1.一种大椭圆轨道以及小倾角圆轨道的轨道规划方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、大椭圆轨道和小倾角圆轨道均具有四种入轨模式：即逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式；根据轨道半长轴的上下限，获得逆行上升和逆行下降的轨道倾角搜索范围、顺行上升和顺行下降的轨道倾角搜索范围；
如果卫星载荷类型为ccd光学设备，则以发射部署完成时刻为起点，计算目标点区域24小时内太阳高度角满足门限要求的utc时间观测窗口；
该轨道规划方法针对4种入轨模式对应轨道的倾角搜索范围内所有卫星轨道，计算卫星轨道星下点轨迹6次过境目标纬度圈时星下点的经度分布，并且选取满足侦察要求的最优轨道；设定初始状态为，mo为入轨模式，mo的取值为1、2、3和4，分别指代逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式，mo初始值设定为1；j为过境次数，j的初值设定为1，过境总次数为6；backuporbitnum为轨道方案个数，backuporbitnum的初值设定为0；
步骤2、判断j的值是否满足j<＝6，若是则进入步骤3，否则进入步骤11；
步骤3、判断mo的值是否满足mo<＝4；若是则进入步骤4，否则将mo重新设定为1，j自增1，返回步骤2；
步骤4、对于第mo种入轨模式轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算oncomputeorbitminvalueellipse模块计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取轨道倾角遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤5、判断步骤4中所选取的偏差值最小的轨道对应的偏差值是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤6，否则mo自增1，返回步骤3；
步骤6、判断当前卫星载荷类型是否为ccd光学设备，若是则进入步骤7，否则进入步骤10；
步骤7、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在ccd光学设备的utc时间观测窗口内，若是则进入步骤10，否则进入步骤8；
步骤8、计算发射延时，对于当前入轨模式轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算oncomputeorbitminvalueellipse模块计算当前第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤9、判断步骤8中所选取的偏差值最小的轨道是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤10，否则返回步骤3；
步骤10、当前第backuporbitnum个轨道规划方案满足初步要求，将当前第backuporbitnum个轨道规划方案存入在backuporbit数组中,并且backuporbitnum自增1；
步骤11、大椭圆或者小倾角圆轨道规划完成，将当前对应的共backuporbitnum个轨道方案存入预先构建的backuporbit数组中。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤4和步骤8中，所述遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算oncomputeorbitminvalueellipse模块，具体包括如下步骤：
步骤101、开始在遍历范围内轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算；
步骤102、轨道倾角遍历范围的参数初始化：轨道倾角遍历初始值domaindegreelower,遍历间隔0.01度,遍历次数indexnum,索引index＝1；
步骤103、判断是否满足index<＝indexnum；若是则进入步骤104；否则进入步骤105；
步骤104、对当前轨道倾角为iiangledegree＝domaindegreelower+0.01×(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，调用大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算oncomputeorbitvalueellipse模块进行轨道星下点轨迹的计算，返回卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据,并对索引值index进行累积自增1处理，返回步骤103；
步骤105、对于遍历范围内indexnum条卫星轨道星下点轨迹第j次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道方案,并对该最小偏差值minvalue进行门限threshold判决；j取值为1～6；
步骤106、若minvalue<＝threshold，则进入步骤107；否则返回无效值；
步骤107、minvalue对应的轨道方案保存在mintimeorbit数组中，并返回有效轨道倾角值。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述s104中、所述大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算oncomputeorbitvalueellipse模块，具体包括如下步骤：
s10421、卫星发射轨道参数初始化计算部分：
1.发射点地心经纬度为
2.发射时刻卫星在发射轨道上真近点角flradian和入轨时刻卫星在发射轨道上真近点角firadian的计算；
3.发射轨道偏心率el、发射轨道半通径p和发射轨道半长轴al的计算
4.发射点偏近点角elangleradian和发射点平近点角mlangleradian的计算
5.根据上述参数计算卫星入轨时刻ti，选取卫星入轨点为近地点；
6.进行发射时刻gmst格林尼治平恒星时gl的计算；
7.发射时刻发射点在eci地心惯性坐标系中赤经为：
αl＝onlimitpiradian(gl+λl)，其中角度约束函数onlimitpiradian(x)将角度x约束到[-π,π)范围内。
s10422、若为下降入轨模式，包括顺行下降和逆行下降，发射时刻卫星纬度辐角计算如下:
轨道升交点赤经:ω＝onlimit2piradian(αl-tan-1(tan(ul)×cos(i))+π)；
若为上升入轨模式，包括顺行上升和逆行上升，发射时刻卫星纬度辐角计算如下:
轨道升交点赤经:ω＝onlimit2piradian(αl-tan-1(tan(ul)×cos(i))+0)；其中角度约束函数onlimit2piradian(x)将角度x约束到[0，2π)范围内。
s10423、卫星运行轨道参数初始化部分:
