CN113525719B - 一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质，所述方法包括：在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，所述标称轨道的高度大于所述停泊轨道的高度；基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座。

Description

一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质

技术领域

本申请涉及卫星部署技术领域，特别地涉及一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质。

背景技术

近年来，随着卫星技术的快速发展和低轨(Low Earth Orbit，LEO)宽带互联网建设需求的不断增加，低轨大规模星座发展日新月异。集成化和自动化测试技术的发展，卫星批量制造、火箭回收利用以及一箭多星技术成为现实。LEO卫星因其信号传输时延低，路径损耗小，入轨成本低、覆盖范围广而受到青睐，各国非常重视大规模低轨星座在未来所发挥作用。

从低轨星座的发展历程和趋势来看，建设天地一体化信息网络，将是未来研究的热点。加快我国的大规模低轨星座部署，充分发挥低轨互联网星座的能力，有利于增强太空感知能力，对全球通信、导航、遥感有很大的提升。但是相关技术中都是通过一箭多星部署一个轨道，要形成星座，需要较长的部署周期。

发明内容

针对上述问题，本申请提供一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质。

本申请提供了一种大规模低轨卫星星座的部署方法，包括：

在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度；

基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；

基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座的N个轨道面；其中，2≤i≤N，N为正整数。

在一些实施例中，在形成卫星星座后，所述方法还包括：

控制各个轨道面中的各个卫星的长半轴、倾角，以使各个轨道面中各个卫星的升交点赤经漂移率小于预设阈值。

在一些实施例中，在火箭与多个卫星分离后，且控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面之前，所述方法还包括：

获取各个卫星的检测数据；

基于所述检测数据确定各个卫星是否存在故障；

将存在故障的卫星进行故障处理。

在一些实施例中，所述方法还包括：

基于第i组卫星中相邻两个卫星之间的相位差和所述调整时间，控制各个卫进行相位调整，以使第i组卫星中各个卫星在进入所述标称轨道时，相邻两个卫星之间的相位差满足相位要求。

在一些实施例中，所述N为3，所述方法还包括：

确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间；

基于所述爬升时间、第3组卫星中最后一个卫星的进入时间、在第一组卫星与火箭分离时的升交点赤经和平均每天升交点漂移率，计算所述第一轨道面的升交点赤经；

基于所述第一轨道面的升交点赤经调整所述第一轨道面；

基于第一轨道面的升交点赤经与所述第一组卫星与所述第i组卫星的升交点赤经差，确定第i轨道面升交点赤经，并基于第i轨道面升交点赤经调整所述第i轨道面。

在一些实施例中，所述确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间，包括：

获取标称轨道的第一高度、所述第一组卫星从与火箭分离后卫星启动推进器的第二高度和推进器推力所述对应的速度增量；

确定所述第一高度和第二高度的高度差；

基于所述高度差和速度增量，确定爬升时间。

在一些实施例中，每一组卫星中包括备份星，所述方法还包括：

在第i组卫星中的卫星存在故障的情况下，基于霍曼转移公式控制备份星替换存在故障的卫星，

其中，霍曼转移公式为：

其中，r_A与r_B对应于初试轨道和目标轨道的半径，ΔV_A为第一次速度冲量，ΔV_B为第二次速度冲量，ΔV_S两次速度冲量之和，Δt为转移时间，μ为地球引力常数。

在一些实施例中，所述方法还包括：部署仓储轨道，所述仓储轨道上设有备份星，所述仓储轨道用于向标称轨道提供备份星，其中，所述仓储轨道的高度小于所述标称轨道的高度。

本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署装置，包括：

第一控制模块，在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度；

第一确定模块，用于基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；

第二控制模块，用于基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座；其中，其中，2≤i≤N，N为正整数。

本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署设备，包括存储器和处理器，所述存储器上存储有计算机程序，该计算机程序被所述处理器执行时，执行上述任意一项所述卫星星座的部署方法。

本申请实施例提供一种存储介质，该存储介质存储的计算机程序，能够被一个或多个处理器执行，能够用来实现上述任一项所述卫星星座的部署方法。

本申请提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质，通过将多个卫星进行分组，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面，第i组卫星停留在停泊轨道，通过第一轨道面与第i组卫星形成的第i轨道面之间的赤交点赤经差来控制第i分组中各个卫星的调整时间，通过调整时间中的停留时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于调整时间中的爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座的N个轨道面，实现了一个火箭发射多个卫星并形成多个轨道面，可以减少星座部署的时长。

