CN114415716B - 一种维持星座构型的方法、装置及介质 - Google Patents

一种维持星座构型的方法、装置及介质 Download PDF

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Abstract

本发明实施例公开了一种维持星座构型的方法、装置及介质；该方法包括：接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。

Description

一种维持星座构型的方法、装置及介质
技术领域
本发明实施例涉及卫星运行控制技术领域，尤其涉及一种维持星座构型的方法、装置及介质。
背景技术
低轨道卫星通常为圆轨道，因其轨道高度低、传输延时短、路径损耗小等特性，引起了巨型星座设计者和运营商的浓厚兴趣。
星座中的卫星在轨除了受地球引力作用外，还受到包括地球扁率摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动以及太阳光压等摄动力的作用；不仅如此，由于星座中各卫星的入轨偏差及摄动力的不同，引起星座中卫星受到不同程度的轨道衰减和卫星间相位漂移，导致星座构型发散。如果不对星座构型进行维持，将最终导致星座结构失调，并影响星座的服务性能。
为了实现星座的构型维持，常规方案通常是首先通过星座内各颗卫星的轨道数据选取一颗基准星；接着，计算出星座内除基准星以外的其他卫星的速度增量(比如推力器的开机时长和开机地点)；随着通过地面站向其他卫星上注推力器开机时长以进行星座构型维持。
基于上述常规方案所阐述，如果完全依靠地面站进行控制量计算与上注，会加大地面管理星座的难度且由于上注时长所造成的延时，导致难以准确进行星座构型维持，进而影响卫星星座的构型维持效果。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例期望提供一种维持星座构型的方法、装置及介质；能够降低地面站对于大规模星座构型的管控难度，并且提高了卫星星座构型维持的控制精度。
本发明实施例的技术方案是这样实现的：
第一方面，本发明实施例提供了一种维持星座构型的方法，所述方法应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星，所述方法包括：
接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。
第二方面，本发明实施例提供了一种维持星座构型的装置，所述装置应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星，所述装置包括：接收部分、递推计算部分、获取部分、选取部分和点火部分；其中，
所述接收部分，经配置为接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
所述递推计算部分，经配置为当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
所述获取部分，经配置为根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
所述选取部分，经配置为当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
所述点火部分，经配置为根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。
第三方面，本发明实施例提供了一种星载计算设备，所述星载计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线***耦合在一起；其中，
所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；
所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行第一方面所述维持星座构型的方法的步骤。
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有维持星座构型的程序，所述维持星座构型的程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述维持星座构型的方法的步骤。
本发明实施例提供了一种维持星座构型的方法、装置及介质；地面站只需要上注卫星的标称轨道参数以及时间戳，随后卫星通过自身的星上***完成标称轨道的递推并通过多圈累计获取轨道偏差量，接着基于轨道偏差量完成轨道控制。无需复杂的计算处理就能够实现星上自主维持构型，大大减小了地面站对大规模星座构型的管控难度，并且提高了卫星星座构型维持的控制精度。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种维持星座构型的方法流程示意图；
图2为本发明实施例提供的RSW坐标系示意图；
图3为本发明实施例提供的一种维持星座构型的装置组成示意图；
图4为本发明实施例提供的一种星载计算设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
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。
本发明实施例期望采用多圈累计的方式计算星座内各个卫星之间的自身纬度辐角变化，采用轨道递推的方式比较纬度辐角变化率偏差以及纬度辐角偏差以获得各个卫星的控制数据，从而实现卫星在星上完自主完成各自的轨道构型维持，进而实现星上的星座构型维持。
基于此，参见图1，其示出了本发明实施例提供的一种维持星座构型的方法，该方法可以应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星的星上***，比如星载计算机，该方法可以包括：
S101：接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
S102：当卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
S103：根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
S104：当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
S105：根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。
通过图1所示的技术方案，地面站只需要上注卫星的标称轨道参数以及时间戳，随后卫星通过自身的新上***完成标称轨道的递推并通过多圈累计获取轨道偏差量，接着基于轨道偏差量完成轨道控制。无需复杂的计算处理就能够实现星上自主维持构型，大大减小了地面站对大规模星座构型的管控难度，并且提高了卫星星座构型维持的控制精度。
