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DATCOM 모델을 구축하는 방법은 매우 혼란스러울 수 있다. 여기에는 어떤 포인트를 클릭하는 인터페이스가 없으며, 공간 안에서 점들만 있을 뿐이다. 이 튜토리얼은 초보 사용자가 간단한 DATCOM 모델을 구축하고 시험하는 데 도움을 주려고 작성되었다. 얻은 수치는 정확하지 않을 수 있지만, 모델은 몇 가지 가정 제외하고는 비교적 정확해야 한다.
미코얀-구레비치 MiG-17
1949년, 미코얀-구레비치(MiG) 설계국은 MiG-15를 대체할 새로운 전투기 개발에 착수했다. 이 항공기의 두 가지 주요 특징은 더 얇고 경사각이 큰 날개와 안정성과 조종 성능을 향상시키려고 재설계된 꼬리 부분으로, 마하 1(음속)에 가까운 속도에서도 우수한 성능을 발휘했다. MiG-15와 외관상 유사하지만, MiG-17은 더 급격히 뒤로 굽은 날개, 애프터버너, 우수한 속도와 조종 특성을 갖추고 있으며 약 3피트 더 길다. 항공기 날개는 중간에 위치하며 뒤로 굽고 뾰족한 끝부분으로 좁아진다. 날개 베이스는 더 넓다. 엔진은 기체 내부에 위치한 터보제트 엔진으로, 코 부분에 원형 공기 흡입구를 가지고 있으며 하나의 작은 배기구를 가지고 있다. 기체는 짧고 두꺼운 시가 모양으로 뒤로 좁아지며, 둔탁한 코와 거품 모양의 조종석을 가지고 있다. 꼬리 날개는 뒤로 굽어지고 좁아지며 둥근 끝을 가지고 있다. 꼬리 날개는 뒤로 굽어지고 좁아진 플랫이 위쪽에 장착되었으며, 플랫과 꼬리 날개는 배기구를 덮고 있다.
(GlobalSecurity.org)
MiG-17은 이 튜토리얼에 선택된 이유는 단순한 설계 때문이다. 기체 단면은 거의 원형이며(원형으로 가정됨), 날개 모양은 복잡하지 않으며, 꼬리 부분도 복잡하지 않다.
도면 및 치수
이 프로젝트에서 가장 어려운 부분은 항공기의 정확한 측정을 제공할 수 있는 적절한 도면을 찾는 것이었다. 결국 여기 그림과 유사한 3면도 도면을 발견했다. MIG-17의 날개폭이 약 31피트 7인치이고, 길이가 36피트 5인치라는 사실을 활용하여 도면을 축척하고 필요한 치수를 얻을 수 있었다.
온라인에서 확인할 수 있듯이, 날개와 수평 꼬리의 후퇴각(sweep)은 약 45도이다. 대형 수직 꼬리날개의 후퇴각은 55도로 추정되나, 실제 값과 다를 수 있다. 날개의 이면각(dihedral)은 -3도이며, 경사각(incidence)은 1도이다.
앞서 언급했듯이, 기체 단면은 편리하게 원형이며, 여러 지점에서 일정하다. 참고로, 튜토리얼에서는 캐노피가 구현되지 않았으며, 이는 결과에 영향을 미쳤을 수 있지만 중요하지는 않다. 그러나 이 프로젝트의 주요 장애물은 공기역학 형상이다. MIG는 TsAGI S-12(12%) 공기역학 형상을 사용한다. 비행기는 날개 없이 비행할 수 없으며, 공기역학 형상은 비행에 큰 영향을 미치기 때문에 공기역학 형상의 선택은 매우 중요하다. 또한 Digital Datcom은 러시아 공기역학 형상을 고려하지 않기 때문에, TsAGI S-12(12%)가 NACA 66-012와 동일하다고 가정했다. 하지만 근거는 없다. (온라인에서 확인되지 않은 정보 제외). TsAGI 공기역학 형상의 데이터가 쉽게 구할 수 없기 때문에 DATCOM에 수동으로 입력할 수 없으며, 따라서 가정할 수밖에 없다.
입력 파일 작성
Digital DATCOM 매뉴얼 제1권 제3장(입력 정의)을 읽어보는 것이 좋다. 특히 3.1절과 3.2절을 참고하여 다음 내용에 익숙해지기 바란다. for005 파일(즉, 입력 파일)은 항공기의 비행 특성 및 기하학적 구조를 정의한다. 이 파일은 매우 특정한 형식을 따르며, 형식에서 벗어나는 경우 분석이 실행되지 않는다. 먼저 첫 번째 줄에 CASEID를 입력합니다:
CASEID MIKOYAN-GUREVICH MiG-17항공기의 비행 특성 및 기하 특성을 정의하는 모든 데이터는 namelists에 포함되어 있다. 입력 파일에서 namelists는 “$” 기호로 시작되며 (예: $FLTCON), 각 문장은 “$” 기호로 종료된다. 이 연습에서는 다음 namelists를 사용할 것이다:
- FLTCON - 비행 조건 정의
- SYNTHS - 기준선(referenceline)에 대해 중력 중심(cg), 날개, 수평 꼬리, 수직 꼬리의 위치를 결정
- BODY - 기체 형상 정의
- WGPLNF - 날개 형상 기하 정의
- HTPLNF - 수평 꼬리 기하 정의
- VTPLNF - 수직 꼬리 기하 정의
FLTCON 명령어
FLTCON 이름 목록은 분석할 비행 조건(마하 수, 고도, 공격 각도 등)을 정의한다. 입력 항목의 전체 목록은 디지털 데이터콤 매뉴얼 제1권 27페이지에 수록되어 있다. FLTCON 이름 목록에서 다음과 같은 변수를 사용할 것이다:
- NMACH - 실행할 마하 수의 개수. 여기서는 단일 마하 수만 실행
- MACH - 위에서 언급된 실행할 마하 수. 마하 = 0.60에서만 실행
- NALPHA - 테스트할 받음각 수. 10개의 받음각에서 시험
- ALSCHD - 받음각 시퀀스. (도 단위) -4, -2, 0, 2, 4, 6, 8, 10, 12, 14 (총 10개)
- NALT - 실행할 고도 수. 단일 고도만 사용
- ALT - 실행할 고도. 5000 피트만 사용
- WT - 항공기의 중량. 13,395 파운드를 사용
- LOOP - 1로 설정. LOOP 매개변수의 중요성은 추후 논의
이 변수는 FLTCON 이름 목록에 입력할 수 있다. 각 숫자에는 소수점이 반드시 포함되어야 한다. 또한 파일의 수평 길이는 특정 문자 수를 초과할 수 없으므로 주의하자. 변수 입력 순서는 중요하지 않지만, 다음 형식을 권장한다. 다음은 입력 파일에 포함하는 내용을 설명한다:
$FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0,
0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,NALT=1.0,ALT(1)=5000.0,
WT=13395.0,LOOP=1.$
SYNTHS 명령어
SYNTHS(합성) 명령어는 매우 중요하다. 왜냐하면 이 목록은 무게중심(c.g.)의 위치뿐만 아니라 날개와 꼬리 표면의 위치를 설정하기 때문이다. 따라서 이 시점에서 항공기의 크기를 충분히 이해해야 한다. Datcom Volume I의 33쪽에는 필요한 차원이 정확히 표시되어 있다.
