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 // FIXME: hook gear extension into the force calculation somehow...
  14
  15 Airplane::Airplane()
  16 {
  17     _emptyWeight = 0;
  18     _pilotPos[0] = _pilotPos[1] = _pilotPos[2] = 0;
  19     _wing = 0;
  20     _tail = 0;
  21     _ballast = 0;
  22     _cruiseRho = 0;
  23     _cruiseSpeed = 0;
  24     _cruiseWeight = 0;
  25     _approachRho = 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     // Consume fuel
  55     // FIXME
  56 }
  57
  58 ControlMap* Airplane::getControlMap()
  59 {
  60     return &_controls;
  61 }
  62
  63 Model* Airplane::getModel()
  64 {
  65     return &_model;
  66 }
  67
  68 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
  69 {
  70     State* s = _model.getState();
  71
  72     // Gravity
  73     Glue::geodUp(s->pos, out);
  74     Math::mul3(-9.8, out, out);
  75
  76     // The regular acceleration
  77     float tmp[3];
  78     Math::mul3(-1, s->acc, tmp);
  79     Math::add3(tmp, out, out);
  80
  81     // Convert to aircraft coordinates
  82     Math::vmul33(s->orient, out, out);
  83
  84     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
  85 }
  86
  87 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
  88 {
  89     for(int i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
  90 }
  91
  92 void Airplane::getPilotPos(float* out)
  93 {
  94     for(int i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
  95 }
  96
  97 int Airplane::numGear()
  98 {
  99     return _gears.size();
 100 }
 101
 102 Gear* Airplane::getGear(int g)
 103 {
 104     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 105 }
 106
 107 void Airplane::setGearState(bool down, float dt)
 108 {
 109     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 110         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 111         if(gr->time == 0) {
 112             // Non-extensible
 113             gr->gear->setExtension(1);
 114             gr->surf->setXDrag(1);
 115             gr->surf->setYDrag(1);
 116             gr->surf->setZDrag(1);
 117             continue;
 118         }
 119
 120         float diff = dt / gr->time;
 121         if(!down) diff = -diff;
 122         float ext = gr->gear->getExtension() + diff;
 123         if(ext < 0) ext = 0;
 124         if(ext > 1) ext = 1;
 125
 126         gr->gear->setExtension(ext);
 127         gr->surf->setXDrag(ext);
 128         gr->surf->setYDrag(ext);
 129         gr->surf->setZDrag(ext);
 130     }
 131 }
 132
 133 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude)
 134 {
 135     // The zero AoA will become a calculated stall AoA in compile()
 136     setApproach(speed, altitude, 0);
 137 }
 138
 139 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa)
 140 {
 141     _approachSpeed = speed;
 142     _approachRho = Atmosphere::getStdDensity(altitude);
 143     _approachAoA = aoa;
 144 }
 145
 146 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude)
 147 {
 148     _cruiseSpeed = speed;
 149     _cruiseRho = Atmosphere::getStdDensity(altitude);
 150     _cruiseAoA = 0;
 151     _tailIncidence = 0;
 152 }
 153
 154 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 155 {
 156     Control* c = new Control();
 157     c->control = control;
 158     c->val = val;
 159     _approachControls.add(c);
 160 }
 161
 162 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 163 {
 164     Control* c = new Control();
 165     c->control = control;
 166     c->val = val;
 167     _cruiseControls.add(c);
 168 }
 169
 170 int Airplane::numTanks()
 171 {
 172     return _tanks.size();
 173 }
 174
 175 float Airplane::getFuel(int tank)
 176 {
 177     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 178 }
 179
 180 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 181 {
 182     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 183 }
 184
 185 void Airplane::setWeight(float weight)
 186 {
 187     _emptyWeight = weight;
 188 }
 189
 190 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 191 {
 192     _wing = wing;
 193 }
 194
 195 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 196 {
 197     _tail = tail;
 198 }
 199
 200 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 201 {
 202     _vstabs.add(vstab);
 203 }
 204
 205 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width)
 206 {
 207     Fuselage* f = new Fuselage();
 208     for(int i=0; i<3; i++) {
 209         f->front[i] = front[i];
 210         f->back[i]  = back[i];
 211     }
 212     f->width = width;
 213     _fuselages.add(f);
 214 }
 215
 216 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 217 {
 218     Tank* t = new Tank();
 219     for(int i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 220     t->cap = cap;
 221     t->fill = cap;
 222     t->density = density;
 223     t->handle = 0xffffffff;
 224     return _tanks.add(t);
 225 }
 226
 227 void Airplane::addGear(Gear* gear, float transitionTime)
 228 {
 229     GearRec* g = new GearRec();
 230     g->gear = gear;
 231     g->surf = 0;
 232     g->time = transitionTime;
 233     _gears.add(g);
 234 }
 235
 236 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 237 {
 238     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 239     t->thruster = thruster;
 240     t->mass = mass;
 241     for(int i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 242     _thrusters.add(t);
 243 }
 244
 245 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 246 {
 247     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 248     _ballast += mass;
 249 }
 250
 251 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 252 {
 253     WeightRec* wr = new WeightRec();
 254     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 255
 256     wr->surf = new Surface();
 257     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 258     _model.addSurface(wr->surf);
 259     _surfs.add(wr->surf);
 260
 261     return _weights.add(wr);
 262 }
 263
 264 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 265 {
 266     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 267
 268     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 269
 270     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 271     // how we simulate droppable stores.
