Dryden Wind Turbulence Model (Continuous)

Сгенерируйте непрерывную турбулентность ветра со скоростными спектрами Драйдена

Библиотека

Среда/Ветер

Описание

Блок Dryden Wind Turbulence Model (Continuous) использует Драйдена спектральное представление, чтобы добавить турбулентность в космическую модель путем передачи ограниченного полосой белого шума через соответствующие фильтры формирования. Этот блок реализует математическое представление в Военной Спецификации MIL-F-8785C, Военном Руководстве MIL-HDBK-1797, Военное Руководство MIL-HDBK-1797B.

Турбулентность является стохастическим процессом, заданным скоростными спектрами. Для самолета, летящего на скорости V через замороженное поле турбулентности с пространственной частотой Ω радианов на метр, круговая частота, ω вычисляется путем умножения V Ω. MIL-F-8785C и MIL-HDBK-1797/1797B предоставляют эти определения продольных, боковых функций спектров, и вертикальной составляющей:

	MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B
Продольный
$Φ_{u} (ω)$	$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{1 + {(L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}}$	$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{1 + {(L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}}$
$Φ_{p}_{_{g}} (ω)$	$\frac{σ_{w}^{2}}{V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$	$\frac{σ_{w}^{2}}{2 V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{2 π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$
Ответвление
$Φ_{v} (ω)$	$\frac{σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + 3 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$	$\frac{2 σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + 12 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + 4 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$
$Φ_{r} (ω)$	$\frac{\mp {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{3 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{v} (ω)$	$\frac{\mp {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{3 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{v} (ω)$
Вертикальный
$Φ_{w} (ω)$	$\frac{σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + 3 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$	$\frac{2 σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + 12 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + 4 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$
$Φ_{q} (ω)$	$\frac{\pm {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{w} (ω)$	$\frac{\pm {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{w} (ω)$

MIL-F-8785C

MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B

Продольный

$Φ_{u} (ω)$

$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{1 + {(L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}}$

$Φ_{p}_{_{g}} (ω)$

$\frac{σ_{w}^{2}}{V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$

$\frac{σ_{w}^{2}}{2 V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{2 π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$

Ответвление

$Φ_{v} (ω)$

$\frac{σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + 3 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$

$\frac{2 σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + 12 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + 4 {(L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$

$Φ_{r} (ω)$

$\frac{\mp {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{3 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{v} (ω)$

Вертикальный

$Φ_{w} (ω)$

$\frac{σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + 3 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$

$\frac{2 σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + 12 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + 4 {(L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{2}}$

$Φ_{q} (ω)$

$\frac{\pm {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{w} (ω)$

где:

b представляет размах крыла самолета.
_{Lu, Lv, Lw} представляет длины шкалы турбулентности.
_{σu, σv, σw} представляет интенсивность турбулентности.

Спектральные определения плотности турбулентности угловые уровни заданы в технических требованиях как три изменения:

$p_{g} = \frac{\partial w_{g}}{\partial y}$

$p_{g} = - \frac{\partial w_{g}}{\partial y}$

$q_{g} = \frac{\partial w_{g}}{\partial x}$

$q_{g} = - \frac{\partial w_{g}}{\partial x}$

$r_{g} = - \frac{\partial v_{g}}{\partial x}$

$r_{g} = \frac{\partial v_{g}}{\partial x}$

Изменения влияют только на вертикаль (_qg) и ответвление (_rg) турбулентность угловые уровни.

Продольная турбулентность угловой спектр уровня,

$Φ_{p_{g}} (ω)$

рациональная функция. Рациональная функция выведена из подбора кривых комплексная алгебраическая функция, не вертикальный скоростной спектр турбулентности, _Φw (ω), умноженный на масштабный коэффициент. Изменения существуют, потому что турбулентность угловые спектры уровня способствует меньше ответу порыва самолета, чем скорость турбулентности.

Изменения приводят к этим комбинациям вертикальной и боковой турбулентности угловые спектры уровня.

