CN115396002A - 一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统 - Google Patents

一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统 Download PDF

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CN115396002A
CN115396002A CN202210511594.7A CN202210511594A CN115396002A CN 115396002 A CN115396002 A CN 115396002A CN 202210511594 A CN202210511594 A CN 202210511594A CN 115396002 A CN115396002 A CN 115396002A
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徐添
晏也绘
周易
李奎
宋慧心
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Aerospace Xingyun Technology Co ltd
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Abstract

本申请提供了一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统，用于在进行卫星星座构型控制时，在可以保证控制精度的情况下，减少对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。

Description

一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统
技术领域
本申请涉及信息领域，具体涉及一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统。
背景技术
卫星星座是一系列轨道面上的卫星集合，轨道面之间形成特定的空间几何结构，卫星之间保持相对固定的位置关系，从而协同完成特定的航天任务。而卫星星座的构型控制，指的是在卫星部署阶段和维持阶段，将一系列的卫星准确控制至相对应的位置，且在寿命时间内保持卫星之间关系的相对稳定。
其中，卫星星座的构型控制方案，可以分为绝对控制和相对控制两大类，绝对控制方案适用于对卫星星下点轨迹有要求的星座控制，控制频率较高、推进剂消耗较大；相对控制方案不严格要求轨道面在惯性空间的固定方向，只需要控制轨道之间的相对运动关系满足星座构型的约束条件即可，因而具备控制频次低、节省推进剂的优点。
而卫星星座构型控制涉及的主要要素有卫星的半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和相位等，对于相对控制方案，是通过改变非基准星与基准星的半长轴之差，进而改变双星相位的漂移速率，达到相位控制的目的，通过卫星控制前后的半长轴改变量，可以确定需要施加的速度增量。
而在现有的相关技术的研究过程中，发明人发现，对于现有的相对控制方案，其依赖于卫星的定轨精度，而当定轨误差较大时，速度增量的求解精度无法保证，从而就出现了卫星星座构型控制效果较差的问题。
发明内容
本申请提供了一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统，用于在进行卫星星座构型控制时，在可以保证控制精度的情况下，减少对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。
第一方面，本申请提供了一种低轨卫星星座相位的控制方法，方法包括：
分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000021
以及，分别获取非基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000022
基准星以及非基准星处于同一低轨卫星星座，第一纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000023
以及第二纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000024
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定从观测时刻t1到观测时刻t2，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在观测时刻t1基准星与非基准星之间的相位夹角，θ2为在观测时刻t2基准星与非基准星之间的相位夹角；
基于初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
确定调相控制前后非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
确定非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-GDA0003886293620000025
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
确定调相控制后非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000026
确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
在非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
结合本申请第一方面，在本申请第一方面第一种可能的实现方式中，在完成初始相位控制的处理之后，方法还包括构型保持控制的处理，构型保持控制的处理包括：
分别获取基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000027
以及，分别获取非基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000031
第三纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000032
以及第四纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000033
在同一坐标系下获得，t4＜t5；
确定从观测时刻t4到观测时刻t5，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在观测时刻t4基准星与非基准星之间的相位夹角，θ5为在观测时刻t5基准星与非基准星之间的相位夹角；
设构型保持控制后基准星与非基准星之间的相位维持不变，基准星与非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
确定非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-GDA0003886293620000034
am2为半长轴，rm2为矢径大小，am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
确定构型保持控制后非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000035
确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
结合本申请第一方面第一种可能的实现方式，在本申请第一方面第二种可能的实现方式中，观测时刻t4以及观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。
结合本申请第一方面，在本申请第一方面第三种可能的实现方式中，观测时刻t1与观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，观测时刻t4与观测时刻t5之间间隔多个轨道周期。
