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
  12 namespace yasim {
  13
  14 // gadgets
  15 inline float norm(float f) { return f<1 ? 1/f : f; }
  16 inline float abs(float f) { return f<0 ? -f : f; }
  17
  18 Airplane::Airplane()
  19 {
  20     _emptyWeight = 0;
  21     _pilotPos[0] = _pilotPos[1] = _pilotPos[2] = 0;
  22     _wing = 0;
  23     _tail = 0;
  24     _ballast = 0;
  25     _cruiseP = 0;
  26     _cruiseT = 0;
  27     _cruiseSpeed = 0;
  28     _cruiseWeight = 0;
  29     _approachP = 0;
  30     _approachT = 0;
  31     _approachSpeed = 0;
  32     _approachAoA = 0;
  33     _approachWeight = 0;
  34
  35     _dragFactor = 1;
  36     _liftRatio = 1;
  37     _cruiseAoA = 0;
  38     _tailIncidence = 0;
  39 }
  40
  41 Airplane::~Airplane()
  42 {
  43     int i;
  44     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
  45         delete (Fuselage*)_fuselages.get(i);
  46     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  47         delete (Tank*)_tanks.get(i);
  48     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  49         delete (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
  50     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
  51         delete (GearRec*)_gears.get(i);
  52     for(i=0; i<_surfs.size(); i++)
  53         delete (Surface*)_surfs.get(i);
  54     for(i=0; i<_contacts.size(); i++)
  55         delete[] (float*)_contacts.get(i);
  56 }
  57
  58 void Airplane::iterate(float dt)
  59 {
  60     // The gear might have moved.  Change their aerodynamics.
  61     updateGearState();
  62
  63     _model.iterate();
  64
  65     // Consume fuel.  This is a really simple implementation that
  66     // assumes all engines draw equally from all tanks in proportion
  67     // to the amount of fuel stored there.  Needs to be fixed, but
  68     // that has to wait for a decision as to what the property
  69     // interface will look like.
  70     int i, outOfFuel = 0;
  71     float fuelFlow = 0, totalFuel = 0.00001; // <-- overflow protection
  72     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  73         fuelFlow += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster->getFuelFlow();
  74     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  75         totalFuel += ((Tank*)_tanks.get(i))->fill;
  76     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
  77         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
  78         t->fill -= dt * fuelFlow * (t->fill/totalFuel);
  79         if(t->fill <= 0) {
  80             t->fill = 0;
  81             outOfFuel = 1;
  82         }
  83     }
  84     if(outOfFuel)
  85         for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  86             ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster->setFuelState(false);
  87 }
  88
  89 ControlMap* Airplane::getControlMap()
  90 {
  91     return &_controls;
  92 }
  93
  94 Model* Airplane::getModel()
  95 {
  96     return &_model;
  97 }
  98
  99 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
 100 {
 101     State* s = _model.getState();
 102
 103     // Gravity
 104     Glue::geodUp(s->pos, out);
 105     Math::mul3(-9.8f, out, out);
 106
 107     // The regular acceleration
 108     float tmp[3];
 109     Math::mul3(-1, s->acc, tmp);
 110     Math::add3(tmp, out, out);
 111
 112     // Convert to aircraft coordinates
 113     Math::vmul33(s->orient, out, out);
 114
 115     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
 116 }
 117
 118 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
 119 {
 120     int i;
 121     for(i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
 122 }
 123
 124 void Airplane::getPilotPos(float* out)
 125 {
 126     int i;
 127     for(i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
 128 }
 129
 130 int Airplane::numGear()
 131 {
 132     return _gears.size();
 133 }
 134
 135 Gear* Airplane::getGear(int g)
 136 {
 137     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 138 }
 139
 140 void Airplane::updateGearState()
 141 {
 142     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 143         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 144         float ext = gr->gear->getExtension();
 145
 146         gr->surf->setXDrag(ext);
 147         gr->surf->setYDrag(ext);
 148         gr->surf->setZDrag(ext);
 149     }
 150 }
 151
 152 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude)
 153 {
 154     // The zero AoA will become a calculated stall AoA in compile()
 155     setApproach(speed, altitude, 0);
 156 }
 157
 158 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa)
 159 {
 160     _approachSpeed = speed;
 161     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 162     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 163     _approachAoA = aoa;
 164 }
 165
 166 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude)
 167 {
 168     _cruiseSpeed = speed;
 169     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 170     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 171     _cruiseAoA = 0;
 172     _tailIncidence = 0;
 173 }
 174
 175 void Airplane::setElevatorControl(int control)
 176 {
 177     _approachElevator.control = control;
 178     _approachElevator.val = 0;
 179     _approachControls.add(&_approachElevator);
 180 }
 181
 182 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 183 {
 184     Control* c = new Control();
 185     c->control = control;
 186     c->val = val;
 187     _approachControls.add(c);
 188 }
 189
 190 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 191 {