Вертикальный	Ответвление
Φ_q (ω) Φ_q (ω) −Φ_q (ω)	−Φ_r (ω) Φ_r (ω) Φ_r (ω)

Вертикальный

Ответвление

Φ_q (ω)

−Φ_q (ω)

−Φ_r (ω)

Φ_r (ω)

Чтобы сгенерировать сигнал с правильными характеристиками, ограниченный полосой белый шумовой сигнал передается посредством формирования фильтров. Формирующиеся фильтры выведены из спектральных квадратных корней из уравнений спектра.

MIL-F-8785C и MIL-HDBK-1797/1797B обеспечивают эти передаточные функции:

	MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B
Продольный
$H_{u} (s)$	$σ_{u} \sqrt{\frac{2 L_{u}}{π V} \cdot} \frac{1}{1 + \frac{L_{u}}{V} s}$	$σ_{u} \sqrt{\frac{2 L_{u}}{π V}} \cdot \frac{1}{1 + \frac{L_{u}}{V} s}$
$H_{p} (s)$	$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{L_{w}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$	$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{{(2 L_{w})}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$
Ответвление
$H_{v} (s)$	$σ_{v} \sqrt{\frac{L_{v}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{\sqrt{3} L_{v}}{V} s}{{(1 + \frac{L_{v}}{V} s)}^{2}}$	$σ_{v} \sqrt{\frac{2 L_{v}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{2 \sqrt{3} L_{v}}{V} s}{{(1 + \frac{2 L_{v}}{V} s)}^{2}}$
$H_{r} (s)$	$\frac{\mp \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{3 b}{π V}) s)} \cdot H_{v} (s)$	$\frac{\mp \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{3 b}{π V}) s)} \cdot H_{v} (s)$
Вертикальный
$H_{w} (s)$	$σ_{w} \sqrt{\frac{L_{w}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{\sqrt{3} L_{w}}{V} s}{{(1 + \frac{L_{w}}{V} s)}^{2}}$	$σ_{w} \sqrt{\frac{2 L_{w}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{2 \sqrt{3} L_{w}}{V} s}{{(1 + \frac{2 L_{w}}{V} s)}^{2}}$
$H_{q} (s)$	$\frac{\pm \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{4 b}{π V}) s)} \cdot H_{w} (s)$	$\frac{\pm \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{4 b}{π V}) s)} \cdot H_{w} (s)$

MIL-F-8785C

MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B

Продольный

$H_{u} (s)$

$σ_{u} \sqrt{\frac{2 L_{u}}{π V} \cdot} \frac{1}{1 + \frac{L_{u}}{V} s}$

$σ_{u} \sqrt{\frac{2 L_{u}}{π V}} \cdot \frac{1}{1 + \frac{L_{u}}{V} s}$

$H_{p} (s)$

$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{L_{w}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$

$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{{(2 L_{w})}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$

Ответвление

$H_{v} (s)$

$σ_{v} \sqrt{\frac{L_{v}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{\sqrt{3} L_{v}}{V} s}{{(1 + \frac{L_{v}}{V} s)}^{2}}$

$σ_{v} \sqrt{\frac{2 L_{v}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{2 \sqrt{3} L_{v}}{V} s}{{(1 + \frac{2 L_{v}}{V} s)}^{2}}$

$H_{r} (s)$

$\frac{\mp \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{3 b}{π V}) s)} \cdot H_{v} (s)$

Вертикальный

$H_{w} (s)$

$σ_{w} \sqrt{\frac{L_{w}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{\sqrt{3} L_{w}}{V} s}{{(1 + \frac{L_{w}}{V} s)}^{2}}$

$σ_{w} \sqrt{\frac{2 L_{w}}{π V}} \cdot \frac{1 + \frac{2 \sqrt{3} L_{w}}{V} s}{{(1 + \frac{2 L_{w}}{V} s)}^{2}}$

$H_{q} (s)$

$\frac{\pm \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{4 b}{π V}) s)} \cdot H_{w} (s)$

Разделенный на две отличных области, длины шкалы турбулентности и интенсивность являются функциями высоты.

