home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ Online Today 2001 June / Otoday062001.iso / pc / progwin / xplane.exe / X-System 5.66 / X-Plane.out < prev   
Encoding:
Text File  |  2001-04-16  |  87.3 KB  |  1,412 lines
  1. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  2. X-Plane, by Austin Meyer
  3. Simulating C:\X-CODE\Aircraft\Heavy Metal\B777-200 British Airways\Speed-Bird.acf
  4. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  5.  
  6. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  7. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  8. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  9.  
  10. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  11. rudder                       positive control surface right   
  12. drag-yaw                     positive control surface deployed
  13. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  14. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  15.  
  16. Finite-Wing & Element Build-Up for left wing 1:
  17.    location    =-5.06 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, -1.92 mtrs pos above CG.
  18.    root chord  =15.67 mtrs.
  19.    tip  chord  =8.26 mtrs.
  20.    semi-span   =12.10 mtrs.
  21.    sweep       =27.30 degrees.
  22.    area        =289.53 sqr mtrs.
  23.    aspect ratio=1.80 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  24.    taper  ratio=0.53 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  25.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for B777R Supercritical.afl.
  26.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for B777R Supercritical.afl.
  27.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re= 0.00 meg for B777M Supercritical.afl.
  28.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re=99.90 meg for B777M Supercritical.afl.
  29.    el #1: s= 23.00 sqr mtrs, mac= 15.21 mtrs, incidence=3.20
  30.    el #2: s= 21.60 sqr mtrs, mac= 14.28 mtrs, incidence=3.20
  31.    el #3: s= 20.20 sqr mtrs, mac= 13.36 mtrs, incidence=3.20
  32.    el #4: s= 18.80 sqr mtrs, mac= 12.43 mtrs, incidence=2.80
  33.    el #5: s= 17.40 sqr mtrs, mac= 11.51 mtrs, incidence=2.40
  34.    el #6: s= 15.99 sqr mtrs, mac= 10.58 mtrs, incidence=2.20
  35.    el #7: s= 14.59 sqr mtrs, mac=  9.66 mtrs, incidence=2.00
  36.    el #8: s= 13.19 sqr mtrs, mac=  8.73 mtrs, incidence=1.80
  37.    Note: I am joining left wing 1 to left wing 2 to form one continuous wing! Semilen=26.27 mtrs.
  38.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.73) and sweep (27.3 deg) is 0.84.
  39.    Theoretical lift-slope reduction is to 67% of the 2-D value.
  40.    We will accomplish this by:
  41.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=20.6),
  42.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  43.       Based on AR and sweep, cm change is to                57% of the 2-D value.
  44.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       37% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  45.  
  46. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt wing 1:
  47.    location    =-5.06 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, -1.92 mtrs pos above CG.
  48.    root chord  =15.67 mtrs.
  49.    tip  chord  =8.26 mtrs.
  50.    semi-span   =12.10 mtrs.
  51.    sweep       =27.30 degrees.
  52.    area        =289.53 sqr mtrs.
  53.    aspect ratio=1.80 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  54.    taper  ratio=0.53 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  55.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for B777R Supercritical.afl.
  56.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for B777R Supercritical.afl.
  57.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re= 0.00 meg for B777M Supercritical.afl.
  58.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re=99.90 meg for B777M Supercritical.afl.
  59.    el #1: s= 23.00 sqr mtrs, mac= 15.21 mtrs, incidence=3.20
  60.    el #2: s= 21.60 sqr mtrs, mac= 14.28 mtrs, incidence=3.20
  61.    el #3: s= 20.20 sqr mtrs, mac= 13.36 mtrs, incidence=3.20
  62.    el #4: s= 18.80 sqr mtrs, mac= 12.43 mtrs, incidence=2.80
  63.    el #5: s= 17.40 sqr mtrs, mac= 11.51 mtrs, incidence=2.40
  64.    el #6: s= 15.99 sqr mtrs, mac= 10.58 mtrs, incidence=2.20
  65.    el #7: s= 14.59 sqr mtrs, mac=  9.66 mtrs, incidence=2.00
  66.    el #8: s= 13.19 sqr mtrs, mac=  8.73 mtrs, incidence=1.80
  67.    Note: I am joining rigt wing 1 to rigt wing 2 to form one continuous wing! Semilen=26.27 mtrs.
  68.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.73) and sweep (27.3 deg) is 0.84.
  69.    Theoretical lift-slope reduction is to 67% of the 2-D value.
  70.    We will accomplish this by:
  71.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=20.6),
  72.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  73.       Based on AR and sweep, cm change is to                57% of the 2-D value.
  74.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       37% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  75.  
  76. Finite-Wing & Element Build-Up for left wing 2:
  77.    location    =0.49 mtrs pos aft of CG, -10.67 mtrs pos right of CG, -0.67 mtrs pos above CG.
  78.    root chord  =8.26 mtrs.
  79.    tip  chord  =4.08 mtrs.
  80.    semi-span   =14.17 mtrs.
  81.    sweep       =31.00 degrees.
  82.    area        =174.96 sqr mtrs.
  83.    aspect ratio=3.94 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  84.    taper  ratio=0.49 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  85.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re= 0.00 meg for B777M Supercritical.afl.
  86.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re=99.90 meg for B777M Supercritical.afl.
  87.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  88.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  89.    el #1: s= 14.17 sqr mtrs, mac=  8.00 mtrs, incidence=1.80
  90.    el #2: s= 13.25 sqr mtrs, mac=  7.48 mtrs, incidence=1.60
  91.    el #3: s= 12.32 sqr mtrs, mac=  6.96 mtrs, incidence=1.40
  92.    el #4: s= 11.40 sqr mtrs, mac=  6.44 mtrs, incidence=1.20
  93.    el #5: s= 10.47 sqr mtrs, mac=  5.92 mtrs, incidence=1.00
  94.    el #6: s=  9.55 sqr mtrs, mac=  5.39 mtrs, incidence=0.80
  95.    el #7: s=  8.62 sqr mtrs, mac=  4.87 mtrs, incidence=0.60
  96.    el #8: s=  7.70 sqr mtrs, mac=  4.35 mtrs, incidence=0.40
  97.    Note: I am joining left wing 2 to left wing 1 to form one continuous wing! Semilen=26.27 mtrs.
  98.    Note: I am joining left wing 2 to left wing 3 to form one continuous wing! Semilen=22.95 mtrs.
  99.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.57) and sweep (31.0 deg) is 0.75.
  100.    Theoretical lift-slope reduction is to 75% of the 2-D value.
  101.    We will accomplish this by:
  102.       using coefficient data at an angle of attack that is  83% of actual (alphamax=19.3),
  103.       and reducing airfoil lift coefficients to             92% of their 2-D value.
  104.       Based on AR and sweep, cm change is to                60% of the 2-D value.
  105.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       39% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  106.  
  107. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt wing 2:
  108.    location    =0.49 mtrs pos aft of CG, 10.67 mtrs pos right of CG, -0.67 mtrs pos above CG.
  109.    root chord  =8.26 mtrs.
  110.    tip  chord  =4.08 mtrs.
  111.    semi-span   =14.17 mtrs.
  112.    sweep       =31.00 degrees.
  113.    area        =174.96 sqr mtrs.
  114.    aspect ratio=3.94 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  115.    taper  ratio=0.49 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  116.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re= 0.00 meg for B777M Supercritical.afl.
  117.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.10, Re=99.90 meg for B777M Supercritical.afl.
  118.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  119.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  120.    el #1: s= 14.17 sqr mtrs, mac=  8.00 mtrs, incidence=1.80
  121.    el #2: s= 13.25 sqr mtrs, mac=  7.48 mtrs, incidence=1.60
  122.    el #3: s= 12.32 sqr mtrs, mac=  6.96 mtrs, incidence=1.40
  123.    el #4: s= 11.40 sqr mtrs, mac=  6.44 mtrs, incidence=1.20
  124.    el #5: s= 10.47 sqr mtrs, mac=  5.92 mtrs, incidence=1.00
  125.    el #6: s=  9.55 sqr mtrs, mac=  5.39 mtrs, incidence=0.80
  126.    el #7: s=  8.62 sqr mtrs, mac=  4.87 mtrs, incidence=0.60
  127.    el #8: s=  7.70 sqr mtrs, mac=  4.35 mtrs, incidence=0.40
  128.    Note: I am joining rigt wing 2 to rigt wing 1 to form one continuous wing! Semilen=26.27 mtrs.
  129.    Note: I am joining rigt wing 2 to rigt wing 3 to form one continuous wing! Semilen=22.95 mtrs.
  130.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.57) and sweep (31.0 deg) is 0.75.
  131.    Theoretical lift-slope reduction is to 75% of the 2-D value.
  132.    We will accomplish this by:
  133.       using coefficient data at an angle of attack that is  83% of actual (alphamax=19.3),
  134.       and reducing airfoil lift coefficients to             92% of their 2-D value.
  135.       Based on AR and sweep, cm change is to                60% of the 2-D value.
  136.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       39% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  137.  
  138. Finite-Wing & Element Build-Up for left wing 3:
  139.    location    =7.77 mtrs pos aft of CG, -22.74 mtrs pos right of CG, 0.64 mtrs pos above CG.
