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   Debug(2);
 323   return false;
 324 }
 325
 326 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 327 // Compute body frame rotational accelerations based on the current body moments
 328 //
 329 // vPQRdot is the derivative of the absolute angular velocity of the vehicle
 330 // (body rate with respect to the inertial frame), expressed in the body frame,
 331 // where the derivative is taken in the body frame.
 332 // J is the inertia matrix
 333 // Jinv is the inverse inertia matrix
 334 // vMoments is the moment vector in the body frame
 335 // vPQRi is the total inertial angular velocity of the vehicle
 336 // expressed in the body frame.
 337 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 338 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16e (page 50)
 339
 340 void FGPropagate::CalculatePQRdot(void)
 341 {
 342   const FGColumnVector3& vMoments = Aircraft->GetMoments(); // current moments
 343   const FGMatrix33& J = MassBalance->GetJ();                // inertia matrix
 344   const FGMatrix33& Jinv = MassBalance->GetJinv();          // inertia matrix inverse
 345
 346   // Compute body frame rotational accelerations based on the current body
 347   // moments and the total inertial angular velocity expressed in the body
 348   // frame.
 349
 350   vPQRdot = Jinv*(vMoments - vPQRi*(J*vPQRi));
 351 }
 352
 353 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 354 // Compute the quaternion orientation derivative
 355 //
 356 // vQtrndot is the quaternion derivative.
 357 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 358 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16b (page 50)
 359
 360 void FGPropagate::CalculateQuatdot(void)
 361 {
 362   vOmegaLocal.InitMatrix( radInv*vVel(eEast),
 363                          -radInv*vVel(eNorth),
 364                          -radInv*vVel(eEast)*VState.vLocation.GetTanLatitude() );
 365
 366   // Compute quaternion orientation derivative on current body rates
 367   vQtrndot = VState.vQtrn.GetQDot( VState.vPQR - Tl2b*vOmegaLocal);
 368 }
 369
 370 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 371 // This set of calculations results in the body frame accelerations being
 372 // computed.
 373 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 374 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16d (page 50)
 375
 376 void FGPropagate::CalculateUVWdot(void)
 377 {
 378   double mass = MassBalance->GetMass();                      // mass
 379   const FGColumnVector3& vForces = Aircraft->GetForces();    // current forces
 380
 381   const FGColumnVector3 vGravAccel( 0.0, 0.0, Inertial->GetGAccel(VehicleRadius) );
 382
 383   // Begin to compute body frame accelerations based on the current body forces
 384   vUVWdot = vForces/mass - VState.vPQR * VState.vUVW;
 385
 386   // Include Coriolis acceleration.
 387   vUVWdot -= 2.0 * (Ti2b *vOmega) * VState.vUVW;
 388
 389   // Include Centrifugal acceleration.
 390   if (!GroundReactions->GetWOW()) {
 391     vUVWdot -= Ti2b*(vOmega*(vOmega*(Tec2i*VState.vLocation)));
 392   }
 393
 394   // Include Gravitation accel
 395   FGColumnVector3 gravAccel = Tl2b*vGravAccel;
 396   vUVWdot += gravAccel;
 397 }
 398
 399 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 400
 401 void FGPropagate::CalculateLocationdot(void)
 402 {
 403   // Transform the vehicle velocity relative to the ECEF frame, expressed
 404   // in the body frame, to be expressed in the ECEF frame.
 405   vLocationDot = Tb2ec * VState.vUVW;
 406
 407   // Now, transform the velocity vector of the body relative to the origin (Earth
 408   // center) to be expressed in the inertial frame, and add the vehicle velocity
 409   // contribution due to the rotation of the planet. The above velocity is only
 410   // relative to the rotating ECEF frame.
 411   // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 412   //            Second edition (2004), eqn 1.5-16c (page 50)
 413
 414   vInertialVelocity = Tec2i * vLocationDot + (vOmega * (Tec2i * VState.vLocation));
 415 }
 416
 417 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 418
 419 void FGPropagate::RecomputeRunwayRadius(void)
 420 {
 421   // Get the runway radius.
