CN115309174A - 一种近地轨道卫星编队联合控制的方法及电子设备 - Google Patents

一种近地轨道卫星编队联合控制的方法及电子设备 Download PDF

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CN115309174A
CN115309174A CN202210873007.9A CN202210873007A CN115309174A CN 115309174 A CN115309174 A CN 115309174A CN 202210873007 A CN202210873007 A CN 202210873007A CN 115309174 A CN115309174 A CN 115309174A
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任家栋
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吴一凡
徐鸣
屈泉酉
王有松
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Abstract

本申请提供一种卫星编队联合控制的方法及电子设备，所述卫星编队包括主星和从星，所述方法包括：根据主星轨道半长轴衰减率计算主星名义编队构型参数及主星管道构型保持误差；利用所述主星管道构型保持误差，计算控制主星的点火纬度幅角和脉冲大小；根据编队相对半长轴衰减率和所述主星的点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数；根据当前从星名义编队构型参数，计算从星编队构型误差，利用所述从星编队构型误差，计算控制从星的点火纬度幅角和脉冲大小。

Description

一种近地轨道卫星编队联合控制的方法及电子设备
技术领域
本申请涉及卫星编队及轨道控制领域，具体涉及一种近地轨道卫星编队联合控制的方法及电子设备。
背景技术
卫星编队飞行是近年来国内外广泛关注的一个热点。编队飞行是一种新的卫星组网方式，是指若干颗卫星运行在相互接近的轨道上并构成一个特定形状，各颗卫星在保持这个形状的同时，以相同的轨道周期绕地球飞行，卫星编队飞行相较于单颗卫星可以完成更多维度的载荷任务。
发明内容
本申请旨在提供一种近地轨道卫星编队联合控制的方法及电子设备，通过单卫星三次脉冲同时完成了卫星编队的面内、面外管道编队联合控制，与传统方法相比显著减少了卫星控制时间。
根据本申请的一方面，提出一种卫星编队联合控制的方法，所述卫星编队包括主星和从星，所述方法包括：
根据主星轨道半长轴衰减率计算主星名义编队构型参数及主星管道构型保持误差；
利用所述主星管道构型保持误差，计算控制主星的点火纬度幅角和脉冲大小；
根据编队相对半长轴衰减率和所述主星的点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数；
根据当前从星名义编队构型参数，计算从星编队构型误差，利用所述从星编队构型误差，计算控制从星的点火纬度幅角和脉冲大小。
根据一些实施例，所述方法包括：控制所述主星和所述从星的脉冲包括第一次脉冲、第二次脉冲和第三次脉冲。
根据一些实施例，所述方法包括：所述主星和所述从星在所述第一次脉冲和所述第二次脉冲的点火纬度幅角一致。
根据一些实施例，所述方法包括：所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，包括：
计算从星的名义相对偏心率矢量和名义相对半长轴。
根据一些实施例，所述方法包括：所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，还包括：
计算在所述点火纬度幅角下，从星相对主星的实际名义相对偏心率矢量，使所述实际名义相对偏心率矢量与期望名义相对偏心率矢量误差最小。
根据一些实施例，所述方法包括：所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，还包括：
根据主从卫星相对半长轴衰减率和所述第一次脉冲和所述第二次脉冲引入的沿轨分离量计算控制周期内相对长半轴的变化量；
根据计算得到的所述相对长半轴的变化量计算名义相对半长轴。
根据一些实施例，所述方法还包括：
根据计算得到的主星和从星的脉冲大小和点火纬度幅角，利用推进系统参数计算每个脉冲处连续推力点火的起止时间。
根据一些实施例，所述方法还包括：
根据当前轨道平面内构型参数计算平面内编队构型参数偏差。
根据本申请的另一方面，提供一种电子设备，包括：
存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法中任一项所述的方法。
根据本申请的另一方面，提供一种计算机程序产品，包括计算机程序或指令，该计算机程序或指令被处理器执行时实现上述方法中任一项所述的方法。
