CN115535307B - 卫星轨道转移策略确定方法以及装置 - Google Patents

卫星轨道转移策略确定方法以及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN115535307B
CN115535307B CN202211526721.7A CN202211526721A CN115535307B CN 115535307 B CN115535307 B CN 115535307B CN 202211526721 A CN202211526721 A CN 202211526721A CN 115535307 B CN115535307 B CN 115535307B
Authority
CN
China
Prior art keywords
orbit
satellite
track
target
thrust
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202211526721.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115535307A (zh
Inventor
王有松
任家栋
常明
孟少康
刘川
牛童
屈泉酉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Galaxyspace Beijing Communication Technology Co ltd
Original Assignee
Galaxyspace Beijing Communication Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Galaxyspace Beijing Communication Technology Co ltd filed Critical Galaxyspace Beijing Communication Technology Co ltd
Priority to CN202211526721.7A priority Critical patent/CN115535307B/zh
Publication of CN115535307A publication Critical patent/CN115535307A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115535307B publication Critical patent/CN115535307B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本说明书实施例提供卫星轨道转移策略确定方法以及装置，其中所述卫星轨道转移策略确定方法包括：根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。实现了卫星自主确定轨道转移策略，提高轨道转移策略的灵活性。

Description

卫星轨道转移策略确定方法以及装置
技术领域
本说明书实施例涉及航空航天技术领域，特别涉及卫星轨道转移策略确定方法。
背景技术
当前通信卫星通常配置电推进器作为主推力器，以实现卫星的飞行和爬升。电推进器与传统的采用化学材料推进的方法相比，比冲较高，也即是说，使用相同的燃料的情况下，使用电推进器的卫星爬升更高，且寿命较长，发射成本较低。
然而，由于电推进器的比冲较大，并且其提供的推力较小，导致在利用电推进器提供推力使卫星在轨道转移过程中的时间较长，需要频繁点火，如果想要使卫星按照预先设定的轨道飞行，则会增加对卫星在轨操作的控制难度。因此，亟需一种有效的技术方案解决上述问题。
发明内容
有鉴于此，本说明书实施例提供了一种卫星轨道转移策略确定方法。本说明书一个或者多个实施例同时涉及一种卫星轨道转移策略确定装置，一种计算设备，一种计算机可读存储介质以及一种计算机程序，以解决现有技术中存在的技术缺陷。
根据本说明书实施例的第一方面，提供了一种卫星轨道转移策略确定方法，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；
根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；
根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
可选地，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述升轨轨迹的第二参考时间、和所述升轨轨迹，确定所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述降轨轨迹的第三参考时间、和所述降轨轨迹，确定所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
可选地，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹、以及通过第二算法，获得卫星相位变化速率。
可选地，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的推力、所述卫星的质量和所述卫星对应的目标轨道的目标轨道高度，确定所述卫星在有推力飞行状态下，所述卫星当前位置对应的轨道半长轴变化量；
根据所述推力、所述质量、所述目标轨道高度、所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间、和所述轨道半长轴变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的相位变化量和轨道角速度变化量；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
可选地，所述根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据所述第一参考时间和所述相位变化量，确定所述卫星对应的当前位置和所述目标轨道在所述第一参考时间内的参考相位差；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的参考轨道高度；
根据所述参考相位差和所述参考轨道高度，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
可选地，所述根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略，包括：
将所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域；
根据预设的飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系，确定所述每个飞行区域对应的轨道转移策略。
可选地，所述根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略，包括：
根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域；
根据所述目标飞行区域和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
可选地，所述根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
在确定所述卫星当前位置的轨道高度小于所述目标轨道的目标轨道高度的情况下，根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域；
在确定所述卫星当前位置的轨道高度大于所述目标轨道高度的情况下，根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域。
可选地，所述根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，计算所述升轨轨迹对应的升轨相位差、和所述第一无推力轨迹对应的第一无推力相位差；
对所述当前相位差、所述升轨相位差和所述第一无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
可选地，所述根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，计算所述降轨轨迹对应的降轨相位差、和所述第二无推力轨迹对应的第二无推力相位差；