 422   FGLocation contactloc;
 423   FGColumnVector3 dv;
 424   FGGroundCallback* gcb = FDMExec->GetGroundCallback();
 425   double t = State->Getsim_time();
 426   gcb->GetAGLevel(t, VState.vLocation, contactloc, dv, dv);
 427   RunwayRadius = contactloc.GetRadius();
 428 }
 429
 430 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 431
 432 void FGPropagate::SetTerrainElevationASL(double tt)
 433 {
 434   FDMExec->GetGroundCallback()->SetTerrainGeoCentRadius(tt+SeaLevelRadius);
 435 }
 436
 437 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 438
 439 double FGPropagate::GetTerrainElevationASL(void) const
 440 {
 441   return FDMExec->GetGroundCallback()->GetTerrainGeoCentRadius()-SeaLevelRadius;
 442 }
 443
 444 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 445
 446 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTi2ec(void)
 447 {
 448   return VState.vLocation.GetTi2ec(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 449 }
 450
 451 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 452
 453 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTec2i(void)
 454 {
 455   return VState.vLocation.GetTec2i(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 456 }
 457
 458 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 459
 460 void FGPropagate::Seth(double tt)
 461 {
 462   VState.vLocation.SetRadius( tt + SeaLevelRadius );
 463 }
 464
 465 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 466
 467 double FGPropagate::GetRunwayRadius(void) const
 468 {
 469   return RunwayRadius;
 470 }
 471
 472 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 473
 474 double FGPropagate::GetDistanceAGL(void) const
 475 {
 476   return VState.vLocation.GetRadius() - RunwayRadius;
 477 }
 478
 479 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 480
 481 void FGPropagate::SetDistanceAGL(double tt)
 482 {
 483   VState.vLocation.SetRadius( tt + RunwayRadius );
 484 }
 485
 486 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 487
 488 void FGPropagate::bind(void)
 489 {
 490   typedef double (FGPropagate::*PMF)(int) const;
 491 //  typedef double (FGPropagate::*dPMF)() const;
 492   PropertyManager->Tie("velocities/h-dot-fps", this, &FGPropagate::Gethdot);
 493
 494   PropertyManager->Tie("velocities/v-north-fps", this, eNorth, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 495   PropertyManager->Tie("velocities/v-east-fps", this, eEast, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 496   PropertyManager->Tie("velocities/v-down-fps", this, eDown, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 497
 498   PropertyManager->Tie("velocities/u-fps", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 499   PropertyManager->Tie("velocities/v-fps", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 500   PropertyManager->Tie("velocities/w-fps", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 501
 502   PropertyManager->Tie("velocities/p-rad_sec", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 503   PropertyManager->Tie("velocities/q-rad_sec", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 504   PropertyManager->Tie("velocities/r-rad_sec", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 505
 506   PropertyManager->Tie("velocities/eci-velocity-mag-fps", this, &FGPropagate::GetInertialVelocityMagnitude);
 507
 508   PropertyManager->Tie("accelerations/pdot-rad_sec2", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 509   PropertyManager->Tie("accelerations/qdot-rad_sec2", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 510   PropertyManager->Tie("accelerations/rdot-rad_sec2", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 511
 512   PropertyManager->Tie("accelerations/udot-ft_sec2", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 513   PropertyManager->Tie("accelerations/vdot-ft_sec2", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 514   PropertyManager->Tie("accelerations/wdot-ft_sec2", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 515
 516   PropertyManager->Tie("position/h-sl-ft", this, &FGPropagate::Geth, &FGPropagate::Seth, true);
 517   PropertyManager->Tie("position/h-sl-meters", this, &FGPropagate::Gethmeters, &FGPropagate::Sethmeters, true);
 518   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLatitude, &FGPropagate::SetLatitude);
 519   PropertyManager->Tie("position/long-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLongitude, &FGPropagate::SetLongitude);
 520   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLatitudeDeg, &FGPropagate::SetLatitudeDeg);
