home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ Inside Mac Games Volume 6 #2 / IMG 53 Vol 6-2.iso / mac / Game Updates / X-Plane HSR / X-Plane.out < prev   
Text File  |  1998-04-03  |  8KB  |  159 lines
  1. ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••
  2. X-Plane, by Austin Meyer
  3. Simulating Citation X.acf
  4. ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••
  5.  
  6. Finite Wing for Left Wing #1
  7.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.12) and sweep (37 deg) is 0.60.
  8.    Thoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  9.    We will accomplish this by:
  10.       using coefficient data at an angle of attack that is 78% of actual,
  11.       and reducing airfoil lift coefficients to            90% of their 2-D value.
  12.       Based on AR and sweep, cm change is to               52% of it's 2-D value.
  13.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved      46% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  14.  
  15. Finite Wing for Right Wing #1
  16.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.12) and sweep (37 deg) is 0.60.
  17.    Thoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  18.    We will accomplish this by:
  19.       using coefficient data at an angle of attack that is 78% of actual,
  20.       and reducing airfoil lift coefficients to            90% of their 2-D value.
  21.       Based on AR and sweep, cm change is to               52% of it's 2-D value.
  22.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved      46% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  23.  
  24. Finite Wing for Left Horizontal Stab/Canard
  25.    Oswalds efficiency factor based on AR (5.56) and sweep (41 deg) is 0.68.
  26.    Thoretical lift-slope reduction is to 65% of the 2-D value.
  27.    We will accomplish this by:
  28.       using coefficient data at an angle of attack that is 76% of actual,
  29.       and reducing airfoil lift coefficients to            89% of their 2-D value.
  30.       Based on AR and sweep, cm change is to               45% of it's 2-D value.
  31.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved      43% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  32.  
  33. Finite Wing for Right Horizontal Stab/Canard
  34.    Oswalds efficiency factor based on AR (5.56) and sweep (41 deg) is 0.68.
  35.    Thoretical lift-slope reduction is to 65% of the 2-D value.
  36.    We will accomplish this by:
  37.       using coefficient data at an angle of attack that is 76% of actual,
  38.       and reducing airfoil lift coefficients to            89% of their 2-D value.
  39.       Based on AR and sweep, cm change is to               45% of it's 2-D value.
  40.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved      43% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  41.  
  42. Finite Wing for Vertical Stabilizer #1
  43.    Oswalds efficiency factor based on AR (1.69) and sweep (54 deg) is 0.88.
  44.    Thoretical lift-slope reduction is to 43% of the 2-D value.
  45.    We will accomplish this by:
  46.       using coefficient data at an angle of attack that is 61% of actual,
  47.       and reducing airfoil lift coefficients to            82% of their 2-D value.
  48.       Based on AR and sweep, cm change is to               20% of it's 2-D value.
  49.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved      32% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  50.  
  51.  
  52. Based on fuselage and wing surface-area distribution:
  53.    The radius of gyration in roll  is 2.4 meters.
  54.    The radius of gyration in pitch is 4.3 meters.
  55.    The radius of gyration in yaw   is 4.6 meters.
  56.  
  57. Engine number 1, however, weighs 581 kg, and is at:
  58. long arm=   6.0 meters.
  59. lat  arm=  -1.6 meters.
  60. vert arm=   1.2 meters.
  61.  
  62. Engine number 2, however, weighs 581 kg, and is at:
  63. long arm=   6.0 meters.
  64. lat  arm=   1.6 meters.
  65. vert arm=   1.2 meters.
  66.  
  67. Final radii of gyration are then as follows:
  68.    The radius of gyration in roll is  2.3 meters.
  69.    The radius of gyration in pitch is 4.6 meters.
  70.    The radius of gyration in yaw is   4.8 meters.
  71.  
  72.  
  73. PROPWASH SITUATION: ('----' means no propwash on element, 1 through 4 means propwash from that engine on element).
  74.  
  75. WING ONE:         ----  ----  ----  ----  ----  ----  ----  ---- FUSE ----  ----  ----  ----  ----  ----  ----  ---- 
  76. HORIZONTAL STAB:                                            ---- FUSE ----                                           
  77.  
  78. For left wing #1:
  79. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 135% of original.
  80. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  81.  
  82. For right wing #1:
  83. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 135% of original.
  84. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  85.  
  86.  
  87. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  88. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  89. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  90.  
  91. elevator, aileron, spoiler         positive control surface up      
  92. rudder                             positive control surface right   
  93. brake-yaw                          positive control surface deployed
  94. differential thrust vector for yaw positive request nose right      
  95. pitch cyclic prop pitch            positive request nose up         
  96. roll  cyclic prop pitch            positive request nose right      
  97.  
  98.  
  99. ELEMENT BREAK-DOWN:
  100.  
  101.              ----------------area   ----------mac
  102. left wing1:    5.52 square meters     3.90 meters
  103.                4.97 square meters     3.51 meters
  104.                4.43 square meters     3.13 meters
  105.                3.88 square meters     2.74 meters
  106.                3.33 square meters     2.36 meters
  107.                2.79 square meters     1.97 meters
  108.                2.24 square meters     1.59 meters
  109.                1.70 square meters     1.21 meters
  110.  
  111. right wing1:   5.52 square meters     3.90 meters
  112.                4.97 square meters     3.51 meters
  113.                4.43 square meters     3.13 meters
  114.                3.88 square meters     2.74 meters
  115.                3.33 square meters     2.36 meters
  116.                2.79 square meters     1.97 meters
  117.                2.24 square meters     1.59 meters
  118.                1.70 square meters     1.21 meters
  119.  
  120. left hstb:     7.55 square meters     1.54 meters
  121.  
  122. right hstb:    7.55 square meters     1.54 meters
  123.  
  124. vstb1:         6.90 square meters     4.07 meters
  125.                6.00 square meters     3.54 meters
  126.                5.10 square meters     3.02 meters
  127.  
  128. Based on fuselage geometry:
  129.    The frontal area of the fuselage is  4.7 square meters.
  130.    The side    area of the fuselage is 32.2 square meters.
  131.    The top     area of the fuselage is 29.5 square meters.
  132.    The longitudinal centroid of the fuselage is at -1.6 meters.
  133.    The vertical     centroid of the fuselage is at  0.4 meters.
  134. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  135.  
  136. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  137.                      W2=wing 2
  138.                      HS=horizontal stabilizer
  139.  
  140. WING ONE:         ------  ------  ------  ------  ------  ------  ------  ------ FUSE ------  ------  ------  ------  ------  ------  ------  ------ 
  141. HORIZONTAL STAB:                                                          W1---- FUSE W1----                                                         
  142.  
  143. Based on the left  wing number one AR of 7.12,
  144.                              TR of 0.25,
  145.                              x-separation of 0.9 semi-spans,
  146.                          and z-separation of 0.4 semi-spans,
  147. the downwash of the left  wing number one on the left  horizontal stab will be 4.2 degrees per coefficient of lift
  148. TIMES THE COSINE of the left  wing number one sweep.
  149.  
  150. Based on the right wing number one AR of 7.12,
  151.                              TR of 0.25,
  152.                              x-separation of 0.9 semi-spans,
  153.                          and z-separation of 0.4 semi-spans,
  154. the downwash of the right wing number one on the right horizontal stab will be 4.2 degrees per coefficient of lift
  155. TIMES THE COSINE of the right wing number one sweep.
  156.  
  157.  
  158.  
  159. end simulation.