CN114933028B - 双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质 Download PDF

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CN114933028B CN202210856350.2A CN202210856350A CN114933028B CN 114933028 B CN114933028 B CN 114933028B CN 202210856350 A CN202210856350 A CN 202210856350A CN 114933028 B CN114933028 B CN 114933028B
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Abstract

本公开涉及一种双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质，该方法包括：针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位发生漂移，建立双星的相位差；针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。本公开提供的方法对于一箭发射的两颗卫星，相位差的建立是通过轨控增大双星之间的半长轴差，在经过一段时间的相位漂移后实现的；双星相位差的维持是通过高精度控制双星之间的半长轴差实现的。该方法由于双星的轨控策略均为升轨控制，轨控类型单一，能够减少轨控风险，降低轨控失败率。

Description

双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质
技术领域
本公开涉及卫星测运控数据处理技术领域，尤其涉及一种双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
一箭多星是指用一枚运载火箭同时或先后将数颗卫星送入地球轨道的技术。一箭多星可以充分利用运载火箭的运载能力余量，经济便捷地将多颗卫星送入地球轨道，降低发射费用。通常，为了长期的测运控管理，同时发射的多颗卫星之间的相位差需要维持在一定范围内。
卫星之间的相位由于卫星运行周期不一致而产生相对漂移，漂移的速度取决于卫星之间的高度差。对于一箭发射的两颗卫星，其初始相位差通常不满足需求，且双星初始的半长轴差异引起的相位差变化率不足以在规定时间内达到标称相位差，所以需要实施轨控策略。但是，实施轨控策略都有一定风险，不可避免地消耗星上携带的燃料。
上述缺陷是本领域技术人员期望克服的，在背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
（一）要解决的技术问题
为了解决现有技术的上述问题，本公开提供了一种双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质，旨在解决现有技术中轨控策略有风险，燃料消耗过多的问题。
本申请的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本申请的实践而习得。
（二）技术方案
为了解决上述问题，第一方面，本公开提供了一种双星轨控策略控制方法，所述方法包括：
针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差；
针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
在本公开的一种示例性实施例中，所述上星和所述下星为星箭分离后轨道高度、偏心率和轨道倾角相同的同类卫星。
在本公开的一种示例性实施例中，所述针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差包括：
一箭双星方式发射的上星与下星完成星箭分离后，通过对所述上星进行升轨控制；
获取上星与下星之间的半长轴差；
增大所述半长轴差，经过预定时间的相位漂移，建立双星的相位差。
在本公开的一种示例性实施例中，对所述上星进行升轨控制时，无需对所述上星进行推力标定。
在本公开的一种示例性实施例中，所述针对下星进行升轨控制包括：
对所述下星进行一次升轨控制，增大所述下星的轨道长半轴，减小上星与下星之间的高度差。
在本公开的一种示例性实施例中，对所述下星进行升轨控制时，对所述下星进行推力标定。
在本公开的一种示例性实施例中，所述针对下星进行升轨控制之后，还包括：
判断上星与下星之间的半长轴差是否达到预设范围，如果达到预设范围，则维持双星的相位差；如果未达到预设范围，则对所述下星进行第二次升轨控制；
其中第二次升轨控制时的升轨距离小于第一次升轨控制时的升轨距离。
第二方面，本公开还提供了一种双星轨控策略控制装置，所述装置包括：
相位差建立模块，用于针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差；
相位差维持模块，用于针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
第三方面，本公开还提供了一种电子设备，包括：
处理器；
存储器，用于存储可执行指令；
其中所述处理器被配置为：执行所述存储器中存储的可执行指令，实现以上所述的方法。
第四方面，本公开还提供了一种存储介质，其上存储有计算机可执行指令，可执行指令被处理器执行时实现如上所述的方法步骤。
（三）有益效果
