src/FDM/JSBSim/FGAircraft.cpp

   1 /*******************************************************************************
   2
   3  Module:       FGAircraft.cpp
   4  Author:       Jon S. Berndt
   5  Date started: 12/12/98
   6  Purpose:      Encapsulates an aircraft
   7  Called by:    FGFDMExec
   8
   9  ------------- Copyright (C) 1999  Jon S. Berndt (jsb@hal-pc.org) -------------
  10
  11  This program is free software; you can redistribute it and/or modify it under
  12  the terms of the GNU General Public License as published by the Free Software
  13  Foundation; either version 2 of the License, or (at your option) any later
  14  version.
  15
  16  This program is distributed in the hope that it will be useful, but WITHOUT
  17  ANY WARRANTY; without even the implied warranty of MERCHANTABILITY or FITNESS
  18  FOR A PARTICULAR PURPOSE.  See the GNU General Public License for more
  19  details.
  20
  21  You should have received a copy of the GNU General Public License along with
  22  this program; if not, write to the Free Software Foundation, Inc., 59 Temple
  23  Place - Suite 330, Boston, MA  02111-1307, USA.
  24
  25  Further information about the GNU General Public License can also be found on
  26  the world wide web at http://www.gnu.org.
  27
  28 FUNCTIONAL DESCRIPTION
  29 --------------------------------------------------------------------------------
  30 Models the aircraft reactions and forces. This class is instantiated by the
  31 FGFDMExec class and scheduled as an FDM entry. LoadAircraft() is supplied with a
  32 name of a valid, registered aircraft, and the data file is parsed.
  33
  34 HISTORY
  35 --------------------------------------------------------------------------------
  36 12/12/98   JSB   Created
  37 04/03/99   JSB   Changed Aero() method to correct body axis force calculation
  38                  from wind vector. Fix provided by Tony Peden.
  39 05/03/99   JSB   Changed (for the better?) the way configurations are read in.
  40 9/17/99     TP   Combined force and moment functions. Added aero reference
  41                  point to config file. Added calculations for moments due to
  42                  difference in cg and aero reference point
  43
  44 ********************************************************************************
  45 COMMENTS, REFERENCES,  and NOTES
  46 ********************************************************************************
  47 [1] Cooke, Zyda, Pratt, and McGhee, "NPSNET: Flight Simulation Dynamic Modeling
  48       Using Quaternions", Presence, Vol. 1, No. 4, pp. 404-420  Naval Postgraduate
  49       School, January 1994
  50 [2] D. M. Henderson, "Euler Angles, Quaternions, and Transformation Matrices",
  51       JSC 12960, July 1977
  52 [3] Richard E. McFarland, "A Standard Kinematic Model for Flight Simulation at
  53       NASA-Ames", NASA CR-2497, January 1975
  54 [4] Barnes W. McCormick, "Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics",
  55       Wiley & Sons, 1979 ISBN 0-471-03032-5
  56 [5] Bernard Etkin, "Dynamics of Flight, Stability and Control", Wiley & Sons,
  57       1982 ISBN 0-471-08936-2
  58
  59 The aerodynamic coefficients used in this model are:
  60
  61 Longitudinal
  62   CL0 - Reference lift at zero alpha
  63   CD0 - Reference drag at zero alpha
  64   CDM - Drag due to Mach
  65   CLa - Lift curve slope (w.r.t. alpha)
  66   CDa - Drag curve slope (w.r.t. alpha)
  67   CLq - Lift due to pitch rate
  68   CLM - Lift due to Mach
  69   CLadt - Lift due to alpha rate
  70
  71   Cmadt - Pitching Moment due to alpha rate
  72   Cm0 - Reference Pitching moment at zero alpha
  73   Cma - Pitching moment slope (w.r.t. alpha)