对所述当前相位差、所述降轨相位差和第二无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
根据本说明书实施例的第二方面，提供了一种卫星轨道转移策略确定装置，包括：
第一确定模块，被配置为根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；
划分模块，被配置为根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；
第二确定模块，被配置为根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
根据本说明书实施例的第三方面，提供了一种计算设备，包括：
存储器和处理器；
所述存储器用于存储计算机可执行指令，所述处理器用于执行所述计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
根据本说明书实施例的第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，其存储有计算机可执行指令，该指令被处理器执行时实现上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
根据本说明书实施例的第五方面，提供了一种计算机程序，其中，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
本说明书一个实施例提供了一种卫星轨道转移策略确定方法，根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
上述方法通过根据卫星自身的参数信息、和卫星将要飞行至的目标轨道的参数信息，确定该卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，根据不同卫星的自身情况和当前位置，能够自动确定多条轨迹并根据这些轨迹划分飞行区域，能够实时更新卫星的轨道转移策略，实现充分结合卫星的当前情况，保证轨道转移策略的有效性，实现了卫星自主确定轨道转移策略，提高轨道转移策略的灵活性，并且能够使卫星按照轨道转移策略自主飞行，从而使卫星不需要地面控制***控制其沿预设轨道飞行，进而降低对卫星在轨操作的控制难度。
附图说明
图1是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的具体应用场景示意图；
图2是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的流程图；
图3是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的飞行区域的示意图；
图4-a是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第一种轨道转移策略的示意图；
图4-b是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第二种轨道转移策略的示意图；
图4-c是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第三种轨道转移策略的示意图；
图4-d是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第四种轨道转移策略的示意图；
图5是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的处理过程流程图；
图6是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定装置的结构示意图；
图7是本说明书一个实施例提供的一种计算设备的结构框图。
具体实施方式
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本说明书。但是本说明书能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本说明书内涵的情况下做类似推广，因此本说明书不受下面公开的具体实施的限制。
在本说明书一个或多个实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本说明书一个或多个实施例。在本说明书一个或多个实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本说明书一个或多个实施例中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。
应当理解，尽管在本说明书一个或多个实施例中可能采用术语第一、第二等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本说明书一个或多个实施例范围的情况下，第一也可以被称为第二，类似地，第二也可以被称为第一。取决于语境，如在此所使用的词语“如果”可以被解释成为“在……时”或“当……时”或“响应于确定”。
实际应用中，在利用电推进器为卫星提供动力时，由于电推进器的比冲大、推力小，会导致有限推力轨道控制问题以及轨道控制测运控问题。具体的，由于电推进轨道转移时间长，点火次数频繁，影响因素多，约束条件复杂，优化目标多样，难以确定最优转移轨迹。并且，相比于化学推进，执行相同的控制任务需要更长的时间，需要频繁安排点火。频繁的、长时间的点火在依赖地面控制***控制的情况下会增加卫星在轨操作的复杂性。因此，亟需一种有效的技术方案解决上述问题。
在本说明书中，提供了一种卫星轨道转移策略确定方法，本说明书同时涉及一种卫星轨道转移策略确定装置，一种计算设备，以及一种计算机可读存储介质，在下面的实施例中逐一进行详细说明。
参见图1，图1示出了本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的具体应用场景示意图。
图1包含地球和围绕地球运行的卫星，卫星从入轨轨道进行轨道转移至目标轨道。
具体实施时，只要控制卫星从入轨轨道飞行进入不控区域，即可通过后续的精控沿目标轨道围绕地球运行。精控可以理解为依赖地面控制***对卫星进行控制，使卫星沿目标轨道运行。然而，在控制卫星从入轨轨道进入不控区域的过程中，由于卫星是通过电推进器提供推力，比冲大但是推力小，需要频繁点火，若依赖地面控制***对卫星的控制则会增加难度，因此需要卫星自助规划最优的转移轨迹。其中，不控区域可以理解为卫星到达该区域后，不需要对卫星进行控制即可使卫星运行至目标轨道的区域。
可以根据卫星自身的参数信息和目标轨道相关的参数信息，确定卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，再根据升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹以及第二无推力轨迹划分至少两个飞行区域，其中包括不控区域，卫星进入不控区域既可以进入目标轨道，因此，需要确定卫星的当前位置处于哪个飞行区域，再该飞行区域对应的轨道转移策略，使卫星按照该轨道转移策略向不控区域飞行，实现卫星的轨道转移。
参见图2，图2示出了根据本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的流程图，具体包括以下步骤。
步骤202：根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
具体的，本说明书实施例提供的卫星轨道转移策略确定方法可以应用于卫星，具体可以应用于卫星设置的星载计算机等设备，以此能够实现卫星的自主控制，减少对地面控制***的依赖，进而降低控制卫星在轨操作的复杂性。
其中，卫星的参数信息可以理解为与卫星自身相关的参数，比如卫星的参数信息可以包括卫星的质量、卫星设置的电推进器所提供的推力等。卫星对应的目标轨道可以理解为卫星将要飞行至的轨道，比如卫星当前位置为轨道1，将要从轨道1飞行至轨道2，那么轨道2即为卫星对应的目标轨道。那么，目标轨道的参数信息可以理解为与目标轨道相关的参数，比如目标轨道的参数信息可以包括目标轨道的轨道高度，轨道高度可以理解为该目标轨道与其中心天体表面之间的距离。
卫星从当前位置飞行至目标轨道的第一参考时间可以理解为卫星从当前位置点火机动至目标轨道的飞行时间，比如卫星的当前位置为轨道1，目标轨道为轨道3，那么第一参考时间可以是从轨道1开始点火使电推进器提供推力，在有推力状态下飞行至轨道3的时间。该第一参考时间可以根据实际需要设定。比如第一参考时间可以设置为10天。该第一参考时间可以理解为一个时间范围，比如可以设定10天内的任何一个时间，比如可以是1天、2天、5天等。