附图说明

在下文中将基于实施例并参考附图来对本申请进行更详细的描述。

图1为本申请实施例提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法的实现流程示意图；

图2为本申请实施例提供的一种卫星星座的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的一种备份星替换故障星的过程示意图；

图4为本申请实施例提供的一种卫星星座的部署的实现流程示意图；

图5为本申请实施例提供一种卫星星座的结构示意图；

图6为本申请实施例提供的一种卫星星座的部署装置的结构示意图；

图7为本申请实施例提供的卫星星座的部署设备的组成结构示意图。

在附图中，相同的部件使用相同的附图标记，附图并未按照实际的比例绘制。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请作进一步地详细描述，所描述的实施例不应视为对本申请的限制，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它实施例，都属于本申请保护的范围。

在以下的描述中，涉及到“一些实施例”，其描述了所有可能实施例的子集，但是可以理解，“一些实施例”可以是所有可能实施例的相同子集或不同子集，并且可以在不冲突的情况下相互结合。

如果申请文件中出现“第一\第二\第三”的类似描述则增加以下的说明，在以下的描述中，所涉及的术语“第一\第二\第三”仅仅是是区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，“第一\第二\第三”在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序，以使这里描述的本申请实施例能够以除了在这里图示或描述的以外的顺序实施。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中所使用的术语只是为了描述本申请实施例的目的，不是旨在限制本申请。

基于相关技术中存在的问题，本申请实施例提供一种卫星星座的部署方法，所述方法应用于卫星星座的部署设备，所述卫星部署设备可以是电子设备，电子设备可以是计算机。本申请实施例提供的控制方法所实现的功能可以通过充电桩的处理器调用程序代码来实现，其中，程序代码可以保存在计算机存储介质中。

本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署方法，图1为本申请实施例提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法的实现流程示意图，如图1所示，包括：

步骤S101，在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度。

本申请实施例中，通过运载火箭将多个卫星送入低于停泊轨道的高度，进行有序的星箭分离，卫星分离后，依靠惯性飞行一段距离后，控制各个卫星的推进器工作。多个卫星可以分为N个组，每一个组用于形成一个轨道面，每个组中的卫星的数量可以相同，示例性地，有60个卫星，有3个组，每个组有卫星20个。本申请实施例中，每个组中的卫星包括备份星，用于在当各个组中存在故障星的情况下，控制备份星替换故障星。

本申请实施例中，针对第一组卫星，在火箭与卫星分离后，通过控制推进器，将第一组卫星送入到标称轨道形成第一轨道面。通过控制推进器将第2组卫星至第N组卫星推入停泊轨道，并在停泊轨道停留。本申请实施例中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度，示例性地，标称轨道的高度为550km，停泊轨道的高度为350km。本申请实施例中，N可以为3。

本申请实施例中，由于在卫星发射过程中，可能卫星会存在故障，在通过推进器控制卫星进入停泊轨道之前，需要对各个卫星进行故障检测，以确保进入停泊轨道的卫星为无故障卫星。

步骤S102，基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间。

本申请实施例中，通常为了形成多个轨道面，第i组卫星与第一组卫星之间存在升交点赤经差。所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差是预先设定好的，例如，当N为3时，当i为2时，所述第一轨道面与所述第2组卫星欲形成的第2轨道面之间的升交点赤经差为20°，当i为3时，所述第一轨道面与所述第3组卫星欲形成的第3轨道面之间的升交点赤经差为40°。相邻两个轨道面之间的升交点赤经差可以根据实际需求进行设置，本申请实施例中，可以基于升交点赤经漂移率和升交点赤经差来计算各个卫星的调整时间。调整时间可以包括停泊时间和爬升时间，停泊时间和爬升时间可以根据对应的各个阶段预调整的升交点赤经差来确定。例如，在停泊轨道上，预调整的升交点赤经的角度为10度，在爬升阶段预调整的升交点赤经的角度为10°，通过各个阶段的预调整的升交点赤经的角度的不同，各个阶段的时间有差异。

本申请实施例中，第i组卫星中各个卫星的调整时间可以不相同。

本申请实施例中，由于存在升交点漂移率，通过确定调整时间，使得第i组卫星欲形成的第i轨道面与第一轨道面之间的升交点赤经差满足设定。

步骤S103，基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座的N个轨道面；其中，2≤i≤N，N为正整数。

