CN115186178B - 基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法，包括：设置搜索精度为t秒，输入目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束；t≤1；根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x；以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]。本发明同时提供一种快速搜索单元。本发明计算量小，实现了卫星任务解空间快速搜索。

Description

基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法

技术领域

本发明属于航天器数据管理技术领域，涉及一种基于步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法。

背景技术

随着遥感卫星系统对用户日常生活应用的日益渗透，用户对卫星的应用效能提升、紧急任务快速响应、多星协同配合等方面的需求日益迫切。而当前遥感卫星任务基于天地大回路的卫星管控模式，用户提出观测需求后，需要依赖专业人员和地面任务规划系统完成任务的分解、各项计算和规划，最终根据卫星指令模板生成卫星能够识别的指令序列或宏指令发送到星上执行。这种方式从任务获取到数据采集、数据产品生成时间链条长，在信息时效性、紧急任务响应、多星协同调度等方面存在不足。为此，行业内逐步发展出星上自主任务规划技术，通过注入目标经纬度等简单信息，由星上自主完成多目标任务分解、轨道预报、任务解空间搜索、任务排序和自主指令序列生成，最终完成星上自主任务规划。其中任务解空间搜索是根据卫星未来的轨道位置、目标空间坐标位置、卫星本身的姿态机动能力和载荷成像能力等约束，搜索遥感卫星在哪些时间段内能够在满足各项约束的情况下，具备执行任务的条件。任务解空间搜索是星载任务规划技术的关键环节。

当前任务解空间搜索方法主要是根据任务时间精度(例如1s)要求，将时间精度设置为固定步长，并逐个计算规划时间段内每个步长时间刻度任务的可行性，最终获得任务解空间。这种方法计算量较大，由于星上嵌入式系统中，宇航等级计算芯片性能有限，需要计算量较小的快速任务解空间搜索方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法及单元，计算量小，实现了卫星任务解空间快速搜索。

本发明解决技术的方案是：

基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法，包括：

设置搜索精度为t秒，输入目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束；t≤1；

根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x，设轨道周期为[time_orbit_begin,time_orbit_end]，所述任务搜索周期初始等于轨道周期，即令time_begin＝time_orbit_begin,time_end＝time_orbit_end；

以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]。

优选的，所述轨道周期为相邻两个轨道降交点时刻间隔。

优选的，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行解时刻time_x的步骤如下：

第3.1步：设置搜索步长step，令i为整数，i的初值为0，flag为状态标志位，初值为上升态；

第3.2步：设第i次搜索时刻time_i＝time_begin+step×i，判断time_i是否大于time_end，若是，则搜索结束；若否，则计算time_i时刻卫星与目标点夹角，若该夹角满足姿态机动角度限制，则认为任务解空间有解，time_i即为可行的解时刻time_x，time_(i-1)即为上一个不可行解时刻time_x1，同时继续按照搜索步长step寻找下一个不可行解时刻time_x2，若再经过n次，time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)，搜索结束，n为从1开始的自然数；若该夹角不满足姿态机动角度限制，则判断当前状态，若flag为上升态，则进入第3.3步，若flag为下降态，则进入3.4步；

第3.3步：若i＝0，则i的值加1，返回第3.2步；

若i>0，则将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则将flag记录为上升态，返回第3.2步，若time_i大于或等于time_end，则令time_begin＝time_begin，time_end＝time_1，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则将状态flag记录为下降态，进入第3.4步；

第3.4步：将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则返回第3.2步，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则令time_begin＝time_(i-2),time_end＝time_i，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若time_i大于time_end，则令time_begin＝time_end-step，time_end＝time_end，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步。

优选的，第3.2步中，计算time_i时刻卫星与目标点夹角的步骤如下：

第3.2.1步：如果载荷约束为可见光载荷，则计算time_i时刻太阳高度角，若太阳高度角<0度，则当前时刻无解，i的值加1，重复第3.2步；若太阳高度角>0度，进入第3.2.2步；如果载荷约束为红外或微波雷达方式，则无需计算太阳高度角，进入第3.2.2步；

第3.2.2步：根据卫星轨道预报数据计算time_i时刻目标点在地固坐标系的坐标和卫星在地固坐标系的坐标；

第3.2.3步：计算time_i时刻卫星和目标点的夹角angle_i。

优选的，第3.1步中，step为100秒或五十分之一轨道周期中的最大值。

优选的，对于可见光载荷来说，若卫星与目标点夹角angle_i<threshold_angle_max，则认为任务解空间有解；对于微波雷达来说，若卫星与目标点夹角满足threshold_angle_min<angle_i<threshold_angle_max)，则认为任务解空间有解；threshold_angle_max为姿态机动角度限制的最大值，threshold_angle_min为姿态机动角度限制的最小值。

