Controlo de Voo. Enunciado dos projectos José Raul Azinheira DEM-IST

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1 Controlo de Voo Enunciado dos projectos José Raul Azinheira DEM-IST Maio de 2016

2 Objectivo Familiarização dos alunos e análise crítica com problemas concretos da síntese de controladores de voo (com o apoio do MATLAB/SIMULINK ou SCILAB/XCOS). Avaliação Relatório final, 30% da nota final (+ 70 % testes ou exame final) O relatório sintético (até 10 páginas) deverá ser organizado em forma de artigo (i.e. com resumo, introdução, justificações teóricas, referências bibliográficas, gráficos inseridos no texto) - o relatório (e não eventuais anexos) deve conter todos os elementos pertinentes para suportar o raciocínio, os resultados e as conclusões. Os passos a seguir são os seguintes: 1. determinação e análise do modelo estudado 2. aumento de estabilidade/estabilização: objectivo; escolha de método(s); análise do anel fechado 3. controlo de atitude/trajectória: objectivo; escolha de método(s); análise do anel fechado 4. inclusão dos sensores/actuadores: modelação, correcções, análise do anel fechado 5. simulação no domínio do tempo/análise complementar 6. conclusões/análise crítica 7. referências/bibliografia eventual Prazos Escolha do projecto Entrega do relatório e código (por ) ( relatório em papel) Penalidade para os atrasos de 1 valor por dia A entregar para a avaliação A avaliação é efectuada com base no relatório em papel, mas os alunos devem enviar por mail um pacote zipado com o relatório em pdf e o código desenvolvido em Matlab (ficheiros.m.mdl etc) ou em Scilab (ficheiros.sce etc). 1

3 Apresentação dos projectos A. A estabilização dos modelos lateral ou longitudinal (ponto 2) será feita com um objectivo de qualidades de voo de nível 1, mas com amortecimento da fugóide ou do rolamento holandês não inferior a 0.6. Neste ponto considera-se pilotagem manual, com as soluções clássicas SISO vistas na aula e com as entradas apresentadas em anexo. B. Nos casos do quadrirotor e blimp, não estando definidas qualidades de voo, os objectivos de estabilização SISO serão devidamente definidos. C. Durante as simulações, deve verificar-se que os ângulos aerodinâmicos (ataque e derrapagem) se mantêm abaixo dos 15 graus (ou máximo indicado) e os ângulos de atitude (picada e rolamento) abaixo dos 30 graus. D. Para os projectos onde estão incluídas, perturbações atmosféricas do tipo contínuo serão consideradas com intensidade (moderada) de 3 m/s, analisadas quanto à sua influência nas variáveis a controlar. E. A aterragem com ILS será feita a partir de um voo horizontal, na perna de intercepção a 45 graus, a intercepção do localizer/ladeira sendo efectuada a cerca de 5 a 8 milhas e até tocar o chão; a pista é orientada a Norte e o vento de 10 m/s vem dos -20 graus; as simulações devem incluir o arredondamento e alinhamento final com a pista. F. Os circuitos horizontais, o seguimento de solo, o voo em formação e o sistema de desvio de colisão TCAS são apresentados em anexo; será considerado um vento constante de 10 m/s (3 m/s para dirigível e quadrirotor) soprando de Frente, no caso longitudinal, ou de Norte, no caso lateral. G. Para o TCAS e voo em formação, são consideradas duas aeronaves idênticas e com anéis internos idênticos. H. Os projectos sobre a robustez devem estudar o desempenho do controlador para as outras condições de voo comparativamente com a condição nominal para a qual foram projectados. Serão em particular consideradas duas estratégias de controlo e comparadas as respostas do anel fechado para pedidos em rectângulo tal como apresentado abaixo. I. Os projectos de Veículos Aéreos Não Tripulados (VANTs) têm uma panóplia de sensores reduzida. Para ter em conta algum trabalho suplementar no ponto 4, é atribuído 1 VALOR DE BÓNUS para este ponto. J. Os projectos não-lineares são tratados pela colaboração de dois grupos, um para os aspectos longitudinais e outro para os aspectos laterais. Para ter em conta estes aspectos específicos no ponto 5, são atribuídos 2 VALORES DE BÓNUS para a integração não linear. Os modelos não lineares serão disponibilizados na página da UC do Fénix. K. Para projectos realizados em Scilab/Xcos 1 são atribuídos 2 VALORES DE BÓNUS. O método escolhido para a síntese dos controladores não é geralmente imposto mas a opção tentativa-e-erro não será avaliada positivamente! 1 2

