CN116827415A - 一种星座确定方法、装置、电子设备以及存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星座确定方法、装置、电子设备以及存储介质，其中，该方法包括：根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。本发明实施例实现卫星星座的准确确定，在保障地区覆盖的前提下，优化卫星星座内的卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

Description

一种星座确定方法、装置、电子设备以及存储介质

技术领域

本发明涉及卫星通信技术领域，尤其涉及一种星座确定方法、装置、电子设备以及存储介质。

背景技术

当前利用倾斜轨道面上的多颗具有确定空间相位关系的卫星群组成的卫星星座，卫星可以实现全球或特定区域的无缝覆盖，因此卫星星座的确定将直接影响卫星的业务实现效果。目前星座确定方式主要包括几何解析法以及优化设计法，其中，几何解析法以空间几何、轨道动力学为理论基础，研究星间几何拓扑关系，并用编码的方式确定卫星轨道参数。该方法具有形式简洁，卫星空间分布规律性较强，易于星座构型维持控制等优势。Walker星座是该方法的典型，它采用卫星总数、轨道平面数和相位因子3个参数编码，被广泛应用于各导航星系统、铱星系统等，且“Starlink”“OneWeb”星座也以Walker星座作为基础构型。优化设计法利用遗传算法、差分进化算法、蚁群算法等优化算法，搜索任务驱动下的目标函数在可行域内的最优解。该方法在求解难以建立解析关系式的复杂问题时具有优越性，但不具备可解释性。目前，常见的星座优化方法确定的卫星星座每个轨道面仅有一颗卫星，由于一枚运载火箭只能搭载部署相同或相近轨道面内的卫星，导致星座部署成本较高，如何通过优化卫星星座实现全球或特定区域的快速密集重访。

发明内容

本发明提供了一种星座确定方法、装置、电子设备以及存储介质，以解决卫星星座的准确确定，在保障地区覆盖的前提下，优化卫星星座内的卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

根据本发明的一方面，提供了一种星座确定方法，其中，该方法包括：

根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；

基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；

根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；

基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。

根据本发明的另一方面，提供了一种星座确定装置，其中，该装置包括：

轨道参数模块，用于根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；

参数优化模块，用于基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；

模型确定模块，用于根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；

模型调整模块，用于基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。

根据本发明的另一方面，提供了一种电子设备，所述电子设备包括：

至少一个处理器；以及

与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序，所述计算机程序被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行本发明任一实施例所述的星座确定方法。

根据本发明的另一方面，提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行时实现本发明任一实施例所述的星座确定方法。

本发明实施例的技术方案，通过预设配置参数以及目标覆盖区域确定卫星轨道参数，调用预设卫星工具包优化卫星轨道参数，按照卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，使用目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，实现了共地面轨迹星座的优化设计，可在保障卫星覆盖率的前提下优化卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

应当理解，本部分所描述的内容并非旨在标识本发明的实施例的关键或重要特征，也不用于限制本发明的范围。本发明的其它特征将通过以下的说明书而变得容易理解。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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是根据本发明实施例提供的一种不同轨道面内卫星的空间几何关系示例图；

图2是根据本发明实施例一提供的一种星座确定方法的流程图；

图3是根据本发明实施例二提供的一种星座确定方法的流程图；

图4是根据本发明实施例三提供的一种星座确定方法的流程图；

图5是根据本发明实施例四提供的另一种星座确定方法的流程图；

图6是根据本发明实施例四提供的一种共地面轨迹两卫星相对位置示意图；

图7是根据本发明实施例五提供的一种星座确定方法的示例图；

图8是根据本发明实施例五提供的一种卫星轨道星下点轨迹示例；

图9是根据本发明实施例五提供的一种相邻轨道星下点轨迹示例；

图10是根据本发明实施例六提供的一种星座确定装置的结构示意图；

图11是实现本发明实施例的星座确定方法的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明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，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。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单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，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单元。

共地面轨迹星座是一种特殊类型的星座形式，星座中所有卫星沿不变的地面轨迹运行，星座对指定区域的覆盖更加紧凑，比较适合于实现区域覆盖。

共地面轨迹星座由多个轨道高度和倾角相同轨道面组成，每个轨道面内只有一颗卫星，利用地球的自转特性和合理设计的轨道面间的升交点经度差以及不同轨道面内卫星间的相位差，使得不同轨道面内的多颗卫星沿相同的地面轨迹运行，因而称为共地面轨迹星座。下图为两个轨道面内两颗卫星的空间几何关系。图中，λ_i和λ_j分别是卫星i和j所在轨道面的升交点经度，两轨道面间的经度差Δλ＝|λ_i-λ_j|；|Δω|是卫星j滞后于卫星i的相位；地球以角速度ω_e绕地轴由西向东旋转。由图1可见，如果卫星j从当前位置运行到其升交点λ_j用去的时间和地球自转Δλ用去的时间相同，则卫星j和卫星i具有相同的星下点轨迹。据此可以推导共地面轨迹星座中相邻轨道面卫星应满足的条件：

Δλ/ω_e＝Δω/ω_s

式中Δλ是相邻轨道面的升交点经度差；ω_e是地球自转角速度；ω_e是相邻轨道面中卫星间的相位差；ω_s是卫星在轨的角速度，由卫星的轨道高度h决定。

由于地球的自转特性，即使多个轨道面的卫星具有了相同的地面轨迹，地面轨迹也可能在地球表面上移动。为维持地面轨迹的不变性，共地面轨迹星座通常采用回归或准回归轨道，利用良好的地面轨迹重复特性，实现对特定区域的连续覆盖。