Примечание

Военные технические требования приводят к той же передаточной функции после оценки длин шкалы турбулентности. Различия в длинах шкалы турбулентности и балансе передаточных функций турбулентности возмещены.

Низковысотная модель (высота менее чем 1 000 футов)

Согласно военным ссылкам, длины шкалы турбулентности на низких высотах, где h является высотой в ногах, представлены в следующей таблице:

MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B
$\begin{array}{l} L_{w} = h \\ L_{u} = L_{v} = \frac{h}{{(0.177 + 0.000823 h)}^{1.2}} \end{array}$	$\begin{array}{l} 2 L_{w} = h \\ L_{u} = 2 L_{v} = \frac{h}{{(0.177 + 0.000823 h)}^{1.2}} \end{array}$

MIL-F-8785C

MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B

$\begin{array}{l} L_{w} = h \\ L_{u} = L_{v} = \frac{h}{{(0.177 + 0.000823 h)}^{1.2}} \end{array}$

$\begin{array}{l} 2 L_{w} = h \\ L_{u} = 2 L_{v} = \frac{h}{{(0.177 + 0.000823 h)}^{1.2}} \end{array}$

Как правило, на уровне 20 футов (6 метров) скорость ветра составляет 15 узлов в легкой турбулентности, 30 узлов в умеренной турбулентности и 45 узлов для серьезной турбулентности. Смотрите эту интенсивность турбулентности, где W ₂₀ является скоростью ветра на уровне 20 футов (6 метров).

$\begin{array}{l} σ_{w} = 0.1 W_{20} \\ \frac{σ_{u}}{σ_{w}} = \frac{σ_{v}}{σ_{w}} = \frac{1}{{(0.177 + 0.000823 h)}^{0.4}} \end{array}$

Ориентация осей турбулентности в этой области задана:

Продольная скорость турбулентности, _ug, выровненный вдоль горизонтального родственника, означают вектор ветра
Вертикальная скорость турбулентности, _wg, выровненный с вертикалью

В этом диапазоне высот выход блока преобразовывается в координаты тела.

Носитель/Большие высоты (Высота Выше 2 000 футов)

Длины шкалы турбулентности и интенсивность для носителя к большим высотам основанного на предположении, что турбулентность является изотропной. MIL-F-8785C и MIL-HDBK-1797/1797B обеспечивают эти представления длин шкалы:

MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797 и MIL-HDBK-1797B
_Lu= _Lv=_Lw = 1 750 футов	_Lu = _2Lv = _2Lw= 1 750 футов

Интенсивность турбулентности определяется из интерполяционной таблицы, которая обеспечивает интенсивность турбулентности как функцию высоты и вероятность превышаемой интенсивности турбулентности. Отношение интенсивности турбулентности представлено в следующем уравнении:

_σu = _σv = _σw.

Ориентация осей турбулентности в этой области задана как выравниваемый с координатами тела.

Между Низким и Носителем/Большими высотами (Между 1000 и 2 000 футов)

На высотах между 1 000 и 2000, скорости турбулентности и турбулентность угловые уровни определяются путем линейной интерполяции между значением из низковысотной модели на уровне 1 000 футов, преобразованных от средних горизонтальных координат ветра, чтобы придать форму координаты и значение из высотной модели на уровне 2 000 футов в координатах тела.

Параметры

Units

Задайте единицы скорости ветра из-за турбулентности.

Модули	Скорость ветра	Высота	Скорость полета
`Metric (MKS)`	Метры/секунда	Метры	Метры/секунда
`English (Velocity in ft/s)`	Ноги/секунда	Футы	Ноги/секунда
`English (Velocity in kts)`	Узлы	Футы	Узлы

Specification

Задайте который военная ссылка на использование. Это влияет на приложение длин шкалы турбулентности в боковых и вертикальных направлениях.

Model type

Выберите модель турбулентности ветра, чтобы использовать.

