CN109948852B - 一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法 - Google Patents

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CN109948852B CN201910214798.2A CN201910214798A CN109948852B CN 109948852 B CN109948852 B CN 109948852B CN 201910214798 A CN201910214798 A CN 201910214798A CN 109948852 B CN109948852 B CN 109948852B
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Abstract

本申请提供了一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，方法包括：步骤S1，确定需要成像的n个点目标，以及与n个点目标对应的成像时刻；步骤S2，按照n个点目标对应的成像时刻的先后顺序，获得成像时刻集合x，以及与成像时刻集合x对应的n个点目标的集合p；步骤S3，依次取i从1至n‑1，取j从2至n，且i小于j，确定集合p对应的公有顶点的值的集合a；步骤S4，根据公有顶点值集合a，获得姿态约束无向图型结构；步骤S5，对姿态约束无向图型结构分块定向，获得姿态约束有向图型结构，并根据姿态约束有向图型结构，获得多组成像顺序；步骤S6，在多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序。

Description

一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法
技术领域
本发明属于航空航天领域，特别是涉及一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法。
背景技术
在高分专项的推动下，航空航天遥感技术不断发展，我国在航天遥感领域取得了系列突破和可喜成果。遥感卫星正朝着高机动能力、高分辨率等方向发展，已步入了实现快速对地观测、高分辨率对地观测的新阶段。由于卫星的姿态机动和轨道运动的联合作用，卫星成像执行效能得到了很大的提高。因此，敏捷型卫星成像技术必将成为未来航天卫星发展的重要方向。
目前，敏捷卫星成像任务规划的主要研究对象可分为点目标和区域目标。对于点目标又可分为：密集型点目标区域、离散型点目标区域。现有研究中，密集型点目标区域可通过使用聚类等方法将其转化为离散型点目标区域，因此离散型点目标区域的成像任务规划方法尤为关键。针对离散型点目标区域成像任务规划方法的现有研究中，没有充分考虑现役敏捷光学卫星平台特征，没有充分利用敏捷卫星的特性。研究离散型同轨多点目标成像任务规划方法，对快速实现点目标的成像具有重要意义。可广泛应用于经济建设、自然灾害等热点区域的快速成像任务。
发明内容
本发明的目的是为了解决基于敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划问题，提供一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，该方法以点目标无法再聚类为前提，将点目标当做独立的成像任务，建立同轨点目标成像任务规划模型，确定卫星对点目标的成像时间和观测顺序，观测顺序即为成像顺序；然后，通过对时序姿态机动参数的优化，得到对多点目标成像的最佳姿态机动方式，进而得到最优化的观测方案，以最大程度满足成像任务需求。
一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，所述方法包括：
步骤S1，确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻，n为大于0的整数；
步骤S2，按照所述n个点目标对应的成像时刻的先后顺序，获得成像时刻集合x＝{x1,x2,…,xn}，以及与所述成像时刻集合x对应的n个点目标的集合p＝{p1,p2,…,pn}；
步骤S3，依次取i从1至n-1，取j从2至n，且i小于j，确定所述集合p对应的公有顶点的值的集合a＝{a1,2,a1,3,…,ai,j,…,an-1,n}，其中，所述集合p中两个点目标(pi,pj)的公有顶点值ai,j是按照以下方式得到的：
根据卫星在所述两个点目标(pi,pj)对应的成像时刻的两个姿态，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，若Δtij<(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为1，若Δtij≥(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为0；
步骤S4，根据所述公有顶点值集合a，获得姿态约束无向图型结构；
步骤S5，对所述姿态约束无向图型结构分块定向，获得姿态约束有向图型结构，并根据所述姿态约束有向图型结构，获得多组成像顺序；
步骤S6，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序。
进一步地，确定任意点目标pm的成像时刻xm，包括：
获得所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，所述点目标pm对应的有效时刻为所述卫星能够对所述点目标pm成像的时间间隔中的一个时刻，其中，m∈[1,n]；
根据所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，获得所述卫星的最大可视角Kmax；
获得所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，其中，tin表示所述点目标pm首次进入卫星成像区域内的时刻，tout表示所述点目标pm首次离开卫星成像区域内的时刻，所述成像时间窗口(tin，tout)表示tin到pm的时间段；
根据所述卫星的最大可视角Kmax、成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角β以及所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，确定所述点目标pm的成像时刻xm，其中，在所述成像时间窗口(tin，tout)内β≤Kmax。
进一步地，所述卫星成像区域采用特征圆锥进行描述，所述卫星的最大可视角Kmax为特征圆锥的半圆锥角，所述卫星的最大可视角Kmax的计算公式为：
Kmax＝Lmax+IFOV/2
其中，IFOV表示传感器的瞬时视场角，Lmax表示所述卫星的姿态最大机动角。
进一步地，任意点目标pm首次进入卫星成像区域和/或首次离开卫星成像区域满足以下关系式：
Figure BDA0002001690250000031