根据本申请示例实施例，通过利用主星绝对位置导航结果以及编队相对位置导航结果，自主计算生成用于管道编队维持的主、从星最优脉冲大小和施加时刻。并利用脉冲大小和施加时刻，实现对近地轨道卫星编队连续小推力管道编队构型联合控制。
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
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1示出根据本申请示例实施例的近地轨道卫星编队联合控制的方法流程图。
图2示出根据本申请示例实施例的卫星位置和参考轨道示意图。
图3示出根据本申请示例实施例的近地轨道卫星编队构型保持控制示意图。
图4示出根据一示例性实施例的一种电子设备的框图。
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。
卫星编队的管道控制用于修正由于摄动力造成的绝对轨道偏差，编队控制用于消除主辅星面质比差异造成的编队构型异化。管道控制过程中卫星的机动范围较大，而编队卫星间距离非常小，单独控制一部分卫星存在较大的碰撞风险，因此编队卫星需要同时进行机动。
现有技术采用两种方案，方案一：先后控制主从星，主星计算控制量后先进行机动，在主星到达目标位置后，从星后计算控制量再进行机动；方案二：主星计算控制量后将控制量和控制时间同步至从星，主星和从星采取相同的控制量和控制时间。
发明人发现以上两种方案都存在以下缺点。
控制过程中无法保持构型，导致安全性存在问题。主从星距离尺度非常小，构型的破坏可能会导致编队卫星碰撞的风险。先后控制主从星或者主从星采取相同控制量均会破坏原有的编队构型，进而导致可能的碰撞危险。
控制流程复杂，耗时长。分别控制主从星需要主星先机动，在主星到位后，从星后机动，需要消耗更多的轨次进行控制；主从星采取相同控制量后，构型难以保持，需要再次进行编队控制，同样会消耗更多的轨次。
在考虑解决以上现有技术的缺点之外，出于节约能源与简化控制的考虑，使管道控制与编队控制同时进行，以尽可能减少控制次数以及控制时间。针对实际编队卫星工程的具体约束，设计针对卫星编队的管道编队联合控制策略。
本申请提出一种卫星编队联合控制的方法，使管道控制与编队控制同时进行，减少了控制次数以及控制时间，且编队卫星需要同时进行机动，避免了发生碰撞的风险。
卫星编队是指主从星同时绕地球进行圆周运动的过程中，从星相对主星保持特定的构型。管道控制是指包括升轨在内的，对卫星编队整体的控制；编队控制是指维持主从星相对位置关系的操作，只对从星进行控制。
本申请中，主星和从星分别进行了三次脉冲控制，前两次为面内控制，主从星的控制中心时刻(即纬度幅角u)一致，第三次为面外控制，主从星分别采用各自的值。
本申请解决了卫星编队管道控制过程中的安全以及构型精度保持问题，通过提供一种星上自主运行的近地轨道卫星编队管道编队联合控制方法，利用主星绝对位置导航结果以及编队相对位置导航结果，自主计算生成用于管道编队维持的主、从星最优脉冲大小和施加时刻。并利用脉冲大小和施加时刻，实现对近地轨道卫星编队连续小推力管道编队构型联合控制。
以下结合附图对本申请的示例实施例进行说明。
图1示出根据本申请示例实施例的近地轨道卫星编队联合控制的方法流程图。
根据一些实施例，用相对E/I向量描述编队构型，并根据当前平面内构形参数计算平面内编队构型参数偏差。
其中，相对E/I向量定义如下：
Figure BDA0003757118700000061
式中，ak,ek,ik,ωk,Ωk,uk,k＝1,2，各变量含义为：编队卫星轨道的半长轴ak、偏心率ek、轨道倾角ik、近地点幅角ωk、升交点赤经Ωk和纬度幅角uk。下标k＝1,2分别表示参考轨道和当前轨道。Δa为相对半长轴，(Δex Δey)为相对偏心率向量，(Δix Δiy)为相对倾角向量，Δu为相对纬度幅角。
后文中变量下标为m的均为主星相对虚拟目标主星，下标为c的均为从星相对虚拟目标主星，下标为r的均为从星相对主星
Figure BDA0003757118700000062
参见图1，在S101，根据主星轨道半长轴衰减率计算主星名义编队构型参数及主星管道构型保持误差。
根据主星轨道半长轴衰减率估计主星名义编队构型参数，并计算主星管道构型保持误差，进一步以最小化燃料消耗为目标，利用简化高斯方程计算主星控制点火纬度幅角
Figure BDA0003757118700000063
和切向脉冲大小
Figure BDA0003757118700000064
上标k＝1,2,3分别表示第一次脉冲、第二次脉冲和第三次脉冲。
这里的主星轨道半长轴衰减率用km表示，其为主星相对目标轨道的半长轴衰减率。
主星管道控制的目标是始终运行在以参考轨道为中心，管道半径为r的管道内，参见图2所示的卫星位置和参考轨道示意图。
卫星偏离严格回归轨道中心的管径偏差包括轨道面内的偏差以及轨道面外的偏差，面内偏差可以表示为卫星轨道与严格回归轨道半长轴偏差Δam以及偏心率偏差Δem：
