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 "Rotorpart.hpp"
   9 #include "Thruster.hpp"
  10 #include "Hitch.hpp"
  11 #include "Airplane.hpp"
  12
  13 namespace yasim {
  14
  15 // gadgets
  16 inline float norm(float f) { return f<1 ? 1/f : f; }
  17 inline float abs(float f) { return f<0 ? -f : f; }
  18
  19 // Solver threshold.  How close to the solution are we trying
  20 // to get?  Trying too hard can result in oscillations about
  21 // the correct solution, which is bad.  Stick this in as a
  22 // compile time constant for now, and consider making it
  23 // settable per-model.
  24 const float STHRESH = 1;
  25
  26 // How slowly do we change values in the solver.  Too slow, and
  27 // the solution converges very slowly.  Too fast, and it can
  28 // oscillate.
  29 const float SOLVE_TWEAK = 0.3226;
  30
  31 const float GRAV = 9.8f;
  32
  33 Airplane::Airplane()
  34 {
  35     _emptyWeight = 0;
  36     _pilotPos[0] = _pilotPos[1] = _pilotPos[2] = 0;
  37     _wing = 0;
  38     _tail = 0;
  39     _ballast = 0;
  40     _cruiseP = 0;
  41     _cruiseT = 0;
  42     _cruiseSpeed = 0;
  43     _cruiseWeight = 0;
  44     _cruiseGlideAngle = 0;
  45     _approachP = 0;
  46     _approachT = 0;
  47     _approachSpeed = 0;
  48     _approachAoA = 0;
  49     _approachWeight = 0;
  50     _approachGlideAngle = 0;
  51
  52     _dragFactor = 1;
  53     _liftRatio = 1;
  54     _cruiseAoA = 0;
  55     _tailIncidence = 0;
  56 }
  57
  58 Airplane::~Airplane()
  59 {
  60     int i;
  61     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
  62         delete (Fuselage*)_fuselages.get(i);
  63     for(i=0; i<_tanks.size(); i++)
  64         delete (Tank*)_tanks.get(i);
  65     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
  66         delete (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
  67     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
  68         GearRec* g = (GearRec*)_gears.get(i);
  69         delete g->gear;
  70         delete g;
  71     }
  72     for(i=0; i<_surfs.size(); i++)
  73         delete (Surface*)_surfs.get(i);
  74     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
  75         ContactRec* c = (ContactRec*)_contacts.get(i);
  76         delete c->gear;
  77         delete c;
  78     }
  79     for(i=0; i<_solveWeights.size(); i++)
  80         delete (SolveWeight*)_solveWeights.get(i);
  81     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++)
  82         delete (Control*)_cruiseControls.get(i);
  83     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
  84         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
  85         if(c != &_approachElevator)
  86             delete c;
  87     }
  88     delete _wing;
  89     delete _tail;
  90     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++)
  91         delete (Wing*)_vstabs.get(i);
  92     for(i=0; i<_weights.size(); i++)
  93         delete (WeightRec*)_weights.get(i);
  94 }
  95
  96 void Airplane::iterate(float dt)
  97 {
  98     // The gear might have moved.  Change their aerodynamics.
  99     updateGearState();
 100
 101     _model.iterate();
 102 }
 103
 104 void Airplane::calcFuelWeights()
 105 {
 106     for(int i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 107         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 108         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->fill);
 109     }
 110 }
 111
 112 ControlMap* Airplane::getControlMap()
 113 {
 114     return &_controls;
 115 }
 116
 117 Model* Airplane::getModel()
 118 {
 119     return &_model;
 120 }
 121
 122 void Airplane::getPilotAccel(float* out)
 123 {
 124     State* s = _model.getState();
 125
 126     // Gravity
 127     Glue::geodUp(s->pos, out);
 128     Math::mul3(GRAV, out, out);
 129
 130     // The regular acceleration
 131     float tmp[3];
 132     Math::mul3(-1, s->acc, tmp);
 133     Math::add3(tmp, out, out);
 134
 135     // Convert to aircraft coordinates
 136     Math::vmul33(s->orient, out, out);
 137
 138     // FIXME: rotational & centripetal acceleration needed
 139 }
 140
 141 void Airplane::setPilotPos(float* pos)
 142 {
 143     int i;
 144     for(i=0; i<3; i++) _pilotPos[i] = pos[i];
 145 }
 146
 147 void Airplane::getPilotPos(float* out)
