git.gag.com Git - fw/altos/blob - ao_flight.c

   1 /*
   2  * Copyright © 2009 Keith Packard <keithp@keithp.com>
   3  *
   4  * This program is free software; you can redistribute it and/or modify
   5  * it under the terms of the GNU General Public License as published by
   6  * the Free Software Foundation; version 2 of the License.
   7  *
   8  * This program is distributed in the hope that it will be useful, but
   9  * WITHOUT ANY WARRANTY; without even the implied warranty of
  10  * MERCHANTABILITY or FITNESS FOR A PARTICULAR PURPOSE.  See the GNU
  11  * General Public License for more details.
  12  *
  13  * You should have received a copy of the GNU General Public License along
  14  * with this program; if not, write to the Free Software Foundation, Inc.,
  15  * 59 Temple Place, Suite 330, Boston, MA 02111-1307 USA.
  16  */
  17
  18 #ifndef AO_FLIGHT_TEST
  19 #include "ao.h"
  20 #endif
  21
  22 /* Main flight thread. */
  23
  24 __pdata enum ao_flight_state    ao_flight_state;        /* current flight state */
  25 __pdata uint16_t                ao_flight_tick;         /* time of last data */
  26 __pdata uint16_t                ao_flight_prev_tick;    /* time of previous data */
  27 __pdata int16_t                 ao_flight_accel;        /* filtered acceleration */
  28 __pdata int16_t                 ao_flight_pres;         /* filtered pressure */
  29 __pdata int16_t                 ao_ground_pres;         /* startup pressure */
  30 __pdata int16_t                 ao_ground_accel;        /* startup acceleration */
  31 __pdata int16_t                 ao_min_pres;            /* minimum recorded pressure */
  32 __pdata uint16_t                ao_launch_tick;         /* time of launch detect */
  33 __pdata int16_t                 ao_main_pres;           /* pressure to eject main */
  34
  35 /*
  36  * track min/max data over a long interval to detect
  37  * resting
  38  */
  39 __pdata uint16_t                ao_interval_end;
  40 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_accel;
  41 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_accel;
  42 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_pres;
  43 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_pres;
  44 __pdata int16_t                 ao_interval_min_accel;
  45 __pdata int16_t                 ao_interval_max_accel;
  46 __pdata int16_t                 ao_interval_min_pres;
  47 __pdata int16_t                 ao_interval_max_pres;
  48
  49 __data uint8_t ao_flight_adc;
  50 __pdata int16_t ao_raw_accel, ao_raw_accel_prev, ao_raw_pres;
  51
  52 /* Accelerometer calibration
  53  *
  54  * We're sampling the accelerometer through a resistor divider which
  55  * consists of 5k and 10k resistors. This multiplies the values by 2/3.
  56  * That goes into the cc1111 A/D converter, which is running at 11 bits
  57  * of precision with the bits in the MSB of the 16 bit value. Only positive
  58  * values are used, so values should range from 0-32752 for 0-3.3V. The
  59  * specs say we should see 40mV/g (uncalibrated), multiply by 2/3 for what
  60  * the A/D converter sees (26.67 mV/g). We should see 32752/3300 counts/mV,
  61  * for a final computation of:
  62  *
  63  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  64  *
  65  * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
  66  * Note that this value is only require to tell if the
  67  * rocket is standing upright. Once that is determined,
  68  * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
  69  * to find the resting accelerometer value, which is used
  70  * for all further flight computations
  71  */
  72
  73 #define GRAVITY 9.80665
  74 /* convert m/s to velocity count */
  75 #define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) ((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * ACCEL_G * 100))
  76
  77 #define ACCEL_G         265
  78 #define ACCEL_ZERO_G    16000
  79 #define ACCEL_NOSE_UP   (ACCEL_G * 2 /3)
  80 #define ACCEL_BOOST     ACCEL_G * 2
  81 #define ACCEL_INT_LAND  (ACCEL_G / 10)
  82 #define ACCEL_VEL_LAND  VEL_MPS_TO_COUNT(10)
  83 #define ACCEL_VEL_MACH  VEL_MPS_TO_COUNT(200)
  84 #define ACCEL_VEL_APOGEE        VEL_MPS_TO_COUNT(2)
  85 #define ACCEL_VEL_MAIN  VEL_MPS_TO_COUNT(100)
  86
  87 /*
  88  * Barometer calibration
  89  *
  90  * We directly sample the barometer. The specs say:
  91  *
  92  * Pressure range: 15-115 kPa
  93  * Voltage at 115kPa: 2.82
  94  * Output scale: 27mV/kPa
  95  *
  96  * If we want to detect launch with the barometer, we need
  97  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
  98  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
  99  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
 100  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
 101  * of 16 times this though
 102  *
 103  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 104  */
 105
 106 #define BARO_kPa        268
 107 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 108 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 109 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 110 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 111 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 112 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 10) /* 10kPa or about 1000m */
 113
 114 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 115  * case of other failures
 116  */
 117
 118 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 119
 120 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 121  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 122  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 123  * it's scaled by 100
 124  */
 125 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 126 __pdata int32_t ao_min_vel;
 127 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 128
 129 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 130  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 131  */
 132 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(20)
 133
 134 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 135
 136 void
 137 ao_flight(void)
 138 {
 139         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 140
 141         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 142         ao_raw_accel_prev = 0;
 143         ao_raw_accel = 0;
 144         ao_raw_pres = 0;
 145         ao_flight_tick = 0;
 146         for (;;) {
 147                 ao_sleep(&ao_adc_ring);
 148                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 149                         __pdata uint8_t ticks;
 150                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 151                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 152
 153                         /* Capture a sample */
 154                         ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
 155                         ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
 156                         ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
 157
 158                         /* Update velocity
 159                          *
 160                          * The accelerometer is mounted so that
 161                          * acceleration yields negative values
 162                          * while deceleration yields positive values,
 163                          * so subtract instead of add.
