Hlavní specialista V.D. Feldman

1. Místo předmluvy

Před dvěma a půl lety zahájil náš podnik sériovou výrobu zařízení "Balanset 1", určeného k vyvažování rotačních mechanismů ve vlastních ložiscích.

K dnešnímu dni bylo vyrobeno více než 180 sad, které se efektivně používají v různých průmyslových odvětvích, včetně výroby a provozu ventilátorů, dmychadel, elektromotorů, vřeten strojů, čerpadel, drtičů, separátorů, odstředivek, kardanových a klikových hřídelí a dalších mechanismů.

V poslední době náš podnik obdržel velké množství dotazů od organizací a jednotlivců ohledně možnosti využití našeho zařízení pro vyvažování vrtulí letadel a vrtulníků v polních podmínkách.

Bohužel naši odborníci s dlouholetými zkušenostmi s vyvažováním různých strojů se tímto problémem nikdy předtím nezabývali. Proto rady a doporučení, které jsme mohli našim zákazníkům poskytnout, byly velmi obecné a ne vždy jim umožnily efektivně vyřešit daný problém.

Tato situace se začala zlepšovat letos na jaře. Bylo to díky aktivnímu postoji V. D. Čvokova, který organizoval a aktivně se s námi podílel na pracích na vyvažování vrtulí letounů Jak-52 a Su-29, které pilotuje.

vyvažování vrtule letadla v polním prostředí.

Obr. 1.1. Letoun Jak-52 na letišti

vyvažování vrtule letadla v polním prostředí.

Obr. 1.2. Letoun Su-29 na parkovišti

2. Výsledky vyvažování vrtulí a vibračního průzkumu akrobatického letounu Jak-52

2.1. Úvod

V květnu až červenci 2014 proběhly práce na vibračním průzkumu letounu Jak-52 vybaveného leteckým motorem M-14P a vyvažování jeho dvoulisté vrtule.

Vyvažování bylo provedeno v jedné rovině pomocí vyvažovací sady "Balanset 1", výrobní číslo 149.

Schéma měření používané při vyvažování je znázorněno na obr. 2.1.

Při vyvažování byl snímač vibrací (akcelerometr) 1 nainstalován na přední kryt převodovky motoru pomocí magnetu na speciálním držáku.

Laserový snímač fázového úhlu 2 byl rovněž nainstalován na kryt převodovky a orientován na odraznou značku umístěnou na jednom z vrtulových listů.

Analogové signály ze snímačů byly přenášeny kabely do měřicí jednotky zařízení "Balanset 1", kde byly předem digitálně zpracovány.

Poté byly tyto signály v digitální podobě odeslány do počítače, kde je software zpracoval a vypočítal hmotnost a úhel korekčního závaží potřebného k vyrovnání nevyváženosti vrtule.

2.2. Během provádění této práce byly získány určité dovednosti a vyvinuta technologie vyvažování vrtulí letadel v polních podmínkách pomocí zařízení "Balanset 1", včetně:

Určení míst a způsobů instalace (upevnění) snímačů vibrací a fázového úhlu na objektu;
Určení rezonančních frekvencí několika konstrukčních prvků letadla (zavěšení motoru, vrtulové listy);
Určení frekvencí otáčení motoru (provozních režimů), které zajišťují minimální zbytkovou nevyváženost při vyvažování;
Stanovení tolerancí pro zbytkovou nevyváženost vrtule atd.

Kromě toho byly získány zajímavé údaje o úrovni vibrací letadel vybavených motory M-14P.

Níže jsou uvedeny materiály zprávy sestavené na základě výsledků těchto prací.

V nich jsou kromě výsledků vyvažování uvedeny údaje o vibračních průzkumech letounů Jak-52 a Su-29 získané během pozemních a letových zkoušek.

Tyto údaje mohou být zajímavé jak pro piloty letadel, tak pro odborníky zabývající se jejich údržbou.

Schéma měření pro vyvažování vrtule letounu YAK-52

Obr. 2.1. Schéma měření pro vyvažování vrtule letadla Jak-52.

