src/FDM/JSBSim/models/FGPropagate.cpp

   1 /*%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
   2
   3  Module:       FGPropagate.cpp
   4  Author:       Jon S. Berndt
   5  Date started: 01/05/99
   6  Purpose:      Integrate the EOM to determine instantaneous position
   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 Lesser 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 Lesser General Public License for more
  19  details.
  20
  21  You should have received a copy of the GNU Lesser 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 Lesser 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 encapsulates the integration of rates and accelerations to get the
  31 current position of the aircraft.
  32
  33 HISTORY
  34 --------------------------------------------------------------------------------
  35 01/05/99   JSB   Created
  36
  37 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  38 COMMENTS, REFERENCES,  and NOTES
  39 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  40 [1] Cooke, Zyda, Pratt, and McGhee, "NPSNET: Flight Simulation Dynamic Modeling
  41     Using Quaternions", Presence, Vol. 1, No. 4, pp. 404-420  Naval Postgraduate
  42     School, January 1994
  43 [2] D. M. Henderson, "Euler Angles, Quaternions, and Transformation Matrices",
  44     JSC 12960, July 1977
  45 [3] Richard E. McFarland, "A Standard Kinematic Model for Flight Simulation at
  46     NASA-Ames", NASA CR-2497, January 1975
  47 [4] Barnes W. McCormick, "Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics",
  48     Wiley & Sons, 1979 ISBN 0-471-03032-5
  49 [5] Bernard Etkin, "Dynamics of Flight, Stability and Control", Wiley & Sons,
  50     1982 ISBN 0-471-08936-2
  51
  52 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  53 INCLUDES
  54 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%*/
  55
  56 #include <cmath>
  57 #include <iomanip>
  58
  59 #include "FGPropagate.h"
  60 #include <FGState.h>
  61 #include <FGFDMExec.h>
  62 #include "FGAircraft.h"
  63 #include "FGMassBalance.h"
  64 #include "FGInertial.h"
  65 #include <input_output/FGPropertyManager.h>
  66
  67 namespace JSBSim {
  68
  69 static const char *IdSrc = "$Id$";
  70 static const char *IdHdr = ID_PROPAGATE;
  71
  72 /*%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  73 CLASS IMPLEMENTATION
  74 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%*/
  75
  76 FGPropagate::FGPropagate(FGFDMExec* fdmex) : FGModel(fdmex)
  77 {
  78   Debug(0);
  79   Name = "FGPropagate";
  80
  81   last2_vPQRdot.InitMatrix();
  82   last_vPQRdot.InitMatrix();
  83   vPQRdot.InitMatrix();
  84
  85   last2_vUVWdot.InitMatrix();
  86   last_vUVWdot.InitMatrix();
  87   vUVWdot.InitMatrix();
  88
  89   last2_vLocationDot.InitMatrix();
  90   last_vLocationDot.InitMatrix();
  91   vLocationDot.InitMatrix();
  92
  93   vOmegaLocal.InitMatrix();
  94
  95   integrator_rotational_rate = eAdamsBashforth2;
  96   integrator_translational_rate = eAdamsBashforth2;
  97   integrator_rotational_position = eTrapezoidal;
  98   integrator_translational_position = eTrapezoidal;
  99
 100   bind();
 101   Debug(0);
 102 }
 103
 104 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 105
 106 FGPropagate::~FGPropagate(void)
 107 {
 108   Debug(1);
 109 }
 110
 111 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 112
 113 bool FGPropagate::InitModel(void)
 114 {
 115   if (!FGModel::InitModel()) return false;