卫星对应的升轨轨迹可以理解为卫星飞行至该轨迹则需要升高的轨迹，比如卫星飞行至升轨轨迹之后，则需要按照该升轨轨迹爬升。那么，卫星对应的降轨轨迹可以理解为卫星飞行至该轨迹则需要降低的轨迹，比如卫星飞行至降轨轨迹之后，则需要按照该降轨轨迹降低。升轨轨迹对应的第一无推力轨迹可以理解为卫星飞行至该轨迹需要关闭电推进器使其在无推力状态下飞行至升轨轨迹的轨迹，比如，卫星在飞行至第一无推力轨迹时，需要关闭电推进器，此时卫星在无推力状态下向前漂飞，飞行至升轨轨迹再沿升轨轨迹向上爬升。降轨轨迹对应的第二无推力轨迹可以理解为卫星飞行至该轨迹需要关闭电推进器使其在无推力状态下飞行至降轨轨迹的轨迹。比如，卫星在飞行至第二无推力轨迹时，需要关闭电推进器，此时卫星在无推力状态下向前漂飞，飞行至降轨轨迹再沿降轨轨迹向下降低。
基于此，可以根据卫星自身的参数、卫星将要飞行至的目标轨道的轨道参数、和卫星从当前位置飞行至目标轨道的第一参考时间，确定卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹和降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
具体实施时，在根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述升轨轨迹的第二参考时间、和所述升轨轨迹，确定所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述降轨轨迹的第三参考时间、和所述降轨轨迹，确定所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
其中，卫星相位变化速率可以理解为卫星在无推力状态下飞行时，当前位置和目标轨道之间的相位差的变化速率。卫星无推力飞行至升轨轨迹的第二参考时间可以理解为卫星在无推力状态下飞行时，从第一无推力轨迹至升轨轨迹的参考时间。该参考时间可以是根据实际需要设定的，也可以是根据经验值设定。卫星无推力飞行至降轨轨迹的第三参考时间可以理解为卫星在无推力状态下飞行时，从第二无推力轨迹至降轨轨迹的参考时间。第二参考时间和第三参考时间可以是根据实际需要设定的，也可以是根据经验值设定。
基于此，在确定升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹时，可以先根据卫星自身的参数、目标轨道的轨道参数和卫星从当前位置飞行至目标轨道的第一参考时间，确定升轨轨迹、降轨轨迹和卫星在无推力状态下飞行时，当前位置和目标轨道之间的相位差的变化速率。再根据卫星在无推力状态下飞行时，当前位置和目标轨道之间的相位差的变化速率、升轨轨迹和卫星在无推力状态下飞行至升轨轨迹的第二参考时间确定第一无推力轨迹，相应的，根据卫星在无推力状态下飞行时，当前位置和目标轨道之间的相位差的变化速率、降轨轨迹和卫星在无推力状态下飞行至降轨轨迹的第三参考时间确定第二无推力轨迹。
综上，通过根据卫星自身的参数和目标轨道的相关参数确定升轨轨迹和降轨轨迹，再根据升轨轨迹确定第一无推力轨迹、根据降轨轨迹确定第二无推力轨迹，为后续飞行区域的划分提供依据，并且能够为卫星提供无推力状态飞行的轨迹。
进一步地，在根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹、以及通过第二算法，获得卫星相位变化速率。
其中，第一算法和第二算法是两种不同的算法。
需要说明的是，在计算卫星的升轨轨迹时，由于卫星飞行至升轨轨迹后需要爬升，此时电推进器提供给卫星的推力为正推力。而计算卫星的降轨轨迹时，由于卫星飞行至降轨轨迹后需要降低，此时电推进器提供给卫星的推力为负推力。
基于此，可以通过第一算法计算卫星的升轨轨迹和降轨轨迹，通过第二算法，计算卫星在无推力状态下飞行时，当前位置和目标轨道之间的相位差的变化速率。
具体实施时，在根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的推力、所述卫星的质量和所述卫星对应的目标轨道的目标轨道高度，确定所述卫星在有推力飞行状态下，所述卫星当前位置对应的轨道半长轴变化量；
根据所述推力、所述质量、所述目标轨道高度、所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间、和所述轨道半长轴变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的相位变化量和轨道角速度变化量；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
具体的，根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据所述第一参考时间和所述相位变化量，确定所述卫星对应的当前位置和所述目标轨道在所述第一参考时间内的参考相位差；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的参考轨道高度；
根据所述参考相位差和所述参考轨道高度，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
其中，在确定参考相位差时，可以以第一参考时间为变量，计算参考相位差。比如，计算第一参考时间为1天时的参考相位差、计算第一参考时间为2天时的参考相位差等。在确定参考轨道高度时，可以以第一参考时间为变量，计算参考轨道高度。比如，计算第一参考时间为1天时的参考轨道高度、计算第一参考时间为2天时的参考轨道高度等。
参考相位差可以理解为，卫星在第一参考时间的当前位置和目标轨道之间的相位的差值。比如，卫星飞行1天时所处的位置与目标轨道之间的相位的差值。参考轨道高度可以理解为卫星在第一参考时间的当前位置的轨道高度，比如，卫星飞行1天时所处的位置的轨道高度。参考轨道高度比如可以是轨道半长轴。
那么，在根据参考相位差和参考轨道高度确定升轨轨迹和降轨轨迹时，可以以参考相位差为横坐标，参考轨道高度为纵坐标，绘制升轨轨迹曲线和降轨轨迹曲线。比如，计算第一参考时间为1天时的参考相位差x和参考轨道高度y，x和y即为一个点，计算第一参考时间为2天时的参考相位差x1和参考轨道高度y1，x1和y1即为另一个点，多个点依次连接即可生成卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
实际应用中，轨道半长轴变化量可以通过下述公式（1）计算。
Figure 681225DEST_PATH_IMAGE001
公式（1）
其中，a_dot用于表示卫星的轨道半长轴变化量，
Figure 777488DEST_PATH_IMAGE002
表示推力（在计算升轨轨迹时，该推力为正值；在计算降轨轨迹时，该推力为负值），af表示目标轨道的半长轴，在中心天体为地球时，目标轨道是以地球中心为焦点的椭球形轨道，目标轨道的半长轴为该椭球形轨道对应的椭圆的半长轴，Mass表示卫星质量，miu表示地心引力常数，sqrt是一种求平方根函数。
相位变化量可以通过下述公式（2）计算。
Figure 131109DEST_PATH_IMAGE003
公式（2）
其中，Δu用于表示卫星的相位变化量，tf表示卫星从当前位置点火机动至目标轨道的时间，也即是卫星在有推力状态下从当前位置飞行至目标轨道的时间。
轨道角速度变化量可以通过下述公式（3）计算。
Figure 132563DEST_PATH_IMAGE004
公式（3）
其中，Δn为卫星的轨道角速度变化量。
升轨轨迹和降轨轨迹可以通过下述公式（4）计算。
Figure 862622DEST_PATH_IMAGE005
公式（4）
其中，a2表示升轨轨迹的轨道半长轴，即升轨轨迹的纵坐标，u2表示升轨轨迹的参考相位差，即升轨轨迹的横坐标。a4表示降轨轨迹的轨道半长轴，即降轨轨迹的纵坐标，u4表示降轨轨迹的参考相位差，即降轨轨迹的横坐标。
第一无推力轨迹可以通过下述公式（5）计算。
Figure 328238DEST_PATH_IMAGE006
公式（5）
其中，a1表示第一无推力轨迹的轨道半长轴，即第一无推力轨迹的纵坐标，u1表示第一无推力轨迹的参考相位差，即第一无推力轨迹的横坐标，td表示卫星从第一无推力轨迹在无推力状态下飞行至升轨轨迹的参考时间。
第二无推力轨迹可以通过下述公式（6）计算。
Figure 606423DEST_PATH_IMAGE007
公式（6）
其中，a3表示第二无推力轨迹的轨道半长轴，即第二无推力轨迹的纵坐标，u3表示第二无推力轨迹的参考相位差，即第二无推力轨迹的横坐标。td表示卫星从第二无推力轨迹在无推力状态下飞行至降轨轨迹的参考时间。
