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公开(公告)号：CN111062183A
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201911263808.8
申请日：2020-03-06
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/398 , G06F119/14
Abstract: 多应力强化试验剖面编制方法、装置及计算机存储介质，包括：确定SiP器件的敏感应力类型；确定所述敏感应力类型对应的强化试验应力极限值；根据所述强化试验应力极限值确定强化试验的应力量级；所述应力量级为小于所述应力极限值的应力值；根据所述应力量级、预先确定的应力组合以及应力作用时序，编制多应力强化试验剖面。采用本申请中的方案，故障激发效率快，在较短时间内快速激发出产品设计和制造的潜在缺陷，并确定其耐受应力的极限值，以此为依据进行改进设计，从而提高弹用复杂结构SiP器件的固有可靠性。
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公开(公告)号：CN106768771A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710149316.0
申请日：2017-03-14
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及地面振动环境试验技术领域，尤其涉及一种振动试验装置，包括在同一水平面上轴向竖直设置的第一竖直激励组件和第二竖直激励组件，第一竖直激励组件和第二竖直激励组件分别通过第一端头工装和第二端头工装与两个轴向水平设置的水平激励组件连接，第一端头工装与第二端头工装之间形成的安装中心线与试验件的轴线重合，且两个水平激励组件的轴线均与安装中心线垂直；第一竖直激励组件包括第一振动台和双液压球头，双液压球头的一端与第一振动台连接，另一端与第一端头工装连接，第二竖直激励组件包括第二振动台和第一单液压球头，第一单液压球头的一端与第二振动台连接，另一端与第二端头工装连接。
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公开(公告)号：CN203993613U
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201420400944.3
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25B11/00
Abstract: 本实用新型属于热振动试验技术领域，解决高温会引起试验工装材料强度减弱的技术问题。本实用新型提供了一种水冷式高温振动试验夹具，包括布置有冷却水道的上端面(1)、与振动台(5)台面连接的下端面(2)以及连接上下端面的侧壁(3)；上端面(1)和下端面(2)上均设有多个安装孔，上端面(1)的安装孔用于安装试验件(6)，下端面(2)的安装孔用于安装振动台(5)；上端面(1)内部设置多条冷却水道(7)。有益效果：试验过程中本试验夹具可以持续高效地阻止试验件(6)对振动台(5)的热传递，保证振动台(5)正常工作，完全满足高温-振动试验要求。
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公开(公告)号：CN206583592U
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201720243940.2
申请日：2017-03-14
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本实用新型涉及地面振动环境试验技术领域，尤其涉及一种振动试验装置，包括在同一水平面上轴向竖直设置的第一竖直激励组件和第二竖直激励组件，第一竖直激励组件和第二竖直激励组件分别通过第一端头工装和第二端头工装与两个轴向水平设置的水平激励组件连接，第一端头工装与第二端头工装之间形成的安装中心线与试验件的轴线重合，且两个水平激励组件的轴线均与安装中心线垂直；第一竖直激励组件包括第一振动台和双液压球头，双液压球头的一端与第一振动台连接，另一端与第一端头工装连接，第二竖直激励组件包括第二振动台和第一单液压球头，第一单液压球头的一端与第二振动台连接，另一端与第二端头工装连接。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN205078997U
公开(公告)日：2016-03-09
申请号：CN201520610449.X
申请日：2015-08-13
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16M7/00
Abstract: 本实用新型属于结构固定技术领域，特别是涉及一种大型生产或试验现场设备连接地轨的机械装置。公开了一种旋转自锁定连接机构，包括T型头(1)、螺杆(3)，T型头(1)与螺杆(3)垂直连接，其特征在于还包括自锁定凸台(2)，固定在T型头(1)上，与地轨(5)卡合，所述的自锁定凸台(2)包括中心对称的两个回转圆和中心对称的两个直角，回转圆直径等于地轨(5)的宽度，同时在自锁定凸台(2)上固定有挡板(4)。本实用新型在使用中可以一次安装固定在地轨上，不必担心拧紧螺母时底板的转动和装置下坠的问题，操作十分方便。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN204183440U
公开(公告)日：2015-03-04
