src/FDM/UIUCModel/uiuc_coefficients.cpp

   1 /**********************************************************************
   2
   3  FILENAME:     uiuc_coefficients.cpp
   4
   5 ----------------------------------------------------------------------
   6
   7  DESCRIPTION:  computes aggregated aerodynamic coefficients
   8
   9 ----------------------------------------------------------------------
  10
  11  STATUS:       alpha version
  12
  13 ----------------------------------------------------------------------
  14
  15  REFERENCES:
  16
  17 ----------------------------------------------------------------------
  18
  19  HISTORY:      01/29/2000   initial release
  20                02/01/2000   (JS) changed map name from aeroData to
  21                             aeroPart
  22                02/18/2000   (JS) added calls to 1Dinterpolation
  23                             function from CLfa and CDfa switches
  24                02/24/2000   added icing model functions
  25                02/29/2000   (JS) added calls to 2Dinterpolation
  26                             function from CLfade, CDfade, Cmfade,
  27                             CYfada, CYfbetadr, Clfada, Clfbetadr,
  28                             Cnfada, and Cnfbetadr switches
  29                04/15/2000   (JS) broke up into multiple
  30                             uiuc_coef_xxx functions
  31                06/18/2001   (RD) Added initialization of Alpha and
  32                             Beta.  Added aileron_input and rudder_input.
  33                             Added pilot_elev_no, pilot_ail_no, and
  34                             pilot_rud_no.
  35                07/05/2001   (RD) Added pilot_(elev,ail,rud)_no=false
  36
  37 ----------------------------------------------------------------------
  38
  39  AUTHOR(S):    Bipin Sehgal       <bsehgal@uiuc.edu>
  40                Jeff Scott         <jscott@mail.com>
  41                Robert Deters      <rdeters@uiuc.edu>
  42
  43 ----------------------------------------------------------------------
  44
  45  VARIABLES:
  46
  47 ----------------------------------------------------------------------
  48
  49  INPUTS:       -V_rel_wind (or U_body)
  50                -dyn_on_speed
  51                -ice on/off
  52                -phugoid on/off
  53
  54 ----------------------------------------------------------------------
  55
  56  OUTPUTS:      -CL
  57                -CD
  58                -Cm
  59                -CY
  60                -Cl
  61                -Cn
  62
  63 ----------------------------------------------------------------------
  64
  65  CALLED BY:    uiuc_wrapper
  66
  67 ----------------------------------------------------------------------
  68
  69  CALLS TO:     uiuc_coef_lift
  70                uiuc_coef_drag
  71                uiuc_coef_pitch
  72                uiuc_coef_sideforce
  73                uiuc_coef_roll
  74                uiuc_coef_yaw
  75                uiuc_controlInput
  76
  77 ----------------------------------------------------------------------
  78
  79  COPYRIGHT:    (C) 2000 by Michael Selig
  80
  81  This program is free software; you can redistribute it and/or
  82  modify it under the terms of the GNU General Public License
  83  as published by the Free Software Foundation.
  84
  85  This program is distributed in the hope that it will be useful,
  86  but WITHOUT ANY WARRANTY; without even the implied warranty of
  87  MERCHANTABILITY or FITNESS FOR A PARTICULAR PURPOSE.  See the
  88  GNU General Public License for more details.
  89
  90  You should have received a copy of the GNU General Public License
  91  along with this program; if not, write to the Free Software
  92  Foundation, Inc., 59 Temple Place - Suite 330, Boston, MA 02111-1307,
  93  USA or view http://www.gnu.org/copyleft/gpl.html.
  94
  95 **********************************************************************/
  96
  97 #include "uiuc_coefficients.h"
  98
  99
 100 void uiuc_coefficients()
 101 {
 102   double l_trim, l_defl;
 103
 104   if (Alpha_init_true && Simtime==0)
 105     Alpha = Alpha_init;
 106
 107   if (Beta_init_true && Simtime==0)
 108     Beta = Beta_init;
 109
 110   // calculate rate derivative nondimensionalization factors
 111   // check if speed is sufficient to compute dynamic pressure terms
 112   if (nondim_rate_V_rel_wind)         // c172_aero uses V_rel_wind
 113     {
 114       if (V_rel_wind > dyn_on_speed)
 115         {
 116           cbar_2U = cbar / (2.0 * V_rel_wind);
 117           b_2U = bw / (2.0 * V_rel_wind);
 118           ch_2U = ch / (2.0 * V_rel_wind);
 119         }
 120       else
 121         {
 122           cbar_2U = 0.0;
 123           b_2U = 0.0;
 124           ch_2U = 0.0;
 125         }
 126     }
 127   else      // use U_body which is probably more correct
 128     {
 129       if (U_body > dyn_on_speed)
 130         {
 131           cbar_2U = cbar / (2.0 * U_body);
 132           b_2U = bw / (2.0 * U_body);
 133           ch_2U = ch / (2.0 * U_body);
 134         }
 135       else
 136         {
 137           cbar_2U = 0.0;
 138           b_2U = 0.0;
 139           ch_2U = 0.0;
 140         }
 141     }
 142
 143   // check to see if icing model engaged
 144   if (ice_model)
 145     {
 146       uiuc_ice_eta();
 147     }
 148
 149   // check to see if data files are used for control deflections
 150   pilot_elev_no = false;
 151   pilot_ail_no = false;
 152   pilot_rud_no = false;
 153   if (elevator_step || elevator_singlet || elevator_doublet || elevator_input || aileron_input || rudder_input)
 154     {
 155       uiuc_controlInput();
 156     }
 157
 158   CD = CX = CL = CZ = Cm = CY = Cl = Cn = 0.0;
 159   CLclean_wing = CLiced_wing = CLclean_tail = CLiced_tail = 0.0;
 160   CZclean_wing = CZiced_wing = CZclean_tail = CZiced_tail = 0.0;
 161   CXclean_wing = CXiced_wing = CXclean_tail = CXiced_tail = 0.0;
 162
 163   uiuc_coef_lift();
 164   uiuc_coef_drag();
 165   uiuc_coef_pitch();
 166   uiuc_coef_sideforce();
 167   uiuc_coef_roll();
 168   uiuc_coef_yaw();
 169
 170   if (pilot_ail_no)
 171     {
 172       if (aileron <=0)
 173         Lat_control = - aileron / damax * RAD_TO_DEG;
 174       else
 175         Lat_control = - aileron / damin * RAD_TO_DEG;
 176     }
 177
 178   if (pilot_elev_no)
 179     {
 180       l_trim = elevator_tab;
 181       l_defl = elevator - elevator_tab;
 182       if (l_trim <=0 )
 183         Long_trim = l_trim / demax * RAD_TO_DEG;
 184       else
 185         Long_trim = l_trim / demin * RAD_TO_DEG;
 186       if (l_defl <= 0)
 187         Long_control = l_defl / demax * RAD_TO_DEG;
 188       else
 189         Long_control = l_defl / demin * RAD_TO_DEG;
 190     }
 191
 192   if (pilot_rud_no)
 193     {
 194       if (rudder <=0)
 195         Rudder_pedal = - rudder / drmax * RAD_TO_DEG;
 196       else
 197         Rudder_pedal = - rudder / drmin * RAD_TO_DEG;
 198     }
 199
 200   return;
 201 }
 202
 203 // end uiuc_coefficients.cpp