Von Karman Wind Turbulence Model (Continuous)

Сгенерируйте непрерывную турбулентность ветра со скоростными спектрами Фон Карман

Библиотека

Среда/Ветер

Описание

Блок Von Kármán Wind Turbulence Model (Continuous) использует Фон Карман 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 и Военном Руководстве MIL-HDBK-1797.

Согласно военным ссылкам, 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. Следующая таблица отображает функции спектров компонента:

	MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797
Продольный
$Φ_{u} (ω)$	$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{{[1 + {(1.339 L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{5}{6}}}$	$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{{[1 + {(1.339 L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{5}{6}}}$
$Φ_{p} (ω)$	$\frac{σ_{w}^{2}}{V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$	$\frac{σ_{w}^{2}}{2 V L_{w}} \cdot \frac{0.8 {(\frac{2 π L_{w}}{4 b})}^{\frac{1}{3}}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}}$
Ответвление
$Φ_{v} (ω)$	$\frac{σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(1.339 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(1.339 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$	$\frac{2 σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(2.678 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(2.678 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$
$Φ_{r} (ω)$	$\frac{\mp {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{3 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{v} (ω)$	$\frac{\mp {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{3 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{v} (ω)$
Вертикальный
$Φ_{w} (ω)$	$\frac{σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(1.339 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(1.339 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$	$\frac{2 σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(2.678 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(2.678 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$
$Φ_{q} (ω)$	$\frac{\pm {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{w} (ω)$	$\frac{\pm {(\frac{ω}{V})}^{2}}{1 + {(\frac{4 b ω}{π V})}^{2}} \cdot Φ_{w} (ω)$

MIL-F-8785C

MIL-HDBK-1797

Продольный

$Φ_{u} (ω)$

$\frac{2 σ_{u}^{2} L_{u}}{π V} \cdot \frac{1}{{[1 + {(1.339 L_{u} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{5}{6}}}$

$Φ_{p} (ω)$

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

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

Ответвление

$Φ_{v} (ω)$

$\frac{σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(1.339 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(1.339 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$

$\frac{2 σ_{v}^{2} L_{v}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(2.678 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(2.678 L_{v} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$

$Φ_{r} (ω)$

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

Вертикальный

$Φ_{w} (ω)$

$\frac{σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(1.339 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(1.339 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$

$\frac{2 σ_{w}^{2} L_{w}}{π V} \cdot \frac{1 + \frac{8}{3} {(2.678 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}}{{[1 + {(2.678 L_{w} \frac{ω}{V})}^{2}]}^{\frac{11}{6}}}$

$Φ_{q} (ω)$

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

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

Спектральные определения плотности турбулентности, угловые уровни заданы в ссылках как три изменения, которые отображены в следующей таблице:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Следует иметь в виду, что продольная турбулентность угловой спектр уровня, Ф_p (ω), является рациональной функцией. Рациональная функция выведена из подбора кривых комплексная алгебраическая функция, не вертикальный скоростной спектр турбулентности, Ф_w (ω), умноженный на масштабный коэффициент. Поскольку турбулентность, которую угловые спектры уровня вносят меньше в ответ порыва самолета, чем скоростные спектры турбулентности, он может объяснить изменения их определений.

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

Вертикальный	Ответвление
Ф_q (ω) Ф_q (ω) −Ф_q (ω)	−Ф_r (ω) Ф_r (ω) Ф_r (ω)

Вертикальный

Ответвление

Ф_q (ω)

−Ф_q (ω)

−Ф_r (ω)

Ф_r (ω)

Чтобы сгенерировать сигнал с правильными характеристиками, модульным отклонением, ограниченный полосой белый шумовой сигнал передается посредством формирования фильтров. Формирующиеся фильтры являются приближениями скоростных спектров Фон Карман, которые допустимы в области значений нормированных частот меньше чем 50 радианов. Эти фильтры могут быть найдены и в Военном Руководстве MIL-HDBK-1797 и в ссылке Ли и Чаном.

Следующие две таблицы показывают передаточные функции.

	MIL-F-8785C
Продольный
$H_{u} (s)$	$\frac{σ_{u} \sqrt{\frac{2}{π} \cdot \frac{L_{u}}{V}} (1 + 0.25 \frac{L_{u}}{V} s)}{1 + 1.357 \frac{L_{u}}{V} s + 0.1987 {(\frac{L_{u}}{V})}^{2} s^{2}}$
$H_{p} (s)$	$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{L_{w}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$
Ответвление
$H_{v} (s)$	$\frac{σ_{v} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{L_{v}}{V }} (1 + 2.7478 \frac{L_{v}}{V} s + 0.3398 {(\frac{L_{v}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{L_{v}}{V} s + 1.9754 {(\frac{L_{v}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{L_{v}}{V})}^{3} s^{3}}$
$H_{r} (s)$	$\frac{\mp \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{3 b}{π V}) s)} \cdot H_{v} (s)$
Вертикальный
$H_{w} (s)$	$\frac{σ_{w} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{L_{w}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{L_{w}}{V} s + 0.3398 {(\frac{L_{w}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{L_{w}}{V} s + 1.9754 {(\frac{L_{w}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{L_{w}}{V})}^{3} s^{3}}$
$H_{q} (s)$	$\frac{\pm \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{4 b}{π V}) s)} \cdot H_{w} (s)$

