src/FDM/YASim/Airplane.cpp

   1 #ifdef HAVE_CONFIG_H
   2 #  include "config.h"
   3 #endif
   4
   5 #include "Atmosphere.hpp"
   6 #include "ControlMap.hpp"
   7 #include "Gear.hpp"
   8 #include "Math.hpp"
   9 #include "Glue.hpp"
  10 #include "RigidBody.hpp"
  11 #include "Surface.hpp"
  12 #include "Rotorpart.hpp"
  13 #include "Thruster.hpp"
  14 #include "Hitch.hpp"
  15 #include "Airplane.hpp"
  16
  17 namespace yasim {
  18
  19 // gadgets
  20 inline float norm(float f) { return f<1 ? 1/f : f; }
  21 inline float abs(float f) { return f<0 ? -f : f; }
  22
  23 // Solver threshold.  How close to the solution are we trying
  24 // to get?  Trying too hard can result in oscillations about
  25 // the correct solution, which is bad.  Stick this in as a
  26 // compile time constant for now, and consider making it
  27 // settable per-model.
  28 const float STHRESH = 1;
  29
  30 // How slowly do we change values in the solver.  Too slow, and
  31 // the solution converges very slowly.  Too fast, and it can
  32 // oscillate.
  33 const float SOLVE_TWEAK = 0.3226;
  34
  35 Airplane::Airplane()
  36 {
  37     _emptyWeight = 0;
  38     _pilotPos[0] = _pilotPos[1] = _pilotPos[2] = 0;
  39     _wing = 0;
  40     _tail = 0;
  41     _ballast = 0;
  42     _cruiseP = 0;
  43     _cruiseT = 0;
  44     _cruiseSpeed = 0;
  45     _cruiseWeight = 0;
  46     _cruiseGlideAngle = 0;
  47     _approachP = 0;
  48     _approachT = 0;
  49     _approachSpeed = 0;
  50     _approachAoA = 0;
  51     _approachWeight = 0;
  52     _approachGlideAngle = 0;
  53
  54     _dragFactor = 1;
  55     _liftRatio = 1;
  56     _cruiseAoA = 0;
  57     _tailIncidence = 0;
  58
  59     _failureMsg = 0;
  60 }
  61
  62 Airplane::~Airplane()
  63 {
  64     int i;
  65     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
  66         delete (Fuselage*)_fuselages.get(i);
  67     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  68         delete (Tank*)_tanks.get(i);
  69     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  70         delete (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
  71     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
  72         GearRec* g = (GearRec*)_gears.get(i);
  73         delete g->gear;
  74         delete g;
  75     }
  76     for(i=0; i<_surfs.size(); i++)
  77         delete (Surface*)_surfs.get(i);
  78     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
  79         ContactRec* c = (ContactRec*)_contacts.get(i);
  80         delete c->gear;
  81         delete c;
  82     }
  83     for(i=0; i<_solveWeights.size(); i++)
  84         delete (SolveWeight*)_solveWeights.get(i);
  85     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++)
  86         delete (Control*)_cruiseControls.get(i);
  87     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
  88         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
  89         if(c != &_approachElevator)
  90             delete c;
  91     }
  92     delete _wing;
  93     delete _tail;
  94     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++)
  95         delete (Wing*)_vstabs.get(i);
  96     for(i=0; i<_weights.size(); i++)
  97         delete (WeightRec*)_weights.get(i);
  98 }
  99
 100 void Airplane::iterate(float dt)
 101 {
 102     // The gear might have moved.  Change their aerodynamics.
