一种通过前瞻取舍任务的方法

摘要

一种通过前瞻取舍任务的方法，步骤为：(1)根据相机幅宽将任务区域划分条带；(2)根据卫星的最大俯仰角和最大滚动角以及任务条带信息计算卫星对各条带的可见时间区间，然后按照可见时间窗口的开始时刻排序得到任务序列；(3)采用弦截法计算任务序列中每个任务条带的观测持续时间；(4)根据当前任务与最后一个已安排任务之间的卫星姿态机动时间，判断与最后一个已安排任务是否冲突，如果冲突，当前任务不能安排；如果不冲突，进入下一步；(5)获取当前任务的前瞻任务组，判断当前任务与前瞻任务组中的任务是否存在冲突，如果不冲突，则当前任务可以安排，如果存在冲突，则对当前任务进行取舍；(6)输出对当前任务的前瞻结果。

说明书

技术领域

本发明属于卫星任务规划与调度领域，涉及一种卫星任务调度过程中取舍 任务的方法。

背景技术

快速姿态机动成像卫星借助快速姿态机动能力，可实现多种复杂成像模式。 与采用星下点成像的传统对地观测卫星相比，快速姿态机动能力大大增加了卫 星对目标的观测机会，因而具有更强的观测能力。快速姿态机动成像卫星的每 一种成像模式都伴随着多个姿态机动、相机开关机等操作，这些操作形成一个 前后连贯的控制指令序列。由于指令繁多，无法保证指令编排和上注的可靠性 和指令执行的实时性问题，因此必须建立一套任务规划与调度系统，完成大批 量观测任务的自动化分析与处理。

为了便于快速姿态机动成像卫星的任务调度，需要对观测任务进行预处理， 包括将任务分解为多个可以通过一次观测完成的原子任务，即分割成多个单任 务条带，计算每个条带的可见时间窗口、观测持续时间、可观测机会等。对任 务的取舍是影响任务调度方法效率的关键部分，目前已有了一些任务调度的方 法，如R.Sherwood等在1998年和1999年分别发表了文章《Using ASPEN to  automate EO-1 activity planning》和《Iterative planning for spacecraft  operations using the ASPEN system》，采用一种基于修正的局部搜索算法对 EO-1卫星的日常活动进行任务规划和安排，其基本思想是首先生成一个初始任 务调度方案，然后通过调整变量取值不断消解冲突。王迪等在2009年第26卷 第8期《计算机仿真》上发表了《基于GA的电子侦察卫星任务规划问题研究》， 采用遗传算法求解电子侦察卫星的任务规划问题，选用OBC交叉算子、多点 变换变异算子等实现遗传操作，如果任务间存在冲突，则不断地尝试将其中一 个任务安排在下一个可选时间窗口，如果所有可选窗口都安排不了，则放弃执 行该任务。这些方法都存在一定的局限性，主要表现在两个方面：

首先，现有方法大多假设卫星的所有动作是瞬时完成或耗费固定时间的， 但是卫星遥感器一般都具有一维或二维的侧摆自由度和俯仰自由度，在执行对 指定目标的观测任务时，可以通过侧摆或俯仰一定的角度来获得更大的可见时 间窗口或更好的成像质量。卫星侧摆机动或俯仰机动需要消耗不可忽略的时间， 并且这个时间长度与侧摆或俯仰角度的大小以及卫星的姿态机动能力有关，现 有方法没有考虑卫星进行不同观测任务之间的姿态机动时间，或者将这个时间 设为固定值，对于观测时间紧邻的任务，很难判断任务之间是否真正存在冲突， 容易造成计划与实际的脱节；

其次，现有方法基本上以传统人工智能规划问题的建模技术为基础，对卫 星领域进行统一建模，然后将问题转换为单一的约束规划问题，利用约束进行 求解。这种方法的不足在于由于约束的复杂性而导致问题规模较大，求解难度 高、时间长。例如在R.Sherwood等的方法中，由于采用的冲突识别和消解规 则比较麻烦，求解效率较低，在EO-1的应用中，每天只能对4个任务进行调 度，难以满足多任务调度的要求。