本申请实施例中，由于第i组卫星形成的第i轨道面与第一组卫星形成的第一轨道面存在升交点赤经差，使得形成多个卫星轨道面。

本申请实施例中，当N大于2时，在第一组形成第一轨道面后，控制第二组形成第二轨道面，然后依次控制各个组形成各个组对应的轨道面。也就是说，各个组是依次形成的。

本申请提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法通过将多个卫星进行分组，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面，第i组卫星停留在停泊轨道，通过第一轨道面与第i组卫星形成的第i轨道面之间的赤交点赤经差来控制第i分组中各个卫星的调整时间，通过调整时间中的停留时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于整时间中的爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座，实现了一个火箭发射多个卫星并形成多个轨道面，可以减少星座部署的时长。

在一些实施例中，在步骤S103之后，所述方法还包括：

步骤S104，控制各个轨道面中各个卫星运行的轨道的长半轴和倾角，以使各个轨道面中各个卫星的升交点赤经漂移率小于预设阈值。

本申请实施例中，可以基于升交点赤经漂移率公式确定出长半轴与倾角对升交点赤经漂移率存在影响，因此可以调整各个卫星运行的轨道的长半轴、倾角，以使各个轨道面中各个卫星的升交点赤经漂移率小于预设阈值。本申请实施例中，通过调整轨道面中各个卫星的运行的轨道的长半轴和倾角，使得卫星组网后同一轨道面的卫星升交点赤经相差很小。本申请实施例中，可以控制各个卫星的推进器来调整各个卫星运行的轨道的长半轴和倾角。

本申请实施例中，升交点赤经漂移率公式为：

其中J₂为地球摄动系数，R_E地球赤道半径，μ为地球引力常数，p、i分别为卫星轨道的半通径和倾角。

由于大规模低轨星座的偏心率求全微分可得：

其中

升交点赤经漂移率偏差，为Δa为平半长轴偏差，Δi为倾角偏差。通过长轴和倾角偏置，改变地球摄动系数对升交点赤经变化率的影响，补偿其它摄动力对轨道平面相对进动的影响。

在一些实施例中，在步骤S101之前，所述方法还包括：

步骤S1，获取各个卫星的检测数据。

本申请实施例中，卫星星座的部署设备可以向各个卫星发出检测指令，以使各个卫星进行检测，并将检测数据发送给卫星星座的部署设备，从而使得卫星星座获取到各个卫星的检测数据。

步骤S2，基于所述检测数据确定各个卫星是否存在故障。

本申请实施例中，可以判断检测数据是否异常来确定各个卫星是否存在故障。可以预先确定各个检测数据的检测数据阈值范围，当检测数据不在检测数据阈值范围内的情况下，确定存在故障。

步骤S3，将存在故障的卫星进行故障处理。

本申请实施例中，故障处理的方式可以包括：停止故障卫星的推进器，将故障的卫星停留在停泊轨道下继续运行。本申请实施例中，通过停止故障卫星的推进器，避免故障卫星继续爬升。当卫星正常的情况下，继续爬升至停泊轨道。

本申请实施例中，通过对卫星进行故障检测，可以防止卫星突发故障失去控制，导致对其他正常的卫星产生威胁。

在一些实施例中，在执行步骤S102的同时，还可以同时执行步骤S4，步骤S4包括：

基于第i组卫星中相邻两个卫星之间的相位差和所述调整时间，控制各个卫进行相位调整，以使第i组卫星中各个卫星在进入所述标称轨道时，相邻两个卫星之间的相位差满足相位要求。

本申请实施例中，由于不同的卫星之间的高度差使得卫星形成不同的漂移速率，可以通过控制卫星的不同高度的停留时间来调整相邻两个卫星之间的相位差。

示例性地，相邻两个卫星之间的相位差为20°，相位调整时，在停泊轨道调整10°，爬升到标称轨道时调整10°，即在爬升阶段调整10°，由于在进行相位调整的同时，也完成了升交点赤经差的调整时，可以减少星座部署的时间。

