CN116562067B - 用于构建严格回归目标轨道库的方法、设备和存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种用于构建严格回归目标轨道库的方法、设备和存储介质。所述方法包括：基于卫星任务需求，使用回归轨道模型生成严格回归轨道；根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期以上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点；基于所述多个目标点提取完整的目标轨道；计算所述目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数并且生成轨次起始索引数组和轨次序号数组；以及基于所述多个目标点、所述第一参数、所述第二参数、所述轨次起始索引数组和所述轨次序号数组构建严格回归目标轨道库。利用本申请的方案，可以便于后续计算卫星管道偏差，通过管道控制以维持卫星始终处于管道中。

Description

用于构建严格回归目标轨道库的方法、设备和存储介质

技术领域

本申请一般涉及卫星回归轨道技术领域。更具体地，本申请涉及一种用于构建严格回归目标轨道库的方法、设备和计算机可读存储介质。

背景技术

严格回归轨道是针对卫星重轨对地观测任务提出的一种卫星运行参考轨道，其保持控制的目标是卫星始终运行在以参考轨迹为中心，管道半径为r的管道内（例如图1所示）。可以理解，卫星受到摄动力影响会偏离管道，需要计算管道偏差量进行控制。因此，如何构建严格回归的目标轨道，以用于计算卫星管道偏差，从而进行管道控制以维持卫星始终处于管道中成为亟需解决的技术问题。

发明内容

为了至少解决如上所提到的一个或多个技术问题，本申请在多个方面中提出了一种用于构建严格回归目标轨道库的方案。

在第一方面中，本申请提供一种用于构建严格回归目标轨道库的方法，包括：基于卫星任务需求，使用回归轨道模型生成严格回归轨道；根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期以上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点；基于所述多个目标点提取完整的目标轨道；计算所述目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数并且生成轨次起始索引数组和轨次序号数组；以及基于所述多个目标点、所述第一参数、所述第二参数、所述轨次起始索引数组和所述轨次序号数组构建严格回归目标轨道库。

在一个实施例中，其中根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点包括：根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期以上间隔预设时间采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的所述多个目标点。

在一个实施例中，其中基于所述多个目标点提取完整的目标轨道包括：从所述多个目标点中选取第一个过升交点的目标点作为所述目标轨道的起始点；选取距离所述起始点至所述回归周期后的前一个目标点作为所述目标轨道的终止点；以及提取包含所述起始点、所述终止点以及所述起始点和所述终止点之间的所有目标点作为完整的所述目标轨道。

在另一个实施例中，其中计算所述目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数包括：根据所述目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息确定系数阵列；以及基于所述系数阵列计算所述第一参数和所述第二参数。

在又一个实施例中，其中基于所述系数阵列计算所述第一参数和所述第二参数包括：通过以下公式计算所述第一参数和所述第二参数：

其中，和/>分别表示所述第一参数和所述第二参数，/>(*)表示所述系数阵列，且/>，/>，/>，/>，/>和分别表示所述目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息。

在又一个实施例中，其中通过以下操作生成所述轨次起始索引数组：确定所述回归周期内每轨中第一个目标点的索引；以及将所述回归周期内每轨中第一个目标点的索引进行升序排列，以生成所述轨次起始索引数组。

在又一个实施例中，其中通过以下操作生成所述轨次序号数组：计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数；根据相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数计算到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次；以及基于地理升交点赤对所需轨次进行排列，以生成所述轨次序号数组。

在又一个实施例中，其中通过以下公式计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值：

其中，表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>和/>表示相邻两轨中的各自升交点所对应的第二参数，mod(*)表示求余。

在又一个实施例中，其中通过以下公式计算所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数：

其中，表示所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，N表示所述回归周期。

在又一个实施例中，其中通过以下公式计算到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次：

其中，表示到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>表示所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，mod(*)表示求余，min{*}表示取最小值。