 116
 117   SeaLevelRadius = Inertial->GetRefRadius();          // For initialization ONLY
 118   RunwayRadius   = SeaLevelRadius;
 119
 120   VState.vLocation.SetRadius( SeaLevelRadius + 4.0 ); // Todo Add terrain elevation?
 121   VState.vLocation.SetEllipse(Inertial->GetSemimajor(), Inertial->GetSemiminor());
 122   vOmega = FGColumnVector3( 0.0, 0.0, Inertial->omega() ); // Earth rotation vector
 123
 124   last2_vPQRdot.InitMatrix();
 125   last_vPQRdot.InitMatrix();
 126   vPQRdot.InitMatrix();
 127
 128   last2_vUVWdot.InitMatrix();
 129   last_vUVWdot.InitMatrix();
 130   vUVWdot.InitMatrix();
 131
 132   last2_vLocationDot.InitMatrix();
 133   last_vLocationDot.InitMatrix();
 134   vLocationDot.InitMatrix();
 135
 136   vOmegaLocal.InitMatrix();
 137
 138   integrator_rotational_rate = eAdamsBashforth2;
 139   integrator_translational_rate = eAdamsBashforth2;
 140   integrator_rotational_position = eTrapezoidal;
 141   integrator_translational_position = eTrapezoidal;
 142
 143   return true;
 144 }
 145
 146 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 147
 148 void FGPropagate::SetInitialState(const FGInitialCondition *FGIC)
 149 {
 150   SeaLevelRadius = FGIC->GetSeaLevelRadiusFtIC();
 151   RunwayRadius = SeaLevelRadius;
 152
 153   // Set the position lat/lon/radius
 154   VState.vLocation.SetPosition( FGIC->GetLongitudeRadIC(),
 155                           FGIC->GetLatitudeRadIC(),
 156                           FGIC->GetAltitudeFtIC() + FGIC->GetSeaLevelRadiusFtIC() );
 157
 158   VehicleRadius = GetRadius();
 159   radInv = 1.0/VehicleRadius;
 160
 161   // Set the Orientation from the euler angles
 162   VState.vQtrn = FGQuaternion( FGIC->GetPhiRadIC(),
 163                         FGIC->GetThetaRadIC(),
 164                         FGIC->GetPsiRadIC() );
 165
 166   // Set the velocities in the instantaneus body frame
 167   VState.vUVW = FGColumnVector3( FGIC->GetUBodyFpsIC(),
 168                           FGIC->GetVBodyFpsIC(),
 169                           FGIC->GetWBodyFpsIC() );
 170
 171   // Set the angular velocities in the instantaneus body frame.
 172   VState.vPQR = FGColumnVector3( FGIC->GetPRadpsIC(),
 173                           FGIC->GetQRadpsIC(),
 174                           FGIC->GetRRadpsIC() );
 175
 176   // Compute the local frame ECEF velocity
 177   vVel = GetTb2l()*VState.vUVW;
 178
 179   // Finally, make sure that the quaternion stays normalized.
 180   VState.vQtrn.Normalize();
 181
 182   // Recompute the RunwayRadius level.
 183   RecomputeRunwayRadius();
 184 }
 185
 186 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 187 /*
 188 Purpose: Called on a schedule to perform EOM integration
 189 Notes:   [JB] Run in standalone mode, SeaLevelRadius will be reference radius.
 190          In FGFS, SeaLevelRadius is stuffed from FGJSBSim in JSBSim.cxx each pass.
 191
 192 At the top of this Run() function, see several "shortcuts" (or, aliases) being
 193 set up for use later, rather than using the longer class->function() notation.
 194
 195 This propagation is done using the current state values
 196 and current derivatives. Based on these values we compute an approximation to the
 197 state values for (now + dt).
 198
 199 In the code below, variables named beginning with a small "v" refer to a
 200 a column vector, variables named beginning with a "T" refer to a transformation
 201 matrix. ECEF refers to Earth Centered Earth Fixed. ECI refers to Earth Centered
 202 Inertial.
 203
 204 */
 205
 206 bool FGPropagate::Run(void)
 207 {
 208   if (FGModel::Run()) return true;  // Fast return if we have nothing to do ...
 209   if (FDMExec->Holding()) return false;
 210
 211   RecomputeRunwayRadius();
 212
 213   // Calculate current aircraft radius from center of planet
 214
 215   VehicleRadius = GetRadius();
 216   radInv = 1.0/VehicleRadius;
 217
 218   // These local copies of the transformation matrices are for use this
 219   // pass through Run() only.