综上，通过确定升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹和降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，为后续飞行区域的划分提供基础，进一步实现卫星轨道转移策略的确定。
步骤204：根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略。
具体的，在计算升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹之后，可以将相平面划分至少两个飞行区域，并确定至少两个飞行区域中的每个飞行区域对应的轨道转移策略。
其中，轨道转移策略可以理解为卫星转移轨道时的飞行轨迹。
具体实施时，根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略，包括：
将所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域；
根据预设的飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系，确定所述每个飞行区域对应的轨道转移策略。
具体的，可以根据卫星在轨动力学特性、权衡飞行时间和燃料消耗等约束条件，预先确定飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系。
基于此，可以在划分至少两个飞行区域之后，从预设的对应关系中确定每个飞行区域对应的轨道转移策略。
参见图3，图3示出了本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的飞行区域的示意图。
图3中包括以相位差为横坐标、轨道高度为纵坐标的示意图，以第一参考时间10天范围为变量，图中组成轨迹的每个点之间间隔1天，其中包括升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹。根据升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹，划分了五个飞行区域，分别为第一漂飞区域、第二漂飞区域、升轨区域、降轨区域和不控区域。漂飞可以理解为卫星在轨无推力状态下的***。升轨轨迹为第三象限，为第一漂飞区域和升轨区域的分界线。第一无推力轨迹位于第三象限，为降轨区域和第一漂飞区域之间的分界线。降轨轨迹位于第一象限，为第二漂飞区域和降轨区域之间的分界线。第二无推力轨迹位于第一象限，为第二漂飞区域和升轨区域之间的分界线。不控区域位于升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹的交点处。不控区域可以根据预设的半长轴范围和相位偏差范围确定。
参见图4-a至图4-d，图4-a至图4-d分别示出了本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第一种轨道转移策略、第二种轨道转移策略、第三种轨道转移策略和第四种轨道转移策略的示意图，图中的圆形表示卫星，图中的箭头表示处于不同的飞行区域的卫星的飞行轨迹，每个飞行区域对应的轨道转移策略如下：
不控区域对应的轨道转移策略为直接转入目标轨道，不需要控制；
图4-a是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第一种轨道转移策略的示意图，如图4-a所示，第一漂飞区域对应的轨道转移策略为卫星自由漂飞至升轨轨迹后，沿升轨轨迹升高进入不控区域；
图4-b是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第二种轨道转移策略的示意图，如图4-b所示，降轨区域对应的轨道转移策略为卫星降低至第一无推力轨迹，之后自由漂飞至升轨轨迹，沿升轨轨迹升高进入不控区域；
图4-c是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第三种轨道转移策略的示意图，如图4-c所示，升轨区域对应的轨道转移策略为卫星升高至第二无推力轨迹，之后自由漂飞至降轨轨迹，沿降轨轨迹降低进入不控区域；
图4-d是本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法中的第四种轨道转移策略的示意图，如图4-d所示，第二漂飞区域对应的轨道转移策略为卫星自由漂飞至降轨轨迹后，沿降轨轨迹降低进入不控区域。
综上，通过设定每个飞行区域对应的轨道转移策略，并且该轨道转移策略均以显式给出，形式简单，计算量小，易于卫星自主实现策略确定和自主运行。
步骤206：根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
具体的，在确定了每个飞行区域对应的轨道转移策略之后，可以根据卫星在相平面的当前位置确定该卫星的目标轨道转移策略。
基于此，可以根据卫星的当前位置，判断卫星当前处于哪个飞行区域，并确定该飞行区域对应的轨道转移策略作为该卫星的目标轨道转移策略，使该卫星执行目标轨道转移策略，实现卫星的变轨。
具体实施时，根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略，包括：
根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域；
根据所述目标飞行区域和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
其中，卫星当前位置的轨道高度可以理解为卫星当前所处轨道的轨道高度，比如卫星在围绕地球运行时，卫星的轨道高度可以理解为卫星的半长轴和地球半径之间的差值。当前位置和目标轨道之间的当前相位差，可以理解为卫星当前所处轨道的相位和目标轨道的相位之间的差值。
基于此，可以根据卫星当前位置的轨道高度和目标轨道的目标轨道高度、和卫星当前所处轨道的相位和目标轨道的相位之间的差值，确定卫星处于哪个飞行区域中。
具体的，根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
在确定所述卫星当前位置的轨道高度小于所述目标轨道的目标轨道高度的情况下，根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域；
在确定所述卫星当前位置的轨道高度大于所述目标轨道高度的情况下，根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域。
其中，在确定卫星当前位置的轨道高度小于目标轨道的目标轨道高度的情况下，说明卫星此时位于目标轨道下方；在确定卫星当前位置的轨道高度大于目标轨道高度的情况下，说明卫星此时位于目标轨道上方。然而，除了考虑卫星所处位置的轨道高度，还需要考虑到轨道相位的问题，因此，可以根据当前相位差，确定卫星处于哪个飞行区域。
具体实施时，根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，计算所述升轨轨迹对应的升轨相位差、和所述第一无推力轨迹对应的第一无推力相位差；
对所述当前相位差、所述升轨相位差和所述第一无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
其中，升轨轨迹对应的升轨相位差可以理解为升轨轨迹的纵坐标为当前位置的轨道高度时，横坐标的参考相位差的值。第一无推力轨迹对应的第一无推力相位差，可以理解为第一无推力轨迹的纵坐标为当前位置的轨道高度时，横坐标的参考相位差的值。
在卫星当前位置的轨道高度小于目标轨道的目标轨道高度的情况下，可以在升轨轨迹上计算纵坐标（即参考轨道高度）为当前位置的轨道高度时，升轨轨迹对应的横坐标（即升轨相位差）的值。并且，在第一无推力轨迹上计算纵坐标（即参考轨道高度）为当前位置的轨道高度时，第一无推力轨迹对应的横坐标（即第一无推力相位差）的值。并比较当前相位差、升轨相位差和第一无推力相位差，以此确定卫星的目标飞行区域。
举例而言，当前位置的轨道高度为a，目标轨道的目标轨道高度为b，在a小于b的情况下，计算升轨轨迹的纵坐标为a时，对应的横坐标u2，以及计算第一无推力轨迹的纵坐标为a时，对应的横坐标u1。如果当前相位差小于u1，说明卫星处于降轨区域；如果u1小于当前相位差小于u2，说明卫星处于第一漂飞区域；如果当前相位差大于u2，说明卫星处于升轨区域。