 192     Control* c = new Control();
 193     c->control = control;
 194     c->val = val;
 195     _cruiseControls.add(c);
 196 }
 197
 198 int Airplane::numTanks()
 199 {
 200     return _tanks.size();
 201 }
 202
 203 float Airplane::getFuel(int tank)
 204 {
 205     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 206 }
 207
 208 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 209 {
 210     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 211 }
 212
 213 float Airplane::getTankCapacity(int tank)
 214 {
 215     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->cap;
 216 }
 217
 218 void Airplane::setWeight(float weight)
 219 {
 220     _emptyWeight = weight;
 221 }
 222
 223 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 224 {
 225     _wing = wing;
 226 }
 227
 228 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 229 {
 230     _tail = tail;
 231 }
 232
 233 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 234 {
 235     _vstabs.add(vstab);
 236 }
 237
 238 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width,
 239                            float taper, float mid)
 240 {
 241     Fuselage* f = new Fuselage();
 242     int i;
 243     for(i=0; i<3; i++) {
 244         f->front[i] = front[i];
 245         f->back[i]  = back[i];
 246     }
 247     f->width = width;
 248     f->taper = taper;
 249     f->mid = mid;
 250     _fuselages.add(f);
 251 }
 252
 253 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 254 {
 255     Tank* t = new Tank();
 256     int i;
 257     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 258     t->cap = cap;
 259     t->fill = cap;
 260     t->density = density;
 261     t->handle = 0xffffffff;
 262     return _tanks.add(t);
 263 }
 264
 265 void Airplane::addGear(Gear* gear)
 266 {
 267     GearRec* g = new GearRec();
 268     g->gear = gear;
 269     g->surf = 0;
 270     _gears.add(g);
 271 }
 272
 273 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 274 {
 275     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 276     t->thruster = thruster;
 277     t->mass = mass;
 278     int i;
 279     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 280     _thrusters.add(t);
 281 }
 282
 283 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 284 {
 285     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 286     _ballast += mass;
 287 }
 288
 289 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 290 {
 291     WeightRec* wr = new WeightRec();
 292     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 293
 294     wr->surf = new Surface();
 295     wr->surf->setPosition(pos);
 296     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 297     _model.addSurface(wr->surf);
 298     _surfs.add(wr->surf);
 299
 300     return _weights.add(wr);
 301 }
 302
 303 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 304 {
 305     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 306
 307     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 308
 309     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 310     // how we simulate droppable stores.
 311     if(mass == 0) {
 312         wr->surf->setXDrag(0);
 313         wr->surf->setYDrag(0);
 314         wr->surf->setZDrag(0);
 315     } else {
 316         wr->surf->setXDrag(1);
 317         wr->surf->setYDrag(1);
 318         wr->surf->setZDrag(1);
 319     }
 320 }
 321
 322 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 323 {
 324     int i;
 325     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 326         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 327         t->fill = frac * t->cap;
 328         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 329     }
 330 }
 331
 332 float Airplane::getDragCoefficient()
 333 {
 334     return _dragFactor;
 335 }
 336
 337 float Airplane::getLiftRatio()
 338 {
 339     return _liftRatio;
 340 }
 341
 342 float Airplane::getCruiseAoA()
 343 {
 344     return _cruiseAoA;
 345 }
 346
 347 float Airplane::getTailIncidence()
 348 {
 349     return _tailIncidence;
 350 }
 351
 352 char* Airplane::getFailureMsg()
 353 {
 354     return _failureMsg;
 355 }
 356
 357 int Airplane::getSolutionIterations()
 358 {
 359     return _solutionIterations;
 360 }
 361
 362 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 363 {
 364     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 365     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 366     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 367     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 368     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 369
 370     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 371
 372     int i;
 373     for(i=0; i<3; i++)
 374         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 375
 376     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 377     // Model goes nuts
 378     s->pos[2] = 1;
 379 }
 380
 381 void Airplane::addContactPoint(float* pos)
 382 {
 383     float* cp = new float[3];
 384     cp[0] = pos[0];
 385     cp[1] = pos[1];
 386     cp[2] = pos[2];
 387     _contacts.add(cp);
 388 }
 389
 390 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 391 {
 392     // The tip of the wing is a contact point
 393     float tip[3];
 394     w->getTip(tip);
 395     addContactPoint(tip);
 396     if(w->isMirrored()) {
 397         tip[1] *= -1;
 398         addContactPoint(tip);
 399     }
 400
 401     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 402     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 403     // want.