快速姿态机动成像卫星借助大角度姿态机动能力，拓宽了对目标的可见时 间窗口，大大增加了对目标的观测机会，同时也增加了侧摆机动和俯仰机动的 应用次数，在一连串任务的执行计划中，忽略一次卫星姿态机动的时间，都可 能导致后续计划完全不可实施，并且快速姿态机动成像卫星承担的观测任务的 数量也必定远远超过传统卫星，其任务调度问题的规模也会大大增加，现有调 度方法难以在较短时间内得到满意解，因此已无法满足快速姿态机动成像卫星 任务调度的需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种通过前瞻取 舍任务的方法，有效地解决了任务之间的冲突判断与取舍，提高了卫星任务调 度时的效率。

本发明的技术解决方案是：一种通过前瞻取舍任务的方法，步骤如下：

(1)根据相机幅宽将任务区域划分条带；

(2)根据卫星的最大俯仰角和最大滚动角以及任务条带信息计算卫星对各 条带的可见时间区间[t₀，t_n]，剔除无可见时间区间及时间区间在地影区的任务； 每个条带的可见时间区间[t₀，t_n]由卫星对该条带四个顶点的可见时间区间 [t₁，t₂]_k，k＝1，2，3，4求交集并剔除在地影区的时间区间后得到，卫星对条带单个顶 点的可见时间区间由卫星的最大俯仰角和最大滚动角确定；然后按照可见时间 窗口的开始时刻的先后，将所有任务排序，得到任务序列TaskList；

(3)采用弦截法计算任务序列TaskList中每个任务条带的观测持续时间 T_last，T_last为从该条带最先观测的顶点开始到该条带最后观测的顶点结束所持续 的时间；

(4)对任务序列TaskList中的任务依次进行处理，根据当前任务与最后一 个已安排任务之间的卫星姿态机动时间，判断与最后一个已安排任务是否冲突， 如果冲突，当前任务不能安排；如果不冲突，进入下一步；所述的当前任务为 正在处理的任务；

(5)获取当前任务的前瞻任务组Group，判断当前任务与前瞻任务组Group 中的任务是否存在冲突，如果不冲突，则当前任务可以安排，如果存在冲突， 则对当前任务进行取舍；所述的前瞻任务组Group为任务序列TaskList中的排在 当前任务之后的全部或者部分可执行任务；

(6)输出对当前任务的前瞻结果，如果当前任务可以安排或者在进行任务 取舍时被保留，则将当前任务提交给任务调度系统待执行，如果当前任务不能 安排，则输出不能安排的原因。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法针对快速姿态机动成像卫星的任务调度面临任务数量众 多，问题规模较大的特点，采用前瞻的方式对任务进行分析比较，决定是否安 排当前任务，前瞻步长由用户根据实际情况设定，不仅有效地解决了任务之间 的冲突判断与取舍，而且过程简单，计算速度快，能够满足大规模优化问题对 于算法时间复杂度的约束；

(2)快速姿态机动成像卫星具备多种复杂成像模式，任务之间姿态机动频 繁，耗费的时间各不相同，并且观测目标的大小不一，观测持续时间也有较大 差别。本发明方法根据卫星及任务的具体信息，计算出精确的任务间的姿态机 动时间，再根据精确的任务观测持续时间，判断任务是否存在冲突，提高了调 度的精度，满足了快速姿态机动成像卫星任务调度的需要；

(3)本发明将设定的规则作为取舍当前任务的依据，并且根据规则取舍的 过程自成体系，具有较强的可替换性，能够满足不同的调度需要，具有良好的 通用性和灵活性；

(4)本发明方法采用弦截法作为求解条带观测持续时间的核心算法，不仅 能够得到任意精度的数值解，而且迭代次数较少，计算速度快，能够满足大规 模优化问题对于算法时间复杂度的约束。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为本发明可见时间窗口计算流程图；

