src/FDM/JSBsim/FGPosition.cpp

   1 /*******************************************************************************
   2
   3  Module:       FGPosition.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 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 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 <Include/compiler.h>
  58 #  ifdef FG_HAVE_STD_INCLUDES
  59 #    include <cmath>
  60 #  else
  61 #    include <math.h>
  62 #  endif
  63 #else
  64 #  include <cmath>
  65 #endif
  66
  67 #include "FGPosition.h"
  68 #include "FGAtmosphere.h"
  69 #include "FGState.h"
  70 #include "FGFDMExec.h"
  71 #include "FGFCS.h"
  72 #include "FGAircraft.h"
  73 #include "FGTranslation.h"
  74 #include "FGRotation.h"
  75 #include "FGAuxiliary.h"
  76 #include "FGOutput.h"
  77
  78 /*******************************************************************************
  79 ************************************ CODE **************************************
  80 *******************************************************************************/
  81
  82
  83 FGPosition::FGPosition(FGFDMExec* fdmex) : FGModel(fdmex)
  84 {
  85   Name = "FGPosition";
  86   AccelN = AccelE = AccelD = 0.0;
  87   LongitudeDot = LatitudeDot = RadiusDot = 0.0;
  88 }
  89
  90
  91 FGPosition::~FGPosition(void)
  92 {
  93 }
  94
  95
  96 bool FGPosition:: Run(void)
  97 {
  98   float tanLat, cosLat;
  99
 100   if (!FGModel::Run()) {
 101     GetState();
 102     T[1][1] = Q0*Q0 + Q1*Q1 - Q2*Q2 - Q3*Q3;                    // Page A-11
 103     T[1][2] = 2*(Q1*Q2 + Q0*Q3);                                // From
 104     T[1][3] = 2*(Q1*Q3 - Q0*Q2);                                // Reference [2]
 105     T[2][1] = 2*(Q1*Q2 - Q0*Q3);
 106     T[2][2] = Q0*Q0 - Q1*Q1 + Q2*Q2 - Q3*Q3;
 107     T[2][3] = 2*(Q2*Q3 + Q0*Q1);
 108     T[3][1] = 2*(Q1*Q3 + Q0*Q2);
 109     T[3][2] = 2*(Q2*Q3 - Q0*Q1);
 110     T[3][3] = Q0*Q0 - Q1*Q1 - Q2*Q2 + Q3*Q3;
 111
 112     Fn = T[1][1]*Fx + T[2][1]*Fy + T[3][1]*Fz;                  // Eqn. 3.5
 113     Fe = T[1][2]*Fx + T[2][2]*Fy + T[3][2]*Fz;                  // From
 114     Fd = T[1][3]*Fx + T[2][3]*Fy + T[3][3]*Fz;                  // Reference [3]
 115
 116     tanLat = tan(Latitude);                                     // I made this up
 117     cosLat = cos(Latitude);
 118
 119     lastAccelN = AccelN;
 120     lastAccelE = AccelE;
 121     lastAccelD = AccelD;
 122
 123     Vn = T[1][1]*U + T[2][1]*V + T[3][1]*W;
 124     Ve = T[1][2]*U + T[2][2]*V + T[3][2]*W;
 125     Vd = T[1][3]*U + T[2][3]*V + T[3][3]*W;
 126
 127     AccelN = invMass * Fn + invRadius * (Vn*Vd - Ve*Ve*tanLat); // Eqn. 3.6
 128     AccelE = invMass * Fe + invRadius * (Ve*Vd + Vn*Ve*tanLat); // From
 129     AccelD = invMass * Fd - invRadius * (Vn*Vn + Ve*Ve);        // Reference [3]
 130
 131     Vn += 0.5*dt*rate*(3.0*AccelN - lastAccelN);                // Eqn. 3.7
 132     Ve += 0.5*dt*rate*(3.0*AccelE - lastAccelE);                // From
 133     Vd += 0.5*dt*rate*(3.0*AccelD - lastAccelD);                // Reference [3]
 134
 135     Vee = Ve - OMEGAEARTH * (Radius) * cosLat;                  // From Eq. 3.8
 136                                                                 // Reference [3]
 137     lastLatitudeDot = LatitudeDot;
 138     lastLongitudeDot = LongitudeDot;
 139     lastRadiusDot = RadiusDot;
 140
 141     if (cosLat != 0) LongitudeDot = Ve / (Radius * cosLat);
 142     LatitudeDot = Vn * invRadius;
 143     RadiusDot = -Vd;
 144
 145     Longitude += 0.5*dt*rate*(LongitudeDot + lastLongitudeDot);
 146     Latitude  += 0.5*dt*rate*(LatitudeDot + lastLatitudeDot);
 147     Radius    += 0.5*dt*rate*(RadiusDot + lastRadiusDot);
 148
 149     PutState();
 150     return false;
 151   } else {
 152     return true;
 153   }
 154 }
 155
 156
 157 void FGPosition::GetState(void)
 158 {
 159   dt = State->Getdt();
 160
 161   Q0 = Rotation->GetQ0();
 162   Q1 = Rotation->GetQ1();
 163   Q2 = Rotation->GetQ2();
 164   Q3 = Rotation->GetQ3();
 165
 166   Fx = Aircraft->GetFx();
 167   Fy = Aircraft->GetFy();
 168   Fz = Aircraft->GetFz();
 169
 170   U = Translation->GetU();
 171   V = Translation->GetV();
 172   W = Translation->GetW();
 173
 174   Latitude = State->Getlatitude();
 175   Longitude = State->Getlongitude();
 176
 177   invMass = 1.0 / Aircraft->GetMass();
 178   invRadius = 1.0 / (State->Geth() + EARTHRAD);
 179   Radius = State->Geth() + EARTHRAD;
 180 }
 181
 182
 183 void FGPosition::PutState(void)
 184 {
 185   State->Setlatitude(Latitude);
 186   State->Setlongitude(Longitude);
 187   State->Seth(Radius - EARTHRAD);
 188 }
 189