对于图1所示的技术方案，在一些示例中，轨道参数优选为经典轨道六根数，具体包括：轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点辐角ω、平近点角M；如此，再结合上注时间戳，地面站向卫星进行上注的信息量较小且地面站也无需进行复杂的计算处理，降低了地面站对于大规模星座构型的管控难度。其次，在一些示例中，所述设定目标点优选为降交点。需要说明的是，降交点为卫星由北向南运行时，其轨道面与赤道面的交点。
基于上述示例，需要说明的是，从卫星接收到上注的标称轨道参数以及时间戳开始，卫星每次运行并经过降交点时都会进行计数。随着卫星的运行，卫星可以借助自身的星上计算机基于上注的标称轨道参数递推获得经过降交点时的瞬时标称轨道参数，而在本发明实施例中，优选采用自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段Δt内的平均标称轨道参数来表示第i次经过降交点时的瞬时标称轨道参数。详细来说，考虑J2摄动时的开普勒轨道摄动解析解如式1所示：
Figure BDA0003418871980000051
在上式中，若轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点辐角ω、平近点角M这些参数不带星号，则表示为瞬时的轨道参数；若轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点辐角ω、平近点角M这些参数带星号，则表示为包括有长期项的变化的轨道参数；δ相关的参数表示短周期摄动项，其量级为O(J2)。基于上式，当卫星在接收到第i次经过设定目标点所上注的标称瞬时轨道参数后，可以通过星载计算机将其转换为能够用于进行轨道控制量计算的标称平均轨道参数，具体来说，可以将标称瞬时轨道参数中的短周期以及长周期项去除，从而获得相应的标称平均轨道参数；可以理解地，由于通常采用平均轨道参数进行轨道控制量计算，因此，在本发明实施例的后续部分，当获得其他瞬时轨道参数之后，均会通过星载计算机利用设定的星上算法转换为相应的轨道平均参数，本发明实施例对此不做赘述。
在一些可能的实现方式中，所述根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数，包括：
利用基于上注的标称瞬时轨道参数转换的标称平均轨道参数
Figure BDA0003418871980000052
以及式2获取自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段Δt内的平均标称轨道参数
Figure BDA0003418871980000061
Figure BDA0003418871980000062
在上式中，
Figure BDA0003418871980000063
以及
Figure BDA0003418871980000064
分别表示
Figure BDA0003418871980000065
函数的一阶微分。
对于上述实现方式，在获得第i次经过设定目标点时的平均标称轨道参数之后，就可以根据卫星通过自身传感器实测获得的轨道参数获取轨道偏移量，设定卫星的平均标称轨道参数分别为ad、ed、id、Ωd、ωd、Md，卫星经过自身传感器实测获得的轨道参数分别为a、e、i、Ω、ω、M；在一些示例中，所述根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量，包括：
基于式3获取第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000066
Figure BDA0003418871980000067
其中，Mm表示由第m次经过设定目标点时的实测平近点角转换的平均平近点角，ωm表示由第m次经过设定目标点时的实测近地点辐角转换的平均近地点辐角，Mdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称平近点角，ωdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称近地点辐角；
根据第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000068
以及卫星经过设定目标点的次数，基于式4获得第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角速度
Figure BDA0003418871980000069
Figure BDA00034188719800000610
其中，
Figure BDA00034188719800000611
表示第1次经过设定目标点时的轨道偏差相位角；
分别根据式5和式6获取第m次经过设定目标点时的轨道倾角偏差Δi以及轨道升交点赤经偏差ΔΩ：
Δi＝im-idm (5)
ΔΩ＝Ωm-Ωdm (6)
其中，im表示由第m次经过设定目标点时的实测轨道倾角转换的平均轨道倾角，idm表示第m次经过设定目标点时的平均标称轨道倾角，Ωm表示由第m次经过设定目标点时的实测升交点赤经转换的平均升交点赤经，Ωdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称升交点赤经。
可以理解地，每当卫星经过一次降交点，都可以按照上述示例中的式3至式6所示获取到对应的轨道偏差量。随着卫星的运行，卫星将会多次经过降交点，当经过次数累计至一定数量N(也就是前述设定的次数阈值)时，可以认为卫星的轨道偏差已经积累至无法忽视从而需要进行调整的程度。基于此，在一些可能的实现方式中，所述根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长，包括：
根据轨道控制目标类型以及式7选取点火位置的纬度辐角u：
Figure BDA0003418871980000071
根据RSW坐标系下在轨运动卫星的高斯摄动方程以及近圆轨道的轨道偏心率e近似为0，获得式8所示的简化后的摄动方程：
Figure BDA0003418871980000072
其中，FS、FW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的摄动推力分量；ΔvS、ΔvW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的摄动加速度分量；f为真近点角；
Figure BDA0003418871980000073
为轨道角速度；μ为地球引力常数；u＝ω+f；
根据轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000081
