CN110429974B - 基于回归轨道星座的快速对准方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于回归轨道星座的快速对准方法和装置，涉及卫星通信技术领域，包括获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；按照固定周期和/或各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；根据标称轨道参数得到星历信息集合，并将星历信息集合装载于地面设备，以使地面设备根据星历信息集合与回归轨道星座进行对准，提高基于回归轨道星座的通信的可靠性。

Description

基于回归轨道星座的快速对准方法和装置
技术领域
本发明涉及卫星通信技术领域，尤其是涉及一种基于回归轨道星座的快速对准方法和装置。
背景技术
当前，地面常常需要与星座中卫星进行通信业务，但由于卫星在轨期间，会受到各种摄动力的长期作用，在这些摄动力的作用下，星座中的卫星会逐渐偏离设计轨道，不利于地面与卫星通信业务的顺畅进行。为了解决上述问题，一般采用参数偏置摄动补偿方式，通过星座轨道参数的整体设计来提高星座构型在摄动力作用下的稳定性。
但是，对于回归轨道星座来说，由于对星座构型的约束要求更高，为了保证与地面通信任务的正常进行，即需要维持回归轨道的星座构型不变，参数偏置补偿方法计算的结果往往需要较高的控制频率或较大的推进剂消耗。这导致回归轨道星座在轨期间构型保持的管理和控制较为复杂，地面设备对准卫星接入较为繁琐，基于回归轨道星座的通信的可靠性下降。
发明内容
本发明的目的在于提供基于回归轨道星座的快速对准方法和装置，提高基于回归轨道星座的通信的可靠性。
第一方面，本发明实施例提供一种基于回归轨道星座的快速对准方法，包括：
获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；
按照固定周期和/或所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，并将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准。
在可选的实施方式中，获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数，包括：
获取回归轨道星座的星座构型和所述回归轨道星座中各个卫星的轨道参数，所述轨道参数用于表征所述卫星的轨道位置；
根据所述各个卫星的轨道参数和摄动项计算保持所述星座构型不变的偏置量以及所述各个卫星的标称轨道参数，所述标称轨道参数用于表征在所述摄动项和所述偏置量的作用下，保持所述星座构型不变的最优轨道位置。
在可选的实施方式中，根据所述各个卫星的轨道参数和摄动项计算保持所述星座构型不变的偏置量以及所述各个卫星的标称轨道参数，包括：
按照第一周期计算保持所述星座构型不变的偏置量，并得到各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数,所述第一周期为期望两次偏置操作的间隔时长。
在可选的实施方式中，按照第一周期计算保持所述星座构型不变的偏置量，并得到各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数，包括：
根据摄动项和所述各个卫星的轨道参数一阶变化率的偏差计算所述各个卫星的偏置量，以使所述卫星按照所述偏置量机动到偏置标称轨道；
根据所述各个卫星的偏置量计算得到所述各个卫星的标称轨道参数。
在可选的实施方式中，根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，包括：
将各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数按照第二周期进行外推，得到星历信息集合，并将所述星历信息集合以预设格式存储在数据库中，所述第二周期为外推轨道位置步长。
在可选的实施方式中，按照各个卫星的所述标称轨道参数与所述实际轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动，包括：
按照第二周期各个卫星的标称轨道参数与实际轨道参数的比对情况和/或第三周期时长对卫星实施轨道机动，所述第三周期包括若干个第二周期。
