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 int16_t                 ao_flight_accel;        /* filtered acceleration */
  27 __pdata int16_t                 ao_flight_pres;         /* filtered pressure */
  28 __pdata int16_t                 ao_ground_pres;         /* startup pressure */
  29 __pdata int16_t                 ao_ground_accel;        /* startup acceleration */
  30 __pdata int16_t                 ao_min_pres;            /* minimum recorded pressure */
  31 __pdata uint16_t                ao_launch_tick;         /* time of launch detect */
  32 __pdata int16_t                 ao_main_pres;           /* pressure to eject main */
  33
  34 /*
  35  * track min/max data over a long interval to detect
  36  * resting
  37  */
  38 __pdata uint16_t                ao_interval_end;
  39 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_accel;
  40 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_accel;
  41 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_pres;
  42 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_pres;
  43 __pdata int16_t                 ao_interval_min_accel;
  44 __pdata int16_t                 ao_interval_max_accel;
  45 __pdata int16_t                 ao_interval_min_pres;
  46 __pdata int16_t                 ao_interval_max_pres;
  47
  48 __data uint8_t ao_flight_adc;
  49 __pdata int16_t ao_raw_accel, ao_raw_accel_prev, ao_raw_pres;
  50
  51 /* Accelerometer calibration
  52  *
  53  * We're sampling the accelerometer through a resistor divider which
  54  * consists of 5k and 10k resistors. This multiplies the values by 2/3.
  55  * That goes into the cc1111 A/D converter, which is running at 11 bits
  56  * of precision with the bits in the MSB of the 16 bit value. Only positive
  57  * values are used, so values should range from 0-32752 for 0-3.3V. The
  58  * specs say we should see 40mV/g (uncalibrated), multiply by 2/3 for what
  59  * the A/D converter sees (26.67 mV/g). We should see 32752/3300 counts/mV,
  60  * for a final computation of:
  61  *
  62  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  63  *
  64  * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
  65  * Note that this value is only require to tell if the
  66  * rocket is standing upright. Once that is determined,
  67  * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
  68  * to find the resting accelerometer value, which is used
  69  * for all further flight computations
  70  */
  71
  72 #define GRAVITY 9.80665
  73 /* convert m/s to velocity count */
  74 #define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) ((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * ACCEL_G * 100))
  75
  76 #define ACCEL_G         265
  77 #define ACCEL_ZERO_G    16000
  78 #define ACCEL_NOSE_UP   (ACCEL_ZERO_G - ACCEL_G * 2 /3)
  79 #define ACCEL_BOOST     ACCEL_G * 2
  80 #define ACCEL_INT_LAND  (ACCEL_G / 10)
  81 #define ACCEL_VEL_LAND  VEL_MPS_TO_COUNT(10)
  82
  83 /*
  84  * Barometer calibration
  85  *
  86  * We directly sample the barometer. The specs say:
  87  *
  88  * Pressure range: 15-115 kPa
  89  * Voltage at 115kPa: 2.82
  90  * Output scale: 27mV/kPa
  91  *
  92  * If we want to detect launch with the barometer, we need
  93  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
  94  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
  95  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
  96  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
  97  * of 16 times this though
  98  *
  99  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 100  */
 101
 102 #define BARO_kPa        268
 103 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 104 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 105 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 106 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 107 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 108 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 5)  /* 5kPa or about 1000m */
 109
 110 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 111  * case of other failures
 112  */
 113
 114 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 115
 116 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 117  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 118  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 119  * it's scaled by 100
 120  */
 121 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 122 __pdata int32_t ao_max_vel;
 123 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 124
 125 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 126  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 127  */
 128 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(20)
 129
 130 void
 131 ao_flight(void)
 132 {
 133         __pdata static uint8_t  nsamples = 0;
 134
 135         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 136         ao_raw_accel_prev = 0;
 137         ao_raw_accel = 0;
 138         ao_raw_pres = 0;
 139         ao_interval_cur_min_pres = 0x7fff;
 140         ao_interval_cur_max_pres = -0x7fff;
 141         ao_interval_cur_min_accel = 0x7fff;
 142         ao_interval_cur_max_accel = -0x7fff;
 143         for (;;) {
 144                 ao_sleep(&ao_adc_ring);
 145                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 146                         ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
 147                         ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
 148                         ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
 149                         /* all of our accelerations are negative, so subtract instead of add to get speed */
 150                         ao_flight_vel -= (int32_t) (((ao_raw_accel + ao_raw_accel_prev) >> 1) - ao_ground_accel);
 151                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 152                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 153                 }
 154                 ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 155                 ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 156                 ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 157                 ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 158
 159                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 160                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 161                 if (ao_flight_vel > ao_max_vel)
 162                         ao_max_vel = ao_flight_vel;
 163
 164                 if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 165                         ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 166                 if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 167                         ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 168                 if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 169                         ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 170                 if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 171                         ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 172
 173                 if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 174                         ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 175                         ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 176                         ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 177                         ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 178                         ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 179                         ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 180                         ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 181                 }
 182
 183                 switch (ao_flight_state) {
 184                 case ao_flight_startup:
 185
 186                         /* startup state:
 187                          *
 188                          * Collect 100 samples of acceleration and pressure
 189                          * data and average them to find the resting values
 190                          */
 191                         if (nsamples < 100) {
 192                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 193                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 194                                 ++nsamples;
 195                                 continue;
 196                         }
 197                         ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
 198                         ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
 199                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 200                         ao_main_pres = ao_ground_pres - BARO_MAIN;
 201                         ao_flight_vel = 0;
 202                         ao_max_vel = 0;
 203
 204                         ao_interval_end = ao_flight_tick;
 205
 206                         /* Go to launchpad state if the nose is pointing up */
 207                         if (ao_flight_accel < ACCEL_NOSE_UP) {
 208                                 ao_flight_state = ao_flight_launchpad;
 209                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 210                         } else {
 211                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 212
 213                                 /* Turn on the Green LED in idle mode
 214                                  */
 215                                 ao_led_on(AO_LED_GREEN);
 216                                 ao_timer_set_adc_interval(100);
 217                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 218                         }
 219                         /* signal successful initialization by turning off the LED */
 220                         ao_led_off(AO_LED_RED);
 221                         break;
 222                 case ao_flight_launchpad:
 223
 224                         /* pad to boost:
 225                          *
 226                          * accelerometer: > 2g
 227                          *             OR
 228                          * barometer: > 20m vertical motion
 229                          *
 230                          * The accelerometer should always detect motion before
 231                          * the barometer, but we use both to make sure this
 232                          * transition is detected
 233                          */
 234                         if (ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST ||
 235                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 236                         {
 237                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 238                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 239                                 ao_log_start();
 240                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 241                                 break;
 242                         }
 243                         break;
 244                 case ao_flight_boost:
 245
 246                         /* boost to coast:
 247                          *
 248                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 249                          *              OR
 250                          * time: boost for more than 15 seconds
 251                          *
 252                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 253                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 254                          * (15 seconds) has past.