回归/准回归轨道是卫星星下点轨迹在M个恒星日，围绕地球旋转L圈后重复的轨道(M和L都是整数)。如果M＝1，称为回归轨道，其轨道周期为1/L个恒星日；如果M>1称为准回归轨道，其轨道周期为M/L个恒星日。回归/准回归轨道的周期Ts，可通过下式确定：Ts＝TeM/L

式中Te＝86164s，为1个恒星日。由上式可以得到采用回归/准回归轨道卫星的在轨角速度ω_s与地球自转角速度ω_e之间满足关系式：ω_s＝ω_eL/M。进而可得：Δω＝ΔλL/M。

可以看出，在采用回归/准回归轨道的共地面轨迹星座中，相邻轨道面间的升交点经度差Δλ和相邻卫星间的相位差Δω满足简单的线性关系。在确定了卫星的轨道高度之后，便可以通过上式确定各相邻轨道面间的升交点经度差和相邻卫星间的相位差。

实施例一

图2是根据本发明实施例一提供的一种星座确定方法的流程图，本实施例可适用于多卫星共地面轨迹情况下的星座优化的情况，该方法可以由星座确定装置来执行，该星座确定装置可以采用硬件和/或软件的形式实现，该星座确定装置可配置于服务器或服务器集群中。如图2所示，该方法包括：

步骤110、根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角。

其中，目标覆盖区域可以是根据业务需求确定的卫星需要覆盖的区域，目标覆盖区域可以包括经纬度信息，预设配置参数可以是用于确定卫星轨道参数的信息，预设配置参数内可以包括轨道类型、轨道倾角、偏心率等卫星参数。

在本发明实施例中，可以获取预先配置的预设配置参数，并按照目标覆盖区域的经纬度等信息以及预设配置参数确定出卫星轨道参数，可以理解的是，预设配置参数可以是包括不同的轨道类型、不同的轨道倾角以及不同的轨道高度等，可以通过目标覆盖区域在预设配置参数内确定适宜的配置项，并按照配置项确定可以覆盖目标覆盖区域的卫星轨道参数。

步骤120、基于预设卫星工具包优化卫星轨道参数。

其中，预设卫星工具包可以是通过模拟方式对卫星轨道参数进行优化的软件工具包，预设卫星工具包可以包括Satellite Tool Kit卫星工具包。

在本发明实施例中，在确定出卫星轨道参数后，可以调用预设卫星工具包对上述卫星轨道参数进行模拟优化，提高卫星轨道参数对应的卫星轨道对目标覆盖区域的覆盖性能，可以理解的是，在对卫星轨道参数进行优化的过程中，卫星轨道参数的优化指标可以包括但不限于覆盖性、信号质量等。

步骤130、根据卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型。

其中，轨道要求信息可以是共地面轨迹的要求信息，轨道要求信息可以包括卫星轨道参数的约束条件，在一些发明实施例中，轨道要求信息可以包括卫星轨道参数对应的卫星轨道内多个卫星的星下点轨迹重合。星座构型模型可以是确定卫星轨道参数对应的轨道内卫星的模型，星座构型模型确定出的卫星之间可以共地面轨迹，星座构型模型可以包括不同卫星的卫星星座之间的相位关系以及升交点赤经关系等。

在本发明实施例中，可以在轨道要求信息的约束下确定出卫星轨道参数对应的卫星轨道内一个或多个卫星的卫星星座之间的关系，可以将上述一个或多个卫星星座之间的关系作为星座构型模型。示例性的，轨道要求信息可以是约束卫星为共地面轨迹的约束条件，可以基于该约束条件在卫星轨道参数对应的卫星轨道内确定出一个或多个卫星星座，可以将上述确定出的卫星星座之间的相位关系或升交点赤经关系作为星座构型模型。

步骤140、基于目标覆盖区域调整星座构型模型。

在本发明实施例中，在确定出星座构型模型后，可以依据目标覆盖区域对星座构型模型内卫星星座之间的关系进行调整，在保障最优覆盖的效果下减少卫星的数量，例如，可以基于星座构型模型确定出一个或多个的卫星星座，可以确定出不同数量的卫星星座对目标覆盖区域的覆盖效果，可以通过覆盖效果选择出最优数量的卫星星座，可以将该星座的最优数量作为星座构型模型的一个约束关系。

本发明实施例通过预设配置参数以及目标覆盖区域确定卫星轨道参数，调用预设卫星工具包优化卫星轨道参数，按照卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，使用目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，实现了共地面轨迹星座的优化设计，可在保障卫星覆盖率的前提下优化卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

实施例二

图3是根据本发明实施例二提供的一种星座确定方法的流程图，本发明实施例是在上述实施例基础上的具体化，参见图3，本发明实施例提供的方法具体包括如下步骤：

步骤210、获取用户需求对应的目标覆盖区域。

其中，用户需求可以是用户需要进行快速密集重复业务的需求，用户需求可以包括目标覆盖区域的位置信息，例如，目标覆盖区域的地名或者经纬度。

在本发明实施例中，可以接收用户输入的用户需求，并在用户需求内提取地名或经纬度等位置信息，可以将该位置信息对应的区域作为目标覆盖区域，例如，可以在用户需求内提取到地名，可以按照地名在预设地图内查找到对应的经纬度坐标，可以将该经纬度坐标作为目标覆盖区域。

步骤220、提取预设配置参数内的轨道类型，其中，轨道类型至少包括圆轨道、冻结椭圆轨道。

其中，轨道类型可以是反应卫星轨道类型的信息，轨道类型可以具体包括圆轨道、冻结椭圆轨道等。在一些发明实施例中，为了降低卫星星座的构建成本，轨道类型具体可以为圆轨道。