4 Sensores e Actuadores NÃO EXISTEM SENSORES NEM ACTUADORES IDEAIS Sensores disponíveis: VANTs (UAV, quadrirotor -qdr, flying wing -fw, dirigível -blimp) Pressão estática: saída digital, hPa, 40Hz, resolução 0.02hPa, rms 0.36m Pressão dinâmica: ±2kPa/0-5Vdc, constante de tempo de 10ms Aceleração ( 3): saída digital, ±4G, resolução 0.122mG, rms 3mG Razões angulares ( 3): ±300 /s, Vdc, rms 4.4 /s Magnetómetro ( 3): saída digital, ±8 gauss, resolução gauss, rms 0.01 gauss Sonar: saída digital, m, resolução 1cm, 10Hz GPS: saída digital, com posição em Latitude-Longitude-Altitude, convertida para ENU (East, North, Up) em metros, com resolução de 0.5 m, amostragem de 5Hz, ruído rms 2.5m; velocidade ENU, com resolução de 1cm/s, ruído rms 0.1m/s Conversor A/D para os sensores analógicos: 12 bits, 0-5Vdc, ruído de 1.5LSB rms Outras aeronaves Altitude barométrica, com gama de 0-40kft/0-28Vdc, constante de tempo de 100 ms. Velocidade ar (TAS), com gama kn/0-28Vdc, constante de tempo de 50 ms. Ângulos aerodinâmicos: gamas ±25, gama de saída 0/5 Vdc, constante de tempo de 10 ms, ruído de 5 mv RMS. Ângulos de rolamento e picada (giroscópio vertical): gamas ±90 e ±60, saídas de 0-28 Vdc. Ângulo de guinada (bússola): gama 0/360, saída de 0-28Vdc e ruído branco de 1.5 RMS. Razões angulares: gama ±50 /s, saída ±3 Vdc, ruído branco de 2mV RMS. ILS (LOC e GS): sensibilidade 3.63 µa/, com máximo de ±150 µa (LOC) e ±20 µa (GS). Rádio-altímetro: gama de 0 a 1500 ft, ganho 10 mvdc/ft, ruído relativo de 1.5% RMS. GPS: saída digital em Latitude-Longitude-Altitude, convertida para ENU (East, North, Up) em metros, com resolução horizontal de 0.5 m, amostragem de 1 Hz e ruído branco de 4 m RMS na horizontal e 6 m RMS na vertical. Actuadores: com as saturações indicadas para as deflexões e 0/1 no caso da propulsão. superfícies com velocidade máxima de 1 rad/s, e constante de tempo de 100 ms (excepto para VANTs com constante de tempo de 40ms). motor com constante de tempo indicada para cada modelo. todos têm uma frequência de amostragem de 40 Hz 3

5 Lista de projectos propostos Lista de projectos propostos (cada projecto só é atribuído a um grupo de 2 alunos) nº aeronave SAE/atitude simulação 1 B787-2 velocidade ar e ângulo de subida robustez 2 B787-2 ângulo de rumo em volta coord. TCAS 3 B787-3 velocidade ar e altitude TCAS 4 B787-4 derrapagem e ângulo de rolamento aterragem com ILS 5 IL96-1 velocidade ar e velocidade de perturbações atmosféricas subida 6 IL96-4 ângulo de rumo em volta coord. aterragem com ILS 7 IL96-4 velocidade ar e ângulo de subida circuito 3 8 BAE146-2 velocidade ar e altitude circuito 4 9 BAE146-2 derrapagem e ângulo de rolamento circuito 2 10 BAE146-4 ângulo de rumo em volta coord. patrulha 11 C295-3 velocidade ar e ângulo de subida voo em formação 12 C295-2 ângulo de rumo em volta coord. circuito 3 13 C295-3 derrapagem e rolamento com seguimento de solo constantes de tempo de 1.5s 14 F50-2 velocidade ar e altitude TCAS 15 F50-4 velocidade ar e velocidade de aterragem com ILS subida 16 F50-3 ângulo de rumo em volta coord. TCAS 17 F50-4 derrapagem e ângulo de rolamento circuito 1 18 C208-4 velocidade ar e ângulo de subida aterragem com GPS 19 C208-2 derrapagem e ângulo de rumo circuito 4 20 C208-3 ângulo de rumo em volta coord. patrulha 21 C208-4 velocidades ar e de subida perturbações atmosféricas 22 C337-4 derrapagem e ângulo de rolamento aterragem com ILS 23 C337-1 ângulo de rumo em volta coord. circuito 5 24 C337-4 velocidade ar e altitude seguimento de solo 25 C337-2 derrapagem e rolamento voo em formação 26 C133-3 ângulo de rumo em volta coord. TCAS 27 C133-2 velocidade ar e velocidade de robustez subida 28 C133-4 velocidade ar e altitude perturbações atmosféricas 29 TB30-3 derrapagem e ângulo de rolamento voo em formação 30 TB30-1 velocidade ar e ângulo de subida voo em formação 31 TB30-2 ângulo de rumo em volta coord. circuito 1 32 TB30-3 derrapagem e rolamento perturbações atmosféricas 33 UAV-4 velocidade ar e ângulo de subida aterragem com GPS 34 UAV-2 velocidade ar e altitude circuito 6 35 UAV-1 derrapagem e rolamento voo em formação 36 Chipmunk-2 derrapagem e ângulo de rolamento patrulha 37 Chipmunk-1 velocidade e ângulo de subida seguimento de solo 38 Chipmunk-4 derrapagem e ângulo de rumo circuito 5 39 Alphajet-1 velocidade e ângulo de subida voo em formação 40 Alphajet-2 derrapagem e rolamento com constantes de tempo de 1s voo em formação 4

