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 #ifndef HAS_ACCEL
  23 #error Please define HAS_ACCEL
  24 #endif
  25
  26 #ifndef HAS_GPS
  27 #error Please define HAS_GPS
  28 #endif
  29
  30 #ifndef HAS_USB
  31 #error Please define HAS_USB
  32 #endif
  33
  34 #ifndef USE_KALMAN
  35 #error Please define USE_KALMAN
  36 #endif
  37
  38 /* Main flight thread. */
  39
  40 __pdata enum ao_flight_state    ao_flight_state;        /* current flight state */
  41 __pdata uint16_t                ao_flight_tick;         /* time of last data */
  42 __pdata uint16_t                ao_flight_prev_tick;    /* time of previous data */
  43 __pdata int16_t                 ao_flight_pres;         /* filtered pressure */
  44 __pdata int16_t                 ao_ground_pres;         /* startup pressure */
  45 __pdata int16_t                 ao_min_pres;            /* minimum recorded pressure */
  46 __pdata uint16_t                ao_launch_tick;         /* time of launch detect */
  47 __pdata int16_t                 ao_main_pres;           /* pressure to eject main */
  48 #if HAS_ACCEL
  49 __pdata int16_t                 ao_flight_accel;        /* filtered acceleration */
  50 __pdata int16_t                 ao_ground_accel;        /* startup acceleration */
  51 #endif
  52
  53 /*
  54  * track min/max data over a long interval to detect
  55  * resting
  56  */
  57 __pdata uint16_t                ao_interval_end;
  58 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_pres;
  59 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_pres;
  60 __pdata int16_t                 ao_interval_min_pres;
  61 __pdata int16_t                 ao_interval_max_pres;
  62 #if HAS_ACCEL
  63 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_min_accel;
  64 __pdata int16_t                 ao_interval_cur_max_accel;
  65 __pdata int16_t                 ao_interval_min_accel;
  66 __pdata int16_t                 ao_interval_max_accel;
  67 #endif
  68
  69 __data uint8_t ao_flight_adc;
  70 __pdata int16_t ao_raw_pres;
  71 __xdata uint8_t ao_flight_force_idle;
  72
  73 #if HAS_ACCEL
  74 __pdata int16_t ao_raw_accel, ao_raw_accel_prev;
  75 __pdata int16_t ao_accel_2g;
  76
  77 /* Accelerometer calibration
  78  *
  79  * We're sampling the accelerometer through a resistor divider which
  80  * consists of 5k and 10k resistors. This multiplies the values by 2/3.
  81  * That goes into the cc1111 A/D converter, which is running at 11 bits
  82  * of precision with the bits in the MSB of the 16 bit value. Only positive
  83  * values are used, so values should range from 0-32752 for 0-3.3V. The
  84  * specs say we should see 40mV/g (uncalibrated), multiply by 2/3 for what
  85  * the A/D converter sees (26.67 mV/g). We should see 32752/3300 counts/mV,
  86  * for a final computation of:
  87  *
  88  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  89  *
  90  * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
  91  * Note that this value is only require to tell if the
  92  * rocket is standing upright. Once that is determined,
  93  * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
  94  * to find the resting accelerometer value, which is used
  95  * for all further flight computations
  96  */
  97
  98 #define GRAVITY 9.80665
  99 /* convert m/s to velocity count */
 100 #define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) (((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * (AO_HERTZ/2))) * (int32_t) ao_accel_2g)
 101
 102 #define ACCEL_NOSE_UP   (ao_accel_2g >> 2)
 103 #define ACCEL_BOOST     ao_accel_2g
 104 #define ACCEL_COAST     (ao_accel_2g >> 3)
 105 #define ACCEL_INT_LAND  (ao_accel_2g >> 3)
 106 #define ACCEL_VEL_MACH  VEL_MPS_TO_COUNT(200)
 107 #define ACCEL_VEL_BOOST VEL_MPS_TO_COUNT(5)
 108
 109 #endif
 110
 111 /*
 112  * Barometer calibration
 113  *
 114  * We directly sample the barometer. The specs say:
 115  *
 116  * Pressure range: 15-115 kPa
 117  * Voltage at 115kPa: 2.82
 118  * Output scale: 27mV/kPa
 119  *
 120  * If we want to detect launch with the barometer, we need