Figure BDA0003757118700000071
式中km为主星轨道半长轴的衰减率。
轨道面外偏差可以表示为卫星轨道与严格回归轨道轨道倾角偏差Δim：
Figure BDA0003757118700000072
进一步，计算主星管道构型保持误差：
Figure BDA0003757118700000073
在S103，利用所述主星管道构型保持误差，计算主星点火纬度幅角和脉冲大小。
对于在近圆形轨道上紧密飞行的两艘航天器，可以使用HCW方程描述：
Figure BDA0003757118700000074
方程的解可以用轨道要素进行表示：
Figure BDA0003757118700000081
进一步，将相对轨道要素表示为脉冲的函数：
Figure BDA0003757118700000082
式中，n为主星的平均轨道角速度，tM为机动时刻，t为当前时间，u为tM时刻处的纬度幅角。Δv＝(ΔvR,ΔvT,ΔvN)为主星执行脉冲机动带来的速度变化量在虚拟目标星RTN(径向，Radial；切向，Transverse，法向；Normal)坐标系下的向量表示。
由公式(5)可知，面内控制(包括第一次脉冲和第二次脉冲)的燃料最优构型控制点火方向选择在构型平面内向量变化的方向，由此确定面内构型控制点火纬度幅角：
Figure BDA0003757118700000083
以及脉冲大小(速度增量)
Figure BDA0003757118700000084
式中，v为卫星平均速度。
面外控制(第三次脉冲)的燃料最优构型控制点火方向选择在构型平面外向量变化的方向，由此确定面外构型控制点火纬度幅角：
Figure BDA0003757118700000091
以及脉冲大小(速度增量)：
Figure BDA0003757118700000092
在S105，根据编队相对半长轴衰减率和所述主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数。
根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义面内编队构型参数
Figure BDA0003757118700000093
这里的编队相对半长轴衰减率即是主从卫星相对半长轴衰减率，表示的是从星相对主星的半长轴衰减率kr。
为确保编队任务的开展，需要对编队构型进行高精度保持，通过计算名义相对偏心率矢量
Figure BDA0003757118700000094
对e进行超调控制，并通过计算名义相对半长轴
Figure BDA0003757118700000095
来控制径向偏移u。
所述的期望名义相对偏心率矢量为(真正的偏差，预测出来的)：
Figure BDA0003757118700000096
式中，R表示相对偏心平面内的基本旋转矩阵，
Figure BDA0003757118700000097
Figure BDA0003757118700000098
为相对偏心率矢量幅角衰减率，控制周期Tman为m倍的轨道周期T，即Tman＝mT。
为避免碰撞的风险，面内控制过程中，主星与从星同时机动，为此从星面内控制点火纬度幅角采用主星计算得到的数值：
Figure BDA0003757118700000099
通过采用相同的点火纬度幅角，保证主星与从星同时机动，有效避免了编队卫星互相碰撞的风险。
计算在该纬度幅角下，从星相对主星的实际名义相对偏心率
Figure BDA00037571187000000910
使其与期望名义相对偏心率矢量误差最小：
Figure BDA00037571187000000911
Figure BDA0003757118700000101
进一步，计算从星相对主星的控制量：
Figure BDA0003757118700000102
通过二脉冲面内编队维持策略，引入相对半长轴Δar的偏置来对沿轨分离Δur实现补偿。因此，需要根据沿轨分离在控制周期内的变化量计算相对半长轴偏置量，即名义相对半长轴
Figure BDA0003757118700000103
在控制周期内相对轨道辐角Δur总变化量为：
Figure BDA0003757118700000104
两次脉冲引入的沿轨分离量
Figure BDA0003757118700000105
和
Figure BDA0003757118700000106
分别为：
Figure BDA0003757118700000107
式中，kr为主从卫星相对半长轴衰减率。根据控制机制可计算得到两次机动带来的一个控制周期内相对长半轴的变化量：
Figure BDA0003757118700000108
由(16)(17)(18)可计算得到第一次脉冲过后的相对半长轴
Figure BDA0003757118700000109
第二次脉冲过后的相对半长轴
Figure BDA00037571187000001010
以及名义相对半长轴
Figure BDA00037571187000001011
