CN117311394B - 一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法 - Google Patents
一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
本公开是关于一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，包括：建立多星串联编队系统的系统模型，包括初始轨道、中间轨道、目标轨道，以及在初始轨道上运行的一组多星串联编队；分别获取超越星和多颗常规星的初始轨道参数，并设置启漂时超越星超越多颗常规星的安全高度阈值；根据初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将超越星调整至目标轨道；增加超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将超越星调整至多颗常规星的前方位置，并使初始轨道上的多颗卫星之间保持相同的标称距离，完成整个相位超越过程。本公开能够减少星间相位超越控制的任务批次，节省卫星燃料，有效缩短了卫星相位超越控制时间。
Description
技术领域
本公开涉及卫星测控技术领域，尤其涉及一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法。
背景技术
低轨多星串联编队系统通过星间协同工作能够实现数据的获取、处理、分析，能够完成许多复杂的空间任务，在空间科学、空间应用和空间安全等领域具有广阔的应用前景。特别是由多个不同载荷类型的小卫星组成的近距离串联编队系统，能够实现快速感知、综合观测、跟踪监视等协同应用。
但是在这种多星串联编队系统中，由于卫星平台的多样性、各卫星的面质比、运行姿态和长期轨道演化均不同，以及多批次轨道保持控制等原因会导致多星串联编队系统中的各卫星之间存在偏心率差异、星间轨道衰减不均匀等特征，从而形成了一种非严格星间共轨串联编队的运行状态。当遇到观测任务变动、试验内容调整或是由于个别卫星的异常、故障和失效等原因，需要对编队构型进行调整、重构或紧急避撞时，会使星间相位超越的控制难度加大，相位超越的周期延长，同时会消耗大量的卫星燃料。
因此，有必要提出一种方案以改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此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
本公开实施例提供一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，包括：
建立多星串联编队系统的系统模型，所述系统模型包括初始轨道、中间轨道、目标轨道，以及在所述初始轨道上运行的一组多星串联编队；其中，所述多星串联编队中的多颗卫星之间的标称距离相同，多颗所述卫星包括至少一颗超越星和多颗常规星；
分别获取所述超越星和多颗所述常规星的初始轨道参数，并设置启漂时所述超越星超越多颗所述常规星的安全高度阈值；
根据所述初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将所述超越星由所述初始轨道调整至所述目标轨道，所述目标轨道距离待超越的多颗所述常规星的高度大于所述安全高度阈值；
增加所述超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将所述超越星调整至多颗所述常规星的前方位置，并使所述初始轨道上的多颗所述卫星之间保持相同的所述标称距离，完成整个相位超越过程。
本公开的一示例性实施例中，所述标称距离为100km；
多颗所述常规星至少包括位于所述超越星前方的常规星B和常规星A，以及一颗位于所述超越星后方的常规星D；
所述超越星至少包括超越星C。
本公开的一示例性实施例中，所述初始轨道参数至少包括初始轨道半长轴、初始轨道偏心率、初始轨道近地点幅角和初始轨道高度；
其中，所述初始轨道半长轴为，/>；所述初始轨道偏心率为/>，/>；所述初始轨道近地点幅角为，/>；所述初始轨道高度为距离地面500km；N表示卫星的数量；
所述超越星C的所述初始轨道半长轴为，所述超越星C的所述初始轨道偏心率为，所述超越星C的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星A的所述初始轨道半长轴为，所述常规星A的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星A的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星B的所述初始轨道半长轴为，所述常规星B的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星B的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星D的所述初始轨道半长轴为，所述常规星D的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星D的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述安全高度阈值为。
