staticStability

Класс: Aero.FixedWing
Пакет: Aero

Вычисление статической устойчивости самолета

Синтаксис

stability = staticStability(aircraft,state) stability = staticStability(___,Name,Value) [stability,derivatives] = staticStability(___)

Описание

stability = staticStability(aircraft,state) вычисляет статическую стабильность stability самолета aircraft в Aero.FixedWing.State state. Этот способ вычисляет статическую устойчивость от изменений сил и моментов из-за возмущений состояния самолета. По умолчанию эти состояния являются воздушной скоростью, углом атаки, углом бокового скольжения и скоростями крена тела. Чтобы изменить эти состояния, смотрите criteriaTable.

The staticStability метод оценивает изменения сил и моментов после возмущения как больше, равные или меньше 0, используя соответствующую запись в таблице критериев.

При выполнении оценки критерия самолет статически стабилен при этом условии.
Если оценка критерия не выполняется, самолет статически нестабильен в этом условии.
Если значение возмущения установлено в 0, самолет статически нейтрален на этом условии.

stability = staticStability(___,Name,Value) вычисляет статический результат устойчивости с заданным Name,Value аргументы. Задайте любое из комбинаций входных аргументов в предыдущих синтаксисах, за которыми следуют Name,Value пар как последних входных параметров.

[stability,derivatives] = staticStability(___) возвращает таблицу производных сил и моментов вместе со статической устойчивостью. Задайте любое из комбинаций входных аргументов в предыдущих синтаксисах.

Входные параметры

расширить все

`aircraft` — `Aero.FixedWing` объект
скаляр

Aero.FixedWing объект, заданный как скаляр.

Типы данных: double

`state` — `Aero.FixedWing.State` объект
скаляр

Aero.FixedWing.State объект, заданный как скаляр.

Типы данных: double

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'

`'CriteriaTable'` - Критерий статической устойчивости
6 на 8 таблица (по умолчанию) | 6 на байт N таблица

Критерий статической устойчивости, заданный как 6-бай- N таблица, где N - количество переменных .

Если вычисляемое значение 0, оно нейтрально.
Если оцениваемое значение не соответствует критериям, оно нестабильно.
Если критерий является пустой строкой или отсутствует, то результатом устойчивости является пустая строка.

Таблица критериев содержит следующие требования:

Каждая запись в таблице критериев должна быть '<', '>', '', или пропавших без вести.
Таблица должна иметь шесть строк: 'FX', 'FY', 'FZ', 'L', 'M', и 'N'.
N число переменных для столбцов.

По умолчанию эта таблица появляется следующим образом:

	U	V	W	Альфа	Бета	P	Q	R
FX	`'<'`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`
Финансовый год	`''`	`'<'`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`
FZ	`''`	`''`	`'<'`	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`
L	`''`	`''`	`''`	`''`	`''`	`'<'`	`'<'`	`''`
M	`'>'`	`''`	`''`	`'<'`	`''`	`''`	`'<'`	`''`
N	`''`	`''`	`''`	`''`	`'>'`	`''`	`''`	`'<'`

Типы данных: string

`'RelativePerturbation'` - Относительное возмущение
`1e-5` (по умолчанию) | скалярным числом

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

Тип возмущения	Определение
Возмущение состояния системы	`statePert = RelativePerturbation+1e-3RelativePerturbation\|baseValue\|`
Системные входные возмущения	`ctrlPert = RelativePerturbation+1e-3RelativePerturbation\|baseValue\|`

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

Пример: 'RelativePerturbation',1e-5

Типы данных: double

`'DifferentialMethod'` - Направление с возмущением модели
`'Forward'` (по умолчанию) | `'Backward'` | `'Central'`

Направление во время возмущения, заданное как 'Forward', 'Backward', или 'Central'.

Направление	Описание
`'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

`stability` - Остойчивость самолетов
6-by- N таблица

Устойчивость самолетов, возвращаемых как 6-бай- N таблица.

`derivatives` - Производные сил и моментов
6-by- N таблица

Силы и производные моментов, возвращенные как 6-бай- N таблица.

Примеры

расширить все

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna

Вычислите статическую стабильность C182 Cessna.

[C182, CruiseState] = astC182();
stability = staticStability(C182, CruiseState)

stability =

  6×8 table

             U           V           W         Alpha        Beta         P           Q           R    
          ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________

    FX    "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FY    ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FZ    ""          ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""      
    L     ""          ""          ""          ""          "Stable"    "Stable"    ""          ""      
    M     "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""      
    N     ""          ""          ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью пользовательской таблицы критериев

Вычислите статическую стабильность C182 Cessna с помощью таблицы пользовательских критериев.