`Continuous Von Karman (+q -r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Фон Карман с положительными вертикальными и отрицательными боковыми угловыми спектрами уровней.
`Continuous Von Karman (+q +r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Фон Карман с положительными вертикальными и боковыми угловыми спектрами уровней.
`Continuous Von Karman (-q +r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Фон Карман с отрицательными вертикальными и положительными боковыми угловыми спектрами уровней.
`Continuous Dryden (+q -r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Драйдена с положительными вертикальными и отрицательными боковыми угловыми спектрами уровней.
`Continuous Dryden (+q +r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Драйдена с положительными вертикальными и боковыми угловыми спектрами уровней.
`Continuous Dryden (-q +r)`	Используйте непрерывное представление скоростных спектров Драйдена с отрицательными вертикальными и положительными боковыми угловыми спектрами уровней.
`Discrete Dryden (+q -r)`	Используйте дискретное представление скоростных спектров Драйдена с положительными вертикальными и отрицательными боковыми угловыми спектрами уровней.
`Discrete Dryden (+q +r)`	Используйте дискретное представление скоростных спектров Драйдена с положительными вертикальными и боковыми угловыми спектрами уровней.
`Discrete Dryden (-q +r)`	Используйте дискретное представление скоростных спектров Драйдена с отрицательными вертикальными и положительными боковыми угловыми спектрами уровней.

Непрерывные выборы Драйдена соответствуют описаниям передаточной функции.

Wind speed at 6 m defines the low altitude intensity

Измеренная скорость ветра на высоте 6 метров (20 футов) обеспечивает интенсивность для низковысотной модели турбулентности.

Wind direction at 6 m (degrees clockwise from north)

Измеренное направление ветра на высоте 6 метров (20 футов) является углом, чтобы помочь в преобразовании низковысотной модели турбулентности в координаты тела.

Probability of exceedance of high-altitude intensity

Выше 2 000 футов интенсивность турбулентности определяется из интерполяционной таблицы, которая дает интенсивность турбулентности как функцию высоты и вероятность превышения интенсивности турбулентности.

Scale length at medium/high altitudes (m)

Длина шкалы турбулентности выше 2 000 футов, принятая константа. MIL-F-8785C и MIL-HDBK-1797/1797B рекомендуют 1 750 футов для продольной длины шкалы турбулентности спектров Драйдена.

Примечание

Альтернативное значение длины шкалы изменяет степень спектральная асимптота плотности и загрузка порыва.

Wingspan

Размах крыла требуется в вычислении турбулентности на угловых уровнях.

Band-limited noise sample time (sec)

Шаг расчета, в котором модульное отклонение сгенерирован белый шумовой сигнал.

Noise seeds

Четыре случайных числа, требуемые сгенерировать сигналы турбулентности, один для каждого из трех скоростных компонентов и один для уровня списка. Турбулентности на поле и отклоняются от курса, угловые уровни основаны на дальнейшем формировании выходных параметров от формирующий фильтров для вертикальных и боковых скоростей.

Turbulence on

Выбор этого параметра генерирует сигналы турбулентности.

Порты

Входной параметр	Тип размерности	Описание
Сначала	скаляр	Содержит высоту, в выбранных модулях.
Второй	скаляр	Содержит скорость самолета, в выбранных модулях.
Треть	3х3 матрица	Содержит матрицу направляющего косинуса.

Вывод	Тип размерности	Описание
Сначала	Трехэлементный сигнал	Содержит скорости турбулентности, в выбранных модулях.
Второй	Трехэлементный сигнал	Содержит турбулентность угловые уровни, в радианах в секунду.

Ограничения

Замороженное полевое предположение турбулентности допустимо для случаев скорости среднего ветра, и среднеквадратичная скорость турбулентности или интенсивность, мала относительно скорости относительно земли самолета.

Модель турбулентности описывает в среднем все условия для ясной воздушной турбулентности. Эти факторы не включены в модель:

Шероховатость ландшафта
Уровень ошибки
Сдвиги ветра
Средняя величина ветра
Другие метеорологические факторы

Примеры

См. Модели Моделей/Ветра Корпуса/Среды в aeroblk_HL20 для примера этого блока.

