CN111949922A - 适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统，包括：步骤S1：确定任务窗口计算约束；步骤S2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；步骤S3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；步骤S4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；步骤S5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角。步骤S6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；步骤S7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。本发明能够很好地适用于各类卫星。

Description

适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统
技术领域
本发明涉及对地探测技术领域，具体地，涉及一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统。
背景技术
卫星对地探测任务，一般包含电磁环境探测、气象水文信息获取、目标区域成像遥感等等，这些任务需要卫星对相关地理位置或区域过顶或可见时执行，还需满足一定载荷或平台约束，这些约束通常包括任务中心点、任务区大小、载荷有效视场，卫星过任务区的太阳高度角、可见弧段时长、侧摆角等等。对于电磁环境探测任务，卫星对地定向，天线接收波束对地，地表电磁辐射源需进入星载接收天线的有效波束半锥角内，方为有效；对于成像遥感卫星，需准确的计算卫星对任务区的过顶时刻，并在一定侧摆角度范围内、满足太阳高度角阈值执行成像等。卫星对地探测任务通常由地面发起，任务需求搜集、任务筹划、可见性计算，指令生成，境内或中继上注等。随着卫星数量的增多、任务的日趋复杂、时效性要求的提高，传统的星地大回路的管控方式已无法适应，当星上根据实时探测数据即时处理结果，在轨实时生成突发应急任务。星上需快速响应，并能够在轨实时对任务区的任务时间窗进行计算。满足任务约束的窗口可能有多个，任务时间窗口的快速计算，为星上任务筹划与窗口优选提供输入。目前，对地探测任务时间窗的计算，多为基于长时间轨道递推的步进搜索算法，计算量大，星上计算资源负荷较重。
专利文献CN105115477A公开了对地面点目标推扫成像任务参数的星载求解方，在获取地面点目标坐标后，在轨卫星能够实时计算目标过顶时间姿态信息，侧摆角用于调整摆镜指向目标。该专利采用圆轨道假设模型，仅支持一轨内的快速粗算，在建模方法、技术效果上仍然有待提高的空间。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统。
根据本发明提供的一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，包括：步骤S1：确定任务窗口计算约束；步骤S2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；步骤S3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；步骤S4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；步骤S5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；步骤S6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；步骤S7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
优选地，所述步骤S3包括：步骤S3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述步骤S1包括：步骤S1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
优选地，所述步骤S2包括：步骤S2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
优选地，所述步骤S4包括：步骤S4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。即得到每个可能过顶点对应的是第几轨。
优选地，所述步骤S4包括：步骤S4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出更精确的卫星过顶时间。计算侧摆角和太阳高度角。
所述步骤S6包括：步骤S6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
根据本发明提供的一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，包括：模块M1：确定任务窗口计算约束；模块M2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；模块M3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；模块M4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；模块M5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；模块M6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；模块M7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
优选地，所述模块M3包括：模块M3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述模块M1包括：模块M1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