本公开的一示例性实施例中，所述根据所述初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将所述超越星由所述初始轨道调整至所述目标轨道的步骤包括：
根据所述初始轨道参数，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点；
根据所述目标轨道的近地点和所述目标轨道的远地点，计算目标轨道半长轴、目标轨道偏心率、目标轨道近地点幅角和目标轨道半长轴变化量；
根据所述初始轨道参数、所述目标轨道半长轴、所述目标轨道偏心率、所述目标轨道近地点幅角和所述目标轨道半长轴变化量，进行第一批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述中间轨道；
将位于所述中间轨道的所述超越星的位置进行变换调整，并进行第二批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述目标轨道。
本公开的一示例性实施例中，所述根据所述初始轨道参数，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点的步骤包括：
分别计算所述常规星A的近地点和远地点，以及所述常规星B的近地点和远地点；
根据所述常规星A的近地点和远地点，以及所述常规星B的近地点和远地点，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点。
本公开的一示例性实施例中，所述目标轨道的近地点的表达式为：
（1）
其中，表示目标轨道的近地点；/>表示常规星A的近地点，/>；表示常规星B的近地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的近地点和常规星B的近地点两者中的最小值；
所述目标轨道的远地点的表达式为：
（2）
其中，表示目标轨道的远地点；/>表示常规星A的远地点，/>；表示常规星B的远地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的远地点和常规星B的远地点两者中的最小值。
本公开的一示例性实施例中，所述目标轨道半长轴的表达式为：
（3）
所述目标轨道偏心率的表达式为：
（4）
所述目标轨道近地点幅角的表达式为：
（5）
所述目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（6）
其中，表示目标轨道半长轴；/>表示目标轨道偏心率；/>表示目标轨道近地点幅角；/>表示目标轨道半长轴变化量。
本公开的一示例性实施例中，所述据所述初始轨道参数、所述目标轨道半长轴、所述目标轨道偏心率、所述目标轨道近地点幅角和所述目标轨道半长轴变化量，进行第一批所述次变轨调整，将所述超越星调整至所述中间轨道的步骤包括：
进行第一次相位点火，确定第一变轨位置、第一变轨速度变化量和所述第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量，将所述超越星调整至所述中间轨道；
所述第一次相位点火的表达式为：
（7）
其中，表示第一次相位点火；
根据所述第一次相位点火确定所述第一变轨位置，所述第一变轨位置用表示；
所述第一变轨速度变化量的表达式为：
（8）
其中，表示第一变轨速度变化量；/>表示地球压力常数；/>表示目标轨道半长轴变化量；
所述第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量的表达式为：
（9）
其中，表示第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量。
本公开的一示例性实施例中，所述将位于所述中间轨道的所述超越星的位置进行变换调整，并进行第二批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述目标轨道的步骤包括：
根据所述第一变轨位置，进行第二次相位点火，得到第二变轨位置、第二变轨速度变化量和所述第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量；
所述第二变轨位置的表达式为：
（10）
所述第二变轨速度变化量的表达式为：
（11）
其中，表示第二变轨位置；/>表示第二变轨速度变化量；
所述第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（12）
其中，表示第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量。
本公开的一示例性实施例中，所述增加所述超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将所述超越星调整至多颗所述常规星的前方位置，并使所述初始轨道上的多颗所述卫星之间保持相同的所述标称距离，完成整个相位超越过程的步骤包括：
所述控制调整处理包括依次进行的超越、刹车、降轨和精调处理。
