CN111998821A - 一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法 - Google Patents

一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法，包括：基于在轨维护卫星的轨道、姿态以及目标星的轨道计算出任务区间内在轨维护卫星传感器引导指向角度序列，通过本发明提供的技术方案可控制具有角度指向需求的传感器指向，解决被动条件下传感器指向的控制问题，保证任务期间目标星始终处于传感器的视场角或者波束覆盖宽度范围内。

Description

一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法
技术领域
本发明涉及的是一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法，属于计算领域。
背景技术
对于非合作目标实施空间在轨维护操作时，为保证在轨维护过程的顺利实施及安全可 控，需借助光电或红外等传感器对目标卫星(目标星)进行实时跟踪监视。近距离在轨维护 过程中，两星相对运动状态变化较大，固定指向下的传感器难以保证目标星一直处于传感器 视场范围内，为此设计一种传感器指向控制方法，通过对在轨维护卫星与目标星的相对位置 变化进行实时预测，利用预测结果控制在轨维护卫星传感器的指向角，实现在轨维护卫星对 目标星的实时跟踪监视。
目前实现传感器实时指向目标星主要有两种手段，一是发射雷达电磁波、激光等主动探 测手段，对目标星实施角度和距离的探测，进而引导传感器指向目标星。此种方法受主动探 测设备的作用距离影响较大导致使用受限，只能在较近距离下实现捕获跟踪目标，并且当我 卫星即在轨维护卫星未装有主动探测设备时，该方法不可用。二是被动探测手段，该手段通 过接收非合作目标反射的太阳光，实现对目标的捕获跟踪测量，引导传感器指向目标星，此 种方法作用距离较远，但受制于光学观测条件的约束，在不具备光学观测条件时，该方法不 可用。
发明内容
本发明针对上述卫星传感器指向控制问题，提供了一种在轨维护卫星传感器指向控制角 度计算方法，该计算方法为具有角度指向需求的传感器，提供指向控制角度输入，解决被动 条件下传感器指向的控制问题，考虑了在轨维护卫星的姿态，将目标星在在轨维护卫星本体 坐标系下进行表示，同时考虑了卫星传感器转动执行机构的转速、传感器响应指令的时间以 及传感器视场或者波束覆盖范围，生成的卫星传感器控制指向序列，可用于被动条件下卫星 实时控制传感器指向目标星，保证任务期间目标星始终处于传感器的视场角(或者波束覆盖 宽度)范围内。
为达到上述目的，本发明通过以下技术方案来具体实现：
本发明提供了一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法，该方法包括：
步骤一、接收目标星和在轨维护卫星推送的最新的轨道参数以及任务期间内在轨维护卫 星的姿态角；
步骤二、根据目标星和在轨维护卫星最新的轨道参数，按照预定的时间间隔，通过外推 法计算在任务期间内的在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星 在地心惯性坐标系下的位置矢量序列；
步骤三、根据在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星在地 心惯性坐标系下的位置矢量序列，计算每一时刻下，地心惯性坐标系向在轨维护卫星轨道坐 标系转化的转换矩阵，利用转换矩阵将目标星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列转换为在 轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序列；
步骤四、根据在轨维护卫星的姿态角，将目标星在在轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序 列表示，转换为在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列表示；