모든 수평 측정은 항공기의 노즈에서 측정한다. 모든 수직 측정은 항공기의 중심에 편리하게 배치된 기준선에서 측정한다. SYNTHS 이름 목록에서 다음 변수를 사용한다:
- XCG - 무게 중심(c.g.)의 수평 위치. 무게 중심의 위치 정보가 주어지지 않았기 때문에, 무게중심 위치로 11.17 피트를 임의로 선택하였다(아마도 정확하지 않을 것이다).
- ZCG - 무게 중심(c.g.)의 수직 위치(참조 선에 대한). 임의로 0 피트로 선택
- XW - 날개 끝점의 수평 위치. 3.63 피트로 측정
- ZW - 날개 끝점의 수직 위치(기준선 대비). 0.42 피트로 측정
- ALIW - 날개 각도(Degree). MiG의 경우 1도
- XH - 수평 꼬리 날개 끝점의 수평 위치. 28.73 피트로 측정
- ZH - 수평 꼬리 날개 끝점의 수직 위치(기준선 대비). 5.24 피트로 측정
- ALIH - 수평 꼬리 날개 각도. MiG에 대한 데이터가 없으므로 0도로 가정
- XV - 수직 꼬리날개 정점의 수평 위치. 18.3 피트로 측정
- ZV - 수직 꼬리날개 정점의 수직 위치(기준선 대비). 이 위치는 기준선에 있으므로 0 피트
이 숫자들은 SYNTHS 명령어에 입력할 수 있다:
$SYNTHS XCG=11.17,ZCG=0.0,XW=3.63,ZW=0.42,ALIW=1.0,XH=28.73,
ZH=5.24,ALIH=0.0,XV=18.3,ZV=0.0$
다음 도면은 이 명령어 및 이후의 명령어에서 사용할 차원을 표시한다.
BODY 명령어
이제 구성 요소를 모델링하기 시작할 수 있다. 먼저 기체부터 시작한다. 앞서 언급했듯이 캐노피는 무시하고, 각 스테이션에서 원형 단면을 가진 기체를 모델링할 것이다. 위 그림에서 볼 수 있듯이, 기체는 코 부분부터 시작해 후방 부분까지 8개의 스테이션으로 나뉘어져 있다. 각 스테이션에서 코 부분으로부터의 수평 거리와 각 스테이션의 단면적은 아래 표에 정리하였다:
| 스테이션 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 |
| X (피트) | 0.0 | 0.74 | 8.35 | 13.14 | 19.35 | 24.41 | 28.41 | 30.77 |
| R (반경, 피트) | 1.29 | 1.72 | 2.32 | 2.32 | 2.25 | 1.88 | 1.36 | 0.69 |
| S (면적, 제곱 피트) | 5.19 | 9.32 | 16.89 | 16.89 | 15.94 | 11.12 | 5.85 | 2.5 |
명령어 BODY에서 사용할 변수는 다음과 같다:
- NX - 기체 스테이션 수
- X - 각 스테이션의 수평 거리
- S - 각 스테이션의 단면적
- (기술적으로 “R”을 “S” 대신 사용할 수 있지만, 나중에 문제가 발생할 수 있다)
이 모든 값을 알고 있으면 기체를 완전히 정의할 수 있다. 데이터는 다음과 같이 입력한다.
$BODY NX=8.0,
X(1)=0.0,0.74,8.35,13.14,19.35,24.41,28.41,30.77,
S(1)=5.19,9.32,16.89,16.89,15.94,11.12,5.85,2.5$
WGPLNF 명령어
이제 WGPLNF 이름 목록을 사용하여 날개 형상을 정의할 수 있다. Datcom 제1권 37쪽과 38쪽은 모든 형상 정의에 매우 유용하다. 위의 도면은 날개 형상의 모양을 완전히 정의한다. 날개를 정의하는 데 사용할 변수들은 다음과 같다:
- CHRDTP - 날개 끝 부분의 현의 길이. 7.02 피트로 측정
- SSPNOP - 도면에서 “b*o/2”로 표시된 '반 스팬 외부 패널'이다. 날개가 두 부분으로 구성되어 있으면(예: MiG) 내부 패널과 외부 패널이 있다. 이 치수는 두 패널의 경계선에서 날개 끝 코드까지 측정한다. 측정 결과 11.32 피트이다.