 220
 221   Tl2b = GetTl2b();           // local to body frame transform
 222   Tb2l = Tl2b.Transposed();   // body to local frame transform
 223   Tl2ec = GetTl2ec();         // local to ECEF transform
 224   Tec2l = Tl2ec.Transposed(); // ECEF to local frame transform
 225   Tec2b = Tl2b * Tec2l;       // ECEF to body frame transform
 226   Tb2ec = Tec2b.Transposed(); // body to ECEF frame tranform
 227   Ti2ec = GetTi2ec();         // ECI to ECEF transform
 228   Tec2i = Ti2ec.Transposed(); // ECEF to ECI frame transform
 229   Ti2b  = Tec2b*Ti2ec;        // ECI to body frame transform
 230   Tb2i  = Ti2b.Transposed();  // body to ECI frame transform
 231
 232   // Compute vehicle velocity wrt ECEF frame, expressed in Local horizontal frame.
 233   vVel = Tb2l * VState.vUVW;
 234
 235   // Inertial angular velocity measured in the body frame.
 236   vPQRi = VState.vPQR + Tec2b*vOmega;
 237
 238   // Calculate state derivatives
 239   CalculatePQRdot();      // Angular rate derivative
 240   CalculateUVWdot();      // Translational rate derivative
 241   CalculateQuatdot();     // Angular orientation derivative
 242   CalculateLocationdot(); // Translational position derivative
 243
 244   // Integrate to propagate the state
 245
 246   double dt = State->Getdt()*rate;  // The 'stepsize'
 247
 248   // Propagate rotational velocity
 249
 250   switch(integrator_rotational_rate) {
 251   case eRectEuler:       VState.vPQR += dt*vPQRdot;
 252     break;
 253   case eTrapezoidal:     VState.vPQR += 0.5*dt*(vPQRdot + last_vPQRdot);
 254     break;
 255   case eAdamsBashforth2: VState.vPQR += dt*(1.5*vPQRdot - 0.5*last_vPQRdot);
 256     break;
 257   case eAdamsBashforth3: VState.vPQR += (1/12.0)*dt*(23.0*vPQRdot - 16.0*last_vPQRdot + 5.0*last2_vPQRdot);
 258     break;
 259   case eNone: // do nothing, freeze angular rate
 260     break;
 261   }
 262
 263   // Propagate translational velocity
 264
 265   switch(integrator_translational_rate) {
 266   case eRectEuler:       VState.vUVW += dt*vUVWdot;
 267     break;
 268   case eTrapezoidal:     VState.vUVW += 0.5*dt*(vUVWdot + last_vUVWdot);
 269     break;
 270   case eAdamsBashforth2: VState.vUVW += dt*(1.5*vUVWdot - 0.5*last_vUVWdot);
 271     break;
 272   case eAdamsBashforth3: VState.vUVW += (1/12.0)*dt*(23.0*vUVWdot - 16.0*last_vUVWdot + 5.0*last2_vUVWdot);
 273     break;
 274   case eNone: // do nothing, freeze translational rate
 275     break;
 276   }
 277
 278   // Propagate angular position
 279
 280   switch(integrator_rotational_position) {
 281   case eRectEuler:       VState.vQtrn += dt*vQtrndot;
 282     break;
 283   case eTrapezoidal:     VState.vQtrn += 0.5*dt*(vQtrndot + last_vQtrndot);
 284     break;
 285   case eAdamsBashforth2: VState.vQtrn += dt*(1.5*vQtrndot - 0.5*last_vQtrndot);
 286     break;
 287   case eAdamsBashforth3: VState.vQtrn += (1/12.0)*dt*(23.0*vQtrndot - 16.0*last_vQtrndot + 5.0*last2_vQtrndot);
 288     break;
 289   case eNone: // do nothing, freeze angular position
 290     break;
 291   }
 292
 293   // Propagate translational position
 294
 295   switch(integrator_translational_position) {
 296   case eRectEuler:       VState.vLocation += dt*vLocationDot;
 297     break;
 298   case eTrapezoidal:     VState.vLocation += 0.5*dt*(vLocationDot + last_vLocationDot);
 299     break;
 300   case eAdamsBashforth2: VState.vLocation += dt*(1.5*vLocationDot - 0.5*last_vLocationDot);
 301     break;
 302   case eAdamsBashforth3: VState.vLocation += (1/12.0)*dt*(23.0*vLocationDot - 16.0*last_vLocationDot + 5.0*last2_vLocationDot);
 303     break;
 304   case eNone: // do nothing, freeze translational position
 305     break;
 306   }
 307
 308   // Set past values
 309
 310   last2_vPQRdot = last_vPQRdot;