 255                          */
 256                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + (ACCEL_G >> 2) ||
 257                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 258                         {
 259                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 260                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 261                                 break;
 262                         }
 263                         /* fall through ... */
 264                 case ao_flight_coast:
 265
 266                         /* boost/coast to apogee detect:
 267                          *
 268                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s AND < max_vel - 50m/s
 269                          *               OR
 270                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 271                          *
 272                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 273                          * apogee due to mach transitions. For slow flights (<200m/s)
 274                          * we expect to transition right through this stage to
 275                          * apogee detect.
 276                          */
 277                         if ((ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(200) &&
 278                              ao_flight_vel < ao_max_vel - VEL_MPS_TO_COUNT(50)) ||
 279                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 280                         {
 281                                 ao_flight_state = ao_flight_apogee;
 282                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 283                         }
 284                         break;
 285                 case ao_flight_apogee:
 286
 287                         /* apogee to drogue deploy:
 288                          *
 289                          * accelerometer: integrated velocity < 10m/s
 290                          *               OR
 291                          * barometer: fall at least 10m
 292                          *
 293                          * If the barometer saturates because the flight
 294                          * goes over its measuring range (about 53k'),
 295                          * requiring a 10m fall will avoid prematurely
 296                          * detecting apogee; the accelerometer will take
 297                          * over in that case and the integrated velocity
 298                          * measurement should suffice to find apogee
 299                          */
 300                         if (ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(-10) ||
 301                             ao_flight_pres - BARO_APOGEE > ao_min_pres)
 302                         {
 303                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 304                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 305                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 306                         }
 307                         break;
 308                 case ao_flight_drogue:
 309
 310                         /* drogue to main deploy:
 311                          *
 312                          * accelerometer: abs(velocity) > 50m/s
 313                          *               OR
 314                          * barometer: reach main deploy altitude
 315                          */
 316                         if (ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(-50) ||
 317                             ao_flight_vel > VEL_MPS_TO_COUNT(50) ||
 318                             ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 319                         {
 320                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 321                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 322                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 323                         }
 324                         /* fall through... */
 325                 case ao_flight_main:
 326
 327                         /* drogue/main to land:
 328                          *
 329                          * accelerometer: value stable and velocity less than 10m/s
 330                          *                           OR
 331                          * barometer: altitude stable and within 500m of the launch altitude
 332                          */
 333                         if ((ao_flight_vel < ACCEL_VEL_LAND &&
 334                              (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < ACCEL_INT_LAND) ||
 335                             (ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 336                              (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < BARO_INT_LAND))
 337                         {
 338                                 ao_flight_state = ao_flight_landed;
 339                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 340                         }
 341                         break;
 342                 case ao_flight_landed:
 343                         ao_log_stop();
 344                         break;
 345                 }
 346         }
 347 }
 348
 349 #define AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(count)    ((count) / 27)
 350 #define AO_VEL_COUNT_TO_MS(count)       ((int16_t) ((count) / 2700))
 351
 352 void
 353 ao_flight_status(void)
 354 {
 355         printf("STATE: %7s accel: %d speed: %d altitude: %d\n",
 356                ao_state_names[ao_flight_state],
 357                AO_ACCEL_COUNT_TO_MSS(ACCEL_ZERO_G - ao_flight_accel),
 358                AO_VEL_COUNT_TO_MS(ao_flight_vel),
 359                ao_pres_to_altitude(ao_flight_pres));
 360 }
 361
 362 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 363
 364 __code struct ao_cmds ao_flight_cmds[] = {
 365         { 'f', ao_flight_status,        "f                                  Display current flight state" },
 366         { 0, ao_flight_status, NULL }
 367 };
 368
 369 void
 370 ao_flight_init(void)
 371 {
 372         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 373         ao_interval_min_accel = 0;
 374         ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 375         ao_interval_min_pres = 0;
 376         ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 377         ao_interval_end = AO_INTERVAL_TICKS;
 378
 379         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 380         ao_cmd_register(&ao_flight_cmds[0]);
 381 }