一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法与流程

本发明属于星光定姿技术领域，具体是一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法。

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。为了真实模拟飞行状态，地面试验需要补偿地球自转影响，使星光测量指向保持惯性空间稳定。

技术实现要素：

本发明针对现有技术不足，提供一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，通过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。

为了解决上述技术问题，本发明的实施例提供了一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，其特征在于包括以下步骤：

输入需要控制的测星指向程序角和时间，并获取已知条件参数，该已知条件参数包括：试验地点纬度、射向,已知转台的框架结构方式和坐标系定义；

基于输入的要控制的测星指向程序角和时间以及获取的已知条件参数，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角，包括：

获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；

计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义A；

计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵A_T；

计算转台三框控制角度。

其中，输入需要控制的测星指向程序角和时间具体为：输入需要控制的测星指向程序角，俯仰、偏航、滚动姿态角ψ,γ和时间t；

所述已知条件参数具体为：试验地点纬度B₀、射向λ₀,已知转台的框架结构方式和坐标系定义。

其中，所述获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数具体为获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数分别为b0、f0＝90°、r0；

所述计算发惯系到箭体系的姿态矩阵A具体为：

所述计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵具体为：其中，地球自转补偿矩阵：

θ＝ω_et，Ω_x＝cosB₀cosA₀,Ω_y＝sinB₀,Ω_z＝-cosB₀sinA₀，A₀、B₀为射向和地理纬度，ω_e为地球转速0.7292115e-4，t为给定时刻离起飞时间；

所述计算转台三框控制角度具体为：

由A_T计算则得到转台三框控制角度为：外框b＝-β_y+b0，中框f＝-β_z，内框r＝-β_x+r0，对框架角范围限制-180～180°后控制转台。

本发明与现有技术相比，具有如下有益效果：通过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。

附图说明

图1为本发明所涉及转台的框架结构方式和坐标系定义图。

图2为本发明实施例的基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法流程图。

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，转台坐标系射向通过瞄准可以建立，其框架角坐标转换矩阵关系是已知的。其次，在给定时刻，地球自转补偿是可以精确计算得到。因此，通过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向。

下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。图1示出了本发明所涉及转台的框架结构方式和坐标系定义图。转台的框架结构以及坐标系定义为领域技术人员所熟悉，在此不再赘述。图2示出了本发明实施例的基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法流程图。结合图1和图2，根据本发明实施例的一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括以下步骤：

在步骤210，输入需要控制的测星指向程序角和时间，并获取已知条件参数，该已知条件参数包括：试验地点纬度、射向,已知转台的框架结构方式和坐标系定义。

具体地，其中，输入需要控制的测星指向程序角和时间具体为：输入需要控制的测星指向程序角，俯仰、偏航、滚动姿态角ψ,γ和时间t；所述已知条件参数具体为：试验地点纬度B₀、射向λ₀,已知转台的框架结构方式和坐标系定义。

在步骤220，基于输入的要控制的测星指向程序角和时间以及获取的已知条件参数，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角，包括：获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义A；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵A_T；计算转台三框控制角度。

其中，所述获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数具体为获取已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数分别为b0、f0＝90°、r0；

所述计算发惯系到箭体系的姿态矩阵A具体为：

所述计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵具体为：其中，地球自转补偿矩阵：

θ＝ω_et，Ω_x＝cosB₀cosA₀,Ω_y＝sinB₀,Ω_z＝-cosB₀sinA₀，A₀、B₀为射向和地理纬度，ω_e为地球转速0.7292115e-4，t为给定时刻离起飞时间；

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；

所述计算转台三框控制角度具体为：

由A_T计算则得到转台三框控制角度为：外框b＝-β_y+b0，中框f＝-β_z，内框r＝-β_x+r0，对框架角范围限制-180～180°后控制转台；其中β_x,β_y,β_z是相对转台初始状态的三框架角度，b、f、r是转台三框架相对自身零位的角度，即实际读数，也是控制角度。

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。