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 #ifdef FGFS
  57 #  include <simgear/compiler.h>
  58 #  ifdef SG_HAVE_STD_INCLUDES
  59 #    include <cmath>
  60 #    include <iomanip>
  61 #  else
  62 #    include <math.h>
  63 #    include <iomanip.h>
  64 #  endif
  65 #else
  66 #  if defined(sgi) && !defined(__GNUC__)
  67 #    include <math.h>
  68 #    if (_COMPILER_VERSION < 740)
  69 #      include <iomanip.h>
  70 #    else
  71 #      include <iomanip>
  72 #    endif
  73 #  else
  74 #    include <cmath>
  75 #    include <iomanip>
  76 #  endif
  77 #endif
  78
  79 #include "FGPropagate.h"
  80 #include <FGState.h>
  81 #include <FGFDMExec.h>
  82 #include "FGAircraft.h"
  83 #include "FGMassBalance.h"
  84 #include "FGInertial.h"
  85 #include <input_output/FGPropertyManager.h>
  86
  87 namespace JSBSim {
  88
  89 static const char *IdSrc = "$Id$";
  90 static const char *IdHdr = ID_PROPAGATE;
  91
  92 /*%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
  93 CLASS IMPLEMENTATION
  94 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%*/
  95
  96 FGPropagate::FGPropagate(FGFDMExec* fdmex) : FGModel(fdmex)
  97 {
  98   Debug(0);
  99   Name = "FGPropagate";
 100
 101   last2_vPQRdot.InitMatrix();
 102   last_vPQRdot.InitMatrix();
 103   vPQRdot.InitMatrix();
 104
 105   last2_vUVWdot.InitMatrix();
 106   last_vUVWdot.InitMatrix();
 107   vUVWdot.InitMatrix();
 108
 109   last2_vLocationDot.InitMatrix();
 110   last_vLocationDot.InitMatrix();
 111   vLocationDot.InitMatrix();
 112
 113   vOmegaLocal.InitMatrix();
 114
 115   integrator_rotational_rate = eAdamsBashforth2;
 116   integrator_translational_rate = eAdamsBashforth2;
 117   integrator_rotational_position = eTrapezoidal;
 118   integrator_translational_position = eTrapezoidal;
 119
 120   bind();
 121   Debug(0);
 122 }
 123
 124 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 125
 126 FGPropagate::~FGPropagate(void)
 127 {
 128   Debug(1);
 129 }
 130
 131 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 132
 133 bool FGPropagate::InitModel(void)
 134 {
 135   if (!FGModel::InitModel()) return false;
 136
 137   SeaLevelRadius = Inertial->GetRefRadius();          // For initialization ONLY
 138   RunwayRadius   = SeaLevelRadius;
 139
 140   VState.vLocation.SetRadius( SeaLevelRadius + 4.0 ); // Todo Add terrain elevation?
 141   VState.vLocation.SetEllipse(Inertial->GetSemimajor(), Inertial->GetSemiminor());
 142   vOmega = FGColumnVector3( 0.0, 0.0, Inertial->omega() ); // Earth rotation vector
 143
 144   last2_vPQRdot.InitMatrix();
 145   last_vPQRdot.InitMatrix();
 146   vPQRdot.InitMatrix();
 147
 148   last2_vUVWdot.InitMatrix();
 149   last_vUVWdot.InitMatrix();
 150   vUVWdot.InitMatrix();
 151
 152   last2_vLocationDot.InitMatrix();
 153   last_vLocationDot.InitMatrix();
 154   vLocationDot.InitMatrix();
 155
 156   vOmegaLocal.InitMatrix();
 157
 158   integrator_rotational_rate = eAdamsBashforth2;
 159   integrator_translational_rate = eAdamsBashforth2;
 160   integrator_rotational_position = eTrapezoidal;
 161   integrator_translational_position = eTrapezoidal;
 162
 163   return true;
 164 }
 165
 166 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 167
 168 void FGPropagate::SetInitialState(const FGInitialCondition *FGIC)
 169 {
 170   SeaLevelRadius = FGIC->GetSeaLevelRadiusFtIC();
 171   RunwayRadius = SeaLevelRadius;
 172
 173   // Set the position lat/lon/radius
 174   VState.vLocation.SetPosition( FGIC->GetLongitudeRadIC(),
 175                           FGIC->GetLatitudeRadIC(),
 176                           FGIC->GetAltitudeFtIC() + FGIC->GetSeaLevelRadiusFtIC() );
 177
 178   VehicleRadius = GetRadius();
 179   radInv = 1.0/VehicleRadius;
 180
 181   // Set the Orientation from the euler angles
 182   VState.vQtrn = FGQuaternion( FGIC->GetPhiRadIC(),
 183                         FGIC->GetThetaRadIC(),
 184                         FGIC->GetPsiRadIC() );
 185
 186   // Set the velocities in the instantaneus body frame
 187   VState.vUVW = FGColumnVector3( FGIC->GetUBodyFpsIC(),
 188                           FGIC->GetVBodyFpsIC(),
 189                           FGIC->GetWBodyFpsIC() );
 190
 191   // Set the angular velocities in the instantaneus body frame.