[C182, CruiseState] = astC182();
CT = C182.criteriaTable()
CT{"FX", "U"} = ">"
 stability = staticStability(C182, CruiseState, "CriteriaTable", CT)

CT =

  6×8 table

           U      V      W     Alpha    Beta     P      Q      R 
          ___    ___    ___    _____    ____    ___    ___    ___

    FX    "<"    ""     ""      ""      ""      ""     ""     "" 
    FY    ""     "<"    ""      ""      ""      ""     ""     "" 
    FZ    ""     ""     "<"     ""      ""      ""     ""     "" 
    L     ""     ""     ""      ""      "<"     "<"    ""     "" 
    M     ">"    ""     ""      "<"     ""      ""     "<"    "" 
    N     ""     ""     ""      ""      ">"     ""     ""     "<"


CT =

  6×8 table

           U      V      W     Alpha    Beta     P      Q      R 
          ___    ___    ___    _____    ____    ___    ___    ___

    FX    ">"    ""     ""      ""      ""      ""     ""     "" 
    FY    ""     "<"    ""      ""      ""      ""     ""     "" 
    FZ    ""     ""     "<"     ""      ""      ""     ""     "" 
    L     ""     ""     ""      ""      "<"     "<"    ""     "" 
    M     ">"    ""     ""      "<"     ""      ""     "<"    "" 
    N     ""     ""     ""      ""      ">"     ""     ""     "<"


stability =

  6×8 table

              U            V           W         Alpha        Beta         P           Q           R    
          __________    ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________

    FX    "Unstable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FY    ""            "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FZ    ""            ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""      
    L     ""            ""          ""          ""          "Stable"    "Stable"    ""          ""      
    M     "Stable"      ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""      
    N     ""            ""          ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью центрального дифференциального метода

Вычислите статическую стабильность C182 Cessna с помощью центрального дифференциального метода.

[C182, CruiseState] = astC182();
stability = staticStability(C182, CruiseState, "DifferentialMethod", "Central")

stability =

  6×8 table

             U           V           W         Alpha        Beta         P           Q           R    
          ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________

    FX    "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FY    ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FZ    ""          ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""      
    L     ""          ""          ""          ""          "Stable"    "Stable"    ""          ""      
    M     "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""      
    N     ""          ""          ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"

Вычисление статической устойчивости и производных Cessna C182

Вычислите статическую стабильность и производные C182 Cessna.

[C182, CruiseState] = astC182();
[stability,derivatives] = staticStability(C182, CruiseState)

stability =

  6×8 table

             U           V           W         Alpha        Beta         P           Q           R    
          ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________    ________

    FX    "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FY    ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""          ""      
    FZ    ""          ""          "Stable"    ""          ""          ""          ""          ""      
    L     ""          ""          ""          ""          "Stable"    "Stable"    ""          ""      
    M     "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"    ""      
    N     ""          ""          ""          ""          "Stable"    ""          ""          "Stable"

derivatives =

  6×8 table

             U            V            W       Alpha        Beta            P              Q           R   
          _______    ___________    _______    ______    __________    ___________    ___________    ______

    FX     -2.118    -5.4001e-08     7.2955    1606.1    -0.0023309              0              0         0
    FY          0        -15.415          0         0       -3392.8        -647.47              0    1847.5
    FZ    -24.083    -5.9117e-07    -174.03    -38305     -0.026503              0         -33669         0
    L           0        -130.33          0         0        -28686    -1.5042e+05              0     24801
    M      17.028     4.5475e-07    -105.88    -23303      0.018739              0    -5.2223e+05         0
    N           0         83.944          0         0         18476        -8595.5              0    -29248

См. также

Aero.FixedWing | criteriaTable | forcesAndMoments | linearize

Введенный в R2021a

Документация

staticStability

Синтаксис

Описание

Входные параметры

`aircraft` — `Aero.FixedWing` объект
скаляр

`state` — `Aero.FixedWing.State` объект
скаляр

Аргументы в виде пар имя-значение

`'CriteriaTable'` - Критерий статической устойчивости
6 на 8 таблица (по умолчанию) | 6 на байт N таблица

`'RelativePerturbation'` - Относительное возмущение
`1e-5` (по умолчанию) | скалярным числом

`'DifferentialMethod'` - Направление с возмущением модели
`'Forward'` (по умолчанию) | `'Backward'` | `'Central'`

Выходные аргументы

`stability` - Остойчивость самолетов
6-by- N таблица

`derivatives` - Производные сил и моментов
6-by- N таблица

Примеры

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью пользовательской таблицы критериев

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью центрального дифференциального метода

Вычисление статической устойчивости и производных Cessna C182

См. также

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка

Документация

staticStability

Синтаксис

Описание

Входные параметры

aircraft — Aero.FixedWing объект скаляр

state — Aero.FixedWing.State объект скаляр

Аргументы в виде пар имя-значение

'CriteriaTable' - Критерий статической устойчивости 6 на 8 таблица (по умолчанию) | 6 на байт N таблица

'RelativePerturbation' - Относительное возмущение 1e-5 (по умолчанию) | скалярным числом

'DifferentialMethod' - Направление с возмущением модели 'Forward' (по умолчанию) | 'Backward' | 'Central'

Выходные аргументы

stability - Остойчивость самолетов 6-by- N таблица

derivatives - Производные сил и моментов 6-by- N таблица

Примеры

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью пользовательской таблицы критериев

Вычисление статической устойчивости C182 Cessna с помощью центрального дифференциального метода

Вычисление статической устойчивости и производных Cessna C182

См. также

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка

`aircraft` — `Aero.FixedWing` объект
скаляр

`state` — `Aero.FixedWing.State` объект
скаляр

`'CriteriaTable'` - Критерий статической устойчивости
6 на 8 таблица (по умолчанию) | 6 на байт N таблица

`'RelativePerturbation'` - Относительное возмущение
`1e-5` (по умолчанию) | скалярным числом

`'DifferentialMethod'` - Направление с возмущением модели
`'Forward'` (по умолчанию) | `'Backward'` | `'Central'`

`stability` - Остойчивость самолетов
6-by- N таблица

`derivatives` - Производные сил и моментов
6-by- N таблица