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