home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ Hacker Chronicles 2 / HACKER2.BIN / 285.WINGREAD.ME < prev    next >
Text File  |  1986-03-21  |  18KB  |  298 lines

  1.                         Introduction to the WING PROGRAM
  2.                          For Version 2.05,  March, 1986
  3.                           By Ed Karns for Departure Co. 
  4.  
  5. This is a "free ware" program. See below for details on how to obtain the
  6. latest version of the WING PROGRAM and complete documentation. 
  7.  
  8. THIS IS A SHORT OUTLINE of how to run the WING Program and what may be done
  9. with it to further the evaluation of airframe designs. Although this program
  10. was originally made for use by model sailplane builders the procedures and
  11. results apply to just about any airframe design, powered or unpowered, small
  12. (span down to about 1/3 meter) or large (span up to about ten meters).
  13.  
  14.                           Limitations and Liabilities
  15.  
  16. IN ORDER TO RETAIN the ability to operate on as wide a variety of computers as
  17. possible, certain program abilities had to be sacrificed. The WING PROGRAM does
  18. not deal completely with Canard designs. The Suggested Center of Gravity and
  19. Stability Factor results are NOT accurate  for  Canard designs. Quite frankly,
  20. we have not been able to find a good algorythm for Canard calculations. We hope
  21. that the users of this program will some day find a good way to obtain these
  22. results and let us know so we can add these features. Note that all other
  23. Canard design results are accurate within the limits of the formulae used by
  24. the program.
  25.  
  26. With Flying Wing designs the Suggested Vertical Fin and Rudder Area results
  27. will be incorrect. We have been unable to find a workable program for this,
  28. either. However, for virtually any standard airframe with a standard tail
  29. layout located more than about 1/5 span away from and behind the wing's
  30. Geometric Aerodynamic Center Line the results will be satisfactory. Once again,
  31. we would like to see a good program for these calculations.
  32.  
  33. It would be possible to run a recursive routine to optimize certain results,
  34. were it not for the limitation of Turbo Pascal and Apple Pascal on 8 bit
  35. machines and the memory constraints of most general purpose computers. Some
  36. future version may have these attributes, although improvements to the program
  37. set may come in other areas first.
  38.  
  39. Some have suggested that it would be nice to have a little graphics to
  40. supplement the results, especially if an optimization routine gets added. We
  41. see nothing wrong with this in a future version. Turbo Pascal has quite good
  42. graphics capabilities and there are easy to use tools for this. It will all
  43. depend on the interest generated from programers and airframe builders. We
  44. would like to give graphics a try in a future version.
  45.  
  46. THE WING PROGRAM WAS WRITTEN in Turbo Pascal from interpretations of other
  47. programs found in Soar Tech # 1 & 2, published by H. A. Stokely, Virginia
  48. Beach, Virginia and other sources. These other programs originated in such
  49. languages as BASIC, HP-41C language and others. The conversion to Turbo Pascal
  50. achieved a number of advances, the least of which is the ability to run on as
  51. many as 70 % of the world's computers (!) with little or no modification. These
  52. include the IBM PC/XT/AT and all PClones, the Eagle, Kaypro and Osborne
  53. portables and Apple II and Apple III computers that support Apple (UCSD)
  54. Pascal, most Z80 based CP/M machines and many esoteric machines like single and
  55. multi-user 16 bit CompuPros, Molecular multi-user CP/M machines and certain
  56. other mini and mainframes computers. Because we are in the business of dealing
  57. with a variety of machines, versions for all these computers are or will be
  58. available (see below).
  59.  
  60.                       An Overview of the WING Program 
  61.                       Acquisition, Protection and Operation 
  62.  
  63. THE WING PROGRAM WAS WRITTEN in the interest of furthering model airframe
  64. design and little, if any, material profit is expected from its distribution.
  65. With this in mind we offer these program files on a "free ware" basis. 
  66.  
  67.        IF YOU USE THIS PROGRAM SET AND FIND IT VALUABLE, SEND $ 25.00 TO :
  68.  
  69.           The DEPARTURE COMPANY, 16 JESS AVENUE, PETALUMA, CA. 94952. 
  70.  
  71. In return WE WILL SEND TO YOU the latest version of the WING PROGRAM set and a
  72. reprint of Soar Tech # 2, the fine publication that so much of this program is
  73. based upon. In addition, later versions of this program set will be passed
  74. along, when available, to those who contribute. 
  75.  
