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     int i;
  39     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
  40         delete (Fuselage*)_fuselages.get(i);
  41     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  42         delete (Tank*)_tanks.get(i);
  43     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  44         delete (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
  45     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
  46         delete (GearRec*)_gears.get(i);
  47     for(i=0; i<_surfs.size(); i++)
  48         delete (Surface*)_surfs.get(i);
  49 }
  50
  51 void Airplane::iterate(float dt)
  52 {
  53     _model.iterate();
  54
  55     // FIXME: Consume fuel
  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     int i;
  90     for(i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
  91 }
  92
  93 void Airplane::getPilotPos(float* out)
  94 {
  95     int i;
  96     for(i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
  97 }
  98
  99 int Airplane::numGear()
 100 {
 101     return _gears.size();
 102 }
 103
 104 Gear* Airplane::getGear(int g)
 105 {
 106     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 107 }
 108
 109 void Airplane::setGearState(bool down, float dt)
 110 {
 111     int i;
 112     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 113         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 114         if(gr->time == 0) {
 115             // Non-extensible
 116             gr->gear->setExtension(1);
 117             gr->surf->setXDrag(1);
 118             gr->surf->setYDrag(1);
 119             gr->surf->setZDrag(1);
 120             continue;
 121         }
 122
 123         float diff = dt / gr->time;
 124         if(!down) diff = -diff;
 125         float ext = gr->gear->getExtension() + diff;
 126         if(ext < 0) ext = 0;
 127         if(ext > 1) ext = 1;
 128
 129         gr->gear->setExtension(ext);
 130         gr->surf->setXDrag(ext);
 131         gr->surf->setYDrag(ext);
 132         gr->surf->setZDrag(ext);
 133     }
 134 }
 135
 136 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude)
 137 {
 138     // The zero AoA will become a calculated stall AoA in compile()
 139     setApproach(speed, altitude, 0);
 140 }
 141
 142 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa)
 143 {
 144     _approachSpeed = speed;
 145     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 146     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 147     _approachAoA = aoa;
 148 }
 149
 150 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude)
 151 {
 152     _cruiseSpeed = speed;
 153     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 154     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 155     _cruiseAoA = 0;
 156     _tailIncidence = 0;
 157 }
 158
 159 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 160 {
 161     Control* c = new Control();
 162     c->control = control;
 163     c->val = val;
 164     _approachControls.add(c);
 165 }
 166
 167 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 168 {
 169     Control* c = new Control();
 170     c->control = control;
 171     c->val = val;
 172     _cruiseControls.add(c);
 173 }
 174
 175 int Airplane::numTanks()
 176 {
 177     return _tanks.size();
 178 }
 179
 180 float Airplane::getFuel(int tank)
 181 {
 182     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 183 }
 184
 185 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 186 {
 187     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 188 }
 189
 190 void Airplane::setWeight(float weight)
 191 {
 192     _emptyWeight = weight;
 193 }
 194
 195 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 196 {
 197     _wing = wing;
 198 }
 199
 200 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 201 {
 202     _tail = tail;
 203 }
 204
 205 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 206 {
 207     _vstabs.add(vstab);
 208 }
 209
 210 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width)
 211 {
 212     Fuselage* f = new Fuselage();
 213     int i;
 214     for(i=0; i<3; i++) {
 215         f->front[i] = front[i];
 216         f->back[i]  = back[i];
 217     }
 218     f->width = width;
 219     _fuselages.add(f);
 220 }
 221
 222 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 223 {
 224     Tank* t = new Tank();
 225     int i;
 226     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 227     t->cap = cap;
 228     t->fill = cap;
 229     t->density = density;
 230     t->handle = 0xffffffff;
 231     return _tanks.add(t);
 232 }
 233
 234 void Airplane::addGear(Gear* gear, float transitionTime)
 235 {
 236     GearRec* g = new GearRec();
 237     g->gear = gear;
 238     g->surf = 0;
 239     g->time = transitionTime;
 240     _gears.add(g);
 241 }
 242
 243 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 244 {
 245     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 246     t->thruster = thruster;
 247     t->mass = mass;
 248     int i;
 249     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 250     _thrusters.add(t);
 251 }
 252
 253 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 254 {
 255     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 256     _ballast += mass;
 257 }
 258
 259 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 260 {
 261     WeightRec* wr = new WeightRec();
 262     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 263
 264     wr->surf = new Surface();
 265     wr->surf->setPosition(pos);
 266     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 267     _model.addSurface(wr->surf);
 268     _surfs.add(wr->surf);
 269
 270     return _weights.add(wr);
 271 }
 272
 273 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 274 {
 275     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 276
 277     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 278
 279     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 280     // how we simulate droppable stores.