优选地，所述模块M2包括：
模块M2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
优选地，所述模块M4包括：
模块M4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。即得到每个可能过顶点对应的是第几轨。
优选地，所述模块M4包括：模块M4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出更精确的卫星过顶时间。计算侧摆角和太阳高度角。
所述模块M6包括：模块M6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明可应用于卫星自主任务规划预处理过程，用于生成元任务的时间窗，传统的任务规划依赖地面计算卫星对目标的过顶时间窗，随着星上自主化的提出，星上需具备对点目标过顶时刻精确快速计算的能力；
2、本发明首先确定包括任务经纬度、侧摆角有效范围、太阳高度角阈值等任务窗口约束，以卫星轨道根数为输入，计算窗口搜索区间内卫星对任务点同纬度地区的所有过顶时刻和经度，并以这些经纬度及时刻为初始解，在初始解附近快速搜索精确的过顶窗口，起到缩小搜索区间的作用，并对这些窗口进行约束满足筛选，以侧摆小、光照优排序输出，算法简捷运行高效，星上计算复杂度低。该方法可有效解决对地探测任务多时间窗的星上快速计算问题；
3、本发明能够很好地适用于各类对地观测卫星，属于遥感卫星对地任务规划的共性技术基础。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明实施例中的计算流程示意图。
图2为本发明实施例中的2D的地图，显示卫星轨道经纬度示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1-2所示，根据本发明提供的一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，包括：步骤S1：确定任务窗口计算约束；步骤S2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；步骤S3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；步骤S4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；步骤S5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；步骤S6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；步骤S7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
优选地，所述步骤S3包括：步骤S3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述步骤S1包括：步骤S1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
优选地，所述步骤S2包括：步骤S2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
优选地，所述步骤S4包括：步骤S4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。即得到每个可能过顶点对应的是第几轨。
优选地，所述步骤S4包括：步骤S4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出更精确的卫星过顶时间。计算侧摆角和太阳高度角。
所述步骤S6包括：步骤S6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
根据本发明提供的一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，包括：模块M1：确定任务窗口计算约束；模块M2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；模块M3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；模块M4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；模块M5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；模块M6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；模块M7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
优选地，所述模块M3包括：模块M3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述模块M1包括：模块M1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
优选地，所述模块M2包括：
模块M2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
优选地，所述模块M4包括：
模块M4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。即得到每个可能过顶点对应的是第几轨。
优选地，所述模块M4包括：模块M4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出更精确的卫星过顶时间。计算侧摆角和太阳高度角。
所述模块M6包括：模块M6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