 311   last_vPQRdot = vPQRdot;
 312
 313   last2_vUVWdot = last_vUVWdot;
 314   last_vUVWdot = vUVWdot;
 315
 316   last2_vQtrndot = last_vQtrndot;
 317   last_vQtrndot = vQtrndot;
 318
 319   last2_vLocationDot = last_vLocationDot;
 320   last_vLocationDot = vLocationDot;
 321
 322   return false;
 323 }
 324
 325 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 326 // Compute body frame rotational accelerations based on the current body moments
 327 //
 328 // vPQRdot is the derivative of the absolute angular velocity of the vehicle
 329 // (body rate with respect to the inertial frame), expressed in the body frame,
 330 // where the derivative is taken in the body frame.
 331 // J is the inertia matrix
 332 // Jinv is the inverse inertia matrix
 333 // vMoments is the moment vector in the body frame
 334 // vPQRi is the total inertial angular velocity of the vehicle
 335 // expressed in the body frame.
 336 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 337 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16e (page 50)
 338
 339 void FGPropagate::CalculatePQRdot(void)
 340 {
 341   const FGColumnVector3& vMoments = Aircraft->GetMoments(); // current moments
 342   const FGMatrix33& J = MassBalance->GetJ();                // inertia matrix
 343   const FGMatrix33& Jinv = MassBalance->GetJinv();          // inertia matrix inverse
 344
 345   // Compute body frame rotational accelerations based on the current body
 346   // moments and the total inertial angular velocity expressed in the body
 347   // frame.
 348
 349   vPQRdot = Jinv*(vMoments - vPQRi*(J*vPQRi));
 350 }
 351
 352 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 353 // Compute the quaternion orientation derivative
 354 //
 355 // vQtrndot is the quaternion derivative.
 356 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 357 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16b (page 50)
 358
 359 void FGPropagate::CalculateQuatdot(void)
 360 {
 361   vOmegaLocal.InitMatrix( radInv*vVel(eEast),
 362                          -radInv*vVel(eNorth),
 363                          -radInv*vVel(eEast)*VState.vLocation.GetTanLatitude() );
 364
 365   // Compute quaternion orientation derivative on current body rates
 366   vQtrndot = VState.vQtrn.GetQDot( VState.vPQR - Tl2b*vOmegaLocal);
 367 }
 368
 369 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 370 // This set of calculations results in the body frame accelerations being
 371 // computed.
 372 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 373 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16d (page 50)
 374
 375 void FGPropagate::CalculateUVWdot(void)
 376 {
 377   double mass = MassBalance->GetMass();                      // mass
 378   const FGColumnVector3& vForces = Aircraft->GetForces();    // current forces
 379
 380   const FGColumnVector3 vGravAccel( 0.0, 0.0, Inertial->GetGAccel(VehicleRadius) );
 381
 382   // Begin to compute body frame accelerations based on the current body forces
 383   vUVWdot = vForces/mass - VState.vPQR * VState.vUVW;
 384
 385   // Include Coriolis acceleration.
 386   vUVWdot -= 2.0 * (Ti2b *vOmega) * VState.vUVW;
 387
 388   // Include Centrifugal acceleration.
 389   if (!GroundReactions->GetWOW()) {
 390     vUVWdot -= Ti2b*(vOmega*(vOmega*(Tec2i*VState.vLocation)));
 391   }
 392
 393   // Include Gravitation accel
 394   FGColumnVector3 gravAccel = Tl2b*vGravAccel;
 395   vUVWdot += gravAccel;
 396 }
 397
 398 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 399
 400 void FGPropagate::CalculateLocationdot(void)
 401 {
 402   // Transform the vehicle velocity relative to the ECEF frame, expressed
 403   // in the body frame, to be expressed in the ECEF frame.
