src/FDM/YASim/Airplane.cpp

   1 #include "Atmosphere.hpp"
   2 #include "ControlMap.hpp"
   3 #include "Gear.hpp"
   4 #include "Math.hpp"
   5 #include "Glue.hpp"
   6 #include "RigidBody.hpp"
   7 #include "Surface.hpp"
   8 #include "Thruster.hpp"
   9
  10 #include "Airplane.hpp"
  11 namespace yasim {
  12
  13 Airplane::Airplane()
  14 {
  15     _emptyWeight = 0;
  16     _pilotPos[0] = _pilotPos[1] = _pilotPos[2] = 0;
  17     _wing = 0;
  18     _tail = 0;
  19     _ballast = 0;
  20     _cruiseP = 0;
  21     _cruiseT = 0;
  22     _cruiseSpeed = 0;
  23     _cruiseWeight = 0;
  24     _approachP = 0;
  25     _approachT = 0;
  26     _approachSpeed = 0;
  27     _approachAoA = 0;
  28     _approachWeight = 0;
  29
  30     _dragFactor = 1;
  31     _liftRatio = 1;
  32     _cruiseAoA = 0;
  33     _tailIncidence = 0;
  34 }
  35
  36 Airplane::~Airplane()
  37 {
  38     for(int i=0; i<_fuselages.size(); i++)
  39         delete (Fuselage*)_fuselages.get(i);
  40     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++)
  41         delete (Tank*)_tanks.get(i);
  42     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  43         delete (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
  44     for(int i=0; i<_gears.size(); i++)
  45         delete (GearRec*)_gears.get(i);
  46     for(int i=0; i<_surfs.size(); i++)
  47         delete (Surface*)_surfs.get(i);
  48 }
  49
  50 void Airplane::iterate(float dt)
  51 {
  52     _model.iterate();
  53
  54     // FIXME: Consume fuel
  55 }
  56
  57 ControlMap* Airplane::getControlMap()
  58 {
  59     return &_controls;
  60 }
  61
  62 Model* Airplane::getModel()
  63 {
  64     return &_model;
  65 }
  66
  67 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
  68 {
  69     State* s = _model.getState();
  70
  71     // Gravity
  72     Glue::geodUp(s->pos, out);
  73     Math::mul3(-9.8, out, out);
  74
  75     // The regular acceleration
  76     float tmp[3];
  77     Math::mul3(-1, s->acc, tmp);
  78     Math::add3(tmp, out, out);
  79
  80     // Convert to aircraft coordinates
  81     Math::vmul33(s->orient, out, out);
  82
  83     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
  84 }
  85
  86 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
  87 {
  88     for(int i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
  89 }
  90
  91 void Airplane::getPilotPos(float* out)
  92 {
  93     for(int i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
  94 }
  95
  96 int Airplane::numGear()
  97 {
  98     return _gears.size();
  99 }
 100
 101 Gear* Airplane::getGear(int g)
 102 {
 103     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 104 }
 105
 106 void Airplane::setGearState(bool down, float dt)
 107 {
 108     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 109         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 110         if(gr->time == 0) {
 111             // Non-extensible
 112             gr->gear->setExtension(1);
 113             gr->surf->setXDrag(1);
 114             gr->surf->setYDrag(1);
 115             gr->surf->setZDrag(1);
 116             continue;
 117         }
 118
 119         float diff = dt / gr->time;
 120         if(!down) diff = -diff;
 121         float ext = gr->gear->getExtension() + diff;
 122         if(ext < 0) ext = 0;
 123         if(ext > 1) ext = 1;
 124
 125         gr->gear->setExtension(ext);
 126         gr->surf->setXDrag(ext);
 127         gr->surf->setYDrag(ext);
 128         gr->surf->setZDrag(ext);
 129     }
 130 }
 131
 132 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude)
 133 {
 134     // The zero AoA will become a calculated stall AoA in compile()
 135     setApproach(speed, altitude, 0);
 136 }
 137
 138 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa)
 139 {
 140     _approachSpeed = speed;
 141     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 142     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 143     _approachAoA = aoa;
 144 }
 145
 146 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude)
 147 {
 148     _cruiseSpeed = speed;
 149     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 150     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 151     _cruiseAoA = 0;
 152     _tailIncidence = 0;
 153 }
 154
 155 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 156 {
 157     Control* c = new Control();
 158     c->control = control;
 159     c->val = val;
 160     _approachControls.add(c);
 161 }
 162
 163 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 164 {
 165     Control* c = new Control();
 166     c->control = control;
 167     c->val = val;
 168     _cruiseControls.add(c);
 169 }
 170
 171 int Airplane::numTanks()
