CN108427130A - 一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质 Download PDF

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CN108427130A CN201810069151.0A CN201810069151A CN108427130A CN 108427130 A CN108427130 A CN 108427130A CN 201810069151 A CN201810069151 A CN 201810069151A CN 108427130 A CN108427130 A CN 108427130A
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张娇
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Abstract

本发明实施例提供了一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质，其中，所述方法包括：根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位；根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；针对各所述目标卫星，根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置。本发明实施例实现了高效的获取到低轨道各卫星的实时位置。

Description

一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及通信技术领域，特别是涉及一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
卫星通信在应急、国防、政府、商业等领域有众多应用。根据卫星轨道高度的不同，可将卫星系统分为同步静止轨道卫星、中轨道卫星和低轨道卫星。与同步静止轨道卫星相比，低轨道卫星具有较低的功率损耗和传播时延，更适合承载实时业务。低轨道卫星星座具有高动态性和高实时性，使得确定卫星位置变得十分重要。
目前卫星位置的确定方式主要是基于地面卫星监测站确定。卫星监测站是指卫星系统中对卫星实施监测和采集数据的卫星信号接收站。其主要任务为检测卫星的遥测信号，测量监测站相对导航卫星的伪距、载波相位和多普勒等观测数据，经预处理后发送给主控站。主控站进行卫星定轨、卫星定位、时间同步、广域差分和完好性监测等工作，并把结果发送给监测站，由监测站通过遥控信号把位置等数据注入到对应卫星中。
研究发现，基于地面卫星监测站的位置确定方式有很多局限性。卫星无法获得自身实时位置，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息。
基于这些因素，使得基于地面卫星监测站的位置确定方式，当需要确定卫星星座中各卫星的位置时，必须在每个卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息，使得确定卫星星座中各卫星的位置的效率较低。
发明内容
本发明实施例的目的在于提供一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质，以实现高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体技术方案如下：
为实现上述发明目的，本发明实施例公开了一种卫星位置确定方法，所述方法包括：
根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位；
根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
针对各所述目标卫星，根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置。
可选地，所述根据所述检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位，包括：
通过所述检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及所述检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星的经度修正角；
通过所述检测卫星的纬度、所述经度修正角与所述检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位。
可选地，所述根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位，包括：
通过查询信息表，得到所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值；
针对各目标卫星，以所述检测卫星的相位为基础，加上所述目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，得到第一数值；
针对各目标卫星，将所述第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
可选地，所述根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置，包括：
通过所述目标卫星的相位、所述目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到所述目标卫星的纬度以及所述目标卫星的经度修正角；
通过所述检测卫星的经度以及所述目标卫星的经度修正角，确定所述目标卫星的经度；
将所述目标卫星的纬度和所述目标卫星的经度，确定为所述目标卫星的坐标位置。
可选地，所述通过所述检测卫星的经度以及所述目标卫星的经度修正角，确定所述目标卫星的经度，包括：
