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                            float taper, float mid)
 212 {
 213     Fuselage* f = new Fuselage();
 214     int i;
 215     for(i=0; i<3; i++) {
 216         f->front[i] = front[i];
 217         f->back[i]  = back[i];
 218     }
 219     f->width = width;
 220     f->taper = taper;
 221     f->mid = mid;
 222     _fuselages.add(f);
 223 }
 224
 225 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 226 {
 227     Tank* t = new Tank();
 228     int i;
 229     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 230     t->cap = cap;
 231     t->fill = cap;
 232     t->density = density;
 233     t->handle = 0xffffffff;
 234     return _tanks.add(t);
 235 }
 236
 237 void Airplane::addGear(Gear* gear, float transitionTime)
 238 {
 239     GearRec* g = new GearRec();
 240     g->gear = gear;
 241     g->surf = 0;
 242     g->time = transitionTime;
 243     _gears.add(g);
 244 }
 245
 246 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 247 {
 248     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 249     t->thruster = thruster;
 250     t->mass = mass;
 251     int i;
 252     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 253     _thrusters.add(t);
 254 }
 255
 256 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 257 {
 258     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 259     _ballast += mass;
 260 }
 261
 262 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 263 {
 264     WeightRec* wr = new WeightRec();
 265     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 266
 267     wr->surf = new Surface();
 268     wr->surf->setPosition(pos);
 269     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 270     _model.addSurface(wr->surf);
 271     _surfs.add(wr->surf);
 272
 273     return _weights.add(wr);
 274 }
 275
 276 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 277 {
 278     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 279
 280     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 281
 282     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 283     // how we simulate droppable stores.
 284     if(mass == 0) {
 285         wr->surf->setXDrag(0);
 286         wr->surf->setYDrag(0);
 287         wr->surf->setZDrag(0);
 288     } else {
 289         wr->surf->setXDrag(1);
 290         wr->surf->setYDrag(1);
 291         wr->surf->setZDrag(1);
 292     }
 293 }
 294
 295 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 296 {
 297     int i;
 298     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 299         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 300         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 301     }
 302 }
 303
 304 float Airplane::getDragCoefficient()
 305 {
 306     return _dragFactor;
 307 }
 308
 309 float Airplane::getLiftRatio()
 310 {
 311     return _liftRatio;
 312 }
 313
 314 float Airplane::getCruiseAoA()
 315 {
 316     return _cruiseAoA;
 317 }
 318
 319 float Airplane::getTailIncidence()
 320 {
 321     return _tailIncidence;
 322 }
 323
 324 char* Airplane::getFailureMsg()
 325 {
 326     return _failureMsg;
 327 }
 328
 329 int Airplane::getSolutionIterations()
 330 {
 331     return _solutionIterations;
 332 }
 333
 334 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 335 {
 336     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 337     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 338     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 339     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 340     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 341
 342     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 343
 344     int i;
 345     for(i=0; i<3; i++)
 346         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 347
 348     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 349     // Model goes nuts
 350     s->pos[2] = 1;
 351 }
 352
 353 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 354 {
 355     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 356     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 357     // want.
 358     w->compile();
 359
 360     float wgt = 0;
 361     int i;
 362     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 363         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 364
 365         float td = s->getTotalDrag();
 366         s->setTotalDrag(td);
 367
 368         _model.addSurface(s);
 369
 370         float mass = w->getSurfaceWeight(i);
 371         mass = mass * Math::sqrt(mass);
 372         float pos[3];
 373         s->getPosition(pos);
 374         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 375         wgt += mass;
 376     }
 377     return wgt;
 378 }
 379
 380 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 381 {
 382     float wgt = 0;
 383     float fwd[3];
 384     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 385     float len = Math::mag3(fwd);
 386     float wid = f->width;
 387     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 388     float segWgt = len*wid/segs;
 389     int j;
 390     for(j=0; j<segs; j++) {
 391         float frac = (j+0.5) / segs;
 392
 393         float scale = 1;
 394         if(frac < f->mid)
 395             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac / f->mid);
 396         else
 397             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac - f->mid) / (1 - f->mid);
 398
 399         // Where are we?
