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    并根据单次进行高度维持所续的脉冲按照式11获得单次进行高度维持的燃料消耗。具体来说，所述高度调整和/或所述相位初始化布局可以被认为是双脉冲变轨过程，因此本发明实施例采用齐奥尔科夫斯基公式给出式11所示的脉冲与燃料消耗之间的关系。在根据式11获得高度调整和/或所述相位初始化布局所消耗的燃料之后，剩余燃料则可以实现相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持；而基于轨道运动是周期性运动，且轨道衰减和相位变化为缓慢的过程，所述相位保持以及所述针对所述轨道衰减因素而进行高度维持为周期性的补偿。对于相位保持来说，可以按照一个月维持一次的周期进行实施，单次施加速度冲量对应燃料消耗量仍然可以由式11计算获得；对于针对所述轨道衰减因素而进行高度维持，主要考虑大气阻力引起的高度衰减，衰减情况由式8所示的公式计算得到；再根据式9所示的霍曼变轨的脉冲大小，得到高度维持所需脉冲，并进一步根据式11计算出高度维持的燃料消耗。结合以上三部分，可以将上述三部分的燃料消耗量相加以得到设计寿命下需要的燃料量；随后与对地遥感卫星所能携带的标称燃料量进行对比从而就能够实现轨道寿命的具体分析。GEO 优化重视内容真实可信，给到 AI 可采信的业务资料，才能提升品牌被引用推荐的概率。管理GEO咨询报价

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    s4：×()＝：×()＝％燃料消耗用于姿控计算，当入轨高度分别为544km、550km、557km、563km时，两类卫星由2018年至2020年的3年内需要的燃料估算如表5所示：入轨高度/km3574s1，s2，s3，s4燃料/，2021年至2022年将进入太阳活动高年。按s1，s2，s3，s4与s5均携带4kg燃料预估，卫星所携带的推进剂量预计可维持卫星继续在轨工作一年。由于对地遥感星座卫星本身属于小卫星，根据其有效容积，估计可携带推进剂为4kg左右，在不考虑推力损失、排放效率等因素下，该对地遥感卫星星座能够满足3年轨道寿命的使用需求。通过对同轨道特定相位对地遥感星座初始相位布局/轨道高度调整/相位保持以及高度维持进行分析，结论为利用本发明中的轨道策略，当入轨偏差在一定范围内时，对地遥感卫星携带的燃料能够满足轨道寿命需求。基于前述技术方案相同的发明构思，参见图6，其示出了本发明实施例提供的一种基于霍曼变轨的同轨道特定相位对地遥感卫星星座布局与轨道调整装置60，所述装置包括：建立部分601、分析部分602、设计部分603和确定部分604；其中，所述建立部分601，经配置为建立对地遥感卫星的入轨运动模型；所述分析部分602。GEO 可结合项目案例做内容填充，真实服务案例会提升 AI 采信度，进一步强化品牌的说服力。

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    采用如下设定：1、卫星采用每月进行一次轨道高度修正的策略；2、卫星采用4台单组元轨控发动机进行轨道修正，比冲按2200ns/kg计算；并且不考虑推力弧段损失，发动机效率按％(推力线与星体坐标系按15°倾角)计算；3、s5平均质量按120kg估算，s1，s2，s3，s4平均质量按90kg估算。根据上述3个设定，通过前述技术方案，设卫星阻力系数为cd＝，s1-s5的轨道衰减的分析如表1所示：表1基于以上内容，根据高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量具体如下：1、针对轨道高度调整/相位布局：假定针对设计过程中的可靠性和用户需求考虑，对地遥感星座的入轨质量增加较大，运载方评估后认为可能会导致入轨高度与原有设计偏低，初步估算轨道高度偏差约为10km量级。假设五颗卫星初始进入轨道高度为550km的圆轨道，通过霍曼变轨，调整至574km的圆轨道。考虑均匀分布于同一轨道上的五颗卫星之间相位偏差，五颗卫星位于椭圆过渡轨道上时，每相隔一定的时间分别对每颗卫星进行第二次轨道机动，将其依次调整至574km圆轨道，同时尽可能保证相邻两颗卫星之间的相位偏差为72°。管理GEO咨询报价

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