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
  66 void Airplane::consumeFuel(float dt)
  67 {
  68     // This is a really simple implementation that assumes all engines
  69     // draw equally from all tanks in proportion to the amount of fuel
  70     // stored there.  Needs to be fixed, but that has to wait for a
  71     // decision as to what the property interface will look like.
  72     int i, outOfFuel = 0;
  73     float fuelFlow = 0, totalFuel = 0.00001; // <-- overflow protection
  74     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  75         fuelFlow += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster->getFuelFlow();
  76     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  77         totalFuel += ((Tank*)_tanks.get(i))->fill;
  78     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
  79         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
  80         t->fill -= dt * fuelFlow * (t->fill/totalFuel);
  81         if(t->fill <= 0) {
  82             t->fill = 0;
  83             outOfFuel = 1;
  84         }
  85     }
  86     if(outOfFuel)
  87         for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  88             ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster->setFuelState(false);
  89
  90     // Set the tank masses on the RigidBody
  91     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
  92         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
  93         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->fill);
  94     }
  95 }
  96
  97 ControlMap* Airplane::getControlMap()
  98 {
  99     return &_controls;
 100 }
 101
 102 Model* Airplane::getModel()
 103 {
 104     return &_model;
 105 }
 106
 107 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
 108 {
 109     State* s = _model.getState();
 110
 111     // Gravity
 112     Glue::geodUp(s->pos, out);
 113     Math::mul3(-9.8f, out, out);
 114
 115     // The regular acceleration
 116     float tmp[3];
 117     Math::mul3(-1, s->acc, tmp);
 118     Math::add3(tmp, out, out);
 119
 120     // Convert to aircraft coordinates
 121     Math::vmul33(s->orient, out, out);
 122
 123     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
 124 }
 125
 126 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
 127 {
 128     int i;
 129     for(i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
 130 }
 131
 132 void Airplane::getPilotPos(float* out)
 133 {
 134     int i;
 135     for(i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
 136 }
 137
 138 int Airplane::numGear()
 139 {
 140     return _gears.size();
 141 }
 142
 143 Gear* Airplane::getGear(int g)
 144 {
 145     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 146 }
 147
 148 void Airplane::updateGearState()
 149 {
 150     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 151         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 152         float ext = gr->gear->getExtension();
 153
 154         gr->surf->setXDrag(ext);
 155         gr->surf->setYDrag(ext);
 156         gr->surf->setZDrag(ext);
 157     }
 158 }
 159
 160 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude)
 161 {
 162     // The zero AoA will become a calculated stall AoA in compile()
 163     setApproach(speed, altitude, 0);
 164 }
 165
 166 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa)
 167 {
 168     _approachSpeed = speed;
 169     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 170     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 171     _approachAoA = aoa;
 172 }
 173
 174 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude)
 175 {
 176     _cruiseSpeed = speed;
 177     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 178     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 179     _cruiseAoA = 0;
 180     _tailIncidence = 0;
 181 }
 182
 183 void Airplane::setElevatorControl(int control)
 184 {
 185     _approachElevator.control = control;
 186     _approachElevator.val = 0;
 187     _approachControls.add(&_approachElevator);
 188 }
 189
 190 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 191 {
 192     Control* c = new Control();
 193     c->control = control;
 194     c->val = val;
 195     _approachControls.add(c);
 196 }
 197
 198 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 199 {
 200     Control* c = new Control();
 201     c->control = control;
 202     c->val = val;
 203     _cruiseControls.add(c);
 204 }
 205
 206 int Airplane::numTanks()
 207 {
 208     return _tanks.size();
 209 }
 210
 211 float Airplane::getFuel(int tank)
 212 {
 213     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 214 }
 215
 216 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 217 {
 218     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 219 }
 220
 221 float Airplane::getTankCapacity(int tank)
 222 {
 223     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->cap;
 224 }
 225
 226 void Airplane::setWeight(float weight)
 227 {
 228     _emptyWeight = weight;
 229 }
 230
 231 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 232 {
 233     _wing = wing;
 234 }
 235
 236 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 237 {
 238     _tail = tail;
 239 }
 240
 241 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 242 {
 243     _vstabs.add(vstab);
 244 }
 245
 246 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width,
 247                            float taper, float mid)
 248 {
 249     Fuselage* f = new Fuselage();
 250     int i;
 251     for(i=0; i<3; i++) {
 252         f->front[i] = front[i];
 253         f->back[i]  = back[i];
 254     }
 255     f->width = width;
 256     f->taper = taper;