 148 {
 149     int i;
 150     for(i=0; i<3; i++) out[i] = _pilotPos[i];
 151 }
 152
 153 int Airplane::numGear()
 154 {
 155     return _gears.size();
 156 }
 157
 158 Gear* Airplane::getGear(int g)
 159 {
 160     return ((GearRec*)_gears.get(g))->gear;
 161 }
 162
 163 Hook* Airplane::getHook()
 164 {
 165     return _model.getHook();
 166 }
 167
 168 Launchbar* Airplane::getLaunchbar()
 169 {
 170     return _model.getLaunchbar();
 171 }
 172
 173 Rotorgear* Airplane::getRotorgear()
 174 {
 175     return _model.getRotorgear();
 176 }
 177
 178 void Airplane::updateGearState()
 179 {
 180     for(int i=0; i<_gears.size(); i++) {
 181         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 182         float ext = gr->gear->getExtension();
 183
 184         gr->surf->setXDrag(ext);
 185         gr->surf->setYDrag(ext);
 186         gr->surf->setZDrag(ext);
 187     }
 188 }
 189
 190 void Airplane::setApproach(float speed, float altitude, float aoa, float fuel, float gla)
 191 {
 192     _approachSpeed = speed;
 193     _approachP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 194     _approachT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 195     _approachAoA = aoa;
 196     _approachFuel = fuel;
 197     _approachGlideAngle = gla;
 198 }
 199
 200 void Airplane::setCruise(float speed, float altitude, float fuel, float gla)
 201 {
 202     _cruiseSpeed = speed;
 203     _cruiseP = Atmosphere::getStdPressure(altitude);
 204     _cruiseT = Atmosphere::getStdTemperature(altitude);
 205     _cruiseAoA = 0;
 206     _tailIncidence = 0;
 207     _cruiseFuel = fuel;
 208     _cruiseGlideAngle = gla;
 209 }
 210
 211 void Airplane::setElevatorControl(int control)
 212 {
 213     _approachElevator.control = control;
 214     _approachElevator.val = 0;
 215     _approachControls.add(&_approachElevator);
 216 }
 217
 218 void Airplane::addApproachControl(int control, float val)
 219 {
 220     Control* c = new Control();
 221     c->control = control;
 222     c->val = val;
 223     _approachControls.add(c);
 224 }
 225
 226 void Airplane::addCruiseControl(int control, float val)
 227 {
 228     Control* c = new Control();
 229     c->control = control;
 230     c->val = val;
 231     _cruiseControls.add(c);
 232 }
 233
 234 void Airplane::addSolutionWeight(bool approach, int idx, float wgt)
 235 {
 236     SolveWeight* w = new SolveWeight();
 237     w->approach = approach;
 238     w->idx = idx;
 239     w->wgt = wgt;
 240     _solveWeights.add(w);
 241 }
 242
 243 int Airplane::numTanks()
 244 {
 245     return _tanks.size();
 246 }
 247
 248 float Airplane::getFuel(int tank)
 249 {
 250     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill;
 251 }
 252
 253 float Airplane::setFuel(int tank, float fuel)
 254 {
 255     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->fill = fuel;
 256 }
 257
 258 float Airplane::getFuelDensity(int tank)
 259 {
 260     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->density;
 261 }
 262
 263 float Airplane::getTankCapacity(int tank)
 264 {
 265     return ((Tank*)_tanks.get(tank))->cap;
 266 }
 267
 268 void Airplane::setWeight(float weight)
 269 {
 270     _emptyWeight = weight;
 271 }
 272
 273 void Airplane::setWing(Wing* wing)
 274 {
 275     _wing = wing;
 276 }
 277
 278 void Airplane::setTail(Wing* tail)
 279 {
 280     _tail = tail;
 281 }
 282
 283 void Airplane::addVStab(Wing* vstab)
 284 {
 285     _vstabs.add(vstab);
 286 }
 287
 288 void Airplane::addFuselage(float* front, float* back, float width,
 289                            float taper, float mid,
 290                            float cx, float cy, float cz, float idrag)
 291 {
 292     Fuselage* f = new Fuselage();
 293     int i;
 294     for(i=0; i<3; i++) {
 295         f->front[i] = front[i];
 296         f->back[i]  = back[i];
 297     }
 298     f->width = width;
 299     f->taper = taper;
 300     f->mid = mid;
 301     f->_cx=cx;
 302     f->_cy=cy;
 303     f->_cz=cz;
 304     f->_idrag=idrag;
 305     _fuselages.add(f);
 306 }
 307
 308 int Airplane::addTank(float* pos, float cap, float density)
 309 {
 310     Tank* t = new Tank();
 311     int i;
 312     for(i=0; i<3; i++) t->pos[i] = pos[i];
 313     t->cap = cap;
 314     t->fill = cap;
