CN112874814B - 一种红外低轨星座的任务星调度方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，提出了一种红外低轨星座的任务星调度方法，包括：将卫星对于目标的不可见观测角度范围投影到地球表面得到不可测范围Db；将卫星的最大探测距离L投影到地球表面并刨除不可测范围Db得到可探测范围Dl；将目标投影到地球表面进行卫星与目标的可探测分析；由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置筛选轨道面；以及由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星。至少部分解决了现有技术中存在的任务星调度过程中计算较为复杂，星上资源开销大，任务规划时效性低的问题，提升了任务星优选效能和时效性，对于红外低轨星座的任务星调度以及星座的设计优化具有应用价值。

Description

一种红外低轨星座的任务星调度方法
技术领域
本发明总的来说涉及航空航天技术领域，具体而言涉及一种红外低轨星座的任务星调度方法。
背景技术
红外低轨星座主要在深冷背景下对暗弱目标进行探测跟踪。由于目标出现的不可预测性，红外星座需要在目标出现后完成实时的系统响应。因此，红外低轨星座区别于一般的遥感类的星座，天然具有自主运行与实时响应的任务要求。
红外低轨星座观测的暗弱冷目标，同时也是高速运动目标，飞行时间可以长达30分钟以上，飞行距离可超过10000km。因此需要红外低轨星座的多颗卫星之间接力协同来完成对于目标的全程跟踪。红外低轨星座一般采用walk星座，采用3-4个轨道面，由20-30多颗卫星组成，以实现在全球范围内的空间覆盖来对目标进行响应。
红外低轨星座需要通过星上自主的任务规划与传感器调度来实现对于目标的动态观测资源分配。形成对于特定目标的观测序列，依次调度不同的卫星对目标进行跟踪探测。在事件触发初期，快速准确地选出适合观测的卫星尤为重要，是响应成功的关键环节。
同时，红外低轨卫星在目标跟踪过程中受到多种观测条件的约束。包括对目标的探测过程中，载荷视场需要在深空背景中，因此载荷视线要在地球临边之上；观测距离受限于红外探测系统能力，最大观测距离一般在数千公里量级；以及要完成对目标的定位，需要同时两颗以上卫星对同一目标进行观测。这些约束条件在任务规划中都要作为执行卫星的筛选标准。
事件触发时，星上需要实时进行可用卫星的筛选来形成任务序列。现有技术中红外低轨星座的任务星调度方法主要通过直接计算目标与所有卫星的空间可见关系，观测约束条件来完成候选卫星的筛选，存在计算较为复杂，星上资源开销大，任务规划时效性低的问题。
发明内容
针对现有技术中存在的任务星调度过程中计算较为复杂，星上资源开销大，任务规划时效性低的问题，本发明提出一种红外低轨星座的任务星调度方法，以至少部分解决上述问题。
虽然目标作为非合作目标，在事件触发时具有一定的时空不确定性。但本发明人基于在本领域内的如下洞察发现：现有的研究在设计红外低轨星座的时候，充分地考虑到了对于时空的实时覆盖性能，而且为了实现均衡的空间二重覆盖与星间链路，采用的Walk星座有很高的构型对称性与运动特征的周期性。
因此，本发明将目标轨迹、卫星轨迹、临边约束的不可测范围、观测距离的可探测最大距离都投影到地球表面进行观测条件的分析计算。同时针对红外低轨星座轨道面少，轨道对称性高的特点，将任务星的筛选分解为轨道面的筛选与任务星筛选两步，大大简化的任务星的筛选计算过程。以及将动态的观测条件投影后与卫星轨迹绑定，以直接计算与目标变化中的可见关系，服务于动态的任务规划。
具体而言，本发明提出一种红外低轨星座的任务星调度方法，包括下列步骤：
将卫星对于目标的不可见观测角度范围投影到地球表面得到不可测范围Db；
将卫星的最大探测距离L投影到地球表面并刨除不可测范围Db得到可探测范围Dl；
将目标投影到地球表面分析卫星与目标的可观测条件；
由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置筛选轨道面；以及
由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星。
红外低轨卫星的主要观测目标的主要辐射能量集中在长波，红外低轨卫星需要采取大气临边以上的深空背景进行观测，无法在底层大气和地球进入视场的条件下进行探测。因此红外载荷与目标的连线应至少与地球临边相切。图1示出了红外低轨卫星的目标观测模型。