 103     updateGearState();
 104
 105     _model.iterate();
 106 }
 107
 108 void Airplane::calcFuelWeights()
 109 {
 110     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 111         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 112         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->fill);
 113     }
 114 }
 115
 116 ControlMap* Airplane::getControlMap()
 117 {
 118     return &_controls;
 119 }
 120
 121 Model* Airplane::getModel()
 122 {
 123     return &_model;
 124 }
 125
 126 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
 127 {
 128     State* s = _model.getState();
 129
 130     // Gravity
 131     Glue::geodUp(s->pos, out);
 132     Math::mul3(-9.8f, out, out);
 133     Math::vmul33(s->orient, out, out);
 134     out[0] = -out[0];
 135
 136     // The regular acceleration
 137     float tmp[3];
 138     // Convert to aircraft coordinates
 139     Math::vmul33(s->orient, s->acc, tmp);
 140     tmp[1] = -tmp[1];
 141     tmp[2] = -tmp[2];
 142
 143     Math::add3(tmp, out, out);
 144
 145     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
 146 }
 147
 148 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
 149 {
 150     int i;
 151     for(i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
 152 }
 153
 154 void Airplane::getPilotPos(float* out)
 155 {
 156     int i;
 157     for(i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
 158 }
 159
 160 int Airplane::numGear()
 161 {
 162     return _gears.size();
 163 }
 164
 165 Gear* Airplane::getGear(int g)
 166 {
 167     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 168 }
 169
 170 Hook* Airplane::getHook()
 171 {
 172     return _model.getHook();
 173 }
 174
 175 Launchbar* Airplane::getLaunchbar()
 176 {
 177     return _model.getLaunchbar();
 178 }
 179
 180 Rotorgear* Airplane::getRotorgear()
 181 {
 182     return _model.getRotorgear();
 183 }
 184
 185 void Airplane::updateGearState()
 186 {
 187     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 188         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 189         float ext = gr->gear->getExtension();
 190
 191         gr->surf->setXDrag(ext);
 192         gr->surf->setYDrag(ext);
 193         gr->surf->setZDrag(ext);
 194     }
 195 }
 196
 197 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa, float fuel, float gla)
 198 {
 199     _approachSpeed = speed;
 200     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 201     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 202     _approachAoA = aoa;
 203     _approachFuel = fuel;
 204     _approachGlideAngle = gla;
 205 }
 206
 207 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude, float fuel, float gla)
 208 {
 209     _cruiseSpeed = speed;
 210     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 211     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 212     _cruiseAoA = 0;
 213     _tailIncidence = 0;
 214     _cruiseFuel = fuel;
 215     _cruiseGlideAngle = gla;
 216 }
 217
 218 void Airplane::setElevatorControl(int control)
 219 {
 220     _approachElevator.control = control;
 221     _approachElevator.val = 0;
 222     _approachControls.add(&_approachElevator);
 223 }
 224
 225 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 226 {
 227     Control* c = new Control();
 228     c->control = control;
 229     c->val = val;
 230     _approachControls.add(c);
 231 }
 232
 233 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 234 {
 235     Control* c = new Control();
 236     c->control = control;
 237     c->val = val;
 238     _cruiseControls.add(c);
 239 }
 240
 241 void Airplane::addSolutionWeight(bool approach, int idx, float wgt)
 242 {
 243     SolveWeight* w = new SolveWeight();
 244     w->approach = approach;
 245     w->idx = idx;
 246     w->wgt = wgt;
 247     _solveWeights.add(w);
 248 }
 249
 250 int Airplane::numTanks()
 251 {
 252     return _tanks.size();
 253 }
 254
 255 float Airplane::getFuel(int tank)
 256 {
 257     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 258 }
 259
 260 float Airplane::setFuel(int tank, float fuel)
 261 {
 262     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill = fuel;
 263 }
 264
 265 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 266 {
 267     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 268 }
 269
 270 float Airplane::getTankCapacity(int tank)
 271 {
 272     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->cap;
 273 }
 274
 275 void Airplane::setWeight(float weight)
 276 {
 277     _emptyWeight = weight;
 278 }
 279
 280 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 281 {
 282     _wing = wing;
 283 }
 284
 285 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 286 {
 287     _tail = tail;
 288 }
 289
 290 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 291 {
 292     _vstabs.add(vstab);
 293 }
 294
 295 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width,
 296                            float taper, float mid,
