計算できるパラメータ
CN Normal Force Coefficient CL Lift Coefficient Cm Pitching Moment Coefficient Xcp Center of Pressure in calibers from the moment reference center CA Axial Force Coefficient CD Drag Coefficient CY Side Force Coefficient Cn Yawing Moment Coefficient (body axis) Cl Rolling Moment Coefficient (body axis) CNα Normal force coefficient derivative with angle of attack Cmα Pitching moment coefficient derivative with angle of attack Cyβ Side force coefficient derivative with sideslip angle Cnβ Yawing moment coefficient derivative with sideslip angle (body axis) Clβ Rolling moment coefficient derivative with sideslip angle (body axis)
オプションで計算されるパラメータ
DATCOM上では微妙に変数名が異なっている。たとえばCypはCYPだが、ClpはCLLPとなる。
（以下の出力にはDAMPを発行する。バグなのかわからないがDUMPではなく、DAMPとする。）
Cmq Pitching moment coefficient derivative with pitch rate CNq Normal force coefficient derivative with pitch rate CAq Axial force coefficient derivative with pitch rate Cmα' Pitching moment derivative with rate of change of angle of attack CNα' Pitching moment derivative with rate of change of angle of attack Clp Rolling moment coefficient derivative with roll rate Cnp Yawing moment coefficient derivative with roll rate CYp Side force coefficient derivative with roll rate Clr Rolling moment coefficient derivative with yaw rate Cnr Yawing moment coefficient derivative with yaw rate CYr Side force coefficient derivative with yaw rate
$FLTCON NALPHA=8.,NMACH=1.,MACH=2.36,REN=3000000.,
ALPHA=0.,4.,8.,12.,
ALPHA(5)=16.,20.,24.,28.,$
$REFQ XCG=18.75,$
$AXIBOD LNOSE=11.25,DNOSE=3.75,LCENTR=26.25,DEXIT=2.,$
$AXIBOD BASE=.TRUE.,BETAN=10.,JMACH=2.5,PRAT=4.,TRAT=4.,$
$FINSET1 XLE=15.42,NPANEL=2.,PHIF=90.,270.,SWEEP=0.,STA=1.,
CHORD=6.96,0.,SSPAN=1.875,5.355,
ZUPPER=2*0.02238,LMAXU=0.238,0.238,
LFLATU=0.524,0.524,LER=2*0.015,$
$FINSET2 XLE=31.915,NPANEL=4.,PHIF=0.,90.,180.,270.,LER=2*0.015,
SWEEP=0.,STA=1.,SSPAN=1.875,6.26,CHORD=5.585,2.792,
ZUPPER=2*0.02238,LMAXU=2*0.288,LFLATU=2*0.428,$
PART
PLOT
⇨この行を追加 DAMP DB14
PRESSURES
SAVE
NEXT CASE
$TRIM SET=2.,$
PRINT AERO TRIM
PLOT
NEXT CASE定義ファイル(for005.dat) ：通常のDatcomとは異なる
Flight conditions (FLTCON)
$FLTCON NALPHA=8.,NMACH=1.,MACH=2.36,REN=3000000.,
ALPHA=0.,4.,8.,12.,
ALPHA(5)=16.,20.,24.,28.,$
NALPHA: αの数
NMACH: Mの数
Mach：マッハ数
REN: レイノルズ数
ALPHA：迎角
ALPHA(5)の(5)の意味がわからない
Reference quantities (REFQ)：リファレンスエリア等
$REFQ XCG=18.75,$
XCG：XCG is input relative to the origin of the global coordinate system (X=0, Figure 1)とある。XOはデフォルトでは０なのだろうか？
下図: Figure 1
Axisymmetric body definition(AXIBOD)
$AXIBOD LNOSE=11.25,DNOSE=3.75,LCENTR=26.25,DEXIT=2.,$
$AXIBOD BASE=.TRUE.,BETAN=10.,JMACH=2.5,PRAT=4.,TRAT=4.,$
オプション１（Figure 1のような指定）とオプション２（各位置での半径指定）の指定方法がある。
DEXIT；Nozzle diameter for base drag calculation。
⇨DEXITを入力しない、あるいはあるいはUNUSEDに設定されると、ベース抗力は軸力の最終計算結果に含まれない。完全なベース抗力を含むためにはDEXITをゼロに指定する。
M>1.2の超音速では、ベースジェット相互作用効果が考慮される（オプション１を利用した時）。BASE=FALSEにするとこの計算は無視される。BASE=TRUEの際はDEXITをゼロにしてはならない。ベースジェット相互作用効果を計算するオプションをONにしたときは、JMACH（Jet Mach number）、PRAT（Freestream static pressure ratio）、TRAT（Freestream stagnation temperature ratio）を入力する必要がある。遷音速および亜音速域ではダミーの値を入力する。
FINSETn: 第nフィンセット
$FINSET1 XLE=15.42,NPANEL=2.,PHIF=90.,270.,SWEEP=0.,STA=1.,
CHORD=6.96,0.,SSPAN=1.875,5.355,
ZUPPER=2*0.02238,LMAXU=0.238,0.238,
LFLATU=0.524,0.524,LER=2*0.015,$
$FINSET2 XLE=31.915,NPANEL=4.,PHIF=0.,90.,180.,270.,LER=2*0.015,
SWEEP=0.,STA=1.,SSPAN=1.875,6.26,CHORD=5.585,2.792,
ZUPPER=2*0.02238,LMAXU=2*0.288,LFLATU=2*0.428,$
FINSET1がカナード、FINSET2がテイルフィン。
NPANELはフィン数。
PHIF（度）はフィンの取り付け角度。
XLEはノーズからの距離。SSPANはセミスパン位置。XLEとSSPANの配列要素数は一致する。
SWEEPはSweepback角度。CHORDは翼弦長。SWEEPとCHORDの配列要素数は一致する。
STAはSweepを測る際の翼弦位置（前縁：0.0, 後縁：1.0）
ZUPPERはThickness to chord ratio of upper surface. Input separate value for each span station.デフォルト0.025.
LMAXUはFraction of chord from section leading edge to maximum thickness of upper surface. Input separate value for each span station.デフォルト0.5.
LFLATUはFraction of chord of constant thickness Section of upper surface.
Input separate value for each span station.デフォルトは0.0.
LERはLeading edge radius at each span station. デフォルトで0.0.
