デジタルDATCOMデータ

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デジタルDATCOMデータの概要

米国空軍 (USAF) デジタル DATCOM ファイルを MATLAB^® 環境にインポートするには、datcomimport 関数を使用します。詳細については、datcomimport 関数のリファレンスページを参照してください。このトピックでは、USAFデジタルDATCOMファイルからのインポートの例を使用して USAF デジタル DATCOM ファイルからデータをインポートする方法について説明します。

USAF デジタル DATCOM ファイル

Aerospace Toolbox は、5 つのアルファ、2 つのマッハ数、および 2 つの高度で実行される、翼-ボディ-水平尾翼-垂直尾翼構成の USAF デジタル DATCOM のサンプル入力ファイルである astdatcom.in を提供します。静的導関数と動的導関数を計算します。

 $FLTCON NMACH=2.0,MACH(1)=0.1,0.2$
 $FLTCON NALT=2.0,ALT(1)=5000.0,8000.0$   
 $FLTCON NALPHA=5.,ALSCHD(1)=-2.0,0.0,2.0,    
  ALSCHD(4)=4.0,8.0,LOOP=2.0$
 $OPTINS SREF=225.8,CBARR=5.75,BLREF=41.15$  
 $SYNTHS XCG=7.08,ZCG=0.0,XW=6.1,ZW=-1.4,ALIW=1.1,XH=20.2,
   ZH=0.4,ALIH=0.0,XV=21.3,ZV=0.0,VERTUP=.TRUE.$ 
 $BODY NX=10.0,                          
   X(1)=-4.9,0.0,3.0,6.1,9.1,13.3,20.2,23.5,25.9,   
   R(1)=0.0,1.0,1.75,2.6,2.6,2.6,2.0,1.0,0.0$     
 $WGPLNF CHRDTP=4.0,SSPNE=18.7,SSPN=20.6,CHRDR=7.2,SAVSI=0.0,CHSTAT=0.25,   
   TWISTA=-1.1,SSPNDD=0.0,DHDADI=3.0,DHDADO=3.0,TYPE=1.0$   
NACA-W-6-64A412
 $HTPLNF CHRDTP=2.3,SSPNE=5.7,SSPN=6.625,CHRDR=0.25,SAVSI=11.0,  
   CHSTAT=1.0,TWISTA=0.0,TYPE=1.0$   
NACA-H-4-0012
 $VTPLNF CHRDTP=2.7,SSPNE=5.0,SSPN=5.2,CHRDR=5.3,SAVSI=31.3,  
   CHSTAT=0.25,TWISTA=0.0,TYPE=1.0$  
NACA-V-4-0012
CASEID SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG 
DAMP
NEXT CASE

5 つのアルファ、2 つのマッハ数、および 2 つの高度にわたって実行される同じ翼、ボディ、水平尾翼、垂直尾翼構成に対して USAF Digital DATCOM によって生成された出力ファイルを表示するには、MATLAB コマンドウィンドウで type astdatcom.out と入力します。

DATCOM ファイルからのデータ

デジタル DATCOM データを MATLAB 環境にインポートするには、datcomimport 関数を使用します。

alldata = datcomimport('astdatcom.out', true, 0);

インポートされたDATCOMデータ

datcomimport 関数は、Digital DATCOM 出力ファイルからのデータを含む構造体のセル配列を作成します。

data = alldata{1}
data = 
 struct with fields:

        case: 'SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG'
        mach: [0.1000 0.2000]
         alt: [5000 8000]
       alpha: [-2 0 2 4 8]
       nmach: 2
        nalt: 2
      nalpha: 5
       rnnub: []
      hypers: 0
        loop: 2
        sref: 225.8000
        cbar: 5.7500
       blref: 41.1500
         dim: 'ft'
       deriv: 'deg'
      stmach: 0.6000
      tsmach: 1.4000
        save: 0
       stype: []
        trim: 0
        damp: 1
       build: 1
        part: 0
     highsym: 0
     highasy: 0
     highcon: 0
        tjet: 0
      hypeff: 0
          lb: 0
         pwr: 0
        grnd: 0
       wsspn: 18.7000
       hsspn: 5.7000
      ndelta: 0
       delta: []
      deltal: []
      deltar: []
         ngh: 0
      grndht: []
      config: [1x1 struct]
          cd: [5x2x2 double]
          cl: [5x2x2 double]
          cm: [5x2x2 double]
          cn: [5x2x2 double]
          ca: [5x2x2 double]
         xcp: [5x2x2 double]
         cla: [5x2x2 double]
         cma: [5x2x2 double]
         cyb: [5x2x2 double]
         cnb: [5x2x2 double]
         clb: [5x2x2 double]
       qqinf: [5x2x2 double]
         eps: [5x2x2 double]
    depsdalp: [5x2x2 double]
         clq: [5x2x2 double]
         cmq: [5x2x2 double]
        clad: [5x2x2 double]
        cmad: [5x2x2 double]
         clp: [5x2x2 double]
         cyp: [5x2x2 double]
         cnp: [5x2x2 double]
         cnr: [5x2x2 double]
         clr: [5x2x2 double]

