CN103134492A - 基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和卫星三轴姿态快速确定方法 - Google Patents

Abstract

基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和卫星三轴姿态快速确定方法,涉及航天器成像任务规划领域。本发明为了解决现有技术中在卫星成像规划领域没有关于直线推扫条带生成方法，以及现有采用两轴姿态计算确定卫星姿态的方法中，由于忽略了卫星的偏航机动性能，导致无法在任务规划中考虑敏捷卫星所能实现的推扫成像模式，进而降低了任务规划性能的问题。本发明通过筛选点目标，将每个待观测目标点大地经纬度转化为平面直角坐标，优化计算，得到直线扫描条带，然后通过获得的直线扫描条带，确定待观测目标点对应的新目标点；计算每个新目标点对应的大地坐标，计算卫星三轴姿态的参数，确定卫星三轴姿态。本发明适用于卫星成像任务规划。

Description

基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和卫星三轴姿态快速确定方法

技术领域

本发明涉及航天器成像任务规划领域。

背景技术

目前国内采用线阵CCD相机的卫星成像任务规划领域，多采用非敏捷卫星进行成像任务规划研究，对于非敏捷卫星，卫星只能实现沿飞行轨迹的侧向姿态机动，大大限制了卫星的成像能力。对于敏捷成像卫星而言，卫星可以实现三轴姿态机动，国外对其任务规划方面的研究已经开始，但国内起步较晚，研究内容有限，且多数只考虑敏捷卫星侧摆和前后摆动能力，对应的敏捷卫星姿态确定方法多为两轴姿态计算，即偏航角为零。如此，便忽略了卫星的偏航机动性能，这样就无法在任务规划中考虑敏捷卫星所能实现的推扫成像模式，降低了任务规划性能。现有技术无法实现对点目标进行直线推扫的扫描条带的预生成，进而无法实现对卫星三轴姿态的确定。

发明内容

本发明为了解决现有技术中在卫星成像规划领域没有关于直线扫描条带生成的方法，以及现有采用两轴姿态计算确定卫星姿态的方法中，由于忽略了卫星的偏航机动性能，导致无法在任务规划中考虑敏捷卫星所能实现的推扫成像模式，进而降低了任务规划性能的问题，提出了基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和三轴姿态快速确定方法。

基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法，所述方法的具体过程为：

步骤A1、筛选点目标，将筛选出的点目标作为待观测目标点；

步骤A2、利用优化的高斯投影公式将每个待观测目标点大地经纬度转化为平面直角坐标(x_i,y_i)；

步骤A3、采用步骤A2中求得的每个待观测目标点的平面直角坐标(x_i,y_i)，依据matlab中fmincon函数进行优化计算，当优化计算有效，获得宽为d的直线扫描条带，否则，则直线扫描条带预生成无效。

卫星三轴姿态快速确定的方法，所述方法的具体过程为：

步骤B1、获得卫星的直线扫描条带；

步骤B2、确定该直线扫描条带内的所有待观测目标点对应的新目标点；

步骤B3、利用高斯投影反算的优化公式计算步骤B2中的每个新目标点对应的大地坐标

步骤B4、根据每个新目标点的大地坐标和卫星的位置，计算卫星三轴姿态的参数，并根据所述参数确定卫星三轴姿态。

本发明的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法实现了对点目标进行直线推扫的扫描条带的预生成，弥补了卫星成像规划领域关于直线推扫条带生成方法的空白，得以充分利用卫星三轴姿态机动性能和推扫成像模式，为实现敏捷卫星姿态的三轴姿态确定奠定了基础。由于条带方向的多样性，装有线阵CCD相机的卫星偏航姿态不再为零，本发明给出了在此情况下卫星三轴姿态的确定方法，该方法将快速有效地计算卫星姿态，弥补了卫星成像任务规划领域卫星姿态解算方法的不足。

附图说明

图1为本发明基于点目标的敏捷卫星成像推扫条带的示意图，其中“●”表示原目标点，“○”表示原目标点对应的新目标点，直线1表示直线扫描条带中心线，直线2表示卫星星下点轨迹，