本公开的有益效果是：本公开实施例提供的双星轨控策略控制方法、装置、电子设备及存储介质，对于一箭发射的两颗卫星，相位差的建立是通过轨控增大双星之间的半长轴差，在经过一段时间的相位漂移后实现的；双星相位差的维持是通过高精度控制双星之间的半长轴差实现的。该方法由于双星的轨控策略均为升轨控制，轨控类型单一，能够减少轨控风险，降低轨控失败率。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施例，本申请的上述和其它目标、特征及优点将变得更加显而易见。下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，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为本公开一实施例提供的一种双星轨控策略控制方法的流程图；
图2为本公开实施例中双星轨控半长轴变化图；
图3为本公开实施例中双星轨控相位差变化图；
图4是根据一示例性实施例示出的一种双星轨控策略控制装置的组成示意图；
图5为本公开再一示例性实施例提供的一种电子设备的计算机系统内部结构示意图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。
附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二、第三等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本申请概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。
本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，附图中的模块或流程并不一定是实施本申请所必须的，因此不能用于限制本申请的保护范围。
对于两个航天器的空间相对运动分析，在本公开相关实施例中采用的方法是基于轨道动力学原理，对相对运动过程进行动力学建模，再对动力学模型进行一定程度的简化后获得解析解，并在此基础上开展设计与分析。
但是，在实际的卫星轨控时，以往的轨控策略对卫星首次轨控均需要进行推力标定且经过多次升轨、降轨控制才能达到控制目标。理论的方法虽然有利于机理认知、简化计算，但往往因为精度不足，无法用于实际工程计算，或缺少对地面测控因素包括测控站分布、测定轨精度等因素的考虑，设计方案难以获得实际应用。另外，实际的控制策略多样，算法复杂且首次控制需要对星上携带的推力器标定，所以控制次数多，燃料消耗大。因此，高效且高精度的首次相位差建立和维持的轨控策略非常必要，不仅能将使卫星的寿命延长，还可以减少控制风险。
基于上述，本公开提供一种双星轨控策略控制处理方法，通过对上星仅进行一次轨控，经过一段时间的双星漂移首次建立双星相位差，随后通过1至2次的下星轨控维持相位差。对于一箭发射的两颗卫星，相位差的建立是通过轨控增大双星之间的半长轴差，在经过一段时间的相位漂移后实现的；双星相位差的维持是通过高精度控制双星之间的半长轴差实现的。
图1是本公开的一实施例提供的一种双星轨控策略控制方法的步骤流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
如图1所示，在步骤S11中，针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差。
如图1所示，在步骤S12中，针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
基于上述实施例提供的方法，本公开对于一箭发射的两颗卫星的轨控过程包括两个阶段，一是相位差的建立，通过轨控增大双星之间的半长轴差，在经过一段时间的相位漂移后实现的；二是双星相位差的维持，通过高精度控制双星之间的半长轴差实现的。该方法由于双星的轨控策略均为升轨控制，轨控类型单一，能够减少轨控风险，降低轨控失败率。
以下基于图1，结合实施例对双星轨控策略控制方法的具体实现过程进行介绍：
在步骤S11中，针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位发生漂移，建立双星的相位差。
在本公开的一种示例性实施例中，该步骤中针对上星进行升轨控制，通过控制相位漂移增大上星和下星之间的半长轴差，建立双星的相位差包括：
一箭双星方式发射的上星与下星完成星箭分离后，通过对所述上星进行升轨控制；
获取上星与下星之间的半长轴差；
增大所述半长轴差，经过预定时间的相位漂移，建立双星的相位差。
在本公开的一种示例性实施例中，该步骤中对所述上星进行升轨控制时，无需对所述上星进行推力标定。
由于离开火箭的卫星在无动力飞行情况下，受到地球扁率摄动日月和第三体引力摄动，卫星的相位包括长期变化项的形式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
上述公式中，λ为相位长期变化量，ω为开普勒根数中的近地点幅角，M为开普勒根数中的平近点角，ω0为开普勒根数中的近地点幅角的初始值，M0为开普勒根数中的平近点角的初始值，n为卫星的平均运动角速度，
Figure 326364DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 552946DEST_PATH_IMAGE003
为相位的长期变化率，t为当前时刻，t0为初始时刻，
Figure 447434DEST_PATH_IMAGE004
为地球扁率摄动。
对于小偏心率轨道，其相位的长期变化率
Figure 253716DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 756242DEST_PATH_IMAGE003
的计算公式为：
Figure 12780DEST_PATH_IMAGE005
Figure 272860DEST_PATH_IMAGE006