- SSPNE - '노출된' 반폭으로, 'b*/2'이다. 이 치수는 기체 측면에서 날개 끝 코드까지 측정한다. 측정 결과 13.41 피트이다.
- SSPN - 이론적 반스팬으로, b/2입니다. 이 치수는 연결 코드에서 끝 코드까지 측정한다. 측정 결과 15.71 피트이다.
- CHRDBP - 내측 패널과 외측 패널 사이의 분할점에서 코드(도면상의 “cb”). 측정 결과 8.4 피트이다.
- CHRDR - 날개 연결부의 코드 길이. 측정 결과 14.0 피트입니다.
- SAVSI - 내측 패널에서 날개 스윙 각도(매뉴얼 참조). MiG의 경우 내측과 외측 패널 간 스윙 각도가 다르지만, 이 값을 일정하게 유지하여 45도로 설정한다.
- SAVSO - 날개 외측 패널의 날개 곡률. 앞서 언급된 대로 45도로 설정한다.
- TWISTA - 날개 비틀림 각도(워시아웃). MiG는 0도이다.
- CHSTAT - 곡률 각도를 참조하는 최대(mac)의 %. 일반적으로 c/4 또는 0.25이다.
- DHDAHI - 내측 패널의 기수각. 내측과 외측 패널의 기수각이 동일(날개 전체에 걸쳐 일정한 기수각)인 경우 DHDADI만 입력한다. MiG의 경우 날개 기수각은 -3도이다.
- TYPE - 다른 형상 유형(매뉴얼 참조). 1로 설정한.
이 값들은 다음과 같이 입력 파일에 입력한다:
$WGPLNF CHRDTP=7.02,SSPNOP=11.32,SSPNE=13.41,SSPN=15.71,
CHRDBP=8.4,CHRDR=14.0,SAVSI=45.0,SAVSO=45.0,CHSTAT=0.25,
TWISTA=0.0,DHDADI=-3.0,TYPE=1.0$
HTPLNF 명령어
수평 꼬리 날개는 날개와 동일한 변수를 사용하여 동일한 방식으로 설정한다. 수평 꼬리 날개의 기하학적 구조가 더 단순하기 때문에, 우리는 다음 변수만 사용할 것이다: CHRDTP, SSPNE, SSPN, CHRDR, SAVSI, CHSTAT 및 TYPE.
- CHRDTP는 1.86 피트
- SSPNE는 5.42 피트
- SSPN는 5.43 피트
- CHRDR는 4.69 피트
- SAVSI는 45 도
- CHSTAT는 0.25
- TYPE는 1
따라서 값들은 다음과 같이 HTPLNF 명령어에 입력한다:
$HTPLNF CHRDTP=1.86,SSPNE=5.42,SSPN=5.43,CHRDR=4.69,SAVSI=45.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
VTPLNF 명령어
수직 꼬리날개는 날개와 동일한 변수를 사용하여 동일한 방식으로 설정한다. 수직 꼬리날개의 기하학적 구조가 더 단순하기 때문에, 다음과 같은 변수만 사용할 것이다: CHRDTP, SSPNE, SSPN, CHRDR, SAVSI, CHSTAT 및 TYPE.
- CHRDTP는 3.76 피트
- SSPNE는 6.05 피트
- SSPN는 8.18 피트
- CHRDR는 12.47 피트
- SAVSI는 55 도 (측정하지 않았다.)
- CHSTAT는 0.25
- TYPE는 1
따라서 값들은 다음과 같이 VTPLNF 명령어에 입력한다:
$VTPLNF CHRDTP=3.76,SSPNE=6.05,SSPN=8.18,CHRDR=12.47,SAVSI=55.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
에어포일 형상 설정
날개와 꼬리 부분의 공기역학 형상을 입력하는 것을 잊지 말아야 한다. 제1권 74페이지와 75페이지에 정보가 있다. 만약 날개가 NACA-2412 형상이라면, for005 파일에 다음과 같이 입력한다: NACAW-4-2412. 'NACA'는 DATCOM에 내장된 데이터가 있는 NACA 에어포일을 나타낸다. 'W'는 공기형상이 날개에 적용된다는 걸 의미한다(HT는 수평날개, VT는 수직날개). '4'는 4 시리즈 에어포일을 나타내며(DATCOM은 1, 4, 5, 6 시리즈 에어포일을 지원), 그 다음은 에어포일 지정 번호로, 이 예시에서는 '2412'이다.
MiG에서는 날개에 NACA 66-012 에어포일을 사용하며, 꼬리 부분에 66-009를 사용한다. 이들은 다음과 같이 DATCOM에 입력한다:
NACA-W-6-66-012
NACA-H-6-66-009
NACA-V-6-66-009
파일 종료
파일 끝에 정보를 지정하고, 추가 데이터를 제공할 때 사용할 수 있는 여러 명령어가 있다. 여기에서는 3개의 명령어를 사용한다:
- DIM FT - 모든 치수가 피트 단위로 지정되며, 모든 출력은 '미국' 단위로 표시한다.
- BUILD - 모든 구성 요소의 데이터를 표시한다. 항공기만 표시하지 않는다.
- PLOT - 플로팅 프로그램에 입력하기 위한 플롯 파일(for013.dat)을 만든다.
마지막으로, 파일은 “NEXT CASE”로 끝난다. 입력 파일에서 다음과 같이 표시한다:
DIM FT
BUILD
PLOT
NEXT CASE
전체 입력 파일
다음은 DATCOM에서 실행될 전체 입력 파일이다.
