computeLateralDirectionalFlyingQualities

Вычислите голландский режим крена, режим крена и спиральные характеристики режима модели в пространстве состояний

Описание

пример

computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze) вычисляет боковые направленные летающие качества (голландский режим крена, режим крена и спиральный режим) характеристики с помощью модели в пространстве состояний линейной системы, выбранной во входном диалоговом окне, и сравнивает результаты с заданными требованиями исходного документа.

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys) вычисляет боковые направленные летающие качественные характеристики (голландский режим крена, режим крена и спиральный режим) использование модели в пространстве состояний линейной системы, предоставленной как вход функции.

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys,generatePlots) отображает нулевую полюсом карту для модели в пространстве состояний линейной системы..

[lonFQOut,varNameOut] = computeLateralDirectionalFlyingQualities(___,Name,Value) возвращает выходное имя переменной структуры результатов, varNameOut, для комбинации входных аргументов в предыдущем синтаксисе, согласно Name,Value аргументы.

Примеры

свернуть все

Вычислите боковые направленные летающие качества модели самолета Simulink®.

asbFlightControlAnalysis('6DOF', 'DehavillandBeaverAnalysisModel');
opSpecDefault = DehavillandBeaver6DOFOpSpec('DehavillandBeaverAnalysisModel');
opTrim = trimAirframe('DehavillandBeaverAnalysisModel', opSpecDefault);
linSys = linearizeAirframe('DehavillandBeaverAnalysisModel', opTrim);
latFlyingQual = computeLateralDirectionalFlyingQualities('DehavillandBeaverAnalysisModel', linSys)
Operating point search report:
---------------------------------

 Operating point search report for the Model DehavillandBeaverAnalysisModel.
 (Time-Varying Components Evaluated at time t=0)

Operating point specifications were successfully met.
States: 
----------
(1.) phi
      x:         0.021      dx:     -1.12e-20 (0)
(2.) theta
      x:        0.0653      dx:      3.91e-22 (0)
(3.) psi
      x:             0      dx:      -1.7e-20 (0)
(4.) p
      x:        -1e-20      dx:     -7.37e-12 (0)
(5.) q
      x:      3.52e-23      dx:      3.42e-10 (0)
(6.) r
      x:     -1.69e-20      dx:      -1.2e-11 (0)
(7.) U
      x:          67.3      dx:      1.79e-13 (0)
(8.) v
      x:        0.0927      dx:     -4.63e-11 (0)
(9.) w
      x:           4.4      dx:      2.02e-11 (0)
(10.) Xe
      x:     -3.86e-13      dx:          67.5
(11.) Ye
      x:     -1.18e-12      dx:      4.21e-12 (0)
(12.) Ze
      x:      -2.2e+03      dx:      5.97e-11 (0)
(13.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on angular rates/Hpgw/pgw_p
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(14.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on angular rates/Hqgw/qgw_p
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(15.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on angular rates/Hrgw/rgw_p
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(16.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on velocities/Hugw(s)/ug_p
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(17.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on velocities/Hvgw(s)/vg_p1
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(18.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on velocities/Hvgw(s)/vgw_p2
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0
(19.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on velocities/Hwgw(s)/wg_p1
      x:     -8.13e-14      dx:             0
      x:      5.37e-15      dx:             0
(20.) DehavillandBeaverAnalysisModel/Environment Model/Dryden Wind Turbulence Model  (Continuous (+q +r))/Filters on velocities/Hwgw(s)/wg_p2
      x:             0      dx:             0
      x:             0      dx:             0

Inputs: 
----------
(1.) DehavillandBeaverAnalysisModel/AileronCmd
      u:       0.00234    [-0.524 0.524]
(2.) DehavillandBeaverAnalysisModel/ElevatorCmd
      u:        0.0239    [-0.524 0.524]
(3.) DehavillandBeaverAnalysisModel/RudderCmd
      u:       -0.0377    [-1.05 1.05]
(4.) DehavillandBeaverAnalysisModel/ThrottleCmd
      u:         0.493    [0 1]

Outputs: 
----------
(1.) DehavillandBeaverAnalysisModel/StatesOut
      y:     -3.86e-13    [-Inf Inf]
      y:     -1.18e-12    [-Inf Inf]
      y:      -2.2e+03    [-Inf Inf]
      y:         0.021    [-Inf Inf]
      y:        0.0653    [-Inf Inf]
      y:             0    [-Inf Inf]
      y:          67.3    [-Inf Inf]
      y:        0.0927    [-Inf Inf]
      y:           4.4    [-Inf Inf]
      y:        -1e-20    [-Inf Inf]
      y:      3.52e-23    [-Inf Inf]
      y:     -1.69e-20    [-Inf Inf]


latFlyingQual = 

  struct with fields:

    DutchRollMode: [1×1 struct]
         RollMode: [1×1 struct]
       SpiralMode: [1×1 struct]

Вычислите боковые направленные летающие качества Aero.FixedWing объект.

