def M_y(x, aileron=A320):
My_tot = -cF[6] * macaulay(x, aileron.x_1)
My_tot += -cF[11] * cos(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_I)
My_tot += -cF[8] * macaulay(x, aileron.x_2)
My_tot += -cF[10] * macaulay(x, aileron.x_3)
My_tot += aileron.P * cos(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_II)
return My_tot
def M_z(x, aileron=A320):
Mz_tot = cF[5] * macaulay(x, aileron.x_1)
Mz_tot += cF[11] * sin(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_I)
Mz_tot += cF[7] * macaulay(x, aileron.x_2)
Mz_tot += cF[9] * macaulay(x, aileron.x_3)
Mz_tot += -aileron.P * sin(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_II)
Mz_tot += -Integral(x, 3)
return Mz_tot
def w(x, aileron=A320):
W = -cF[6] / 6 * macaulay(x, aileron.x_1)**3
W += -cF[11] / 6 * macaulay(x, aileron.x_I)**3 * cos(aileron.theta)
W += -cF[8] / 6 * macaulay(x, aileron.x_2)**3
W += aileron.P / 6 * macaulay(x, aileron.x_II)**3 * cos(aileron.theta)
W += -cF[10] / 6 * macaulay(x, aileron.x_3)**3
W *= 1 / (aileron.E * aileron.Iyy)
W += cF[2] * x + cF[3]
return W
def v(x, aileron=A320):
v = cF[5] / 6 * macaulay(x, aileron.x_1)**3
v += cF[11] / 6 * macaulay(x, aileron.x_I)**3 * sin(aileron.theta)
v += cF[7] / 6 * macaulay(x, aileron.x_2)**3
v += -aileron.P / 6 * macaulay(x, aileron.x_II)**3 * sin(aileron.theta)
v += cF[9] / 6 * macaulay(x, aileron.x_3)**3
v += -Integral(x, 5)
v *= -1 / (aileron.E * aileron.Izz)
v += cF[0] * x + cF[1]
return v
def S_y(x, aileron=A320):
S_y_tot = -cF[6] * macaulay(x, aileron.x_1)**0 if macaulay(
x, aileron.x_1) > 0 else 0
S_y_tot += -cF[11] * cos(aileron.theta) * macaulay(
x, aileron.x_I)**0 if macaulay(x, aileron.x_I) > 0 else 0
S_y_tot += -cF[8] * macaulay(x, aileron.x_2)**0 if macaulay(
x, aileron.x_2) > 0 else 0
S_y_tot += -cF[10] * macaulay(x, aileron.x_3)**0 if macaulay(
x, aileron.x_3) > 0 else 0
S_y_tot += aileron.P * cos(aileron.theta) * macaulay(
x, aileron.x_II)**0 if macaulay(x, aileron.x_II) > 0 else 0
return S_y_tot
def T(x, aileron=A320):
z_hat = -0.215
T = cos(aileron.theta) * aileron.r + sin(aileron.theta) * z_hat
T_tot = cF[11] * macaulay(x, aileron.x_I, p=0) * T
T_tot += -aileron.P * macaulay(x, aileron.x_II, p=0) * T
T_tot += cF[5] * macaulay(x, aileron.x_1, p=0) * (z_hat + aileron.r)
T_tot += cF[7] * macaulay(x, aileron.x_2, p=0) * (z_hat + aileron.r)
T_tot += cF[9] * macaulay(x, aileron.x_3, p=0) * (z_hat + aileron.r)
T_tot += -IntegralShear(x, z_hat + aileron.r, 2)
return T_tot
def S_z(x, aileron=A320):
S_z_tot = cF[5] * macaulay(x, aileron.x_1)**0 if macaulay(
x, aileron.x_1) > 0 else 0
S_z_tot += cF[11] * sin(aileron.theta) * macaulay(
x, aileron.x_I)**0 if macaulay(x, aileron.x_I) > 0 else 0
S_z_tot += cF[7] * macaulay(x, aileron.x_2)**0 if macaulay(
x, aileron.x_2) > 0 else 0
S_z_tot += cF[9] * macaulay(x, aileron.x_3)**0 if macaulay(
x, aileron.x_3) > 0 else 0
S_z_tot += -aileron.P * sin(aileron.theta) * macaulay(
x, aileron.x_II)**0 if macaulay(x, aileron.x_II) > 0 else 0
S_z_tot += -Integral(x, 2)
return S_z_tot
def phi(x, aileron=A320):
z_hat = -0.215
J = 0.00024311681258111343
T = cos(aileron.theta) * aileron.r + sin(aileron.theta) * z_hat
phi_tot = cF[11] * macaulay(x, aileron.x_I) * T
phi_tot += -aileron.P * macaulay(x, aileron.x_II) * T
phi_tot += cF[5] * macaulay(x, aileron.x_1) * (z_hat + aileron.r)
phi_tot += cF[7] * macaulay(x, aileron.x_2) * (z_hat + aileron.r)
phi_tot += cF[9] * macaulay(x, aileron.x_3) * (z_hat + aileron.r)
phi_tot += -IntegralShear(x, z_hat + aileron.r, 3)
phi_tot *= 1 / (aileron.G * J)
phi_tot += cF[4]
return phi_tot