CASEID ----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
$FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0,
0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,NALT=1.0,ALT(1)=5000.0,
WT=13395.0,LOOP=1.$
$SYNTHS XCG=11.17,ZCG=0.0,XW=3.63,ZW=0.42,ALIW=1.0,XH=28.73,
ZH=5.24,ALIH=0.0,XV=18.3,ZV=0.0$
$OPTINS SREF=243.0$
$BODY NX=8.0,
X(1)=0.0,0.74,8.35,13.14,19.35,24.41,28.41,30.77,
S(1)=5.19,9.32,16.89,16.89,15.94,11.12,5.85,2.5$
NACA-W-6-66-012
$WGPLNF CHRDTP=7.02,SSPNOP=11.32,SSPNE=13.41,SSPN=15.71,
CHRDBP=8.4,CHRDR=14.0,SAVSI=45.0,SAVSO=45.0,CHSTAT=0.25,
TWISTA=0.0,DHDADI=-3.0,DHDADO=-3.0,TYPE=1.0$
NACA-H-6-66-009
$HTPLNF CHRDTP=1.86,SSPNE=5.42,SSPN=5.43,CHRDR=4.69,SAVSI=45.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
NACA-V-6-66-009
$VTPLNF CHRDTP=3.76,SSPNE=6.05,SSPN=8.18,CHRDR=12.47,SAVSI=55.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
DIM FT
BUILD
PLOT
NEXT CASE
출력 파일
****************************************************
* USAF STABILITY AND CONTROL DIGITAL DATCOM *
* PROGRAM REV. JAN 96 DIRECT INQUIRIES TO: *
* WRIGHT LABORATORY (WL/FIGC) ATTN: W. BLAKE *
* WRIGHT PATTERSON AFB, OHIO 45433 *
* PHONE (513) 255-6764, FAX (513) 258-4054 *
****************************************************
1 CONERR - INPUT ERROR CHECKING
0 ERROR CODES - N* DENOTES THE NUMBER OF OCCURENCES OF EACH ERROR
0 A - UNKNOWN VARIABLE NAME
0 B - MISSING EQUAL SIGN FOLLOWING VARIABLE NAME
0 C - NON-ARRAY VARIABLE HAS AN ARRAY ELEMENT DESIGNATION - (N)
0 D - NON-ARRAY VARIABLE HAS MULTIPLE VALUES ASSIGNED
0 E - ASSIGNED VALUES EXCEED ARRAY DIMENSION
0 F - SYNTAX ERROR
0****************************** INPUT DATA CARDS ******************************
CASEID ----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
$FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0,
0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,NALT=1.0,ALT(1)=5000.0,
WT=13395.0,LOOP=1.$
$SYNTHS XCG=11.17,ZCG=0.0,XW=3.63,ZW=0.42,ALIW=1.0,XH=28.73,
ZH=5.24,ALIH=0.0,XV=18.3,ZV=0.0$
$OPTINS SREF=243.0$
$BODY NX=8.0,
X(1)=0.0,0.74,8.35,13.14,19.35,24.41,28.41,30.77,
S(1)=5.19,9.32,16.89,16.89,15.94,11.12,5.85,2.5$
NACA-W-6-66-012
$WGPLNF CHRDTP=7.02,SSPNOP=11.32,SSPNE=13.41,SSPN=15.71,
CHRDBP=8.4,CHRDR=14.0,SAVSI=45.0,SAVSO=45.0,CHSTAT=0.25,
TWISTA=0.0,DHDADI=-3.0,DHDADO=-3.0,TYPE=1.0$
NACA-H-6-66-009
$HTPLNF CHRDTP=1.86,SSPNE=5.42,SSPN=5.43,CHRDR=4.69,SAVSI=45.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
NACA-V-6-66-009
$VTPLNF CHRDTP=3.76,SSPNE=6.05,SSPN=8.18,CHRDR=12.47,SAVSI=55.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
DIM FT
BUILD
PLOT
NEXT CASE
1 THE FOLLOWING IS A LIST OF ALL INPUT CARDS FOR THIS CASE.
0
CASEID ----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
$FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0,
0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,NALT=1.0,ALT(1)=5000.0,
WT=13395.0,LOOP=1.$
$SYNTHS XCG=11.17,ZCG=0.0,XW=3.63,ZW=0.42,ALIW=1.0,XH=28.73,
ZH=5.24,ALIH=0.0,XV=18.3,ZV=0.0$
$OPTINS SREF=243.0$
$BODY NX=8.0,
X(1)=0.0,0.74,8.35,13.14,19.35,24.41,28.41,30.77,
S(1)=5.19,9.32,16.89,16.89,15.94,11.12,5.85,2.5$
NACA-W-6-66-012
$WGPLNF CHRDTP=7.02,SSPNOP=11.32,SSPNE=13.41,SSPN=15.71,
CHRDBP=8.4,CHRDR=14.0,SAVSI=45.0,SAVSO=45.0,CHSTAT=0.25,
TWISTA=0.0,DHDADI=-3.0,DHDADO=-3.0,TYPE=1.0$
NACA-H-6-66-009
$HTPLNF CHRDTP=1.86,SSPNE=5.42,SSPN=5.43,CHRDR=4.69,SAVSI=45.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
NACA-V-6-66-009
$VTPLNF CHRDTP=3.76,SSPNE=6.05,SSPN=8.18,CHRDR=12.47,SAVSI=55.0,
CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$
DIM FT
BUILD
PLOT
NEXT CASE
0 INPUT DIMENSIONS ARE IN FT, SCALE FACTOR IS 1.0000
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
WING SECTION DEFINITION
0 IDEAL ANGLE OF ATTACK = 0.00000 DEG.
ZERO LIFT ANGLE OF ATTACK = -0.00000 DEG.
IDEAL LIFT COEFFICIENT = 0.00000
ZERO LIFT PITCHING MOMENT COEFFICIENT = 0.00000
MACH ZERO LIFT-CURVE-SLOPE = 0.09699 /DEG.
