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 #define ACCEL_VEL_BOOST VEL_MPS_TO_COUNT(5)
  87
  88 /*
  89  * Barometer calibration
  90  *
  91  * We directly sample the barometer. The specs say:
  92  *
  93  * Pressure range: 15-115 kPa
  94  * Voltage at 115kPa: 2.82
  95  * Output scale: 27mV/kPa
  96  *
  97  * If we want to detect launch with the barometer, we need
  98  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
  99  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
 100  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
 101  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
 102  * of 16 times this though
 103  *
 104  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 105  */
 106
 107 #define BARO_kPa        268
 108 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 109 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 110 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 111 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 112 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 113 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 10) /* 10kPa or about 1000m */
 114
 115 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 116  * case of other failures
 117  */
 118
 119 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 120
 121 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 122  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 123  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 124  * it's scaled by 100
 125  */
 126 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 127 __pdata int32_t ao_min_vel;
 128 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 129
 130 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 131  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 132  */
 133 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(20)
 134
 135 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 136
 137 void
 138 ao_flight(void)
 139 {
 140         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 141
 142         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 143         ao_raw_accel_prev = 0;
 144         ao_raw_accel = 0;
 145         ao_raw_pres = 0;
 146         ao_flight_tick = 0;
 147         for (;;) {
 148                 ao_sleep(&ao_adc_ring);
 149                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 150                         __pdata uint8_t ticks;
 151                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 152                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 153
 154                         /* Capture a sample */
 155                         ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
 156                         ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
 157                         ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
 158
 159                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 160                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 161                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 162                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 163                         /* Update velocity
 164                          *
 165                          * The accelerometer is mounted so that
 166                          * acceleration yields negative values
 167                          * while deceleration yields positive values,
 168                          * so subtract instead of add.
 169                          */
 170                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 171                         ao_vel_change = (((ao_raw_accel + ao_raw_accel_prev) >> 1) - ao_ground_accel);
 172                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 173
 174                         /* one is a common interval */
 175                         if (ticks == 1)
 176                                 ao_flight_vel -= (int32_t) ao_vel_change;
 177                         else
 178                                 ao_flight_vel -= (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 179
 180                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 181                 }
 182
 183                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 184                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 185                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 186                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 187                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 188                 } else {
 189                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 190                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 191                 }
 192
 193                 switch (ao_flight_state) {
 194                 case ao_flight_startup:
 195
 196                         /* startup state:
 197                          *
 198                          * Collect 1000 samples of acceleration and pressure
 199                          * data and average them to find the resting values
 200                          */
 201                         if (nsamples < 1000) {
 202                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 203                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 204                                 ++nsamples;
 205                                 continue;
 206                         }
 207                         ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
 208                         ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
 209                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 210                         ao_config_get();
 211                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 212                         ao_flight_vel = 0;
 213                         ao_min_vel = 0;
 214
 215                         /* Go to launchpad state if the nose is pointing up */
 216                         ao_config_get();
 217                         if (ao_flight_accel < ao_config.accel_zero_g - ACCEL_NOSE_UP) {
 218
 219                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 220                                  * to save power
 221                                  */
 222                                 ao_usb_disable();
 223
 224                                 /* Turn on telemetry system
 225                                  */
 226                                 ao_rdf_set(1);
 227                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 228
 229                                 ao_flight_state = ao_flight_launchpad;
 230                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 231                         } else {
 232                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 233
 234                                 /* Turn on the Green LED in idle mode
 235                                  */
 236                                 ao_led_on(AO_LED_GREEN);
 237                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 238                         }
 239                         /* signal successful initialization by turning off the LED */
 240                         ao_led_off(AO_LED_RED);
 241                         break;
 242                 case ao_flight_launchpad:
 243
 244                         /* pad to boost:
 245                          *
 246                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 247                          *             OR
 248                          * barometer: > 20m vertical motion
 249                          *
 250                          * The accelerometer should always detect motion before
 251                          * the barometer, but we use both to make sure this
 252                          * transition is detected
 253                          */
 254                         if ((ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 255                              ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 256                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 257                         {
 258                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 259                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 260
 261                                 /* start logging data */
 262                                 ao_log_start();
 263
 264                                 /* Increase telemetry rate */
 265                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 266
 267                                 /* disable RDF beacon */
 268                                 ao_rdf_set(0);
 269
 270                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 271                                 break;
 272                         }
 273                         break;
 274                 case ao_flight_boost:
 275
 276                         /* boost to coast:
 277                          *
 278                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 279                          *              OR
 280                          * time: boost for more than 15 seconds
 281                          *
 282                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 283                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 284                          * (15 seconds) has past.
