1.一种航天器的轨道维持控制方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，基于各初始近月点幅角对应的外推模拟过程中不同时刻轨道的偏心率矢量，确定近月点幅角区间，包括：
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，基于每个初始近月点幅角对应的外推模拟过程中近月点幅角的变化情况，分析偏心率矢量的矢量方向是否存在反转可能，包括：
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，基于各参考近月点幅角对应的外推模拟过程中不同时刻轨道的偏心率矢量，确定近月点幅角区间，包括：
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，从所述近月点幅角区间中查找外推模拟过程中偏心率矢量的矢量方向发生反转的近月点幅角，作为目标近月点幅角，包括：
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，基于所述第二直线的纵截距，分析外推模拟过程中偏心率矢量的矢量方向是否发生反转，包括：
7.如权利要求5所述的方法，其特征在于，缩小所述近月点幅角区间，包括：
8.一种航天器的轨道维持控制装置，其特征在于，包括：
9.一种电子设备，其特征在于，包括：至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中：
10.一种存储介质，其特征在于，当所述存储介质中的计算机程序由电子设备的处理器执行时，所述电子设备能够执行如权利要求1-7任一所述的方法。