 297                            float cx, float cy, float cz, float idrag)
 298 {
 299     Fuselage* f = new Fuselage();
 300     int i;
 301     for(i=0; i<3; i++) {
 302         f->front[i] = front[i];
 303         f->back[i]  = back[i];
 304     }
 305     f->width = width;
 306     f->taper = taper;
 307     f->mid = mid;
 308     f->_cx=cx;
 309     f->_cy=cy;
 310     f->_cz=cz;
 311     f->_idrag=idrag;
 312     _fuselages.add(f);
 313 }
 314
 315 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 316 {
 317     Tank* t = new Tank();
 318     int i;
 319     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 320     t->cap = cap;
 321     t->fill = cap;
 322     t->density = density;
 323     t->handle = 0xffffffff;
 324     return _tanks.add(t);
 325 }
 326
 327 void Airplane::addGear(Gear* gear)
 328 {
 329     GearRec* g = new GearRec();
 330     g->gear = gear;
 331     g->surf = 0;
 332     _gears.add(g);
 333 }
 334
 335 void Airplane::addHook(Hook* hook)
 336 {
 337     _model.addHook(hook);
 338 }
 339
 340 void Airplane::addHitch(Hitch* hitch)
 341 {
 342     _model.addHitch(hitch);
 343 }
 344
 345 void Airplane::addLaunchbar(Launchbar* launchbar)
 346 {
 347     _model.addLaunchbar(launchbar);
 348 }
 349
 350 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 351 {
 352     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 353     t->thruster = thruster;
 354     t->mass = mass;
 355     int i;
 356     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 357     _thrusters.add(t);
 358 }
 359
 360 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 361 {
 362     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 363     _ballast += mass;
 364 }
 365
 366 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 367 {
 368     WeightRec* wr = new WeightRec();
 369     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 370
 371     wr->surf = new Surface();
 372     wr->surf->setPosition(pos);
 373     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 374     _model.addSurface(wr->surf);
 375     _surfs.add(wr->surf);
 376
 377     return _weights.add(wr);
 378 }
 379
 380 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 381 {
 382     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 383
 384     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 385
 386     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 387     // how we simulate droppable stores.
 388     if(mass == 0) {
 389         wr->surf->setXDrag(0);
 390         wr->surf->setYDrag(0);
 391         wr->surf->setZDrag(0);
 392     } else {
 393         wr->surf->setXDrag(1);
 394         wr->surf->setYDrag(1);
 395         wr->surf->setZDrag(1);
 396     }
 397 }
 398
 399 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 400 {
 401     int i;
 402     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 403         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 404         t->fill = frac * t->cap;
 405         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 406     }
 407 }
 408
 409 float Airplane::getDragCoefficient()
 410 {
 411     return _dragFactor;
 412 }
 413
 414 float Airplane::getLiftRatio()
 415 {
 416     return _liftRatio;
 417 }
 418
 419 float Airplane::getCruiseAoA()
 420 {
 421     return _cruiseAoA;
 422 }
 423
 424 float Airplane::getTailIncidence()
 425 {
 426     return _tailIncidence;
 427 }
 428
 429 const char* Airplane::getFailureMsg()
 430 {
 431     return _failureMsg;
 432 }
 433
 434 int Airplane::getSolutionIterations()
 435 {
 436     return _solutionIterations;
 437 }
 438
 439 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, float gla, State* s)
 440 {
 441     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 442     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 443     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 444     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 445     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 446
 447     s->v[0] = speed*Math::cos(gla); s->v[1] = -speed*Math::sin(gla); s->v[2] = 0;
 448
 449     int i;
 450     for(i=0; i<3; i++)
 451         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 452
 453     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 454     // Model goes nuts
 455     s->pos[2] = 1;
 456 }
 457
 458 void Airplane::addContactPoint(float* pos)
 459 {
 460     ContactRec* c = new ContactRec;
 461     c->gear = 0;
 462     c->p[0] = pos[0];
 463     c->p[1] = pos[1];
 464     c->p[2] = pos[2];
 465     _contacts.add(c);
 466 }
 467
 468 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 469 {
 470     // The tip of the wing is a contact point
 471     float tip[3];
 472     w->getTip(tip);
 473     addContactPoint(tip);
 474     if(w->isMirrored()) {
 475         tip[1] *= -1;
 476         addContactPoint(tip);
 477     }
 478
 479     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 480     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 481     // want.