 192   VState.vPQR = FGColumnVector3( FGIC->GetPRadpsIC(),
 193                           FGIC->GetQRadpsIC(),
 194                           FGIC->GetRRadpsIC() );
 195
 196   // Compute the local frame ECEF velocity
 197   vVel = GetTb2l()*VState.vUVW;
 198
 199   // Finally, make sure that the quaternion stays normalized.
 200   VState.vQtrn.Normalize();
 201
 202   // Recompute the RunwayRadius level.
 203   RecomputeRunwayRadius();
 204 }
 205
 206 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 207 /*
 208 Purpose: Called on a schedule to perform EOM integration
 209 Notes:   [JB] Run in standalone mode, SeaLevelRadius will be reference radius.
 210          In FGFS, SeaLevelRadius is stuffed from FGJSBSim in JSBSim.cxx each pass.
 211
 212 At the top of this Run() function, see several "shortcuts" (or, aliases) being
 213 set up for use later, rather than using the longer class->function() notation.
 214
 215 This propagation is done using the current state values
 216 and current derivatives. Based on these values we compute an approximation to the
 217 state values for (now + dt).
 218
 219 In the code below, variables named beginning with a small "v" refer to a
 220 a column vector, variables named beginning with a "T" refer to a transformation
 221 matrix. ECEF refers to Earth Centered Earth Fixed. ECI refers to Earth Centered
 222 Inertial.
 223
 224 */
 225
 226 bool FGPropagate::Run(void)
 227 {
 228   if (FGModel::Run()) return true;  // Fast return if we have nothing to do ...
 229   if (FDMExec->Holding()) return false;
 230
 231   RecomputeRunwayRadius();
 232
 233   // Calculate current aircraft radius from center of planet
 234
 235   VehicleRadius = GetRadius();
 236   radInv = 1.0/VehicleRadius;
 237
 238   // These local copies of the transformation matrices are for use this
 239   // pass through Run() only.
 240
 241   Tl2b = GetTl2b();           // local to body frame transform
 242   Tb2l = Tl2b.Transposed();   // body to local frame transform
 243   Tl2ec = GetTl2ec();         // local to ECEF transform
 244   Tec2l = Tl2ec.Transposed(); // ECEF to local frame transform
 245   Tec2b = Tl2b * Tec2l;       // ECEF to body frame transform
 246   Tb2ec = Tec2b.Transposed(); // body to ECEF frame tranform
 247   Ti2ec = GetTi2ec();         // ECI to ECEF transform
 248   Tec2i = Ti2ec.Transposed(); // ECEF to ECI frame transform
 249   Ti2b  = Tec2b*Ti2ec;        // ECI to body frame transform
 250   Tb2i  = Ti2b.Transposed();  // body to ECI frame transform
 251
 252   // Compute vehicle velocity wrt ECEF frame, expressed in Local horizontal frame.
 253   vVel = Tb2l * VState.vUVW;
 254
 255   // Inertial angular velocity measured in the body frame.