 257     f->mid = mid;
 258     _fuselages.add(f);
 259 }
 260
 261 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 262 {
 263     Tank* t = new Tank();
 264     int i;
 265     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 266     t->cap = cap;
 267     t->fill = cap;
 268     t->density = density;
 269     t->handle = 0xffffffff;
 270     return _tanks.add(t);
 271 }
 272
 273 void Airplane::addGear(Gear* gear)
 274 {
 275     GearRec* g = new GearRec();
 276     g->gear = gear;
 277     g->surf = 0;
 278     _gears.add(g);
 279 }
 280
 281 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 282 {
 283     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 284     t->thruster = thruster;
 285     t->mass = mass;
 286     int i;
 287     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 288     _thrusters.add(t);
 289 }
 290
 291 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 292 {
 293     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 294     _ballast += mass;
 295 }
 296
 297 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 298 {
 299     WeightRec* wr = new WeightRec();
 300     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 301
 302     wr->surf = new Surface();
 303     wr->surf->setPosition(pos);
 304     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 305     _model.addSurface(wr->surf);
 306     _surfs.add(wr->surf);
 307
 308     return _weights.add(wr);
 309 }
 310
 311 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 312 {
 313     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 314
 315     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 316
 317     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 318     // how we simulate droppable stores.
 319     if(mass == 0) {
 320         wr->surf->setXDrag(0);
 321         wr->surf->setYDrag(0);
 322         wr->surf->setZDrag(0);
 323     } else {
 324         wr->surf->setXDrag(1);
 325         wr->surf->setYDrag(1);
 326         wr->surf->setZDrag(1);
 327     }
 328 }
 329
 330 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 331 {
 332     int i;
 333     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 334         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 335         t->fill = frac * t->cap;
 336         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 337     }
 338 }
 339
 340 float Airplane::getDragCoefficient()
 341 {
 342     return _dragFactor;
 343 }
 344
 345 float Airplane::getLiftRatio()
 346 {
 347     return _liftRatio;
 348 }
 349
 350 float Airplane::getCruiseAoA()
 351 {
 352     return _cruiseAoA;
 353 }
 354
 355 float Airplane::getTailIncidence()
 356 {
 357     return _tailIncidence;
 358 }
 359
 360 char* Airplane::getFailureMsg()
 361 {
 362     return _failureMsg;
 363 }
 364
 365 int Airplane::getSolutionIterations()
 366 {
 367     return _solutionIterations;
 368 }
 369
 370 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, State* s)
 371 {
 372     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 373     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 374     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 375     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 376     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 377
 378     s->v[0] = speed; s->v[1] = 0; s->v[2] = 0;
 379
 380     int i;
 381     for(i=0; i<3; i++)
 382         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 383
 384     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 385     // Model goes nuts
 386     s->pos[2] = 1;
 387 }
 388
 389 void Airplane::addContactPoint(float* pos)
 390 {
 391     float* cp = new float[3];
 392     cp[0] = pos[0];
 393     cp[1] = pos[1];
 394     cp[2] = pos[2];
 395     _contacts.add(cp);
 396 }
 397
 398 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 399 {
 400     // The tip of the wing is a contact point
 401     float tip[3];
 402     w->getTip(tip);
 403     addContactPoint(tip);
 404     if(w->isMirrored()) {
 405         tip[1] *= -1;
 406         addContactPoint(tip);
 407     }
 408
 409     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 410     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 411     // want.
 412     w->compile();
 413
 414     float wgt = 0;
 415     int i;
 416     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 417         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 418
 419         float td = s->getTotalDrag();
 420         s->setTotalDrag(td);
 421
 422         _model.addSurface(s);
 423
 424         float mass = w->getSurfaceWeight(i);
 425         mass = mass * Math::sqrt(mass);
 426         float pos[3];
 427         s->getPosition(pos);
 428         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 429         wgt += mass;
 430     }
 431     return wgt;
 432 }
 433
 434 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 435 {
 436     // The front and back are contact points
 437     addContactPoint(f->front);
 438     addContactPoint(f->back);
 439
 440     float wgt = 0;
 441     float fwd[3];
 442     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 443     float len = Math::mag3(fwd);
 444     float wid = f->width;
 445     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 446     float segWgt = len*wid/segs;
 447     int j;
 448     for(j=0; j<segs; j++) {
 449         float frac = (j+0.5f) / segs;
 450
 451         float scale = 1;
 452         if(frac < f->mid)
 453             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac / f->mid);
 454         else
 455             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac - f->mid) / (1 - f->mid);
 456
 457         // Where are we?