在可选的实施方式中，按照第二周期各个卫星的标称轨道参数与实际轨道参数的比对情况和/或第三周期时长对卫星实施轨道机动，包括：
按照第二周期将所述卫星的实际轨道参数与所述卫星的标称轨道参数进行比对，若比对结果达到偏差阈值，则根据所述卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，按照所述机动控制量将所述卫星的实际轨道实施机动至所述卫星的标称轨道；
和/或，
按照第三周期根据所述卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，并根据所述机动控制量将所述卫星的实际轨道实施机动至所述卫星的标称轨道。
在可选的实施方式中，按照第二周期将所述卫星的实际轨道参数与所述卫星的标称轨道参数进行比对，包括：
按照第二周期在所述数据库中选取标称时刻所述卫星对应的标称轨道参数，其中，所述标称时刻与所述当前时刻距离预设时差；
将所述当前时刻所述卫星的实际轨道参数与所述标称时刻所述卫星的标称轨道参数进行比对。
在可选的实施方式中，将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准，包括：
将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备选择所述星历数据库集合中标称时刻的标称轨道参数，将所述标称时刻外推到当前时刻，得到外推结果，根据所述外推结果和当前地理位置计算得到各个卫星的视线方向，驱动移动设备天线与所述各个卫星进行对准。
第二方面，本发明实施例提供一种基于回归轨道星座的快速对准装置，包括：
获取模块，用于获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；
卫星控制模块，用于按照各个卫星的所述标称轨道参数与所述实际轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
装载对准模块，用于根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，并将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准。
本发明实施例提供了一种基于回归轨道星座的快速对准方法和装置，按照固定周期和/或各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动，使得实际轨道参数与标称轨道参数一致，已装载星历信息集合的地面设备根据标称轨道参数进行对准，进而实现地面设备与实际轨道对准通信的目的，提高回归轨道星座与地面通信的可靠性。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的一种基于回归轨道星座的快速对准方法简易流程图；
图2为本发明实施例提供的另一种基于回归轨道星座的快速对准方法详细实施流程图；
图3为本发明实施例提供的一种星座构型示意图；
图4为本发明实施例提供的一种星座星下点轨迹示意图；
图5为5年期间星座每颗卫星的升交点赤经平均误差变化曲线；
图6为5年期间星座每颗卫星的沿迹角误差变化曲线；
图7为本发明实施例提供的一种基于回归轨道星座的快速对准装置的功能模块图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。
回归轨道星座的特点是星座内的所有卫星(或按组)重复相同的星下点轨迹，由于星下点轨迹与地面相对关系固定，有助于按需部署星座服务能力，也能简化地面测控和星座管理的工作。因此，在卫星通信、导航、遥感等领域，回归轨道星座具有良好的应用前景。
卫星在轨期间，会受到各种摄动力的长期作用，这些摄动力的来源包括地球引力场分布不均匀、第三天体引力、太阳光压、大气阻力等。在这些摄动力的作用下，星座中的卫星会逐渐偏离设计轨道，卫星相对位置关系发生变化，这将破坏星座构型，大幅恶化星座的服务性能。回归轨道星座的构型特点明显，摄动力导致的构型恶化程度更为严重。因此，星座构型设计时必须考虑摄动力影响，设计构型保持方法。