相应地，在当前位置的轨道高度大于目标轨道高度的情况下，根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，计算所述降轨轨迹对应的降轨相位差、和所述第二无推力轨迹对应的第二无推力相位差；
对所述当前相位差、所述降轨相位差和第二无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
其中，降轨轨迹对应的降轨相位差可以理解为降轨轨迹的纵坐标为当前位置的轨道高度时，横坐标的参考相位差的值。第二无推力轨迹对应的第二无推力相位差，可以理解为第二无推力轨迹的纵坐标为当前位置的轨道高度时，横坐标的参考相位差的值。
在卫星当前位置的轨道高度大于目标轨道的目标轨道高度的情况下，可以在降轨轨迹上计算纵坐标（即参考轨道高度）为当前位置的轨道高度时，降轨轨迹对应的横坐标（即降轨相位差）的值。并且，在第二无推力轨迹上计算纵坐标（即参考轨道高度）为当前位置的轨道高度时，第二无推力轨迹对应的横坐标（即第二无推力相位差）的值。并比较当前相位差、降轨相位差和第二无推力相位差，以此确定卫星的目标飞行区域。
举例而言，当前位置的轨道高度为a，目标轨道的目标轨道高度为b，在a大于b的情况下，计算降轨轨迹的纵坐标为a时，对应的横坐标u4，以及计算第二无推力轨迹的纵坐标为a时，对应的横坐标u3。如果当前相位差小于u4，说明卫星处于降轨区域；如果u4小于当前相位差小于u3，说明卫星处于第二漂飞区域；如果当前相位差大于u3，说明卫星处于升轨区域。
综上所述，上述方法通过根据卫星自身的参数信息、和卫星将要飞行至的目标轨道的参数信息，确定该卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，根据不同卫星的自身情况和当前位置，能够自动确定多条轨迹并根据这些轨迹划分飞行区域，能够实时更新卫星的轨道转移策略，实现充分结合卫星的当前情况，保证轨道转移策略的有效性，实现了卫星自主确定轨道转移策略，提高轨道转移策略的灵活性，并且能够使卫星按照轨道转移策略自主飞行，从而使卫星不需要地面控制***控制其沿预设轨道飞行，进而降低对卫星在轨操作的控制难度。
下述结合附图5，以本说明书提供的卫星轨道转移策略确定方法在围绕地球飞行的卫星的应用为例，对所述卫星轨道转移策略确定方法进行进一步说明。其中，图5示出了本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定方法的处理过程流程图，具体包括以下步骤。
步骤502：根据卫星的推力、所述卫星的质量和所述卫星对应的目标轨道的目标轨道高度，确定所述卫星在有推力飞行状态下，所述卫星当前位置对应的轨道半长轴变化量。
具体的，以卫星当前处于入轨轨道，需要向目标轨道转移为例。卫星质量为200kg，卫星设置的电推进器能够提供的推理为0.015N，目标轨道参数包括：半长轴af=7546km，相位uf=180°
步骤504：根据所述推力、所述质量、所述目标轨道高度、所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间、和所述轨道半长轴变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的相位变化量和轨道角速度变化量。
具体的，第一参考时间表示的范围为10天，在计算轨迹时，可以选择10天内的任意一个时间值，比如1天、2天等。
步骤506：根据所述第一参考时间和所述相位变化量，确定所述卫星对应的当前位置和所述目标轨道在所述第一参考时间内的参考相位差。
步骤508：根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的参考轨道高度。
步骤510：以第一参考时间为变量，将所述参考相位差作为横坐标，所述参考轨道高度作为纵坐标，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
步骤512：根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率。
步骤514：根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述升轨轨迹的第二参考时间、和所述升轨轨迹，确定所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹；根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述降轨轨迹的第三参考时间、和所述降轨轨迹，确定所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
具体的，第二参考时间和第三参考时间表示的范围为5天，由于在计算轨迹时第二参考时间和第三参考时间为变量，可以在5天范围中选择任意一个时间值，比如1天、3天等。
步骤516：将升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略。
具体的，如图3所示，将升轨轨迹、降轨轨迹、第一无推力轨迹和第二无推力轨迹作为区域边界，可以划分成5个飞行区域，分别为第一漂飞区域、第二漂飞区域、升轨区域、降轨区域和不控区域，其中，不控区域范围可以为：半长轴a取[7545.8km 7546.2km]，相位偏差Δu取[-5° 5°]。
步骤518：确定卫星在相平面的当前位置。
具体的，卫星的当前位置对应的参数为：半长轴a0=7521km，当前相位u0=90°。
比较卫星当前轨道的半长轴和目标轨道半长轴的大小，可知，当前轨道的半长轴小于目标轨道半长轴的大小。此时，根据升轨轨迹和第一无推力轨迹，计算u2=-22°，继而计算出u1=-141°由于Δu满足u1小于Δu小于u2，确定卫星处于第一漂飞区域。
步骤520：根据卫星所处的第一漂飞区域，确定第一漂飞区域对应的轨道转移策略为目标轨道转移策略。
综上所述，上述方法通过根据卫星自身的参数信息、和卫星将要飞行至的目标轨道的参数信息，确定该卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，根据不同卫星的自身情况和当前位置，能够自动确定多条轨迹并根据这些轨迹划分飞行区域，能够实时更新卫星的轨道转移策略，实现充分结合卫星的当前情况，保证轨道转移策略的有效性，实现了卫星自主确定轨道转移策略，提高轨道转移策略的灵活性，降低对卫星在轨操作的控制难度，实现按照确定的轨道转移策略飞行。
与上述方法实施例相对应，本说明书还提供了卫星轨道转移策略确定装置实施例，图6示出了本说明书一个实施例提供的一种卫星轨道转移策略确定装置的结构示意图。如图6所示，该装置包括：
第一确定模块602，被配置为根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；
划分模块604，被配置为根据所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹，划分至少两个飞行区域，并确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；
第二确定模块606，被配置为根据所述卫星的当前位置和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
一个可选的实施例中，所述第一确定模块602，进一步被配置为：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述升轨轨迹的第二参考时间、和所述升轨轨迹，确定所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述降轨轨迹的第三参考时间、和所述降轨轨迹，确定所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
一个可选的实施例中，所述第一确定模块602，进一步被配置为：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹、以及通过第二算法，获得卫星相位变化速率。
一个可选的实施例中，所述第一确定模块602，进一步被配置为：
根据卫星的推力、所述卫星的质量和所述卫星对应的目标轨道的目标轨道高度，确定所述卫星在有推力飞行状态下，所述卫星当前位置对应的轨道半长轴变化量；
根据所述推力、所述质量、所述目标轨道高度、所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间、和所述轨道半长轴变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的相位变化量和轨道角速度变化量；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
