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computeLateralDirectionalFlyingQualities

状態空間モデルのダッチロールモード、ロールモード、スパイラルモード特性を計算する

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構文

computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze)

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys)

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys,generatePlots)

[lonFQOut,varNameOut] = computeLateralDirectionalFlyingQualities(___,Name,Value)

説明

computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze) は、入力ダイアログウィンドウで選択された線形システム状態空間モデルを使用して、横方向の飛行特性 (ダッチロールモード、ロールモード、スパイラルモード) 特性を計算し、その結果を指定されたソースドキュメントの要件と比較します。

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys) は、関数への入力として提供される線形システム状態空間モデルを使用して、横方向の飛行品質特性 (ダッチロールモード、ロールモード、スパイラルモード) を計算します。

lonFQOut = computeLateralDirectionalFlyingQualities(modelToAnalyze,linSys,generatePlots) は、線形システム状態空間モデルの極零点マップを表示します。

[lonFQOut,varNameOut] = computeLateralDirectionalFlyingQualities(___,Name,Value) は、Name,Value 引数に従って、前の構文の入力引数の組み合わせの出力結果構造体変数名 varNameOut を返します。

例

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Simulink 航空機モデルの横方向飛行特性を計算する

Simulink^® 航空機モデルの横方向の飛行特性を計算します。

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]

Aero.FixedWing オブジェクトの横方向飛行特性を計算する

Aero.FixedWing オブジェクトの横方向の飛行特性を計算します。

[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]

入力引数

すべて折りたたむ

`modelToAnalyze` — 飛行制御解析を実行するモデル
`''` (既定値) | モデル名

線形状態空間モデル linSys を使用して飛行制御解析を実行するモデル。状態空間モデルを直接使用するには、モデル名を空の文字列 '' に設定します。

データ型: char | string

`linSys` — 状態空間モデルオブジェクト
`''` (既定値) | 線形状態空間モデルオブジェクト名

modelToAnalyze で飛行制御解析を実行するために使用される状態空間モデルオブジェクト。入力ダイアログメニューから状態空間モデルを作成するには、linSys を空の文字列 '' に設定します。有効な状態空間モデルを作成するには、linearizeAirframe を参照してください。

状態空間モデルには次の状態名が必要です。

U
W
Q
theta

データ型: char | string

`generatePlots` — 極零点マップを表示
`off` | `on`

線形システム状態空間モデルの極零点マップを表示するには、on に設定します。それ以外の場合は、off に設定します。

データ型: char | string

名前と値の引数

すべて折りたたむ

オプションの引数のペアを Name1=Value1,...,NameN=ValueN として指定します。ここで、Name は引数名で、Value は対応する値です。名前と値の引数は他の引数の後に指定しなければなりませんが、ペアの順序は重要ではありません。

R2021a より前では、コンマを使用して名前と値をそれぞれ区切り、Name を引用符で囲みます。

例: 'SourceDocument','MIL1797A'

`SourceDocument` — 飛行品質要件検証のための文書
`MIL8785C` (既定値) | `MIL1797A`

飛行特性要件の検証のための文書。次のように指定されます。

MIL8785C — 有人航空会社の飛行品質
MIL1797A — 有人航空機の飛行特性

データ型: char | string

`Level` — 飛行品質レベル
`Lowest` (既定値) | `All` | `1` | `2` | `3`

飛行特性レベルは次のように指定されます:

Lowest — 選択したソースドキュメント内の各要件について、レベル 1 に最も近い検証済み要件を返します。
All — すべての要件レベルとその検証ステータスを含む struct vector を返します。
1、2、または 3 — 検証ステータスに関係なく、必要な要件レベルを返します。

データ型: char | string

出力引数

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`lonFQOut` — ダッチロール、ロール、スパイラルの横方向飛行特性
構造ベクトル

ダッチロール、ロール、スパイラルの横方向飛行特性が構造ベクトルとして返されます。

`varNameOut` — 出力結果の構造
スカラー string | `''`

入力ダイアログで線形システムを選択した場合、varNameOut は結果構造変数名を返します。それ以外の場合、varNameOut は空の文字列を返します。

制限

この機能には Simulink Control Design™ ライセンスが必要です。

バージョン履歴

R2019a で導入

参考

asbFlightControlAnalysis | computeLongitudinalFlyingQualities | linearizeAirframe | trimAirframe

トピック

航空宇宙機の動的応答と飛行特性を分析する

computeLateralDirectionalFlyingQualities

構文

説明

例

Simulink 航空機モデルの横方向飛行特性を計算する

Aero.FixedWing オブジェクトの横方向飛行特性を計算する

入力引数

modelToAnalyze — 飛行制御解析を実行するモデル '' (既定値) | モデル名

linSys — 状態空間モデルオブジェクト '' (既定値) | 線形状態空間モデルオブジェクト名

generatePlots — 極零点マップを表示 off | on

名前と値の引数

SourceDocument — 飛行品質要件検証のための文書 MIL8785C (既定値) | MIL1797A

Level — 飛行品質レベル Lowest (既定値) | All | 1 | 2 | 3

出力引数

lonFQOut — ダッチロール、ロール、スパイラルの横方向飛行特性 構造ベクトル

varNameOut — 出力結果の構造 スカラー string | ''

制限

バージョン履歴

参考

トピック

`modelToAnalyze` — 飛行制御解析を実行するモデル
`''` (既定値) | モデル名

`linSys` — 状態空間モデルオブジェクト
`''` (既定値) | 線形状態空間モデルオブジェクト名

`generatePlots` — 極零点マップを表示
`off` | `on`

`SourceDocument` — 飛行品質要件検証のための文書
`MIL8785C` (既定値) | `MIL1797A`

`Level` — 飛行品質レベル
`Lowest` (既定値) | `All` | `1` | `2` | `3`

`lonFQOut` — ダッチロール、ロール、スパイラルの横方向飛行特性
構造ベクトル

`varNameOut` — 出力結果の構造
スカラー string | `''`