 400         float pos[3];
 401         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 402         Math::add3(f->back, pos, pos);
 403
 404         // _Mass_ weighting goes as surface area^(3/2)
 405         float mass = scale*segWgt * Math::sqrt(scale*segWgt);
 406         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 407         wgt += mass;
 408
 409         // Make a Surface too
 410         Surface* s = new Surface();
 411         s->setPosition(pos);
 412         float sideDrag = len/wid;
 413         s->setYDrag(sideDrag);
 414         s->setZDrag(sideDrag);
 415         s->setTotalDrag(scale*segWgt);
 416
 417         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 418         float o[9];
 419         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 420         Math::unit3(fwd, x);
 421         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 422         Math::cross3(x, y, z);
 423         s->setOrientation(o);
 424
 425         _model.addSurface(s);
 426         _surfs.add(s);
 427     }
 428     return wgt;
 429 }
 430
 431 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 432 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 433 {
 434     Gear* g = gr->gear;
 435
 436     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 437     Surface* s = new Surface();
 438     gr->surf = s;
 439
 440     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 441     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 442     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 443     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 444     float pos[3], cmp[3];
 445     g->getCompression(cmp);
 446     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 447     g->getPosition(pos);
 448     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 449     Math::add3(pos, cmp, pos);
 450
 451     s->setPosition(pos);
 452     s->setTotalDrag(length*length);
 453
 454     _model.addGear(g);
 455     _model.addSurface(s);
 456     _surfs.add(s);
 457 }
 458
 459 void Airplane::compile()
 460 {
 461     double ground[3];
 462     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 463     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 464
 465     RigidBody* body = _model.getBody();
 466     int firstMass = body->numMasses();
 467
 468     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 469     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 470     // make the weight right.
 471     float aeroWgt = 0;
 472
 473     // The Wing objects
 474     aeroWgt += compileWing(_wing);
 475     aeroWgt += compileWing(_tail);
 476     int i;
 477     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 478         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 479     }
 480
 481     // The fuselage(s)
 482     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 483         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 484     }
 485
 486     // Count up the absolute weight we have
 487     float nonAeroWgt = _ballast;
 488     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 489         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 490
 491     // Rescale to the specified empty weight
 492     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 493     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 494         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 495
 496     // Add the thruster masses
 497     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 498         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 499         body->addMass(t->mass, t->cg);
 500     }
 501
 502     // Add the tanks, empty for now.
 503     float totalFuel = 0;
 504     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 505         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 506         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 507         totalFuel += t->cap;
 508     }
 509     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5;
 510     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2;
 511
 512     body->recalc();
 513
 514     // Add surfaces for the landing gear.
 515     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 516         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 517
 518     // The Thruster objects
 519     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 520         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 521         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 522     }
 523
 524     // Ground effect
 525     float gepos[3];
 526     float gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 527     _model.setGroundEffect(gepos, gespan, .3);
 528
 529     solveGear();
 530     solve();
 531
 532     // Drop the gear (use a really big dt)
 533     setGearState(true, 1000000);
 534 }
 535
 536 void Airplane::solveGear()
 537 {
 538     float cg[3], pos[3];
 539     _model.getBody()->getCG(cg);
 540
 541     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 542     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 543     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 544     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 545     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 546     float total = 0;
 547     int i;
 548     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 549         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 550         Gear* g = gr->gear;
 551         g->getPosition(pos);
 552         Math::sub3(cg, pos, pos);
 553         gr->wgt = 1/(0.5+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 554         total += gr->wgt;
 555     }
 556
 557     // Renormalize so they sum to 1
 558     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 559         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 560
 561     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 562     // plane moving downwards at 3x the approach descent rate.  Assume
 563     // a 3 degree approach.
 564     float descentRate = 3*_approachSpeed/19.1;
 565
 566     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 567     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 568     // each gear.
 569     float energy = 0.5*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 570
 571     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 572         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 573         float e = energy * gr->wgt;
 574         float comp[3];
 575         gr->gear->getCompression(comp);
 576         float len = Math::mag3(comp);
 577
 578         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 579         float k = 2 * e / (len*len);
 580
 581         gr->gear->setSpring(k);
 582
 583         // Critically damped (too damped, too!)
 584         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt));
 585
 586         // These are pretty generic
 587         gr->gear->setStaticFriction(0.8);
 588         gr->gear->setDynamicFriction(0.7);
 589     }
 590 }
 591
 592 void Airplane::stabilizeThrust()
 593 {
 594     int i;
 595     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 596         _model.getThruster(i)->stabilize();
 597 }
 598
 599 void Airplane::runCruise()
 600 {
 601     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 602     _model.setState(&_cruiseState);
 603     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 604
 605     // The control configuration
 606     _controls.reset();
 607     int i;
 608     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 609         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 610         _controls.setInput(c->control, c->val);
 611     }
 612     _controls.applyControls();
 613
 614     // The local wind
 615     float wind[3];
 616     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 617     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 618
 619     // Gear are up (if they're non-retractable, this is a noop)
 620     setGearState(false, 100000);
 621
 622     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 623     setFuelFraction(0.5);
 624
 625     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 626     // stabilizes.
