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为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响，采用数学建模和计算机仿真的方法，建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型，通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响，揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制，结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素．分析表明，在总体设计中，应尽量减小导弹飞行速度的变化范围，以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性．