步骤五、根据目标星在在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列、在轨维护卫星响应指令 的间隔、在轨维护卫星的传感器转动速度以及传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度，计算出 每次控制传感器指向的时间间隔及指向，得到传感器的控制指向序列，保证在在轨维护卫星 的传感器转速范围内，目标星始终处于在轨维护卫星的传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度 内；
步骤六、在轨维护卫星可依据传感器的控制指向序列控制传感器指向，完成传感器的指 向控制，在轨维护卫星传感器在该指向下完成其相应的任务。
步骤一中，所述的轨道参数是根据地基观测设备或者天基观测设备对空间合作或者非合 作目标的观测结果，分析得出的描述空间目标运行轨道的参数，采用轨道经典六根数或者双 行轨道根数(TLE)表示。
步骤一中、获取在轨维护卫星的姿态角是因为，在轨维护卫星的传感器指向通常是以 在轨维护卫星本体坐标系为基准描述的，在轨维护卫星的姿态角通常采用欧拉角式以质心轨 道坐标系为空间参考坐标系进行描述。
步骤二中，预定的时间间隔ΔT，指在轨维护卫星的指向机构所能完成两次相邻的指 向控制的时间间隔：
ΔT＝n×ΔT0；
其中，n为在轨维护卫星的指向机构完成一次指向控制所需的指令条数；ΔT0为在轨 维护卫星向其指向机构发送每条指令所需要的时间间隔。
步骤二中，外推法采用的推计算模型包括但不限于SGP4模型或HPOP模型中的一种或 多种；所述外推计算模型的计算结果在同一种地心惯性坐标系下表示。
进一步的，所述地心惯性坐标系包括但不限于J2000惯性坐标系、WGS84惯性坐标系或 TEME坐标系中的一种或多种；其中，不同的地心惯性坐标系之间存在已知的转换矩阵，可 相互转化。
其中，所述轨道坐标系Oxoyozo的定义包括：
坐标系原点O位于在轨维护卫星的质心，xo指向卫星速度方向；yo轴在轨道平面负法线 方向，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
步骤四中，所述的在轨维护卫星本体坐标系Oxbybzb是星体固联坐标系；
其中，O为坐标系原点位于在轨维护卫星的质心，基准平面为在轨维护卫星的纵截面， xb轴沿在轨维护卫星纵轴指向卫星头部方向，zb轴为在轨维护卫星的纵截面内垂直于xb轴， 在轨维护卫星的姿态角为零时，坐标系Oxbybzb与坐标系Oxoyozo重合，此时，xb轴指向卫星 速度方向，yb轴垂直于卫星纵截面，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
若卫星姿态角为零时，星体坐标系的三个坐标轴分别与轨道坐标系的坐标轴重合，称zb为偏航轴(指向地心)，xb轴为滚动轴(指向卫星飞行方向)，yb为俯仰轴，卫星绕三个轴zb、 xb、yb依次转动的角度称为滚动角δ、俯仰角
Figure BDA0002569619480000031
和偏航角θ，用于描述卫星的姿态角。
其中，按zxy欧拉转动顺序的过程为：
1)先绕z0轴逆时针旋转δ角得到坐标系x1y1z1，其中z1与z0一致，主旋转矩阵为 Cz(δ)；
其中，
Figure BDA0002569619480000032
2)再绕x1轴逆时针旋转
Figure BDA0002569619480000033
角，得到坐标系x2y2z2，其中x1与x2一致，主旋转矩阵为
Figure BDA0002569619480000034
其中，
Figure BDA0002569619480000035
3)最后，绕y2轴逆时针旋转θ角，得到坐标系xayaza，其中y2与ya一致，主旋转矩 阵为Cy(θ)；
Figure BDA0002569619480000041
可得按zxy欧拉转动顺序表示的方向余弦阵为，
Figure BDA0002569619480000042
步骤五中，所述的指向，采用目标星位置矢量在卫星本体坐标系下的方位角η和俯仰角ξ定义：
在卫星本体坐标系下，方位角η定义为，目标星位置矢量S在ybOxb平面内的投影S'与 轴xb的夹角，其中，方位角η与投影S'的yb轴坐标同号；俯仰角ξ定义为，目标星位置矢 量S与其在ybOxb平面内的投影S'的夹角，其中，ξ与S'的zb轴坐标异号。