本公开提出的一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，通过建立多星串联编队系统的系统模型，并经过多批次变轨调整将超越星调整至目标轨道，再通过增加超越星的漂移速度和控制调整处理，完成整个相位超越过程。本公开能够减少星间相位超越控制的任务批次，节省卫星燃料，有效缩短了卫星相位超越的控制时间。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见的，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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示出本公开示例性实施例中非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法的步骤示意图；
图2示出本公开示例性实施例中多星串联编队系统的系统模型的示意图；
图3示出本公开示例性实施例中超越星C超越常规星A和常规星B的示意图；
图4示出本公开仿真实验中超越星C分别与常规星A和常规星B的初始径向距离差的曲线图；
图5示出本公开仿真实验中超越星C分别与常规星A和常规星B的最终径向距离差的曲线图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。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方式中。
此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。
本示例实施方式提供一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，如图1所示，包括：
步骤S101：建立多星串联编队系统的系统模型，该系统模型包括初始轨道、中间轨道、目标轨道，以及在初始轨道上运行的一组多星串联编队。其中，多星串联编队中的多颗卫星之间的标称距离相同，多颗卫星包括至少一颗超越星和多颗常规星。
步骤S102：分别获取超越星和多颗常规星的初始轨道参数，并设置启漂时超越星超越多颗常规星的安全高度阈值。
步骤S103：根据初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将超越星由初始轨道调整至目标轨道，目标轨道距离待超越的多颗常规星的高度大于安全高度阈值。
步骤S104：增加超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将超越星调整至多颗常规星的前方位置，并使初始轨道上的多颗卫星之间保持相同的标称距离，完成整个相位超越过程。
本公开实施例提出的一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，通过建立多星串联编队系统的系统模型，并经过多批次变轨调整将超越星调整至目标轨道，再通过增加超越星的漂移速度和控制调整处理，完成整个相位超越过程。本公开能够减少星间相位超越控制的任务批次，节省卫星燃料，有效缩短了卫星相位超越的控制时间。
下面，将对本示例实施例中提出的一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法进行更详细的说明。
最简单的星间相位超越问题为一颗卫星超越另一颗卫星，复杂一点的情况为一颗卫星超越两颗卫星或者多颗卫星，更为复杂的情况为多颗卫星超越多颗卫星等。本公开考虑到简化所提出的相位超越控制方法的普适性，本实施例中以一颗卫星超越两颗卫星为例进行说明，其他复杂过程一般可以拆分为这种较为简单的相位超越模式。
在本实施例步骤S101中，首先建立多星串联编队系统的系统模型，该系统模型包括4颗载荷不同的低轨卫星，分别为依次串联的常规星A、常规星B、超越星C和常规星D。4颗低轨卫星运行于距离地面高度500km的初始轨道上，该初始轨道为倾斜轨道。4颗低轨卫星之间的标称距离为100km。4颗低轨卫星保持串联编队的构型在初始轨道上运行。由于各低轨卫星的面质比、运行姿态和长期轨道演化均不同，多批次轨道保持控制等原因导致该系统模型中的各低轨卫星之间存在微小的偏心率差、星间轨道衰减不均匀等特征，从而形成了一种非严格星间共轨串联编队的运行状态。
如图2所示，在初始状态时，要完成超越星C超越常规星B和常规星A，可以采用如下两种调整方案：
第一种调整方案：是将超越星C以相位超越的方式调整至常规星B和常规星A的前方位置，再将常规星D调整至超越星C原先所在的位置，从而使4颗低轨卫星的标称距离保持一致。
第二种调整方案：是将常规星D调整至超越星C后方更远位置处，再将常规星B和常规星A以相位超越的方式调整至常规星D和超越星C之间。
这两种调整方案相比，第一种调整方案的策略更能够兼顾对常规星A和常规星B的相位超越的控制目标，使用的批次最少，更为节省燃料，因此本实施例以第一种调整方案为例。
在步骤S102中，在确定了调整方案后，需要对该多星串联编队中的超越星C、常规星A、常规星B和常规星D的初始轨道参数进行测量。该初始轨道参数至少包括了初始轨道半长轴、初始轨道偏心率、初始轨道近地点幅角和初始轨道高度。
进一步的，初始轨道半长轴为，/>；初始轨道偏心率为/>，/>；初始轨道近地点幅角为/>，；初始轨道高度为距离地面500km；N表示卫星的数量。
超越星C的初始轨道半长轴为，超越星C的初始轨道偏心率为/>，超越星C的初始轨道近地点幅角为/>；
常规星A的初始轨道半长轴为，常规星A的初始轨道偏心率为/>，常规星A的初始轨道近地点幅角为/>；
常规星B的初始轨道半长轴为，常规星B的初始轨道偏心率为/>，常规星B的初始轨道近地点幅角为/>；