 627     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 628         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 629         t->setWind(wind);
 630         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT);
 631     }
 632     stabilizeThrust();
 633
 634     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 635     _model.getBody()->reset();
 636     _model.initIteration();
 637     _model.calcForces(&_cruiseState);
 638 }
 639
 640 void Airplane::runApproach()
 641 {
 642     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 643     _model.setState(&_approachState);
 644     _model.setAir(_approachP, _approachT);
 645
 646     // The control configuration
 647     _controls.reset();
 648     int i;
 649     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 650         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 651         _controls.setInput(c->control, c->val);
 652     }
 653     _controls.applyControls();
 654
 655     // The local wind
 656     float wind[3];
 657     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 658     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 659
 660     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 661     setFuelFraction(0.2);
 662
 663     // Gear are down
 664     setGearState(true, 100000);
 665
 666     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 667     // this is lots of wasted work.
 668     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 669         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 670         t->setWind(wind);
 671         t->setAir(_approachP, _approachT);
 672     }
 673     stabilizeThrust();
 674
 675     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 676     _model.getBody()->reset();
 677     _model.initIteration();
 678     _model.calcForces(&_approachState);
 679 }
 680
 681 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 682 {
 683     float applied = Math::sqrt(factor);
 684     _dragFactor *= applied;
 685     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 686     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 687     int i;
 688     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 689         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 690         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 691     }
 692     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 693         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 694         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 695     }
 696 }
 697
 698 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 699 {
 700     float applied = Math::sqrt(factor);
 701     _liftRatio *= applied;
 702     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 703     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 704     int i;
 705     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 706         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 707         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 708     }
 709 }
 710
 711 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 712 {
 713     if(val < min) return min;
 714     if(val > max) return max;
 715     return val;
 716 }
 717
 718 float Airplane::normFactor(float f)
 719 {
 720     if(f < 0) f = -f;
 721     if(f < 1) f = 1/f;
 722     return f;
 723 }
 724
 725 void Airplane::solve()
 726 {
 727     static const float ARCMIN = 0.0002909;
 728
 729     float tmp[3];
 730     _solutionIterations = 0;
 731     _failureMsg = 0;
 732     while(1) {
 733         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 734             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 735             return;
 736         }
 737
 738         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 739         runCruise();
 740
 741         _model.getThrust(tmp);
 742         float thrust = tmp[0];
 743
 744         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 745         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 746         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 747
 748         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 749         float pitch0 = tmp[1];
 750
 751         // Run an approach iteration, and do likewise
 752         runApproach();
 753
 754         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 755         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 756
 757         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 758         _cruiseAoA += ARCMIN;
 759         runCruise();
 760         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 761
 762         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 763         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 764
 765         // Do the same with the tail incidence
 766         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 767         runCruise();
 768         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 769
 770         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 771         float pitch1 = tmp[1];
 772
 773         // Now calculate:
 774         float awgt = 9.8 * _approachWeight;
 775
 776         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 777         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 778         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 779         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 780
 781         // Sanity:
 782         if(dragFactor <= 0) {
 783             _failureMsg = "Zero or negative drag adjustment.";
 784             return;
 785         } else if(liftFactor <= 0) {
 786             _failureMsg = "Zero or negative lift adjustment.";
 787             return;
 788         }
 789
 790         // And apply:
 791         applyDragFactor(dragFactor);
 792         applyLiftRatio(liftFactor);
 793
 794         // DON'T do the following until the above are sane
 795         if(normFactor(dragFactor) > 1.1
 796            || normFactor(liftFactor) > 1.1)
 797         {
 798             continue;
 799         }
 800
 801         // OK, now we can adjust the minor variables
 802         _cruiseAoA += 0.5*aoaDelta;
 803         _tailIncidence += 0.5*tailDelta;
 804
 805         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -.174, .174);
 806         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -.174, .174);
 807
 808         if(dragFactor < 1.00001 && liftFactor < 1.00001 &&
 809            aoaDelta < .000017   && tailDelta < .000017)
 810         {
 811             break;
 812         }
 813     }
 814
 815     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 816         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 817         return;
 818     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 819         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 820         return;
 821     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .174) {
 822         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 823         return;
 824     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .174) {
 825         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 826         return;
 827     }
 828 }
 829 }; // namespace yasim