src/FDM/JSBSim/FGAuxiliary.cpp

   1 /*%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
   2
   3  Module:       FGAuxiliary.cpp
   4  Author:       Tony Peden, Jon Berndt
   5  Date started: 01/26/99
   6  Purpose:      Calculates additional parameters needed by the visual system, etc.
   7  Called by:    FGSimExec
   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 This class calculates various auxiliary parameters.
  31
  32 REFERENCES
  33   Anderson, John D. "Introduction to Flight", 3rd Edition, McGraw-Hill, 1989
  34                     pgs. 112-126
  35 HISTORY
  36 --------------------------------------------------------------------------------
  37 01/26/99   JSB   Created
  38
  39 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  40 INCLUDES
  41 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%*/
  42
  43 #include "FGAuxiliary.h"
  44 #include "FGTranslation.h"
  45 #include "FGRotation.h"
  46 #include "FGAtmosphere.h"
  47 #include "FGState.h"
  48 #include "FGFDMExec.h"
  49 #include "FGFCS.h"
  50 #include "FGAircraft.h"
  51 #include "FGPosition.h"
  52 #include "FGOutput.h"
  53 #include "FGInertial.h"
  54 #include "FGMatrix33.h"
  55 #include "FGColumnVector3.h"
  56 #include "FGColumnVector4.h"
  57
  58 static const char *IdSrc = "$Id$";
  59 static const char *IdHdr = ID_AUXILIARY;
  60
  61 /*%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  62 CLASS IMPLEMENTATION
  63 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%*/
  64
  65
  66 FGAuxiliary::FGAuxiliary(FGFDMExec* fdmex) : FGModel(fdmex),
  67   vPilotAccel(3),
  68   vToEyePt(3)
  69 {
  70   Name = "FGAuxiliary";
  71   vcas = veas = mach = qbar = pt = 0;
  72   psl = rhosl = 1;
  73   earthPosAngle = 0.0;
  74
  75   if (debug_lvl & 2) cout << "Instantiated: " << Name << endl;
  76 }
  77
  78 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  79
  80 FGAuxiliary::~FGAuxiliary()
  81 {
  82   if (debug_lvl & 2) cout << "Destroyed:    FGAuxiliary" << endl;
  83 }
  84
  85 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  86
  87 bool FGAuxiliary::Run()
  88 {
  89   double A,B,D;
  90
  91   if (!FGModel::Run()) {
  92     GetState();
  93     if (mach < 1) {   //calculate total pressure assuming isentropic flow
  94       pt=p*pow((1 + 0.2*mach*mach),3.5);
  95     } else {
  96       // shock in front of pitot tube, we'll assume its normal and use
  97       // the Rayleigh Pitot Tube Formula, i.e. the ratio of total
  98       // pressure behind the shock to the static pressure in front
  99
 100       B = 5.76*mach*mach/(5.6*mach*mach - 0.8);
 101
 102       // The denominator above is zero for Mach ~ 0.38, for which
 103       // we'll never be here, so we're safe
 104
 105       D = (2.8*mach*mach-0.4)*0.4167;
 106       pt = p*pow(B,3.5)*D;
 107     }
 108
 109     A = pow(((pt-p)/psl+1),0.28571);
 110     vcas = sqrt(7*psl/rhosl*(A-1));
 111     veas = sqrt(2*qbar/rhosl);
 112
 113     // Pilot sensed accelerations are calculated here. This is used
 114     // for the coordinated turn ball instrument. Motion base platforms sometimes
 115     // use the derivative of pilot sensed accelerations as the driving parameter,
 116     // rather than straight accelerations.
 117     //
 118     // The theory behind pilot-sensed calculations is presented:
 119     //
 120     // For purposes of discussion and calculation, assume for a minute that the
 121     // pilot is in space and motionless in inertial space. She will feel
 122     // no accelerations. If the aircraft begins to accelerate along any axis or
 123     // axes (without rotating), the pilot will sense those accelerations. If
 124     // any rotational moment is applied, the pilot will sense an acceleration
 125     // due to that motion in the amount:
 126     //
 127     // [wdot X R]  +  [w X (w X R)]
 128     //   Term I          Term II
 129     //
 130     // where:
 131     //
 132     // wdot = omegadot, the rotational acceleration rate vector
 133     // w    = omega, the rotational rate vector
 134     // R    = the vector from the aircraft CG to the pilot eyepoint
 135     //
 136     // The sum total of these two terms plus the acceleration of the aircraft
 137     // body axis gives the acceleration the pilot senses in inertial space.
 138     // In the presence of a large body such as a planet, a gravity field also
 139     // provides an accelerating attraction. This acceleration can be transformed
 140     // from the reference frame of the planet so as to be expressed in the frame
 141     // of reference of the aircraft. This gravity field accelerating attraction
 142     // is felt by the pilot as a force on her tushie as she sits in her aircraft
 143     // on the runway awaiting takeoff clearance.
 144     //
 145     // In JSBSim the acceleration of the body frame in inertial space is given
 146     // by the F = ma relation. If the vForces vector is divided by the aircraft
 147     // mass, the acceleration vector is calculated. The term wdot is equivalent
 148     // to the JSBSim vPQRdot vector, and the w parameter is equivalent to vPQR.
 149     // The radius R is calculated below in the vector vToEyePt.
 150
 151     vToEyePt = Aircraft->GetXYZep() - MassBalance->GetXYZcg();
 152
 153     vPilotAccel = Aircraft->GetBodyAccel()
 154                   + Rotation->GetPQRdot() * vToEyePt
 155                   + Rotation->GetPQR() * (Rotation->GetPQR() * vToEyePt)
 156                   + Inertial->GetGravity();
 157
 158     earthPosAngle += State->Getdt()*Inertial->omega();
 159     return false;
 160   } else {
 161     return true;
 162   }
 163 }
 164
 165 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 166
 167 double FGAuxiliary::GetHeadWind(void)
 168 {
 169   double psiw,vw,psi;
 170
 171   psiw = Atmosphere->GetWindPsi();
 172   psi = Rotation->Getpsi();
 173   vw = Atmosphere->GetWindNED().Magnitude();
 174
 175   return vw*cos(psiw - psi);
 176 }
 177
 178 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 179
 180 double FGAuxiliary::GetCrossWind(void)
 181 {
 182   double psiw,vw,psi;
 183
 184   psiw = Atmosphere->GetWindPsi();
 185   psi = Rotation->Getpsi();
 186   vw = Atmosphere->GetWindNED().Magnitude();
 187
 188   return  vw*sin(psiw - psi);
 189 }
 190
 191 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 192
 193 FGColumnVector3 FGAuxiliary::GetNpilot(void)
 194 {
 195   return vPilotAccel/Inertial->gravity();
 196 }
 197
 198 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 199
 200 double FGAuxiliary::GetNpilot(int idx)
 201 {
 202   return (vPilotAccel/Inertial->gravity())(idx);
 203 }
 204
 205 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 206
 207 void FGAuxiliary::GetState(void)
 208 {
 209   qbar = Translation->Getqbar();
 210   mach = Translation->GetMach();
 211   p = Atmosphere->GetPressure();
 212   rhosl = Atmosphere->GetDensitySL();
 213   psl = Atmosphere->GetPressureSL();
 214 }
 215
 216 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 217
 218 void FGAuxiliary::Debug(void)
 219 {
 220     //TODO: Add your source code here
 221 }
 222