Figure BDA0003757118700000111
在S107，根据当前从星名义编队构型参数，计算从星编队构型误差，利用所述从星编队构型误差，计算从星控制点火纬度幅角和脉冲大小。
根据一些实施例，根据当前从星名义编队构型参数，计算从星编队构型保持误差：
Figure BDA0003757118700000112
计算从星轨道面内构型控制脉冲大小：
Figure BDA0003757118700000113
面外控制的燃料最优构型控制点火方向选择在构型平面外向量变化的方向，由此确定面外构型控制点火纬度幅角：
Figure BDA0003757118700000114
以及脉冲大小(速度增量)：
Figure BDA0003757118700000121
根据上述计算得到最优脉冲大小和点火纬度角后，利用推进系统参数计算每个最优脉冲处连续推力点火的起止时间，实现卫星燃料消耗最优的编队连续小推力构型控制。
每次脉冲点火起止时间为：
Figure BDA0003757118700000122
式中，tUTC为当前时间，
Figure BDA0003757118700000123
为受控星当前纬度幅角；
Figure BDA0003757118700000124
和
Figure BDA0003757118700000125
为步骤二至步骤四中计算得到的最优实施时刻和脉冲大小；Ms和FTh分别为受控星质量和推进器推力大小；k＝1,2,3分别代表三次脉冲，s＝m,c分别代表主星与从星。
步骤S103中公式(9)及本步骤中公式(21)可以通过改变形式，给出相似的结果，其本质是一样的。
本申请提出的近地轨道卫星编队自主管道编队联合控制策略得到的控制结果均以显式给出，具有形式简单、计算量小的特点，易于星上实现及自主运行。
在提出脉冲控制最优解的基础上，根据实际推进器推力大小等实际工程约束条件，给出编队连续小推力构型维持控制方法，实现同时满足编队构型维持控制精度和燃料消耗最优的目标。
通过对每颗卫星进行三次脉冲控制，同时完成了卫星编队的面内、面外管道编队联合控制，与传统方法相比显著减少了卫星控制时间，减小了对卫星测绘或遥感业务的影响。另外通过减少卫星在轨控制频次，简化了控制流程，降低了发生故障的风险。
在控制过程中，主从星的相对控制采用高精度的相对导航结果进行，避免了绝对导航误差的影响，在管道控制过程中保证了卫星编队相对位置的控制精度。
图3示出根据本申请示例实施例的近地轨道卫星编队构型保持控制示意图。
根据一些实施例，近地轨道卫星编队构型保持控制方法包括以下步骤。
用相对E/I向量描述编队构型，并根据当前平面内构形参数计算平面内编队构型参数偏差；然后根据编队构型参数衰减率估计，计算名义编队构型参数；进而根据当前编队构型与名义编队构型参数，计算编队构型保持误差。并利用当前编队构型保持误差，以最小化燃料消耗为目标，利用简化高斯方程计算构形控制点火纬度幅角和脉冲大小；最后根据计算得到最优脉冲大小和实施时刻后，利用推进系统参数计算每个最优脉冲处连续推力点火起止时间，实现卫星燃料消耗最优的编队连续小推力构型控制。
在本实施例中，主星半长轴a＝6907633m，轨道角速度n＝0.0011rad/s，在卫星编队中，从星与主星的目标相对轨道要素为Δαr_t＝(0m,3.51e-6,5.8e-5,2.46e-05,-1.13e-05,2.67e-05)
步骤一：根据实际主星轨道要素以及目标主星轨道要素，计算当前时刻的实际主星轨道与虚拟目标主星轨道的相对轨道要素偏差为Δαm＝(-35.8m,7.26e-6,5.52e-6,1.11e-6,-1.33e-07,3.71e-07)，根据实际从星轨道要素，实际主星轨道要素以及目标主星相对轨道要素，计算当前时刻的实际从星轨道与实际主星轨道的相对轨道要素偏差为Δαr＝(-1.56m,5.25e-6,5.96e-5,2.12e-5,1.12e-05,2.35e-05)
步骤二：在本实施例中主星的相对半长轴衰减率为km＝-30m/day，控制周期为m＝30，得到主星编队维持状态向量为δΔαm＝(65.6m,-7.26e-6,-5.52e-6,-1.11e-6,1.33e-07,-3.71e-07)，因此可得三次脉冲时刻
Figure BDA0003757118700000131
以及三次脉冲大小
Figure BDA0003757118700000132
步骤三：在本实施例中，相对半长轴衰减率为km＝-1.5m/day，相对偏心率矢量幅角衰减速率为
Figure BDA0003757118700000133
控制周期m＝15，因此由公式得：
Figure BDA0003757118700000134
进一步可得名义相对偏心率Δeman＝(5.70e-5,-2.08e-5)。由可得名义相对半长轴
Figure BDA0003757118700000135
步骤四：根据当前从星名义编队构型参数计算得到从星构型误差δΔαc＝(68.4m,-1.74e-6,-6.87e-06,-1.46e-06,-0.22e-06,2.82e-06)，进而可得第三次脉冲时刻
