本發(fā)明屬于星光定姿技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法。

背景技術(shù)：

運(yùn)載火箭上面級在長時(shí)間飛行過程中需要利用慣性星光進(jìn)行定姿修正，為了考核星光測量、匹配和修正算法設(shè)計(jì)的正確性、參數(shù)選擇的合理性、定姿流程的匹配協(xié)調(diào)性以及系統(tǒng)精度，需要通過室外自然星空背景下的外場精度試驗(yàn)進(jìn)行考核驗(yàn)證。

外場精度試驗(yàn)通過控制三軸轉(zhuǎn)臺模擬箭體飛行姿態(tài)運(yùn)動，控制星光測量指向。為了真實(shí)模擬飛行狀態(tài)，地面試驗(yàn)需要補(bǔ)償?shù)厍蜃赞D(zhuǎn)影響，使星光測量指向保持慣性空間穩(wěn)定。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法，通過地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償后，可以控制測星指向慣性空間保持不變，真實(shí)模擬飛行過程中的測星指向，通過控制星光測量相對慣性空間保持穩(wěn)定，可模擬真實(shí)飛行測星狀態(tài)，考核星光導(dǎo)航工作流程和精度。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明的實(shí)施例提供了一種基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法，其特征在于包括以下步驟：

輸入需要控制的測星指向程序角和時(shí)間，并獲取已知條件參數(shù)，該已知條件參數(shù)包括：試驗(yàn)地點(diǎn)緯度、射向,已知轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義；

基于輸入的要控制的測星指向程序角和時(shí)間以及獲取的已知條件參數(shù)，通過模型計(jì)算轉(zhuǎn)臺在該時(shí)刻需要控制的框架角，包括：

獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)；

計(jì)算發(fā)慣系到箭體系的姿態(tài)矩陣定義A；

計(jì)算考慮地球自轉(zhuǎn)影響后的姿態(tài)矩陣A_T；

計(jì)算轉(zhuǎn)臺三框控制角度。

其中，輸入需要控制的測星指向程序角和時(shí)間具體為：輸入需要控制的測星指向程序角，俯仰、偏航、滾動姿態(tài)角ψ,γ和時(shí)間t；

所述已知條件參數(shù)具體為：試驗(yàn)地點(diǎn)緯度B₀、射向λ₀,已知轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義。

其中，所述獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)具體為獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)分別為b0、f0＝90°、r0；

所述計(jì)算發(fā)慣系到箭體系的姿態(tài)矩陣A具體為：

所述計(jì)算考慮地球自轉(zhuǎn)影響后的姿態(tài)矩陣具體為：其中，地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償矩陣：

θ＝ω_et，Ω_x＝cosB₀cosA₀,Ω_y＝sinB₀,Ω_z＝-cosB₀sinA₀，A₀、B₀為射向和地理緯度，ω_e為地球轉(zhuǎn)速0.7292115e-4，t為給定時(shí)刻離起飛時(shí)間；

所述計(jì)算轉(zhuǎn)臺三框控制角度具體為：

由A_T計(jì)算則得到轉(zhuǎn)臺三框控制角度為：外框b＝-β_y+b0，中框f＝-β_z，內(nèi)框r＝-β_x+r0，對框架角范圍限制-180～180°后控制轉(zhuǎn)臺。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有如下有益效果：通過地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償后，可以控制測星指向慣性空間保持不變，真實(shí)模擬飛行過程中的測星指向，通過控制星光測量相對慣性空間保持穩(wěn)定，可模擬真實(shí)飛行測星狀態(tài)，考核星光導(dǎo)航工作流程和精度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明所涉及轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義圖。

圖2為本發(fā)明實(shí)施例的基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法流程圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下參照附圖并舉實(shí)施例，對本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。

本發(fā)明的原理是如下。首先，轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系射向通過瞄準(zhǔn)可以建立，其框架角坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣關(guān)系是已知的。其次，在給定時(shí)刻，地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償是可以精確計(jì)算得到。因此，通過地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償后，可以控制測星指向慣性空間保持不變，真實(shí)模擬飛行過程中的測星指向。

下面結(jié)合說明書附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。圖1示出了本發(fā)明所涉及轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義圖。轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)以及坐標(biāo)系定義為領(lǐng)域技術(shù)人員所熟悉，在此不再贅述。圖2示出了本發(fā)明實(shí)施例的基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法流程圖。結(jié)合圖1和圖2，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的一種基于地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償?shù)男枪鉁y量指向控制方法，包括以下步驟：

在步驟210，輸入需要控制的測星指向程序角和時(shí)間，并獲取已知條件參數(shù)，該已知條件參數(shù)包括：試驗(yàn)地點(diǎn)緯度、射向,已知轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義。

具體地，其中，輸入需要控制的測星指向程序角和時(shí)間具體為：輸入需要控制的測星指向程序角，俯仰、偏航、滾動姿態(tài)角ψ,γ和時(shí)間t；所述已知條件參數(shù)具體為：試驗(yàn)地點(diǎn)緯度B₀、射向λ₀,已知轉(zhuǎn)臺的框架結(jié)構(gòu)方式和坐標(biāo)系定義。

在步驟220，基于輸入的要控制的測星指向程序角和時(shí)間以及獲取的已知條件參數(shù)，通過模型計(jì)算轉(zhuǎn)臺在該時(shí)刻需要控制的框架角，包括：獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)；計(jì)算發(fā)慣系到箭體系的姿態(tài)矩陣定義A；計(jì)算考慮地球自轉(zhuǎn)影響后的姿態(tài)矩陣A_T；計(jì)算轉(zhuǎn)臺三框控制角度。

其中，所述獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)具體為獲取已知轉(zhuǎn)臺在初始狀態(tài)時(shí)外、中、內(nèi)框架角讀數(shù)分別為b0、f0＝90°、r0；

所述計(jì)算發(fā)慣系到箭體系的姿態(tài)矩陣A具體為：

所述計(jì)算考慮地球自轉(zhuǎn)影響后的姿態(tài)矩陣具體為：其中，地球自轉(zhuǎn)補(bǔ)償矩陣：

θ＝ω_et，Ω_x＝cosB₀cosA₀,Ω_y＝sinB₀,Ω_z＝-cosB₀sinA₀，A₀、B₀為射向和地理緯度，ω_e為地球轉(zhuǎn)速0.7292115e-4，t為給定時(shí)刻離起飛時(shí)間；

q為地球自轉(zhuǎn)角速度表示的四元數(shù)；

θ表示地球自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)過的角度；

是地球自轉(zhuǎn)軸方向矢量在導(dǎo)航坐標(biāo)系的投影；

所述計(jì)算轉(zhuǎn)臺三框控制角度具體為：

由A_T計(jì)算則得到轉(zhuǎn)臺三框控制角度為：外框b＝-β_y+b0，中框f＝-β_z，內(nèi)框r＝-β_x+r0，對框架角范圍限制-180～180°后控制轉(zhuǎn)臺；其中β_x,β_y,β_z是相對轉(zhuǎn)臺初始狀態(tài)的三框架角度，b、f、r是轉(zhuǎn)臺三框架相對自身零位的角度，即實(shí)際讀數(shù)，也是控制角度。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明保護(hù)的范圍之內(nèi)。