在一些实施例中，所述N为3在步骤S103之后，所述方法还包括：

步骤S105，确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间。

本申请实施例中，可以通过获取标称轨道的第一高度、所述第一组卫星从与火箭分离后卫星启动推进器的第二高度和推进器推力所述对应的速度增量；确定所述第一高度和第二高度的高度差；基于所述高度差和速度增量，确定爬升时间。

爬升时间的计算公式为：

其中h₁为标称轨道的第一高度，h₂为星箭分离后卫星启动推进器的第二高度，v推进器推力所对应的速度增量。

步骤106，基于所述爬升时间、第3组卫星中最后一个卫星的调整时间、在第一组卫星与火箭分离时的升交点赤经和平均每天升交点漂移率，计算所述第一轨道面的升交点赤经。

本申请实施例中，平均每天升交点漂移率根据第一组卫星得出。可以通过以下公式计算出第一轨道面的升交点赤经：

其中，Ω₁表示三组卫星都到达标称轨道时第一组卫星的升交点赤经，T₁为第一组卫星爬升到标称轨道的爬升时间，T₂为第三组卫星的调整时间，

为平均每天升交点漂移率，Ω_S为星箭分离时卫星的升交点赤经。示例性地，第一轨道面的升交点赤经为286°。

本申请实施例中，第一组卫星爬升到标称轨道的爬升时间以第一组卫星最后一个卫星爬升到标称轨道所用时间，T₂为第三组卫星的调整时间为最后一个卫星爬升至标称轨道所用时间。

步骤S107，基于所述第一轨道面的升交点赤经调整所述第一轨道面。

本申请实施例中，通过控制第一轨道面中的各个卫星，使第一轨道面调整至286°。

步骤S108，基于第一轨道面的升交点赤经与所述第一组卫星与所述第i组卫星的升交点赤经差，确定第i轨道面的升交点赤经，并基于第i轨道面的升交点赤经调整所述第i轨道面。

承接上面的示例，由于第一轨道面与第二轨道面之间的升交点赤经差为20°，第三轨道面与第一轨道面之间的升交点赤经差为40°，则可以确定第二轨道面的升交点赤经为306°，第三轨道面的升交点赤经为326°，从容可以将各个轨道面调整值对应的升交点赤经。

本申请实施例中，通过将3个轨道面调整至对应的升交点赤经，使得3个轨道面形成第一子星座，然后当下一批卫星部署后，和第一子星座组网形成第二子星座，最终形成卫星星座。

在一些实施例中，每一组卫星中包括备份星，图2为本申请实施例提供的一种卫星星座的结构示意图，如图2所示，在标称轨道上，存在备份星和工作卫星，但是工作卫星可能存在故障，此时，故障卫星会影响星座的工作，因此，需要进行替换，在步骤S103之后，所述方法还包括：

步骤S109，在第i组卫星中的卫星存在故障的情况下，基于霍曼转移公式控制备份星替换故障星，本申请实施例中，故障星为存在故障的卫星；

其中，霍曼转移公式为：

其中，r_A与r_B对应于初试轨道和目标轨道的半径，ΔV_A为第一次速度冲量，ΔV_B为第二次速度冲量，ΔV_S两次速度冲量之和，Δt为转移时间，μ为地球引力常数。

本申请实施例中，备份星的数量为至少1个，卫星可以在火箭发射舱内顺序排列，到达标称轨道后，卫星均匀分布在工作轨道内，相位差通过为360°除以轨道面内卫星个数，例如，有20个卫星形成一个轨道面，相邻两个卫星的相位差为18°。本申请实施例中，通过霍曼转移公式控制备份星替换故障星可以减少燃料损耗，保证卫星的在轨寿命。

本申请实施例中，图3为本申请实施例提供的一种备份星替换故障星的过程示意图，如图3所示，在备份星的相位滞后于故障星时，备份星通过降低轨道高度进入过渡轨道，在过渡轨道运行到合适位置实时机动进入标称轨道，完成对故障星的替换。当备份星相位超前与故障星时，备份星通过降低轨道高度进入过渡轨道，在过渡轨道运行到合适位置实时机动进入标称轨道，完成对故障星的替换。

在一些实施例中，继续参见图2，为了保障标称轨道中工作卫星的数量，可能存在备份星替换故障星时，备份星不够故障卫星的情况，因此，所述方法还包括：部署仓储轨道，所述仓储轨道上包括多个备份星，当标称轨道上的卫星存在故障时，通过控制仓储轨道上的备份星，替换标称轨道上的卫星，在进行替换时，采用所述霍曼转移公式进行替换。本申请实施例中，仓储轨道的高度低于标称轨道的高度。

