src/FDM/LaRCsim/ls_accel.c

   1 /***************************************************************************
   2
   3   TITLE:        ls_Accel
   4
   5   ----------------------------------------------------------------------------
   6
   7   FUNCTION:     Sums forces and moments and calculates accelerations
   8
   9   ----------------------------------------------------------------------------
  10
  11   MODULE STATUS:        developmental
  12
  13   ----------------------------------------------------------------------------
  14
  15   GENEALOGY:    Written 920731 by Bruce Jackson.  Based upon equations
  16   given in reference [1] and a Matrix-X/System Build block
  17   diagram model of equations of motion coded by David Raney
  18   at NASA-Langley in June of 1992.
  19
  20   ----------------------------------------------------------------------------
  21
  22   DESIGNED BY:  Bruce Jackson
  23
  24   CODED BY:             Bruce Jackson
  25
  26   MAINTAINED BY:
  27
  28   ----------------------------------------------------------------------------
  29
  30   MODIFICATION HISTORY:
  31
  32   DATE          PURPOSE
  33
  34   931007    Moved calculations of auxiliary accelerations here from ls_aux.c                                                                    BY
  35             and corrected minus sign in front of A_Y_Pilot
  36             contribution from Q_body*P_body*D_X_pilot term.
  37   940111    Changed DATA to SCALAR; updated header files
  38
  39 $Header$
  40 $Log$
  41 Revision 1.1  1999/06/17 18:07:33  curt
  42 Initial revision
  43
  44 Revision 1.1.1.1  1999/04/05 21:32:45  curt
  45 Start of 0.6.x branch.
  46
  47 Revision 1.4  1998/08/24 20:09:26  curt
  48 Code optimization tweaks from Norman Vine.
  49
  50 Revision 1.3  1998/08/06 12:46:38  curt
  51 Header change.
  52
  53 Revision 1.2  1998/01/19 18:40:24  curt
  54 Tons of little changes to clean up the code and to remove fatal errors
  55 when building with the c++ compiler.
  56
  57 Revision 1.1  1997/05/29 00:09:53  curt
  58 Initial Flight Gear revision.
  59
  60  * Revision 1.5  1994/01/11  18:42:16  bjax
  61  * Oops! Changed data types from DATA to SCALAR for precision control.
  62  *
  63  * Revision 1.4  1994/01/11  18:36:58  bjax
  64  * Removed ls_eom.h include directive; replaced with ls_types, ls_constants,
  65  * and ls_generic.h includes.
  66  *
  67  * Revision 1.3  1993/10/07  18:45:24  bjax
  68  * Added local defn of d[xyz]_pilot_from_cg to support previous mod. EBJ
  69  *
  70  * Revision 1.2  1993/10/07  18:41:31  bjax
  71  * Moved calculations of auxiliary accelerations here from ls_aux, and
  72  * corrected sign on Q_body*P_body*d_x_pilot term of A_Y_pilot calc.  EBJ
  73  *
  74  * Revision 1.1  1992/12/30  13:17:02  bjax
  75  * Initial revision
  76  *
  77
  78   ----------------------------------------------------------------------------
  79
  80   REFERENCES:
  81
  82   [  1] McFarland, Richard E.: "A Standard Kinematic Model
  83   for Flight Simulation at NASA-Ames", NASA CR-2497,
  84   January 1975
  85
  86   ----------------------------------------------------------------------------
  87
  88   CALLED BY:
  89
  90   ----------------------------------------------------------------------------
  91
  92   CALLS TO:
  93
  94   ----------------------------------------------------------------------------
  95
  96   INPUTS:  Aero, engine, gear forces & moments
  97
  98   ----------------------------------------------------------------------------
  99
 100   OUTPUTS:      State derivatives
 101
 102   -------------------------------------------------------------------------*/
 103 #include "ls_types.h"
 104 #include "ls_generic.h"
 105 #include "ls_constants.h"
 106 #include "ls_accel.h"
 107 #include <math.h>
 108
 109 void ls_accel( void ) {
 110
 111   SCALAR        inv_Mass, inv_Radius;
 112   SCALAR        ixz2, c0, c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, c10;
 113   SCALAR        dx_pilot_from_cg, dy_pilot_from_cg, dz_pilot_from_cg;
 114   SCALAR        tan_Lat_geocentric;
 115
 116
 117   /* Sum forces and moments at reference point */
 118
 119
 120   F_X = F_X_aero + F_X_engine + F_X_gear;
 121   F_Y = F_Y_aero + F_Y_engine + F_Y_gear;