在本发明实施例中，可以在预设配置参数内选择一个轨道类型，该轨道类型可以由业务需求确定，例如，用户在需求低卫星星座建设成本，可以在预设配置参数内选择圆轨道。可以理解的是，由于避免拱点进动造成的变形，轨道类型可以为圆轨道，或者冻结椭圆轨道，其中，由于冻结椭圆轨道的高度是变化的，构成卫星星座所需的有效载荷比较复杂，为降低星座建设成本，在一些发明实施例中，可以在预设配置参数内将轨道类型确定为圆轨道。

步骤230、在预设配置参数内选择满足目标覆盖区域的维度要求的轨道倾角。

在本发明实施例中，可以确定目标覆盖区域对应的维度，由于卫星的轨道倾角决定其可覆盖的维度范围以及目标覆盖区域的重访频度，轨道倾角越接近目标覆盖地区的维度时，星下点轨迹越密，可以基于目标覆盖区域的维度确定轨道倾角。

在本发明实施例中，可以确定目标覆盖区域的维度要求，该维度要求可以包括目标覆盖区域的维度范围，可以基于该维度要求对预设配置参数内的一个或多个轨道倾角进行筛选，可以将预设配置参数内最接近目标覆盖区域的维度范围的轨道倾角作为用于确定卫星星座的轨道倾角。

步骤240、在轨道倾角以及轨道类型的情况下按照预设配置参数内的给定回归周期以及回归圈数确定轨道半长轴。

其中，给定回归周期以及回归圈数可以是预设设定的卫星回归周期以及回归圈数，给定回归周期以及回归圈数可以配置在预设配置参数内，该预设配置参数可以由用户根据需要输入或者预配置。

在本发明实施例中，可以在确定轨道类型以及轨道倾角后，可以按照给定回归周期以及回归圈数确定出该轨道类型以及轨道倾角下卫星轨道的轨道半长轴，该轨道半长轴可以作为轨道高度。

在一个示例性的实施方式中，轨道类型可以具体为圆轨道，对于近地轨道卫星，圆形轨道的长期摄动主要考虑地球扁率，其中J₂项占支配地位。在考虑J₂摄动长期作用的情况下，可以认为升交点赤经、近地点幅角和平近点角具有漂移趋势，而长半轴a、偏心率e和轨道倾角i可认为是常数。卫星轨道可以满足如下公式：

具体的，D为星下点轨迹每个D日重复一次，N为完成一次轨道重复所需要的圈数，ω_E为地球自转角速度，且上述公式中各元素均满足：

Δa＝Δe＝Δi＝0

对于轨道类型为圆轨道的地观测卫星偏心率e＝0，可得如下公式：

上式是一个含自身表达式的非线性方程，并满足使用埃特金(Aitken)迭代法求出其解析解，并取迭代初始值为地球赤道半径R_E，可以将确定出的给定回归周期D、回归圈数N、轨道倾角i代入上式确定出轨道半长轴a。

步骤250、基于预设卫星工具包优化卫星轨道参数。

步骤260、根据卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型。

步骤270、基于目标覆盖区域调整星座构型模型。

本发明实施例，通过在用户需求确定目标覆盖区域，确定预设配置参数内的轨道类型，并按照目标覆盖区域在预设配置参数确定轨道倾角，根据轨道倾角、轨道类型确定给定回归周期以及回归圈数下的轨道半长轴，调用预设卫星工具包优化卫星轨道参数，按照卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，使用目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，实现了共地面轨迹星座的优化设计，可在保障卫星覆盖率的前提下优化卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

实施例三

图4是根据本发明实施例三提供的一种星座确定方法的流程图，本发明实施例是在上述实施例基础上的具体化，参见图4，本发明实施例提供的方法具体包括如下步骤：

步骤310、根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角。

步骤320、在预设卫星工具包初始化回归轨道设计场景。

其中，预设卫星工具包可以是预先配置的用于卫星轨道模拟的软件包，预设卫星工具包可以是自主开发工具包，也可以是Satellite Tool Kit，可以对卫星进行仿真模拟。

在本发明实施例中，可以调用预先配置的预设卫星工具包，可以基于预设卫星工具包创建回归轨道设计场景，该回归轨道设计场景可以包括模拟卫星轨道的相关实际物理信息，例如地球物理参数以及卫星物理参数等，该地球物理参数可以包括地球自转角度、地球半径等，卫星物理参数可以包括卫星型号、卫星重量等。

步骤330、将卫星轨道参数作为回归轨道设计场景内模拟卫星的轨道参数。

在本发明实施例中，可以按照该卫星轨道参数作为回归轨道设计场景内模拟卫星的轨道参数，可以模拟卫星在回归轨道设计场景内按照卫星轨道参数对应的卫星轨道运行的情况。

步骤340、接收优化卫星轨道参数对应的回归周期、回归圈数以及结束条件，其中，结束条件包括开始时刻以及结束时刻的星下点位置以及经度差。

其中，结束条件可以是控制回归轨道设计场景内模拟卫星运动结束的条件，接收条件可以包括开始时刻以及结束时刻的星下点位置以及开始时刻以及结束时刻对应经度的经度差。

具体的，用户可以根据卫星星座的设计需求将回归周期、回归周期以及结束条件输入到预设卫星工具包内，可以控制回归轨道设计场景内的卫星运动模拟。

步骤350、按照二分法迭代更新模拟卫星的轨道参数，将满足结束条件的轨道参数作为优化后的卫星轨道参数。

在本发明实施例中，可以通过二分法迭代调整规格轨道设计场景内模拟卫星的轨道参数，持续对卫星轨道参数进行优化直到，轨道设计场景满足接收条件，也即模拟卫星的星下点位置以及经度差满足技术条件的开始时刻以及结束时刻的星下点位置以及经度差。

