我是一个非常糟糕的程序员，我得到了一个程序，据说可以帮助我的空气动力学hw。但它在fortran，我试图使用MATLAB来运行这个程序。将它转换为matlab语言的任何帮助都能理解？ （优选c ++）
program joukow
c
c computes joukowski airfoil and finds pressure coefficient
c currently set up for symmetric airfoil with sharp trailing edge
c and chord length equal to one.
c profile is written onto prof.dat and cp onto cp.dat
c implicit real*8(a-h,o-z)
complex z,zeta,cw
dimension uz(100),vz(100),xi(100),eta(100),cp(100)
dimension xout(100),yout(100)
open(unit=8,file='prof.dat',status='unknown')
open(unit=9,file='cp.dat',status='unknown')
b=1.d0
write(6,98)
format(2x,'input the radius of the a-circle in z plane')
read(5,99)a
format(f10.0)
xl=2.*a-1.+1./(2.*a-1.)
c xl=a+1./a
c chord=2.*xl
chord=2.+xl
del=a-b
c del =0.1d0
do 50 i=1,100
ri=i
theta=6.2832d0*ri/101.d0
x=-del+a*cos(theta)
y=a*sin(theta)
z=cmplx(x,y)
zeta=z+b**2/z
c
c xi and eta are coordinates of points on airfoil
c
xi(i)=real(zeta)
eta(i)=aimag(zeta)
cw=(1.-a**2/(z+del)**2)/(1.-b**2/z**2)
c
c uz and vz are velocity components on the airfoil assuming the free-stream
c speed is one.
c
uz(i)=real(cw)
vz(i)=-aimag(cw)
c
c xout and yout are airfoil coordinates where the leading edge is at (0,0)
c and the chordlength is one.
c
xout(i)=(xl+xi(i))/chord
yout(i)=eta(i)/chord
write(8,100)xout(i),yout(i)
format(2x,2f10.4)
continue
c
c now calculate the pressure coefficient cp
c
write(6,200)
format(2x,'pressure coefficients')
do 70 i=1,50
cp(i)=1.-(uz(i)**2+vz(i)**2)
write(9,100)xout(i),cp(i)
continue
stop
end
答案 0 :(得分：8)
Matlab很了解Fortran - 查看文档。如果这不能满足你的要求，程序中进行任何计算的大多数行都可以输入Matlab控制台，只需很少的修改。如果你是一个糟糕的程序员，我建议你花时间将程序修改为Matlab而不是C ++。如果你没有得到比我现在有时间更好的帮助，我会稍后再写。
编辑：首先，来自Matlab的using Fortran source files的一些信息。如果你真的不想（或者不能或有没有这样做的性能原因）将Fortran重写为Matlab，那么将其转换为MEX文件。使用f2c（或其他任何东西，包括你自己的时间和精力）首先将Fortran翻译成C或C ++对我来说似乎毫无意义。
如果你不喜欢这个想法，这里有一些关于将Fortran变成Matlab的想法。
首先，所有以C或c开头的行都是注释，因此您无需翻译它们。从您的代码开始：
complex z,zeta,cw
dimension uz(100),vz(100),xi(100),eta(100),cp(100)
dimension xout(100),yout(100)
这些行声明了许多变量。在Matlab中使用变量之前，不必声明变量，但有时候有充分的理由这样做。你不必在Fortran中，尽管现在这被普遍认为是一个坏主意。您可以在Matlab中使用以下语句“声明”这些变量：
uz = zeros(100,1);
vz = zeros(100,1);
通过在Matlab中预先声明这些内容，您可以为它们分配一次内存，并避免一些降低性能的问题。
接下来的两行：
open(unit=8,file='prof.dat',status='unknown')
open(unit=9,file='cp.dat',status='unknown')
打开几个文件进行输出。稍后在write语句中使用它们 - 忘记它们，编写诸如save xout之类的Matlab语句。
下一行是Fortran，但在Matlab中是相同的：
b=1.d0
下一行从控制台获取半径值：
write(6,98)
format(2x,'input the radius of the a-circle in z plane')
read(5,99)a
format(f10.0)
再次，我建议您忘记这些，只需使用Matlab控制台设置a的值。更多不需要翻译的Fortran（虽然我建议您在不跟随0的情况下删除小数点或在它们之间放置一个空格，随后的* - 。*是Matlab中的特定运算符）：
xl=2.*a-1.+1./(2.*a-1.)
chord=2.+xl
del=a-b
Fortran do循环与Matlab for循环相同。重写：
do 50 i=1,100
作为
for i = 1:100
正如其他一位受访者所指出的那样，目前尚不清楚匹配的最终陈述在哪里，你必须弄明白这一点。请注意，我只是将Fortran逐行转换为Matlab。它不是写得好的Fortran，而且我没有提供写得很好的Matlab，我会把它留给你。
这批不需要翻译：
ri=i
theta=6.2832d0*ri/101.d0
x=-del+a*cos(theta)
y=a*sin(theta)
cmplx是一个Fortran函数，它返回一个复数，它具有实部x和虚部y：
z=cmplx(x,y)
在Matlab中，这将是z = x + y * i。 Fortran使用**进行求幂，Matlab使用^
zeta=z+b**2/z
依旧等等。
希望有所帮助。
答案 1 :(得分：2)
之后我使用了f2matlab并稍微提了一下。这是清理和编译的fortran90代码：
program joukow
!