上述公式中a为卫星半长轴，J2为地球扁率摄动系数，m ’ 为月球或太阳的质量，M e 为对质量，R e 为地球赤道半径，r ’ 为月地距离或者日地距离，i为卫星轨道倾角，i ’ 为白道地球赤道交角或者黄赤交角。由于星箭分离后卫星并不能准确进入理论设计轨道，往往存在一偏差(以下简称入轨偏差)，这种轨道偏差主要是轨道半长轴偏差，将影响卫星相位相对设计相位的长期变化，这种相位的长期变化可描述为：
Figure 10396DEST_PATH_IMAGE007
上述公式中
Figure 367428DEST_PATH_IMAGE008
为轨道半长轴偏差，n为卫星的平均运动角速度，
Figure 670234DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 542244DEST_PATH_IMAGE003
为相位的长期变化率。上述公式中等号左边
Figure 955907DEST_PATH_IMAGE009
为偏差表示符号，等号右边括号的第1项为轨道半长轴偏差
Figure 164516DEST_PATH_IMAGE008
引起的卫星运动角速度变化所产生的相位长期变化，第2项和第3项是
Figure 762857DEST_PATH_IMAGE008
引起的相位长期摄动的改变部分，相比第1项要小3个量级，一般情况下可以忽略。于是，在J2项摄动、日月引力摄动和入轨偏差导致的卫星轨道相位演化为：
Figure 997529DEST_PATH_IMAGE010
上述公式中，
Figure 277200DEST_PATH_IMAGE011
为卫星实际工作相位相对二体条件下设计轨道的偏差。由上述公式可知，对轨道高度、偏心率和轨道倾角相同的一类卫星，它们因轨道摄动导致相位长期漂移的主要部分是相同的，并不会产生显著的相对相位变化，但是由于入轨偏差的存在，使得各卫星的相位长期漂移出现差异。
需要说明的是，该步骤中首次建立相位差对上星的轨控无需推力标定。
在步骤S12中，针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
在本公开的一种示例性实施例中，该步骤中针对下星进行升轨控制包括：
对所述下星进行一次升轨控制，增大所述下星的轨道长半轴，减小上星与下星之间的高度差。
在本公开的一种示例性实施例中，该步骤中对所述下星进行升轨控制时，对所述下星进行推力标定。
在本公开的一种示例性实施例中，该步骤针对下星进行升轨控制之后，还包括：
判断上星与下星之间的半长轴差是否达到预设范围，如果达到预设范围，则维持双星的相位差；如果未达到预设范围，则对所述下星进行第二次升轨控制；
其中第二次升轨控制时的升轨距离小于第一次升轨控制时的升轨距离。
本发明提出一种适用于双星相位差首次建立和维持的轨控策略方法，仅通过对上星进行一次轨控，经过一段时间的双星漂移首次建立双星相位差，随后通过1至2次下星轨控维持相位差。对于一箭发射的两颗卫星，相位差的建立是通过轨控增大双星之间的半长轴差，在经过一段时间的相位漂移后实现的；双星相位差的维持是通过高精度控制双星之间的半长轴差实现的。
对于上星i和下星j，其半长轴分别为
Figure 671142DEST_PATH_IMAGE012
和
Figure 646575DEST_PATH_IMAGE013
，相位角分别为
Figure 899702DEST_PATH_IMAGE014
和
Figure 983065DEST_PATH_IMAGE015
，
Figure 841299DEST_PATH_IMAGE016
和
Figure 781442DEST_PATH_IMAGE017
分别为上星i和下星j在t1时刻的相位角，
Figure 722198DEST_PATH_IMAGE018
和
Figure 405989DEST_PATH_IMAGE019
分别为上星i和下星j在t2时刻的相位角，半长轴相对偏差为
Figure 446626DEST_PATH_IMAGE020
。由上述分析可得，双星的相位变化为：
Figure 167457DEST_PATH_IMAGE021
考虑到星箭分离后双星的半长轴、偏心率和轨道倾角可以看作相同，即看做半长轴、偏心率和轨道倾角均相同的同类卫星，在轨道摄动作用下的相位长期漂移可认为相同，于是上式可以简化为：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
由上式可知，双星的相对相位演化主要是由卫星入轨偏差所引起。
对于一箭发射的两颗卫星，在星箭分离后，上星i和下星j的半长轴分别为
Figure 522740DEST_PATH_IMAGE012
和
Figure 744643DEST_PATH_IMAGE013
，相位角分别为
Figure 577470DEST_PATH_IMAGE014
和
Figure 593836DEST_PATH_IMAGE015
，半长轴相对偏差为：
Figure 840010DEST_PATH_IMAGE023
双星的相位演化可以记作：
Figure 27056DEST_PATH_IMAGE024
以上分析可知，可以通过增大双星之间的半长轴
Figure 307865DEST_PATH_IMAGE025
差异，经过一段时间
Figure 901657DEST_PATH_IMAGE026
的漂移，从而建立双星的相位差；通过减小双星之间的半长轴
Figure 900706DEST_PATH_IMAGE025
差异，使双星的漂移速度减小，维持相位差。表1为上星和下星在不同高度时的相位差。
表1
Figure 870936DEST_PATH_IMAGE027
如表1所示，双星在仅半长轴不同的同一轨道面下，采用考虑多种复杂的摄动力的外推模型得到如上所示的6个月后的相位差。
本公开实施例提供的方法是一种适用于双星相位差建立和保持的轨控策略。假设标称轨道半长轴范围为
Figure 540340DEST_PATH_IMAGE028
，标称相位差