 404     w->compile();
 405
 406     float wgt = 0;
 407     int i;
 408     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 409         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 410
 411         float td = s->getTotalDrag();
 412         s->setTotalDrag(td);
 413
 414         _model.addSurface(s);
 415
 416         float mass = w->getSurfaceWeight(i);
 417         mass = mass * Math::sqrt(mass);
 418         float pos[3];
 419         s->getPosition(pos);
 420         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 421         wgt += mass;
 422     }
 423     return wgt;
 424 }
 425
 426 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 427 {
 428     // The front and back are contact points
 429     addContactPoint(f->front);
 430     addContactPoint(f->back);
 431
 432     float wgt = 0;
 433     float fwd[3];
 434     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 435     float len = Math::mag3(fwd);
 436     float wid = f->width;
 437     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 438     float segWgt = len*wid/segs;
 439     int j;
 440     for(j=0; j<segs; j++) {
 441         float frac = (j+0.5f) / segs;
 442
 443         float scale = 1;
 444         if(frac < f->mid)
 445             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac / f->mid);
 446         else
 447             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac - f->mid) / (1 - f->mid);
 448
 449         // Where are we?
 450         float pos[3];
 451         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 452         Math::add3(f->back, pos, pos);
 453
 454         // _Mass_ weighting goes as surface area^(3/2)
 455         float mass = scale*segWgt * Math::sqrt(scale*segWgt);
 456         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 457         wgt += mass;
 458
 459         // Make a Surface too
 460         Surface* s = new Surface();
 461         s->setPosition(pos);
 462         float sideDrag = len/wid;
 463         s->setYDrag(sideDrag);
 464         s->setZDrag(sideDrag);
 465         s->setTotalDrag(scale*segWgt);
 466
 467         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 468         float o[9];
 469         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 470         Math::unit3(fwd, x);
 471         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 472         Math::cross3(x, y, z);
 473         Math::unit3(z, z);
 474         Math::cross3(z, x, y);
 475         s->setOrientation(o);
 476
 477         _model.addSurface(s);
 478         _surfs.add(s);
 479     }
 480     return wgt;
 481 }
 482
 483 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 484 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 485 {
 486     Gear* g = gr->gear;
 487
 488     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 489     Surface* s = new Surface();
 490     gr->surf = s;
 491
 492     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 493     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 494     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 495     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 496     float pos[3], cmp[3];
 497     g->getCompression(cmp);
 498     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 499     g->getPosition(pos);
 500     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 501     Math::add3(pos, cmp, pos);
 502
 503     s->setPosition(pos);
 504     s->setTotalDrag(length*length);
 505
 506     _model.addGear(g);
 507     _model.addSurface(s);
 508     _surfs.add(s);
 509 }
 510
 511 void Airplane::compileContactPoints()
 512 {
 513     // Figure it will compress by 20cm
 514     float comp[3];
 515     float DIST = 0.2f;
 516     comp[0] = 0; comp[1] = 0; comp[2] = DIST;
 517
 518     // Give it a spring constant such that at full compression it will
 519     // hold up 10 times the planes mass.  That's about right.  Yeah.
 520     float mass = _model.getBody()->getTotalMass();
 521     float spring = (1/DIST) * 9.8f * 10.0f * mass;
 522     float damp = 2 * Math::sqrt(spring * mass);
 523
 524     int i;
 525     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
 526         float *cp = (float*)_contacts.get(i);
 527
 528         Gear* g = new Gear();
 529         g->setPosition(cp);
 530
 531         g->setCompression(comp);
 532         g->setSpring(spring);
 533         g->setDamping(damp);
 534         g->setBrake(1);
 535
 536         // I made these up
 537         g->setStaticFriction(0.6f);
 538         g->setDynamicFriction(0.5f);
 539
 540         _model.addGear(g);
 541     }
 542 }
 543
 544 void Airplane::compile()
 545 {
 546     double ground[3];
 547     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 548     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 549
 550     RigidBody* body = _model.getBody();
 551     int firstMass = body->numMasses();
 552
 553     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 554     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 555     // make the weight right.