 281     if(mass == 0) {
 282         wr->surf->setXDrag(0);
 283         wr->surf->setYDrag(0);
 284         wr->surf->setZDrag(0);
 285     } else {
 286         wr->surf->setXDrag(1);
 287         wr->surf->setYDrag(1);
 288         wr->surf->setZDrag(1);
 289     }
 290 }
 291
 292 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 293 {
 294     int i;
 295     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 296         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 297         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 298     }
 299 }
 300
 301 float Airplane::getDragCoefficient()
 302 {
 303     return _dragFactor;
 304 }
 305
 306 float Airplane::getLiftRatio()
 307 {
 308     return _liftRatio;
 309 }
 310
 311 float Airplane::getCruiseAoA()
 312 {
 313     return _cruiseAoA;
 314 }
 315
 316 float Airplane::getTailIncidence()
 317 {
 318     return _tailIncidence;
 319 }
 320
 321 char* Airplane::getFailureMsg()
 322 {
 323     return _failureMsg;
 324 }
 325
 326 int Airplane::getSolutionIterations()
 327 {
 328     return _solutionIterations;
 329 }
 330
 331 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 332 {
 333     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 334     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 335     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 336     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 337     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 338
 339     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 340
 341     int i;
 342     for(i=0; i<3; i++)
 343         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 344
 345     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 346     // Model goes nuts
 347     s->pos[2] = 1;
 348 }
 349
 350 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 351 {
 352     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 353     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 354     // want.
 355     w->compile();
 356
 357     float wgt = 0;
 358     int i;
 359     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 360         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 361         _model.addSurface(s);
 362
 363         float pos[3];
 364         s->getPosition(pos);
 365         _model.getBody()->addMass(w->getSurfaceWeight(i), pos);
 366         wgt += w->getSurfaceWeight(i);
 367     }
 368     return wgt;
 369 }
 370
 371 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 372 {
 373     float wgt = 0;
 374     float fwd[3];
 375     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 376     float len = Math::mag3(fwd);
 377     float wid = f->width;
 378     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 379     float segWgt = len*wid/segs;
 380     int j;
 381     for(j=0; j<segs; j++) {
 382         float frac = (j+0.5) / segs;
 383         float pos[3];
 384         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 385         Math::add3(f->back, pos, pos);
 386         _model.getBody()->addMass(segWgt, pos);
 387         wgt += segWgt;
 388
 389         // Make a Surface too
 390         Surface* s = new Surface();
 391         s->setPosition(pos);
 392         float sideDrag = len/wid;
 393         s->setYDrag(sideDrag);
 394         s->setZDrag(sideDrag);
 395         s->setTotalDrag(segWgt);
 396
 397         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 398         float o[9];
 399         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 400         Math::unit3(fwd, x);
 401         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 402         Math::cross3(x, y, z);
 403         s->setOrientation(o);
 404
 405         _model.addSurface(s);
 406         _surfs.add(s);
 407     }
 408     return wgt;
 409 }
 410
 411 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 412 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 413 {
 414     Gear* g = gr->gear;
 415
 416     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 417     Surface* s = new Surface();
 418     gr->surf = s;
 419
 420     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 421     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 422     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 423     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 424     float pos[3], cmp[3];
 425     g->getCompression(cmp);
 426     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 427     g->getPosition(pos);
 428     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 429     Math::add3(pos, cmp, pos);
 430
 431     s->setPosition(pos);
 432     s->setTotalDrag(length*length);
 433
 434     _model.addGear(g);
 435     _model.addSurface(s);
 436     _surfs.add(s);
 437 }
 438
 439 void Airplane::compile()
 440 {
 441     double ground[3];
 442     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 443     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 444
 445     RigidBody* body = _model.getBody();
 446     int firstMass = body->numMasses();
 447
 448     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 449     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 450     // make the weight right.