步骤五中，每次控制传感器指向的时间间隔，由传感器的视场角或者波束覆盖宽度λ、 ΔT以及传感器指向转动机构转速v决定，其中，以传感器的视场角或者波束覆盖为圆锥形， 传感器位于圆锥顶点，圆锥的中心轴为传感器的视场中心轴，传感器的视场角或者波束覆盖 宽度λ为圆锥角大小，0.5λ则为圆锥半角。
本发明的有益效果是：
本发明提供的技术方案，可为在轨维护卫星传感器的指向控制提供角度输入，解决在轨 维护卫星传感器在被动条件实时指向非合作目标，不依赖于星载激光、雷达等主动探测设备 的测量，本发明在在轨维护卫星传感器指向控制角度计算的过程中，考虑了在轨维护卫星传 感器转动执行机构的转速、传感器响应指令的时间以及传感器视场或者波束覆盖范围，得出 的在轨维护卫星传感器控制指向序列，可保证目标星在任务期间始终处于在轨维护卫星传感 器传感器的视场或者波束覆盖范围内。同时本发明提供了目标星在常规惯性系的表示转换为 在我卫星本体坐标系下的表示方法，转换过程中考虑了在轨维护卫星在任务期间的姿态。
附图说明
图1所示为本发明提供的质心轨道坐标系与卫星本体坐标系的示意图。
图2所示为本发明提供的坐标系间的zxy欧拉角旋转变换示意图。
图3所示为本发明提供的方位角η和俯仰角ξ定义示意图。
图4所示为本发明提供的传感器视场角定义示意图。
具体实施方式
下面对本发明的技术方案进行具体阐述，需要指出的是，本发明的技术方案不限于实施 例所述的实施方式，本领域的技术人员参考和借鉴本发明技术方案的内容，在本发明的基础 上进行的改进和设计，应属于本发明的保护范围。
实施例一
本发明实施例一提供了一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法，该方法包括：
步骤一、接收目标星和在轨维护卫星推送的最新的轨道参数以及任务期间内在轨维护卫 星的姿态角；
步骤二、根据目标星和在轨维护卫星最新的轨道参数，按照预定的时间间隔，通过外推 法计算在任务期间内的在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星 在地心惯性坐标系下的位置矢量序列；
步骤三、根据在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星在地 心惯性坐标系下的位置矢量序列，计算每一时刻下，地心惯性坐标系向在轨维护卫星轨道坐 标系转化的转换矩阵，利用转换矩阵将目标星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列转换为在 轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序列；
步骤四、根据在轨维护卫星的姿态角，将目标星在在轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序 列表示，转换为在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列表示；
步骤五、根据目标星在在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列、在轨维护卫星响应指令 的间隔、在轨维护卫星的传感器转动速度以及传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度，计算出 每次控制传感器指向的时间间隔及指向，得到传感器的控制指向序列，保证在在轨维护卫星 的传感器转速范围内，目标星始终处于在轨维护卫星的传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度 内；
步骤六、在轨维护卫星可依据传感器的控制指向序列控制传感器指向，完成传感器的指 向控制，在轨维护卫星传感器在该指向下完成其相应的任务。
步骤一中，所述的轨道参数是根据地基观测设备或者天基观测设备对空间合作或者非合 作目标的观测结果，分析得出的描述空间目标运行轨道的参数，采用轨道经典六根数或者双 行轨道根数(TLE)表示。
步骤一中、获取在轨维护卫星的姿态角是因为，在轨维护卫星的传感器指向通常是以 在轨维护卫星本体坐标系为基准描述的，在轨维护卫星的姿态角通常采用欧拉角式以质心轨 道坐标系为空间参考坐标系进行描述。