 458         float pos[3];
 459         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 460         Math::add3(f->back, pos, pos);
 461
 462         // _Mass_ weighting goes as surface area^(3/2)
 463         float mass = scale*segWgt * Math::sqrt(scale*segWgt);
 464         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 465         wgt += mass;
 466
 467         // Make a Surface too
 468         Surface* s = new Surface();
 469         s->setPosition(pos);
 470         float sideDrag = len/wid;
 471         s->setYDrag(sideDrag);
 472         s->setZDrag(sideDrag);
 473         s->setTotalDrag(scale*segWgt);
 474
 475         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 476         float o[9];
 477         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 478         Math::unit3(fwd, x);
 479         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 480         Math::cross3(x, y, z);
 481         Math::unit3(z, z);
 482         Math::cross3(z, x, y);
 483         s->setOrientation(o);
 484
 485         _model.addSurface(s);
 486         _surfs.add(s);
 487     }
 488     return wgt;
 489 }
 490
 491 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 492 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 493 {
 494     Gear* g = gr->gear;
 495
 496     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 497     Surface* s = new Surface();
 498     gr->surf = s;
 499
 500     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 501     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 502     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 503     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 504     float pos[3], cmp[3];
 505     g->getCompression(cmp);
 506     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 507     g->getPosition(pos);
 508     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 509     Math::add3(pos, cmp, pos);
 510
 511     s->setPosition(pos);
 512     s->setTotalDrag(length*length);
 513
 514     _model.addGear(g);
 515     _model.addSurface(s);
 516     _surfs.add(s);
 517 }
 518
 519 void Airplane::compileContactPoints()
 520 {
 521     // Figure it will compress by 20cm
 522     float comp[3];
 523     float DIST = 0.2f;
 524     comp[0] = 0; comp[1] = 0; comp[2] = DIST;
 525
 526     // Give it a spring constant such that at full compression it will
 527     // hold up 10 times the planes mass.  That's about right.  Yeah.
 528     float mass = _model.getBody()->getTotalMass();
 529     float spring = (1/DIST) * 9.8f * 10.0f * mass;
 530     float damp = 2 * Math::sqrt(spring * mass);
 531
 532     int i;
 533     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
 534         float *cp = (float*)_contacts.get(i);
 535
 536         Gear* g = new Gear();
 537         g->setPosition(cp);
 538
 539         g->setCompression(comp);
 540         g->setSpring(spring);
 541         g->setDamping(damp);
 542         g->setBrake(1);
 543
 544         // I made these up
 545         g->setStaticFriction(0.6f);
 546         g->setDynamicFriction(0.5f);
 547
 548         _model.addGear(g);
 549     }
 550 }
 551
 552 void Airplane::compile()
 553 {
 554     double ground[3];
 555     ground[0] = 0; ground[1] = 0; ground[2] = 1;
 556     _model.setGroundPlane(ground, -100000);
 557
 558     RigidBody* body = _model.getBody();
 559     int firstMass = body->numMasses();
 560
 561     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 562     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 563     // make the weight right.
 564     float aeroWgt = 0;
 565
 566     // The Wing objects
 567     aeroWgt += compileWing(_wing);
 568     aeroWgt += compileWing(_tail);
 569     int i;
 570     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 571         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 572     }
 573
 574     // The fuselage(s)
 575     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++) {
 576         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 577     }
 578
 579     // Count up the absolute weight we have
 580     float nonAeroWgt = _ballast;
 581     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 582         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 583
 584     // Rescale to the specified empty weight
 585     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 586     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 587         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 588
 589     // Add the thruster masses
 590     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 591         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 592         body->addMass(t->mass, t->cg);
 593     }
 594
 595     // Add the tanks, empty for now.
 596     float totalFuel = 0;
 597     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 598         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 599         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 600         totalFuel += t->cap;
 601     }
 602     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5f;
 603     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2f;
 604
 605     body->recalc();
 606
 607     // Add surfaces for the landing gear.