 256   vPQRi = VState.vPQR + Tec2b*vOmega;
 257
 258   // Calculate state derivatives
 259   CalculatePQRdot();      // Angular rate derivative
 260   CalculateUVWdot();      // Translational rate derivative
 261   CalculateQuatdot();     // Angular orientation derivative
 262   CalculateLocationdot(); // Translational position derivative
 263
 264   // Integrate to propagate the state
 265
 266   double dt = State->Getdt()*rate;  // The 'stepsize'
 267
 268   // Propagate rotational velocity
 269
 270   switch(integrator_rotational_rate) {
 271   case eRectEuler:       VState.vPQR += dt*vPQRdot;
 272     break;
 273   case eTrapezoidal:     VState.vPQR += 0.5*dt*(vPQRdot + last_vPQRdot);
 274     break;
 275   case eAdamsBashforth2: VState.vPQR += dt*(1.5*vPQRdot - 0.5*last_vPQRdot);
 276     break;
 277   case eAdamsBashforth3: VState.vPQR += (1/12.0)*dt*(23.0*vPQRdot - 16.0*last_vPQRdot + 5.0*last2_vPQRdot);
 278     break;
 279   case eNone: // do nothing, freeze angular rate
 280     break;
 281   }
 282
 283   // Propagate translational velocity
 284
 285   switch(integrator_translational_rate) {
 286   case eRectEuler:       VState.vUVW += dt*vUVWdot;
 287     break;
 288   case eTrapezoidal:     VState.vUVW += 0.5*dt*(vUVWdot + last_vUVWdot);
 289     break;
 290   case eAdamsBashforth2: VState.vUVW += dt*(1.5*vUVWdot - 0.5*last_vUVWdot);
 291     break;
 292   case eAdamsBashforth3: VState.vUVW += (1/12.0)*dt*(23.0*vUVWdot - 16.0*last_vUVWdot + 5.0*last2_vUVWdot);
 293     break;
 294   case eNone: // do nothing, freeze translational rate
 295     break;
 296   }
 297
 298   // Propagate angular position
 299
 300   switch(integrator_rotational_position) {
 301   case eRectEuler:       VState.vQtrn += dt*vQtrndot;
 302     break;
 303   case eTrapezoidal:     VState.vQtrn += 0.5*dt*(vQtrndot + last_vQtrndot);
 304     break;
 305   case eAdamsBashforth2: VState.vQtrn += dt*(1.5*vQtrndot - 0.5*last_vQtrndot);
 306     break;
 307   case eAdamsBashforth3: VState.vQtrn += (1/12.0)*dt*(23.0*vQtrndot - 16.0*last_vQtrndot + 5.0*last2_vQtrndot);
 308     break;
 309   case eNone: // do nothing, freeze angular position
 310     break;
 311   }
 312
 313   // Propagate translational position
 314
 315   switch(integrator_translational_position) {
 316   case eRectEuler:       VState.vLocation += dt*vLocationDot;
 317     break;
 318   case eTrapezoidal:     VState.vLocation += 0.5*dt*(vLocationDot + last_vLocationDot);
 319     break;
 320   case eAdamsBashforth2: VState.vLocation += dt*(1.5*vLocationDot - 0.5*last_vLocationDot);
 321     break;
 322   case eAdamsBashforth3: VState.vLocation += (1/12.0)*dt*(23.0*vLocationDot - 16.0*last_vLocationDot + 5.0*last2_vLocationDot);
 323     break;
 324   case eNone: // do nothing, freeze translational position
 325     break;
 326   }
 327
 328   // Set past values
 329
 330   last2_vPQRdot = last_vPQRdot;
 331   last_vPQRdot = vPQRdot;
 332
 333   last2_vUVWdot = last_vUVWdot;
 334   last_vUVWdot = vUVWdot;
 335
 336   last2_vQtrndot = last_vQtrndot;
 337   last_vQtrndot = vQtrndot;
 338
 339   last2_vLocationDot = last_vLocationDot;
 340   last_vLocationDot = vLocationDot;
 341
 342   return false;
 343 }
 344
 345 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 346 // Compute body frame rotational accelerations based on the current body moments
 347 //
 348 // vPQRdot is the derivative of the absolute angular velocity of the vehicle
 349 // (body rate with respect to the inertial frame), expressed in the body frame,
 350 // where the derivative is taken in the body frame.