步骤二中，预定的时间间隔ΔT，指在轨维护卫星的指向机构所能完成两次相邻的指 向控制的时间间隔：
ΔT＝n×ΔT0；
其中，n为在轨维护卫星的指向机构完成一次指向控制所需的指令条数；ΔT0为在轨 维护卫星向其指向机构发送每条指令所需要的时间间隔。
步骤二中，外推法采用的推计算模型包括但不限于SGP4模型或HPOP模型中的一种或 多种；所述外推计算模型的计算结果在同一种地心惯性坐标系下表示。
进一步的，所述地心惯性坐标系包括但不限于J2000惯性坐标系、WGS84惯性坐标系或 TEME坐标系中的一种或多种；其中，不同的地心惯性坐标系之间存在已知的转换矩阵，可 相互转化。
其中，所述轨道坐标系Oxoyozo的定义如图1所示，包括：
坐标系原点O位于在轨维护卫星的质心，xo指向卫星速度方向；yo轴在轨道平面负法线 方向，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
步骤四中，所述的在轨维护卫星本体坐标系Oxbybzb是星体固联坐标系；
其中，O为坐标系原点位于在轨维护卫星的质心，基准平面为在轨维护卫星的纵截面， xb轴沿在轨维护卫星纵轴指向卫星头部方向，zb轴为在轨维护卫星的纵截面内垂直于xb轴， 在轨维护卫星的姿态角为零时，坐标系Oxbybzb与坐标系Oxoyozo重合，此时，xb轴指向卫星 速度方向，yb轴垂直于卫星纵截面，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
若卫星姿态角为零时，星体坐标系的三个坐标轴分别与轨道坐标系的坐标轴重合，称zb为偏航轴(指向地心)，xb轴为滚动轴(指向卫星飞行方向)，yb为俯仰轴，卫星绕三个轴zb、 xb、yb依次转动的角度称为滚动角δ、俯仰角
Figure BDA0002569619480000061
和偏航角θ，用于描述卫星的姿态角。
其中，按zxy欧拉转动顺序的过程为：
1)先绕z0轴逆时针旋转δ角得到坐标系x1y1z1，其中z1与z0一致，主旋转矩阵为 Cz(δ)；
其中，
Figure BDA0002569619480000071
2)再绕x1轴逆时针旋转
Figure BDA0002569619480000072
角，得到坐标系x2y2z2，其中x1与x2一致，主旋转矩阵为
Figure BDA0002569619480000073
其中，
Figure BDA0002569619480000074
3)最后，绕y2轴逆时针旋转θ角，得到坐标系xayaza，其中y2与ya一致，主旋转矩 阵为Cy(θ)；
Figure BDA0002569619480000075
如图2所示。
可得按zxy欧拉转动顺序表示的方向余弦阵为，
Figure BDA0002569619480000076
步骤五中，所述的指向，采用目标星位置矢量在卫星本体坐标系下的方位角η和俯仰角ξ定义，如图3所示：
在卫星本体坐标系下，方位角η定义为，目标星位置矢量S在ybOxb平面内的投影S'与 轴xb的夹角，其中，方位角η与投影S'的yb轴坐标同号；俯仰角ξ定义为，目标星位置矢 量S与其在ybOxb平面内的投影S'的夹角，其中，ξ与S'的zb轴坐标异号。
步骤五中，每次控制传感器指向的时间间隔，由传感器的视场角或者波束覆盖宽度λ、 ΔT以及传感器指向转动机构转速v决定，传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度定义如图4 所示，其中，以传感器的视场角或者波束覆盖为圆锥形，传感器位于圆锥顶点，圆锥的中心 轴为传感器的视场中心轴，传感器的视场角或者波束覆盖宽度λ为圆锥角大小，0.5λ则为圆 锥半角。
按照本发明上述实施例提出的步骤，将具体实施方式分解如下：
1.获取目标星、我卫星(在轨维护卫星)最新的轨道参数以及任务期间内我卫星的姿态 角。
2.根据目标星和我卫星最新的轨道参数，按照固定的时间间隔Δt计算任务期间内，我 卫星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列、速度矢量序列以及目标星的位置矢量序列，计算 模型可采用SGP4模型或者HPOP等轨道模型，其中我卫星和目标星的矢量序列需在同一种 地心惯性坐标系下表示。
