Update flight algorithm based on data collected from SN-1 Flight 1
authorKeith Packard <keithp@keithp.com>
Fri, 24 Apr 2009 17:19:31 +0000 (10:19 -0700)
committerKeith Packard <keithp@keithp.com>
Fri, 24 Apr 2009 17:19:31 +0000 (10:19 -0700)
This now correctly sequences through the flight data collected from the
first TeleMetrum test flight.

This also completes up the flight algorithm test harness (ao_flight_test),
which runs the flight algorithm on the Linux host from a captured data log.

.gitignore
Makefile
ao.h
ao_flight.c
ao_flight_test.c

index a4d4a7b..671623c 100644 (file)
@@ -12,3 +12,5 @@
 telemetrum
 teleterra
 tidongle
+teledongle
+ao_flight_test
index a391c51..221526f 100644 (file)
--- a/Makefile
+++ b/Makefile
@@ -153,6 +153,8 @@ SYM=$(SRC:.c=.sym)
 
 PROGS=telemetrum.ihx tidongle.ihx teleterra.ihx teledongle.ihx
 
+HOST_PROGS=ao_flight_test
+
 PCDB=$(PROGS:.ihx=.cdb)
 PLNK=$(PROGS:.ihx=.lnk)
 PMAP=$(PROGS:.ihx=.map)
@@ -162,7 +164,7 @@ PAOM=$(PROGS:.ihx=)
 %.rel : %.c $(INC)
        $(CC) -c $(CFLAGS) -o$*.rel $*.c
 
-all: $(PROGS)
+all: $(PROGS) $(HOST_PROGS)
 
 telemetrum.ihx: $(TM_REL) Makefile
        $(CC) $(LDFLAGS) $(CFLAGS) -o $@ $(TM_REL)
diff --git a/ao.h b/ao.h
index 137a014..949151b 100644 (file)
--- a/ao.h
+++ b/ao.h
@@ -29,7 +29,7 @@
 /* Stack runs from above the allocated __data space to 0xfe, which avoids
  * writing to 0xff as that triggers the stack overflow indicator
  */
-#define AO_STACK_START 0x70
+#define AO_STACK_START 0x78
 #define AO_STACK_END   0xfe
 #define AO_STACK_SIZE  (AO_STACK_END - AO_STACK_START + 1)
 
index 5998f29..ddf2d17 100644 (file)
@@ -28,7 +28,7 @@ __pdata int16_t                       ao_flight_pres;         /* filtered pressure */
 __pdata int16_t                        ao_ground_pres;         /* startup pressure */
 __pdata int16_t                        ao_ground_accel;        /* startup acceleration */
 __pdata int16_t                        ao_min_pres;            /* minimum recorded pressure */
-__pdata uint16_t               ao_launch_time;         /* time of launch detect */
+__pdata uint16_t               ao_launch_tick;         /* time of launch detect */
 __pdata int16_t                        ao_main_pres;           /* pressure to eject main */
 
 /*
@@ -46,9 +46,7 @@ __pdata int16_t                       ao_interval_min_pres;
 __pdata int16_t                        ao_interval_max_pres;
 
 __data uint8_t ao_flight_adc;
-__xdata int16_t ao_accel, ao_prev_accel, ao_pres;
-
-#define AO_INTERVAL_TICKS      AO_SEC_TO_TICKS(5)
+__pdata int16_t ao_raw_accel, ao_raw_accel_prev, ao_raw_pres;
 
 /* Accelerometer calibration
  *
@@ -63,13 +61,18 @@ __xdata int16_t ao_accel, ao_prev_accel, ao_pres;
  *
  * 26.67 mV/g * 32767/3300 counts/mV = 264.8 counts/g
  *
- * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384)
+ * Zero g was measured at 16000 (we would expect 16384).
+ * Note that this value is only require to tell if the
+ * rocket is standing upright. Once that is determined,
+ * the value of the accelerometer is averaged for 100 samples
+ * to find the resting accelerometer value, which is used
+ * for all further flight computations
  */
 
 #define ACCEL_G                265
 #define ACCEL_ZERO_G   16000
 #define ACCEL_NOSE_UP  (ACCEL_ZERO_G - ACCEL_G * 2 /3)
-#define ACCEL_BOOST    (ACCEL_NOSE_UP - ACCEL_G * 2)
+#define ACCEL_BOOST    ACCEL_G * 2
 #define ACCEL_LAND     (ACCEL_G / 10)
 