第二方面，本申请提供了一种低轨卫星星座相位的控制装置，装置包括：
获取单元，用于分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000036
以及，分别获取非基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000037
基准星以及非基准星处于同一低轨卫星星座，第一纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000038
以及第二纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000039
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定单元，用于确定从观测时刻t1到观测时刻t2，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在观测时刻t1基准星与非基准星之间的相位夹角，θ2为在观测时刻t2基准星与非基准星之间的相位夹角；
确定单元，还用于基于初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
确定单元，还用于结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
确定单元，还用于确定调相控制前后非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
确定单元，还用于确定非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-GDA0003886293620000041
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
确定单元，还用于确定调相控制后非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000042
确定单元，还用于确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲， g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
处理单元，还用于在非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
结合本申请第二方面，在本申请第二方面第一种可能的实现方式中，获取单元，还用于分别获取基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000043
以及，分别获取非基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000044
第三纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000045
以及第四纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000046
在同一坐标系下获得， t4＜t5；
确定单元，还用于确定从观测时刻t4到观测时刻t5，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在观测时刻t4基准星与非基准星之间的相位夹角，θ5为在观测时刻t5基准星与非基准星之间的相位夹角；
确定单元，还用于设构型保持控制后基准星与非基准星之间的相位维持不变，基准星与非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
确定单元，还用于确定非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-GDA0003886293620000051
am2为半长轴，rm2为矢径大小，am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
确定单元，还用于确定构型保持控制后非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000052
确定单元，还用于确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
处理单元，还用于控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
结合本申请第二方面第一种可能的实现方式，在本申请第二方面第二种可能的实现方式中，观测时刻t4以及观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。
结合本申请第二方面，在本申请第二方面第三种可能的实现方式中，观测时刻t1与观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，观测时刻t4与观测时刻t5之间间隔多个轨道周期。
第三方面，本申请提供了一种处理系统，包括处理器和存储器，存储器中存储有计算机程序，处理器调用存储器中的计算机程序时执行本申请第一方面或者本申请第一方面任一种可能的实现方式提供的方法。
第四方面，本申请提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有多条指令，指令适于处理器进行加载，以执行本申请第一方面或者本申请第一方面任一种可能的实现方式提供的方法。
从以上内容可得出，本申请具有以下的有益效果：
针对于卫星星座的构型控制，在初始相位控制阶段，即星座的初始部署阶段，利用两个观测时刻的差分原理，计算初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，接着继续计算、相位变化速率dn2、相位变化速率变化量Δn1、速度大小vb1、角速度大小 nb1、角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小，进而确定非基准星的开机时长 T1，待非基准星达到目标相位θd后令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制，在这过程中，在可以保证控制精度的情况下，通过求解一段时间内平均角速度的方式减弱了对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，具备更好的通用性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。
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，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，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为本申请低轨卫星星座相位的控制方法的一种流程示意图；
图2为本申请低轨卫星星座相位的控制方法的一种工作流程图；
图3为本申请低轨卫星星座相位的控制方法的又一种工作流程图；
图4为本申请双星相位变化曲线的一种实例示意图；
图5为本申请调整半长轴后相位漂移情况的一种实例示意图；
图6为本申请相位保持控制下相位漂移曲线的一种实例示意图；
图7为本申请低轨卫星星座相位的控制装置的一种结构示意图；
图8为本申请处理系统的一种结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或模块的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或模块，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或模块。在本申请中出现的对步骤进行的命名或者编号，并不意味着必须按照命名或者编号所指示的时间/逻辑先后顺序执行方法流程中的步骤，已经命名或者编号的流程步骤可以根据要实现的技术目的变更执行次序，只要能达到相同或者相类似的技术效果即可。
