專利名稱：民航飛機apu冷卻風扇測試儀的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及民航飛機APU冷卻風扇測試儀，具體涉及民航飛機APU冷卻風扇測試儀。
背景技術：
APU Auxiliary Power Unit,輔助動力裝置。在大、中型飛機上和大型直升機上，為了減少對地面(機場)供電設備的依賴，都裝有獨立的小型動力裝置，稱為輔助動力裝置或 APU。APU冷卻風扇，用于加速空氣流動，進而為APU降溫，減少APU因高溫弓丨起的損壞和老化。關于冷卻風扇要測定其冷卻效果。現有冷卻風扇測試臺采用直流交流電機和齒輪箱，具有以下缺點:(I)高載荷功率大；(2)體積大、不方便攜帶；(3)對風扇保護性能差；(4)成本高；(5)可持續運行時間短，最長不超過10分鐘；(6)轉速穩定性較差；(7)無滑油循環利用回收能力，浪費較大。
實用新型內容本實用新型的目的在于，提供民航飛機APU冷卻風扇測試儀，以克服現有技術所存在的上述缺點和不足。民航飛機APU冷卻風扇測試臺，用于APU冷卻風扇組件的檢測、維修以及維修過程中的產品調試和最終的驗收試驗。本實用新型所需要解決的技術問題，可以通過以下技術方案來實現:民航飛機APU冷卻風扇測試儀，包括用于驅動待測試的風扇的驅動器，其特征在于，包括:所述驅動器與所述風扇之間設置聯軸器，并且所述驅動器通過鐘罩與所述風扇連接;控制系統，與所述驅動器連接，并控制其運轉；動力潤滑系統，與所述驅動器連接，為其提供滑油；供油增壓系統，與所述驅動器連接，為其提供壓力；冷卻系統，與所述驅動器連接，為其提供冷量；以及振動測試系統，具有采集待測試信息的振動測試點(710)，所述振動測試點(710)設置于所述聯軸器和所述風扇之間。進一步，所述驅動器包括:電主軸，支撐所述電主軸的第一電主軸支座、第二電主軸支座，所述電主軸的兩側分別設置前蓋板、后蓋板，以及控制溫度、電流、扭矩的第一過載保護裝置，所述前蓋板設置于所述鐘罩和所述風扇之間；其中，所述電主軸的軸心設置管腔，所述管腔的兩側為管腔口。進一步，所述風扇具有風扇齒輪，遠離聯軸器的一側設有空氣入口，靠近聯軸器的一側設有空氣出口；所述空氣入口設有安全網罩和進氣導流管；所述空氣出口設有出風引導裝置。進一步，所述聯軸器軸心設置為空心漏斗狀結構，所述聯軸器與所述電主軸同軸，漏斗狀結構的環壁部設有與所述風扇齒輪相配合的聯軸器內齒輪，漏斗狀的底部設有過載扭斷的聯軸器凹槽，漏斗狀結構的頸部設有M28螺紋。進一步，所述鐘罩設置為側臥的燈罩式結構，其內為腔體，所述鐘罩的前端通過卡環與所述風扇連接，其后端通過螺栓與所述電主軸連接；所述鐘罩的下部設有滑油回集槽，滑油回集槽下部設有油氣出口 ；所述鐘罩的下部還設有緩沖空氣入口。進一步，所述動力潤滑系統包括:油霧潤滑器、噴嘴、霧化滑油管、霧化滑油入口、油管支座、油慮和油氣分離器和風扇滑油泵，構成潤滑循環，其中，所述霧化滑油管的前端設有噴嘴，所述霧化滑油管貫穿電主軸、聯軸器、鐘罩，直抵風扇；所述霧化滑油管211的后端設有霧化滑油入口 213，所述霧化滑油管的下方設置有支撐的油管支座。進一步,所述供油增壓系統包括:電主軸、前蓋板、后蓋板、聯軸器、鐘罩、油慮和油氣分離器、截止閥門、調節閥、壓力表、管路內置的氣濾，以及控制壓力的第二過載保護裝置。進一步，所述振動測試系統包括:振動測試點、位于卡環上的加速度傳感器、振動采集儀、采集計算機，采集計算機內具有采集軟件和數據處理軟件；其中，所述振動測試點包括:垂直方向振動測試點、水平方向振動測試點；所述加速度傳感器包括:垂直方向加速度傳感器、水平方向加速度傳感器。進一步，所述控制系統包括:控制柜，所述控制柜上方設置顯示器，所述控制柜內設有振動采集儀、采集計算機和3U預留。進一步，所述測試儀還包括測試臺，測試臺包括:臺面、臺架和調整高度的臺架腳，所述臺面下方設置第一工具抽屜、第二工具抽屜；所述測試臺一側設置冷卻系統，所述冷卻系統采用冷卻機。所述臺面下方還設置變頻器、油霧潤滑器、油慮和油氣分離器、風扇滑油泵，所述臺面上方設置電主軸、聯軸器、鐘罩和風扇。本實用新型的有益效果:本實用新型采用機電一體化和信息處理技術進行設計，測試數據可自動采集到計算機。帶有過載保護裝置。風扇意外卡死時聯軸器扭斷，驅動電主軸分離，保護測試風扇。同時，電主軸也帶有過載保護功能，原理示意見圖1。整套系統布局緊湊、體積小、重量輕、操作簡單、安全可靠。使用方便，維護簡單，操作安全。易于維護和保養，使用經濟。