 556     float aeroWgt = 0;
 557
 558     // The Wing objects
 559     aeroWgt += compileWing(_wing);
 560     aeroWgt += compileWing(_tail);
 561     int i;
 562     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 563         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 564     }
 565
 566     // The fuselage(s)
 567     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 568         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 569     }
 570
 571     // Count up the absolute weight we have
 572     float nonAeroWgt = _ballast;
 573     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 574         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 575
 576     // Rescale to the specified empty weight
 577     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 578     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 579         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 580
 581     // Add the thruster masses
 582     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 583         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 584         body->addMass(t->mass, t->cg);
 585     }
 586
 587     // Add the tanks, empty for now.
 588     float totalFuel = 0;
 589     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 590         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 591         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 592         totalFuel += t->cap;
 593     }
 594     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5f;
 595     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2f;
 596
 597     body->recalc();
 598
 599     // Add surfaces for the landing gear.
 600     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 601         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 602
 603     // The Thruster objects
 604     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 605         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 606         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 607     }
 608
 609     // Ground effect
 610     float gepos[3];
 611     float gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 612     _model.setGroundEffect(gepos, gespan, 0.15f);
 613
 614     solveGear();
 615     solve();
 616
 617     // Do this after solveGear, because it creates "gear" objects that
 618     // we don't want to affect.
 619     compileContactPoints();
 620 }
 621
 622 void Airplane::solveGear()
 623 {
 624     float cg[3], pos[3];
 625     _model.getBody()->getCG(cg);
 626
 627     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 628     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 629     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 630     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 631     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 632     float total = 0;
 633     int i;
 634     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 635         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 636         Gear* g = gr->gear;
 637         g->getPosition(pos);
 638         Math::sub3(cg, pos, pos);
 639         gr->wgt = 1.0f/(0.5f+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 640         total += gr->wgt;
 641     }
 642
 643     // Renormalize so they sum to 1
 644     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 645         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 646
 647     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 648     // plane moving downwards at 2x the approach descent rate.  Assume
 649     // a 3 degree approach.
 650     float descentRate = 2.0f*_approachSpeed/19.1f;
 651
 652     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 653     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 654     // each gear.
 655     float energy = 0.5f*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 656
 657     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 658         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 659         float e = energy * gr->wgt;
 660         float comp[3];
 661         gr->gear->getCompression(comp);
 662         float len = Math::mag3(comp);
 663
 664         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 665         float k = 2 * e / (len*len);
 666
 667         gr->gear->setSpring(k * gr->gear->getSpring());
 668
 669         // Critically damped (too damped, too!)
 670         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt)
 671                              * gr->gear->getDamping());
 672
 673         // These are pretty generic
 674         gr->gear->setStaticFriction(0.8f);
 675         gr->gear->setDynamicFriction(0.7f);
 676     }
 677 }
 678
 679 void Airplane::initEngines()
 680 {
 681     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 682         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 683         tr->thruster->init();
 684     }
 685 }
 686
 687 void Airplane::stabilizeThrust()
 688 {
 689     int i;
 690     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 691         _model.getThruster(i)->stabilize();
 692 }
 693
 694 void Airplane::runCruise()
 695 {
 696     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 697     _model.setState(&_cruiseState);
 698     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 699                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 700
 701     // The control configuration
 702     _controls.reset();
 703     int i;
 704     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 705         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 706         _controls.setInput(c->control, c->val);
 707     }
 708     _controls.applyControls(1000000); // Huge dt value
 709
 710     // The local wind
 711     float wind[3];
 712     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 713     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 714
 715     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 716     setFuelFraction(0.5);
 717
 718     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 719     // stabilizes.
 720     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 721         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 722         t->setWind(wind);
 723         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 724                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 725     }
 726     stabilizeThrust();
 727
 728     updateGearState();
 729
 730     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 731     _model.getBody()->recalc();
 732     _model.getBody()->reset();
 733     _model.initIteration();
 734     _model.calcForces(&_cruiseState);
 735 }
 736
 737 void Airplane::runApproach()
 738 {
 739     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 740     _model.setState(&_approachState);
 741     _model.setAir(_approachP, _approachT,
 742                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 743
 744     // The control configuration
 745     _controls.reset();
 746     int i;
 747     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 748         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 749         _controls.setInput(c->control, c->val);
 750     }
 751     _controls.applyControls(1000000);
 752
 753     // The local wind
 754     float wind[3];
 755     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 756     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 757
 758     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 759     setFuelFraction(0.2f);
 760
 761     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 762     // this is lots of wasted work.