 608     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 609         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 610
 611     // The Thruster objects
 612     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 613         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 614         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 615     }
 616
 617     // Ground effect
 618     float gepos[3];
 619     float gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 620     _model.setGroundEffect(gepos, gespan, 0.15f);
 621
 622     solveGear();
 623     solve();
 624
 625     // Do this after solveGear, because it creates "gear" objects that
 626     // we don't want to affect.
 627     compileContactPoints();
 628 }
 629
 630 void Airplane::solveGear()
 631 {
 632     float cg[3], pos[3];
 633     _model.getBody()->getCG(cg);
 634
 635     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 636     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 637     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 638     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 639     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 640     float total = 0;
 641     int i;
 642     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 643         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 644         Gear* g = gr->gear;
 645         g->getPosition(pos);
 646         Math::sub3(cg, pos, pos);
 647         gr->wgt = 1.0f/(0.5f+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 648         total += gr->wgt;
 649     }
 650
 651     // Renormalize so they sum to 1
 652     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 653         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 654
 655     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 656     // plane moving downwards at 2x the approach descent rate.  Assume
 657     // a 3 degree approach.
 658     float descentRate = 2.0f*_approachSpeed/19.1f;
 659
 660     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 661     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 662     // each gear.
 663     float energy = 0.5f*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 664
 665     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 666         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 667         float e = energy * gr->wgt;
 668         float comp[3];
 669         gr->gear->getCompression(comp);
 670         float len = Math::mag3(comp);
 671
 672         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 673         float k = 2 * e / (len*len);
 674
 675         gr->gear->setSpring(k * gr->gear->getSpring());
 676
 677         // Critically damped (too damped, too!)
 678         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt)
 679                              * gr->gear->getDamping());
 680
 681         // These are pretty generic
 682         gr->gear->setStaticFriction(0.8f);
 683         gr->gear->setDynamicFriction(0.7f);
 684     }
 685 }
 686
 687 void Airplane::initEngines()
 688 {
 689     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 690         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 691         tr->thruster->init();
 692     }
 693 }
 694
 695 void Airplane::stabilizeThrust()
 696 {
 697     int i;
 698     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 699         _model.getThruster(i)->stabilize();
 700 }
 701
 702 void Airplane::runCruise()
 703 {
 704     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed, &_cruiseState);
 705     _model.setState(&_cruiseState);
 706     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 707                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 708
 709     // The control configuration
 710     _controls.reset();
 711     int i;
 712     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 713         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 714         _controls.setInput(c->control, c->val);
 715     }
 716     _controls.applyControls(1000000); // Huge dt value
 717
 718     // The local wind
 719     float wind[3];
 720     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 721     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 722
 723     // Cruise is by convention at 50% tank capacity
 724     setFuelFraction(0.5);
 725
 726     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 727     // stabilizes.
 728     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 729         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 730         t->setWind(wind);
 731         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 732                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 733     }
 734     stabilizeThrust();
 735
 736     updateGearState();
 737
 738     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 739     _model.getBody()->recalc();
 740     _model.getBody()->reset();
 741     _model.initIteration();
 742     _model.calcForces(&_cruiseState);
 743 }
 744
 745 void Airplane::runApproach()
 746 {
 747     setupState(_approachAoA, _approachSpeed, &_approachState);
 748     _model.setState(&_approachState);
 749     _model.setAir(_approachP, _approachT,
 750                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 751
 752     // The control configuration
 753     _controls.reset();
 754     int i;
 755     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 756         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 757         _controls.setInput(c->control, c->val);
 758     }
 759     _controls.applyControls(1000000);
 760
 761     // The local wind
 762     float wind[3];
 763     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 764     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 765
 766     // Approach is by convention at 20% tank capacity
 767     setFuelFraction(0.2f);
 768
 769     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 770     // this is lots of wasted work.