图3为本发明判断前瞻任务组与当前任务是否冲突的流程图；

图4为本发明取舍当前任务的流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明通过前瞻取舍任务的方法的流程包括：1.任务区域 条带划分；2.计算卫星的位置及速度；3.计算卫星对每个任务条带的可见时 间区间；4.计算对任务区域的观测持续时间；5.判断是否对当前任务进行前瞻； 6.判断前瞻任务组与当前任务是否存在冲突；7.根据规则取舍当前任务；8.输出 前瞻处理结果。当前任务是指本流程正在处理的任务。详细步骤如下：

一、任务区域条带划分

通常，观测任务区域通过多个顶点的经纬度描述，将这些顶点依次连接即 得到任务区域。本发明中，采用如下的方法将任务区域划分为平行于卫星轨道 的条带，便于卫星实施观测：

1.从卫星星下线出发，以星下点相机幅宽(卫星侧摆角为0时的相机幅 宽)为宽度，做星下线的平行线，直至覆盖任务区域；星下线即星下点(卫星 位置点在地球表面上的垂直投影点)的集合；

2.从任务区域的每个顶点做卫星星下线的垂线，并计算垂足之间的距离， 记垂足之间距离最长的两个垂足分别为L1和L2，与L1对应的任务区域顶点为 D1，与L2对应的任务区域顶点为D2；

3.分别连接L1和D1，L2和D2，得到与步骤1中星下线平行线的交点，构 成四边形的4个交点即组成一个任务条带，由此对任务区域进行划分；

4.选择能够完全覆盖任务区域的一个或多个任务条带，作为任务规划与调 度的基本单元。

二、计算卫星的位置及速度

采用对轨道动力学方程数值积分求解的方法预报限定时间段内卫星在 J2000惯性坐标系下的轨道位置和速度。

根据卫星的轨道根数，能够推算出任务调度初始时刻J2000惯性坐标系下 的轨道位置R_sat和速度V_sat，再采用Cowell方法求解轨道动力学方程(选用高斯 型摄动运动方程)，得到限定时间段内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置 R_sat和速度V_sat。高斯型摄动运动方程及Cowell方法在国防工业出版社出版的《航 天器轨道理论》(刘林著，2000年)一书中有详细的说明。J2000惯性坐标系 定义见参考文献“地球卫星运动中坐标系附加摄动与参考系选择问题”(《空间科 学学报》2008年第28卷第2期，作者刘林、汤靖师)。

三、计算卫星对每个任务条带的可见时间区间

对每个条带，根据第二部分得到的轨道位置R_sat和速度V_sat，计算各离散时 刻点卫星指向各条带顶点的姿态角，再根据卫星姿态机动范围对各离散时刻点 进行遍历，得到各条带的可见时间窗口，最后根据目标太阳高度角的计算结果， 剔除在地影区的观测窗口。下面以一个条带的计算为例进行说明。

1.根据J2000坐标系下的轨道位置R_sat和速度V_sat，计算限定时间段内各时 刻点卫星指向条带各顶点的姿态角。下面仅以一个点的计算为例进行说明。

已知卫星的轨道位置R_sat、速度V_sat，地面目标点的大地经纬度及协调 世界时UTC时间t。首先根据目标点的大地经纬度，计算出t时刻目标点在 J2000惯性坐标系下的位置矢量R_T，f(t)，然后根据R_T，f(t)与卫星t时刻的位置矢 量R_sat，得到t时刻卫星指向该目标点的姿态角。具体步骤如下：

将地面目标点大地经纬度转化为地心经纬度计算公式为：

λ_c＝λ_d，

其中表示地球扁率，然后计算目标点地心距：

R_e＝6378.140km，为地球赤道半径。

根据UTC时间计算地固坐标系到J2000惯性坐标系的转换矩阵R_if(t)，计 算方法在国防工业出版社出版的《航天器轨道理论》(刘林著，2000年)中有 详细描述。通过坐标变换，得到目标点在J2000惯性坐标系下的位置矢量：