LEADING EDGE RADIUS = 0.00993 FRACTION CHORD
MAXIMUM AIRFOIL THICKNESS = 0.12000 FRACTION CHORD
DELTA-Y = 2.01961 PERCENT CHORD
0 MACH= 0.6000 LIFT-CURVE-SLOPE = 0.11881 /DEG. XAC = 0.26851
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
HORIZONTAL TAIL SECTION DEFINITION
0 IDEAL ANGLE OF ATTACK = 0.00000 DEG.
ZERO LIFT ANGLE OF ATTACK = -0.00000 DEG.
IDEAL LIFT COEFFICIENT = 0.00000
ZERO LIFT PITCHING MOMENT COEFFICIENT = 0.00000
MACH ZERO LIFT-CURVE-SLOPE = 0.09870 /DEG.
LEADING EDGE RADIUS = 0.00559 FRACTION CHORD
MAXIMUM AIRFOIL THICKNESS = 0.09000 FRACTION CHORD
DELTA-Y = 1.52747 PERCENT CHORD
0 MACH= 0.6000 LIFT-CURVE-SLOPE = 0.12143 /DEG. XAC = 0.26444
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
VERTICAL TAIL SECTION DEFINITION
0 IDEAL ANGLE OF ATTACK = 0.00000 DEG.
ZERO LIFT ANGLE OF ATTACK = -0.00000 DEG.
IDEAL LIFT COEFFICIENT = 0.00000
ZERO LIFT PITCHING MOMENT COEFFICIENT = 0.00000
MACH ZERO LIFT-CURVE-SLOPE = 0.09870 /DEG.
LEADING EDGE RADIUS = 0.00559 FRACTION CHORD
MAXIMUM AIRFOIL THICKNESS = 0.09000 FRACTION CHORD
DELTA-Y = 1.52747 PERCENT CHORD
0 MACH= 0.6000 LIFT-CURVE-SLOPE = 0.12143 /DEG. XAC = 0.26444
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
DATCOM BODY ALONE CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.006 -0.003 -0.0151 -0.004 0.005 3.976 8.326E-04 3.835E-03 -8.326E-04 -1.106E-03 0.000E+00
-2.0 0.005 -0.002 -0.0076 -0.002 0.005 4.063 8.580E-04 3.784E-03 -8.580E-04 -1.092E-03 0.000E+00
0.0 0.005 0.000 0.0000 0.000 0.005 ****** 8.453E-04 3.810E-03 -8.453E-04 -1.099E-03 0.000E+00
2.0 0.005 0.002 0.0076 0.002 0.005 4.063 8.580E-04 3.784E-03 -8.580E-04 -1.092E-03 0.000E+00
4.0 0.006 0.003 0.0151 0.004 0.005 3.976 8.832E-04 3.734E-03 -8.832E-04 -1.077E-03 0.000E+00
6.0 0.006 0.005 0.0226 0.006 0.005 3.887 9.082E-04 3.685E-03 -9.082E-04 -1.063E-03 0.000E+00
8.0 0.006 0.007 0.0299 0.008 0.005 3.798 9.328E-04 3.636E-03 -9.328E-04 -1.049E-03 0.000E+00
10.0 0.007 0.009 0.0371 0.010 0.005 3.709 9.569E-04 3.588E-03 -9.569E-04 -1.035E-03 0.000E+00
12.0 0.008 0.011 0.0442 0.012 0.005 3.619 9.804E-04 3.541E-03 -9.804E-04 -1.022E-03 0.000E+00
14.0 0.008 0.013 0.0513 0.015 0.005 3.530 1.004E-03 3.495E-03 -1.004E-03 -1.008E-03 0.000E+00
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
WING ALONE CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.008 -0.141 0.0886 -0.141 -0.002 -0.629 4.578E-02 -2.828E-02 -2.768E-04 2.377E-05 1.160E-03
-2.0 0.006 -0.046 0.0292 -0.046 0.004 -0.629 4.671E-02 -2.912E-02 -2.948E-04 2.562E-06 7.170E-04
0.0 0.006 0.046 -0.0279 0.046 0.006 -0.603 4.671E-02 -2.853E-02 -2.948E-04 2.561E-06 2.837E-04
2.0 0.008 0.141 -0.0849 0.141 0.003 -0.603 4.777E-02 -3.006E-02 -2.768E-04 2.375E-05 -1.595E-04
4.0 0.013 0.237 -0.1481 0.238 -0.004 -0.623 4.861E-02 -3.303E-02 -2.378E-04 6.761E-05 -6.127E-04
6.0 0.021 0.335 -0.2170 0.335 -0.015 -0.647 4.904E-02 -3.303E-02 -1.776E-04 1.350E-04 -1.072E-03
8.0 0.031 0.433 -0.2802 0.433 -0.030 -0.646 4.798E-02 -2.921E-02 -9.633E-05 2.257E-04 -1.533E-03
10.0 0.043 0.527 -0.3339 0.527 -0.049 -0.634 4.396E-02 -2.311E-02 3.331E-06 3.337E-04 -1.972E-03
12.0 0.056 0.609 -0.3726 0.608 -0.072 -0.613 3.844E-02 -1.962E-02 1.083E-04 4.457E-04 -2.358E-03
14.0 0.068 0.681 -0.4124 0.677 -0.098 -0.609 3.314E-02 -2.011E-02 2.138E-04 5.565E-04 -2.694E-03
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.002 -0.032 0.0757 -0.032 -0.000 -2.349 8.325E-03 -1.965E-02 1.322E-06 2.767E-06 5.983E-05
-2.0 0.001 -0.016 0.0371 -0.016 0.001 -2.343 8.044E-03 -1.892E-02 3.215E-07 6.678E-07 2.940E-05
0.0 0.001 0.000 0.0000 0.000 0.001 ****** 7.904E-03 -1.854E-02 0.000E+00 0.000E+00 -1.218E-36
2.0 0.001 0.016 -0.0370 0.016 0.001 -2.339 8.044E-03 -1.887E-02 3.215E-07 6.677E-07 -2.940E-05