本申请中所出现的模块的划分，是一种逻辑上的划分，实际应用中实现时可以有另外的划分方式，例如多个模块可以结合成或集成在另一个系统中，或一些特征可以忽略，或不执行，另外，所显示的或讨论的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，模块之间的间接耦合或通信连接可以是电性或其他类似的形式，本申请中均不作限定。并且，作为分离部件说明的模块或子模块可以是也可以不是物理上的分离，可以是也可以不是物理模块，或者可以分布到多个电路模块中，可以根据实际的需要选择其中的部分或全部模块来实现本申请方案的目的。
在介绍本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法之前，首先介绍本申请所涉及的背景内容。
本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及计算机可读存储介质，可应用于处理系统，用于在进行卫星星座构型控制时，在可以保证控制精度的情况下，减少对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。
本申请提及的低轨卫星星座相位的控制方法，其执行主体可以为低轨卫星星座相位的控制装置，或者集成了该低轨卫星星座相位的控制装置的服务器、物理主机甚至卫星等不同类型的处理系统。其中，低轨卫星星座相位的控制装置可以采用硬件或者软件的方式实现，处理系统可以通过设备集群的方式设置。
其中，处理系统一般为地面的地面控制中心，用于为天上的卫星星座甚至地面的卫星地面站提供集中控制服务，当然，在实际应用中，处理系统还可以为卫星本身等其他的设备。
下面，开始介绍本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法。
首先，参阅图1，图1示出了本申请低轨卫星星座相位的控制方法的一种流程示意图，本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法，具体可包括如下步骤S101 至步骤S109：
步骤S101，分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000081
以及，分别获取非基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000082
基准星以及非基准星处于同一低轨卫星星座，第一纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000083
以及第二纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000084
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
可以理解的是，本申请所做的卫星星座构型控制，是以两个观测时刻的差分原理出发的。
为此，在初始相位控制阶段，首先需要抓取两个观测时间点，即两个观测时刻，并确定卫星从第一观测时刻t1至于观测时刻t2的纬度幅角信息，为后续参数的抓取及其计算提供数据依据。
其中，基准星以及非基准星的选定，可以随实际情况挑选，即，可以是任意颗卫星星座中的卫星。
此外，为方便说明，在下文中，基准星在相关参数中的标识记为a，非基准星在相关参数中的标识记为b。
步骤S102，确定从观测时刻t1到观测时刻t2，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在观测时刻t1基准星与非基准星之间的相位夹角，θ2为在观测时刻t2基准星与非基准星之间的相位夹角；
在获得了两个方面的纬度幅角信息后，则可依此确定在两个观测时刻之间的时间变化过程中，两星之间的相位变化速率，该相位变化速率对应的是观测时间段，即，对应的相位控制前的采样时间段。
步骤S103，基于初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
而对于具体的相位控制，则可根据相位控制任务的任务需求，确定调相控制时刻t3、目标相位θd、调相时长Δt等参数。
此时，则可先确定与调相控制时刻t3相对应的两星之间的相位夹角。
步骤S104，结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
而在得到调相控制时刻t3时的相位夹角θ3后，则可结合期望的目标相位θd、调相时长Δt，来计算对应的两星之间的相位变化速率dn2＝nb′-na＝(θd-θ3)/(Δt)。
步骤S105，确定调相控制前后非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
进一步的，在确定了调相控制后的相位变化速率后，则可结合之前的相位变化速率，计算两者之间的差值，得到非基准星的角速度速率变化量Δn＝nb′-nb＝dn2-dn1，继续为下一步的数据处理做准备。
步骤S106，确定非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-GDA0003886293620000091
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
可以理解，此处继续为非基准星引入调控控制前的速度大小和角速度大小的处理。
步骤S107，确定调相控制后非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000092
与调控控制前的速度大小、角速度大小相对的，此处确定调相控制后的速度大小、角速度大小，还确定了调相控制后的轨道半长轴。
步骤S108，确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
此时，在确定了非基准星在调相控制前后的角速度大小、速度大小，还有调相控制后的轨道半长轴后，则可结合卫星在推进方面的基础参数，确定出调相控制过程中非基准星的开机时长，也就是非基准星的调相控制时长。
步骤S109，在非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长 T2，完成初始相位控制。
如此，当对非基准星施加调相控制部分，使其通过时长T1、到达目标相位θd，则可引入基准星的调相控制部分，此时，则可重复上面的步骤S101至步骤S108，其中，还需令dn2＝0，并将基准星和非基准星的双星半长轴调整至相近高度，并维持，如此即可完成卫星星座的初始相位控制，后续的，则可继续维持此时的卫星拓扑结构，维持其期望的卫星空间特征。
具体的，对于上面初始相位控制部分的内容，还可结合图2示出的本申请低轨卫星星座相位的控制方法的一种工作流程图进行理解。
从图1所示实施例可看出，针对于卫星星座的构型控制，在初始相位控制阶段，即星座的初始部署阶段，利用两个观测时刻的差分原理，计算初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，接着继续计算、相位变化速率dn2、相位变化速率变化量Δn1、速度大小vb1、角速度大小nb1、角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小，进而确定非基准星的开机时长T1，待非基准星达到目标相位θd后令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制，在这过程中，在可以保证控制精度的情况下，通过求解一段时间内平均角速度的方式减弱了对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，具备更好的通用性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。
进一步的，在完成了卫星星座部署，即完成了初始相位控制之后，在卫星星座的工作过程中，还可继续涉及到卫星拓扑结构的保持处理，即，本申请所还可涉及的构型保持控制的处理。
具体的，在实际操作中，本申请所提出的构型保持控制的处理，可以包括以下内容：
分别获取基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000101