 351 // J is the inertia matrix
 352 // Jinv is the inverse inertia matrix
 353 // vMoments is the moment vector in the body frame
 354 // vPQRi is the total inertial angular velocity of the vehicle
 355 // expressed in the body frame.
 356 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 357 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16e (page 50)
 358
 359 void FGPropagate::CalculatePQRdot(void)
 360 {
 361   const FGColumnVector3& vMoments = Aircraft->GetMoments(); // current moments
 362   const FGMatrix33& J = MassBalance->GetJ();                // inertia matrix
 363   const FGMatrix33& Jinv = MassBalance->GetJinv();          // inertia matrix inverse
 364
 365   // Compute body frame rotational accelerations based on the current body
 366   // moments and the total inertial angular velocity expressed in the body
 367   // frame.
 368
 369   vPQRdot = Jinv*(vMoments - vPQRi*(J*vPQRi));
 370 }
 371
 372 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 373 // Compute the quaternion orientation derivative
 374 //
 375 // vQtrndot is the quaternion derivative.
 376 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 377 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16b (page 50)
 378
 379 void FGPropagate::CalculateQuatdot(void)
 380 {
 381   vOmegaLocal.InitMatrix( radInv*vVel(eEast),
 382                          -radInv*vVel(eNorth),
 383                          -radInv*vVel(eEast)*VState.vLocation.GetTanLatitude() );
 384
 385   // Compute quaternion orientation derivative on current body rates
 386   vQtrndot = VState.vQtrn.GetQDot( VState.vPQR - Tl2b*vOmegaLocal);
 387 }
 388
 389 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 390 // This set of calculations results in the body frame accelerations being
 391 // computed.
 392 // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 393 //            Second edition (2004), eqn 1.5-16d (page 50)
 394
 395 void FGPropagate::CalculateUVWdot(void)
 396 {
 397   double mass = MassBalance->GetMass();                      // mass
 398   const FGColumnVector3& vForces = Aircraft->GetForces();    // current forces
 399
 400   const FGColumnVector3 vGravAccel( 0.0, 0.0, Inertial->GetGAccel(VehicleRadius) );
 401
 402   // Begin to compute body frame accelerations based on the current body forces
 403   vUVWdot = vForces/mass - VState.vPQR * VState.vUVW;
 404
 405   // Include Coriolis acceleration.
 406   vUVWdot -= 2.0 * (Ti2b *vOmega) * VState.vUVW;
 407
 408   // Include Centrifugal acceleration.
 409   if (!GroundReactions->GetWOW()) {
 410     vUVWdot -= Ti2b*(vOmega*(vOmega*(Tec2i*VState.vLocation)));
 411   }
 412
 413   // Include Gravitation accel
 414   FGColumnVector3 gravAccel = Tl2b*vGravAccel;
 415   vUVWdot += gravAccel;
 416 }
 417
 418 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 419
 420 void FGPropagate::CalculateLocationdot(void)
 421 {
 422   // Transform the vehicle velocity relative to the ECEF frame, expressed
 423   // in the body frame, to be expressed in the ECEF frame.
 424   vLocationDot = Tb2ec * VState.vUVW;
 425
 426   // Now, transform the velocity vector of the body relative to the origin (Earth
 427   // center) to be expressed in the inertial frame, and add the vehicle velocity
 428   // contribution due to the rotation of the planet. The above velocity is only
 429   // relative to the rotating ECEF frame.
 430   // Reference: See Stevens and Lewis, "Aircraft Control and Simulation",
 431   //            Second edition (2004), eqn 1.5-16c (page 50)
 432
 433   vInertialVelocity = Tec2i * vLocationDot + (vOmega * (Tec2i * VState.vLocation));
 434 }
 435
 436 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 437
 438 void FGPropagate::RecomputeRunwayRadius(void)
 439 {
 440   // Get the runway radius.