深空背景的探测要求决定了红外低轨卫星“灯下黑”的观测特点，因此当目标出现在卫星到地球中心连线与卫星对临边的切线交角θb范围内则目标是无法被观测的。
将卫星对于目标的不可见观测角度范围投影到地球表面将得到一个以星下点为中心，地球表面弧长为Db的范围，若目标的地面坐标落在次范围内，则目标是不可探测的。
不可测范围Db由临边高度Ha、卫星轨道高度Hs、以及目标的高度Htar决定，表示为下式：
Figure GDA0003786649530000031
其中，Re表示地球半径。
对于圆轨道，将卫星的轨道高度看作一个常数，同时一般的临边高度也可以看作一个确定值，而目标的高度Htar(t)是在运动过程中随时间变化的。因此不可测范围Db(t)也会随着目标的高度变化而变化。当目标高度低于临边高度时不可探测区域完全由临边高度决定。当目标高度大于临边高度时则不可探测范围随着目标的高度变化动态变化。
同时，红外低轨卫星对于目标的探测能力也受到了目标辐射强度及探测系统能力的约束。这里为了简化问题的分析，将红外系统的探测能力以最大探测距离L来定义。由于红外低轨星具备方位向全向机动能力，则将探测的最远点与地心的连线也将在地面形成一个以星下点为中心D为大圆弧长的范围，D为可观测的最大范围投影。刨除不可探测区域投影后，可探测的区域是一个宽度为Dl的环带。可观测范围的最大长度D(t)也是目标高度Htar(t)而变化的。当Htar(t)小于临边高度时，不存在可探测范围，D(t)为0。
可探测范围Dl由卫星的最大探测距离L、临边高度Ha、卫星轨道高度Hs、以及目标的高度Htar决定，表示为下式：
Dl(t)＝D(t)-Db(t)，Htar(t)＞Ha
Figure GDA0003786649530000032
以上，由临边观测约束和最大观测距离的约束形成了一个投影到地球表面环型可探测区域范围。
由于目标与卫星的空间位置都处于高度的动态变化过程之中，因此判断一个目标对于特定卫星的可见性要放到一个动态的条件下去判断。将以卫星的星下点为中心的不可探测区域Db(t)与可探测区域Dl(t)和卫星的星下点轨迹结合分析，形成特定目标在特点时刻对于特定卫星的可探测性条件的判断。图2示出了红外低轨卫星的动态探测范围分析。
对于目标，在特定时刻t，目标的地理经度
Figure GDA0003786649530000041
地理纬度
Figure GDA0003786649530000042
和目标的高度Htar(t)都是确定的。
同样的，在特定时刻t，特定卫星Sat的星下点地理经度λ(t)，地理纬度
Figure GDA0003786649530000043
也是确定的，这里还是将卫星高度作为一个固定值考虑。
在特定时刻t，将目标投影到地球表面进行卫星与目标的可探测分析包括下列步骤：
由卫星的星下点地理经度λ(t)，地理纬度
Figure GDA0003786649530000044
和目标的地理经度
Figure GDA0003786649530000049
地理纬度
Figure GDA0003786649530000045
计算在地球表面上卫星的星下点与目标投影点之间连线弧段DHS，表示为下式：
DHS(t)＝Re·
Figure GDA0003786649530000046
由DHS判断卫星对目标是否具备观测条件，表示为下式：
Figure GDA0003786649530000047
其中，DET表示对目标具备观测条件的卫星计数，当星下点与目标投影点连线的弧段长度DHS(t)大于不可探测弧段Db(t)小于最大探测距离弧段Dl(t)则DET计数为1；以及
判断两颗卫星对于同一个目标是否具备观测条件。红外低轨卫星需要通过两颗卫星对于同一目标的立体跟踪来获得对于目标的立体定位。因此在红外低轨星座的实际运行过程中，目标需要同时对于两颗以上的卫星具备可见性。因此需要分析立体观测的可见性。图3示出了两颗红外低轨卫星的立体观测区域投影分析。将同一个目标对于两颗卫星的可见性进行拓展，建立立体观测区域投影区域分析，表示为下式：
Figure GDA0003786649530000048
其中，Db11(t)表示第一颗卫星的不可测范围，Db12(t)表示第二颗卫星的不可测范围，Dl11(t)表示第一颗卫星的可探测范围，Dl12(t)表示第二颗卫星的可探测范围，DH1S1(t)表示第一颗卫星的星下点与目标投影点之间连线弧段，DH1S2(t)表示第二颗卫星的星下点与目标投影点之间连线弧段，当DET＝2时，目标处于可探测区域。