Figure BDA0003757118700000141
以及三次脉冲大小
Figure BDA0003757118700000142
步骤五：编队飞行中，当前星上时间tUTC＝35980s，纬度辐角u＝5，主星质量Mm＝311.53kg，辅星质量Mc＝261.81kg，推力FTh＝0.015N。因此，利用公式(18)可以算得主星三次脉冲点火起止时间：
Figure BDA0003757118700000143
以及从星三次脉冲点火起止时间
Figure BDA0003757118700000144
应清楚地理解，本申请描述了如何形成和使用特定示例，但本申请不限于这些示例的任何细节。相反，基于本申请公开的内容的教导，这些原理能够应用于许多其它实施例。
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。
通过对示例实施例的描述，本领域技术人员易于理解，根据本申请实施例的近地轨道卫星编队联合控制的方法至少具有以下优点中的一个或多个。
根据示例实施例，通过三次脉冲同时完成了卫星编队的面内、面外管道编队联合控制，与传统方法相比显著减少了卫星控制时间，减小了对卫星测绘或遥感业务的影响。通过保证主星与辅星同时机动，有效避免了编队卫星互相碰撞的风险。另外通过减少卫星在轨控制频次，简化了控制流程，降低了发生故障的风险。
根据示例实施例，在控制过程中，主从星的相对控制采用由高精度相对导航结果计算得到的相对轨道根数进行，避免了绝对导航误差的影响，在管道控制过程中保证了卫星编队相对位置的控制精度。
根据示例实施例，提出的近地轨道卫星编队自主管道编队联合控制策略得到的控制结果均以显式给出，具有形式简单、计算量小的特点，易于星上实现及自主运行。
根据示例实施例，在提出脉冲控制最优解的基础上，根据实际推进器推力大小等实际工程约束条件，给出编队连续小推力构型维持控制方法，实现同时满足编队构型维持控制精度和燃料消耗最优的目标。
图4示出根据一示例性实施例的一种电子设备的框图。
下面参照图4来描述根据本申请的这种实施方式的电子设备200。图4显示的电子设备200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4所示，电子设备200以通用计算设备的形式表现。电子设备200的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元210、至少一个存储单元220、连接不同系统组件(包括存储单元220和处理单元210)的总线230、显示单元240等。
其中，存储单元存储有程序代码，程序代码可以被处理单元210执行，使得处理单元210执行本说明书描述的根据本申请各种示例性实施方式的方法。
存储单元220可以包括易失性存储单元形式的可读介质，例如随机存取存储单元(RAM)2201和/或高速缓存存储单元2202，还可以进一步包括只读存储单元(ROM)2203。
存储单元220还可以包括具有一组(至少一个)程序模块2205的程序/实用工具2204，这样的程序模块2205包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
总线230可以为表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储单元总线或者存储单元控制器、外围总线、图形加速端口、处理单元或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。
电子设备200也可以与一个或多个外部设备300(例如键盘、指向设备、蓝牙设备等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该电子设备200交互的设备通信，和/或与使得该电子设备200能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口250进行。并且，电子设备200还可以通过网络适配器260与一个或者多个网络(例如局域网(LAN)，广域网(WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。网络适配器260可以通过总线230与电子设备200的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合电子设备200使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。根据本申请实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、或者网络设备等)执行根据本申请实施方式的上述方法。