其中，β表示成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角，GO表示点目标pm到地心O的连线。
进一步地，在确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻之前，还包括：
构建同轨多点目标成像任务规划模型，构建所述多点目标成像任务规划模型的方法包括：
假设，在任务时间内太阳高度角满足光学成像要求，且任意点目标pm能够被瞬时成像，其中，m∈[1,n]；
构建数学模型，数学模型的数学表达式如下：
max∑f(xm)
其中，m∈[1，n]，∑f(xm)为目标函数，表示所有点目标的成像总收益，max∑f(xm)表示以最大化成像总收益作为优化目标；xm为决策变量，表示所述点目标pm对应的成像时刻；f(xm)表示所述点目标pm的成像收益，若所述点目标pm能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为1，若所述点目标pm不能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为0；
构建模型约束，所述点目标pm最多只能被成像1次；所述点目标pm的成像时刻xm处于所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)内；所述卫星在成像时刻相邻的两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间小于等于该相邻的成像时刻之差。
进一步地，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，包括：
获得所述卫星在点目标pi的成像时刻xi时的俯仰角
Figure BDA0002001690250000041
和滚动角ωi，以及所述卫星在点目标pj的成像时刻xj时的俯仰角
Figure BDA0002001690250000042
和滚动角ωj；
将所述俯仰角
Figure BDA0002001690250000043
和滚动角ωi转换至所述俯仰角
Figure BDA0002001690250000044
和滚动角ωj所处的卫星的轨道坐标系中，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的姿态机动角θij；
将所述姿态机动角θij分解为绕本体坐标系的X轴转角和Y轴转角；
根据所述本体坐标系的X轴转角和Y轴转角，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的连续姿态调整俯仰角
Figure BDA0002001690250000045
和连续姿态调整滚动角ωij；
设，卫星滚动轴向的平均调姿角速度和俯仰轴向的平均调姿角速度分别为
Figure BDA0002001690250000046
则按照以下公式，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij：
Figure BDA0002001690250000047
进一步地，获得集合p中的任意点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure BDA0002001690250000048
和滚动角ωm，包括：
通过所述卫星所在的轨道外推确定惯性坐标系下卫星的位置向量和速度向量；
根据所述卫星的位置向量和速度向量确定轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000049
惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure BDA00020016902500000410
地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000051
其中，orbit、body、J2000、WGS84分别表示轨道坐标系、本体坐标系、惯性坐标系和地固坐标系；
根据所述轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000052
所述惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000053
和所述地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000054
确定地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量；
根据所述地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量，获得旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000055
根据所述旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000056
获得所述点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure BDA0002001690250000057
和滚动角ωm，其中，m∈[1,n]。
进一步地，获取卫星对应的位置向量和速度向量，包括：采用两行根数TLE结合SGP4模型对轨道进行外推。
进一步地，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序，包括：
在所述多组成像顺序中选取成像点目标的数量最多且姿态机动消耗最小的成像顺序作为最优成像顺序。
进一步地，还包括：
步骤S7，将所述最优成像顺序作为新的集合p，重复执行步骤S3-步骤S6，重复执行K次，将第K次对应的最优成像顺序作为最终的最优成像顺序，其中K为大于等于0的整数。
与现有技术相比，本申请包括以下优点：
本申请包括了一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，具体方法包括：步骤S1，确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻，n为大于0的整数；步骤S2，按照所述n个点目标对应的成像时刻的先后顺序，获得成像时刻集合x＝{x1,x2,…,xn}，以及与所述成像时刻集合x对应的n个点目标的集合p＝{p1,p2,…,pn}；步骤S3，依次取i从1至n-1，取j从2至n，且i小于j，确定所述集合p对应的公有顶点的值的集合a＝{a1,2,a1,3,…,ai,j,…,an-1,n}，其中，所述集合p中两个点目标(pi,pj)的公有顶点值ai,j是按照以下方式得到的：根据卫星在所述两个点目标(pi,pj)对应的成像时刻的两个姿态，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，若Δtij<(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为1，若Δtij≥(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为0；步骤S4，根据所述公有顶点值集合a，获得姿态约束无向图型结构；步骤S5，对所述姿态约束无向图型结构分块定向，获得姿态约束有向图型结构，并根据所述姿态约束有向图型结构，获得多组成像顺序；步骤S6，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序。本发明获得的最优成像顺序具有两个优化指标：一个优化指标是成像点目标的数量最多，另一个优化指标是姿态机动消耗最小。