MIL-F-8785C

Продольный

$H_{u} (s)$

$\frac{σ_{u} \sqrt{\frac{2}{π} \cdot \frac{L_{u}}{V}} (1 + 0.25 \frac{L_{u}}{V} s)}{1 + 1.357 \frac{L_{u}}{V} s + 0.1987 {(\frac{L_{u}}{V})}^{2} s^{2}}$

$H_{p} (s)$

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

Ответвление

$H_{v} (s)$

$\frac{σ_{v} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{L_{v}}{V }} (1 + 2.7478 \frac{L_{v}}{V} s + 0.3398 {(\frac{L_{v}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{L_{v}}{V} s + 1.9754 {(\frac{L_{v}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{L_{v}}{V})}^{3} s^{3}}$

$H_{r} (s)$

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

Вертикальный

$H_{w} (s)$

$\frac{σ_{w} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{L_{w}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{L_{w}}{V} s + 0.3398 {(\frac{L_{w}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{L_{w}}{V} s + 1.9754 {(\frac{L_{w}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{L_{w}}{V})}^{3} s^{3}}$

$H_{q} (s)$

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

	MIL-HDBK-1797
Продольный
$H_{u} (s)$	$\frac{σ_{u} \sqrt{\frac{2}{π} \cdot \frac{L_{u}}{V}} (1 + 0.25 \frac{L_{u}}{V} s)}{1 + 1.357 \frac{L_{u}}{V} s + 0.1987 {(\frac{L_{u}}{V})}^{2} s^{2}}$
$H_{p} (s)$	$σ_{w} \sqrt{\frac{0.8}{V}} \cdot \frac{{(\frac{π}{4 b})}^{\frac{1}{6}}}{{(2 L_{w})}^{\frac{1}{3}} (1 + (\frac{4 b}{π V}) s)}$
Ответвление
$H_{v} (s)$	$\frac{σ_{v} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{2 L_{v}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{2 L_{v}}{V} s + 0.3398 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{2 L_{v}}{V} s + 1.9754 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{3} s^{3}}$
$H_{r} (s)$	$\frac{\mp \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{3 b}{π V}) s)} \cdot H_{v} (s)$
Вертикальный
$H_{w} (s)$	$\frac{σ_{w} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{2 L_{w}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{2 L_{w}}{V} s + 0.3398 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{2 L_{w}}{V} s + 1.9754 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{3} s^{3}}$
$H_{q} (s)$	$\frac{\pm \frac{s}{V}}{(1 + (\frac{4 b}{π V}) s)} \cdot H_{w} (s)$

MIL-HDBK-1797

Продольный

$H_{u} (s)$

$\frac{σ_{u} \sqrt{\frac{2}{π} \cdot \frac{L_{u}}{V}} (1 + 0.25 \frac{L_{u}}{V} s)}{1 + 1.357 \frac{L_{u}}{V} s + 0.1987 {(\frac{L_{u}}{V})}^{2} s^{2}}$

$H_{p} (s)$

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

Ответвление

$H_{v} (s)$

$\frac{σ_{v} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{2 L_{v}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{2 L_{v}}{V} s + 0.3398 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{2 L_{v}}{V} s + 1.9754 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{2 L_{v}}{V})}^{3} s^{3}}$

$H_{r} (s)$

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

Вертикальный

$H_{w} (s)$

$\frac{σ_{w} \sqrt{\frac{1}{π} \cdot \frac{2 L_{w}}{V}} (1 + 2.7478 \frac{2 L_{w}}{V} s + 0.3398 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{2} s^{2})}{1 + 2.9958 \frac{2 L_{w}}{V} s + 1.9754 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{2} s^{2} + 0.1539 {(\frac{2 L_{w}}{V})}^{3} s^{3}}$

$H_{q} (s)$

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

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

Примечание

Тот же результат передаточных функций после оценки длин шкалы турбулентности. Различия в длинах шкалы турбулентности и балансе передаточных функций турбулентности возмещены.

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

MIL-F-8785C

MIL-HDBK-1797

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

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

Интенсивность турбулентности приведена ниже, где W ₂₀ является скоростью ветра на уровне 20 футов (6 м). Обычно для легкой турбулентности, скорость ветра на уровне 20 футов составляет 15 узлов; для умеренной турбулентности скорость ветра составляет 30 узлов; и для серьезной турбулентности, скорость ветра составляет 45 узлов.