Zk - hlavní ozubené kolo převodovky;

Zs - satelity převodovky;

Zn - stacionární ozubené kolo převodovky.

Během provádění těchto prací byla s ohledem na zkušenosti získané při vyvažování vrtulí letounů Su-29 a Jak-52 provedena řada dalších studií, včetně:

Určení vlastních frekvencí kmitání motoru a vrtule letounu Jak-52;
Kontrola velikosti a spektrálního složení vibrací v kabině druhého pilota během letu po vyvážení vrtule;
Kontrola velikosti a spektrálního složení vibrací v kabině druhého pilota během letu po vyvážení vrtule a nastavení síly utažení tlumičů motoru.

2.2. Výsledky studií vlastních frekvencí kmitání motoru a vrtule

Vlastní frekvence kmitů motoru, který je namontován na tlumičích v trupu letadla, byly stanoveny pomocí spektrálního analyzátoru AD-3527 od společnosti A&D (Japonsko) pomocí nárazového buzení kmitů motoru.

Ve spektru vlastních kmitů závěsu motoru letounu Jak-52, jehož příklad je uveden na obr. 2.2, byly identifikovány čtyři hlavní frekvence: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.

Spektrum vlastních frekvencí kmitů závěsu motoru YAK-52

Obr. 2.2. Spektrum vlastních frekvencí zavěšení motoru letounu Jak-52.

Frekvence 74 Hz, 94 Hz a 120 Hz pravděpodobně souvisejí s vlastnostmi upevnění (zavěšení) motoru k tělu letadla.

Frekvence 20 Hz pravděpodobně souvisí s vlastním kmitáním letadla na podvozku.

Vlastní frekvence vrtulových listů byly rovněž stanoveny metodou rázového buzení.

V tomto případě byly identifikovány čtyři hlavní frekvence: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz a 134 Hz.

Údaje o vlastních frekvencích vrtulí letadla Yak-52 a kmitání motoru mohou být důležité zejména při volbě frekvence otáčení vrtule použité při vyvažování. Hlavní podmínkou pro volbu této frekvence je zajistit její maximální možnou odchylku od vlastních frekvencí konstrukčních prvků letadla.

Kromě toho může být znalost vlastních frekvencí jednotlivých součástí a dílů letadla užitečná pro identifikaci příčin prudkého nárůstu (v případě rezonance) určitých složek spektra vibrací při různých režimech otáček motoru.

2.3. Výsledky vyvažování

Jak bylo uvedeno výše, vyvažování vrtule se provádělo v jedné rovině, což vedlo k dynamickému vyrovnání silové nerovnováhy vrtule.

Provedení dynamického vyvážení ve dvou rovinách, které by umožnilo kompenzovat silovou i momentovou nevyváženost vrtule, nebylo možné, protože konstrukce vrtule instalované na letounu Jak-52 umožňuje vytvoření pouze jedné korekční roviny.

Vyvažování vrtule se provádělo při frekvenci otáčení 1150 otáček za minutu (60%), při které bylo možné získat nejstabilnější výsledky měření vibrací z hlediska amplitudy a fáze od začátku do konce.

Vyvažování vrtule probíhalo podle klasického schématu "dvou běhů".

Během prvního pokusu byla stanovena amplituda a fáze vibrací při frekvenci otáčení vrtule v počátečním stavu.

Při druhém pokusu byla stanovena amplituda a fáze vibrací při frekvenci otáčení vrtule po instalaci zkušební hmotnosti 7 g na vrtuli.

Na základě těchto údajů byla pomocí softwaru vypočtena hmotnost M = 19,5 g a úhel nasazení korekčního závaží F = 32°.

Vzhledem ke konstrukčním vlastnostem vrtule, které neumožňují instalaci korekčního závaží pod požadovaným úhlem, byla na vrtuli instalována dvě ekvivalentní závaží:

Hmotnost M1 = 14 g při úhlu F1 = 0°;
Hmotnost M2 = 8,3 g při úhlu F2 = 60°.