  140.    root chord  =4.08 mtrs.
  141.    tip  chord  =2.13 mtrs.
  142.    semi-span   =8.78 mtrs.
  143.    sweep       =31.90 degrees.
  144.    area        =54.58 sqr mtrs.
  145.    aspect ratio=4.79 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  146.    taper  ratio=0.52 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  147.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  148.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  149.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  150.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  151.    el #1: s=  4.35 sqr mtrs, mac=  3.96 mtrs, incidence=0.40
  152.    el #2: s=  4.08 sqr mtrs, mac=  3.72 mtrs, incidence=0.20
  153.    el #3: s=  3.81 sqr mtrs, mac=  3.48 mtrs, incidence=0.00
  154.    el #4: s=  3.55 sqr mtrs, mac=  3.23 mtrs, incidence=0.00
  155.    el #5: s=  3.28 sqr mtrs, mac=  2.99 mtrs, incidence=0.00
  156.    el #6: s=  3.01 sqr mtrs, mac=  2.75 mtrs, incidence=0.00
  157.    el #7: s=  2.74 sqr mtrs, mac=  2.50 mtrs, incidence=0.00
  158.    el #8: s=  2.47 sqr mtrs, mac=  2.26 mtrs, incidence=0.00
  159.    Note: I am joining left wing 3 to left wing 2 to form one continuous wing! Semilen=22.95 mtrs.
  160.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.50) and sweep (31.9 deg) is 0.75.
  161.    Theoretical lift-slope reduction is to 75% of the 2-D value.
  162.    We will accomplish this by:
  163.       using coefficient data at an angle of attack that is  83% of actual (alphamax=19.3),
  164.       and reducing airfoil lift coefficients to             92% of their 2-D value.
  165.       Based on AR and sweep, cm change is to                59% of the 2-D value.
  166.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       40% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  167.  
  168. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt wing 3:
  169.    location    =7.77 mtrs pos aft of CG, 22.74 mtrs pos right of CG, 0.64 mtrs pos above CG.
  170.    root chord  =4.08 mtrs.
  171.    tip  chord  =2.13 mtrs.
  172.    semi-span   =8.78 mtrs.
  173.    sweep       =31.90 degrees.
  174.    area        =54.58 sqr mtrs.
  175.    aspect ratio=4.79 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  176.    taper  ratio=0.52 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  177.    root lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  178.    root hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  179.    tip  lo Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for B777T Supercritical.afl.
  180.    tip  hi Re: alphamax=16.0 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for B777T Supercritical.afl.
  181.    el #1: s=  4.35 sqr mtrs, mac=  3.96 mtrs, incidence=0.40
  182.    el #2: s=  4.08 sqr mtrs, mac=  3.72 mtrs, incidence=0.20
  183.    el #3: s=  3.81 sqr mtrs, mac=  3.48 mtrs, incidence=0.00
  184.    el #4: s=  3.55 sqr mtrs, mac=  3.23 mtrs, incidence=0.00
  185.    el #5: s=  3.28 sqr mtrs, mac=  2.99 mtrs, incidence=0.00
  186.    el #6: s=  3.01 sqr mtrs, mac=  2.75 mtrs, incidence=0.00
  187.    el #7: s=  2.74 sqr mtrs, mac=  2.50 mtrs, incidence=0.00
  188.    el #8: s=  2.47 sqr mtrs, mac=  2.26 mtrs, incidence=0.00
  189.    Note: I am joining rigt wing 3 to rigt wing 2 to form one continuous wing! Semilen=22.95 mtrs.
  190.    Oswalds efficiency factor based on AR (7.50) and sweep (31.9 deg) is 0.75.
  191.    Theoretical lift-slope reduction is to 75% of the 2-D value.
  192.    We will accomplish this by:
  193.       using coefficient data at an angle of attack that is  83% of actual (alphamax=19.3),
  194.       and reducing airfoil lift coefficients to             92% of their 2-D value.
  195.       Based on AR and sweep, cm change is to                59% of the 2-D value.
  196.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       40% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  197.  
  198. Finite-Wing & Element Build-Up for left h-stab:
  199.    location    =26.03 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.67 mtrs pos above CG.
  200.    root chord  =7.16 mtrs.
  201.    tip  chord  =2.41 mtrs.
  202.    semi-span   =13.23 mtrs.
  203.    sweep       =35.20 degrees.
  204.    area        =126.60 sqr mtrs.
  205.    aspect ratio=4.52 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  206.    taper  ratio=0.34 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  207.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  208.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  209.    tip  lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for Horz Stab.afl.
  210.    tip  hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for Horz Stab.afl.
  211.    el #1: s= 11.35 sqr mtrs, mac=  6.87 mtrs, incidence=-4.00
  212.    el #2: s= 10.37 sqr mtrs, mac=  6.28 mtrs, incidence=0.00
  213.    el #3: s=  9.39 sqr mtrs, mac=  5.68 mtrs, incidence=0.00
  214.    el #4: s=  8.40 sqr mtrs, mac=  5.09 mtrs, incidence=0.00
  215.    el #5: s=  7.42 sqr mtrs, mac=  4.49 mtrs, incidence=0.00
  216.    el #6: s=  6.44 sqr mtrs, mac=  3.90 mtrs, incidence=0.00
  217.    el #7: s=  5.46 sqr mtrs, mac=  3.31 mtrs, incidence=0.00
  218.    el #8: s=  4.47 sqr mtrs, mac=  2.72 mtrs, incidence=0.00
  219.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.52) and sweep (35.2 deg) is 0.81.
  220.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  221.    We will accomplish this by:
  222.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=18.3),
  223.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  224.       Based on AR and sweep, cm change is to                49% of the 2-D value.
  225.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       40% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  226.  
  227. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt h-stab:
  228.    location    =26.03 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.67 mtrs pos above CG.
  229.    root chord  =7.16 mtrs.
  230.    tip  chord  =2.41 mtrs.
  231.    semi-span   =13.23 mtrs.
  232.    sweep       =35.20 degrees.
  233.    area        =126.60 sqr mtrs.
  234.    aspect ratio=4.52 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  235.    taper  ratio=0.34 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  236.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  237.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  238.    tip  lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for Horz Stab.afl.
  239.    tip  hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for Horz Stab.afl.
  240.    el #1: s= 11.35 sqr mtrs, mac=  6.87 mtrs, incidence=-4.00
  241.    el #2: s= 10.37 sqr mtrs, mac=  6.28 mtrs, incidence=0.00
  242.    el #3: s=  9.39 sqr mtrs, mac=  5.68 mtrs, incidence=0.00
  243.    el #4: s=  8.40 sqr mtrs, mac=  5.09 mtrs, incidence=0.00
  244.    el #5: s=  7.42 sqr mtrs, mac=  4.49 mtrs, incidence=0.00
  245.    el #6: s=  6.44 sqr mtrs, mac=  3.90 mtrs, incidence=0.00
  246.    el #7: s=  5.46 sqr mtrs, mac=  3.31 mtrs, incidence=0.00
  247.    el #8: s=  4.47 sqr mtrs, mac=  2.72 mtrs, incidence=0.00
  248.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.52) and sweep (35.2 deg) is 0.81.
  249.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  250.    We will accomplish this by:
  251.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=18.3),
  252.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  253.       Based on AR and sweep, cm change is to                49% of the 2-D value.
  254.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       40% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  255.  
  256. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  257.    location    =21.79 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 2.26 mtrs pos above CG.
  258.    root chord  =12.10 mtrs.
  259.    tip  chord  =7.96 mtrs.
  260.    semi-span   =3.84 mtrs.
  261.    sweep       =69.70 degrees.
  262.    area        =77.02 sqr mtrs.
  263.    aspect ratio=0.27 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  264.    taper  ratio=0.66 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  265.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  266.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  267.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  268.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  269.    el #1: s= 21.25 sqr mtrs, mac= 11.10 mtrs, incidence=0.00
  270.    el #2: s= 17.27 sqr mtrs, mac=  9.03 mtrs, incidence=0.00
  271.    Note: I am joining vert stab 1 to vert stab 2 to form one continuous wing! Semilen=15.94 mtrs.
  272.    Oswalds efficiency factor based on AR (1.52) and sweep (69.7 deg) is 0.75.
  273.    Theoretical lift-slope reduction is to 37% of the 2-D value.
  274.    We will accomplish this by:
  275.       using coefficient data at an angle of attack that is  57% of actual (alphamax=23.5),
  276.       and reducing airfoil lift coefficients to             80% of their 2-D value.
  277.       Based on AR and sweep, cm change is to                 8% of the 2-D value.
  278.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       80% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  279.  
  280. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 2:
  281.    location    =25.36 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 3.57 mtrs pos above CG.
  282.    root chord  =7.99 mtrs.
  283.    tip  chord  =2.44 mtrs.
  284.    semi-span   =12.10 mtrs.
  285.    sweep       =40.00 degrees.
  286.    area        =126.14 sqr mtrs.