其中，任务期间第ti时刻，在地心惯性坐标系下，我卫星的位置矢量为Pi＝(Xi,Yi,Zi)T、 速度矢量为
Figure RE-GDA0002727805160000081
目标星的位置矢量为Gi＝(XJi,YJi,ZJi)T，其中，下标大写字 母P、V、T表示该矢量对应位置矢量、速度矢量、目标星，下标小写字母i表示第ti时刻。
3.计算每一时刻下，地心惯性坐标系向我卫星轨道坐标系的转换矩阵，利用该矩阵将目 标星的位置矢量序列转换至在我卫星轨道坐标系下的矢量序列表示。
转换法的思想是：先根据地心惯性坐标系下卫星的位置和速度矢量，求解每一时刻下， 我卫星在地心惯性坐标系下的轨道倾角I、升交点赤经Ω以及纬度幅角μ，进而计算出地心 惯性坐标系到我卫星轨道坐标系的转换矩阵，据此实现坐标系的转换。
其中，利用轨道外推模型计算的结果，我卫星和目标星需的矢量表示需在同一种地心惯 性坐标系下表示。求解第ti时刻地心惯性坐标系向我卫星轨道坐标系的转换矩阵，步骤如下：
1)根据面积积分公式计算第ti时刻，单位质量的角动量Hi＝Pi×Vi＝(HXi,HYi,HZi)T，其 中，Hi为积分常矢量，指向轨道正法向；
2)计算第ti时刻，轨道倾角
Figure BDA0002569619480000082
3)计算第ti时刻，升交点赤经Ωi；
第ti时刻，升交点赤经矢量Ni＝Z0×Hi，其单位矢量为
Figure BDA0002569619480000091
其中，Z0＝(0,0,1)T。
Mi＝X0×ni，其单位矢量为
Figure BDA0002569619480000092
其中，X0＝(1,0,0)T。
则升交点赤经
Figure BDA0002569619480000093
4)计算第ti时刻，纬度幅角μi；
Figure BDA0002569619480000094
5)得到计算第ti时刻，地心惯性坐标系到我卫星轨道坐标系的转换矩阵为
Figure BDA0002569619480000095
其中，
Figure BDA0002569619480000096
为坐标轴的反向矩阵。
6)计算第ti时刻，目标星的位置矢量在我卫星轨道坐标系下的矢量表示为
GOi＝Gi*OIi+HOi，其中，HOi＝[0,0,|Pi|]T。
其中，符号“×”表示叉乘，符号“||”表示取模，符号“*”表示矩阵相乘，下标小写字母i 表示第ti时刻；
4.将目标星的位置矢量序列在我卫星轨道坐标系下的矢量序列表示转换至在我卫星本 体坐标系下的矢量序列表示。
其中，第ti时刻，卫星姿态偏置为：滚动角δi、俯仰角
Figure BDA0002569619480000097
和偏航角θi，则姿态转换矩阵为
Figure BDA0002569619480000098
计算第i时刻目标星的位置矢量在我卫星本体坐标系下的矢量 表示为，
GBi＝BOi*GOi＝[xi,yi,zi]。
5.根据目标星的位置矢量在我卫星本体坐标系下的矢量，计算任务周期内目标星的位置 矢量在我卫星本体坐标系下的方位角序列α以及俯仰角序列β，角度时刻为t，生成角度序 列：
(α0,β0,t0)，(α1,β1,t1)，(α2,β2,t2)，······，(αi,βi,ti)，(αi+1,βi+1,ti+1)，······
其中，第ti时刻，方位角
Figure BDA0002569619480000101
俯仰角
Figure BDA0002569619480000102
6.以任务开始时刻为的传感器指向为基准，用后续时刻的角度指向与任务开始时刻进行 比较：
Δρ0i＝arc cos(x0xi+y0yi+z0zi)
若满足以下条件：
Figure BDA0002569619480000103
其中，Δρ0i为开始时刻的传感器指向与ti时刻目标星在我卫星本体坐标系下的方向的夹 角，当Δρ0i＞0.5λ时，说明目标星即将出我卫星传感器视场或者波束覆盖范围，即触发了 传感器指向调整的条件，此时需要调整传感器视场中心轴指向目标星在我卫星本体坐标系 下的方向。
