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    需使用卫星自身所携带的推进剂抬高运行轨道至标称轨道以满足任务的指标需求。此外，由于轨道环境复杂多变，存在j2、太阳光压、大气等多种摄动因素，卫星寿命期内的轨道半长轴会有所衰减，相位也会有所变化。因此，每颗卫星均配置了推进系统实现卫星的相位调整和轨道维持，其携带的用于轨道高度维持的推进剂量决定了其轨道寿命。而星座卫星往往体积质量较小，所带推进剂量非常有限。技术实现要素：有鉴于此，本发明实施例期望提供一种基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；能够保证对地遥感卫星所组成的星座在快速布局入轨的同时还可以节省燃料，以保证对地遥感卫星的在轨运行寿命达到设计寿命。本发明实施例的技术方案是这样实现的：位居前列方面，本发明实施例提供了一种基于霍曼变轨的同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法，所述方法包括：建立对地遥感卫星的入轨运动模型；基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略。把企业已有案例、产品资料做结构化处理，GEO 可以盘活存量内容，实现长期持续引流效果。常规GEO行价

    所述基于霍曼变轨的对地遥感卫星星座布局与轨道调整程序被至少一个处理器执行时实现位居前列方面所述基于霍曼变轨的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法步骤。本发明实施例提供了基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；通过霍曼变轨实现对地遥感星座的快速布局入轨的同时节省燃料，从而保证卫星在轨运行寿命达到设计寿命。附图说明图1为本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法流程示意图；图2为本发明实施例提供的气动力分量示意图；图3为本发明实施例提供的霍曼过渡轨道示意图；图4为本发明实施例提供的针对五星同轨道均匀分布星座的同时实现轨道高度调整与初始相位布局的过程示意图；图5为本发明实施例提供的针对五星同轨道均匀分布星座的十分终布局完成示意图；图6为本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整装置的组成示意图。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。参见图1，其示出了本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法流程。推广GEO包含GEO 和付费推广可以互补协同，不替代原有营销手段，丰富企业流量来源，降低单一渠道带来的经营风险。

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    由此同时实现轨道高度调整与初始相位布局，该过程的策略示意图如图4所示，可以包括：步骤1：假设五颗卫星同时入轨于轨道高度为550km的圆轨道(假设位于同一位置)，五颗卫星分别进行轨道机动，通过δv1过渡至近地点距离550km，远地点距离574km的椭圆轨道上。δv1大小为；步骤2：五颗卫星在椭圆轨道上运行，运行至远地点时，s4率先通过速度增量δv2机动至轨道高度为574km的圆轨道上。δv2大小为；步骤3：由于相邻卫星之间的期望相位偏差角度为72°，经过约，位于过渡轨道上的s3卫星，经过远地点时，与位于574km圆轨道上的s4地心夹角为72°，此时对位于过渡轨道上的s3施加δv2；步骤4：重复步骤3，当s1，s2，s3，s4全部调整到574km圆轨道上，即经过×4＝，s5在椭圆轨道远地点处通过速度增量δv2机动到574km圆轨道，此时五颗卫星均匀分布布局示意图如图5所示。对于几种不同的入轨高度，其对应的燃料预算与初始相位布局时间如表2所示：入轨高度/km3574速度增量/m/，s2，s3，s4燃料/，入轨高度越低，卫星需要用于调整高度与初始相位布局的燃料越多，同时所需的布局时间相对越短；入轨高度增加时，卫星所需燃料变少，但所需的布局时间增加。当入轨高度为574km时。GEO 通过语义场景匹配筛选来访用户，过滤无效访问，帮助企业减少营销消耗，提升整体运营效率。

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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。常规GEO行价

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