软件产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以为但不限于电、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。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(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。
计算机可读存储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，其中承载了可读程序代码。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。可读存储介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、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。可读存储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、有线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本申请操作的程序代码，程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、C++等，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
本领域技术人员可以理解上述各模块可以按照实施例的描述分布于装置中，也可以进行相应变化唯一不同于本实施例的一个或多个装置中。上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块。
以上具体地示出和描述了本申请的示例性实施例。应可理解的是，本申请不限于这里描述的详细结构、设置方式或实现方法；相反，本申请意图涵盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效设置。

Claims (10)

1.一种卫星编队联合控制的方法，所述卫星编队包括主星和从星，其特征在于，所述方法包括：
根据主星轨道半长轴衰减率计算主星名义编队构型参数及主星管道构型保持误差；
利用所述主星管道构型保持误差，计算控制主星的点火纬度幅角和脉冲大小；
根据编队相对半长轴衰减率和所述主星的点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数；
根据当前从星名义编队构型参数，计算从星编队构型误差，利用所述从星编队构型误差，计算控制从星的点火纬度幅角和脉冲大小。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，控制所述主星和所述从星的脉冲包括第一次脉冲、第二次脉冲和第三次脉冲。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述主星和所述从星在所述第一次脉冲和所述第二次脉冲的点火纬度幅角一致。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，包括：
计算从星的名义相对偏心率矢量和名义相对半长轴。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，还包括：
计算在所述点火纬度幅角下，从星相对主星的实际名义相对偏心率矢量，使所述实际名义相对偏心率矢量与期望名义相对偏心率矢量误差最小。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据编队相对半长轴衰减率以及主星点火纬度幅角，计算从星在主星点火时刻的名义编队构型参数，还包括：
根据主从卫星相对半长轴衰减率和所述第一次脉冲和所述第二次脉冲引入的沿轨分离量计算控制周期内相对长半轴的变化量；
根据计算得到的所述相对长半轴的变化量计算名义相对半长轴。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
根据计算得到的主星和从星的脉冲大小和点火纬度幅角，利用推进系统参数计算每个脉冲处连续推力点火的起止时间。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
根据当前轨道平面内构型参数计算平面内编队构型参数偏差。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1-8中任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，包括计算机程序或指令，其特征在于，该计算机程序或指令被处理器执行时实现如权利要求1-8中任一项所述的方法。
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