主要内容
从USAF数字DATCOM文件导入
这个例子展示了如何使用航空航天工具箱™软件将美国空军(USAF)数字DATCOM文件带入MATLAB®环境。
USAF数字DATCOM文件
以下是美国空军数字数据通信的输入文件样本，用于机翼-机身-水平尾翼-垂直尾翼配置，运行超过5个阿尔法，2马赫数，2个高度，并计算静态和动态导数:
类型astdatcom.in
美元FLTCON NMACH = 2.0马赫(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,循环= 2.0 $ $ OPTINS SREF = 225.8, CBARR = 5.75, BLREF = 41.15 $ $合成器XCG = 7.08, ZCG = 0.0, XW = 6.1, ZW = -1.4, ALIW = 1.1, XH = 20.2, ZH型= 0.4,ALIH = 0.0,十五= 21.3,ZV = 0.0, VERTUP = .TRUE。$ $身体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, = 1.0型naca - w - 6 - 64美元美元a412 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$ nca - 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$ nca - v -4-0012机身-机翼-水平尾-垂直尾配置阻尼下一情况
这是美国空军数字数据通信生成的相同的机翼-机身-水平尾翼-垂直尾翼配置的输出文件，运行超过5个阿尔法，2马赫数，2个高度:
类型astdatcom.out
本软件及任何随附文档按“原样”发布。美国政府不对本软件及任何随附文档作出任何形式的明示或暗示担保，包括但不限于对适销性或特定用途适用性的任何担保。在任何情况下，美国政府均不对因使用或无法使用本软件或任何随附文件而造成的任何损害负责，包括利润损失、储蓄损失或其他附带或后果性损害，即使事先告知可能发生此类损害。**********************************************************************************************************************************************美国空军稳定与控制数字数据通信**程序修订版。1996年1月直接咨询：*赖特实验室（WL/FIGC）收件人：W.布莱克**俄亥俄州赖特帕特森空军基地45433**电话（513）255-6764，传真（513）258-4054************************************************************************1 CONERR-输入错误检查0错误代码-N*表示每个错误的发生次数0a-未知变量名0b-变量名0c后缺少等号-非数组变量具有数组元素名称-（N）0 D-非数组变量分配了多个值0 E-分配的值超过数组维数0 F-语法错误0*******************************************输入数据卡******************************************************************************$FLTCON NMACH=2.0，马赫数（1）=0.1,0.2$$FLTCON NALT=2.0，ALT（1）=5000.08000.0$$FLTCON PHANAL=5，ALSCHD=2.0.4,0.0,0，1.15.15美元的合成者XCG=7.08，ZCG=0.0，XW=6.1，ZW=0.0，XW=6.1，ZW=0.0，XW=6.1，XW=6.1，ZW=1.4，ZW=1.4，ALIW=1.1，ALIW=1.1，XH=1.1，XH=20.2，ZH=0，ZH=0.4，ZH=0=0=0=0=0=0=0.4，ZW=1.1.1.1.1.1，ZW=1.1.1.1.1.1，ZW=1.1.1，AIW=1.4，ALIW=1.4，ALIW=1，ALIW=1.1.1，ALIW=1.1，ALIW=1.1.1.1.1，XH=1，XH=1.1，X0.0,1.0,0.0$$WGPLNF CHRDTP=4.0，SSPNE=18.7，SSPN=20.6，CHRDR=7.2，SAVSI=0.0，CHSTAT=0.25，TWISTA=1.1，SSPNDD=0.0，DHDADI=3.0，DHDADO=3.0，类型=1.0$NACA-W-6-64A412$HTPLNF CHRDTP=2.3，SSPNE=5.7，SSPN=6.625，CHRDR=0.25，SAVSI=11.0，CHSTAT=1.0，类型=1.0$NACA-H-4-0012$VTPLNF CHRDTP=2.7，SSPNE=5.0，SSPN=5.2，CHRDR=5.3，CHSTAT=1.0，CHSSASV=31.0，类型=1.0$NACA-V-4-0012 CASEID SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG阻尼下一个案例1以下是该案例的所有输入卡列表。0.0，ALT（1）=5000.0.0 0 0.15美元，BLREF=41.15美元。合成合成X=5.08亿，参考参考参考参考=41.15美元。合成X X=7.08亿，包括包括包括包括5.8万，阿尔TCONNaLT=5.8，阿尔TCON（1）为5.15美元，阿尔TCON（1）为5.0.0.0.0美元，阿尔TCON为5.0.0.0.0，阿尔TCON为5，阿尔TCONNalpTCON为5，阿尔TCON为5.阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON（1，阿尔TCON为5，阿尔TCON（1，阿尔TCON（1），阿尔TCON（1），阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔TCON为5，阿尔0.0，VERTUP=.TRUE。