  287.    aspect ratio=3.56 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  288.    taper  ratio=0.31 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  289.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  290.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  291.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  292.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  293.    el #1: s= 15.17 sqr mtrs, mac=  7.53 mtrs, incidence=0.00
  294.    el #2: s= 13.31 sqr mtrs, mac=  6.61 mtrs, incidence=0.00
  295.    el #3: s= 11.44 sqr mtrs, mac=  5.69 mtrs, incidence=0.00
  296.    el #4: s=  9.58 sqr mtrs, mac=  4.76 mtrs, incidence=0.00
  297.    el #5: s=  7.71 sqr mtrs, mac=  3.84 mtrs, incidence=0.00
  298.    el #6: s=  5.85 sqr mtrs, mac=  2.93 mtrs, incidence=0.00
  299.    Note: I am joining vert stab 2 to vert stab 1 to form one continuous wing! Semilen=15.94 mtrs.
  300.    Oswalds efficiency factor based on AR (3.36) and sweep (40.0 deg) is 0.87.
  301.    Theoretical lift-slope reduction is to 61% of the 2-D value.
  302.    We will accomplish this by:
  303.       using coefficient data at an angle of attack that is  73% of actual (alphamax=18.4),
  304.       and reducing airfoil lift coefficients to             87% of their 2-D value.
  305.       Based on AR and sweep, cm change is to                40% of the 2-D value.
  306.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       57% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  307.  
  308. Finite-Wing & Element Build-Up for eng pylon 1:
  309.    location    =-4.57 mtrs pos aft of CG, -9.60 mtrs pos right of CG, -2.47 mtrs pos above CG.
  310.    root chord  =7.44 mtrs.
  311.    tip  chord  =9.88 mtrs.
  312.    semi-span   =1.98 mtrs.
  313.    sweep       =37.40 degrees.
  314.    area        =34.30 sqr mtrs.
  315.    aspect ratio=0.36 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  316.    taper  ratio=1.33 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  317.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  318.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  319.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  320.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  321.    el #1: s= 17.15 sqr mtrs, mac=  8.71 mtrs, incidence=0.00
  322.    Oswalds efficiency factor based on AR (0.36) and sweep (37.4 deg) is 1.00.
  323.    Theoretical lift-slope reduction is to 16% of the 2-D value.
  324.    We will accomplish this by:
  325.       using coefficient data at an angle of attack that is  43% of actual (alphamax=31.5),
  326.       and reducing airfoil lift coefficients to             73% of their 2-D value.
  327.       Based on AR and sweep, cm change is to                12% of the 2-D value.
  328.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  329.  
  330. Finite-Wing & Element Build-Up for eng pylon 2:
  331.    location    =-4.57 mtrs pos aft of CG, 9.60 mtrs pos right of CG, -2.47 mtrs pos above CG.
  332.    root chord  =7.44 mtrs.
  333.    tip  chord  =9.88 mtrs.
  334.    semi-span   =1.98 mtrs.
  335.    sweep       =37.40 degrees.
  336.    area        =34.30 sqr mtrs.
  337.    aspect ratio=0.36 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  338.    taper  ratio=1.33 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  339.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  340.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  341.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  342.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  343.    el #1: s= 17.15 sqr mtrs, mac=  8.71 mtrs, incidence=0.00
  344.    Oswalds efficiency factor based on AR (0.36) and sweep (37.4 deg) is 1.00.
  345.    Theoretical lift-slope reduction is to 16% of the 2-D value.
  346.    We will accomplish this by:
  347.       using coefficient data at an angle of attack that is  43% of actual (alphamax=31.5),
  348.       and reducing airfoil lift coefficients to             73% of their 2-D value.
  349.       Based on AR and sweep, cm change is to                12% of the 2-D value.
  350.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  351.  
  352.  
  353. Max engine thrust=416443 newtons at sea level.
  354.  
  355. Based on all wetted area:
  356.    The radius of gyration in roll is    5.6 meters.
  357.    The radius of gyration in pitch is  14.4 meters.
  358.    The radius of gyration in yaw is    16.2 meters.
  359.  
  360. Based on fuselage geometry:
  361.    The frontal area of the fuselage is   30.0 square meters.
  362.    The side    area of the fuselage is  339.8 square meters.
  363.    The top     area of the fuselage is  324.3 square meters.
  364.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  1.2 meters.
  365.    The vertical     centroid of the fuselage is at  0.1 meters.
  366. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  367.  
  368. The frontal area of the fuel tanks/floats is 20.0 square meters each.
  369.  
  370. For left wing 1:
  371. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 139% of original.
  372. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  373.  
  374. For rigt wing 1:
  375. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 139% of original.
  376. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  377.  
  378. For left wing 2:
  379. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 141% of original.
  380. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  381.  
  382. For rigt wing 2:
  383. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 141% of original.
  384. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  385.  
  386. For left wing 3:
  387. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 141% of original.
  388. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  389.  
  390. For rigt wing 3:
  391. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 141% of original.
  392. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  393.  
  394. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  395.                      W2=wing 2
  396.                      W3=wing 3
  397.                      HS=horiz stab
  398.  
  399. left wing 1:  --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- FUSE --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- 
  400. left wing 2:  --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- FUSE --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- 
  401. left wing 3:  --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- FUSE --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- 
  402. left h-stab:  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------ FUSE W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------  W1------ 
  403.  
  404. Based on the left wing 1 AR of 4.73,
  405.                          TR of 0.53,
  406.                          long-separation of 2.6 semi-spans,
  407.                      and vert-separation of 0.2 semi-spans,
  408. the downwash of the left wing 1 on the left h-stab will be 4.8 deg per coefficient of lift
  409. TIMES THE COSINE of the left wing 1 sweep.
  410.  
  411. Based on the rigt wing 1 AR of 4.73,
  412.                          TR of 0.53,
  413.                          long-separation of 2.6 semi-spans,
  414.                      and vert-separation of 0.2 semi-spans,
  415. the downwash of the rigt wing 1 on the rigt h-stab will be 4.8 deg per coefficient of lift
  416. TIMES THE COSINE of the rigt wing 1 sweep.
  417.  
  418. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  419. X-Plane, by Austin Meyer
  420. Simulating C:\WINDOWS\DESKTOP\BUILD FOLDER\X-SYSTEM FULL\X-SYSTEM 5.66\Aircraft\Fighters\Me 163B Komet\Me 163B Komet.acf
  421. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  422.  
  423. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  424. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  425. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  426.  
  427. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  428. rudder                       positive control surface right   
  429. drag-yaw                     positive control surface deployed
  430. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  431. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  432.  
  433. Finite-Wing & Element Build-Up for left wing 1:
  434.    location    =-0.91 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.00 mtrs pos above CG.
  435.    root chord  =2.56 mtrs.
  436.    tip  chord  =1.13 mtrs.
  437.    semi-span   =5.03 mtrs.
  438.    sweep       =24.00 degrees.
  439.    area        =18.55 sqr mtrs.
  440.    aspect ratio=4.98 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  441.    taper  ratio=0.44 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  442.    root lo Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  443.    root hi Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  444.    tip  lo Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  445.    tip  hi Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  446.    el #1: s=  1.55 sqr mtrs, mac=  2.47 mtrs, incidence=2.00
  447.    el #2: s=  1.44 sqr mtrs, mac=  2.29 mtrs, incidence=1.50
  448.    el #3: s=  1.33 sqr mtrs, mac=  2.11 mtrs, incidence=1.00
  449.    el #4: s=  1.22 sqr mtrs, mac=  1.93 mtrs, incidence=0.50
  450.    el #5: s=  1.10 sqr mtrs, mac=  1.76 mtrs, incidence=0.00
  451.    el #6: s=  0.99 sqr mtrs, mac=  1.58 mtrs, incidence=-0.50
  452.    el #7: s=  0.88 sqr mtrs, mac=  1.40 mtrs, incidence=-1.00
  453.    el #8: s=  0.77 sqr mtrs, mac=  1.22 mtrs, incidence=-1.50
  454.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.98) and sweep (24.0 deg) is 0.83.
  455.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  456.    We will accomplish this by:
  457.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=23.0),
  458.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  459.       Based on AR and sweep, cm change is to                61% of the 2-D value.
  460.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       24% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  461.  
  462. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt wing 1:
  463.    location    =-0.91 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.00 mtrs pos above CG.
  464.    root chord  =2.56 mtrs.
  465.    tip  chord  =1.13 mtrs.
  466.    semi-span   =5.03 mtrs.
  467.    sweep       =24.00 degrees.
  468.    area        =18.55 sqr mtrs.
  469.    aspect ratio=4.98 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  470.    taper  ratio=0.44 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  471.    root lo Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  472.    root hi Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  473.    tip  lo Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  474.    tip  hi Re: alphamax=18.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 23012 (low-moment).afl.
