•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• X-Plane, by Austin Meyer Simulating Aircraft/Austin's Designs/twinzygger2009-05.acf •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• x location positive aft x force positive right pitch/alpha pos nose up y location positive right y force positive up roll pos right z location positive up z force positive aft yaw/beta pos nose right elevator, aileron, spoiler positive control surface up rudder positive control surface right drag-yaw positive control surface deployed pitch cyclic prop pitch positive request nose up roll cyclic prop pitch positive request nose right Finite-Wing & Element Build-Up for PROPELLER 1: root lo Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re= 0.0000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. root hi Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re=99.9000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. tip lo Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1200, Re= 0.0000 meg for NACA 2412 (popular).afl. tip hi Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1200, Re=99.9000 meg for NACA 2412 (popular).afl. Element # 0: S= 0.020 sqr mtrs, MAC= 0.20 mtrs, incidence= 49.41 deg. Element # 1: S= 0.019 sqr mtrs, MAC= 0.19 mtrs, incidence= 28.84 deg. Element # 2: S= 0.018 sqr mtrs, MAC= 0.18 mtrs, incidence= 14.61 deg. Element # 3: S= 0.017 sqr mtrs, MAC= 0.17 mtrs, incidence= 5.27 deg. Element # 4: S= 0.016 sqr mtrs, MAC= 0.16 mtrs, incidence= 0.13 deg. Element # 5: S= 0.015 sqr mtrs, MAC= 0.15 mtrs, incidence= 0.13 deg. Element # 6: S= 0.014 sqr mtrs, MAC= 0.14 mtrs, incidence= 0.15 deg. Element # 7: S= 0.013 sqr mtrs, MAC= 0.13 mtrs, incidence= 0.15 deg. Element # 8: S= 0.012 sqr mtrs, MAC= 0.12 mtrs, incidence= 0.15 deg. Element # 9: S= 0.011 sqr mtrs, MAC= 0.11 mtrs, incidence= 0.00 deg. init wing side_S=0.15 semilen joined=0.83, sweep25=35.84, side_S=0.15, ar=5.86 After any wing-joining, our semi-length is 0.83 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 0.20 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.10 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 37.24 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 35.84 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 5.86. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.50. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 49.41 deg, tip= 0.00 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9761, for lift-slope reduction to 75.81% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 82.90% of actual (stall alpha= 18.09 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 91.45% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 51.47% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 12.49% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for PROPELLER 2: root lo Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re= 0.0000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. root hi Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re=99.9000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. tip lo Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re= 0.0000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. tip hi Re: alphamax= 15.00 deg, trat= 0.1700, Re=99.9000 meg for NASA LS(1)-0417 (hi-lift).afl. Element # 0: S= 0.020 sqr mtrs, MAC= 0.20 mtrs, incidence= 49.41 deg. Element # 1: S= 0.019 sqr mtrs, MAC= 0.19 mtrs, incidence= 28.84 deg. Element # 2: S= 0.018 sqr mtrs, MAC= 0.18 mtrs, incidence= 14.61 deg. Element # 3: S= 0.017 sqr mtrs, MAC= 0.17 mtrs, incidence= 5.27 deg. Element # 4: S= 0.016 sqr mtrs, MAC= 0.16 mtrs, incidence= 0.13 deg. Element # 5: S= 0.015 sqr mtrs, MAC= 0.15 mtrs, incidence= 0.13 deg. Element # 6: S= 0.014 sqr mtrs, MAC= 0.14 mtrs, incidence= 0.15 deg. Element # 7: S= 0.013 sqr mtrs, MAC= 0.13 mtrs, incidence= 0.15 deg. Element # 8: S= 0.012 sqr mtrs, MAC= 0.12 mtrs, incidence= 0.12 deg. Element # 9: S= 0.011 sqr mtrs, MAC= 0.11 mtrs, incidence= 0.00 deg. init wing side_S=0.15 semilen joined=0.83, sweep25=35.85, side_S=0.15, ar=5.85 After any wing-joining, our semi-length is 0.83 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 0.20 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.10 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 37.25 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 35.85 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 5.85. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.50. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 49.41 deg, tip= 0.00 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9761, for lift-slope reduction to 75.80% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 82.89% of actual (stall alpha= 18.10 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 91.45% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 51.45% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 12.51% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for LEFT WING 1: root lo Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re= 0.0000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. root hi Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re=99.9000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. tip lo Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re= 0.0000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. tip hi Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re=99.9000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. Element # 0: S= 0.539 sqr mtrs, MAC= 1.02 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 1: S= 0.512 sqr mtrs, MAC= 0.96 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 2: S= 0.484 sqr mtrs, MAC= 0.91 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 3: S= 0.456 sqr mtrs, MAC= 0.86 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 4: S= 0.429 sqr mtrs, MAC= 0.81 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 5: S= 0.401 sqr mtrs, MAC= 0.76 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 6: S= 0.373 sqr mtrs, MAC= 0.70 mtrs, incidence= -0.10 deg. Element # 7: S= 0.346 sqr mtrs, MAC= 0.65 mtrs, incidence= -0.20 deg. Element # 8: S= 0.318 sqr mtrs, MAC= 0.60 mtrs, incidence= -0.30 deg. Element # 9: S= 0.290 sqr mtrs, MAC= 0.55 mtrs, incidence= -0.30 deg. init wing side_S=4.15 semilen joined=5.33, sweep25=6.00, side_S=4.15, ar=13.57 After any wing-joining, our semi-length is 5.33 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 1.04 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.52 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 7.39 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 6.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 13.57. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.50. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.30 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 0.00 deg, tip= -0.30 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9861, for lift-slope reduction to 88.01% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 91.78% of actual (stall alpha= 19.61 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 95.89% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 86.26% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 0.00% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for RIGT WING 1: root lo Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re= 0.0000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. root hi Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re=99.9000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. tip lo Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re= 0.0000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. tip hi Re: alphamax= 18.00 deg, trat= 0.1200, Re=99.9000 meg for NACA 23012 (low-moment).afl. Element # 0: S= 0.539 sqr mtrs, MAC= 1.02 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 1: S= 0.512 sqr mtrs, MAC= 0.96 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 2: S= 0.484 sqr mtrs, MAC= 0.91 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 3: S= 0.456 sqr mtrs, MAC= 0.86 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 4: S= 0.429 sqr mtrs, MAC= 0.81 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 5: S= 0.401 sqr mtrs, MAC= 0.76 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 6: S= 0.373 sqr mtrs, MAC= 0.70 mtrs, incidence= -0.10 deg. Element # 7: S= 0.346 sqr mtrs, MAC= 0.65 mtrs, incidence= -0.20 deg. Element # 8: S= 0.318 sqr mtrs, MAC= 0.60 mtrs, incidence= -0.30 deg. Element # 9: S= 0.290 sqr mtrs, MAC= 0.55 mtrs, incidence= -0.30 deg. init wing side_S=4.15 semilen joined=5.33, sweep25=6.00, side_S=4.15, ar=13.57 After any wing-joining, our semi-length is 5.33 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 1.04 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.52 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 7.39 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 6.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 13.57. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.50. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.30 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 0.00 deg, tip= -0.30 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9861, for lift-slope reduction to 88.01% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 91.78% of actual (stall alpha= 19.61 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 95.89% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 86.26% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 0.00% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for LEFT H STAB: root lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. root hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. Element # 0: S= 0.421 sqr mtrs, MAC= 0.90 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 1: S= 0.375 sqr mtrs, MAC= 0.80 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 2: S= 0.329 sqr mtrs, MAC= 0.70 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 3: S= 0.283 sqr mtrs, MAC= 0.60 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 4: S= 0.238 sqr mtrs, MAC= 0.51 mtrs, incidence= 0.00 deg. init wing side_S=1.65 semilen joined=2.59, sweep25=25.00, side_S=1.65, ar=6.70 After any wing-joining, our semi-length is 2.59 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 0.94 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.46 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 27.39 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 25.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 6.70. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.48. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 0.00 deg, tip= 0.00 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9856, for lift-slope reduction to 78.36% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 84.80% of actual (stall alpha= 15.92 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 92.40% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 64.65% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 7.56% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for RIGT H STAB: root lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. root hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. Element # 0: S= 0.421 sqr mtrs, MAC= 0.90 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 1: S= 0.375 sqr mtrs, MAC= 0.80 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 2: S= 0.329 sqr mtrs, MAC= 0.70 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 3: S= 0.283 sqr mtrs, MAC= 0.60 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 4: S= 0.238 sqr mtrs, MAC= 0.51 mtrs, incidence= 0.00 deg. init wing side_S=1.65 semilen joined=2.59, sweep25=25.00, side_S=1.65, ar=6.70 After any wing-joining, our semi-length is 2.59 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 0.94 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.46 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 27.39 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 25.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 6.70. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.48. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 0.00 deg, tip= 0.00 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9856, for lift-slope reduction to 78.36% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 84.80% of actual (stall alpha= 15.92 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 92.40% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 64.65% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 7.56% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. Finite-Wing & Element Build-Up for VERT STAB 1: root lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. root hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip lo Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re= 0.0000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. tip hi Re: alphamax= 13.50 deg, trat= 0.0900, Re=99.9000 meg for NACA 0009 (symmetrical).afl. Element # 0: S= 0.147 sqr mtrs, MAC= 0.92 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 1: S= 0.140 sqr mtrs, MAC= 0.88 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 2: S= 0.132 sqr mtrs, MAC= 0.83 mtrs, incidence= 0.00 deg. Element # 3: S= 0.125 sqr mtrs, MAC= 0.79 mtrs, incidence= 0.00 deg. init wing side_S=0.54 semilen joined=0.67, sweep25=18.00, side_S=0.54, ar=1.49 After any wing-joining, our semi-length is 0.67 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our root chord is 0.94 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our tip chord is 0.76 mtrs. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our leading-edge sweep is 21.63 deg. (for purposes of Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our mean aero sweep is 18.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency determination only) After any wing-joining, our aspect ratio is 1.49. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our taper ratio is 0.81. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only) After any wing-joining, our washout is 0.00 deg. (for purposes of Oswalds Efficiency and Delta-Wing factor determination only, root= 0.00 deg, tip= 0.00 deg) Oswalds efficiency is therefore 0.9824, for lift-slope reduction to 44.60% of the 2-D value. We will accomplish this by: using coefficient data at an angle of attack that is 56.86% of actual (stall alpha= 23.74 deg), and reducing airfoil lift coefficients to 78.43% of their 2-D value. Based on AR and sweep, cm change is to 39.80% of the 2-D value. Based on AR and TR, aerodynamic center is moved 5.77% of the way from the the 25% chord to the 50% chord. The PROPELLER 1 DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows: element number 0, rad1= 0.00, rad2= 0.10, ring area= 0.032 square meters. element number 1, rad1= 0.10, rad2= 0.20, ring area= 0.095 square meters. element number 2, rad1= 0.20, rad2= 0.30, ring area= 0.159 square meters. element number 3, rad1= 0.30, rad2= 0.40, ring area= 0.222 square meters. element number 4, rad1= 0.40, rad2= 0.50, ring area= 0.272 square meters. element number 5, rad1= 0.50, rad2= 0.58, ring area= 0.272 square meters. element number 6, rad1= 0.58, rad2= 0.65, ring area= 0.273 square meters. element number 7, rad1= 0.65, rad2= 0.71, ring area= 0.273 square meters. element number 8, rad1= 0.71, rad2= 0.77, ring area= 0.273 square meters. element number 9, rad1= 0.77, rad2= 0.83, ring area= 0.274 square meters. TOTAL DISC AREA= 2.146 square meters. Before any tip weights, the PROPELLER 1 weighs 29.01 kg, and the MI is 12.40 kg*m*m. The SEMI-SPAN of the blades is 1.01 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB (for RPM change) is 12.40 kg*m*m. The PROPELLER 2 DISC AREA is broken down into rings for propwash distribution as follows: element number 0, rad1= 0.00, rad2= 0.10, ring area= 0.032 square meters. element number 1, rad1= 0.10, rad2= 0.20, ring area= 0.095 square meters. element number 2, rad1= 0.20, rad2= 0.30, ring area= 0.159 square meters. element number 3, rad1= 0.30, rad2= 0.40, ring area= 0.222 square meters. element number 4, rad1= 0.40, rad2= 0.50, ring area= 0.272 square meters. element number 5, rad1= 0.50, rad2= 0.58, ring area= 0.272 square meters. element number 6, rad1= 0.58, rad2= 0.65, ring area= 0.273 square meters. element number 7, rad1= 0.65, rad2= 0.71, ring area= 0.273 square meters. element number 8, rad1= 0.71, rad2= 0.77, ring area= 0.272 square meters. element number 9, rad1= 0.77, rad2= 0.83, ring area= 0.274 square