步骤360、根据卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型。

步骤370、基于目标覆盖区域调整星座构型模型。

本发明实施例，通过预设配置参数以及目标覆盖区域确定卫星轨道参数，调用预设卫星工具包初始化回归轨道设计场景，并将卫星轨道参数作为回归轨道设场景内模拟卫星的轨道参数，按照给定规格周期、回归圈数以及结束条件通过二分法迭代轨道参数，并在满足结束条件下降轨道参数作为优化后的卫星轨道参数，按照卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，使用目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，实现共地面轨迹星座的优化设计，可在保障卫星覆盖率的前提下优化卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

在一个示例性的实施方式中，可以在Matalab中调用STK迭代优化卫星轨道参数，考虑到卫星轨道参数确定过程只考虑到了J2项摄动，因此，得到的半长轴理论解与实际情况存在偏差。本发明结合MATLAB在数值优化方面的优势和STK在轨道设计外推方面的优势,采用Matlab/STK联动方法，实现快速、高效地对卫星轨道参数优化设计。具体的卫星轨道参数的优化过程可以包括如下步骤：

1)利用Matlab调用STK引擎，创建回归轨道设计场景；

2)新建卫星Astrogator实体，并将上述理论解析解得到的回归轨道参数作为其初始化轨道参数(平根数)；

3)基于给定的回归周期D、回归圈数N，设置Propagate结束条件；

4)获取Propagate结束条件内开始时刻、结束时刻对应的星下点位置(经纬高)，并将开始时刻以及结束时刻的经度作差。

5)设置经度差阈值＜0.001°，采用二分法迭代更新半长轴，重复4)操作，直至满足阈值要求，输出当前轨道半长轴，从而实现对卫星轨道参数的优化；

6)关闭场景，迭代优化过程结束。

实施例四

图5是根据本发明实施例四提供的另一种星座确定方法的流程图，本发明实施例是在上述申请实施例基础上的具体化，详细描述星座构型模型的确定过程，参见图5，本发明实施例提供的方法具体包括如下步骤：

步骤410、根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角。

步骤420、基于预设卫星工具包优化卫星轨道参数。

步骤430、在轨道要求信息为两卫星的星下点轨迹重合时，确定卫星轨道参数满足的卫星限定条件。

其中，轨道要求信息可以是对卫星轨道参数进行约束的信息，轨道要求信息可以是根据卫星业务设定，具体的，轨道要求信息可以包括两个卫星的星下点轨迹重合。卫星限定条件可以是基于轨道要求信息确定限制约束条件，卫星限定条件可以是卫星轨道参数满足的相位差、升交点赤经差等。

在本发明实施例中，可以提取轨道要求信息，在确定轨道要求信息为量卫星的星下点轨迹重合时，确定出卫星轨道参数需要满足的卫星限定条件，该卫星限定条件可以包括卫星轨道参数对应的卫星轨道内两个卫星之间的相位差或升交点赤经差等。

步骤440、按照卫星限定条件确定至少两个卫星对应的星座构型模型以及星座构型模型初始相位以及升交点赤经。

具体的，可以按照卫星限定条件确定卫星轨道参数内不同卫星所处的相位以及升交点赤经，可以将各卫星之间的相位关系以及升交点赤经作为星座构型模型，可以在满足卫星限定条件的卫星轨道参数内一个或多个卫星选择一个基准卫星，可以将该基准卫星的相位以及升交点赤经作为星座构型模型的初始相位以及升交点赤经。

进一步的，在上述申请实施例的基础上，星座构型模型包括：

其中，M₀表示基准卫星的初始相位、Ω₀表示基准卫星的升交点赤经，N_plane表示星座轨道面数量，i＝1,2,…,N_plane。

步骤450、调用预设卫星工具包迭代优化初始相位以及升交点赤经。

在本发明实施例中，可以调用预设卫星工具包对确定出的初始相位以及升交点赤经进行调整，使得星座构型模型包括的相位关系以及升交点赤经关系对应的卫星可以具有更好的覆盖性能，可提高目标覆盖区域的覆盖效果。该优化过程可以通过预设卫星工具包实现，可以调用预设卫星工具包对不同的初始相位以及升交点赤经进行模拟，从而确定出对应的卫星的覆盖效果，可以将其中模拟的最佳覆盖效果对应的初始相位以及升交点赤经作为星座构型模型优化后的初始相位以及升交点赤经。

步骤460、基于目标覆盖区域调整星座构型模型。

本发明实施例，通过目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，调用预设卫星工具包优化卫星轨道参数，确定轨道要求信息为两卫星的星下点轨迹重合对应的卫星限定条件，按照卫星限定条件在卫星轨道参数内确定至少两个卫星对应的星座构型模型以及初始相位和升交点赤经，调用预设卫星工具包优化初始相位以及升交点赤经，根据目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，从而实现卫星星座确定模型的生成，可提高卫星星座的覆盖性能，实现共地面轨迹星座的优化设计，可降低卫星星座的部署成本。

进一步的，在上述发明实施例的基础上，调用所述预设卫星工具包迭代优化所述初始相位以及所述升交点赤经，包括：

调用所述预设卫星工具包创建共地面轨迹星座覆盖性能分析场景，并初始化基准卫星轨道参数；按照所述星座构型模型以及所述基准卫星轨道参数遍历更新基准卫星的初始相位以及升交点赤经；在所述共地面轨迹星座覆盖性能分析场景下确定各所述初始相位以及所述升交点赤经的覆盖性；将具有最优覆盖性的初始相位以及升交点赤经作为所述卫星构型模型的基准卫星的初始相位以及升交点赤经。