 315     t->density = density;
 316     t->handle = 0xffffffff;
 317     return _tanks.add(t);
 318 }
 319
 320 void Airplane::addGear(Gear* gear)
 321 {
 322     GearRec* g = new GearRec();
 323     g->gear = gear;
 324     g->surf = 0;
 325     _gears.add(g);
 326 }
 327
 328 void Airplane::addHook(Hook* hook)
 329 {
 330     _model.addHook(hook);
 331 }
 332
 333 void Airplane::addHitch(Hitch* hitch)
 334 {
 335     _model.addHitch(hitch);
 336 }
 337
 338 void Airplane::addLaunchbar(Launchbar* launchbar)
 339 {
 340     _model.addLaunchbar(launchbar);
 341 }
 342
 343 void Airplane::addThruster(Thruster* thruster, float mass, float* cg)
 344 {
 345     ThrustRec* t = new ThrustRec();
 346     t->thruster = thruster;
 347     t->mass = mass;
 348     int i;
 349     for(i=0; i<3; i++) t->cg[i] = cg[i];
 350     _thrusters.add(t);
 351 }
 352
 353 void Airplane::addBallast(float* pos, float mass)
 354 {
 355     _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 356     _ballast += mass;
 357 }
 358
 359 int Airplane::addWeight(float* pos, float size)
 360 {
 361     WeightRec* wr = new WeightRec();
 362     wr->handle = _model.getBody()->addMass(0, pos);
 363
 364     wr->surf = new Surface();
 365     wr->surf->setPosition(pos);
 366     wr->surf->setTotalDrag(size*size);
 367     _model.addSurface(wr->surf);
 368     _surfs.add(wr->surf);
 369
 370     return _weights.add(wr);
 371 }
 372
 373 void Airplane::setWeight(int handle, float mass)
 374 {
 375     WeightRec* wr = (WeightRec*)_weights.get(handle);
 376
 377     _model.getBody()->setMass(wr->handle, mass);
 378
 379     // Kill the aerodynamic drag if the mass is exactly zero.  This is
 380     // how we simulate droppable stores.
 381     if(mass == 0) {
 382         wr->surf->setXDrag(0);
 383         wr->surf->setYDrag(0);
 384         wr->surf->setZDrag(0);
 385     } else {
 386         wr->surf->setXDrag(1);
 387         wr->surf->setYDrag(1);
 388         wr->surf->setZDrag(1);
 389     }
 390 }
 391
 392 void Airplane::setFuelFraction(float frac)
 393 {
 394     int i;
 395     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 396         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 397         t->fill = frac * t->cap;
 398         _model.getBody()->setMass(t->handle, t->cap * frac);
 399     }
 400 }
 401
 402 float Airplane::getDragCoefficient()
 403 {
 404     return _dragFactor;
 405 }
 406
 407 float Airplane::getLiftRatio()
 408 {
 409     return _liftRatio;
 410 }
 411
 412 float Airplane::getCruiseAoA()
 413 {
 414     return _cruiseAoA;
 415 }
 416
 417 float Airplane::getTailIncidence()
 418 {
 419     return _tailIncidence;
 420 }
 421
 422 char* Airplane::getFailureMsg()
 423 {
 424     return _failureMsg;
 425 }
 426
 427 int Airplane::getSolutionIterations()
 428 {
 429     return _solutionIterations;
 430 }
 431
 432 void Airplane::setupState(float aoa, float speed, float gla, State* s)
 433 {
 434     float cosAoA = Math::cos(aoa);
 435     float sinAoA = Math::sin(aoa);
 436     s->orient[0] =  cosAoA; s->orient[1] = 0; s->orient[2] = sinAoA;
 437     s->orient[3] =       0; s->orient[4] = 1; s->orient[5] =      0;
 438     s->orient[6] = -sinAoA; s->orient[7] = 0; s->orient[8] = cosAoA;
 439
 440     s->v[0] = speed*Math::cos(gla); s->v[1] = -speed*Math::sin(gla); s->v[2] = 0;
 441
 442     int i;
 443     for(i=0; i<3; i++)
 444         s->pos[i] = s->rot[i] = s->acc[i] = s->racc[i] = 0;
 445
 446     // Put us 1m above the origin, or else the gravity computation in
 447     // Model goes nuts
 448     s->pos[2] = 1;
 449 }
 450
 451 void Airplane::addContactPoint(float* pos)
 452 {
 453     ContactRec* c = new ContactRec;
 454     c->gear = 0;
 455     c->p[0] = pos[0];
 456     c->p[1] = pos[1];
 457     c->p[2] = pos[2];
 458     _contacts.add(c);
 459 }
 460
 461 float Airplane::compileWing(Wing* w)
 462 {
 463     // The tip of the wing is a contact point
 464     float tip[3];
 465     w->getTip(tip);
 466     addContactPoint(tip);
 467     if(w->isMirrored()) {
 468         tip[1] *= -1;
 469         addContactPoint(tip);
 470     }
 471
 472     // Make sure it's initialized.  The surfaces will pop out with
 473     // total drag coefficients equal to their areas, which is what we
 474     // want.
