析控制規律表達式
 我們不難發現，它不僅表達了舵偏角與飛機角運動參數之間的數量
關系，同時還表達了它們之間的方向關系，表達了控制規律中各項
的作用。例如，當某種原因使俯仰角大于基準值而出現偏差時
 >0，根據控制規律應為正，舵面下偏，產生低頭力
矩，使回到零；在回零的過程中，飛機具有下俯角速度，
 為負，根據控制規律，它引起應為負值，舵面上偏，產生
抬頭力矩，該力矩與角速度方向相反，增加了飛機的阻尼。可見在
該控制規律中的第一項內容作用是用于產生控制力矩,糾正
俯仰角的偏離，第二項內容作用是用以增加飛機的阻尼,減弱
振蕩。
 比例式自動駕駛儀雖然引人了速度反饋，增大了阻尼，但當受到常
值干擾時，仍存在誤差，我們稱其為穩態誤差。
.
.
( ) e g L L 

          
( ) g    e1 
.
 e2 
L 
.
.
L

 
( ) g   
4.1 自動駕駛儀的工作原理
 3．積分式自動駕駛儀的控制規律(注意它的反饋形式)
4.1 自動駕駛儀的工作原理
 舵回路采用舵面位置反饋(又稱硬反饋)時，在常值干
　
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