  475.    el #1: s=  1.55 sqr mtrs, mac=  2.47 mtrs, incidence=2.00
  476.    el #2: s=  1.44 sqr mtrs, mac=  2.29 mtrs, incidence=1.50
  477.    el #3: s=  1.33 sqr mtrs, mac=  2.11 mtrs, incidence=1.00
  478.    el #4: s=  1.22 sqr mtrs, mac=  1.93 mtrs, incidence=0.50
  479.    el #5: s=  1.10 sqr mtrs, mac=  1.76 mtrs, incidence=0.00
  480.    el #6: s=  0.99 sqr mtrs, mac=  1.58 mtrs, incidence=-0.50
  481.    el #7: s=  0.88 sqr mtrs, mac=  1.40 mtrs, incidence=-1.00
  482.    el #8: s=  0.77 sqr mtrs, mac=  1.22 mtrs, incidence=-1.50
  483.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.98) and sweep (24.0 deg) is 0.83.
  484.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  485.    We will accomplish this by:
  486.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=23.0),
  487.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  488.       Based on AR and sweep, cm change is to                61% of the 2-D value.
  489.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       24% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  490.  
  491. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  492.    location    =1.80 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.15 mtrs pos above CG.
  493.    root chord  =1.68 mtrs.
  494.    tip  chord  =0.85 mtrs.
  495.    semi-span   =1.65 mtrs.
  496.    sweep       =22.00 degrees.
  497.    area        =4.16 sqr mtrs.
  498.    aspect ratio=2.41 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  499.    taper  ratio=0.51 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  500.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  501.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  502.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  503.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  504.    el #1: s=  0.44 sqr mtrs, mac=  1.61 mtrs, incidence=0.00
  505.    el #2: s=  0.40 sqr mtrs, mac=  1.47 mtrs, incidence=0.00
  506.    el #3: s=  0.37 sqr mtrs, mac=  1.33 mtrs, incidence=0.00
  507.    el #4: s=  0.33 sqr mtrs, mac=  1.20 mtrs, incidence=0.00
  508.    el #5: s=  0.29 sqr mtrs, mac=  1.06 mtrs, incidence=0.00
  509.    el #6: s=  0.25 sqr mtrs, mac=  0.92 mtrs, incidence=0.00
  510.    Oswalds efficiency factor based on AR (2.41) and sweep (22.0 deg) is 1.00.
  511.    Theoretical lift-slope reduction is to 56% of the 2-D value.
  512.    We will accomplish this by:
  513.       using coefficient data at an angle of attack that is  70% of actual (alphamax=19.3),
  514.       and reducing airfoil lift coefficients to             86% of their 2-D value.
  515.       Based on AR and sweep, cm change is to                49% of the 2-D value.
  516.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       21% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  517.  
  518. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 2:
  519.    location    =2.35 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, -0.12 mtrs pos above CG.
  520.    root chord  =0.91 mtrs.
  521.    tip  chord  =0.30 mtrs.
  522.    semi-span   =0.61 mtrs.
  523.    sweep       =40.00 degrees.
  524.    area        =0.74 sqr mtrs.
  525.    aspect ratio=1.53 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  526.    taper  ratio=0.33 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  527.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  528.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  529.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  530.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  531.    el #1: s=  0.23 sqr mtrs, mac=  0.77 mtrs, incidence=0.00
  532.    el #2: s=  0.14 sqr mtrs, mac=  0.47 mtrs, incidence=0.00
  533.    Oswalds efficiency factor based on AR (1.53) and sweep (40.0 deg) is 1.00.
  534.    Theoretical lift-slope reduction is to 44% of the 2-D value.
  535.    We will accomplish this by:
  536.       using coefficient data at an angle of attack that is  62% of actual (alphamax=21.7),
  537.       and reducing airfoil lift coefficients to             82% of their 2-D value.
  538.       Based on AR and sweep, cm change is to                29% of the 2-D value.
  539.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       51% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  540.  
  541.  
  542. Max engine thrust=0 newtons at sea level.
  543.  
  544. Based on all wetted area:
  545.    The radius of gyration in roll is    1.2 meters.
  546.    The radius of gyration in pitch is   1.2 meters.
  547.    The radius of gyration in yaw is     2.1 meters.
  548.  
  549. Based on fuselage geometry:
  550.    The frontal area of the fuselage is    0.7 square meters.
  551.    The side    area of the fuselage is    6.5 square meters.
  552.    The top     area of the fuselage is    2.5 square meters.
  553.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  0.2 meters.
  554.    The vertical     centroid of the fuselage is at -0.0 meters.
  555. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  556.  
  557.  
  558. For left wing 1:
  559. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 126% of original.
  560. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  561.  
  562. For rigt wing 1:
  563. Full slat deployment will cause coefficient data to spread out alpha-wise to 126% of original.
  564. Full slat deployment will also change the lift coefficient by the same amount (keeping the lift SLOPE the same).
  565.  
  566. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  567.                      W2=wing 2
  568.                      W3=wing 3
  569.                      HS=horiz stab
  570.  
  571. left wing 1:  --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- FUSE --------  --------  --------  --------  --------  --------  --------  -------- 
  572.  
  573. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  574. X-Plane, by Austin Meyer
  575. Simulating C:\WINDOWS\DESKTOP\BUILD FOLDER\X-SYSTEM FULL\X-SYSTEM 5.66\Aircraft\Helicopters\Bell 206 Jet-Ranger\Jetranger.acf
  576. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  577.  
  578. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  579. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  580. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  581.  
  582. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  583. rudder                       positive control surface right   
  584. drag-yaw                     positive control surface deployed
  585. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  586. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  587.  
  588. Finite-Wing & Element Build-Up for main rotor :
  589.    location    =0.00 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 1.55 mtrs pos above CG.
  590.    root chord  =0.33 mtrs.
  591.    tip  chord  =0.33 mtrs.
  592.    semi-span   =5.06 mtrs.
  593.    sweep       =0.00 degrees.
  594.    area        =3.34 sqr mtrs.
  595.    aspect ratio=30.65 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  596.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  597.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  598.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  599.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  600.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  601.    el #1: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  602.    el #2: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  603.    el #3: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  604.    el #4: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  605.    el #5: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  606.    el #6: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  607.    el #7: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  608.    el #8: s=  0.21 sqr mtrs, mac=  0.33 mtrs, incidence=0.00
  609.    Oswalds efficiency factor based on AR (30.65) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  610.    Theoretical lift-slope reduction is to 93% of the 2-D value.
  611.    We will accomplish this by:
  612.       using coefficient data at an angle of attack that is  95% of actual (alphamax=15.0),
  613.       and reducing airfoil lift coefficients to             98% of their 2-D value.
  614.       Based on AR and sweep, cm change is to                94% of the 2-D value.
  615.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  616.  
  617. Finite-Wing & Element Build-Up for tail rotor :
  618.    location    =5.94 mtrs pos aft of CG, -0.30 mtrs pos right of CG, 0.21 mtrs pos above CG.
  619.    root chord  =0.13 mtrs.
  620.    tip  chord  =0.13 mtrs.
  621.    semi-span   =0.82 mtrs.
  622.    sweep       =0.00 degrees.
  623.    area        =0.21 sqr mtrs.
  624.    aspect ratio=12.96 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  625.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  626.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  627.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  628.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  629.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  630.    el #1: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  631.    el #2: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  632.    el #3: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  633.    el #4: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  634.    el #5: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  635.    el #6: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  636.    el #7: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  637.    el #8: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.13 mtrs, incidence=0.00
  638.    Oswalds efficiency factor based on AR (12.96) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  639.    Theoretical lift-slope reduction is to 84% of the 2-D value.
  640.    We will accomplish this by:
  641.       using coefficient data at an angle of attack that is  89% of actual (alphamax=15.9),
  642.       and reducing airfoil lift coefficients to             95% of their 2-D value.
  643.       Based on AR and sweep, cm change is to                87% of the 2-D value.
  644.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  645.  
  646. Finite-Wing & Element Build-Up for left h-stab:
  647.    location    =3.87 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.15 mtrs pos above CG.
  648.    root chord  =0.46 mtrs.
  649.    tip  chord  =0.46 mtrs.
  650.    semi-span   =0.98 mtrs.
  651.    sweep       =0.00 degrees.
  652.    area        =0.89 sqr mtrs.
  653.    aspect ratio=4.27 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  654.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  655.    root lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  656.    root hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  657.    tip  lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  658.    tip  hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  659.    el #1: s=  0.22 sqr mtrs, mac=  0.46 mtrs, incidence=10.00
  660.    el #2: s=  0.22 sqr mtrs, mac=  0.46 mtrs, incidence=10.00
  661.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.27) and sweep (0.0 deg) is 0.93.
  662.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  663.    We will accomplish this by:
  664.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=19.2),
  665.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  666.       Based on AR and sweep, cm change is to                68% of the 2-D value.
  667.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  668.  
  669. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt h-stab:
  670.    location    =3.87 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.15 mtrs pos above CG.
  671.    root chord  =0.46 mtrs.
  672.    tip  chord  =0.46 mtrs.
  673.    semi-span   =0.98 mtrs.
  674.    sweep       =0.00 degrees.
  675.    area        =0.89 sqr mtrs.
  676.    aspect ratio=4.27 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  677.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  678.    root lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  679.    root hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  680.    tip  lo Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  681.    tip  hi Re: alphamax=15.0 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 2412 (popular) invert.afl.