在又一个实施例中，其中基于地理升交点赤对所需轨次进行排列，以生成所述轨次序号数组包括：通过以下公式生成所述轨次序号数组：

其中，表示所述轨次序号数组，/>表示到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，mod(*)表示求余，N表示所述回归周期。

在第二方面中，本申请提供一种用于构建严格回归目标轨道库的设备，包括：处理器；以及存储器，其存储有用于构建严格回归目标轨道库的程序指令，当所述程序指令由所述处理器执行时，使得所述设备实现前述第一方面中的多个实施例。

在第三方面中，本申请提供一种计算机可读存储介质，其上存储有用于构建严格回归目标轨道库的计算机可读指令，该计算机可读指令被一个或多个处理器执行时，实现前述第一方面中的多个实施例。

通过如上所提供的用于构建严格回归目标轨道库的方案，本申请实施例通过根据严格回归轨道，在至少一个回归周期上采集地球固连系上的多个目标点，并且计算与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数、轨次起始索引数组和轨次序号数组，以根据多个目标点、第一参数、第二参数、轨次起始索引数组和轨次序号数组构建严格回归目标轨道库。在一些实施例中，可以将构建好的严格回归目标轨道库存储至卫星，以便后续计算卫星管道偏差（包括通过例如目标点匹配以及计算相对根数来确定管道偏差），通过管道控制以维持卫星始终处于管道中。

附图说明

通过参考附图阅读下文的详细描述，本申请示例性实施方式的上述以及其他目的、特征和优点将变得易于理解。在附图中，以示例性而非限制性的方式示出了本申请的若干实施方式，并且相同或对应的标号表示相同或对应的部分，其中：

图1是示出严格回归轨道的示例性示意图；

图2是示出根据本申请实施例的用于构建严格回归目标轨道库的方法的示例性流程框图；

图3是示出卫星由南向北运行时的升交点的示例性示意图；

图4是示出根据本申请实施例的确定轨次序号数组的示例性示意图；

图5是示出根据本申请实施例的卫星在轨初始对准目标点的示例性流程框图；

图6是示出根据本申请实施例的目标点匹配的示例性流程框图；以及

图7是根据本申请实施例的用于构建严格回归目标轨道库的设备的示例性结构框图。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请实施例中的技术方案进行清楚和完整地描述。应当理解的是本说明书所描述的实施例仅是本申请为了便于对方案的清晰理解和符合法律的要求而提供的部分实施例，而并非可以实现本申请的所有实施例。基于本说明书公开的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

图1是示出严格回归轨道的示例性示意图。如图1中所示，假设点R（k）、点R（k-1）、点R（k-2）以及点R（k-3）所在曲线为严格回归轨道，其保持控制的目标是卫星始终运行在以点R（k）至点R（k-3）所在的曲线为中心，管道半径为r的管道H内。图中进一步示出，点S（k）、点S（k-1）、点S（k-2）以及点S（k-3）所在曲线为卫星移动轨迹。如背景技术描述可知，卫星受到摄动力影响会偏离管道（例如点S（k-4）所示位置），需要计算管道偏差量进行控制。基于此，本申请实施例提供一种用于构建严格回归目标轨道库的方案，通过提取多个目标点以及与确定卫星最近的目标点的多个参数形成严格回归目标轨道库，将其存储至卫星，以在卫星偏离管道时，通过计算卫星管道偏差，控制卫星往与其最近的目标点进行偏移，从而通过管道控制以维持卫星始终处于管道中。

图2是示出根据本申请实施例的用于构建严格回归目标轨道库的方法200的示例性流程框图。如图2中所示，在步骤201处，基于卫星任务需求，使用回归轨道模型生成严格回归轨道。在一个实施例场景中，前述回归轨道模型可以例如是高精度轨道动力学模型，通过使用训练完成的高精度轨道动力学模型可以生成严格回归轨道。接着，在步骤202处，根据严格回归轨道，在至少一个回归周期以上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点。例如假设回归周期为轨，回归时间为/>，基于前述严格回归轨道，可以递推得到至少一个回归周期以上（例如N+2轨）的地球固连系位置，具体表现形式如下：