 122   F_Z = F_Z_aero + F_Z_engine + F_Z_gear;
 123
 124   M_l_rp = M_l_aero + M_l_engine + M_l_gear;
 125   M_m_rp = M_m_aero + M_m_engine + M_m_gear;
 126   M_n_rp = M_n_aero + M_n_engine + M_n_gear;
 127
 128   /* Transfer moments to center of gravity */
 129
 130   M_l_cg = M_l_rp + F_Y*Dz_cg - F_Z*Dy_cg;
 131   M_m_cg = M_m_rp + F_Z*Dx_cg - F_X*Dz_cg;
 132   M_n_cg = M_n_rp + F_X*Dy_cg - F_Y*Dx_cg;
 133
 134   /* Transform from body to local frame */
 135
 136   F_north = T_local_to_body_11*F_X + T_local_to_body_21*F_Y
 137     + T_local_to_body_31*F_Z;
 138   F_east  = T_local_to_body_12*F_X + T_local_to_body_22*F_Y
 139     + T_local_to_body_32*F_Z;
 140   F_down  = T_local_to_body_13*F_X + T_local_to_body_23*F_Y
 141     + T_local_to_body_33*F_Z;
 142
 143   /* Calculate linear accelerations */
 144
 145   tan_Lat_geocentric = tan(Lat_geocentric);
 146   inv_Mass = 1/Mass;
 147   inv_Radius = 1/Radius_to_vehicle;
 148   V_dot_north = inv_Mass*F_north +
 149     inv_Radius*(V_north*V_down - V_east*V_east*tan_Lat_geocentric);
 150   V_dot_east  = inv_Mass*F_east  +
 151     inv_Radius*(V_east*V_down + V_north*V_east*tan_Lat_geocentric);
 152   V_dot_down  = inv_Mass*(F_down) + Gravity -
 153     inv_Radius*(V_north*V_north + V_east*V_east);
 154
 155   /* Invert the symmetric inertia matrix */
 156
 157   ixz2 = I_xz*I_xz;
 158   c0  = 1/(I_xx*I_zz - ixz2);
 159   c1  = c0*((I_yy-I_zz)*I_zz - ixz2);
 160   c4  = c0*I_xz;
 161   /* c2  = c0*I_xz*(I_xx - I_yy + I_zz); */
 162   c2  = c4*(I_xx - I_yy + I_zz);
 163   c3  = c0*I_zz;
 164   c7  = 1/I_yy;
 165   c5  = c7*(I_zz - I_xx);
 166   c6  = c7*I_xz;
 167   c8  = c0*((I_xx - I_yy)*I_xx + ixz2);
 168   /* c9  = c0*I_xz*(I_yy - I_zz - I_xx); */
 169   c9  = c4*(I_yy - I_zz - I_xx);
 170   c10 = c0*I_xx;
 171
 172   /* Calculate the rotational body axis accelerations */
 173
 174   P_dot_body = (c1*R_body + c2*P_body)*Q_body + c3*M_l_cg +  c4*M_n_cg;
 175   Q_dot_body = c5*R_body*P_body + c6*(R_body*R_body - P_body*P_body) + c7*M_m_cg;
 176   R_dot_body = (c8*P_body + c9*R_body)*Q_body + c4*M_l_cg + c10*M_n_cg;
 177
 178   /* Calculate body axis accelerations (move to ls_accel?)      */
 179
 180     inv_Mass = 1/Mass;
 181
 182     A_X_cg = F_X * inv_Mass;
 183     A_Y_cg = F_Y * inv_Mass;
 184     A_Z_cg = F_Z * inv_Mass;
 185
 186     dx_pilot_from_cg = Dx_pilot - Dx_cg;
 187     dy_pilot_from_cg = Dy_pilot - Dy_cg;
 188     dz_pilot_from_cg = Dz_pilot - Dz_cg;
 189
 190     A_X_pilot = A_X_cg  + (-R_body*R_body - Q_body*Q_body)*dx_pilot_from_cg
 191                                             + ( P_body*Q_body - R_dot_body   )*dy_pilot_from_cg
 192                                             + ( P_body*R_body + Q_dot_body   )*dz_pilot_from_cg;
 193     A_Y_pilot = A_Y_cg  + ( P_body*Q_body + R_dot_body   )*dx_pilot_from_cg
 194                                             + (-P_body*P_body - R_body*R_body)*dy_pilot_from_cg
 195                                             + ( Q_body*R_body - P_dot_body   )*dz_pilot_from_cg;
 196     A_Z_pilot = A_Z_cg  + ( P_body*R_body - Q_dot_body   )*dx_pilot_from_cg
 197                                             + ( Q_body*R_body + P_dot_body   )*dy_pilot_from_cg
 198                                             + (-Q_body*Q_body - P_body*P_body)*dz_pilot_from_cg;
 199
 200     N_X_cg = INVG*A_X_cg;
 201     N_Y_cg = INVG*A_Y_cg;
 202     N_Z_cg = INVG*A_Z_cg;
 203
 204     N_X_pilot = INVG*A_X_pilot;
 205     N_Y_pilot = INVG*A_Y_pilot;
 206     N_Z_pilot = INVG*A_Z_pilot;
 207
 208
 209     U_dot_body = T_local_to_body_11*V_dot_north + T_local_to_body_12*V_dot_east
 210                                     + T_local_to_body_13*V_dot_down - Q_total*W_body + R_total*V_body;
 211     V_dot_body = T_local_to_body_21*V_dot_north + T_local_to_body_22*V_dot_east
 212                                     + T_local_to_body_23*V_dot_down - R_total*U_body + P_total*W_body;
 213     W_dot_body = T_local_to_body_31*V_dot_north + T_local_to_body_32*V_dot_east
 214                                     + T_local_to_body_33*V_dot_down - P_total*V_body + Q_total*U_body;
 215     /* End of ls_accel */
 216
 217 }
 218 /**************************************************************************/
 219
 220
 221
 222