附图说明
图1为本发明卫星传感器可视区域与特征圆锥示意图；
图2为本发明成像时间窗口计算示意图；
图3为本发明任意时刻星地向量示意图；
图4为本发明卫星轨道坐标系示意图；
图5为本发明点目标姿态约束有向图型分块示意图；
图6为本发明点目标姿态约束有向图型分块示意图；
图7为本发明TLE外推轨道示意图；
图8为本发明点目标与轨道星下轨迹位置关系示意图；
图9为本发明一组V1速度下调姿状态程序运行结果图；
图10为本发明V1速度下点目标最佳观测顺序示意图；
图11为本发明V2速度下点目标最佳观测顺序示意图；
图12为本发明V3速度下点目标最佳观测顺序示意图；
图13为本发明的方法流程图。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
基于敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，如图13所示，包括步骤S1-步骤S7：
首先，将敏捷卫星的同轨多点目标成像任务问题转化为数学模型。即构建同轨多点目标成像任务规划模型，构建所述多点目标成像任务规划模型的方法包括：
假设，在任务时间内太阳高度角满足光学成像要求，且任意点目标pm能够被瞬时成像，其中，m∈[1，n]。即卫星主光轴指向点目标时便完成该点目标的成像；各点目标的成像收益相同，不考虑数据存储与下传约束和云层遮盖等因素的影响。
构建数学模型，数学模型的数学表达式如下：
max∑f(xm) (1)
其中，m∈[1，n]，∑f(xm)为目标函数，表示所有点目标的成像总收益，max∑f(xm)表示以最大化成像总收益作为优化目标；xm为决策变量，表示所述点目标pm对应的成像时刻；f(xm)表示所述点目标pm的成像收益，若所述点目标pm能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为1，若所述点目标pm不能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为0。即∑f(xm)表示能够被成像的点目标的数量，max∑f(xm)表示能够被成像的点目标数量最多的数量。
例如，一共有4个点目标需要被成像，即n＝4，四个点目标分别是p1，p2，p3，p4，四个点目标对应的成像时刻是x1，x2，x3，x4，其中，点目标p1，p3，p4能被成像，点目标p2不能被成像，则f(x1)＝1，f(x2)＝0，f(x3)＝1，f(x4)＝1，∑f(xm)＝f(x1)+f(x2)+f(x3)+f(x4)＝1+0+1+1＝3。由于点目标的成像顺序的不同，各个点目标是否能够成像的情况就不同，因此，选取点目标成像数量最多的一种成像顺序作为优选成像顺序，因此∑f(xm)取最大值。
构建模型约束，所述点目标pm最多只能被成像1次；所述点目标pm的成像时刻xm处于所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)内；所述卫星在成像时刻相邻的两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间小于等于该相邻的成像时刻之差。
成像时刻相邻的点目标pi和pj所对应的卫星的姿态调整所需的姿态调整时间为Δt，该两个点目标pi和pj的成像时刻之差为(xi-xj)，那么只有当Δt＜(xi-xj)，卫星在对点目标pi成像之后才能有足够的时间对卫星自身的姿态进行调整，进而对点目标pj进行成像；如果Δt≥(xi-xj)，卫星在对点目标pi成像之后没有足够的时间对卫星自身的姿态进行调整，进而不能对点目标pj进行成像。
现提出一个示例，该示例适用于本发明中整个实施例部分，具体示例：
以TLE两行根数确定的轨道为例(如图7所示)，规划20个点目标的最佳成像顺序及成像时间(如图8所示)。按同轨多点目标成像任务规划模型进行仿真试验。其中，卫星的最大可视角Kmax为45°，轨道周期为5676.99s，卫星姿态机动的三组平均角速度为V1＝1°/s、V2＝2°/s、V3＝3°/s，20个点目标的经纬度如表1所示，源点点目标0的仿真起始时刻(2007年8月30日04:45:01)与星下点位置对应，TLE两行根数为："1 99999U 07182.50000000 -.00000616 00000-0 -27873-4 0 00007"；"2 99999 097.4435 279.1619 0010750271.9368 088.0655 15.2092661500001"；
表1点目标经纬度
Figure BDA0002001690250000081
针对上述20个点目标成像任务需求，做出以下模型假设：卫星成像时，卫星主光轴指向点目标时即完成该点目标的成像；当点目标能被成像，记f(xm)的收益记为1，当点目标不能被成像，记f(xm)的收益为0；卫星影像数据的存储和下传满足卫星和地面站的数据传输要求；在对点目标连续成像的过程中无云层覆盖；在任务时间内太阳高度角满足光学成像要求，任务时间是指卫星对点目标的成像时间窗口。
点目标任务个数为20，点目标任务集合表示为p＝{p1,p2,…,p20}，成像时刻集合表示为x＝{x1,x2,…,x20}，点目标pm的成像时刻为xi∈[tin,tout],tin、tout分别为第m个点目标pm的成像时间窗口的起止时间。max∑f(xm)为目标函数，表示成像时刻集合为x时的成像收益。
max∑f(xm) (14)
xm为决策变量，m从1依次取到20，xm表示点目标pm的成像时刻。
点目标唯一性约束，即点目标最多只能被观测1次；点目标的成像时刻在该点的成像时间窗口内；相邻点目标的成像时刻对应的姿态所需的姿态调整时间必须小于等于两点目标的成像时刻之差。
针对具体示例的步骤如下：
步骤S11，计算卫星位置。采用TLE两行根数结合SDP4/SGP4模型对轨道进行外推，计算出有效时刻内卫星对应的位置和速度向量。
步骤S12，计算20个点目标的成像时间窗口。基于“特征圆锥”计算出20个点目标的成像时间窗口。