 121  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
 122  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
 123  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
 124  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
 125  * of 16 times this though
 126  *
 127  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 128  */
 129
 130 #define BARO_kPa        268
 131 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 132 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 133 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 134 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 135 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 136 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 10) /* 10kPa or about 1000m */
 137
 138 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 139  * case of other failures
 140  */
 141
 142 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 143
 144 #if HAS_ACCEL
 145 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 146  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 147  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 148  * it's scaled by 100
 149  */
 150 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 151 __pdata int32_t ao_min_vel;
 152 __pdata int32_t ao_old_vel;
 153 __pdata int16_t ao_old_vel_tick;
 154 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum;
 155 #endif
 156
 157 #if USE_KALMAN
 158 __pdata int16_t                 ao_ground_height;
 159 __pdata int32_t                 ao_k_max_height;
 160 __pdata int32_t                 ao_k_height;
 161 __pdata int32_t                 ao_k_speed;
 162 __pdata int32_t                 ao_k_accel;
 163
 164 #define to_fix16(x) ((int16_t) ((x) * 65536.0 + 0.5))
 165 #define to_fix32(x) ((int32_t) ((x) * 65536.0 + 0.5))
 166
 167 #define from_fix(x)     ((x) >> 16)
 168
 169 #define AO_K0_100       to_fix16(0.05680323)
 170 #define AO_K1_100       to_fix16(0.16608182)
 171 #define AO_K2_100       to_fix16(0.24279580)
 172
 173 #define AO_K_STEP_100           to_fix16(0.01)
 174 #define AO_K_STEP_2_2_100       to_fix16(0.00005)
 175
 176 #define AO_K0_10        to_fix16(0.23772023)
 177 #define AO_K1_10        to_fix16(0.32214149)
 178 #define AO_K2_10        to_fix16(0.21827159)
 179
 180 #define AO_K_STEP_10            to_fix16(0.1)
 181 #define AO_K_STEP_2_2_10        to_fix16(0.005)
 182
 183 static void
 184 ao_kalman_baro(void)
 185 {
 186         int16_t err = ((ao_pres_to_altitude(ao_raw_pres) - ao_ground_height))
 187                 - (int16_t) (ao_k_height >> 16);
 188
 189 #ifdef AO_FLIGHT_TEST
 190         if (ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick > 5) {
 191                 ao_k_height += ((ao_k_speed >> 16) * AO_K_STEP_10 +
 192                                 (ao_k_accel >> 16) * AO_K_STEP_2_2_10);
 193                 ao_k_speed += (ao_k_accel >> 16) * AO_K_STEP_10;
 194
 195                 /* correct */
 196                 ao_k_height += (int32_t) AO_K0_10 * err;
 197                 ao_k_speed += (int32_t) AO_K1_10 * err;
 198                 ao_k_accel += (int32_t) AO_K2_10 * err;
 199                 return;
 200         }
 201 #endif
 202         ao_k_height += ((ao_k_speed >> 16) * AO_K_STEP_100 +
 203                         (ao_k_accel >> 16) * AO_K_STEP_2_2_100);
 204         ao_k_speed += (ao_k_accel >> 16) * AO_K_STEP_100;
 205
 206         /* correct */
 207         ao_k_height += (int32_t) AO_K0_100 * err;
 208         ao_k_speed += (int32_t) AO_K1_100 * err;
 209         ao_k_accel += (int32_t) AO_K2_100 * err;
 210 }
 211 #endif
 212
 213 __xdata int32_t ao_raw_pres_sum;
 214
 215 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 216  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 217  */
 218 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(5)
 219
 220 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 221
 222 void
 223 ao_flight(void)
 224 {
 225         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 226
 227         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 228         ao_raw_pres = 0;
