Решение задач оптимального управления с использованием математической системы MATLAB и пакета имитационного моделирования SIMULINK. Сивохин А.В - 242 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ПГУ | Пенза

Составители: 

Рубрика: 

242
Рис.11.9 К выводу выражений для составляющих вектора скорости.
Для малых углов скольжения β (практически для всех случаев полета)
уравнения упрощаются. Будем рассматривать самолет как твердое тело. При
таком рассмотрении уравнения движения самолета относительно связанных
осей, являющиеся частным случаем уравнений Эйлера, описывают и
продольное, боковое движение самолёта [17].
Уравнения бокового движения самолёта по отношению к центру масс:
υγ
ωω
cossin)( GZ
dt
d
m
VV
V
xyyx
z
+=−+
M
J
x
x
x
dt
d
=
ω
, (11.36)
M
J
y
y
y
dt
d
=
ω
где m — масса самолета;
J
x
, J
y
, J
z
— моменты инерции самолета относительно соответствующих
осей;
X, Y, Z — проекции действующих на самолет сил (кроме силы веса);
М
х
, М
у
, M
z
— моменты аэродинамических сил.
Для получения уравнений бокового движения центра масс по отношению
к земным координатам необходимо составляющие вектора скорости V
самолета и вектора скорости U ветра на направление, перпендикулярное 
   Рис.11.9 К выводу выражений для составляющих вектора скорости.

Для малых углов скольжения β (практически для всех случаев полета)
уравнения упрощаются. Будем рассматривать самолет как твердое тело. При
таком рассмотрении уравнения движения самолета относительно связанных
осей, являющиеся частным случаем уравнений Эйлера, описывают и
продольное, боковое движение самолёта [17].

   Уравнения бокового движения самолёта по отношению к центру масс:
                         dV z
                    m(          + ω xV y − ω yV x ) = Z + G sin γ cosυ
                          dt


                                             dωx
                                     J   x
                                                       = M x,            (11.36)
                                                 dt
                                                 dωy
                                      J      y
                                                 dt
                                                       =My


где m — масса самолета;
  Jx, Jy, Jz — моменты инерции самолета относительно соответствующих
            осей;
  X, Y, Z — проекции действующих на самолет сил (кроме силы веса);
  Мх, Му, Mz — моменты аэродинамических сил.

  Для получения уравнений бокового движения центра масс по отношению
к земным координатам необходимо составляющие вектора скорости V
самолета и вектора скорости U ветра на направление, перпендикулярное


                                                 242

Страницы