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 #if HAS_ACCEL_REF
 162                         /*
 163                          * Ok, the math here is a bit tricky.
 164                          *
 165                          * ao_raw_accel:  ADC output for acceleration
 166                          * ao_accel_ref:  ADC output for the 5V reference.
 167                          * ao_cook_accel: Corrected acceleration value
 168                          * Vcc:           3.3V supply to the CC1111
 169                          * Vac:           5V supply to the accelerometer
 170                          * accel:         input voltage to accelerometer ADC pin
 171                          * ref:           input voltage to 5V reference ADC pin
 172                          *
 173                          *
 174                          * Measured acceleration is ratiometric to Vcc:
 175                          *
 176                          *     ao_raw_accel   accel
 177                          *     ------------ = -----
 178                          *        32767        Vcc
 179                          *
 180                          * Measured 5v reference is also ratiometric to Vcc:
 181                          *
 182                          *     ao_accel_ref    ref
 183                          *     ------------ = -----
 184                          *        32767        Vcc
 185                          *
 186                          *
 187                          *      ao_accel_ref = 32767 * (ref / Vcc)
 188                          *
 189                          * Acceleration is measured ratiometric to the 5V supply,
 190                          * so what we want is:
 191                          *
 192                          *      ao_cook_accel    accel
 193                          *      ------------- =  -----
 194                          *          32767         ref
 195                          *
 196                          *
 197                          *                      accel    Vcc
 198                          *                    = ----- *  ---
 199                          *                       Vcc     ref
 200                          *
 201                          *                      ao_raw_accel       32767
 202                          *                    = ------------ *  ------------
 203                          *                         32737        ao_accel_ref
 204                          *
 205                          * Multiply through by 32767:
 206                          *
 207                          *                      ao_raw_accel * 32767
 208                          *      ao_cook_accel = --------------------
 209                          *                          ao_accel_ref
 210                          *
 211                          * Now, the tricky part. Getting this to compile efficiently
 212                          * and keeping all of the values in-range.
 213                          *
 214                          * First off, we need to use a shift of 16 instead of * 32767 as SDCC
 215                          * does the obvious optimizations for byte-granularity shifts:
 216                          *
 217                          *      ao_cook_accel = (ao_raw_accel << 16) / ao_accel_ref
 218                          *
 219                          * Next, lets check our input ranges:
 220                          *
 221                          *      0 <= ao_raw_accel <= 0x7fff             (singled ended ADC conversion)
 222                          *      0x7000 <= ao_accel_ref <= 0x7fff        (the 5V ref value is close to 0x7fff)
 223                          *
 224                          * Plugging in our input ranges, we get an output range of 0 - 0x12490,
 225                          * which is 17 bits. That won't work. If we take the accel ref and shift
 226                          * by a bit, we'll change its range:
 227                          *
 228                          *      0xe000 <= ao_accel_ref<<1 <= 0xfffe
 229                          *
 230                          *      ao_cook_accel = (ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref << 1)
 231                          *
 232                          * Now the output range is 0 - 0x9248, which nicely fits in 16 bits. It
 233                          * is, however, one bit too large for our signed computations. So, we
 234                          * take the result and shift that by a bit:
 235                          *
 236                          *      ao_cook_accel = ((ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref << 1)) >> 1
 237                          *
 238                          * This finally creates an output range of 0 - 0x4924. As the ADC only
 239                          * provides 11 bits of data, we haven't actually lost any precision,
 240                          * just dropped a bit of noise off the low end.
 241                          */
 242                         ao_raw_accel = (uint16_t) ((((uint32_t) ao_raw_accel << 16) / (ao_accel_ref[ao_flight_adc] << 1))) >> 1;
 243                         ao_adc->accel = ao_raw_accel;
 244 #endif
 245                         ao_raw_pres = ao_adc->pres;
 246
 247                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 248                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 249                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 250                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 251                         /* Update velocity
 252                          *
 253                          * The accelerometer is mounted so that
 254                          * acceleration yields negative values
 255                          * while deceleration yields positive values,
 256                          * so subtract instead of add.