 229 #if HAS_ACCEL
 230         ao_raw_accel_prev = 0;
 231         ao_raw_accel = 0;
 232 #endif
 233         ao_flight_tick = 0;
 234         for (;;) {
 235                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_adc));
 236                 ao_sleep(DATA_TO_XDATA(&ao_adc_head));
 237                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 238 #if HAS_ACCEL
 239                         __pdata uint8_t ticks;
 240                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 241 #endif
 242                         __xdata struct ao_adc *ao_adc;
 243                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 244
 245                         /* Capture a sample */
 246                         ao_adc = &ao_adc_ring[ao_flight_adc];
 247                         ao_flight_tick = ao_adc->tick;
 248                         ao_raw_pres = ao_adc->pres;
 249                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 250                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 251
 252 #if HAS_ACCEL
 253                         ao_raw_accel = ao_adc->accel;
 254 #if HAS_ACCEL_REF
 255                         /*
 256                          * Ok, the math here is a bit tricky.
 257                          *
 258                          * ao_raw_accel:  ADC output for acceleration
 259                          * ao_accel_ref:  ADC output for the 5V reference.
 260                          * ao_cook_accel: Corrected acceleration value
 261                          * Vcc:           3.3V supply to the CC1111
 262                          * Vac:           5V supply to the accelerometer
 263                          * accel:         input voltage to accelerometer ADC pin
 264                          * ref:           input voltage to 5V reference ADC pin
 265                          *
 266                          *
 267                          * Measured acceleration is ratiometric to Vcc:
 268                          *
 269                          *     ao_raw_accel   accel
 270                          *     ------------ = -----
 271                          *        32767        Vcc
 272                          *
 273                          * Measured 5v reference is also ratiometric to Vcc:
 274                          *
 275                          *     ao_accel_ref    ref
 276                          *     ------------ = -----
 277                          *        32767        Vcc
 278                          *
 279                          *
 280                          *      ao_accel_ref = 32767 * (ref / Vcc)
 281                          *
 282                          * Acceleration is measured ratiometric to the 5V supply,
 283                          * so what we want is:
 284                          *
 285                          *      ao_cook_accel    accel
 286                          *      ------------- =  -----
 287                          *          32767         ref
 288                          *
 289                          *
 290                          *                      accel    Vcc
 291                          *                    = ----- *  ---
 292                          *                       Vcc     ref
 293                          *
 294                          *                      ao_raw_accel       32767
 295                          *                    = ------------ *  ------------
 296                          *                         32737        ao_accel_ref
 297                          *
 298                          * Multiply through by 32767:
 299                          *
 300                          *                      ao_raw_accel * 32767
 301                          *      ao_cook_accel = --------------------
 302                          *                          ao_accel_ref
 303                          *
 304                          * Now, the tricky part. Getting this to compile efficiently
 305                          * and keeping all of the values in-range.