针对一般类型的通用星座构型保持的设计思路主要是利用参数偏置摄动补偿的方法，通过星座轨道参数的整体设计来提高星座构型在摄动力作用下的稳定性。回归轨道星座由于对星座构型的约束要求更高(例如对卫星间升交点赤经和相位等参数的相对关系要求更为苛刻)，参数偏置补偿方法计算的结果往往需要较高的控制频率或较大的推进剂消耗。这导致回归轨道星座在轨期间构型保持的管理和控制较为复杂，星座可靠性下降。
回归轨道星座均为非静止轨道卫星，对地服务时，地面设备需要根据卫星星历实时对准卫星接入。由于卫星在轨期间始终受到摄动力的影响，轨道随时间漂移，卫星星历的有效期一般只有几天。这就导致地面设备需要频繁更新星历，否则就无法计算出卫星的实时位置。对于一些长期未开机或无法在接入系统前获得实时星历的地面设备，快速估计卫星实时位置以对准卫星成为难题。
基于此，本发明实施例提供的一种基于回归轨道星座的快速对准方法和装置，可以提高回归轨道星座与地面通信的可靠性。
为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种基于回归轨道星座的快速对准方法进行详细介绍。
图1为本发明实施例提供的一种基于回归轨道星座的快速对准方法简易流程图。
参照图1，基于回归轨道星座的通信的方法流程属于移动通信中卫星通信系统技术，包括以下步骤：
步骤S102，获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数。
步骤S104，按照固定周期和/或各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动。
步骤S106，根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，并将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准。
在实际应用的优选实施例中，按照固定周期和/或各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动，使得实际轨道参数与标称轨道参数一致，已装载星历信息集合的地面设备根据标称轨道参数进行对准，进而实现地面设备与实际轨道对准通信的目的，提高回归轨道星座与地面通信的可靠性。
其中，轨道参数包括半长轴、轨道倾角、偏心率、升交点赤经、近地点幅角和平近点角。
这里，根据星座业务特征、用户分布、速率和容量需求、覆盖重数需求、用频需求、建设和运营成本等设计约束进行星座构型，设计采用回归轨道的星座构型。针对星座中每颗卫星，给出设计轨道参数，通常为回归轨道的六根数。对于星座中第i颗卫星，轨道参数通常的表现形式为半长轴ai、轨道倾角ii、偏心率ei、升交点赤经Ωi、近地点幅角ωi和平近点角Mi。也可采用其他变量表述的轨道参数，但轨道参数彼此之间都是等价的，此方面为本领域技术人员普遍掌握的基本技术，在此不再展开。
为了获取保持星座构型不变的轨道参数，上述步骤S102，还包括以下步骤：
A、获取回归轨道星座的星座构型和所述回归轨道星座中各个卫星的轨道参数，所述轨道参数用于表征所述卫星的轨道位置；
B、根据所述各个卫星的轨道参数和摄动项计算保持所述星座构型不变的偏置量以及所述各个卫星的标称轨道参数，所述标称轨道参数用于表征在所述摄动项和所述偏置量的作用下，保持所述星座构型不变的最优轨道位置。
这里，根据回归轨道星座构型获知星座中各个卫星的轨道参数，再结合摄动项计算保持星座构形不变的偏置量以及在上述偏置量下各个卫星轨道的位置(标称轨道参数)，以获知各个卫星的标称轨道参数，即可使地面设备进行对准，实现回归轨道星座与地面的通信。
为保证在回归轨道与地面通信时,可及时获得标称轨道参数，提高回归轨道与地面的通信效率，上述步骤B包括：
按照第一周期计算保持星座构型不变的偏置量，并得到各个第一周期的各个卫星的标称轨道参数，其中，第一周期为期望两次偏置操作的间隔时长。
需要说明的是，由于采用回归轨道星座构型设计，每颗卫星的轨道参数之间受到特殊的数学规律约束，例如升交点赤经的差为固定值、升交点赤经地理经度不变、星下点轨迹南北对称、卫星等相位均匀分布等。可以通过星座构型构建约束方程的数学表达式，可表述为：f(Xi)＝0，其中Xi＝[ai ii ei Ωi ωi Mi]T为第i颗卫星的轨道参数。
具体地，可根据摄动项和各个卫星的轨道参数一阶变化率的偏差计算各个卫星的偏置量，以使所述卫星轨道按照所述偏置量机动到偏置标称轨道；根据各个卫星的偏置量计算得到各个卫星的标称轨道参数。
这里，在考虑地球J2摄动项的影响下，卫星平均轨道参数(根据星座中各个卫星轨道参数求平均)的摄动方程，记为：