大规模低轨星座的部署是一个长期的任务，并不能在短时间完成，在星座的部署过程中要使得各个阶段的星座发挥最大的作用，服务于当前的任务需求，具有良好的扩展性能。针对低轨通信星座部署，分阶段部署星座要求不同价段部署的子星座可以满足任务需求，并且后期发射的卫星可以与前面的子星座组成新的子星座，满足新的需求，同时考虑卫星发射和部署费用。本申请实施例再提供一种卫星星座的部署方法，本申请实施例中，每一批次的卫星分为3组为例进行说明，图4为本申请实施例提供的一种卫星星座的部署的实现流程示意图，如图3所示，包括：

步骤401、将部署的卫星通过火箭依次送入低于停泊轨道高度的轨道，在卫星机动时爬升时进行数据测试，对于数据异常的卫星进行故障处理，排除故障的卫星继续爬升，对于工作一段时间出现故障未能排除的卫星实施离轨或在特定轨道高度运行用来收集相关实验数据。

本申请实施例中，通过故障检测可以防止卫星突发故障失去控制，对其它正常工作的卫星产生威胁，实现卫星利用效益最大化。

步骤402、每批次部署的卫星分三组爬升，第一组卫星直接爬升到标称轨道，其余二组卫星爬升到低于标称轨道的停泊轨道。通过卫星推进器以及部署周期选择合适的停泊轨道。

第一组卫星爬升到达标称轨道的爬升时间通过以下公式计算，公式为：

其中h₁为标称轨道的第一高度，h₂为星箭分离后卫星启动推进器第二高度，v推进器推力所对应的速度增量。

停泊轨道的停留天数并不是第三组卫星到达标称轨道的时间，而是第一组卫星爬升到标称轨道的天数与第三组卫星的停泊天数。平均升交点漂移率从每批次第一组卫星得出。在第三组卫星爬升到标称轨道时，通过如下公式可以推导每批卫星部署到位时的第一组升交点赤经，进而推导出第二组和第三组卫星完成组网时的升交点赤经。

其中，公式为：

其中，Ω₁表示三组卫星都到达标称轨道时第一组卫星的升交点赤经，T₁为第一组卫星爬升到标称轨道的天数，T₂为第三组卫星最后一个卫星的调整时间，

为平均每天升交点漂移率，Ω_S为星箭分离时卫星的升交点赤经。在计算出各组卫星的升交点赤经后，控制各组卫星调整至对应的升交点赤经。

步骤403、停泊轨道的两组卫星通过控制调整时间来控制升交点赤经差，实现每批卫星部署3个轨道面，不同卫星的高度差使得卫星形成不同的漂移速率，通过时间的积累来形成所需的相位差值，减少星座部署周期。

停泊轨道的两组卫星通过控制调整时间来控制升交点赤经差，实现每批卫星部署3个轨道面，不同卫星的高度差使得卫星形成不同的漂移速率，通过时间的积累来形成所需的相位差值。

对轨道倾角进行偏置，可以令卫星组网后的覆盖范围在特定的区域内并调整升交点赤经的变化速率，使得卫星组网后同一轨道面的卫星升交点赤经相差很小。

本申请实施例中，升交点赤经漂移率公式为：

其中J₂为地球摄动系数，R_E地球赤道半径，μ为地球引力常数，p、i分别为卫星轨道的半通径和倾角。由于低轨大规模星座的偏心率求全微分可得：

其中

升交点赤经漂移率偏差，为Δa为平半长轴偏差，Δi为倾角偏差。通过长轴和倾角偏置，改变地球摄动系数对升交点赤经变化率的影响，补偿其它摄动力对轨道平面相对进动的影响。

步骤404，通过在轨备份星的轨位优化，使得卫星可以增强星座的服务性能。仓储轨道可以向任意标称轨道提供备份星，及时补充标称轨道的备份星，其次通过共面霍曼转移机动的方式减少燃料损耗，保证卫星在轨寿命。