 482     w->compile();
 483
 484     float wgt = 0;
 485     int i;
 486     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 487         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 488
 489         float td = s->getTotalDrag();
 490         s->setTotalDrag(td);
 491
 492         _model.addSurface(s);
 493
 494         float mass = w->getSurfaceWeight(i);
 495         mass = mass * Math::sqrt(mass);
 496         float pos[3];
 497         s->getPosition(pos);
 498         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 499         wgt += mass;
 500     }
 501     return wgt;
 502 }
 503
 504 void Airplane::compileRotorgear()
 505 {
 506     getRotorgear()->compile();
 507 }
 508
 509 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 510 {
 511     // The front and back are contact points
 512     addContactPoint(f->front);
 513     addContactPoint(f->back);
 514
 515     float wgt = 0;
 516     float fwd[3];
 517     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 518     float len = Math::mag3(fwd);
 519     if (len == 0) {
 520         _failureMsg = "Zero length fuselage";
 521         return 0;
 522     }
 523     float wid = f->width;
 524     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 525     float segWgt = len*wid/segs;
 526     int j;
 527     for(j=0; j<segs; j++) {
 528         float frac = (j+0.5f) / segs;
 529
 530         float scale = 1;
 531         if(frac < f->mid)
 532             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac / f->mid);
 533         else
 534             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac - f->mid) / (1 - f->mid);
 535
 536         // Where are we?
 537         float pos[3];
 538         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 539         Math::add3(f->back, pos, pos);
 540
 541         // _Mass_ weighting goes as surface area^(3/2)
 542         float mass = scale*segWgt * Math::sqrt(scale*segWgt);
 543         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 544         wgt += mass;
 545
 546         // Make a Surface too
 547         Surface* s = new Surface();
 548         s->setPosition(pos);
 549         float sideDrag = len/wid;
 550         s->setYDrag(sideDrag*f->_cy);
 551         s->setZDrag(sideDrag*f->_cz);
 552         s->setTotalDrag(scale*segWgt*f->_cx);
 553         s->setInducedDrag(f->_idrag);
 554
 555         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 556         float o[9];
 557         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 558         Math::unit3(fwd, x);
 559         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 560         Math::cross3(x, y, z);
 561         Math::unit3(z, z);
 562         Math::cross3(z, x, y);
 563         s->setOrientation(o);
 564
 565         _model.addSurface(s);
 566         _surfs.add(s);
 567     }
 568     return wgt;
 569 }
 570
 571 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 572 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 573 {
 574     Gear* g = gr->gear;
 575
 576     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 577     Surface* s = new Surface();
 578     gr->surf = s;
 579
 580     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 581     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 582     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 583     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 584     float pos[3], cmp[3];
 585     g->getCompression(cmp);
 586     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 587     g->getPosition(pos);
 588     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 589     Math::add3(pos, cmp, pos);
 590
 591     s->setPosition(pos);
 592     s->setTotalDrag(length*length);
 593
 594     _model.addGear(g);
 595     _model.addSurface(s);
 596     _surfs.add(s);
 597 }
 598
 599 void Airplane::compileContactPoints()
 600 {
 601     // Figure it will compress by 20cm
 602     float comp[3];
 603     float DIST = 0.2f;
 604     comp[0] = 0; comp[1] = 0; comp[2] = DIST;
 605
 606     // Give it a spring constant such that at full compression it will
 607     // hold up 10 times the planes mass.  That's about right.  Yeah.
 608     float mass = _model.getBody()->getTotalMass();
 609     float spring = (1/DIST) * 9.8f * 10.0f * mass;
 610     float damp = 2 * Math::sqrt(spring * mass);
 611
 612     int i;
 613     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
 614         ContactRec* c = (ContactRec*)_contacts.get(i);
 615
 616         Gear* g = new Gear();
 617         c->gear = g;
 618         g->setPosition(c->p);
 619
 620         g->setCompression(comp);
 621         g->setSpring(spring);
 622         g->setDamping(damp);
 623         g->setBrake(1);
 624
 625         // I made these up
 626         g->setStaticFriction(0.6f);
 627         g->setDynamicFriction(0.5f);
 628         g->setContactPoint(1);
 629
 630         _model.addGear(g);
 631     }
 632 }
 633
 634 void Airplane::compile()
 635 {
 636     RigidBody* body = _model.getBody();
 637     int firstMass = body->numMasses();
 638
 639     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 640     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 641     // make the weight right.