以及，分别获取非基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000102
第三纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000103
以及第四纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000104
在同一坐标系下获得，t4＜t5；
确定从观测时刻t4到观测时刻t5，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在观测时刻t4基准星与非基准星之间的相位夹角，θ5为在观测时刻t5基准星与非基准星之间的相位夹角；
设构型保持控制后基准星与非基准星之间的相位维持不变，基准星与非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
确定非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-GDA0003886293620000105
am2为半长轴，rm2为矢径大小，am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
确定构型保持控制后非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000106
确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
将此处内容与图1所示内容进行比较可以发现，此处的构型保持控制也是以非基准星为出发点进行的，且在进行非基准星的相位保持控制时，只需要令卫星相位变化的目标速率为0，仍可按图1所示步骤计算所需速度增量，然后额外施加一个同向小量，实现使卫星相位反向变化的作用，如此进行构型保持控制。
而对于初始相位控制以及构型保持控制两个阶段的方案，容易看出，后者对于前者具备良好的继承性，因而具备操作简单、适应性好的特点。
此外，为保障较佳的相位控制精度，本申请在具体操作中，还可对上卖弄涉及的观测时刻进行一定程度上的限定。
对于两个相位控制阶段所涉及的观测时刻，在前面的初始相位控制阶段，观测时刻t1与观测时刻t2之间具体可以配置为间隔多个轨道周期，通过多个轨道周期间隔时长的设置，可以保障较大的观测范围，提供更为精确的观测效果。
类似的，在后面的构型保持控制阶段，观测时刻t4与观测时刻t5之间具体也可以配置为间隔多个轨道周期。
与此同时，对于后面构型保持控制阶段所选择的观测时刻t4以及观测时刻t5，具体可以由星座相位控制门限(如从完成初始相位控制起开始算的观测周期、观测时间点范围等)以及卫星的相位漂移变化规律(如总结出的出现较大相位漂移的时长范围、时间点范围等)确定，从而，在较长时间跨度的都行保持控制阶段中，以更精准、适配的切入点(观测时刻)来发起相位控制处理，进而取得更佳的构型保持控制效果。
具体的，对于上面构型保持控制部分的内容，还可结合图3示出的本申请低轨卫星星座相位的控制方法的又一种工作流程图进行理解。
此外，为更好的理解以上方案内容，还可借助下面给出的一个实例进行理解。
设两颗卫星初始轨道要素如下：
Figure RE-GDA0003886293620000111
相位控制任务为在10月16日施加控制，施控后20天内将两星相位拉开至135°，然后对相位进行保持，漂移界限为±1.5°。
卫星初始质量为基准星干重100kg、燃料质量1kg、总重ma,0＝101kg、调相星干重99kg、燃料质量1kg、总重mb,0＝100kg。
两星采用相同的推进系统，推力大小1.5N，比冲210s。
控制的过程如下，首先是相位初始控制过程：
1.计算得到基准星的轨道周期为6053s，选取观测时刻t1为2020.10.15 08:00:00，纬度幅角分别为
Figure RE-GDA0003886293620000121
观测时刻t2为2020.10.15 21:27:04，两星纬度幅角分别为
Figure RE-GDA0003886293620000122
2.确定调相控制时刻t3为2020.10.16 08:00:00，期望调整的目标相位θd＝135°，调相时长Δt＝1728000s；
3.计算得到两星初始相位变化速率dn1＝nb-na＝1.40090569483138×10-7rad/s；
4.利用dn1和t2的两星夹角θ2，得到施加控制时刻t3的相位夹角θ3＝20.7397591001156°；
5.利用t3时刻两星夹角θ3、目标相位θd和调相时长Δt，得到施加控制过后两星相位变化速率dn2＝nb′-na＝1.15406099989865×10-6；
6.利用控制前后的相位变化速率得到非基准卫星的角速度变化量Δn＝1.01397043041551e×10-6
7.取非基准星控制时刻的半长轴am和矢径大小rm均为卫星标称轨道半长轴a0，则有相位控制前的速度大小vb＝7451.52872052482m/s和角速度大小 na＝0.00103800241833152rad/s，μ代表地球引力常数；
8.根据第6、7的结果得到轨控结束时刻非基准星的角速度大小 n′b＝0.00103901638876193rad/s，轨控后的轨道半长轴a′m＝7174.0487908801km和速度大小v′b＝7449.10238375061m/s；
9.轨控任务需要的速度增量为Δv＝-2.42633677420872m/s；
10.得到所需开机时长为T1＝162s。
11.在非基准星即将漂移至目标相位前，选定新的观测时间为2020.11.04 08:00:00和2020.11.04 21:27:04，起控时刻为2020.11.05 02:00:00，得到开机时长 T2＝184s。
随后考虑星座的相位保持控制：
1.根据星座相位控制门限和卫星的相位漂移变化规律确定间隔整数个轨道周期的两次观测时刻，t1为2021.02.06 04:30:00，两星纬度幅角分别为
Figure RE-GDA0003886293620000131
t2时刻为2021.04.02 08:00:00，两星纬度幅角分别为
Figure RE-GDA0003886293620000132
2.分别计算t1、t2时刻两星之间的夹角θ1＝133.797736991839°和θ2＝133.517639475831°，得到两星初始相位变化速率dn1＝nb-na＝-1.02602839167165×10-9；
3.假设施控后两星相位维持不变，则施控后两星相位变化速率dn2＝nb′-na＝0；
4.利用控制前后的相位变化速率得到被控卫星的角速度变化量Δn＝1.02602839167165×10-9；
5.取非基准星控制时刻的半长轴am和矢径大小rm均为卫星标称轨道半长轴a0，则有构型保持控制前的速度大小vb＝7451.52872052482m/s和角速度大小 nb＝0.00103800241833152rad/s，其中μ代表地球引力常数；
6.轨控结束时刻非基准星的角速度大小n′b＝nb+Δn，轨控后的轨道半长轴 a′m＝(μ/n′b 2)1/3和速度大小v′b＝7451.52626533464m/s；
7.轨控任务需要的速度增量为Δv＝-0.00245519018153573m/s；
8.得到相位保持不变所需开机时长为T1＝0.2s；
9.控制相位朝反方向漂移至另一边界，则在时长T1的基础上额外施加时长ΔT＝0.3s的控制量，得到构型控制的总开机时长T2＝0.5s。
此外，还可结合图4示出的本申请双星相位变化曲线的一种实例示意图、图5 示出的本申请调整半长轴后相位漂移情况的一种实例示意图以及图6示出的本申请相位保持控制下相位漂移曲线的一种实例示意图进行参考。
以上是本申请提供低轨卫星星座相位的控制方法的介绍，为便于更好的实施本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法，本申请还从功能模块角度提供了一种低轨卫星星座相位的控制装置。
参阅图7，图7为本申请低轨卫星星座相位的控制装置的一种结构示意图，在本申请中，低轨卫星星座相位的控制装置700具体可包括如下结构：
获取单元701，用于分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000133