下面采用上述方法实现的卫星星座的部署的仿真实验，过程如下所示：

给定低轨大规模通信星座的仿真参数，卫星总数为700颗，轨道面数目为35个，每个轨道面的卫星数目为20颗，标称轨道高度度为550km，备份卫星数目为2颗，倾角为53°，理论相位差为20°，每个轨道面升交点赤经差为10°。仓储轨道高度为530km，倾角为53度，轨道面数目为5个，每个轨道面卫星数目为4颗，理论相位差为90度。

大规模低轨星座通过分阶段部署，共12批次，每批次用于部署的卫星通过一箭60星的方式将卫星送入预定高度，进行星箭分离后的卫星通过惯性滑行一段时间后，开启星上推进器进行爬升，前20颗卫星通过控制推进器直接爬升到550km的标称轨道，其余40颗卫星依次爬升到350km或380km的预定轨道。第12批卫星同样分三组爬升，第一组和第二组卫星的卫星部署在标称轨道，第三组的卫星停留在停泊轨道，重复上述步骤。以形成卫星星座，图5为本申请实施例提供一种卫星星座的结构示意图，如图5所示，卫星星座包括35个轨道面，轨道面与轨道面之间存在升交点赤经差，每个轨道面包括工作卫星和备份星。每个轨道面中的两个相邻的卫星存在相位差。

在一些实施例中，还包括部署仓储轨道，该仓储轨道的高低低于标称轨道高度，示例性性地，部署在530km的仓储轨道。

在第一组卫星进行爬升的过程中，位于停泊轨道的第二组和第三组共40颗卫星开始调整，以调整自身的相位和各个卫星运行的轨道面的升交点赤经。前面6批次的卫星以20°升交点赤经差以及18个轨道面运行，初步实现卫星星座的任务需求。后期部署的6批次卫星与前面的子星座形成新的星座，以轨道面的升交点赤经差值为10°运行。

停泊轨道的两组卫星通过控制停留时间来控制升交点赤经差，实现每批卫星部署3个轨道面，不同卫星的高度差使得卫星形成不同的漂移速率，通过时间的积累来形成所需的相位差值。

对轨道倾角进行偏置，可以令卫星组网后的覆盖范围在特定的区域内并调整升交点赤经的变化速率，使得卫星组网后同一轨道面的卫星升交点赤经相差很小。通过长轴和倾角偏置，改变地球摄动系数对升交点赤经变化率的影响，补偿其它摄动力对轨道平面相对进动的影响。

每批次卫星的第二组在根据升交点赤经漂移率，在停泊轨道调整10°，爬升到标称轨道时调整10°，第三组卫星继续在停泊轨道停留，重复第二组卫星的步骤，使得三组卫星的升交点赤经差值为20°。当相位调整时，第二组卫星在停泊轨道调整10°，爬升到标称轨道时调整10°。在第二组卫星调相时，第三组卫星只调整升交点，第二组卫星爬升时，第三组卫星开始调整相位，重复第二组卫星的步骤。

考虑到天气、火箭故障等原因导致没有合适的发射窗口而推迟发射任务，星座要以最快的方式完成现阶段组网，为用户提供服务，需要考虑多种备份发射方案。所以卫星部署的方案并不是按照先20°后10°升交点赤经差来部署，出现两种情况的结合。如表1所示的发射任务。

表1发射任务

在轨卫星不可避免的出现故障，通过在轨备份星的轨位优化，使得卫星可以增强星座的服务性能，仓储轨道可以向任意标称轨道提供备份星，及时补充标称轨道的备份星数量。其次通过共面霍曼转移机动的方式减少燃料损耗并替换故障星。

基于前述的实施例，本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署装置，该装置包括的各模块、以及各模块包括的各单元，可以通过计算机设备中的处理器来实现；当然也可通过具体的逻辑电路实现；在实施的过程中，处理器可以为中央处理器(CPU，Central Processing Unit)、微处理器(MPU，Microprocessor Unit)、数字信号处理器(DSP，Digital Signal Processing)或现场可编程门阵列(FPGA，Field ProgrammableGate Array)等。

本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署装置，图6为本申请实施例提供的一种大规模低轨卫星星座的部署装置的结构示意图，如图6所示，大规模低轨卫星星座的部署装置600包括：

第一控制模块601，用于在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度；

第一确定模块602，用于基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；

第二控制模块603，用于基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座；其中，i∈(2，N)，其中，N为正整数，N大于或等于2。