（1）

其中，表示卫星在时刻/>的地球固连系位置，该地球固连系位置包括地球固连系三轴位置信息/>和地球固连系三轴速度信息/>。

在一个实施例中，可以根据严格回归轨道，在至少一个回归周期以上间隔预设时间采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点。具体地，自初始时刻开始，间隔固定的预设时间/>，采集至少一个回归周期以上地球固连系上的多个目标点。在一个实现场景中，可以通过以下形式表示采集的多个目标点：

（2）

其中，表示采集的第/>个目标点，/>表示第/>个目标点的地球固连系三轴位置信息，/>表示第/>个目标的地球固连系三轴速度信息。以回归周期为15天为例，其包括227轨，假设预设时间/>为3分钟，可以采集7200个包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的目标点。

基于采集的多个目标点，在步骤203处，基于多个目标点提取完整的目标轨道。在一个实施例中，首先可以从多个目标点中选取第一个过升交点的目标点作为目标轨道的起始点，然后选取距离起始点至回归周期后的前一个目标点作为目标轨道的终止点，进而提取包含起始点、终止点以及起始点和终止点之间的所有目标点作为完整的目标轨道。可以理解，前述升交点是指卫星由南向北运行时其轨道面与地球赤道面的交点（例如图3所示）。

在一个示例性场景中，假设将目标轨道的起始点记为，则其可以表示为，即第一个过升交点的目标点。将目标轨道的终止点记为/>，则/>，其中/>，K表示一个回归周期内数据点的个数，也即前述多个目标点的个数，/>表示对/>进行向上取整。进一步地，将提取包含起始点、终止点以及起始点和终止点之间的所有目标点作为完整的目标轨道，也即提取的所有/>作为一个完整的目标轨道。

基于提取的目标轨道，在步骤204处，计算目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数并且生成轨次起始索引数组和轨次序号数组。在一个实施例中，首先可以根据目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息确定系数阵列，接着基于系数阵列计算第一参数和第二参数。在一个实现场景中，前述系数阵列可以通过以下公式进行计算：

（3）

其中，，/>，/>，/>和/>分别表示目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息。具体地，/>对应上述公式（2）中的/>，/>对应上述公式（2）中的/>。在获得前述系数阵列/>，可以计算用于与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数，其具体计算公式如下：

（4）

（5）

其中，和/>分别表示第一参数（或称为拟纬度辐角）和第二参数（或称为密切轨道地理升交点经度），/>(*)表示系数阵列。该第一参数/>、第二参数/>可以与上述采集的目标点/>合并为目标轨道数据/>，并通过如下式子表示：

（6）

在一个实施例中，可以通过以下操作生成轨次起始索引数组：即确定回归周期内每轨中第一个目标点的索引，将回归周期内每轨中第一个目标点的索引进行升序排列，以生成轨次起始索引数组。以回归周期为15天为例，其包括227轨，也即227圈，由此该轨次（或者圈次）起始索引数组包含每一圈中第一个目标点对应所在目标点集中的序号（或者索引），即存储了每轨中首个目标点的索引。作为示例，第一圈中第一个目标点对应所在目标点集中的序号为第1个目标点，第二圈中第一个目标点对应所在目标点集中的序号为第30个目标点，第三圈中第一个目标点对应所在目标点集中的序号为第60个目标点，则轨次起始索引数组为[1，30，60，…]，数组中元素的个数为227。在一个实施场景中，可以通过以下公式生成轨次起始索引数组：

（7）

其中，表示生成的轨次起始索引数组，/>（*）表示升序排列。

在一个实施例中，可以通过以下操作生成轨次序号数组：即计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，根据相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及目标轨道中最小升交点所对应的第二参数计算到达目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，以及基于地理升交点赤对所需轨次进行排列，以生成轨次序号数组。可以理解，卫星在运转时并非按照每轨顺序进行运转的，其经过地理升交点赤经的目标点并非是按第1，2，…，227轨排序，而可能是第1，100，2轨的顺序（例如图4所示）。也就是说，实际采集到的第2个经过地理升交点赤经的目标点可能是位于第100上，而非第2轨。由此，通过前述操作生成的轨次序号数组可以用于确定卫星所在轨次。

