星座卫星的部署方法、装置、电子设备、存储介质及产品

本申请属于航空航天，尤其涉及一种星座卫星的部署方法、装置、电子设备、存储介质及产品。

背景技术：

1、目前，越来越多的巨型星座部署到低地球轨道上，为全球提供了高速的电信服务。巨型星座的部署是指将卫星放置到预定的升交点赤经和相位角位置上。

2、然而，升交点赤经与相位角均与卫星所在轨道的半长轴有关，升交点赤经与相位角相互耦合。在部署星座卫星的过程中，无法依靠控制半长轴间接同时控制升交点赤经和相位角。

3、在相关技术中，通常采用时序控制方法，利用地球非球形摄动j2项首先分离升交点赤经，在目标卫星进入目标轨道面后，通过三段式机动方法(即升高/降低轨道—等待—降低/升高轨道)，完成同一轨道面相位角的调整。该方式无法对升交点赤经和相位角进行同步调整，降低了星座卫星部署的效率。

技术实现思路

1、本申请实施例提供一种星座卫星的部署方法、装置、电子设备、存储介质及产品，能够在星座卫星的机动时刻对星座卫星的相位角和升交点赤经进行补偿，从而实现了对相位角和升交点赤经的同时调整，提高了星座卫星的部署效率。

2、第一方面，本申请实施例提供一种星座卫星的部署方法，该方法包括：基于星座卫星在当前轨道上的停泊位置信息以及在目标轨道上运行的目标位置信息，确定星座卫星从当前轨道移动至目标轨道的卫星机动时间；根据卫星机动时间以及当前轨道中相邻两颗星座卫星间的相位差，确定对卫星进行相位调整的相位调整时间；根据卫星机动时间以及升交点赤经差，确定对升交点赤经进行调整的赤经调整时间，其中，升交点赤经差为当前轨道的升交点赤经与目标轨道的升交点赤经的差值；根据相位调整时间所对应的升交点赤经偏移量，确定当前轨道的轨道倾角补偿值，其中，轨道倾角补偿值用于在卫星机动时间对当前轨道的相位角和升交点赤经进行补偿；基于卫星机动时间、相位调整时间、赤经调整时间以及轨道倾角补偿值，在目标轨道上部署星座卫星。

3、第二方面，本申请实施例提供了一种星座卫星的部署装置，该装置包括：时间确定模块，用于基于星座卫星在当前轨道上的停泊位置信息以及在目标轨道上运行的目标位置信息，确定星座卫星从当前轨道移动至目标轨道的卫星机动时间；第一确定模块，用于根据卫星机动时间以及当前轨道中相邻两颗星座卫星间的相位差，确定对卫星进行相位调整的相位调整时间；第二确定模块，用于根据卫星机动时间以及升交点赤经差，确定对升交点赤经进行调整的赤经调整时间，其中，升交点赤经差为当前轨道的升交点赤经与目标轨道的升交点赤经的差值；第三确定模块，用于根据相位调整时间所对应的升交点赤经偏移量，确定当前轨道的轨道倾角补偿值，其中，轨道倾角补偿值用于在卫星机动时间对当前轨道的相位角和升交点赤经进行补偿；卫星部署模块，用于基于卫星机动时间、相位调整时间、赤经调整时间以及轨道倾角补偿值，在目标轨道上部署星座卫星。

4、第三方面，本申请实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括：处理器以及存储有计算机程序指令的存储器；处理器执行计算机程序指令时实现如第一方面所述的星座卫星的部署方法。

5、第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序指令，计算机程序指令被处理器执行时实现如第一方面所述的星座卫星的部署方法。

6、第五方面，本申请实施例提供了一种计算机程序产品，计算机程序产品中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备执行如第一方面所述的星座卫星的部署方法。

7、由上述内容可知，在本申请实施例中，根据相位调整所导致的升交点赤经发生的升交点赤经偏移量来确定对当前轨道的轨道倾角进行补偿的轨道倾角补偿值，并在星座卫星的机动时刻使用该轨道倾角补偿值对星座卫星的升交点赤经和相位角进行补偿，以使星座卫星能够准确地达到目标轨道上的目标位置。该过程仅需在星座卫星的机动时刻对星座卫星的相位角和升交点赤经进行补偿，即可实现对升交点赤经和相位角的同步调整，提高了星座卫星的部署效率。

技术特征：

1.一种星座卫星的部署方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述相位调整时间所对应的升交点赤经漂移量，确定所述当前轨道的轨道倾角补偿值，包括：

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一函数由下式表示：

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第二函数由下式表示：

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据所述当前轨道的轨道信息以及所述目标轨道的轨道信息，对所述第一函数以及所述第二函数进行联立求解，得到所述轨道倾角补偿值，包括：

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述当前轨道的轨道信息至少包括所述当前轨道的轨道倾角、所述当前轨道的半长轴长度，所述目标轨道的轨道信息至少包括所述目标轨道的半长轴长度，其中，所述第三函数由下式表示：

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述目标方程由下式表示：

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，根据所述卫星机动时间以及所述当前轨道中相邻两颗星座卫星间的相位差，确定对所述卫星进行相位调整的相位调整时间，包括：

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，通过下式确定所述相位角分离时长：

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，根据所述卫星机动时间以及升交点赤经差，确定对升交点赤经进行调整的赤经调整时间，包括：

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，通过下式确定所述升交点赤经分离时长：

12.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于所述卫星机动时间、所述相位调整时间、所述赤经调整时间以及所述轨道倾角补偿值，在所述目标轨道上部署所述星座卫星，包括：

13.一种星座卫星的部署装置，其特征在于，包括：

14.一种电子设备，其特征在于，电子设备包括：处理器以及存储有计算机程序指令的存储器；

15.一种计算机可读存储介质，其特征在于，计算机可读存储介质上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令被处理器执行时实现如权利要求1-12任意一项所述的星座卫星的部署方法。

16.一种计算机程序产品，其特征在于，计算机程序产品中的指令由电子设备的处理器执行时，使得所述电子设备执行如权利要求1-12任意一项所述的星座卫星的部署方法。

技术总结本申请公开了一种星座卫星的部署方法、装置、电子设备、存储介质及产品。该方法在大型星座的多星发射任务中，利用卫星上配置的连续小推力，实现了卫星的升交点赤经和相位角同步调整。首先，提出了时序控制策略，利用半长轴对升交点赤经和相位角的影响，确保注入卫星有序地从起始轨道顺序转移到目标轨道。此外，还研究了机动过程中升交点赤经与相位角间的耦合关系，建立了描述升交点赤经的漂移、相位角的漂移与轨道倾角补偿及机动时间间隔间关系的数学模型，采用最小二乘法对数学模型进行计算，得出机动时间间隔和轨道倾角补偿值。最后，联合时序控制和倾角补偿策略，实现星座卫星的高精度同步部署，展现了小推力在大规模轨道控制中的应用潜力。技术研发人员：王兆魁,黄普,方政清受保护的技术使用者：清华大学技术研发日：技术公布日：2024/5/29