[发明专利]一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法

摘要

本发明公开了一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括步骤：给定需要控制的测星指向程序角和时间，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，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角；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；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵；计算转台三框控制角度。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。

主权项

1.一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具体为：其中，ψ,γ分别为俯仰、偏航、滚动姿态角；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。