在一些实施例中，大规模低轨卫星星座的部署装置600还包括：

第三控制模块，用于控制各个轨道面中的各个卫星的长半轴、倾角，以使各个轨道面中各个卫星的升交点赤经漂移率小于预设阈值。

在一些实施例中，大规模低轨卫星星座的部署装置600还包括：

获取模块，用于获取各个卫星的检测数据；

第二确定模块，用于基于所述检测数据确定各个卫星是否存在故障；

故障处理模块，用于将存在故障的卫星进行故障处理。

在一些实施例中，大规模低轨卫星星座的部署装置600还包括：

第四控制模块，用于基于第i组卫星中相邻两个卫星之间的相位差和所述调整时间，控制各个卫进行相位调整，以使第i组卫星中各个卫星在进入所述标称轨道时，相邻两个卫星之间的相位差满足相位要求。

在一些实施例中，所述N为3，大规模低轨卫星星座的部署装置600还包括：

第三确定模块，用于确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间；

计算模块，用于基于所述爬升时间、第3组卫星中最后一个卫星的进入时间、在第一组卫星与火箭分离时的升交点赤经和平均每天升交点漂移率，计算所述第一轨道面的升交点赤经；

第五控制模块，用于基于所述第一轨道面的升交点赤经调整所述第一轨道面；

第六控制模块，用于基于第一轨道面的升交点赤经与所述第一组卫星与所述第i组卫星的升交点赤经差，确定第i轨道面升交点赤经，并基于第i轨道面升交点赤经调整所述第i轨道面。

在一些实施例中，第三确定模块，包括：

获取单元，用于获取标称轨道的第一高度、所述第一组卫星从与火箭分离后卫星启动推进器的第二高度和推进器推力所述对应的速度增量；

第一确定单元，用于确定所述第一高度和第二高度的高度差；

第二确定单元，用于基于所述高度差和速度增量，确定爬升时间。

在一些实施例中，每一组卫星中包括备份星，卫星星座的部署装置600还包括：

第七控制单元，用于在第i组卫星中的卫星存在故障的情况下，基于霍曼转移公式控制备份星替换存在故障的卫星，

其中，霍曼转移公式为：

其中，r_A与r_B对应于初试轨道和目标轨道的半径，ΔV_A为第一次速度冲量，ΔV_B为第二次速度冲量，ΔV_S两次速度冲量之和，Δt为转移时间，μ为地球引力常数。

需要说明的是，本申请实施例中，如果以软件功能模块的形式实现上述的控制方法，并作为独立的产品销售或使用时，也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，本申请实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献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)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read OnlyMemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。这样，本申请实施例不限制于任何特定的硬件和软件结合。

相应地，本申请实施例提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中提供的大规模低轨卫星星座的部署方法中的步骤。

本申请实施例提供一种大规模低轨卫星星座的部署设备；图7为本申请实施例提供的卫星星座的部署设备的组成结构示意图，如图7所示，所述卫星星座的部署设备700包括：一个处理器701、至少一个通信总线702、用户接口703、至少一个外部通信接口704、存储器705。其中，通信总线702配置为实现这些组件之间的连接通信。其中，用户接口703可以包括显示屏，外部通信接口704可以包括标准的有线接口和无线接口。所述处理器701配置为执行存储器中存储的卫星星座的部署方法的程序，以实现以上述实施例提供的卫星星座的部署方法中的步骤。

以上卫星星座的部署设备和存储介质实施例的描述，与上述方法实施例的描述是类似的，具有同方法实施例相似的有益效果。对于本申请计算机设备和存储介质实施例中未披露的技术细节，请参照本申请方法实施例的描述而理解。

应理解，说明书通篇中提到的“一个实施例”或“一实施例”意味着与实施例有关的特定特征、结构或特性包括在本申请的至少一个实施例中。因此，在整个说明书各处出现的“在一个实施例中”或“在一实施例中”未必一定指相同的实施例。此外，这些特定的特征、结构或特性可以任意适合的方式结合在一个或多个实施例中。应理解，在本申请的各种实施例中，上述各过程的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本申请实施例的实施过程构成任何限定。上述本申请实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

需要说明的是，在本文中，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、物品或者装置不仅包括那些要素，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、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的设备和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，如：多个单元或组件可以结合，或可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的各组成部分相互之间的耦合、或直接耦合、或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性的、机械的或其它形式的。

