-
公开(公告)号：CN106547003B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610842886.3
申请日：2016-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01S19/29
Abstract: 本发明公开了一种基于返回任务需求的分时多用途遥测系统。本发明提出的遥测系统，可以根据任务需要，对遥测中控采编单元和RMU的遥测体制进行设计，进而灵活设计不同的遥测组合体制，此外，还可以根据任务分工不同，两种遥测帧的内容可以不同，可以按照每个工作阶段星上设备工作的状态，生成不同格式的遥测帧，根据不同阶段卫星任务的特点对两种遥测体制采取分时调用，最大程度利用测控信道，相对单一的遥测体制，可以有效提高下传遥测的实时性和有效性；返回舱(制动舱和回收舱)两舱分离后，星上总线系统分为两部分，在轨的仪器舱内遥测中控采编单元继续组帧并下传遥测，返回的回收舱内RMU则不再将数据下传。
-
公开(公告)号：CN105652289B
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201610171543.9
申请日：2016-03-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01S19/13
Abstract: 本发明提供一种全空间可见的星载GPS接收系统，包含GPS天线、抗干扰滤波器、低噪声放大器、合路器、表面声波滤波器、射频前端接收器、通道相关器和中央处理单元；中央处理单元对通道相关器输出的电文进行捕获和跟踪，当捕获到大于或等于N颗GPS导航星时，根据星体姿态信息和GPS天线的安装角度，计算出2副天线根部垂直平分线±δ°范围内的GPS导航星，按照GPS导航星偏离垂直平分线的偏离角度由小到大依次剔除±δ°范围内的GPS导航星，保证剔除后剩余的GPS导航星大于或等于N颗；利用剩余的GPS导航星的电文，计算星体的位置信息和时间信息。本发明使得卫星在非对地定向或进行大角度的摆动时依旧可以稳定的捕获GPS卫星，实现准确的定位和授时功能。
-
公开(公告)号：CN119582944A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411656786.2
申请日：2024-11-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H04B10/079 , H04B10/118 , H04B7/185 , H04B7/26
Abstract: 本发明公开了一种复杂探测器组合测控模式全向测控中继链路在轨对通方法，包括：确定中继卫星相对于探测器在探测器本体坐标系下的位置矢量；确定可实施中继对通测试的弧段；筛选得到探测器组合测控模式下各频点分时建链对通时段；确定分时对通具体的测控频点和建链天线；确定探测器全向测控链路在轨中继对通建链测试飞行姿态。本发明所述方法，解决了多舱段组合体复杂探测器在组合测控模式下与中继卫星全向测控链路在轨对通建链问题，能够保证探测器与中继卫星在有限的时间段内可靠建立通信链路，同时还能够保证组合模式的通信安全、能源安全等，满足多任务多目标探测器在轨高效实施中继对通建链的需求。
-
公开(公告)号：CN119577967A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411647364.9
申请日：2024-11-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种适用于多器组合航天器测控与信息系统联合设计方法，步骤为：(1)给出探测器最大工作模式集合；(2)根据探测器构型确定测控天线布局，仿真分析给出各种模式下方向图辐射覆盖范围及影响；(3)确定组合体状态下测控和信息交互的工作模式，满足各模式下全空间测控需求；(4)器间遥控与遥测信息交互设计；(5)根据地面测控支持情况与任务要求，完善飞行程序设定。(6)遍历航天器工作模式，验证测控与信息系统联合设计是否满足各阶段全空间测控与信息传输要求，满足进行(7)，否则返回(2)；(7)完成测控与信息系统联合设计。本发明实现多模式状体下功能复用设计，以最小系统设计代价，实现探测器各种状态下全空间测控通信需求。
-
公开(公告)号：CN110138436B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910115879.7
申请日：2019-02-15
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H04B7/185
Abstract: 本发明提供一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其中所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。本发明综合考虑多普勒频率和频率变化率的特性确定接收机参数指标，适用于月球软着陆过程中探测器接收机参数的确定。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106549701B
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201610848240.6