 306                          *
 307                          * First off, we need to use a shift of 16 instead of * 32767 as SDCC
 308                          * does the obvious optimizations for byte-granularity shifts:
 309                          *
 310                          *      ao_cook_accel = (ao_raw_accel << 16) / ao_accel_ref
 311                          *
 312                          * Next, lets check our input ranges:
 313                          *
 314                          *      0 <= ao_raw_accel <= 0x7fff             (singled ended ADC conversion)
 315                          *      0x7000 <= ao_accel_ref <= 0x7fff        (the 5V ref value is close to 0x7fff)
 316                          *
 317                          * Plugging in our input ranges, we get an output range of 0 - 0x12490,
 318                          * which is 17 bits. That won't work. If we take the accel ref and shift
 319                          * by a bit, we'll change its range:
 320                          *
 321                          *      0xe000 <= ao_accel_ref<<1 <= 0xfffe
 322                          *
 323                          *      ao_cook_accel = (ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref << 1)
 324                          *
 325                          * Now the output range is 0 - 0x9248, which nicely fits in 16 bits. It
 326                          * is, however, one bit too large for our signed computations. So, we
 327                          * take the result and shift that by a bit:
 328                          *
 329                          *      ao_cook_accel = ((ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref << 1)) >> 1
 330                          *
 331                          * This finally creates an output range of 0 - 0x4924. As the ADC only
 332                          * provides 11 bits of data, we haven't actually lost any precision,
 333                          * just dropped a bit of noise off the low end.
 334                          */
 335                         ao_raw_accel = (uint16_t) ((((uint32_t) ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref[ao_flight_adc] << 1))) >> 1;
 336                         ao_adc->accel = ao_raw_accel;
 337 #endif
 338
 339                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 340                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 341                         /* Update velocity
 342                          *
 343                          * The accelerometer is mounted so that
 344                          * acceleration yields negative values
 345                          * while deceleration yields positive values,
 346                          * so subtract instead of add.
 347                          */
 348                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 349                         ao_vel_change = ao_ground_accel - (((ao_raw_accel + 1) >> 1) + ((ao_raw_accel_prev + 1) >> 1));
 350                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 351
 352                         /* one is a common interval */
 353                         if (ticks == 1)
 354                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change;
 355                         else
 356                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 357 #endif
 358
 359 #if USE_KALMAN
 360                         if (ao_flight_state > ao_flight_idle)
 361                                 ao_kalman_baro();
 362 #endif
 363                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 364                 }
 365
 366                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 367                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 368 #if HAS_ACCEL
 369                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 370                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 371                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 372                 } else {
 373                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 374                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 375                 }
 376 #endif
 377
 378                 switch (ao_flight_state) {
 379                 case ao_flight_startup:
 380
 381                         /* startup state:
 382                          *
 383                          * Collect 512 samples of acceleration and pressure
 384                          * data and average them to find the resting values
 385                          */
 386                         if (nsamples < 512) {
 387 #if HAS_ACCEL
 388                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 389 #endif
 390                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 391                                 ++nsamples;
 392                                 continue;
 393                         }
 394 #if HAS_ACCEL
 395                         ao_ground_accel = ao_raw_accel_sum >> 9;
 396 #endif
 397                         ao_ground_pres = ao_raw_pres_sum >> 9;
 398                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 399                         ao_config_get();
 400 #if USE_KALMAN
 401                         ao_ground_height = ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres);
 402 #endif
 403                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 404 #if HAS_ACCEL
 405                         ao_accel_2g = ao_config.accel_minus_g - ao_config.accel_plus_g;
 406                         ao_flight_vel = 0;
 407                         ao_min_vel = 0;
 408                         ao_old_vel = ao_flight_vel;
 409                         ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 410 #endif
 411
 412                         /* Check to see what mode we should go to.