申请号：CN201420515344.1
申请日：2014-09-09
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25B11/00
Abstract: 本实用新型属于动力学试验技术领域，具体涉及一种大运载火箭舱段多台激励振动试验夹具。整体为环形，夹具上部的环向平面与产品连接，夹具下部的环向平面与振动台连接；在环形夹具的侧面均布有径向加强筋，环形的夹具的侧面还设置有周向筋。所述径向加强筋上铸造有减重孔，减重孔采用对称形式，即孔中心与所在径向加强筋的几何中心重合，减重孔面积应不大于径向加强筋面积的0.4倍，减重孔的形状采用椭圆形。夹具环形的下端采用阶梯状变截面结构，变截面为对称形式，变截面以截面高度1/2面积变化。该夹具可承接大型舱段振动试验，可实现大型产品的线振动试验和角振动试验要求；可根据不同的试验需求与双振动台或四个振动台组成不同的大推力激励系统。
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公开(公告)号：CN204008050U
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201420400951.3
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 本实用新型属于运载火箭管路振动试验技术领域，解决试验管路在施加多种环境条件特别是内压和位移条件时存在失稳可能的技术问题。本实用新型提供了一种管路试验防失稳系统，包括竖直方向和水平方向上的多组橡皮绳和与振动台(3)台面连接的一根或多根导向杆(6)；每组橡皮绳包含一根或多根橡皮绳，上端通过吊葫芦安装在龙门架(1)上，下端通过吊环安装在试验工装(2)上；导向杆(6)与振动台(3)台面连接，向上穿过试验工装(2)的连接孔。有益效果在于：能够有效的平衡了管路内压和波纹管压缩所产生的轴向力。经过试验实际验证，在调试和试验过程中有效约束了试验管路，没有出现失稳的情况，试验最终顺利完成。
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公开(公告)号：CN113880044A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202110962178.4
申请日：2021-08-20
Applicant: 北京强度环境研究所
Inventor： 刘宝瑞 , 贾洲侠 , 侯传涛 , 李尧 , 任方 , 李艳芬 , 许玉珍 , 朱仪凡 , 李志强 , 吴建国 , 程昊 , 陈志军 , 武小峰 , 赵洁 , 闫兴 , 冯国林 , 徐静
Abstract: 本发明提出一种薄膜传感器引线连接方法，属于基本电气元件技术领域，包括如下步骤：确定引线类型及规格；根据传感器引脚的数量和位置打引线孔；安装引线；填充导电银浆/铂浆并固化；去除多余引线；传感器薄膜表面打磨抛光；清洗打磨抛光后的传感器薄膜表面；在试验件表面制备薄膜传感器；完成引线连接；至此，完成薄膜传感器的引线连接。本发明提出的技术方案操作简单易行，制成的薄膜传感器引线连接点处没有凸起，有效解决了现有薄膜传感器引线焊接困难、连接点凸起引起测量误差的问题。
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公开(公告)号：CN113188440A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110403570.5
申请日：2021-04-15
Applicant: 北京强度环境研究所
Inventor： 周江帆 , 尹伟 , 王泰然 , 刘函 , 郭文婧 , 徐国梁 , 罗嘉 , 朱仪凡 , 吴兵 , 李悦 , 李海波 , 巴晓蕾 , 邬晓媛 , 殷斌 , 孙金云 , 白鹭 , 吴健翮 , 董兴震
Abstract: 本发明提出一种柔性标记物和电阻应变计空间坐标非接触式定位方法，属于测量测试技术领域，本发明提出的柔性标记物上设计有若干编码点，柔性标记物具有旋转、平移和尺度不变性。本发明提供的电阻应变计空间坐标非接触式定位方法，包括试件、应变计和相机，采用上述柔性标记物，柔性标记物设置在应变计远离试件的一侧，包括：进行方案设计及测量准备；根据应变计设计柔性标记物；粘贴应变计和柔性标记物；利用相机进行数字图像拍摄；进行数据处理；至此，完成了大型结构试验电阻应变计空间坐标非接触式定位。与现有技术相比，便于识别，编号唯一，定位、识别准，后续求解、转换过程自动进行，解决了现有技术存在的问题。
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公开(公告)号：CN119619213A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411755928.0
申请日：2024-12-03
Applicant: 北京强度环境研究所
Abstract: 本发明提供一种多束激光拼接实现大面积超高温加热的热强度试验系统和方法，构成该系统包括：计算机、控制器、激光器、功率计、光纤、输出头、支架、可调平台、热流计、数据采集器。其中，输出头上设计有角度调节装置，可微调激光照射的角度，进而微调光斑的位置；输出头上设计有光学调焦装置，可以通过调焦的方式实现光斑等比例放大和缩小，而且不改变激光头与被加热面之间的距离。本发明可根据航空航天飞行器结构热试验的需求定制，解决了激光加热在航空航天飞行器结构热试验中的应用问题。
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