卫星对地探测任务通常由地面发起，任务需求搜集、任务筹划、可见性计算，指令生成，境内或中继上注等。随着卫星数量的增多、任务的日趋复杂、时效性要求的提高，传统的星地大回路的管控方式已无法适应，当星上根据实时探测数据即时处理结果，在轨实时生成突发应急任务。星上需快速响应，并能够在轨实时对任务区的任务时间窗进行计算。满足任务约束的窗口可能有多个，任务时间窗口的快速计算，为星上任务筹划与窗口优选提供输入。目前，对地探测任务时间窗的，多为基于长时间轨道递推的步进搜索算法，计算量大，星上计算资源负荷较重。对于长时间计算并有多个窗口的情况，尚未见快速高效的对地探测任务多时间窗的星上计算方法。
具体地，在一个实施例中，一种对地探测任务多时间窗的星上快速计算方法，具体的实施步骤如下：
步骤1，确定任务窗口计算约束；
约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat，
步骤2，计算任务经纬度在J2000系下坐标；
依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
计算过程：
初始化，计算真近点角和u角(卫星从升交点赤经运动到当前位置所转的角度)
初始化
flag1＝1；
j1＝1；
t_xing_temp1＝0；
f0＝M0+(2*e0-e0^3/4)*sin(M0)+1.25*e0^2*sin(2*M0)
u0＝w0+f0
输出结果
t_xing_real为精确过顶时刻(是与从t0时刻开始计算的秒数)
swingAngle_xing_real为对应时刻的侧摆角
elevationAngle_sun_real为对应时刻的太阳高度角
flag_xing_real为标志：1为满足判断条件，0为不满足
t_xing_real＝zeros(1,5)；
swingAngle_xing_real＝zeros(1,5)；
elevationAngle_sun_real＝zeros(1,5)；
flag_xing_real＝zeros(1,5)；
计算地面目标点在wgs84坐标系下的位置分量
计算过程：
ec2＝1-(1-f)^2
G1＝(Re/sqrt(1-ec2*(sin(lat_target)^2))+h)*cos(lat_target)
G2＝(Re*(1-ec2)/sqrt(1-ec2*(sin(lat_target)^2))+h)*sin(lat_target)
R_target_wgs84＝[G1*cos(lon_target),G1*sin(lon_target),G2]
计算恒星时角
计算过程：
T＝2*pi/(sqrt(miu/a0^3))
omega＝2*pi/T
lat_threshold＝atan(cos((lon_threshold/2))*tan(i0))
步骤3，计算卫星在T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon。
计算过程：
us1＝pi/2*(1-sign(lat_target+eps))+asin(sin(sign(lat_target+eps)*lat_target)/sin(i0))
tus1＝us1/omega
tus2＝T/2*(2-sign(lat_target+eps))-tus1
us2＝tus2*omega
t01＝T-u0/omega
t1＝mod(tus1+t01,T)
t2＝mod(tus2+t01,T)
计算t1时刻对应的经度：
lonECI1＝mod(atan2(cos(i0)*sin(us1),cos(us1))+Q0+2*pi,2*pi)
SGt1＝2*pi-SG0-(t0+t1)/86164*2*pi
lon1＝mod(lonECI1+SGt1,2*pi)+0.00870879949598718
计算t2时刻对应的经度：
lonECI2＝mod(atan2(cos(i0)*sin(us2),cos(us2))+Q0+2*pi,2*pi)
SGt2＝2*pi-SG0-(t0+t2)/86164*2*pi
lon2＝mod(lonECI2+SGt2,2*pi)+0.00764837467830263
目标点纬度圈与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位。
计算过程：
t1＝mod(pi/2*(2-sign(lat_target+eps))-u0,2*pi)/omega
SGt1＝2*pi-SG0-(t0+t1)/86164*2*pi
lon1＝mod(pi/2*(2-sign(lat_target+eps))+Q0+SGt1,2*pi)+0.00870879949598718
lon1_deg＝lon1*180/pi
t2＝mod(pi/2*(2+sign(lat_target+eps))-u0,2*pi)/omega
SGt2＝2*pi-SG0-(t0+t2)/86164*2*pi
lon2＝mod(pi/2*(2+sign(lat_target+eps))+Q0+SGt2,2*pi)+0.00764837467830263
lon2_deg＝lon2*180/pi
如图2所示，地面目标1的唯独圈与卫星轨道有交点，得到地面目标1的初始解；地面目标2的初始解有两个，目标点2纬度圈与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点。
步骤4，计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值。找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，并得到每个可能过顶点对应的是第几轨。
计算过程：
2*N个可能过顶时间点
t_result1(1:N)＝t1+(0:T:(N-1)*T)；
t_result2(1:N)＝t2+(0:T:(N-1)*T)；
2*N个可能过顶时间点的卫星的经度
lon_result1(1:N)＝mod(lon1+(0:-omega_e*T:-(N-1)*omega_e*T),2*pi)；
lon_result2(1:N)＝mod(lon2+(0:-omega_e*T:-(N-1)*omega_e*T),2*pi)；
2*N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度只差的绝对值
delta_lon_result1(1:N)＝min(abs(lon_result1(1:N)-lon_target),2*pi-abs(lon_result1(1:N)-lon_target))；
