def M_y(x, aileron=A320):
M_y_tot = -cF[6] * macaulay(x, aileron.x_1)
M_y_tot += -cF[11] * cos(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_I)
M_y_tot += -cF[8] * macaulay(x, aileron.x_2)
M_y_tot += -cF[10] * macaulay(x, aileron.x_3)
M_y_tot += aileron.P * cos(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_II)
return M_y_tot
def M_z(x, aileron=A320):
M_z_tot = cF[5] * macaulay(x, aileron.x_1)
M_z_tot += cF[11] * sin(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_I)
M_z_tot += cF[7] * macaulay(x, aileron.x_2)
M_z_tot += cF[9] * macaulay(x, aileron.x_3)
M_z_tot += -aileron.P * sin(aileron.theta) * macaulay(x, aileron.x_II)
M_z_tot += -ThreeIntegral(x)
return M_y_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 T(x, aileron=A320):
def dtau(z, x):
return q(z, x) * (z - z_hat)
z_hat = -0.215
T_c = cos(aileron.theta) * aileron.r - sin(aileron.theta) * z_hat
T_tot = cF[11] * T_c * macaulay(x, aileron.x_I)**0
T_tot += -aileron.P * T_c * macaulay(x, aileron.x_II)**0
T_tot += -DoubleIntegralZSC(x, z_hat)
return T_tot
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 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 += -DoubleIntegral(x)
return S_z_tot
def phi(x, aileron=A320):
z_hat = -0.24023
J = 0.00022293131689593327
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 += -TripleIntegralZSC(x, z_hat)
phi_tot *= (1 / aileron.G * J)
phi_tot += cF[4]
return phi_tot
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
for i, q in enumerate(Q):
v += q * macaulay(x, Q_coord[i])**3
v *= -1 / (aileron.E * aileron.Izz)
v += cF[0] * x + cF[1]
return v