 521   PropertyManager->Tie("position/long-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLongitudeDeg, &FGPropagate::SetLongitudeDeg);
 522   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-rad", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeRad);
 523   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-deg", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeDeg);
 524   PropertyManager->Tie("position/geod-alt-ft", this, &FGPropagate::GetGeodeticAltitude);
 525   PropertyManager->Tie("position/h-agl-ft", this,  &FGPropagate::GetDistanceAGL, &FGPropagate::SetDistanceAGL);
 526   PropertyManager->Tie("position/radius-to-vehicle-ft", this, &FGPropagate::GetRadius);
 527   PropertyManager->Tie("position/terrain-elevation-asl-ft", this,
 528                           &FGPropagate::GetTerrainElevationASL,
 529                           &FGPropagate::SetTerrainElevationASL, false);
 530
 531   PropertyManager->Tie("metrics/runway-radius", this, &FGPropagate::GetRunwayRadius);
 532
 533   PropertyManager->Tie("attitude/phi-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 534   PropertyManager->Tie("attitude/theta-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 535   PropertyManager->Tie("attitude/psi-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 536
 537   PropertyManager->Tie("attitude/roll-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 538   PropertyManager->Tie("attitude/pitch-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 539   PropertyManager->Tie("attitude/heading-true-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 540
 541   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/rotational", &integrator_rotational_rate);
 542   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/translational", &integrator_translational_rate);
 543   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/rotational", &integrator_rotational_position);
 544   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/translational", &integrator_translational_position);
 545 }
 546
 547 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 548 //    The bitmasked value choices are as follows:
 549 //    unset: In this case (the default) JSBSim would only print
 550 //       out the normally expected messages, essentially echoing
 551 //       the config files as they are read. If the environment
 552 //       variable is not set, debug_lvl is set to 1 internally
 553 //    0: This requests JSBSim not to output any messages
 554 //       whatsoever.
 555 //    1: This value explicity requests the normal JSBSim
 556 //       startup messages
 557 //    2: This value asks for a message to be printed out when
 558 //       a class is instantiated
 559 //    4: When this value is set, a message is displayed when a
 560 //       FGModel object executes its Run() method
 561 //    8: When this value is set, various runtime state variables
 562 //       are printed out periodically
 563 //    16: When set various parameters are sanity checked and
 564 //       a message is printed out when they go out of bounds
 565
 566 void FGPropagate::Debug(int from)
 567 {
 568   if (debug_lvl <= 0) return;
 569
 570   if (debug_lvl & 1) { // Standard console startup message output
 571     if (from == 0) { // Constructor
 572
 573     }
 574   }
 575   if (debug_lvl & 2 ) { // Instantiation/Destruction notification
 576     if (from == 0) cout << "Instantiated: FGPropagate" << endl;
 577     if (from == 1) cout << "Destroyed:    FGPropagate" << endl;
 578   }
 579   if (debug_lvl & 4 ) { // Run() method entry print for FGModel-derived objects
 580   }
 581   if (debug_lvl & 8 ) { // Runtime state variables
 582   }
 583   if (debug_lvl & 16) { // Sanity checking
 584     if (from == 2) { // State sanity checking
 585       if (fabs(VState.vPQR.Magnitude()) > 1000.0) {
 586         cerr << endl << "Vehicle rotation rate is excessive (>1000 rad/sec): " << VState.vPQR.Magnitude() << endl;
 587         exit(-1);
 588       }
 589       if (fabs(VState.vUVW.Magnitude()) > 1.0e10) {
 590         cerr << endl << "Vehicle velocity is excessive (>1e10 ft/sec): " << VState.vUVW.Magnitude() << endl;
 591         exit(-1);
 592       }
 593       if (fabs(GetDistanceAGL()) > 1e10) {
 594         cerr << endl << "Vehicle altitude is excessive (>1e10 ft): " << GetDistanceAGL() << endl;
 595         exit(-1);
 596       }
 597     }
 598   }
 599   if (debug_lvl & 64) {
 600     if (from == 0) { // Constructor
 601       cout << IdSrc << endl;
 602       cout << IdHdr << endl;
 603     }
 604   }
 605 }
 606 }