圖1本實用新型的原理圖。圖2A為本實用新型的總體布局的正視圖。圖2B為本實用新型的總體布局的立體圖。圖3A為驅動器的剖視圖。圖3B為驅動器的立體圖。圖4為風扇與電主軸的裝配簡圖。圖5為前蓋板和后蓋板的結構示意圖。圖6為動力潤滑系統的結構示意圖。圖7為供油增壓系統的結構示意圖。圖8A為聯軸器的剖視圖。圖8B為聯軸器的立體圖。圖9A為鐘罩的剖視圖。圖9B為鐘罩的立體圖。圖10為振動測試點的結構示意圖。圖11加速度傳感器的結構示意圖。附圖標記:驅動器100、電主軸110、管腔111、管腔口 112。第一電主軸支座121、第二電主軸支座122、前蓋板131、后蓋板132。動力潤滑系統200、油霧潤滑器210、噴嘴212、霧化滑油管211、霧化滑油入口 213、油管支座221 ;油慮和油氣分離器230、風扇滑油泵240 ；供油增壓系統300、油慮和油氣分離器230。聯軸器400、聯軸器內齒輪410、聯軸器凹槽420、M28螺紋430。鐘罩500、滑油回集槽510、油氣出口 511、緩沖空氣入口 521、卡環530、螺栓540。風扇600、風扇齒輪610、空氣入口 621、空氣出口 622、安全網罩640。振動測試系統700、振動測試點710:垂直方向振動測試點711、水平方向振動測試點712;加速度傳感器720:垂直方向加速度傳感器721、水平方向加速度傳感器722。振動采集儀730、采集計算機740?？刂葡到y800、控制柜810、顯示器820、振動采集儀730、采集計算機740、變頻器840、3U 預留 850。冷卻系統900、冷卻機910。測試臺1、臺面10、臺架20、臺架腳30、第一工具抽屜11、第二工具抽屜12。
具體實施方式
以下結合具體實施例，對本實用新型作進步說明。應理解，以下實施例僅用于說明本實用新型而非用于限定本實用新型的范圍。實施例1圖1本實用新型的原理圖，如圖1所示，民航飛機APU冷卻風扇測試儀，包括:驅動器100、動力潤滑系統200、供油增壓系統300、聯軸器400、鐘罩500、風扇600、振動測試系統700、控制系統800和冷卻系統900。本實用新型的布局按功能分區，考慮不同設備的工作特性和干擾要求，在不產生相互干擾的情況下盡可能布局緊湊合理。圖2A為本實用新型的總體布局的正視圖。圖2B為本實用新型的總體布局的立體圖。如圖2A和圖2B所示，測試儀還包括測試臺1，測試臺I包括:臺面10、臺架20和臺架腳30，臺面10下方設置第一工具抽屜11、第二工具抽屜12。測試臺I 一側設置冷卻系統900，冷卻系統900采用冷卻機910。測試臺I電氣布線力求安全、美觀；控制面板布局美觀，顯示清晰，操作方便?？刂乒?10設有采集計算機740和3U預留850，采集計算機740作為工控機，3U預留850預留轉速控制接口，也可作為標準面板后續擴展備用。臺面10下方設置第一工具抽屜11、第二工具抽屜12，放置安裝工具和操作手冊。如圖2A和圖2B所示，電主軸110固定臺面預留雙軌道，臺面長1800mm，電主軸出口端到臺面左端距離IOOOmm左右。測試臺I采用生鐵臺面，臺面10采用2mm厚304不銹鋼板材。臺面10由鋼架支撐，自帶配套風扇600的標準接口。臺架腳30高度可調，可在水平尺協助下調腳高，調整臺面10水平。
測試臺I還帶有安全警告標識、聯軸器400過載保護、和電主軸110緊急停機的第一過載保護裝置。風扇600意外抱死時可自動脫離驅動，斷電停機，保護風扇減少損失。驅動器100用于驅動待測試的風扇600。驅動器100與風扇600之間設置聯軸器400，并且驅動器100通過鐘罩500與風扇600連接?？刂葡到y800與驅動器100連接，并控制其運轉。動力潤滑系統200與驅動器100連接，為其提供滑油。供油增壓系統300與驅動器100連接，為其提供壓力。冷卻系統900與驅動器100連接，為其提供冷量。振動測試系統700，從聯軸器400和風扇600之間的振動測試點710采集待測試信