优选的，最小搜索步长即为搜索精度。

基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索单元，包括条件输入模块、步长自适应解快速搜索模块、多条件约束任务解计算模块、解空间确定模块；

条件输入模块：设置搜索精度，接收外部输入的目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束；

多条件约束任务解计算模块：计算任意时刻的卫星与目标点夹角；

步长自适应解快速搜索模块：根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，结合多条件约束任务解计算模块的计算结果，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x；所述任务搜索周期初始等于轨道周期；

解空间确定模块：以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]。

优选的，步长自适应解快速搜索模块的实现方式如下：

第3.1步：设置搜索步长step，令i为整数，i的初值为0，flag为状态标志位，初值为上升态；

第3.2步：设第i次搜索时刻time_i＝time_begin+step×i，判断time_i是否大于time_end，若是，则搜索结束；若否，则计算time_i时刻卫星与目标点夹角，若该夹角满足姿态机动角度限制，则认为任务解空间有解，time_i即为可行的解时刻time_x，time_(i-1)即为上一个不可行解时刻time_x1，同时继续按照搜索步长step寻找下一个不可行解时刻time_x2，若再经过n次，time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)，搜索结束，n为从1开始的自然数；若该夹角不满足姿态机动角度限制，则判断当前状态，若flag为上升态，则进入第3.3步，若flag为下降态，则进入3.4步；

第3.3步：若i＝0，则i的值加1，返回第3.2步；

若i>0，则将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则将flag记录为上升态，返回第3.2步，若time_i大于或等于time_end，则令time_begin＝time_begin，time_end＝time_1，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则将状态flag记录为下降态，进入第3.4步；

第3.4步：将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则返回第3.2步，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则令time_begin＝time_(i-2),time_end＝time_i，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若time_i大于time_end，则令time_begin＝time_end-step，time_end＝time_end，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步。

优选的，多条件约束任务解计算模块计算time_i时刻卫星与目标点夹角的步骤如下：

第3.2.1步：如果载荷约束为可见光载荷，则计算time_i时刻太阳高度角，若太阳高度角<0度，则当前时刻无解，i的值加1，重复第3.2步；若太阳高度角>0度，进入第3.2.2步；如果载荷约束为红外或微波雷达方式，则无需计算太阳高度角，进入第3.2.2步；

第3.2.2步：根据卫星轨道预报数据计算time_i时刻目标点在地固坐标系的坐标和卫星在地固坐标系的坐标；

第3.2.3步：计算time_i时刻卫星和目标点的夹角angle_i。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明通过步长自适应搜索任务解空间方法，可以迅速找到任务解空间，计算速度相对原有穷举搜索，将时间复杂度O(n)，n为轨道周期长度，下降至O(50)+O(log₂100)，以某典型太阳同步轨道遥感卫星为例，其轨道周期为5854秒，搜索分辨精度为1s，因此其计算量由不超过5854次降低至不超过120余次，从而适用于卫星计算资源受限的环境，实现了卫星任务解空间快速搜索。

(2)本发明通过步长自适应搜索任务解空间方法，由于不对每个最小精度(1s)进行解空间搜索，因此可以不存储每个最小精度(1s)的轨道等相关计算参数数据，仅需需要用到的轨道等相关计算参数数据，从而大幅降低存储需求，更加适用于卫星存储资源受限的环境。

(3)本发明可以兼容不同的类型的遥感卫星载荷，包括可见光载荷、红外载荷、微波雷达载荷。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为步长自适应解快速搜索流程图；

图3为计算time_i时刻卫星与目标点夹角的步骤。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供了一种基于步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法，能够通过预测卫星与目标点相对位置的变化趋势，动态调整搜索步长，迅速找到任务可行的时间区间，即任务解空间。

本发明中，一种基于步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法，任务解空间快速搜索是卫星任务规划的关键模块之一，它接受卫星姿态机动能力、卫星轨道位置、卫星载荷能力和目标点位置等约束，并将结果输出作为后续任务规划排序的依据。

如图1所示，本方法的具体步骤如下：

第一步：设置搜索精度(最小步长)为1s，输入目标位置经纬度<lon,lat>，搜索的时间范围，以及时间范围对应的轨道预报数据，姿态机动角度限制threshold_angle和载荷类型约束；

