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 int32_t accel_vel_mach;
  88 int32_t accel_vel_boost;
  89
  90 /*
  91  * Barometer calibration
  92  *
  93  * We directly sample the barometer. The specs say:
  94  *
  95  * Pressure range: 15-115 kPa
  96  * Voltage at 115kPa: 2.82
  97  * Output scale: 27mV/kPa
  98  *
  99  * If we want to detect launch with the barometer, we need
 100  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
 101  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
 102  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
 103  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
 104  * of 16 times this though
 105  *
 106  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 107  */
 108
 109 #define BARO_kPa        268
 110 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 111 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 112 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 113 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 114 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 115 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 10) /* 10kPa or about 1000m */
 116
 117 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 118  * case of other failures
 119  */
 120
 121 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 122
 123 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 124  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 125  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 126  * it's scaled by 100
 127  */
 128 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 129 __pdata int32_t ao_min_vel;
 130 __pdata int32_t ao_old_vel;
 131 __pdata int16_t ao_old_vel_tick;
 132 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 133
 134 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 135  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 136  */
 137 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(5)
 138
 139 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 140
 141 void
 142 ao_flight(void)
 143 {
 144         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 145
 146         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 147         ao_raw_accel_prev = 0;
 148         ao_raw_accel = 0;
 149         ao_raw_pres = 0;
 150         ao_flight_tick = 0;
 151         for (;;) {
 152                 ao_sleep(&ao_adc_ring);
 153                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 154                         __pdata uint8_t ticks;
 155                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 156                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 157
 158                         /* Capture a sample */
 159                         ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
 160                         ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
 161                         ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
 162
 163                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 164                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 165                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 166                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 167                         /* Update velocity
 168                          *
 169                          * The accelerometer is mounted so that
 170                          * acceleration yields negative values
 171                          * while deceleration yields positive values,
 172                          * so subtract instead of add.
 173                          */
 174                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 175                         ao_vel_change = ao_ground_accel - (((ao_raw_accel + 1) >> 1) + ((ao_raw_accel_prev + 1) >> 1));
 176                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 177
 178                         /* one is a common interval */
 179                         if (ticks == 1)
 180                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change;
 181                         else
 182                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 183
 184                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 185                 }
 186
 187                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 188                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 189                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 190                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 191                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 192                 } else {
 193                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 194                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 195                 }
 196
 197                 switch (ao_flight_state) {
 198                 case ao_flight_startup:
 199
 200                         /* startup state:
 201                          *
 202                          * Collect 1000 samples of acceleration and pressure
 203                          * data and average them to find the resting values
 204                          */
 205                         if (nsamples < 1000) {
 206                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 207                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 208                                 ++nsamples;
 209                                 continue;
 210                         }
 211                         ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
 212                         ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
 213                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 214                         ao_config_get();
 215                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 216                         ao_accel_2g = ao_config.accel_minus_g - ao_config.accel_plus_g;
 217                         accel_vel_mach = ACCEL_VEL_MACH;
 218                         accel_vel_boost = ACCEL_VEL_BOOST;
 219                         ao_flight_vel = 0;
 220                         ao_min_vel = 0;
 221                         ao_old_vel = ao_flight_vel;
 222                         ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 223
 224                         /* Go to pad state if the nose is pointing up */
 225                         ao_config_get();
 226                         if (ao_config.accel_plus_g != 0 &&
 227                             ao_config.accel_minus_g != 0 &&
 228                             ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g + ACCEL_NOSE_UP &&
 229                             !ao_flight_force_idle)
 230                         {
 231                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 232                                  * to save power
 233                                  */
 234                                 ao_usb_disable();
 235
 236                                 /* Turn on telemetry system
 237                                  */
 238                                 ao_rdf_set(1);
 239                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 240
 241                                 ao_flight_state = ao_flight_pad;
 242                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 243                         } else {
 244                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 245
 246                                 /* Turn on packet system in idle mode
 247                                  */
 248                                 ao_packet_slave_start();
 249                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 250                         }
 251                         /* signal successful initialization by turning off the LED */
 252                         ao_led_off(AO_LED_RED);
 253                         break;
 254                 case ao_flight_pad:
 255
 256                         /* Trim velocity
 257                          *
 258                          * Once a second, remove any velocity from
 259                          * a second ago
 260                          */
 261                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_old_vel_tick) >= AO_SEC_TO_TICKS(1)) {
 262                                 ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 263                                 ao_flight_vel -= ao_old_vel;
 264                                 ao_old_vel = ao_flight_vel;
 265                         }
 266                         /* pad to boost:
 267                          *
 268                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 269                          *             OR
 270                          * barometer: > 20m vertical motion
 271                          *
 272                          * The accelerometer should always detect motion before
 273                          * the barometer, but we use both to make sure this
 274                          * transition is detected
 275                          */
 276                         if ((ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 277                              ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 278                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 279                         {
 280                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 281                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 282
 283                                 /* start logging data */
 284                                 ao_log_start();
 285
 286                                 /* Increase telemetry rate */
 287                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 288
 289                                 /* disable RDF beacon */
 290                                 ao_rdf_set(0);
 291
 292                                 /* Record current GPS position by waking up GPS log tasks */
 293                                 ao_wakeup(&ao_gps_data);
 294                                 ao_wakeup(&ao_gps_tracking_data);
 295
 296                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 297                                 break;
 298                         }
 299                         break;
 300                 case ao_flight_boost:
 301
 302                         /* boost to fast:
 303                          *
 304                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 305                          *              OR
 306                          * time: boost for more than 15 seconds
 307                          *
 308                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 309                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 310                          * (15 seconds) has past.