 404   vLocationDot = Tb2ec * VState.vUVW;
 405
 406   // Now, transform the velocity vector of the body relative to the origin (Earth
 407   // center) to be expressed in the inertial frame, and add the vehicle velocity
 408   // contribution due to the rotation of the planet. The above velocity is only
 409   // relative to the rotating ECEF frame.
 410   // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 411   //            Second edition (2004), eqn 1.5-16c (page 50)
 412
 413   vInertialVelocity = Tec2i * vLocationDot + (vOmega * (Tec2i * VState.vLocation));
 414 }
 415
 416 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 417
 418 void FGPropagate::RecomputeRunwayRadius(void)
 419 {
 420   // Get the runway radius.
 421   FGLocation contactloc;
 422   FGColumnVector3 dv;
 423   FGGroundCallback* gcb = FDMExec->GetGroundCallback();
 424   double t = State->Getsim_time();
 425   gcb->GetAGLevel(t, VState.vLocation, contactloc, dv, dv);
 426   RunwayRadius = contactloc.GetRadius();
 427 }
 428
 429 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 430
 431 void FGPropagate::SetTerrainElevationASL(double tt)
 432 {
 433   FDMExec->GetGroundCallback()->SetTerrainGeoCentRadius(tt+SeaLevelRadius);
 434 }
 435
 436 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 437
 438 double FGPropagate::GetTerrainElevationASL(void) const
 439 {
 440   return FDMExec->GetGroundCallback()->GetTerrainGeoCentRadius()-SeaLevelRadius;
 441 }
 442
 443 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 444
 445 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTi2ec(void)
 446 {
 447   return VState.vLocation.GetTi2ec(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 448 }
 449
 450 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 451
 452 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTec2i(void)
 453 {
 454   return VState.vLocation.GetTec2i(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 455 }
 456
 457 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 458
 459 void FGPropagate::Seth(double tt)
 460 {
 461   VState.vLocation.SetRadius( tt + SeaLevelRadius );
 462 }
 463
 464 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 465
 466 double FGPropagate::GetRunwayRadius(void) const
 467 {
 468   return RunwayRadius;
 469 }
 470
 471 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 472
 473 double FGPropagate::GetDistanceAGL(void) const
 474 {
 475   return VState.vLocation.GetRadius() - RunwayRadius;
 476 }
 477
 478 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 479
 480 void FGPropagate::SetDistanceAGL(double tt)
 481 {
 482   VState.vLocation.SetRadius( tt + RunwayRadius );
 483 }
 484
 485 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 486
 487 void FGPropagate::bind(void)
 488 {
 489   typedef double (FGPropagate::*PMF)(int) const;
 490 //  typedef double (FGPropagate::*dPMF)() const;
 491   PropertyManager->Tie("velocities/h-dot-fps", this, &FGPropagate::Gethdot);
 492
 493   PropertyManager->Tie("velocities/v-north-fps", this, eNorth, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 494   PropertyManager->Tie("velocities/v-east-fps", this, eEast, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 495   PropertyManager->Tie("velocities/v-down-fps", this, eDown, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 496
 497   PropertyManager->Tie("velocities/u-fps", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 498   PropertyManager->Tie("velocities/v-fps", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 499   PropertyManager->Tie("velocities/w-fps", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 500
 501   PropertyManager->Tie("velocities/p-rad_sec", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 502   PropertyManager->Tie("velocities/q-rad_sec", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 503   PropertyManager->Tie("velocities/r-rad_sec", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 504
 505   PropertyManager->Tie("velocities/eci-velocity-mag-fps", this, &FGPropagate::GetInertialVelocityMagnitude);
 506
 507   PropertyManager->Tie("accelerations/pdot-rad_sec2", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 508   PropertyManager->Tie("accelerations/qdot-rad_sec2", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 509   PropertyManager->Tie("accelerations/rdot-rad_sec2", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 510
 511   PropertyManager->Tie("accelerations/udot-ft_sec2", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 512   PropertyManager->Tie("accelerations/vdot-ft_sec2", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 513   PropertyManager->Tie("accelerations/wdot-ft_sec2", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 514