 172 {
 173     return _tanks.size();
 174 }
 175
 176 float Airplane::getFuel(int tank)
 177 {
 178     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 179 }
 180
 181 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 182 {
 183     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 184 }
 185
 186 void Airplane::setWeight(float weight)
 187 {
 188     _emptyWeight = weight;
 189 }
 190
 191 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 192 {
 193     _wing = wing;
 194 }
 195
 196 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 197 {
 198     _tail = tail;
 199 }
 200
 201 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 202 {
 203     _vstabs.add(vstab);
 204 }
 205
 206 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width)
 207 {
 208     Fuselage* f = new Fuselage();
 209     for(int i=0; i<3; i++) {
 210         f->front[i] = front[i];
 211         f->back[i]  = back[i];
 212     }
 213     f->width = width;
 214     _fuselages.add(f);
 215 }
 216
 217 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 218 {
 219     Tank* t = new Tank();
 220     for(int i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 221     t->cap = cap;
 222     t->fill = cap;
 223     t->density = density;
 224     t->handle = 0xffffffff;
 225     return _tanks.add(t);
 226 }
 227
 228 void Airplane::addGear(Gear* gear, float transitionTime)
 229 {
 230     GearRec* g = new GearRec();
 231     g->gear = gear;
 232     g->surf = 0;
 233     g->time = transitionTime;
 234     _gears.add(g);
 235 }
 236
 237 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 238 {
 239     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 240     t->thruster = thruster;
 241     t->mass = mass;
 242     for(int i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 243     _thrusters.add(t);
 244 }
 245
 246 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 247 {
 248     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 249     _ballast += mass;
 250 }
 251
 252 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 253 {
 254     WeightRec* wr = new WeightRec();
 255     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 256
 257     wr->surf = new Surface();
 258     wr->surf->setPosition(pos);
 259     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 260     _model.addSurface(wr->surf);
 261     _surfs.add(wr->surf);
 262
 263     return _weights.add(wr);
 264 }
 265
 266 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 267 {
 268     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 269
 270     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 271
 272     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 273     // how we simulate droppable stores.
 274     if(mass == 0) {
 275         wr->surf->setXDrag(0);
 276         wr->surf->setYDrag(0);
 277         wr->surf->setZDrag(0);
 278     } else {
 279         wr->surf->setXDrag(1);
 280         wr->surf->setYDrag(1);
 281         wr->surf->setZDrag(1);
 282     }
 283 }
 284
 285 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 286 {
 287     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 288         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 289         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 290     }
 291 }
 292
 293 float Airplane::getDragCoefficient()
 294 {
 295     return _dragFactor;
 296 }
 297
 298 float Airplane::getLiftRatio()
 299 {
 300     return _liftRatio;
 301 }
 302
 303 float Airplane::getCruiseAoA()
 304 {
 305     return _cruiseAoA;
 306 }
 307
 308 float Airplane::getTailIncidence()
 309 {
 310     return _tailIncidence;
 311 }
 312
 313 char* Airplane::getFailureMsg()
 314 {
 315     return _failureMsg;
 316 }
 317
 318 int Airplane::getSolutionIterations()
 319 {
 320     return _solutionIterations;
 321 }
 322
 323 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 324 {
 325     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 326     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 327     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 328     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 329     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 330
 331     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 332
 333     for(int i=0; i<3; i++)
 334         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 335
 336     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 337     // Model goes nuts
 338     s->pos[2] = 1;
 339 }
 340
 341 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 342 {
 343     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 344     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 345     // want.