  74   Cmq - Pitch damping (pitch moment due to pitch rate)
  75   CmM - Pitch Moment due to Mach
  76
  77 Lateral
  78   Cyb - Side force due to sideslip
  79   Cyr - Side force due to yaw rate
  80
  81   Clb - Dihedral effect (roll moment due to sideslip)
  82   Clp - Roll damping (roll moment due to roll rate)
  83   Clr - Roll moment due to yaw rate
  84   Cnb - Weathercocking stability (yaw moment due to sideslip)
  85   Cnp - Rudder adverse yaw (yaw moment due to roll rate)
  86   Cnr - Yaw damping (yaw moment due to yaw rate)
  87
  88 Control
  89   CLDe - Lift due to elevator
  90   CDDe - Drag due to elevator
  91   CyDr - Side force due to rudder
  92   CyDa - Side force due to aileron
  93
  94   CmDe - Pitch moment due to elevator
  95   ClDa - Roll moment due to aileron
  96   ClDr - Roll moment due to rudder
  97   CnDr - Yaw moment due to rudder
  98   CnDa - Yaw moment due to aileron
  99
 100 ********************************************************************************
 101 INCLUDES
 102 *******************************************************************************/
 103
 104 #include <sys/stat.h>
 105 #include <sys/types.h>
 106
 107 #ifdef FGFS
 108 # ifndef __BORLANDC__
 109 #  include <simgear/compiler.h>
 110 # endif
 111 #  ifdef FG_HAVE_STD_INCLUDES
 112 #    include <cmath>
 113 #  else
 114 #    include <math.h>
 115 #  endif
 116 #else
 117 #  include <cmath>
 118 #endif
 119
 120 #include "FGAircraft.h"
 121 #include "FGTranslation.h"
 122 #include "FGRotation.h"
 123 #include "FGAtmosphere.h"
 124 #include "FGState.h"
 125 #include "FGFDMExec.h"
 126 #include "FGFCS.h"
 127 #include "FGPosition.h"
 128 #include "FGAuxiliary.h"
 129 #include "FGOutput.h"
 130
 131 /*******************************************************************************
 132 ************************************ CODE **************************************
 133 *******************************************************************************/
 134
 135 FGAircraft::FGAircraft(FGFDMExec* fdmex) : FGModel(fdmex),
 136                                            vMoments(3),
 137                                            vForces(3),
 138                                            vXYZrp(3),
 139                                            vbaseXYZcg(3),
 140                                            vXYZcg(3),
 141                                            vXYZep(3),
 142                                            vEuler(3)
 143 {
 144   Name = "FGAircraft";
 145
 146   AxisIdx["LIFT"]  = 0;
 147   AxisIdx["SIDE"]  = 1;
 148   AxisIdx["DRAG"]  = 2;
 149   AxisIdx["ROLL"]  = 3;
 150   AxisIdx["PITCH"] = 4;
 151   AxisIdx["YAW"]   = 5;
 152
 153   numTanks = numEngines = numSelectedFuelTanks = numSelectedOxiTanks = 0;
 154 }
 155
 156
 157 /******************************************************************************/
 158
 159
 160 FGAircraft::~FGAircraft(void)
 161 {
 162 }
 163
 164 /******************************************************************************/
 165
 166 bool FGAircraft::LoadAircraft(string aircraft_path, string engine_path, string fname)
 167 {
 168   string path;
 169   string filename;
 170   string aircraftCfgFileName;
 171   string token;
 172
 173   AircraftPath = aircraft_path;
 174   EnginePath = engine_path;
 175
 176   aircraftCfgFileName = AircraftPath + "/" + fname + "/" + fname + ".cfg";
 177
 178   FGConfigFile AC_cfg(aircraftCfgFileName);
 179
 180   ReadPrologue(&AC_cfg);
 181
 182   while ((AC_cfg.GetNextConfigLine() != "EOF") &&
 183                                    (token = AC_cfg.GetValue()) != "/FDM_CONFIG")
 184   {
 185     if (token == "METRICS") {
