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   double V_rel_wind_dum, U_body_dum;
 104
 105   if (Alpha_init_true && Simtime==0)
 106     Alpha = Alpha_init;
 107
 108   if (Beta_init_true && Simtime==0)
 109     Beta = Beta_init;
 110
 111   // calculate rate derivative nondimensionalization factors
 112   // check if speed is sufficient to compute dynamic pressure terms
 113   if (nondim_rate_V_rel_wind || use_V_rel_wind_2U)         // c172_aero uses V_rel_wind
 114     {
 115       if (V_rel_wind > dyn_on_speed)
 116         {
 117           cbar_2U = cbar / (2.0 * V_rel_wind);
 118           b_2U    = bw /   (2.0 * V_rel_wind);
 119           ch_2U   = ch /   (2.0 * V_rel_wind);
 120         }
 121       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 122         {
 123           V_rel_wind_dum = dyn_on_speed_zero + V_rel_wind * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 124           cbar_2U        = cbar / (2.0 * V_rel_wind_dum);
 125           b_2U           = bw /   (2.0 * V_rel_wind_dum);
 126           ch_2U          = ch /   (2.0 * V_rel_wind_dum);
 127         }
 128       else
 129         {
 130           cbar_2U = 0.0;
 131           b_2U    = 0.0;
 132           ch_2U   = 0.0;
 133         }
 134     }
 135   else if(use_abs_U_body_2U)      // use absolute(U_body)
 136     {
 137       if (fabs(U_body) > dyn_on_speed)
 138         {
 139           cbar_2U = cbar / (2.0 * fabs(U_body));
 140           b_2U    = bw /   (2.0 * fabs(U_body));
 141           ch_2U   = ch /   (2.0 * fabs(U_body));
 142         }
 143       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 144         {
 145           U_body_dum = dyn_on_speed_zero + fabs(U_body) * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 146           cbar_2U    = cbar / (2.0 * U_body_dum);
 147           b_2U       = bw /   (2.0 * U_body_dum);
 148           ch_2U      = ch /   (2.0 * U_body_dum);
 149         }
 150       else
 151         {
 152           cbar_2U = 0.0;
 153           b_2U    = 0.0;
 154           ch_2U   = 0.0;
 155         }
 156     }
 157   else      // use U_body
 158     {
 159       if (U_body > dyn_on_speed)
 160         {
 161           cbar_2U = cbar / (2.0 * U_body);
 162           b_2U    = bw /   (2.0 * U_body);
 163           ch_2U   = ch /   (2.0 * U_body);
 164         }
 165       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 166         {
 167           U_body_dum = dyn_on_speed_zero + U_body * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 168           cbar_2U    = cbar / (2.0 * U_body_dum);
 169           b_2U       = bw /   (2.0 * U_body_dum);
 170           ch_2U      = ch /   (2.0 * U_body_dum);
 171           beta_flow_clean_tail = cbar_2U;
 172         }
 173       else
 174         {
 175           cbar_2U = 0.0;
 176           b_2U    = 0.0;
 177           ch_2U   = 0.0;
 178         }
 179     }
 180
 181   // check to see if icing model engaged
 182   if (ice_model)
 183     {
 184       uiuc_ice_eta();
 185     }
 186
 187   // check to see if data files are used for control deflections
 188   pilot_elev_no = false;
 189   pilot_ail_no = false;
 190   pilot_rud_no = false;
 191   if (elevator_step || elevator_singlet || elevator_doublet || elevator_input || aileron_input || rudder_input)
 192     {
 193       uiuc_controlInput();
 194     }
 195
 196   CD = CX = CL = CZ = Cm = CY = Cl = Cn = 0.0;
 197   CLclean_wing = CLiced_wing = CLclean_tail = CLiced_tail = 0.0;
 198   CZclean_wing = CZiced_wing = CZclean_tail = CZiced_tail = 0.0;
 199   CXclean_wing = CXiced_wing = CXclean_tail = CXiced_tail = 0.0;
 200
 201   uiuc_coef_lift();
 202   uiuc_coef_drag();
 203   uiuc_coef_pitch();
 204   uiuc_coef_sideforce();
 205   uiuc_coef_roll();
 206   uiuc_coef_yaw();
 207
 208   if (pilot_ail_no)
 209     {
 210       if (aileron <=0)
 211         Lat_control = - aileron / damax * RAD_TO_DEG;
 212       else
 213         Lat_control = - aileron / damin * RAD_TO_DEG;
 214     }
 215
 216   if (pilot_elev_no)
 217     {
 218       l_trim = elevator_tab;
 219       l_defl = elevator - elevator_tab;
 220       if (l_trim <=0 )
 221         Long_trim = l_trim / demax * RAD_TO_DEG;
 222       else
 223         Long_trim = l_trim / demin * RAD_TO_DEG;
 224       if (l_defl <= 0)
 225         Long_control = l_defl / demax * RAD_TO_DEG;
 226       else
 227         Long_control = l_defl / demin * RAD_TO_DEG;
 228     }
 229
 230   if (pilot_rud_no)
 231     {
 232       if (rudder <=0)
 233         Rudder_pedal = - rudder / drmax * RAD_TO_DEG;
 234       else
 235         Rudder_pedal = - rudder / drmin * RAD_TO_DEG;
 236     }
 237
 238   return;
 239 }
 240
 241 // end uiuc_coefficients.cpp