$$BODY NX=10.0，X（1）4.9、2.5、25.9、R（1）1=0.0、1.0、1.0、1.75、2.6、2.6、2.6、2.6、2.6、2.6、2.6、2.6、2.6、0.6、0.0、2.6、0.0、0.0、0、2.6、0、0.0、0、0.0、0、0.0、0、0、0.6、0、0.0、0、0.0.0、0、0.0、0、0.0、0、0.0.0、0、2.0、0、2.0、0、2.0、0、0、0、0、0.0、0、0、0、0.0、0、0、0、0.0.0.0.0.0 0、0、0.0.0.0.0 0$$$$$$$$$$$$=5.7，SSPN=6.625，CHRDR=0.25，SAVSI=11.0，CHSTAT=1.0，TWISTA=0.0，类型=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，类型=1.0$NACA-V-4-0012 CASEID SKYHOGG机身-机翼-水平尾翼-垂直尾翼配置阻尼下一个案例0输入尺寸单位为英尺，比例系数为1.0000 1根据1976年4月版本的DATCOM机翼剖面定义自动稳定和控制方法0理想迎角=0.00000度零升力迎角=-3.09292度理想升力系数=0.40000零升力俯仰力矩系数=-0.08719马赫零升力曲线斜率=0.09654/度前缘半径=0.00993分数弦最大翼型厚度=0.12000分数弦DELTA-Y=2.46808%弦0马赫=0.1000升力-曲线-斜率=0.09693/度XAC=0.26404 0马赫=0.2000升力-曲线-斜率=0.09811/度XAC=0.264571根据1976年4月版DATCOM水平尾翼截面定义的自动稳定性和控制方法0理想迎角=0.00000度零升力迎角=0.00000度理想升力系数=0.00000零升力俯仰力矩系数=0.00000马赫零升力曲线斜率=0.09596/度前缘半径=0.01587分数弦最大翼型厚度=0.12000分数弦增量-Y=3.16898%弦0马赫=0.1000升力曲线斜率=0.09636/度XAC=0.25854 0马赫=0.2000升力曲线斜率=0.09761/度XAC=0.25881根据1976年4月版本的DATCOM垂直尾段定义自动稳定和控制方法0理想迎角=0.00000度零升力迎角=0.00000度理想升力系数=0.00000零升力俯仰力矩系数=0.00000马赫零升力曲线斜率=0.09596/度前缘半径=0.01587分数弦最大翼型厚度=0.12000分数弦DELTA-Y=3.16898%弦0马赫=0.1000升力曲线斜率=0.09636/度XAC=0.25854 0马赫=0.2000升力曲线斜率=0.09761/度XAC=0.25881自动稳定性和稳定性1976年4月版DATCOM攻角和侧滑翼身垂直尾翼水平特性的控制方法TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.100 5000.00 109.70 1.7609E+03 500.843 6.1507E+05 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)------------------- 0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB 0 -2.0 0.032 0.113 -0.0340 0.112 0.035 -0.304 8.926E-02 -2.105E-02 -3.458E-03 9.142E-04 -6.161E-04 0.0 0.035 0.296 -0.0752 0.296 0.035 -0.254 9.350E-02 -2.034E-02 -6.205E-04 2.0 0.042 0.487 -0.1153 0.488 0.025 -0.236 9.732E-02 -1.971E-02 -6.268E-04 4.0 0.052 0.685 -0.1541 0.687 0.004 -0.224 1.005E-01 -1.927E-02 -6.349E-04 8.0 0.084 1.098 -0.2304 1.099 -0.069 -0.210 1.059E-01 -1.890E-02 -6.554E-04 0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA) 0 -2.0 1.000 0.953 0.571 0.0 1.000 2.094 0.583 2.0 1.000 3.284 0.606 4.0 1.000 4.520 0.610 8.0 1.000 6.897 0.594 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM DYNAMIC DERIVATIVES WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.100 5000.00 109.70 1.7609E+03 500.843 6.1507E+05 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 DYNAMIC DERIVATIVES (PER DEGREE) 0 -------PITCHING------- -----ACCELERATION------ --------------ROLLING-------------- --------YAWING-------- 0 ALPHA CLQ CMQ CLAD CMAD CLP CYP CNP CNR CLR 0 -2.00 9.739E-02 -8.918E-02 1.874E-02 -4.247E-02 -7.824E-03 -1.516E-03 -1.498E-04 -1.059E-03 6.334E-04 0.00 1.913E-02 -4.336E-02 -8.226E-03 -1.649E-03 -4.034E-04 -1.068E-03 1.240E-03 2.00 1.991E-02 -4.512E-02 -8.599E-03 -1.792E-03 -6.631E-04 -1.073E-03 1.878E-03 4.00 2.003E-02 -4.540E-02 -8.890E-03 -1.942E-03 -9.290E-04 -1.073E-03 2.542E-03 8.00 1.952E-02 -4.424E-02 -9.387E-03 -2.262E-03 -1.479E-03 -1.060E-03 3.926E-03 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.200 5000.00 219.39 1.7609E+03 500.843 1.2301E+06 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)------------------- 0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB 0 -2.0 0.028 0.114 -0.0335 0.113 0.032 -0.297 9.000E-02 -2.124E-02 -3.465E-03 8.781E-04 -6.226E-04 0.0 0.031 0.298 -0.0751 0.298 0.031 -0.252 9.421E-02 -2.051E-02 -6.270E-04 2.0 0.038 0.491 -0.1155 0.492 0.021 -0.235 9.800E-02 -1.987E-02 -6.332E-04 4.0 0.048 0.690 -0.1546 0.692 0.000 -0.223 1.011E-01 -1.943E-02 -6.413E-04 8.0 0.081 1.105 -0.2316 1.106 -0.074 -0.209 1.065E-01 -1.906E-02 -6.614E-04 0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA) 0 -2.0 1.000 0.957 0.573 0.0 1.000 2.103 0.585 2.0 1.000 3.297 0.609 4.0 1.000 4.537 0.612 8.0 1.000 6.923 0.596 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM DYNAMIC DERIVATIVES WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.200 5000.00 219.39 1.7609E+03 500.843 1.2301E+06 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 DYNAMIC DERIVATIVES (PER DEGREE) 0 -------PITCHING------- -----ACCELERATION------ --------------ROLLING-------------- --------YAWING-------- 0 ALPHA CLQ CMQ CLAD CMAD CLP CYP CNP CNR CLR 0 -2.00 9.840E-02 -8.993E-02 1.900E-02 -4.307E-02 -7.877E-03 -1.525E-03 -1.499E-04 -1.057E-03 6.448E-04 0.00 1.940E-02 -4.398E-02 -8.276E-03 -1.659E-03 -4.038E-04 -1.066E-03 1.264E-03 2.00 2.018E-02 -4.574E-02 -8.646E-03 -1.802E-03 -6.637E-04 -1.070E-03 1.915E-03 4.00 2.030E-02 -4.602E-02 -8.934E-03 -1.953E-03 -9.297E-04 -1.070E-03 2.593E-03 8.00 1.978E-02 -4.483E-02 -9.423E-03 -2.273E-03 -1.479E-03 -1.057E-03 4.003E-03 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.100 8000.00 108.52 1.5721E+03 490.151 5.6457E+05 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)------------------- 0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB 0 -2.0 0.032 0.113 -0.0340 0.112 0.036 -0.305 8.926E-02 -2.106E-02 -3.458E-03 9.190E-04 -6.161E-04 0.0 0.035 0.296 -0.0753 0.296 0.035 -0.254 9.350E-02 -2.034E-02 -6.205E-04 2.0 0.042 0.487 -0.1154 0.488 0.025 -0.236 9.732E-02 -1.971E-02 -6.268E-04 4.0 0.052 0.685 -0.1541 0.687 0.004 -0.224 1.005E-01 -1.927E-02 -6.349E-04 8.0 0.085 1.098 -0.2304 1.099 -0.069 -0.210 1.059E-01 -1.891E-02 -6.554E-04 0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA) 0 -2.0 1.000 0.953 0.571 0.0 1.000 2.094 0.583 2.0 1.000 3.284 0.606 4.0 1.000 4.520 0.610 8.0 1.000 6.897 0.594 