R_x(α)、R_y(α)、R_z(α)分别表示绕x、y、z轴旋转的基元变换矩阵：

$R_x\left(\alpha \right)=\left(\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \alpha & \sin \alpha \\ 0& -\sin \alpha & \cos \alpha \end{array}\right),$$R_y\left(\alpha \right)=\left(\begin{array}{ccc}\cos \alpha & 0& -\sin \alpha \\ 0& 1& 0\\ \sin \alpha & 0& \cos \alpha \end{array}\right),$$R_z\left(\alpha \right)=\left(\begin{array}{ccc}\cos \alpha & \sin \alpha & 0\\ -\sin \alpha & \cos \alpha & 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right)$

然后计算J2000惯性坐标系下卫星指向地面目标点的矢量：

R_f(t)＝R_T，f(t)-R_sat

将矢量R_f(t)由J2000惯性坐标系变换到卫星轨道坐标系：

$R_o\left(t\right)=R_{\mathrm{oi}}{R}_f\left(t\right)=\left(\begin{array}{c}{v}_x\left(t\right)\\ v_y\left(t\right)\\ v_z\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，R_oi表示J2000惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵。上述地固坐标 系定义、卫星轨道坐标系定义及J2000惯性坐标系到卫星轨道坐标系的变换推 导见北京航空航天大学出版社出版的《卫星轨道姿态动力学与控制》(章仁为编 著，1998年)。

偏航角为0时，根据姿态欧拉角之间几何关系，得到卫星对目标的观测姿 态角(转序为312)：

$\left(\begin{array}{c}\mathrm{yaw}\left(t\right)\\ \mathrm{roll}\left(t\right)\\ \mathrm{pitch}\left(t\right)\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}\\ 0\\ \arcsin \left(\frac{v_x\left(t\right)}{\left|R_o\left(t\right)\right|}\right)\\ -\arctan \left(\frac{v_y\left(t\right)}{v_z\left(t\right)}\right)\end{array}\right)$

上式中yaw(t)、roll(t)和pitch(t)分别表示卫星指向目标点的姿态角中时间t与偏航 角、滚动角和俯仰角的对应关系。

2.根据卫星姿态机动范围和步骤1得到的各时刻点卫星指向条带各顶点 的姿态角，计算卫星对条带各顶点的可见时间区间[t₁，t₂]_k，k＝1，2，3，4。

卫星对目标的观测受限于卫星的姿态机动能力，因此只有当卫星指向目标 的姿态在卫星的姿态机动范围内，才能执行观测任务。对于第k个顶点，T表示限定的时间范围，如果对应姿态角[yaw roll pitch]满足|roll|≤roll_max， |pitch|≤pitch_max，其中roll_max、pitch_max表示卫星最大滚动角和最大俯仰角，则 t∈[t₁，t₂]_k，即[t₁，t₂]_k为满足上述条件的t的集合。计算流程如图2所示。

3.根据卫星对条带各顶点的可见时间区间[t₁，t₂]_k，k＝1，2，3，4，计算卫星对 条带的可见时间区间[t₀，t_n]。

对卫星对各顶点的可见时间区间[t₁，t₂]_k，k＝1，2，3，4求交集，即得到卫星对条 带的可见时间区间[t₀，t_n]。

4.根据地面太阳高度角计算结果，剔除在地影区的时间区间。

通常情况下步骤3计算得到的可见区间[t₀，t_n]存在多个解，其中部分可见区 间在地影区内，无法满足光学相机的成像条件，应予以剔除。

对步骤3得到的可见区间[t₀，t_n]，从其中任选一点，计算该时刻点观测目标 的太阳高度角ε，如果ε＜0，则该点在地影区内，予以剔除，否则保留。

太阳高度角与时间有关，计算过程见宇航出版社出版的《航天器飞行动力 学原理》(肖业伦编著，1995年)。

得到所有任务区域的可见时间窗口[t₀，t_n]后，按照此窗口的开始时刻t₀的先 后，将所有任务排序，得到按时间顺序排列的任务序列TaskList。

四、计算每个任务条带的观测持续时间

条带的观测持续时间，即从开始观测到结束观测的持续时间，取决于条带 的长短。对一个多条带任务，由于所有条带的长度相等，因此只需任选一个条 带计算，即能得到所有条带的观测持续时间。对每个条带，首先根据第三部分 的步骤1得到的卫星指向各顶点的姿态角，再采用弦截法计算条带的开始观测 时间和结束观测时间，得到条带的观测持续时间，最后判断条带的可见时间窗 口是否能包含条带的观测持续时间，如果不能，则该任务不能执行。下面以一 个条带为例进行说明：