 257                          */
 258                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 259                         ao_vel_change = ao_ground_accel - (((ao_raw_accel + 1) >> 1) + ((ao_raw_accel_prev + 1) >> 1));
 260                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 261
 262                         /* one is a common interval */
 263                         if (ticks == 1)
 264                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change;
 265                         else
 266                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 267
 268                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 269                 }
 270
 271                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 272                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 273                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 274                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 275                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 276                 } else {
 277                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 278                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 279                 }
 280
 281                 switch (ao_flight_state) {
 282                 case ao_flight_startup:
 283
 284                         /* startup state:
 285                          *
 286                          * Collect 512 samples of acceleration and pressure
 287                          * data and average them to find the resting values
 288                          */
 289                         if (nsamples < 512) {
 290                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 291                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 292                                 ++nsamples;
 293                                 continue;
 294                         }
 295                         ao_ground_accel = ao_raw_accel_sum >> 9;
 296                         ao_ground_pres = ao_raw_pres_sum >> 9;
 297                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 298                         ao_config_get();
 299                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 300                         ao_accel_2g = ao_config.accel_minus_g - ao_config.accel_plus_g;
 301                         ao_flight_vel = 0;
 302                         ao_min_vel = 0;
 303                         ao_old_vel = ao_flight_vel;
 304                         ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 305
 306                         /* Check to see what mode we should go to.
 307                          *  - Invalid mode if accel cal appears to be out
 308                          *  - pad mode if we're upright,
 309                          *  - idle mode otherwise
 310                          */
 311                         ao_config_get();
 312                         if (ao_config.accel_plus_g == 0 ||
 313                             ao_config.accel_minus_g == 0 ||
 314                             ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g - ACCEL_NOSE_UP ||
 315                             ao_flight_accel > ao_config.accel_minus_g + ACCEL_NOSE_UP)
 316                         {
 317                                 /* Detected an accel value outside -1.5g to 1.5g
 318                                  * (or uncalibrated values), so we go into invalid mode
 319                                  */
 320                                 ao_flight_state = ao_flight_invalid;
 321                                 /* Allow packet mode in invalid flight state,
 322                                  * Still need to be able to fix the problem!
 323                                  */
 324                                 ao_packet_slave_start();
 325
 326                         } else if (ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g + ACCEL_NOSE_UP &&
 327                                    !ao_flight_force_idle)
 328                         {
 329                                 /* Set pad mode - we can fly! */
 330                                 ao_flight_state = ao_flight_pad;
 331
 332                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 333                                  * to save power
 334                                  */
 335                                 ao_usb_disable();
 336
 337                                 /* Turn on telemetry system */
 338                                 ao_rdf_set(1);
 339                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 340
 341                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 342                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 343                         } else {
 344                                 /* Set idle mode */
 345                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 346
 347                                 /* Turn on packet system in idle mode */
 348                                 ao_packet_slave_start();
 349
 350                                 /* signal successful initialization by turning off the LED */
 351                                 ao_led_off(AO_LED_RED);
 352                         }
 353                         /* wakeup threads due to state change */
 354                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 355
 356                         break;
 357                 case ao_flight_pad:
 358
 359                         /* Trim velocity
 360                          *
 361                          * Once a second, remove any velocity from
 362                          * a second ago
 363                          */
 364                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_old_vel_tick) >= AO_SEC_TO_TICKS(1)) {
 365                                 ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 366                                 ao_flight_vel -= ao_old_vel;
 367                                 ao_old_vel = ao_flight_vel;
 368                         }
 369                         /* pad to boost:
 370                          *
 371                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 372                          *             OR
 373                          * barometer: > 20m vertical motion
 374                          *
 375                          * The accelerometer should always detect motion before
 376                          * the barometer, but we use both to make sure this
 377                          * transition is detected
 378                          */
 379                         if ((ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 380                              ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 381                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 382                         {
 383                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 384                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 385
 386                                 /* start logging data */
 387                                 ao_log_start();
 388
 389                                 /* Increase telemetry rate */
 390                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 391
 392                                 /* disable RDF beacon */
 393                                 ao_rdf_set(0);
 394
 395                                 /* Record current GPS position by waking up GPS log tasks */
 396                                 ao_wakeup(&ao_gps_data);
 397                                 ao_wakeup(&ao_gps_tracking_data);
 398
 399                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 400                                 break;
 401                         }
 402                         break;
 403                 case ao_flight_boost:
 404
 405                         /* boost to fast:
 406                          *
 407                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 408                          *              OR
 409                          * time: boost for more than 15 seconds
 410                          *
 411                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 412                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 413                          * (15 seconds) has past.
