variabledefination.m

用MATLAB编写关于飞机设计的matlab程序

      subroutine propeller(altitude, Radius,Jar,CP,CT)


%	*****  Program  NDProp *****
%
%	Adaptation of the program
%	'Propeller 1.2.3' by Barry Young
%
%	***  Variable Usage   ***
%
%	A,Acousvel = speed of sound                                      （音速，计算马赫数影响时用）
%	ACL = Cl correction constant                                     （升力系数修正因子）
%	Azero = lift curve slope                                         （升力线斜率）
%	AF = Airfoil designator (integer)                                （翼型  ？）
%	afname = airfoil designation                                     （翼型  ？）
%	AFds(i)= array of airfoil names                                  （所选翼型序号）
%	Ads = temporary register                                         （暂存）
%	AIRFOILNAME = name of airfoil used on the prop                   （所选翼型名号）
%	Alpha(i,j) = angle of attack at Xi & Jj                          （进距比Jj时Xi处的攻角--rad）
%	ALPHADEG(I,J) = angle of attack in degrees                       （进距比Jj时Xi处的攻角--degrees）
%	ANS = input integer 'decision' varibles
%	BCD = Cd correction constant                                     （阻力系数修正因子）
%	Beta(i) = blade angle at X(i) (DEG)                              （桨叶角--degrees）
%	C(i) = chord at X(i) (INCHES)                                    （弦长）
%	CF = sine of angle phi                                           （sin（φ））
%	CL = lift coefficient                                            （升力系数）
%	CP(j) = Cp at J(j)                                               （J(j)时功率系数）
%	CT(j) = Ct at J(j)                                               （J(j)时推力系数）
%	COLS = number of columns in a matrix                             （矩阵列数）
%	C0 = constant pi^3/8                                             （常数因子）
%	C1, C2 = constants                                               （常数）
%	DQ(i,j) = d(CQ)/dX at X(i) and J(j)                              （进距比Jj时Xi处的d(CQ)/dX）
%	DR = conversion, degrees to radians                              （度-- 变化-- 弧度）
%	DT(i,j) = d(CT)/dX at X(i) and J(j)                              （进距比Jj时Xi处的d(CT)/dX）
%	D1,D2 = temporary variables                                      （暂时变量）
%	ETA(j) = efficiency at j                                         （进距比J时桨的效率）
%	Fzero = thickness routine flag                                   （厚度……标志）
%	F1 = jmin flag                                                   （jmin标志）
%	F2 = jmax flag                                                   （jmax标志）
%	F3 = general flag                                                  ?
%	F4 = change routine flag                                           ?
% 	F5 = convergence flag                                             （收敛?标志）
%	F6 = airfoil selection input flag                                 （翼型输入标志）
%	FX = input to subroutine                                          （子程序输入变量）
%	FY = output from subroutine                                       （子程序输出变量）
%	F(i,j) = matrix of spline fit coefficients                        （拟合系数）
%	GP(i) = geometric pitch at X(i)                                   （X(i)处的几何螺距）
%	H = altitude in thousands of feet                                 （飞行高度--thousands of feet）
%	I = counter or dummy variable                                     （记数变量）
%	II= row number in matrix                                          （行号）
%	ikey= logical unit identifier for keyboard                        （键盘设备号）      
%	imon= logical unit identifier for monitor                         （显示器设备号）        
%	INPUTDATAFILE = file name for input data                          （输入文件名）
%	J, JJ = counter or dummy variable                                 （记数变量）
%	Jar(i) = advance ratio                                            （进距比）
%	Jmax = Advance ratio maximum                                      （最大进距比）
%	Jmin = Advance ratio minimum                                      （最小进距比）
%	Kgold = goldstein constant                                        （goldstein常数）
%	K(i,j) = array of goldstein constants                             （goldstein常数向量）
% 	KK=column number in matrix                                        （矩阵列号）
% 	LDA = indicator of lift/drag adjustments (integer) 
%		=1  no CL/CD corrections
%		=2  mach no. adjustments (glauert)                        （LDA=2马赫数调整）
%		=3  Re adjustment                                         （LDA=3雷诺数调整）
%		=4  mach and Re adjustment                                （LDA=4 马赫数，雷诺数调整）
%	MF = Conversion, MPH to FPS                                       （英里/小时--英尺/秒）
%	MPH = Miles per hour                                              （飞行速度--Miles per hour）
%	MT = mach number at tip (corrected for induced velocity)          （桨尖马赫数，经诱导速度修正后）
%C	MTUC = mach number at tip uncorrected（桨尖马赫数，经诱导速度修正前）
%	N0= mach/reynolds number correction flag
%	N = number of radial data points
%	NB = number of blades
%	NAIRFOILS = number of airfoils in the AIRFOIL data file
%	NU = Kinematic viscosity（动黏度）
%	PHI = angle of flow incident to blade（气流角）
%	PI= 3.14159....
%	PROPNAME = string variable identifier for prop（螺旋桨名称）
%	Pn = 10^n; weird little variable used in rounding numbers
%	R0-R8 = variables used in aerodynamic coefficient corrections
%	Radius = propeller radius (inches)（直径--inches）
%	RA = indication of analysis refinement (integer)
%		=1  simple blade element theory（计算方法标志，RA=1，用simple blade element theory）
%		=2  include induced velocity（计算方法标志，RA=2，用include induced velocity）
%		=3  include induced velocity and tip losses（计算方法标志，RA=2，用 include induced velocity and tip losses）
%	RE(i,j) = Reynolds number（雷诺数矩阵）
%	REAFD = Reynolds number of the airfoil data（翼型临界雷诺数）
%	RD = conversion, radians to degrees	（弧度-- 变化-- 度）
%	R(i) = radius inputs NONDIMENSIONAL(i.e.fraction of radius)（无量纲半径输入）
%	RHO = atmospheric density（空气密度）
%	ROWS= number of rows in a matrix
%	RPM = revolutions per minute（转速--  revolutions per minute）
%	S(i) = solidity at i       ？
%	SF = sine of angle phi（sin(φ)）
%	T(i) = thickness ratio at X(i) NONDIMENSIONAL（相对厚度）
%		(i.e. thickness/local chord)
%	Theta = induced angle of attack（诱导速度修正角）
%	Ufixed = RPM - MPH indicator (integer)
%           =1 MPH fixed
%           =2 RPM fixed
%	X(i) = % radial location
%	Z(ijk) = table of airfoil aerodynamic coefficients（翼型气动系数表）