home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ CD-ROM Today - The Disc! 8 / cdrt08.iso / mac / Shareware / Applications / Cessna Simulation / EFS / Cessna172.dat < prev    next >
Text File  |  1994-12-12  |  4KB  |  144 lines
  1. EFS_0.3
  2.  
  3. mass_lb 2645.
  4. Ixx_US 948.
  5. Ixy_US 0.
  6. Iyy_US 1346.
  7. Ixz_US 0.
  8. Iyz_US 0.
  9. Izz_US 1967.
  10. Sref_sqft 174.
  11. bref_ft 35.8.
  12. cref_ft 4.9
  13.  
  14. AltPowerEng
  15.   Pmax_hp 160.
  16.   ADisk_sqft 28.
  17.   thrustlag_sec 1.
  18.  
  19. /*********
  20. Set the DL flag to 0 if data is given for X-Z coordinates,
  21. 1 for D-L coordinates.  Set the AutoReflect flag to nonzero if
  22. the drag curve should be reflected for negative angle of
  23. attack.
  24. *********/
  25. DL 1
  26. AutoReflect 0
  27.  
  28. GearN
  29.   x_ft 4.5
  30.   y_ft 0.0
  31.   zmin_ft 3.2
  32.   zmax_ft 5.0
  33.   omega2 44.13
  34.   zeta 1.00
  35.   mu 0.40
  36.  
  37. GearL
  38.   x_ft -0.9
  39.   y_ft -3.6
  40.   zmin_ft 3.2
  41.   zmax_ft 5.0
  42.   omega2 44.13
  43.   zeta 1.00
  44.   mu 0.40
  45.  
  46. GearR
  47.   x_ft -0.9
  48.   y_ft 3.6
  49.   zmin_ft 3.2
  50.   zmax_ft 5.0
  51.   omega2 44.13
  52.   zeta 1.00
  53.   mu 0.40
  54.  
  55. dAmax_deg 10.0
  56. dEmax_deg 10.0
  57. dPmax_deg 10.0
  58.  
  59. StickMapA
  60.  -1.00  -1.00
  61.   1.00   1.00
  62.  
  63. StickMapE
  64.  -1.00  -1.00
  65.   1.00   1.00
  66.  
  67. TrimE 0.0
  68.  
  69. /*********
  70. Control mixing matrix.
  71. Rows are aileron, elevator, and rudder gains.
  72. Columns are commanded aileron, elevator, and rudder deflections.
  73. *********/
  74. FeedForward_deg
  75.   10.0000  0.00000  0.00000
  76.   0.00000  10.0000  0.00000
  77.   0.00000  0.00000  10.0000
  78.  
  79. /*********
  80. Angular feedback matrix.
  81. Rows are aileron, elevator, and rudder gains.
  82. Columns are phi, theta, and psi states.
  83. *********/
  84. AngularFeedBack
  85.   0.000  0.000 -.1745
  86.   0.000  0.000  0.000
  87.   0.000  0.000  0.000
  88.  
  89. /*********
  90. Proportional feedback matrix.
  91. Rows are aileron, elevator, and rudder gains.
  92. Columns are a, b, p, q, r.
  93. *********/
  94. StateFeedBack
  95.   0.00  0.00  0.00  0.00  0.00
  96.   0.00  0.00  0.00  0.00  0.00
  97.   0.00  0.00  0.00  0.00  0.00
  98.  
  99. AccelFeedback_rad_SI
  100.            0           0           0           0           0           0
  101.            0           0           0           0           0           0
  102.            0           0           0           0           0           0
  103.  
  104. /* Just guesses here. */
  105. CDdF .060
  106. CLdF .43
  107. CMdF -.11
  108. CDdB .0
  109.  
  110. /*********
  111. Aero coefficients
  112. First number is the angle of attack for which the coefficients hold.
  113. Rows are Cx, Cy, Cz, Cl, Cm, Cn.
  114. Columns are 0, a, b, ad, p, q, r, dA, dE, dP.
  115. *********/
  116. CData 
  117.   Alpha_deg -3.9
  118.   0.03100   0.13000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000  -0.06000   0.00000
  119.   0.00000   0.00000  -0.31000   0.00000  -0.03700   0.00000   0.21000   0.00000   0.00000  -0.18700
  120.  -0.31000   4.60000   0.00000   1.70000   0.00000   3.90000   0.00000   0.00000  -0.43000   0.00000
  121.   0.00000   0.00000  -0.08900   0.00000  -0.47000   0.00000   0.09600   0.17800   0.00000  -0.01470
  122.   0.12120  -0.89000   0.00000  -5.20000   0.00000  -12.4000   0.00000   0.00000   1.28000   0.00000
  123.   0.00000   0.00000   0.06500   0.00000  -0.03000   0.00000  -0.09900  -0.05300   0.00000   0.06570
  124.  
  125. CData 
  126.   Alpha_deg 0.0
  127.   0.02200   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000  -0.06000   0.00000
  128.   0.00000   0.00000  -0.31000   0.00000  -0.03700   0.00000   0.21000   0.00000   0.00000  -0.18700
  129.   0.00000   4.60000   0.00000   1.70000   0.00000   3.90000   0.00000   0.00000  -0.43000   0.00000
  130.   0.00000   0.00000  -0.08900   0.00000  -0.47000   0.00000   0.09600   0.17800   0.00000  -0.01470
  131.   0.06060  -0.89000   0.00000  -5.20000   0.00000  -12.4000   0.00000   0.00000   1.28000   0.00000
  132.   0.00000   0.00000   0.06500   0.00000  -0.03000   0.00000  -0.09900  -0.05300   0.00000   0.06570
  133.  
  134. CData 
  135.   Alpha_deg 3.9
  136.   0.03100   0.13000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000   0.00000  -0.06000   0.00000
  137.   0.00000   0.00000  -0.31000   0.00000  -0.03700   0.00000   0.21000   0.00000   0.00000  -0.18700
  138.   0.31000   4.60000   0.00000   1.70000   0.00000   3.90000   0.00000   0.00000  -0.43000   0.00000
  139.   0.00000   0.00000  -0.08900   0.00000  -0.47000   0.00000   0.09600   0.17800   0.00000  -0.01470
  140.   0.00000  -0.89000   0.00000  -5.20000   0.00000  -12.4000   0.00000   0.00000   1.28000   0.00000
  141.   0.00000   0.00000   0.06500   0.00000  -0.03000   0.00000  -0.09900  -0.05300   0.00000   0.06570
  142.  
  143. end
  144.