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

Ориентация осей турбулентности в этой области определяется следующим образом:

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> 2 000 футов)

Для носителя к большим высотам длины шкалы турбулентности и интенсивность основаны на предположении, что турбулентность является изотропной. В военных ссылках длины шкалы представлены следующими уравнениями:

MIL-F-8785C	MIL-HDBK-1797
_Lu = _Lv = _Lw = 2 500 футов	_Lu = 2_Lv = 2_Lw = 2 500 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 (1 000 футов <Высота <2 000 футов)

На высотах между 1 000 футов и 2 000 футов, скоростях турбулентности и турбулентности угловые уровни определяются путем линейной интерполяции между значением из низкой высотной 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	Воздушная скорость
`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.

Выборы Continuous Von Kármán соответствуют описаниям передаточной функции.

Wind speed at 6 m defines the low altitude intensity

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

Wind direction at 6 m (degrees clockwise from north)

Измеренное направление ветра на высоте 20 футов (6 метров) 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 то, что интенсивности турбулентности была превышенной.

Scale length at medium/high altitudes

Длина шкалы турбулентности выше 2 000 футов принята постоянная, и из военных ссылок, фигуре 1 750 футов рекомендуют 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 (seconds)

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

Noise seeds

Существует 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

Установка флажка генерирует сигналы турбулентности.

Вводы и выводы

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.

Допущения и ограничения

Замороженное полевое предположение турбулентности допустимо для случаев скорости среднего ветра и среднеквадратичной скорости турбулентности или интенсивности, малы относительно скорости относительно земли самолета.

Модель турбулентности описывает в среднем все условия для ясной воздушной турбулентности, потому что следующие факторы не включены в модель:

Шероховатость ландшафта
Уровень ошибки
Сдвиги ветра
Средняя величина ветра
Другие метеорологические фракции (кроме высоты)

Ссылки

Американское военное руководство MIL-HDBK-1797, 19 декабря 1997.

Американская военная спецификация MIL-F-8785C, 5 ноября 1980.

Мел, C., Нил, P., Харрис, T., Притчар, F., Вальдшнеп, R., “Справочная информация и Руководство пользователя для MIL-F-8785B (ASG), 'Военные Управляющие Спецификацией Качества Пилотируемых Самолетов”, AD869856, Авиационная лаборатория Корнелла, август 1969.

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

Ly, U., канал, Y., “Расчет временного интервала ковариационных матриц порыва самолета”, бумага AIAA 80-1615, атмосферная конференция бортмехаников, Дэнверз, MA., 11-13 августа 1980.

Макруер, D., Ashkenas, я., Грэм, D., динамика самолета и автоматическое управление, издательство Принстонского университета, июль 1990.

Moorhouse, D., вальдшнеп, R., “Справочная информация и руководство пользователя для MIL-F-8785C, 'Военные управляющие спецификацией качества пилотируемых самолетов”, ADA119421, рейс динамическая лаборатория, июль 1982.

Макфарлэнд, R., “Стандартная кинематическая модель для симуляции рейса в NASA-Ames”, НАСА CR-2497, корпорация информатики, январь 1975.

Tatom, F., Смит, R., Fichtl, G., “Симуляция атмосферных турбулентных порывов и градиентов порыва”, бумага AIAA 81-0300, космическая научная встреча, Сент-Луис, MO., 12-15 января 1981.

Yeager, J., “Реализация и тестирование моделей турбулентности для симуляции F18-HARV”, NASA CR-1998-206937, Lockheed Martin Engineering & Sciences, март 1998.

(Дискретная) модель турбулентности ветра Драйдена

Дискретная модель порыва ветра

Модель сдвига ветра

Документация

Von Karman Wind Turbulence Model (Continuous)

Библиотека

Описание

Примечание

Низковысотная Модель (Высота <1 000 футов)

Носитель/Большие высоты (Высота> 2 000 футов)

Между Низким и Носителем/Большими высотами (1 000 футов <Высота <2 000 футов)

Параметры

Примечание

Вводы и выводы

Допущения и ограничения

Ссылки

Смотрите также

Расширенные возможности

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

Представленный в R2006b

Документация Aerospace Blockset

Поддержка

Документация

Von Karman Wind Turbulence Model (Continuous)

Библиотека

Описание

Примечание

Низковысотная Модель (Высота <1 000 футов)

Носитель/Большие высоты (Высота> 2 000 футов)

Между Низким и Носителем/Большими высотами (1 000 футов <Высота <2 000 футов)

Параметры

Примечание

Вводы и выводы

Допущения и ограничения

Ссылки

Смотрите также

Расширенные возможности

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

Представленный в R2006b

Документация Aerospace Blockset

Поддержка

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