上述作为分离部件说明的单元可以是、或也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是、或也可以不是物理单元；既可以位于一个地方，也可以分布到多个网络单元上；可以根据实际的需要选择其中的部分或全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本申请各实施例中的各功能单元可以全部集成在一个处理单元中，也可以是各单元分别单独作为一个单元，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中；上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(ROM，Read Only Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

或者，本申请上述集成的单元如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也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，本申请实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献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控制器执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分。而前述的存储介质包括：移动存储设备、ROM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本申请的实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种大规模低轨卫星星座的部署方法，其特征在于，包括：

在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，所述标称轨道的高度大于所述停泊轨道的高度；

基于所述第一轨道面与第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间，所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；

基于所述停泊时间，控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留，并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面，以形成卫星星座的N个轨道面；其中，2≤i≤N，N为正整数，每一组卫星中包括备份星，所述方法还包括：

在第i组卫星中的卫星存在故障的情况下，基于霍曼转移公式控制备份星替换存在故障的卫星，

其中，霍曼转移公式为：

其中，r_A与r_B对应于初始轨道和目标轨道的半径，ΔV_A为第一次速度冲量，ΔV_B为第二次速度冲量，ΔV_S两次速度冲量之和，Δt为转移时间，μ为地球引力常数。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在形成卫星星座后，所述方法还包括：

控制各个轨道面中的各个卫星运行的轨道的长半轴和倾角，以使各个轨道面中各个卫星的轨道的升交点赤经漂移率小于预设阈值。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面之前，所述方法还包括：

获取各个卫星的检测数据；

基于所述检测数据确定各个卫星是否存在故障；

将存在故障的卫星进行故障处理。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

基于第i组卫星中相邻两个卫星之间的相位差和所述调整时间，控制各个卫星进行相位调整，以使第i组卫星中各个卫星在进入所述标称轨道时，相邻两个卫星之间的相位差满足相位要求。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述N为3，所述方法还包括：

确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间；

基于所述爬升时间、第3组卫星中最后一个卫星的进入时间、在第一组卫星与火箭分离时的升交点赤经和平均每天升交点漂移率，计算所述第一轨道面的升交点赤经；

基于所述第一轨道面的升交点赤经调整所述第一轨道面；

基于第一轨道面的升交点赤经以及所述第一组卫星与所述第i组卫星的升交点赤经差，确定第i轨道面的升交点赤经，并基于第i轨道面的升交点赤经调整所述第i轨道面。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述确定第一组卫星从与火箭分离后至进入所述标称轨道的爬升时间，包括：

获取标称轨道的第一高度、所述第一组卫星从与火箭分离后卫星启动推进器的第二高度和第一组卫星的推进器推力所对应的速度增量；

确定所述第一高度和第二高度的高度差；

基于所述高度差和速度增量，确定爬升时间。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：部署仓储轨道，所述仓储轨道上设有备份星，所述仓储轨道用于向标称轨道提供备份星，其中，所述仓储轨道的高度小于所述标称轨道的高度。

8.一种大规模低轨卫星星座的部署装置，其特征在于，包括：

第一控制模块，在火箭与多个卫星分离后，控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道，其中，多个卫星分为N个组，其中，标称轨道的高度大于停泊轨道的高度；

第一确定模块，用于基于所述第一轨道面与第i组卫星欲形成的第i轨道之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的进入标称轨道的进入时间；

第二控制模块，用于基于所述进入时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成第i轨道面，以形成卫星星座；其中，i∈(2，N)，其中，N为正整数，N大于或等于2，每一组卫星中包括备份星，所述大规模低轨卫星星座的部署装置还用于：

在第i组卫星中的卫星存在故障的情况下，基于霍曼转移公式控制备份星替换存在故障的卫星，

其中，霍曼转移公式为：

其中，r_A与r_B对应于初始轨道和目标轨道的半径，ΔV_A为第一次速度冲量，ΔV_B为第二次速度冲量，ΔV_S两次速度冲量之和，Δt为转移时间，μ为地球引力常数。

9.一种大规模低轨卫星星座的部署设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器上存储有计算机程序，该计算机程序被所述处理器执行时，执行如权利要求1至7任意一项所述卫星星座的部署方法。

10.一种存储介质，其特征在于，该存储介质存储的计算机程序，能够被一个或多个处理器执行，能够用来实现如权利要求1至7中任一项所述卫星星座的部署方法。

Images