图2为具体实施方式一所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法的流程图，

图3是具体实施方式五所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的流程图，

图4是具体实施方式八所述的计算卫星三轴姿态的参数的方法流程图。

具体实施方式

具体实施方式一：参见图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法，所述方法的具体过程为：

步骤A1、筛选点目标，将筛选出的点目标作为待观测目标点；

步骤A2、利用优化的高斯投影公式将每个待观测目标点大地经纬度转化为平面直角坐标(x_i,y_i)；

步骤A3、采用步骤A2中求得的每个待观测目标点的平面直角坐标(x_i,y_i)，依据matlab中fmincon函数进行优化计算，当优化计算有效，获得宽为d的直线扫描条带，否则，则直线扫描条带预生成无效。

本实施方式中，直线扫描条带预生成无效的情况是指对应选定的所有待观测目标，不存在宽度为d的一条直线扫描条带，在该条带的覆盖范围内完全覆盖所有待观测目标。

本实施方式中，参数d是成像卫星的确定参数，与特定成像卫星相对应，与卫星轨道高度、相机视场角和研究应用领域等方面相关，在应用本发明之前由相关方式确定并提供，在应用本发明时d的值已经固定。

具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法的进一步限定，所述步骤A1中筛选点目标，将筛选出的点目标作为待观测目标点的方法为：选择点目标间最大经度差不超过9的一组点目标作为待观测目标点。

具体实施方式三：本实施方式是对具体实施方式一所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法的进一步限定，所述步骤A2中利用优化的高斯投影公式将每个待观测目标点大地经纬度

转化为平面直角坐标(x_i,y_i)的方法为：

根据求解，获得转化后的平面直角坐标(x_i,y_i)，

式中：C_i0、C_i3、C_i4、C_i5、C_i6、N_i、l_i为中间变量，其中

$l_i={\mathrm{\λ}}_{\mathrm{di}}-\frac{{\mathrm{\λ}}_{\max }+{\mathrm{\λ}}_{\min }}{2},$

λ_max为待观测目标点经度最大值，λ_min为待观测目标点经度最小值。

具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式一所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法的进一步限定，所述步骤A3中所述的采用步骤A2中求得的每个待观测目标点的平面直角坐标(x_i,y_i)，依据matlab中fmincon函数进行优化计算，当优化计算有效，获得宽为d的直线扫描条带的方法为：求取直线扫描条带中心直线y=ax+b，使得所有待观测目标点到该中心直线的距离之和最小，并且所有待观测目标点到该中心直线的距离δ_i小于或等于

所述距离δ_i为

即得到了以y=ax+b为中心线，宽度为d的直线扫描条带。

本实施方式中将优化计算直线扫描条带转化为求取直线扫描条带的中心直线y=ax+b的问题。

在实际操作过程中，在matlab中，将优化目标函数写在一个M文件中，代码为：functionf=objfun(x)，f=∑δ_i；将约束条件写在另一个M文件中，代码为：function[c,ceq]=confun(x)， $c=[{\mathrm{\δ}}_1-\frac{d}{2};{\mathrm{\δ}}_2-\frac{d}{2};...;{\mathrm{\δ}}_i-\frac{d}{2}],$ ceq=[]。

创建一个新的M文件，设置求解过程中的初始点x0，代码为：x0=[0,0]；选择使用有效集算法，代码为：options=optimset(‘Algorithm’,‘active-set’)；解算命令代码如下：[x,fval]=fmincon(objfun,x0,[],[],[],[],[],[],confun,options)。运行该M文件，如果得到a和b的值，则优化计算有效，即待观测目标点可以被一条宽度为d的直线扫描条带覆盖，得到直线扫描条带中心线y=ax+b，即得到了以y=ax+b为中心线、宽度为d的直线扫描条带；如果没得到a和b的值，则优化计算无效，观测目标点不可以被宽度为d的一条直线扫描条带完全覆盖，即不存在满足条件的直线扫描条带。

具体实施方式五：参见图3说明本实施方式，本实施方式所述的是卫星三轴姿态快速确定的方法，所述方法的具体过程为：

步骤B1、获得卫星的直线扫描条带；

步骤B2、确定该直线扫描条带内的所有待观测目标点对应的新目标点；

步骤B3、利用高斯投影反算的优化公式计算步骤B2中的每个新目标点对应的大地坐标

步骤B4、根据每个新目标点的大地坐标和卫星的位置，计算卫星三轴姿态的参数，并根据所述参数确定卫星三轴姿态。

所述卫星三轴姿态的参数有：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ。

本实施方式中步骤B1所述的直线扫描条带是采用具体实施方式一所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法获得的。