4.0 0.002 0.032 -0.0755 0.032 -0.000 -2.343 8.289E-03 -1.953E-02 1.322E-06 2.767E-06 -5.983E-05
6.0 0.003 0.049 -0.1152 0.049 -0.002 -2.351 8.461E-03 -2.009E-02 3.039E-06 6.409E-06 -9.105E-05
8.0 0.004 0.066 -0.1559 0.066 -0.005 -2.363 8.558E-03 -2.057E-02 5.487E-06 1.166E-05 -1.228E-04
10.0 0.006 0.083 -0.1974 0.083 -0.008 -2.378 8.377E-03 -2.050E-02 8.653E-06 1.852E-05 -1.547E-04
12.0 0.008 0.100 -0.2378 0.099 -0.012 -2.400 7.411E-03 -1.865E-02 1.240E-05 2.652E-05 -1.851E-04
14.0 0.011 0.113 -0.2720 0.112 -0.017 -2.428 5.900E-03 -1.551E-02 1.604E-05 3.411E-05 -2.098E-04
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
VERTICAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.001 0.000 0.0000 0.000 NDM ****** 0.000E+00 0.000E+00 -7.955E-03 3.809E-03 -1.114E-03
-2.0 -9.827E-04
0.0 -8.503E-04
2.0 -7.168E-04
4.0 -5.825E-04
6.0 -4.475E-04
8.0 -3.119E-04
10.0 -1.760E-04
12.0 -3.980E-05
14.0 9.641E-05
0*** NDM PRINTED WHEN NO DATCOM METHODS EXIST
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
WING-BODY CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.014 -0.199 0.0910 -0.199 -0.000 -0.456 6.394E-02 -3.075E-02 -1.194E-03 -1.190E-03 1.351E-03
-2.0 0.011 -0.072 0.0307 -0.073 0.009 -0.422 6.263E-02 -2.953E-02 7.584E-04
0.0 0.011 0.052 -0.0272 0.052 0.011 -0.527 6.257E-02 -2.894E-02 1.777E-04
2.0 0.013 0.178 -0.0851 0.178 0.007 -0.477 6.387E-02 -3.071E-02 -4.141E-04
4.0 0.019 0.307 -0.1500 0.308 -0.003 -0.488 6.503E-02 -3.415E-02 -1.019E-03
6.0 0.027 0.438 -0.2217 0.438 -0.019 -0.506 6.566E-02 -3.434E-02 -1.633E-03
8.0 0.037 0.570 -0.2874 0.569 -0.042 -0.505 6.444E-02 -3.026E-02 -2.250E-03
10.0 0.050 0.696 -0.3427 0.694 -0.072 -0.494 5.945E-02 -2.354E-02 -2.840E-03
12.0 0.063 0.807 -0.3816 0.803 -0.106 -0.475 5.233E-02 -1.966E-02 -3.364E-03
14.0 0.077 0.905 -0.4214 0.897 -0.144 -0.470 4.531E-02 -2.017E-02 -3.821E-03
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
BODY-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.007 -0.036 0.0605 -0.036 0.005 -1.674 9.241E-03 -1.556E-02 -3.717E-01 -1.190E-03 4.503E-05
-2.0 0.007 -0.018 0.0300 -0.018 0.006 -1.686 8.934E-03 -1.499E-02 2.038E-05
0.0 0.006 0.000 0.0006 0.000 0.006 ****** 8.780E-03 -1.480E-02 -3.429E-06
2.0 0.007 0.018 -0.0292 0.018 0.006 -1.643 8.934E-03 -1.537E-02 -2.724E-05
4.0 0.007 0.036 -0.0609 0.036 0.005 -1.684 9.205E-03 -1.629E-02 -5.189E-05
6.0 0.009 0.054 -0.0944 0.055 0.003 -1.716 9.402E-03 -1.713E-02 -7.717E-05
8.0 0.011 0.073 -0.1294 0.074 0.000 -1.747 9.524E-03 -1.787E-02 -1.029E-04
10.0 0.013 0.092 -0.1659 0.093 -0.003 -1.777 9.363E-03 -1.806E-02 -1.288E-04
12.0 0.016 0.111 -0.2017 0.112 -0.007 -1.805 8.414E-03 -1.642E-02 -1.537E-04
14.0 0.019 0.126 -0.2315 0.127 -0.012 -1.823 6.920E-03 -1.346E-02 -1.745E-04
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
BODY-VERTICAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.006 -0.003 -0.0151 -0.004 0.006 3.908 8.326E-04 3.835E-03 -8.788E-03 2.702E-03 -1.114E-03
-2.0 0.006 -0.002 -0.0076 -0.002 0.006 3.992 8.580E-04 3.784E-03 -9.827E-04
0.0 0.006 0.000 0.0000 0.000 0.006 ****** 8.453E-04 3.810E-03 -8.503E-04
2.0 0.006 0.002 0.0076 0.002 0.006 3.992 8.580E-04 3.784E-03 -7.168E-04
4.0 0.006 0.003 0.0151 0.004 0.006 3.908 8.832E-04 3.734E-03 -5.825E-04
6.0 0.007 0.005 0.0226 0.006 0.006 3.822 9.082E-04 3.685E-03 -4.475E-04
8.0 0.007 0.007 0.0299 0.008 0.006 3.736 9.328E-04 3.636E-03 -3.119E-04
10.0 0.008 0.009 0.0371 0.010 0.006 3.649 9.569E-04 3.588E-03 -1.760E-04
12.0 0.008 0.011 0.0442 0.012 0.006 3.562 9.804E-04 3.541E-03 -3.980E-05
14.0 0.009 0.013 0.0513 0.015 0.006 3.475 1.004E-03 3.495E-03 9.641E-05
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
WING-BODY-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.015 -0.219 0.1391 -0.220 0.000 -0.633 6.830E-02 -4.069E-02 -1.192E-03 -1.187E-03 1.411E-03