肩、O圖3A為驅動器的剖視圖，圖3B為驅動器的立體圖，如圖3A和圖3B所示，驅動器100包括:電主軸110，支撐電主軸110的第一電主軸支座121、第二電主軸支座122，電主軸110的兩側分別設置前蓋板131、后蓋板132，以及控制溫度、電流、扭矩的第一過載保護裝置。圖5為前蓋板和后蓋板的結構示意圖,如圖5所示,前蓋板131設置于鐘罩500和風扇600之間。第一過載保護裝置，在溫度、電流、扭矩超過額定值時候停止工作。運行時電主軸110的內部溫度彡110°c，如果超過電主軸110的內部溫度> 110°C，則停止工作。電主軸110的軸心設置管腔111，管腔111的兩側為管腔口 112。驅動器100采用進口成套的高轉速電主軸拖動系統，對APU風扇提供驅動力，電主軸110最高轉速60000rpm，轉速在3000rpnT60000rpm之間連續可調(配套的變頻器調速)，并穩定在中間某一值，誤差范圍土 0.5%左右，(滿足28580 土 200rpm、51965 土 500rpm和56122±500rpm 的精度)。[0094]加速度傳感器720及顯示儀表精度土 0.5%。驅動功率5kw，帶有專用的冷卻系統，能長時間(不少于24小時)無間斷連續工作。圖4為風扇與電主軸的裝配簡圖，如圖1和圖4所示，風扇600具有風扇齒輪610，遠離聯軸器400的一側設有空氣入口 621，靠近聯軸器400的一側設有空氣出口 622?？諝馊肟?621設有安全網罩640和進氣導流管；空氣出口 622設有出風引導裝置，把出風引向室夕卜，降低室內空氣噪音。安全網罩640與空氣入口 621不接觸，間隙約50mm。空氣出口 622根據廠房實際情況安裝排氣管道。圖6為動力潤滑系統的結構示意圖，如圖6所示,動力潤滑系統200包括:油霧潤滑器210、噴嘴212、霧化滑油管211、霧化滑油入口 213、油管支座221、油慮和油氣分離器230和風扇滑油泵240，構成潤滑循環。霧化滑油管211的前端設有噴嘴212，霧化滑油管211貫穿電主軸110、聯軸器400、鐘罩500，直抵風扇600 ;霧化滑油管211的后端設有霧化滑油入口 213，霧化滑油管211的下方設置有支撐的油管支座221。油霧潤滑器210內的滑油通過霧化滑油管211貫穿電主軸110、聯軸器400、鐘罩500，經過油慮和油氣分離器230回收后到達油慮和油氣分離器230，經過風扇滑油泵240再循環。圖7為供油增壓系統的結構示意圖，如圖7所示，供油增壓系統300包括:電主軸110、前蓋板131、后蓋板132、聯軸器400、鐘罩500、油慮和油氣分離器230、鐘罩500的下部設有滑油回集槽510，滑油回集槽510下部設有油氣出口 511。緩沖空氣使用場地現有壓縮空氣源或空壓機氣源，額定工作壓力:75±5psi(0.52MPa)。管路系統能夠承受200psi (1.4MPa)壓力，不漏氣。供油增壓系統300還設有獨立的截止閥門，調壓閥，壓力表。管路有氣慮，并帶第二過載保護裝置，壓力過載時候，停止工作。滑油供油采用閉環回路，密閉性好，在正常工作條件下不漏油。管路布局簡潔合理，干凈無油污。有單獨的啟動/停止開關，自帶油慮和油氣分離器230。緩沖空氣進入鐘罩500，經過電主軸110、聯軸器400，再經過油氣出口 511，回到油慮和油氣分離器230。供油增壓系統300采用進口成套閉環的滑油冷卻系統，在工作介質MIL-L-7808或MIL-L-23699下能穩定運行，管路額定工作壓力200psi (145psi=lMPa)，油氣出口 511開直徑0.5mm孔噴霧(根據實際可換噴嘴頭以調整出油口開直徑)，孔到電主軸110的軸端距離10mm。管路系統能夠承受500psi (3.45MPa)壓力。圖8A為聯軸器的剖視圖，圖SB為聯軸器的立體圖，如圖8A和圖SB所示，聯軸器400軸心設置為空心漏斗狀結構，聯軸器400與電主軸110同軸，漏斗狀結構的環壁部設有與風扇齒輪610相配合的聯軸器內齒輪410，漏斗狀的底部設有過載扭斷的聯軸器凹槽420，漏斗狀結構的頸部設有M28螺紋430。