 642     float aeroWgt = 0;
 643
 644     // The Wing objects
 645     if (_wing)
 646       aeroWgt += compileWing(_wing);
 647     if (_tail)
 648       aeroWgt += compileWing(_tail);
 649     int i;
 650     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++)
 651         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 652
 653
 654     // The fuselage(s)
 655     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
 656         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 657
 658     // Count up the absolute weight we have
 659     float nonAeroWgt = _ballast;
 660     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 661         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 662
 663     // Rescale to the specified empty weight
 664     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 665     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 666         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 667
 668     // Add the thruster masses
 669     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 670         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 671         body->addMass(t->mass, t->cg);
 672     }
 673
 674     // Add the tanks, empty for now.
 675     float totalFuel = 0;
 676     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 677         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 678         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 679         totalFuel += t->cap;
 680     }
 681     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*_cruiseFuel;
 682     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*_approachFuel;
 683
 684     body->recalc();
 685
 686     // Add surfaces for the landing gear.
 687     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 688         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 689
 690     // The Thruster objects
 691     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 692         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 693         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 694     }
 695
 696     // Ground effect
 697     if(_wing) {
 698         float gepos[3];
 699         float gespan = 0;
 700         gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 701         _model.setGroundEffect(gepos, gespan, 0.15f);
 702     }
 703
 704     // solve function below resets failure message
 705     // so check if we have any problems and abort here
 706     if (_failureMsg) return;
 707
 708     solveGear();
 709     if(_wing && _tail) solve();
 710     else
 711     {
 712        // The rotor(s) mass:
 713        compileRotorgear();
 714        solveHelicopter();
 715     }
 716
 717     // Do this after solveGear, because it creates "gear" objects that
 718     // we don't want to affect.
 719     compileContactPoints();
 720 }
 721
 722 void Airplane::solveGear()
 723 {
 724     float cg[3], pos[3];
 725     _model.getBody()->getCG(cg);
 726
 727     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 728     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 729     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 730     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 731     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 732     float total = 0;
 733     int i;
 734     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 735         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 736         Gear* g = gr->gear;
 737         g->getPosition(pos);
 738         Math::sub3(cg, pos, pos);
 739         gr->wgt = 1.0f/(0.5f+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 740         if (!g->getIgnoreWhileSolving())
 741             total += gr->wgt;
 742     }
 743
 744     // Renormalize so they sum to 1
 745     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 746         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 747
 748     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 749     // plane moving downwards at 2x the approach descent rate.  Assume
 750     // a 3 degree approach.
 751     float descentRate = 2.0f*_approachSpeed/19.1f;
 752
 753     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 754     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 755     // each gear.
 756     float energy = 0.5f*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 757
 758     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 759         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 760         float e = energy * gr->wgt;
 761         float comp[3];
 762         gr->gear->getCompression(comp);
 763         float len = Math::mag3(comp)*(1+2*gr->gear->getInitialLoad());
 764
 765         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 766         float k = 2 * e / (len*len);
 767
 768         gr->gear->setSpring(k * gr->gear->getSpring());
 769
 770         // Critically damped (too damped, too!)
