staticStability

Класс: Aero.FixedWing
Пакет: аэро

Вычислите статическую устойчивость самолета с неподвижным крылом

расширьте все на странице

Синтаксис

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

Описание

stability = staticStability(aircraft,state) вычисляет статическую устойчивость stability из самолета с неподвижным крылом aircraft в Aero.FixedWing.State state. Этот метод вычисляет статическую устойчивость от изменений в массовых силах и моменты из-за возмущений состояния самолета. По умолчанию эти состояния являются скоростью полета, углом нападения, углом заноса и уровнями крена кузова. Чтобы изменить эти состояния, смотрите criteriaTable.

staticStability метод оценивает изменения в массовых силах и спустя моменты после возмущения или как больше, чем, равный, или как меньше чем 0 использований соответствующей записи в таблице критериев.

  • Если оценке критерия соответствуют, самолет статически устойчив при том условии.

  • Если оценке критерия не соответствуют, самолет статически нестабилен при том условии.

  • Если значение возмущения установлено к 0, самолет статически нейтрален при том условии.

stability = staticStability(___,Name,Value) вычисляет статический результат устойчивости с заданным Name,Value аргументы. Задайте любую из комбинаций входных аргументов в предыдущих синтаксисах, сопровождаемых Name,Value пары как последние входные параметры.

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

Входные параметры

развернуть все

Aero.FixedWing объект в виде скаляра.

Типы данных: double

Aero.FixedWing.State объект в виде скаляра.

Типы данных: double

Аргументы name-value

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: 'RelativePerturbation','1e-5'

Статические тестовые критерии устойчивости в виде 6 таблицей N, где N является количеством переменных.

  • Если оцениваемое значение 0, это нейтрально.

  • Если оцениваемое значение не соответствует критериям, это нестабильно.

  • Если критерий является пустой строкой или отсутствует, то результатом устойчивости является пустая строка.

Таблица критериев имеет эти требования:

  • Каждой записью в таблице критериев должен быть '<', '>', '', или пропавшие без вести.

  • Таблица должна иметь шесть строк: 'FX', 'FY', 'FZ'LM, и 'N'.

  • Количество N переменных для столбцов.

По умолчанию эта таблица появляется как:

 UVW\alpha\betaPQR
FX'<'''''''''''''''
Финансовый год'''<'''''''''''''
FZ'''''<'''''''''''
L'''''''''''<''<'''
M'>''''''<''''''<'''
N'''''''''>''''''<'

Типы данных: string

Относительное возмущение системы в виде числового скаляра. Это возмущение принимает форму:

Тип возмущенияОпределение

Системное возмущение состояния

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

Возмущение входа System

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

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

Пример: 'RelativePerturbation',1e-5

Типы данных: double

Направление при беспокойстве в виде 'Forward', 'Backward', или 'Central'.

НаправлениеОписание

'Forward'

Метод правой разности, который добавляет statePert и ctrlPert к основным состояниям и входным параметрам, соответственно.

'Backward'

Обратный метод различия, который добавляет statePert и ctrlPert к основе утверждает входные параметры, соответственно.

'Central'

Центральный метод различия, который добавляет и вычитает statePert и ctrlPert к и от основных состояний и входных параметров, соответственно.

Пример: 'DifferentialMethod','Backward'

Типы данных: char | string

Выходные аргументы

развернуть все

Устойчивость самолета с неподвижным крылом, возвращенного как 6 таблицей N.

Массовые силы и производные моментов, возвращенные как 6 таблицей N.

Примеры

развернуть все

Вычислите статическую устойчивость Cessna C182.

[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"

Вычислите статическую устойчивость Cessna C182 с пользовательской таблицей 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"

Вычислите статическую устойчивость Cessna C182 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"

Вычислите статическую устойчивость и производные Cessna C182.

[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

Смотрите также

| | |

Введенный в R2021a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка

Для просмотра документации необходимо авторизоваться на сайте