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HL-20機体の平衡化と線形化
これは，HL-20机体用途飞行制御制御システム设计とにするパートパートパートパートパートパートパートパート，机体の衡し。
HL-20モデル
HL-20モデルは,NASA HL-20升降机身机身（航空航天块集）で説明されているモデルを応用したものです。これは飛行の最終降下と着陸のフェーズにおける機体の6自由度モデルです。このフェーズでは推力を使用せず,機体は滑走路に向けて滑空しています。
Open_System（“csthl20_trim”）
このバージョンののに，动动方程式（eom），空力テーブルををたたモーメント计算，环境モデル，および，升降舵，方向舵要求をををコントロールサーフェスの偏向角角マッピングマッピングマッピングマッピングマッピングマッピングするする“控制选择器“ブロックが含まれています。
バッチ平衡化
平衡化では,機体の力とモーメントがゼロになる補助翼,昇降舵および方向舵の偏向角が計算されます。これは,機体の速度乌兰巴托,vb,世行および角速度p, q, rを定常状態に保つことと等価です。降下中は推力が使用されないため,自由度1が失われ,平衡化条件を緩和して乌兰巴托を変化させなければなりません。偏向角哒,德,博士の平衡値は,風に対する機体の方向により異なります。この方向は迎角(AoA)αと横滑り角(代谢)βによって特徴付けられます。
関数Operspec.と関数查找を使用して,機体の操作範囲をカバーする(α,β)値のグリッド上で平衡偏向角を効率的に計算することができます。ここでは-10 ~ 25度の8つのα値と,-10 ~ + 10度の5つのβ値に対してモデルを平衡化します。ノミナルの高度と速度はそれぞれ10000フィートとマッハ0.6に設定します。
D2R = PI / 180;到弧度％m2ft = 3.28084;％米到脚海拔高度= 10000 / m2ft;％标称高度Mach = 0.6;%名义马赫alpha_vec = 10:5:25;α%范围beta_vec = 10:5:10;%测试范围[alpha，beta] = ndgrid（alpha_vec，beta_vec）;%(α,β)网格
操作点仕様の配列を作成するにはOperspec.を使用します。
opspec = operspec (“csthl20_trim”、大小(α));opspec (1)
csthl20_trim型的工作点规范。(时变组件评估在时间t = 0) : ---------- ( 1) csthl20_trim / HL20机身/ 6自由度(欧拉角)/计算DCM和欧拉角/φθpsi规范:dx = 0,初步猜测:0规范:dx = 0,初步猜测:-0.199规范:dx = 0,初步猜测:0 (2)csthl20_trim / HL20机身/ 6自由度(欧拉角)/ p, q, r规范:dx = 0,初步猜测:0规范:dx = 0,初步猜测:0规范:dx = 0,初步猜测:0 (3)csthl20_trim / HL20机身/ 6自由度(欧拉角)/乌兰巴托,vb,世行规范:dx = 0,初步猜测:203规范:dx = 0,初步猜测:0规范:dx = 0,初步猜测:23.3 (4)csthl20_trim / HL20机身/ 6自由度(欧拉角)/ xe,你们泽规范:dx = 0,初步猜测:-1.21 e + 04规范:dx = 0,初步猜测:0规范:dx = 0,初步猜测:-3.05 e + 03输入 : ---------- ( 1) csthl20_trim / da初始猜测:0 (2)csthl20_trim / de初始猜测:0 (3)csthl20_trim /博士最初的猜测:0输出 : ---------- ( 1) csthl20_trim / p, q, r(1 - 3)规范:没有一个规范:没有一个规范:没有(2)csthl20_trim /φ;θ,psi(4 - 6)规范:没有一个规范:没有一个规范:无(3.)csthl20_trim/alpha (7) spec: none (4.) csthl20_trim/beta (8) spec: none (5.) csthl20_trim/Mach (9) spec: none (6.) csthl20_trim/Ax,Ay,Az (10-12) spec: none spec: none spec: none
机体の各方向について平均条件を指定ます。このこのために，次を行。
出力alphaおよびbetaをそれぞれのののの的値値固定しし，方便を指定し。
マッハマッハ力を0.6に固定して，机体速度を指定ます。
角速度p, q, rを定常としてマークします。
速度vbおよびwbを定常としてマークします。
为ct = 1时指定角度OPSPEC（CT）.outputs（3）.y = alpha（CT）;opspec（ct）.outputs（3）.known = true;％指定β角opspec (ct) .Outputs(4)。y =β(ct);opspec (ct) .Outputs(4)。知道= true;指定马赫速度opspec（ct）.outputs（5）.y = mach;opspec（ct）.outputs（5）.known = true;％标记p，q，r为稳定opspec（ct）.states（2）.steadystate = true（3,1）;％标记VB，WB为稳定opspec (ct) .States(3)。稳态=(假;真;真正的);% (phi,theta,psi)和(Xe,Ye,Ze)不是稳态的opspec（ct）.states（1）.steadystate = false（3,1）;opspec（ct）.states（4）.steadystate = false（3,1）;结束
平衡化の条件を完全に特徴付けるために次も行います。
p = 0を設定して,ローリングを回避します。
ロール角，ピッチ角，ヨーヨー（phi，theta，psi）を（0，alpha，beta）に设定して，风座标系と地球标系をます。