单个点目标计算成像时间窗口过程可描述为：对于点目标1(40.323°N,112.569°E)，首先确定成像中心S与地心O连线向量和成像中心S与点目标1连线向量，求得两向量的夹角β(夹角β为锐角)。以1秒为步长，自给定预报时刻(2007年8月30日04:45:01)开始，通过TLE结合SGP4外推轨道的方法不断更新卫星位置及β。经程序编码计算后，记β(44.86°)首次小于Kmax(45°)时刻为t1(2007-8-30-4:46:30)，记β(45.29°)首次大于Kmax(45°)时刻为t2(2007-8-30-4:48:51)则点目标1的成像时间窗口为(2007-8-30-4:46:30,2007-8-30-4:48:51)。按照上述同样的方法分别计算出20个点目标的成像时间窗口，计算结果如表2所示。
表2 20个点目标的成像时间窗口
Figure BDA0002001690250000101
步骤S1，确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻，n为大于0的整数；
确定任意点目标pm的成像时刻xm，包括：
获得所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，所述点目标pm对应的有效时刻为所述卫星能够对所述点目标pm成像的时间间隔中的一个时刻，时间间隔指的是成像时间窗口本身或者是成像时间窗口内的一个时间段，其中，m∈[1,n]；
获取卫星对应的位置向量和速度向量，采用两行根数TLE(Two Line Elements)结合SGP4/SDP4(Simplified General Perturbations/Simplified Deep SpacePerturbations)模型对轨道进行外推，计算出有效时刻内卫星对应的位置向量和速度向量。TLE是一种卫星星历数据格式，用于计算、跟踪卫星、飞行体的位置、速度等运行状态；SGP4是简化常规扰动的轨道外推模型，属于航天器轨道计算中最常见的预报模型。
根据所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，获得所述卫星的最大可视角Kmax；
目前主流的敏捷遥感卫星系统大多采用的是线阵传感器，卫星成像区域为平行星下轨迹的一成像条带。
本实施例中，卫星成像区域采用特征圆锥进行描述，如图1所示(图1中的G点为本发明中集合p中的任意点目标pm)，特征圆锥的中心线为由成像中心S指向地心O的连心，特征圆锥的半圆锥角为卫星的最大可视角Kmax。所述卫星的最大可视角Kmax的计算公式为：
Kmax＝Lmax+IFOV/2 (2)
其中，IFOV表示传感器的瞬时视场角，Lmax表示卫星的姿态最大机动角。
获得所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，其中，tin表示所述点目标pm首次进入卫星成像区域内的时刻，tout表示所述点目标pm首次离开卫星成像区域内的时刻，所述成像时间窗口(tin，tout)表示tin到pm的时间段。
如图2所示(图2中的G点为本发明中集合p中的任意点目标pm)，特征圆锥随着卫星的移动而移动，而卫星成像区域是特征圆锥与地表交叉形成的区域，成像时间窗口(tin，tout)为点目标pm处于卫星成像区域的时间范围。
任意点目标pm首次进入卫星成像区域和/或首次离开卫星成像区域满足以下关系式：
Figure BDA0002001690250000121
其中，β表示成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角，GO表示点目标pm到地心O的连线。
根据所述卫星的最大可视角Kmax、成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角β以及所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，确定所述点目标pm的成像时刻xm，其中，在所述成像时间窗口(tin，tout)内β≤Kmax，成像时刻xm∈(tin，tout)。
步骤S2，按照所述n个点目标对应的成像时刻的先后顺序，获得成像时刻集合x＝{x1,x2,…,xn}，以及与所述成像时刻集合x对应的n个点目标的集合p＝{p1,p2,…,pn}；
集合x＝{x1,x2,…,xn}是按照集合中的成像时刻元素的时间先后顺序构成的有顺序的集合，集合p＝{p1,p2,…,pn}中的点目标元素与集合x＝{x1,x2,…,xn}中的成像时刻元素一一对应，因此，集合p＝{p1,p2,…,pn}也是有顺序的集合，集合p中的点目标的成像顺序是p1,p2,…,pn。例如，点目标p1的成像时刻为x1，点目标p2的成像时刻为x2，点目标pn的成像时刻为xn。成像时刻x1处于成像时刻为x2之前，点目标p1比点目标p2先成像。
步骤S21，根据决策变量x分别计算出对应的卫星空间坐标P＝{P1,P2,…,P20}，结合点目标p＝{p1,p2,…,p20}空间坐标使用公式(4)(5)(6)(7)(8)，计算出决策变量x状态下的卫星姿态。
步骤S22，根据步骤S21中x状态下的卫星姿态，结合公式(9)(10)(11)(12)，获得卫星从当前姿态到下个时刻目标姿态的调姿转角
Figure BDA0002001690250000122
ω，采用不同姿态机动平均角速度V1、V2、V3和公式(13)计算出相邻点成像任务的姿态调整时间。
步骤S3，依次取i从1至n-1，取j从2至n，且i小于j，确定所述集合p对应的公有顶点的值的集合a＝{a1,2,a1,3,…,ai,j,…,an-1,n}，其中，所述集合p中两个点目标(pi,pj)的公有顶点值ai,j是按照以下方式得到的：
根据卫星在所述两个点目标(pi,pj)对应的成像时刻的两个姿态，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，若Δtij<(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为1，若Δtij≥(xj-xi)，则所述两个点目标(pi,pj)的公有顶点的值ai,j为0。
步骤31，获得集合p中的任意点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure BDA00020016902500001313
和滚动角ωm，包括：
通过所述卫星所在的轨道外推确定惯性坐标系下卫星的位置向量和速度向量；
根据所述卫星的位置向量和速度向量确定轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000131
惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000132
地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000133
其中，orbit、body、J2000、WGS84分别表示轨道坐标系、本体坐标系、惯性坐标系和地固坐标系；
根据所述轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000134
所述惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000135