具体地，在一个实现场景中，可以通过以下公式计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值：

（8）

其中，表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>和/>表示相邻两轨中的各自升交点所对应的第二参数，mod(*)表示求余。

在一个实现场景中，可以通过以下公式计算所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数：

（9）

其中，表示目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，N表示回归周期。

在获得上述相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及目标轨道中最小升交点所对应的第二参数/>，可以通过以下公式计算到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次：

（10）

其中，表示到达目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，/>表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>表示目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，mod(*)表示求余，min{*}表示取最小值。

进一步地，通过以下公式生成轨次序号数组：

（11）

其中，表示轨次序号数组，/>表示到达目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，mod(*)表示求余，N表示回归周期，s表示轨次序号。

最后，在步骤205处，基于多个目标点、第一参数、第二参数、轨次起始索引数组和轨次序号数组构建严格回归目标轨道库。如前所述，第一参数、第二参数/>可以多个目标点/>可以合并为目标轨道数据/>，由此构建严格回归目标轨道库包括目标轨道数据/>，轨次起始索引数组/>和轨次序号数组/>。在一个实施场景中，可以将构建完成的严格回归目标轨道库存储至卫星中，以便后续对卫星进行管道控制。具体地，可以将前述严格回归目标轨道库转为例如二进制文件存储至卫星供星进行读取，以便后续对卫星进行管道控制。

结合上述描述可知，本申请实施例通过在根据严格回归轨道，在至少一个回归周期上采集地球固连系上的多个目标点，并计算与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数、轨次起始索引数组和轨次序号数组，并存储至卫星中，以后续计算卫星管道偏差。例如，当卫星偏离管道时，根据本申请实施例构建的严格回归目标轨道库，确定卫星所在位置、轨次等，控制卫星往与其最近的目标点进行偏移，从而通过管道控制以维持卫星始终处于管道中，避免卫星发生碰撞。

图3是示出卫星由南向北运行时的升交点的示例性示意图。如图3中所示，圆弧C1表示地球，圆弧C2表示地球的赤道面，圆弧C3表示卫星S运行的轨道。进一步地，圆弧C3上箭头所示方向为卫星S由南向北的运行方向。在该场景下，卫星S运行的轨道平面与地球的赤道面之间的交点即为升交点，例如图中点P所示。

图4是示出根据本申请实施例的确定轨次序号数组的示例性示意图。如图4中所示，假设截面E1表示地球，弧线l表示地球赤道，弧线l1，弧线l2，弧线l3以及弧线l4示例性示出回归周期内的4轨，其每轨与地球赤道的首个升交点为P1，P2，P3以及P4。在按照固定的预设时间采集到每轨的第一个目标点时，依次采集到P1，P2，P3以及P4。假设P1为第1轨的第一个目标点，P2，P3以及P4不一定对应是第2轨，第3轨和第4轨对应的第一个目标点。在该情形下，假设P2对应第20轨的第一个目标点，P3以及P4分别对应第100和第2轨的第一个目标点，则生成的轨次序号数组为[1，20，100，2，…]，数组中元素的个数为227。

根据前文可知，利用本申请获得的严格回归目标轨道库（包括目标轨道数据，轨次起始索引数组/>和轨次序号数组/>），可以通过例如卫星在轨初始对准目标点，目标点匹配，进而根据匹配结果计算用于管道控制的相对轨道根数。下面将结合图5和图6详细描述前述操作。