在本申请实施例中，可以使用预设卫星工具包对初始相位以及升交点赤经进行优化，可以创建地面轨迹星座覆盖性能分析场景，并将基准卫星轨道参数初始为卫星轨道参数，按照星座构型模型确定出每个卫星作为基准卫星分别对应的初始相位以及升交点赤经，在共地面轨迹星座覆盖性能分析场景下统计各基准卫星的初始相位以及升交点赤经对应的覆盖性，该覆盖性可以是基于该基准卫星的初始相位以及升级点赤经确定出的所有卫星的星座在卫星轨道参数对应的轨道下对目标覆盖区域的覆盖性，可以具体由预设卫星工具包模拟获取。在确定出各基准卫星对应的覆盖性后，可以将其中最优覆盖性对应的初始相位以及升交点赤经作为卫星构型模型的初始相位以及升交点赤经。

在一个示例性的实施方式中，通过研究地球与卫星轨道面间的相对运动关系，可以确定共地面轨迹的两卫星的ΔΩ与ΔM。图6为共星下点轨迹卫星相对位置示意图。参见图6，白色曲线分别为两卫星S₁、S₂的运行轨道，两轨道具有相同轨道根数a，e，i，ω。两卫星的升交点赤经之差记为ΔΩ，两卫星夹角为相位差记为ΔM。由于地球自西向东转动，那么空间中位于西侧的卫星S₂，其星下点将首先划过地表某一特定区域，为使卫星S₁的星下点也沿相同轨迹行驶，就要求随着地球自转卫星S₂扫过的地面轨迹经过卫星S₁的所在轨道正下方时，卫星S₁的相位与初始时刻卫星S₂的相位相同。也就是说在初始时刻，位于东侧的卫星S₁，其相位应当落后于卫星S₂，以保证随着地球东进，卫星S₁能够恰好经过卫星S₂扫过的轨迹。

通过以上分析，将求解两卫星共星下点轨迹约束条件的问题简述为：在两卫星轨道参数a，e，i，ω相同条件下，确定其轨道面升交点赤经之差ΔΩ与卫星相位差ΔM之间的关系，使轨道面相对地球转过ΔΩ所用的时间与卫星在轨道面内转过ΔM所用时间相同。轨道面相对于地球的运动速率为卫星在轨道面内的运动速率为/>那么，两卫星满足下式时，星下点轨迹重合(要求东侧轨道面上的卫星相位落后于西侧卫星)。

由于地球的自转特性，即使多个轨道面的卫星具有了相同的地面轨迹，地面轨迹也可能在地球表面上移动。为维持地面轨迹的不变性，共地面轨迹星座通常采用回归/准回归轨道，利用良好的地面轨迹重复特性，实现对特定区域的连续覆盖。因此，根据回归/准回归轨道特性，可知

式中，L为回归因子，表示D个升交日内卫星在轨运行N圈的比值。

故而，可得共地面轨迹星座构型设计模型表示为：

其中，M₀表示基准卫星的初始相位、Ω₀表示基准卫星的升交点赤经，

N_plane表示星座轨道面数量，i＝1,2,…,N_plane。

在一个示例性的实施方式中，对初始相位以及升交点赤经的确定可以通过MATALB以及STK模拟实现，具体的确定过程可以包括如下步骤：

a)利用Matlab调用STK引擎，创建共地面轨迹星座覆盖性分析场景；

b)新建星座基准卫星(J₄模型)实体及附属传感器实体，设置基准卫星轨道参数及传感器参数；

c)基于共地面轨迹星座构型设计模型，生成星座内所有卫星的轨道参数；

d)利用Matlab调用STK覆盖性分析模块、品质参数分析模块，并获取覆盖性满足度分析报告数据；

e)按一定步长，遍历更新星座基准卫星的初始相位、升交点赤经，重复b)、c)、d)步骤；

f)择优选出覆盖性满足度最大的初始相位、升交点赤经；

g)关闭场景，遍历优化过程结束。

进一步的，在上述发明实施例基础上，所述基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型，包括：

确定所述目标覆盖区域的初始卫星数量；依据所述星座构型模型以及所述初始卫星数量确定各基准卫星轨道参数；确定各所述基准卫星轨道参数对应的覆盖性能；判断所述覆盖性能是否满足所述目标覆盖区域的覆盖要求；若满足则确定所述星座构型模型的基准卫星数量为所述初始卫星数量，若不满足则增加所述初始卫星数量后重新确定所述覆盖要求。

在本申请实施例中，在确定出星座构型模型后，可以对星座构型模型对应的初始卫星数量进行优化，从而降低卫星星座部署的成本，具体的，可以针对目标覆盖区域确定一个初始卫星数量，可以按照该初始卫星数量以及星座构型模型确定出不同卫星的基准卫星轨道参数，可以在预设工具包内模拟确定基准卫星轨道参数度一样的覆盖性能，可以将覆盖性能与目标覆盖区域的覆盖要求进行比较，在覆盖性能满足覆盖要求时，确定初始卫星数量为星座构型模型构成卫星的数量，否则增加初始卫星数量直到模拟的覆盖性能满足覆盖要求，可以将该增加数量的初始卫星数量作为星座构型模型。

例如，由共地面轨迹星座特性可知，其星座内每个轨道面上只有一颗卫星。为满足对特定目标点或目标区域的快速密集重访需求，本发明提出通过增加轨道面内卫星数量，叠加多个共地面轨迹星座的方法，并结合MATLAB在数值优化方面的优势和STK在计算星座覆盖效能方面的优势,采用Matlab/STK联动方法，实现快速、高效地对卫星星座构型优化设计。