计算所述检测卫星的经度与所述检测卫星的经度修正角的差值，将所述差值作为所述检测卫星的基准经度值；
通过包含检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，计算所述目标卫星的基准经度值；
通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算所述目标卫星的经度。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种卫星位置确定装置，所述装置包括：
检测卫星相位确定模块，用于根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位；
目标卫星相位确定模块，用于根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
目标卫星位置确定模块，用于针对各所述目标卫星，根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置。
可选地，所述检测卫星相位确定模块，包括：
检测卫星经度修正角确定子模块，用于通过所述检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及所述检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星的经度修正角；
检测卫星相位确定子模块，用于通过所述检测卫星的纬度、所述经度修正角与所述检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位。
可选地，所述目标卫星相位确定模块，包括：
目标卫星相位差值确定子模块，用于通过查询信息表，得到所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值；
目标卫星第一数值确定子模块，用于针对各目标卫星，以所述检测卫星的相位为基础，加上所述目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，得到第一数值；
目标卫星相位确定子模块，用于针对各目标卫星，将所述第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
可选地，所述目标卫星位置确定模块，包括：
目标卫星纬度确定子模块，用于通过所述目标卫星的相位、所述目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到所述目标卫星的纬度以及所述目标卫星的经度修正角；
目标卫星经度确定子模块，用于通过所述检测卫星的经度以及所述目标卫星的经度修正角，确定所述目标卫星的经度；
目标卫星位置确定子模块，用于将所述目标卫星的纬度和所述目标卫星的经度，确定为所述目标卫星的坐标位置。
可选地，所述目标卫星经度确定子模块，具体用于计算所述检测卫星的经度与所述检测卫星的经度修正角的差值，将所述差值作为所述检测卫星的基准经度值；通过包含检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，计算所述目标卫星的基准经度值；通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算所述目标卫星的经度。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种电子设备，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，所述处理器、所述通信接口、所述存储器通过所述通信总线完成相互间的通信；
所述存储器，用于存放计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器上所存放的程序时，实现上述任一所述的卫星位置确定方法的步骤。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，实现上述任一所述的卫星位置确定方法的步骤。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行上述任一所述的卫星位置确定方法的步骤。
本发明实施例的一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例的一种卫星位置确定方法流程图；
图2为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中卫星轨道偏角示意图；
图3为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中确定检测卫星相位的方法流程图；
图4为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中确定各目标卫星相位的方法流程图；
图5为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中确定目标卫星坐标位置的方法流程图；
图6为本发明实施例的一种卫星位置确定装置结构示意图；
图7为本发明实施例的一种电子设备结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
目前卫星位置确定方法主要有两种：基于地面卫星监测站的位置确定方式，基于GPS(Global Positioning System，全球定位系统)的位置确定方式。
卫星监测站是指卫星系统中对卫星实施监测和采集数据的卫星信号接收站，其主要任务是检测卫星的遥测信号，测量监测站相对导航卫星的伪距、载波相位和多普勒等观测数据，经预处理后发送给主控站。主控站进行卫星定轨、卫星定位、时间同步、广域差分和完好性监测等工作，并把结果发送给监测站，由监测站通过遥控信号把位置等数据注入到对应卫星中。
GPS是美国陆海空三军联合研制的新一代卫星定位系统，在车载GPS、手机移动GPS屡见不鲜的今天早已广为人知。设备只要安装了GPS接收装置就可以通过GPS信号进行定位及授时，即安装有GPS接收机的卫星可以直接通过GPS信号获取自身当前时刻和当前位置信息。GPS系统本身也是一个卫星星座系统，其中卫星位置的确定采用卫星监测站的方式，即基于地面卫星监测站的方式是最根源的方式。