卫星光轴将沿直线扫描条带中心线进行扫描，过程中不再指向原目标点，所以，在此直线上将存在待观测目标点的替代点，当光轴指向此点时，由于待观测目标点此时在相机CCD线阵范围内，故此时将完成对带观测目标点的观测，并将此替代点定义为待观测目标点对应的新目标点。

具体实施方式六：本实施方式是对具体实施方式五所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤B2中确定该直线扫描条带内的所有待观测目标点对应的新目标点的方法为：

根据 $\left\{\begin{array}{c}\frac{Y_i-y_i}{X_i-x_i}\·a=-1\\ Y_i={\mathrm{aX}}_i+b\end{array}\right.$

求解，获得新目标点的坐标(X_i,Y_i)，公式中，(x_i,y_i)为原目标点的坐标，Y_i=aX_i+b为直线扫描条带的中心直线的方程。

具体实施方式七：本实施方式是对具体实施方式五所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤B3所述的利用高斯投影反算的优化公式计算步骤B2中的每个新目标点对应的大地坐标

的方法为：

根据

求解，获得大地坐标

式中Z_i、N_fi、B_fi、β_i、d_i2、d_i3、d_i5为中间变量，其中

$Z_i=\frac{Y_i}{N_{\mathrm{fi}}\cos B_{\mathrm{fi}}},$

N_fi=6399698.902-[21562.265-(108.966-0.602cos²B_fi)cos²B_fi]cos²B_fi，

B_fi=β_i+[502217447+(2936127+23824cos²β_i)cos²β_i]×10^-11sinβ_icosβ_i，

${\mathrm{\β}}_i=\frac{X_i}{6367558.4969},$

d_i2=(0.5+0.00336926cos²B_fi)sinB_ficosB_fi，

d_i3=0.3333333-(0.1666667-0.0011231cos²B_fi)cos²B_fi，

d_i4=0.25+(0.161612+0.005617cos²B_fi)cos²B_fi，

d_i5=0.2-(0.166667-0.00878cos²B_fi)cos²B_fi，

${\mathrm{\λ}}_{\mathrm{dni}}=l_{\mathrm{ni}}+\frac{{\mathrm{\λ}}_{\max }+{\mathrm{\λ}}_{\min }}{2}.$

采用本实施方式所述的公式得到在生成的直线条带中的新目标点集合

这些新目标点都在直线扫描条带中心线上，卫星推扫成像过程就是在新目标点间的连续机动过程，本实施方式所述步骤B2中所述的大地坐标为地球表面的经纬度。

具体实施方式八：参见图4说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式五所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤B4中根据每个新目标点的大地坐标和卫星的位置，计算卫星三轴姿态的参数的方法为：

步骤C1：将步骤B1中的直线扫描条带中的每个待观测目标点的大地经纬度转化为地心经纬度；

步骤C2：将新目标点的大地经纬度转化为地心经纬度；

步骤C3：根据步骤C1得到的地心经纬度计算待观测目标点的地心距；

步骤C4：根据步骤C2得到的地心经纬度计算新目标点的地心距；

步骤C5：根据步骤C1得到的地心经纬度和步骤C3得到的地心距计算待观测目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量；

步骤C6：根据步骤C2得到的地心经纬度和步骤C4得到的地心距计算新目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量；

步骤C7：根据步骤C6得到的位置矢量计算卫星轨道坐标系下卫星指向新目标点的矢量；

步骤C8：根据步骤C5得到的位置矢量、步骤C6得到的位置矢量和步骤C7得到的矢量计算卫星滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ。

本实施方式中由于卫星在指向新目标点时需严格控制CCD相机线阵的方向，以使得原目标点得以被观测，而控制线阵方向需要依靠姿态偏航机动，以往不考虑偏航机动的敏捷卫星姿态确定方法将不再适用，所以，本发明提出了卫星三轴姿态快速确定的方法。

给定本发明中待观测目标点A的大地经纬度

相对应的新目标点A_n的大地经纬度

下一个待观测目标点B对应的新目标点B_n的大地经纬度和卫星S此时刻在地心惯性坐标系下的矢量 $R_{\mathrm{os}}=\left[\begin{array}{c}{x}_s\\ y_s\\ z_s\end{array}\right],$ 问题转化为求解卫星S指向A_n时的三轴姿态。