1.根据第三部分的步骤1得到的各时刻点卫星指向条带各顶点的姿态角， 在第三部分的步骤2得到的[t₁，t₂]_k，k＝1，2，3，4内，采用弦截法计算俯仰角为0时， 卫星指向条带各顶点的时间。

卫星对目标的可见时间由卫星的姿态机动能力决定，卫星在轨运动过程中， 对固定目标的观测俯仰角由正的最大值变化为0，再由0变为负的最大值，也 即在顶点k的可见时间区间[t₁，t₂]_k上，卫星在第一点t₁的俯仰角为roll_max，在最后 一点t₂的俯仰角为-rpll_max，因此区间[t₁，t₂]_k内必有卫星俯仰角为0的时刻点，即 当Pitch(t₁)·Pitch(t₂)＜0时，且满足Pitch(t_p)＝0，采用弦截法即可得到t_p。

弦截法(也称割线法)是求解复杂非线性方程常用的一种数值解法，其优 点在于收敛速度较快，收敛速度的阶至少为1.618，且避免了牛顿法需计算函 数导数的不足。弦截法在北京航空航天大学出版社出版的《数值分析》(颜庆津 编著，2000年)一书中有详细的说明。

2.由于卫星对条带的观测必定开始于某个顶点，也结束于某个顶点，因此 根据卫星对各顶点的可见时间，能够确定卫星对条带的开始观测时间和结束观 测时间。

将t_p按照先后顺序排序，记最早的时间为T_start，最晚的时间为T_end，分别表 示条带的开始观测时间以及结束观测时间。

3.根据下式计算条带的持续观测时间

T_last＝T_end-T_start

五、判断是否对当前任务进行前瞻

对任务序列TaskList中的任务依次进行处理。如果当前任务Task(i)是任务序 列TaskList中的第一个任务，令t_end＝0，姿态等于卫星的初始姿态(输入值)；如果当前任务Task(i)不是任务序列TaskList中的第一个任务，可以从 前一个任务的处理结果中获得最后一个已安排任务的结束时间t_end，以及执行完 任务后的卫星姿态

根据当前任务与最后一个已安排任务之间的姿态机动时间，判断与最后一 个已安排任务是否冲突，如果冲突，当前任务不用前瞻且不能安排，将当前任 务标记为“与已安排任务冲突”，转第八部分；如果不冲突，转第六部分。

前瞻的目的是为了在考虑当前任务时，预先考虑其对后续观测任务的影响 和可能发生的冲突，以提高效率。

具体步骤如下：

1.计算任务间的姿态机动时间t_m

以完成最后一个已安排任务的姿态作为执行当前任务的姿态机动 起始姿态，计算任务间的姿态机动时间t_m。

(1)为t_m设置一个经验值；

(2)记t＝t_end+t_m，t_end为最后一个已安排任务的完成时间，根据第二部分的 结果得到t时刻卫星的轨道位置R_sat和速度V_sat；

(3)根据卫星t时刻在J2000坐标系下的轨道位置、速度计算t时刻卫星 指向当前任务的姿态角计算方法同第三部分步骤1；

(4)计算t_m时间内卫星姿态机动的欧拉转动角ΔΩ。已知卫星观测完前一 个任务的姿态角和卫星开始观测当前任务的姿态角可以得到 这两个矢量间的欧拉角，即卫星在t_m时间内的欧拉转动角ΔΩ，方法如下：