红外低轨星座，一般采用Walk星座进行部署，如STSS星座。图4示出了本发明中红外低轨星座与目标的关系。
卫星的星下点地理经度λ(t)，地理纬度
Figure GDA0003786649530000051
由卫星轨道倾角以及在t时刻的真近角θ(t)决定，表示为下式：
λ(t)＝Ωg0+arctan[cositan(ω+θ(t))]
Figure GDA0003786649530000052
其中，Ωg0表示卫星的升交点地理经度，i表示轨道倾角，ω表示近心点角距；
特定时刻t的真近角表示为下式：
θ(t)＝θ0+nt
其中：θ0为初始时刻的真近角
Figure GDA0003786649530000053
由于红外低轨星座一般采用较少的轨道面，相关文献的中的分析也多采用3到4个轨道面。对于每一个轨道面，在任意时刻，无论在这个轨道面时上分布的卫星数量有多少，在这个特定时刻，所有同轨道面卫星的升交点经度都分布在一个特定的区间里。图5示出了红外低轨星座同一轨道面升交点经度分布区域。由轨道面的轨道周期T，地球自转速度ωe计算轨道面升交点经度分布区间，表示为下式：RΩ＝T·ωe。例如轨道高度为1600km，轨道倾角为60度的轨道，一个轨道的卫星升交点经度分布在一个宽度为29.549°的经度区间里。
基于红外低轨星座该特点，可以通过判断目标与轨道升交点地理经度的分布关系来快速地选择出候选的轨道面，选定特定轨道面后，再通过目标与卫星的相对运动关系来选出候选观测卫星。
由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置比较筛选轨道面包括下列步骤：
采用基于地理升交点经度区间的优选方法，将目标的位置与轨道区间的位置都置于赤道进行比较，如图6所示。
由轨道面内一颗卫星的瞬根计算轨道面的升交点地理经度分布范围，其中对升轨的计算表示为下式：
Figure GDA0003786649530000054
对降轨的计算表示为下式：
Figure GDA0003786649530000061
其中，ΩG0表示卫星的升交点地理经度，ΩCE0表示经度区间的东向极值，ΩGW0表示经度区间的西向极值，ΩGC0表示经度区间的中间值。a表示地球极半径，b表示赤道半径。θ0表示初始状态输入卫星的真近角，λ0表示该时刻的经度，
Figure GDA0003786649530000062
表示该时刻的纬度；
计算卫星升交点的地理经度，由卫星升交点的地理经度得到卫星在赤道的投影XG0；以及
计算XG0与各个轨道面分布区域中心的经度差距|XG0-ΩGC0|，筛选出最小值对应的轨道面。
在选定轨道面之后，需要在已经选择的轨道面上选择备选的候选卫星。选择候选卫星主要根据卫星与目标的相对运动关系和可观测条件的约束进行筛选。
对目标与卫星的相对运动关系进行总结，图7示出了目标与卫星相对运动关系分析。其中切向的横飞可以分为具备纬度同向经度背离和经度同向纬度背离两种情况，以及对飞和保持同样飞行方向的伴飞情况。
卫星与目标同向飞行(伴飞)的情况如图8所示，图中左侧点为目标的空间点迹，右侧点为卫星的空间点迹，线条为同一时刻卫星满足对目标可探测条件的连线。图中可以看出卫星几乎全程可以对目标进行探测，同时视线需要调整的范围也非常小，是数据较佳的观测条件。
观测过程中的观测条件变化可见图9，其中外侧框线为最大观测投影距离，弧线为不可探测投影距离，斜向线条为卫星与目标的投影距离。阴影区域为可观测区域宽度。图中可以看出，目标与卫星之间的距离就一直停留在最大观测与不可观测投影距离之间的可观测区域中，直至目标高度持续降低至不可观测。
卫星与目标切向飞行(横飞)的情况可分别见图10，图12。图10是经度同向纬度背离情况、图12是纬度同向经度背离情况。
经度同向纬度背离情况见图10，目标只有部分弧段可以被卫星探测到。图10中上方弧线分布点为目标的空间点迹，右侧斜向分布点为卫星的空间点迹，线条为同一时刻卫星满足对目标可探测条件的连线。在这种情况下，制约观测弧段长度的主要是卫星与目标之间的距离超过了最大的可观测距离。观测过程中的观测条件变化可见图11，外侧框线为最大观测投影距离，下方弧线为不可探测投影距离，上方弧线为卫星与目标的投影距离。阴影区域为可观测区域宽度。
图12与图13中是纬度同向经度背离情况，可见在纬度同向经度背离情况下，同样的观测弧段是有限的，而且主要约束也来源于观测距离超过了最大观测距离的约束。切向飞行较同向飞行的观测效能有所降低。