和所述地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000136
确定地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量；
根据所述地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量，获得旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000137
根据所述旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000138
获得所述点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure BDA0002001690250000139
和滚动角ωm，其中，m∈[1,n]。
根据卫星的俯仰角
Figure BDA00020016902500001310
和滚动角ωm就能确定卫星的姿态。根据卫星的姿态就能得到卫星从上一姿态转换为下一姿态所需的姿态调整时间。
步骤S32，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，包括：
获得所述卫星在点目标pi的成像时刻xi时的俯仰角
Figure BDA00020016902500001311
和滚动角ωi，以及所述卫星在点目标pj的成像时刻xj时的俯仰角
Figure BDA00020016902500001312
和滚动角ωj；
将所述俯仰角
Figure BDA0002001690250000141
和滚动角ωi转换至所述俯仰角
Figure BDA0002001690250000142
和滚动角ωj所处的卫星的轨道坐标系中，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的姿态机动角θij；
将所述姿态机动角θij分解为绕本体坐标系的X轴转角和Y轴转角；
根据所述本体坐标系的X轴转角和Y轴转角，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的连续姿态调整俯仰角
Figure BDA0002001690250000143
和连续姿态调整滚动角ωij；
设，卫星滚动轴向的平均调姿角速度和俯仰轴向的平均调姿角速度分别为
Figure BDA0002001690250000144
表示了卫星的姿态机动能力，按照以下公式，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij：
Figure BDA0002001690250000145
姿态调整时间Δtij为绕Y轴、X轴转换时间两者的最大值确定。
例如，如图3所示，卫星在x1和x2时刻分别指向点目标p1、p2，即点目标p1、p2的成像时刻分别是x1和x2。
通过轨道外推确定惯性坐标系下卫星的位置向量、速度向量。本实施例采用两行根数TLE结合SGP4模型对轨道进行外推可获得x1、x2时刻卫星对应的位置向量S1、S2和速度向量V1、V2。
确定轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000146
惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000147
地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000148
其中R矩阵上下标中的orbit、body、J2000、WGS84分辨表示轨道坐标系、本体坐标系、惯性坐标系和地固坐标系。其中
Figure BDA0002001690250000149
为卫星俯仰角ω和滚动角
Figure BDA00020016902500001410
确定，
Figure BDA00020016902500001411
由卫星对应时刻的速度、位置矢量确定，
Figure BDA00020016902500001412
根据该时刻对应的地球自转角、极移、岁差、章动参数求得。
确定地固坐标系下
Figure BDA00020016902500001413
向量，如下：
Figure BDA00020016902500001414
Figure BDA00020016902500001415
式中，
Figure BDA0002001690250000151
分别为x1、x2时刻惯性坐标系下卫星位置向量，
Figure BDA0002001690250000152
为地固坐标系下两个点目标的位置向量。
确定本体坐标系到轨道坐标系、轨道坐标系到惯性惯性坐标系、惯性坐标系到地固坐标系之间的旋转顺序和转换关系。以x1时刻的星地位置关系为例，说明坐标转换关系。由于
Figure BDA0002001690250000153
向量在本体坐标系下向量
Figure BDA0002001690250000154
由坐标转换顺序可推导，其在地固坐标系下的向量SPWGS84可表示为：
Figure BDA0002001690250000155
(4)对式(5)进行等价变换可得式(6)：
Figure BDA0002001690250000156
则可通过求解旋转矩阵
Figure BDA0002001690250000157
得主光轴指向P点对应的俯仰角ω和滚动角
Figure BDA0002001690250000158
若令
Figure BDA0002001690250000159
由(7)可得：
ω＝asin(RE(2))
Figure BDA00020016902500001510
上式中，RE(1)、RE(2)分别为RE向量中的第一、第二元素。同理，可求得x2时刻卫星主光轴指向P2时对应的俯仰角和滚动角。
敏捷卫星主要有两种调姿模式：第一种模式是归零调姿模式，是指卫星先将姿态调整到指向地心位置(将俯仰角和滚动角归零)，再在该卫星位置上将指向地心位置的姿态调整到目标姿态。第二种模式是连续调姿模式，是指卫星从当前姿态(初始卫星指向)直接通过卫星的控制系统调整到目标姿态(目标卫星指向)。本实施例采用第二种模式：连续调姿模式。
在上述内容中已经确定了x1、x2时刻卫星的俯仰角和滚动角，将x1时刻姿态转换至x2时刻的轨道坐标系中，参见图4。
Figure BDA00020016902500001511
为x2时刻S1相对轨道坐标系旋转矩阵，
Figure BDA00020016902500001512
为x2时刻S2相轨道坐标系旋转矩阵，
Figure BDA00020016902500001513
为x2时刻S2相对S1的旋转矩阵，将两个时刻之间的姿态机动角θ分解为绕本体坐标系X、Y轴转角则：
Figure BDA0002001690250000161
其中，
Figure BDA0002001690250000162
为式(10)，则式(9)可转化为式(11)：
t1:
Figure BDA0002001690250000163