1)选定轨道面内卫星数量N_SatInPlane；

2)基于上述优化后的基准卫星初始相位M₀，得到同一轨道面内所有卫星的初始相位

3)利用Matlab调用STK引擎，创建多共地面轨迹星座覆盖性分析场景；

4)新建星座基准卫星(J₄模型)实体及附属传感器实体，设置各基准卫星轨道参数及传感器参数；

5)基于共地面轨迹星座构型设计模型，生成多个共地面轨迹星座内所有卫星的轨道参数；

6)利用Matlab调用STK覆盖性分析模块、品质参数分析模块，并获取覆盖性满足度分析报告数据；

7)递增轨道面内卫星数量，重复2)、4)、5)、6)步骤；

8)当覆盖性满足度达到对特定目标点或目标区域的快速密集重访需求时，退出循环；

9)关闭场景，星座优化优化过程结束。

实施例五

图7是根据本发明实施例五提供的一种星座确定方法的示例图，以确定由光学载荷、SAR载荷组成的混合对地遥感星座，卫星高度500～530km范围、具备对南北纬50°纬度带全覆盖的快速重访能力，其中，光学载荷的最大侧摆角度为45°、SAR载荷的入射角范围11°～47°的卫星星座为例，该星座确定过程可以包括如下步骤：

1、低轨卫星回归轨道确定；

(1)轨道类型选取，为实现目标区域的均匀成像，卫星轨道类型选择圆轨道，即偏心率为0。

(2)轨道倾角选取，全球大约95％的人口生活在南北纬50°范围内，同时结合全球热点地区，因此，标称轨道倾角拟选取53°。

(3)轨道高度选取，根据卫星理论确定53°倾角、不同回归周期对应的轨道高度情况汇总如下表1：

表1轨道高度与回归周期映射关系汇总表

由上表可知，初步拟选择530.5182km作为轨道的解析解轨道高度，其对应的回归周期为14天、回归圈数209圈。

2、运用Matlab调用STK，迭代优化低轨卫星回归轨道参数。采用Matlab/STK联动方法，针对上述理论解析解得到的卫星轨道参数，该卫星轨道参数经过迭代优化后得到，参见图8，卫星轨道参数满足53°倾角、回归周期14天、回归圈数209圈的标称轨道高度为521.356km。

3、共地面轨迹星座设计，基于回归轨道设计结果，参见图9，设计共轨迹星座构型如下：

1)轨道面数：16；

2)相邻轨道面升交点赤经：22.5°；

3)相邻轨道面上卫星的相位差：335.8929°；

4)基准卫星的初始相位为280°、升交点赤经为0°。

4、向快速密集重访需求，迭代优化卫星星座构型，本实施例设计了2个星座，具体如下：

1)8颗卫星规模

每个轨道面内部署4颗卫星，共部署2个轨道面，星座规模8颗卫星。

表2 8颗卫星星座升交点赤经及平近点角参数汇总

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8颗星座规模对中低纬度地区的覆盖性及重返情况如下：

1)0.42天(10小时)可实现对中低纬度地区的全覆盖；

2)对中低纬度地区(10°～58°之间)的平均重返周期优于1.8小时，其中对35～57°之间中纬度地区的平均重返周期优于1.1小时。

2)64颗卫星规模

每个轨道面内部署4颗卫星，共部署16个轨道面，星座规模64颗卫星。

表3 64颗卫星星座升交点赤经及平近点角参数汇总

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64颗星座规模对中低纬度地区的覆盖性及重返情况如下：

1)1小时可实现对中低纬度地区的全覆盖；

2)对中低纬度地区(10°～58°之间)的平均重返周期优于12分钟，其中对35～57°之间中纬度地区的平均重返周期优于7分钟。

实施例六

图10是根据本发明实施例六提供的一种星座确定装置的结构示意图。如图10所示，该装置包括：

轨道参数模块101，用于根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；

参数优化模块102，用于基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；

模型确定模块103，用于根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；

模型调整模块104，用于基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。

本发明实施例，通过轨道参数模块基于预设配置参数以及目标覆盖区域确定卫星轨道参数，参数优化模块调用预设卫星工具包优化卫星轨道参数，模型确定模块按照卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，模型调整模块使用目标覆盖区域对星座构型模型进行调整，实现了共地面轨迹星座的优化设计，可在保障卫星覆盖率的前提下优化卫星数量，降低卫星星座的部署成本。

