User Tools

Site Tools


vspaerotutorial

Differences

This shows you the differences between two versions of the page.

Link to this comparison view

Both sides previous revision Previous revision
vspaerotutorial [2017/12/12 09:38]
jgravett [Stability File (STAB)]
vspaerotutorial [2017/12/12 14:32] (current)
jgravett Adds FEM file info
Line 302: Line 302:
 </​file>​ </​file>​
  
 +==== FEM File ====
  
 +The FEM file outputs the aerodynamic forces and moments for each span wise station in a wing section. In addition, each section'​s leading edge location, trailing edge location, quarter chord location, chord, area, and deformations is identified. The number of span stations is determined by the section'​s U tessellation. The bottom of the file lists the total calculated forces and moments. ​   ​
 +
 +An example FEM file is shown below.
 +
 +<​file>​
 +
 +Wing Surface: 1 
 +SpanStations:​ 5 
 +
 +   ​Wing ​   XLE_ORIG ​ YLE_ORIG ​ ZLE_ORIG ​ XTE_ORIG ​ YTE_ORIG ​ ZTE_ORIG ​ XQC_ORIG ​ YQC_ORIG ​ ZQC_ORIG ​ S_ORIG ​    ​Area ​    ​Chord ​    ​XLE_DEF ​  ​YLE_DEF ​  ​ZLE_DEF ​  ​XTE_DEF ​  ​YTE_DEF ​  ​ZTE_DEF ​  ​XQC_DEF ​  ​YQC_DEF ​  ​ZQC_DEF ​   S_DEF       ​Cl ​       Cd        Cs        Cx        Cy        Cz       ​Cmx ​      ​Cmy ​      ​Cmz ​
 +        1   ​0.51962 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​4.21962 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​1.44462 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​6.66000 ​  ​3.70000 ​  ​0.51962 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​4.21962 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​1.44462 ​  ​0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.70547 ​  ​0.02184 ​ -0.03693 ​ -0.10099 ​ -0.03693 ​  ​0.69855 ​  ​0.00004 ​ -0.00182 ​ -0.02115 ​
 +        1   ​1.55885 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​4.65885 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​2.33385 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​0.25000 ​  ​5.58000 ​  ​3.10000 ​  ​1.55885 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​4.65885 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​2.33385 ​  ​2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​0.25000 ​  ​0.81272 ​  ​0.02437 ​  ​0.06810 ​ -0.11712 ​  ​0.06810 ​  ​0.80461 ​  ​0.00010 ​  ​0.01521 ​  ​0.00069 ​
 +        1   ​2.59808 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​5.09808 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​3.22308 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​0.50000 ​  ​4.50000 ​  ​2.50000 ​  ​2.59808 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​5.09808 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​3.22308 ​  ​4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​0.50000 ​  ​0.90770 ​  ​0.02446 ​  ​0.08714 ​ -0.13354 ​  ​0.08714 ​  ​0.89816 ​  ​0.00011 ​  ​0.02333 ​  ​0.00273 ​
 +        1   ​3.63731 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​5.53731 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​4.11231 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​0.75000 ​  ​3.42000 ​  ​1.90000 ​  ​3.63731 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​5.53731 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​4.11231 ​  ​6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​0.75000 ​  ​0.99773 ​  ​0.02109 ​  ​0.10648 ​ -0.15249 ​  ​0.10648 ​  ​0.98624 ​  ​0.00013 ​  ​0.02803 ​  ​0.00527 ​
 +        1   ​4.67654 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.97654 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.00154 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​1.00000 ​  ​2.34000 ​  ​1.30000 ​  ​4.67654 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.97654 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.00154 ​  ​8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​1.00000 ​  ​1.06220 ​  ​0.01033 ​  ​0.14587 ​ -0.17428 ​  ​0.14587 ​  ​1.04785 ​  ​0.00160 ​  ​0.03181 ​  ​0.01885 ​
 +
 +   ​Planform:​
 +
 +   Root LE:   ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Root TE:   ​4.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Root QC:   ​0.92500 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +
 +   Tip LE:    5.19615 ​  ​9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Tip TE:    6.19615 ​  ​9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Tip QC:    5.19615 ​  ​9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +Wing Surface: 2 
 +SpanStations:​ 5 
 +
 +   ​Wing ​   XLE_ORIG ​ YLE_ORIG ​ ZLE_ORIG ​ XTE_ORIG ​ YTE_ORIG ​ ZTE_ORIG ​ XQC_ORIG ​ YQC_ORIG ​ ZQC_ORIG ​ S_ORIG ​    ​Area ​    ​Chord ​    ​XLE_DEF ​  ​YLE_DEF ​  ​ZLE_DEF ​  ​XTE_DEF ​  ​YTE_DEF ​  ​ZTE_DEF ​  ​XQC_DEF ​  ​YQC_DEF ​  ​ZQC_DEF ​   S_DEF       ​Cl ​       Cd        Cs        Cx        Cy        Cz       ​Cmx ​      ​Cmy ​      ​Cmz ​
 +        2   ​0.51962 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​4.21962 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​1.44462 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​6.66000 ​  ​3.70000 ​  ​0.51962 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​4.21962 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​1.44462 ​ -0.90000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.70547 ​  ​0.02184 ​  ​0.03693 ​ -0.10099 ​  ​0.03693 ​  ​0.69855 ​ -0.00004 ​ -0.00182 ​  ​0.02115 ​
 +        2   ​1.55885 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​4.65885 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​2.33385 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​0.25000 ​  ​5.58000 ​  ​3.10000 ​  ​1.55885 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​4.65885 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​2.33385 ​ -2.70000 ​  ​0.00000 ​  ​0.25000 ​  ​0.81272 ​  ​0.02437 ​ -0.06810 ​ -0.11712 ​ -0.06810 ​  ​0.80461 ​ -0.00010 ​  ​0.01521 ​ -0.00069 ​
 +        2   ​2.59808 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​5.09808 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​3.22308 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​0.50000 ​  ​4.50000 ​  ​2.50000 ​  ​2.59808 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​5.09808 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​3.22308 ​ -4.50000 ​  ​0.00000 ​  ​0.50000 ​  ​0.90770 ​  ​0.02446 ​ -0.08714 ​ -0.13354 ​ -0.08714 ​  ​0.89816 ​ -0.00011 ​  ​0.02333 ​ -0.00273 ​
 +        2   ​3.63731 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​5.53731 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​4.11231 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​0.75000 ​  ​3.42000 ​  ​1.90000 ​  ​3.63731 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​5.53731 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​4.11231 ​ -6.30000 ​  ​0.00000 ​  ​0.75000 ​  ​0.99773 ​  ​0.02109 ​ -0.10648 ​ -0.15249 ​ -0.10648 ​  ​0.98624 ​ -0.00013 ​  ​0.02803 ​ -0.00527 ​
 +        2   ​4.67654 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.97654 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.00154 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​1.00000 ​  ​2.34000 ​  ​1.30000 ​  ​4.67654 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.97654 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​5.00154 ​ -8.10000 ​  ​0.00000 ​  ​1.00000 ​  ​1.06220 ​  ​0.01033 ​ -0.14587 ​ -0.17428 ​ -0.14587 ​  ​1.04785 ​ -0.00160 ​  ​0.03181 ​ -0.01885 ​
 +
 +   ​Planform:​
 +
 +   Root LE:   ​0.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Root TE:   ​4.00000 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Root QC:   ​0.92500 ​  ​0.00000 ​  ​0.00000 ​
 +
 +   Tip LE:    5.19615 ​ -9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Tip TE:    6.19615 ​ -9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +   Tip QC:    5.19615 ​ -9.00000 ​  ​0.00000 ​
 +
 +
 +Total Forces and Moments ​
 +
 +
 +Total CL:  0.854039 ​
 +Total CD:  0.021681 ​
 +Total CS:  -0.000000 ​
 +Total CFx: -0.126950 ​
 +Total CFy: -0.000000 ​
 +Total CFz: 0.844829 ​
 +Total CMx: 0.000000 ​
 +Total CMy: 0.004251 ​
 +Total CMz: 0.000000 ​
 +
 +</​file>​
  
 ===== [ VSPAERO 1.X ] ===== ===== [ VSPAERO 1.X ] =====
vspaerotutorial.txt ยท Last modified: 2017/12/12 14:32 by jgravett