Δt0i＝ti-t0，考虑传感器转动机构的转速以及指令的响应时间，当Δt0i＞ΔT+Δρ0i/v表 示传感器转动机构可在Δt0i内完成本次的转动，则将(αi,βi,ti)记为Flag_i，后面以为 (αi,βi,ti)基准进行后续角度比较，以此类推，得到任务周期内所有Flag对应的时刻及指向角 度，即为任务期间内传感器的控制指向序列。卫星可依据本发明得出的任务周期内所有Flag 对应的时刻及传感器的控制指向序列控制传感器的指向，可保证目标星在任务期间始终处于 传感器的视场或者波束覆盖范围内。
否则两星相对运动速度过大，超出传感器转动机构的转速范围，传感器的指向任务无法 执行。
一优选实施例对本发明进行验证：
为验证本发明的效果，采用模拟的卫星双行轨道根数为输入以及SGP4轨道外推计算模型 进行指向角度计算的验证。
1、设定验证场景如下：
(1)双行轨道根数
目标星双行轨道根数为：
1 99999U 19311.16666667-.00000055 00000-0-56365+4 0 00007
2 99999 000.0114 016.7155 0000128 086.1085 177.2825 01.01567454000013
我卫星的双行轨道根数为：
1 99999U 19311.16666667-.00000036 00000-0-17249+4 0 00004
2 99999 000.0132 024.0140 0000164 075.4668 179.6258 01.00270757000019
(2)任务时间
UTCG时间：2019年11月7日04:00:00至2019年11月7日06:00:00，任务时长120分钟。
其中，北京时间＝UTCG时间+8小时。
(3)参数设置
时间间隔Δt＝1秒，即轨道外推计算的步长为1秒；
传感器的视场角(或者波束覆盖宽度)验证λ＝1度；
传感器指向转动机构转速v＝0.1度/秒；
我卫星执行任务期间的姿态参数：滚动角δ＝-6度、俯仰角
Figure BDA0002569619480000112
度、偏航角θ＝0度。
2、验证效果
将我卫星和目标星的轨道参数、任务时间、参数设置输入本发明提供的计算模型，得出 任务期间内该传感器的指向控制时间以及指向如下表所示：
Figure BDA0002569619480000111
上表显示，任务期间内，为保证目标星始终处于在轨维护卫星传感器的视场角(或者波 束覆盖宽度)范围内，在整个任务期间内对在轨维护卫星传感器指向进行了13次控制，而不 是每个时刻均对在轨维护卫星传感器的指向实施控制。此外，每次的控制间隔不是等间隔的， 这是由两星相对运动的速率变化决定的。
实际在轨任务中可依据本发明计算的传感器指向控制角度，按时间控制传感器指向，确 保任务期间内目标星始终处于在轨维护卫星传感器的视场角(或者波束覆盖宽度)范围内， 而不需要依靠激光、雷达等主动探测设备的测量结果去引导控制传感器的指向。
本发明的有益效果是：
本发明提供的技术方案，可为在轨维护卫星传感器的指向控制提供角度输入，解决在轨 维护卫星传感器在被动条件实时指向非合作目标，不依赖于星载激光、雷达等主动探测设备 的测量，本发明在在轨维护卫星传感器指向控制角度计算的过程中，考虑了卫星传感器转动 执行机构的转速、传感器响应指令的时间以及传感器视场或者波束覆盖范围，得出的在轨维 护卫星传感器控制指向序列，可保证目标星在任务期间始终处于在轨维护传感器的视场或者 波束覆盖范围内。同时本发明提供了目标星在常规惯性系的表示转换为在在轨维护卫星本体 坐标系下的表示方法，转换过程中考虑了在轨维护卫星在任务期间的姿态。
以上公开的仅为本发明的几个具体实施例，但是，本发明并非局限于上述实施例，任何 本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法，其特征在于，该方法包括：
步骤一、接收目标星和在轨维护卫星推送的最新的轨道参数以及任务期间内在轨维护卫星的姿态角；
步骤二、根据目标星和在轨维护卫星最新的轨道参数，按照预定的时间间隔，通过外推法计算在任务期间内的在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列；
步骤三、根据在轨维护卫星在地心惯性坐标系下的位置、速度矢量序列以及目标星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列，计算每一时刻下，地心惯性坐标系向在轨维护卫星轨道坐标系转化的转换矩阵，利用转换矩阵将目标星在地心惯性坐标系下的位置矢量序列转换为在轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序列；