 475     w->compile();
 476
 477     float wgt = 0;
 478     int i;
 479     for(i=0; i<w->numSurfaces(); i++) {
 480         Surface* s = (Surface*)w->getSurface(i);
 481
 482         float td = s->getTotalDrag();
 483         s->setTotalDrag(td);
 484
 485         _model.addSurface(s);
 486
 487         float mass = w->getSurfaceWeight(i);
 488         mass = mass * Math::sqrt(mass);
 489         float pos[3];
 490         s->getPosition(pos);
 491         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 492         wgt += mass;
 493     }
 494     return wgt;
 495 }
 496
 497 void Airplane::compileRotorgear()
 498 {
 499     getRotorgear()->compile();
 500 }
 501
 502 float Airplane::compileFuselage(Fuselage* f)
 503 {
 504     // The front and back are contact points
 505     addContactPoint(f->front);
 506     addContactPoint(f->back);
 507
 508     float wgt = 0;
 509     float fwd[3];
 510     Math::sub3(f->front, f->back, fwd);
 511     float len = Math::mag3(fwd);
 512     float wid = f->width;
 513     int segs = (int)Math::ceil(len/wid);
 514     float segWgt = len*wid/segs;
 515     int j;
 516     for(j=0; j<segs; j++) {
 517         float frac = (j+0.5f) / segs;
 518
 519         float scale = 1;
 520         if(frac < f->mid)
 521             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac / f->mid);
 522         else
 523             scale = f->taper+(1-f->taper) * (frac - f->mid) / (1 - f->mid);
 524
 525         // Where are we?
 526         float pos[3];
 527         Math::mul3(frac, fwd, pos);
 528         Math::add3(f->back, pos, pos);
 529
 530         // _Mass_ weighting goes as surface area^(3/2)
 531         float mass = scale*segWgt * Math::sqrt(scale*segWgt);
 532         _model.getBody()->addMass(mass, pos);
 533         wgt += mass;
 534
 535         // Make a Surface too
 536         Surface* s = new Surface();
 537         s->setPosition(pos);
 538         float sideDrag = len/wid;
 539         s->setYDrag(sideDrag*f->_cy);
 540         s->setZDrag(sideDrag*f->_cz);
 541         s->setTotalDrag(scale*segWgt*f->_cx);
 542         s->setInducedDrag(f->_idrag);
 543
 544         // FIXME: fails for fuselages aligned along the Y axis
 545         float o[9];
 546         float *x=o, *y=o+3, *z=o+6; // nicknames for the axes
 547         Math::unit3(fwd, x);
 548         y[0] = 0; y[1] = 1; y[2] = 0;
 549         Math::cross3(x, y, z);
 550         Math::unit3(z, z);
 551         Math::cross3(z, x, y);
 552         s->setOrientation(o);
 553
 554         _model.addSurface(s);
 555         _surfs.add(s);
 556     }
 557     return wgt;
 558 }
 559
 560 // FIXME: should probably add a mass for the gear, too
 561 void Airplane::compileGear(GearRec* gr)
 562 {
 563     Gear* g = gr->gear;
 564
 565     // Make a Surface object for the aerodynamic behavior
 566     Surface* s = new Surface();
 567     gr->surf = s;
 568
 569     // Put the surface at the half-way point on the gear strut, give
 570     // it a drag coefficient equal to a square of the same dimension
 571     // (gear are really draggy) and make it symmetric.  Assume that
 572     // the "length" of the gear is 3x the compression distance
 573     float pos[3], cmp[3];
 574     g->getCompression(cmp);
 575     float length = 3 * Math::mag3(cmp);
 576     g->getPosition(pos);
 577     Math::mul3(0.5, cmp, cmp);
 578     Math::add3(pos, cmp, pos);
 579
 580     s->setPosition(pos);
 581     s->setTotalDrag(length*length);
 582
 583     _model.addGear(g);
 584     _model.addSurface(s);
 585     _surfs.add(s);
 586 }
 587
 588 void Airplane::compileContactPoints()
 589 {
 590     // Figure it will compress by 20cm
 591     float comp[3];
 592     float DIST = 0.2f;
 593     comp[0] = 0; comp[1] = 0; comp[2] = DIST;
 594
 595     // Give it a spring constant such that at full compression it will
 596     // hold up 10 times the planes mass.  That's about right.  Yeah.