 186       cout << "  Reading Metrics" << endl;
 187       ReadMetrics(&AC_cfg);
 188     } else if (token == "AERODYNAMICS") {
 189       cout << "  Reading Aerodynamics" << endl;
 190       ReadAerodynamics(&AC_cfg);
 191     } else if (token == "UNDERCARRIAGE") {
 192       cout << "  Reading Landing Gear" << endl;
 193       ReadUndercarriage(&AC_cfg);
 194     } else if (token == "PROPULSION") {
 195       cout << "  Reading Propulsion" << endl;
 196       ReadPropulsion(&AC_cfg);
 197     } else if (token == "FLIGHT_CONTROL") {
 198       cout << "  Reading Flight Control" << endl;
 199       ReadFlightControls(&AC_cfg);
 200     }
 201   }
 202
 203   return true;
 204 }
 205
 206 /******************************************************************************/
 207
 208 bool FGAircraft::Run(void)
 209 {
 210   if (!FGModel::Run()) {                 // if false then execute this Run()
 211     GetState();
 212
 213     for (int i = 1; i <= 3; i++)  vForces(i) = vMoments(i) = 0.0;
 214
 215     MassChange();
 216
 217     FMProp();
 218     FMAero();
 219     FMGear();
 220     FMMass();
 221   } else {                               // skip Run() execution this time
 222   }
 223   return false;
 224 }
 225
 226 /******************************************************************************/
 227
 228 void FGAircraft::MassChange()
 229 {
 230   static FGColumnVector vXYZtank(3);
 231   float Tw;
 232   float IXXt, IYYt, IZZt, IXZt;
 233   int t;
 234   unsigned int axis_ctr;
 235
 236   for (axis_ctr=1; axis_ctr<=3; axis_ctr++) vXYZtank(axis_ctr) = 0.0;
 237
 238   // UPDATE TANK CONTENTS
 239   //
 240   // For each engine, cycle through the tanks and draw an equal amount of
 241   // fuel (or oxidizer) from each active tank. The needed amount of fuel is
 242   // determined by the engine in the FGEngine class. If more fuel is needed
 243   // than is available in the tank, then that amount is considered a shortage,
 244   // and will be drawn from the next tank. If the engine cannot be fed what it
 245   // needs, it will be considered to be starved, and will shut down.
 246
 247   float Oshortage, Fshortage;
 248
 249   for (int e=0; e<numEngines; e++) {
 250     Fshortage = Oshortage = 0.0;
 251     for (t=0; t<numTanks; t++) {
 252       switch(Engine[e]->GetType()) {
 253       case FGEngine::etRocket:
 254
 255         switch(Tank[t]->GetType()) {
 256         case FGTank::ttFUEL:
 257           if (Tank[t]->GetSelected()) {
 258             Fshortage = Tank[t]->Reduce((Engine[e]->CalcFuelNeed()/
 259                                          numSelectedFuelTanks)*(dt*rate) + Fshortage);
 260           }
 261           break;
 262         case FGTank::ttOXIDIZER:
 263           if (Tank[t]->GetSelected()) {
 264             Oshortage = Tank[t]->Reduce((Engine[e]->CalcOxidizerNeed()/
 265                                          numSelectedOxiTanks)*(dt*rate) + Oshortage);
 266           }
 267           break;
 268         }
 269         break;
 270
 271       case FGEngine::etPiston:
 272       case FGEngine::etTurboJet:
 273       case FGEngine::etTurboProp:
 274
 275         if (Tank[t]->GetSelected()) {
 276           Fshortage = Tank[t]->Reduce((Engine[e]->CalcFuelNeed()/
 277                                        numSelectedFuelTanks)*(dt*rate) + Fshortage);
 278         }
 279         break;
 280       }
 281     }
 282     if ((Fshortage <= 0.0) || (Oshortage <= 0.0)) Engine[e]->SetStarved();
 283     else Engine[e]->SetStarved(false);
 284   }
 285
 286   Weight = EmptyWeight;
 287   for (t=0; t<numTanks; t++)
 288     Weight += Tank[t]->GetContents();
 289
 290   Mass = Weight / GRAVITY;
 291   // Calculate new CG here.
