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本文以分枝模态法为基础，采用修正活塞理论和细长体理论计算升力面和机身的非定常气动力，考虑了翼身干扰和翼面对舵面的下洗与阻滞作用，通过控制系统输入参数与结构模态参数的关系，输出舵偏产生的非定常气动力的激励关系，建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的飞行器气动伺服弹性模型，然后在时域内进行求解。通过对某型飞行器颤振和气动伺服弹性的计算，证明本方法的可行性和有效性。通过对结构滤波器参数、敏感元件位置以及机身固有频率的变化的分析，讨论了它们对气动伺服弹性稳定性的影响。