 441   FGLocation contactloc;
 442   FGColumnVector3 dv;
 443   FGGroundCallback* gcb = FDMExec->GetGroundCallback();
 444   double t = State->Getsim_time();
 445   gcb->GetAGLevel(t, VState.vLocation, contactloc, dv, dv);
 446   RunwayRadius = contactloc.GetRadius();
 447 }
 448
 449 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 450
 451 void FGPropagate::SetTerrainElevationASL(double tt)
 452 {
 453   FDMExec->GetGroundCallback()->SetTerrainGeoCentRadius(tt+SeaLevelRadius);
 454 }
 455
 456 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 457
 458 double FGPropagate::GetTerrainElevationASL(void) const
 459 {
 460   return FDMExec->GetGroundCallback()->GetTerrainGeoCentRadius()-SeaLevelRadius;
 461 }
 462
 463 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 464
 465 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTi2ec(void)
 466 {
 467   return VState.vLocation.GetTi2ec(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 468 }
 469
 470 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 471
 472 const FGMatrix33& FGPropagate::GetTec2i(void)
 473 {
 474   return VState.vLocation.GetTec2i(Inertial->GetEarthPositionAngle());
 475 }
 476
 477 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 478
 479 void FGPropagate::Seth(double tt)
 480 {
 481   VState.vLocation.SetRadius( tt + SeaLevelRadius );
 482 }
 483
 484 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 485
 486 double FGPropagate::GetRunwayRadius(void) const
 487 {
 488   return RunwayRadius;
 489 }
 490
 491 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 492
 493 double FGPropagate::GetDistanceAGL(void) const
 494 {
 495   return VState.vLocation.GetRadius() - RunwayRadius;
 496 }
 497
 498 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 499
 500 void FGPropagate::SetDistanceAGL(double tt)
 501 {
 502   VState.vLocation.SetRadius( tt + RunwayRadius );
 503 }
 504
 505 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 506
 507 void FGPropagate::bind(void)
 508 {
 509   typedef double (FGPropagate::*PMF)(int) const;
 510 //  typedef double (FGPropagate::*dPMF)() const;
 511   PropertyManager->Tie("velocities/h-dot-fps", this, &FGPropagate::Gethdot);
 512
 513   PropertyManager->Tie("velocities/v-north-fps", this, eNorth, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 514   PropertyManager->Tie("velocities/v-east-fps", this, eEast, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 515   PropertyManager->Tie("velocities/v-down-fps", this, eDown, (PMF)&FGPropagate::GetVel);
 516
 517   PropertyManager->Tie("velocities/u-fps", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 518   PropertyManager->Tie("velocities/v-fps", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 519   PropertyManager->Tie("velocities/w-fps", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVW);
 520
 521   PropertyManager->Tie("velocities/p-rad_sec", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 522   PropertyManager->Tie("velocities/q-rad_sec", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 523   PropertyManager->Tie("velocities/r-rad_sec", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQR);
 524
 525   PropertyManager->Tie("velocities/eci-velocity-mag-fps", this, &FGPropagate::GetInertialVelocityMagnitude);
 526
 527   PropertyManager->Tie("accelerations/pdot-rad_sec2", this, eP, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 528   PropertyManager->Tie("accelerations/qdot-rad_sec2", this, eQ, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 529   PropertyManager->Tie("accelerations/rdot-rad_sec2", this, eR, (PMF)&FGPropagate::GetPQRdot);
 530
 531   PropertyManager->Tie("accelerations/udot-ft_sec2", this, eU, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 532   PropertyManager->Tie("accelerations/vdot-ft_sec2", this, eV, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 533   PropertyManager->Tie("accelerations/wdot-ft_sec2", this, eW, (PMF)&FGPropagate::GetUVWdot);
 534
 535   PropertyManager->Tie("position/h-sl-ft", this, &FGPropagate::Geth, &FGPropagate::Seth, true);
 536   PropertyManager->Tie("position/h-sl-meters", this, &FGPropagate::Gethmeters, &FGPropagate::Sethmeters, true);