 164                          */
 165                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 166                         ao_vel_change = (((ao_raw_accel + ao_raw_accel_prev) >> 1) - ao_ground_accel);
 167                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 168
 169                         /* one is a common interval */
 170                         if (ticks == 1)
 171                                 ao_flight_vel -= (int32_t) ao_vel_change;
 172                         else
 173                                 ao_flight_vel -= (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 174
 175                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 176                 }
 177                 ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 178                 ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 179                 ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 180                 ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 181
 182                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 183                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 184                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 185                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 186                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 187                 } else {
 188                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 189                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 190                 }
 191
 192                 switch (ao_flight_state) {
 193                 case ao_flight_startup:
 194
 195                         /* startup state:
 196                          *
 197                          * Collect 1000 samples of acceleration and pressure
 198                          * data and average them to find the resting values
 199                          */
 200                         if (nsamples < 1000) {
 201                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 202                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 203                                 ++nsamples;
 204                                 continue;
 205                         }
 206                         ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
 207                         ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
 208                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 209                         ao_config_get();
 210                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 211                         ao_flight_vel = 0;
 212                         ao_min_vel = 0;
 213
 214                         /* Go to launchpad state if the nose is pointing up */
 215                         ao_config_get();
 216                         if (ao_flight_accel < ao_config.accel_zero_g - ACCEL_NOSE_UP) {
 217
 218                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 219                                  * to save power
 220                                  */
 221                                 ao_usb_disable();
 222
 223                                 /* Turn on telemetry system
 224                                  */
 225                                 ao_rdf_set(1);
 226                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 227
 228                                 ao_flight_state = ao_flight_launchpad;
 229                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 230                         } else {
 231                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 232
 233                                 /* Turn on the Green LED in idle mode
 234                                  */
 235                                 ao_led_on(AO_LED_GREEN);
 236                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 237                         }
 238                         /* signal successful initialization by turning off the LED */
 239                         ao_led_off(AO_LED_RED);
 240                         break;
 241                 case ao_flight_launchpad:
 242
 243                         /* pad to boost:
 244                          *
 245                          * accelerometer: > 2g
 246                          *             OR
 247                          * barometer: > 20m vertical motion
 248                          *
 249                          * The accelerometer should always detect motion before
 250                          * the barometer, but we use both to make sure this
 251                          * transition is detected
 252                          */
 253                         if (ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST ||
 254                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 255                         {
 256                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 257                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 258
 259                                 /* start logging data */
 260                                 ao_log_start();
 261
 262                                 /* Increase telemetry rate */
 263                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 264
 265                                 /* disable RDF beacon */
 266                                 ao_rdf_set(0);
 267
 268                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 269                                 break;
 270                         }
 271                         break;
 272                 case ao_flight_boost:
 273
 274                         /* boost to coast:
 275                          *
 276                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 277                          *              OR
 278                          * time: boost for more than 15 seconds
 279                          *
 280                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 281                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 282                          * (15 seconds) has past.
 283                          */
 284                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + (ACCEL_G >> 2) ||
 285                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 286                         {
 287                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 288                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 289                                 break;
 290                         }
 291                         break;
 292                 case ao_flight_coast:
 293
 294                         /* coast to apogee detect:
 295                          *
 296                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 297                          *               OR
 298                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 299                          *
 300                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 301                          * apogee due to mach transitions.