在上述发明实施例的基础上，轨道参数模块101包括：

区域确定单元，用于获取用户需求对应的所述目标覆盖区域。

轨道类型单元，用于提取所述预设配置参数内的轨道类型，其中，所述轨道类型至少包括圆轨道、冻结椭圆轨道。

倾角确定单元，用于在所述预设配置参数内选择满足所述目标覆盖区域的维度要求的轨道倾角。

轨道确定单元，用于在所述轨道倾角以及所述轨道类型的情况下按照所述预设配置参数内的给定回归周期以及回归圈数确定轨道半长轴。

在上述发明实施例的基础上，参数优化模块102包括：

工具加载单元，用于在所述预设卫星工具包初始化回归轨道设计场景。

场景初始单元，用于将所述卫星轨道参数作为所述回归轨道设计场景内模拟卫星的轨道参数。

条件接收单元，用于接收优化所述卫星轨道参数对应的回归周期、回归圈数以及结束条件，其中，所述结束条件包括开始时刻以及结束时刻的星下点位置以及经度差。

参数优化单元，用于按照二分法迭代更新所述模拟卫星的所述轨道参数，将满足所述结束条件的所述轨道参数作为优化后的所述卫星轨道参数。

在上述发明实施例的基础上，模型确定模块103包括：

条件确定单元，用于在所述轨道要求信息为两卫星的星下点轨迹重合时，确定所述卫星轨道参数满足的卫星限定条件。

构型确定单元，用于按照所述卫星限定条件确定至少两个卫星对应的所述星座构型模型以及所述星座构型模型初始相位以及升交点赤经。

初始参数单元，用于调用所述预设卫星工具包迭代优化所述初始相位以及所述升交点赤经。

在上述发明实施例的基础上，星座构型模型包括：

其中，M₀表示基准卫星的初始相位、Ω₀表示基准卫星的升交点赤经，N_plane表示星座轨道面数量，i＝1,2,…,N_plane。

在一些发明实施例中，初始参数单元具体用于：调用所述预设卫星工具包创建共地面轨迹星座覆盖性能分析场景，并初始化基准卫星轨道参数；

按照所述星座构型模型以及所述基准卫星轨道参数遍历更新基准卫星的初始相位以及升交点赤经；

在所述共地面轨迹星座覆盖性能分析场景下确定各所述初始相位以及所述升交点赤经的覆盖性；

将具有最优覆盖性的初始相位以及升交点赤经作为所述卫星构型模型的基准卫星的初始相位以及升交点赤经。

在上述发明实施例的基础上，模型调整模块104具体用于：

确定所述目标覆盖区域的初始卫星数量；依据所述星座构型模型以及所述初始卫星数量确定各基准卫星轨道参数；确定各所述基准卫星轨道参数对应的覆盖性能；判断所述覆盖性能是否满足所述目标覆盖区域的覆盖要求；若满足则确定所述星座构型模型的基准卫星数量为所述初始卫星数量，若不满足则增加所述初始卫星数量后重新确定所述覆盖要求。

本发明实施例所提供的星座确定装置可执行本发明任意实施例所提供的星座确定方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。

实施例七

图11是实现本发明实施例的星座确定方法的电子设备的结构示意图。电子设备旨在表示各种形式的数字计算机，诸如，膝上型计算机、台式计算机、工作台、个人数字助理、服务器、刀片式服务器、大型计算机、和其它适合的计算机。电子设备还可以表示各种形式的移动装置，诸如，个人数字处理、蜂窝电话、智能电话、可穿戴设备(如头盔、眼镜、手表等)和其它类似的计算装置。本文所示的部件、它们的连接和关系、以及它们的功能仅仅作为示例，并且不意在限制本文中描述的和/或者要求的本发明的实现。

如图11所示，电子设备10包括至少一个处理器11，以及与至少一个处理器11通信连接的存储器，如只读存储器(ROM)12、随机访问存储器(RAM)13等，其中，存储器存储有可被至少一个处理器执行的计算机程序，处理器11可以根据存储在只读存储器(ROM)12中的计算机程序或者从存储单元18加载到随机访问存储器(RAM)13中的计算机程序，来执行各种适当的动作和处理。在RAM 13中，还可存储电子设备10操作所需的各种程序和数据。处理器11、ROM 12以及RAM 13通过总线14彼此相连。输入/输出(I/O)接口15也连接至总线14。

电子设备10中的多个部件连接至I/O接口15，包括：输入单元16，例如键盘、鼠标等；输出单元17，例如各种类型的显示器、扬声器等；存储单元18，例如磁盘、光盘等；以及通信单元19，例如网卡、调制解调器、无线通信收发机等。通信单元19允许电子设备10通过诸如因特网的计算机网络和/或各种电信网络与其他设备交换信息/数据。

处理器11可以是各种具有处理和计算能力的通用和/或专用处理组件。处理器11的一些示例包括但不限于中央处理单元(CPU)、图形处理单元(GPU)、各种专用的人工智能(AI)计算芯片、各种运行机器学习模型算法的处理器、数字信号处理器(DSP)、以及任何适当的处理器、控制器、微控制器等。处理器11执行上文所描述的各个方法和处理，例如星座确定方法。

在一些实施例中，星座确定方法可被实现为计算机程序，其被有形地包含于计算机可读存储介质，例如存储单元18。在一些实施例中，计算机程序的部分或者全部可以经由ROM 12和/或通信单元19而被载入和/或安装到电子设备10上。当计算机程序加载到RAM 13并由处理器11执行时，可以执行上文描述的星座确定方法的一个或多个步骤。备选地，在其他实施例中，处理器11可以通过其他任何适当的方式(例如，借助于固件)而被配置为执行星座确定方法。

本文中以上描述的系统和技术的各种实施方式可以在数字电子电路系统、集成电路系统、场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、专用标准产品(ASSP)、芯片上系统的系统(SOC)、负载可编程逻辑设备(CPLD)、计算机硬件、固件、软件、和/或它们的组合中实现。这些各种实施方式可以包括：实施在一个或者多个计算机程序中，该一个或者多个计算机程序可在包括至少一个可编程处理器的可编程系统上执行和/或解释，该可编程处理器可以是专用或者通用可编程处理器，可以从存储系统、至少一个输入装置、和至少一个输出装置接收数据和指令，并且将数据和指令传输至该存储系统、该至少一个输入装置、和该至少一个输出装置。

用于实施本发明的方法的计算机程序可以采用一个或多个编程语言的任何组合来编写。这些计算机程序可以提供给通用计算机、专用计算机或其他可编程数据处理装置的处理器，使得计算机程序当由处理器执行时使流程图和/或框图中所规定的功能/操作被实施。计算机程序可以完全在机器上执行、部分地在机器上执行，作为独立软件包部分地在机器上执行且部分地在远程机器上执行或完全在远程机器或服务器上执行。

在本发明的上下文中，计算机可读存储介质可以是有形的介质，其可以包含或存储以供指令执行系统、装置或设备使用或与指令执行系统、装置或设备结合地使用的计算机程序。计算机可读存储介质可以包括但不限于电子的、磁性的、光学的、电磁的、红外的、或半导体系统、装置或设备，或者上述内容的任何合适组合。备选地，计算机可读存储介质可以是机器可读信号介质。机器可读存储介质的更具体示例会包括基于一个或多个线的电气连接、便携式计算机盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或快闪存储器)、光纤、便捷式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光学储存设备、磁储存设备、或上述内容的任何合适组合。