 272     if(mass == 0) {
 273         wr->surf->setXDrag(0);
 274         wr->surf->setYDrag(0);
 275         wr->surf->setZDrag(0);
 276     } else {
 277         wr->surf->setXDrag(1);
 278         wr->surf->setYDrag(1);
 279         wr->surf->setZDrag(1);
 280     }
 281 }
 282
 283 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 284 {
 285     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 286         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 287         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 288     }
 289 }
 290
 291 float Airplane::getDragCoefficient()
 292 {
 293     return _dragFactor;
 294 }
 295
 296 float Airplane::getLiftRatio()
 297 {
 298     return _liftRatio;
 299 }
 300
 301 float Airplane::getCruiseAoA()
 302 {
 303     return _cruiseAoA;
 304 }
 305
 306 float Airplane::getTailIncidence()
 307 {
 308     return _tailIncidence;
 309 }
 310
 311 char* Airplane::getFailureMsg()
 312 {
 313     return _failureMsg;
 314 }
 315
 316 int Airplane::getSolutionIterations()
 317 {
 318     return _solutionIterations;
 319 }
 320
 321 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 322 {
 323     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 324     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 325     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 326     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 327     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 328
 329     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 330
 331     for(int i=0; i<3; i++)
 332         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 333
 334     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 335     // Model goes nuts
 336     s->pos[2] = 1;
 337 }
 338
 339 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 340 {
 341     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 342     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 343     // want.
 344     w->compile();
 345
 346     float wgt = 0;
 347     for(int i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 348         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 349         _model.addSurface(s);
 350
 351         float pos[3];
 352         s->getPosition(pos);
 353         _model.getBody()->addMass(w->getSurfaceWeight(i), pos);
 354         wgt += w->getSurfaceWeight(i);
 355     }
 356     return wgt;
 357 }
 358
 359 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 360 {
 361     float wgt = 0;
 362     float fwd[3];
 363     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 364     float len = Math::mag3(fwd);
 365     float wid = f->width;
 366     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 367     float segWgt = wid*wid/segs;
 368     for(int j=0; j<segs; j++) {
 369         float frac = (j+0.5) / segs;
 370         float pos[3];
 371         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 372         Math::add3(f->back, pos, pos);
 373         _model.getBody()->addMass(segWgt, pos);
 374         wgt += segWgt;
 375
 376         // Make a Surface too
 377         Surface* s = new Surface();
 378         s->setPosition(pos);
 379         float sideDrag = len/wid;
 380         s->setYDrag(sideDrag);
 381         s->setZDrag(sideDrag);
 382         s->setTotalDrag(segWgt);
 383
 384         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 385         float o[9];
 386         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 387         Math::unit3(fwd, x);
 388         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 389         Math::cross3(x, y, z);
 390         s->setOrientation(o);
 391
 392         _model.addSurface(s);
 393         _surfs.add(s);
 394     }
 395     return wgt;
 396 }
 397
 398 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 399 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 400 {
 401     Gear* g = gr->gear;
 402
 403     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 404     Surface* s = new Surface();
 405     gr->surf = s;
 406
 407     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 408     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 409     // (gear are really draggy) and make it symmetric.