基于地面卫星监测站的位置获取方式虽然最根源，但却有很多局限性。例如，卫星无法获得自身实时位置，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息。这使得基于地面卫星监测站的位置确定方式，当需要确定卫星星座中各卫星的位置时，必须在每个卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息，使得确定卫星星座中各卫星的位置的效率较低。
相比而言，基于GPS的位置获取方式则简单实用，适合于一个星座系统的快速上线运行。其缺点也是显而易见的，即卫星虽然能方便的获得自身的实时位置信息，而不能获得星座中其他卫星的位置信息，即无法获得星座的全局位置信息。
综上，现有技术在确定卫星星座中各卫星位置的方案效率较低。因此，本发明实施例提出了一种卫星位置确定方法、装置、电子设备及存储介质，以实现高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体技术方案如下：
为实现上述发明目的，本发明实施例公开了一种卫星位置确定方法，如图1所示。图1为本发明实施例的一种卫星位置确定方法流程图，方法包括：
S101，根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位。
本发明实施例通过得到一个卫星的坐标位置，进而结合低轨卫星星座拓扑的运行规律，推算出该卫星所在卫星星座的各卫星坐标位置。
本发明实施例的卫星位置确定方法适用于这样的低轨卫星星座系统：卫星的运行轨道与地球经线相拟合，轨道高度均为h，任意两个轨道的轨道间隔为常量，且每个轨道上的卫星匀速运动(以星座中点为参考系)。设轨道数为S，单轨道卫星数为L，则星座中卫星总数为N(N＝S*L)。设星座卫星编号为1、2、…N。不考虑地球的椭圆效应。
在本步骤中，首先可基于地面卫星监测站的位置确定方式，或者基于GPS的位置确定方式，得到该低轨卫星星座系统中任一卫星的经纬度坐标位置。在本发明实施例中将得到经纬度坐标位置的任一卫星定义为检测卫星。
其次，确定该监测卫星的相位。相位为卫星运行的坐标位置与赤道平面的地心的夹角，相位是反应卫星运行速度的量。称卫星靠近地球北极点(远离地球南极点)时为向北运动，反之为向南运动。记卫星的相位值为记卫星在赤道平面向北运动的位置为0相位。记卫星的纬度值为θw∈[-π/2,π/2]，经度值为θj∈(-π,π](西经为负，东经为正)。记卫星的轨道间隔为Δθoab∈(-2π,2π)，其中o指轨道orbit，a、b分别为两个轨道的编号(如1轨道和2轨道的轨道间隔记为Δθo12,Δθoab＝-Δθoba)。一般卫星星座系统中任意两轨的轨道间隔是常数。特别的，当轨道均匀分布时，相邻轨道间经度差为(2π/S)。
卫星运行过程中会出现以下四种运动状态：
位于北半球且向北运动，记为NN。此时相位值且单调增；
位于北半球且向南运动，记为NS。此时相位值且单调减；
位于南半球且向南运动，记为SS。此时相位值且单调减；
位于南半球且向北运动，记为SN。此时且单调增。
确定该检测卫星的相位具体为，当该检测卫星所在轨道为经线圈时，该检测卫星的纬度即为该检测卫星的相位。
然而为了避免所有卫星轨道在极点处交于一点(此时卫星的相位差分布不当便会使得卫星在极点处相撞)，实际星座中的轨道都会沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度，使得最终的卫星轨道都只会两两相交(实际设计时往往会错开相交点处的高度，使轨道间完全不相交，本发明不予讨论)。
因为轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度形成的圆形轨道，则该检测卫星所在轨道与原经线圈以及赤道平面会形成该检测卫星相位以及经纬度位置的三角函数关系，通过该三角函数关系可得到该检测卫星所对应的相位。具体可为，通过该检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及该检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到该检测卫星的经度修正角；通过该检测卫星的纬度、该经度修正角与该检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到该检测卫星所对应的相位。
S102，根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位。
上述步骤S101在确定了该检测卫星的相位后，可通过卫星运行过程出现的上述运动状态与当前检测卫星的关系，确定该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星的相位。每个卫星在发射时有时间间隔，该时间间隔是确定的，本发明实施例通过检测卫星与当前所要确定的目标卫星的发射时间间隔，以及结合卫星运动规律可得到所要确定的目标卫星的相位。具体如下：
卫星在运动过程中有如下规律：
由于卫星的轨道高度h相同，且每个卫星运动速度相同，则卫星运动的周期只与卫星的轨道高度h有关。卫星运动的周期T可有如下计算公式：
其中，re表示卫星运行轨道半径，v表示卫星运行速度。
因为检测卫星的相位已知，每个卫星运动的周期相同，进而可知每个卫星的相位差值相同。在本发明实施例中，可通过该检测卫星的相位与当前所要确定的目标卫星之间的相位差值之间的关系，得到该目标卫星的相位。
按照该方法确定该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星的相位。
S103，针对各目标卫星，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置。
上述步骤S102得到各目标卫星的相位后，在本步骤中可根据各目标卫星的相位与各目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及各检测卫星的经纬度坐标，得到各目标卫星坐标位置。具体如下：