t2:
Figure BDA0002001690250000164
Figure BDA0002001690250000165
上式中，
Figure BDA0002001690250000166
Rx(ω1)为x1时刻绕本体坐标系Y轴(滚动轴)、X轴(俯仰轴)旋转
Figure BDA0002001690250000167
和ω1旋转矩阵，
Figure BDA00020016902500001616
Rx(ω2)为x2时刻绕本体坐标系Y轴(滚动轴)、X轴(俯仰轴)旋转
Figure BDA0002001690250000168
和ω2旋转矩阵，
Figure BDA0002001690250000169
为x1、x2时刻本体坐标系到轨道坐标系的旋转矩阵。
结合以上公式可得式12：
Figure BDA00020016902500001610
Figure BDA00020016902500001611
Figure BDA00020016902500001612
通过式10中的旋转矩阵
Figure BDA00020016902500001613
可得卫星从当前姿态到目标姿态的的连续姿态调整俯仰角
Figure BDA00020016902500001614
和连续姿态调整滚动角ω12。
敏捷卫星任务间成像姿态的调整时间是成像任务规划中重要的一个约束，能直接影响规划结果。调姿时间(即姿态调整时间)与卫星的姿态机动能力有关，在敏捷卫星成像任务规划问题中，为合理简化模型通常采用平均调姿角速度，如卫星滚动轴向的平均调姿角速度和俯仰轴向的平均调姿角速度分别为
Figure BDA00020016902500001615
则相邻任务间姿态调整时间如式13：
Figure BDA0002001690250000171
其中，姿态调整时间为绕Y轴、X轴转换时间两者的最大值确定。
步骤S4，根据所述公有顶点值集合a，获得姿态约束无向图型结构。
按照集合p中的顺序将点目标依次排开，将每两个点目标获得的公有顶点值记录在该两个点目标的上方，以构成姿态约束无向图型结构。
例如，如图5所示，需要成像的点目标有五个，即n＝5，点目标分别是p1，p2，p3，p4，p5，各点目标的成像时刻分别是x1,x2,x3,x4,x5，x1,x2,x3,x4,x5是按照时刻的先后顺序进行排序的。五个点目标的成像顺序大致为p1，p2，p3，p4，p5，其中，点目标p1为卫星星下点初始位置，x1为对应的初始时刻。按照步骤3所描述的方式得到公有顶点的值的集合如下：
a＝{a1,2,a1,3,a1,4,a1,5,a2,3,a2,4,a2,5,a3,4,a3,5,a4,5}
集合a中的元素按照如图5进行排布获得姿态约束无向图型结构。
计算两两点目标之间的姿态机动调整时间，若姿态机动调整时间小于对应成像时刻之差，则两点目标的公有顶点值为1，否则为0。如图5中，点目标p1和点目标p2之间的姿态机动调整时间小于对应成像时刻之差，则点目标p1和点目标p2的公有顶点值为1，即卫星在对点目标p1成像之后能对点目标p2成像。点目标p1和点目标p5之间的姿态机动调整时间不小于对应成像时刻之差，则点目标p1和点目标p5的公有顶点值为0，即卫星在对点目标p1成像之后不能对点目标p5成像。
步骤S5，对所述姿态约束无向图型结构分块定向，获得姿态约束有向图型结构，并根据所述姿态约束有向图型结构，获得多组成像顺序，包括：
步骤S51，令所述姿态约束无向图型结构中的第一个点目标pm与其他点目标之间的所有公有顶点值为块Ⅰ，点目标pm之后所有点目标之间的公有顶点值为块Ⅱ。
步骤S52，在块Ⅰ中选取公有顶点值am,m+d，当am,m+d＝1，获得点目标pm、点目标pm+d的成像顺序，同时将原来的块Ⅱ中的第一个点目标pm+d与其他的点目标之间的公有顶点作为新的块Ⅰ，点目标pm+d之后的所有点目标之间的公有顶点值为新的块Ⅱ；
步骤S53，m依次取1至(n-1)，d依次取1至(n-m)，重复步骤S52，直至m+d＝n，获得一组成像顺序；
步骤S54，重复步骤S51-步骤S53，直至m＝n-1，获得所有的成像顺序。
以图5所示为例，通过图5获取图6中所示的姿态约束有向图型结构，并获得所有的成像顺序的过程如下：
步骤Sa51，令所述姿态约束无向图型结构中的第一个点目标p1与其他点目标之间的所有公有顶点值为块Ⅰ，点目标p1之后所有点目标之间的公有顶点值为块Ⅱ，即p2、p3、p4、p5中两两点目标之间的公有顶点作为块Ⅱ。
步骤Sa52，在块Ⅰ中选取公有顶点值a1,2，a1,2＝1，获得点目标p1、点目标p2的成像顺序，同时将原来的块Ⅱ中的第一个点目标p2与其他的点目标之间的公有顶点作为新的块Ⅰ(新的块Ⅰ记为块Ⅰ’)，点目标p2之后的所有点目标之间的公有顶点值为新的块Ⅱ，即p3、p4、p5中两两点目标之间的公有顶点作为块Ⅱ(新的块Ⅱ记为块Ⅱ’)；
步骤Sa53，在块Ⅰ’选取公有顶点值a2,3，a2,3＝0，即p2、p3的成像顺序不成立，则继续在块Ⅰ’中选取公有顶点值a2,4，a2,4＝0，即p2、p4的成像顺序不成立，则继续在块Ⅰ’中选取公有顶点值a2,5，a2,5＝1，获得点目标p2、点目标p5的成像顺序。
点目标p5为最后一个点目标，因此，从步骤Sa51-Sa53得到了第一组成像顺序p1、p2、p5。
步骤Sa54，在块Ⅰ中选取公有顶点值a1,3，a1,3＝1，获得点目标p1、点目标p3的成像顺序，将p3、p4、p5中两两点目标的公有顶点作为块Ⅱ”，块Ⅱ”中的第一个公有顶点为a3,4，a3,4＝0，即p3、p4的成像顺序不成立，则继续在块Ⅰ’中选取公有顶点值a3,5，a3,5＝1，获得点目标p3、点目标p5的成像顺序。
点目标p5为最后一个点目标，因此，从步骤Sa51、Sa52、Sa54得到了第二组成像顺序p1、p3、p5。
步骤Sa55，在块Ⅰ中选取公有顶点值a1,4，a1,4＝1，获得点目标p1、点目标p4的成像顺序，将p4、p5中两两点目标的公有顶点作为块Ⅱ”’，块Ⅱ”’中的第一个公有顶点为a4,5，a4,5＝1，获得点目标p4、点目标p5的成像顺序。
点目标p5为最后一个点目标，因此，从步骤Sa51、Sa52、Sa55得到了第三组成像顺序p1、p4、p5。
步骤Sa56，在块Ⅰ中选取公有顶点值a1,5，a1,5＝0，点目标p1、点目标p5的成像顺序不成立，由于点目标p1、点目标p5的成像顺序不成立，所以只能对点目标p1成像，不能对点目标p5成像。
点目标p5为最后一个点目标，因此，从步骤Sa51、Sa52、Sa56得到了第四组成像顺序p1。
从上述内容可以得出，对图5中的姿态约束无向图型结构进行分块定向后获得了图6中的姿态约束有向图型结构，并得到了四组成像顺序，分别是：
第一组成像顺序：p1、p2、p5；
第二组成像顺序：p1、p3、p5；
第三组成像顺序：p1、p4、p5；
第四组成像顺序：p1。
步骤S6，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序。
在所述多组成像顺序中选取成像点目标的数量最多且姿态机动消耗最小的成像顺序作为最优成像顺序。