图12中水平往右下弧线分布点为目标的空间点迹，右侧斜向分布点为卫星的空间点迹，线条为同一时刻卫星满足对目标可探测条件的连线。图13中外侧框线为最大观测投影距离，下方弧线为不可探测投影距离，上方弧线为卫星与目标的投影距离。阴影区域为可观测区域宽度。
卫星与目标对向飞行的情况可见图14，从图14与图15中，可见对向飞行的情况下，目标的可观测弧段及其有限，主要受限于目标快速逼近目标之后进入不可观测区域，因此对向飞行时，观测效益时最低的。
图14中左侧斜向分布点为目标的空间点迹，右侧斜向分布点为卫星的空间点迹，线条为同一时刻卫星满足对目标可探测条件的连线。图13中外侧框线为最大观测投影距离，起始较低最终较高的弧线为不可探测投影距离，起始较高最终较低的弧线为卫星与目标的投影距离。阴影区域为可观测区域宽度。
由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星包括下列步骤：
由目标与卫星的相对运动关系得到相对角影响因子Qra，目标与卫星的距离关系影响因子Qdst以及目标与不可观测区域的关系影响因子Qbd；
计算整体任务星选择因子SF，表示为下式：
Figure GDA0003786649530000071
其中，wra表示相对运动关系计算权重，wdst表示相对距离观测权重、wbd表示盲区计算权重；以及
将整体任务星选择因子最高的卫星筛选为任务星。
由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星还包括：
筛选出XG0与各个轨道面分布区域中心的经度差距的最小值和次小值对应的两个轨道面；和
筛选整体任务星选择因子值最高的卫星作为首选任务星，筛选整体任务星选择因子值次高的星作为次选任务星。
本发明至少具有下列有益效果：至少部分解决了现有技术中存在的任务星调度过程中计算较为复杂，星上资源开销大，任务规划时效性低的问题，提升了任务星优选效能和时效性，对于红外低轨星座的任务星调度以及星座的设计优化具有应用价值。
附图说明
图1示出了本发明中红外低轨卫星的目标观测模型。
图2示出了本发明中红外低轨卫星的动态探测范围分析。
图3示出了本发明中两颗红外低轨卫星的立体观测区域投影分析。
图4示出了本发明中红外低轨星座与目标的关系。
图5示出了本发明中红外低轨星座同一轨道面升交点经度分布区域.
图6示出了本发明中基于地理升交点经度区间的优选方法。
图7示出了本发明中目标与卫星相对运动关系分析。
图8示出了本发明中卫星与目标同向飞行情况下的空间点迹及可见视线。
图9示出了本发明中卫星与目标同向飞行情况下可探测范围的时序变化。
图10示出了本发明中卫星与目标经度同向纬度背离切向飞行情况下的空间点迹及可见视线。
图11示出了本发明中卫星与目标经度同向纬度背离切向飞行情况下可探测范围的时序变化。
图12示出了本发明中卫星与目标纬度同向经度背离切向飞行情况下的空间点迹及可见视线。
图13示出了本发明中卫星与目标纬度同向经度背离切向飞行情况下可探测范围的时序变化。
图14示出了本发明中卫星与目标对向飞行情况下的空间点迹及可见视线。
图15示出了本发明中卫星与目标对向飞行情况下可探测范围的时序变化。
图16示出了本发明一个实施例中目标1的轨道面与卫星筛选结果。
图17示出了本发明一个实施例中目标2的轨道面与卫星筛选结果。
图18示出了本发明一个实施例中目标3的轨道面与卫星筛选结果。
图19示出了本发明一个实施例中目标4的轨道面与卫星筛选结果。
具体实施方式
应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。
在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方法，而不应被理解为限制性的。
在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。
下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。
红外低轨星座一般采用Walk星座进行部署，本实施例中，采用24/4/1/1600km/60°的星座构型进行仿真分析。卫星Satellite1的具体参数见下表：
Figure GDA0003786649530000091
主要的目标对象是空间冷目标，考虑的约束包括大气临边观测高度，载荷最大的探测距离等，主要的仿真输入参数见下表：