圖9A為鐘罩的剖視圖，圖9B為鐘罩的立體圖，如圖9A和圖9B所示，鐘罩500設置為側臥的燈罩式結構，其內為腔體。鐘罩500的前端通過卡環530與風扇600連接，其后端通過螺栓540與電主軸110連接。鐘罩500的下部設有滑油回集槽510，滑油回集槽510下部設有油氣出口 511。鐘罩500的下部還設有緩沖空氣入口 521。圖10為振動測試點的結構示意圖，如圖10所示,振動測試系統700包括:振動測試點710、位于卡環上的加速度傳感器720、振動采集儀730、采集計算機740，采集計算機740內具有采集軟件和數據處理軟件。振動測試系統700采用進口高精度的加速度傳感器720，能夠測試最高轉速下風扇的水平和豎直兩個方向的振動量。振動測量范圍(T25mm/sec，精度0.2mm/sec。參考O IOOmiI(2.54mm)。測試臺I的振動控制在電主軸56122±500rpm轉速下振動量約lmm/sec,在電主軸支架上檢測，水平，垂直兩個振動測試點710。振動測試點710包括:垂直方向振動測試點711、水平方向振動測試點712。圖11加速度傳感器的結構示意圖，如圖11所示，加速度傳感器720包括:垂直方向加速度傳感器721、水平方向加速度傳感器722。如圖2A和圖2B所示，控制系統800包括:控制柜810，控制柜810上方設置顯示器820，控制柜810內設有振動采集儀730、采集計算機740和3U預留850。
如圖2A和圖2B所示，臺面10下方還設置變頻器840、油霧潤滑器210、油慮和油氣分離器230、風扇滑油泵240，臺面10上方設置電主軸110、聯軸器400、鐘罩500和風扇600。民航飛機APU冷卻風扇測試儀的運行環境:室內應干凈整潔，地面不得有粉塵、碎屑等可吸入顆粒，風扇進氣口附近不得有紙張、筆、扳手等物品。進氣口附近嚴禁含有螺母、螺釘、紙張等雜物。開機前應仔細檢查安裝說明書、安裝工具等物品是否放回工具箱內，并核查各個連接部件是否安裝到位。穩定可靠的380V三相交變電源，負載能力IOkW以上，并有可靠接地。測試臺I的工作環境溫度10°C 40°C、濕度:彡70%，大氣壓力:當地大氣壓。穩定的壓縮空氣氣源，壓力0.52MPa以上，氣源應能保證連續不間斷供氣，壓縮空氣應干凈，不得含有粉塵。本實用新型的原理本實用新型的原理及設計圖紙符合相應的國家標準，使用的原材料滿足可預見的極限強度和剛度要求。與部件直接接觸的材料對部件不會造成損傷。操縱方便，有防止誤操作功能。電子控制和自動控制軟件滿足相應的國家標準，安全防護滿足相應的國家標準。測試臺I采用高速電機直驅方式，電機和風扇600采用高同心度的半剛性聯軸器400連接，聯軸器400與齒輪接觸部分帶有緩沖聯軸器內齒輪410，具有一定變形吸能能力，隔離驅動電機的振動，減少其它振動源對風扇的干擾。電主軸110采用進口成套設備，系統自帶過載保護，在溫度、電流或扭矩激增時能停止工作，保護電主軸和設備。電主軸采用配套的變頻器840調速，轉速可由PC控制或手動控制。帶有配套的冷卻系統，能長時間連續無間斷工作。聯軸器400中間有凹槽，截面積經過計算和試驗，能在額定扭矩下工作，過載扭斷，能在風扇600抱死時扭斷，分離電主軸110與風扇600，與電主軸110的第一過載保護裝置一起對風扇形成雙重保護。風扇600與電主軸110采用“卡環530”+ “鐘罩500”方式固定?？ōh530 (規格同風扇實際安裝卡箍)拆卸方便，便于安裝和拆卸待測風扇，模擬風扇600的真實工況，提高測試數據的真實性。驅動器100的結構，如圖3A和圖3B所示，鐘罩500連接風扇600與電主軸110，將其間的空間完全封閉，將霧化滑油與外界隔離，有效控制油污。電主軸110尾端裝配后蓋板132，將電主軸尾端封閉。整個系統完全密閉，隔絕霧化油氣泄漏，保證了臺面10和室內的干凈整潔。風扇600與電主軸110的配合方式如圖4。前蓋板131和后蓋板132的結構如圖5所示，測試臺I使用完畢停機后，用防塵的前蓋板131將風扇接口堵住，防止灰塵進入鐘罩500，同時也防止潤滑油泄漏污染臺面10。