Figure BDA0002158263360000081
进而可以得到轨道参数一阶变化率的偏差与轨道参数偏置量的关系：
Figure BDA0002158263360000082
其中，设每颗卫星的标称轨道参数较设计轨道参数存在偏置量：[Δa Δi Δe ΔΩ Δω ΔM]T，代入约束方程中的数学表达式，可以将数学约束写为：
Figure BDA0002158263360000091
其中，ΔT为第一周期，即期望两次偏置操作的间隔时长，地球J2摄动量为固定常量。
再通过包含且不限于打靶法等最优解求法，按照一定周期求解最优轨道参数的偏置量[Δa Δi Δe ΔΩ Δω ΔM]T，使得卫星在每个周期内都满足：f(H([Δa Δi ΔeΔΩ Δω ΔM]T)*ΔT)最小，即可得到星座中各颗卫星在各个周期的标称轨道参数。卫星按照偏置后的标称轨道发射入轨，并每隔ΔT时刻在轨实施轨道偏置操作(每隔ΔT时刻求解当前轨道的偏置量以及最优解，进而知晓标称轨道参数)，根据偏置操作得到的标称轨道参数，将卫星送入下一周期的偏置标称轨道(根据偏置操作得到的标称轨道参数得到的标称轨道即为下一周期的偏置标称轨道)上，此时的星座实际构型可始终满足设计约束，即星座轨道构型保持不变。
其中，打靶法为用某种离散化数值步骤求出常微分方程边值问题在离散点上的近似解的方法。
进一步的，上述步骤S106中星历信息集合通过以下步骤获得，包括：
将各个第一周期的各个卫星的标称轨道参数按照第二周期进行外推,得到星历信息集合,并将星历信息集合以预设格式存储在数据库中。
如，根据考虑J2摄动的轨道动力学模型(摄动方程)和各颗卫星的偏置标称轨道参数，以Δt为第二周期(例如1天)，进行外推得到对应时刻点上标称轨道的星历信息集合，并以预设格式或固定格式存入数据库，其中，第二周期为外推轨道位置步长。
这里的固定格式一般包括对于某卫星、某一时刻的六个根数的保持对应关系的格式。
本发明实施例通过列写的约束方程和摄动方程，计算轨道参数偏置量，以抵消摄动项对星座轨道的长期影响，实现回归轨道星座长期在轨构型保持，降低星座在轨构型保持的燃料消耗和管理负担。
进一步的，为了使回归轨道与地面通信时，实际轨道与标称轨道保持一致，上述实施例提供的步骤S106还包括以下步骤：
按照第二周期各个卫星的标称轨道参数与实际轨道参数的比对情况和/或第三周期时长对卫星实施轨道机动，作为一种可选的实施例，第三周期可包括若干个第二周期。
其中，可包括：按照第二周期将卫星的实际轨道参数与卫星的标称轨道参数进行比对，若比对结果达到偏差阈值，则根据卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，按照机动控制量将卫星的实际轨道实施机动至卫星的标称轨道；
这里，上述比对方式可包括：按照第二周期在数据库中选取标称时刻卫星对应的标称轨道参数，其中，标称时刻与当前时刻距离预设时差；将当前时刻卫星的实际轨道参数与标称时刻卫星的标称轨道参数进行比对。
上述比对方式还包括：若在数据库中未找寻到标称时刻的标称轨道参数或标称时刻的标称轨道参数不符合预设参数要求，则根据数据库中非标称时刻的标称轨道参数外推出标称时刻的符合预设参数要求的标称轨道参数。
和/或，
按照第三周期根据卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，并根据机动控制量将卫星的实际轨道实施机动至卫星的标称轨道。
3、控制调整后的回归轨道星座与地面进行通信。
可以理解的是，卫星实际在轨运行时，可以通过各种手段获得自身的实际轨道参数，这些手段可以包括但不限于星载GPS/BD接收机、地面测控、天基测控等手段，此方面为本领域技术人员普遍掌握的基本技术，这里不再展开。在每个Δt步长时刻计算实际轨道位置与数据库中存储的标称轨道位置在该时刻的轨道位置之间的偏差。当偏差达到某一阈值、和/或经过若干个Δt步长后，轨道机动算法计算由当前位置机动到标称轨道位置所需的控制量，并按照计算结果实施轨道机动，将实际轨道与标称轨道对齐。
其中，将星历信息集合装载于地面设备，以使地面设备选择星历数据库集合中标称时刻的标称轨道参数，将标称时刻外推到当前时刻，得到外推结果，根据外推结果和当前地理位置计算得到各个卫星的视线方向，驱动移动设备天线与各个卫星进行对准。