6 41 Alphajet-4 velocidade ar e altitude seguimento de solo 42 Alphajet-2 derrapagem e ângulo de rolamento patrulha 43 Blimp velocidade ar e de subida seguimento de solo 44 Blimp ângulo de rumo circuito 6 45 FW-3 rumo em volta coordenada patrulha 46 FW-4 velocidade ar e altitude aterragem com GPS 47 FW-2 velocidade ar e altitude voo em formação 48 FW-1 ângulo de rumo seguimento de solo 49 L13-3 derrapagem e ângulo de rolamento voo em formação 50 L13-4 velocidade ar e altitude aterragem com GPS A1 2 DJ16-4 velocidade e altitude aterragem em Varga -NL A2 2 DJ16-4 rumo em volta coordenada aterragem em Varga -NL B1 2 QDR estabilização e guiamento vertical circuito 6 -NL B2 2 QDR estabilização e guiamento circuito 6 -NL horizontal C1 2 L13-2 longitudinal voo de planador-nl C2 2 L13-2 lateral voo de planador-nl Simulações Entradas para o aumento de estabilidade ou robustez No ponto 2 e quando pertinente, serão consideradas entradas do tipo rectângulo (ou duplo rectângulo) tal como apresentado na figura seguinte, onde a amplitude é determinada em função do caso. Circuitos As coordenadas dos pontos de passagem dos quatro circuitos horizontais são dadas nas tabelas a seguir. Para os circuitos longitudinais, a distância curvílinea será a abcissa, e o perfil corresponde a uma descolagem no ponto B, subida com ângulo constante até uma altitude de 500 m, e descida no final com um ângulo de 3 para aterragem no penúltimo ponto. A velocidade de referência é mantida durante o percurso até à ladeira final onde a velocidade é reduzida para o valor da condição 4 ou 20% abaixo da condição nominal. A trajectória será controlada com a posição GPS e altitude barométrica. 2 os projectos A, B e C funcionam aos pares para o ponto 5, que neste caso é uma simulação não linear 5

7 Circuito 1 (84km) lon [deg] lat [deg] A: -61º 49 23" 17º 38 10" B: -61º 49 49" 17º 38 9" C: -61º 51 18" 17º 38 3" D: -61º 54 30" 17º 36 22" E: -61º 54 23" 17º 32 45" F: -61º 39 58" 17º 20 17" G: -61º 38 28" 17º 13 34" H: -61º 46 55" 17º 8 35" I: -61º 48 18" 17º 7 45" Circuito 2 (26km) lon [deg] lat [deg] A: -69º 33 34" -10º 55 50" B: -69º 33 18" -10º 55 11" C: -69º 32 45" -10º 53 55" D: -69º 31 41" -10º 55 0" E: -69º 32 25" -10º 56 27" F: -69º 30 52" -11º 0 22" G: -69º 32 8" -11º 1 12" H: -69º 33 24" -10º 59 3" I: -69º 33 42" -10º 58 34" Circuito 3 (52km) lon [deg] lat [deg] A: -9º 22 45" 39º 7 16" B: -9º 22 51" 39º 7 34" C: -9º 23 6" 39º 7 56" D: -9º 24 3" 39º 7 43" E: -9º 25 40" 38º 58 23" F: -9º 16 24" 38º 48 32" G: -9º 17 38" 38º 47 41" H: -9º 19 58" 38º 49 32" I: -9º 20 48" 38º 50 12" Circuito 4 (26km) lon [deg] lat [deg] A: -60º 1 32" -3º 4 20" B: -60º 1 6" -3º 4 24" C: -59º 59 32" -3º 4 37" D: -59º 59 12" -3º 6 7" E: -60º 3 18" -3º 8 25" F: -60º 3 3" -3º 9 33" G: -59º 59 44" -3º 8 54" H: -59º 58 42" -3º 8 38" Circuito 5 (97km) lon [deg] lat [deg] A: -9º 2 21" 38º 52 19" B: -9º 1 15" 38º 53 39" C: -8º 58 52" 38º 56 15" D: -8º 46 21" 38º 55 8" E: -8º 42 7" 38º 45 0" F: -8º 26 10" 38º 49 58" G: -8º 13 48" 38º 46 17" H: -8º 11 27" 38º 46 54" I: -8º 11 13" 38º 47 26" J: -8º 11 60" 38º 47 47" K: -8º 12 18" 38º 47 56" Circuito 6 (19km) lon [deg] lat [deg] A: -64º 50 55" -3º 3 46" B: -64º 50 51" -3º 3 47" C: -64º 50 22" -3º 3 14" D: -64º 50 15" -3º 3 23" E: -64º 51 9" -3º 4 29" F: -64º 51 3" -3º 4 38" G: -64º 50 8" -3º 3 33" H: -64º 49 59" -3º 3 42" I: -64º 50 56" -3º 4 45" J: -64º 50 47" -3º 4 56" K: -64º 49 50" -3º 3 51" L: -64º 49 41" -3º 3 57" M: -64º 50 36" -3º 5 4" N: -64º 51 14" -3º 4 27" O: -64º 50 55" -3º 3 52" P: -64º 50 55" -3º 3 48" Patrulha Para uma missão de observação e vigilância, deseja-se seguir a altitude constante a trajectória horizontal proposta na figura a seguir, onde o raio mínimo será determinado em função das características 6