以及，分别获取非基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000134
基准星以及非基准星处于同一低轨卫星星座，第一纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000135
以及第二纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000136
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定单元702，用于确定从观测时刻t1到观测时刻t2，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在观测时刻t1基准星与非基准星之间的相位夹角，θ2为在观测时刻t2基准星与非基准星之间的相位夹角；
确定单元702，还用于基于初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
确定单元702，还用于结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
确定单元702，还用于确定调相控制前后非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
确定单元，还用于确定非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-GDA0003886293620000141
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
确定单元702，还用于确定调相控制后非基准星的角速度大小nb′1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000142
确定单元702，还用于确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲， g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
处理单元703，还用于在非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
在一种示例性的实现方式中，获取单元701，还用于分别获取基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000143
以及，分别获取非基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000144
第三纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000145
以及第四纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000146
在同一坐标系下获得，t4＜t5；
确定单元702，还用于确定从观测时刻t4到观测时刻t5，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在观测时刻t4基准星与非基准星之间的相位夹角，θ5为在观测时刻t5基准星与非基准星之间的相位夹角；
确定单元702，还用于设构型保持控制后基准星与非基准星之间的相位维持不变，基准星与非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
确定单元702，还用于确定非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-GDA0003886293620000151
am2为半长轴，rm2为矢径大小， am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
确定单元702，还用于确定构型保持控制后非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000152
确定单元702，还用于确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
处理单元703，还用于控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
在又一种示例性的实现方式中，观测时刻t4以及观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。
在又一种示例性的实现方式中，观测时刻t1与观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，观测时刻t4与观测时刻t5之间间隔多个轨道周期。
本申请还从硬件结构角度提供了一种处理系统，参阅图8，图8示出了本申请处理系统的一种结构示意图，具体的，本申请处理系统可包括处理器801、存储器 802以及输入输出设备803，处理器801用于执行存储器802中存储的计算机程序时实现如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法的各步骤；或者，处理器801 用于执行存储器802中存储的计算机程序时实现如图7对应实施例中各单元的功能，存储器802用于存储处理器801执行上述图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法所需的计算机程序。
示例性的，计算机程序可以被分割成一个或多个模块/单元，一个或者多个模块/单元被存储在存储器802中，并由处理器801执行，以完成本申请。一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述计算机程序在计算机装置中的执行过程。
处理系统可包括，但不仅限于处理器801、存储器802、输入输出设备803。本领域技术人员可以理解，示意仅仅是处理系统的示例，并不构成对处理系统的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如处理系统还可以包括网络接入设备、总线等，处理器801、存储器802、输入输出设备803等通过总线相连。
处理器801可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，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、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等，处理器是处理系统的控制中心，利用各种接口和线路连接整个设备的各个部分。
存储器802可用于存储计算机程序和/或模块，处理器801通过运行或执行存储在存储器802内的计算机程序和/或模块，以及调用存储在存储器802内的数据，实现计算机装置的各种功能。存储器802可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的应用程序等；存储数据区可存储根据处理系统的使用所创建的数据等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如硬盘、内存、插接式硬盘，智能存储卡 (Smart Media Card，SMC)，安全数字(SecureDigital，SD)卡，闪存卡(Flash Card)、至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他易失性固态存储器件。
处理器801用于执行存储器802中存储的计算机程序时，具体可实现以下功能：
分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000161
以及，分别获取非基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-GDA0003886293620000162
基准星以及非基准星处于同一低轨卫星星座，第一纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000163
以及第二纬度俯角信息