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，在双星的星箭分离后，上星i和下星j的半长轴分别为
Figure 898509DEST_PATH_IMAGE030
和
Figure 119274DEST_PATH_IMAGE031
，相位角分别为
Figure 486671DEST_PATH_IMAGE032
和
Figure 880087DEST_PATH_IMAGE033
。考虑到低轨卫星受到大气阻力的影响，导致卫星轨道的半长轴逐渐减小，且漂移所用时间较长，对双星都是以升轨为策略，以保持在标称轨道高度上。
整个过程主要包括首次建立相位差的阶段和维持相位差的阶段，具体如下：
（1）首次建立相位差
本发明用于首次建立相位差的轨控策略，对上星采用无标定的形式，即上星仅需一次升轨，不需要精准控制。在星箭分离后的t1时刻（t0为初始时刻）进行轨控，此时，双星相位差约为：
Figure 940316DEST_PATH_IMAGE034
经过一次对上星无标定的升轨，上星的轨道半长轴增大为
Figure 54903DEST_PATH_IMAGE035
，双星高度差为
Figure 960411DEST_PATH_IMAGE036
。此时，双星相位差随时间的变化为：
Figure 804739DEST_PATH_IMAGE037
经过一段时间的漂移，使双星相位差逐渐增大到
Figure 648585DEST_PATH_IMAGE038
，达到标称相位差。
（2）维持相位差
本发明的轨控策略通过一次对下星的升轨，减小双星之间高度差，同时对下星进行推力标定。假设在t2时刻，
Figure 375102DEST_PATH_IMAGE039
约为
Figure 959667DEST_PATH_IMAGE038
。对下星实施升轨的轨控策略，尽可能增大下星轨道半长轴，使双星半长轴差
Figure 720818DEST_PATH_IMAGE040
减小，且在考虑到推力未标定的情况下，保证下星在轨控后的半长轴仍然小于上星。此时，双星相位差随时间的变化为：
Figure 60533DEST_PATH_IMAGE041
下星在第一次升轨后若未能使双星高度差达到满意的范围，可以在t3时刻进行第二次升轨精准控制下星半长轴，让双星的半长轴差异在更小范围，维持相位差较长时间。
图2为本公开实施例中双星轨控半长轴变化图，如图2所示。
图3为本公开实施例中双星轨控相位差变化图，如图3所示，
由图2和图3可以看出，下星两次控制间隔时间（t2时刻到t3时刻）较短（如1天）且第二次控制后半长轴改变量小于下星第一次控制，目的是进行高精度轨控以维持相位差。
综上所述，通过采用上述方法，由于该轨控策略控制方法中的双星均为升轨控制，轨控类型单一，能够减少轨控风险，可以降低轨控失败率。在相位差建立过程中，对上星采用无推理标定的轨控，可以减少控制次数。下星第一次轨控进行推力标定，第二次轨控为精准轨控，速度增量小，控制精度高。由于对下星的第一次轨控进行推力标定，第二次轨控可以精准控制双星半长轴差在更小范围，长时间维持相位差，因此维持相位差的周期长。
本领域技术人员可以理解实现上述实施例的全部或部分步骤被实现为由CPU 执行的计算机程序。在该计算机程序被CPU 执行时，执行本申请提供的上述方法所限定的上述功能。的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
此外，需要注意的是，上述附图仅是根据本申请示例性实施例的方法所包括的处理的示意性说明，而不是限制目的。易于理解，上述附图所示的处理并不表明或限制这些处理的时间顺序。另外，也易于理解，这些处理可以是例如在多个模块中同步或异步执行的。
下述为本公开装置实施例，可以用于执行本申请方法实施例。对于本申请装置实施例中未披露的细节，请参照本申请方法实施例。
与图1所示方法相对应的，图4是根据一示例性实施例示出的一种双星轨控策略控制装置的组成示意图。如图4所示，该装置包括：相位差建立模块41和相位差维持模块42。
其中相位差建立模块41用于针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差；
相位差维持模块42用于针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
另一方面，本公开还提供了一种电子设备，包括处理器和存储器，存储器存储用于上述处理器控制以下方法的操作指令：
针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差；
针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
下面参考图5，其示出了适于用来实现本公开另一示例性实施例提供的电子设备的计算机系统400的结构示意图。图5示出的电子设备仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
如图5所示，计算机系统400包括中央处理单元（CPU）401，其可以根据存储在只读存储器（ROM）402中的程序或者从存储部分407加载到随机访问存储器（RAM）403中的程序而执行各种适当的动作和处理。在RAM 403中，还存储有系统400操作所需的各种程序和数据。CPU 401、ROM 402以及RAM 403通过总线404彼此相连。输入/输出（I/O）接口405也连接至总线404。