  682.    el #1: s=  0.22 sqr mtrs, mac=  0.46 mtrs, incidence=10.00
  683.    el #2: s=  0.22 sqr mtrs, mac=  0.46 mtrs, incidence=10.00
  684.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.27) and sweep (0.0 deg) is 0.93.
  685.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  686.    We will accomplish this by:
  687.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=19.2),
  688.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  689.       Based on AR and sweep, cm change is to                68% of the 2-D value.
  690.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  691.  
  692. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  693.    location    =5.73 mtrs pos aft of CG, 0.06 mtrs pos right of CG, 0.27 mtrs pos above CG.
  694.    root chord  =0.49 mtrs.
  695.    tip  chord  =0.34 mtrs.
  696.    semi-span   =1.01 mtrs.
  697.    sweep       =27.00 degrees.
  698.    area        =0.83 sqr mtrs.
  699.    aspect ratio=4.36 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  700.    taper  ratio=0.69 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  701.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  702.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  703.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  704.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  705.    el #1: s=  0.41 sqr mtrs, mac=  0.42 mtrs, incidence=0.00
  706.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.36) and sweep (27.0 deg) is 0.87.
  707.    Theoretical lift-slope reduction is to 66% of the 2-D value.
  708.    We will accomplish this by:
  709.       using coefficient data at an angle of attack that is  77% of actual (alphamax=17.5),
  710.       and reducing airfoil lift coefficients to             89% of their 2-D value.
  711.       Based on AR and sweep, cm change is to                56% of the 2-D value.
  712.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       14% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  713.  
  714. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 2:
  715.    location    =5.79 mtrs pos aft of CG, 0.06 mtrs pos right of CG, 0.27 mtrs pos above CG.
  716.    root chord  =0.52 mtrs.
  717.    tip  chord  =0.27 mtrs.
  718.    semi-span   =1.19 mtrs.
  719.    sweep       =29.00 degrees.
  720.    area        =0.94 sqr mtrs.
  721.    aspect ratio=5.25 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  722.    taper  ratio=0.53 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  723.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  724.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  725.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  726.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  727.    el #1: s=  0.47 sqr mtrs, mac=  0.41 mtrs, incidence=-10.00
  728.    Oswalds efficiency factor based on AR (5.25) and sweep (29.0 deg) is 0.79.
  729.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  730.    We will accomplish this by:
  731.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=17.2),
  732.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  733.       Based on AR and sweep, cm change is to                57% of the 2-D value.
  734.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       23% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  735.  
  736.  
  737. Max engine power=236387 watts at sea level.
  738.  
  739. The main rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  740.    element number 1 (lat arm= 0.32 mtrs):   ring area=  1.26 square meters.
  741.    element number 2 (lat arm= 0.95 mtrs):   ring area=  3.77 square meters.
  742.    element number 3 (lat arm= 1.58 mtrs):   ring area=  6.28 square meters.
  743.    element number 4 (lat arm= 2.21 mtrs):   ring area=  8.80 square meters.
  744.    element number 5 (lat arm= 2.85 mtrs):   ring area= 11.31 square meters.
  745.    element number 6 (lat arm= 3.48 mtrs):   ring area= 13.82 square meters.
  746.    element number 7 (lat arm= 4.11 mtrs):   ring area= 16.34 square meters.
  747.    element number 8 (lat arm= 4.74 mtrs):   ring area= 18.85 square meters.
  748.                                       TOTAL DISC AREA= 80.43 square meters.
  749.  
  750. The mass of main rotor  is  33.27 kg.
  751. The SEMI-SPAN  of the blades is  5.06 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is  425.80
  752. The M.A.C      of the blades is  0.33 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.45
  753.  
  754.  
  755. The tail rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  756.    element number 1 (lat arm= 0.05 mtrs):   ring area=  0.03 square meters.
  757.    element number 2 (lat arm= 0.15 mtrs):   ring area=  0.10 square meters.
  758.    element number 3 (lat arm= 0.26 mtrs):   ring area=  0.17 square meters.
  759.    element number 4 (lat arm= 0.36 mtrs):   ring area=  0.23 square meters.
  760.    element number 5 (lat arm= 0.46 mtrs):   ring area=  0.30 square meters.
  761.    element number 6 (lat arm= 0.57 mtrs):   ring area=  0.37 square meters.
  762.    element number 7 (lat arm= 0.67 mtrs):   ring area=  0.43 square meters.
  763.    element number 8 (lat arm= 0.77 mtrs):   ring area=  0.50 square meters.
  764.                                       TOTAL DISC AREA=  2.13 square meters.
  765.  
  766. The mass of tail rotor  is   0.80 kg.
  767. The SEMI-SPAN  of the blades is  0.82 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is    0.27
  768. The M.A.C      of the blades is  0.13 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.00
  769.  
  770.  
  771. Based on all wetted area:
  772.    The radius of gyration in roll is    0.9 meters.
  773.    The radius of gyration in pitch is   2.3 meters.
  774.    The radius of gyration in yaw is     2.3 meters.
  775.  
  776. Based on fuselage geometry:
  777.    The frontal area of the fuselage is    1.9 square meters.
  778.    The side    area of the fuselage is    7.1 square meters.
  779.    The top     area of the fuselage is    7.3 square meters.
  780.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  0.4 meters.
  781.    The vertical     centroid of the fuselage is at -0.2 meters.
  782. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  783.  
  784. The frontal area of the fuel tanks/floats is  0.4 square meters each.
  785. The frontal area of the wheel fairings is 0.01 square meters each.
  786.  
  787. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  788.                      W2=wing 2
  789.                      W3=wing 3
  790.                      HS=horiz stab
  791.  
  792. left h-stab:                                                              --------  -------- FUSE --------  --------                                                             
  793.  
  794. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  795. X-Plane, by Austin Meyer
  796. Simulating C:\WINDOWS\DESKTOP\BUILD FOLDER\X-SYSTEM FULL\X-SYSTEM 5.66\Aircraft\Helicopters\Bell UH-1H Huey\Bell UH-1H Huey.acf
  797. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  798.  
  799. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  800. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  801. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  802.  
  803. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  804. rudder                       positive control surface right   
  805. drag-yaw                     positive control surface deployed
  806. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  807. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  808.  
  809. Finite-Wing & Element Build-Up for main rotor :
  810.    location    =0.00 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 2.44 mtrs pos above CG.
  811.    root chord  =0.53 mtrs.
  812.    tip  chord  =0.53 mtrs.
  813.    semi-span   =7.35 mtrs.
  814.    sweep       =0.00 degrees.
  815.    area        =7.84 sqr mtrs.
  816.    aspect ratio=27.54 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  817.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  818.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  819.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  820.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  821.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  822.    el #1: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  823.    el #2: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  824.    el #3: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  825.    el #4: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  826.    el #5: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  827.    el #6: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  828.    el #7: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  829.    el #8: s=  0.49 sqr mtrs, mac=  0.53 mtrs, incidence=0.00
  830.    Oswalds efficiency factor based on AR (27.54) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  831.    Theoretical lift-slope reduction is to 92% of the 2-D value.
  832.    We will accomplish this by:
  833.       using coefficient data at an angle of attack that is  94% of actual (alphamax=15.0),
  834.       and reducing airfoil lift coefficients to             97% of their 2-D value.
  835.       Based on AR and sweep, cm change is to                93% of the 2-D value.
  836.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  837.  
  838. Finite-Wing & Element Build-Up for tail rotor :
  839.    location    =8.99 mtrs pos aft of CG, -0.30 mtrs pos right of CG, 1.98 mtrs pos above CG.
  840.    root chord  =0.23 mtrs.
  841.    tip  chord  =0.23 mtrs.
  842.    semi-span   =1.31 mtrs.
  843.    sweep       =0.00 degrees.
  844.    area        =0.60 sqr mtrs.
  845.    aspect ratio=11.44 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  846.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  847.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  848.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  849.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  850.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  851.    el #1: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  852.    el #2: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  853.    el #3: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  854.    el #4: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  855.    el #5: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  856.    el #6: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  857.    el #7: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  858.    el #8: s=  0.04 sqr mtrs, mac=  0.23 mtrs, incidence=0.00
  859.    Oswalds efficiency factor based on AR (11.44) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  860.    Theoretical lift-slope reduction is to 82% of the 2-D value.
  861.    We will accomplish this by:
  862.       using coefficient data at an angle of attack that is  88% of actual (alphamax=15.4),
  863.       and reducing airfoil lift coefficients to             94% of their 2-D value.
  864.       Based on AR and sweep, cm change is to                85% of the 2-D value.
  865.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  866.  
  867. Finite-Wing & Element Build-Up for left h-stab:
  868.    location    =5.85 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  869.    root chord  =0.76 mtrs.
  870.    tip  chord  =0.76 mtrs.
  871.    semi-span   =1.37 mtrs.
  872.    sweep       =0.00 degrees.
  873.    area        =2.09 sqr mtrs.