  76. WE MUST ASSUME THAT the operator knows how to run his or her computer and he or
  77. she does NOT expect this to be a tutorial in computer operations. We suggest
  78. that you make at least two copy of the files on the distribution disk. The
  79. files included are : 
  80.  
  81.     WING.CMD  (or WING.COM) ..... The WING PROGRAM, itself. 
  82.     WING.PAS  ............... The main program's Pascal source code. 
  83.     WINGIT.INC  ....... The program's Include File (more source code). 
  84.     AIRFOIL.DAT .. A file containing data for up to 45 different airfoils.
  85.     WINGREAD.ME ............. This information text file. 
  86.  
  87. To run the WING PROGRAM all that is needed are the files WING.CMD (or WING.COM)
  88. and AIRFOIL.DAT.
  89.  
  90. THE WING PROGRAM IS ARRANGED into a fairly simple, two level, menu controlled
  91. style. The main menu will always reappear after groups of dimensions are
  92. entered or the simulation is run.
  93.  
  94. *  Start the program by typing   A>WING <cr>. A full screen menu of choices
  95. appears. The choices include changing units of measure (" u ") as the program
  96. will make all metric / British or British / metric conversions automatically.
  97.  
  98. *  Change the tail fin and rudder dimensions by typing an " f ". You will be
  99. given some questions like "Enter the Fin and Rudder Root Chord <25.00
  100. CentiMeters>  >. Go ahead and enter your numbers followed by a carriage return.
  101. Other changes may be made by entering " w " for wing dimension changes and " s
  102. " for horizontal stabilizer dimension changes. NOTE that entering letters in
  103. place of numbers will cause the program to bomb.
  104.  
  105. *  Enter important stuff like tail fin height and chords, etc. If the numbers
  106. given are acceptable, simply enter a carriage return <cr> and the dimensions
  107. will remain the same. The program comes equipped with a set of default
  108. dimensions and weights for an F3B, high performance, model sailplane with an
  109. Eppler 387 airfoil. If none of the dimensions are changed, these default values
  110. will be used in the simulation. The program has a reset choice on the main
  111. menu. Using this option (" r ") returns all the values to their original, F3B
  112. settings.
  113.  
  114. *  After the questions have been answered, enter " d " to display calculated
  115. information like suggested wing dihedral angle and center of gravity locations,
  116. etc. Then enter " t " to display important tail fin, rudder and stabilizer
  117. information like tail area, stabilizer area, etc. Note that the " d " and " t "
  118. entries return primarily fixed dimension information like wing and tail areas,
  119. geometric aerodynamic center line locations and suggested changes to improve
  120. airframe aerodynamic stability. The " x " is used to run the flight simulation.
  121.  
  122. *  If you are satisfied with your entries, then pick an airfoil with " a ".
  123. Notice that only the first dozen airfoil choices have foil names. These are
  124. supplied with the program and are part of the file AIRFOIL.DAT. The other
  125. "Undefined" airfoils are for you to modify with the Editor section of the
  126. program. Pick one of these airfoils by entering its appropriate number. A
  127. carriage return only automatically chooses the Eppler 387 airfoil, # 1.
  128.  
  129. *  Now run the flight simulation with the " x " choice. What you get is a
  130. complex set of columns of numbers. These represent Horizontal and Vertical
  131. Velocities and corresponding Lift over Drag Ratios in relation to Coefficients
  132. of lift. The displayed results for each set of calculation are the Reynolds
  133. Number (top center), Air Speed (the two numbers at top right), Total
  134. Coefficient of Drag (bottom center), Percentage of the Wing's contribution to
  135. the Total Coefficient of Drag (bottom right) and the information in the middle.
  136. This middle information is a record of Horizontal Velocity (VX), Sinking or
  137. Vertical Velocity (VY), Lift/Drag Ratio (L/D) in relation to each Coefficient
  138. of Lift (CL) from 0.00 to 1.24 in increments of 0.02. To arrive at these
  139. numbers, the central processor inside your computer must perform the following
  140. calculations :
  141.  
  142. (*  Note : Lift_Coef is a given. Sqr means Square. Sqrt means Square Root.  *)
  143. (*  Aspect_Ratio, Atmos_Density, Wing_Area, etc. are recalculated each time *)
  144. (*  a dimension or weight is changed in another part of the program.        *)
  145.  
  146.  
  147.     Induced_Drag_Coef := (( 1 + ( 0.03 * Aspect_Ratio )) * 
  148.                             ( Sqr ( Lift_Coef ))) / ( Pi * Aspect_Ratio );
  149.  
  150.     Parasite_Drag_Coef := 0.005 + ( 0.004 * ( Sqr ( Lift_Coef ))); 
  151.  