在本发明实施例中，通过卫星运动过程中的各目标卫星的相位对应与经纬度坐标位置的三角函数关系，以及该检测卫星的经纬度坐标，可得到该目标卫星的坐标位置。
针对各目标卫星，在得到该目标卫星的相位后，当该目标卫星的运行轨道为经线圈，则可根据经线圈上卫星运行规律，得到该目标卫星的经纬度坐标位置。具体为，对于同轨道的两颗卫星，若同向运动则经度相同，若反向运动则经度差值为π。对于异轨道的两颗卫星，除了考虑运动方向，在该检测卫星的经度基础上加上轨道间隔，即可得到该目标卫星的经度。以该目标卫星的相位为基础，求出该相位的正弦值所对应的反正弦值，即可得到该目标卫星的纬度。
当目标卫星的运行轨道为经线圈时，按照上述方式得到各目标卫星的经纬度，将各目标卫星的经纬度确定为各目标卫星坐标位置。
当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，则可先根据该偏角与该目标卫星的相位之间的三角函数关系，得到该目标卫星的纬度。进而根据该偏角与该目标卫星的相位之间的三角函数关系，得到该目标卫星相对于该经线圈上卫星位置的经度修正值，进而可根据该目标卫星在经线圈计算经度值的方式，加上该经度修正值，得到该目标卫星的经度。以该目标卫星的相位为基础，求出该目标卫星相位的正弦值以及轨道偏角的余弦值，将该正弦值以及余弦值相乘，并对乘积结果求反正弦值，即可得到该目标卫星的纬度。
当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，按照上述方式得到各目标卫星的经纬度，将各目标卫星的经纬度确定为各目标卫星坐标位置。
本发明实施例的一种卫星位置确定方法，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
为了更好的说明本发明实施例的卫星位置确定方法，可有图2所示的卫星轨道偏角示意图。在图2中，直线OA表示地轴，A为北极点，J为南极点。圆ADC为未发生偏转与经线圈重合的卫星运行轨道；圆GAF为垂直穿过轨道面ADC的经线圈，圆OGC为赤道圈，圆O′DM为纬度圈，其中，O′D||OC，O′D||MN。将圆ADC沿着经线圈GAF顺时针偏转γ后得到圆HMC，圆HMC即为垂直穿过轨道面的经线圈旋转γ时卫星的运行轨道。以下实施例均参考图2所示的位置关系对本发明实施例的卫星位置确定方法进行说明。
可选地，在本发明的卫星位置确定方法的一种实施例中，根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位，如图3所示。图3为本发明实施例的一种卫星位置确定方法的确定检测卫星相位的方法流程图，包括：
S301，通过检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到检测卫星的经度修正角。
本发明实施例为目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，确定检测卫星所对应的相位的方法实施例。具体如下：
按照图2所示的卫星轨道偏角示意图，假设卫星运行轨道与经线的偏角为γ，即轨道轴(直线OH)与地轴(直线OA)间夹角为γ(图1中∠AOH)，设检测卫星M的经度为θjm、纬度为θwm以及运行轨道为圆HMC，其当前相位为则可通过以下三角函数关系，确定该检测卫星M的相位具体计算方式如下：
通过该检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及该检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到该检测卫星的经度修正角。设该检测卫星的纬度为θwm，卫星运行轨道与经线的偏角为γ，设该检测卫星的经度修正角为Δθjm，则从图2所示的卫星轨道偏角示意图中可知，θwm、γ以及Δθjm存在如下三角函数关系：
tanθwm＝OO′/MO′
tanγ＝NO′/OO′
sinΔθjm＝NO′/MO′
联立上式，得：
sinΔθjm＝tanγ*tanθwm
即：
S302，通过检测卫星的纬度、经度修正角与检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位。
上述在得到该检测卫星的经度修正角Δθjm后，按照图2所示的卫星轨道偏角示意图，可通过该检测卫星的纬度θwm、该经度修正角Δθjm与该检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到该检测卫星所对应的相位具体如下：
cosθwm＝DO′/DO
cosΔθjm＝MN/MO′
MO＝DO
MO′＝DO′
联立上式，得：
即：
可见，在本发明实施例中可根据该检测卫星的经纬度坐标位置，以及该经纬度坐标位置与该检测卫星相位的三角函数关系，得到该检测卫星所对应的相位。即为通过经线圈与将该经线圈偏转一定角度形成的卫星实际运行轨道之间的三角函数关系，得到该检测卫星在实际轨道的相位，进而便于后期通过该检测卫星的相位，得到与该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星的相位。
可选地，在本发明的卫星位置确定方法的一种实施例中，根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位，可如图4所示。图4为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中确定各目标卫星相位的方法流程图，包括：
S401，通过查询信息表，得到检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值。
本发明实施例为根据检测卫星的相位，确定该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星相位的实施方法。
因为检测卫星的相位已知，每个卫星运动的周期相同，进而可知每个卫星的相位差值相同。在本发明实施例中，可通过该检测卫星的相位与当前所要确定的目标卫星之间的相位差值之间的关系，得到该目标卫星的相位。