 346     w->compile();
 347
 348     float wgt = 0;
 349     for(int i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 350         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 351         _model.addSurface(s);
 352
 353         float pos[3];
 354         s->getPosition(pos);
 355         _model.getBody()->addMass(w->getSurfaceWeight(i), pos);
 356         wgt += w->getSurfaceWeight(i);
 357     }
 358     return wgt;
 359 }
 360
 361 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 362 {
 363     float wgt = 0;
 364     float fwd[3];
 365     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 366     float len = Math::mag3(fwd);
 367     float wid = f->width;
 368     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 369     float segWgt = len*wid/segs;
 370     for(int j=0; j<segs; j++) {
 371         float frac = (j+0.5) / segs;
 372         float pos[3];
 373         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 374         Math::add3(f->back, pos, pos);
 375         _model.getBody()->addMass(segWgt, pos);
 376         wgt += segWgt;
 377
 378         // Make a Surface too
 379         Surface* s = new Surface();
 380         s->setPosition(pos);
 381         float sideDrag = len/wid;
 382         s->setYDrag(sideDrag);
 383         s->setZDrag(sideDrag);
 384         s->setTotalDrag(segWgt);
 385
 386         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 387         float o[9];
 388         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 389         Math::unit3(fwd, x);
 390         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 391         Math::cross3(x, y, z);
 392         s->setOrientation(o);
 393
 394         _model.addSurface(s);
 395         _surfs.add(s);
 396     }
 397     return wgt;
 398 }
 399
 400 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 401 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 402 {
 403     Gear* g = gr->gear;
 404
 405     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 406     Surface* s = new Surface();
 407     gr->surf = s;
 408
 409     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 410     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 411     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 412     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 413     float pos[3], cmp[3];
 414     g->getCompression(cmp);
 415     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 416     g->getPosition(pos);
 417     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 418     Math::add3(pos, cmp, pos);
 419
 420     s->setPosition(pos);
 421     s->setTotalDrag(length*length);
 422
 423     _model.addGear(g);
 424     _model.addSurface(s);
 425     _surfs.add(s);
 426 }
 427
 428 void Airplane::compile()
 429 {
 430     double ground[3];
 431     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 432     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 433
 434     RigidBody* body = _model.getBody();
 435     int firstMass = body->numMasses();
 436
 437     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 438     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 439     // make the weight right.
 440     float aeroWgt = 0;
 441
 442     // The Wing objects
 443     aeroWgt += compileWing(_wing);
 444     aeroWgt += compileWing(_tail);
 445     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 446         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 447     }
 448
 449     // The fuselage(s)
 450     for(int i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 451         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 452     }
 453
 454     // Count up the absolute weight we have
 455     float nonAeroWgt = _ballast;
 456     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 457         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 458
 459     // Rescale to the specified empty weight
 460     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 461     for(int i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 462         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 463
 464     // Add the thruster masses
 465     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 466         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 467         body->addMass(t->mass, t->cg);
 468     }
 469
 470     // Add the tanks, empty for now.
 471     float totalFuel = 0;
 472     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 473         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 474         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 475         totalFuel += t->cap;
 476     }
 477     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5;
 478     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2;
 479
 480     body->recalc();
 481
 482     // Add surfaces for the landing gear.
 483     for(int i=0; i<_gears.size(); i++)
 484         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 485
 486     // The Thruster objects
 487     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 488         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 489         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 490     }
 491
 492     // Ground effect
 493     float gepos[3];
 494     float gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 495     _model.setGroundEffect(gepos, gespan, .3);
 496
 497     solveGear();
 498     solve();
 499
 500     // Drop the gear (use a really big dt)
 501     setGearState(true, 1000000);
 502 }
 503
 504 void Airplane::solveGear()
 505 {
 506     float cg[3], pos[3];
 507     _model.getBody()->getCG(cg);
 508
 509     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 510     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 511     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 512     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 513     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 514     float total = 0;
 515     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 516         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 517         Gear* g = gr->gear;
 518         g->getPosition(pos);
 519         Math::sub3(cg, pos, pos);
 520         gr->wgt = 1/(0.5+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 521         total += gr->wgt;
 522     }
 523
 524     // Renormalize so they sum to 1
 525     for(int i=0; i<_gears.size(); i++)
 526         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 527
 528     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 529     // plane moving downwards at 3x the approach descent rate.  Assume
 530     // a 3 degree approach.
 531     float descentRate = 3*_approachSpeed/19.1;
 532
 533     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 534     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 535     // each gear.
 536     float energy = 0.5*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 537
 538     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 539         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 540         float e = energy * gr->wgt;
 541         float comp[3];
 542         gr->gear->getCompression(comp);
 543         float len = Math::mag3(comp);
 544
 545         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 546         float k = 2 * e / (len*len);
 547
 548         gr->gear->setSpring(k);
 549
 550         // Critically damped (too damped, too!)
 551         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt));
 552
 553         // These are pretty generic
 554         gr->gear->setStaticFriction(0.8);
 555         gr->gear->setDynamicFriction(0.7);
 556     }
 557 }
 558
 559 void Airplane::stabilizeThrust()
 560 {
 561     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 562         _model.getThruster(i)->stabilize();
 563 }
 564
 565 void Airplane::runCruise()
 566 {
 567     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 568     _model.setState(&_cruiseState);
 569     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 570
 571     // The control configuration
 572     _controls.reset();
 573     for(int i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 574         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 575         _controls.setInput(c->control, c->val);
 576     }
 577     _controls.applyControls();
 578
 579     // The local wind
 580     float wind[3];
 581     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 582     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 583
 584     // Gear are up (if they're non-retractable, this is a noop)
 585     setGearState(false, 100000);
 586
 587     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 588     setFuelFraction(0.5);
 589
 590     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 591     // stabilizes.