姿态机动消耗最小是指按照成像顺序对相应的点目标成像之后所花费的时间最短。
根据获得的多组成像顺序，可以分别得到每组成像顺序所对应的目标函数值，具体对应如下：
第一组成像顺序：p1、p2、p5；其中，max∑f(xm)＝3；
第二组成像顺序：p1、p3、p5；其中，max∑f(xm)＝3；
第三组成像顺序：p1、p4、p5；其中，max∑f(xm)＝3；
第四组成像顺序：p1；其中，max∑f(xm)＝1。
可见，第一组成像顺序、第二组成像顺序、第三组成像顺序，为目前得到的最优成像顺序。
步骤S7，将所述最优成像顺序作为新的集合p，重复执行步骤S3-步骤S6，重复执行K次，将第K次对应的最优成像顺序作为最终的最优成像顺序，其中K为大于等于0的整数。
根据对点目标的具体成像需求，可对上述得到的第一组成像顺序、第二组成像顺序、第三组成像顺序分别作为步骤2中新的集合p，并分别重复执行步骤S3-步骤S6，重复执行K次(K根据具体需求而定)，分别获得相应的最优成像顺序，再次依据“在所述多组成像顺序中选取成像点目标的数量最多且姿态机动消耗最小的成像顺序作为最优成像顺序”这个条件，获得最终的最优成像顺序。
针对具体示例的步骤如下：
当姿态平均机动速度为V1(1°/s)时，确定20个点目标观测顺序的计算过程可描述为：源点(49.93°N,117.76°E)点号记为0，表示卫星在初始时刻为2007年8月30日04:45:01的星下点位置，根据成像时间窗口随机产生第一组决策变量x＝{x1,x2,…,x20}，(2007/8/30-4:47:19,2007/8/30-4:46:38,…,2007/8/30-4:48:45)，将决策变量x按时间先后排序对应的点号顺序为(2 11 1 16 13 18 3 14 20 12 15 5 17 4 7 19 8 6 10 9)，点号0在初始时刻对应的姿态角
Figure BDA0002001690250000201
ω0分别为(-0.63279°，0.0699721°)，点号2在其时间窗口随机产生的成像时刻(2007/08/30-04:46:38)对应的姿态角
Figure BDA0002001690250000202
ω2分别为(38.9748°，-15.535°)。从点号0当前姿态调整到点号2目标姿态的调姿转角
Figure BDA0002001690250000203
Δω分别为(39.62°，-15.5889°)，根据平均角速度V1结合公式(13)计算可得Δt为39.62s，从点号0到点号2的成像时刻之差为97s，因此从点号0到点号2能完成调姿，记该状态为1。同理将21个点目标(包含源点)分别计算出两两点目标之间的完成状态得到结果(如图9)。根据图9建立姿态约束无向图型结构和姿态约束有向图型结构，按照姿态约束有向图型结构的操作步骤可求得一组最优观测顺序，有效观测点目标数量为8个，姿态机动共消耗167s，观测顺序为(0 1 5 47 8 6 10 9)。采用步骤7可求得满足工程需求的最终的最优成像顺序。本发明的核心在于采用差分进化算法基于种群迭代寻优的方式重复上述过程可求得满足工程需求的最优解。
本实例仿真试验根据以上步骤求解的仿真试验结果如表3、表4所示。
表3 20个点目标不同机动速度仿真结果
Figure BDA0002001690250000211
表4 20个点目标不同机动速度下姿态角仿真结果
Figure BDA0002001690250000212
从仿真试验结果可看出，针对20个点目标，当角速度为1°/s时能观测12个点目标参见图10，当角速度为2°/s时能观测19个点目标参见图11，当角速度为3°/s时能观测到20个点目标参见图12。说明在点目标数量较多时影响点目标模型结果的主要因素是姿态机动速度，在机动速度合适的情形下能够得到有效解(有效解指最终的最优成像顺序)。
以上对本申请所提供的一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (8)

1.一种敏捷卫星的同轨多点目标成像任务规划方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤S1，确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻，n为大于0的整数；
步骤S2，按照所述n个点目标对应的成像时刻的先后顺序，获得成像时刻集合x＝{x1，x2，...，xn}，以及与所述成像时刻集合x对应的n个点目标的集合p＝{p1，p2，...，pn}；
步骤S3，依次取i从1至n-1，取j从2至n，且i小于j，确定所述集合p对应的公有顶点的值的集合a＝{a1，2，a1，3，...，ai，j，...，an-1，n}，其中，所述集合p中两个点目标(pi，pj)的公有顶点值ai，j是按照以下方式得到的：
根据卫星在所述两个点目标(pi，pj)对应的成像时刻的两个姿态，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，若Δtij＜(xj-xi)，则所述两个点目标(pi，pj)的公有顶点的值ai，j为1，若Δtij≥(xj-xi)，则所述两个点目标(pi，pj)的公有顶点的值ai，j为0；
步骤S4，根据所述公有顶点值集合a，获得姿态约束无向图型结构；
步骤S5，对所述姿态约束无向图型结构分块定向，获得姿态约束有向图型结构，并根据所述姿态约束有向图型结构，获得多组成像顺序，包括：步骤S51，令所述姿态约束无向图型结构中的第一个点目标pm与其他点目标之间的所有公有顶点值为块I，点目标pm之后所有点目标之间的公有顶点值为块II；步骤S52，在所述块I中选取公有顶点值am，m+d，当am，m+d＝1，获得点目标pm、点目标pm+d的成像顺序，同时将所述块II中的第一个点目标pm+d与其他的点目标之间的公有顶点作为新的块I，点目标pm+d之后的所有点目标之间的公有顶点值为新的块II；步骤S53，m依次取1至(n-1)，d依次取1至(n-m)，重复步骤S52，直至m+d＝n，获得一组成像顺序；步骤S54，重复步骤S51-步骤S53，直至m＝n-1，获得所有的成像顺序；
步骤S6，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序；
所述确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij，包括：
获得所述卫星在点目标pi的成像时刻xi时的俯仰角
Figure FDA0002953945500000021
和滚动角ωi，以及所述卫星在点目标pj的成像时刻xj时的俯仰角
Figure FDA0002953945500000022
和滚动角ωj；
将所述俯仰角
Figure FDA0002953945500000023
和滚动角ωi转换至所述俯仰角
Figure FDA0002953945500000024
和滚动角ωj所处的卫星的轨道坐标系中，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的姿态机动角θij；