与轨道偏差相位角速度
Figure BDA0003418871980000082
以及式9，获取需要改变的轨道角速度Δn：
Figure BDA0003418871980000083
其中，Tfree表示漂移时长；
基于近圆轨道的设定，获得式10所示：
Δn＝3Δv/a (10)
其中，Δv表示卫星所需的速度增量；
综合式8和式10，获得卫星所需的速度增量Δv如式11所示：
Figure BDA0003418871980000084
根据卫星及发动机参数计算获得发送机的点火时长为：Δt＝Δv·m/F；其中，m为航天器质量，F为发动机推力。
对于上述实现方式，参见图2所示的RSW坐标系示意图，图2中的XYZ方向分别对应RSW坐标系下沿轨道径向、横向以及法向三个方向的摄动推力方向。基于该坐标系示意，在轨运动的卫星的高斯摄动方程如下所示：
Figure BDA0003418871980000091
Figure BDA0003418871980000092
Figure BDA0003418871980000093
Figure BDA0003418871980000094
Figure BDA0003418871980000095
Figure BDA0003418871980000096
其中，半通径p＝a(1-e2)；r＝p/(1+ecos(f))表示轨道半径；FR、FS、FW分别为轨道系中沿轨道径向、横向以及法向三个方向的摄动加速度分量。基于近圆轨道的偏心率e约为0，可以根据上式获取如式8所示的简化后的摄动方程。
其次，对于相位调整保持，通常考虑通过半长轴的调整来实现，而进行半长轴调整的控制量是由相位偏差与相位偏差变化率计算；此外，通常考虑通过漂移时长Tfree完成相位一致的调整，因此有
Figure BDA0003418871980000097
进而可以得到式9，在式9中，Δn为需要改变的轨道角速度，具体来说，Δn>0则对应长半轴负调整；Δn<0则对应长半轴正调整。
接着，对于近圆轨道，由
Figure BDA0003418871980000098
可得
Figure BDA0003418871980000099
其中，Δn＝3Δv/a。
综上可得卫星控制所需速度增量如式11所示。在获得速度增量之后，就可以进一步地计算发送机的点火时长。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实现方式中，所述根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制，包括：
在计算出点火时长后，根据轨控目标对应的纬度辐角，计算出卫星到达点火位置的时间；
当点火倒计时结束后进行点火，且点火时间达到计算出的点火时长后，发动机关机，从而完成点火。
对于上述实现方式，经过前述技术方案的一次相位调整控制结束后，可以对卫星的相关参数进行初始化，以进行下一次自主轨道维持的流程。
基于前述技术方案相同的发明构思，参见图3，其示出了本发明实施例提供的一种维持星座构型的装置30，该装置30可以应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星，所述装置30包括：接收部分301、递推计算部分302、获取部分303、选取部分304和点火部分305；其中，
所述接收部分301，经配置为接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
所述递推计算部分302，经配置为当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
所述获取部分303，经配置为根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
所述选取部分304，经配置为当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
所述点火部分305，经配置为根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。
在一些示例中，所述轨道参数包括轨道六根数，所述设定目标点为降交点。
在一些示例中，所述递推计算部分302，经配置为：
利用基于上注的标称瞬时轨道参数转换的标称平均轨道参数
Figure BDA0003418871980000101
以及式2获取自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段Δt内的平均标称轨道参数
Figure BDA0003418871980000102
在一些示例中，所述获取部分303，经配置为：
基于式3获取第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000111
根据第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000112
以及卫星经过设定目标点的次数，基于式4获得第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角速度
Figure BDA0003418871980000113
分别根据式5和式6获取第m次经过设定目标点时的轨道倾角偏差Δi以及轨道升交点赤经偏差ΔΩ。
在一些示例中，所述选取部分304，经配置为：
根据轨道控制目标类型以及式7选取点火位置的纬度辐角u；
根据RSW坐标系下在轨运动卫星的高斯摄动方程以及近圆轨道的轨道偏心率e近似为0，获得式8所示的简化后的摄动方程；
根据轨道偏差相位角
Figure BDA0003418871980000114
与轨道偏差相位角速度
Figure BDA0003418871980000115
以及式9，获取需要改变的轨道角速度；
基于近圆轨道的设定，获得式10；
综合式8和式10，获得卫星所需的速度增量Δv如式11所示；
根据卫星及发动机参数计算获得发送机的点火时长为：Δt＝Δv·m/F；其中，m为航天器质量，F为发动机推力。
在一些示例中，所述点火部分305，经配置为：
在计算出点火时长后，根据轨控目标对应的纬度辐角，计算出卫星到达点火位置的时间；
当点火倒计时结束后进行点火，且点火时间达到计算出的点火时长后，发动机关机，从而完成点火。
可以理解地，在本实施例中，“部分”可以是部分电路、部分处理器、部分程序或软件等等，当然也可以是单元，还可以是模块也可以是非模块化的。
另外，在本实施例中的各组成部分可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能模块的形式实现并非作为独立的产品进行销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中，基于这样的理解，本实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或processor(处理器)执行本实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