Po instalaci stanovených korekčních závaží na vrtuli se vibrace měřené při frekvenci otáčení 1150 ot/min a spojené s nevyvážeností vrtule snížily z 10,2 mm/s v původním stavu na 4,2 mm/s po vyvážení.

V tomto případě se skutečná nevyváženost vrtule snížila z 2340 g*mm na 963 g*mm.

2.4. Kontrola vlivu výsledků vyvažování na úroveň vibrací letadla Jak-52 na zemi při jiných frekvencích otáčení vrtule

Výsledky kontroly vibrací letounu Yak-52, provedené při jiných provozních režimech motoru získaných během pozemních zkoušek, jsou uvedeny v tabulce 2.1.

Jak je patrné z tabulky, provedené vyvážení pozitivně ovlivnilo vibrace letounu Jak-52 ve všech jeho provozních režimech.

Tabulka 2.1.

№	Frekvence otáčení, %	Frekvence otáčení vrtule, ot/min	RMS rychlost vibrací, mm/sec
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Další výsledky vibračních testů

2.5. Kontrola vibrací letounu Jak-52 ve vzduchu při hlavních letových režimech před a po seřízení napětí tlumičů nárazů

Během pozemních testů bylo navíc zjištěno výrazné snížení vibrací letadla při zvýšení frekvence otáčení vrtule.

To lze vysvětlit větším odklonem frekvence otáčení vrtule od vlastní frekvence kmitání letadla na podvozku (pravděpodobně 20 Hz), ke kterému dochází při zvýšení frekvence otáčení vrtule.

Kromě vibračních zkoušek provedených po vyvážení vrtule na zemi (viz oddíl 2.3) byla provedena měření vibrací letounu Jak-52 za letu.

Vibrace za letu byly měřeny v kabině druhého pilota ve vertikálním směru pomocí přenosného analyzátoru vibračního spektra model AD-3527 od společnosti A&D (Japonsko) ve frekvenčním rozsahu od 5 do 200 (500) Hz.

Měření byla provedena při pěti režimech hlavních otáček motoru, které se rovnaly 60%, 65%, 70% a 82% jeho maximální frekvence otáčení.

Výsledky měření provedených před seřízením tlumičů jsou uvedeny v tabulce 2.2.

Tabulka 2.2.

Součásti vibračního spektra

№	Frekvence otáčení vrtule, %	Frekvence otáčení vrtule, ot/min	V_в1 (Hz)	Amplituda V_в1 (mm/s)	V_н (Hz)	Amplituda V_н (mm/s)	V_к1 (Hz)	Amplituda V_к1 (mm/s)	V_в2 (Hz)	Amplituda V_в2 (mm/s)	V_к2 (Hz)	Amplituda V_к2 (mm/s)	V_в4 (Hz)	Amplituda V_в4 (mm/s)	V_к3 (Hz)	Amplituda V_к3 (mm/s)	V_в5 (Hz)	Amplituda V_в5 (mm/s)	V_∑ (mm/s)
1	60	1155	1155	4.4	1560	1.5	1755	1.0	2310	1.5	3510	4.0	4620	1.3	5265	0.7	5775	0.9	6.1
1	60	1155	1244	3.5	1680	1.2	1890	2.1	2488	1.2	3780	4.1	4976	0.4	5670	1.2			6.1
2	65	1244	1244	3.5	1680	1.2	1890	2.1	2488	1.2	3780	4.1	4976	0.4	5670	1.2			6.2
2	65	1244	1342	2.8	1860	0.4	2040	3.2	2684	0.4	4080	2.9	5369	2.3					6.2
3	70	1342	1342	2.8	1860	0.4	2040	3.2	2684	0.4	4080	2.9	5369	2.3				5.0
3	70	1342	1580	4.7	2160	2.9	2400	1.1	3160	0.4	4800	12.5						5.0
4	82	1580	1580	4.7	2160	2.9	2400	1.1	3160	0.4	4800	12.5						13.7
4	82	1580	1830	2.2	2484	3.4	2760	1.7	3660	2.8	5520	15.8	7320	3.7				13.7
5	94	1830	1830	2.2	2484	3.4	2760	1.7	3660	2.8	5520	15.8	7320	3.7				17.1

Na obrázcích 2.3 a 2.4 jsou jako příklad uvedeny grafy spekter získané při měření vibrací v kabině letounu Jak-52 v režimech 60% a 94%, které byly použity pro vyplnění tabulky 2.2.