 451     float aeroWgt = 0;
 452
 453     // The Wing objects
 454     aeroWgt += compileWing(_wing);
 455     aeroWgt += compileWing(_tail);
 456     int i;
 457     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 458         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 459     }
 460
 461     // The fuselage(s)
 462     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 463         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 464     }
 465
 466     // Count up the absolute weight we have
 467     float nonAeroWgt = _ballast;
 468     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 469         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 470
 471     // Rescale to the specified empty weight
 472     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 473     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 474         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 475
 476     // Add the thruster masses
 477     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 478         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 479         body->addMass(t->mass, t->cg);
 480     }
 481
 482     // Add the tanks, empty for now.
 483     float totalFuel = 0;
 484     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 485         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 486         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 487         totalFuel += t->cap;
 488     }
 489     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5;
 490     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2;
 491
 492     body->recalc();
 493
 494     // Add surfaces for the landing gear.
 495     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 496         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 497
 498     // The Thruster objects
 499     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 500         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 501         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 502     }
 503
 504     // Ground effect
 505     float gepos[3];
 506     float gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 507     _model.setGroundEffect(gepos, gespan, .3);
 508
 509     solveGear();
 510     solve();
 511
 512     // Drop the gear (use a really big dt)
 513     setGearState(true, 1000000);
 514 }
 515
 516 void Airplane::solveGear()
 517 {
 518     float cg[3], pos[3];
 519     _model.getBody()->getCG(cg);
 520
 521     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 522     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 523     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 524     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 525     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 526     float total = 0;
 527     int i;
 528     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 529         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 530         Gear* g = gr->gear;
 531         g->getPosition(pos);
 532         Math::sub3(cg, pos, pos);
 533         gr->wgt = 1/(0.5+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 534         total += gr->wgt;
 535     }
 536
 537     // Renormalize so they sum to 1
 538     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 539         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 540
 541     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 542     // plane moving downwards at 3x the approach descent rate.  Assume
 543     // a 3 degree approach.
 544     float descentRate = 3*_approachSpeed/19.1;
 545
 546     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 547     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 548     // each gear.
 549     float energy = 0.5*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 550
 551     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 552         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 553         float e = energy * gr->wgt;
 554         float comp[3];
 555         gr->gear->getCompression(comp);
 556         float len = Math::mag3(comp);
 557
 558         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 559         float k = 2 * e / (len*len);
 560
 561         gr->gear->setSpring(k);
 562
 563         // Critically damped (too damped, too!)
 564         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt));
 565
 566         // These are pretty generic
 567         gr->gear->setStaticFriction(0.8);
 568         gr->gear->setDynamicFriction(0.7);
 569     }
 570 }
 571
 572 void Airplane::stabilizeThrust()
 573 {
 574     int i;
 575     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 576         _model.getThruster(i)->stabilize();
 577 }
 578
 579 void Airplane::runCruise()
 580 {
 581     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 582     _model.setState(&_cruiseState);
 583     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 584
 585     // The control configuration
 586     _controls.reset();
 587     int i;
 588     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 589         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 590         _controls.setInput(c->control, c->val);
 591     }
 592     _controls.applyControls();
 593
 594     // The local wind
 595     float wind[3];
 596     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 597     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 598
 599     // Gear are up (if they're non-retractable, this is a noop)
 600     setGearState(false, 100000);
 601
 602     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 603     setFuelFraction(0.5);
 604
 605     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 606     // stabilizes.