在一种可能的应用场景中，地面设备通过出厂预置、在线/离线更新获得存储有卫星星座中各个卫星各个周期标称轨道参数的数据库。地面设备开机后，如果没有收到星座各颗卫星最近时刻的实时星历，则地面设备通过卫星导航等手段获得自身的时间和地理位置，并根据当前时刻在数据库中选择最临近时刻的标称轨道星历数据。以此为起点，利用轨道动力学模型，积分计算得到当前时刻点上标称轨道的轨道位置，并认为此位置与卫星实际在轨位置相同。上述轨道动力学模型，根据外推精度要求和设备实际计算能力，可以选择简单二体动力学模型，也可以是考虑J2-J4项摄动、日月引力摄动等因素的高精度动力学模型。地面设备根据自身地理位置和卫星在轨位置，驱动天线指向卫星并接入卫星网络。
本发明实施例还提出基于偏置标称轨道的星历数据库的计算方法，保证地面设备在无实时星历的情况下，快速估算出星座各颗卫星的准确位置，满足快速对准要求。
本发明实施例提供的快速对准方法，涉及回归轨道星座的构型保持和快速对准，利用回归轨道特有的数学约束，求解偏置标称轨道，并控制实际运行轨道与标称轨道对齐，达到以较小燃料消耗长期保持回归轨道星座构型的目的。利用该构型保持方法，还可以通过预先计算的标称轨道星历数据库，实现地面设备在无实时星历的情况下快速对准星座中卫星。
本发明实施例还包括另一种回归轨道与地面快速对准方法，如图2所示：包括地面设计部分、卫星在轨部分和地面设备部分；
地面设计部分包括：
星座构型设计模块，用于根据业务需求，设计星座构型，得到设计轨道；根据构型特点，列写设计约束方程。
这里，根据回归轨道星座设计轨道的星座构型得到回归轨道星座中各颗卫星的设计轨道参数，并分析星座构型设计的约束条件。
标称轨道计算模块，用于列写摄动方式，并根据摄动方式改写约束方程；求解新的约束方程，得到需要设置的偏置量，进而得到偏置量的标称轨道。
其中，根据设计轨道参数和约束条件，按照预设第一周期计算星座中各颗卫星轨道的偏置量和各颗卫星的标称轨道。标称轨道与设计轨道相比，在某些轨道参数上增加偏置量，用于抵消J2摄动项对星座设计轨道参数的长期影响。
高精度轨道外推模块，用于按照给定的周期计算偏置标称轨道的高精度星历，并形成偏置标称轨道星历数据库。
这里，根据高精度动力学模型，按照预设第二周期(给定时刻点)外推标称轨道，并给出相应时刻点上，标称轨道的星历信息集合。
其中，星历信息集合包括卫星轨道精确位置或轨迹表。
卫星在轨部分包括：
实际轨道控制模块，用于在轨器件，卫星按照偏置方案，定期实施偏置操作，在轨实时测量卫星实际轨道，并与偏置标称轨道对比，当误差超过限值时，实施在轨位保操作，消除误差。
具体地，在轨期间根据标称轨道和偏置量定期对卫星轨道实施偏置操作。实时测量星座中各颗卫星的在轨实际轨道，并与标称轨道比对，当两者偏差达到给定条件时，实施轨道机动，消除实际轨道与标称轨道之间的偏差。
其中，给定条件包括实际轨道与标称轨道比对结果超过阈值和时间达到预设周期时刻，实际轨道与标称轨道比对结果超过阈值或时间达到预设周期时刻。
地面设备部分包括：
首先，地面设备利用出厂预装在线、离线更新等途径获得偏置标称轨道星历数据库；
轨道快速对准模块，用于地面设备在未获得实时高精度星历的情况下，在偏置标称轨道数据库中选择最近时刻的星历数据，经过短期外推，获得卫星当前位置的估计值；地面设备根据对卫星当前位置的估计值，驱动天线指向卫星，实现快速对准。
具体地，将标称轨道的星历信息集合装载于地面设备，根据地面设备当前时刻，选择星历信息集合中合适的时刻点(距当前时刻最近的周期时刻)及相应的预先计算好的标称轨道星历，将标称轨道星历外推到当前时刻。
这里，地面设备根据外推结果得到星座各颗卫星在当前时刻的轨道位置，再根据地面设备自身的地理位置计算得到各颗卫星的视线方向，并移动设备天线按需对准卫星。
本发明由于采用了上述技术方案，其具有以下优点：1、本发明能够克服摄动项对回归轨道星座轨道参数的长期影响，基于偏置量得到的标称轨道是满足回归轨道星座的数学约束的最优解，卫星在轨控制实际轨道跟踪标称轨道，能够以较小的燃料代价实现回归轨道星座构型保持。较已有的构型保持策略相比，本发明能够满足回归轨道星座数学特征，且燃料需求较小。2、本发明能够保证地面设备在没有实时星历的情况下，利用预先计算好的标称轨道星历数据，快速计算高精度的外推星历，快速估算出星座各颗卫星的准确位置并对准卫星，实现地面设备快速对准卫星。较已有的对准方法相比，本发明不需要实时星历信息，满足设备长期离线后快速对准需求，且计算代价小、计算精度高。
