git.gag.com Git - fw/altos/blob - src/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 __pdata int16_t ao_accel_2g;
  52
  53 __xdata uint8_t ao_flight_force_idle;
  54
  55 /* Accelerometer calibration
  56  *
  57  * We're sampling the accelerometer through a resistor divider which
  58  * consists of 5k and 10k resistors. This multiplies the values by 2/3.
  59  * That goes into the cc1111 A/D converter, which is running at 11 bits
  60  * of precision with the bits in the MSB of the 16 bit value. Only positive
  61  * values are used, so values should range from 0-32752 for 0-3.3V. The
  62  * specs say we should see 40mV/g (uncalibrated), multiply by 2/3 for what
  63  * the A/D converter sees (26.67 mV/g). We should see 32752/3300 counts/mV,
  64  * for a final computation of:
  65  *
  66  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  67  *
  68  * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
  69  * Note that this value is only require to tell if the
  70  * rocket is standing upright. Once that is determined,
  71  * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
  72  * to find the resting accelerometer value, which is used
  73  * for all further flight computations
  74  */
  75
  76 #define GRAVITY 9.80665
  77 /* convert m/s to velocity count */
  78 #define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) (((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * (AO_HERTZ/2))) * (int32_t) ao_accel_2g)
  79
  80 #define ACCEL_NOSE_UP   (ao_accel_2g >> 2)
  81 #define ACCEL_BOOST     ao_accel_2g
  82 #define ACCEL_COAST     (ao_accel_2g >> 3)
  83 #define ACCEL_INT_LAND  (ao_accel_2g >> 3)
  84 #define ACCEL_VEL_MACH  VEL_MPS_TO_COUNT(200)
  85 #define ACCEL_VEL_BOOST VEL_MPS_TO_COUNT(5)
  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 __pdata int32_t ao_old_vel;
 128 __pdata int16_t ao_old_vel_tick;
 129 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 130
 131 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 132  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 133  */
 134 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(5)
 135
 136 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 137
 138 void
 139 ao_flight(void)
 140 {
 141         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 142
 143         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 144         ao_raw_accel_prev = 0;
 145         ao_raw_accel = 0;
 146         ao_raw_pres = 0;
 147         ao_flight_tick = 0;
 148         for (;;) {
 149                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_adc));
 150                 ao_sleep(DATA_TO_XDATA(&ao_adc_head));
 151                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 152                         __pdata uint8_t ticks;
 153                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 154                         __xdata struct ao_adc *ao_adc;
 155                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 156
 157                         /* Capture a sample */
 158                         ao_adc = &ao_adc_ring[ao_flight_adc];
 159                         ao_flight_tick = ao_adc->tick;
 160                         ao_raw_accel = ao_adc->accel;
 161                         ao_raw_pres = ao_adc->pres;
 162
 163                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 164                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 165                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 166                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 167                         /* Update velocity
 168                          *
 169                          * The accelerometer is mounted so that
 170                          * acceleration yields negative values
 171                          * while deceleration yields positive values,
 172                          * so subtract instead of add.
 173                          */
 174                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 175                         ao_vel_change = ao_ground_accel - (((ao_raw_accel + 1) >> 1) + ((ao_raw_accel_prev + 1) >> 1));
 176                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 177
 178                         /* one is a common interval */
 179                         if (ticks == 1)
 180                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change;
 181                         else
 182                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 183
 184                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 185                 }
 186
 187                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 188                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 189                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 190                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 191                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 192                 } else {
 193                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 194                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 195                 }
 196
 197                 switch (ao_flight_state) {
 198                 case ao_flight_startup:
 199
 200                         /* startup state:
 201                          *
 202                          * Collect 512 samples of acceleration and pressure
 203                          * data and average them to find the resting values
 204                          */
 205                         if (nsamples < 512) {
 206                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 207                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 208                                 ++nsamples;
 209                                 continue;
 210                         }
 211                         ao_ground_accel = ao_raw_accel_sum >> 9;
 212                         ao_ground_pres = ao_raw_pres_sum >> 9;
 213                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 214                         ao_config_get();
 215                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 216                         ao_accel_2g = ao_config.accel_minus_g - ao_config.accel_plus_g;
 217                         ao_flight_vel = 0;
 218                         ao_min_vel = 0;
 219                         ao_old_vel = ao_flight_vel;
 220                         ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 221
 222                         /* Check to see what mode we should go to.
 223                          *  - Invalid mode if accel cal appears to be out
 224                          *  - pad mode if we're upright,
 225                          *  - idle mode otherwise
 226                          */
 227                         ao_config_get();
 228                         if (ao_config.accel_plus_g == 0 ||
 229                             ao_config.accel_minus_g == 0 ||
 230                             ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g - ACCEL_NOSE_UP ||
 231                             ao_flight_accel > ao_config.accel_minus_g + ACCEL_NOSE_UP)
 232                         {
 233                                 /* Detected an accel value outside -1.5g to 1.5g
 234                                  * (or uncalibrated values), so we go into invalid mode
 235                                  */
 236                                 ao_flight_state = ao_flight_invalid;
 237                                 /* Allow packet mode in invalid flight state,
 238                                  * Still need to be able to fix the problem!