Figure RE-GDA0003886293620000164
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定从观测时刻t1到观测时刻t2，基准星与非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在观测时刻t1基准星与非基准星之间的相位夹角，θ2为在观测时刻t2基准星与非基准星之间的相位夹角；
基于初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)
确定调相控制前后基准星与非基准星之间的相位变化速率变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
确定非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-GDA0003886293620000171
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
确定调相控制后非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-GDA0003886293620000172
确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
在非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到基准星以及非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
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，上述描述的低轨卫星星座相位的控制装置、处理系统及其相应单元的具体工作过程，可以参考如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法的说明，具体在此不再赘述。
本领域普通技术人员可以理解，上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤可以通过指令来完成，或通过指令控制相关的硬件来完成，该指令可以存储于一计算机可读存储介质中，并由处理器进行加载和执行。
为此，本申请提供一种计算机可读存储介质，其中存储有多条指令，该指令能够被处理器进行加载，以执行本申请如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法的步骤，具体操作可参考如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法的说明，在此不再赘述。
其中，该计算机可读存储介质可以包括：只读存储器(Read Only Memory， ROM)、随机存取记忆体(Random Access Memory，RAM)、磁盘或光盘等。
由于该计算机可读存储介质中所存储的指令，可以执行本申请如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法的步骤，因此，可以实现本申请如图1对应实施例中低轨卫星星座相位的控制方法所能实现的有益效果，详见前面的说明，在此不再赘述。
以上对本申请提供的低轨卫星星座相位的控制方法、装置、处理系统以及计算机可读存储介质进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (10)

1.一种低轨卫星星座相位的控制方法，其特征在于，所述方法包括：
分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000011
以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t1、所述观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000012
所述基准星以及所述非基准星处于同一低轨卫星星座，所述第一纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000013
以及所述第二纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000014
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定从所述观测时刻t1到所述观测时刻t2，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在所述观测时刻t1所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ2为在所述观测时刻t2所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；
基于所述初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
确定调相控制前后所述非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
确定所述非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-FDA0003886293610000015
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
确定调相控制后所述非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-FDA0003886293610000016
确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
在所述非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到所述基准星以及所述非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在完成初始相位控制的处理之后，所述方法还包括构型保持控制的处理，所述构型保持控制的处理包括：
分别获取所述基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000017
以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t4、所述观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000021
所述第三纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000022
以及所述第四纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000023
在同一坐标系下获得，t4＜t5；
确定从所述观测时刻t4到所述观测时刻t5，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在所述观测时刻t4所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ5为在所述观测时刻t5所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；
设构型保持控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位维持不变，所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后所述非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
确定所述非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-FDA0003886293610000024
am2为半长轴，rm2为矢径大小，am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