  152.     Total_Drag_Coef := 
  153.                  Profile_Drag_Coef + Induced_Drag_Coef 
  154.                                   + Parasite_Drag_Coef + Tail_Drag_Coef;
  155.  
  156.     Air_Force_Coef := Sqrt ( Sqr ( Lift_Coef ) + Sqr (Total_Drag_Coef ));
  157.  
  158.     Speed := Sqrt (( ( Weight + Ballast_Weight ) * 2 ) / 
  159.                             ( Atmos_Density * Wing_Area * Air_Force_Coef ));
  160.  
  161.     Vert_Speed := ( Speed * Total_Drag_Coef ) / Air_Force_Coef;
  162.  
  163.     Horiz_Speed := ( Speed * Lift_Coef ) / Air_Force_Coef;
  164.  
  165.     Glide_Ratio := Horiz_Speed / Vert_Speed;
  166.  
  167.     Reynolds :=  FRE * Mean_Chord * Speed ;  (* FRE := 68459.6 *)
  168.  
  169.     Tail_Drag_Coef := (( 3.75615 / Sqrt ( Reynolds )) / Speed ) + 0.00850;
  170.  
  171.    (* Above from Soar Tech # 1 article and TI 59 program by Martin Simons *)
  172.    (* These last two formulae are used on the reiteration of calculations *)
  173.  
  174. * In addition, six comparisons are made to determine dynamic changes from
  175. previous calculations so that the program can announce Stall Conditions and
  176. show dynamic changes in Sinking Velocity, Horizontal velocity, Lift/Drag and
  177. Drag Coefficient Percentage. All these calculations are made each time a new
  178. group of figures are displayed !! That's more than 1000 calculations for each
  179. full screen simulation run !! Our machine does this in less than ten seconds
  180. (with no stall conditions). Note that there are changes in highlighting of the
  181. displayed result record. These highlighting changes represent changes in
  182. increasing or decreasing figures (reversals of changes !) :
  183.   **  VX, VY and L/D changes from dark to light or light to dark  means VX, 
  184.       VY or L/D changes from increasing values to decreasing values or      
  185. decreasing to increasing values.  Example :   
  186.                            L/D 
  187.                         < 16.66 >  light, increasing 
  188.                         < 16.68 >  light, increasing 
  189.                         > 16.67 <  dark,  decreasing 
  190.                         > 16.65 <  dark,  decreasing 
  191.                         < 16.69 >  light  increasing ...
  192.   **  CL changes from dark to light or light to dark mean changes from      
  193. increasing to decreasing values of the Wing's Coefficient of Drag      
  194. Percentage of Total Drag Coefficient !  Example (as above).
  195. * Stall Conditions may appear toward the end of a simulation run. These
  196. represent the point at which valid airfoil data comes to an end. In real wind
  197. tunnel tests the last result points on the graphs are the last valid result
  198. points. Any simulation results beyond the last of these points will be in
  199. error. The simulation reports this with the stall condition sign. Note that if
  200. there is a dramatic difference between two L/D data points and CL is greater
  201. than 0.4 then the stall condition sign will appear. This represents a genuine
  202. stall condition ! In order to have an airframe simulation that performs with
  203. your particular airfoil, you will end up :
  204.  
  205.                            Using the Airfoil Editor
  206.  
  207. THERE ARE THREE IMPORTANT things to remember when using the Airfoil Editor.
  208. First, DO NOT EDIT the files on your master disk. Run the Airfoil Editor on
  209. copies of the program files only ! The second thing is Always Enter a number at
  210. the beginning (where CL = 0.00) of each page of Coefficient of Lift verses
  211. Coefficient of Drag Data (hereafter called CL/CD Data). This second rule may be
  212. ignored if you do not mind dealing with incorrect results during the first part
  213. of the simulation run or in the special case where there are only three pages
  214. of data and the fourth page has to be "zeroed out". The third rule is, whenever
  215. possible, enter Real Wind Tunnel results rather than theoretical projections.
  216. Even though the third rule is more of a suggestion than a rule, the truth is
  217. that calculated airfoil data is almost always dramatically less accurate than
  218. Real Wind Tunnel data. When theoretical or calculated data is as little as 3 %
  219. in error from real data, the simulation run may produce errors in excess of 20
  220. % !! As in most other things in life, there's no substitute for the real thing.
  221.  
