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 /* Accelerometer calibration
  54  *
  55  * We're sampling the accelerometer through a resistor divider which
  56  * consists of 5k and 10k resistors. This multiplies the values by 2/3.
  57  * That goes into the cc1111 A/D converter, which is running at 11 bits
  58  * of precision with the bits in the MSB of the 16 bit value. Only positive
  59  * values are used, so values should range from 0-32752 for 0-3.3V. The
  60  * specs say we should see 40mV/g (uncalibrated), multiply by 2/3 for what
  61  * the A/D converter sees (26.67 mV/g). We should see 32752/3300 counts/mV,
  62  * for a final computation of:
  63  *
  64  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  65  *
  66  * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
  67  * Note that this value is only require to tell if the
  68  * rocket is standing upright. Once that is determined,
  69  * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
  70  * to find the resting accelerometer value, which is used
  71  * for all further flight computations
  72  */
  73
  74 #define GRAVITY 9.80665
  75 /* convert m/s to velocity count */
  76 #define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) (((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * (AO_HERTZ/2))) * (int32_t) ao_accel_2g)
  77
  78 #define ACCEL_NOSE_UP   (ao_accel_2g >> 2)
  79 #define ACCEL_BOOST     ao_accel_2g
  80 #define ACCEL_COAST     (ao_accel_2g >> 3)
  81 #define ACCEL_INT_LAND  (ao_accel_2g >> 3)
  82 #define ACCEL_VEL_MACH  VEL_MPS_TO_COUNT(200)
  83 #define ACCEL_VEL_BOOST VEL_MPS_TO_COUNT(5)
  84
  85 int32_t accel_vel_mach;
  86 int32_t accel_vel_boost;
  87
  88 /*
  89  * Barometer calibration
  90  *
  91  * We directly sample the barometer. The specs say:
  92  *
  93  * Pressure range: 15-115 kPa
  94  * Voltage at 115kPa: 2.82
  95  * Output scale: 27mV/kPa
  96  *
  97  * If we want to detect launch with the barometer, we need
  98  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
  99  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
 100  * to about a 20m elevation change. This is 5.4mV, or about 3LSB.
 101  * As all of our calculations are done in 16 bits, we'll actually see a change
 102  * of 16 times this though
 103  *
 104  * 27 mV/kPa * 32767 / 3300 counts/mV = 268.1 counts/kPa
 105  */
 106
 107 #define BARO_kPa        268
 108 #define BARO_LAUNCH     (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
 109 #define BARO_APOGEE     (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
 110 #define BARO_COAST      (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
 111 #define BARO_MAIN       (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
 112 #define BARO_INT_LAND   (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 113 #define BARO_LAND       (BARO_kPa * 10) /* 10kPa or about 1000m */
 114
 115 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
 116  * case of other failures
 117  */
 118
 119 #define BOOST_TICKS_MAX AO_SEC_TO_TICKS(15)
 120
 121 /* This value is scaled in a weird way. It's a running total of accelerometer
 122  * readings minus the ground accelerometer reading. That means it measures
 123  * velocity, and quite accurately too. As it gets updated 100 times a second,
 124  * it's scaled by 100
 125  */
 126 __pdata int32_t ao_flight_vel;
 127 __pdata int32_t ao_min_vel;
 128 __pdata int32_t ao_old_vel;
 129 __pdata int16_t ao_old_vel_tick;
 130 __xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 131
 132 /* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
 133  * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
 134  */
 135 #define AO_INTERVAL_TICKS       AO_SEC_TO_TICKS(5)
 136
 137 #define abs(a)  ((a) < 0 ? -(a) : (a))
 138
 139 void
 140 ao_flight(void)
 141 {
 142         __pdata static uint16_t nsamples = 0;
 143
 144         ao_flight_adc = ao_adc_head;
 145         ao_raw_accel_prev = 0;
 146         ao_raw_accel = 0;
 147         ao_raw_pres = 0;
 148         ao_flight_tick = 0;
 149         for (;;) {
 150                 ao_sleep(&ao_adc_ring);
 151                 while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
 152                         __pdata uint8_t ticks;
 153                         __pdata int16_t ao_vel_change;
 154                         ao_flight_prev_tick = ao_flight_tick;
 155
 156                         /* Capture a sample */
 157                         ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
 158                         ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
 159                         ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
 160
 161                         ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
 162                         ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
 163                         ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
 164                         ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
 165                         /* Update velocity
 166                          *
 167                          * The accelerometer is mounted so that
 168                          * acceleration yields negative values
 169                          * while deceleration yields positive values,
 170                          * so subtract instead of add.