Ссылки

Мел, Чарльз, Т.П. Нил, Т.М. Харрис, Фрэнсис Э. Притчар и Роберт Дж. Вудкок. Справочная информация и Руководство пользователя для MIL-F-8785B (ASG), “Военные Управляющие Спецификацией Качества Пилотируемых Самолетов”. AD869856. Buffalo, Нью-Йорк: Авиационная лаборатория Корнелла, 1969.

Полет качествами пилотируемого самолета. Руководство министерства обороны. MIL-HDBK-1797. Вашингтон, округ Колумбия: американское министерство обороны, 1997.

Полет качествами пилотируемого самолета. Руководство министерства обороны. MIL-HDBK-1797B. Вашингтон, округ Колумбия: американское министерство обороны, 2012.

Полет качествами пилотируемых самолетов. Американская военная спецификация MIL-F-8785C. Вашингтон, округ Колумбия: американское министерство обороны, 1980.

Hoblit, F., нагрузки порыва на самолет: Концепции и приложения, образовательный ряд AIAA, 1988.

Ly, U. и И. Чан. “Расчет Временного интервала Ковариационных матриц Порыва Самолета”, Бумага AIAA 80-1615, представленный на 6-й Атмосферной Конференции Бортмехаников, Дэнверзе, Массачусетс, август 1980.

Макфарлэнд, Ричард Э, Стандартная Кинематическая Модель для Симуляции Рейса в AMES НАСА. НАСА CR-2497. Вид на горы, CA: Computer Sciences Corporation, 1975.

Макруер, Дуэн, Данстан Грэм и Ирвинг Ашкенас. Динамика самолета и автоматическое управление издательство Принстонского университета, 1974, R1990.

Moorhouse, Дэвид Дж. и Роберт Дж. Вальдшнеп. Справочная информация и руководство пользователя для MIL-F-8785C, "Военная спецификация — летающие качества пилотируемых самолетов". ADA119421. Военно-воздушная база Wright-Patterson, OH: мастер военно-воздушных сил аэронавигационный Labs, 1982.

Tatom, Франк Б., Джордж Х. Фичтл и Стивен Р. Смит. “Симуляция Атмосферных Турбулентных Порывов и Градиентов Порыва”, Бумага AIAA 81-0300, представленный на 19-й Космической Научной Встрече, Сент-Луисе, Миссури, январь 1981.

Yeager, Джесси, реализация и тестирование моделей турбулентности для симуляции F18-HARV НАСА CR-1998-206937. Хэмптон, ВА: Lockheed Martin Engineering & Sciences, 1998.

Дискретная модель порыва ветра

Модель сдвига ветра

(Непрерывная) модель турбулентности ветра Фон Кармена

Документация

Dryden Wind Turbulence Model (Continuous)

Библиотека

Описание

Примечание

Низковысотная модель (высота менее чем 1 000 футов)

Носитель/Большие высоты (Высота Выше 2 000 футов)

Между Низким и Носителем/Большими высотами (Между 1000 и 2 000 футов)

Параметры

Примечание

Порты

Ограничения

Примеры

Ссылки

Смотрите также

Расширенные возможности

Генерация кода C/C++
Генерация кода C и C++ с помощью Simulink® Coder™.

Представлено до R2006a

Документация Aerospace Blockset

Поддержка

Документация

Dryden Wind Turbulence Model (Continuous)

Библиотека

Описание

Примечание

Низковысотная модель (высота менее чем 1 000 футов)

Носитель/Большие высоты (Высота Выше 2 000 футов)

Между Низким и Носителем/Большими высотами (Между 1000 и 2 000 футов)

Параметры

Примечание

Порты

Ограничения

Примеры

Ссылки

Смотрите также

Расширенные возможности

Генерация кода C/C++ Генерация кода C и C++ с помощью Simulink® Coder™.

Представлено до R2006a

Документация Aerospace Blockset

Поддержка

Генерация кода C/C++
Генерация кода C и C++ с помощью Simulink® Coder™.