Vibrační spektrum v kabině letounu YAK-52 na 60%

Obr. 2.3. Spektrum vibrací v kabině letounu Jak-52 v režimu 60%.

Vibrační spektrum v kabině letounu YAK-52 při 94%

Obr. 2.4. Spektrum vibrací v kabině letounu Jak-52 v režimu 94%.

Jak je patrné z tabulky 2.2, hlavní složky vibrací naměřené v kabině druhého pilota se objevují při frekvencích otáčení vrtule V_в1 (zvýrazněno žlutě), klikový hřídel motoru V_к1 (zvýrazněno modře) a pohon vzduchového kompresoru (a/nebo snímač frekvence) V_н (zvýrazněno zeleně), stejně jako u jejich vyšších harmonických V_в2, V_в4, V_в5a V_к2, V_к3.

Maximální celkové vibrace V_∑ byl zjištěn při otáčkových režimech 82% (1580 ot/min vrtule) a 94% (1830 ot/min).

Hlavní složka těchto vibrací se objevuje u 2. harmonické frekvence otáčení klikového hřídele motoru V_к2 a dosahuje hodnot 12,5 mm/s při frekvenci 4800 cyklů/min a 15,8 mm/s při frekvenci 5520 cyklů/min.

Lze předpokládat, že tato složka souvisí s činností pístní skupiny motoru (nárazové procesy probíhající při dvojím pohybu pístů za jednu otáčku klikového hřídele).

Prudký nárůst této složky v režimech 82% (první jmenovitý) a 94% (vzlet) není pravděpodobně způsoben závadami v pístní skupině, ale rezonančními kmity motoru uloženého v trupu letadla na tlumičích.

Tento závěr potvrzují i dříve diskutované výsledky experimentů při kontrole vlastních frekvencí kmitání závěsu motoru, v jejichž spektru se vyskytují frekvence 74 Hz (4440 cyklů/min), 94 Hz (5640 cyklů/min) a 120 Hz (7200 cyklů/min).

Dvě z těchto vlastních frekvencí, 74 Hz a 94 Hz, jsou blízké 2. harmonickým frekvencím otáčení klikového hřídele, které se vyskytují při prvním jmenovitém a vzletovém režimu motoru.

Vzhledem k výrazným vibracím na 2. harmonické klikového hřídele zjištěným během vibračních zkoušek při prvním jmenovitém a vzletovém režimu motoru byla provedena kontrola a seřízení utahovací síly tlumičů pérování motoru.

Výsledky srovnávací zkoušky získané před a po seřízení tlumičů pro frekvenci otáčení vrtule (V_в1) a 2. harmonickou frekvence otáčení klikového hřídele (V_к2) jsou uvedeny v tabulce 2.3.

Tabulka 2.3.

№	Frekvence otáčení vrtule, %	Frekvence otáčení vrtule, ot/min	V_в1 (Před)	V_в1 (Po)	V_к2 (Před)	V_к2 (Po)
1	60	1155 (1140)	1155 4.4	1140 3.3	3510 3.6	3480 3.0
2	65	1244 (1260)	1244 3.5	1260 3.5	3780 4.1	3840 4.3
3	70	1342 (1350)	1342 2.8	1350 3.3	4080 2.9	4080 1.2
4	82	1580 (1590)	1580 4.7	1590 4.2	4800 12.5	4830 16.7
5	94	1830 (1860)	1830 2.2	1860 2.7	5520 15.8	5640 15.2

Jak je patrné z tabulky 2.3, nastavení tlumičů nevedlo k významným změnám hlavních složek vibrací letadla.

Je třeba také poznamenat, že amplituda spektrální složky spojené s nevyvážeností vrtule V_в1detekované v módech 82% a 94% (viz tabulky 1.2 a 1.3), je 3-7krát nižší než amplitudy V_к2, které jsou v těchto režimech přítomny.