 413                          *  - Invalid mode if accel cal appears to be out
 414                          *  - pad mode if we're upright,
 415                          *  - idle mode otherwise
 416                          */
 417                         ao_config_get();
 418 #if HAS_ACCEL
 419                         if (ao_config.accel_plus_g == 0 ||
 420                             ao_config.accel_minus_g == 0 ||
 421                             ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g - ACCEL_NOSE_UP ||
 422                             ao_flight_accel > ao_config.accel_minus_g + ACCEL_NOSE_UP)
 423                         {
 424                                 /* Detected an accel value outside -1.5g to 1.5g
 425                                  * (or uncalibrated values), so we go into invalid mode
 426                                  */
 427                                 ao_flight_state = ao_flight_invalid;
 428
 429                         } else
 430 #endif
 431                                 if (!ao_flight_force_idle
 432 #if HAS_ACCEL
 433                                     && ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g + ACCEL_NOSE_UP
 434 #endif
 435                                         )
 436                         {
 437                                 /* Set pad mode - we can fly! */
 438                                 ao_flight_state = ao_flight_pad;
 439 #if HAS_USB
 440                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 441                                  * to save power
 442                                  */
 443                                 ao_usb_disable();
 444 #endif
 445
 446                                 /* Disable packet mode in pad state */
 447                                 ao_packet_slave_stop();
 448
 449                                 /* Turn on telemetry system */
 450                                 ao_rdf_set(1);
 451                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 452
 453                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 454                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 455                         } else {
 456                                 /* Set idle mode */
 457                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 458
 459                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 460                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 461                         }
 462                         /* wakeup threads due to state change */
 463                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 464
 465                         break;
 466                 case ao_flight_pad:
 467
 468 #if HAS_ACCEL
 469                         /* Trim velocity
 470                          *
 471                          * Once a second, remove any velocity from
 472                          * a second ago
 473                          */
 474                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_old_vel_tick) >= AO_SEC_TO_TICKS(1)) {
 475                                 ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 476                                 ao_flight_vel -= ao_old_vel;
 477                                 ao_old_vel = ao_flight_vel;
 478                         }
 479 #endif
 480                         /* pad to boost:
 481                          *
 482                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 483                          *             OR
 484                          * barometer: > 20m vertical motion
 485                          *
 486                          * The accelerometer should always detect motion before
 487                          * the barometer, but we use both to make sure this
 488                          * transition is detected
 489                          */
 490 #if USE_KALMAN
 491 #if HAS_ACCEL
 492                         /*
 493                          * With an accelerometer, either to detect launch
 494                          */
 495                         if ((ao_k_accel > to_fix32(20) &&
 496                              ao_k_speed > to_fix32(5)) ||
 497                             ao_k_height > to_fix32(20))
 498 #else
 499                         /*
 500                          * Without an accelerometer, the barometer is far too
 501                          * noisy to rely on speed or acceleration data
 502                          */
 503                         if (ao_k_height > to_fix32(20))
 504 #endif
 505 #else
 506                         if (
 507 #if HAS_ACCEL
 508                                 (ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 509                                  ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 510 #endif
 511                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 512 #endif
 513                         {
 514 #if HAS_ACCEL || USE_KALMAN
 515                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 516 #else
 517                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 518 #endif
 519                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 520
 521                                 /* start logging data */
 522                                 ao_log_start();
 523
 524                                 /* Increase telemetry rate */
 525                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 526
 527                                 /* disable RDF beacon */
 528                                 ao_rdf_set(0);
 529
 530 #if HAS_GPS
 531                                 /* Record current GPS position by waking up GPS log tasks */
 532                                 ao_wakeup(&ao_gps_data);
 533                                 ao_wakeup(&ao_gps_tracking_data);
 534 #endif
 535
 536                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 537                                 break;
 538                         }
 539                         break;
 540 #if HAS_ACCEL || USE_KALMAN
 541                 case ao_flight_boost:
 542
 543                         /* boost to fast:
 544                          *
 545                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 546                          *              OR
 547                          * time: boost for more than 15 seconds
 548                          *
 549                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 550                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 551                          * (15 seconds) has past.
 552                          */
 553 #if USE_KALMAN
 554                         if ((ao_k_accel < to_fix32(-10) && ao_k_height > to_fix32(100)) ||
 555                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 556 #else
 557                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + ACCEL_COAST ||
 558                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 559 #endif
 560                         {
 561                                 ao_flight_state = ao_flight_fast;
 562                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 563                                 break;
 564                         }
 565                         break;
 566                 case ao_flight_fast:
 567
 568                         /* fast to coast:
 569                          *
 570                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 571                          *               OR
 572                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 573                          *
 574                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 575                          * apogee due to mach transitions.