将所述姿态机动角θij分解为绕本体坐标系的X轴转角和Y轴转角；
根据所述本体坐标系的X轴转角和Y轴转角，获得所述卫星从在成像时刻xi的姿态转换为在成像时刻xj的姿态的连续姿态调整俯仰角
Figure FDA0002953945500000025
和连续姿态调整滚动角ωij；
设，卫星滚动轴向的平均调姿角速度和俯仰轴向的平均调姿角速度分别为
Figure FDA0002953945500000026
则按照以下公式，确定所述卫星在所述两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间Δtij：
Figure FDA0002953945500000027
所述获得集合p中的任意点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure FDA0002953945500000028
和滚动角ωm，包括：
通过所述卫星所在的轨道外推确定惯性坐标系下卫星的位置向量和速度向量；
根据所述卫星的位置向量和速度向量确定轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure FDA0002953945500000029
惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure FDA00029539455000000210
地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure FDA00029539455000000211
其中，orbit、body、J2000、WGS84分别表示轨道坐标系、本体坐标系、惯性坐标系和地固坐标系；
根据所述轨道坐标系相对本体坐标系的旋转矩阵
Figure FDA00029539455000000212
所述惯性坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵
Figure FDA00029539455000000213
和所述地固坐标系相对惯性坐标系的旋转矩阵
Figure FDA00029539455000000214
确定地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量；
根据所述地固坐标系下的成像中心S指向点目标pm的方向向量，获得旋转矩阵
Figure FDA0002953945500000031
根据所述旋转矩阵
Figure FDA0002953945500000032
获得所述点目标pm的成像时刻xm时的俯仰角
Figure FDA0002953945500000033
和滚动角ωm，其中，m∈[1,n]。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定任意点目标pm的成像时刻xm，包括：
获得所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，所述点目标pm对应的有效时刻为所述卫星能够对所述点目标pm成像的时间间隔中的一个时刻，其中，m∈[1,n]；
根据所述卫星在所述点目标pm对应的有效时刻时的位置向量和速度向量，获得所述卫星的最大可视角Kmax；
获得所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，其中，tin表示所述点目标pm首次进入卫星成像区域内的时刻，tout表示所述点目标pm首次离开卫星成像区域内的时刻，所述成像时间窗口(tin，tout)表示tin到pm的时间段；
根据所述卫星的最大可视角Kmax、成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角β以及所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)，确定所述点目标pm的成像时刻xm，其中，在所述成像时间窗口(tin，tout)内β≤Kmax。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述卫星成像区域采用特征圆锥进行描述，所述卫星的最大可视角Kmax为特征圆锥的半圆锥角，所述卫星的最大可视角Kmax的计算公式为：
Kmaxi＝iLmaxi+iIFOV/2
其中，IFOV表示传感器的瞬时视场角，Lmax表示所述卫星的姿态最大机动角。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，任意点目标pm首次进入卫星成像区域和/或首次离开卫星成像区域满足以下关系式：
Figure FDA0002953945500000034
其中，β表示成像中心S与地心O的连线SO和成像中心S与点目标pm的连线SG的夹角，GO表示点目标pm到地心O的连线。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在确定需要成像的n个点目标，以及与所述n个点目标对应的成像时刻之前，还包括：
构建同轨多点目标成像任务规划模型，构建所述多点目标成像任务规划模型的方法包括：
假设，在任务时间内太阳高度角满足光学成像要求，且任意点目标pm能够被瞬时成像，其中，m∈[1，n]；
构建数学模型，数学模型的数学表达式如下：
max∑f(xm)
其中，m∈[1，n]，∑f(xm)为目标函数，表示所有点目标的成像总收益，max∑f(xm)表示以最大化成像总收益作为优化目标；xm为决策变量，表示所述点目标pm对应的成像时刻；f(xm)表示所述点目标pm的成像收益，若所述点目标pm能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为1，若所述点目标pm不能被成像，则所述点目标pm的成像收益f(xm)为0；
构建模型约束，所述点目标pm最多只能被成像1次；所述点目标pm的成像时刻xm处于所述点目标pm的成像时间窗口(tin，tout)内；所述卫星在成像时刻相邻的两个姿态之间进行姿态调整所需的姿态机动调整时间小于等于该相邻的成像时刻之差。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取卫星对应的位置向量和速度向量，包括：采用两行根数TLE结合SGP4模型对轨道进行外推。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述多组成像顺序中，选择至少一组成像顺序作为最优成像顺序，包括：
在所述多组成像顺序中选取成像点目标的数量最多且姿态机动消耗最小的成像顺序作为最优成像顺序。
8.根据权利要求1至7任一所述的方法，其特征在于，还包括：
步骤S7，将所述最优成像顺序作为新的集合p，重复执行步骤S3-步骤S6，重复执行K次，将第K次对应的最优成像顺序作为最终的最优成像顺序，其中K为大于等于0的整数。
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