[aircraft, state] = astDehavillandBeaver();
linSys = linearize(aircraft, state)
latFlyingQual = computeLateralDirectionalFlyingQualities('', linSys)
linSys =
 
  A = 
                  XN          XE          XD           U           V
   XN              0           0           0      0.9896           0
   XE              0           0           0           0           1
   XD              0           0           0     -0.1439           0
   U               0           0           0    -0.01339  -0.0004123
   V               0           0           0   -0.004288    -0.02862
   W               0           0           0     -0.1996    0.001044
   P               0           0           0  -0.0006608    -0.08777
   Q               0           0           0     0.03146   -0.002583
   R               0           0           0   0.0008302    0.003697
   Phi             0           0           0           0           0
   Theta           0           0           0           0           0
   Psi             0           0           0           0           0
 
                   W           P           Q           R         Phi
   XN         0.1439           0           0           0           0
   XE              0           0           0           0       6.475
   XD         0.9896           0           0           0   3.238e-05
   U           0.287           0     -0.2437           0      0.1845
   V       -0.006164     -0.2064           0      -44.39       9.621
   W          -1.262           0       43.92           0     -0.7921
   P       -0.001175      -5.218   -0.003787       1.771      -0.569
   Q         -0.1426  -1.697e-07      -2.947     -0.2721     -0.1121
   R       0.0001093     -0.8464      0.1728     -0.5366     0.02393
   Phi             0           1           0      0.1454   4.142e-22
   Theta           0           0           1           0   -2.99e-19
   Psi             0           0           0       1.011   2.878e-21
 
               Theta         Psi
   XN         -6.476  -0.0002227
   XE              0          45
   XD         -44.53   3.238e-05
   U           -9.89    0.008391
   V         0.03322       1.388
   W           1.043      0.1316
   P         0.00533    -0.08135
   Q         -0.0687      -0.023
   R       -0.005422    0.002902
   Phi     3.053e-19           0
   Theta           0           0
   Psi     4.394e-20           0
 
  B = 
            Aileron       Flap   Elevator     Rudder  Propeller
   XN             0          0          0          0          0
   XE             0          0          0          0          0
   XD             0          0          0          0          0
   U              0     0.6608          0     0.3456      5.018
   V           -0.3          0          0       1.94          0
   W              0      -15.8     -4.068          0          0
   P         -7.019          0          0      0.491          0
   Q              0      2.163     -10.21          0          0
   R        -0.1925          0          0     -2.509          0
   Phi            0          0          0          0          0
   Theta          0          0          0          0          0
   Psi            0          0          0          0          0
 
  C = 
             XN     XE     XD      U      V      W      P      Q      R
   XN         1      0      0      0      0      0      0      0      0
   XE         0      1      0      0      0      0      0      0      0
   XD         0      0      1      0      0      0      0      0      0
   U          0      0      0      1      0      0      0      0      0
   V          0      0      0      0      1      0      0      0      0
   W          0      0      0      0      0      1      0      0      0
   P          0      0      0      0      0      0      1      0      0
   Q          0      0      0      0      0      0      0      1      0
   R          0      0      0      0      0      0      0      0      1
   Phi        0      0      0      0      0      0      0      0      0
   Theta      0      0      0      0      0      0      0      0      0
   Psi        0      0      0      0      0      0      0      0      0
 
            Phi  Theta    Psi
   XN         0      0      0
   XE         0      0      0
   XD         0      0      0
   U          0      0      0
   V          0      0      0
   W          0      0      0
   P          0      0      0
   Q          0      0      0
   R          0      0      0
   Phi        1      0      0
   Theta      0      1      0
   Psi        0      0      1
 
  D = 
            Aileron       Flap   Elevator     Rudder  Propeller
   XN             0          0          0          0          0
   XE             0          0          0          0          0
   XD             0          0          0          0          0
   U              0          0          0          0          0
   V              0          0          0          0          0
   W              0          0          0          0          0
   P              0          0          0          0          0
   Q              0          0          0          0          0
   R              0          0          0          0          0
   Phi            0          0          0          0          0
   Theta          0          0          0          0          0
   Psi            0          0          0          0          0
 
Continuous-time state-space model.


latFlyingQual = 

  struct with fields:

    DutchRollMode: [1×1 struct]
         RollMode: [1×1 struct]
       SpiralMode: [1×1 struct]

Входные параметры

свернуть все

Модель, которой можно выполнить анализ управления полетом с помощью линейной модели в пространстве состояний linSys. Чтобы использовать модель в пространстве состояний непосредственно, определите имя модели к пустой строке, ''.

Типы данных: char | string

Объект модели в пространстве состояний раньше выполнял анализ управления полетом modelToAnalyze. Чтобы создать модель в пространстве состояний из входного диалогового меню, установите linSys к пустой строке, ''. Чтобы создать допустимую модель в пространстве состояний, смотрите linearizeAirframe.

Модель в пространстве состояний должна иметь эти имена состояния:

  • U

  • W

  • Q

  • theta

Типы данных: char | string

Установите на on отобразить нулевую полюсом карту для модели в пространстве состояний линейной системы. В противном случае установите на off.

Типы данных: char | string

Аргументы в виде пар имя-значение

Задайте дополнительные разделенные запятой пары Name,Value аргументы. Name имя аргумента и Value соответствующее значение. Name должен появиться в кавычках. Вы можете задать несколько аргументов в виде пар имен и значений в любом порядке, например: Name1, Value1, ..., NameN, ValueN.

Пример: 'SourceDocument','MIL1797A'

Документ для летающей качественной верификации требований в виде:

  • MIL8785C — Летающие качества ведомых авиакомпаний

  • MIL1797A — Летающие качества пилотируемого самолета

Типы данных: char | string

Летающий качественный уровень в виде:

  • Lowest — Возвращает проверенные требования, самые близкие к уровню 1 для каждого требования в выбранном исходном документе.

  • All — Возвращает struct vector со всеми уровнями требования и их состоянием верификации.

  • 1, 2, или 3 — Возвращает желаемый уровень требования, независимо от состояния верификации.

Типы данных: char | string

Выходные аргументы

свернуть все

Голландский шаг, крен, и спиральные боковые направленные летающие качества, возвратился как вектор структуры.

Если линейная система выбрана через входное диалоговое окно, varNameOut возвращает имя переменной структуры результатов. В противном случае, varNameOut возвращает пустую строку.

Ограничения

Эта функция требует лицензии Simulink Control Design™.

Введенный в R2019a
Для просмотра документации необходимо авторизоваться на сайте