步骤四、根据在轨维护卫星的姿态角，将目标星在在轨维护卫星轨道坐标系下的矢量序列表示，转换为在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列表示；
步骤五、根据目标星在在轨维护卫星本体坐标系下的矢量序列、在轨维护卫星响应指令的间隔、在轨维护卫星的传感器转动速度以及传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度，计算出每次控制传感器指向的时间间隔及指向，得到传感器的控制指向序列，保证在在轨维护卫星的传感器转速范围内，目标星始终处于在轨维护卫星的传感器视场角宽度或者波束覆盖宽度内；
步骤六、在轨维护卫星可依据传感器的控制指向序列控制传感器指向，完成传感器的指向控制，在轨维护卫星传感器在该指向下完成其相应的任务。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤一中，所述的轨道参数是根据地基观测设备或者天基观测设备对空间合作或者非合作目标的观测结果，分析得出的描述空间目标运行轨道的参数，采用轨道经典六根数或者双行轨道根数(TLE)表示。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤二中，预定的时间间隔ΔT，指在轨维护卫星的指向机构所能完成两次相邻的指向控制的时间间隔：
ΔT＝n×ΔT0；
其中，n为在轨维护卫星的指向机构完成一次指向控制所需的指令条数；ΔT0为在轨维护卫星向其指向机构发送每条指令所需要的时间间隔。
4.如权利要求1或3所述的方法，其特征在于，所述步骤二中，外推法采用的推计算模型包括但不限于SGP4模型或HPOP模型中的一种或多种；所述外推计算模型的计算结果在同一种地心惯性坐标系下表示。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述地心惯性坐标系包括但不限于J2000惯性坐标系、WGS84惯性坐标系或TEME坐标系中的一种或多种；其中，不同的地心惯性坐标系之间存在已知的转换矩阵，可相互转化。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述轨道坐标系Oxoyozo的定义包括：
坐标系原点O位于在轨维护卫星的质心，xo指向卫星速度方向；yo轴在轨道平面负法线方向，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤四中，所述的在轨维护卫星本体坐标系Oxbybzb是星体固联坐标系；
其中，O为坐标系原点位于在轨维护卫星的质心，基准平面为在轨维护卫星的纵截面，xb轴沿在轨维护卫星纵轴指向卫星头部方向，zb轴为在轨维护卫星的纵截面内垂直于xb轴，在轨维护卫星的姿态角为零时，坐标系Oxbybzb与坐标系Oxoyozo重合，此时，xb轴指向卫星速度方向，yb轴垂直于卫星纵截面，zo轴与yo、xo轴成右手正交坐标系。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤五中，所述的指向，采用目标星位置矢量在卫星本体坐标系下的方位角η和俯仰角ξ定义：
在卫星本体坐标系下，方位角η定义为，目标星位置矢量S在ybOxb平面内的投影S'与轴xb的夹角，其中，方位角η与投影S'的yb轴坐标同号；俯仰角ξ定义为，目标星位置矢量S与其在ybOxb平面内的投影S'的夹角，其中，ξ与S'的zb轴坐标异号。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤五中，每次控制传感器指向的时间间隔，由传感器的视场角或者波束覆盖宽度λ、ΔT以及传感器指向转动机构转速v决定，其中，以传感器的视场角或者波束覆盖为圆锥形，传感器位于圆锥顶点，圆锥的中心轴为传感器的视场中心轴，传感器的视场角或者波束覆盖宽度λ为圆锥角大小，0.5λ则为圆锥半角。
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