 607     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 608         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 609         t->setWind(wind);
 610         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 611     }
 612     stabilizeThrust();
 613
 614     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 615     _model.getBody()->reset();
 616     _model.initIteration();
 617     _model.calcForces(&_cruiseState);
 618 }
 619
 620 void Airplane::runApproach()
 621 {
 622     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 623     _model.setState(&_approachState);
 624     _model.setAir(_approachP, _approachT);
 625
 626     // The control configuration
 627     _controls.reset();
 628     int i;
 629     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 630         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 631         _controls.setInput(c->control, c->val);
 632     }
 633     _controls.applyControls();
 634
 635     // The local wind
 636     float wind[3];
 637     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 638     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 639
 640     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 641     setFuelFraction(0.2);
 642
 643     // Gear are down
 644     setGearState(true, 100000);
 645
 646     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 647     // this is lots of wasted work.
 648     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 649         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 650         t->setWind(wind);
 651         t->setAir(_approachP, _approachT);
 652     }
 653     stabilizeThrust();
 654
 655     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 656     _model.getBody()->reset();
 657     _model.initIteration();
 658     _model.calcForces(&_approachState);
 659 }
 660
 661 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 662 {
 663     float applied = Math::sqrt(factor);
 664     _dragFactor *= applied;
 665     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 666     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 667     int i;
 668     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 669         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 670         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 671     }
 672     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 673         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 674         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 675     }
 676 }
 677
 678 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 679 {
 680     float applied = Math::sqrt(factor);
 681     _liftRatio *= applied;
 682     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 683     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 684     int i;
 685     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 686         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 687         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 688     }
 689 }
 690
 691 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 692 {
 693     if(val < min) return min;
 694     if(val > max) return max;
 695     return val;
 696 }
 697
 698 float Airplane::normFactor(float f)
 699 {
 700     if(f < 0) f = -f;
 701     if(f < 1) f = 1/f;
 702     return f;
 703 }
 704
 705 void Airplane::solve()
 706 {
 707     static const float ARCMIN = 0.0002909;
 708
 709     float tmp[3];
 710     _solutionIterations = 0;
 711     _failureMsg = 0;
 712     while(1) {
 713         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 714             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 715             return;
 716         }
 717
 718         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 719         runCruise();
 720
 721         _model.getThrust(tmp);
 722         float thrust = tmp[0];
 723
 724         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 725         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 726         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 727
 728         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 729         float pitch0 = tmp[1];
 730
 731         // Run an approach iteration, and do likewise
 732         runApproach();
 733
 734         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 735         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 736
 737         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 738         _cruiseAoA += ARCMIN;
 739         runCruise();
 740         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 741
 742         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 743         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 744
 745         // Do the same with the tail incidence
 746         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 747         runCruise();
 748         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 749
 750         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 751         float pitch1 = tmp[1];
 752
 753         // Now calculate:
 754         float awgt = 9.8 * _approachWeight;
 755
 756         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 757         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 758         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 759         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 760
 761         // Sanity:
 762         if(dragFactor <= 0) {
 763             _failureMsg = "Zero or negative drag adjustment.";
 764             return;
 765         } else if(liftFactor <= 0) {
 766             _failureMsg = "Zero or negative lift adjustment.";
 767             return;
 768         }
 769
 770         // And apply:
 771         applyDragFactor(dragFactor);
 772         applyLiftRatio(liftFactor);
 773
 774         // DON'T do the following until the above are sane
 775         if(normFactor(dragFactor) > 1.1
 776            || normFactor(liftFactor) > 1.1)
 777         {
 778             continue;
 779         }
 780
 781         // OK, now we can adjust the minor variables
 782         _cruiseAoA += 0.5*aoaDelta;
 783         _tailIncidence += 0.5*tailDelta;
 784
 785         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -.174, .174);
 786         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -.174, .174);
 787
 788         if(dragFactor < 1.00001 && liftFactor < 1.00001 &&
 789            aoaDelta < .000017   && tailDelta < .000017)
 790         {
 791             break;
 792         }
 793     }
 794
 795     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 796         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 797         return;
 798     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 799         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 800         return;
 801     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .174) {
 802         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 803         return;
 804     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .174) {
 805         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 806         return;
 807     }
 808 }
 809 }; // namespace yasim