 771     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 772         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 773         t->setWind(wind);
 774         t->setAir(_approachP, _approachT,
 775                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 776     }
 777     stabilizeThrust();
 778
 779     updateGearState();
 780
 781     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 782     _model.getBody()->recalc();
 783     _model.getBody()->reset();
 784     _model.initIteration();
 785     _model.calcForces(&_approachState);
 786 }
 787
 788 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 789 {
 790     float applied = Math::sqrt(factor);
 791     _dragFactor *= applied;
 792     _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 793     _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 794     int i;
 795     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 796         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 797         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 798     }
 799     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 800         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 801         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 802     }
 803 }
 804
 805 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 806 {
 807     float applied = Math::sqrt(factor);
 808     _liftRatio *= applied;
 809     _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 810     _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 811     int i;
 812     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 813         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 814         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 815     }
 816 }
 817
 818 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 819 {
 820     if(val < min) return min;
 821     if(val > max) return max;
 822     return val;
 823 }
 824
 825 float Airplane::normFactor(float f)
 826 {
 827     if(f < 0) f = -f;
 828     if(f < 1) f = 1/f;
 829     return f;
 830 }
 831
 832 void Airplane::solve()
 833 {
 834     static const float ARCMIN = 0.0002909f;
 835
 836     float tmp[3];
 837     _solutionIterations = 0;
 838     _failureMsg = 0;
 839     while(1) {
 840 #if 0
 841         printf("%d %f %f %f %f %f\n", //DEBUG
 842                _solutionIterations,
 843                1000*_dragFactor,
 844                _liftRatio,
 845                _cruiseAoA,
 846                _tailIncidence,
 847                _approachElevator.val);
 848 #endif
 849
 850         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 851             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 852             return;
 853         }
 854
 855         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 856         runCruise();
 857
 858         _model.getThrust(tmp);
 859         float thrust = tmp[0];
 860
 861         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 862         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 863         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 864         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 865
 866         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 867         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 868         float pitch0 = tmp[1];
 869
 870         // Run an approach iteration, and do likewise
 871         runApproach();
 872
 873         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 874         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 875         double apitch0 = tmp[1];
 876
 877         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 878         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 879         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 880
 881         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 882         _cruiseAoA += ARCMIN;
 883         runCruise();
 884         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 885
 886         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 887         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 888         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 889
 890         // Do the same with the tail incidence
 891         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 892         runCruise();
 893         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 894
 895         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 896         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 897         float pitch1 = tmp[1];
 898
 899         // Now calculate:
 900         float awgt = 9.8f * _approachWeight;
 901
 902         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 903         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 904         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 905         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 906
 907         // Sanity:
 908         if(dragFactor <= 0 || liftFactor <= 0)
 909             break;
 910
 911         // And the elevator control in the approach.  This works just
 912         // like the tail incidence computation (it's solving for the
 913         // same thing -- pitching moment -- by diddling a different
 914         // variable).
 915         const float ELEVDIDDLE = 0.001f;
 916         _approachElevator.val += ELEVDIDDLE;
 917         runApproach();
 918         _approachElevator.val -= ELEVDIDDLE;
 919
 920         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 921         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 922         double apitch1 = tmp[1];
 923         float elevDelta = -apitch0 * (ELEVDIDDLE/(apitch1-apitch0));
 924
 925         // Now apply the values we just computed.  Note that the
 926         // "minor" variables are deferred until we get the lift/drag
 927         // numbers in the right ballpark.
 928
 929         applyDragFactor(dragFactor);
 930         applyLiftRatio(liftFactor);
 931
 932         // DON'T do the following until the above are sane
 933         if(normFactor(dragFactor) > 1.0001
 934            || normFactor(liftFactor) > 1.0001)
 935         {
 936             continue;
 937         }
 938
 939         // OK, now we can adjust the minor variables:
 940         _cruiseAoA += 0.5f*aoaDelta;
 941         _tailIncidence += 0.5f*tailDelta;
 942
 943         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -0.175f, 0.175f);
 944         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -0.175f, 0.175f);
 945
 946         if(abs(xforce/_cruiseWeight) < 0.0001 &&
 947            abs(alift/_approachWeight) < 0.0001 &&
 948            abs(aoaDelta) < .000017 &&
 949            abs(tailDelta) < .000017)
 950         {
 951             // If this finaly value is OK, then we're all done
 952             if(abs(elevDelta) < 0.0001)
 953                 break;
 954
 955             // Otherwise, adjust and do the next iteration
 956             _approachElevator.val += 0.8 * elevDelta;
 957             if(abs(_approachElevator.val) > 1) {
 958                 _failureMsg = "Insufficient elevator to trim for approach";
 959                 break;
 960             }
 961         }
 962     }
 963
 964     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
 965         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
 966         return;
 967     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
 968         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
 969         return;
 970     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .17453293) {
 971         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
 972         return;
 973     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .17453293) {
 974         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
 975         return;
 976     }
 977 }
 978 }; // namespace yasim