在卫星发射时，每个卫星的运行速度已知，每个卫星的运动周期相同，则可知每两个卫星之间的相位差值固定。则在本步骤中，可通过记录每个卫星发射以及设置的运行参数(该参数包括卫星编号、卫星运行速度、卫星所在的运行轨道等)信息表，得到该检测卫星与所在卫星星座中当前所要确定的各目标卫星的相位差值。
S402，针对各目标卫星，以检测卫星的相位为基础，加上目标卫星与检测卫星之间的相位差值，得到第一数值。
上述步骤S401在根据该检测卫星的相位得到各目标卫星的各相位差值后，针对各目标卫星，以该检测卫星的相位作为基础，加上当前所要确定的目标卫星的相位差值，得到该目标卫星的第一数值。
按照上述方式确定每个目标卫星的第一数值。
S403，针对各目标卫星，将第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
步骤S402得到各目标卫星的第一数值后，在本步骤中，可基于卫星的运动规律，得到各目标卫星的相位。
具体为，针对各目标卫星，将当前所要确定的目标卫星的第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
为了更好的说明本发明实施例步骤S402和S403的计算方式，可由如下计算公式说明：
设该检测卫星当前相位为步骤S401得到所要确定的目标卫星与该检测卫星的相位差为 该目标卫星的相位为则有如下计算公式：
按照上述计算公式，得到各目标卫星的相位。该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星的相位可用Φ表示，即各目标卫星的当前相位可表示为：
可见，通过本发明实施例，可根据检测卫星的相位，实现简单、快速的推测出该检测卫星所在卫星星座中各目标卫星的当前相位。
可选地，在本发明的卫星位置确定方法的一种实施例中，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置，可如图5所示。图5为本发明实施例的一种卫星位置确定方法中确定目标卫星坐标位置的方法流程图，包括：
S501，通过目标卫星的相位、目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到目标卫星的纬度以及目标卫星的经度修正角。
本发明实施例为根据各目标卫星的当前相位，得到各目标卫星所对应的经纬度坐标位置的实施方法。
针对各目标卫星，在得到该目标卫星的相位后，当该目标卫星的运行轨道为经线圈，则可根据经线圈上卫星运行规律，直接得到该目标卫星的经纬度坐标位置。具体为，设该目标卫星的纬度为θw，目标卫星的相位为则可通过如下计算方式，得到各目标卫星的纬度：
为了避免所有卫星轨道在极点处交于一点(此时卫星的相位差分布不当便会使得卫星在极点处相撞)，实际星座中的卫星轨道都会沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度。本实施例为当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，在得到各卫星的相位后，如何确定该卫星所在相位处对应的经纬度。本步骤为根据目标卫星的相位得到该目标卫星的经度修正角的实施方法。具体如下：
按照图2所示的卫星轨道偏角示意图，通过该目标卫星的相位、该目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到该目标卫星的纬度以及该目标卫星的经度修正角。
以下以图2所示的卫星轨道偏角示意图中，目标卫星为k、该检测卫星为M为例说明三角函数关系，设θjk表示目标卫星k的经度，θwk表示目标卫星k的纬度，表示目标卫星k的相位，γ表示卫星轨道偏角，Δθjk表示目标卫星k相对于经线圈的经度修正角，则有如下三角函数关系：
sinθwk＝OO′/DO
cosγ＝OO′/NO
MO＝DO
联立上式，得：
即：
则按照该三角函数关系可得到该目标卫星k的纬度θwk，以及按照上述计算方式，可得到该检测卫星所在卫星星座各卫星的纬度。
另有：
tanΔθjk＝NO′/MN
sinγ＝NO′/NO
联立上式，得：
即：
特别的，当任一卫星的相位时，由几何关系易得该任一卫星的经度修正角Δθj＝±π/2，其中±号的选择与卫星进行计算时的运动状态有关：NN或SS状态取正，NS或SN状态取负。
则按照该三角函数关系可得到该目标卫星k相对于经线圈的经度修正值Δθjk。按照上述计算方式，进而得到该检测卫星所在卫星星座各卫星相对于经线圈的经度修正角。
S502，通过检测卫星的经度以及目标卫星的经度修正角，确定目标卫星的经度。
上述步骤S501在得到各目标卫星的纬度后，本步骤为得到各目标卫星的经度的实施方式。
针对各目标卫星，当目标卫星的运行轨道为经线圈时，则可根据经线圈上卫星运行规律，直接得到该目标卫星的经度。具体为，对于同轨道的两颗卫星，若同向运动则经度相同，若反向运动则经度差值为π。对于异轨道的两颗卫星，除了考虑运动方向，只需再加上轨道间隔。
例如，θjk表示该目标卫星K的经度，θjm表示该检测卫星M的经度，Δθoab表示该检测卫星M运行轨道的经线圈与该目标卫星K运行轨道的经线圈之间的轨道间隔，则通过检测卫星M确定异轨道的目标卫星K的经度可有如下计算公式：
当目标卫星的运行轨道为经线圈时，按照上述方式得到各目标卫星的经度。
当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，则按照如下方式确定各目标节点的经度：
步骤一，计算检测卫星的经度与检测卫星的经度修正角的差值，将差值作为检测卫星的基准经度值。
当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，通过找到该轨道与对应的经线圈之间的关系，进而根据各目标卫星与对应的经线圈的关系，推测出各目标卫星当前相位处所对应的经度。在本发明实施例中，将各目标卫星对应的经线圈相同位置处所在的经度定义为基准经度。例如图2所示的卫星轨道偏角示意图中，检测卫星M点所在轨道为圆HMC，该圆HMC为将圆ADC沿着经线圈GAF顺时针偏转γ后得到的轨道圈。假设检测卫星M点在旋转之前在圆ADC上对应E点，则E点的经度即为检测卫星M点的基准经度，M与E的实际经度差即为M的经度修正值。