因此，本实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有维持星座构型的程序，所述维持星座构型的程序被至少一个处理器执行时实现上述技术方案中所述维持星座构型的方法步骤。
根据上述维持星座构型的装置30以及计算机存储介质，参见图4，其示出了本发明实施例提供的一种能够实施上述维持星座构型的装置30的星载计算设备40的具体硬件结构，该星载计算设备40包括：通信接口401，存储器402和处理器403；各个组件通过总线***404耦合在一起。可理解，总线***404用于实现这些组件之间的连接通信。总线***404除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但是为了清楚说明起见，在图4中将各种总线都标为总线***404。其中，
所述通信接口401，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器402，用于存储能够在所述处理器403上运行的计算机程序；
所述处理器403，用于在运行所述计算机程序时，执行上述技术方案中所述维持星座构型的方法的步骤。
可以理解，本发明实施例中的存储器402可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、可编程只读存储器(Programmable ROM，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，EEPROM)或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(Static RAM，SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data RateSDRAM，DDRSDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(DirectRambus RAM，DRRAM)。本文描述的***和方法的存储器402旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
而处理器403可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器403中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器403可以是通用处理器、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。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。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。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器402，处理器403读取存储器402中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
可以理解的是，本文描述的这些实施例可以用硬件、软件、固件、中间件、微码或其组合来实现。对于硬件实现，处理单元可以实现在一个或多个专用集成电路(ApplicationSpecific Integrated Circuits，ASIC)、数字信号处理器(Digital Signal Processing，DSP)、数字信号处理设备(DSP Device，DSPD)、可编程逻辑设备(Programmable LogicDevice，PLD)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、通用处理器、控制器、微控制器、微处理器、用于执行本申请所述功能的其它电子单元或其组合中。
对于软件实现，可通过执行本文所述功能的模块(例如过程、函数等)来实现本文所述的技术。软件代码可存储在存储器中并通过处理器执行。存储器可以在处理器中或在处理器外部实现。
可以理解地，上述维持星座构型的装置30以及星载计算设备40的示例性技术方案，与前述维持星座构型的方法的技术方案属于同一构思，因此，上述对于维持星座构型的装置30以及星载计算设备40的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见前述维持星座构型的方法的技术方案的描述。本发明实施例对此不做赘述。
需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种维持星座构型的方法，其特征在于，所述方法应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星，所述方法包括：
接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制；
其中，所述根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长，包括：
根据轨道控制目标类型以及式6选取点火位置的纬度辐角u：
Figure FDA0003994970590000011
根据RSW坐标系下在轨运动卫星的高斯摄动方程以及近圆轨道的轨道偏心率e近似为0，获得式7所示的简化后的摄动方程：
Figure FDA0003994970590000012
其中，FS、FW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的摄动加速度分量；ΔvS、ΔvW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的速度变化量分量；f为真近点角；
Figure FDA0003994970590000021
为轨道角速度；μ为地球引力常数；u＝ω+f；
根据轨道偏差相位角
Figure FDA0003994970590000022
与轨道偏差相位角速度
Figure FDA0003994970590000023
以及式8，获取需要改变的轨道角速度Δn：
Figure FDA0003994970590000024
其中，Tfree表示漂移时长；
基于近圆轨道的设定，获得式9所示：
Δn＝3Δv/a (9)
其中，Δv表示卫星所需的速度增量；
综合式7和式9，获得卫星所需的速度增量Δv如式10所示：
Figure FDA0003994970590000025