一个可选的实施例中，所述第一确定模块602，进一步被配置为：
根据所述第一参考时间和所述相位变化量，确定所述卫星对应的当前位置和所述目标轨道在所述第一参考时间内的参考相位差；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的参考轨道高度；
根据所述参考相位差和所述参考轨道高度，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
一个可选的实施例中，所述划分模块604，进一步被配置为：
将所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域；
根据预设的飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系，确定所述每个飞行区域对应的轨道转移策略。
一个可选的实施例中，所述第二确定模块606，进一步被配置为：
根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域；
根据所述目标飞行区域和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
一个可选的实施例中，所述第二确定模块606，进一步被配置为：
在确定所述卫星当前位置的轨道高度小于所述目标轨道的目标轨道高度的情况下，根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域；
在确定所述卫星当前位置的轨道高度大于所述目标轨道高度的情况下，根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域。
一个可选的实施例中，所述第二确定模块606，进一步被配置为：
根据所述当前位置的轨道高度、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，计算所述升轨轨迹对应的升轨相位差、和所述第一无推力轨迹对应的第一无推力相位差；
对所述当前相位差、所述升轨相位差和所述第一无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
一个可选的实施例中，所述第二确定模块606，进一步被配置为：
根据所述当前位置的轨道高度、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，计算所述降轨轨迹对应的降轨相位差、和所述第二无推力轨迹对应的第二无推力相位差；
对所述当前相位差、所述降轨相位差和第二无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
综上所述，上述装置通过根据卫星自身的参数信息、和卫星将要飞行至的目标轨道的参数信息，确定该卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，根据不同卫星的自身情况和当前位置，能够自动确定多条轨迹并根据这些轨迹划分飞行区域，能够实时更新卫星的轨道转移策略，实现充分结合卫星的当前情况，保证轨道转移策略的有效性，实现了卫星自主确定轨道转移策略，提高轨道转移策略的灵活性，并且能够使卫星按照轨道转移策略自主飞行，从而使卫星不需要地面控制***控制其沿预设轨道飞行，进而降低对卫星在轨操作的控制难度。
上述为本实施例的一种卫星轨道转移策略确定装置的示意性方案。需要说明的是，该卫星轨道转移策略确定装置的技术方案与上述的卫星轨道转移策略确定方法的技术方案属于同一构思，卫星轨道转移策略确定装置的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见上述卫星轨道转移策略确定方法的技术方案的描述。
图7示出了根据本说明书一个实施例提供的一种计算设备700的结构框图。该计算设备700的部件包括但不限于存储器710和处理器720。处理器720与存储器710通过总线730相连接，数据库750用于保存数据。
计算设备700还包括接入设备740，接入设备740使得计算设备700能够经由一个或多个网络760通信。这些网络的示例包括公用交换电话网（PSTN）、局域网（LAN）、广域网（WAN）、个域网（PAN）或诸如因特网的通信网络的组合。接入设备740可以包括有线或无线的任何类型的网络接口（例如，网络接口卡（NIC））中的一个或多个，诸如IEEE802.11无线局域网（WLAN）无线接口、全球微波互联接入（Wi-MAX）接口、以太网接口、通用串行总线（USB）接口、蜂窝网络接口、蓝牙接口、近场通信（NFC）接口，等等。
在本说明书的一个实施例中，计算设备700的上述部件以及图7中未示出的其他部件也可以彼此相连接，例如通过总线。应当理解，图7所示的计算设备结构框图仅仅是出于示例的目的，而不是对本说明书范围的限制。本领域技术人员可以根据需要，增添或替换其他部件。
计算设备700可以是任何类型的静止或移动计算设备，包括移动计算机或移动计算设备（例如，平板计算机、个人数字助理、膝上型计算机、笔记本计算机、上网本等）、移动电话（例如，智能手机）、可佩戴的计算设备（例如，智能手表、智能眼镜等）或其他类型的移动设备，或者诸如台式计算机或PC的静止计算设备。计算设备700还可以是移动式或静止式的服务器。
其中，处理器720用于执行如下计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
上述为本实施例的一种计算设备的示意性方案。需要说明的是，该计算设备的技术方案与上述的卫星轨道转移策略确定方法的技术方案属于同一构思，计算设备的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见上述卫星轨道转移策略确定方法的技术方案的描述。
本说明书一实施例还提供一种计算机可读存储介质，其存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
上述为本实施例的一种计算机可读存储介质的示意性方案。需要说明的是，该存储介质的技术方案与上述的卫星轨道转移策略确定方法的技术方案属于同一构思，存储介质的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见上述卫星轨道转移策略确定方法的技术方案的描述。
本说明书一实施例还提供一种计算机程序，其中，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行上述卫星轨道转移策略确定方法的步骤。
上述为本实施例的一种计算机程序的示意性方案。需要说明的是，该计算机程序的技术方案与上述的卫星轨道转移策略确定方法的技术方案属于同一构思，计算机程序的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见上述卫星轨道转移策略确定方法的技术方案的描述。
上述对本说明书特定实施例进行了描述。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作或步骤可以按照不同于实施例中的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序才能实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理也是可以的或者可能是有利的。
所述计算机指令包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。
需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简便描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本说明书实施例并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本说明书实施例，某些步骤可以采用其它顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定都是本说明书实施例所必须的。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