Figure GDA0003786649530000092
将卫星对于目标的不可见观测角度范围投影到地球表面得到不可测范围Db；
将卫星的最大探测距离L投影到地球表面并刨除不可测范围Db得到可探测范围Dl；
将目标投影到地球表面进行卫星与目标的可探测分析；
由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置筛选轨道面；以及
由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星。依据蒙特卡洛打靶结果得出初步权重的设置，见下表：
Figure GDA0003786649530000101
利用不同纬度，不同运动轨迹目标对星座的筛选方法进行仿真验证。仿真验证使用的目标主要参数下表：
Figure GDA0003786649530000102
分别选用中纬度的对向飞行目标、低纬度的切向飞行目标、中纬度切向偏对向的远程目标，以及高纬度同向飞行的远程目标进行了候选轨道及任务星的选择仿真。
针对中纬度的对向飞行目标(目标1)的候选轨道及任务星的选择结果可见图16。图中左侧弧线上端是首轨次星轨迹、下端是首轨首星轨迹；中间短线是导弹目标轨迹；右侧斜线上端是次轨次星轨迹、下端是次轨首星轨迹。其中与目标对向飞行的卫星，具备对卫星的观测窗口，因此作为次选轨道首选星，次选轨道次选星则具备对目标早期的观测能力。优选轨道首选星，具备对目标最长的观测弧段，虽然与目标为切向飞行，但由于相对距离由远及近，因此具备了较好的观测窗口。轨道及任务星优选结果与实际的观测条件相符。
低纬度的切向飞行目标的选星结果见图17。图中左侧弧线上端是次轨次星轨迹、下端是次轨首星轨迹；中间短线是导弹目标轨迹；右侧斜线上端是首轨次星轨迹、下端是首轨首星轨迹。目标与首选轨道为切向，与次选轨道为对向。因此选择结果与实际的观测条件相符。
对于中纬度远距离飞行目标，卫星选择结果见见图18。图中左侧弧线上端是首轨首星轨迹、下端是首轨次星轨迹；中间短线是导弹目标轨迹；右侧斜线上端是次轨次星轨迹、下端是次轨首星轨迹。选择了虽然对向当观测盲区较少的对向飞行轨道作为优选轨道。选出的四颗卫星也是实际分析下观测条件最好的卫星。
对于高纬度的目标4，卫星选择结果见图19。图中左侧弧线上端是首轨首星轨迹、下端是首轨次星轨迹；右侧靠上第一条短弧线是导弹目标轨迹；右侧靠下第二条长弧线上端是次轨次星轨迹、下端是次轨首星轨迹。将实际具备最长观测窗口的轨道选择为次优轨道。但选择出的四颗卫星为实际观测条件最优的四颗卫星，但轨道及卫星排序存在出入。结果表面基于升交点经度的轨道面选择对于目标的纬度分布较为敏感，原因是输入的星座轨道在高纬度区域卫星的分布较为密集，各个轨道面的观测条件差异较少，最优与次优的轨道面实际观测收益差距是接近的。因此虽然卫星选择的排序与实际有出入，但选出的卫星为观测收益最好的卫星。
本发明涉及一种红外低轨星座的任务星调度方法，在目标出现后，根据初期的有限信息，进行具备观测条件的候选卫星快速筛选，满足高时效任务规划与调度的需求，可通过较少的计算，快速地筛选出具备较佳观测条件的观测卫星。
经过计算与仿真分析，本方法在进行中纬度与低纬度目标计算时可以准确地选择最优观测条件的轨道面及对应的观测卫星。在计算高纬度区域目标时可以正确选出与实际观测效益相符的最优卫星。提升了任务星优选效能和时效性，对于红外低轨星座的任务星调度以及星座的设计优化具有应用价值。

Claims (9)

1.一种红外低轨星座的任务星调度方法，其特征在于，该方法包括下列步骤：
将卫星对于目标的不可见观测角度范围投影到地球表面得到不可测范围Db；
将卫星的最大探测距离L投影到地球表面并刨除不可测范围Db得到可探测范围Dl；
将目标投影到地球表面分析卫星与目标的可观测条件；
由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置筛选轨道面；以及
由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星。
2.根据权利要求1所述的任务星调度方法，其特征在于，不可测范围Db由临边高度Ha、卫星轨道高度Hs、以及目标的高度Htar决定，表示为下式：
Figure FDA0003778294840000011
其中Re表示地球半径，t表示所处时间。
3.根据权利要求2所述的任务星调度方法，其特征在于，可探测范围Dl由卫星的最大探测距离L、临边高度Ha、卫星轨道高度Hs、以及目标的高度Htar决定，表示为下式：