-2.0 0.012 -0.084 0.0592 -0.085 0.009 -0.699 6.671E-02 -3.906E-02 7.878E-04
0.0 0.012 0.048 -0.0171 0.048 0.012 -0.360 6.638E-02 -3.789E-02 1.777E-04
2.0 0.015 0.181 -0.0924 0.182 0.008 -0.509 6.740E-02 -3.907E-02 -4.435E-04
4.0 0.020 0.317 -0.1734 0.318 -0.002 -0.546 6.830E-02 -4.193E-02 -1.079E-03
6.0 0.029 0.454 -0.2601 0.455 -0.019 -0.572 6.873E-02 -4.172E-02 -1.724E-03
8.0 0.041 0.592 -0.3403 0.592 -0.042 -0.575 6.744E-02 -3.754E-02 -2.372E-03
10.0 0.055 0.724 -0.4102 0.723 -0.072 -0.568 6.239E-02 -3.078E-02 -2.995E-03
12.0 0.070 0.842 -0.4634 0.838 -0.106 -0.553 5.526E-02 -2.697E-02 -3.549E-03
14.0 0.086 0.945 -0.5181 0.938 -0.146 -0.552 4.829E-02 -2.773E-02 -4.031E-03
0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA)
0
-4.0 1.000 -1.454 0.479
-2.0 1.000 -0.496 0.491
0.0 1.000 0.510 0.520
2.0 1.000 1.582 0.554
4.0 1.000 2.726 0.589
6.0 1.000 3.938 0.620
8.0 1.000 5.207 0.634
10.0 1.000 6.473 0.615
12.0 1.000 7.669 0.590
14.0 1.000 8.835 0.583
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
WING-BODY-VERTICAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.015 -0.199 0.0910 -0.199 0.001 -0.456 6.394E-02 -3.075E-02 -9.149E-03 2.619E-03 2.375E-04
-2.0 0.012 -0.072 0.0307 -0.073 0.009 -0.422 6.263E-02 -2.953E-02 -2.243E-04
0.0 0.012 0.052 -0.0272 0.052 0.012 -0.527 6.257E-02 -2.894E-02 -6.726E-04
2.0 0.014 0.178 -0.0851 0.178 0.008 -0.477 6.387E-02 -3.071E-02 -1.131E-03
4.0 0.020 0.307 -0.1500 0.308 -0.002 -0.488 6.503E-02 -3.415E-02 -1.602E-03
6.0 0.027 0.438 -0.2217 0.439 -0.018 -0.506 6.566E-02 -3.434E-02 -2.080E-03
8.0 0.038 0.570 -0.2874 0.569 -0.041 -0.505 6.444E-02 -3.026E-02 -2.562E-03
10.0 0.051 0.696 -0.3427 0.694 -0.071 -0.494 5.945E-02 -2.354E-02 -3.016E-03
12.0 0.064 0.807 -0.3816 0.803 -0.105 -0.475 5.233E-02 -1.966E-02 -3.404E-03
14.0 0.078 0.905 -0.4214 0.897 -0.143 -0.470 4.531E-02 -2.017E-02 -3.725E-03
1 AUTOMATED STABILITY AND CONTROL METHODS PER APRIL 1976 VERSION OF DATCOM
CHARACTERISTICS AT ANGLE OF ATTACK AND IN SIDESLIP
WING-BODY-VERTICAL TAIL-HORIZONTAL TAIL CONFIGURATION
----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 -----
----------------------- FLIGHT CONDITIONS ------------------------ -------------- REFERENCE DIMENSIONS ------------
MACH ALTITUDE VELOCITY PRESSURE TEMPERATURE REYNOLDS REF. REFERENCE LENGTH MOMENT REF. CENTER
NUMBER NUMBER AREA LONG. LAT. HORIZ VERT
FT FT/SEC LB/FT**2 DEG R 1/FT FT**2 FT FT FT FT
0 0.600 5000.00 658.18 1.7609E+03 500.843 3.6904E+06 243.000 9.065 31.420 11.170 0.000
0 -------------------DERIVATIVE (PER DEGREE)-------------------
0 ALPHA CD CL CM CN CA XCP CLA CMA CYB CNB CLB
0
-4.0 0.016 -0.219 0.1391 -0.220 0.001 -0.633 6.830E-02 -4.069E-02 -9.147E-03 2.622E-03 2.974E-04
-2.0 0.013 -0.084 0.0592 -0.085 0.010 -0.699 6.671E-02 -3.906E-02 -1.949E-04
0.0 0.013 0.048 -0.0171 0.048 0.013 -0.360 6.638E-02 -3.789E-02 -6.726E-04
2.0 0.016 0.181 -0.0924 0.182 0.009 -0.509 6.740E-02 -3.907E-02 -1.160E-03
4.0 0.021 0.317 -0.1734 0.318 -0.001 -0.546 6.830E-02 -4.193E-02 -1.662E-03
6.0 0.030 0.454 -0.2601 0.455 -0.018 -0.572 6.873E-02 -4.172E-02 -2.171E-03
8.0 0.042 0.592 -0.3403 0.592 -0.041 -0.575 6.744E-02 -3.754E-02 -2.684E-03
10.0 0.056 0.724 -0.4102 0.723 -0.071 -0.568 6.239E-02 -3.078E-02 -3.171E-03
12.0 0.071 0.842 -0.4634 0.838 -0.106 -0.553 5.526E-02 -2.697E-02 -3.589E-03
14.0 0.087 0.945 -0.5181 0.938 -0.145 -0.552 4.829E-02 -2.773E-02 -3.935E-03
0 ALPHA Q/QINF EPSLON D(EPSLON)/D(ALPHA)
0
-4.0 1.000 -1.454 0.479
-2.0 1.000 -0.496 0.491
0.0 1.000 0.510 0.520
2.0 1.000 1.582 0.554
4.0 1.000 2.726 0.589
6.0 1.000 3.938 0.620
8.0 1.000 5.207 0.634
10.0 1.000 6.473 0.615
12.0 1.000 7.669 0.590
14.0 1.000 8.835 0.583
0*** VEHICLE WEIGHT = 13395.00 LB.