  222. A sample entry into the Airfoil Editor might go something like this. Since the
  223. Editor is part of the main program some niceties were sacrificed in the
  224. interest of memory space. It has been suggested that the Editor might be better
  225. separated from the main program so that the main program could perform some
  226. optimization routines and we may very well do this in a later version. For now
  227. the Airfoil Editor seems to work OK as is. One of the less convenient things
  228. about the Editor is that you can't backup (return to a previous entry). This
  229. "feature" will become apparent as you use the Editor. For now enter " e " for
  230. the Editor and you will be given the list of 45 airfoil choices. Choose one of
  231. the airfoils marked "Undefined". We will change it to a useful set of data. In
  232. reality all of the airfoils except the Eppler 387 may be modified and we would
  233. encourage you to do so if you find better wind tunnel data or wish to use the
  234. space for your own special foils. If you make a mistake (nothing is perfect)
  235. and  mess up the data file, you can always copy the data file, AIRFOIL.DAT back
  236. onto your work disk. If you do "trash" your master disk just send $10.00 with
  237. the old disk (or any working blank disk) to : Departure Company, 16 Jess Ave.
  238. Petaluma, Ca 94952.
  239.  
  240. You will be asked to enter the airfoil name. Enter  "SPECIAL FOIL #2" or what
  241. ever. A " c " after the name represents that the foil information is from
  242. calculations, not from real wind tunnel data. After the carriage return <cr>,
  243. you can enter the Reynolds Numbers for each of four pages of data, one Reynolds
  244. Number for each page. If you have only three pages of data to enter (as in this
  245. case) then you should enter a very high Reynolds Number for the fourth page. In
  246. this case we will use 10000000 (that's ten million) for the fourth Reynolds
  247. Number. The WING PROGRAM has a method that will make its own tables of data
  248. based on interpolations of the data that you enter. So when you make the data
  249. page for Reynolds Number = 10000000 the program will effectively ignore the
  250. data on this page as few model airframes will fly above R # = 3 or 4 million.
  251. The calculations for a Reynolds Number above 10 milloin will be ineffective and
  252. ignored by the simulation.
  253.  
  254. A fresh page of CL/CD data points will be presented. !! IMPORTANT !! You should
  255. enter a number for the first CD entry (see above three rules). If you enter any
  256. number equal to or greater than one (1) at any CL/CD data point, the page of
  257. CL/CD data will be accepted and the next page will be presented. This is handy
  258. if you wise to change only a few points of data on one or two of the pages.
  259. Enter only those points that you know are valid. The program fills in the
  260. points in between mathematically. The program effectively "draws" a straight
  261. line of points between each valid entered point. If you have valid wind tunnel
  262. data be sure to enter only those points that actually represent valid wind
  263. tunnel results. It is best if you not try to "smooth out" any data curves by
  264. entering "estimated" points. Remember, "garbage in = garbage out". The program
  265. will usually do a much better job of interpolation than you can by eye from a
  266. graph. Those interested in program construction should examine the source code
  267. (WING.PAS) for a good idea of how this works.
  268.  
  269. The fourth and last page of data is a special case. If you have valid CL/CD
  270. data for this page, fine, use it. If not, the idea is to make the last page
  271. ineffective to the calculations and rely on the program's ability to
  272. interpolate CL/CD data points from the other pages. This is done by effectively
  273. "zeroing out" this last page. To do this you should have used a very high
  274. Reynolds Number, a Number that your airframe will never "fly at". If your plane
  275. weight is reasonable and your airfoil data is close to "real" then a Reynolds
  276. Number above 10000000 (ten million) or more will be out of reach for your model
  277. airframe. To further "zero out" the last page you should enter a very low
  278. number for the very last CL/CD data point, say 0.000001. All other entries for
  279. this page, INCLUDING THE FIRST CL?CD DATA POINT (CL = 0.00), should be left at
  280. 0.0. Note that any point may be "zeroed out" by entering 0 <cr> at that point.
  281.  
  282. The Editor automatically saves the new foil name, Reynolds Numbers and data
  283. points after the fourth page is done. This is to prevent program operation
  284. problems like open files, loose ends and lost end of file marks that can
  285. "glitch" a file. If any data points are in error, simply re-edit the foil.
  286.  
  287. THE WING PROGRAM REPRESENTS an experiment for us. We have hopes of producing
  288. improved versions of this program set as well as other complete programs of
  289. this type. We may not bother if responses to our "free ware" offer are not
  290. forth coming.
  291.  
  292. We are very interested in your comments. Please address comments to : 
  293.  
  294.              Ed Karns 
  295.          c/o Departure Company 
  296.              16 Jess Avenue 
  297.              Petaluma, California 94952
  298.