 410     float pos[3], cmp[3];
 411     g->getCompression(cmp);
 412     float length = Math::mag3(cmp);
 413     g->getPosition(pos);
 414     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 415     Math::add3(pos, cmp, pos);
 416
 417     s->setPosition(pos);
 418     s->setTotalDrag(length*length);
 419
 420     _model.addGear(g);
 421     _model.addSurface(s);
 422     _surfs.add(s);
 423 }
 424
 425 void Airplane::compile()
 426 {
 427     double ground[3];
 428     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 429     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 430
 431     RigidBody* body = _model.getBody();
 432     int firstMass = body->numMasses();
 433
 434     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 435     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 436     // make the weight right.
 437     float aeroWgt = 0;
 438
 439     // The Wing objects
 440     aeroWgt += compileWing(_wing);
 441     aeroWgt += compileWing(_tail);
 442     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 443         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 444     }
 445
 446     // The fuselage(s)
 447     for(int i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 448         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 449     }
 450
 451     // Count up the absolute weight we have
 452     float nonAeroWgt = _ballast;
 453     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 454         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 455
 456     // Rescale to the specified empty weight
 457     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 458     for(int i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 459         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 460
 461     // Add the thruster masses
 462     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 463         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 464         body->addMass(t->mass, t->cg);
 465     }
 466
 467     // Add the tanks, empty for now.
 468     float totalFuel = 0;
 469     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 470         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 471         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 472         totalFuel += t->cap;
 473     }
 474     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5;
 475     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2;
 476
 477     body->recalc();
 478
 479     // Add surfaces for the landing gear.
 480     for(int i=0; i<_gears.size(); i++)
 481         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 482
 483     // The Thruster objects
 484     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 485         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 486         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 487     }
 488
 489     solveGear();
 490     solve();
 491
 492     // Drop the gear (use a really big dt)
 493     setGearState(true, 1000000);
 494 }
 495
 496 void Airplane::solveGear()
 497 {
 498     float cg[3], pos[3];
 499     _model.getBody()->getCG(cg);
 500
 501     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 502     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 503     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 504     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 505     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 506     float total = 0;
 507     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 508         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 509         Gear* g = gr->gear;
 510         g->getPosition(pos);
 511         Math::sub3(cg, pos, pos);
 512         gr->wgt = 1/(0.5+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 513         total += gr->wgt;
 514     }
 515
 516     // Renormalize so they sum to 1
 517     for(int i=0; i<_gears.size(); i++)
 518         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 519
 520     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 521     // plane moving downwards at 3x the approach descent rate.  Assume
 522     // a 3 degree approach.
 523     float descentRate = 3*_approachSpeed/19.1;
 524
 525     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 526     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 527     // each gear.
 528     float energy = 0.5*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 529
 530     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 531         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 532         float e = energy * gr->wgt;
 533         float comp[3];
 534         gr->gear->getCompression(comp);
 535         float len = Math::mag3(comp);
 536
 537         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 538         float k = 2 * e / (len*len);
 539
 540         gr->gear->setSpring(k);
 541
 542         // Critically damped (too damped, too!)
 543         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt));
 544
 545         // These are pretty generic
 546         gr->gear->setStaticFriction(0.8);
 547         gr->gear->setDynamicFriction(0.7);
 548     }
 549 }
 550
 551 void Airplane::stabilizeThrust()
 552 {
 553     float thrust[3], tmp[3];
 554     float last = 0;
 555     while(1) {
 556         thrust[0] = thrust[1] = thrust[2] = 0;
 557         for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 558             Thruster* t = _model.getThruster(i);
 559             t->integrate(0.033);
 560             t->getThrust(tmp);
 561             Math::add3(thrust, tmp, thrust);
 562         }
 563
 564         float t = Math::mag3(thrust);
 565         float ratio = (t+0.1)/(last+0.1);
 566         if(ratio < 1.00001 && ratio > 0.99999)
 567             break;
 568
 569         last = t;
 570     }
 571 }
 572
 573 void Airplane::runCruise()
 574 {
 575     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 576     _model.setState(&_cruiseState);
 577     _model.setAirDensity(_cruiseRho);
 578
 579     // The control configuration
 580     _controls.reset();
 581     for(int i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 582         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 583         _controls.setInput(c->control, c->val);
 584     }
 585     _controls.applyControls();
 586
 587     // The local wind
 588     float wind[3];
 589     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 590     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 591
 592     // Gear are up (if they're non-retractable, this is a noop)
 593     setGearState(false, 100000);
 594
 595     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 596     setFuelFraction(0.5);
 597
 598     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 599     // stabilizes.