 597     float mass = _model.getBody()->getTotalMass();
 598     float spring = (1/DIST) * GRAV * 10.0f * mass;
 599     float damp = 2 * Math::sqrt(spring * mass);
 600
 601     int i;
 602     for(i=0; i<_contacts.size(); i++) {
 603         ContactRec* c = (ContactRec*)_contacts.get(i);
 604
 605         Gear* g = new Gear();
 606         c->gear = g;
 607         g->setPosition(c->p);
 608
 609         g->setCompression(comp);
 610         g->setSpring(spring);
 611         g->setDamping(damp);
 612         g->setBrake(1);
 613
 614         // I made these up
 615         g->setStaticFriction(0.6f);
 616         g->setDynamicFriction(0.5f);
 617         g->setContactPoint(1);
 618
 619         _model.addGear(g);
 620     }
 621 }
 622
 623 void Airplane::compile()
 624 {
 625     RigidBody* body = _model.getBody();
 626     int firstMass = body->numMasses();
 627
 628     // Generate the point masses for the plane.  Just use unitless
 629     // numbers for a first pass, then go back through and rescale to
 630     // make the weight right.
 631     float aeroWgt = 0;
 632
 633     // The Wing objects
 634     if (_wing)
 635       aeroWgt += compileWing(_wing);
 636     if (_tail)
 637       aeroWgt += compileWing(_tail);
 638     int i;
 639     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++)
 640         aeroWgt += compileWing((Wing*)_vstabs.get(i));
 641
 642
 643     // The fuselage(s)
 644     for(i=0; i<_fuselages.size(); i++)
 645         aeroWgt += compileFuselage((Fuselage*)_fuselages.get(i));
 646
 647     // Count up the absolute weight we have
 648     float nonAeroWgt = _ballast;
 649     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 650         nonAeroWgt += ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->mass;
 651
 652     // Rescale to the specified empty weight
 653     float wscale = (_emptyWeight-nonAeroWgt)/aeroWgt;
 654     for(i=firstMass; i<body->numMasses(); i++)
 655         body->setMass(i, body->getMass(i)*wscale);
 656
 657     // Add the thruster masses
 658     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 659         ThrustRec* t = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 660         body->addMass(t->mass, t->cg);
 661     }
 662
 663     // Add the tanks, empty for now.
 664     float totalFuel = 0;
 665     for(i=0; i<_tanks.size(); i++) {
 666         Tank* t = (Tank*)_tanks.get(i);
 667         t->handle = body->addMass(0, t->pos);
 668         totalFuel += t->cap;
 669     }
 670     _cruiseWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.5f;
 671     _approachWeight = _emptyWeight + totalFuel*0.2f;
 672
 673     body->recalc();
 674
 675     // Add surfaces for the landing gear.
 676     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 677         compileGear((GearRec*)_gears.get(i));
 678
 679     // The Thruster objects
 680     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 681         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 682         tr->handle = _model.addThruster(tr->thruster);
 683     }
 684
 685     // Ground effect
 686     if(_wing) {
 687         float gepos[3];
 688         float gespan = 0;
 689         gespan = _wing->getGroundEffect(gepos);
 690         _model.setGroundEffect(gepos, gespan, 0.15f);
 691     }
 692
 693     solveGear();
 694     if(_wing && _tail) solve();
 695     else
 696     {
 697        // The rotor(s) mass:
 698        compileRotorgear();
 699        solveHelicopter();
 700     }
 701
 702     // Do this after solveGear, because it creates "gear" objects that
 703     // we don't want to affect.
 704     compileContactPoints();
 705 }
 706
 707 void Airplane::solveGear()
 708 {
 709     float cg[3], pos[3];
 710     _model.getBody()->getCG(cg);
 711
 712     // Calculate spring constant weightings for the gear.  Weight by
 713     // the inverse of the distance to the c.g. in the XY plane, which
 714     // should be correct for most gear arrangements.  Add 50cm of
 715     // "buffer" to keep things from blowing up with aircraft with a
 716     // single gear very near the c.g. (AV-8, for example).
 717     float total = 0;
 718     int i;
 719     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 720         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 721         Gear* g = gr->gear;
 722         g->getPosition(pos);
 723         Math::sub3(cg, pos, pos);
 724         gr->wgt = 1.0f/(0.5f+Math::sqrt(pos[0]*pos[0] + pos[1]*pos[1]));
 725         if (!g->getIgnoreWhileSolving())
 726             total += gr->wgt;
 727     }
 728
 729     // Renormalize so they sum to 1
 730     for(i=0; i<_gears.size(); i++)
 731         ((GearRec*)_gears.get(i))->wgt /= total;
 732
 733     // The force at max compression should be sufficient to stop a
 734     // plane moving downwards at 2x the approach descent rate.  Assume
 735     // a 3 degree approach.