本申请还提供一实施例如下，验证本申请较已有的构型保持策略相比，能够满足回归轨道星座数学特征，且燃料需求较小。
针对由8颗卫星组成的回归轨道星座，基本参数为半长轴26561.78km，倾角为53.13°，偏心率为0，升交点地理经度为40°E，8颗卫星的星下点轨迹组成一条连续的闭合曲线。星座的轨道构型如图3所示，星下点轨迹如图4所示。
根据步骤S201，根据回归轨道星座设计约束条件。实际应用过程中的回归轨道星座除了基本的半长轴、偏心率、轨道倾角约束外，还需要满足以下几点设计约束：
1、所有卫星共星下点轨迹，轨道周期1/2恒星日。
2、星下点轨迹第一个穿越赤道点位于东经40°。
3、所有卫星在星下点轨迹上均匀分布，彼此间隔相同。
根据上述约束，可将步骤1中f(Xi)如下描述：
Figure BDA0002158263360000141
其中，Δtan,i表示卫星从升交点运动到当前位置所需要的时间，θg,i表示卫星位于升交点位置时的格林威治恒星时，ωe为地球自转角速度。上式前三行约束了单颗卫星的周期、倾角和形状，第4行指所有卫星共星下点轨迹，第5行指星下点轨迹第一个穿越赤道点位于东经40°，第6行指所有卫星在星下点轨迹上均匀分布。
根据步骤S202，列写考虑地球J2摄动项的影响下的卫星平均轨道参数的摄动方程如下：
Figure BDA0002158263360000151
其中
Figure BDA0002158263360000152
为轨道的平均运动。
定义卫星沿迹角u＝ω+M，暂不考虑偏心率误差，可将摄动方程简写为：
Figure BDA0002158263360000153
其中，
Figure BDA0002158263360000154
考虑到卫星沿迹角的定义，Δtan,i即为卫星从升交点运动到当前位置所需要的时间，因此有
Figure BDA0002158263360000155
可将f(Xi)表达式中第5行改写为：
Figure BDA0002158263360000156
从而有：
Figure BDA0002158263360000157
定义第i颗卫星的真实沿迹角为
Figure BDA0002158263360000158
设计轨道的沿迹角为ui，则有沿迹角误差：
Figure BDA0002158263360000161
定义第i颗卫星的真实升交点赤经为
Figure BDA0002158263360000162
整星座的平均升交点赤经漂移量为
Figure BDA0002158263360000163
可将f(Xi)表达式中第6行改写为升交点赤经平均误差：
Figure BDA0002158263360000164
根据式(7)、(8)将f(Xi)改写为：
Figure BDA0002158263360000165
将式(3)代入式(9)，即有：
Figure BDA0002158263360000166
根据步骤S202，求解式(10)，可得到最优轨道参数的偏置量：Δa和Δi。
按照星座构型保持5年，偏置间隔时间ΔT为1年计算，可以得到半长轴和轨道倾角每年的偏置量，5次轨道偏置计算结果如下表所示：
表1
Figure BDA0002158263360000167
Figure BDA0002158263360000171
按照上述偏置量实施偏置控制，得到5年期间，各颗卫星的升交点赤经平均误差和沿迹角误差的变化曲线分别如图5、图6所示，相较原点，误差很小。
根据步骤203，以1天为间隔，按照步骤S202中的计算得到的每年每颗卫星的半长轴和轨道倾角偏置量，计算每颗卫星在每个时间点上的轨道参数，称为偏置标称轨道参数。将偏置标称轨道参数以标准格式存为数据库，即可得到偏置标称轨道星历数据库，例如以两行根数格式存储星历，共8星×8年×365天＝23360组两行根数，每组两行根数使用140字节，8年整个星座的偏置标称轨道星历数据库共占3.27M字节。两行根数为本领域专业人员熟知的概念，此处不再展开说明。
根据步骤S204，卫星发射入轨后，可按照步骤S202计算得到的每个周期的偏置量，在预设特定的时刻实施轨道偏置操作，将卫星送入下一周期的偏置标称轨道中。
在卫星日常运行期间，通过各种手段获得自身的实际轨道参数，并与当前周期的偏置标称轨道进行对比，当两者偏差达到给定限值或满足其他条件(例如每两周一次例行位保等)时，计算由当前位置机动到标称轨道位置所需的控制量，并按照计算结果实施轨道机动，将实际轨道与标称轨道对齐。此操作可以保证卫星实际轨道与偏置标称轨道始终对齐，误差始终在容忍限内。