第二步：将搜索时间范围内的轨道预报按照轨道周期(相邻两个轨道降交点时刻间隔)分成若干个任务搜索周期<time_begin,time_end>，逐个针对每个轨道周期搜索任务解空间。设轨道周期为[time_orbit_begin,time_orbit_end]，所述任务搜索周期初始等于轨道周期，即令time_begin＝time_orbit_begin,time_end＝time_orbit_end。

第三步：通过步长自适应法搜索到一个满足各项任务约束的可行的解时刻time_x，计算步骤如下：

第3.1步：设置初始搜索步长step为100秒或五十分之一的轨道周期，令i为整数，i的初值为0；flag为状态标志位，初值为上升态。

第3.2步：设第i次搜索时刻time_i＝time_begin+step×i，判断time_i是否大于time_end，若是，则搜索结束；若否，则计算time_i时刻卫星与目标点夹角，若该夹角满足姿态机动角度限制，则认为任务解空间有解，time_i即为可行的解时刻time_x，time_(i-1)即为上一个不可行解时刻time_x1，同时继续按照搜索步长step寻找下一个不可行解时刻time_x2，若再经过n次，time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)，搜索结束；若该夹角不满足姿态机动角度限制，则判断当前状态，若flag为上升态，则进入第3.3步，若flag为下降态，则进入3.4步。n为从1开始的自然数，即n从1开始，一旦遇到time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)。

计算计算time_i时刻卫星与目标点夹角步骤如下所示：

第3.2.1步：如果载荷约束为可见光载荷，则计算time_i时刻下太阳高度角，若太阳高度角<0度(当前为黑夜)，则当前时刻无解，退出3.2步，进入3.1步；如果载荷约束为红外、微波雷达等方式，则无需计算太阳高度情况，进入3.2.2步；

第3.2.2步：计算time_i时刻下目标点在地固坐标系的坐标，根据卫星轨道数据计算time_i时刻卫星在地固坐标系的坐标

计算time_i时刻下卫星和目标点的夹角angle_i，如果夹角符合姿态机动约束，则列为可行解time_result，进入第四步(例如对于可见光载荷来说，要求angle_i<threshold_angle_max，对于微波雷达来说，则要求在某个范围内，例如threshold_angle_min<angle_i<threshold_angle_max)。

第3.3步：若i＝0，则i的值加1，返回第3.2步；

若i>0，则将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则将flag记录为上升态，返回第3.2步，若time_i大于或等于time_end，则令time_begin＝time_begin，time_end＝time_1，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则将状态flag记录为下降态，进入第3.4步；

第3.4步：将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则返回第3.2步，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则令time_begin＝time_(i-2),time_end＝time_i，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若time_i大于time_end，则令time_begin＝time_end-step，time_end＝time_end，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步。

第四步：以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]。

一种基于步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索方法，主要以软件的形式实现，包含任务解空间快速搜索总体方法(流程见附图1)、步长自适应解快速搜索模块(流程见附图2)、多条件约束任务解计算模块(流程见附图3)。

基于此，本发明还涉及基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索单元，包括条件输入模块、步长自适应解快速搜索模块、多条件约束任务解计算模块、解空间确定模块。

条件输入模块：设置搜索精度，接收外部输入的目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束。

多条件约束任务解计算模块：计算任意时刻的卫星与目标点夹角。

步长自适应解快速搜索模块：根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，结合多条件约束任务解计算模块的计算结果，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x；所述任务搜索周期初始等于轨道周期。

解空间确定模块：以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]。

各模块具体实现方式同上述方法中所述。

实施例：

在本案例中，以卫星BM61580处理器主控计算、星载步长自适应的低轨敏捷遥感卫星任务解空间快速搜索软件系统、1553B总线作为实施方案。具体实施步骤如下：

(1)第一步：实现多条件约束任务解计算模块(可以以函数的形式)，处理流程见图3。

(2)第二步：实现步长自适应解快速搜索模块(可以以函数的形式)，处理流程见图2，其中标黄的步骤通过调用第一步多条件约束任务解计算模块实现。

(3)第三步：实现任务解空间快速搜索总体(可以以函数的形式)，处理流程见图1，其中标黄的步骤通过调用第二步步长自适应解快速搜索模块实现。

(4)第四步：通过1553B总线或遥控指令的形式输入目标经纬度数据，其指令格式如下所示：

1)服务类型(1byte)：固定为0x86；

2)服务子类型(1byte)：固定为0x02；

3)任务类型(1byte)：

a)非沿迹条带任务＝2

b)曲线复杂任务＝3

c)多边形复杂任务＝4(本型号暂不支持)