Při ostatních režimech letu je složka V_в1 se pohybuje od 2,8 do 4,4 mm/s.

Jak je navíc patrné z tabulek 2.2 a 2.3, jeho změny při přechodu z jednoho režimu do druhého nejsou určeny především kvalitou vyvážení, ale mírou odklonu frekvence otáčení vrtule od vlastních frekvencí různých konstrukčních prvků letadla.

2.6. Závěry z výsledků práce

2.6.1.

Vyvážení vrtule letounu Jak-52, provedené při frekvenci otáčení vrtule 1150 ot/min (60%), umožnilo snížit vibrace vrtule z 10,2 mm/s na 4,2 mm/s.

Vzhledem ke zkušenostem získaným při vyvažování vrtulí letounů Jak-52 a Su-29 pomocí zařízení "Balanset-1" lze předpokládat, že existuje možnost dalšího snížení úrovně vibrací vrtule letounu Jak-52.

Toho lze dosáhnout zejména volbou jiné (vyšší) frekvence otáčení vrtule při jejím vyvažování, což umožní větší odklon od vlastní frekvence kmitání letadla 20 Hz (1200 cyklů/min), zjištěné během zkoušek.

2.6.2.

Jak ukazují výsledky vibračních zkoušek letounu Jak-52 za letu, jeho vibrační spektra (kromě výše zmíněné složky objevující se při frekvenci otáčení vrtule) obsahují několik dalších složek souvisejících s činností klikového hřídele, pístové skupiny motoru a také pohonu vzduchového kompresoru (a/nebo snímače frekvence).

Velikost těchto vibrací v režimech 60%, 65% a 70% je srovnatelná s velikostí vibrací spojených s nevyvážeností vrtule.

Analýza těchto vibrací ukazuje, že i úplné odstranění vibrací způsobených nevyvážeností vrtule sníží celkové vibrace letadla v těchto režimech nejvýše 1,5krát.

2.6.3.

Maximální celkové vibrace V_∑ letounu Jak-52 byl zjištěn při rychlostních režimech 82% (1580 ot/min vrtule) a 94% (1830 ot/min vrtule).

Hlavní složka těchto vibrací se objevuje u 2. harmonické frekvence otáčení klikového hřídele motoru V_к2 (při frekvenci 4800 cyklů/min, resp. 5520 cyklů/min), kde dosahuje hodnot 12,5 mm/s, resp. 15,8 mm/s.

Lze důvodně předpokládat, že tato složka souvisí s činností pístní skupiny motoru (nárazové procesy probíhající při dvojím pohybu pístů za jednu otáčku klikového hřídele).

Prudký nárůst této složky při režimech 82% (první jmenovitý) a 94% (vzlet) není s největší pravděpodobností způsoben závadami v pístní skupině, ale rezonančními kmity motoru uloženého v trupu letadla na tlumičích.

Seřízení tlumičů provedené během zkoušek nevedlo k výrazným změnám vibrací.

Tuto situaci lze pravděpodobně považovat za konstrukční nedopatření vývojářů letadla při výběru systému uchycení (zavěšení) motoru v trupu letadla.

2.6.4.

Údaje získané při vyvažování a dodatečných vibračních zkouškách (viz výsledky letových zkoušek v oddíle 2.5) umožňují vyvodit závěr, že pravidelné sledování vibrací může být užitečné pro diagnostické posouzení technického stavu motoru letadla.

Takovou práci lze provádět například pomocí zařízení "Balanset-1", v jehož softwaru je implementována funkce spektrální analýzy vibrací.

3. Výsledky vyvažování vrtule MTV-9-K-C/CL 260-27 a vibračního průzkumu akrobatického letounu Su-29

3.1. Úvod

Dne 15. června 2014 bylo provedeno vyvážení třílisté vrtule MTV-9-K-C/CL 260-27 leteckého motoru M-14P akrobatického letounu Su-29.

Podle výrobce byla vrtule předběžně staticky vyvážená, o čemž svědčí přítomnost korekčního závaží v letadle 1, které bylo instalováno ve výrobním závodě.