1.入轨时刻卫星纬度辐角ui＝ul+βl,目标点地心经纬度
2.入轨点地心纬度为
s10424、若为下降入轨模式，则分如下4种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值ut1和ut2；目标点地心纬度为
第1种情况.目标点在北半球,目标点地心纬度小于等于入轨点地心纬度；
第2种情况.目标点在南半球,目标点地心纬度小于等于入轨点地心纬度；
第3种情况.目标点在北半球,目标点地心纬度大于入轨点地心纬度；
第4种情况.目标点在南半球,目标点地心纬度大于入轨点地心纬度；
若
若
如果onlimit2piradian(ut1)<π则属于第3种情况：指代量tempradian用于指代onlimit2piradian(ut1)，δu＝tempradian；utemp＝π-2δu；否则属于第4种情况：δu＝fabs(tempradian-2π)；utemp＝π+2δu；则入轨后第2次过境ut2＝ut1+utemp；
若为上升入轨模式，分如下6种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值ut1和ut2；
第5种情况.目标点在北半球,目标点纬度大于入轨点纬度,入轨点在下降段；
第6种情况.目标点在南半球,目标点纬度大于入轨点纬度,入轨点在下降段；
第7种情况.目标点在北半球,目标点纬度大于入轨点纬度,入轨点在上升段；
第8种情况.目标点在南半球,目标点纬度大于入轨点纬度,入轨点在上升段；
第9种情况.目标点在北半球,目标点纬度小于入轨点纬度；
第10种情况.目标点在南半球,目标点纬度小于入轨点纬度；
若
若tempradian＜π属于第5种情况，δu＝tempradian；utemp＝π-2δu；否则属于第6种情况，则δu＝fabs(tempradian-2π)；utemp＝π+2δu；
若
若tempradian＜π属于第7种情况，δu＝ut1；utemp＝π-2δu；否则属于第8种情况，第8种情况不存在；
则入轨后第2次过境ut2＝ut1+utemp；
若
若tempradian＜π属于第9种情况，
则入轨后第2次过境ut2＝ut1+utemp；
s10425、卫星运行轨道星下点过境目标纬度圈时刻地心经度计算：
①.计算卫星运行轨道周期tω、升交点赤经导数
②.计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈的时刻:
当为大椭圆轨道时，采用如下方式计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈的时刻：根据入轨后第1次进入目标纬度圈时刻的真近点角ff1＝ut1-ui先转为偏近点角ee1，再转为平近点角mm1；根据入轨后第2次进入目标纬度圈时刻的真近点角ff2＝ut2-ui，先转为偏近点角ee2，再转为平近点角mm2；卫星入轨后6次过境目标纬度圈的时刻分别为t1～t6；
当为小倾角圆轨道时，采用如下方式计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈的时刻：
t1＝ti+(ut1-ui)/n,t2＝ti+(ut2-ui)/n,
t3＝t1+tω,t4＝t2+tω,t5＝t1+2tω,t6＝t2+2tω
③.调用大椭圆轨道卫星的星下点轨迹计算oncomputevaluelongcellipse模块计算入轨后星下点第1次和第2次过境目标纬度圈时地心经度lont1和lont2；
④.计算入轨后星下点第3次、第4次、第5次和第6次过境目标纬度圈时刻的地心经度，分别为lont3、lont4、lont5以及lont6：
⑤.计算卫星星下点轨迹6次过境目标纬度圈时刻地心经度与目标地心经度的偏差；
s10426、将计算结果和中间变量存放到orbitvector数组。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述大椭圆轨道卫星的星下点轨迹计算oncomputevaluelongcellipse模块，包括如下步骤：
sa1.卫星半长轴ai、偏心率ei和当前时刻t的真近点角ft,计算当前卫星在地心轨道坐标系下的位置矢量r：
当为大椭圆轨道时，
当为小倾角圆轨道时：
r＝[aicos(ut)aisin(ut)0]′
sa2.根据相对入轨时刻时间差δt和升交点赤经导数
sa3.根据相对入轨时刻时间差δt和近地点辐角导数
sa4.构建地心轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵,其中i为轨道倾角
sa5.对地心轨道坐标系下的位置矢量进行坐标转转获取地心惯性eci坐标系下的位置矢量peci
peci＝tm×r
sa6.查询地球运动参数eop文件,调用eci坐标系转ecef坐标系onconvertecitoecef模块将eci位置矢量peci转换为ecef位置矢量pecef；
sa7.根据ecef位置矢量pecef计算当前时刻圆形轨道卫星的星下点轨迹地心经度lon；
sa8.返回当前时刻大椭圆轨道卫星的星下点轨迹地心经度lon。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述sa6中的eci坐标系转ecef坐标系onconvertecitoecef模块，具体为：
sa601、从eop文件中读取当前时刻t的6个关键地球运动参数:
(tai-utc)差值时间为dat,单位秒,其中utc为当前时刻t的世界协调时,原子时tai＝utc+dat
极移x分量xp，单位为弧度；
极移y分量yp，单位为弧度；
(utc1-utc)差值时间dut,单位秒,其中utc1为消除了极移影响后得到的世界时；
赤经章动δψ修正量δδψ，单位为弧度；
交角章动δε修正量δδε，单位为弧度；
sa602、计算当前时刻t的岁差转换矩阵p(t)：
其中角度变量值ζ、θ和z为历元时刻t的平赤道面和平春分点相对于j2000平赤道和平春分点的3个角度值,其计算定义(公式中的角度单位为度)如下：
ζ＝(2306.2181t+0.30188×t2+0.017998t3)/3600.0
θ＝(2004.3109t-0.42665t2-0.041833t3)/3600.0
z＝(2306.2181t+1.09468t2+0.018203t3)/3600.0
定义历元时刻t指的是地球时从j2000的tt时刻起算的儒略世纪数,t＝(jdtt-2451545.0)/36525.0；其中地球时tt＝tai+32.184,其对应的儒略日时间为jdtt；
sa603、计算当前时刻t的章动转换矩阵n(t)：
其中
其中章动角分量φi和系数ai,bi,ci,di根据iau1980章动数据表进行计算；
其中历元t时刻平黄赤交角为
历元t时刻真黄赤交角
sa604、计算当前时刻t的地球自转转换矩阵r(t)：
其中格林尼治真恒星时
sa605、计算当前时刻t的极移转换矩阵w(t)：
其中极移分量xp和yp从eop数据中获取；
sa606、t时刻eci坐标下的坐标向量reci转化为ecef坐标下的坐标向量recef：recef＝[w(t)′][r(t)′][n(t)′][p(t)′]reci；
sa607、返回ecef坐标下的坐标向量recef。