以上公开的本说明书优选实施例只是用于帮助阐述本说明书。可选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书实施例的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本说明书实施例的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本说明书。本说明书仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (8)

1.一种卫星轨道转移策略确定方法，其特征在于，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；
将所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域，并根据预设的飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系，确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；
根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域；
根据所述目标飞行区域和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述升轨轨迹的第二参考时间、和所述升轨轨迹，确定所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹；
根据所述卫星相位变化速率、所述卫星无推力飞行至所述降轨轨迹的第三参考时间、和所述降轨轨迹，确定所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的卫星相位变化速率、升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹、以及通过第二算法，获得卫星相位变化速率。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，通过第一算法，获得所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据卫星的推力、所述卫星的质量和所述卫星对应的目标轨道的目标轨道高度，确定所述卫星在有推力飞行状态下，所述卫星当前位置对应的轨道半长轴变化量；
根据所述推力、所述质量、所述目标轨道高度、所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间、和所述轨道半长轴变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的相位变化量和轨道角速度变化量；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹；
相应地，所述根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、所述相位变化量和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹，包括：
根据所述第一参考时间和所述相位变化量，确定所述卫星对应的当前位置和所述目标轨道在所述第一参考时间内的参考相位差；
根据所述目标轨道高度、所述第一参考时间、和所述轨道角速度变化量，确定所述卫星在所述第一参考时间内的参考轨道高度；
根据所述参考相位差和所述参考轨道高度，确定所述卫星对应的升轨轨迹和降轨轨迹。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
在确定所述卫星当前位置的轨道高度小于所述目标轨道的目标轨道高度的情况下，根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域；
在确定所述卫星当前位置的轨道高度大于所述目标轨道高度的情况下，根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域；
相应地，所述根据所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述升轨轨迹和所述第一无推力轨迹，计算所述升轨轨迹对应的升轨相位差、和所述第一无推力轨迹对应的第一无推力相位差；
对所述当前相位差、所述升轨相位差和所述第一无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域；
相应地，所述根据所述当前相位差、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，确定所述卫星的目标飞行区域，包括：
根据所述当前位置的轨道高度、所述降轨轨迹和所述第二无推力轨迹，计算所述降轨轨迹对应的降轨相位差、和所述第二无推力轨迹对应的第二无推力相位差；
对所述当前相位差、所述降轨相位差和第二无推力相位差进行比较，根据比较结果确定所述卫星的目标飞行区域。
6.一种卫星轨道转移策略确定装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，被配置为根据卫星的参数信息、所述卫星对应的目标轨道的参数信息、和所述卫星从当前位置飞行至所述目标轨道的第一参考时间，确定所述卫星对应的升轨轨迹、降轨轨迹、所述升轨轨迹对应的第一无推力轨迹以及所述降轨轨迹对应的第二无推力轨迹；
划分模块，被配置为将所述升轨轨迹、所述降轨轨迹、所述第一无推力轨迹以及所述第二无推力轨迹作为区域边界，划分至少两个飞行区域，并根据预设的飞行区域和轨道转移策略之间的对应关系，确定每个飞行区域对应的轨道转移策略；
第二确定模块，被配置为根据所述卫星当前位置的轨道高度和所述目标轨道的目标轨道高度、所述当前位置和所述目标轨道之间的当前相位差，从所述至少两个飞行区域中确定所述卫星的目标飞行区域；根据所述目标飞行区域和所述每个飞行区域对应的轨道转移策略，确定所述卫星的目标轨道转移策略。
7.一种计算设备，其特征在于，包括：
存储器和处理器；
所述存储器用于存储计算机可执行指令，所述处理器用于执行所述计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现权利要求1至5任意一项所述方法的步骤。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现权利要求1至5任意一项所述方法的步骤。
CN202211526721.7A 2022-12-01 2022-12-01 卫星轨道转移策略确定方法以及装置 Active CN115535307B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211526721.7A CN115535307B (zh) 2022-12-01 2022-12-01 卫星轨道转移策略确定方法以及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211526721.7A CN115535307B (zh) 2022-12-01 2022-12-01 卫星轨道转移策略确定方法以及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115535307A CN115535307A (zh) 2022-12-30
CN115535307B true CN115535307B (zh) 2023-03-03

Family

ID=84722428

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211526721.7A Active CN115535307B (zh) 2022-12-01 2022-12-01 卫星轨道转移策略确定方法以及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115535307B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0047211A1 (fr) * 1980-09-02 1982-03-10 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Procédé de changement d'orbite d'un satellite, notamment d'injection en orbite géostationnaire et satellite mettant en oeuvre ledit procédé