 736     float descentRate = 2.0f*_approachSpeed/19.1f;
 737
 738     // Spread the kinetic energy according to the gear weights.  This
 739     // will results in an equal compression fraction (not distance) of
 740     // each gear.
 741     float energy = 0.5f*_approachWeight*descentRate*descentRate;
 742
 743     for(i=0; i<_gears.size(); i++) {
 744         GearRec* gr = (GearRec*)_gears.get(i);
 745         float e = energy * gr->wgt;
 746         float comp[3];
 747         gr->gear->getCompression(comp);
 748         float len = Math::mag3(comp)*(1+2*gr->gear->getInitialLoad());
 749
 750         // Energy in a spring: e = 0.5 * k * len^2
 751         float k = 2 * e / (len*len);
 752
 753         gr->gear->setSpring(k * gr->gear->getSpring());
 754
 755         // Critically damped (too damped, too!)
 756         gr->gear->setDamping(2*Math::sqrt(k*_approachWeight*gr->wgt)
 757                              * gr->gear->getDamping());
 758     }
 759 }
 760
 761 void Airplane::initEngines()
 762 {
 763     for(int i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 764         ThrustRec* tr = (ThrustRec*)_thrusters.get(i);
 765         tr->thruster->init();
 766     }
 767 }
 768
 769 void Airplane::stabilizeThrust()
 770 {
 771     int i;
 772     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++)
 773         _model.getThruster(i)->stabilize();
 774 }
 775
 776 void Airplane::setupWeights(bool isApproach)
 777 {
 778     int i;
 779     for(i=0; i<_weights.size(); i++)
 780         setWeight(i, 0);
 781     for(i=0; i<_solveWeights.size(); i++) {
 782         SolveWeight* w = (SolveWeight*)_solveWeights.get(i);
 783         if(w->approach == isApproach)
 784             setWeight(w->idx, w->wgt);
 785     }
 786 }
 787
 788 void Airplane::runCruise()
 789 {
 790     __builtin_printf("runCruise()\n");
 791     setupState(_cruiseAoA, _cruiseSpeed,_approachGlideAngle, &_cruiseState);
 792     _model.setState(&_cruiseState);
 793     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 794                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 795
 796     // The control configuration
 797     _controls.reset();
 798     int i;
 799     for(i=0; i<_cruiseControls.size(); i++) {
 800         Control* c = (Control*)_cruiseControls.get(i);
 801         _controls.setInput(c->control, c->val);
 802     }
 803     _controls.applyControls(1000000); // Huge dt value
 804
 805     // The local wind
 806     float wind[3];
 807     Math::mul3(-1, _cruiseState.v, wind);
 808     Math::vmul33(_cruiseState.orient, wind, wind);
 809
 810     setFuelFraction(_cruiseFuel);
 811     setupWeights(false);
 812
 813     // Set up the thruster parameters and iterate until the thrust
 814     // stabilizes.
 815     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 816         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 817         t->setWind(wind);
 818         t->setAir(_cruiseP, _cruiseT,
 819                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
 820     }
 821     stabilizeThrust();
 822
 823     updateGearState();
 824
 825     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 826     _model.getBody()->recalc();
 827     _model.getBody()->reset();
 828     _model.initIteration();
 829     _model.calcForces(&_cruiseState);
 830 }
 831
 832 void Airplane::runApproach()
 833 {
 834     __builtin_printf("runApproach()\n");
 835     setupState(_approachAoA, _approachSpeed,_approachGlideAngle, &_approachState);
 836     _model.setState(&_approachState);
 837     _model.setAir(_approachP, _approachT,
 838                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 839
 840     // The control configuration
 841     _controls.reset();
 842     int i;
 843     for(i=0; i<_approachControls.size(); i++) {
 844         Control* c = (Control*)_approachControls.get(i);
 845         _controls.setInput(c->control, c->val);
 846     }
 847     _controls.applyControls(1000000);
 848
 849     // The local wind
 850     float wind[3];
 851     Math::mul3(-1, _approachState.v, wind);
 852     Math::vmul33(_approachState.orient, wind, wind);
 853
 854     setFuelFraction(_approachFuel);
 855
 856     setupWeights(true);
 857
 858     // Run the thrusters until they get to a stable setting.  FIXME:
 859     // this is lots of wasted work.