 /*
@@ -80,7 +83,7 @@ __xdata int16_t ao_accel, ao_prev_accel, ao_pres;
  * Pressure range: 15-115 kPa
  * Voltage at 115kPa: 2.82
  * Output scale: 27mV/kPa
- * 
+ *
  * If we want to detect launch with the barometer, we need
  * a large enough bump to not be fooled by noise. At typical
  * launch elevations (0-2000m), a 200Pa pressure change cooresponds
@@ -92,10 +95,11 @@ __xdata int16_t ao_accel, ao_prev_accel, ao_pres;
  */
 
 #define BARO_kPa       268
-#define BARO_LAUNCH    (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa */
-#define BARO_APOGEE    (BARO_kPa / 10) /* .1kPa */
-#define BARO_MAIN      (BARO_kPa)      /* 1kPa */
-#define BARO_LAND      (BARO_kPa / 20) /* .05kPa */
+#define BARO_LAUNCH    (BARO_kPa / 5)  /* .2kPa, or about 20m */
+#define BARO_APOGEE    (BARO_kPa / 10) /* .1kPa, or about 10m */
+#define BARO_COAST     (BARO_kPa * 5)  /* 5kpa, or about 500m */
+#define BARO_MAIN      (BARO_kPa)      /* 1kPa, or about 100m */
+#define BARO_LAND      (BARO_kPa / 20) /* .05kPa, or about 5m */
 
 /* We also have a clock, which can be used to sanity check things in
  * case of other failures
@@ -109,68 +113,98 @@ __xdata int16_t ao_accel, ao_prev_accel, ao_pres;
  * it's scaled by 100
  */
 __data int32_t ao_flight_vel;
+__xdata int32_t ao_raw_accel_sum, ao_raw_pres_sum;
 
+#define GRAVITY 9.80665
 /* convert m/s to velocity count */
-#define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) ((int32_t) ((int32_t) (mps) * (int32_t) 100 / (int32_t) ACCEL_G))
+#define VEL_MPS_TO_COUNT(mps) ((int32_t) (((mps) / GRAVITY) * ACCEL_G * 100))
+
+/* Landing is detected by getting constant readings from both pressure and accelerometer
+ * for a fairly long time (AO_INTERVAL_TICKS)
+ */
+#define AO_INTERVAL_TICKS      AO_SEC_TO_TICKS(10)
 
 void
 ao_flight(void)
 {
        __pdata static uint8_t  nsamples = 0;
-       
+
        ao_flight_adc = ao_adc_head;
-       ao_prev_accel = 0;
-       ao_accel = 0;
-       ao_pres = 0;
+       ao_raw_accel_prev = 0;
+       ao_raw_accel = 0;
+       ao_raw_pres = 0;
+       ao_interval_cur_min_pres = 0x7fff;
+       ao_interval_cur_max_pres = -0x7fff;
+       ao_interval_cur_min_accel = 0x7fff;
+       ao_interval_cur_max_accel = -0x7fff;
        for (;;) {
                ao_sleep(&ao_adc_ring);
                while (ao_flight_adc != ao_adc_head) {
-                       ao_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
-                       ao_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
+                       ao_raw_accel = ao_adc_ring[ao_flight_adc].accel;
+                       ao_raw_pres = ao_adc_ring[ao_flight_adc].pres;
                        ao_flight_tick = ao_adc_ring[ao_flight_adc].tick;
-                       ao_flight_vel += (int32_t) (((ao_accel + ao_prev_accel) >> 4) - (ao_ground_accel << 1));
-                       ao_prev_accel = ao_accel;
+                       /* all of our accelerations are negative, so subtract instead of add to get speed */
+                       ao_flight_vel -= (int32_t) (((ao_raw_accel + ao_raw_accel_prev) >> 1) - ao_ground_accel);
+                       ao_raw_accel_prev = ao_raw_accel;
                        ao_flight_adc = ao_adc_ring_next(ao_flight_adc);
                }
                ao_flight_accel -= ao_flight_accel >> 4;
-               ao_flight_accel += ao_accel >> 4;
+               ao_flight_accel += ao_raw_accel >> 4;
                ao_flight_pres -= ao_flight_pres >> 4;
-               ao_flight_pres += ao_pres >> 4;
-               
+               ao_flight_pres += ao_raw_pres >> 4;
+
                if (ao_flight_pres < ao_min_pres)
                        ao_min_pres = ao_flight_pres;
 