動力潤滑系統200的結構如圖6所示，霧化高壓潤滑油由電主軸110的尾部接口接入，經由電主軸軸心管腔口 112進入管腔111，噴向待測試的風扇600?；徒涳L扇600排出后，回流至鐘罩500的腔體內，經過鐘罩500底部的油氣出口 511流出，再經過油慮和油氣分離器230、油慮，進入風扇滑油泵240再次循環。供油增壓系統300的結構如圖7所示，緩沖空氣由鐘，500底部的緩沖空氣入口521進入，經由與風扇600的氣嘴連接的導氣管，進入風扇600內部。聯軸器400的結構如圖8A和圖8B所示，電主軸110與風扇600之間采用半剛性聯軸器連接，以消減傳動過程的振動和隔離電主軸的振動。聯軸器400為空心，內有與風扇齒輪610匹配的聯軸器內齒輪410，直接套于風扇齒輪610上，以便保證同心度，有效降低外部振動的干擾。聯軸器400的中部截面較小，設計為過載扭斷的聯軸器凹槽420，在抱死狀態下保護風扇600。鐘罩500的結構如圖9A和圖9B所示。鐘罩500為封閉殼體，尾部通過螺栓540與電主軸110連接，螺栓540帶密封墊圈。鐘罩500的前端通過卡環530與風扇600鏈接。其將電主軸110與風扇600連成整體，在風扇600的尾部形成密閉空間，將滑油與外界徹底隔離，杜絕運行時滑油泄露。振動測試系統700的結構如圖10所示，振動測試系統700采集采用成套的振動采集儀，振動測試點710，可以按照風扇手冊的要求分部，也可以設定垂直方向振動測試點711、水平方向振動測試點712。采集系統包含兩個高精度加速度傳感器720、振動采集儀730、采集軟件、采集計算機740和數據處理軟件等，能實時采集并聯機顯示當前測試結果，也可以保存數據，待后續進一步分析。加速度傳感器720的結構如圖11所示。加速度傳感器720的安裝方式。兩個加速度傳感器720固定于卡環上，分別為垂直方向加速度傳感器721、水平方向加速度傳感器722，測試時與卡環530 —起套在風扇600上，通過扣件緊固，拆卸方便。配件清單，主要設備清單見表I。表I主要設備清單
權利要求1.民航飛機APU冷卻風扇測試儀，包括用于驅動待測試的風扇(600)的驅動器(100)，其特征在于，包括: 所述驅動器(100 )與所述風扇(600 )之間設置聯軸器(400 )，并且所述驅動器(100 )通過鐘罩(500)與所述風扇(600)連接； 控制系統(800)，與所述驅動器(100)連接，并控制其運轉； 動力潤滑系統(200)，與所述驅動器(100)連接，為其提供滑油； 供油增壓系統(300)，與所述驅動器(100)連接，為其提供壓力； 冷卻系統(900)，與 所述驅動器(100)連接，為其提供冷量；以及振動測試系統(700)，具有采集待測試信息的振動測試點(710)，所述振動測試點(710)設置于所述聯軸器(400)和所述風扇(600)之間。
2.根據權利要求1所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述驅動器(100)包括:電主軸(110)，支撐所述電主軸(110)的第一電主軸支座(121)、第二電主軸支座(122)，所述電主軸(110)的兩側分別設置前蓋板(131)、后蓋板(132)，以及控制溫度、電流、扭矩的第一過載保護裝置，所述前蓋板(131)設置于所述鐘罩(500)和所述風扇(600)之間； 其中，所述電主軸(110)的軸心設置管腔(111)，所述管腔(111)的兩側為管腔(112)。
3.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述風扇(600)具有風扇齒輪(610)，遠離聯軸器(400)的一側設有空氣入(621)，靠近聯軸器(400)的一側設有空氣出口(622)； 所述空氣入口(621)設有安全網罩(640)和進氣導流管； 所述空氣出口(622)設有出風引導裝置。
4.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述聯軸器(400)軸心設置為空心漏斗狀結構，所述聯軸器(400)與所述電主軸(110)同軸，漏斗狀結構的環壁部設有與所述風扇齒輪(610)相配合的聯軸器內齒輪(410)，漏斗狀的底部設有過載扭斷的聯軸器凹槽(420)，漏斗狀結構的頸部設有M28螺紋(430)。