  874.    aspect ratio=3.60 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  875.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  876.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  877.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  878.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  879.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  880.    el #1: s=  0.52 sqr mtrs, mac=  0.76 mtrs, incidence=8.00
  881.    el #2: s=  0.52 sqr mtrs, mac=  0.76 mtrs, incidence=8.00
  882.    Oswalds efficiency factor based on AR (3.60) and sweep (0.0 deg) is 0.95.
  883.    Theoretical lift-slope reduction is to 61% of the 2-D value.
  884.    We will accomplish this by:
  885.       using coefficient data at an angle of attack that is  73% of actual (alphamax=18.4),
  886.       and reducing airfoil lift coefficients to             88% of their 2-D value.
  887.       Based on AR and sweep, cm change is to                64% of the 2-D value.
  888.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  889.  
  890. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt h-stab:
  891.    location    =5.85 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  892.    root chord  =0.76 mtrs.
  893.    tip  chord  =0.76 mtrs.
  894.    semi-span   =1.37 mtrs.
  895.    sweep       =0.00 degrees.
  896.    area        =2.09 sqr mtrs.
  897.    aspect ratio=3.60 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  898.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  899.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  900.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  901.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  902.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  903.    el #1: s=  0.52 sqr mtrs, mac=  0.76 mtrs, incidence=8.00
  904.    el #2: s=  0.52 sqr mtrs, mac=  0.76 mtrs, incidence=8.00
  905.    Oswalds efficiency factor based on AR (3.60) and sweep (0.0 deg) is 0.95.
  906.    Theoretical lift-slope reduction is to 61% of the 2-D value.
  907.    We will accomplish this by:
  908.       using coefficient data at an angle of attack that is  73% of actual (alphamax=18.4),
  909.       and reducing airfoil lift coefficients to             88% of their 2-D value.
  910.       Based on AR and sweep, cm change is to                64% of the 2-D value.
  911.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  912.  
  913. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  914.    location    =7.50 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.70 mtrs pos above CG.
  915.    root chord  =1.37 mtrs.
  916.    tip  chord  =0.55 mtrs.
  917.    semi-span   =1.98 mtrs.
  918.    sweep       =45.00 degrees.
  919.    area        =3.80 sqr mtrs.
  920.    aspect ratio=2.92 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  921.    taper  ratio=0.40 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  922.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  923.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  924.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  925.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  926.    el #1: s=  1.90 sqr mtrs, mac=  1.02 mtrs, incidence=0.00
  927.    Oswalds efficiency factor based on AR (2.92) and sweep (45.0 deg) is 0.87.
  928.    Theoretical lift-slope reduction is to 57% of the 2-D value.
  929.    We will accomplish this by:
  930.       using coefficient data at an angle of attack that is  71% of actual (alphamax=19.1),
  931.       and reducing airfoil lift coefficients to             86% of their 2-D value.
  932.       Based on AR and sweep, cm change is to                34% of the 2-D value.
  933.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       45% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  934.  
  935.  
  936. Max engine power=969410 watts at sea level.
  937.  
  938. The main rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  939.    element number 1 (lat arm= 0.46 mtrs):   ring area=  2.65 square meters.
  940.    element number 2 (lat arm= 1.38 mtrs):   ring area=  7.95 square meters.
  941.    element number 3 (lat arm= 2.30 mtrs):   ring area= 13.24 square meters.
  942.    element number 4 (lat arm= 3.21 mtrs):   ring area= 18.54 square meters.
  943.    element number 5 (lat arm= 4.13 mtrs):   ring area= 23.84 square meters.
  944.    element number 6 (lat arm= 5.05 mtrs):   ring area= 29.14 square meters.
  945.    element number 7 (lat arm= 5.97 mtrs):   ring area= 34.43 square meters.
  946.    element number 8 (lat arm= 6.89 mtrs):   ring area= 39.73 square meters.
  947.                                       TOTAL DISC AREA=169.52 square meters.
  948.  
  949. The mass of main rotor  is 126.02 kg.
  950. The SEMI-SPAN  of the blades is  7.35 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is 3400.02
  951. The M.A.C      of the blades is  0.53 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    4.48
  952.  
  953.  
  954. The tail rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  955.    element number 1 (lat arm= 0.08 mtrs):   ring area=  0.08 square meters.
  956.    element number 2 (lat arm= 0.25 mtrs):   ring area=  0.25 square meters.
  957.    element number 3 (lat arm= 0.41 mtrs):   ring area=  0.42 square meters.
  958.    element number 4 (lat arm= 0.57 mtrs):   ring area=  0.59 square meters.
  959.    element number 5 (lat arm= 0.74 mtrs):   ring area=  0.76 square meters.
  960.    element number 6 (lat arm= 0.90 mtrs):   ring area=  0.93 square meters.
  961.    element number 7 (lat arm= 1.06 mtrs):   ring area=  1.10 square meters.
  962.    element number 8 (lat arm= 1.23 mtrs):   ring area=  1.26 square meters.
  963.                                       TOTAL DISC AREA=  5.40 square meters.
  964.  
  965. The mass of tail rotor  is   2.49 kg.
  966. The SEMI-SPAN  of the blades is  1.31 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is    2.14
  967. The M.A.C      of the blades is  0.23 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.02
  968.  
  969.  
  970. Based on all wetted area:
  971.    The radius of gyration in roll is    1.4 meters.
  972.    The radius of gyration in pitch is   3.2 meters.
  973.    The radius of gyration in yaw is     3.1 meters.
  974.  
  975. Based on fuselage geometry:
  976.    The frontal area of the fuselage is    5.2 square meters.
  977.    The side    area of the fuselage is   17.2 square meters.
  978.    The top     area of the fuselage is   18.8 square meters.
  979.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  0.5 meters.
  980.    The vertical     centroid of the fuselage is at  0.2 meters.
  981. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  982.  
  983. The frontal area of the fuel tanks/floats is  0.4 square meters each.
  984. The frontal area of the wheel fairings is 0.02 square meters each.
  985.  
  986. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  987.                      W2=wing 2
  988.                      W3=wing 3
  989.                      HS=horiz stab
  990.  
  991. left h-stab:                                                              --------  -------- FUSE --------  --------                                                             
  992.  
  993. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  994. X-Plane, by Austin Meyer
  995. Simulating C:\WINDOWS\DESKTOP\BUILD FOLDER\X-SYSTEM FULL\X-SYSTEM 5.66\Aircraft\Helicopters\Robinson R-22 Beta\Robinson R-22 Beta.acf
  996. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  997.  
  998. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  999. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  1000. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  1001.  
  1002. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  1003. rudder                       positive control surface right   
  1004. drag-yaw                     positive control surface deployed
  1005. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  1006. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  1007.  
  1008. Finite-Wing & Element Build-Up for main rotor :
  1009.    location    =0.00 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 1.43 mtrs pos above CG.
  1010.    root chord  =0.18 mtrs.
  1011.    tip  chord  =0.18 mtrs.
  1012.    semi-span   =3.84 mtrs.
  1013.    sweep       =0.00 degrees.
  1014.    area        =1.40 sqr mtrs.
  1015.    aspect ratio=42.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1016.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1017.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1018.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1019.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1020.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1021.    el #1: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1022.    el #2: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1023.    el #3: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1024.    el #4: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1025.    el #5: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1026.    el #6: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1027.    el #7: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1028.    el #8: s=  0.09 sqr mtrs, mac=  0.18 mtrs, incidence=0.00
  1029.    Oswalds efficiency factor based on AR (42.00) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  1030.    Theoretical lift-slope reduction is to 94% of the 2-D value.
  1031.    We will accomplish this by:
  1032.       using coefficient data at an angle of attack that is  96% of actual (alphamax=14.8),
  1033.       and reducing airfoil lift coefficients to             98% of their 2-D value.
  1034.       Based on AR and sweep, cm change is to                95% of the 2-D value.
  1035.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1036.  
  1037. Finite-Wing & Element Build-Up for tail rotor :
  1038.    location    =4.39 mtrs pos aft of CG, -0.15 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  1039.    root chord  =0.10 mtrs.
  1040.    tip  chord  =0.10 mtrs.
  1041.    semi-span   =0.55 mtrs.
  1042.    sweep       =0.00 degrees.
  1043.    area        =0.11 sqr mtrs.
  1044.    aspect ratio=10.91 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1045.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1046.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1047.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1048.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1049.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1050.    el #1: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1051.    el #2: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1052.    el #3: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1053.    el #4: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1054.    el #5: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1055.    el #6: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1056.    el #7: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1057.    el #8: s=  0.01 sqr mtrs, mac=  0.10 mtrs, incidence=0.00
  1058.    Oswalds efficiency factor based on AR (10.91) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  1059.    Theoretical lift-slope reduction is to 81% of the 2-D value.
  1060.    We will accomplish this by:
  1061.       using coefficient data at an angle of attack that is  87% of actual (alphamax=15.5),
  1062.       and reducing airfoil lift coefficients to             94% of their 2-D value.
  1063.       Based on AR and sweep, cm change is to                85% of the 2-D value.
  1064.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1065.  
  1066. Finite-Wing & Element Build-Up for left h-stab:
  1067.    location    =4.36 mtrs pos aft of CG, -0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  1068.    root chord  =0.30 mtrs.
  1069.    tip  chord  =0.15 mtrs.
  1070.    semi-span   =0.55 mtrs.
  1071.    sweep       =1.00 degrees.