根据下式计算ΔΩ：

$\mathrm{\Delta \Omega }=\arccos \left(V_1^T{V}_2\right);$

(5)基于卫星姿控能力(Time_i，A_i)，i＝1，2，3，…，采用线性插值方法计算卫星姿 态机动t_m时间后的欧拉转动角的变化值ΔΩ^*；

(6)记ε为设定的容许误差，令f(t_m)＝|ΔΩ^*-ΔΩ|，若f(t_m)＞ε，转(7)；若 f(t_m)≤ε，t_m即为所求的姿态机动时间，迭代结束；

(7)采用牛顿法求解方程f(t_m)＝0，转步骤(2)。牛顿法在北京航空航天大 学出版社出版的《数值分析》(颜庆津编著，2000年)一书中有详细的说明。

2.判断当前任务是否与已安排任务冲突

记t＝t_end+t_m，根据t与最佳观测时刻t_best的关系，判断当前任务与最后一个 已安排任务是否冲突。

(1)如果t≤t_best，当前任务与已安排任务不冲突，转第六部分；

(2)如果t＞t_best，当前任务与已安排任务冲突，将当前任务标记为“时间 冲突无法完成”，转第八部分。

六、判断前瞻任务组与当前任务是否存在冲突

前瞻任务组是根据任务的密集程度、算法的执行效率等综合考虑，从任务 序列TaskList中选取当前任务之后一定数量(称为前瞻步长M)的任务组成的任 务组，用来与当前任务进行比较，减少可能的冲突。

流程如图3所示，具体步骤如下：

1.设置前瞻步长M，从任务序列TaskList中获取当前任务Task(i)后的M个 任务，放入前瞻队列Group中；

2.对前瞻队列中的任务Group(k)，k＝1，…，M，执行：

(1)判断Group(k)与Task(i)是否冲突，具体方法与第五部分判断当前任务 与最后一个已安排任务是否冲突的方法一致(视Task(i)为最后一个已安排任 务)。如果冲突转(2)；如果不冲突且k≠M，令k＝k+1转2，k＝M转第八部分；

(2)判断Group(k)与已安排的最后一个任务是否冲突，具体方法与第五部 分判断当前任务与最后一个已安排任务是否冲突的方法一致。如果不冲突，转 第七部分，如果冲突则Group(k)不能安排，令k＝k+1，转2。

七、根据规则取舍当前任务

根据任务冲突时的取舍规则，将Task(i)与Group(k)进行比较，确定是否安排 当前任务，具体规则根据需要制定，例如，先安排优先级高的任务，然后安排 观测持续时间较短的任务，等等。下面以上述规则为例，说明如何取舍任务， 如图4所示：

1.比较Group(k)与Task(i)的优先级PRI(Group(k))和PRI(Task(i))：

(1)如果PRI(Group(k))＞PRI(Task(i))，则Task(i)不能安排，被标记为“时间 冲突无法完成”，转第八部分；

(2)如果PRI(Group(k))＜PRI(Task(i))，需要比较k和M的大小，如果k＜M， 令k＝k+1，转第六部分的2，如果k＝M，转第八部分；

(3)如果PRI(Group(k))＝PRI(Task(i))，转下面的2；

2.比较Group(k)与Task(i)的观测持续时间：

(1)如果T_last(Group(k))＜T_last(Task(i))，Task(i)不能安排，被标记为“时间冲 突无法完成”，转第八部分；

(2)如果T_last(Group(k))＞T_last(Task(i))，需要比较k和M的大小，如果k＜M， 令k＝k+1，转第六部分的2，如果k＝M，转第八部分；

(3)如果T_last(Group(k))＝T_last(Task(i))，在两个任务中任选一个作为被舍弃者， 如果Task(i)被选中，则将其标记为“时间冲突无法完成”，转第八部分，如果Group(k) 被选中，如果k＜M，令k＝k+1，转第六部分的2，如果k＝M，转第八部分。

八、输出前瞻处理结果

输出对当前任务的前瞻结果，如果当前任务被保留，将当前任务提交进行 任务调度安排，如果当前任务被舍弃，输出不能完成的原因。

实施例

考虑一颗运行于太阳同步圆轨道的快速姿态机动成像卫星，历元时刻2009 年7月26日00:00:00.000UTC瞬根数为半长轴7051.2km，轨道倾角 97.3087°，升交点赤经249.758°，纬度辐角0°。卫星姿态机动范围为俯仰方向 和滚动方向±45°，姿控能力为0°门5s，15°/25s，30°/35s，45°闷5s。