 860     for(i=0; i<_thrusters.size(); i++) {
 861         Thruster* t = ((ThrustRec*)_thrusters.get(i))->thruster;
 862         t->setWind(wind);
 863         t->setAir(_approachP, _approachT,
 864                   Atmosphere::calcStdDensity(_approachP, _approachT));
 865     }
 866     stabilizeThrust();
 867
 868     updateGearState();
 869
 870     // Precompute thrust in the model, and calculate aerodynamic forces
 871     _model.getBody()->recalc();
 872     _model.getBody()->reset();
 873     _model.initIteration();
 874     _model.calcForces(&_approachState);
 875 }
 876
 877 void Airplane::applyDragFactor(float factor)
 878 {
 879     float applied = Math::pow(factor, SOLVE_TWEAK);
 880     _dragFactor *= applied;
 881     if(_wing)
 882       _wing->setDragScale(_wing->getDragScale() * applied);
 883     if(_tail)
 884       _tail->setDragScale(_tail->getDragScale() * applied);
 885     int i;
 886     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 887         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 888         w->setDragScale(w->getDragScale() * applied);
 889     }
 890     for(i=0; i<_surfs.size(); i++) {
 891         Surface* s = (Surface*)_surfs.get(i);
 892         s->setTotalDrag(s->getTotalDrag() * applied);
 893     }
 894 }
 895
 896 void Airplane::applyLiftRatio(float factor)
 897 {
 898     float applied = Math::pow(factor, SOLVE_TWEAK);
 899     _liftRatio *= applied;
 900     if(_wing)
 901       _wing->setLiftRatio(_wing->getLiftRatio() * applied);
 902     if(_tail)
 903       _tail->setLiftRatio(_tail->getLiftRatio() * applied);
 904     int i;
 905     for(i=0; i<_vstabs.size(); i++) {
 906         Wing* w = (Wing*)_vstabs.get(i);
 907         w->setLiftRatio(w->getLiftRatio() * applied);
 908     }
 909 }
 910
 911 float Airplane::clamp(float val, float min, float max)
 912 {
 913     if(val < min) return min;
 914     if(val > max) return max;
 915     return val;
 916 }
 917
 918 float Airplane::normFactor(float f)
 919 {
 920     if(f < 0) f = -f;
 921     if(f < 1) f = 1/f;
 922     return f;
 923 }
 924
 925 void Airplane::solve()
 926 {
 927     static const float ARCMIN = 0.0002909f;
 928
 929     float tmp[3];
 930     _solutionIterations = 0;
 931     _failureMsg = 0;
 932
 933     while(1) {
 934         if(_solutionIterations++ > 10000) {
 935             _failureMsg = "Solution failed to converge after 10000 iterations";
 936             return;
 937         }
 938
 939         // Run an iteration at cruise, and extract the needed numbers:
 940         runCruise();
 941
 942         _model.getThrust(tmp);
 943         float thrust = tmp[0] + GRAV * _cruiseWeight * Math::sin(_cruiseGlideAngle);
 944
 945         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 946         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 947         float xforce = _cruiseWeight * tmp[0];
 948         float clift0 = _cruiseWeight * tmp[2];
 949
 950         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 951         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 952         float pitch0 = tmp[1];
 953
 954         // Run an approach iteration, and do likewise
 955         runApproach();
 956
 957         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 958         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 959         double apitch0 = tmp[1];
 960
 961         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 962         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
 963         float alift = _approachWeight * tmp[2];
 964
 965         // Modify the cruise AoA a bit to get a derivative
 966         _cruiseAoA += ARCMIN;
 967         runCruise();
 968         _cruiseAoA -= ARCMIN;
 969
 970         _model.getBody()->getAccel(tmp);
 971         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 972         float clift1 = _cruiseWeight * tmp[2];
 973
 974         // Do the same with the tail incidence
 975         _tail->setIncidence(_tailIncidence + ARCMIN);
 976         runCruise();
 977         _tail->setIncidence(_tailIncidence);
 978
 979         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
 980         Math::tmul33(_cruiseState.orient, tmp, tmp);
 981         float pitch1 = tmp[1];
 982
 983         // Now calculate:
 984         float awgt = GRAV * _approachWeight;
 985
 986         float dragFactor = thrust / (thrust-xforce);
 987         float liftFactor = awgt / (awgt+alift);
 988         float aoaDelta = -clift0 * (ARCMIN/(clift1-clift0));
 989         float tailDelta = -pitch0 * (ARCMIN/(pitch1-pitch0));
 990
 991         // Sanity:
 992         if(dragFactor <= 0 || liftFactor <= 0) {
 993             __builtin_printf("NEGATIVE drag %f lift %f\n", dragFactor, liftFactor);
 994             break;
 995         }
 996
 997         // And the elevator control in the approach.  This works just
 998         // like the tail incidence computation (it's solving for the
 999         // same thing -- pitching moment -- by diddling a different
1000         // variable).
1001         const float ELEVDIDDLE = 0.001f;
1002         _approachElevator.val += ELEVDIDDLE;
1003         runApproach();
1004         _approachElevator.val -= ELEVDIDDLE;
1005
1006         _model.getBody()->getAngularAccel(tmp);
1007         Math::tmul33(_approachState.orient, tmp, tmp);
1008         double apitch1 = tmp[1];
1009         float elevDelta = -apitch0 * (ELEVDIDDLE/(apitch1-apitch0));
1010
1011         // Now apply the values we just computed.  Note that the
1012         // "minor" variables are deferred until we get the lift/drag
1013         // numbers in the right ballpark.
1014         __builtin_printf("Apply drag %f lift %f\n", dragFactor, liftFactor);
1015         applyDragFactor(dragFactor);
1016         applyLiftRatio(liftFactor);
1017
1018         // DON'T do the following until the above are sane
1019         if(normFactor(dragFactor) > STHRESH*1.0001
1020            || normFactor(liftFactor) > STHRESH*1.0001)
1021         {
1022             continue;
1023         }
1024
1025         __builtin_printf("Apply aoa %f tail %f\n", SOLVE_TWEAK*aoaDelta, SOLVE_TWEAK*tailDelta);
1026
1027         // OK, now we can adjust the minor variables:
1028         _cruiseAoA += SOLVE_TWEAK*aoaDelta;
1029         _tailIncidence += SOLVE_TWEAK*tailDelta;
1030
1031         _cruiseAoA = clamp(_cruiseAoA, -0.175f, 0.175f);
1032         _tailIncidence = clamp(_tailIncidence, -0.175f, 0.175f);
1033
1034         if(abs(xforce/_cruiseWeight) < STHRESH*0.0001 &&
1035            abs(alift/_approachWeight) < STHRESH*0.0001 &&
1036            abs(aoaDelta) < STHRESH*.000017 &&
1037            abs(tailDelta) < STHRESH*.000017)
1038         {
1039             // If this finaly value is OK, then we're all done
1040             if(abs(elevDelta) < STHRESH*0.0001)
1041                 break;
1042
1043             __builtin_printf("Apply elev %f\n", SOLVE_TWEAK*elevDelta);
1044
1045             // Otherwise, adjust and do the next iteration
1046             _approachElevator.val += SOLVE_TWEAK * elevDelta;
1047             if(abs(_approachElevator.val) > 1) {
1048                 _failureMsg = "Insufficient elevator to trim for approach";
1049                 break;
1050             }
1051         }
1052     }
1053
1054     if(_dragFactor < 1e-06 || _dragFactor > 1e6) {
1055         _failureMsg = "Drag factor beyond reasonable bounds.";
1056         return;
1057     } else if(_liftRatio < 1e-04 || _liftRatio > 1e4) {
1058         _failureMsg = "Lift ratio beyond reasonable bounds.";
1059         return;
1060     } else if(Math::abs(_cruiseAoA) >= .17453293) {
1061         _failureMsg = "Cruise AoA > 10 degrees";
1062         return;
1063     } else if(Math::abs(_tailIncidence) >= .17453293) {
1064         _failureMsg = "Tail incidence > 10 degrees";
1065         return;
1066     }
1067 }
1068
1069 void Airplane::solveHelicopter()
1070 {
1071     _solutionIterations = 0;
1072     _failureMsg = 0;
1073     if (getRotorgear()!=0)
1074     {
1075         Rotorgear* rg = getRotorgear();
1076         applyDragFactor(Math::pow(rg->getYasimDragFactor()/1000,
1077             1/SOLVE_TWEAK));
1078         applyLiftRatio(Math::pow(rg->getYasimLiftFactor(),
1079             1/SOLVE_TWEAK));
1080     }
1081     else
1082     //huh, no wing and no rotor? (_rotorgear is constructed,
1083     //if a rotor is defined
1084     {
1085         applyDragFactor(Math::pow(15.7/1000, 1/SOLVE_TWEAK));
1086         applyLiftRatio(Math::pow(104, 1/SOLVE_TWEAK));
1087     }
1088     setupState(0,0,0, &_cruiseState);
1089     _model.setState(&_cruiseState);
1090     setupWeights(true);
1091     _controls.reset();
1092     _model.getBody()->reset();
1093     _model.setAir(_cruiseP, _cruiseT,
1094                   Atmosphere::calcStdDensity(_cruiseP, _cruiseT));
1095
1096 }
1097
1098 }; // namespace yasim