Dl(t)＝D(t)-Db(t)，Htar(t)＞Ha
Figure FDA0003778294840000012
4.根据权利要求3所述的任务星调度方法，其特征在于，将目标投影到地球表面分析卫星与目标的可观测条件包括下列步骤：
由卫星的星下点地理经度λ(t)，地理纬度
Figure FDA0003778294840000013
和目标的地理经度
Figure FDA0003778294840000014
地理纬度
Figure FDA0003778294840000015
计算在地球表面上卫星的星下点与目标投影点之间连线孤段DHS，表示为下式：
DHS(t)＝Re·
Figure FDA0003778294840000021
由DHS判断卫星对目标是否具备观测条件，表示为下式：
Figure FDA0003778294840000022
其中，DET表示对目标具备观测条件的卫星计数；以及
判断两颗卫星对于同一个目标是否具备观测条件，表示为下式：
Figure FDA0003778294840000023
其中，Db11(t)表示第一颗卫星的不可测范围，Db12(t)表示第二颗卫星的不可测范围，Dl11(t)表示第一颗卫星的可探测范围，Dl12(t)表示第二颗卫星的可探测范围，DH1S1(t)表示第一颗卫星的星下点与目标投影点之间连线孤段，DH1S2(t)表示第二颗卫星的星下点与目标投影点之间连线孤段，当DET＝2时，目标处于可探测区域。
5.根据权利要求4所述的任务星调度方法，其特征在于，卫星的星下点地理经度λ(t)，地理纬度
Figure FDA0003778294840000024
由卫星轨道倾角以及在t时刻的真近角θ(t)决定，表示为下式：
λ(t)＝Ωg0+arctan[cositan(ω+θ(t))]
Figure FDA0003778294840000025
其中，Ωg0表示卫星的升交点地理经度，i表示轨道倾角，ω表示近心点角距。
6.根据权利要求5所述的任务星调度方法，其特征在于，由轨道面升交点经度范围与目标的地理位置比较筛选轨道面包括下列步骤：
由轨道面的轨道周期T，地球自转速度ωe计算轨道面升交点经度分布区间，表示为下式：RΩ＝T·ωe；
由轨道面内一颗卫星的瞬根计算轨道面的升交点地理经度分布范围，其中对升轨的计算表示为下式：
Figure FDA0003778294840000026
对降轨的计算表示为下式：
Figure FDA0003778294840000031
其中，ΩG0表示卫星的升交点地理经度，ΩGE0表示经度区间的东向极值，ΩGW0表示经度区间的西向极值，ΩGC0表示经度区间的中间值，a表示地球极半径，b表示赤道半径，θ0表示初始状态输入卫星的真近角，λ0表示该时刻的经度，
Figure FDA0003778294840000032
表示该时刻的纬度；
计算卫星升交点的地理经度，由卫星升交点的地理经度得到卫星在赤道的投影XG0；以及
计算XG0与各个轨道面分布区域中心的经度差距|XG0-ΩGC0|，筛选出最小值对应的轨道面。
7.根据权利要求6所述的任务星调度方法，其特征在于，由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星包括下列步骤：
由目标与卫星的相对运动关系得到相对角影响因子Qra，目标与卫星的距离关系影响因子Qdst以及目标与不可观测区域的关系影响因子Qbd；
计算整体任务星选择因子SF，表示为下式：
Figure FDA0003778294840000033
其中，wra表示相对运动关系计算权重，wdst表示相对距离观测权重、wbd表示盲区计算权重；以及
将整体任务星选择因子最高的卫星筛选为任务星。
8.根据权利要求7所述的任务星调度方法，其特征在于，由卫星与目标的相对运动关系和可观测条件从筛选出的轨道面中筛选任务星还包括：
筛选出XG0与各个轨道面分布区域中心的经度差距的最小值和次小值对应的两个轨道面；和
筛选整体任务星选择因子值最高的卫星作为首选任务星，筛选整体任务星选择因子值次高的星作为次选任务星。
9.根据权利要求7和8之一所述的任务星调度方法，其特征在于，卫星与目标的相对运动关系包括：同向飞行、纬度同向经度背离的切向飞行、经度同向纬度背离的切向飞行和对向飞行。
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