0*** LEVEL FLIGHT LIFT COEFFICIENT = 0.12422
1 THE FOLLOWING IS A LIST OF ALL INPUT CARDS FOR THIS CASE.
0
1 END OF JOB.
for013.dat 파일
1.0000E+00 1.0000E+01 6.0000E-01 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 -4.0000E+00 -2.0000E+00 0.0000E+00 2.0000E+00 4.0000E+00 6.0000E+00 8.0000E+00 1.0000E+01
1.2000E+01 1.4000E+01 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.7609E+03 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 6.0000E-01 1.4000E+00 0.0000E+00 5.0000E+03 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 5.0084E+02 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.3395E+04 1.0000E-30 1.0000E+00 1.0000E+00
1.1170E+01 3.6300E+00 4.2000E-01 1.0000E+00 0.0000E+00 2.8730E+01 5.2400E+00 0.0000E+00 1.8300E+01 1.4013E-45
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E+00 0.0000E+00 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
2.4300E+02 9.0649E+00 1.6000E-04 3.1420E+01
T T T T T T T T T T T F F F F F T F F F F F F F F F T F F F F F F T
5.5052E-03 5.3248E-03 5.2658E-03 5.3248E-03 5.5052E-03 5.8118E-03 6.2490E-03 6.8207E-03 7.5304E-03 8.3808E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-3.4319E-03 -1.6906E-03 0.0000E+00 1.6906E-03 3.4319E-03 5.2234E-03 7.0645E-03 8.9544E-03 1.0892E-02 1.2876E-02
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-1.5138E-02 -7.6191E-03 0.0000E+00 7.6191E-03 1.5138E-02 2.2556E-02 2.9876E-02 3.7098E-02 4.4226E-02 5.1261E-02
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-3.8075E-03 -1.8754E-03 0.0000E+00 1.8754E-03 3.8075E-03 5.8023E-03 7.8654E-03 1.0003E-02 1.2220E-02 1.4521E-02
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
5.2524E-03 5.2626E-03 5.2658E-03 5.2626E-03 5.2524E-03 5.2340E-03 5.2050E-03 5.1622E-03 5.1013E-03 5.0169E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
8.3262E-04 8.5797E-04 8.4531E-04 8.5797E-04 8.8319E-04 9.0816E-04 9.3277E-04 9.5688E-04 9.8039E-04 1.0036E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
3.8348E-03 3.7844E-03 3.8096E-03 3.7844E-03 3.7342E-03 3.6845E-03 3.6356E-03 3.5876E-03 3.5408E-03 3.4947E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-8.3262E-04 -8.5797E-04 -8.4531E-04 -8.5797E-04 -8.8319E-04 -9.0816E-04 -9.3277E-04 -9.5688E-04 -9.8039E-04 -1.0036E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-1.1064E-03 -1.0918E-03 -1.0991E-03 -1.0918E-03 -1.0773E-03 -1.0630E-03 -1.0489E-03 -1.0350E-03 -1.0215E-03 -1.0082E-03
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00 0.0000E+00
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
8.0001E-03 5.5982E-03 5.5982E-03 8.0001E-03 1.2967E-02 2.0589E-02 3.0866E-02 4.3105E-02 5.5809E-02 6.8372E-02
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-1.4066E-01 -4.6185E-02 4.6185E-02 1.4066E-01 2.3725E-01 3.3511E-01 4.3339E-01 5.2704E-01 6.0921E-01 6.8078E-01
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
8.8614E-02 2.9177E-02 -2.7861E-02 -8.4927E-02 -1.4810E-01 -2.1704E-01 -2.8022E-01 -3.3388E-01 -3.7264E-01 -4.1238E-01
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-1.4087E-01 -4.6352E-02 4.6185E-02 1.4085E-01 2.3757E-01 3.3543E-01 4.3347E-01 5.2652E-01 6.0750E-01 6.7710E-01
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
-1.8312E-03 3.9830E-03 5.5982E-03 3.0863E-03 -3.6142E-03 -1.4553E-02 -2.9751E-02 -4.9070E-02 -7.2072E-02 -9.8355E-02
1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30 1.0000E-30
4.5785E-02 4.6710E-02 4.6710E-02 4.7766E-02 4.8614E-02 4.9036E-02 4.7982E-02 4.3956E-02 3.8435E-02 3.3135E-02
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R
RUN 5 10 F BODY-WING
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R
RUN 6 10 F BODY-HT
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RUN 7 10 F BODY-VT-VF
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R
RUN 8 10 F BODY-WING-HT
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R
RUN 9 10 F BODY-WING-VT-VF
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R
RUN 10 10 F BODY-WING-HT-VT-VF
0.60000 3690410.
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R
참고문헌
데이터와 역사
Mig-17의 청사진, http://www.the-blueprints.com
역사, http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/mig-17.htm
역사와 데이터, http://www.vectorsite.net/avmig15_2.html
사진, http://www.suchoj.com/galerie/index.htm?http://www.suchoj.com/andere/MiG-17/galerie.shtml
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