meters. TOTAL DISC AREA= 2.145 square meters. Before any tip weights, the PROPELLER 2 weighs 32.17 kg, and the MI is 13.75 kg*m*m. The SEMI-SPAN of the blades is 1.01 m, and the moment of inertia in rotation about the HUB (for RPM change) is 13.75 kg*m*m. After LEFT WING 1, the RUNNING TOTAL wetted area is 8.295 square meters for all wings listed so far. After RIGT WING 1, the RUNNING TOTAL wetted area is 16.589 square meters for all wings listed so far. After LEFT H STAB, the RUNNING TOTAL wetted area is 19.882 square meters for all wings listed so far. After RIGT H STAB, the RUNNING TOTAL wetted area is 23.174 square meters for all wings listed so far. After VERT STAB 1, the RUNNING TOTAL wetted area is 24.262 square meters for all wings listed so far. Now for MI from FUSELAGE : The frontal area is 1.260 square meters. The side area is 5.398 square meters. The top area is 5.398 square meters. The RUNNING TOTAL wetted area is 41.667 square meters, for the entire craft, including all wings, top and bottom surfaces, and all bodies listed so far. The longitudinal centroid is 0.694 meters. The lateral centroid is 0.000 meters. The vertical centroid is -0.148 meters. The radius of gyration in roll is 0.00 meters. The radius of gyration in pitch is 0.00 meters. The radius of gyration in yaw is 0.00 meters. Now for MI from NACELLE 1 : The frontal area is 0.164 square meters. The side area is 0.714 square meters. The top area is 0.657 square meters. The RUNNING TOTAL wetted area is 44.054 square meters, for the entire craft, including all wings, top and bottom surfaces, and all bodies listed so far. The longitudinal centroid is 1.691 meters. The lateral centroid is -1.524 meters. The vertical centroid is 0.136 meters. The radius of gyration in roll is 0.00 meters. The radius of gyration in pitch is 0.00 meters. The radius of gyration in yaw is 0.00 meters. Now for MI from NACELLE 2 : The frontal area is 0.125 square meters. The side area is 0.562 square meters. The top area is 0.562 square meters. The RUNNING TOTAL wetted area is 45.850 square meters, for the entire craft, including all wings, top and bottom surfaces, and all bodies listed so far. The longitudinal centroid is 1.821 meters. The lateral centroid is 1.524 meters. The vertical centroid is 0.139 meters. The radius of gyration in roll is 0.00 meters. The radius of gyration in pitch is 0.00 meters. The radius of gyration in yaw is 0.00 meters. Engines have mass 138.03 kg (13.23% of total): The radius of gyration of the engines in roll is 1.53 m, based on all engine powers/thrusts and locations. The radius of gyration of the engines in pitch is 1.99 m, based on all engine powers/thrusts and locations. The radius of gyration of the engines in yaw is 2.50 m, based on all engine powers/thrusts and locations. Remainder of the craft has mass 406.28 (38.94% of total): The radius of gyration of the shell in roll is 1.07 m, based on mass-distribution across the shell of the craft with a 50% weighting on all of the flying surfaces. The radius of gyration of the shell in pitch is 1.78 m, based on mass-distribution across the shell of the craft with a 50% weighting on all of the flying surfaces. The radius of gyration of the shell in yaw is 2.03 m, based on mass-distribution across the shell of the craft with a 50% weighting on all of the flying surfaces. Final combined results: The radius of gyration in roll is 1.21 m. The radius of gyration in pitch is 1.84 m. The radius of gyration in yaw is 2.16 m. The centroid of all foils is at 2.44 m (positive aft from CG) when the 25% chord is assumed to be the element location. The centroid of all foils is at 2.45 m (positive aft from CG) when the wing is looked at partially as a delta-wing based on taper ratio. The average chord of all foils is 0.77 m. So you could say the static margin is 3.18 (positive stable) when the 25% chord is assumed to be the element location. So you could say the static margin is 3.19 (positive stable) when the wing is looked at partially as a delta-wing based on taper ratio. There will be downwash from the LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB element # 0, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB element # 1, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB element # 2, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB element # 3, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB element # 4, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB element # 0, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB element # 1, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB element # 2, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB element # 3, with a spanwise coverage of 100% There will be downwash from the RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB element # 4, with a spanwise coverage of 100% For washing LEFT WING 1 onto the LEFT H STAB, AR=13.5705, TR= 0.5000, dz= 4.36 m, dy= 0.03 m, mac= 0.78, subsonic wash will be 2.09 and supersonic wash will be 0.04 deg per coefficient of lift TIMES THE COSINE of the LEFT WING 1 sweep. For washing RIGT WING 1 onto the RIGT H STAB, AR=13.5705, TR= 0.5000, dz= 4.36 m, dy= 0.03 m, mac= 0.78, subsonic wash will be 2.09 and supersonic wash will be 0.04 deg per coefficient of lift TIMES THE COSINE of the RIGT WING 1 sweep. After LEFT WING 2, the RUNNING TOTAL wetted area is 99.084 square meters for all wings listed so far. After RIGT WING 2, the RUNNING TOTAL wetted area is 198.169 square meters for all wings listed so far. After LEFT WING 3, the RUNNING TOTAL wetted area is 209.171 square meters for all wings listed so far. After RIGT WING 3, the RUNNING TOTAL wetted area is 220.174 square meters for all wings listed so far. After LEFT WING 4, the RUNNING TOTAL wetted area is 234.514 square meters for all wings listed so far. After RIGT WING 4, the RUNNING TOTAL wetted area is 248.854 square meters for all wings listed so far. After LEFT H STAB, the RUNNING TOTAL wetted area is 324.620 square meters for all wings listed so far. After RIGT H STAB, the RUNNING TOTAL wetted area is 400.385 square meters for all wings listed so far. After VERT STAB 1, the RUNNING TOTAL wetted area is 487.217 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 1, the RUNNING TOTAL wetted area is 494.900 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 2, the RUNNING TOTAL wetted area is 502.582 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 3, the RUNNING TOTAL wetted area is 502.675 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 4, the RUNNING TOTAL wetted area is 502.769 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 5, the RUNNING TOTAL wetted area is 511.729 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 6, the RUNNING TOTAL wetted area is 775.750 square meters for all wings listed so far. After MISC WING 7, the RUNNING TOTAL wetted area is 1051.918 square meters for all wings listed so far. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••AT TIME=181590.41••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• h =14199.59 meters. rho = 0.2267 kg/cubic meter, density ratio= 0.1850. vx =-209.78 vy = -2.61 vz = -30.85 mach-1 = 295.04 m/s airspeed= 171.93 m/s mach = 0.5827. flight control ptch= 0.2791 ratio. flight control hdng=-0.0004 ratio. flight control roll= 0.0258 ratio. psi= 280.68 deg. the= 1.15 deg. phi= -0.80 deg. alpha= 1.96 deg. (pos nose up) beta = 0.44 deg. (pos nose right) P= 4.42 deg/second. Q= 0.46 deg/second. R= -1.69 deg/second. y-value of terrain under aircraft =-839.62 m. resting height of aircraft above ground= 1.16 m. current vertcant[0]= 0.00 deg. current sidecant[0]= 0.00 deg. current vertcant[1]= 0.00 deg. current sidecant[1]= 0.00 deg. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• Before all props: #0 f_axil= 0.00 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 0.00 N, pos right, M= 0.00 N-m, pos up. f_nrml= 0.00 N, pos up, N= 0.00 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• Before rotor: #0 f_axil= 0.00 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 0.00 N, pos right, M= 0.00 N-m, pos up. f_nrml= 0.00 N, pos up, N= 0.00 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• The prop is turning clockwise at 276.15 rad per sec. X location of the pivot-point of the thrust vector : -1.52 m. Y location of the pivot-point of the thrust vector : 0.14 m. Z location of the pivot-point of the thrust vector : -1.52 m. X location of the prop hub : -1.52 m. Y location of the prop hub : 0.14 m. Z location of the prop hub : 1.98 m. this_flt->vx_air_on_acf : 1.31 m/s. this_flt->vy_air_on_acf : 5.88 m/s. this_flt->vz_air_on_acf : 171.82 m/s. vx air acting on prop in prop coord sys : 1.14 m/s. vy air acting on prop in prop coord sys : 5.96 m/s. vz air acting on prop in prop coord sys : 171.64 m/s. this_flt->Prad : 0.08 deg/s/s. this_flt->Qrad : 0.01 deg/s/s. this_flt->Rrad : -0.03 deg/s/s. Total speed of the disc :171.7482 m/s. Airflow sideways into disc : 6.0698 m/s. Airflow thru the disc before wash :171.7482 m/s. Geometric Vz (air into the disc, pure geo) : 171.64 m/s. Geometric Vx (air attacking to the right) : 1.14 m/s. Geometric Vy (air attacking up from below) : 5.96 m/s. Total 'mixed' propwash INCREASE in speed behind prop: 3.06 m/s, pos in from ahead. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 1 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=5.00% of span. flight RE= 0.4201 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.18299 0.95722 | reyno 2 1.18299 0.95722 |======>resultant cl= 1.17170. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00786 0.00871 | reyno 2 0.00786 0.00871 |======>resultant cd= 0.00790. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03372 | reyno 2 -0.11000 -0.03372 |======>resultant cm= -0.10619. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.31120, cd= 0.13562, cm= -0.10783. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.03530* 0.020* sqr( 167.40) * 0.2267 / 2 = -2.23 N. drag= 1.31772* 0.020* sqr( 167.40) * 0.2267 / 2 = 83.39 N. momt= -0.10783* 0.020* sqr( 167.40) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.35 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4219 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.40842 1.16589 | reyno 2 1.40842 1.16589 |======>resultant cl= 1.39629. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00930 0.01075 | reyno 2 0.00930 0.01075 |======>resultant cd= 0.00937. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03175 | reyno 2 -0.11000 -0.03175 |======>resultant cm= -0.10609. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.56972, cd= 0.21311, cm= -0.11615. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.02620* 0.020* sqr( 168.09) * 0.2267 / 2 = -1.67 N. drag= 1.58391* 0.020* sqr( 168.09) * 0.2267 / 2 = 101.07 N. momt= -0.11615* 0.020* sqr( 168.09) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.47 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4206 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.25514 1.02402 | reyno 2 1.25514 1.02402 |======>resultant cl= 1.24358. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00828 0.00929 | reyno 2 0.00828 0.00929 |======>resultant cd= 0.00833. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03309 | reyno 2 -0.11000 -0.03309 |======>resultant cm= -0.10615. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.39345, cd= 0.15776, cm= -0.11047. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.03216* 0.020* sqr( 167.59) * 0.2267 / 2 = -2.04 N. drag= 1.40198* 0.020* sqr( 167.59) * 0.2267 / 2 = 88.92 N. momt= -0.11047* 0.020* sqr( 167.59) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.39 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4194 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.03368 0.81845 | reyno 2 1.03368 0.81845 |======>resultant cl= 1.02292. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00711 0.00770 | reyno 2 0.00711 0.00770 |======>resultant cd= 0.00714. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03503 | reyno 2 -0.11000 -0.03503 |======>resultant cm= -0.10625. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.14635, cd= 0.09727, cm= -0.10282. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.04276* 0.020* sqr( 167.10) * 0.2267 / 2 = -2.70 N. drag= 1.14968* 0.020* sqr( 167.10) * 0.2267 / 2 = 72.49 N. momt= -0.10282* 0.020* sqr( 167.10) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.28 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 2 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=15.00% of span. flight RE= 0.4231 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.10282 -0.04439 | reyno 2 0.10282 -0.04439 |======>resultant cl= 0.08074. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00551 0.00620 | reyno 2 0.00551 0.00620 |======>resultant cd= 0.00561. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04316 | reyno 2 -0.11000 -0.04316 |======>resultant cm= -0.09997. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.09320, cd= 0.00618, cm= -0.06787. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01525* 0.019* sqr( 177.69) * 0.2267 / 2 = 1.03 N. drag= 0.09215* 0.019* sqr( 177.69) * 0.2267 / 2 = 6.23 N. momt= -0.06787* 0.019* sqr( 177.69) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.86 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4273 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.30638 0.14400 | reyno 2 0.30638 0.14400 |======>resultant cl= 0.28202. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00551 0.00601 | reyno 2 0.00551 0.00601 |======>resultant cd= 0.00558. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04139 | reyno 2 -0.11000 -0.04139 |======>resultant cm= -0.09971. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.32826, cd= 0.01254, cm= -0.07557. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.07505* 0.019* sqr( 179.45) * 0.2267 / 2 = 5.18 N. drag= 0.31982* 0.019* sqr( 179.45) * 0.2267 / 2 = 22.07 N. momt= -0.07557* 0.019* sqr( 179.45) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.98 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4244 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.16836 0.01628 | reyno 2 0.16836 0.01628 |======>resultant cl= 0.14555. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00611 | reyno 2 0.00550 0.00611 |======>resultant cd= 0.00559. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04259 | reyno 2 -0.11000 -0.04259 |======>resultant cm= -0.09989. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.16842, cd= 0.00743, cm= -0.07032. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.03325* 0.019* sqr( 178.22) * 0.2267 / 2 = 2.26 N. drag= 0.16528* 0.019* sqr( 178.22) * 0.2267 / 2 = 11.25 N. momt= -0.07032* 0.019* sqr( 178.22) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.90 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4206 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.03732 -0.17466 | reyno 2 -0.03732 -0.17466 |======>resultant cl= -0.05792. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00559 0.00654 | reyno 2 0.00559 0.00654 |======>resultant cd= 0.00573. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04439 | reyno 2 -0.11000 -0.04439 |======>resultant cm= -0.10016. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.06679, cd= 0.00602, cm= -0.06292. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.01940* 0.019* sqr( 176.64) * 0.2267 / 2 = -1.30 N. drag= -0.06419* 0.019* sqr( 176.64) * 0.2267 / 2 = -4.29 N. momt= -0.06292* 0.019* sqr( 176.64) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.79 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 3 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=25.00% of span. flight RE= 0.4062 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.37067 -0.48345 | reyno 2 -0.37067 -0.48345 |======>resultant cl= -0.39887. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00618 0.00814 | reyno 2 0.00618 0.00814 |======>resultant cd= 0.00667. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04730 | reyno 2 -0.11000 -0.04730 |======>resultant cm= -0.09433. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.46442, cd= 0.02070, cm= -0.04731. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.19511* 0.018* sqr( 180.35) * 0.2267 / 2 = -12.86 N. drag= -0.42196* 0.018* sqr( 180.35) * 0.2267 / 2 = -27.81 N. momt= -0.04731* 0.018* sqr( 180.35) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.55 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4126 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.18240 -0.30923 | reyno 2 -0.18240 -0.30923 |======>resultant cl= -0.21411. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00577 0.00709 | reyno 2 0.00577 0.00709 |======>resultant cd= 0.00610. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04565 | reyno 2 -0.11000 -0.04565 |======>resultant cm= -0.09391. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.25232, cd= 0.01021, cm= -0.05441. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.11321* 0.018* sqr( 183.16) * 0.2267 / 2 = -7.70 N. drag= -0.22573* 0.018* sqr( 183.16) * 0.2267 / 2 = -15.35 N. momt= -0.05441* 0.018* sqr( 183.16) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.66 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4082 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.30967 -0.42699 | reyno 2 -0.30967 -0.42699 |======>resultant cl= -0.33900. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00602 0.00776 | reyno 2 0.00602 0.00776 |======>resultant cd= 0.00646. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04677 | reyno 2 -0.11000 -0.04677 |======>resultant cm= -0.09419. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.39615, cd= 0.01664, cm= -0.04958. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.16967* 0.018* sqr( 181.21) * 0.2267 / 2 = -11.29 N. drag= -0.35836* 0.018* sqr( 181.21) * 0.2267 / 2 = -23.85 N. momt= -0.04958* 0.018* sqr( 181.21) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.59 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4022 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.50344 -0.60688 | reyno 2 -0.50344 -0.60688 |======>resultant cl= -0.52930. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00660 0.00913 | reyno 2 0.00660 0.00913 |======>resultant cd= 0.00723. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04846 | reyno 2 -0.11000 -0.04846 |======>resultant cm= -0.09462. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.61409, cd= 0.03160, cm= -0.04261. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.24791* 0.018* sqr( 178.56) * 0.2267 / 2 = -16.02 N. drag= -0.56271* 0.018* sqr( 178.56) * 0.2267 / 2 = -36.36 N. momt= -0.04261* 0.018* sqr( 178.56) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.49 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 4 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=35.00% of span. flight RE= 0.4052 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.49527 -0.59899 | reyno 2 -0.49527 -0.59899 |======>resultant cl= -0.53157. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00657 0.00906 | reyno 2 0.00657 0.00906 |======>resultant cd= 0.00744. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04839 | reyno 2 -0.11000 -0.04839 |======>resultant cm= -0.08844. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.64213, cd= 0.03583, cm= -0.04008. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.35446* 0.017* sqr( 190.77) * 0.2267 / 2 = -24.65 N. drag= -0.53663* 0.017* sqr( 190.77) * 0.2267 / 2 = -37.32 N. momt= -0.04008* 0.017* sqr( 190.77) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.47 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4130 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.33028 -0.44636 | reyno 2 -0.33028 -0.44636 |======>resultant cl= -0.37091. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00607 0.00788 | reyno 2 0.00607 0.00788 |======>resultant cd= 0.00670. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04695 | reyno 2 -0.11000 -0.04695 |======>resultant cm= -0.08793. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.45564, cd= 0.02011, cm= -0.04657. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.25888* 0.017* sqr( 194.45) * 0.2267 / 2 = -18.70 N. drag= -0.37549* 0.017* sqr( 194.45) * 0.2267 / 2 = -27.13 N. momt= -0.04657* 0.017* sqr( 194.45) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.56 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4076 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.44151 -0.54924 | reyno 2 -0.44151 -0.54924 |======>resultant cl= -0.47922. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00638 0.00864 | reyno 2 0.00638 0.00864 |======>resultant cd= 0.00717. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04792 | reyno 2 -0.11000 -0.04792 |======>resultant cm= -0.08827. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.58184, cd= 0.02986, cm= -0.04215. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.32392* 0.017* sqr( 191.91) * 0.2267 / 2 = -22.80 N. drag= -0.48426* 0.017* sqr( 191.91) * 0.2267 / 2 = -34.08 N. momt= -0.04215* 0.017* sqr( 191.91) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.50 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4001 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.61296 -0.70844 | reyno 2 -0.61296 -0.70844 |======>resultant cl= -0.64638. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00703 0.01012 | reyno 2 0.00703 0.01012 |======>resultant cd= 0.00811. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04942 | reyno 2 -0.11000 -0.04942 |======>resultant cm= -0.08880. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.77565, cd= 0.05173, cm= -0.03575. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.42113* 0.017* sqr( 188.36) * 0.2267 / 2 = -28.55 N. drag= -0.65341* 0.017* sqr( 188.36) * 0.2267 / 2 = -44.30 N. momt= -0.03575* 0.017* sqr( 188.36) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.41 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 5 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=45.00% of span. flight RE= 0.3926 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.36429 -0.47753 | reyno 2 -0.36429 -0.47753 |======>resultant cl= -0.41525. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00616 0.00810 | reyno 2 0.00616 0.00810 |======>resultant cd= 0.00703. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04724 | reyno 2 -0.11000 -0.04724 |======>resultant cm= -0.08176. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.51357, cd= 0.02516, cm= -0.04088. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.32787* 0.016* sqr( 196.79) * 0.2267 / 2 = -22.79 N. drag= -0.39610* 0.016* sqr( 196.79) * 0.2267 / 2 = -27.54 N. momt= -0.04088* 0.016* sqr( 196.79) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.45 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.4009 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.22262 -0.34653 | reyno 2 -0.22262 -0.34653 |======>resultant cl= -0.27838. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00584 0.00728 | reyno 2 0.00584 0.00728 |======>resultant cd= 0.00649. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04601 | reyno 2 -0.11000 -0.04601 |======>resultant cm= -0.08120. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.35125, cd= 0.01446, cm= -0.04670. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.22932* 0.016* sqr( 200.93) * 0.2267 / 2 = -16.62 N. drag= -0.26645* 0.016* sqr( 200.93) * 0.2267 / 2 = -19.31 N. momt= -0.04670* 0.016* sqr( 200.93) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.53 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.3952 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.31793 -0.43465 | reyno 2 -0.31793 -0.43465 |======>resultant cl= -0.37045. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00604 0.00781 | reyno 2 0.00604 0.00781 |======>resultant cd= 0.00684. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04684 | reyno 2 -0.11000 -0.04684 |======>resultant cm= -0.08158. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.46097, cd= 0.02109, cm= -0.04274. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.29623* 0.016* sqr( 198.08) * 0.2267 / 2 = -20.86 N. drag= -0.35381* 0.016* sqr( 198.08) * 0.2267 / 2 = -24.92 N. momt= -0.04274* 0.016* sqr( 198.08) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.47 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.3871 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.46533 -0.57154 | reyno 2 -0.46533 -0.57154 |======>resultant cl= -0.51312. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00646 0.00883 | reyno 2 0.00646 0.00883 |======>resultant cd= 0.00753. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04813 | reyno 2 -0.11000 -0.04813 |======>resultant cm= -0.08216. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.62910, cd= 0.03590, cm= -0.03705. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.39646* 0.016* sqr( 194.03) * 0.2267 / 2 = -26.79 N. drag= -0.48978* 0.016* sqr( 194.03) * 0.2267 / 2 = -33.10 N. momt= -0.03705* 0.016* sqr( 194.03) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.39 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 6 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=55.00% of span. flight RE= 0.3204 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.24506 0.08750 | reyno 2 0.24506 0.08750 |======>resultant cl= 0.15840. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00603 | reyno 2 0.00550 0.00603 |======>resultant cd= 0.00579. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04191 | reyno 2 -0.11000 -0.04191 |======>resultant cm= -0.07255. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.17946, cd= 0.00789, cm= -0.05187. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.11768* 0.015* sqr( 171.64) * 0.2267 / 2 = 5.82 N. drag= 0.13571* 0.015* sqr( 171.64) * 0.2267 / 2 = 6.71 N. momt= -0.05187* 0.015* sqr( 171.64) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.38 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3278 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.36945 0.20248 | reyno 2 0.36945 0.20248 |======>resultant cl= 0.27762. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00554 0.00600 | reyno 2 0.00554 0.00600 |======>resultant cd= 0.00579. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04084 | reyno 2 -0.11000 -0.04084 |======>resultant cm= -0.07196. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.31918, cd= 0.01237, cm= -0.05653. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.21608* 0.015* sqr( 175.59) * 0.2267 / 2 = 11.19 N. drag= 0.23523* 0.015* sqr( 175.59) * 0.2267 / 2 = 12.18 N. momt= -0.05653* 0.015* sqr( 175.59) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.43 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3227 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.28589 0.12526 | reyno 2 0.28589 0.12526 |======>resultant cl= 0.19754. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00551 0.00601 | reyno 2 0.00551 0.00601 |======>resultant cd= 0.00579. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04156 | reyno 2 -0.11000 -0.04156 |======>resultant cm= -0.07236. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.22481, cd= 0.00907, cm= -0.05337. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.14932* 0.015* sqr( 172.88) * 0.2267 / 2 = 7.49 N. drag= 0.16830* 0.015* sqr( 172.88) * 0.2267 / 2 = 8.45 N. momt= -0.05337* 0.015* sqr( 172.88) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.39 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3154 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.15847 0.00689 | reyno 2 0.15847 0.00689 |======>resultant cl= 0.07510. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00612 | reyno 2 0.00550 0.00612 |======>resultant cd= 0.00584. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.04268 | reyno 2 -0.11000 -0.04268 |======>resultant cm= -0.07297. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.08462, cd= 0.00630, cm= -0.04892. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.05252* 0.015* sqr( 168.98) * 0.2267 / 2 = 2.52 N. drag= 0.06664* 0.015* sqr( 168.98) * 0.2267 / 2 = 3.20 N. momt= -0.04892* 0.015* sqr( 168.98) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.35 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 7 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=65.00% of span. flight RE= 0.2602 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.06007 0.84324 | reyno 2 1.06007 0.84324 |======>resultant cl= 0.91913. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00723 0.00786 | reyno 2 0.00723 0.00786 |======>resultant cd= 0.00764. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03479 | reyno 2 -0.11000 -0.03479 |======>resultant cm= -0.06112. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.98295, cd= 0.07051, cm= -0.06749. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.73453* 0.014* sqr( 149.72) * 0.2267 / 2 = 25.74 N. drag= 0.65699* 0.014* sqr( 149.72) * 0.2267 / 2 = 23.03 N. momt= -0.06749* 0.014* sqr( 149.72) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.32 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2671 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.16756 0.94255 | reyno 2 1.16756 0.94255 |======>resultant cl= 1.02131. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00777 0.00859 | reyno 2 0.00777 0.00859 |======>resultant cd= 0.00831. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03386 | reyno 2 -0.11000 -0.03386 |======>resultant cm= -0.06051. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.10547, cd= 0.08720, cm= -0.07139. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.83587* 0.014* sqr( 153.71) * 0.2267 / 2 = 30.87 N. drag= 0.72870* 0.014* sqr( 153.71) * 0.2267 / 2 = 26.92 N. momt= -0.07139* 0.014* sqr( 153.71) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.36 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2624 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.09545 0.87594 | reyno 2 1.09545 0.87594 |======>resultant cl= 0.95277. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00740 0.00809 | reyno 2 0.00740 0.00809 |======>resultant cd= 0.00785. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03448 | reyno 2 -0.11000 -0.03448 |======>resultant cm= -0.06091. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.02270, cd= 0.07575, cm= -0.06874. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.76725* 0.014* sqr( 150.98) * 0.2267 / 2 = 27.35 N. drag= 0.68043* 0.014* sqr( 150.98) * 0.2267 / 2 = 24.25 N. momt= -0.06874* 0.014* sqr( 150.98) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.34 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2555 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.98840 0.77646 | reyno 2 0.98840 0.77646 |======>resultant cl= 0.85064. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00692 0.00745 | reyno 2 0.00692 0.00745 |======>resultant cd= 0.00726. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.03542 | reyno 2 -0.11000 -0.03542 |======>resultant cm= -0.06152. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.90621, cd= 0.06033, cm= -0.06519. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.67152* 0.014* sqr( 147.03) * 0.2267 / 2 = 22.70 N. drag= 0.61149* 0.014* sqr( 147.03) * 0.2267 / 2 = 20.67 N. momt= -0.06519* 0.014* sqr( 147.03) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.30 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 8 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=75.00% of span. flight RE= 0.2129 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8354 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.84933 1.48226 | reyno 2 1.84933 1.48226 |======>resultant cl= 1.57403. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01634 0.02143 | reyno 2 0.01634 0.02143 |======>resultant cd= 0.02016. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09483 -0.02564 | reyno 2 -0.09483 -0.02564 |======>resultant cm= -0.04294. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.62278, cd= 0.19283, cm= -0.07560. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.36904* 0.013* sqr( 132.31) * 0.2267 / 2 = 34.69 N. drag= 0.89237* 0.013* sqr( 132.31) * 0.2267 / 2 = 22.61 N. momt= -0.07560* 0.013* sqr( 132.31) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.24 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2194 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8376 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.80923 1.40685 | reyno 2 1.80923 1.40685 |======>resultant cl= 1.50745. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01745 0.02316 | reyno 2 0.01745 0.02316 |======>resultant cd= 0.02173. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09257 -0.02595 | reyno 2 -0.09257 -0.02595 |======>resultant cm= -0.04260. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.57055, cd= 0.18270, cm= -0.07403. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.33915* 0.013* sqr( 136.36) * 0.2267 / 2 = 36.04 N. drag= 0.84065* 0.013* sqr( 136.36) * 0.2267 / 2 = 22.63 N. momt= -0.07403* 0.013* sqr( 136.36) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.25 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2150 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8360 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.84221 1.46128 | reyno 2 1.84221 1.46128 |======>resultant cl= 1.55651. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01670 0.02199 | reyno 2 0.01670 0.02199 |======>resultant cd= 0.02067. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09408 -0.02541 | reyno 2 -0.09408 -0.02541 |======>resultant cm= -0.04258. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.60992, cd= 0.19046, cm= -0.07507. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.36285* 0.013* sqr( 133.59) * 0.2267 / 2 = 35.21 N. drag= 0.87794* 0.013* sqr( 133.59) * 0.2267 / 2 = 22.68 N. momt= -0.07507* 0.013* sqr( 133.59) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.25 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2085 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8373 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.84594 1.59793 | reyno 2 1.84594 1.59793 |======>resultant cl= 1.65994. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01569 0.02042 | reyno 2 0.01569 0.02042 |======>resultant cd= 0.01924. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09619 -0.02609 | reyno 2 -0.09619 -0.02609 |======>resultant cm= -0.04361. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.70645, cd= 0.20974, cm= -0.07853. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.42664* 0.013* sqr( 129.56) * 0.2267 / 2 = 34.67 N. drag= 0.95951* 0.013* sqr( 129.56) * 0.2267 / 2 = 23.31 N. momt= -0.07853* 0.013* sqr( 129.56) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.24 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 9 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=85.00% of span. flight RE= 0.1803 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8642 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04746 0.91407 | reyno 2 1.04746 0.91407 |======>resultant cl= 0.93408. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09586 0.10695 | reyno 2 0.09586 0.10695 |======>resultant cd= 0.10529. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05985 -0.05616 | reyno 2 -0.05985 -0.05616 |======>resultant cm= -0.05671. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.94498, cd= 0.16339, cm= -0.06180. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.88460* 0.012* sqr( 121.76) * 0.2267 / 2 = 17.47 N. drag= 0.37037* 0.012* sqr( 121.76) * 0.2267 / 2 = 7.31 N. momt= -0.06180* 0.012* sqr( 121.76) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.14 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1863 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8669 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.05319 0.92617 | reyno 2 1.05319 0.92617 |======>resultant cl= 0.94522. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.10210 0.11307 | reyno 2 0.10210 0.11307 |======>resultant cd= 0.11142. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05884 -0.05527 | reyno 2 -0.05884 -0.05527 |======>resultant cm= -0.05580. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.96546, cd= 0.17160, cm= -0.06223. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.90551* 0.012* sqr( 125.79) * 0.2267 / 2 = 19.08 N. drag= 0.37632* 0.012* sqr( 125.79) * 0.2267 / 2 = 7.93 N. momt= -0.06223* 0.012* sqr( 125.79) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.15 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1822 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8650 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04933 0.91803 | reyno 2 1.04933 0.91803 |======>resultant cl= 0.93773. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09790 0.10896 | reyno 2 0.09790 0.10896 |======>resultant cd= 0.10730. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05952 -0.05587 | reyno 2 -0.05952 -0.05587 |======>resultant cm= -0.05641. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.95148, cd= 0.16607, cm= -0.06193. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.89125* 0.012* sqr( 123.05) * 0.2267 / 2 = 17.97 N. drag= 0.37225* 0.012* sqr( 123.05) * 0.2267 / 2 = 7.51 N. momt= -0.06193* 0.012* sqr( 123.05) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.15 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1762 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8650 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04466 0.90805 | reyno 2 1.04466 0.90805 |======>resultant cl= 0.92855. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09281 0.10392 | reyno 2 0.09281 0.10392 |======>resultant cd= 0.10225. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.06034 -0.05660 | reyno 2 -0.06034 -0.05660 |======>resultant cm= -0.05716. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.93726, cd= 0.15902, cm= -0.06174. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.87613* 0.012* sqr( 119.02) * 0.2267 / 2 = 16.53 N. drag= 0.36897* 0.012* sqr( 119.02) * 0.2267 / 2 = 6.96 N. momt= -0.06174* 0.012* sqr( 119.02) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.14 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 1 BLADES, RADIAL ELEMENT 10 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=95.00% of span. flight RE= 0.1611 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0076, fine_effect= 0.8942 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15831 1.14678 | reyno 2 1.15831 1.14678 |======>resultant cl= 1.14735. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32169 0.33152 | reyno 2 0.32169 0.33152 |======>resultant cd= 0.33103. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05745 -0.05762 | reyno 2 -0.05745 -0.05762 |======>resultant cm= -0.05761. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.15571, cd= 0.41794, cm= -0.06876. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.15571* 0.011* sqr( 119.14) * 0.2267 / 2 = 19.95 N. drag= 0.41794* 0.011* sqr( 119.14) * 0.2267 / 2 = 7.21 N. momt= -0.06876* 0.011* sqr( 119.14) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.13 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1663 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0103, fine_effect= 0.8956 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15864 1.14737 | reyno 2 1.15864 1.14737 |======>resultant cl= 1.14793. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32321 0.33299 | reyno 2 0.32321 0.33299 |======>resultant cd= 0.33250. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05761 -0.05782 | reyno 2 -0.05761 -0.05782 |======>resultant cm= -0.05781. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.16682, cd= 0.42040, cm= -0.06951. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.16682* 0.011* sqr( 122.99) * 0.2267 / 2 = 21.46 N. drag= 0.42040* 0.011* sqr( 122.99) * 0.2267 / 2 = 7.73 N. momt= -0.06951* 0.011* sqr( 122.99) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.14 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1628 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0084, fine_effect= 0.8946 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15841 1.14697 | reyno 2 1.15841 1.14697 |======>resultant cl= 1.14754. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32214 0.33194 | reyno 2 0.32214 0.33194 |======>resultant cd= 0.33145. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05750 -0.05767 | reyno 2 -0.05750 -0.05767 |======>resultant cm= -0.05766. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.15914, cd= 0.41868, cm= -0.06899. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.15914* 0.011* sqr( 120.38) * 0.2267 / 2 = 20.43 N. drag= 0.41868* 0.011* sqr( 120.38) * 0.2267 / 2 = 7.38 N. momt= -0.06899* 0.011* sqr( 120.38) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.13 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1576 million, a/a0= 0.8290, centroid mult= 1.0100, fine_effect= 0.8954 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15860 1.14730 | reyno 2 1.15860 1.14730 |======>resultant cl= 1.14786. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32302 0.33280 | reyno 2 0.32302 0.33280 |======>resultant cd= 0.33231. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05759 -0.05779 | reyno 2 -0.05759 -0.05779 |======>resultant cm= -0.05778. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.15398, cd= 0.41837, cm= -0.06874. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.15398* 0.011* sqr( 116.52) * 0.2267 / 2 = 19.05 N. drag= 0.41837* 0.011* sqr( 116.52) * 0.2267 / 2 = 6.91 N. momt= -0.06874* 0.011* sqr( 116.52) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.12 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• Before torque applications: #0 f_axil= -243.91 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 29.68 N, pos right, M= 0.00 N-m, pos up. f_nrml= 154.05 N, pos up, N= 0.00 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• pitch-moment of prop on aircraft, as seen looking along axis of prop from behind: 6.18 n-m, positive pitch up. yaw -moment of prop on aircraft, as seen looking along axis of prop from behind: -31.06 n-m, positive yaw right. pitch-rate of prop on aircraft: 0.00 rad/sec, plus any rotation rates of the aircraft. yaw -rate of prop on aircraft: 0.00 rad/sec, plus any rotation rates of the aircraft. new resultant cyclic tilt of prop for pitch: 0.00 deg, positive pitch up. new resultant cyclic tilt of prop for roll: 0.00 deg, positive yaw or roll right. L_prop_gyro= -0.00 M_prop_gyro= -27.77 N_prop_gyro= 101.21 L_PRP_on_COG_acf_coord= 0.00 M_PRP_on_COG_acf_coord= -27.28 N_PRP_on_COG_acf_coord= 340.66 •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After torque applications: #0 f_axil= -243.91 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 29.68 N, pos right, M= -156.25 N-m, pos up. f_nrml= 154.05 N, pos up, N= 414.10 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• Before rotor: #1 f_axil= -243.91 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 29.68 N, pos right, M= -156.25 N-m, pos up. f_nrml= 154.05 N, pos up, N= 414.10 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• The prop is turning clockwise at 276.03 rad per sec. X location of the pivot-point of the thrust vector : 1.52 m. Y location of the pivot-point of the thrust vector : 0.14 m. Z location of the pivot-point of the thrust vector : 1.52 m. X location of the prop hub : 1.52 m. Y location of the prop hub : 0.14 m. Z location of the prop hub : 1.98 m. this_flt->vx_air_on_acf : 1.31 m/s. this_flt->vy_air_on_acf : 5.88 m/s. this_flt->vz_air_on_acf : 171.82 m/s. vx air acting on prop in prop coord sys : 1.18 m/s. vy air acting on prop in prop coord sys : 6.17 m/s. vz air acting on prop in prop coord sys : 171.77 m/s. this_flt->Prad : 0.08 deg/s/s. this_flt->Qrad : 0.01 deg/s/s. this_flt->Rrad : -0.03 deg/s/s. Total speed of the disc :171.8812 m/s. Airflow sideways into disc : 6.2862 m/s. Airflow thru the disc before wash :171.8812 m/s. Geometric Vz (air into the disc, pure geo) : 171.77 m/s. Geometric Vx (air attacking to the right) : 1.18 m/s. Geometric Vy (air attacking up from below) : 6.17 m/s. Total 'mixed' propwash INCREASE in speed behind prop: 4.05 m/s, pos in from ahead. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 1 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=5.00% of span. flight RE= 0.4205 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.16613 1.16613 | reyno 2 1.16613 1.16613 |======>resultant cl= 1.16613. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00777 0.00777 | reyno 2 0.00777 0.00777 |======>resultant cd= 0.00777. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.29626, cd= 0.13438, cm= -0.10934. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.03569* 0.020* sqr( 167.53) * 0.2267 / 2 = -2.26 N. drag= 1.30272* 0.020* sqr( 167.53) * 0.2267 / 2 = 82.57 N. momt= -0.10934* 0.020* sqr( 167.53) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.37 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4223 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.39630 1.39630 | reyno 2 1.39630 1.39630 |======>resultant cl= 1.39630. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00921 0.00921 | reyno 2 0.00921 0.00921 |======>resultant cd= 0.00921. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.55785, cd= 0.21329, cm= -0.11777. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.02604* 0.020* sqr( 168.25) * 0.2267 / 2 = -1.66 N. drag= 1.57217* 0.020* sqr( 168.25) * 0.2267 / 2 = 100.51 N. momt= -0.11777* 0.020* sqr( 168.25) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.49 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4210 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.24013 1.24013 | reyno 2 1.24013 1.24013 |======>resultant cl= 1.24013. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00819 0.00819 | reyno 2 0.00819 0.00819 |======>resultant cd= 0.00819. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.37990, cd= 0.15698, cm= -0.11202. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.03237* 0.020* sqr( 167.73) * 0.2267 / 2 = -2.06 N. drag= 1.38842* 0.020* sqr( 167.73) * 0.2267 / 2 = 88.21 N. momt= -0.11202* 0.020* sqr( 167.73) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.41 N-m. element center=5.00% of span. flight RE= 0.4197 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.01374 1.01374 | reyno 2 1.01374 1.01374 |======>resultant cl= 1.01374. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00703 0.00703 | reyno 2 0.00703 0.00703 |======>resultant cd= 0.00703. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.12955, cd= 0.09563, cm= -0.10429. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.04344* 0.020* sqr( 167.22) * 0.2267 / 2 = -2.74 N. drag= 1.13276* 0.020* sqr( 167.22) * 0.2267 / 2 = 71.54 N. momt= -0.10429* 0.020* sqr( 167.22) * 0.2267 / 2 * 0.20= -1.31 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 2 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=15.00% of span. flight RE= 0.4237 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09208 0.09208 | reyno 2 0.09208 0.09208 |======>resultant cl= 0.09208. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00552 0.00552 | reyno 2 0.00552 0.00552 |======>resultant cd= 0.00552. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.10562, cd= 0.00626, cm= -0.07429. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01794* 0.019* sqr( 177.93) * 0.2267 / 2 = 1.22 N. drag= 0.10427* 0.019* sqr( 177.93) * 0.2267 / 2 = 7.07 N. momt= -0.07429* 0.019* sqr( 177.93) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.95 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4280 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.30081 0.30081 | reyno 2 0.30081 0.30081 |======>resultant cl= 0.30081. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00551 0.00551 | reyno 2 0.00551 0.00551 |======>resultant cd= 0.00551. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.34766, cd= 0.01351, cm= -0.08240. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.07949* 0.019* sqr( 179.74) * 0.2267 / 2 = 5.50 N. drag= 0.33872* 0.019* sqr( 179.74) * 0.2267 / 2 = 23.45 N. momt= -0.08240* 0.019* sqr( 179.74) * 0.2267 / 2 * 0.19= -1.07 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4250 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.15960 0.15960 | reyno 2 0.15960 0.15960 |======>resultant cl= 0.15960. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00550 | reyno 2 0.00550 0.00550 |======>resultant cd= 0.00550. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.18347, cd= 0.00774, cm= -0.07689. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.03653* 0.019* sqr( 178.47) * 0.2267 / 2 = 2.49 N. drag= 0.17997* 0.019* sqr( 178.47) * 0.2267 / 2 = 12.28 N. momt= -0.07689* 0.019* sqr( 178.47) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.99 N-m. element center=15.00% of span. flight RE= 0.4211 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05186 -0.05186 | reyno 2 -0.05186 -0.05186 |======>resultant cl= -0.05186. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00561 0.00561 | reyno 2 0.00561 0.00561 |======>resultant cd= 0.00561. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.05948, cd= 0.00584, cm= -0.06912. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.01765* 0.019* sqr( 176.85) * 0.2267 / 2 = -1.18 N. drag= -0.05710* 0.019* sqr( 176.85) * 0.2267 / 2 = -3.83 N. momt= -0.06912* 0.019* sqr( 176.85) * 0.2267 / 2 * 0.19= -0.87 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 3 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=25.00% of span. flight RE= 0.4071 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.38120 -0.38120 | reyno 2 -0.38120 -0.38120 |======>resultant cl= -0.38120. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00621 0.00621 | reyno 2 0.00621 0.00621 |======>resultant cd= 0.00621. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.44126, cd= 0.01916, cm= -0.05784. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.18440* 0.018* sqr( 180.71) * 0.2267 / 2 = -12.20 N. drag= -0.40134* 0.018* sqr( 180.71) * 0.2267 / 2 = -26.56 N. momt= -0.05784* 0.018* sqr( 180.71) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.68 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4136 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.18780 -0.18780 | reyno 2 -0.18780 -0.18780 |======>resultant cl= -0.18780. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00578 0.00578 | reyno 2 0.00578 0.00578 |======>resultant cd= 0.00578. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.21990, cd= 0.00898, cm= -0.06559. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.09872* 0.018* sqr( 183.62) * 0.2267 / 2 = -6.75 N. drag= -0.19670* 0.018* sqr( 183.62) * 0.2267 / 2 = -13.44 N. momt= -0.06559* 0.018* sqr( 183.62) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.80 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4091 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.31822 -0.31822 | reyno 2 -0.31822 -0.31822 |======>resultant cl= -0.31822. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00605 0.00605 | reyno 2 0.00605 0.00605 |======>resultant cd= 0.00605. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.36963, cd= 0.01512, cm= -0.06032. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.15765* 0.018* sqr( 181.61) * 0.2267 / 2 = -10.54 N. drag= -0.33466* 0.018* sqr( 181.61) * 0.2267 / 2 = -22.37 N. momt= -0.06032* 0.018* sqr( 181.61) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.72 N-m. element center=25.00% of span. flight RE= 0.4029 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.51800 -0.51800 | reyno 2 -0.51800 -0.51800 |======>resultant cl= -0.51800. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00665 0.00665 | reyno 2 0.00665 0.00665 |======>resultant cd= 0.00665. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.59793, cd= 0.03020, cm= -0.05274. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.23969* 0.018* sqr( 178.87) * 0.2267 / 2 = -15.54 N. drag= -0.54861* 0.018* sqr( 178.87) * 0.2267 / 2 = -35.57 N. momt= -0.05274* 0.018* sqr( 178.87) * 0.2267 / 2 * 0.18= -0.61 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 4 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=35.00% of span. flight RE= 0.4061 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.50789 -0.50789 | reyno 2 -0.50789 -0.50789 |======>resultant cl= -0.50789. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00661 0.00661 | reyno 2 0.00661 0.00661 |======>resultant cd= 0.00661. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.61020, cd= 0.03239, cm= -0.05527. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.33446* 0.017* sqr( 191.21) * 0.2267 / 2 = -23.37 N. drag= -0.51140* 0.017* sqr( 191.21) * 0.2267 / 2 = -35.73 N. momt= -0.05527* 0.017* sqr( 191.21) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.65 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4142 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.33822 -0.33822 | reyno 2 -0.33822 -0.33822 |======>resultant cl= -0.33822. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00609 0.00609 | reyno 2 0.00609 0.00609 |======>resultant cd= 0.00609. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.41306, cd= 0.01738, cm= -0.06266. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.23370* 0.017* sqr( 195.00) * 0.2267 / 2 = -16.98 N. drag= -0.34103* 0.017* sqr( 195.00) * 0.2267 / 2 = -24.78 N. momt= -0.06266* 0.017* sqr( 195.00) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.76 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4086 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.45233 -0.45233 | reyno 2 -0.45233 -0.45233 |======>resultant cl= -0.45233. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00642 0.00642 | reyno 2 0.00642 0.00642 |======>resultant cd= 0.00642. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.54616, cd= 0.02655, cm= -0.05764. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.30213* 0.017* sqr( 192.39) * 0.2267 / 2 = -21.37 N. drag= -0.45575* 0.017* sqr( 192.39) * 0.2267 / 2 = -32.23 N. momt= -0.05764* 0.017* sqr( 192.39) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.68 N-m. element center=35.00% of span. flight RE= 0.4008 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.62945 -0.62945 | reyno 2 -0.62945 -0.62945 |======>resultant cl= -0.62945. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00710 0.00710 | reyno 2 0.00710 0.00710 |======>resultant cd= 0.00710. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.75172, cd= 0.04832, cm= -0.05040. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.40489* 0.017* sqr( 188.72) * 0.2267 / 2 = -27.56 N. drag= -0.63520* 0.017* sqr( 188.72) * 0.2267 / 2 = -43.23 N. momt= -0.05040* 0.017* sqr( 188.72) * 0.2267 / 2 * 0.17= -0.58 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 5 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=45.00% of span. flight RE= 0.3935 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.38031 -0.38031 | reyno 2 -0.38031 -0.38031 |======>resultant cl= -0.38031. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.46792, cd= 0.02113, cm= -0.06151. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.29645* 0.016* sqr( 197.24) * 0.2267 / 2 = -20.70 N. drag= -0.36265* 0.016* sqr( 197.24) * 0.2267 / 2 = -25.33 N. momt= -0.06151* 0.016* sqr( 197.24) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.68 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.4021 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.23460 -0.23460 | reyno 2 -0.23460 -0.23460 |======>resultant cl= -0.23460. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00586 0.00586 | reyno 2 0.00586 0.00586 |======>resultant cd= 0.00586. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.29439, cd= 0.01160, cm= -0.06845. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.19148* 0.016* sqr( 201.52) * 0.2267 / 2 = -13.96 N. drag= -0.22391* 0.016* sqr( 201.52) * 0.2267 / 2 = -16.32 N. momt= -0.06845* 0.016* sqr( 201.52) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.79 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.3962 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.33239 -0.33239 | reyno 2 -0.33239 -0.33239 |======>resultant cl= -0.33239. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00607 0.00607 | reyno 2 0.00607 0.00607 |======>resultant cd= 0.00607. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.41142, cd= 0.01739, cm= -0.06374. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.26262* 0.016* sqr( 198.59) * 0.2267 / 2 = -18.59 N. drag= -0.31717* 0.016* sqr( 198.59) * 0.2267 / 2 = -22.45 N. momt= -0.06374* 0.016* sqr( 198.59) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.71 N-m. element center=45.00% of span. flight RE= 0.3879 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.48472 -0.48472 | reyno 2 -0.48472 -0.48472 |======>resultant cl= -0.48472. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00653 0.00653 | reyno 2 0.00653 0.00653 |======>resultant cd= 0.00653. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.59152, cd= 0.03142, cm= -0.05702. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.36949* 0.016* sqr( 194.40) * 0.2267 / 2 = -25.07 N. drag= -0.46299* 0.016* sqr( 194.40) * 0.2267 / 2 = -31.41 N. momt= -0.05702* 0.016* sqr( 194.40) * 0.2267 / 2 * 0.16= -0.61 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 6 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=55.00% of span. flight RE= 0.3210 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.22429 0.22429 | reyno 2 0.22429 0.22429 |======>resultant cl= 0.22429. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00550 | reyno 2 0.00550 0.00550 |======>resultant cd= 0.00550. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.25255, cd= 0.00974, cm= -0.07759. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.16614* 0.015* sqr( 171.95) * 0.2267 / 2 = 8.25 N. drag= 0.19045* 0.015* sqr( 171.95) * 0.2267 / 2 = 9.46 N. momt= -0.07759* 0.015* sqr( 171.95) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.57 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3286 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.35173 0.35173 | reyno 2 0.35173 0.35173 |======>resultant cl= 0.35173. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00553 0.00553 | reyno 2 0.00553 0.00553 |======>resultant cd= 0.00553. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.40169, cd= 0.01621, cm= -0.08324. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.27103* 0.015* sqr( 176.03) * 0.2267 / 2 = 14.10 N. drag= 0.29692* 0.015* sqr( 176.03) * 0.2267 / 2 = 15.45 N. momt= -0.08324* 0.015* sqr( 176.03) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.64 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3234 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.26635 0.26635 | reyno 2 0.26635 0.26635 |======>resultant cl= 0.26635. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00550 0.00550 | reyno 2 0.00550 0.00550 |======>resultant cd= 0.00550. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.30120, cd= 0.01153, cm= -0.07941. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.20003* 0.015* sqr( 173.24) * 0.2267 / 2 = 10.08 N. drag= 0.22549* 0.015* sqr( 173.24) * 0.2267 / 2 = 11.36 N. momt= -0.07941* 0.015* sqr( 173.24) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.59 N-m. element center=55.00% of span. flight RE= 0.3158 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.13515 0.13515 | reyno 2 0.13515 0.13515 |======>resultant cl= 0.13515. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00551 0.00551 | reyno 2 0.00551 0.00551 |======>resultant cd= 0.00551. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.15144, cd= 0.00702, cm= -0.07409. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.09679* 0.015* sqr( 169.21) * 0.2267 / 2 = 4.65 N. drag= 0.11669* 0.015* sqr( 169.21) * 0.2267 / 2 = 5.61 N. momt= -0.07409* 0.015* sqr( 169.21) * 0.2267 / 2 * 0.15= -0.52 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 7 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=65.00% of span. flight RE= 0.2606 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.03277 1.03277 | reyno 2 1.03277 1.03277 |======>resultant cl= 1.03277. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00711 0.00711 | reyno 2 0.00711 0.00711 |======>resultant cd= 0.00711. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.09723, cd= 0.08719, cm= -0.10007. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.81292* 0.014* sqr( 149.93) * 0.2267 / 2 = 28.57 N. drag= 0.74208* 0.014* sqr( 149.93) * 0.2267 / 2 = 26.08 N. momt= -0.10007* 0.014* sqr( 149.93) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.48 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2677 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.14210 1.14210 | reyno 2 1.14210 1.14210 |======>resultant cl= 1.14210. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00765 0.00765 | reyno 2 0.00765 0.00765 |======>resultant cd= 0.00765. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.22732, cd= 0.10812, cm= -0.10489. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.91984* 0.014* sqr( 154.05) * 0.2267 / 2 = 34.13 N. drag= 0.81969* 0.014* sqr( 154.05) * 0.2267 / 2 = 30.41 N. momt= -0.10489* 0.014* sqr( 154.05) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.53 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2629 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.06895 1.06895 | reyno 2 1.06895 1.06895 |======>resultant cl= 1.06895. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00728 0.00728 | reyno 2 0.00728 0.00728 |======>resultant cd= 0.00728. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.13966, cd= 0.09355, cm= -0.10163. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.84778* 0.014* sqr( 151.24) * 0.2267 / 2 = 30.32 N. drag= 0.76737* 0.014* sqr( 151.24) * 0.2267 / 2 = 27.44 N. momt= -0.10163* 0.014* sqr( 151.24) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.50 N-m. element center=65.00% of span. flight RE= 0.2557 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.95956 0.95956 | reyno 2 0.95956 0.95956 |======>resultant cl= 0.95956. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00680 0.00680 | reyno 2 0.00680 0.00680 |======>resultant cd= 0.00680. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.11000 -0.11000 | reyno 2 -0.11000 -0.11000 |======>resultant cm= -0.11000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.01629, cd= 0.07484, cm= -0.09733. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.74654* 0.014* sqr( 147.15) * 0.2267 / 2 = 25.27 N. drag= 0.69363* 0.014* sqr( 147.15) * 0.2267 / 2 = 23.48 N. momt= -0.09733* 0.014* sqr( 147.15) * 0.2267 / 2 * 0.14= -0.45 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 8 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=75.00% of span. flight RE= 0.2132 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8294 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.84757 1.84757 | reyno 2 1.84757 1.84757 |======>resultant cl= 1.84757. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01584 0.01584 | reyno 2 0.01584 0.01584 |======>resultant cd= 0.01584. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09588 -0.09588 | reyno 2 -0.09588 -0.09588 |======>resultant cm= -0.09588. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.89186, cd= 0.26883, cm= -0.11441. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.57303* 0.013* sqr( 132.44) * 0.2267 / 2 = 39.95 N. drag= 1.08490* 0.013* sqr( 132.44) * 0.2267 / 2 = 27.55 N. momt= -0.11441* 0.013* sqr( 132.44) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.37 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2199 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8308 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.83428 1.83428 | reyno 2 1.83428 1.83428 |======>resultant cl= 1.83428. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01692 0.01692 | reyno 2 0.01692 0.01692 |======>resultant cd= 0.01692. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09362 -0.09362 | reyno 2 -0.09362 -0.09362 |======>resultant cm= -0.09362. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.89676, cd= 0.27641, cm= -0.11379. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.59046* 0.013* sqr( 136.63) * 0.2267 / 2 = 42.98 N. drag= 1.06982* 0.013* sqr( 136.63) * 0.2267 / 2 = 28.91 N. momt= -0.11379* 0.013* sqr( 136.63) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.39 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2153 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8298 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.84983 1.84983 | reyno 2 1.84983 1.84983 |======>resultant cl= 1.84983. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01619 0.01619 | reyno 2 0.01619 0.01619 |======>resultant cd= 0.01619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09513 -0.09513 | reyno 2 -0.09513 -0.09513 |======>resultant cm= -0.09513. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.89991, cd= 0.27335, cm= -0.11440. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.58373* 0.013* sqr( 133.78) * 0.2267 / 2 = 41.03 N. drag= 1.08452* 0.013* sqr( 133.78) * 0.2267 / 2 = 28.10 N. momt= -0.11440* 0.013* sqr( 133.78) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.38 N-m. element center=75.00% of span. flight RE= 0.2086 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8321 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.83804 1.83804 | reyno 2 1.83804 1.83804 |======>resultant cl= 1.83804. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01521 0.01521 | reyno 2 0.01521 0.01521 |======>resultant cd= 0.01521. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.09725 -0.09725 | reyno 2 -0.09725 -0.09725 |======>resultant cm= -0.09725. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.87818, cd= 0.25809, cm= -0.11466. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.55387* 0.013* sqr( 129.60) * 0.2267 / 2 = 37.78 N. drag= 1.08613* 0.013* sqr( 129.60) * 0.2267 / 2 = 26.41 N. momt= -0.11466* 0.013* sqr( 129.60) * 0.2267 / 2 * 0.13= -0.35 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 9 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=85.00% of span. flight RE= 0.1793 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8593 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04573 1.04573 | reyno 2 1.04573 1.04573 |======>resultant cl= 1.04573. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09398 0.09398 | reyno 2 0.09398 0.09398 |======>resultant cd= 0.09398. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.06015 -0.06015 | reyno 2 -0.06015 -0.06015 |======>resultant cm= -0.06015. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.04932, cd= 0.16721, cm= -0.06678. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.98642* 0.012* sqr( 121.11) * 0.2267 / 2 = 19.27 N. drag= 0.39498* 0.012* sqr( 121.11) * 0.2267 / 2 = 7.72 N. momt= -0.06678* 0.012* sqr( 121.11) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.15 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1855 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8615 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.05126 1.05126 | reyno 2 1.05126 1.05126 |======>resultant cl= 1.05126. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.10000 0.10000 | reyno 2 0.10000 0.10000 |======>resultant cd= 0.10000. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05918 -0.05918 | reyno 2 -0.05918 -0.05918 |======>resultant cm= -0.05918. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.06415, cd= 0.17496, cm= -0.06699. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.00219* 0.012* sqr( 125.26) * 0.2267 / 2 = 20.94 N. drag= 0.39830* 0.012* sqr( 125.26) * 0.2267 / 2 = 8.32 N. momt= -0.06699* 0.012* sqr( 125.26) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.16 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1813 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8600 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04755 1.04755 | reyno 2 1.04755 1.04755 |======>resultant cl= 1.04755. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09596 0.09596 | reyno 2 0.09596 0.09596 |======>resultant cd= 0.09596. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05983 -0.05983 | reyno 2 -0.05983 -0.05983 |======>resultant cm= -0.05983. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.05400, cd= 0.16975, cm= -0.06683. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.99142* 0.012* sqr( 122.44) * 0.2267 / 2 = 19.80 N. drag= 0.39600* 0.012* sqr( 122.44) * 0.2267 / 2 = 7.91 N. momt= -0.06683* 0.012* sqr( 122.44) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.16 N-m. element center=85.00% of span. flight RE= 0.1751 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8608 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.04311 1.04311 | reyno 2 1.04311 1.04311 |======>resultant cl= 1.04311. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.09118 0.09118 | reyno 2 0.09118 0.09118 |======>resultant cd= 0.09118. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.06061 -0.06061 | reyno 2 -0.06061 -0.06061 |======>resultant cm= -0.06061. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.04521, cd= 0.16314, cm= -0.06686. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.98120* 0.012* sqr( 118.27) * 0.2267 / 2 = 18.28 N. drag= 0.39538* 0.012* sqr( 118.27) * 0.2267 / 2 = 7.37 N. momt= -0.06686* 0.012* sqr( 118.27) * 0.2267 / 2 * 0.12= -0.15 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••PROPELLER 2 BLADES, RADIAL ELEMENT 10 of 10••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element center=95.00% of span. flight RE= 0.1610 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0006, fine_effect= 0.8902 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15711 1.15711 | reyno 2 1.15711 1.15711 |======>resultant cl= 1.15711. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31604 0.31604 | reyno 2 0.31604 0.31604 |======>resultant cd= 0.31604. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05684 -0.05684 | reyno 2 -0.05684 -0.05684 |======>resultant cm= -0.05684. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.15719, cd= 0.40511, cm= -0.06818. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.15719* 0.011* sqr( 119.08) * 0.2267 / 2 = 19.95 N. drag= 0.40511* 0.011* sqr( 119.08) * 0.2267 / 2 = 6.99 N. momt= -0.06818* 0.011* sqr( 119.08) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.13 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1664 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0022, fine_effect= 0.8910 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15731 1.15731 | reyno 2 1.15731 1.15731 |======>resultant cl= 1.15731. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31698 0.31698 | reyno 2 0.31698 0.31698 |======>resultant cd= 0.31698. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05694 -0.05694 | reyno 2 -0.05694 -0.05694 |======>resultant cm= -0.05694. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.16705, cd= 0.40713, cm= -0.06881. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.16705* 0.011* sqr( 123.06) * 0.2267 / 2 = 21.49 N. drag= 0.40713* 0.011* sqr( 123.06) * 0.2267 / 2 = 7.50 N. momt= -0.06881* 0.011* sqr( 123.06) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.14 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1627 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0011, fine_effect= 0.8904 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15716 1.15716 | reyno 2 1.15716 1.15716 |======>resultant cl= 1.15716. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31630 0.31630 | reyno 2 0.31630 0.31630 |======>resultant cd= 0.31630. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05687 -0.05687 | reyno 2 -0.05687 -0.05687 |======>resultant cm= -0.05687. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.16022, cd= 0.40571, cm= -0.06837. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.16022* 0.011* sqr( 120.36) * 0.2267 / 2 = 20.44 N. drag= 0.40571* 0.011* sqr( 120.36) * 0.2267 / 2 = 7.15 N. momt= -0.06837* 0.011* sqr( 120.36) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.13 N-m. element center=95.00% of span. flight RE= 0.1573 million, a/a0= 0.8289, centroid mult= 1.0039, fine_effect= 0.8919 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 1.15750 1.15750 | reyno 2 1.15750 1.15750 |======>resultant cl= 1.15750. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31791 0.31791 | reyno 2 0.31791 0.31791 |======>resultant cd= 0.31791. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.05704 -0.05704 | reyno 2 -0.05704 -0.05704 |======>resultant cm= -0.05704. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 1.15628, cd= 0.40597, cm= -0.06823. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 1.15628* 0.011* sqr( 116.36) * 0.2267 / 2 = 19.04 N. drag= 0.40597* 0.011* sqr( 116.36) * 0.2267 / 2 = 6.68 N. momt= -0.06823* 0.011* sqr( 116.36) * 0.2267 / 2 * 0.11= -0.12 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• Before torque applications: #1 f_axil= -572.68 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 61.66 N, pos right, M= -156.25 N-m, pos up. f_nrml= 320.25 N, pos up, N= 414.10 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• pitch-moment of prop on aircraft, as seen looking along axis of prop from behind: 7.08 n-m, positive pitch up. yaw -moment of prop on aircraft, as seen looking along axis of prop from behind: -36.30 n-m, positive yaw right. pitch-rate of prop on aircraft: 0.00 rad/sec, plus any rotation rates of the aircraft. yaw -rate of prop on aircraft: 0.00 rad/sec, plus any rotation rates of the aircraft. new resultant cyclic tilt of prop for pitch: 0.00 deg, positive pitch up. new resultant cyclic tilt of prop for roll: 0.00 deg, positive yaw or roll right. L_prop_gyro= -0.00 M_prop_gyro= -30.77 N_prop_gyro= 112.16 L_PRP_on_COG_acf_coord= 0.00 M_PRP_on_COG_acf_coord= -38.01 N_PRP_on_COG_acf_coord= -537.33 •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After torque applications: #1 f_axil= -572.68 N, pos aft, L= 0.00 N-m, pos right. f_side= 61.66 N, pos right, M= -337.20 N-m, pos up. f_nrml= 320.25 N, pos up, N= -41.84 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••ENGINE # 1••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• thro_use = 0.9988 ratio. omegarad_engn = 606.64 rad/sec. POINT_driv_TRQ = 260.40 N-m. TRQ_nm = -81.06 N-m. power = -49248.18 W. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After this engine: #0 f_axil= -572.68 N, pos aft, L= -523.21 N-m, pos right. f_side= 61.66 N, pos right, M= -337.20 N-m, pos up. f_nrml= 320.25 N, pos up, N= -41.84 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••ENGINE # 2••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• thro_use = 1.0000 ratio. omegarad_engn = 607.58 rad/sec. POINT_driv_TRQ = 262.81 N-m. TRQ_nm = 135.07 N-m. power = 82022.51 W. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING PROPULSIVE FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After this engine: #1 f_axil= -572.68 N, pos aft, L= -523.21 N-m, pos right. f_side= 61.66 N, pos right, M= -337.20 N-m, pos up. f_nrml= 320.25 N, pos up, N= -41.84 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 0•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.27 m, pos right from CG element y= 0.10 m, pos up from CG element z= 0.82 m, pos aft from CG element center=5.00% of span. flight RE= 2.2022 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33189 0.33189 | reyno 2 0.33189 0.33189 |======>resultant cl= 0.33189. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39200, cd= 0.01013, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39200* 0.539* sqr( 171.04) * 0.2267 / 2 = 700.71 N. drag= 0.01013* 0.539* sqr( 171.04) * 0.2267 / 2 = 18.11 N. momt= -0.01275* 0.539* sqr( 171.04) * 0.2267 / 2 * 1.02= -23.17 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -6.40 N, pos aft, L= -335.05 N-m, pos right. f_side= 24.58 N, pos right, M= -935.65 N-m, pos up. f_nrml= 700.49 N, pos up, N= -61.12 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.80 m, pos right from CG element y= 0.12 m, pos up from CG element z= 0.88 m, pos aft from CG element center=15.00% of span. flight RE= 2.0890 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33088 0.33088 | reyno 2 0.33088 0.33088 |======>resultant cl= 0.33088. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39077, cd= 0.01010, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39077* 0.512* sqr( 171.02) * 0.2267 / 2 = 662.49 N. drag= 0.01010* 0.512* sqr( 171.02) * 0.2267 / 2 = 17.13 N. momt= -0.01275* 0.512* sqr( 171.02) * 0.2267 / 2 * 0.96= -20.85 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -12.31 N, pos aft, L= 194.39 N-m, pos right. f_side= 47.83 N, pos right, M= -1537.43 N-m, pos up. f_nrml= 1362.77 N, pos up, N= -77.50 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -1.33 m, pos right from CG element y= 0.14 m, pos up from CG element z= 0.93 m, pos aft from CG element center=25.00% of span. flight RE= 1.9759 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32981 0.32981 | reyno 2 0.32981 0.32981 |======>resultant cl= 0.32981. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.38948, cd= 0.01007, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.38948* 0.484* sqr( 170.99) * 0.2267 / 2 = 624.41 N. drag= 0.01007* 0.484* sqr( 170.99) * 0.2267 / 2 = 16.15 N. momt= -0.01275* 0.484* sqr( 170.99) * 0.2267 / 2 * 0.91= -18.65 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -17.76 N, pos aft, L= 1024.74 N-m, pos right. f_side= 69.73 N, pos right, M= -2138.50 N-m, pos up. f_nrml= 1986.99 N, pos up, N= -91.34 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 3•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -1.86 m, pos right from CG element y= 0.16 m, pos up from CG element z= 0.99 m, pos aft from CG element center=35.00% of span. flight RE= 1.8627 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32869 0.32869 | reyno 2 0.32869 0.32869 |======>resultant cl= 0.32869. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.38812, cd= 0.01005, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.38812* 0.456* sqr( 170.96) * 0.2267 / 2 = 586.49 N. drag= 0.01005* 0.456* sqr( 170.96) * 0.2267 / 2 = 15.18 N. momt= -0.01275* 0.456* sqr( 170.96) * 0.2267 / 2 * 0.86= -16.57 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -22.75 N, pos aft, L= 2115.87 N-m, pos right. f_side= 90.30 N, pos right, M= -2734.89 N-m, pos up. f_nrml= 2573.30 N, pos up, N= -102.98 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 4•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -2.39 m, pos right from CG element y= 0.17 m, pos up from CG element z= 1.04 m, pos aft from CG element center=45.00% of span. flight RE= 1.7496 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32749 0.32749 | reyno 2 0.32749 0.32749 |======>resultant cl= 0.32749. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.38667, cd= 0.01001, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.38667* 0.429* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 = 548.72 N. drag= 0.01001* 0.429* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 = 14.21 N. momt= -0.01275* 0.429* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 * 0.81= -14.62 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -27.29 N, pos aft, L= 3427.91 N-m, pos right. f_side= 109.55 N, pos right, M= -3322.64 N-m, pos up. f_nrml= 3121.85 N, pos up, N= -112.74 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 5•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -2.92 m, pos right from CG element y= 0.19 m, pos up from CG element z= 1.10 m, pos aft from CG element center=55.00% of span. flight RE= 1.6365 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32628 0.32628 | reyno 2 0.32628 0.32628 |======>resultant cl= 0.32628. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.38521, cd= 0.00998, cm= -0.01275. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.38521* 0.401* sqr( 170.91) * 0.2267 / 2 = 511.20 N. drag= 0.00998* 0.401* sqr( 170.91) * 0.2267 / 2 = 13.25 N. momt= -0.01275* 0.401* sqr( 170.91) * 0.2267 / 2 * 0.76= -12.79 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -31.40 N, pos aft, L= 4921.51 N-m, pos right. f_side= 127.48 N, pos right, M= -3897.92 N-m, pos up. f_nrml= 3632.89 N, pos up, N= -120.91 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 6•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -3.45 m, pos right from CG element y= 0.21 m, pos up from CG element z= 1.15 m, pos aft from CG element center=65.00% of span. flight RE= 1.5235 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31904 0.31904 | reyno 2 0.31904 0.31904 |======>resultant cl= 0.31904. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00617 0.00617 | reyno 2 0.00617 0.00617 |======>resultant cd= 0.00617. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39086, cd= 0.01008, cm= -0.02042. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39086* 0.373* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 = 482.77 N. drag= 0.01008* 0.373* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 = 12.45 N. momt= -0.02042* 0.373* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 * 0.70= -17.76 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -35.23 N, pos aft, L= 6588.21 N-m, pos right. f_side= 144.41 N, pos right, M= -4473.85 N-m, pos up. f_nrml= 4115.52 N, pos up, N= -127.90 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 7•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -3.98 m, pos right from CG element y= 0.23 m, pos up from CG element z= 1.21 m, pos aft from CG element center=75.00% of span. flight RE= 1.4105 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.30803 0.30803 | reyno 2 0.30803 0.30803 |======>resultant cl= 0.30803. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00615 0.00615 | reyno 2 0.00615 0.00615 |======>resultant cd= 0.00615. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.37783, cd= 0.00980, cm= -0.02042. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.37783* 0.346* sqr( 170.85) * 0.2267 / 2 = 431.95 N. drag= 0.00980* 0.346* sqr( 170.85) * 0.2267 / 2 = 11.21 N. momt= -0.02042* 0.346* sqr( 170.85) * 0.2267 / 2 * 0.65= -15.22 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -38.48 N, pos aft, L= 8308.69 N-m, pos right. f_side= 159.56 N, pos right, M= -5012.60 N-m, pos up. f_nrml= 4547.34 N, pos up, N= -133.85 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 8•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -4.51 m, pos right from CG element y= 0.25 m, pos up from CG element z= 1.27 m, pos aft from CG element center=85.00% of span. flight RE= 1.2976 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.29695 0.29695 | reyno 2 0.29695 0.29695 |======>resultant cl= 0.29695. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00613 0.00613 | reyno 2 0.00613 0.00613 |======>resultant cd= 0.00613. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.36472, cd= 0.00953, cm= -0.02042. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.36472* 0.318* sqr( 170.82) * 0.2267 / 2 = 383.48 N. drag= 0.00953* 0.318* sqr( 170.82) * 0.2267 / 2 = 10.02 N. momt= -0.02042* 0.318* sqr( 170.82) * 0.2267 / 2 * 0.60= -12.88 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -41.20 N, pos aft, L= 10039.62 N-m, pos right. f_side= 173.01 N, pos right, M= -5511.64 N-m, pos up. f_nrml= 4930.71 N, pos up, N= -139.09 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT WING 1 ELEMENT # 9•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -5.04 m, pos right from CG element y= 0.27 m, pos up from CG element z= 1.32 m, pos aft from CG element center=95.00% of span. flight RE= 1.1847 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0036, fine_effect= 0.9211 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.29550 0.29550 | reyno 2 0.29550 0.29550 |======>resultant cl= 0.29550. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00613 0.00613 | reyno 2 0.00613 0.00613 |======>resultant cd= 0.00613. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.36297, cd= 0.00950, cm= -0.02042. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.36297* 0.290* sqr( 170.79) * 0.2267 / 2 = 348.33 N. drag= 0.00950* 0.290* sqr( 170.79) * 0.2267 / 2 = 9.12 N. momt= -0.02042* 0.290* sqr( 170.79) * 0.2267 / 2 * 0.55= -10.73 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #8 f_axil= -43.56 N, pos aft, L= 11796.73 N-m, pos right. f_side= 185.22 N, pos right, M= -5983.41 N-m, pos up. f_nrml= 5278.94 N, pos up, N= -143.71 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 0•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 0.27 m, pos right from CG element y= 0.10 m, pos up from CG element z= 0.82 m, pos aft from CG element center=5.00% of span. flight RE= 2.1992 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33086 0.33086 | reyno 2 0.33086 0.33086 |======>resultant cl= 0.33086. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00619 0.00619 | reyno 2 0.00619 0.00619 |======>resultant cd= 0.00619. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39127, cd= 0.01009, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39127* 0.539* sqr( 170.81) * 0.2267 / 2 = 697.46 N. drag= 0.01009* 0.539* sqr( 170.81) * 0.2267 / 2 = 17.98 N. momt= -0.01277* 0.539* sqr( 170.81) * 0.2267 / 2 * 1.02= -23.13 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -49.75 N, pos aft, L= 11609.47 N-m, pos right. f_side= 161.01 N, pos right, M= -6579.14 N-m, pos up. f_nrml= 5976.18 N, pos up, N= -124.68 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 0.80 m, pos right from CG element y= 0.12 m, pos up from CG element z= 0.88 m, pos aft from CG element center=15.00% of span. flight RE= 2.0867 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33210 0.33210 | reyno 2 0.33210 0.33210 |======>resultant cl= 0.33210. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39275, cd= 0.01012, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39275* 0.512* sqr( 170.83) * 0.2267 / 2 = 664.36 N. drag= 0.01012* 0.512* sqr( 170.83) * 0.2267 / 2 = 17.12 N. momt= -0.01277* 0.512* sqr( 170.83) * 0.2267 / 2 * 0.96= -20.83 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -55.81 N, pos aft, L= 11078.57 N-m, pos right. f_side= 137.95 N, pos right, M= -7182.55 N-m, pos up. f_nrml= 6640.33 N, pos up, N= -108.57 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 1.33 m, pos right from CG element y= 0.14 m, pos up from CG element z= 0.93 m, pos aft from CG element center=25.00% of span. flight RE= 1.9742 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33328 0.33328 | reyno 2 0.33328 0.33328 |======>resultant cl= 0.33328. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39417, cd= 0.01015, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39417* 0.484* sqr( 170.84) * 0.2267 / 2 = 630.86 N. drag= 0.01015* 0.484* sqr( 170.84) * 0.2267 / 2 = 16.25 N. momt= -0.01277* 0.484* sqr( 170.84) * 0.2267 / 2 * 0.91= -18.64 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -61.71 N, pos aft, L= 10239.68 N-m, pos right. f_side= 116.05 N, pos right, M= -7789.69 N-m, pos up. f_nrml= 7270.99 N, pos up, N= -95.33 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 3•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 1.86 m, pos right from CG element y= 0.16 m, pos up from CG element z= 0.99 m, pos aft from CG element center=35.00% of span. flight RE= 1.8616 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33445 0.33445 | reyno 2 0.33445 0.33445 |======>resultant cl= 0.33445. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39557, cd= 0.01018, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39557* 0.456* sqr( 170.86) * 0.2267 / 2 = 597.05 N. drag= 0.01018* 0.456* sqr( 170.86) * 0.2267 / 2 = 15.37 N. momt= -0.01277* 0.456* sqr( 170.86) * 0.2267 / 2 * 0.86= -16.58 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -67.42 N, pos aft, L= 9128.95 N-m, pos right. f_side= 95.33 N, pos right, M= -8396.62 N-m, pos up. f_nrml= 7867.85 N, pos up, N= -84.88 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 4•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 2.39 m, pos right from CG element y= 0.17 m, pos up from CG element z= 1.04 m, pos aft from CG element center=45.00% of span. flight RE= 1.7491 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33558 0.33558 | reyno 2 0.33558 0.33558 |======>resultant cl= 0.33558. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00620 0.00620 | reyno 2 0.00620 0.00620 |======>resultant cd= 0.00620. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39693, cd= 0.01021, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39693* 0.429* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 = 562.91 N. drag= 0.01021* 0.429* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 = 14.48 N. momt= -0.01277* 0.429* sqr( 170.88) * 0.2267 / 2 * 0.81= -14.63 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -72.93 N, pos aft, L= 7783.04 N-m, pos right. f_side= 75.79 N, pos right, M= -8999.35 N-m, pos up. f_nrml= 8430.58 N, pos up, N= -77.13 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 5•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 2.92 m, pos right from CG element y= 0.19 m, pos up from CG element z= 1.10 m, pos aft from CG element center=55.00% of span. flight RE= 1.6365 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.33668 0.33668 | reyno 2 0.33668 0.33668 |======>resultant cl= 0.33668. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00621 0.00621 | reyno 2 0.00621 0.00621 |======>resultant cd= 0.00621. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.39825, cd= 0.01024, cm= -0.01277. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.39825* 0.401* sqr( 170.90) * 0.2267 / 2 = 528.47 N. drag= 0.01024* 0.401* sqr( 170.90) * 0.2267 / 2 = 13.59 N. momt= -0.01277* 0.401* sqr( 170.90) * 0.2267 / 2 * 0.76= -12.81 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -78.21 N, pos aft, L= 6239.07 N-m, pos right. f_side= 57.45 N, pos right, M= -9593.84 N-m, pos up. f_nrml= 8958.87 N, pos up, N= -71.93 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 6•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 3.45 m, pos right from CG element y= 0.21 m, pos up from CG element z= 1.15 m, pos aft from CG element center=65.00% of span. flight RE= 1.5239 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.32430 0.32430 | reyno 2 0.32430 0.32430 |======>resultant cl= 0.32430. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00618 0.00618 | reyno 2 0.00618 0.00618 |======>resultant cd= 0.00618. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.36938, cd= 0.00965, cm= -0.00508. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.36938* 0.373* sqr( 170.92) * 0.2267 / 2 = 456.44 N. drag= 0.00965* 0.373* sqr( 170.92) * 0.2267 / 2 = 11.93 N. momt= -0.00508* 0.373* sqr( 170.92) * 0.2267 / 2 * 0.70= -4.41 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -82.68 N, pos aft, L= 4663.30 N-m, pos right. f_side= 41.60 N, pos right, M= -10126.17 N-m, pos up. f_nrml= 9415.17 N, pos up, N= -68.85 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 7•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 3.98 m, pos right from CG element y= 0.23 m, pos up from CG element z= 1.21 m, pos aft from CG element center=75.00% of span. flight RE= 1.4112 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.31563 0.31563 | reyno 2 0.31563 0.31563 |======>resultant cl= 0.31563. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00617 0.00617 | reyno 2 0.00617 0.00617 |======>resultant cd= 0.00617. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.35914, cd= 0.00945, cm= -0.00508. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.35914* 0.346* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 = 411.00 N. drag= 0.00945* 0.346* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 = 10.81 N. momt= -0.00508* 0.346* sqr( 170.93) * 0.2267 / 2 * 0.65= -3.79 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -86.70 N, pos aft, L= 3026.33 N-m, pos right. f_side= 27.34 N, pos right, M= -10628.30 N-m, pos up. f_nrml= 9826.04 N, pos up, N= -67.44 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 8•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 4.51 m, pos right from CG element y= 0.25 m, pos up from CG element z= 1.27 m, pos aft from CG element center=85.00% of span. flight RE= 1.2986 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.30696 0.30696 | reyno 2 0.30696 0.30696 |======>resultant cl= 0.30696. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00615 0.00615 | reyno 2 0.00615 0.00615 |======>resultant cd= 0.00615. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.34890, cd= 0.00925, cm= -0.00508. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.34890* 0.318* sqr( 170.95) * 0.2267 / 2 = 367.41 N. drag= 0.00925* 0.318* sqr( 170.95) * 0.2267 / 2 = 9.74 N. momt= -0.00508* 0.318* sqr( 170.95) * 0.2267 / 2 * 0.60= -3.21 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -90.29 N, pos aft, L= 1368.00 N-m, pos right. f_side= 14.59 N, pos right, M= -11097.54 N-m, pos up. f_nrml= 10193.33 N, pos up, N= -67.35 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT WING 1 ELEMENT # 9•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 5.04 m, pos right from CG element y= 0.27 m, pos up from CG element z= 1.32 m, pos aft from CG element center=95.00% of span. flight RE= 1.1859 million, a/a0= 0.9178, centroid mult= 1.0056, fine_effect= 0.9229 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.30796 0.30796 | reyno 2 0.30796 0.30796 |======>resultant cl= 0.30796. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00615 0.00615 | reyno 2 0.00615 0.00615 |======>resultant cd= 0.00615. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.01200 -0.01200 | reyno 2 -0.01200 -0.01200 |======>resultant cm= -0.01200. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.35010, cd= 0.00927, cm= -0.00508. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.35010* 0.290* sqr( 170.97) * 0.2267 / 2 = 336.68 N. drag= 0.00927* 0.290* sqr( 170.97) * 0.2267 / 2 = 8.91 N. momt= -0.00508* 0.290* sqr( 170.97) * 0.2267 / 2 * 0.55= -2.67 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #9 f_axil= -93.65 N, pos aft, L= -330.27 N-m, pos right. f_side= 2.90 N, pos right, M= -11546.12 N-m, pos up. f_nrml= 10529.91 N, pos up, N= -68.73 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT H STAB ELEMENT # 0•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.18 m, pos right from CG element y= 0.27 m, pos up from CG element z= 5.26 m, pos aft from CG element center=10.00% of span. flight RE= 1.7848 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0001, fine_effect= 0.8481 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00597 0.00597 | reyno 2 0.00597 0.00597 |======>resultant cl= 0.00597. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.28278, cd= 0.00990, cm= 0.11664. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.28288* 0.421* sqr( 157.10) * 0.2267 / 2 = -332.96 N. drag= 0.00675* 0.421* sqr( 157.10) * 0.2267 / 2 = 7.94 N. momt= 0.11664* 0.421* sqr( 157.10) * 0.2267 / 2 * 0.90= 123.15 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #16 f_axil= -75.13 N, pos aft, L= -434.45 N-m, pos right. f_side= -211.07 N, pos right, M= -10107.41 N-m, pos up. f_nrml= 10275.32 N, pos up, N= 1132.74 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT H STAB ELEMENT # 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.54 m, pos right from CG element y= 0.57 m, pos up from CG element z= 5.48 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #0: gonna in vxyz by 0.00 0.00 0.80 to 1.05 5.98 172.36, spiral_wash=0.40 element center=30.00% of span. flight RE= 1.5985 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0001, fine_effect= 0.8481 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.00074 -0.00074 | reyno 2 -0.00074 -0.00074 |======>resultant cl= -0.00074. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.29065, cd= 0.01016, cm= 0.11700. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.29074* 0.375* sqr( 157.84) * 0.2267 / 2 = -307.86 N. drag= 0.00692* 0.375* sqr( 157.84) * 0.2267 / 2 = 7.32 N. momt= 0.11700* 0.375* sqr( 157.84) * 0.2267 / 2 * 0.80= 99.06 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #16 f_axil= -58.44 N, pos aft, L= -675.20 N-m, pos right. f_side= -408.91 N, pos right, M= -8731.83 N-m, pos up. f_nrml= 10039.88 N, pos up, N= 2271.49 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT H STAB ELEMENT # 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.90 m, pos right from CG element y= 0.88 m, pos up from CG element z= 5.70 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #0: gonna in vxyz by 0.00 0.00 1.91 to 1.11 6.12 173.45, spiral_wash=0.36 element center=50.00% of span. flight RE= 1.4128 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0001, fine_effect= 0.8481 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00260 0.00260 | reyno 2 0.00260 0.00260 |======>resultant cl= 0.00260. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.28775, cd= 0.01006, cm= 0.11724. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.28784* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 = -271.03 N. drag= 0.00685* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 = 6.45 N. momt= 0.11724* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 * 0.70= 77.51 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #16 f_axil= -43.56 N, pos aft, L= -1014.28 N-m, pos right. f_side= -583.08 N, pos right, M= -7478.29 N-m, pos up. f_nrml= 9832.61 N, pos up, N= 3300.46 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT H STAB ELEMENT # 3•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -1.26 m, pos right from CG element y= 1.18 m, pos up from CG element z= 5.92 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #0: gonna in vxyz by 0.00 0.00 0.83 to 1.17 6.25 172.36, spiral_wash=0.40 element center=70.00% of span. flight RE= 1.2095 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0001, fine_effect= 0.8481 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00794 0.00794 | reyno 2 0.00794 0.00794 |======>resultant cl= 0.00794. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.28118, cd= 0.00985, cm= 0.11684. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.28128* 0.283* sqr( 157.89) * 0.2267 / 2 = -225.21 N. drag= 0.00672* 0.283* sqr( 157.89) * 0.2267 / 2 = 5.38 N. momt= 0.11684* 0.283* sqr( 157.89) * 0.2267 / 2 * 0.60= 56.58 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #16 f_axil= -30.95 N, pos aft, L= -1401.66 N-m, pos right. f_side= -727.81 N, pos right, M= -6401.00 N-m, pos up. f_nrml= 9660.40 N, pos up, N= 4177.36 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••LEFT H STAB ELEMENT # 4•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -1.62 m, pos right from CG element y= 1.48 m, pos up from CG element z= 6.14 m, pos aft from CG element center=90.00% of span. flight RE= 1.0091 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0001, fine_effect= 0.8481 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00275 0.00275 | reyno 2 0.00275 0.00275 |======>resultant cl= 0.00275. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.28621, cd= 0.01001, cm= 0.11668. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.28631* 0.238* sqr( 156.99) * 0.2267 / 2 = -190.00 N. drag= 0.00682* 0.238* sqr( 156.99) * 0.2267 / 2 = 4.53 N. momt= 0.11668* 0.238* sqr( 156.99) * 0.2267 / 2 * 0.51= 39.30 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #16 f_axil= -20.51 N, pos aft, L= -1817.61 N-m, pos right. f_side= -849.92 N, pos right, M= -5463.90 N-m, pos up. f_nrml= 9515.12 N, pos up, N= 4935.06 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT H STAB ELEMENT # 0•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 0.18 m, pos right from CG element y= 0.27 m, pos up from CG element z= 5.26 m, pos aft from CG element center=10.00% of span. flight RE= 1.7786 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0005, fine_effect= 0.8484 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.02948 -0.02948 | reyno 2 -0.02948 -0.02948 |======>resultant cl= -0.02948. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.32242, cd= 0.01125, cm= 0.11781. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.32252* 0.421* sqr( 156.56) * 0.2267 / 2 = -377.00 N. drag= 0.00765* 0.421* sqr( 156.56) * 0.2267 / 2 = 8.95 N. momt= 0.11781* 0.421* sqr( 156.56) * 0.2267 / 2 * 0.90= 123.53 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #17 f_axil= -2.19 N, pos aft, L= -1699.63 N-m, pos right. f_side= -607.54 N, pos right, M= -3847.80 N-m, pos up. f_nrml= 9226.85 N, pos up, N= 3583.90 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT H STAB ELEMENT # 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 0.54 m, pos right from CG element y= 0.57 m, pos up from CG element z= 5.48 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #1: gonna in vxyz by 0.00 0.00 1.07 to 1.04 6.73 172.67, spiral_wash=0.34 element center=30.00% of span. flight RE= 1.5953 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0005, fine_effect= 0.8484 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.02393 -0.02393 | reyno 2 -0.02393 -0.02393 |======>resultant cl= -0.02393. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.31714, cd= 0.01106, cm= 0.11798. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.31725* 0.375* sqr( 157.53) * 0.2267 / 2 = -334.59 N. drag= 0.00752* 0.375* sqr( 157.53) * 0.2267 / 2 = 7.93 N. momt= 0.11798* 0.375* sqr( 157.53) * 0.2267 / 2 * 0.80= 99.49 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #17 f_axil= 14.43 N, pos aft, L= -1437.96 N-m, pos right. f_side= -392.43 N, pos right, M= -2360.32 N-m, pos up. f_nrml= 8971.04 N, pos up, N= 2350.18 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT H STAB ELEMENT # 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 0.90 m, pos right from CG element y= 0.88 m, pos up from CG element z= 5.70 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #1: gonna in vxyz by 0.00 0.00 2.53 to 1.10 6.68 174.16, spiral_wash=0.30 element center=50.00% of span. flight RE= 1.4128 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0005, fine_effect= 0.8484 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.02737 -0.02737 | reyno 2 -0.02737 -0.02737 |======>resultant cl= -0.02737. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.32200, cd= 0.01123, cm= 0.11846. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.32210* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 = -303.29 N. drag= 0.00764* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 = 7.20 N. momt= 0.11846* 0.329* sqr( 158.86) * 0.2267 / 2 * 0.70= 78.32 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #17 f_axil= 29.29 N, pos aft, L= -1058.48 N-m, pos right. f_side= -197.43 N, pos right, M= -965.85 N-m, pos up. f_nrml= 8739.15 N, pos up, N= 1202.01 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT H STAB ELEMENT # 3•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 1.26 m, pos right from CG element y= 1.18 m, pos up from CG element z= 5.92 m, pos aft from CG PROPWASH FROM #1: gonna in vxyz by 0.00 0.00 1.10 to 1.15 6.62 172.75, spiral_wash=0.34 element center=70.00% of span. flight RE= 1.2069 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0005, fine_effect= 0.8484 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.02866 -0.02866 | reyno 2 -0.02866 -0.02866 |======>resultant cl= -0.02866. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.32234, cd= 0.01125, cm= 0.11809. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.32245* 0.283* sqr( 157.56) * 0.2267 / 2 = -257.10 N. drag= 0.00765* 0.283* sqr( 157.56) * 0.2267 / 2 = 6.10 N. momt= 0.11809* 0.283* sqr( 157.56) * 0.2267 / 2 * 0.60= 56.95 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #17 f_axil= 41.82 N, pos aft, L= -616.19 N-m, pos right. f_side= -32.14 N, pos right, M= 255.77 N-m, pos up. f_nrml= 8542.58 N, pos up, N= 203.03 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RIGT H STAB ELEMENT # 4•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= 1.62 m, pos right from CG element y= 1.48 m, pos up from CG element z= 6.14 m, pos aft from CG element center=90.00% of span. flight RE= 1.0071 million, a/a0= 0.8480, centroid mult= 1.0005, fine_effect= 0.8484 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 -0.02154 -0.02154 | reyno 2 -0.02154 -0.02154 |======>resultant cl= -0.02154. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= -0.31385, cd= 0.01094, cm= 0.11768. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= -0.31395* 0.238* sqr( 156.68) * 0.2267 / 2 = -207.52 N. drag= 0.00744* 0.238* sqr( 156.68) * 0.2267 / 2 = 4.92 N. momt= 0.11768* 0.238* sqr( 156.68) * 0.2267 / 2 * 0.51= 39.48 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #17 f_axil= 52.23 N, pos aft, L= -161.84 N-m, pos right. f_side= 101.28 N, pos right, M= 1275.07 N-m, pos up. f_nrml= 8383.91 N, pos up, N= -624.21 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••VERT STAB 1 ELEMENT # 0•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.00 m, pos right from CG element y= 0.04 m, pos up from CG element z= 5.51 m, pos aft from CG element center=12.50% of span. flight RE= 1.9129 million, a/a0= 0.5686, centroid mult= 0.9983, fine_effect= 0.5677 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01878 0.01878 | reyno 2 0.01878 0.01878 |======>resultant cl= 0.01878. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.01823, cd= 0.00532, cm= -0.00043. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01823* 0.147* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 = 8.15 N. drag= 0.00532* 0.147* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 = 2.38 N. momt= -0.00043* 0.147* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 * 0.92= -0.18 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #18 f_axil= 54.56 N, pos aft, L= -161.50 N-m, pos right. f_side= 109.44 N, pos right, M= 1274.68 N-m, pos up. f_nrml= 8384.00 N, pos up, N= -669.36 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••VERT STAB 1 ELEMENT # 1•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.00 m, pos right from CG element y= -0.12 m, pos up from CG element z= 5.56 m, pos aft from CG element center=37.50% of span. flight RE= 1.8180 million, a/a0= 0.5686, centroid mult= 0.9983, fine_effect= 0.5677 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01900 0.01900 | reyno 2 0.01900 0.01900 |======>resultant cl= 0.01900. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.01843, cd= 0.00532, cm= -0.00043. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01843* 0.140* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 = 7.83 N. drag= 0.00532* 0.140* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 = 2.26 N. momt= -0.00043* 0.140* sqr( 163.77) * 0.2267 / 2 * 0.88= -0.16 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #18 f_axil= 56.77 N, pos aft, L= -162.42 N-m, pos right. f_side= 117.28 N, pos right, M= 1273.96 N-m, pos up. f_nrml= 8384.08 N, pos up, N= -713.14 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••VERT STAB 1 ELEMENT # 2•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.00 m, pos right from CG element y= -0.28 m, pos up from CG element z= 5.62 m, pos aft from CG element center=62.50% of span. flight RE= 1.7231 million, a/a0= 0.5686, centroid mult= 0.9983, fine_effect= 0.5677 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01922 0.01922 | reyno 2 0.01922 0.01922 |======>resultant cl= 0.01922. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.01864, cd= 0.00532, cm= -0.00044. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01864* 0.132* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 = 7.50 N. drag= 0.00532* 0.132* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 = 2.14 N. momt= -0.00044* 0.132* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 * 0.83= -0.15 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #18 f_axil= 58.87 N, pos aft, L= -164.49 N-m, pos right. f_side= 124.79 N, pos right, M= 1272.93 N-m, pos up. f_nrml= 8384.16 N, pos up, N= -755.48 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••VERT STAB 1 ELEMENT # 3•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• element x= -0.00 m, pos right from CG element y= -0.44 m, pos up from CG element z= 5.67 m, pos aft from CG element center=87.50% of span. flight RE= 1.6283 million, a/a0= 0.5686, centroid mult= 0.9983, fine_effect= 0.5677 CL coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.01944 0.01944 | reyno 2 0.01944 0.01944 |======>resultant cl= 0.01944. CD coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00520 0.00520 | reyno 2 0.00520 0.00520 |======>resultant cd= 0.00520. CM coeff summary: ---------- --root-- --tip--- reyno 1 0.00000 0.00000 | reyno 2 0.00000 0.00000 |======>resultant cm= 0.00000. FINAL LOCAL-VELOCITY COEFFICIENTS: cl= 0.01884, cd= 0.00533, cm= -0.00044. force=coeff*S*V*V*rho/2 lift= 0.01884* 0.125* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 = 7.17 N. drag= 0.00533* 0.125* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 = 2.03 N. momt= -0.00044* 0.125* sqr( 163.76) * 0.2267 / 2 * 0.79= -0.13 N-m. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After element: #18 f_axil= 60.85 N, pos aft, L= -167.62 N-m, pos right. f_side= 131.97 N, pos right, M= 1271.64 N-m, pos up. f_nrml= 8384.24 N, pos up, N= -796.29 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• FUSELAGE : lat arm of centroid = 0.00 m pos right. vrt arm of centroid = -0.15 m pos up. lon arm of centroid = 0.69 m pos aft. air attacking aft from ahead = 1.27 m/s. air attacking up from below = 5.96 m/s. air attacking to the right = 171.76 m/s. resultant total speed of air on body= 171.87 m/s. angle of attack of body = 1.99 deg. sideslip of body = 0.42 deg. total body angle to airflow = 2.03 deg. body front area = 1.260 square meters. body side area for side force = 5.398 square meters. body top area for lift force = 5.398 square meters. body drag force= 215.64 N. (is CD of 0.05112 based on frontal area) body side force= 76.65 N. (is CL of 0.00424 based on side area) body lift force= 359.18 N. (is CL of 0.01988 based on top area) •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After body forces: #56 f_axil= 263.32 N, pos aft, L= -179.23 N-m, pos right. f_side= 210.21 N, pos right, M= 987.14 N-m, pos up. f_nrml= 8750.68 N, pos up, N= -850.62 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• NACELLE 1 : lat arm of centroid = -1.52 m pos right. vrt arm of centroid = 0.14 m pos up. lon arm of centroid = 1.69 m pos aft. air attacking aft from ahead = 1.16 m/s. air attacking up from below = 5.94 m/s. air attacking to the right = 171.66 m/s. resultant total speed of air on body= 171.76 m/s. angle of attack of body = 1.98 deg. sideslip of body = 0.39 deg. total body angle to airflow = 2.02 deg. body front area = 0.164 square meters. body side area for side force = 0.714 square meters. body top area for lift force = 0.657 square meters. body drag force= 38.24 N. (is CD of 0.06972 based on frontal area) body side force= 9.21 N. (is CL of 0.00386 based on side area) body lift force= 43.48 N. (is CL of 0.01981 based on top area) •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After body forces: #77 f_axil= 299.98 N, pos aft, L= -109.70 N-m, pos right. f_side= 219.67 N, pos right, M= 916.41 N-m, pos up. f_nrml= 8795.46 N, pos up, N= -922.49 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• NACELLE 2 : lat arm of centroid = 1.52 m pos right. vrt arm of centroid = 0.14 m pos up. lon arm of centroid = 1.82 m pos aft. air attacking aft from ahead = 1.19 m/s. air attacking up from below = 6.16 m/s. air attacking to the right = 171.77 m/s. resultant total speed of air on body= 171.89 m/s. angle of attack of body = 2.05 deg. sideslip of body = 0.40 deg. total body angle to airflow = 2.09 deg. body front area = 0.125 square meters. body side area for side force = 0.562 square meters. body top area for lift force = 0.562 square meters. body drag force= 24.67 N. (is CD of 0.05876 based on frontal area) body side force= 7.49 N. (is CL of 0.00398 based on side area) body lift force= 38.65 N. (is CL of 0.02053 based on top area) •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After body forces: #78 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After gear aero forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After weapon forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After speedbrake and chute forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After cable forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After gear ground forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After arrest-gear forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After water skimming forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After shifted mass forces: #10 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -168.85 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 847.68 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.05 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After fuel mass forces: #9 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -155.06 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 836.88 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.03 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After engine sep mass forces: #2 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -155.06 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 836.88 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.03 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••RUNNING AERODYNAMIC FORCE AND TOTAL MOMENT TOTALS, AIRCRAFT AXIS SYSTEM•••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• After weapon mass forces: #24 f_axil= 323.20 N, pos aft, L= -155.06 N-m, pos right. f_side= 227.33 N, pos right, M= 836.88 N-m, pos up. f_nrml= 8834.97 N, pos up, N= -901.03 N-m, pos right. •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••GRAND TOTALS AT END OF FORCE AND MOMENT BUILD-UP••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• •••FINAL PROPULSIVE (ENGINE) FORCES, ALONG AIRCRAFT AXIS (pos aft/right/up)••••••••••••••••••••••••• f_axial = -572.68 N. f_side = 61.66 N. f_normal = 320.25 N. •••FINAL GEAR FORCES, ALONG AIRCRAFT AXIS (pos aft/right/up)•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• f_axial = 0.00 N. f_side = 0.00 N. f_vertical= 0.00 N. •••FINAL AERODYNAMIC FORCES, ALONG AIRCRAFT AXIS (pos aft/right/up)••••••••••••••••••••••••••••••••• f_axial = 323.20 N. f_side = 227.33 N. f_normal = 8834.97 N. •••FINAL MOMENTS BEFORE ASSYMETRIC LOADING EFFECTS•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• L = -155.06 N-m, pos right. M = 836.88 N-m, pos up. N = -901.03 N-m, pos right. •••MASSES TO GET FROM FORCES TO ACCELERATIONS••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• mass = 974.66 kg (ice accretion will change mass and MI if present! roll MI = 1738.33 kg-m-m... M/mi=accel in RADIANS per sec. pitch MI = 2068.52 kg-m-m... M/mi=accel in RADIANS per sec. yaw MI = 3697.67 kg-m-m... M/mi=accel in RADIANS per sec. •••FINAL TOTAL LINEAR ACCELS, ALONG GLOBAL AXIS (pos south/east/up)••••••••••••••••••••••••••••••••• a_x= 0.11 m/ss. a_y= -0.35 m/ss. a_z= -0.24 m/ss. •••FINAL TOTAL ANGULAR ACCELS, ABOUT AIRCRAFT AXIS (pos right/up/right)••••••••••••••••••••••••••••• Pdot (roll) = -4.77 deg/ss. Qdot (pitch)= 25.48 deg/ss. Rdot (yaw) = -13.77 deg/ss. •••FINAL TOTAL LINEAR VELOCITIES, ALONG GLOBAL AXIS (pos south/east/up)••••••••••••••••••••••••••••• v_x=-209.78 m/s. v_y= -2.61 m/s. v_z= -30.85 m/s.