4)任务编号(1byte)：同元任务组合-总编号

5)经纬度点个数N(2byte)：N>2，特别的，本型号中，要求N<＝128

6)第K个点经度(3yte)：有符号整数，单位2.5*10^-5DEG；

7)第K个点纬度(3yte)：有符号整数，单位2.5*10^-5DEG；

如果指令数据错误，通过ACK返回，错误码为：

a)0x4a,/*起始点经度非[-180，180]范围内*/

b)0x4c,/*起始点纬度非[-90，90]范围内*/

c)0x4e,/*结束点经度非[-180，180]*/

d)0x4f,/*结束点纬度非[-90，90]*/

(5)第五步：通过1553B总线或遥控指令的形式输入初始轨道位置数据，其格式如下所示：

根据卫星的轨道六根数进行轨道预报的报告格式

1)服务类型(1byte)：固定为0x86；

2)服务子类型(1byte)：固定为0x0F；

3)轨道预报数量(2byte)：预报步数N；

4)基准时间T(8Byte)：具体格式见本文3.6.4.1节时间码格式，用于同基准时间信息

5)T+0ms的轨道半长轴(4byte)：卫星轨道半长轴，无符号二进制整型，单位：0.1米

6)T+0ms的轨道偏心率(4byte)：卫星轨道偏心率，无符号二进制整型单位：3×10^-3×2^-27

7)T+0ms的轨道倾角(4byte)：卫星轨道倾角，无符号二进制整型单位：π×2^-30弧度

8)T+0ms的升交点赤经(4byte)：卫星轨道升交点赤经，无符号二进制整型单位：π×2^-30弧度

9)T+0ms的近地点幅角(4byte)：卫星轨道近地点幅角，无符号二进制整型单位：π×2^-30弧度

10)T+0ms的平近点角(4byte)：卫星轨道平近点角，无符号二进制整型单位：π×2^-30弧度。

通过以上案例，可以证明本系统算法运算速度快，可以在星载BM61580处理器(主频50MHZ)、1553B总线(1Mbps带宽)的受限硬件资源环境下，完成任务解空间搜索，适合卫星受限资源环境中应用。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

Claims (6)

1.基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法，其特征在于：包括

设置搜索精度为t秒，输入目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束；t≤1；

根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x，设轨道周期为[time_orbit_begin,time_orbit_end]，所述任务搜索周期初始等于轨道周期，即令time_begin＝time_orbit_begin,time_end＝time_orbit_end；

以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]；

通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行解时刻time_x的步骤如下：

第3.1步：设置搜索步长step，令i为整数，i的初值为0，flag为状态标志位，初值为上升态；

第3.2步：设第i次搜索时刻time_i＝time_begin+step×i，判断time_i是否大于time_end，若是，则搜索结束；若否，则计算time_i时刻卫星与目标点夹角，若该夹角满足姿态机动角度限制，则认为任务解空间有解，time_i即为可行的解时刻time_x，time_(i-1)即为上一个不可行解时刻time_x1，同时继续按照搜索步长step寻找下一个不可行解时刻time_x2，若再经过n次，time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)，搜索结束，n为从1开始的自然数；若该夹角不满足姿态机动角度限制，则判断当前状态，若flag为上升态，则进入第3.3步，若flag为下降态，则进入3.4步；

第3.3步：若i＝0，则i的值加1，返回第3.2步；

若i>0，则将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则将flag记录为上升态，返回第3.2步，若time_i大于或等于time_end，则令time_begin＝time_begin，time_end＝time_1，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则将状态flag记录为下降态，进入第3.4步；

第3.4步：将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则返回第3.2步，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则令time_begin＝time_(i-2),time_end＝time_i，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若time_i大于time_end，则令time_begin＝time_end-step，time_end＝time_end，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

第3.2步中，计算time_i时刻卫星与目标点夹角的步骤如下：

第3.2.1步：如果载荷约束为可见光载荷，则计算time_i时刻太阳高度角，若太阳高度角<0度，则当前时刻无解，i的值加1，重复第3.2步；若太阳高度角>0度，进入第3.2.2步；如果载荷约束为红外或微波雷达方式，则无需计算太阳高度角，进入第3.2.2步；