常规星D的初始轨道半长轴为，常规星D的初始轨道偏心率为/>，常规星D的初始轨道近地点幅角为/>。
进一步的，本实施例中，初始轨道为距离地面500km高度的倾斜轨道。
进一步的，完成整个星间相位超越需要经过启漂、超越、刹车、降轨和精调等步骤。因此，首先需要在启漂时，设置超越星C超越常规星A和常规星B的安全高度阈值，从而为超越星C超越时提供一个高度参考标准，这样能够增加完成相位超越过程的安全性。本实施例中，设置该安全高度阈值为。
步骤S103：如图3所示，包括以下子步骤：
子步骤S1031：根据初始轨道参数，分别计算目标轨道的近地点和远地点。
首先，需要分别计算出常规星A的近地点和远地点，以及常规星B的近地点和远地点。
然后，根据常规星A的近地点和远地点，以及常规星B的近地点和远地点，分别计算出目标轨道的近地点和远地点。
进一步的，目标轨道的近地点的表达式为：
（1）
其中，表示目标轨道的近地点；/>表示常规星A的近地点，/>；表示常规星B的近地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的近地点和常规星B的近地点两者中的最小值。
目标轨道的远地点的表达式为：
（2）
其中，表示目标轨道的远地点；/>表示常规星A的远地点，/>；表示常规星B的远地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的远地点和常规星B的远地点两者中的最小值。
子步骤S1032：根据目标轨道的近地点和目标轨道的远地点，计算目标轨道半长轴、目标轨道偏心率、目标轨道近地点幅角和目标轨道半长轴变化量。
在该步骤中，目标轨道半长轴的表达式为：
（3）
目标轨道偏心率的表达式为：
（4）
目标轨道近地点幅角的表达式为：
（5）
目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（6）
其中，表示目标轨道半长轴；/>表示目标轨道偏心率；/>表示目标轨道近地点幅角；/>表示目标轨道半长轴变化量。
这里，对目标轨道半长轴的调整控制所需的速度变化量，以及对目标轨道偏心率的调整控制所需的速度变化量的大小存在多种组合情况。另外，超越两颗卫星的调整控制也存在多种可能。出于对相位超越的简化方面考虑，本实施例中，通过分批次变轨调整，将超越星C由初始轨道经中间轨道调整至目标轨道，具体如下：
子步骤S1033：根据初始轨道参数、目标轨道半长轴、目标轨道偏心率、目标轨道近地点幅角和目标轨道半长轴变化量，进行第一批次变轨调整，将超越星调整至中间轨道。该子步骤S1033具体包括：
进行第一次相位点火，确定第一变轨位置、第一变轨速度变化量和第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量，将超越星调整至中间轨道。
第一次相位点火的表达式为：
（7）
其中，表示第一次相位点火；
根据第一次相位点火确定第一变轨位置，第一变轨位置用来表示；
第一变轨速度变化量的表达式为：
（8）
其中，表示第一变轨速度变化量；/>表示地球压力常数；/>表示目标轨道半长轴变化量；
第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量的表达式为：
（9）
其中，表示第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量。
子步骤S1034：将位于中间轨道的超越星的位置进行变换调整，并进行第二批次变轨调整，将超越星调整至目标轨道。该子步骤S1034具体包括：
根据第一变轨位置，进行第二次相位点火，得到第二变轨位置、第二变轨速度变化量和第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量；
第二变轨位置的表达式为：
（10）
第二变轨速度变化量的表达式为：
（11）
其中，表示第二变轨位置；/>表示第二变轨速度变化量；
第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（12）
其中，表示第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量。
可以根据实际的卫星控制方案和用户实际需求分别确定超越星C与常规星A的最小径向距离，以及超越星C与常规星B的最小径向距离/>；且最小径向距离和最小径向距离/>均大于安全高度阈值。
步骤S104中，在将超越星C调整至目标轨道后，增加超越星C的漂移速度，通过控制调整处理，将超越星C调整至常规星A和常规星B的前方位置，并使初始轨道上的多颗卫星之间保持相同的标称距离，从而完成整个相位超越过程。
这里，控制调整处理包括依次进行的超越、刹车、降轨和精调等处理过程。其中，依次进行的超越、刹车、降轨和精调等处理过程可参考现有技术进行理解，本公开对此不做赘述。
为了验证本公开所提非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法的有效性，进行了如下仿真实验。
在本仿真实验中，首先设置仿真实验的初始条件：多星串联编队包括常规星A、常规星B和超越星C三颗卫星。这三颗卫星的初始轨道参数如下表1所示：
表1：三颗卫星的初始轨道参数
