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