5.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述鐘罩(500)設置為側臥的燈罩式結構，其內為腔體， 所述鐘罩(500 )的前端通過卡環(530 )與所述風扇(600 )連接，其后端通過螺栓(540 )與所述電主軸(I 10)連接； 所述鐘罩(500)的下部設有滑油回集槽(510)，滑油回集槽(510)下部設有油氣出口(511)； 所述鐘罩(500)的下部還設有緩沖空氣入口(521)。
6.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述動力潤滑系統(200)包括:油霧潤滑器(210)、噴嘴(212)、霧化滑油管(211)、霧化滑油入口(213)、油管支座(221)、油慮和油氣分離器(230)和風扇滑油泵(240)，構成潤滑循環， 其中，所述霧化滑油管(211)的前端設有噴嘴(212)，所述霧化滑油管(211)貫穿電主軸(110)、聯軸器(400)、鐘罩(500)，直抵風扇(600);所述霧化滑油管(211)的后端設有霧化滑油入口(213)，所述霧化滑油管(211)的下方設置有支撐的油管支座(221)。
7.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述供油增壓系統(300)包括:電主軸(110)、前蓋板(131)、后蓋板(132)、聯軸器(400)、鐘罩(500)、油慮和油氣分離器(230)、截止閥門、調節閥、壓力表、管路內置的氣濾，以及控制壓力的第二過載保護裝置。
8.根據權利要求2所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述振動測試系統(700)包括:振動測試點(710)、位于卡環上的加速度傳感器(720)、振動采集儀(730)、采集計算機(740)，采集計算機(740)內具有采集軟件和數據處理軟件； 其中，所述振動測試點(710)包括:垂直方向振動測試點(711)、水平方向振動測試點(712)； 所述加速度傳感器(720)包括:垂直方向 加速度傳感器(721)、水平方向加速度傳感器(722)。
9.根據權利要求8所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述控制系統(800)包括:控制柜(810)，所述控制柜(810)上方設置顯示器(820)，所述控制柜(810)內設有振動采集儀(730)、采集計算機(740)和3U預留(850)。
10.根據權利要求1所述的民航飛機APU冷卻風扇測試儀，其特征在于:所述測試儀還包括測試臺(1)，測試臺(I)包括:臺面(10)、臺架(20)和調整高度的臺架腳(30)，所述臺面(10)下方設置第一工具抽屜(11)、第二工具抽屜(12)； 所述測試臺(I) 一側設置冷卻系統(900)，所述冷卻系統(900)采用冷卻機(910)。
專利摘要民航飛機APU冷卻風扇測試儀，包括驅動器(100)與所述風扇(600)之間設置聯軸器(400)，并且驅動器(100)通過鐘罩(500)與所述風扇(600)連接；控制系統(800)，與驅動器(100)連接，并控制其運轉；動力潤滑系統(200)，與驅動器(100)連接，為其提供滑油；供油增壓系統(300)，與驅動器(100)連接，為其提供壓力；冷卻系統(900)，與驅動器(100)連接，為其提供冷量；以及振動測試系統(700)，從聯軸器(400)和風扇(600)之間的振動測試點(710)采集待測試信息。本實用新型帶有過載保護裝置。風扇意外卡死時聯軸器扭斷，采用機電一體化測試數據可自動采集到計算機。具有操作簡單、安全可靠的優點。
文檔編號F04D27/00GK203081826SQ201320050588
公開日2013年7月24日 申請日期2013年1月30日 優先權日2013年1月30日
發明者郭洪生, 張正茂, 林琴棋, 張小進, 于連富 申請人:上海航新航宇機械技術有限公司