 414                          */
 415                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + ACCEL_COAST ||
 416                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 417                         {
 418                                 ao_flight_state = ao_flight_fast;
 419                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 420                                 break;
 421                         }
 422                         break;
 423                 case ao_flight_fast:
 424
 425                         /* fast to coast:
 426                          *
 427                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 428                          *               OR
 429                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 430                          *
 431                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 432                          * apogee due to mach transitions.
 433                          *
 434                          * XXX this is essentially a single-detector test
 435                          * as the 500m altitude change would likely result
 436                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 437                          * how big a pressure change the mach transition
 438                          * generates would be useful here.
 439                          */
 440                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 441                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 442                         {
 443                                 /* set min velocity to current velocity for
 444                                  * apogee detect
 445                                  */
 446                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 447                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 448                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 449                         }
 450                         break;
 451                 case ao_flight_coast:
 452
 453                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 454                          *
 455                          * barometer: fall at least 10m
 456                          *
 457                          * It would be nice to use the accelerometer
 458                          * to detect apogee as well, but tests have
 459                          * shown that flights far from vertical would
 460                          * grossly mis-detect apogee. So, for now,
 461                          * we'll trust to a single sensor for this test
 462                          */
 463                         if (ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 464                         {
 465                                 /* ignite the drogue charge */
 466                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 467
 468                                 /* slow down the telemetry system */
 469                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 470
 471                                 /* slow down the ADC sample rate */
 472                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 473
 474                                 /*
 475                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 476                                  * to figure out when the rocket has landed
 477                                  */
 478                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 479                                  * early resting detection
 480                                  */
 481                                 ao_interval_min_accel = 0;
 482                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 483                                 ao_interval_min_pres = 0;
 484                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 485
 486                                 /* initialize interval values */
 487                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 488
 489                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 490                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 491
 492                                 /* and enter drogue state */
 493                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 494                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 495                         }
 496
 497                         break;
 498                 case ao_flight_drogue:
 499
 500                         /* drogue to main deploy:
 501                          *
 502                          * barometer: reach main deploy altitude
 503                          *
 504                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 505                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 506                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 507                          * high descent rate using the pressure sensor to
 508                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 509                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 510                          * to notice continutity?
 511                          */
 512                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 513                         {
 514                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 515                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 516                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 517                         }
 518
 519                         /* fall through... */
 520                 case ao_flight_main:
 521
 522                         /* drogue/main to land:
 523                          *
 524                          * accelerometer: value stable
 525                          *                           AND
 526                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 527                          */
 528
 529                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 530                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 531                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 532                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 533                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 534                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 535                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 536                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 537
 538                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 539                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 540                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 541                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 542                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 543                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 544                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 545                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 546
 547                                 if ((uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 548                                     ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 549                                     (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 550                                 {
 551                                         ao_flight_state = ao_flight_landed;
 552
 553                                         /* turn off the ADC capture */
 554                                         ao_timer_set_adc_interval(0);
 555                                         /* Enable RDF beacon */
 556                                         ao_rdf_set(1);
 557
 558                                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 559                                 }
 560                         }
 561                         break;
 562                 case ao_flight_landed:
 563                         break;
 564                 }
 565         }
 566 }
 567
 568 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 569
 570 void
 571 ao_flight_init(void)
 572 {
 573         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 574         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 575 }