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                01/11/2002   (AP) Added call to uiuc_bootTime()
  37
  38 ----------------------------------------------------------------------
  39
  40  AUTHOR(S):    Bipin Sehgal       <bsehgal@uiuc.edu>
  41                Jeff Scott         <jscott@mail.com>
  42                Robert Deters      <rdeters@uiuc.edu>
  43                Ann Peedikayil     <peedikay@uiuc.edu>
  44 ----------------------------------------------------------------------
  45
  46  VARIABLES:
  47
  48 ----------------------------------------------------------------------
  49
  50  INPUTS:       -V_rel_wind (or U_body)
  51                -dyn_on_speed
  52                -ice on/off
  53                -phugoid on/off
  54
  55 ----------------------------------------------------------------------
  56
  57  OUTPUTS:      -CL
  58                -CD
  59                -Cm
  60                -CY
  61                -Cl
  62                -Cn
  63
  64 ----------------------------------------------------------------------
  65
  66  CALLED BY:    uiuc_wrapper
  67
  68 ----------------------------------------------------------------------
  69
  70  CALLS TO:     uiuc_coef_lift
  71                uiuc_coef_drag
  72                uiuc_coef_pitch
  73                uiuc_coef_sideforce
  74                uiuc_coef_roll
  75                uiuc_coef_yaw
  76                uiuc_controlInput
  77
  78 ----------------------------------------------------------------------
  79
  80  COPYRIGHT:    (C) 2000 by Michael Selig
  81
  82  This program is free software; you can redistribute it and/or
  83  modify it under the terms of the GNU General Public License
  84  as published by the Free Software Foundation.
  85
  86  This program is distributed in the hope that it will be useful,
  87  but WITHOUT ANY WARRANTY; without even the implied warranty of
  88  MERCHANTABILITY or FITNESS FOR A PARTICULAR PURPOSE.  See the
  89  GNU General Public License for more details.
  90
  91  You should have received a copy of the GNU General Public License
  92  along with this program; if not, write to the Free Software
  93  Foundation, Inc., 59 Temple Place - Suite 330, Boston, MA 02111-1307,
  94  USA or view http://www.gnu.org/copyleft/gpl.html.
  95
  96 **********************************************************************/
  97
  98 #include "uiuc_coefficients.h"
  99
 100
 101 void uiuc_coefficients(double dt)
 102 {
 103   double l_trim, l_defl;
 104   double V_rel_wind_dum, U_body_dum;
 105
 106   if (Alpha_init_true && Simtime==0)
 107     Alpha = Alpha_init;
 108
 109   if (Beta_init_true && Simtime==0)
 110     Beta = Beta_init;
 111
 112   // calculate rate derivative nondimensionalization factors
 113   // check if speed is sufficient to compute dynamic pressure terms
 114   if (nondim_rate_V_rel_wind || use_V_rel_wind_2U)         // c172_aero uses V_rel_wind
 115     {
 116       if (V_rel_wind > dyn_on_speed)
 117         {
 118           cbar_2U = cbar / (2.0 * V_rel_wind);
 119           b_2U    = bw /   (2.0 * V_rel_wind);
 120           ch_2U   = ch /   (2.0 * V_rel_wind);
 121         }
 122       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 123         {
 124           V_rel_wind_dum = dyn_on_speed_zero + V_rel_wind * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 125           cbar_2U        = cbar / (2.0 * V_rel_wind_dum);
 126           b_2U           = bw /   (2.0 * V_rel_wind_dum);
 127           ch_2U          = ch /   (2.0 * V_rel_wind_dum);
 128         }
 129       else
 130         {
 131           cbar_2U = 0.0;
 132           b_2U    = 0.0;
 133           ch_2U   = 0.0;
 134         }
 135     }
 136   else if(use_abs_U_body_2U)      // use absolute(U_body)
 137     {
 138       if (fabs(U_body) > dyn_on_speed)
 139         {
 140           cbar_2U = cbar / (2.0 * fabs(U_body));