 292
 293   Tw = 0;
 294   for (t=0; t<numTanks; t++) {
 295     vXYZtank(eX) += Tank[t]->GetX()*Tank[t]->GetContents();
 296     vXYZtank(eY) += Tank[t]->GetY()*Tank[t]->GetContents();
 297     vXYZtank(eZ) += Tank[t]->GetZ()*Tank[t]->GetContents();
 298
 299     Tw += Tank[t]->GetContents();
 300   }
 301
 302   vXYZcg = (vXYZtank + EmptyWeight*vbaseXYZcg) / (Tw + EmptyWeight);
 303
 304   // Calculate new moments of inertia here
 305
 306   IXXt = IYYt = IZZt = IXZt = 0.0;
 307   for (t=0; t<numTanks; t++) {
 308     IXXt += ((Tank[t]->GetX()-vXYZcg(eX))/12.0)*((Tank[t]->GetX() - vXYZcg(eX))/12.0)*Tank[t]->GetContents()/GRAVITY;
 309     IYYt += ((Tank[t]->GetY()-vXYZcg(eY))/12.0)*((Tank[t]->GetY() - vXYZcg(eY))/12.0)*Tank[t]->GetContents()/GRAVITY;
 310     IZZt += ((Tank[t]->GetZ()-vXYZcg(eZ))/12.0)*((Tank[t]->GetZ() - vXYZcg(eZ))/12.0)*Tank[t]->GetContents()/GRAVITY;
 311     IXZt += ((Tank[t]->GetX()-vXYZcg(eX))/12.0)*((Tank[t]->GetZ() - vXYZcg(eZ))/12.0)*Tank[t]->GetContents()/GRAVITY;
 312   }
 313
 314   Ixx = baseIxx + IXXt;
 315   Iyy = baseIyy + IYYt;
 316   Izz = baseIzz + IZZt;
 317   Ixz = baseIxz + IXZt;
 318
 319 }
 320
 321 /******************************************************************************/
 322
 323 void FGAircraft::FMAero(void)
 324 {
 325   static FGColumnVector vFs(3);
 326   static FGColumnVector vDXYZcg(3);
 327   unsigned int axis_ctr,ctr;
 328
 329   for (axis_ctr=1; axis_ctr<=3; axis_ctr++) vFs(axis_ctr) = 0.0;
 330
 331   for (axis_ctr = 0; axis_ctr < 3; axis_ctr++) {
 332     for (ctr=0; ctr < Coeff[axis_ctr].size(); ctr++) {
 333       vFs(axis_ctr+1) += Coeff[axis_ctr][ctr].TotalValue();
 334     }
 335   }
 336
 337   vForces += State->GetTs2b(alpha, beta)*vFs;
 338
 339   // The d*cg distances below, given in inches, are the distances FROM the c.g.
 340   // TO the reference point. Since the c.g. and ref point are given in inches in
 341   // the structural system (X positive rearwards) and the body coordinate system
 342   // is given with X positive out the nose, the dxcg and dzcg values are
 343   // *rotated* 180 degrees about the Y axis.
 344
 345   vDXYZcg(eX) = -(vXYZrp(eX) - vXYZcg(eX))/12.0;  //cg and rp values are in inches
 346   vDXYZcg(eY) =  (vXYZrp(eY) - vXYZcg(eY))/12.0;
 347   vDXYZcg(eZ) = -(vXYZrp(eZ) - vXYZcg(eZ))/12.0;
 348
 349   vMoments(eL) += vForces(eZ)*vDXYZcg(eY) - vForces(eY)*vDXYZcg(eZ); // rolling moment
 350   vMoments(eM) += vForces(eX)*vDXYZcg(eZ) - vForces(eZ)*vDXYZcg(eX); // pitching moment
 351   vMoments(eN) += vForces(eX)*vDXYZcg(eY) - vForces(eY)*vDXYZcg(eX); // yawing moment
 352
 353   for (axis_ctr = 0; axis_ctr < 3; axis_ctr++) {
 354     for (ctr = 0; ctr < Coeff[axis_ctr+3].size(); ctr++) {
 355       vMoments(axis_ctr+1) += Coeff[axis_ctr+3][ctr].TotalValue();
 356     }
 357   }
 358 }
 359
 360 /******************************************************************************/
 361
 362 void FGAircraft::FMGear(void)
 363 {
 364   if (GearUp) {
 365     // crash routine
 366   } else {
 367     for (unsigned int i=0;i<lGear.size();i++) {
 368       //      lGear[i].