例如，检测卫星M点的基准经度为θjsm，M点的经度修正值为Δθjm，则有如下关系：
θjm＝θjsm+Δθjm
则通过上述公式，可得到该检测卫星的基准经度值计算公式为：
θjsm＝θθm-Δθjm
步骤二，通过包含检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，计算目标卫星的基准经度值。
在上述步骤一中得到该检测卫星的基准经度θjsm后，可通过包含该检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，确定目标卫星的基准经度。该第一预设公式可表示为：
其中，θjsk表示目标卫星K的基准经度，θjsm表示该检测卫星的基准经度，Δθoab表示该检测卫星M与该目标卫星K的运行轨道的经度差。
当目标卫星的运行轨道为沿着垂直穿过轨道面的经线圈旋转一个角度得到的轨道时，按照上述方式得到各目标卫星的基准经度。
步骤三，通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算目标卫星的经度。
上述步骤二在得到各目标卫星的基准经度后，通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算目标卫星的经度。该第二预设公式可表示为：
θjk＝θjsk+Δθjk
其中，θjk表示该目标卫星K的经度，θjsk表示该目标卫星K的基准经度，Δθjk表示该目标卫星K的经度修正值。
则通过上述方式，可确定出该检测卫星所在卫星星座的各卫星的经度。
S503，将目标卫星的纬度和目标卫星的经度，确定为目标卫星的坐标位置。
上述根据目标卫星的相位，确定出各目标卫星所对应的经度以及纬度后，将各目标卫星的经度以及纬度形成的坐标，对应确定为各目标卫星的坐标位置。
可见，通过本发明实施例，可实现通过检测卫星的经纬度，以及各目标位置的相位，确定出各目标卫星的经纬度坐标位置，实现通过得到一个卫星的经纬度，进而推测出该卫星所在卫星星座的各卫星的经纬度，达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
为了更好地说明本发明实施例的一种卫星位置确定方法，以6条轨道、单轨8星的48星卫星星座为例，给出卫星轨道为经线圈情况下的伪代码。有偏角时在该算法的确定检测卫星的相位基础上加上经度修正角，以及通过目标卫星的相位确定目标卫星对应的经度时加上经度修正角、确定目标卫星对应的纬度时考虑偏角即可，不会影响整个算法的复杂度。
#define M＝6//轨道数
#defien N＝8//单轨道卫星数
//S(x,y)表示当前卫星
//int x＝当前轨道；
//int y＝当前单轨道上的卫星编号；
//S(x,y).cj检测卫星经度
//S(x,y).cw检测卫星纬度
//c0同轨道相位差＝360/N；
//c1相邻轨道相位差固定值
//c2相邻轨道经度差＝180/M；
//d卫星运动方向系数 向北运动＝1 向南运动＝-1；
bool flag＝0；
for(int i＝x；；i＝(i+1)％M){//遍历轨道
if(flag＝＝1)break；
if(i！＝x){//计算相邻轨道同编号卫星经纬度
S(i,y).cj＝(S((i+M-1)％M,y).cj+c2+180)％360-180；//经度范围-180～180
S(i,y).cw＝S((i+M-1)％M,y).cw+c1*d；
if(S(i,y).cw>90)S(i,j).cw＝180-S(i,j).cw；
if(S(i,y).cw<-90)S(i,j).cw＝-180-S(i,j).cw；
}
for(int j＝y；；j＝(j+1)％N){//遍历单轨道卫星
if(i＝＝x&&j＝＝y){
if(flag＝＝0){
flag＝1；
continue；//跳过该检测卫星
}else break；
}
//计算同轨道经纬度
S(i,j).cj＝S(i,(j+N-1)％N).cj；
S(i,j).cw＝S(i,(j+N-1)％N).cw+c0*d；
if(S(i,j).cw>90)S(i,j).cw＝180-S(i,j).cw；
if(S(i,j).cw<-90)S(i,j).cw＝-180-S(i,j).cw；
}
}
由于算法中的两个for循环为嵌套关系，故算法复杂度对于轨道数或单轨卫星数而言，其复杂度是Ο(n2)。而实际上面两个for循环的遍历结果是对星座中M*N颗卫星进行一次遍历，即对于星座中的卫星总数(或星座规模)而言，该算法的复杂度是Ο(n)。
可见，本发明实施例的卫星位置确定方法，通过检测一个卫星的经纬度，进而确定该卫星所在卫星星座各卫星的经纬度，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置的目标。另外，本发明实施例的算法复杂度低，对星上计算资源要求不高，为星座系统中的众多策略提供了高效、准确且稳健的底层数据支持。从星间路由层面上讲，本发明从高动态性和实时性两方面进行考虑，卫星可以在任意时刻、通过分布式的计算，得到当前的整个星座拓扑。区别于动态探测的方式，本发明避免了频繁的网络拓扑和链路信息交互，结合星座运动的规律性，通过本地计算即可得到星座拓扑。区别于快照存储的方式，本发明避免了卫星本地的离散拓扑存储，且摆脱了离散拓扑的限制，每一次推算所得到的星座拓扑都具有实时性。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种卫星位置确定装置，如图6所示。图6为本发明实施例的一种卫星位置确定装置结构示意图，装置包括：
检测卫星相位确定模块601，用于根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位；
目标卫星相位确定模块602，用于根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
目标卫星位置确定模块603，用于针对各目标卫星，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置。