 171                          */
 172                         ticks = ao_flight_tick - ao_flight_prev_tick;
 173                         ao_vel_change = ao_ground_accel - (((ao_raw_accel + 1) >> 1) + ((ao_raw_accel_prev + 1) >> 1));
 174                         ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
 175
 176                         /* one is a common interval */
 177                         if (ticks == 1)
 178                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change;
 179                         else
 180                                 ao_flight_vel += (int32_t) ao_vel_change * (int32_t) ticks;
 181
 182                         ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
 183                 }
 184
 185                 if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
 186                         ao_min_pres = ao_flight_pres;
 187                 if (ao_flight_vel >= 0) {
 188                         if (ao_flight_vel < ao_min_vel)
 189                             ao_min_vel = ao_flight_vel;
 190                 } else {
 191                         if (-ao_flight_vel < ao_min_vel)
 192                             ao_min_vel = -ao_flight_vel;
 193                 }
 194
 195                 switch (ao_flight_state) {
 196                 case ao_flight_startup:
 197
 198                         /* startup state:
 199                          *
 200                          * Collect 1000 samples of acceleration and pressure
 201                          * data and average them to find the resting values
 202                          */
 203                         if (nsamples < 1000) {
 204                                 ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
 205                                 ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
 206                                 ++nsamples;
 207                                 continue;
 208                         }
 209                         ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
 210                         ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
 211                         ao_min_pres = ao_ground_pres;
 212                         ao_config_get();
 213                         ao_main_pres = ao_altitude_to_pres(ao_pres_to_altitude(ao_ground_pres) + ao_config.main_deploy);
 214                         ao_accel_2g = ao_config.accel_minus_g - ao_config.accel_plus_g;
 215                         accel_vel_mach = ACCEL_VEL_MACH;
 216                         accel_vel_boost = ACCEL_VEL_BOOST;
 217                         ao_flight_vel = 0;
 218                         ao_min_vel = 0;
 219                         ao_old_vel = ao_flight_vel;
 220                         ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 221
 222                         /* Go to pad state if the nose is pointing up */
 223                         ao_config_get();
 224                         if (ao_config.accel_plus_g != 0 && ao_config.accel_minus_g != 0 &&
 225                             ao_flight_accel < ao_config.accel_plus_g + ACCEL_NOSE_UP)
 226                         {
 227                                 /* Disable the USB controller in flight mode
 228                                  * to save power
 229                                  */
 230                                 ao_usb_disable();
 231
 232                                 /* Turn on telemetry system
 233                                  */
 234                                 ao_rdf_set(1);
 235                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_PAD);
 236
 237                                 ao_flight_state = ao_flight_pad;
 238                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 239                         } else {
 240                                 ao_flight_state = ao_flight_idle;
 241
 242                                 /* Turn on packet system in idle mode
 243                                  */
 244                                 ao_packet_slave_start();
 245                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 246                         }
 247                         /* signal successful initialization by turning off the LED */
 248                         ao_led_off(AO_LED_RED);
 249                         break;
 250                 case ao_flight_pad:
 251
 252                         /* Trim velocity
 253                          *
 254                          * Once a second, remove any velocity from
 255                          * a second ago
 256                          */
 257                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_old_vel_tick) >= AO_SEC_TO_TICKS(1)) {
 258                                 ao_old_vel_tick = ao_flight_tick;
 259                                 ao_flight_vel -= ao_old_vel;
 260                                 ao_old_vel = ao_flight_vel;
 261                         }
 262                         /* pad to boost:
 263                          *
 264                          * accelerometer: > 2g AND velocity > 5m/s
 265                          *             OR
 266                          * barometer: > 20m vertical motion
 267                          *
 268                          * The accelerometer should always detect motion before
 269                          * the barometer, but we use both to make sure this
 270                          * transition is detected
 271                          */
 272                         if ((ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST &&
 273                              ao_flight_vel > ACCEL_VEL_BOOST) ||
 274                             ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
 275                         {
 276                                 ao_flight_state = ao_flight_boost;
 277                                 ao_launch_tick = ao_flight_tick;
 278
 279                                 /* start logging data */
 280                                 ao_log_start();
 281
 282                                 /* Increase telemetry rate */
 283                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_FLIGHT);
 284
 285                                 /* disable RDF beacon */
 286                                 ao_rdf_set(0);
 287
 288                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 289                                 break;
 290                         }
 291                         break;
 292                 case ao_flight_boost:
 293
 294                         /* boost to fast:
 295                          *
 296                          * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
 297                          *              OR
 298                          * time: boost for more than 15 seconds
 299                          *
 300                          * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
 301                          * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
 302                          * (15 seconds) has past.
 303                          */
 304                         if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + ACCEL_COAST ||
 305                             (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
 306                         {
 307                                 ao_flight_state = ao_flight_fast;
 308                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 309                                 break;
 310                         }
 311                         break;
 312                 case ao_flight_fast:
 313
 314                         /* fast to coast:
 315                          *
 316                          * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
 317                          *               OR
 318                          * barometer: fall at least 500m from max altitude
 319                          *
 320                          * This extra state is required to avoid mis-detecting
 321                          * apogee due to mach transitions.
