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