Vyvážení vrtule, která byla přímo instalována na letoun Su-29, bylo provedeno pomocí soupravy pro vibrační vyvažování "Balanset-1", výrobní číslo 149.

Schéma měření používané při vyvažování je znázorněno na obr. 3.1.

Při vyvažování byl snímač vibrací (akcelerometr) 1 namontován na skříň převodovky motoru pomocí magnetu na speciálním držáku.

Laserový snímač fázového úhlu 2 byl rovněž namontován na skříň převodovky a orientován na odraznou značku umístěnou na jednom z vrtulových listů.

Analogové signály ze senzorů byly přenášeny kabely do měřicí jednotky zařízení "Balanset-1", kde byly předem digitálně zpracovány.

Poté byly tyto signály v digitální podobě odeslány do počítače, kde bylo provedeno softwarové zpracování těchto signálů a vypočtena hmotnost a úhel korekčního závaží potřebného k vyrovnání nevyváženosti vrtule.

Schéma měření pro vyvažování vrtule SU-29

Obr. 3.1. Schéma měření pro vyvažování vrtule letounu Su-29.

Z_k - hlavní ozubené kolo převodovky se 75 zuby;

Z_c - satelity převodovky v počtu 6 kusů po 18 zubech;

Z_n - stacionární ozubené kolo převodovky s 39 zuby.

Před provedením této práce byla s ohledem na zkušenosti získané při vyvažování vrtule letounu Jak-52 provedena řada dalších studií, včetně:

Určení vlastních frekvencí kmitání motoru a vrtule letounu Su-29;
Kontrola velikosti a spektrálního složení počátečních vibrací v kabině druhého pilota před vyvážením.

3.2. Výsledky studií vlastních frekvencí kmitání motoru a vrtule

Ve spektru vlastních kmitů zavěšení motoru (viz obr. 3.2) bylo identifikováno šest hlavních frekvencí: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.

Spektrum vlastních frekvencí kmitání závěsu motoru SU-29

Předpokládá se, že frekvence 66 Hz, 88 Hz a 120 Hz přímo souvisejí s vlastnostmi upevnění (zavěšení) motoru k tělu letadla.

Frekvence 16 Hz a 22 Hz jsou pravděpodobně spojeny s vlastním kmitáním letadla na podvozku.

Frekvence 37 Hz pravděpodobně souvisí s vlastní frekvencí kmitání listů vrtule letadla.

Tento předpoklad potvrzují výsledky kontroly vlastních frekvencí kmitání vrtule, které byly rovněž získány metodou rázového buzení.

Ve spektru vlastních kmitů vrtulového listu (viz obr. 3.3) byly identifikovány tři hlavní frekvence: 37 Hz, 100 Hz a 174 Hz.

Spektrum vlastních frekvencí kmitání vrtulových listů SU-29

Údaje o vlastních frekvencích vrtulových listů a kmitání motoru letounu Su-29 mohou být důležité zejména při volbě frekvence otáčení vrtule použité při vyvažování. Hlavní podmínkou pro volbu této frekvence je zajistit její maximální možnou odchylku od vlastních frekvencí konstrukčních prvků letounu.

3.3. Kontrola vibrací v kabině druhého pilota letounu Su-29 na zemi před vyvažováním

Počáteční vibrace letounu Su-29, zjištěné před vyvážením vrtule, byly měřeny v kabině druhého pilota ve vertikálním směru pomocí přenosného analyzátoru vibračního spektra model AD-3527 společnosti A&D (Japonsko) ve frekvenčním rozsahu od 5 do 200 Hz.

Měření byla provedena při čtyřech hlavních režimech otáček motoru, které se rovnají 60%, 65%, 70% a 82% jeho maximální frekvence otáčení.

Získané výsledky jsou uvedeny v tabulce 3.1.