 369     }
 370   }
 371 }
 372
 373 /******************************************************************************/
 374
 375 void FGAircraft::FMMass(void)
 376 {
 377   vForces(eX) += -GRAVITY*sin(vEuler(eTht)) * Mass;
 378   vForces(eY) +=  GRAVITY*sin(vEuler(ePhi))*cos(vEuler(eTht)) * Mass;
 379   vForces(eZ) +=  GRAVITY*cos(vEuler(ePhi))*cos(vEuler(eTht)) * Mass;
 380 }
 381
 382 /******************************************************************************/
 383
 384 void FGAircraft::FMProp(void)
 385 {
 386   for (int i=0;i<numEngines;i++) {
 387     vForces(eX) += Engine[i]->CalcThrust();
 388   }
 389 }
 390
 391 /******************************************************************************/
 392
 393 void FGAircraft::GetState(void)
 394 {
 395   dt = State->Getdt();
 396
 397   alpha = Translation->Getalpha();
 398   beta = Translation->Getbeta();
 399   vEuler = Rotation->GetEuler();
 400 }
 401
 402 /******************************************************************************/
 403
 404 void FGAircraft::ReadMetrics(FGConfigFile* AC_cfg)
 405 {
 406   string token = "";
 407   string parameter;
 408
 409   AC_cfg->GetNextConfigLine();
 410
 411   while ((token = AC_cfg->GetValue()) != "/METRICS") {
 412     *AC_cfg >> parameter;
 413     if (parameter == "AC_WINGAREA") *AC_cfg >> WingArea;
 414     else if (parameter == "AC_WINGSPAN") *AC_cfg >> WingSpan;
 415     else if (parameter == "AC_CHORD") *AC_cfg >> cbar;
 416     else if (parameter == "AC_IXX") *AC_cfg >> baseIxx;
 417     else if (parameter == "AC_IYY") *AC_cfg >> baseIyy;
 418     else if (parameter == "AC_IZZ") *AC_cfg >> baseIzz;
 419     else if (parameter == "AC_IXZ") *AC_cfg >> baseIxz;
 420     else if (parameter == "AC_EMPTYWT") *AC_cfg >> EmptyWeight;
 421     else if (parameter == "AC_CGLOC") *AC_cfg >> vbaseXYZcg(eX) >> vbaseXYZcg(eY) >> vbaseXYZcg(eZ);
 422     else if (parameter == "AC_EYEPTLOC") *AC_cfg >> vXYZep(eX) >> vXYZep(eY) >> vXYZep(eZ);
 423     else if (parameter == "AC_AERORP") *AC_cfg >> vXYZrp(eX) >> vXYZrp(eY) >> vXYZrp(eZ);
 424   }
 425 }
 426
 427 /******************************************************************************/
 428
 429 void FGAircraft::ReadPropulsion(FGConfigFile* AC_cfg)
 430 {
 431   string token;
 432   string engine_name;
 433   string parameter;
 434
 435   AC_cfg->GetNextConfigLine();
 436
 437   while ((token = AC_cfg->GetValue()) != "/PROPULSION") {
 438     *AC_cfg >> parameter;
 439
 440     if (parameter == "AC_ENGINE") {
 441
 442       *AC_cfg >> engine_name;
 443       Engine[numEngines] = new FGEngine(FDMExec, EnginePath, engine_name, numEngines);
 444       numEngines++;
 445
 446     } else if (parameter == "AC_TANK") {
 447
 448       Tank[numTanks] = new FGTank(AC_cfg);
 449       switch(Tank[numTanks]->GetType()) {
 450       case FGTank::ttFUEL:
 451         numSelectedFuelTanks++;
 452         break;
 453       case FGTank::ttOXIDIZER:
 454         numSelectedOxiTanks++;
 455         break;
 456       }
 457       numTanks++;
 458     }
 459   }
 460 }
 461
 462 /******************************************************************************/
 463
 464 void FGAircraft::ReadFlightControls(FGConfigFile* AC_cfg)
 465 {
 466   string token;
 467
 468   FCS->LoadFCS(AC_cfg);
 469 }
 470
 471 /******************************************************************************/
 472
 473 void FGAircraft::ReadAerodynamics(FGConfigFile* AC_cfg)
 474 {
 475   string token, axis;
 476
 477   AC_cfg->GetNextConfigLine();
 478
 479   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 480   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 481   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 482   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 483   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 484   Coeff.push_back(*(new CoeffArray()));