具体实施方式九：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C1中将步骤B1中的直线扫描条带中的每个待观测目标点的大地经纬度转化为地心经纬度的方法为：根据λ₁=λ_d1，

求解，将A的大地经纬度

转化为地心经纬度

其中，

具体实施方式十：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C2所述的将新目标点的大地经纬度转化为地心经纬度的方法为：根据λ_n1=λ_dn1，

λ_n2＝λ_dn2，求解，将A_n和B_n的大地经纬度

和

转化为地心经纬度

和

具体实施方式十一：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C3所述的根据步骤C1得到的地心经纬度计算计算待观测目标点的地心距的方法为：根据

求解，得到待观测目标点A的地心距R_oA1，其中R_e=6378.14km,为地球赤道半径。

具体实施方式十二：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C4所述的根据步骤C2得到的地心经纬度计算新目标点的地心距：根据

求解，得到新目标点A_n和B_n的地心距R_oAn和R_oBn。

具体实施方式十三：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C5所述的根据步骤C1和步骤C3得到的地心距得到的地心经纬度计算待观测目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量的方法为：根据

求解，得到待观测目标点A在地心惯性坐标系下的位置矢量R_oA1，其中C_z(ω)为绕z轴旋转ω度的方向余弦矩阵， $C_z\left(\mathrm{\ω}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ω}& \sin \mathrm{\ω}& 0\\ -\sin \mathrm{\ω}& \cos \mathrm{\ω}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ C_z(λ₁)为绕z轴旋转λ₁度的方向余弦矩阵， $C_z\left({\mathrm{\λ}}_1\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\λ}}_1& \sin {\mathrm{\λ}}_1& 0\\ -\sin {\mathrm{\λ}}_1& \cos {\mathrm{\λ}}_1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$

为绕y轴旋转

度的方向余弦矩阵，

ω为导航开始时刻到此时刻地球的自转角度。

本实施方式所述的方向余弦矩阵是坐标变换中的一种常用描述方式，表示某坐标系沿其某一坐标轴旋转一个角度后产生的新坐标系与原坐标系之间的关系，其中α为绕其某坐标轴的旋转角度，绕z、y和x轴的方向余弦矩阵C_z(α)、C_y(α)和C_x(α)的表达式和计算方法如下：

$C_z\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}& 0\\ -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ $C_y\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \mathrm{\α}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right],$ $C_x\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}\\ 0& -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right].$

具体实施方式十四：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C6所述的根据步骤C2和步骤C4得到的地心距得到的地心经纬度计算新目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量：根根据

求解，得到新目标点A_n和B_n在地心惯性坐标系下的位置矢量R_oAn和R_oBn，其中C_z(λ_n1)为绕z轴旋转λ_n1度的方向余弦矩阵， $C_z\left({\mathrm{\λ}}_{n1}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\λ}}_{n1}& \sin {\mathrm{\λ}}_{n1}& 0\\ -\sin {\mathrm{\λ}}_{n1}& \cos {\mathrm{\λ}}_{n1}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ 为绕y轴旋转

度的方向余弦矩阵，

C_z(λ_n2)为绕z轴旋转λ_n2度的方向余弦矩阵， $C_z\left({\mathrm{\λ}}_{n2}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\λ}}_{n2}& \sin {\mathrm{\λ}}_{n2}& 0\\ -\sin {\mathrm{\λ}}_{n2}& \cos {\mathrm{\λ}}_{n2}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ 为绕y轴旋转

度的方向余弦矩阵，

具体实施方式十五：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C7所述的根据步骤C6得到的位置矢量计算卫星轨道坐标系下卫星指向新目标点的矢量的方法为：地心惯性坐标系下卫星S指向A_n的矢量R_osAn=R_oAn-R_os，在卫星轨道坐标系下矢量 $R_{\mathrm{gsAn}}=C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\Ω}\right)R_{\mathrm{osAn}}=\left[\begin{array}{c}{R}_x\\ R_y\\ R_z\end{array}\right],$ 其中，u为卫星的纬度幅角，i为卫星的轨道倾角，Ω为卫星的升交点赤经， $C_o=\left[\begin{array}{ccc}0& 1& 0\\ 0& 0& -1\\ -1& 0& 0\end{array}\right],$ C_z(u)为绕z旋转u度的方向余弦矩阵， $C_z\left(u\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos u& \sin u& 0\\ -\sin u& \cos u& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ C_x(i)为绕x轴旋转i度的方向余弦矩阵， $C_x\left(i\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos i& \sin i\\ 0& -\sin i& \cos i\end{array}\right],$ C_z(Ω)为绕z轴旋转Ω度的方向余弦矩阵， $C_z\left(\mathrm{\Ω}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\Ω}& \sin \mathrm{\Ω}& 0\\ -\sin \mathrm{\Ω}& \cos \mathrm{\Ω}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right].$