根据卫星及发动机参数计算获得发送机的点火时长为：Δt＝Δvm/F；其中，m为航天器质量，F为发动机推力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述轨道参数包括轨道六根数，所述设定目标点为降交点。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数，包括：
利用基于上注的标称瞬时轨道参数转换的标称平均轨道参数
Figure FDA0003994970590000026
以及式1获取自接收到上注时间戳至第i次经过设定目标点的时段Δt内的平均标称轨道参数
Figure FDA0003994970590000027
Figure FDA0003994970590000031
在上式中，
Figure FDA0003994970590000032
以及
Figure FDA0003994970590000033
分别表示
Figure FDA0003994970590000034
函数的一阶微分。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量，包括：
基于式2获取第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure FDA0003994970590000035
Figure FDA0003994970590000036
其中，Mm表示由第m次经过设定目标点时的实测平近点角转换的平均平近点角，ωm表示由第m次经过设定目标点时的实测近地点辐角转换的平均近地点辐角，Mdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称平近点角，ωdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称近地点辐角；
根据第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角
Figure FDA0003994970590000037
以及卫星经过设定目标点的次数，基于式3获得第m次经过设定目标点时的轨道偏差相位角速度
Figure FDA0003994970590000038
Figure FDA0003994970590000039
其中，
Figure FDA00039949705900000310
表示第1次经过设定目标点时的轨道偏差相位角；
分别根据式4和式5获取第m次经过设定目标点时的轨道倾角偏差Δi以及轨道升交点赤经偏差ΔΩ：
Δi＝im-idm (4)
ΔΩ＝Ωm-Ωdm (5)
其中，im表示由第m次经过设定目标点时的实测轨道倾角转换的平均轨道倾角，idm表示第m次经过设定目标点时的平均标称轨道倾角，Ωm表示由第m次经过设定目标点时的实测升交点赤经转换的平均升交点赤经，Ωdm表示第m次经过设定目标点时的平均标称升交点赤经。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制，包括：
在计算出点火时长后，根据轨控目标对应的纬度辐角，计算出卫星到达点火位置的时间；
当点火倒计时结束后进行点火，且点火时间达到计算出的点火时长后，发动机关机，从而完成点火。
6.一种维持星座构型的装置，其特征在于，所述装置应用于星座内除基准星以外的其他卫星中的任一卫星，所述装置包括：接收部分、递推计算部分、获取部分、选取部分和点火部分；其中，
所述接收部分，经配置为接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；
所述递推计算部分，经配置为当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；
所述获取部分，经配置为根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；
所述选取部分，经配置为当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；
所述点火部分，经配置为根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制；
其中，所述选取部分，经配置为：
根据轨道控制目标类型以及式6选取点火位置的纬度辐角u：
Figure FDA0003994970590000051
根据RSW坐标系下在轨运动卫星的高斯摄动方程以及近圆轨道的轨道偏心率e近似为0，获得式7所示的简化后的摄动方程：
Figure FDA0003994970590000052
其中，FS、FW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的摄动加速度分量；ΔvS、ΔvW分别为RSW坐标系下沿轨道横向以及法向方向的速度变化量分量；f为真近点角；
Figure FDA0003994970590000053
为轨道角速度；μ为地球引力常数；u＝ω+f；
根据轨道偏差相位角
Figure FDA0003994970590000054
与轨道偏差相位角速度
Figure FDA0003994970590000055
以及式8，获取需要改变的轨道角速度Δn：
Figure FDA0003994970590000056
其中，Tfree表示漂移时长；
基于近圆轨道的设定，获得式9所示：
Δn＝3Δv/a (9)
其中，Δv表示卫星所需的速度增量；
综合式7和式9，获得卫星所需的速度增量Δv如式10所示：
Figure FDA0003994970590000057
根据卫星及发动机参数计算获得发送机的点火时长为：Δt＝Δv·m/F；其中，m为航天器质量，F为发动机推力。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述轨道参数包括轨道六根数，所述设定目标点为降交点。
8.一种星载计算设备，其特征在于，所述星载计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线***耦合在一起；其中，
所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；
所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行权利要求1至5任一项所述维持星座构型的方法的步骤。
9.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质存储有维持星座构型的程序，所述维持星座构型的程序被至少一个处理器执行时实现权利要求1至5任一项所述维持星座构型的方法的步骤。
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