! computes joukowski airfoil and finds pressure coefficient
! currently set up for symmetric airfoil with sharp trailing edge
! and chord length equal to one.
! profile is written onto prof.dat and cp onto cp.dat
! implicit real*8(a-h,o-z)
complex z,zeta,cw
dimension uz(100),vz(100),xi(100),eta(100),cp(100)
dimension xout(100),yout(100)
open(unit=8,file='prof.dat',status='unknown')
open(unit=9,file='cp.dat',status='unknown')
b=1.d0
write(6,98)
98 format(2x,'input the radius of the a-circle in z plane')
read(5,99)a
99 format(f10.0)
xl=2.*a-1.+1./(2.*a-1.)
! xl=a+1./a
! chord=2.*xl
chord=2.+xl
del=a-b
! del =0.1d0
do i=1,100
ri=i
theta=6.2832d0*ri/101.d0
x=-del+a*cos(theta)
y=a*sin(theta)
z=cmplx(x,y)
zeta=z+b**2/z
!
! xi and eta are coordinates of points on airfoil
!
xi(i)=real(zeta)
eta(i)=aimag(zeta)
cw=(1.-a**2/(z+del)**2)/(1.-b**2/z**2)
!
! uz and vz are velocity components on the airfoil assuming the free-stream
! speed is one.
!
uz(i)=real(cw)
vz(i)=-aimag(cw)
!
! xout and yout are airfoil coordinates where the leading edge is at (0,0)
! and the chordlength is one.
!
xout(i)=(xl+xi(i))/chord
yout(i)=eta(i)/chord
write(8,100)xout(i),yout(i)
100 format(2x,2f10.4)
end do
!
! now calculate the pressure coefficient cp
!
write(6,200)
200 format(2x,'pressure coefficients')
do i=1,50
cp(i)=1.-(uz(i)**2+vz(i)**2)
write(9,100) xout(i),cp(i)
end do
stop
end program joukow
以下是生成的matlab代码：
function hw1(varargin)
%
% computes joukowski airfoil and finds pressure coefficient
% currently set up for symmetric airfoil with sharp trailing edge
% and chord length equal to one.
% profile is written onto prof.dat and cp onto cp.dat
% implicit real*8(a-h,o-z)
format_99=['%10.0f'];
format_100=[repmat(' ',1,2),repmat('%10.4f',1,2),'\n'];
format_200=[repmat(' ',1,2),'pressure coefficients \n'];
fid_8=fopen('prof.dat','w+');
fid_9=fopen('cp.dat','w+');
b=1.0d0;
a=input('input the radius of the a-circle in z plane');
xl=2..*a-1.+1../(2..*a-1.);
% xl=a+1./a
% chord=2.*xl
chord=2.+xl;
del=a-b;
% del =0.1d0
for i=1:100;
ri=i;
theta=6.2832d0.*ri./101.0d0;
x=-del+a.*cos(theta);
y=a.*sin(theta);
z=complex(x,y);
zeta=z+b.^2./z;
%
% xi and eta are coordinates of points on airfoil
%
xi(i)=real(zeta);
eta(i)=imag(zeta);
cw=(1.-a.^2./(z+del).^2)./(1.-b.^2./z.^2);
%
% uz and vz are velocity components on the airfoil assuming the free-stream
% speed is one.
%
uz(i)=real(cw);
vz(i)=-imag(cw);
%
% xout and yout are airfoil coordinates where the leading edge is at (0,0)
% and the chordlength is one.
%
xout(i)=(xl+xi(i))./chord;
yout(i)=eta(i)./chord;
fprintf(fid_8,format_100,xout(i),yout(i));
end; i=100+1;
%
% now calculate the pressure coefficient cp
%
fprintf(1,format_200);
for i=1:50;
cp(i)=1.-(uz(i).^2+vz(i).^2);
fprintf(fid_9,format_100, xout(i),cp(i));
end; i=50+1;
end %program joukow
他们都给我相同的结果。但是，我没有检查算法的正确性，只是转换了代码。
答案 2 :(得分：0)
我不知道它仍然支持得多好 - 但最简单的方法是f2c将fortran直接转换成c代码。