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM DYNAMIC DERIVATIVES WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.100 8000.00 108.52 1.5721E+03 490.151 5.6457E+05 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 DYNAMIC DERIVATIVES (PER DEGREE) 0 -------PITCHING------- -----ACCELERATION------ --------------ROLLING-------------- --------YAWING-------- 0 ALPHA CLQ CMQ CLAD CMAD CLP CYP CNP CNR CLR 0 -2.00 9.739E-02 -8.918E-02 1.874E-02 -4.247E-02 -7.824E-03 -1.516E-03 -1.498E-04 -1.060E-03 6.334E-04 0.00 1.913E-02 -4.336E-02 -8.226E-03 -1.649E-03 -4.034E-04 -1.069E-03 1.240E-03 2.00 1.991E-02 -4.512E-02 -8.599E-03 -1.792E-03 -6.631E-04 -1.073E-03 1.878E-03 4.00 2.003E-02 -4.540E-02 -8.890E-03 -1.942E-03 -9.290E-04 -1.074E-03 2.542E-03 8.00 1.952E-02 -4.424E-02 -9.387E-03 -2.262E-03 -1.479E-03 -1.061E-03 3.926E-03 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.200 8000.00 217.04 1.5721E+03 490.151 1.1291E+06 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)------------------- 0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB 0 -2.0 0.028 0.114 -0.0335 0.113 0.032 -0.297 9.000E-02 -2.124E-02 -3.465E-03 8.829E-04 -6.226E-04 0.0 0.031 0.298 -0.0751 0.298 0.031 -0.252 9.421E-02 -2.051E-02 -6.270E-04 2.0 0.038 0.491 -0.1156 0.492 0.021 -0.235 9.800E-02 -1.987E-02 -6.332E-04 4.0 0.049 0.690 -0.1546 0.692 0.000 -0.223 1.011E-01 -1.943E-02 -6.413E-04 8.0 0.081 1.105 -0.2316 1.106 -0.073 -0.209 1.065E-01 -1.906E-02 -6.614E-04 0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA) 0 -2.0 1.000 0.957 0.573 0.0 1.000 2.103 0.585 2.0 1.000 3.297 0.609 4.0 1.000 4.537 0.612 8.0 1.000 6.923 0.596 1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM DYNAMIC DERIVATIVES WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL TAIL CONFIG ----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------ MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT 0 0.200 8000.00 217.04 1.5721E+03 490.151 1.1291E+06 225.800 5.750 41.150 7.080 0.000 DYNAMIC DERIVATIVES (PER DEGREE) 0 -------PITCHING------- -----ACCELERATION------ --------------ROLLING-------------- --------YAWING-------- 0 ALPHA CLQ CMQ CLAD CMAD CLP CYP CNP CNR CLR 0 -2.00 9.840E-02 -8.993E-02 1.900E-02 -4.307E-02 -7.877E-03 -1.525E-03 -1.499E-04 -1.057E-03 6.448E-04 0.00 1.940E-02 -4.398E-02 -8.276E-03 -1.659E-03 -4.038E-04 -1.066E-03 1.264E-03 2.00 2.018E-02 -4.574E-02 -8.646E-03 -1.802E-03 -6.637E-04 -1.071E-03 1.915E-03 4.00 2.030E-02 -4.602E-02 -8.934E-03 -1.953E-03 -9.297E-04 -1.071E-03 2.593E-03 8.00 1.978E-02 -4.483E-02 -9.424E-03 -2.273E-03 -1.479E-03 -1.057E-03 4.003E-03 1 THE FOLLOWING IS A LIST OF ALL INPUT CARDS FOR THIS CASE. 0 1 END OF JOB.