 771         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt)
 772                              * gr->gear->getDamping());
 773     }
 774 }
 775
 776 void Airplane::initEngines()
 777 {
 778     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 779         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 780         tr->thruster->init();
 781     }
 782 }
 783
 784 void Airplane::stabilizeThrust()
 785 {
 786     int i;
 787     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 788         _model.getThruster(i)->stabilize();
 789 }
 790
 791 void Airplane::setupWeights(bool isApproach)
 792 {
 793     int i;
 794     for(i=0; i<_weights.size(); i++)
 795         setWeight(i, 0);
 796     for(i=0; i<_solveWeights.size(); i++) {
 797         SolveWeight* w = (SolveWeight*)_solveWeights.get(i);
 798         if(w->approach == isApproach)
 799             setWeight(w->idx, w->wgt);
 800     }
 801 }
 802
 803 void Airplane::runCruise()
 804 {
 805     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed,_cruiseGlideAngle, &_cruiseState);
 806     _model.setState(&_cruiseState);
 807     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 808                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 809
 810     // The control configuration
 811     _controls.reset();
 812     int i;
 813     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 814         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 815         _controls.setInput(c->control, c->val);
 816     }
 817     _controls.applyControls(1000000); // Huge dt value
 818
 819     // The local wind
 820     float wind[3];
 821     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 822     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 823
 824     setFuelFraction(_cruiseFuel);
 825     setupWeights(false);
 826
 827     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 828     // stabilizes.
 829     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 830         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 831         t->setWind(wind);
 832         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 833                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 834     }
 835     stabilizeThrust();
 836
 837     updateGearState();
 838
 839     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 840     _model.getBody()->recalc();
 841     _model.getBody()->reset();
 842     _model.initIteration();
 843     _model.calcForces(&_cruiseState);
 844 }
 845
 846 void Airplane::runApproach()
 847 {
 848     setupState(_approachAoA, _approachSpeed,_approachGlideAngle, &_approachState);
 849     _model.setState(&_approachState);
 850     _model.setAir(_approachP, _approachT,
 851                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 852
 853     // The control configuration
 854     _controls.reset();
 855     int i;
 856     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 857         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 858         _controls.setInput(c->control, c->val);
 859     }
 860     _controls.applyControls(1000000);
 861
 862     // The local wind
 863     float wind[3];
 864     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 865     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 866
 867     setFuelFraction(_approachFuel);
 868
 869     setupWeights(true);
 870
 871     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 872     // this is lots of wasted work.
 873     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 874         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 875         t->setWind(wind);
 876         t->setAir(_approachP, _approachT,
 877                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 878     }
 879     stabilizeThrust();
 880
 881     updateGearState();
 882
 883     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 884     _model.getBody()->recalc();
 885     _model.getBody()->reset();
 886     _model.initIteration();
 887     _model.calcForces(&_approachState);
 888 }
 889
 890 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 891 {
 892     float applied = Math::pow(factor, SOLVE_TWEAK);
 893     _dragFactor *= applied;
 894     if(_wing)
 895       _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 896     if(_tail)
 897       _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 898     int i;
 899     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 900         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 901         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 902     }
 903     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 904         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 905         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 906     }
 907 }
 908
 909 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 910 {
 911     float applied = Math::pow(factor, SOLVE_TWEAK);
 912     _liftRatio *= applied;
 913     if(_wing)
 914       _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 915     if(_tail)
 916       _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 917     int i;
 918     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 919         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 920         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 921     }
 922 }
 923
 924 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 925 {
 926     if(val < min) return min;
 927     if(val > max) return max;
 928     return val;
 929 }
 930
 931 float Airplane::normFactor(float f)
 932 {
 933     if(f < 0) f = -f;
 934     if(f < 1) f = 1/f;
 935     return f;
 936 }
 937
 938 void Airplane::solve()
 939 {
 940     static const float ARCMIN = 0.0002909f;
 941
 942     float tmp[3];
 943     _solutionIterations = 0;
 944     _failureMsg = 0;
 945
 946     while(1) {
 947         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 948             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 949             return;
 950         }
 951
 952         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 953         runCruise();
 954
 955         _model.getThrust(tmp);
 956         float thrust = tmp[0] + _cruiseWeight * Math::sin(_cruiseGlideAngle) * 9.81;
 957
 958         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 959         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 960         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 961         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 962
 963         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 964         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 965         float pitch0 = tmp[1];
 966
 967         // Run an approach iteration, and do likewise
 968         runApproach();
 969
 970         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 971         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 972         double apitch0 = tmp[1];
 973
 974         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 975         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 976         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 977
 978         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 979         _cruiseAoA += ARCMIN;
 980         runCruise();
 981         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 982
 983         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 984         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 985         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 986
 987         // Do the same with the tail incidence
 988         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 989         runCruise();
 990         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 991
 992         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 993         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 994         float pitch1 = tmp[1];
 995
 996         // Now calculate:
 997         float awgt = 9.8f * _approachWeight;
 998
 999         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
1000         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
1001         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
1002         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
1003
1004         // Sanity:
1005         if(dragFactor <= 0 || liftFactor <= 0)
1006             break;
1007
1008         // And the elevator control in the approach.  This works just
1009         // like the tail incidence computation (it's solving for the
1010         // same thing -- pitching moment -- by diddling a different
1011         // variable).