 576                          *
 577                          * XXX this is essentially a single-detector test
 578                          * as the 500m altitude change would likely result
 579                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 580                          * how big a pressure change the mach transition
 581                          * generates would be useful here.
 582                          */
 583 #if USE_KALMAN
 584                         if (ao_k_speed < to_fix32(200) ||
 585                             ao_k_height < ao_k_max_height - to_fix32(500))
 586 #else
 587                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 588                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 589 #endif
 590                         {
 591 #if HAS_ACCEL
 592                                 /* set min velocity to current velocity for
 593                                  * apogee detect
 594                                  */
 595                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 596 #endif
 597                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 598                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 599                         }
 600                         break;
 601 #endif /* HAS_ACCEL */
 602                 case ao_flight_coast:
 603
 604 #if USE_KALMAN
 605                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 606                          *
 607                          * speed: < 0
 608                          */
 609                         if (ao_k_speed < 0)
 610 #else
 611                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 612                          *
 613                          * barometer: fall at least 10m
 614                          *
 615                          * It would be nice to use the accelerometer
 616                          * to detect apogee as well, but tests have
 617                          * shown that flights far from vertical would
 618                          * grossly mis-detect apogee. So, for now,
 619                          * we'll trust to a single sensor for this test
 620                          */
 621                         if (ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 622 #endif
 623                         {
 624                                 /* ignite the drogue charge */
 625                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 626
 627                                 /* slow down the telemetry system */
 628                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 629
 630                                 /* slow down the ADC sample rate */
 631                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 632
 633                                 /*
 634                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 635                                  * to figure out when the rocket has landed
 636                                  */
 637                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 638                                  * early resting detection
 639                                  */
 640 #if HAS_ACCEL
 641                                 ao_interval_min_accel = 0;
 642                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 643 #endif
 644                                 ao_interval_min_pres = 0;
 645                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 646
 647                                 /* initialize interval values */
 648                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 649
 650                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 651 #if HAS_ACCEL
 652                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 653 #endif
 654
 655                                 /* and enter drogue state */
 656                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 657                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 658                         }
 659
 660                         break;
 661                 case ao_flight_drogue:
 662
 663                         /* drogue to main deploy:
 664                          *
 665                          * barometer: reach main deploy altitude
 666                          *
 667                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 668                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 669                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 670                          * high descent rate using the pressure sensor to
 671                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 672                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 673                          * to notice continutity?
 674                          */
 675 #if USE_KALMAN
 676                         if (from_fix(ao_k_height) < ao_config.main_deploy)
 677 #else
 678                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 679 #endif
 680                         {
 681                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 682                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 683                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 684                         }
 685
 686                         /* fall through... */
 687                 case ao_flight_main:
 688
 689                         /* drogue/main to land:
 690                          *
 691                          * accelerometer: value stable
 692                          *                           AND
 693                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 694                          */
 695
 696                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 697                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 698                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 699                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 700 #if HAS_ACCEL
 701                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 702                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 703                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 704                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 705 #endif
 706
 707                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 708                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 709                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 710                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 711 #if HAS_ACCEL
 712                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 713                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 714                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 715 #endif
 716                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 717
 718                                 if (
 719 #if HAS_ACCEL
 720                                         (uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 721 #endif
 722                                     ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 723                                     (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 724                                 {
 725                                         ao_flight_state = ao_flight_landed;
 726
 727                                         /* turn off the ADC capture */
 728                                         ao_timer_set_adc_interval(0);
 729                                         /* Enable RDF beacon */
 730                                         ao_rdf_set(1);
 731
 732                                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 733                                 }
 734                         }
 735                         break;
 736                 case ao_flight_landed:
 737                         break;
 738                 }
 739         }
 740 }
 741
 742 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 743
 744 void
 745 ao_flight_init(void)
 746 {
 747         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 748         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 749 }