确定构型保持控制后所述非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-FDA0003886293610000025
确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述观测时刻t4以及所述观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述观测时刻t1与所述观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，所述观测时刻t4与所述观测时刻t5之间间隔多个所述轨道周期。
5.一种低轨卫星星座相位的控制装置，其特征在于，所述装置包括：
获取单元，用于分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000026
以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t1、所述观测时刻t2的第二纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000027
所述基准星以及所述非基准星处于同一低轨卫星星座，所述第一纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000028
以及所述第二纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000029
在同一坐标系下获得，t1＜t2；
确定单元，用于确定从所述观测时刻t1到所述观测时刻t2，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝nb-na＝(θ2-θ1)/(t2-t1)，θ1为在所述观测时刻t1所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ2为在所述观测时刻t2所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；
所述确定单元，还用于基于所述初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3-t2)；
所述确定单元，还用于结合预设的目标相位θd、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θd-θ3)/(Δt)；
所述确定单元，还用于确定调相控制前后所述非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2-dn1；
所述确定单元，还用于确定所述非基准星在调相控制前的速度大小vb1和角速度大小nb1，
Figure RE-FDA0003886293610000031
am1为半长轴，rm1为矢径大小，am1以及rm1均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
所述确定单元，还用于确定调相控制后所述非基准星的角速度大小n′b1、轨道半长轴a′m1以及速度大小v′b1，n′b1＝nb1+Δn1，a′m1＝(μ/n′b1 2)1/3，
Figure RE-FDA0003886293610000032
所述确定单元，还用于确定所需开机时长T1，T1＝[m0-m0exp(-Δv1/(Ispg0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v′b1-vb1，Isp为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；
所述处理单元，还用于在所述非基准星达到目标相位θd后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到所述基准星以及所述非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。
6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述获取单元，还用于分别获取所述基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000033
以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t4、所述观测时刻t5的第四纬度幅角信息
Figure RE-FDA0003886293610000034
所述第三纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000035
以及所述第四纬度俯角信息
Figure RE-FDA0003886293610000036
在同一坐标系下获得，t4＜t5；
所述确定单元，还用于确定从所述观测时刻t4到所述观测时刻t5，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5-θ4)/(t5-t4)，θ4为在所述观测时刻t4所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ5为在所述观测时刻t5所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；
所述确定单元，还用于设构型保持控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位维持不变，所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后所述非基准星的角速度变化量Δn2，Δn2＝-dn3；
所述确定单元，还用于确定所述非基准星在构型保持控制前的速度大小vb2和角速度大小nb2，
Figure RE-FDA0003886293610000041
am2为半长轴，rm2为矢径大小，am2以及rm2均取值为卫星标称轨道半长轴a0；
所述确定单元，还用于确定构型保持控制后所述非基准星的角速度大小n′b2、轨道半长轴a′m2以及速度大小v′b2，n′b2＝nb2+Δn3，a′m2＝(μ/n′b2 2)1/3，
Figure RE-FDA0003886293610000042
所述确定单元，还用于确定所需开机时长T3，T3＝[m0-m0exp(-Δv2/(Ispg0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v′b2-vb2；
所述处理单元，还用于控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述观测时刻t4以及所述观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。
8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述观测时刻t1与所述观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，所述观测时刻t4与所述观测时刻t5之间间隔多个所述轨道周期。
9.一种处理系统，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器调用所述存储器中的计算机程序时执行如权利要求1至4任一项所述的方法。
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存储有多条指令，所述指令适于处理器进行加载，以执行权利要求1至4任一项所述的方法。
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CN117311394A (zh) * 2023-11-28 2023-12-29 中国西安卫星测控中心 一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法

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