Jak je patrné z tabulky 2.1, hlavní složky vibrací se objevují při frekvencích otáčení vrtule V_в1, klikový hřídel motoru V_к1a pohon vzduchového kompresoru (a/nebo snímač frekvence) V_н, stejně jako při 2. harmonické klikového hřídele V_к2 a případně 3. harmonickou (lopatek) vrtule V_в3, jejíž frekvence je blízká druhé harmonické klikového hřídele.

Tabulka 3.1.

№	Frekvence otáčení vrtule, %	Frekvence otáčení vrtule, ot/min	V_в1	V_н	V_к1	V_в3	V_к2	V_в4	V_к3	V?	V_∑, mm/sec
1	60	1150 5.4	1560 2.6	1740 2.0	3450 –	3480 –	6120 2.8	–	–	–	8.0
2	65	1240 5.7	1700 2.4	1890 3.2	3780 –	–	–	–	–	–	10.6
3	70	1320 5.2	1860 3.0	2010 2.5	3960 –	4020 –	–	–	–	11.5
4	82	1580 3.2	2160 1.5	2400 3.0	4740 –	4800 8.5	–	–	–	9.7

Kromě toho byla ve spektru vibrací při rychlostním režimu 60% nalezena neidentifikovaná složka s vypočteným spektrem na frekvenci 6120 cyklů/min, která může být způsobena rezonancí na frekvenci přibližně 100 Hz jednoho z konstrukčních prvků letadla. Takovým prvkem by mohla být vrtule, jejíž jedna z vlastních frekvencí je 100 Hz.

Maximální celkové vibrace letadla V_∑, dosahující 11,5 mm/s, byl zjištěn při rychlostním režimu 70%.

Hlavní složka celkových vibrací v tomto režimu se objevuje u 2. harmonické (4020 cyklů/min) frekvence otáčení klikového hřídele motoru V_к2 a je rovna 10,8 mm/s.

Lze předpokládat, že tato složka souvisí s činností pístní skupiny motoru (nárazové procesy probíhající při dvojím pohybu pístů za jednu otáčku klikového hřídele).

Prudký nárůst této složky u režimu 70% je pravděpodobně způsoben rezonančními oscilacemi jednoho z konstrukčních prvků letadla (zavěšení motoru v trupu letadla) při frekvenci 67 Hz (4020 cyklů/min).

Je třeba poznamenat, že kromě nárazových poruch spojených s činností pístové skupiny může být velikost vibrací v tomto frekvenčním rozsahu ovlivněna aerodynamickou silou projevující se při frekvenci listů vrtule (V_в3).

U rychlostních režimů 65% a 82% je patrný nárůst složky V_к2 (V_в3), což lze rovněž vysvětlit rezonančními oscilacemi jednotlivých částí letadla.

Amplituda spektrální složky související s nevyvážeností vrtule V_в1, zjištěné u hlavních rychlostních režimů před vyvážením, se pohybovaly v rozmezí od 2,4 do 5,7 mm/s, což je obecně nižší hodnota než V_к2 v odpovídajících režimech.

Jak je navíc patrné z tabulky 3.1, její změny při přechodu z jednoho režimu do druhého jsou dány nejen kvalitou vyvážení, ale také mírou odklonu frekvence otáčení vrtule od vlastních frekvencí konstrukčních prvků letadla.

3.4. Výsledky vyvažování

Vyvažování vrtule se provádělo v jedné rovině při frekvenci otáčení. Výsledkem tohoto vyvážení bylo vyrovnání dynamické silové nerovnováhy vrtule.

Vyrovnávací protokol je uveden níže v dodatku 1.

Vyvažování se provádělo při frekvenci otáčení vrtule 1350 ot/min a zahrnovalo dvě měření.

Během prvního pokusu byla určena amplituda a fáze vibrací při frekvenci otáčení vrtule v počátečním stavu.

Při druhém pokusu byla stanovena amplituda a fáze vibrací při frekvenci otáčení vrtule po instalaci zkušebního závaží o známé hmotnosti na vrtuli.

Na základě výsledků těchto měření byla určena hmotnost a úhel uložení korekčního závaží v rovině 1.