8 da aeronave na condição de voo indicada. A posição da aeronave é obtida pelo GPS. Para o longitudinal, supõe-se um voo a altitude constante de 500 m, com descolagem e aterragem para Este, com vento constante a 15. Voo em formação Pretende-se que uma aeronave siga outra aeronave durante uma manobra simples. As duas aeronaves são idênticas. A manobra é uma regulação de altitude h ou rumo verdadeiro χ com velocidade logitudinal constante. A mudança de altitude ou rumo deve ser de 100 m ou 90, com os declives e tempos autorizados pela dinâmica da aeronave. A aeronave seguidora deve regular-se sobre a outra por forma a manter a líder na mesma posição relativa, i.e. deve ser regulada a posição do líder no referencial do seguidor. TCAS Para a simulação de um sistema de detecção e desvio de colisão automático (TCAS Traffic Collision Avoidance System) de nível II/III, serão consideradas duas aeronaves similares, em rota de colisão no mesmo nível de voo de cruzeiro, com um ângulo de 135 entre os rumos. Supõe-se que o sistema de comunicação ar-ar fornece a cada uma das aeronaves a posição e velocidade solo da outra tal como ela própria a mede. 7

9 O sistema TCAS é suposto alertar se um obstáculo aparece 40 s antes da colisão e tomar acção de desvio 25 s antes da colisão. Serão considerados os dois casos, (i) em que só uma das aeronaves altera a sua rota para se desviar, ou (ii) quando ambas alteram a sua rota de forma coordenada (em direcções opostas). Em ambos os casos a aeronave regressa à rota inicial após a ocorrência. No caso lateral o desvio é efectuado em volta coordenada. Seguimento de solo As simulações de seguimento de solo correspondem a um seguimento preciso de trajectória, lateral ou longitudinal, efectuadas com condições iniciais estáveis mas ligeiramento afastadas da rota pretendida. A escala das figuras é proporcional à velocidade de referência. Para o caso lateral, considera-se o seguimento de uma estrada a altitude constante (100 m), seguindo a estrada apresentada na figura num plano Este-Norte. O sensor utilizado é o GPS. 8

10 Para o caso longitudinal, seria um seguimento do solo com perfil apresentado na figura da direita (representa-se aqui o solo). O sensor utilizado é o rádio-altímetro. Aterragem com GPS Na ausência de ILS, é utilizado o GPS para uma aterragem similar ao caso com ILS, mas onde a posição e os desvios são obtidos a partir das medidas GPS, sendo a altitude final controlada por sonar. Voo de planador Com o objectivo de aterrar em JK no circuito 5, o planador é rebocado até ao ponto D a uma altitude de pés, onde começa a simulação. Por forma a poder chegar ao destino, o planador deve aproveitar duas térmicas em E e F, onde ele encontra num diâmetro de 400m, uma ascendente com 10m/s: com vários círculos em volta coordenada em torno de E e F, consegue recuperar altitude para prosseguir viagem. Para construir o modelo não linear considere-se os modelos de 4ª ordem lineares, juntando a cinemática completa não linear, incluindo o vento. Aterragem em Varga O início da simulação ocorre a 12 milhas da soleira da pista, com a aeronave estabilizada na velocidade de aproximação, a altitude constante a 3700 pés, com a pista a 264 pés (assuma-se um rumo inicial de 90 ). Note-se que a aproximação é efectuada com um rumo de 111 mas no ponto MM deve haver uma correcção porque a pista está orinetada a

11 llzdm13t 10

12 Modelos propostos Note-se que: são em geral fornecidas 4 condições de voo, cada projecto tem a condição de voo nominal definida como sufixo no modelo. os coeficientes estão em SI, por radiano, e as forças estão adimensionadas em fracção da força máxima ou comando dos gases (throttle) (sem unidade, entre 0 e 1); as letras gregas são escritas com dupla letra latina: aa é o ângulo de ataque, bb o ângulo de derrapagem etc; Teng é a constante de tempo do motor; zwp e mwp são as derivadas de sustentação e momento de picada em ordem à derivada da velocidade vertical Zẇ e Mẇ ; os coeficientes estão organizados com longitudinais, laterais e de controlo, com entradas longitudinais (leme de profundidade, flaps e motor) e laterais (ailerons e leme de direcção); para o lateral, as derivadas fornecidas já consideram o estado β; para o longitudinal, os flaps não são usados no controlo excepto quando pedido explicitamente; no caso lateral, as derivadas de estabilidade já estão fornecidas para o estado com β no lugar de v e não deverão assim ser divididas por U 0 ; os modelos não-lineares são fornecidos sob a forma de pacotes zipados disponíveis na página da UC, incluindo os dados e o modelo simulink da aeronave em anel aberto. B B787 : flight condition : 1 h =50 m; M =0.23; aa0 =7.24 deg ; gg0 =8 deg ; u0 =151.9 kn; flaps =10 deg. Teng =2.38 s; demax =+30/ -30 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =34 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1300 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =11.54 deg B787 : flight condition : 2 h =5000 m; M =0.45; aa0 =3.21 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =280.1 kn; flaps =0 deg. Teng =2.38 s; demax =+30/ -30 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =34 deg 11

