linearize

Класс: Aero.FixedWing
Пакет: Aero

Возвращает линейную модель пространства состояний

развернуть все на странице

Синтаксис

linsys = linearize(aircraft,state)
linsys = linearize(___,Name,Value)

Описание

linsys = linearize(aircraft,state) возвращает представление линейного пространства состояний неподвижного aircraft линеаризируется вокруг точки, заданной state.

linsys = linearize(___,Name,Value) возвращает линейную систему с помощью дополнительных опций, заданных одним или несколькими Name,Value аргументы в виде пар.

Входные параметры

расширить все

Aero.FixedWing объект, заданный как скаляр.

Aero.FixedWing.State объект, заданный как скаляр.

Аргументы в виде пар имя-значение

Задайте необязательные разделенные разделенными запятой парами Name,Value аргументы. Name - имя аргумента и Value - соответствующее значение. Name должны находиться внутри кавычек. Можно задать несколько аргументов в виде пар имен и значений в любом порядке Name1,Value1,...,NameN,ValueN.

Пример: 'RelativePerturbation','1e-5'

Относительное возмущение системы, заданное как скалярное число. Это возмущение принимает форму:

Тип возмущенияОпределение

Возмущение состояния системы

statePert = RelativePerturbation+1e-3*RelativePerturbation*|baseValue|

Системные входные возмущения

ctrlPert = RelativePerturbation+1e-3*RelativePerturbation*|baseValue|

Чтобы вычислить якобиан системы, linearize использует результат этих уравнений в сочетании с DifferentialMethod свойство.

Пример: 'RelativePerturbation',1e-5

Типы данных: double

Направление во время возмущения модели, заданное как:

НаправлениеОписание

'Forward'

Передайте метод различия, который добавляет statePert и ctrlPert к базовым состояниям и входам, соответственно.

'Backward'

Метод обратного различия, который добавляет statePert и ctrlPert в базовые состояния входят входы, соответственно.

'Central'

Центральный метод различия, который складывает и вычитает statePert и ctrlPert к и от базовых состояний и входов, соответственно.

Пример: 'DifferentialMethod','Backward'

Типы данных: char | string

Выходные аргументы

расширить все

Линейная модель пространства состояний, возвращенная как скаляр. Входы и выходы модели пространства состояний зависят от степеней свободы модели фиксированного крыла и количества состояний управления на модели.

Примеры

расширить все

Вычислите линейную модель пространства состояний Cessna 182 во время круиз.

[C182, CruiseState] = astC182();
linSys = linearize(C182, CruiseState)
linSys =
 
  A = 
                       XN          XE          XD           U           V           W
   XN                   0           0           0           1           0           0
   XE                   0           0           0           0           1           0
   XD                   0           0           0           0           0           1
   U                    0           0           0    -0.02574  -6.661e-10     0.08865
   V                    0           0           0           0     -0.1873           0
   W                    0           0           0     -0.2926  -7.183e-09      -2.115
   P                    0           0           0           0     -0.1375           0
   Q                    0           0           0     0.01265   3.331e-10    -0.07866
   R                    0           0           0           0     0.04268           0
   RollAngle            0           0           0           0           0           0
   PitchAngle           0           0           0           0           0           0
   YawAngle             0           0           0           0           0           0
 
                        P           Q           R   RollAngle  PitchAngle    YawAngle
   XN                   0           0           0           0     -0.0011     -0.0011
   XE                   0           0           0           0           0       220.1
   XD                   0           0           0           0      -220.1           0
   U                    0           0           0           0       -32.2           0
   V               -7.867           0      -197.7        32.2           0           0
   W                    0        -189           0   -0.000161   -0.000161           0
   P               -158.7           0       26.16           0           0           0
   Q                    0        -388           0           0           0           0
   R                -4.37           0      -14.87           0           0           0
   RollAngle            1           0           0           0           0           0
   PitchAngle           0           1           0           0           0           0
   YawAngle             0           0           1           0           0           0
 
  B = 
                 Aileron   Elevator     Rudder  Propeller
   XN                  0          0          0          0
   XE                  0          0          0          0
   XD                  0          0          0          0
   U                   0          0          0       2215
   V                   0      19.62          0          0
   W                   0          0     -45.11          0
   P               75.07      4.819          0          0
   Q                   0          0     -42.84          0
   R              -7.963     -12.78          0          0
   RollAngle           0          0          0          0
   PitchAngle          0          0          0          0
   YawAngle            0          0          0          0
 
  C = 
                       XN          XE          XD           U           V           W
   XN                   1           0           0           0           0           0
   XE                   0           1           0           0           0           0
   XD                   0           0           1           0           0           0
   U                    0           0           0           1           0           0
   V                    0           0           0           0           1           0
   W                    0           0           0           0           0           1
   P                    0           0           0           0           0           0
   Q                    0           0           0           0           0           0
   R                    0           0           0           0           0           0
   RollAngle            0           0           0           0           0           0
   PitchAngle           0           0           0           0           0           0
   YawAngle             0           0           0           0           0           0
 
                        P           Q           R   RollAngle  PitchAngle    YawAngle
   XN                   0           0           0           0           0           0
   XE                   0           0           0           0           0           0
   XD                   0           0           0           0           0           0
   U                    0           0           0           0           0           0
   V                    0           0           0           0           0           0
   W                    0           0           0           0           0           0
   P                    1           0           0           0           0           0
   Q                    0           1           0           0           0           0
   R                    0           0           1           0           0           0
   RollAngle            0           0           0           1           0           0
   PitchAngle           0           0           0           0           1           0
   YawAngle             0           0           0           0           0           1
 
  D = 
                 Aileron   Elevator     Rudder  Propeller
   XN                  0          0          0          0
   XE                  0          0          0          0
   XD                  0          0          0          0
   U                   0          0          0          0
   V                   0          0          0          0
   W                   0          0          0          0
   P                   0          0          0          0
   Q                   0          0          0          0
   R                   0          0          0          0
   RollAngle           0          0          0          0
   PitchAngle          0          0          0          0
   YawAngle            0          0          0          0
 
Continuous-time state-space model.

См. также

| | |

Введенный в R2021a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка

Для просмотра документации необходимо авторизоваться на сайте