 311                          */
 312                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + ACCEL_COAST ||
 313                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 314                         {
 315                                 ao_flight_state = ao_flight_fast;
 316                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 317                                 break;
 318                         }
 319                         break;
 320                 case ao_flight_fast:
 321
 322                         /* fast to coast:
 323                          *
 324                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 325                          *               OR
 326                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 327                          *
 328                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 329                          * apogee due to mach transitions.
 330                          *
 331                          * XXX this is essentially a single-detector test
 332                          * as the 500m altitude change would likely result
 333                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 334                          * how big a pressure change the mach transition
 335                          * generates would be useful here.
 336                          */
 337                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 338                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 339                         {
 340                                 /* set min velocity to current velocity for
 341                                  * apogee detect
 342                                  */
 343                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 344                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 345                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 346                         }
 347                         break;
 348                 case ao_flight_coast:
 349
 350                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 351                          *
 352                          * barometer: fall at least 10m
 353                          *
 354                          * It would be nice to use the accelerometer
 355                          * to detect apogee as well, but tests have
 356                          * shown that flights far from vertical would
 357                          * grossly mis-detect apogee. So, for now,
 358                          * we'll trust to a single sensor for this test
 359                          */
 360                         if (ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 361                         {
 362                                 /* ignite the drogue charge */
 363                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 364
 365                                 /* slow down the telemetry system */
 366                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 367
 368                                 /* slow down the ADC sample rate */
 369                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 370
 371                                 /*
 372                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 373                                  * to figure out when the rocket has landed
 374                                  */
 375                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 376                                  * early resting detection
 377                                  */
 378                                 ao_interval_min_accel = 0;
 379                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 380                                 ao_interval_min_pres = 0;
 381                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 382
 383                                 /* initialize interval values */
 384                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 385
 386                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 387                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 388
 389                                 /* and enter drogue state */
 390                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 391                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 392                         }
 393
 394                         break;
 395                 case ao_flight_drogue:
 396
 397                         /* drogue to main deploy:
 398                          *
 399                          * barometer: reach main deploy altitude
 400                          *
 401                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 402                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 403                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 404                          * high descent rate using the pressure sensor to
 405                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 406                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 407                          * to notice continutity?
 408                          */
 409                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 410                         {
 411                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 412                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 413                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 414                         }
 415
 416                         /* fall through... */
 417                 case ao_flight_main:
 418
 419                         /* drogue/main to land:
 420                          *
 421                          * accelerometer: value stable
 422                          *                           AND
 423                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 424                          */
 425
 426                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 427                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 428                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 429                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 430                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 431                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 432                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 433                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 434
 435                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 436                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 437                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 438                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 439                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 440                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 441                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 442                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 443
 444                                 if ((uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 445                                     ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 446                                     (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 447                                 {
 448                                         ao_flight_state = ao_flight_landed;
 449
 450                                         /* turn off the ADC capture */
 451                                         ao_timer_set_adc_interval(0);
 452                                         /* Enable RDF beacon */
 453                                         ao_rdf_set(1);
 454
 455                                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 456                                 }
 457                         }
 458                         break;
 459                 case ao_flight_landed:
 460                         break;
 461                 }
 462         }
 463 }
 464
 465 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 466
 467 void
 468 ao_flight_init(void)
 469 {
 470         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 471         ao_interval_min_accel = 0;
 472         ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 473         ao_interval_min_pres = 0;
 474         ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 475         ao_interval_end = AO_INTERVAL_TICKS;
 476
 477         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 478 }