1012         const float ELEVDIDDLE = 0.001f;
1013         _approachElevator.val += ELEVDIDDLE;
1014         runApproach();
1015         _approachElevator.val -= ELEVDIDDLE;
1016
1017         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
1018         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
1019         double apitch1 = tmp[1];
1020         float elevDelta = -apitch0 * (ELEVDIDDLE/(apitch1-apitch0));
1021
1022         // Now apply the values we just computed.  Note that the
1023         // "minor" variables are deferred until we get the lift/drag
1024         // numbers in the right ballpark.
1025
1026         applyDragFactor(dragFactor);
1027         applyLiftRatio(liftFactor);
1028
1029         // DON'T do the following until the above are sane
1030         if(normFactor(dragFactor) > STHRESH*1.0001
1031            || normFactor(liftFactor) > STHRESH*1.0001)
1032         {
1033             continue;
1034         }
1035
1036         // OK, now we can adjust the minor variables:
1037         _cruiseAoA += SOLVE_TWEAK*aoaDelta;
1038         _tailIncidence += SOLVE_TWEAK*tailDelta;
1039
1040         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -0.175f, 0.175f);
1041         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -0.175f, 0.175f);
1042
1043         if(abs(xforce/_cruiseWeight) < STHRESH*0.0001 &&
1044            abs(alift/_approachWeight) < STHRESH*0.0001 &&
1045            abs(aoaDelta) < STHRESH*.000017 &&
1046            abs(tailDelta) < STHRESH*.000017)
1047         {
1048             // If this finaly value is OK, then we're all done
1049             if(abs(elevDelta) < STHRESH*0.0001)
1050                 break;
1051
1052             // Otherwise, adjust and do the next iteration
1053             _approachElevator.val += SOLVE_TWEAK * elevDelta;
1054             if(abs(_approachElevator.val) > 1) {
1055                 _failureMsg = "Insufficient elevator to trim for approach";
1056                 break;
1057             }
1058         }
1059     }
1060
1061     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
1062         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
1063         return;
1064     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
1065         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
1066         return;
1067     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .17453293) {
1068         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
1069         return;
1070     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .17453293) {
1071         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
1072         return;
1073     }
1074 }
1075
1076 void Airplane::solveHelicopter()
1077 {
1078     _solutionIterations = 0;
1079     _failureMsg = 0;
1080     if (getRotorgear()!=0)
1081     {
1082         Rotorgear* rg = getRotorgear();
1083         applyDragFactor(Math::pow(rg->getYasimDragFactor()/1000,
1084             1/SOLVE_TWEAK));
1085         applyLiftRatio(Math::pow(rg->getYasimLiftFactor(),
1086             1/SOLVE_TWEAK));
1087     }
1088     else
1089     //huh, no wing and no rotor? (_rotorgear is constructed,
1090     //if a rotor is defined
1091     {
1092         applyDragFactor(Math::pow(15.7/1000, 1/SOLVE_TWEAK));
1093         applyLiftRatio(Math::pow(104, 1/SOLVE_TWEAK));
1094     }
1095     setupState(0,0,0, &_cruiseState);
1096     _model.setState(&_cruiseState);
1097     setupWeights(true);
1098     _controls.reset();
1099     _model.getBody()->reset();
1100     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
1101                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
1102
1103 }
1104
1105 }; // namespace yasim