第3.2.2步：根据卫星轨道预报数据计算time_i时刻目标点在地固坐标系的坐标和卫星在地固坐标系的坐标；

第3.2.3步：计算time_i时刻卫星和目标点的夹角angle_i。

2.根据权利要求1所述的基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法，其特征在于，所述轨道周期为相邻两个轨道降交点时刻间隔。

3.根据权利要求1所述的基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法，其特征在于，第3.1步中，step为100秒或五十分之一轨道周期中的最大值。

4.根据权利要求1所述的基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法，其特征在于，对于可见光载荷来说，若卫星与目标点夹角angle_i<threshold_angle_max，则认为任务解空间有解；对于微波雷达来说，若卫星与目标点夹角满足threshold_angle_min<angle_i<threshold_angle_max)，则认为任务解空间有解；threshold_angle_max为姿态机动角度限制的最大值，threshold_angle_min为姿态机动角度限制的最小值。

5.根据权利要求1所述的基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索方法，其特征在于，最小搜索步长即为搜索精度。

6.基于步长自适应的敏捷遥感卫星任务解空间搜索系统，其特征在于，包括条件输入模块、步长自适应解快速搜索模块、多条件约束任务解计算模块、解空间确定模块；

条件输入模块：设置搜索精度，接收外部输入的目标位置经纬度(lon,lat)、搜索的时间范围、以及搜索时间范围对应的轨道预报数据、姿态机动角度限制和载荷类型约束；

多条件约束任务解计算模块：计算任意时刻的卫星与目标点夹角；

步长自适应解快速搜索模块：根据搜索时间范围对应的轨道预报数据，在每个任务搜索周期[time_begin,time_end]，结合多条件约束任务解计算模块的计算结果，通过步长自适应法搜索满足各项任务约束的可行的解时刻time_x；所述任务搜索周期初始等于轨道周期；

解空间确定模块：以time_x为基线搜索到下一个不可行解时刻time_x2，根据可行解时刻time_x、上一个不可行解时刻time_x1，通过二分法找到可行的解空间上边界time_1；根据可行解时刻time_x、下一个不可行解时刻time_x2，通过二分法找到可行的解空间下边界time_2，进而确定可行的解空间time_zone[time_1,time_2]；

步长自适应解快速搜索模块的实现方式如下：

第3.1步：设置搜索步长step，令i为整数，i的初值为0，flag为状态标志位，初值为上升态；

第3.2步：设第i次搜索时刻time_i＝time_begin+step×i，判断time_i是否大于time_end，若是，则搜索结束；若否，则计算time_i时刻卫星与目标点夹角，若该夹角满足姿态机动角度限制，则认为任务解空间有解，time_i即为可行的解时刻time_x，time_(i-1)即为上一个不可行解时刻time_x1，同时继续按照搜索步长step寻找下一个不可行解时刻time_x2，若再经过n次，time_(i+n)不可行，则time_x2＝time_(i+n)，搜索结束，n为从1开始的自然数；若该夹角不满足姿态机动角度限制，则判断当前状态，若flag为上升态，则进入第3.3步，若flag为下降态，则进入3.4步；

第3.3步：若i＝0，则i的值加1，返回第3.2步；

若i>0，则将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则将flag记录为上升态，返回第3.2步，若time_i大于或等于time_end，则令time_begin＝time_begin，time_end＝time_1，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则将状态flag记录为下降态，进入第3.4步；

第3.4步：将当前搜索时刻的夹角与上一搜索时刻的夹角进行比较，若当前搜索时刻的夹角<上一搜索时刻的夹角，则i的值加1，判断time_i是否大于time_end，若否则返回第3.2步，若当前搜索时刻的夹角>上一搜索时刻的夹角，则令time_begin＝time_(i-2),time_end＝time_i，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

若time_i大于time_end，则令time_begin＝time_end-step，time_end＝time_end，步长step缩小为原来的1/10，若step小于最小搜索步长，则搜索结束，若step不小于最小搜索步长，则返回第3.1步；

多条件约束任务解计算模块计算time_i时刻卫星与目标点夹角的步骤如下：

第3.2.1步：如果载荷约束为可见光载荷，则计算time_i时刻太阳高度角，若太阳高度角<0度，则当前时刻无解，i的值加1，重复第3.2步；若太阳高度角>0度，进入第3.2.2步；如果载荷约束为红外或微波雷达方式，则无需计算太阳高度角，进入第3.2.2步；

第3.2.2步：根据卫星轨道预报数据计算time_i时刻目标点在地固坐标系的坐标和卫星在地固坐标系的坐标；

第3.2.3步：计算time_i时刻卫星和目标点的夹角angle_i。