Po instalaci vypočtené hodnoty korekčního závaží na vrtuli, která činila 40,9 g, se vibrace při tomto rychlostním režimu snížily z 6,7 mm/s v počátečním stavu na 1,5 mm/s po vyvážení.

Úroveň vibrací spojených s nevyvážeností vrtule při ostatních rychlostních režimech se rovněž snížila a po vyvážení zůstala v rozmezí 1 až 2,5 mm/s.

Ověření vlivu kvality vyvážení na úroveň vibrací letadla za letu nebylo provedeno z důvodu náhodného poškození této vrtule během jednoho z výcvikových letů.

Je třeba poznamenat, že výsledek získaný při tomto vyvážení se výrazně liší od výsledku vyvážení z výroby.

Zejména:

Vibrace při frekvenci otáčení vrtule se po jejím vyvážení v místě trvalé instalace (na výstupní hřídeli převodovky letounu Su-29) snížily více než čtyřikrát;
Korekční závaží instalované během procesu vyvažování bylo posunuto oproti závaží instalovanému ve výrobním závodě přibližně o 130 stupňů.

Mezi možné příčiny této situace patří:

Chyby měřicího systému vyvažovacího stojanu výrobce (nepravděpodobné);
Geometrické chyby montážních míst spojky vřetena vyvažovacího stroje výrobce, které vedou k radiálnímu házení vrtule při montáži na vřeteno;
Geometrické chyby montážních míst spojky výstupního hřídele převodovky letadla, které vedou k radiálnímu házení vrtule při instalaci na hřídel převodovky.

3.5. Závěry z výsledků práce

3.5.1.

Vyvážení vrtule letounu Su-29, provedené v jedné rovině při frekvenci otáčení vrtule 1350 ot/min (70%), umožnilo snížit vibrace vrtule z 6,7 mm/s na 1,5 mm/s.

Úroveň vibrací spojených s nevyvážeností vrtule při ostatních rychlostních režimech se rovněž výrazně snížila a zůstala v rozmezí 1 až 2,5 mm/s.

3.5.2.

Pro objasnění možných příčin neuspokojivých výsledků vyvažování provedeného ve výrobním závodě je nutné zkontrolovat radiální házivost vrtule na výstupním hřídeli převodovky leteckého motoru.

Dodatek 1

VYVAŽOVACÍ PROTOKOL

Vrtule MTV-9-K-C/CL 260-27 akrobatického letounu Su-29

1. Zákazník: Chvokov

2. Místo instalace vrtule: výstupní hřídel převodovky letounu Su-29

3. Typ vrtule: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Způsob vyvažování: montáž na místě (ve vlastních ložiskách), v jedné rovině.

5. Frekvence otáčení vrtule při vyvažování, ot/min: 1350

6. Model, výrobní číslo a výrobce vyvažovacího zařízení: "Balanset-1", výrobní číslo 149

7. Regulační dokumenty používané při bilancování:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Datum bilancování: 15.06.2014

9. Souhrnná tabulka výsledků bilancování:

№	Výsledky měření	Vibrace, mm/sec	Nevyváženost, g* mm
1	Před vyvážením *)	6.7	6135
2	Po vyvážení	1.5	1350
ISO 1940 Tolerance pro třídu G 6.3			1500

*) Poznámka: Vyvážení bylo provedeno s korekčním závažím instalovaným výrobcem, které zůstalo na vrtuli.

10. Závěr:

10.1. Úroveň vibrací (zbytková nevyváženost) se po vyvážení vrtule instalované na výstupní hřídeli převodovky letounu Su-29 (viz str. 9.2) snížila více než čtyřikrát oproti výchozímu stavu (viz str. 9.1).

10.2. Parametry korekčního závaží (hmotnost, úhel instalace) použité k dosažení výsledku na str. 10.1 se výrazně liší od parametrů korekčního závaží instalovaného výrobcem (MT-vrtule).

Při vyvažování bylo na vrtuli instalováno dodatečné korekční závaží o hmotnosti 40,9 g, které bylo posunuto o 130° oproti závaží instalovanému výrobcem.

(Závaží instalované výrobcem nebylo z vrtule při dodatečném vyvažování odstraněno).