 239                                  */
 240                                 ao_packet_slave_start();
 241
 242                         } else if (ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g + ACCEL_NOSE_UP &&
 243                                    !ao_flight_force_idle)
 244                         {
 245                                 /* Set pad mode - we can fly! */
 246                                 ao_flight_state = ao_flight_pad;
 247
 248                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 249                                  * to save power
 250                                  */
 251                                 ao_usb_disable();
 252
 253                                 /* Turn on telemetry system */
 254                                 ao_rdf_set(1);
 255                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 256
 257                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 258                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 259                         } else {
 260                                 /* Set idle mode */
 261                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 262
 263                                 /* Turn on packet system in idle mode */
 264                                 ao_packet_slave_start();
 265
 266                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 267                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 268                         }
 269                         /* wakeup threads due to state change */
 270                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 271
 272                         break;
 273                 case ao_flight_pad:
 274
 275                         /* Trim velocity
 276                          *
 277                          * Once a second, remove any velocity from
 278                          * a second ago
 279                          */
 280                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_old_vel_tick) >= AO_SEC_TO_TICKS(1)) {
 281                                 ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 282                                 ao_flight_vel -= ao_old_vel;
 283                                 ao_old_vel = ao_flight_vel;
 284                         }
 285                         /* pad to boost:
 286                          *
 287                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 288                          *             OR
 289                          * barometer: > 20m vertical motion
 290                          *
 291                          * The accelerometer should always detect motion before
 292                          * the barometer, but we use both to make sure this
 293                          * transition is detected
 294                          */
 295                         if ((ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 296                              ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 297                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 298                         {
 299                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 300                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 301
 302                                 /* start logging data */
 303                                 ao_log_start();
 304
 305                                 /* Increase telemetry rate */
 306                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 307
 308                                 /* disable RDF beacon */
 309                                 ao_rdf_set(0);
 310
 311                                 /* Record current GPS position by waking up GPS log tasks */
 312                                 ao_wakeup(&ao_gps_data);
 313                                 ao_wakeup(&ao_gps_tracking_data);
 314
 315                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 316                                 break;
 317                         }
 318                         break;
 319                 case ao_flight_boost:
 320
 321                         /* boost to fast:
 322                          *
 323                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 324                          *              OR
 325                          * time: boost for more than 15 seconds
 326                          *
 327                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 328                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 329                          * (15 seconds) has past.
 330                          */
 331                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + ACCEL_COAST ||
 332                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 333                         {
 334                                 ao_flight_state = ao_flight_fast;
 335                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 336                                 break;
 337                         }
 338                         break;
 339                 case ao_flight_fast:
 340
 341                         /* fast to coast:
 342                          *
 343                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 344                          *               OR
 345                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 346                          *
 347                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 348                          * apogee due to mach transitions.
 349                          *
 350                          * XXX this is essentially a single-detector test
 351                          * as the 500m altitude change would likely result
 352                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 353                          * how big a pressure change the mach transition
 354                          * generates would be useful here.
 355                          */
 356                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 357                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 358                         {
 359                                 /* set min velocity to current velocity for
 360                                  * apogee detect
 361                                  */
 362                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 363                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 364                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 365                         }
 366                         break;
 367                 case ao_flight_coast:
 368
 369                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 370                          *
 371                          * barometer: fall at least 10m
 372                          *
 373                          * It would be nice to use the accelerometer
 374                          * to detect apogee as well, but tests have
 375                          * shown that flights far from vertical would
 376                          * grossly mis-detect apogee. So, for now,
 377                          * we'll trust to a single sensor for this test
 378                          */
 379                         if (ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 380                         {
 381                                 /* ignite the drogue charge */
 382                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 383
 384                                 /* slow down the telemetry system */
 385                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 386
 387                                 /* slow down the ADC sample rate */
 388                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 389
 390                                 /*
 391                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 392                                  * to figure out when the rocket has landed
 393                                  */
 394                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 395                                  * early resting detection
 396                                  */
 397                                 ao_interval_min_accel = 0;
 398                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 399                                 ao_interval_min_pres = 0;
 400                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 401
 402                                 /* initialize interval values */
 403                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 404
 405                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 406                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 407
 408                                 /* and enter drogue state */
 409                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 410                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 411                         }
 412
 413                         break;
 414                 case ao_flight_drogue:
 415
 416                         /* drogue to main deploy:
 417                          *
 418                          * barometer: reach main deploy altitude
 419                          *
 420                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 421                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 422                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 423                          * high descent rate using the pressure sensor to
 424                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 425                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 426                          * to notice continutity?
 427                          */
 428                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 429                         {
 430                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 431                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 432                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 433                         }
 434
 435                         /* fall through... */
 436                 case ao_flight_main:
 437
 438                         /* drogue/main to land:
 439                          *
 440                          * accelerometer: value stable
 441                          *                           AND
 442                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 443                          */
 444
 445                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 446                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 447                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 448                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 449                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 450                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 451                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 452                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 453
 454                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 455                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 456                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 457                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 458                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 459                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 460                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 461                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 462
 463                                 if ((uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 464                                     ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 465                                     (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 466                                 {
 467                                         ao_flight_state = ao_flight_landed;
 468
 469                                         /* turn off the ADC capture */
 470                                         ao_timer_set_adc_interval(0);
 471                                         /* Enable RDF beacon */
 472                                         ao_rdf_set(1);
 473
 474                                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 475                                 }
 476                         }
 477                         break;
 478                 case ao_flight_landed:
 479                         break;
 480                 }
 481         }
 482 }
 483
 484 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 485
 486 void
 487 ao_flight_init(void)
 488 {
 489         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 490         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 491 }