delta_lon_result2(1:N)＝min(abs(lon_result2(1:N)-lon_target),2*pi-abs(lon_result2(1:N)-lon_target))；
找出每一轨与地面目标点经度之差较小的时间点，共N个时间点
计算过程：
每1轨选出与目标点经度之差更小的可能过顶时间点，共N个
Figure BDA0002613164920000091
每个可能过顶时间点对应的是第几轨
num_result(1:N)＝1:1:N；
步骤5，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出更精确的卫星过顶时间。计算侧摆角和太阳高度角。
通过二分法逼近最小值点，多次计算，进而计算出更精确的卫星过顶时间:
轨道递推计算，计算出卫星及目标点在J2000坐标系下的位置及卫星与目标点之间的距离
选择卫星与目标点距离更小的过顶时间进行下一步计算
二分法结束后，比较最后一次的两个过顶时间的卫星与目标点距离，选更小的最为精确过顶时间
计算卫星星下点与目标点的距离:
计算侧摆角(卫星轨道坐标系下，“卫星—地心连线”与“卫星-目标点连线”的夹角)和太阳高度角(在卫星轨道坐标系下，“太阳-卫星连线”与OXY平面的夹角)：
计算目标点在卫星轨道坐标系下的位置
计算太阳在卫星轨道坐标系下的位置计算
计算侧摆角和太阳高度角
暂存结果t_xing_temp为精确过顶时刻(是与从t0时刻开始计算的秒数)
输出结果：过顶时刻，对应时刻的侧摆角。并根据目标点与卫星的距离大小由小到大排序，取5个。
计算过程：
二分法初始中心时间点
t_xing＝t_result(j)；
二分法初始步长
delta_t＝delta_lon_result(j)/(omega-omega_e)+600；
二分法初始两端时间点
t_xing1＝t_xing-delta_t；
t_xing2＝t_xing+delta_t；
(1)通过二分法逼近最小值点，计算12次，进而计算出更精确的卫星过顶时间
for k＝1:12
轨道递推计算，计算出卫星及目标点在J2000坐标系下的位置及卫星与目标点之间的距离
选择卫星与目标点距离更小的过顶时间进行下一步计算
t_xing2(dis1<dis2)＝t_xing1+delta_t/(2^k)；
t_xing1(dis1<dis2)＝t_xing1-delta_t/(2^k)；
t_xing1(dis1>dis2)＝t_xing2-delta_t/(2^k)；
t_xing2(dis1>dis2)＝t_xing2+delta_t/(2^k)；
end
二分法结束后，比较最后一次的两个过顶时间的卫星与目标点距离，选更小的最为精确过顶时间
Figure BDA0002613164920000101
Figure BDA0002613164920000111
轨道递推函数，同时计算卫星与目标点之间的距离。
输入：
起始时刻卫星的轨道平根数：轨道半长轴,轨道偏心率,轨道倾角,升交点赤经,近地点幅角,平近地角,；地球半径,地心引力系数,起始时间,UTC时间,地面目标点在wgs84坐标系下的位置分量,卫星与目标点距离更小的过顶时间,UTC时刻相对原子时的差值。
输出：a1,i1,Q1,u1(u1＝w1+f1),卫星与目标点的距离,目标点在J2000坐标系下的位置，卫星在J2000坐标系下的位置，J2000坐标系到wgs84坐标系转换矩阵
步骤6，根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序。输出窗口计算结果。
给出测试算例：
Figure BDA0002613164920000112
Figure BDA0002613164920000121
应用本专利算法计算，给出5个可视时间窗结果：
过顶时刻(相对轨道根数T0秒计数)：
工况 窗口1 窗口2 窗口3 窗口4 窗口5
1 18358.3581 12528.40231 24188.05 6721.971 29993.2
2 47607.5368 77789.73824 83757.62 41644.93 53600.41
3 78061.8349 72320.15776 83798.79 66586.18 4569.825
4 20360.1161 2458.59488 81319.8 26261.89 14405.24
5 74821.9636 68772.09871 80862.01 62745.66 2216.233
侧摆角(单位度)：
工况 窗口1 窗口2 窗口3 窗口4 窗口5
1 46.36276 54.51098 55.02915 64.83997 65.10159
2 37.48369 52.02399 56.43308 62.47928 66.87031
3 47.2963 48.5229 54.39819 56.54266 62.85598
4 40.45053 50.01373 51.52577 58.10458 63.45919
5 67.34084 66.81088 63.83506 58.61038 24.44072
太阳高度角(单位度)：
工况 窗口1 窗口2 窗口3 窗口4 窗口5
1 54.44774 55.79704 50.56611 54.70435 45.75725
2 49.3275 27.19754 38.9646 47.70479 42.54236
3 39.94 40.01976 39.57793 39.82463 38.40015
4 40.81268 62.44536 46.35611 27.29228 55.67702
5 36.38781 30.49037 34.68852 19.81336 21.46446
窗口约束为侧摆约束不大于60°和太阳高度角不小于20°，有效标记(1为有效，0为无效)：
工况 窗口1 窗口2 窗口3 窗口4 窗口5
1 1 1 1 0 0
2 1 1 1 0 0
3 1 1 1 1 0
4 1 1 1 1 0
5 0 0 0 0 0
经仿真分析可见，本算法可根据经纬度和轨道根数和约束，计算出满足约束的任务时间窗口。