图5是示出根据本申请实施例的卫星在轨初始对准目标点的示例性流程框图。如图5中所示，在步骤501处，计算当前时刻卫星的。参见上述公式（4）和公式（5），可以获得：

（12）

（13）

其中，，/>，/>，/>。

接着，在步骤502处，计算卫星在第一轨对应。在一个实施例中，首先对目标轨道第一轨数据点，寻找/>使/>成立：

进一步地，通过例如两点线性插值计算第一轨对应时刻的/>，具体如下：

在获得上述第一轨对应时刻的/>后，在步骤503处，计算卫星当前位置距离最近的目标轨道圈次（轨次）索引：

基于确定的轨次索引，在步骤504处，确定卫星当前位置距离最近的下一个目标轨道数据点对应的索引。具体地，首先对目标轨道第轨数据点，寻找/>使/>成立：

由此，可以确定卫星当前位置距离最近的下一个目标轨道数据点对应的索引为。基于前述确定的索引，可以进行目标点匹配。

图6是示出根据本申请实施例的目标点匹配的示例性流程框图。需要理解的时，在进行目标点匹配之前，首先判断当前目标轨道点索引是否空或不可用，在当前目标轨道点索引为空或不可用时，重复执行上述图5所示的操作，直至获得可用的目标轨道点索引。

如图6中所示，对于目标点索引可用来说，首先在步骤601处，计算当前时刻卫星的，具体可以参考上述公式（12）。接着，在步骤602处，判断/>是否成立。当成立时，表示目标点匹配失败，在步骤603处，将目标点索引向后推移一位，并在步骤604处，返回匹配结果（包括例如当前卫星的位置信息和速度信息、/>以及目标点索引），以便后续用于计算用于轨道控制的相对轨道根数。具体表示如下：

当不成立时，保持目标点索引不变，并在步骤604处，直接返回匹配结果（包括例如当前卫星的位置信息和速度信息、/>以及目标点索引）。基于返回的匹配结果，可以用于计算相对根数，包括例如半长轴/>、偏心率/>、轨道倾角/>、升交点赤经/>、轨道平均角速度/>、轨道周期/>、纬度幅角/>、轨道偏近点角/>以及真近点角/>等参数。具体如下：

计算半长轴：/>；/>；

计算偏心率：/>；/>；

计算轨道倾角：/>；

计算升交点赤经：/>；/>；

计算轨道平均角速度：/>；

计算轨道周期：/>；

计算纬度幅角：/>；

计算轨道偏近点角：/>；

计算平近点角：/>；

计算真近点角：/>；

在获得上述相对根数后，可以通过轨道根数作差，以确定轨道偏差。在实现场景中，卫星的轨道位置信息常用轨道六要素表示，在此基础上定义卫星2相对于卫星1（例如目标星）的相对轨道根数如下：

式中分别为卫星1的半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经和纬度辐角；/>分别为卫星2的半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经和纬度辐角；/>为相对半长轴，/>为相对E矢量，/>为相对I矢量，/>为相对纬度辐角。

图7是根据本申请实施例的用于构建严格回归目标轨道库的设备700的示例性结构框图。

如图7中所示，本申请的设备700可以包括处理器701和存储器702，其中处理器701和存储器702之间通过总线进行通信。存储器702存储有用于构建严格回归目标轨道库的程序指令，当所述程序指令由所述处理器701执行时，使得实现根据前文结合附图描述的方法步骤：基于卫星任务需求，使用回归轨道模型生成严格回归轨道；根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期以上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点；基于所述多个目标点提取完整的目标轨道；计算所述目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数并且生成轨次起始索引数组和轨次序号数组；以及基于所述多个目标点、所述第一参数、所述第二参数、所述轨次起始索引数组和所述轨次序号数组构建严格回归目标轨道库。

根据上述结合附图的描述，本领域技术人员也可以理解本申请的实施例还可以通过软件程序来实现。由此本申请还提供了一种计算机可读存储介质。该计算机可读存储介质其上存储有用于构建严格回归目标轨道库的计算机可读指令，该计算机可读指令被一个或多个处理器执行时，实现本申请结合附图2所描述的用于构建严格回归目标轨道库的方法。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，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）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