US5826828A (en) * 1996-02-05 1998-10-27 Hughes Electronics Corporation Sun/earth acquisition without thrusters
US6089507A (en) * 1996-12-05 2000-07-18 Parvez; Shabbir Ahmed Autonomous orbit control with position and velocity feedback using modern control theory
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
US7270299B1 (en) * 2004-03-23 2007-09-18 Northrop Grumman Corporation Space based change detection using common ground track constellations
CN111891396A (zh) * 2020-08-12 2020-11-06 中国科学院微小卫星创新研究院 小型地球静止轨道卫星轨道转移方法及***
CN113830332A (zh) * 2021-10-09 2021-12-24 北京控制工程研究所 一种电推轨道转移的点火姿态建立与动态跟踪方法
CN114715435A (zh) * 2021-11-30 2022-07-08 中国西安卫星测控中心 一种解析的小推力圆轨道异面交会优化方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0047211A1 (fr) * 1980-09-02 1982-03-10 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Procédé de changement d'orbite d'un satellite, notamment d'injection en orbite géostationnaire et satellite mettant en oeuvre ledit procédé
US5826828A (en) * 1996-02-05 1998-10-27 Hughes Electronics Corporation Sun/earth acquisition without thrusters
US6089507A (en) * 1996-12-05 2000-07-18 Parvez; Shabbir Ahmed Autonomous orbit control with position and velocity feedback using modern control theory
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
US7270299B1 (en) * 2004-03-23 2007-09-18 Northrop Grumman Corporation Space based change detection using common ground track constellations
CN111891396A (zh) * 2020-08-12 2020-11-06 中国科学院微小卫星创新研究院 小型地球静止轨道卫星轨道转移方法及***
CN114313309A (zh) * 2020-08-12 2022-04-12 中国科学院微小卫星创新研究院 小型高轨卫星的自主变轨方法
CN113830332A (zh) * 2021-10-09 2021-12-24 北京控制工程研究所 一种电推轨道转移的点火姿态建立与动态跟踪方法
CN114715435A (zh) * 2021-11-30 2022-07-08 中国西安卫星测控中心 一种解析的小推力圆轨道异面交会优化方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN115535307A (zh) 2022-12-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3665085B1 (en) Spacecraft, and control system and method for controlling operation of spacecraft
Zhang et al. Control of coordinated patterns for ocean sampling
Yang et al. Station-keeping control for a stratospheric airship platform via fuzzy adaptive backstepping approach
WO2019030949A1 (en) SPACE VEHICLE AND CONTROL SYSTEM FOR CONTROLLING THE OPERATION OF A SPATIAL VEHICLE
JP5822676B2 (ja) 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム
Julian et al. Neural network guidance for UAVs
Ivanov et al. Nanosatellites swarm deployment using decentralized differential drag-based control with communicational constraints
US10934025B2 (en) Model predictive control of spacecraft
CN114967453B (zh) 一种基于神经网络的卫星东西位保协态初值估计方法
JP2017126101A (ja) 移動経路設定装置、移動経路設定方法及び移動経路設定プログラム
CN105022881B (zh) 一种基于鸽群优化的舰载机自主着舰导引律设计方法
Persson et al. Model predictive control for autonomous ship landing in a search and rescue scenario
KR20170002286A (ko) 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
Yeh Attitude controller design of mini-unmanned aerial vehicles using fuzzy sliding-mode control degraded by white noise interference
JP2013095416A (ja) サービスを提供するよう適合された少なくとも２つの衛星からなる１組の衛星を制御する方法およびシステム
Huang et al. Adaptive backstepping control for autonomous shipboard landing of a quadrotor with input saturation
CN115072007A (zh) 基于自主任务规划的全电推进卫星轨道转移方法
CN115535307B (zh) 卫星轨道转移策略确定方法以及装置
CN112231845B (zh) 一种平流层飞艇高度控制方法及***
CN117674965A (zh) 星座构型维持方法、装置、终端设备以及存储介质
JP7472169B2 (ja) 高高度長航続時間航空機の上昇及び滑空動作の方法
CN109213190A (zh) 一种日心悬浮轨道上电动帆航天器编队飞行协同控制方法
Rolland et al. Autonomous control of a prototype solar‐powered offshore autonomous underwater vehicle servicing platform via a low‐cost embedded architecture
Yan et al. Rapid 3D trajectory planning under state constraints using receding horizon PSO algorithm
CN116692034B (zh) 时间最优相位差调整方法、***、电子设备和介质

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant