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公开(公告)号：CN103090898A
公开(公告)日：2013-05-08
申请号：CN201110335886.1
申请日：2011-10-31
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01D18/00
Abstract: 本发明涉及一种飞行数据记录设备地面综合测试系统，包括主控计算机、仿真控制计算机、验证控制计算机、信号仿真子系统、信号验证子系统、通信网络子系统及同步触发子系统。主控计算机完成用户管理、报表输出、飞参解译等功能；仿真控制计算机是信号仿真子系统的控制中枢；验证控制计算机是信号验证子系统的控制中枢；信号仿真子系统实时输出各种仿真信号；信号验证子系统由测试仪器构成，对信号仿真子系统输出的仿真信号进行正确性或精度验证；通信网络子系统是系统内计算机、测试仪器间的通信平台；同步触发子系统实现信号仿真子系统和信号验证子系统的时钟同步和触发同步。本发明为地面环境飞行数据记录设备的全面测试提供了准确的信号源。
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公开(公告)号：CN107290655B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201610223754.2
申请日：2016-04-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01R31/3185
Abstract: 一种基于ATE测试平台的Flash型FPGA测试方法，包括：Flash型FPGA器件片上资源划分；FPGA器件片上资源配置方案设计；生成配置文件及测试向量文件；ATE测试；实现对FPGA器件功能的测试，保证FPGA器件使用前功能性能满足相关指标要求，避免由于FPGA器件本身失效导致的电路功能性能不满足要求。
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公开(公告)号：CN109322954A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201811439035.X
申请日：2018-11-29
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种三向减振减冲击一体化装置及其使用方法，该装置包括两个横向减振部件和一个纵向减振部件，该装置可同时达到减振与减冲击效果的一体化，同时实现各自由度方向上刚度的解耦，达到平动减振效果的同时不降低转动刚度，并且集成载荷测量功能，能够得到所关注的有效载荷连接界面上的力载荷。该装置可应用于新型运载火箭及导弹武器上有效载荷、有效载荷设备的振动和冲击减缓，不会引入多余物，也可以在民用减振减冲击领域广泛使用。
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公开(公告)号：CN109317594B
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN201811416469.8
申请日：2018-11-26
Applicant: 首都航天机械有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及铆接装配技术领域，具体公开了一种无头铆钉用压铆铆接定位工具及使用方法，所述的定位工具包括底座，在底座的上部安装有弹簧座，弹簧座通过卡簧与底座固定相连，弹簧的两端分别由底座的底端和弹簧座限位；所述的方法包括以下步骤：1)计算无头铆钉的外伸量；2)选择匹配的垫片；3)固定铆接定位工具；4)加装无头铆钉；5)控制铆接定位工具到位；6)进行铆接。本发明适用于无头铆钉的压铆铆接，通过对称布置的铆接定位工具能够实现无头铆钉在初始状态和压铆过程中两边外伸量一致，保证无头铆钉压铆完成后两边的镦头直径和高度一致。
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公开(公告)号：CN107293502B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201610223751.9
申请日：2016-04-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: H01L21/66
Abstract: 一种球栅阵列封装元器件焊球共面性检测系统，包括受力压杆1、弹针外壳2、传力弹簧3、压电晶体4、电极引出端5、信息处理系统8，其中受力压杆1上端接触器件封装体7上的BGA焊球6，受力压杆1下端连接传力弹簧3、传力弹簧3与受力压杆1下端安装于弹针外壳2之中，弹针外壳2的底部安装压电晶体4，压电晶体4下部安装电极引出端5，电极引出端5通过导线连接信息处理系统8，信息处理系统8可将电极引出端5传来的信号进行处理。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107398624A
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201710650293.1
申请日：2017-08-02
Applicant: 首都航天机械公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于大直径输送管弹上焊接的焊接接头及焊接方法，属于大直径输送管弹上焊接技术领域。焊接接头的结构简单且便于加工，因而可以很方便地在运载火箭及武器产品中需要进行箭(弹)上焊接的条件下推广应用，能够有效解决焊接过程中无法通氩气进行焊缝背面成形保护且焊后无法进行酸洗以去除氧化皮等多余物的问题，在确保获得良好焊缝背面成形的情况下也不因箭(弹)上焊接而带入多余物，能够有效地实现输送管内部多余物的防控。
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公开(公告)号：CN107293502A
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201610223751.9
申请日：2016-04-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: H01L21/66
Abstract: 一种球栅阵列封装元器件焊球共面性检测系统，包括受力压杆1、弹针外壳2、传力弹簧3、压电晶体4、电极引出端5、信息处理系统8，其中受力压杆1上端接触器件封装体7上的BGA焊球6，受力压杆1下端连接传力弹簧3、传力弹簧3与受力压杆1下端安装于弹针外壳2之中，弹针外壳2的底部安装压电晶体4，压电晶体4下部安装电极引出端5，电极引出端5通过导线连接信息处理系统8，信息处理系统8可将电极引出端5传来的信号进行处理。
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公开(公告)号：CN104594769A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201310527058.7
申请日：2013-10-30
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种结构热噪声复合环境试验技术领域，具体涉及一种高温环境下耐强噪声石英窗安装装置及安装方法。所述安装装置包括：托架（3），隔热毡（4），金属减震垫（5），紧固螺栓（6）和压紧螺母（7）；托架（3）为U型槽形状构件，在安装对象（1）的窗口的上下两侧，开口相对地安装2个托架（3），用于约束石英窗（2）；隔热毡（4）垫置于石英窗（2）和托架（3）之间；在水平方向上，使用金属减震垫（5），紧固螺栓（6）和压紧螺母（7）对于石英窗（2）进行固定。本发明缓解行波管热变形导致的安装应力，同时也可以在高温环境下提供稳定的预紧力，保证热噪声试验系统的完整性。
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公开(公告)号：CN110539162B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910843147.X
申请日：2019-09-06
Applicant: 首都航天机械有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于箭上实际装配空间的导管数字化取样制造方法，属于运载火箭先进制造技术领域；步骤一、在燃料箱的底部安装4个燃料箱导管安装法兰；步骤二、安装4个发动机启动阀导管安装法兰；步骤三、将燃料箱安装对接环与发动机安装对接环对接；步骤四、测量对应的燃料箱导管安装法兰在基准坐标系o3x3y3z3中的坐标和3个方向的矢量；步骤五、模拟发动机启动阀导管安装法兰和燃料箱导管安装法兰的相对位置；步骤六、安装第一根待安装导管；步骤七、重复步骤四至步骤六3次，获得其它3根待安装导管；步骤八、对装配间隙进行判断；本发明解决了必须根据箭上实际装配空间开展导管生产才能满足其最终在箭体上精确对接装配要求的难题。
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公开(公告)号：CN107545110A
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201710778039.X
申请日：2017-09-01
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种动态应力加速寿命试验剖面编制方法，包括以下步骤：S1、基于损伤等效原则，将动态应力转化为一定时间区间内的静态应力；S2、在步骤S1的基础上，得出动态应力加速因子与静态应力加速因子的等效关系；S3、以动态温度应力作为动态应力，基于Arrhenius模型，得出动态温度加速应力加速因子计算公式；S4、对动态温度加速应力剖面进行编制，确定3个参数：动态温度加速应力均值Tm*、动态温度加速应力幅值Ta*和动态温度加速应力循环周期w*。该方法可根据产品实际使用的动态变化环境设计动态应力加速寿命试验剖面，提高加速试验中环境条件模拟的逼真程度，确保试验中的产品失效机理与实际使用条件下的一致。
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