目标的地理经纬度信息如表1所示，每个目标的四个顶点的经度和纬度按 次序一一对应。

表1目标地理经纬度

通过前瞻取舍任务的方法步骤如下：

(1)任务区域条带划分

根据相机幅宽、任务区域的经纬度及卫星星下点，对任务区域进行条带划 分，划分结果如表2所示。

表2任务区域条带划分结果

(2)计算可见时间窗口

根据卫星轨道根数，推算2009年7月26日00:00:00.000UTC至2009 年7月27日00:00:00.000UTC时间段内卫星在J2000坐标系下的轨道位置、 速度，然后计算各整秒时刻卫星对各任务的观测角度。根据卫星姿态机动范围， 得到卫星与任务的可见窗口，计算结果如表3所示。

表3任务区域的可见时间窗口

  任务序号   可见开始时刻t₀  可见结束时刻t_n  1   03:51:26.397   03:54:51.815   2   03:55:14.229   03:58:37.684   3   03:56:09.833   03:59:35.814   4   03:56:18.049   03:59:43.984   5   03:56:28.176   03:59:51.465   6   03:56:57.775   04:00:22.775

按照可见时间窗口开始时刻排列的任务序列TaskList为：1，2，3，4，5，6。

(3)计算任务的观测持续时间

根据卫星指向任务的姿态角，采用弦截法得到任务的观测持续时间，结果 如表4所示。

表4观测持续时间

  任务序号 观测持续时间t_ob(s)   1 1.944   2 29.807(4条带)   3 28.194(4条带)   4 32.359(4条带)   5 6.825(2条带)   6 1.775

下面以3号任务作为当前任务，说明本发明方法的具体流程。

(4)判断是否对当前任务进行前瞻

按照TaskList序列的顺序，已对1号和2号任务进行了处理，从前面的处理 结果中获得最后一个已安排任务是2号任务，其观测结束时间t_end＝03:56:58.646， 观测结束时卫星姿态

根据2号任务的观测结束时间和姿态，计算卫星从姿态机动到观 测3号任务的姿态机动时间t_m＝29.677s。

由于t＝t_end+t_m＝03:57:28.323，t₀≤t≤t+t_ob≤t_n，因此3号任务与2号任务不 冲突，转步骤(5)。

(5)判断前瞻任务组与当前任务是否存在冲突

设置前瞻步长M＝3，前瞻任务组由4号、5号和6号任务组成。

第一步，将4号任务与3号任务进行比较。3号任务的观测结束时间 t_end＝03:59:15.908，观测结束姿态3号任务与4号任务之 间的姿态机动时间t_m＝15.61s，对于4号任务，t＝t_end+t_m＝03:59:31.518， t₀≤t≤t_n＜t+t_last因此3号任务与4号任务冲突。根据相同的方法判断，4号任 务与2号任务不冲突，因此必须根据规则在3号任务和4号任务之间进行取舍。 根据规则的顺序，3号任务与4号任务的优先级相同，可观测机会也相同，3 号任务的观测持续时间小于4号任务，因此舍弃4号任务。

第二步，将5号任务与3号任务进行比较。3号任务的观测结束时间 t_end＝03:59:15.908，观测结束姿态3号任务与5号任务之 间的姿态机动时间t_m＝15.63s，对于5号任务，t＝t_end+t_m＝03:59:31.538， t₀≤t≤t_n＜t+t_last，因此3号任务与5号任务冲突。根据相同的方法判断，5号任 务与2号任务不冲突，因此必须根据规则在3号任务和5号任务之间进行取舍。 根据优先级规则，3号任务的优先级为8，5号任务的优先级为6，舍弃5号任 务。

第三步，将6号任务与3号任务进行比较。3号任务的观测结束时间 t_end＝03:59:15.908，观测结束姿态3号任务与6号任务之 间的姿态机动时间t_m＝20.852s，t＝03:59:36.76，t₀≤t≤t+t_last≤t_n，3号任务与6号 任务不冲突。

(6)输出前瞻处理结果

3号任务被保留，因此将其提交给任务调度系统进行任务安排。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。