由表1可以看到：三颗卫星（即常规星A、常规星B和超越星C）的轨道高度、轨道偏心率的大小和方向存在微小差异。如图4所示，在一个轨道周期内，初始状态时，超越星C与常规星A的初始径向距离的范围为-1.6～1.2km。超越星C与常规星B的初始径向距离的范围为-3.3～3.4km。
在本仿真实验的相位超越控制中，设置超越星C与常规星A和常规星B的安全高度阈值均为2km。就是说超越星C在对常规星A和常规星B进行相位超越时，即使切向距离为零，总高度距离也要大于2km，才不会触发碰撞预警。因此，在进行星间相位超越时，需要将超越星C与常规星A的初始径向距离，以及超越星C与常规星B的初始径向距离进行调整。
利用本公开所提方法步骤S103中的计算公式（1）到（5），计算超越星C的目标轨道的主要参数，目标轨道的主要参数如下表2所示：
表2：目标轨道的主要参数
利用本公开所提方法步骤S104中的计算公式（6）到（12），分别计算对超越星C进行第一批次变轨调整和第二批次变轨调整后得到的数据，如下表3所示：
表3：超越星C经多批次变轨调整后的数据
如图5所示，在一个轨道周期内，超越星C与常规星A的最终径向距离的范围为-2.0～6.5km。超越星C与常规星B的最终径向距离的范围为-2.0～7.1km。这样，超越星C在对常规星A和常规星B进行相位超越时，即使切向距离为零,总高度距离也保持在2km以上，从而保证了相位超越过程的安全。
综上所述，本公开所提一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，是以保持星间安全高度阈值为原则，基于多星串联编队系统的相对初始状态，通过最简单的一颗卫星超越两颗卫星的模型进行调整控制。适用于低轨多星串联编队系统因任务要求变动、试验内容调整，或者由于个别卫星出现异常、故障和失效等情况下，完成对低轨多星串联编队系统的系统模型的调整、重构或紧急避撞等星间相位超越控制任务。本公开能够快速实现一颗卫星超越两颗卫星的调整控制过程，有效减少了星间相位超越控制的任务批次，节省了卫星燃料，缩短了卫星相位超越的控制时间，提升了航天测控单位的卫星管理水平。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本公开的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行结合和组合。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本公开旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。
Claims (9)
1.一种非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，包括：
建立多星串联编队系统的系统模型，所述系统模型包括初始轨道、中间轨道、目标轨道，以及在所述初始轨道上运行的一组多星串联编队；其中，所述多星串联编队中的多颗卫星之间的标称距离相同，多颗所述卫星包括至少一颗超越星和多颗常规星；
分别获取所述超越星和多颗所述常规星的初始轨道参数，并设置启漂时所述超越星超越多颗所述常规星的安全高度阈值；
根据所述初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将所述超越星由所述初始轨道调整至所述目标轨道，所述目标轨道距离待超越的多颗所述常规星的高度大于所述安全高度阈值；
增加所述超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将所述超越星调整至多颗所述常规星的前方位置，并使所述初始轨道上的多颗所述卫星之间保持相同的所述标称距离，完成整个相位超越过程；
其中，所述根据所述初始轨道参数，通过多批次变轨调整，将所述超越星由所述初始轨道调整至所述目标轨道的步骤包括：
根据所述初始轨道参数，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点；
根据所述目标轨道的近地点和所述目标轨道的远地点，计算目标轨道半长轴、目标轨道偏心率、目标轨道近地点幅角和目标轨道半长轴变化量；
根据所述初始轨道参数、所述目标轨道半长轴、所述目标轨道偏心率、所述目标轨道近地点幅角和所述目标轨道半长轴变化量，进行第一批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述中间轨道；
将位于所述中间轨道的所述超越星的位置进行变换调整，并进行第二批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述目标轨道。
2.根据权利要求1所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述标称距离为100km；
多颗所述常规星至少包括位于所述超越星前方的常规星B和常规星A，以及一颗位于所述超越星后方的常规星D；
所述超越星至少包括超越星C。
3.根据权利要求2所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述初始轨道参数至少包括初始轨道半长轴、初始轨道偏心率、初始轨道近地点幅角和初始轨道高度；
其中，所述初始轨道半长轴为，/>；所述初始轨道偏心率为/>，/>；所述初始轨道近地点幅角为/>，；所述初始轨道高度为距离地面500km；N表示卫星的数量；