 515   PropertyManager->Tie("position/h-sl-ft", this, &FGPropagate::Geth, &FGPropagate::Seth, true);
 516   PropertyManager->Tie("position/h-sl-meters", this, &FGPropagate::Gethmeters, &FGPropagate::Sethmeters, true);
 517   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLatitude, &FGPropagate::SetLatitude);
 518   PropertyManager->Tie("position/long-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLongitude, &FGPropagate::SetLongitude);
 519   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLatitudeDeg, &FGPropagate::SetLatitudeDeg);
 520   PropertyManager->Tie("position/long-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLongitudeDeg, &FGPropagate::SetLongitudeDeg);
 521   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-rad", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeRad);
 522   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-deg", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeDeg);
 523   PropertyManager->Tie("position/geod-alt-ft", this, &FGPropagate::GetGeodeticAltitude);
 524   PropertyManager->Tie("position/h-agl-ft", this,  &FGPropagate::GetDistanceAGL, &FGPropagate::SetDistanceAGL);
 525   PropertyManager->Tie("position/radius-to-vehicle-ft", this, &FGPropagate::GetRadius);
 526   PropertyManager->Tie("position/terrain-elevation-asl-ft", this,
 527                           &FGPropagate::GetTerrainElevationASL,
 528                           &FGPropagate::SetTerrainElevationASL, false);
 529
 530   PropertyManager->Tie("metrics/runway-radius", this, &FGPropagate::GetRunwayRadius);
 531
 532   PropertyManager->Tie("attitude/phi-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 533   PropertyManager->Tie("attitude/theta-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 534   PropertyManager->Tie("attitude/psi-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 535
 536   PropertyManager->Tie("attitude/roll-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 537   PropertyManager->Tie("attitude/pitch-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 538   PropertyManager->Tie("attitude/heading-true-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 539
 540   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/rotational", &integrator_rotational_rate);
 541   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/translational", &integrator_translational_rate);
 542   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/rotational", &integrator_rotational_position);
 543   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/translational", &integrator_translational_position);
 544 }
 545
 546 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 547 //    The bitmasked value choices are as follows:
 548 //    unset: In this case (the default) JSBSim would only print
 549 //       out the normally expected messages, essentially echoing
 550 //       the config files as they are read. If the environment
 551 //       variable is not set, debug_lvl is set to 1 internally
 552 //    0: This requests JSBSim not to output any messages
 553 //       whatsoever.
 554 //    1: This value explicity requests the normal JSBSim
 555 //       startup messages
 556 //    2: This value asks for a message to be printed out when
 557 //       a class is instantiated
 558 //    4: When this value is set, a message is displayed when a
 559 //       FGModel object executes its Run() method
 560 //    8: When this value is set, various runtime state variables
 561 //       are printed out periodically
 562 //    16: When set various parameters are sanity checked and
 563 //       a message is printed out when they go out of bounds
 564
 565 void FGPropagate::Debug(int from)
 566 {
 567   if (debug_lvl <= 0) return;
 568
 569   if (debug_lvl & 1) { // Standard console startup message output
 570     if (from == 0) { // Constructor
 571
 572     }
 573   }
 574   if (debug_lvl & 2 ) { // Instantiation/Destruction notification
 575     if (from == 0) cout << "Instantiated: FGPropagate" << endl;
 576     if (from == 1) cout << "Destroyed:    FGPropagate" << endl;
 577   }
 578   if (debug_lvl & 4 ) { // Run() method entry print for FGModel-derived objects
 579   }
 580   if (debug_lvl & 8 ) { // Runtime state variables
 581   }
 582   if (debug_lvl & 16) { // Sanity checking
 583   }
 584   if (debug_lvl & 64) {
 585     if (from == 0) { // Constructor
 586       cout << IdSrc << endl;
 587       cout << IdHdr << endl;
 588     }
 589   }
 590 }
 591 }