可见，按照上述流程，回归轨道星座可长期保持较好的在轨构型，始终满足设计约束。
根据步骤S205，地面设备出厂前预装步骤S203中计算得到的偏置标称轨道星历数据库。之后在需要接入卫星时，首先判断是否有实时高精度星历，如果没有，则根据当前时刻，在偏置标称轨道星历数据库中选择最近时刻的星历数据，由地面设备的轨道快速对准模块外推计算当前星座中各颗卫星实际位置的估计值。此处计算得到的卫星实际位置估计值是偏置标称轨道上的位置。由于步骤S204保证了卫星实际轨道和偏置标称轨道始终对齐，误差不超限，因此地面设备计算得到的卫星实际位置的估计值与卫星的实际位置相差很小。地面设备据此估计值驱动天线，便可对准卫星。
可见，按照上述流程，地面设备在长期离线，无法获得实时星历的情况下，也能快速对准卫星。
如图7所示，本发明实施例还提供一种基于回归轨道星座的通信装置，包括：
获取模块，用于获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；
卫星控制模块，用于按照固定周期和/或各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
装载对准模块，用于根据标称轨道参数得到星历信息集合，并将星历信息集合装载于地面设备，以使地面设备根据星历信息集合与回归轨道星座进行对准。
本发明实施例提供的基于回归轨道星座的通信装置，与上述实施例提供的基于回归轨道星座的快速对准方法具有相同的技术特征，所以也能解决相同的技术问题，达到相同的技术效果。
本发明实施例所提供的基于回归轨道星座的快速对准方法和装置的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统和装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例提供的基于回归轨道星座的快速对准方法的步骤。
本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行上述实施例的基于回归轨道星座的快速对准方法的步骤。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，包括：
获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；
按照固定周期和/或所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，并将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准；
按照固定周期和/或所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动包括：
按照固定周期对卫星实施轨道机动；
或者，
按照所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
或者，
按照固定周期，以及所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动。
2.根据权利要求1所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数，包括：
获取回归轨道星座的星座构型和所述回归轨道星座中各个卫星的轨道参数，所述轨道参数用于表征所述卫星的轨道位置；
根据所述各个卫星的轨道参数和摄动项计算保持所述星座构型不变的偏置量以及所述各个卫星的标称轨道参数，所述标称轨道参数用于表征在所述摄动项和所述偏置量的作用下，保持所述星座构型不变的最优轨道位置。
3.根据权利要求2所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，根据所述各个卫星的轨道参数和摄动项计算保持所述星座构型不变的偏置量以及所述各个卫星的标称轨道参数，包括：
按照第一周期计算保持所述星座构型不变的偏置量，并得到各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数,所述第一周期为期望两次偏置操作的间隔时长。