 600     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 601         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 602         t->setWind(wind);
 603         t->setDensity(_cruiseRho);
 604     }
 605     stabilizeThrust();
 606
 607     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 608     _model.getBody()->reset();
 609     _model.initIteration();
 610     _model.calcForces(&_cruiseState);
 611 }
 612
 613 void Airplane::runApproach()
 614 {
 615     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 616     _model.setState(&_approachState);
 617     _model.setAirDensity(_approachRho);
 618
 619     // The control configuration
 620     _controls.reset();
 621     for(int i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 622         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 623         _controls.setInput(c->control, c->val);
 624     }
 625     _controls.applyControls();
 626
 627     // The local wind
 628     float wind[3];
 629     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 630     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 631
 632     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 633     setFuelFraction(0.2);
 634
 635     // Gear are down
 636     setGearState(true, 100000);
 637
 638     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 639     // this is lots of wasted work.
 640     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 641         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 642         t->setWind(wind);
 643         t->setDensity(_approachRho);
 644     }
 645     stabilizeThrust();
 646
 647     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 648     _model.getBody()->reset();
 649     _model.initIteration();
 650     _model.calcForces(&_approachState);
 651 }
 652
 653 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 654 {
 655     float applied = Math::sqrt(factor);
 656     _dragFactor *= applied;
 657     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 658     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 659     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 660         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 661         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 662     }
 663     for(int i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 664         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 665         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 666     }
 667 }
 668
 669 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 670 {
 671     float applied = Math::sqrt(factor);
 672     _liftRatio *= applied;
 673     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 674     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 675     for(int i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 676         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 677         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 678     }
 679 }
 680
 681 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 682 {
 683     if(val < min) return min;
 684     if(val > max) return max;
 685     return val;
 686 }
 687
 688 float Airplane::normFactor(float f)
 689 {
 690     if(f < 0) f = -f;
 691     if(f < 1) f = 1/f;
 692     return f;
 693 }
 694
 695 void Airplane::solve()
 696 {
 697     static const float ARCMIN = 0.0002909;
 698
 699     float tmp[3];
 700     _solutionIterations = 0;
 701     _failureMsg = 0;
 702     while(1) {
 703         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 704             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 705             return;
 706         }
 707
 708         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 709         runCruise();
 710
 711         _model.getThrust(tmp);
 712         float thrust = tmp[0];
 713
 714         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 715         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 716         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 717
 718         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 719         float pitch0 = tmp[1];
 720
 721         // Run an approach iteration, and do likewise
 722         runApproach();
 723
 724         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 725         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 726
 727         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 728         _cruiseAoA += ARCMIN;
 729         runCruise();
 730         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 731
 732         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 733         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 734
 735         // Do the same with the tail incidence
 736         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 737         runCruise();
 738         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 739
 740         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 741         float pitch1 = tmp[1];
 742
 743         // Now calculate:
 744         float awgt = 9.8 * _approachWeight;
 745
 746         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 747         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 748         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 749         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 750
 751         // Sanity:
 752         if(dragFactor <= 0) {
 753             _failureMsg = "Zero or negative drag adjustment.";
 754             return;
 755         } else if(liftFactor <= 0) {
 756             _failureMsg = "Zero or negative lift adjustment.";
 757             return;
 758         }
 759
 760         // And apply:
 761         applyDragFactor(dragFactor);
 762         applyLiftRatio(liftFactor);
 763
 764         // DON'T do the following until the above are sane
 765         if(normFactor(dragFactor) > 1.1
 766            || normFactor(liftFactor) > 1.1)
 767         {
 768             continue;
 769         }
 770
 771         // OK, now we can adjust the minor variables
 772         _cruiseAoA += 0.5*aoaDelta;
 773         _tailIncidence += 0.5*tailDelta;
 774
 775         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -.174, .174);
 776         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -.174, .174);
 777
 778         if(dragFactor < 1.00001 && liftFactor < 1.00001 &&
 779            aoaDelta < .000017   && tailDelta < .000017)
 780         {
 781             break;
 782         }
 783     }
 784
 785     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 786         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 787         return;
 788     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 789         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 790         return;
 791     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .174) {
 792         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 793         return;
 794     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .174) {
 795         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 796         return;
 797     }
 798 }
 799 }; // namespace yasim