  1072.    area        =0.25 sqr mtrs.
  1073.    aspect ratio=4.80 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1074.    taper  ratio=0.50 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1075.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1076.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1077.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1078.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1079.    el #1: s=  0.07 sqr mtrs, mac=  0.27 mtrs, incidence=10.00
  1080.    el #2: s=  0.05 sqr mtrs, mac=  0.19 mtrs, incidence=10.00
  1081.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.80) and sweep (1.0 deg) is 0.90.
  1082.    Theoretical lift-slope reduction is to 69% of the 2-D value.
  1083.    We will accomplish this by:
  1084.       using coefficient data at an angle of attack that is  79% of actual (alphamax=17.0),
  1085.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  1086.       Based on AR and sweep, cm change is to                71% of the 2-D value.
  1087.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        4% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1088.  
  1089. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt h-stab:
  1090.    location    =4.36 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  1091.    root chord  =0.30 mtrs.
  1092.    tip  chord  =0.15 mtrs.
  1093.    semi-span   =0.55 mtrs.
  1094.    sweep       =1.00 degrees.
  1095.    area        =0.25 sqr mtrs.
  1096.    aspect ratio=4.80 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1097.    taper  ratio=0.50 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1098.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1099.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1100.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1101.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1102.    el #1: s=  0.07 sqr mtrs, mac=  0.27 mtrs, incidence=10.00
  1103.    el #2: s=  0.05 sqr mtrs, mac=  0.19 mtrs, incidence=10.00
  1104.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.80) and sweep (1.0 deg) is 0.90.
  1105.    Theoretical lift-slope reduction is to 69% of the 2-D value.
  1106.    We will accomplish this by:
  1107.       using coefficient data at an angle of attack that is  79% of actual (alphamax=17.0),
  1108.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  1109.       Based on AR and sweep, cm change is to                71% of the 2-D value.
  1110.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        4% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1111.  
  1112. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  1113.    location    =4.36 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  1114.    root chord  =0.30 mtrs.
  1115.    tip  chord  =0.15 mtrs.
  1116.    semi-span   =0.55 mtrs.
  1117.    sweep       =16.00 degrees.
  1118.    area        =0.25 sqr mtrs.
  1119.    aspect ratio=4.61 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1120.    taper  ratio=0.50 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1121.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1122.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1123.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1124.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1125.    el #1: s=  0.13 sqr mtrs, mac=  0.24 mtrs, incidence=-7.00
  1126.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.61) and sweep (16.0 deg) is 0.87.
  1127.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  1128.    We will accomplish this by:
  1129.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=17.3),
  1130.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  1131.       Based on AR and sweep, cm change is to                65% of the 2-D value.
  1132.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       15% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1133.  
  1134. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 2:
  1135.    location    =4.36 mtrs pos aft of CG, -0.00 mtrs pos right of CG, 0.46 mtrs pos above CG.
  1136.    root chord  =0.30 mtrs.
  1137.    tip  chord  =0.15 mtrs.
  1138.    semi-span   =0.70 mtrs.
  1139.    sweep       =-2.00 degrees.
  1140.    area        =0.32 sqr mtrs.
  1141.    aspect ratio=6.13 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1142.    taper  ratio=0.50 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1143.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1144.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1145.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1146.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1147.    el #1: s=  0.16 sqr mtrs, mac=  0.24 mtrs, incidence=-7.00
  1148.    Oswalds efficiency factor based on AR (6.13) and sweep (-2.0 deg) is 0.86.
  1149.    Theoretical lift-slope reduction is to 73% of the 2-D value.
  1150.    We will accomplish this by:
  1151.       using coefficient data at an angle of attack that is  82% of actual (alphamax=16.5),
  1152.       and reducing airfoil lift coefficients to             91% of their 2-D value.
  1153.       Based on AR and sweep, cm change is to                75% of the 2-D value.
  1154.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        1% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1155.  
  1156.  
  1157. Max engine power=97687 watts at sea level.
  1158.  
  1159. The main rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  1160.    element number 1 (lat arm= 0.24 mtrs):   ring area=  0.72 square meters.
  1161.    element number 2 (lat arm= 0.72 mtrs):   ring area=  2.17 square meters.
  1162.    element number 3 (lat arm= 1.20 mtrs):   ring area=  3.62 square meters.
  1163.    element number 4 (lat arm= 1.68 mtrs):   ring area=  5.07 square meters.
  1164.    element number 5 (lat arm= 2.16 mtrs):   ring area=  6.52 square meters.
  1165.    element number 6 (lat arm= 2.64 mtrs):   ring area=  7.96 square meters.
  1166.    element number 7 (lat arm= 3.12 mtrs):   ring area=  9.41 square meters.
  1167.    element number 8 (lat arm= 3.60 mtrs):   ring area= 10.86 square meters.
  1168.                                       TOTAL DISC AREA= 46.34 square meters.
  1169.  
  1170. The mass of main rotor  is   7.75 kg.
  1171. The SEMI-SPAN  of the blades is  3.84 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is   57.12
  1172. The M.A.C      of the blades is  0.18 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.03
  1173.  
  1174.  
  1175. The tail rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  1176.    element number 1 (lat arm= 0.03 mtrs):   ring area=  0.01 square meters.
  1177.    element number 2 (lat arm= 0.10 mtrs):   ring area=  0.04 square meters.
  1178.    element number 3 (lat arm= 0.17 mtrs):   ring area=  0.07 square meters.
  1179.    element number 4 (lat arm= 0.24 mtrs):   ring area=  0.10 square meters.
  1180.    element number 5 (lat arm= 0.31 mtrs):   ring area=  0.13 square meters.
  1181.    element number 6 (lat arm= 0.38 mtrs):   ring area=  0.16 square meters.
  1182.    element number 7 (lat arm= 0.45 mtrs):   ring area=  0.19 square meters.
  1183.    element number 8 (lat arm= 0.51 mtrs):   ring area=  0.22 square meters.
  1184.                                       TOTAL DISC AREA=  0.95 square meters.
  1185.  
  1186. The mass of tail rotor  is   0.20 kg.
  1187. The SEMI-SPAN  of the blades is  0.55 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is    0.03
  1188. The M.A.C      of the blades is  0.10 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.00
  1189.  
  1190.  
  1191. Based on all wetted area:
  1192.    The radius of gyration in roll is    1.0 meters.
  1193.    The radius of gyration in pitch is   1.5 meters.
  1194.    The radius of gyration in yaw is     1.3 meters.
  1195.  
  1196. Based on fuselage geometry:
  1197.    The frontal area of the fuselage is    1.3 square meters.
  1198.    The side    area of the fuselage is    3.3 square meters.
  1199.    The top     area of the fuselage is    3.1 square meters.
  1200.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  0.1 meters.
  1201.    The vertical     centroid of the fuselage is at -0.0 meters.
  1202. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  1203.  
  1204. The frontal area of the fuel tanks/floats is  0.1 square meters each.
  1205. The frontal area of the wheel fairings is 0.01 square meters each.
  1206.  
  1207. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  1208.                      W2=wing 2
  1209.                      W3=wing 3
  1210.                      HS=horiz stab
  1211.  
  1212. left h-stab:                                                              --------  -------- FUSE --------  --------                                                             
  1213.  
  1214. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  1215. X-Plane, by Austin Meyer
  1216. Simulating C:\WINDOWS\DESKTOP\BUILD FOLDER\X-SYSTEM FULL\X-SYSTEM 5.66\Aircraft\Helicopters\Special Ops Blackhawk\Special Ops Blackhawk.acf
  1217. ÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑÑ
  1218.  
  1219. x location positive aft      x force positive forwards    pitch/alpha pos nose up
  1220. y location positive right    y force positive right       roll pos right
  1221. z location positive up       z force positive up          yaw/beta pos nose right
  1222.  
  1223. elevator, aileron, spoiler   positive control surface up      
  1224. rudder                       positive control surface right   
  1225. drag-yaw                     positive control surface deployed
  1226. pitch cyclic prop pitch      positive request nose up         
  1227. roll  cyclic prop pitch      positive request nose right      
  1228.  
  1229. Finite-Wing & Element Build-Up for main rotor :
  1230.    location    =-0.18 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 2.32 mtrs pos above CG.
  1231.    root chord  =0.62 mtrs.
  1232.    tip  chord  =0.62 mtrs.
  1233.    semi-span   =8.20 mtrs.
  1234.    sweep       =0.00 degrees.
  1235.    area        =10.15 sqr mtrs.
  1236.    aspect ratio=26.50 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1237.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1238.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1239.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1240.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1241.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1242.    el #1: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1243.    el #2: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1244.    el #3: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1245.    el #4: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1246.    el #5: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1247.    el #6: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1248.    el #7: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1249.    el #8: s=  0.63 sqr mtrs, mac=  0.62 mtrs, incidence=0.00
  1250.    Oswalds efficiency factor based on AR (26.50) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  1251.    Theoretical lift-slope reduction is to 91% of the 2-D value.
  1252.    We will accomplish this by:
  1253.       using coefficient data at an angle of attack that is  94% of actual (alphamax=15.1),
  1254.       and reducing airfoil lift coefficients to             97% of their 2-D value.