4.根据权利要求3所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，按照第一周期计算保持所述星座构型不变的偏置量，并得到各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数，包括：
根据摄动项和所述各个卫星的轨道参数一阶变化率的偏差计算所述各个卫星的偏置量，以使所述卫星按照所述偏置量机动到偏置标称轨道；
根据所述各个卫星的偏置量计算得到所述各个卫星的标称轨道参数。
5.根据权利要求4所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，包括：
将各个所述第一周期的所述各个卫星的标称轨道参数按照第二周期进行外推，得到星历信息集合，并将所述星历信息集合以预设格式存储在数据库中，所述第二周期为外推轨道位置步长。
6.根据权利要求5所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，按照固定周期和/或所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动，包括：
按照所述第二周期各个卫星的标称轨道参数与实际轨道参数的比对情况和/或第三周期时长对卫星实施轨道机动，所述第三周期包括若干个第二周期。
7.根据权利要求6所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，按照第二周期各个卫星的标称轨道参数与实际轨道参数的比对情况和/或第三周期时长对卫星实施轨道机动，包括：
按照第二周期将所述卫星的实际轨道参数与所述卫星的标称轨道参数进行比对，若比对结果达到偏差阈值，则根据所述卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，按照所述机动控制量将所述卫星的实际轨道实施机动至所述卫星的标称轨道；
和/或，
按照第三周期根据所述卫星的实际轨道参数和标称轨道参数计算机动控制量，并根据所述机动控制量将所述卫星的实际轨道实施机动至所述卫星的标称轨道。
8.根据权利要求7所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，按照第二周期将所述卫星的实际轨道参数与所述卫星的标称轨道参数进行比对，包括：
按照第二周期在所述数据库中选取标称时刻所述卫星对应的标称轨道参数，其中，所述标称时刻与当前时刻距离预设时差；
将所述当前时刻所述卫星的实际轨道参数与所述标称时刻所述卫星的标称轨道参数进行比对。
9.根据权利要求1所述的基于回归轨道星座的快速对准方法，其特征在于，将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准，包括：
将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备选择所述星历信息集合中标称时刻的标称轨道参数，将所述标称时刻外推到当前时刻，得到外推结果，根据所述外推结果和当前地理位置计算得到各个卫星的视线方向，驱动移动设备天线与所述各个卫星进行对准。
10.一种基于回归轨道星座的快速对准装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取回归轨道星座中各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数；
卫星控制模块，用于按照固定周期和/或所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
装载对准模块，用于根据所述标称轨道参数得到星历信息集合，并将所述星历信息集合装载于地面设备，以使所述地面设备根据所述星历信息集合与所述回归轨道星座进行对准；
其中，所述卫星控制模块用于按照固定周期对卫星实施轨道机动；
或者，
所述卫星控制模块用于按照所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动；
或者，
所述卫星控制模块用于按照固定周期，以及所述各个卫星的实际轨道参数和标称轨道参数的比对情况，对卫星实施轨道机动。
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