为了提供与用户的交互，可以在电子设备上实施此处描述的系统和技术，该电子设备具有：用于向用户显示信息的显示装置(例如，CRT(阴极射线管)或者LCD(液晶显示器)监视器)；以及键盘和指向装置(例如，鼠标或者轨迹球)，用户可以通过该键盘和该指向装置来将输入提供给电子设备。其它种类的装置还可以用于提供与用户的交互；例如，提供给用户的反馈可以是任何形式的传感反馈(例如，视觉反馈、听觉反馈、或者触觉反馈)；并且可以用任何形式(包括声输入、语音输入或者、触觉输入)来接收来自用户的输入。

可以将此处描述的系统和技术实施在包括后台部件的计算系统(例如，作为数据服务器)、或者包括中间件部件的计算系统(例如，应用服务器)、或者包括前端部件的计算系统(例如，具有图形用户界面或者网络浏览器的用户计算机，用户可以通过该图形用户界面或者该网络浏览器来与此处描述的系统和技术的实施方式交互)、或者包括这种后台部件、中间件部件、或者前端部件的任何组合的计算系统中。可以通过任何形式或者介质的数字数据通信(例如，通信网络)来将系统的部件相互连接。通信网络的示例包括：局域网(LAN)、广域网(WAN)、区块链网络和互联网。

计算系统可以包括客户端和服务器。客户端和服务器一般远离彼此并且通常通过通信网络进行交互。通过在相应的计算机上运行并且彼此具有客户端-服务器关系的计算机程序来产生客户端和服务器的关系。服务器可以是云服务器，又称为云计算服务器或云主机，是云计算服务体系中的一项主机产品，以解决了传统物理主机与VPS服务中，存在的管理难度大，业务扩展性弱的缺陷。

应该理解，可以使用上面所示的各种形式的流程，重新排序、增加或删除步骤。例如，本发明中记载的各步骤可以并行地执行也可以顺序地执行也可以不同的次序执行，只要能够实现本发明的技术方案所期望的结果，本文在此不进行限制。

上述具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和替代。任何在本发明的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明保护范围之内。

Claims (10)

1.一种星座确定方法，其特征在于，所述方法包括：

根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；

基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；

根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；

基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。

2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，包括：

获取用户需求对应的所述目标覆盖区域；

提取所述预设配置参数内的轨道类型，其中，所述轨道类型至少包括圆轨道、冻结椭圆轨道；

在所述预设配置参数内选择满足所述目标覆盖区域的维度要求的轨道倾角；

在所述轨道倾角以及所述轨道类型的情况下按照所述预设配置参数内的给定回归周期以及回归圈数确定轨道半长轴。

3.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数，包括：

在所述预设卫星工具包初始化回归轨道设计场景；

将所述卫星轨道参数作为所述回归轨道设计场景内模拟卫星的轨道参数；

接收优化所述卫星轨道参数对应的回归周期、回归圈数以及结束条件，其中，所述结束条件包括开始时刻以及结束时刻的星下点位置以及经度差；

按照二分法迭代更新所述模拟卫星的所述轨道参数，将满足所述结束条件的所述轨道参数作为优化后的所述卫星轨道参数。

4.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型，包括：

在所述轨道要求信息为两卫星的星下点轨迹重合时，确定所述卫星轨道参数满足的卫星限定条件；

按照所述卫星限定条件确定至少两个卫星对应的所述星座构型模型以及所述星座构型模型初始相位以及升交点赤经；

调用所述预设卫星工具包迭代优化所述初始相位以及所述升交点赤经。

5.根据权利要求4所述方法，其特征在于，所述星座构型模型包括：

其中，M₀表示基准卫星的初始相位、Ω₀表示基准卫星的升交点赤经，N_plane表示星座轨道面数量，i＝1,2,…,N_plane。

6.根据权利要求4所述方法，其特征在于，所述调用所述预设卫星工具包迭代优化所述初始相位以及所述升交点赤经，包括：

调用所述预设卫星工具包创建共地面轨迹星座覆盖性能分析场景，并初始化基准卫星轨道参数；

按照所述星座构型模型以及所述基准卫星轨道参数遍历更新基准卫星的初始相位以及升交点赤经；

在所述共地面轨迹星座覆盖性能分析场景下确定各所述初始相位以及所述升交点赤经的覆盖性；

将具有最优覆盖性的初始相位以及升交点赤经作为所述卫星构型模型的基准卫星的初始相位以及升交点赤经。

7.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型，包括：

确定所述目标覆盖区域的初始卫星数量；

依据所述星座构型模型以及所述初始卫星数量确定各基准卫星轨道参数；

确定各所述基准卫星轨道参数对应的覆盖性能；

判断所述覆盖性能是否满足所述目标覆盖区域的覆盖要求；

若满足则确定所述星座构型模型的基准卫星数量为所述初始卫星数量，若不满足则增加所述初始卫星数量后重新确定所述覆盖要求。

8.一种星座确定装置，其特征在于，所述装置包括：

轨道参数模块，用于根据目标覆盖区域以及预设配置参数确定卫星轨道参数，其中，所述预设配置参数至少包括轨道类型、轨道倾角；

参数优化模块，用于基于预设卫星工具包优化所述卫星轨道参数；

模型确定模块，用于根据所述卫星轨道参数以及轨道要求信息确定星座构型模型；

模型调整模块，用于基于所述目标覆盖区域调整所述星座构型模型。

9.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：

至少一个处理器；以及

与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序，所述计算机程序被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行权利要求1-7中任一项所述的星座确定方法。

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计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行时实现权利要求1-7中任一项所述的星座确定方法。