具体实施方式十六：本实施方式是对具体实施方式八所述的卫星三轴姿态快速确定的方法的进一步限定，所述步骤C8中根据步骤C5得到的位置矢量、步骤C6得到的位置矢量和步骤C7得到的矢量计算卫星滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ的方法为：采用x-y-z转序的卫星的滚转角为φ，俯仰角为θ，偏航角为ψ， $\mathrm{\φ}=\arcsin \left(\frac{R_x}{\left|R_{\mathrm{gsAn}}\right|}\right),$ $\mathrm{\θ}=-\arctan \left(\frac{R_y}{R_z}\right);$

在地心惯性坐标系下由新目标点A_n指向待观测目标点A的矢量为R_oAnA,R_oAnA=R_oA1-R_oAn，设此时卫星的偏航角ψ为0，此时矢量R_oAnA在星本体坐标系下的矢量 $R_{\mathrm{bAnA}}=C_y\left(\mathrm{\θ}\right)C_x\left(\mathrm{\φ}\right)C_z\left(0\right)C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\Ω}\right)R_{\mathrm{oAnA}}=\left[\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{bx}}\\ R_{\mathrm{by}}\\ R_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],$ 其中C_y(θ)为绕y轴旋转θ度的方向余弦矩阵， $C_y\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ C_x(φ)为绕x轴旋转φ度的方向余弦矩阵， $C_x\left(\mathrm{\φ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right],$ C_z(0)为绕z轴旋转的方向余弦矩阵， $C_z\left(0\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right].$

在地心惯性坐标系下由新目标点A_n指向新目标点B_n的矢量在地心惯性坐标系下为R_oAnBn,R_oAnBn=R_oBn-R_oAn，设此时偏航角ψ为0，此时该矢量R_oAnBn在星本体坐标系下的矢量 $R_{\mathrm{bAnBn}}=C_y\left(\mathrm{\θ}\right)C_x\left(\mathrm{\φ}\right)C_z\left(0\right)C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\Ω}\right)R_{\mathrm{oAnBn}}=\left[\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{cx}}\\ R_{\mathrm{cy}}\\ R_{\mathrm{cz}}\end{array}\right],$

如果R_cx>0，则偏航角 $\mathrm{\ψ}=-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right),$ 否则偏航角 $\mathrm{\ψ}=180-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right);$

如果R_cx<0，则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right),$ 否则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=180-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right).$

Claims (10)

1.基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法，其特征在于，所述方法的具体过程为：

步骤A1、筛选点目标，将筛选出的点目标作为待观测目标点；

步骤A2、利用优化的高斯投影公式将每个待观测目标点大地经纬度转化为平面直角坐标(x_i,y_i)；

步骤A3、采用步骤A2中求得的每个待观测目标点的平面直角坐标(x_i,y_i)，依据matlab中fmincon函数进行优化计算，当优化计算有效，获得宽为d的直线扫描条带，否则，则直线扫描条带预生成无效。

2.根据权利要求1所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法，其特征在于，所述步骤A1中筛选点目标，将筛选出的点目标作为待观测目标点的方法为：选择点目标间最大经度差不超过9的一组点目标作为待观测目标点。

3.根据权利要求1所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法，其特征在于，所述步骤A2中利用优化的高斯投影公式将每个待观测目标点大地经纬度

转化为平面直角坐标(x_i,y_i)的方法为：

根据

求解，获得转化后的平面直角坐标(x_i,y_i)，

式中：C_i0、C_i3、C_i4、C_i5、C_i6、N_i、l_i为中间变量，其中

$l_i={\mathrm{\&lambda;}}_{\mathrm{di}}-\frac{{\mathrm{\&lambda;}}_{\max }+{\mathrm{\&lambda;}}_{\min }}{2},$