 302                          *
 303                          * XXX this is essentially a single-detector test
 304                          * as the 500m altitude change would likely result
 305                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 306                          * how big a pressure change the mach transition
 307                          * generates would be useful here.
 308                          */
 309                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 310                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 311                         {
 312                                 /* set min velocity to current velocity for
 313                                  * apogee detect
 314                                  */
 315                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 316                                 ao_flight_state = ao_flight_apogee;
 317                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 318                         }
 319                         break;
 320                 case ao_flight_apogee:
 321
 322                         /* apogee detect to drogue deploy:
 323                          *
 324                          * accelerometer: abs(velocity) > min_velocity + 2m/s
 325                          *               OR
 326                          * barometer: fall at least 10m
 327                          *
 328                          * If the barometer saturates because the flight
 329                          * goes over its measuring range (about 53k'),
 330                          * requiring a 10m fall will avoid prematurely
 331                          * detecting apogee; the accelerometer will take
 332                          * over in that case and the integrated velocity
 333                          * measurement should suffice to find apogee
 334                          */
 335                         if (abs(ao_flight_vel) > ao_min_vel + ACCEL_VEL_APOGEE ||
 336                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 337                         {
 338                                 /* ignite the drogue charge */
 339                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 340
 341                                 /* slow down the telemetry system */
 342                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 343
 344                                 /* slow down the ADC sample rate */
 345                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 346
 347                                 /* Enable RDF beacon */
 348                                 ao_rdf_set(1);
 349
 350                                 /*
 351                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 352                                  * to figure out when the rocket has landed
 353                                  */
 354                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 355                                  * early resting detection
 356                                  */
 357                                 ao_interval_min_accel = 0;
 358                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 359                                 ao_interval_min_pres = 0;
 360                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 361
 362                                 /* initialize interval values */
 363                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 364
 365                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 366                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 367
 368                                 /* and enter drogue state */
 369                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 370                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 371                         }
 372
 373                         break;
 374                 case ao_flight_drogue:
 375
 376                         /* drogue to main deploy:
 377                          *
 378                          * accelerometer: abs(velocity) > 100m/s (in case the drogue failed)
 379                          *               OR
 380                          * barometer: reach main deploy altitude
 381                          */
 382                         if (ao_flight_vel < -ACCEL_VEL_MAIN ||
 383                             ao_flight_vel > ACCEL_VEL_MAIN ||
 384                             ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 385                         {
 386                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 387                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 388                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 389                         }
 390
 391                         /* fall through... */
 392                 case ao_flight_main:
 393
 394                         /* drogue/main to land:
 395                          *
 396                          * accelerometer: value stable and velocity less than 10m/s
 397                          *                           OR
 398                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 399                          */
 400
 401                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 402                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 403                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 404                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 405                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 406                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 407                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 408                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 409
 410                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 411                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 412                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 413                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 414                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 415                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 416                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 417                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 418                         }
 419
 420                         if ((abs(ao_flight_vel) < ACCEL_VEL_LAND &&
 421                              (uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND) ||
 422                             (ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 423                              (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND))
 424                         {
 425                                 ao_flight_state = ao_flight_landed;
 426
 427                                 /* turn off the ADC capture */
 428                                 ao_timer_set_adc_interval(0);
 429
 430                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 431                         }
 432                         break;
 433                 case ao_flight_landed:
 434                         break;
 435                 }
 436         }
 437 }
 438
 439 #define AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(count)    ((count) / 27)
 440 #define AO_VEL_COUNT_TO_MS(count)       ((int16_t) ((count) / 2700))
 441
 442 static void
 443 ao_flight_status(void)
 444 {
 445         printf("STATE: %7s accel: %d speed: %d altitude: %d main: %d\n",
 446                ao_state_names[ao_flight_state],
 447                AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(ACCEL_ZERO_G - ao_flight_accel),
 448                AO_VEL_COUNT_TO_MS(ao_flight_vel),
 449                ao_pres_to_altitude(ao_flight_pres),
 450                ao_pres_to_altitude(ao_main_pres));
 451 }
 452
 453 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 454
 455 __code struct ao_cmds ao_flight_cmds[] = {
 456         { 'f', ao_flight_status,        "f                                  Display current flight state" },
 457         { 0, ao_flight_status, NULL }
 458 };
 459
 460 void
 461 ao_flight_init(void)
 462 {
 463         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 464         ao_interval_min_accel = 0;
 465         ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 466         ao_interval_min_pres = 0;
 467         ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 468         ao_interval_end = AO_INTERVAL_TICKS;
 469
 470         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 471         ao_cmd_register(&ao_flight_cmds[0]);
 472 }