  1255.       Based on AR and sweep, cm change is to                93% of the 2-D value.
  1256.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1257.  
  1258. Finite-Wing & Element Build-Up for tail rotor :
  1259.    location    =9.88 mtrs pos aft of CG, 0.30 mtrs pos right of CG, 2.47 mtrs pos above CG.
  1260.    root chord  =0.28 mtrs.
  1261.    tip  chord  =0.28 mtrs.
  1262.    semi-span   =1.68 mtrs.
  1263.    sweep       =0.00 degrees.
  1264.    area        =0.93 sqr mtrs.
  1265.    aspect ratio=12.09 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1266.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1267.    root lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1268.    root hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1269.    tip  lo Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re= 0.00 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1270.    tip  hi Re: alphamax=14.2 deg, trat=0.15, Re=99.90 meg for NACA 63-015 (Helo Rotor).afl.
  1271.    el #1: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1272.    el #2: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1273.    el #3: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1274.    el #4: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1275.    el #5: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1276.    el #6: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1277.    el #7: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1278.    el #8: s=  0.06 sqr mtrs, mac=  0.28 mtrs, incidence=0.00
  1279.    Oswalds efficiency factor based on AR (12.09) and sweep (0.0 deg) is 0.75.
  1280.    Theoretical lift-slope reduction is to 83% of the 2-D value.
  1281.    We will accomplish this by:
  1282.       using coefficient data at an angle of attack that is  88% of actual (alphamax=16.1),
  1283.       and reducing airfoil lift coefficients to             95% of their 2-D value.
  1284.       Based on AR and sweep, cm change is to                86% of the 2-D value.
  1285.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1286.  
  1287. Finite-Wing & Element Build-Up for left h-stab:
  1288.    location    =8.93 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.40 mtrs pos above CG.
  1289.    root chord  =0.94 mtrs.
  1290.    tip  chord  =0.94 mtrs.
  1291.    semi-span   =2.41 mtrs.
  1292.    sweep       =0.00 degrees.
  1293.    area        =4.55 sqr mtrs.
  1294.    aspect ratio=5.10 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1295.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1296.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1297.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1298.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1299.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1300.    el #1: s=  1.14 sqr mtrs, mac=  0.94 mtrs, incidence=20.00
  1301.    el #2: s=  1.14 sqr mtrs, mac=  0.94 mtrs, incidence=20.00
  1302.    Oswalds efficiency factor based on AR (5.10) and sweep (0.0 deg) is 0.90.
  1303.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  1304.    We will accomplish this by:
  1305.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=17.3),
  1306.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  1307.       Based on AR and sweep, cm change is to                72% of the 2-D value.
  1308.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1309.  
  1310. Finite-Wing & Element Build-Up for rigt h-stab:
  1311.    location    =8.93 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, 0.40 mtrs pos above CG.
  1312.    root chord  =0.94 mtrs.
  1313.    tip  chord  =0.94 mtrs.
  1314.    semi-span   =2.41 mtrs.
  1315.    sweep       =0.00 degrees.
  1316.    area        =4.55 sqr mtrs.
  1317.    aspect ratio=5.10 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1318.    taper  ratio=1.00 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1319.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1320.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1321.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re= 0.00 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1322.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.12, Re=99.90 meg for NACA 0012 (symmetrical).afl.
  1323.    el #1: s=  1.14 sqr mtrs, mac=  0.94 mtrs, incidence=20.00
  1324.    el #2: s=  1.14 sqr mtrs, mac=  0.94 mtrs, incidence=20.00
  1325.    Oswalds efficiency factor based on AR (5.10) and sweep (0.0 deg) is 0.90.
  1326.    Theoretical lift-slope reduction is to 68% of the 2-D value.
  1327.    We will accomplish this by:
  1328.       using coefficient data at an angle of attack that is  78% of actual (alphamax=17.3),
  1329.       and reducing airfoil lift coefficients to             90% of their 2-D value.
  1330.       Based on AR and sweep, cm change is to                72% of the 2-D value.
  1331.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved        0% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1332.  
  1333. Finite-Wing & Element Build-Up for vert stab 1:
  1334.    location    =7.71 mtrs pos aft of CG, 0.00 mtrs pos right of CG, -0.18 mtrs pos above CG.
  1335.    root chord  =1.62 mtrs.
  1336.    tip  chord  =0.88 mtrs.
  1337.    semi-span   =3.47 mtrs.
  1338.    sweep       =38.00 degrees.
  1339.    area        =8.68 sqr mtrs.
  1340.    aspect ratio=4.38 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1341.    taper  ratio=0.55 (of this segment only, not including any wing-joining to follow below)
  1342.    root lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1343.    root hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1344.    tip  lo Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re= 0.00 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1345.    tip  hi Re: alphamax=13.5 deg, trat=0.09, Re=99.90 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl.
  1346.    el #1: s=  4.34 sqr mtrs, mac=  1.29 mtrs, incidence=0.00
  1347.    Oswalds efficiency factor based on AR (4.38) and sweep (38.0 deg) is 0.80.
  1348.    Theoretical lift-slope reduction is to 65% of the 2-D value.
  1349.    We will accomplish this by:
  1350.       using coefficient data at an angle of attack that is  76% of actual (alphamax=17.8),
  1351.       and reducing airfoil lift coefficients to             89% of their 2-D value.
  1352.       Based on AR and sweep, cm change is to                46% of the 2-D value.
  1353.       Based on AR and TR, aerodynamic center is moved       28% of the way from the the 25% chord to the 50% chord.
  1354.  
  1355.  
  1356. Max engine power=1446658 watts at sea level.
  1357.  
  1358. The main rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  1359.    element number 1 (lat arm= 0.51 mtrs):   ring area=  3.30 square meters.
  1360.    element number 2 (lat arm= 1.54 mtrs):   ring area=  9.90 square meters.
  1361.    element number 3 (lat arm= 2.56 mtrs):   ring area= 16.50 square meters.
  1362.    element number 4 (lat arm= 3.59 mtrs):   ring area= 23.10 square meters.
  1363.    element number 5 (lat arm= 4.61 mtrs):   ring area= 29.70 square meters.
  1364.    element number 6 (lat arm= 5.64 mtrs):   ring area= 36.30 square meters.
  1365.    element number 7 (lat arm= 6.66 mtrs):   ring area= 42.90 square meters.
  1366.    element number 8 (lat arm= 7.69 mtrs):   ring area= 49.50 square meters.
  1367.                                       TOTAL DISC AREA=211.20 square meters.
  1368.  
  1369. The mass of main rotor  is 378.56 kg.
  1370. The SEMI-SPAN  of the blades is  8.20 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is 12724.26
  1371. The M.A.C      of the blades is  0.62 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is   18.12
  1372.  
  1373.  
  1374. The tail rotor  DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows:
  1375.    element number 1 (lat arm= 0.10 mtrs):   ring area=  0.14 square meters.
  1376.    element number 2 (lat arm= 0.31 mtrs):   ring area=  0.41 square meters.
  1377.    element number 3 (lat arm= 0.52 mtrs):   ring area=  0.69 square meters.
  1378.    element number 4 (lat arm= 0.73 mtrs):   ring area=  0.97 square meters.
  1379.    element number 5 (lat arm= 0.94 mtrs):   ring area=  1.24 square meters.
  1380.    element number 6 (lat arm= 1.15 mtrs):   ring area=  1.52 square meters.
  1381.    element number 7 (lat arm= 1.36 mtrs):   ring area=  1.79 square meters.
  1382.    element number 8 (lat arm= 1.57 mtrs):   ring area=  2.07 square meters.
  1383.                                       TOTAL DISC AREA=  8.83 square meters.
  1384.  
  1385. The mass of tail rotor  is  15.55 kg.
  1386. The SEMI-SPAN  of the blades is  1.68 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB             (for RPM change)   is   21.86
  1387. The M.A.C      of the blades is  0.28 m, and the moment of inertia in rotation about the BLADE LONG AXIS (for pitch change) is    0.15
  1388.  
  1389.  
  1390. Based on all wetted area:
  1391.    The radius of gyration in roll is    1.4 meters.
  1392.    The radius of gyration in pitch is   4.9 meters.
  1393.    The radius of gyration in yaw is     4.8 meters.
  1394.  
  1395. Based on fuselage geometry:
  1396.    The frontal area of the fuselage is    4.2 square meters.
  1397.    The side    area of the fuselage is   18.7 square meters.
  1398.    The top     area of the fuselage is   24.9 square meters.
  1399.    The longitudinal centroid of the fuselage is at  1.0 meters.
  1400.    The vertical     centroid of the fuselage is at -0.0 meters.
  1401. These dimensions, like all dimensions in this output file, are with respect to the C.G.!
  1402.  
  1403. The frontal area of the fuel tanks/floats is  1.4 square meters each.
  1404.  
  1405. DOWNWASH SITUATION:  W1=wing 1
  1406.                      W2=wing 2
  1407.                      W3=wing 3
  1408.                      HS=horiz stab
  1409.  
  1410. left h-stab:                                                              --------  -------- FUSE --------  --------                                                             
  1411.  
  1412.