λ_max为待观测目标点经度最大值，λ_min为待观测目标点经度最小值。

4.根据权利要求1所述的基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成办法，其特征在于，所述步骤A3中所述的采用步骤A2中求得的每个待观测目标点的平面直角坐标(x_i,y_i)，依据matlab中fmincon函数进行优化计算，当优化计算有效，获得宽为d的直线扫描条带的方法为：求取直线扫描条带中心直线y=ax+b，使得所有待观测目标点到该中心直线的距离之和最小，并且所有待观测目标点到该中心直线的距离δ_i小于或等于所述距离δ_i为

即得到了以y=ax+b为中心线，宽度为d的直线扫描条带。

5.卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述方法的具体过程为：

步骤B1、获得卫星的直线扫描条带；

步骤B2、确定该直线扫描条带内的所有待观测目标点对应的新目标点；

步骤B3、利用高斯投影反算的优化公式计算步骤B2中的每个新目标点对应的大地坐标

步骤B4、根据每个新目标点的大地坐标和卫星的位置，计算卫星三轴姿态的参数，并根据所述参数确定卫星三轴姿态。

6.根据权利要求5所述的卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述步骤B2中确定该直线扫描条带内的所有待观测目标点对应的新目标点的方法为：

根据 $\left\{\begin{array}{c}\frac{Y_i-y_i}{X_i-x_i}\&CenterDot;a=-1\\ Y_i={\mathrm{aX}}_i+b\end{array}\right.$

求解，获得新目标点的坐标(X_i,Y_i)，公式中，(x_i,y_i)为原目标点的坐标，Y_i=aX_i+b为直线扫描条带的中心直线的方程。

7.根据权利要求5所述的卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述步骤B3所述的利用高斯投影反算的优化公式计算步骤B2中的每个新目标点对应的大地坐标

的方法为：

根据

求解，获得大地坐标

式中Z_i、N_fi、B_fi、β_i、d_i2、d_i3、d_i5为中间变量，其中

$Z_i=\frac{Y_i}{N_{\mathrm{fi}}\cos B_{\mathrm{fi}}},$

N_fi=6399698.902-[21562.265-(108.966-0.602cos²B_fi)cos²B_fi]cos²B_fi，

B_fi=β_i+[502217447+(2936127+23824cos²β_i)cos²β_i]×10^-11sinβ_icosβ_i，

${\mathrm{\&beta;}}_i=\frac{X_i}{6367558.4969},$

d_i2=(0.5+0.00336926cos²B_fi)sinB_ficosB_fi，

d_i3=0.3333333-(0.1666667-0.0011231cos²B_fi)cos²B_fi，

d_i4=0.25+(0.161612+0.005617cos²B_fi)cos²B_fi，

d_i5=0.2-(0.166667-0.00878cos²B_fi)cos²B_fi，

${\mathrm{\&lambda;}}_{\mathrm{dni}}=l_{\mathrm{ni}}+\frac{{\mathrm{\&lambda;}}_{\max }+{\mathrm{\&lambda;}}_{\min }}{2}.$

8.根据权利要求5所述的卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述步骤B4中根据每个新目标点的大地坐标和卫星的位置，计算卫星三轴姿态的参数的方法为：

步骤C1：将步骤B1中的直线扫描条带中的每个待观测目标点的大地经纬度转化为地心经纬度；

步骤C2：将新目标点的大地经纬度转化为地心经纬度；

步骤C3：根据步骤C1得到的地心经纬度计算待观测目标点的地心距；

步骤C4：根据步骤C2得到的地心经纬度计算新目标点的地心距；

步骤C5：根据步骤C1得到的地心经纬度和步骤C3得到的地心距计算待观测目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量；

步骤C6：根据步骤C2得到的地心经纬度和步骤C4得到的地心距计算新目标点在地心惯性坐标系下的位置矢量；

步骤C7：根据步骤C6得到的位置矢量计算卫星轨道坐标系下卫星指向新目标点的矢量；

步骤C8：根据步骤C5得到的位置矢量、步骤C6得到的位置矢量和步骤C7得到的矢量计算卫星滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ。