本发明实施例的一种卫星位置确定装置，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
可选地，在本发明的卫星位置确定装置的一种实施例中，检测卫星相位确定模块601，包括：
检测卫星经度修正角确定子模块，用于通过检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到检测卫星的经度修正角；
检测卫星相位确定子模块，用于通过检测卫星的纬度、经度修正角与检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位。
可选地，在本发明的卫星位置确定装置的一种实施例中，目标卫星相位确定模块602，包括：
目标卫星相位差值确定子模块，用于通过查询信息表，得到检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值；
目标卫星第一数值确定子模块，用于针对各目标卫星，以检测卫星的相位为基础，加上目标卫星与检测卫星之间的相位差值，得到第一数值；
目标卫星相位确定子模块，用于针对各目标卫星，将第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
可选地，在本发明的卫星位置确定装置的一种实施例中，目标卫星位置确定模块603，包括：
目标卫星纬度确定子模块，用于通过目标卫星的相位、目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到目标卫星的纬度以及目标卫星的经度修正角；
目标卫星经度确定子模块，用于通过检测卫星的经度以及目标卫星的经度修正角，确定目标卫星的经度；
目标卫星位置确定子模块，用于将目标卫星的纬度和目标卫星的经度，确定为目标卫星的坐标位置。
可选地，在本发明的卫星位置确定装置的一种实施例中，目标卫星经度确定子模块，具体用于计算检测卫星的经度与检测卫星的经度修正角的差值，将差值作为检测卫星的基准经度值；通过包含检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，计算目标卫星的基准经度值；通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算目标卫星的经度。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种电子设备，如图7所示。图7为本发明实施例的一种电子设备结构示意图，包括处理器701、通信接口702、存储器703和通信总线704，其中，处理器701、通信接口702、存储器703通过通信总线704完成相互间的通信；
存储器703，用于存放计算机程序；
处理器701，用于执行存储器703上所存放的程序时，实现以下方法步骤：
根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位；
根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
针对各目标卫星，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置。
上述电子设备提到的通信总线704可以是外设部件互连标准(PeripheralComponent Interconnect，PCI)总线或扩展工业标准结构(Extended Industry StandardArchitecture，EISA)总线等。该通信总线704可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
通信接口702用于上述电子设备与其他设备之间的通信。
存储器703可以包括随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，也可以包括非易失性存储器(Non-Volatile Memory，NVM)，例如至少一个磁盘存储器。可选的，存储器703还可以是至少一个位于远离前述处理器701的存储装置。
上述的处理器701可以是通用处理器，包括中央处理器(Central ProcessingUnit，CPU)、网络处理器(Network Processor，NP)等；还可以是数字信号处理器(DigitalSignal Processing，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。
本发明实施例的一种电子设备，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质内存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现以下方法步骤：
根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位；
根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
针对各目标卫星，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置。
本发明实施例的一种计算机可读存储介质，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
为实现上述发明目的，本发明实施例还公开了一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行以下方法步骤：
根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及经纬度坐标位置与检测卫星相位的三角函数关系，得到检测卫星所对应的相位；
根据检测卫星的相位，以及检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
针对各目标卫星，根据目标卫星的相位与目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及检测卫星的经纬度坐标，得到目标卫星坐标位置。