13 m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1300 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =11.54 deg B787 : flight condition : 3 h =11094 m; M =0.90; aa0 =0.91 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =519.6 kn; flaps =0 deg. Teng =2.38 s; demax =+30/ -30 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =34 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1300 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =11.54 deg B787 : flight condition : 4 h =500 m; M =0.16; aa0 =8.56 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =105.1 kn; flaps =40 deg. Teng =2.38 s; demax =+30/ -30 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =34 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1300 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =11.54 deg IL96 -- IL96 : flight condition : 4 h =100 m; M =0.17; aa0 =5.27 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =112.2 kn; flaps =20 deg. de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; 12

14 demax =+26/ -26 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg ; spmax =60 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =3143 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =12.94 deg xde zde mde xdf zdf mdf xdsp zdsp mdsp IL96 : flight condition : 1 h=0 m; M =0.25; aa0 =2.89 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =165.2 kn; flaps =12 deg. Teng =2.00 s; demax =+26/ -26 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =3143 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =12.94 deg IL96 : flight condition : 2 h =500 m; M =0.48; aa0 =1.65 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =315.4 kn; flaps =0 deg. Teng =2.00 s; demax =+26/ -26 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =3143 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =12.94 deg IL96 : flight condition : 3 h =10058 m; M =0.80; aa0 =1.76 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =464.8 kn; flaps =0 deg. Teng =2.00 s; demax =+26/ -26 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg 13

15 m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =3143 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =12.94 deg IL96 : flight condition : 4 h =100 m; M =0.17; aa0 =5.27 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =112.2 kn; flaps =20 deg. Teng =2.00 s; demax =+26/ -26 deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m = kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =3143 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =8.585 m; aamax =12.94 deg BAE BAE146 : flight condition : 1 h =50 m; M =0.25; aa0 =5.10 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =165.1 kn; flaps =12 deg. throttle : th0 =50(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =5.00 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =43091 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =85.84 m ^2; b = m; c =3.277 m; aamax =14.10 deg BAE146 : flight condition : 2 h =3000 m; M =0.60; aa0 =0.68 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =382.9 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =50(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; 14

16 Teng =5.00 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =40328 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =85.84 m ^2; b = m; c =3.277 m; aamax =14.10 deg BAE146 : flight condition : 3 h =10058 m; M =0.73; aa0 =1.70 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =424.2 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =50(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =5.00 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =36183 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =85.84 m ^2; b = m; c =3.277 m; aamax =14.10 deg BAE146 : flight condition : 4 h =500 m; M =0.16; aa0 =9.46 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =105.1 kn; flaps =40 deg. throttle : th0 =50(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =5.00 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =35722 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =85.84 m ^2; b = m; c =3.277 m; aamax =14.10 deg C C133 : flight condition : 1 15

17 h =10 m; M =0.15; aa0 =11.61 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =99.1 kn; flaps =20 deg. Teng =1.12 s; demax =+20/ -20 deg ; damax =20 deg ; drmax =20 deg ; flapmax =45 deg m =96135 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =4.547 m; aamax =13.00 deg C133 : flight condition : 2 h =1000 m; M =0.28; aa0 =3.18 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =185.1 kn; flaps =0 deg. Teng =1.53 s; demax =+20/ -20 deg ; damax =20 deg ; drmax =20 deg ; flapmax =45 deg m =87469 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =4.547 m; aamax =13.00 deg C133 : flight condition : 3 h =6096 m; M =0.47; aa0 =1.02 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =289.8 kn; flaps =0 deg. Teng =1.92 s; demax =+20/ -20 deg ; damax =20 deg ; drmax =20 deg ; flapmax =45 deg m =74471 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =4.547 m; aamax =13.00 deg C133 : flight condition : 4 h =100 m; M =0.12; aa0 =9.02 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =79.2 kn; flaps =40 deg. 16

18 Teng =1.00 s; demax =+20/ -20 deg ; damax =20 deg ; drmax =20 deg ; flapmax =45 deg m =61472 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S = m ^2; b = m; c =4.547 m; aamax =13.00 deg C c295 : flight condition : 1 h =10 m; M =0.25; aa0 =3.18 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =165.2 kn; flaps =5 deg. Teng =0.91 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =35 deg m =16439 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =56.21 m ^2; b = m; c =2.159 m; aamax =15.97 deg c295 : flight condition : 2 h =1000 m; M =0.34; aa0 =1.63 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =221.3 kn; flaps =0 deg. Teng =0.91 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =35 deg m =15936 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =56.21 m ^2; b = m; c =2.159 m; aamax =15.97 deg c295 : flight condition : 3 17