以下部件连接至I/O接口405：包括键盘、鼠标等的输入部分406；包括诸如阴极射线管（CRT）、液晶显示器（LCD）等以及扬声器等的输出部分407；包括硬盘等的存储部分408；以及包括诸如LAN卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分409。通信部分409经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器410也根据需要连接至I/O接口405。可拆卸介质411，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器410上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分408。
特别地，根据本公开的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分409从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质411被安装。在该计算机程序被中央处理单元（CPU）401执行时，执行本申请的系统中限定的上述功能。
需要说明的是，本申请所示的存储介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器（RAM）、只读存储器（ROM）、可擦式可编程只读存储器（EPROM或闪存）、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器（CD-ROM）、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，计算机可读介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本申请中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、电线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
描述于本申请实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。所描述的单元也可以设置在处理器中，其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。
另一方面，本公开还提供了一种存储介质，该存储介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述存储介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该电子设备执行时，使得该电子设备包括以下方法步骤：
针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位产生漂移，建立双星的相位差；
针对下星进行升轨控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差。
需要理解的是，以上对本公开的具体实施例进行的描述只是为了说明本公开的技术路线和特点，其目的在于让本领域内的技术人员能够了解本公开的内容并据以实施，但本公开并不限于上述特定实施方式。凡是在本公开权利要求的范围内做出的各种变化或修饰，都应涵盖在本公开的保护范围内。

Claims (8)

1.一种双星轨控策略控制方法，其特征在于，所述方法包括：
星箭分离后的预设时刻后，针对上星仅进行一次升轨控制，通过控制上星，增大上星和下星之间的半长轴差使相位发生漂移，建立双星的相位差，其中对所述上星进行升轨控制时，无需对所述上星进行推力标定；
针对下星进行升轨控制，通过对下星进行1至2次的轨控控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差；
其中所述上星和所述下星为星箭分离后轨道高度、偏心率和轨道倾角相同的同类卫星。
2.根据权利要求1所述的双星轨控策略控制方法，其特征在于，所述针对上星进行升轨控制，通过控制增大上星和下星之间的半长轴差使相位发生漂移，建立双星的相位差包括：
一箭双星方式发射的上星与下星完成星箭分离后，通过对所述上星进行升轨控制；
获取上星与下星之间的半长轴差；
增大所述半长轴差，经过预定时间的相位漂移，建立双星的相位差。
3.根据权利要求1所述的双星轨控策略控制方法，其特征在于，所述针对下星进行升轨控制包括：
对所述下星进行一次升轨控制，增大所述下星的轨道长半轴，减小上星与下星之间的高度差。
4.根据权利要求3所述的双星轨控策略控制方法，其特征在于，对所述下星进行升轨控制时，对所述下星进行推力标定。
5.根据权利要求3所述的双星轨控策略控制方法，其特征在于，所述针对下星进行升轨控制之后，还包括：
判断上星与下星之间的半长轴差是否达到预设范围，如果达到预设范围，则维持双星的相位差；如果未达到预设范围，则对所述下星进行第二次升轨控制；
其中第二次升轨控制时的升轨距离小于第一次升轨控制时的升轨距离。
6.一种双星轨控策略控制装置，其特征在于，所述装置包括：
相位差建立模块，用于星箭分离后的预设时刻后，针对上星仅进行一次升轨控制，通过控制上星，增大上星和下星之间的半长轴差使相位发生漂移，建立双星的相位差，其中对所述上星进行升轨控制时，无需对所述上星进行推力标定；
相位差维持模块，用于针对下星进行升轨控制，通过对下星进行1至2次的轨控控制，直到上星与下星之间的半长轴差控制在预设范围，维持双星的相位差；
其中所述上星和所述下星为星箭分离后轨道高度、偏心率和轨道倾角相同的同类卫星。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：
处理器；
存储器，用于存储可执行指令；
其中所述处理器被配置为：执行所述存储器中存储的可执行指令，实现权利要求1-5任一项所述的方法。
8.一种存储介质，其上存储有计算机可执行指令，其特征在于，可执行指令被处理器执行时实现根据权利要求1-5任一项所述的方法。
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