 537   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLatitude, &FGPropagate::SetLatitude);
 538   PropertyManager->Tie("position/long-gc-rad", this, &FGPropagate::GetLongitude, &FGPropagate::SetLongitude);
 539   PropertyManager->Tie("position/lat-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLatitudeDeg, &FGPropagate::SetLatitudeDeg);
 540   PropertyManager->Tie("position/long-gc-deg", this, &FGPropagate::GetLongitudeDeg, &FGPropagate::SetLongitudeDeg);
 541   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-rad", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeRad);
 542   PropertyManager->Tie("position/lat-geod-deg", this, &FGPropagate::GetGeodLatitudeDeg);
 543   PropertyManager->Tie("position/geod-alt-ft", this, &FGPropagate::GetGeodeticAltitude);
 544   PropertyManager->Tie("position/h-agl-ft", this,  &FGPropagate::GetDistanceAGL, &FGPropagate::SetDistanceAGL);
 545   PropertyManager->Tie("position/radius-to-vehicle-ft", this, &FGPropagate::GetRadius);
 546   PropertyManager->Tie("position/terrain-elevation-asl-ft", this,
 547                           &FGPropagate::GetTerrainElevationASL,
 548                           &FGPropagate::SetTerrainElevationASL, false);
 549
 550   PropertyManager->Tie("metrics/runway-radius", this, &FGPropagate::GetRunwayRadius);
 551
 552   PropertyManager->Tie("attitude/phi-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 553   PropertyManager->Tie("attitude/theta-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 554   PropertyManager->Tie("attitude/psi-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 555
 556   PropertyManager->Tie("attitude/roll-rad", this, (int)ePhi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 557   PropertyManager->Tie("attitude/pitch-rad", this, (int)eTht, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 558   PropertyManager->Tie("attitude/heading-true-rad", this, (int)ePsi, (PMF)&FGPropagate::GetEuler);
 559
 560   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/rotational", &integrator_rotational_rate);
 561   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/rate/translational", &integrator_translational_rate);
 562   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/rotational", &integrator_rotational_position);
 563   PropertyManager->Tie("simulation/integrator/position/translational", &integrator_translational_position);
 564 }
 565
 566 //%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
 567 //    The bitmasked value choices are as follows:
 568 //    unset: In this case (the default) JSBSim would only print
 569 //       out the normally expected messages, essentially echoing
 570 //       the config files as they are read. If the environment
 571 //       variable is not set, debug_lvl is set to 1 internally
 572 //    0: This requests JSBSim not to output any messages
 573 //       whatsoever.
 574 //    1: This value explicity requests the normal JSBSim
 575 //       startup messages
 576 //    2: This value asks for a message to be printed out when
 577 //       a class is instantiated
 578 //    4: When this value is set, a message is displayed when a
 579 //       FGModel object executes its Run() method
 580 //    8: When this value is set, various runtime state variables
 581 //       are printed out periodically
 582 //    16: When set various parameters are sanity checked and
 583 //       a message is printed out when they go out of bounds
 584
 585 void FGPropagate::Debug(int from)
 586 {
 587   if (debug_lvl <= 0) return;
 588
 589   if (debug_lvl & 1) { // Standard console startup message output
 590     if (from == 0) { // Constructor
 591
 592     }
 593   }
 594   if (debug_lvl & 2 ) { // Instantiation/Destruction notification
 595     if (from == 0) cout << "Instantiated: FGPropagate" << endl;
 596     if (from == 1) cout << "Destroyed:    FGPropagate" << endl;
 597   }
 598   if (debug_lvl & 4 ) { // Run() method entry print for FGModel-derived objects
 599   }
 600   if (debug_lvl & 8 ) { // Runtime state variables
 601   }
 602   if (debug_lvl & 16) { // Sanity checking
 603   }
 604   if (debug_lvl & 64) {
 605     if (from == 0) { // Constructor
 606       cout << IdSrc << endl;
 607       cout << IdHdr << endl;
 608     }
 609   }
 610 }
 611 }