19 h =6096 m; M =0.42; aa0 =2.28 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =259.8 kn; flaps =0 deg. Teng =0.91 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =35 deg m =15182 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =56.21 m ^2; b = m; c =2.159 m; aamax =15.97 deg c295 : flight condition : 4 h =1000 m; M =0.12; aa0 =15.96 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =78.4 kn; flaps =30 deg. Teng =0.91 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =35 deg m =14428 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =1763 kg. m^2 wing data : S =56.21 m ^2; b = m; c =2.159 m; aamax =15.97 deg C C208B : flight condition : 1 h=0 m; M =0.12; aa0 =10.51 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =79.3 kn; flaps =5 deg. throttle : th0 =90(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =0.91 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =4077 kg; Ix = kg. m ^2; Iy =15275 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =25.92 m ^2; b = m; c =1.084 m; aamax =14.72 deg

20 -- C208B : flight condition : 2 h =1524 m; M =0.23; aa0 =1.16 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =149.8 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =90(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =0.91 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =3675 kg; Ix = kg. m ^2; Iy =15275 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =25.92 m ^2; b = m; c =1.084 m; aamax =14.72 deg C208B : flight condition : 3 h =2895 m; M =0.29; aa0 = deg ; gg0 =0 deg ; u0 =184.3 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =90(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =0.91 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =3072 kg; Ix = kg. m ^2; Iy =15275 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =25.92 m ^2; b = m; c =1.084 m; aamax =14.72 deg C208B : flight condition : 4 h =1000 m; aa0 =11.83 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =58.8 kn; flaps =40 deg. throttle : th0 =90(%); de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; Teng =0.91 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =2670 kg; Ix = kg. m ^2; Iy =15275 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =25.92 m ^2; b = m; c =1.084 m; aamax =14.72 deg

21 C c337 : flight condition : 1 h=0 m; M =0.15; aa0 =2.25 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =99.1 kn; flaps =5 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =1779 kg; Ix =12773 kg. m ^2; Iy =5559 kg. m ^2; Iz =12106 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.86 m ^2; b = m; c =1.219 m; aamax =18.35 deg c337 : flight condition : 2 h =1000 m; M =0.28; aa0 = deg ; gg0 =0 deg ; u0 =182.9 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =1697 kg; Ix =11936 kg. m ^2; Iy =5559 kg. m ^2; Iz =12106 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.86 m ^2; b = m; c =1.219 m; aamax =18.35 deg c337 : flight condition : 3 h =3048 m; M =0.35; aa0 = deg ; gg0 =0 deg ; u0 =223.2 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =1575 kg; Ix =10680 kg. m ^2; Iy =5559 kg. m ^2; Iz =12106 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.86 m ^2; b = m; c =1.219 m; aamax =18.35 deg

22 -- c337 : flight condition : 4 h =1000 m; M =0.13; aa0 =0.82 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =84.9 kn; flaps =40 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =1452 kg; Ix =9424 kg. m ^2; Iy =5559 kg. m ^2; Iz =12106 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.86 m ^2; b = m; c =1.219 m; aamax =18.35 deg F50 -- f50 : flight condition : 1 h =50 m; M =0.20; aa0 =5.05 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =132.1 kn; flaps =12 deg. Teng =1.09 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =14643 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =600 kg. m^2 wing data : S =55.18 m ^2; b = m; c =2.972 m; aamax =17.39 deg f50 : flight condition : 2 h =4500 m; M =0.60; aa0 =0.37 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =375.9 kn; flaps =0 deg. Teng =1.45 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =13257 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =600 kg. m^2 wing data : S =55.18 m ^2; b = m; c =2.972 m; aamax =17.39 deg

23 f50 : flight condition : 3 h =10668 m; M =0.82; aa0 =0.45 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =473.4 kn; flaps =0 deg. Teng =1.65 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =11177 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =600 kg. m^2 wing data : S =55.18 m ^2; b = m; c =2.972 m; aamax =17.39 deg f50 : flight condition : 4 h =500 m; M =0.14; aa0 =2.56 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =92.0 kn; flaps =50 deg. Teng =1.04 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =19 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =9097 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =600 kg. m^2 wing data : S =55.18 m ^2; b = m; c =2.972 m; aamax =17.39 deg DJ16 -- dj16 : flight condition : 1 h =500 m; M =0.22; aa0 =4.99 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =145.8 kt; flaps =30 deg. Teng =1.00 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =55 deg throttle : th0 =40(%), T0 =6827 N; de0 = deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; m =7660 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =8132 kg. m^2 wing data : S =28.99 m ^2; b = m; c =2.210 m; aamax =15.00 deg derivatives ( in SI units ):