从DATCOM文件导入数据
使用datcomimport函数将数字DATCOM数据引入MATLAB。
alldata = datcomimport (“astdatcom.out”,真的,0);
检查导入的DATCOM数据
这个datcomimport函数创建包含来自Digital DATCOM输出文件的数据的结构单元格数组。
data = alldata {1}
=数据结构体字段:案例:“SKYHOGG BODY-WING-HORIZONTAL TAIL-VERTICAL尾配置“马赫:[0.1000 - 0.2000]alt:α(5000 8000):[2 0 2 4 8]nmach: 2 nalt: 2 nalpha: 5 rnnub:[]大卖场:0循环:2 sref: 225.8000 cbar: 5.7500 blref: 41.1500暗淡:“英尺”引出:“度”stmach: 0.6000 tsmach: 1.4000保存:0药栓:[]修剪:0潮湿:1建立:1部分:0 highsym: 0 highasy: 0 highcon: 0 tjet: 0 hypeff: 0磅:0压水式反应堆:0接地:0 wsspn: 18.7000 hsspn: 5.7000 ndelta: 0三角洲:[]deltal: [] deltar:[]已:0 grndht:[]配置:[1 x1 struct]版本:1976 cd: [5 x2x2双重的]cl: [5 x2x2双重的]厘米:[5 x2x2双]的cn: [5 x2x2双]的ca: [5 x2x2双]的xcp: [5 x2x2双重的]cma: [5 x2x2双)的地方:[5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clp: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double] clr: [5x2x2 double]
填写缺失的DATCOM数据
默认情况下，缺失的数据点被设置为99999，数据点被设置为NaN，其中没有DATCOM方法存在或该方法不适用。
它可以在数字DATCOM输出文件中看到，并检查输入的数据
只有第一个alpha值的数据。下面是导入的数据值。
data.cyb
Ans (:，: 1) = 1.0e+04 * -0.0000 -0.0000 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999
data.cnb
ans (:,: 1) = 1.0 e + 04 * 0.0000 0.0000 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 ans (:,: 2) = 1.0 e + 04 * 0.0000 0.0000 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999
data.clq
ans (:,: 1) = 1.0 e + 04 * 0.0000 0.0000 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 ans (:,: 2) = 1.0 e + 04 * 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+04 * -0.0000 -0.0000 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999 9.9999
丢失的数据点将用第一个alpha的值来填充，因为这些数据点意味着用于所有alpha值。
aerotab = {“地方”“cnb”“clq”“cmq”}；为k = 1:长度(aerotab)为m = 1: data.nmach为h = 1:数据。nalt数据。(aerotab {k}) (:, m h) =数据。(aerotab {k}) (1 m h);结束结束结束
以下是更新后的导入数据值:
data.cyb
Ans (:，: 1) = -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035 -0.0035
data.cnb
Ans (:，: 2) = 1.0e-03 * 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 0.9190 0.8829 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）=-0.0892-0.0899-0.0892-0.0892-0.0892-0.0899-0.0892-0.0899-0.0892-0.0899-0.0892-0.0899-0.0892-0.0899
绘制空气动力系数
绘制升力曲线、阻力极矩和俯仰力矩。
h1=图；figtitle={“升力曲线”＇＇}；为[1,1, K] =1:2 subplot(2,1, K) plot(data.alpha,permute(data.cl(:， K，:)，[1, 3, 2]))升力系数(马赫=)num2str (data.mach (k))“)”])标题(figtitle {k});结束包含(“攻角(deg)”)
h2 =图;figtitle = {“拖动极轴”＇＇}；为k = 1:2次要情节(2,1,k)情节(排列(data.cd (k,::),[1 3 2]),排列(data.cl (k,::),[1 3 2]))网格ylabel ([升力系数(马赫=)num2str (data.mach (k))“)”])标题(figtitle {k})结束包含(的阻力系数)
h3=数字；figtitle={俯仰力矩的＇＇}；为k=1:2子地块（2,1,k）图（排列（data.cm（：，k，：），[1 3 2]），排列（data.cl（：，k，：），[1 3 2]）网格标签([升力系数(马赫=)num2str (data.mach (k))“)”])标题(figtitle {k})结束包含(“俯仰力矩系数”)
关闭(h1, h2, h3);% #好< * NOPTS >
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