 322                          *
 323                          * XXX this is essentially a single-detector test
 324                          * as the 500m altitude change would likely result
 325                          * in a loss of the rocket. More data on precisely
 326                          * how big a pressure change the mach transition
 327                          * generates would be useful here.
 328                          */
 329                         if (ao_flight_vel < ACCEL_VEL_MACH ||
 330                             ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
 331                         {
 332                                 /* set min velocity to current velocity for
 333                                  * apogee detect
 334                                  */
 335                                 ao_min_vel = abs(ao_flight_vel);
 336                                 ao_flight_state = ao_flight_coast;
 337                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 338                         }
 339                         break;
 340                 case ao_flight_coast:
 341
 342                         /* apogee detect: coast to drogue deploy:
 343                          *
 344                          * barometer: fall at least 10m
 345                          *
 346                          * It would be nice to use the accelerometer
 347                          * to detect apogee as well, but tests have
 348                          * shown that flights far from vertical would
 349                          * grossly mis-detect apogee. So, for now,
 350                          * we'll trust to a single sensor for this test
 351                          */
 352                         if (ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_APOGEE)
 353                         {
 354                                 /* ignite the drogue charge */
 355                                 ao_ignite(ao_igniter_drogue);
 356
 357                                 /* slow down the telemetry system */
 358                                 ao_telemetry_set_interval(AO_TELEMETRY_INTERVAL_RECOVER);
 359
 360                                 /* slow down the ADC sample rate */
 361                                 ao_timer_set_adc_interval(10);
 362
 363                                 /*
 364                                  * Start recording min/max accel and pres for a while
 365                                  * to figure out when the rocket has landed
 366                                  */
 367                                 /* Set the 'last' limits to max range to prevent
 368                                  * early resting detection
 369                                  */
 370                                 ao_interval_min_accel = 0;
 371                                 ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 372                                 ao_interval_min_pres = 0;
 373                                 ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 374
 375                                 /* initialize interval values */
 376                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 377
 378                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 379                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 380
 381                                 /* and enter drogue state */
 382                                 ao_flight_state = ao_flight_drogue;
 383                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 384                         }
 385
 386                         break;
 387                 case ao_flight_drogue:
 388
 389                         /* drogue to main deploy:
 390                          *
 391                          * barometer: reach main deploy altitude
 392                          *
 393                          * Would like to use the accelerometer for this test, but
 394                          * the orientation of the flight computer is unknown after
 395                          * drogue deploy, so we ignore it. Could also detect
 396                          * high descent rate using the pressure sensor to
 397                          * recognize drogue deploy failure and eject the main
 398                          * at that point. Perhaps also use the drogue sense lines
 399                          * to notice continutity?
 400                          */
 401                         if (ao_flight_pres >= ao_main_pres)
 402                         {
 403                                 ao_ignite(ao_igniter_main);
 404                                 ao_flight_state = ao_flight_main;
 405                                 ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 406                         }
 407
 408                         /* fall through... */
 409                 case ao_flight_main:
 410
 411                         /* drogue/main to land:
 412                          *
 413                          * accelerometer: value stable
 414                          *                           AND
 415                          * barometer: altitude stable and within 1000m of the launch altitude
 416                          */
 417
 418                         if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
 419                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
 420                         if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
 421                                 ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 422                         if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
 423                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
 424                         if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
 425                                 ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 426
 427                         if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
 428                                 ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
 429                                 ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
 430                                 ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
 431                                 ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
 432                                 ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
 433                                 ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
 434                                 ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
 435
 436                                 if ((uint16_t) (ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < (uint16_t) ACCEL_INT_LAND &&
 437                                     ao_flight_pres > ao_ground_pres - BARO_LAND &&
 438                                     (uint16_t) (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < (uint16_t) BARO_INT_LAND)
 439                                 {
 440                                         ao_flight_state = ao_flight_landed;
 441
 442                                         /* turn off the ADC capture */
 443                                         ao_timer_set_adc_interval(0);
 444                                         /* Enable RDF beacon */
 445                                         ao_rdf_set(1);
 446
 447                                         ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
 448                                 }
 449                         }
 450                         break;
 451                 case ao_flight_landed:
 452                         break;
 453                 }
 454         }
 455 }
 456
 457 static __xdata struct ao_task   flight_task;
 458
 459 void
 460 ao_flight_init(void)
 461 {
 462         ao_flight_state = ao_flight_startup;
 463         ao_interval_min_accel = 0;
 464         ao_interval_max_accel = 0x7fff;
 465         ao_interval_min_pres = 0;
 466         ao_interval_max_pres = 0x7fff;
 467         ao_interval_end = AO_INTERVAL_TICKS;
 468
 469         ao_add_task(&flight_task, ao_flight, "flight");
 470 }