24 xde zde mde xdf zdf mdf xdt mdt dj16 : flight condition : 2 h =1000 m; M =0.36; aa0 =1.17 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =243.0 kt; flaps =0 deg. Teng =1.00 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =55 deg throttle : th0 =13(%), T0 =3448 N; de0 = deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; m =7460 kg; Ix = kg. m ^2; Iy = kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =7799 kg. m^2 wing data : S =28.99 m ^2; b = m; c =2.210 m; aamax =15.00 deg derivatives ( in SI units ): xde zde mde xdf zdf mdf xdt mdt dj16 : flight condition : 3 h =10000 m; M =0.53; aa0 =0.30 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =388.8 kt; flaps =0 deg. Teng =1.00 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =55 deg throttle : th0 =82(%), T0 =3389 N; de0 = deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; m =5660 kg; Ix =66053 kg. m ^2; Iy =73005 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =4807 kg. m^2 wing data : S =28.99 m ^2; b = m; c =2.210 m; aamax =15.00 deg derivatives ( in SI units ): xde zde mde xdf zdf mdf xdt mdt dj16 : flight condition : 4 h =500 m; M =0.15; aa0 =9.35 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =97.2 kt; flaps =55 deg. Teng =1.00 s; demax =+25/ -25 deg ; damax =20 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =55 deg throttle : th0 =42(%), T0 =7412 N; de0 = deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; m =5660 kg; Ix =66053 kg. m ^2; Iy =73005 kg. m ^2; Iz = kg. m ^2; Ixz =4807 kg. m^2 wing data : S =28.99 m ^2; b = m; c =2.210 m; aamax =15.00 deg derivatives ( in SI units ): 23

25 xde zde mde xdf zdf mdf xdt mdt Alphajet -- alphajet : flight condition : 1 h =50 m; M =0.20; aa0 =5.40 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =132.1 kn; flaps =5 deg. Teng =0.40 s; demax =+29/ -29 deg ; damax =18 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =4866 kg; Ix =20584 kg. m ^2; Iy =54233 kg. m ^2; Iz =97619 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.58 m ^2; b =9.144 m; c =2.743 m; aamax =14.68 deg alphajet : flight condition : 2 h =1000 m; M =0.30; aa0 =2.43 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =196.0 kn; flaps =0 deg. Teng =0.40 s; demax =+29/ -29 deg ; damax =18 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =4562 kg; Ix =20263 kg. m ^2; Iy =54233 kg. m ^2; Iz =97619 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.58 m ^2; b =9.144 m; c =2.743 m; aamax =14.68 deg alphajet : flight condition : 3 h =10668 m; M =0.85; aa0 =0.51 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =490.7 kn; flaps =0 deg. Teng =0.40 s; demax =+29/ -29 deg ; damax =18 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =3877 kg; Ix =19542 kg. m ^2; Iy =54233 kg. m ^2; Iz =97619 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.58 m ^2; b =9.144 m; c =2.743 m; aamax =14.68 deg 24

26 alphajet : flight condition : 4 h =1000 m; M =0.15; aa0 =2.93 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =98.0 kn; flaps =50 deg. Teng =0.40 s; demax =+29/ -29 deg ; damax =18 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =3649 kg; Ix =19302 kg. m ^2; Iy =54233 kg. m ^2; Iz =97619 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =18.58 m ^2; b =9.144 m; c =2.743 m; aamax =14.68 deg TB30 -- tb30 : flight condition : 1 h =50 m; M =0.15; aa0 =1.80 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =99.1 kn; flaps =5 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =817 kg; Ix =865 kg.m ^2; Iy =993 kg.m ^2; Iz =1609 kg.m ^2; Ixz =2 kg.m^2 wing data : S =16.26 m ^2; b = m; c =1.033 m; aamax =9.47 deg tb30 : flight condition : 2 h =1500 m; M =0.23; aa0 =0.93 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =148.5 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg 25

27 m =767 kg; Ix =843 kg.m ^2; Iy =980 kg.m ^2; Iz =1600 kg.m ^2; Ixz =2 kg.m^2 wing data : S =16.26 m ^2; b = m; c =1.033 m; aamax =9.47 deg tb30 : flight condition : 3 h =1828 m; M =0.29; aa0 =0.56 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =184.9 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =692 kg; Ix =809 kg.m ^2; Iy =960 kg.m ^2; Iz =1586 kg.m ^2; Ixz =1 kg.m^2 wing data : S =16.26 m ^2; b = m; c =1.033 m; aamax =9.47 deg tb30 : flight condition : 4 h =500 m; M =0.13; aa0 =1.15 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =85.4 kn; flaps =40 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =642 kg; Ix =786 kg.m ^2; Iy =947 kg.m ^2; Iz =1576 kg.m ^2; Ixz =1 kg.m^2 wing data : S =16.26 m ^2; b = m; c =1.033 m; aamax =9.47 deg Chipmunk -- s_chipmunk : flight condition : 1 h=0 m; M =0.13; aa0 =3.67 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =85.9 kn; flaps =5 deg. 26

28 Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =738 kg; Ix =8593 kg. m ^2; Iy =4497 kg. m ^2; Iz =9926 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =10.41 m ^2; b =7.493 m; c =0.931 m; aamax =17.93 deg s_chipmunk : flight condition : 2 h =1500 m; M =0.16; aa0 =3.15 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =101.5 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =713 kg; Ix =7227 kg. m ^2; Iy =4357 kg. m ^2; Iz =8700 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =10.41 m ^2; b =7.493 m; c =0.931 m; aamax =17.93 deg s_chipmunk : flight condition : 3 h =4419 m; M =0.20; aa0 =2.77 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =122.5 kn; flaps =0 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg m =675 kg; Ix =5178 kg. m ^2; Iy =4146 kg. m ^2; Iz =6861 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =10.41 m ^2; b =7.493 m; c =0.931 m; aamax =17.93 deg s_chipmunk : flight condition : 4 h =200 m; aa0 =5.17 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =65.9 kn; flaps =15 deg. Teng =0.10 s; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg 27