应当注意，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，但是这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。相反，流程图中描绘的步骤可以改变执行顺序。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。

应当理解，当本申请的权利要求、当说明书及附图中使用到术语“第一”、“第二”、“第三”和“第四”等时，其仅用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。本申请的说明书和权利要求书中使用的术语“包括”和“包含”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。

还应当理解，在此本申请说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的，而并不意在限定本申请。如在本申请说明书和权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。还应当进一步理解，在本申请说明书和权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

虽然本申请的实施方式如上，但所述内容只是为便于理解本申请而采用的实施例，并非用以限定本申请的范围和应用场景。任何本申请所述技术领域内的技术人员，在不脱离本申请所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式上及细节上作任何的修改与变化，但本申请的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种用于构建严格回归目标轨道库的方法，其特征在于，包括：

基于卫星任务需求，使用回归轨道模型生成严格回归轨道；

根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点；

基于所述多个目标点提取完整的目标轨道；

计算所述目标轨道上各目标点的与确定卫星距离最近目标点位置有关的第一参数和第二参数并且生成轨次起始索引数组和轨次序号数组；以及

基于所述多个目标点、所述第一参数、所述第二参数、所述轨次起始索引数组和所述轨次序号数组构建严格回归目标轨道库，

其中通过以下公式计算所述第一参数和所述第二参数：

其中，和/>分别表示所述第一参数和所述第二参数，/>(/>)表示系数阵列，且，/>，/>，/>，/>和/>分别表示所述目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息；

通过以下操作生成所述轨次起始索引数组：

确定所述回归周期内每轨中第一个目标点的索引；以及

将所述回归周期内每轨中第一个目标点的索引进行升序排列，以生成所述轨次起始索引数组；

通过以下操作生成所述轨次序号数组：

计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数；

根据相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值以及所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数计算到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次；以及

基于地理升交点赤经对所需轨次进行排列，以生成所述轨次序号数组，其中所述地理升交点赤经对应为所述第二参数。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期上采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的多个目标点包括：

根据所述严格回归轨道，在至少一个回归周期上间隔预设时间采集包含地球固连系位置信息和地球固连系速度信息的所述多个目标点。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述多个目标点提取完整的目标轨道包括：

从所述多个目标点中选取第一个过升交点的目标点作为所述目标轨道的起始点；

选取由所述起始点至所述回归周期后的前一个目标点作为所述目标轨道的终止点；以及

提取包含所述起始点、所述终止点以及所述起始点和所述终止点之间的所有目标点作为完整的所述目标轨道。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：

根据所述目标轨道上各目标点的地球固连系位置信息和地球固连系速度信息确定所述系数阵列。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过以下公式计算相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值：

其中，表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>和表示相邻两轨中的各自升交点所对应的第二参数，mod(/>)表示求余，N表示所述回归周期，/>表示所述轨次序号数组。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过以下公式计算所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数：

其中，表示所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，N表示所述回归周期。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过以下公式计算到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次：

其中，表示到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，/>表示相邻两轨中的升交点所对应的第二参数的差值，/>表示所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数，mod(/>)表示求余，min{/>}表示取最小值，c表示数学中的替代符号。

8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，基于地理升交点赤经对所需轨次进行排列，以生成所述轨次序号数组包括：通过以下公式生成所述轨次序号数组：

其中，表示所述轨次序号数组，/>表示到达所述目标轨道中最小升交点所对应的第二参数所需轨次，mod(/>)表示求余，N表示所述回归周期，s表示随机变量。

9. 一种用于构建严格回归目标轨道库的设备，其特征在于，包括：

处理器；以及

存储器，其存储有用于构建严格回归目标轨道库的程序指令，当所述程序指令由所述处理器执行时，使得所述设备实现根据权利要求1-8任意一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有用于构建严格回归目标轨道库的计算机可读指令，该计算机可读指令被一个或多个处理器执行时，实现根据权利要求1-8任意一项所述的方法。