 285                          */
 286                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + (ACCEL_G >> 2) ||
 287                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 288                         {
 289                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 290                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 291                                 break;
 292                         }
 293                         break;
 294                 case ao_flight_coast:
 295
 296                         /* coast to apogee detect:
 297                          *
 298                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 299                          *               OR
 300                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 301                          *
 302                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 303                          * apogee due to mach transitions.
 304                          *
 305                          * XXX this is essentially a single-detector test
 306                          * as the 500m altitude change would likely result
 307                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 308                          * how big a pressure change the mach transition
 309                          * generates would be useful here.
 310                          */
 311                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 312                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 313                         {
 314                                 /* set min velocity to current velocity for
 315                                  * apogee detect
 316                                  */
 317                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 318                                 ao_flight_state = ao_flight_apogee;
 319                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 320                         }
 321                         break;
 322                 case ao_flight_apogee:
 323
 324                         /* apogee detect to drogue deploy:
 325                          *
 326                          * accelerometer: abs(velocity) > min_velocity + 2m/s
 327                          *               OR
 328                          * barometer: fall at least 10m
 329                          *
 330                          * If the barometer saturates because the flight
 331                          * goes over its measuring range (about 53k'),
 332                          * requiring a 10m fall will avoid prematurely
 333                          * detecting apogee; the accelerometer will take
 334                          * over in that case and the integrated velocity
 335                          * measurement should suffice to find apogee
 336                          */
 337                         if (/* abs(ao_flight_vel) > ao_min_vel + ACCEL_VEL_APOGEE || */
 338                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 339                         {
 340                                 /* ignite the drogue charge */
 341                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 342
 343                                 /* slow down the telemetry system */
 344                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 345
 346                                 /* slow down the ADC sample rate */
 347                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 348
 349                                 /* Enable RDF beacon */
 350                                 ao_rdf_set(1);
 351
 352                                 /*
 353                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 354                                  * to figure out when the rocket has landed
 355                                  */
 356                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 357                                  * early resting detection
 358                                  */
 359                                 ao_interval_min_accel = 0;
 360                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 361                                 ao_interval_min_pres = 0;
 362                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 363
 364                                 /* initialize interval values */
 365                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 366
 367                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 368                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 369
 370                                 /* and enter drogue state */
 371                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 372                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 373                         }
 374
 375                         break;
 376                 case ao_flight_drogue:
 377
 378                         /* drogue to main deploy:
 379                          *
 380                          * barometer: reach main deploy altitude
 381                          *
 382                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 383                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 384                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 385                          * high descent rate using the pressure sensor to
 386                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 387                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 388                          * to notice continutity?
 389                          */
 390                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 391                         {
 392                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 393                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 394                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 395                         }
 396
 397                         /* fall through... */
 398                 case ao_flight_main:
 399
 400                         /* drogue/main to land:
 401                          *
 402                          * accelerometer: value stable
 403                          *                           AND
 404                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 405                          */
 406
 407                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 408                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 409                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 410                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 411                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 412                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 413                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 414                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 415
 416                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 417                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 418                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 419                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 420                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 421                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 422                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 423                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 424                         }
 425
 426                         if ((uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 427                             ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 428                             (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 429                         {
 430                                 ao_flight_state = ao_flight_landed;
 431
 432                                 /* turn off the ADC capture */
 433                                 ao_timer_set_adc_interval(0);
 434
 435                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 436                         }
 437                         break;
 438                 case ao_flight_landed:
 439                         break;
 440                 }
 441         }
 442 }
 443
 444 #define AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(count)    ((count) / 27)
 445 #define AO_VEL_COUNT_TO_MS(count)       ((int16_t) ((count) / 2700))
 446
 447 static void
 448 ao_flight_status(void)
 449 {
 450         printf("STATE: %7s accel: %d speed: %d altitude: %d main: %d\n",
 451                ao_state_names[ao_flight_state],
 452                AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(ACCEL_ZERO_G - ao_flight_accel),
 453                AO_VEL_COUNT_TO_MS(ao_flight_vel),
 454                ao_pres_to_altitude(ao_flight_pres),
 455                ao_pres_to_altitude(ao_main_pres));
 456 }
 457
 458 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 459
 460 __code struct ao_cmds ao_flight_cmds[] = {
 461         { 'f', ao_flight_status,        "f                                  Display current flight state" },
 462         { 0, ao_flight_status, NULL }
 463 };
 464
 465 void
 466 ao_flight_init(void)
 467 {
 468         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 469         ao_interval_min_accel = 0;
 470         ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 471         ao_interval_min_pres = 0;
 472         ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 473         ao_interval_end = AO_INTERVAL_TICKS;
 474
 475         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 476         ao_cmd_register(&ao_flight_cmds[0]);
 477 }