 141           b_2U    = bw /   (2.0 * fabs(U_body));
 142           ch_2U   = ch /   (2.0 * fabs(U_body));
 143         }
 144       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 145         {
 146           U_body_dum = dyn_on_speed_zero + fabs(U_body) * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 147           cbar_2U    = cbar / (2.0 * U_body_dum);
 148           b_2U       = bw /   (2.0 * U_body_dum);
 149           ch_2U      = ch /   (2.0 * U_body_dum);
 150         }
 151       else
 152         {
 153           cbar_2U = 0.0;
 154           b_2U    = 0.0;
 155           ch_2U   = 0.0;
 156         }
 157     }
 158   else      // use U_body
 159     {
 160       if (U_body > dyn_on_speed)
 161         {
 162           cbar_2U = cbar / (2.0 * U_body);
 163           b_2U    = bw /   (2.0 * U_body);
 164           ch_2U   = ch /   (2.0 * U_body);
 165         }
 166       else if (use_dyn_on_speed_curve1)
 167         {
 168           U_body_dum = dyn_on_speed_zero + U_body * (dyn_on_speed - dyn_on_speed_zero)/dyn_on_speed;
 169           cbar_2U    = cbar / (2.0 * U_body_dum);
 170           b_2U       = bw /   (2.0 * U_body_dum);
 171           ch_2U      = ch /   (2.0 * U_body_dum);
 172           beta_flow_clean_tail = cbar_2U;
 173         }
 174       else
 175         {
 176           cbar_2U = 0.0;
 177           b_2U    = 0.0;
 178           ch_2U   = 0.0;
 179         }
 180     }
 181
 182   // check to see if icing model engaged
 183   if (ice_model)
 184     {
 185       uiuc_iceboot(dt);
 186       uiuc_ice_eta();
 187     }
 188
 189   // check to see if data files are used for control deflections
 190   pilot_elev_no = false;
 191   pilot_ail_no = false;
 192   pilot_rud_no = false;
 193   if (elevator_step || elevator_singlet || elevator_doublet || elevator_input || aileron_input || rudder_input)
 194     {
 195       uiuc_controlInput();
 196     }
 197
 198   CD = CX = CL = CZ = Cm = CY = Cl = Cn = 0.0;
 199   CLclean_wing = CLiced_wing = CLclean_tail = CLiced_tail = 0.0;
 200   CZclean_wing = CZiced_wing = CZclean_tail = CZiced_tail = 0.0;
 201   CXclean_wing = CXiced_wing = CXclean_tail = CXiced_tail = 0.0;
 202
 203   uiuc_coef_lift();
 204   uiuc_coef_drag();
 205   uiuc_coef_pitch();
 206   uiuc_coef_sideforce();
 207   uiuc_coef_roll();
 208   uiuc_coef_yaw();
 209   if (ice_case)
 210     {
 211       eta_tail = sublimation(OATemperature_F, eta_tail, dt);
 212       eta_wing_left = sublimation(OATemperature_F, eta_wing_left, dt);
 213       eta_wing_right = sublimation(OATemperature_F, eta_wing_right, dt);
 214       //removed shed until new model is created
 215       //eta_tail = shed(0.0, eta_tail, OATemperature_F, 0.0, dt);
 216       //eta_wing_left = shed(0.0, eta_wing_left, OATemperature_F, 0.0, dt);
 217       //eta_wing_right = shed(0.0, eta_wing_right, OATemperature_F, 0.0, dt);
 218
 219       Calc_Iced_Forces();
 220       add_ice_effects();
 221     }
 222
 223   if (pilot_ail_no)
 224     {
 225       if (aileron <=0)
 226         Lat_control = - aileron / damax * RAD_TO_DEG;
 227       else
 228         Lat_control = - aileron / damin * RAD_TO_DEG;
 229     }
 230
 231   if (pilot_elev_no)
 232     {
 233       l_trim = elevator_tab;
 234       l_defl = elevator - elevator_tab;
 235       if (l_trim <=0 )
 236         Long_trim = l_trim / demax * RAD_TO_DEG;
 237       else
 238         Long_trim = l_trim / demin * RAD_TO_DEG;
 239       if (l_defl <= 0)
 240         Long_control = l_defl / demax * RAD_TO_DEG;
 241       else
 242         Long_control = l_defl / demin * RAD_TO_DEG;
 243     }
 244
 245   if (pilot_rud_no)
 246     {
 247       if (rudder <=0)
 248         Rudder_pedal = - rudder / drmax * RAD_TO_DEG;
 249       else
 250         Rudder_pedal = - rudder / drmin * RAD_TO_DEG;
 251     }
 252
 253   return;
 254 }
 255
 256 // end uiuc_coefficients.cpp