+               if (ao_flight_pres < ao_interval_cur_min_pres)
+                       ao_interval_cur_min_pres = ao_flight_pres;
+               if (ao_flight_pres > ao_interval_cur_max_pres)
+                       ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
+               if (ao_flight_accel < ao_interval_cur_min_accel)
+                       ao_interval_cur_min_accel = ao_flight_accel;
+               if (ao_flight_accel > ao_interval_cur_max_accel)
+                       ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
+
                if ((int16_t) (ao_flight_tick - ao_interval_end) >= 0) {
                        ao_interval_max_pres = ao_interval_cur_max_pres;
                        ao_interval_min_pres = ao_interval_cur_min_pres;
                        ao_interval_max_accel = ao_interval_cur_max_accel;
                        ao_interval_min_accel = ao_interval_cur_min_accel;
                        ao_interval_end = ao_flight_tick + AO_INTERVAL_TICKS;
+                       ao_interval_cur_min_pres = ao_interval_cur_max_pres = ao_flight_pres;
+                       ao_interval_cur_min_accel = ao_interval_cur_max_accel = ao_flight_accel;
                }
-                              
+
                switch (ao_flight_state) {
                case ao_flight_startup:
+
+                       /* startup state:
+                        *
+                        * Collect 100 samples of acceleration and pressure
+                        * data and average them to find the resting values
+                        */
                        if (nsamples < 100) {
+                               ao_raw_accel_sum += ao_raw_accel;
+                               ao_raw_pres_sum += ao_raw_pres;
                                ++nsamples;
                                continue;
                        }
-                       ao_ground_accel = ao_flight_accel;
-                       ao_ground_pres = ao_flight_pres;
-                       ao_min_pres = ao_flight_pres;
+                       ao_ground_accel = (ao_raw_accel_sum / nsamples);
+                       ao_ground_pres = (ao_raw_pres_sum / nsamples);
+                       ao_min_pres = ao_ground_pres;
                        ao_main_pres = ao_ground_pres - BARO_MAIN;
                        ao_flight_vel = 0;
-                       
+
                        ao_interval_end = ao_flight_tick;
-                       
+
                        /* Go to launchpad state if the nose is pointing up */
                        if (ao_flight_accel < ACCEL_NOSE_UP) {
                                ao_flight_state = ao_flight_launchpad;
                                ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
                        } else {
                                ao_flight_state = ao_flight_idle;
-                               
+
                                /* Turn on the Green LED in idle mode
-                                * This also happens to bring the USB up for the TI board
                                 */
                                ao_led_on(AO_LED_GREEN);
                                ao_timer_set_adc_interval(100);
@@ -184,12 +218,18 @@ ao_flight(void)
                        /* pad to boost:
                         *
                         * accelerometer: > 2g
+                        *             OR
                         * barometer: > 20m vertical motion
+                        *
+                        * The accelerometer should always detect motion before
+                        * the barometer, but we use both to make sure this
+                        * transition is detected
                         */
-                       if (ao_flight_accel < ACCEL_BOOST || 
-                           ao_flight_pres + BARO_LAUNCH < ao_ground_pres)
+                       if (ao_flight_accel < ao_ground_accel - ACCEL_BOOST ||
+                           ao_flight_pres < ao_ground_pres - BARO_LAUNCH)
                        {
                                ao_flight_state = ao_flight_boost;
+                               ao_launch_tick = ao_flight_tick;
                                ao_log_start();
                                ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
                                break;
@@ -200,25 +240,36 @@ ao_flight(void)
                        /* boost to coast:
                         *
                         * accelerometer: start to fall at > 1/4 G
+                        *              OR
                         * time: boost for more than 15 seconds
+                        *
+                        * Detects motor burn out by the switch from acceleration to
+                        * deceleration, or by waiting until the maximum burn duration
+                        * (15 seconds) has past.
                         */
                        if (ao_flight_accel > ao_ground_accel + (ACCEL_G >> 2) ||
-                           (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_time) > BOOST_TICKS_MAX)
+                           (int16_t) (ao_flight_tick - ao_launch_tick) > BOOST_TICKS_MAX)
                        {
                                ao_flight_state = ao_flight_coast;
                                ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
                                break;
                        }
-                       break;
+                       /* fall through ... */
                case ao_flight_coast:
-                       
-                       /* coast to apogee detect:
-                        * 
+
+                       /* boost/coast to apogee detect:
+                        *
                         * accelerometer: integrated velocity < 200 m/s
+                        *               OR
                         * barometer: fall at least 500m from max altitude
+                        *
+                        * This extra state is required to avoid mis-detecting
+                        * apogee due to mach transitions. For slow flights (<200m/s)
+                        * we expect to transition right through this stage to
+                        * apogee detect.
                         */
                        if (ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(200) ||
-                           ao_flight_pres - (5 * BARO_kPa) > ao_min_pres)
+                           ao_flight_pres > ao_min_pres + BARO_COAST)
                        {
                                ao_flight_state = ao_flight_apogee;
                                ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
@@ -229,7 +280,15 @@ ao_flight(void)
                        /* apogee to drogue deploy:
                         *
                         * accelerometer: integrated velocity < 10m/s
+                        *               OR
                         * barometer: fall at least 10m
+                        *
+                        * If the barometer saturates because the flight
+                        * goes over its measuring range (about 53k'),
+                        * requiring a 10m fall will avoid prematurely
+                        * detecting apogee; the accelerometer will take
+                        * over in that case and the integrated velocity
+                        * measurement should suffice to find apogee
                         */
                        if (ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(-10) ||
                            ao_flight_pres - BARO_APOGEE > ao_min_pres)
@@ -238,12 +297,13 @@ ao_flight(void)
                                ao_flight_state = ao_flight_drogue;
                                ao_wakeup(DATA_TO_XDATA(&ao_flight_state));
                        }
-                       break; 
+                       break;
                case ao_flight_drogue:
-                       
+
                        /* drogue to main deploy:
                         *
                         * accelerometer: abs(velocity) > 50m/s
+                        *               OR
                         * barometer: reach main deploy altitude
                         */
                        if (ao_flight_vel < VEL_MPS_TO_COUNT(-50) ||
@@ -260,9 +320,10 @@ ao_flight(void)
                        /* drogue/main to land:
                         *
                         * accelerometer: value stable
+                        *           AND
                         * barometer: altitude stable
                         */
-                       if ((ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < ACCEL_LAND ||
+                       if ((ao_interval_max_accel - ao_interval_min_accel) < ACCEL_LAND &&
                             (ao_interval_max_pres - ao_interval_min_pres) < BARO_LAND)
                        {
                                ao_flight_state = ao_flight_landed;
index a88d2b1..78469c7 100644 (file)
@@ -95,7 +95,7 @@ ao_dump_state(void);
 