申请日：2016-09-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种返回式卫星分离组合体时间校准方法，在轨段采用RMU校时方法对卫星时间基准进行校准，然后采用RMU自主校时方法周期性对CTU时间进行校准，最后使用CTU时间广播方法对卫星各使用时间的终端进行时间广播，实现了卫星飞行姿态轨道精确控制，返回舱成功分离安全回收，满足了卫星在轨段对时间的高精度使用需求；留轨段采用CTU校时方法对卫星时间基准进行校准，然后使用CTU时间广播方法对卫星各使用时间的终端进行时间广播，成功开展了卫星留轨段的载荷试验，满足了卫星留轨段对时间的正常使用需求。
-
公开(公告)号：CN106547003A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610842886.3
申请日：2016-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01S19/29
CPC classification number: G01S19/29
Abstract: 本发明公开了一种基于返回任务需求的分时多用途遥测系统。本发明提出的遥测系统，可以根据任务需要，对遥测中控采编单元和RMU的遥测体制进行设计，进而灵活设计不同的遥测组合体制，此外，还可以根据任务分工不同，两种遥测帧的内容可以不同，可以按照每个工作阶段星上设备工作的状态，生成不同格式的遥测帧，根据不同阶段卫星任务的特点对两种遥测体制采取分时调用，最大程度利用测控信道，相对单一的遥测体制，可以有效提高下传遥测的实时性和有效性；返回舱(制动舱和回收舱)两舱分离后，星上总线系统分为两部分，在轨的仪器舱内遥测中控采编单元继续组帧并下传遥测，返回的回收舱内RMU则不再将数据下传。
-
公开(公告)号：CN105652289A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201610171543.9
申请日：2016-03-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01S19/13
CPC classification number: G01S19/13
Abstract: 本发明提供一种全空间可见的星载GPS接收系统，包含GPS天线、抗干扰滤波器、低噪声放大器、合路器、表面声波滤波器、射频前端接收器、通道相关器和中央处理单元；中央处理单元对通道相关器输出的电文进行捕获和跟踪，当捕获到大于或等于N颗GPS导航星时，根据星体姿态信息和GPS天线的安装角度，计算出2副天线根部垂直平分线±δ°范围内的GPS导航星，按照GPS导航星偏离垂直平分线的偏离角度由小到大依次剔除±δ°范围内的GPS导航星，保证剔除后剩余的GPS导航星大于或等于N颗；利用剩余的GPS导航星的电文，计算星体的位置信息和时间信息。本发明使得卫星在非对地定向或进行大角度的摆动时依旧可以稳定的捕获GPS卫星，实现准确的定位和授时功能。
-
公开(公告)号：CN119561599A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411647365.3
申请日：2024-11-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Inventor： 李晓光 , 刘适 , 强晖萍 , 曾锋 , 赵洋 , 李炯卉 , 孔令哲 , 王孖杰 , 陶灼 , 徐宝碧 , 黄昊 , 张伍 , 苏伟 , 陈刚 , 雪霁 , 韩宇 , 张婷 , 程一豪
IPC: H04B7/185
Abstract: 本发明公开了一种可实现中继链路天地对接联试的地面转发系统，包括天线馈电子系统、天线结构子系统、天线控制子系统及信道子系统；天线控制子系统根据上位计算机发送的目标位置信息，向天线结构子系统发送转动指令；天线馈电子系统安装在天线结构子系统上，用于接收空间X频段前向微弱信号转发至信道子系统，将来自信道子系统的微波能量信号发射到空间；信道子系统同时提供四路不同频率的返向信号通道以及四路不同频率的前向信号通道；天线结构子系统根据天线控制子系统发送的转动指令，带动天线馈电子系统转动至指向目标位置。本发明应用于探测器地面状态与中继星在轨状态进行无线对接试验时，提供探测器与中继星之间的前向和返向两条链路的转发通道。
-
公开(公告)号：CN110138436A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910115879.7
申请日：2019-02-15
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H04B7/185
Abstract: 本发明提供一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其中所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。本发明综合考虑多普勒频率和频率变化率的特性确定接收机参数指标，适用于月球软着陆过程中探测器接收机参数的确定。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
11
records
(took 0.037 seconds)
