本发明属于星光定姿技术领域，涉及一种星光修正精度地面试验方法。
背景技术：
运载火箭上面级在长时间飞行过程中需要利用惯性星光进行定姿修正，为了考核星光测量、匹配和修正算法设计的正确性、参数选择的合理性、定姿流程的匹配协调性以及系统精度，需要通过室外自然星空背景下的外场精度试验进行考核验证。
外场精度试验通过控制三轴转台模拟箭体飞行姿态运动，控制星光测量指向。为了评估星光修正精度，利用转台控制惯组回到初始位置，得到该位置姿态角测量结果，和利用惯性初始姿态计算得到的姿态角理论值进行比较，直接对星光修正精度进行判定。
利用回到初始位置计算姿态角理论值，判定星光修正精度的方法是星光外场试验的核心算法，通过多个型号星光外场试验得到了充分考核验证，技术成熟，并在试验中发挥了重要作用，该技术具有独创性和显著的工程应用价值。该方法未见报道。
技术实现要素：
本发明针对现有技术中的不足，提供了一种星光修正精度地面试验方法，解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的问题。
为了解决上述技术问题，本发明的实施例提供了一种星光修正精度地面试验方法，其特征在于包括如下步骤：
通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；
计算起飞后给定时间的姿态角理论值
星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值
计算星光修正误差：姿态测量值-理论值；
根据获得的修正值进行判定。
其中，所述惯组姿态初始值包括惯组射向A0以及惯组初始姿态角ψ0,γ0。
其中，计算起飞后给定时间的姿态角理论值包括：
根据下式确定给定时刻t的理论姿态值
ψt＝-sin-1(a31)
γt＝atan2(a32,a33)
其中，
姿态矩阵通用公式为
地球自转补偿矩阵
其中，
θ＝ωet
Ωx＝cosB0cosA0,Ωy＝sinB0,Ωz＝-cosB0sinA0，
A0、B0为射向和地理纬度，ωe为地球转速且取值0.7292115e-4，t为给定时刻离起飞时间。
其中，根据下述公式计算星光修正误差：
本发明提供一种地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
本发明与现有技术相比的优点在于：现有的星光修正精度是通过修正量来判断是否与设置值一致，是一种间接精度判定方法，而本方法直接判定经过星光修正后的姿态角，方法更加直观、直接、客观，是一种直接的精度判定方法，更适合系统级试验精度、设计和软件实现正确性的考核验证。
附图说明
图1为本发明实施例的星光修正精度地面试验方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
本发明的原理是如下。首先，惯组初始姿态通过自瞄准和光学瞄准是可以精确得到的。其次，经过给定时间的飞行，地球自转补偿也是可以精确计算得到。因此，惯组回到初始位置的精确姿态，可以通过初始姿态和地球自转补偿计算得到，作为姿态角理论值，用于判定星光定姿修正精度。
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。图1示出了本发明实施例的星光修正精度地面试验方法流程图。
如图1所示，根据本发明实施例的星光修正精度地面试验方法包括以下步骤：
在步骤110，通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值。在实际当中，假设通过光学瞄准得到惯组射向为A0，惯组初始姿态角为：ψ0,γ0。
在步骤120，计算起飞后给定时间的姿态角理论值根据本发明的一个实施例，其中，计算起飞后给定时间的姿态角理论值包括：
根据下式确定给定时刻t的理论姿态值
ψt＝-sin-1(a31)
γt＝atan2(a32,a33)
其中，
姿态矩阵通用公式为
地球自转补偿矩阵
其中，
θ＝ωet
Ωx＝cosB0cosA0,Ωy＝sinB0,Ωz＝-cosB0sinA0，
q为地球自转角速度表示的四元数；
θ表示地球自转转过的角度；
是地球自转轴方向矢量在导航坐标系的投影；
A0、B0为射向和地理纬度，ωe为地球转速且取值0.7292115e-4，t为给定时刻离起飞时间。
在步骤130，星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值
在步骤140，计算星光修正误差。具体地，利用姿态测量值-理论值以及下述公式计算星光修正误差：
在步骤150，根据获得的修正误差值进行判定。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。