DATCOMデータが見つかりません

デフォルトでは、関数は欠落データポイントを 99999 に設定します。DATCOM メソッドが存在しない場合、またはメソッドが適用できない場合は、データポイントを NaN に設定します。

Digital DATCOM 出力ファイルでインポートされたデータを調べると、 $C_{Y β}$ 、 $C_{n β}$ 、 $C_{L q}$ 、 $C_{m q}$ には最初のアルファ値にのみデータがあることがわかります。インポートされたデータの値は次のとおりです。

data.cyb
ans(:,:,1) =

  1.0e+004 *

   -0.0000   -0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999


ans(:,:,2) =

  1.0e+004 *

   -0.0000   -0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999

data.cnb
ans(:,:,1) =

  1.0e+004 *

    0.0000    0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999


ans(:,:,2) =

  1.0e+004 *

    0.0000    0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999

data.clq
ans(:,:,1) =

  1.0e+004 *

    0.0000    0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999


ans(:,:,2) =

  1.0e+004 *

    0.0000    0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999

data.cmq
ans(:,:,1) =

  1.0e+004 *

   -0.0000   -0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999


ans(:,:,2) =

  1.0e+004 *

   -0.0000   -0.0000
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999
    9.9999    9.9999

欠落しているデータポイントは、最初のアルファの値で埋められます。これらのデータポイントはすべてのアルファ値に使用されることを意図しているためです。

aerotab = {'cyb' 'cnb' 'clq' 'cmq'};

for k = 1:length(aerotab)
    for m = 1:data.nmach
        for h = 1:data.nalt
            data.(aerotab{k})(:,m,h) = data.(aerotab{k})(1,m,h);
        end
    end
end

更新されたインポートされたデータの値は次のとおりです。

data.cyb
ans(:,:,1) =

   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035


ans(:,:,2) =

   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035
   -0.0035   -0.0035

data.cnb
ans(:,:,1) =

  1.0e-003 *

    0.9142    0.8781
    0.9142    0.8781
    0.9142    0.8781
    0.9142    0.8781
    0.9142    0.8781


ans(:,:,2) =

  1.0e-003 *

    0.9190    0.8829
    0.9190    0.8829
    0.9190    0.8829
    0.9190    0.8829
    0.9190    0.8829

data.clq
ans(:,:,1) =

    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984


ans(:,:,2) =

    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984
    0.0974    0.0984

data.cmq
ans(:,:,1) =

   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899


ans(:,:,2) =

   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899
   -0.0892   -0.0899

空気力係数

これで空気力学的係数をプロットできます。

揚力曲線モーメントのプロット

h1 = figure;
figtitle = {'Lift Curve' ''};
for k=1:2
    subplot(2,1,k)
    plot(data.alpha,permute(data.cl(:,k,:),[1 3 2]))
    grid
    ylabel(['Lift Coefficient (Mach =' num2str(data.mach(k)) ')'])
    title(figtitle{k});
end
xlabel('Angle of Attack (deg)')

Figure window reflecting plot of lift curve moments.

抗力極モーメントのプロット

h2 = figure;
figtitle = {'Drag Polar' ''};
for k=1:2
    subplot(2,1,k)
    plot(permute(data.cd(:,k,:),[1 3 2]),permute(data.cl(:,k,:),[1 3 2]))
    grid
    ylabel(['Lift Coefficient (Mach =' num2str(data.mach(k)) ')'])
    title(figtitle{k})
end
xlabel('Drag Coefficient')

Figure window reflecting plot of drag polar moments.

ピッチングモーメントをプロットする

h3 = figure;
figtitle = {'Pitching Moment' ''};
for k=1:2
    subplot(2,1,k)
    plot(permute(data.cm(:,k,:),[1 3 2]),permute(data.cl(:,k,:),[1 3 2]))
    grid
    ylabel(['Lift Coefficient (Mach =' num2str(data.mach(k)) ')'])
    title(figtitle{k})
end
xlabel('Pitching Moment Coefficient')

Figure window reflecting plot of pitch moments.

参考

datcomimport

トピック

USAFデジタルDATCOMファイルからのインポート