本发明可应用于卫星自主任务规划预处理过程，用于生成元任务的时间窗，传统的任务规划依赖地面计算卫星对目标的过顶时间窗，随着星上自主化的提出，星上需具备对点目标过顶时刻精确快速计算的能力；本发明首先确定包括任务经纬度、侧摆角有效范围、太阳高度角阈值等任务窗口约束，以卫星轨道根数为输入，计算窗口搜索区间内卫星对任务点同纬度地区的所有过顶时刻和经度，并以这些经纬度及时刻为初始解，在初始解附近快速搜索精确的过顶窗口，起到缩小搜索区间的作用，并对这些窗口进行约束满足筛选，以侧摆小、光照优排序输出，算法简捷运行高效，星上计算复杂度低。该方法可有效解决对地探测任务多时间窗的星上快速计算问题；本发明能够很好地适用于各类卫星，属于研发和型号的共性技术基础。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，其特征在于，包括：
步骤S1：确定任务窗口计算约束；
步骤S2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；
步骤S3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；
步骤S4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；
步骤S5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；
步骤S6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；
步骤S7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
2.根据权利要求1所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，其特征在于，所述步骤S3包括：
步骤S3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述步骤S1包括：
步骤S1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
3.根据权利要求1所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，其特征在于，所述步骤S2包括：
步骤S2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
4.根据权利要求1所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
步骤S4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。
5.根据权利要求1所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
步骤S4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出卫星过顶时间；计算侧摆角和太阳高度角；
所述步骤S6包括：
步骤S6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
6.一种适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，其特征在于，包括：
模块M1：确定任务窗口计算约束；
模块M2：计算任务经纬度在J2000系下坐标；
模块M3：计算卫星在设定时间后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻参数，和经度参数；
模块M4：计算设定时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，获取过顶点对应轨数信息；
模块M5：轨道递推得到卫星与目标点距离最小值点，并计算侧摆角和太阳高度角；
模块M6：根据约束条件和筛选规则，输出窗口计算结果；
模块M7：获取适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算结果信息。
7.根据权利要求6所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，其特征在于，所述模块M3包括：
模块M3.1：设置初始解为卫星在设定时间T0后的第一轨通过目标点所在纬度的时刻t1、t2，和经度lon1、lon2，当目标点纬度全与卫星轨道没有交点，取卫星纬度最高点或最低点位置的时刻t和经度lon；
所述模块M1包括：
模块M1.1：确定任务窗口计算约束的类型，约束包括最大侧摆角Angle_max，窗口搜索区间[T0,T0+dt]，任务中心经纬度lon、lat。
8.根据权利要求6所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，其特征在于，所述模块M2包括：
模块M2.1：依次计算岁差章动矩阵，任务经纬度WGS84系分量，计算恒星时角，进行坐标转换，得到任务经纬度在J2000系分量。
9.根据权利要求6所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，其特征在于，所述模块M4包括：
模块M4.1：计算T0～T0+dt时间N圈轨道周期内的2N个卫星经过目标点所在纬度的时刻，及在这些时刻卫星的经度并计算2N个可能过顶时间点的卫星经度与目标点经度之差的绝对值，找出每一轨与地面目标点经度之差小的时间点，共N个时间点，获取过顶点对应轨数信息。
10.根据权利要求6所述的适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的系统，其特征在于，所述模块M4包括：
模块M4.1：根据过顶点对应轨数信息，对得到的N个可能过顶时间点逐个进行计算，构建基于轨道平根数递推任一时刻J2000坐标系卫星位置的函数，在初始解附近快速逼近，通过二分法逼近卫星与目标点距离最小值点，进而计算出卫星过顶时间；计算侧摆角和太阳高度角；
所述模块M6包括：
模块M6.1：根据最大侧摆角约束、最小太阳高度角约束，筛选有效的任务窗口，并给予侧摆角由小到大，太阳高度角由大到小进行二级排序，输出窗口计算结果。
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