所述超越星C的所述初始轨道半长轴为，所述超越星C的所述初始轨道偏心率为/>，所述超越星C的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星A的所述初始轨道半长轴为，所述常规星A的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星A的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星B的所述初始轨道半长轴为，所述常规星B的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星B的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述常规星D的所述初始轨道半长轴为，所述常规星D的所述初始轨道偏心率为/>，所述常规星D的所述初始轨道近地点幅角为/>；
所述安全高度阈值为。
4.根据权利要求3所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述根据所述初始轨道参数，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点的步骤包括：
分别计算所述常规星A的近地点和远地点，以及所述常规星B的近地点和远地点；
根据所述常规星A的近地点和远地点，以及所述常规星B的近地点和远地点，分别计算所述目标轨道的近地点和远地点。
5.根据权利要求4所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述目标轨道的近地点的表达式为：
（1）
其中，表示目标轨道的近地点；/>表示常规星A的近地点，/>；/>表示常规星B的近地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的近地点和常规星B的近地点两者中的最小值；
所述目标轨道的远地点的表达式为：
（2）
其中，表示目标轨道的远地点；/>表示常规星A的远地点，/>；/>表示常规星B的远地点，/>；min（/>，/>）表示取常规星A的远地点和常规星B的远地点两者中的最小值。
6.根据权利要求5所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述目标轨道半长轴的表达式为：
（3）
所述目标轨道偏心率的表达式为：
（4）
所述目标轨道近地点幅角的表达式为：
（5）
所述目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（6）
其中，表示目标轨道半长轴；/>表示目标轨道偏心率；/>表示目标轨道近地点幅角；/>表示目标轨道半长轴变化量。
7.根据权利要求6所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述根据所述初始轨道参数、所述目标轨道半长轴、所述目标轨道偏心率、所述目标轨道近地点幅角和所述目标轨道半长轴变化量，进行第一批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述中间轨道的步骤包括：
进行第一次相位点火，确定第一变轨位置、第一变轨速度变化量和所述第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量，将所述超越星调整至所述中间轨道；
所述第一次相位点火的表达式为：
（7）
其中，表示第一次相位点火；
根据所述第一次相位点火确定所述第一变轨位置，所述第一变轨位置用表示；
所述第一变轨速度变化量的表达式为：
（8）
其中，表示第一变轨速度变化量；/>表示地球压力常数；/>表示目标轨道半长轴变化量；
所述第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量的表达式为：
（9）
其中，表示第一次相位点火对应的中间轨道半长轴变化量。
8.根据权利要求7所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述将位于所述中间轨道的所述超越星的位置进行变换调整，并进行第二批次所述变轨调整，将所述超越星调整至所述目标轨道的步骤包括：
根据所述第一变轨位置，进行第二次相位点火，得到第二变轨位置、第二变轨速度变化量和所述第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量；
所述第二变轨位置的表达式为：
（10）
所述第二变轨速度变化量的表达式为：
（11）
其中，表示第二变轨位置；/>表示第二变轨速度变化量；
所述第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量的表达式为：
（12）
其中，表示第二次相位点火对应的目标轨道半长轴变化量。
9.根据权利要求8所述非严格多星串联编队系统中星间相位超越控制方法，其特征在于，所述增加所述超越星的漂移速度，通过控制调整处理，将所述超越星调整至多颗所述常规星的前方位置，并使所述初始轨道上的多颗所述卫星之间保持相同的所述标称距离，完成整个相位超越过程的步骤包括：
所述控制调整处理包括依次进行的超越、刹车、降轨和精调处理。
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