 763     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 764         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 765         t->setWind(wind);
 766         t->setAir(_approachP, _approachT,
 767                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 768     }
 769     stabilizeThrust();
 770
 771     updateGearState();
 772
 773     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 774     _model.getBody()->recalc();
 775     _model.getBody()->reset();
 776     _model.initIteration();
 777     _model.calcForces(&_approachState);
 778 }
 779
 780 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 781 {
 782     float applied = Math::sqrt(factor);
 783     _dragFactor *= applied;
 784     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 785     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 786     int i;
 787     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 788         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 789         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 790     }
 791     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 792         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 793         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 794     }
 795 }
 796
 797 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 798 {
 799     float applied = Math::sqrt(factor);
 800     _liftRatio *= applied;
 801     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 802     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 803     int i;
 804     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 805         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 806         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 807     }
 808 }
 809
 810 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 811 {
 812     if(val < min) return min;
 813     if(val > max) return max;
 814     return val;
 815 }
 816
 817 float Airplane::normFactor(float f)
 818 {
 819     if(f < 0) f = -f;
 820     if(f < 1) f = 1/f;
 821     return f;
 822 }
 823
 824 void Airplane::solve()
 825 {
 826     static const float ARCMIN = 0.0002909f;
 827
 828     float tmp[3];
 829     _solutionIterations = 0;
 830     _failureMsg = 0;
 831     while(1) {
 832 #if 0
 833         printf("%d %f %f %f %f %f\n", //DEBUG
 834                _solutionIterations,
 835                1000*_dragFactor,
 836                _liftRatio,
 837                _cruiseAoA,
 838                _tailIncidence,
 839                _approachElevator.val);
 840 #endif
 841
 842         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 843             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 844             return;
 845         }
 846
 847         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 848         runCruise();
 849
 850         _model.getThrust(tmp);
 851         float thrust = tmp[0];
 852
 853         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 854         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 855         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 856         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 857
 858         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 859         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 860         float pitch0 = tmp[1];
 861
 862         // Run an approach iteration, and do likewise
 863         runApproach();
 864
 865         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 866         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 867         double apitch0 = tmp[1];
 868
 869         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 870         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 871         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 872
 873         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 874         _cruiseAoA += ARCMIN;
 875         runCruise();
 876         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 877
 878         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 879         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 880         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 881
 882         // Do the same with the tail incidence
 883         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 884         runCruise();
 885         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 886
 887         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 888         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 889         float pitch1 = tmp[1];
 890
 891         // Now calculate:
 892         float awgt = 9.8f * _approachWeight;
 893
 894         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 895         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 896         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 897         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 898
 899         // Sanity:
 900         if(dragFactor <= 0 || liftFactor <= 0)
 901             break;
 902
 903         // And the elevator control in the approach.  This works just
 904         // like the tail incidence computation (it's solving for the
 905         // same thing -- pitching moment -- by diddling a different
 906         // variable).
 907         const float ELEVDIDDLE = 0.001f;
 908         _approachElevator.val += ELEVDIDDLE;
 909         runApproach();
 910         _approachElevator.val -= ELEVDIDDLE;
 911
 912         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 913         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 914         double apitch1 = tmp[1];
 915         float elevDelta = -apitch0 * (ELEVDIDDLE/(apitch1-apitch0));
 916
 917         // Now apply the values we just computed.  Note that the
 918         // "minor" variables are deferred until we get the lift/drag
 919         // numbers in the right ballpark.
 920
 921         applyDragFactor(dragFactor);
 922         applyLiftRatio(liftFactor);
 923
 924         // DON'T do the following until the above are sane
 925         if(normFactor(dragFactor) > 1.0001
 926            || normFactor(liftFactor) > 1.0001)
 927         {
 928             continue;
 929         }
 930
 931         // OK, now we can adjust the minor variables:
 932         _cruiseAoA += 0.5f*aoaDelta;
 933         _tailIncidence += 0.5f*tailDelta;
 934
 935         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -0.175f, 0.175f);
 936         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -0.175f, 0.175f);
 937
 938         if(abs(xforce/_cruiseWeight) < 0.0001 &&
 939            abs(alift/_approachWeight) < 0.0001 &&
 940            abs(aoaDelta) < .000017 &&
 941            abs(tailDelta) < .000017)
 942         {
 943             // If this finaly value is OK, then we're all done
 944             if(abs(elevDelta) < 0.0001)
 945                 break;
 946
 947             // Otherwise, adjust and do the next iteration
 948             _approachElevator.val += 0.8 * elevDelta;
 949             if(abs(_approachElevator.val) > 1) {
 950                 _failureMsg = "Insufficient elevator to trim for approach";
 951                 break;
 952             }
 953         }
 954     }
 955
 956     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 957         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 958         return;
 959     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 960         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 961         return;
 962     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .17453293) {
 963         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 964         return;
 965     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .17453293) {
 966         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 967         return;
 968     }
 969 }
 970 }; // namespace yasim