29 m =650 kg; Ix =3812 kg. m ^2; Iy =4006 kg. m ^2; Iz =5635 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =10.41 m ^2; b =7.493 m; c =0.931 m; aamax =17.93 deg L13 -- L13 : flight condition : 1 h =50 m; M =0.13; aa0 = deg ; gg0 = -3 deg ; u0 =85.9 kn; flaps =5 deg. de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg ; spmax =60 deg m =463 kg; Ix =1627 kg. m ^2; Iy =1220 kg. m ^2; Iz =5423 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =19.14 m ^2; b = m; c =0.779 m; aamax =11.43 deg xde zde mde xdf zdf mdf xdsp zdsp mdsp L13 : flight condition : 2 h =500 m; M =0.10; aa0 = deg ; gg0 = -2 deg ; u0 =68.5 kn; flaps =0 deg. de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg ; spmax =60 deg m =463 kg; Ix =1627 kg. m ^2; Iy =1220 kg. m ^2; Iz =5423 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =19.14 m ^2; b = m; c =0.779 m; aamax =11.43 deg xde zde mde xdf zdf mdf xdsp zdsp mdsp L13 : flight condition : 3 h =3048 m; M =0.13; aa0 = deg ; gg0 = -2 deg ; u0 =83.1 kn; flaps =0 deg. de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; 28

30 demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg ; spmax =60 deg m =463 kg; Ix =1627 kg. m ^2; Iy =1220 kg. m ^2; Iz =5423 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =19.14 m ^2; b = m; c =0.779 m; aamax =11.43 deg xde zde mde xdf zdf mdf xdsp zdsp mdsp L13 : flight condition : 4 h =100 m; aa0 = deg ; gg0 = -3 deg ; u0 =59.4 kn; flaps =12 deg. de0 =0.00 deg ; da0 =0.00 deg ; dr0 =0.00 deg ; demax =+28/ -21 deg ; damax =17 deg ; drmax =23 deg ; flapmax =40 deg ; spmax =60 deg m =463 kg; Ix =1627 kg. m ^2; Iy =1220 kg. m ^2; Iz =5423 kg. m ^2; Ixz =0 kg. m^2 wing data : S =19.14 m ^2; b = m; c =0.779 m; aamax =11.43 deg xde zde mde xdf zdf mdf xdsp zdsp mdsp UAV -- UAV : flight condition : 1 h =50 m; aa0 =3.44 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =35.0 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =60(%); de0 = deg ; da0 =0.45 deg ; dr0 = deg ; Teng =0.14 s; demax =+30/ deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m =24.2 kg; Ix =1.548 kg. m ^2; Iy =2.841 kg. m ^2; Iz =3.828 kg. m ^2; Ixz =0.1 kg. m^2 wing data : S =0.90 m ^2; b =3.000 m; c =0.300 m; aamax =18.00 deg

31 -- UAV : flight condition : 2 h =100 m; aa0 = deg ; gg0 =0 deg ; u0 =48.6 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =74(%); de0 =4.48 deg ; da0 =0.35 deg ; dr0 = deg ; Teng =0.14 s; demax =+30/ deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m =24.0 kg; Ix =1.548 kg. m ^2; Iy =2.841 kg. m ^2; Iz =3.828 kg. m ^2; Ixz =0.1 kg. m^2 wing data : S =0.90 m ^2; b =3.000 m; c =0.300 m; aamax =18.00 deg UAV : flight condition : 3 h =500 m; aa0 = deg ; gg0 =0 deg ; u0 =42.8 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =67(%); de0 =2.31 deg ; da0 =0.37 deg ; dr0 = deg ; Teng =0.14 s; demax =+30/ deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m =23.5 kg; Ix =1.548 kg. m ^2; Iy =2.841 kg. m ^2; Iz =3.828 kg. m ^2; Ixz =0.1 kg. m^2 wing data : S =0.90 m ^2; b =3.000 m; c =0.300 m; aamax =18.00 deg UAV : flight condition : 4 h =50 m; aa0 =10.01 deg ; gg0 =0 deg ; u0 =29.2 kn; flaps =0 deg. throttle : th0 =60(%); de0 = deg ; da0 =0.62 deg ; dr0 = deg ; Teng =0.14 s; demax =+30/ deg ; damax =30 deg ; drmax =30 deg ; flapmax =40 deg m =23.3 kg; Ix =1.548 kg. m ^2; Iy =2.841 kg. m ^2; Iz =3.828 kg. m ^2; Ixz =0.1 kg. m^2 wing data : S =0.90 m ^2; b =3.000 m; c =0.300 m; aamax =18.00 deg