 592     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 593         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 594         t->setWind(wind);
 595         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 596     }
 597     stabilizeThrust();
 598
 599     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 600     _model.getBody()->reset();
 601     _model.initIteration();
 602     _model.calcForces(&_cruiseState);
 603 }
 604
 605 void Airplane::runApproach()
 606 {
 607     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 608     _model.setState(&_approachState);
 609     _model.setAir(_approachP, _approachT);
 610
 611     // The control configuration
 612     _controls.reset();
 613     for(int i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 614         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 615         _controls.setInput(c->control, c->val);
 616     }
 617     _controls.applyControls();
 618
 619     // The local wind
 620     float wind[3];
 621     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 622     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 623
 624     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 625     setFuelFraction(0.2);
 626
 627     // Gear are down
 628     setGearState(true, 100000);
 629
 630     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 631     // this is lots of wasted work.
 632     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 633         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 634         t->setWind(wind);
 635         t->setAir(_approachP, _approachT);
 636     }
 637     stabilizeThrust();
 638
 639     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 640     _model.getBody()->reset();
 641     _model.initIteration();
 642     _model.calcForces(&_approachState);
 643 }
 644
 645 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 646 {
 647     float applied = Math::sqrt(factor);
 648     _dragFactor *= applied;
 649     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 650     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 651     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 652         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 653         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 654     }
 655     for(int i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 656         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 657         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 658     }
 659 }
 660
 661 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 662 {
 663     float applied = Math::sqrt(factor);
 664     _liftRatio *= applied;
 665     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 666     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 667     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 668         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 669         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 670     }
 671 }
 672
 673 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 674 {
 675     if(val < min) return min;
 676     if(val > max) return max;
 677     return val;
 678 }
 679
 680 float Airplane::normFactor(float f)
 681 {
 682     if(f < 0) f = -f;
 683     if(f < 1) f = 1/f;
 684     return f;
 685 }
 686
 687 void Airplane::solve()
 688 {
 689     static const float ARCMIN = 0.0002909;
 690
 691     float tmp[3];
 692     _solutionIterations = 0;
 693     _failureMsg = 0;
 694     while(1) {
 695         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 696             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 697             return;
 698         }
 699
 700         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 701         runCruise();
 702
 703         _model.getThrust(tmp);
 704         float thrust = tmp[0];
 705
 706         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 707         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 708         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 709
 710         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 711         float pitch0 = tmp[1];
 712
 713         // Run an approach iteration, and do likewise
 714         runApproach();
 715
 716         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 717         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 718
 719         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 720         _cruiseAoA += ARCMIN;
 721         runCruise();
 722         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 723
 724         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 725         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 726
 727         // Do the same with the tail incidence
 728         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 729         runCruise();
 730         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 731
 732         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 733         float pitch1 = tmp[1];
 734
 735         // Now calculate:
 736         float awgt = 9.8 * _approachWeight;
 737
 738         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 739         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 740         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 741         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 742
 743         // Sanity:
 744         if(dragFactor <= 0) {
 745             _failureMsg = "Zero or negative drag adjustment.";
 746             return;
 747         } else if(liftFactor <= 0) {
 748             _failureMsg = "Zero or negative lift adjustment.";
 749             return;
 750         }
 751
 752         // And apply:
 753         applyDragFactor(dragFactor);
 754         applyLiftRatio(liftFactor);
 755
 756         // DON'T do the following until the above are sane
 757         if(normFactor(dragFactor) > 1.1
 758            || normFactor(liftFactor) > 1.1)
 759         {
 760             continue;
 761         }
 762
 763         // OK, now we can adjust the minor variables
 764         _cruiseAoA += 0.5*aoaDelta;
 765         _tailIncidence += 0.5*tailDelta;
 766
 767         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -.174, .174);
 768         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -.174, .174);
 769
 770         if(dragFactor < 1.00001 && liftFactor < 1.00001 &&
 771            aoaDelta < .000017   && tailDelta < .000017)
 772         {
 773             break;
 774         }
 775     }
 776
 777     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 778         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 779         return;
 780     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 781         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 782         return;
 783     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .174) {
 784         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 785         return;
 786     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .174) {
 787         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 788         return;
 789     }
 790 }
 791 }; // namespace yasim