 485
 486   while ((token = AC_cfg->GetValue()) != "/AERODYNAMICS") {
 487     if (token == "AXIS") {
 488       axis = AC_cfg->GetValue("NAME");
 489       AC_cfg->GetNextConfigLine();
 490       while ((token = AC_cfg->GetValue()) != "/AXIS") {
 491         Coeff[AxisIdx[axis]].push_back(*(new FGCoefficient(FDMExec, AC_cfg)));
 492         DisplayCoeffFactors(Coeff[AxisIdx[axis]].back().Getmultipliers());
 493       }
 494       AC_cfg->GetNextConfigLine();
 495     }
 496   }
 497 }
 498
 499 /******************************************************************************/
 500
 501 void FGAircraft::ReadUndercarriage(FGConfigFile* AC_cfg)
 502 {
 503   string token;
 504
 505   AC_cfg->GetNextConfigLine();
 506
 507   while ((token = AC_cfg->GetValue()) != "/UNDERCARRIAGE") {
 508     lGear.push_back(new FGLGear(AC_cfg));
 509   }
 510 }
 511
 512 /******************************************************************************/
 513
 514 void FGAircraft::ReadPrologue(FGConfigFile* AC_cfg)
 515 {
 516   string token = AC_cfg->GetValue();
 517
 518   AircraftName = AC_cfg->GetValue("NAME");
 519   cout << "Reading Aircraft Configuration File: " << AircraftName << endl;
 520   CFGVersion = strtod(AC_cfg->GetValue("VERSION").c_str(),NULL);
 521   cout << "                            Version: " << CFGVersion << endl;
 522
 523   if (CFGVersion < NEEDED_CFG_VERSION) {
 524     cout << endl << "YOU HAVE AN OLD CFG FILE FOR THIS AIRCRAFT."
 525                     " RESULTS WILL BE UNPREDICTABLE !!" << endl;
 526     cout << "Current version needed is: " << NEEDED_CFG_VERSION << endl;
 527     cout << "         You have version: " << CFGVersion << endl << endl;
 528     exit(-1);
 529   }
 530 }
 531
 532 /******************************************************************************/
 533
 534 void FGAircraft::DisplayCoeffFactors(int multipliers)
 535 {
 536   cout << "   Non-Dimensionalized by: ";
 537
 538   if (multipliers & FG_QBAR)      cout << "qbar ";
 539   if (multipliers & FG_WINGAREA)  cout << "S ";
 540   if (multipliers & FG_WINGSPAN)  cout << "b ";
 541   if (multipliers & FG_CBAR)      cout << "c ";
 542   if (multipliers & FG_ALPHA)     cout << "alpha ";
 543   if (multipliers & FG_ALPHADOT)  cout << "alphadot ";
 544   if (multipliers & FG_BETA)      cout << "beta ";
 545   if (multipliers & FG_BETADOT)   cout << "betadot ";
 546   if (multipliers & FG_PITCHRATE) cout << "q ";
 547   if (multipliers & FG_ROLLRATE)  cout << "p ";
 548   if (multipliers & FG_YAWRATE)   cout << "r ";
 549
 550   if (multipliers & FG_ELEVATOR_CMD)  cout << "De cmd ";
 551   if (multipliers & FG_AILERON_CMD)   cout << "Da cmd ";
 552   if (multipliers & FG_RUDDER_CMD)    cout << "Dr cmd ";
 553   if (multipliers & FG_FLAPS_CMD)     cout << "Df cmd ";
 554   if (multipliers & FG_SPOILERS_CMD)  cout << "Dsp cmd ";
 555   if (multipliers & FG_SPDBRAKE_CMD)   cout << "Dsb cmd ";
 556
 557   if (multipliers & FG_ELEVATOR_POS)  cout << "De ";
 558   if (multipliers & FG_AILERON_POS)   cout << "Da ";
 559   if (multipliers & FG_RUDDER_POS)    cout << "Dr ";
 560   if (multipliers & FG_FLAPS_POS)     cout << "Df ";
 561   if (multipliers & FG_SPOILERS_POS)  cout << "Dsp ";
 562   if (multipliers & FG_SPDBRAKE_POS)  cout << "Dsb ";
 563
 564   if (multipliers & FG_MACH)      cout << "Mach ";
 565   if (multipliers & FG_ALTITUDE)  cout << "h ";
 566   if (multipliers & FG_BI2VEL)    cout << "b /(2*Vt) ";
 567   if (multipliers & FG_CI2VEL)    cout << "c /(2*Vt) ";
 568
 569   cout << endl;
 570 }
 571
 572 /******************************************************************************/
 573
 574