机体の位置（XE，YE，ZE）を（0,0， - 静电）にに指定し。
为ct = 1时％SET（PHI，THETA，PSI）到（0，Alpha，Beta）opspec (ct) .States(1)。X = [0;α(ct) * d2r;β(ct) * d2r];opspec (ct) .States(1)。知道= true (3,1);%设置p=0(不滚动)opspec (ct) .States(2)方式(1)= 0;opspec (ct) .States (2) .Known (1) = true;%设置(Xe,Ye,Ze)为(0,0，-海拔)opspec (ct) .States(4)。X = [0;0;高度);opspec (ct) .States(4)。知道= true (3,1);结束
次に查找（Alpha，Beta）の40个の组み合并すべて衡バッチモードによる计算计算度に计算ししではががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががががモデルがががモデルがががモデルがががれれモデルモデルモデルモデルモデルれ各ますますます各各各各各各各各各各各各各各各各各を特价付ける非非形形式を解き解きここここではこのタスクにににははこのタスクににアルゴリズムアルゴリズムをををををししでではこのをををます
％SEDOP SOLVEL选择选项TrimOptions = PindopOptions;trimoptions.optimizationOptions.algorithm ='SQP'；trimoptions.displayReport =.'离开'；%削减模型[操作，rps] =查找（“csthl20_trim”，opspec，trimoptions）;
これにより8行5列の配列ops（操作业条件）およびrps（最最化レポート）ががれ.rpsを使.rpsを使て，各平等化条件が正式计算计算されれことことできできさますますます。（alpha，beta）ペアの结果を示していい。
(α(1)β(1))
Ans = -10 -10
ops（1）
CSTHL20_TRIM型号的操作点。（在时间t = 0评估的时变组分）状态：----------（1.）CSTHL20_TRIM / HL20机身/ 6dof（欧拉角）/计算DCM和欧拉角/ PHIθPSIX：0 x: -0.175 x: -0.175 (2.) csthl20_trim/HL20 Airframe/6DOF (Euler Angles)/p,q,r x: 0 x: -0.158 x: 0.008 (3.) csthl20_trim/HL20 Airframe/6DOF (Euler Angles)/ub,vb,wb x: 191 x: -34.2 x: -33.7 (4.) csthl20_trim/HL20 Airframe/6DOF (Euler Angles)/xe,ye,ze x: 0 x: 0 x: -3.05e+03 Inputs: ---------- (1.) csthl20_trim/da u: -24 (2.) csthl20_trim/de u: -6.49 (3.) csthl20_trim/dr u: 4.09
RPS（1）.TerMinationString
ans = '工作点规格已成功满足。'
バッチ钢化纤
通常，飞行制御システムのはαとβの关键としてされます。详细详细について，パート2（HL-20の自动操縦角速度の制御)を参照してください。これらのゲインを調整するには,40の平衡化条件におけるHL-20機体の線形化モデルが必要です。线性化を使用して,平衡化の操作条件运维からこれらのモデルを計算します。
％针对每个装饰条件的％线性化机动性动态g =线性化（“csthl20_trim”，“csthl20_trim / HL20机体”，ops）;尺寸（g）
状态空间模型的8x5数组。每个模型有34个输出，9个输入和12个状态。
“控制选择器”ブロックの線形バージョンは,昇降舵の偏向の量に依存し,qbar_inv = 1(ノミナル動的圧力= 0.6)马赫について計算する必要があります。便宜上,このブロックも40の平衡化条件で線形化します。
cs =线性化（“csthl20_trim”，“csthl20_trim /控制选择器”，ops）;%将a/b和qbar_inv通道归零CS = [CS（：，1：3）零（6,2）];
线形モデルの简化化
線形化された機体モデルには,次のように12の状態があります。
xg = g.statename.
xg = 12x1 cell array {'phi theta psi（1）'} {'phi theta psi（2）'} {'phi theta psi（3）'} {'p，q，r（1）'} {'p，q，r（2）'} {'p，q，r（3）'} {'UB，VB，WB（1）'} {'UB，VB，WB（2）'} {'UB，VB，WB（3）'} {'xe，ye，ze（1）'} {'xe，ye，ze（2）'} {'xe，ye，ze（3）'}
これにはロール/ピッチ/自动操縦の制御ない状态や，この自动操縦のに寄与しないも含まれ寄与ないももますますます。の速度ub，vb，wb，および角p，q，rです。したがっしたがっ，莫德雷德を使用して,これらの状態のみを保持する7次モデルを取得します。
g7 = g;xkeep = {．．.“φθpsi(1)”'UB，VB，WB（1）'“乌兰巴托,vb, wb(2)”乌兰巴托,vb, wb (3)“p, q, r(1)”“p, q, r(2)”“p, q, r(3)”};[〜，xelim] = setdiff（xg，xkee）;为c (:，:，ct) = modred(G(:，:，ct)，xElim，“截断”）;结束
これらの線形化モデルが得られたら,飛行制御システムゲインの調整とスケジューリングのタスクに進むことができます。この例のパート2については,HL-20の自动操縦角速度の制御を参照してください。
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