9.根据权利要求8所述的卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述步骤C7所述的根据步骤C6得到的位置矢量计算卫星轨道坐标系下卫星指向新目标点的矢量的方法为：地心惯性坐标系下卫星S指向A_n的矢量R_osAn=R_oAn-R_os，在卫星轨道坐标系下矢量 $R_{\mathrm{gsAn}}=C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\&Omega;}\right)R_{\mathrm{osAn}}=\left[\begin{array}{c}{R}_x\\ R_y\\ R_z\end{array}\right],$ 其中，u为卫星的纬度幅角，i为卫星的轨道倾角，Ω为卫星的升交点赤经， $C_o=\left[\begin{array}{ccc}0& 1& 0\\ 0& 0& -1\\ -1& 0& 0\end{array}\right],$ C_z(u)为绕z旋转u度的方向余弦矩阵， $C_z\left(u\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos u& \sin u& 0\\ -\sin u& \cos u& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ C_x(i)为绕x轴旋转i度的方向余弦矩阵， $C_x\left(i\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos i& \sin i\\ 0& -\sin i& \cos i\end{array}\right],$ C_z(Ω)为绕z轴旋转Ω度的方向余弦矩阵， $C_z\left(\mathrm{\&Omega;}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\&Omega;}& \sin \mathrm{\&Omega;}& 0\\ -\sin \mathrm{\&Omega;}& \cos \mathrm{\&Omega;}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ R_os为卫星S此时刻在地心惯性坐标系下的位置矢量，R_oAn为新目标点A_n在地心惯性坐标系下的位置矢量。

10.根据权利要求8所述的卫星三轴姿态快速确定的方法，其特征在于，所述步骤C8中根据步骤C5得到的位置矢量、步骤C6得到的位置矢量和步骤C7得到的矢量计算卫星滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ的方法为：采用x-y-z转序的卫星的滚转角为φ，俯仰角为θ，偏航角为ψ， $\mathrm{\&phi;}=\arcsin \left(\frac{R_x}{{|R}_{\mathrm{gsAn}}|}\right),$ $\mathrm{\&theta;}=-\arctan \left(\frac{R_y}{R_z}\right);$

在地心惯性坐标系下由新目标点A_n指向待观测目标点A的矢量为R_oAnA,R_oAnA=R_oA1-R_oAn，设此时卫星的偏航角ψ为0，此时矢量R_oAnA在星本体坐标系下的矢量 $R_{\mathrm{bAnA}}=C_y\left(\mathrm{\&theta;}\right)C_x\left(\mathrm{\&phi;}\right)C_z\left(0\right)C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\&Omega;}\right)R_{\mathrm{oAnA}}=\left[\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{bx}}\\ R_{\mathrm{by}}\\ R_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],$ 其中C_y(θ)为绕y轴旋转θ度的方向余弦矩阵， $C_y\left(\mathrm{\&theta;}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\&theta;}& 0& -\sin \mathrm{\&theta;}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\&theta;}& 0& \cos \mathrm{\&theta;}\end{array}\right],$ C_x(φ)为绕x轴旋转φ度的方向余弦矩阵， $C_x\left(\mathrm{\&phi;}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\&phi;}& \sin \mathrm{\&phi;}\\ 0& -\sin \mathrm{\&phi;}& \cos \mathrm{\&phi;}\end{array}\right],$ C_z(0)为绕z轴旋转的方向余弦矩阵， $C_z\left(0\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right].$ R_oA1为待观测目标点A在地心惯性坐标系下的位置矢量；

在地心惯性坐标系下由新目标点A_n指向新目标点B_n的矢量在地心惯性坐标系下为R_oAnBn,R_oAnBn=R_oBn-R_oAn，R_oBn是新目标点B_n在地心惯性坐标系下的位置矢量，设此时偏航角ψ为0，此时该矢量R_oAnBn在星本体坐标系下的矢量

$R_{\mathrm{bAnBn}}=C_y\left(\mathrm{\&theta;}\right)C_x\left(\mathrm{\&phi;}\right)C_z\left(0\right)C_o{C}_z\left(u\right)C_x\left(i\right)C_z\left(\mathrm{\&Omega;}\right)R_{\mathrm{oAnBn}}=\left[\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{cx}}\\ R_{\mathrm{cy}}\\ R_{\mathrm{cz}}\end{array}\right],$

如果R_cx>0，则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right),$ 否则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=180-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right);$

如果R_cx<0，则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right),$ 否则偏航角 $\mathrm{\&psi;}=180-\arctan \left(\frac{R_{\mathrm{bx}}}{R_{\mathrm{by}}}\right).$

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