本发明实施例的一种计算机程序产品，实现了高效的获取到低轨道卫星各卫星的实时位置。具体为，本发明实施例通过得到任一检测卫星的实时位置，结合星座运动的规律性进而推算出该检测卫星所在卫星星座的其他卫星位置，得到整个全局卫星的实时位置，实现了获取低轨道卫星星座中各卫星实时位置的目的。另外，本发明实施例通过任一卫星的位置可在任意时刻，通过分布式的计算，得到当前整个星座卫星的实时位置，比起现有技术中，只有在卫星运行到监测站的监测范围中才能获取位置信息的方式，本发明实施例可以更加高效的获取到卫星的实时位置，且通过一个卫星位置可推测出全局卫星的位置，也解决了现有技术无法通过一个卫星位置获得全局卫星位置的技术问题，进而达到了高效的获取全局卫星位置的目的。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置、电子设备及存储介质实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种卫星位置确定方法，其特征在于，所述方法包括：
根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位；
根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
针对各所述目标卫星，根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位，包括：
通过所述检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及所述检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星的经度修正角；
通过所述检测卫星的纬度、所述经度修正角与所述检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位，包括：
通过查询信息表，得到所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值；
针对各目标卫星，以所述检测卫星的相位为基础，加上所述目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，得到第一数值；
针对各目标卫星，将所述第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置，包括：
通过所述目标卫星的相位、所述目标卫星所在轨道与经线的偏角所对应的三角函数关系，得到所述目标卫星的纬度以及所述目标卫星的经度修正角；
通过所述检测卫星的经度以及所述目标卫星的经度修正角，确定所述目标卫星的经度；
将所述目标卫星的纬度和所述目标卫星的经度，确定为所述目标卫星的坐标位置。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述通过所述检测卫星的经度以及所述目标卫星的经度修正角，确定所述目标卫星的经度，包括：
计算所述检测卫星的经度与所述检测卫星的经度修正角的差值，将所述差值作为所述检测卫星的基准经度值；
通过包含检测卫星的基准经度以及目标卫星的基准经度的第一预设公式，计算所述目标卫星的基准经度值；
通过包含目标卫星的基准经度以及目标卫星的经度的第二预设公式，计算所述目标卫星的经度。
6.一种卫星位置确定装置，其特征在于，所述装置包括：
检测卫星相位确定模块，用于根据检测卫星的经纬度坐标位置，以及所述经纬度坐标位置与所述检测卫星相位的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位；
目标卫星相位确定模块，用于根据所述检测卫星的相位，以及所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，确定各目标卫星的相位；
目标卫星位置确定模块，用于针对各所述目标卫星，根据所述目标卫星的相位与所述目标卫星的经纬度坐标位置的三角函数关系，以及所述检测卫星的经纬度坐标，得到所述目标卫星坐标位置。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述检测卫星相位确定模块，包括：
检测卫星经度修正角确定子模块，用于通过所述检测卫星所在轨道与经线的偏角，以及所述检测卫星的纬度所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星的经度修正角；
检测卫星相位确定子模块，用于通过所述检测卫星的纬度、所述经度修正角与所述检测卫星相位所对应的三角函数关系，得到所述检测卫星所对应的相位。
8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述目标卫星相位确定模块，包括：
目标卫星相位差值确定子模块，用于通过查询信息表，得到所述检测卫星所在卫星星座中各目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值；
目标卫星第一数值确定子模块，用于针对各目标卫星，以所述检测卫星的相位为基础，加上所述目标卫星与所述检测卫星之间的相位差值，得到第一数值；
目标卫星相位确定子模块，用于针对各目标卫星，将所述第一数值与2π取余运算，并将所得到的余数确定为该目标卫星的相位。
9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，所述处理器、所述通信接口、所述存储器通过所述通信总线完成相互间的通信；
所述存储器，用于存放计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器上所存放的程序时，实现权利要求1-5任一所述的方法步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-5任一所述的方法步骤。
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