 void
 ao_sleep(void *wchan);
-       
+
 #include "ao_flight.c"
 
 void
@@ -104,8 +104,8 @@ ao_insert(void)
        ao_adc_ring[ao_adc_head] = ao_adc_static;
        ao_adc_head = ao_adc_ring_next(ao_adc_head);
        if (ao_flight_state != ao_flight_startup) {
-               printf("tick %04x accel %04x pres %04x\n", 
-                      ao_adc_static.tick,
+               printf("time %g accel %d pres %d\n",
+                      (double) ao_adc_static.tick / 100,
                       ao_adc_static.accel,
                       ao_adc_static.pres);
        }
@@ -132,7 +132,8 @@ ao_sleep(void *wchan)
 
                        ret = fscanf(emulator_in, "%c %hx %hx %hx\n", &type, &tick, &a, &b);
                        if (ret == EOF) {
-                               ao_insert();
+                               printf ("no more data, exiting simulation\n");
+                               exit(0);
                                return;
                        }
                        if (ret != 4)
@@ -162,7 +163,7 @@ ao_sleep(void *wchan)
                                break;
                        }
                }
-               
+
        }
 }
 
@@ -175,7 +176,6 @@ static int16_t altitude[2048] = {
 #include "altitude.h"
 };
 
-#define GRAVITY 9.80665
 #define COUNTS_PER_G 264.8
 
 void
@@ -186,7 +186,7 @@ ao_dump_state(void)
        printf ("\t%s accel %g vel %g alt %d\n",
                ao_state_names[ao_flight_state],
                (ao_flight_accel - ao_ground_accel) / COUNTS_PER_G * GRAVITY,
-               (double) ao_flight_vel,
+               (double) ao_flight_vel / 100 / COUNTS_PER_G * GRAVITY,
                altitude[ao_flight_pres >> 4]);
        if (ao_flight_state == ao_flight_landed)
                exit(0);