Spécialiste en chef V.D. Feldman

1. Au lieu d'une préface

Il y a deux ans et demi, notre entreprise a commencé la production en série de l'appareil "Balanset 1", conçu pour équilibrer les mécanismes rotatifs dans leurs propres roulements.

À ce jour, plus de 180 ensembles ont été produits, qui sont utilisés efficacement dans diverses industries, notamment pour la production et le fonctionnement de ventilateurs, de soufflantes, de moteurs électriques, de broches de machines, de pompes, de concasseurs, de séparateurs, de centrifugeuses, de cardans, de vilebrequins et d'autres mécanismes.

Récemment, notre entreprise a reçu un grand nombre de demandes de la part d'organisations et de particuliers concernant la possibilité d'utiliser notre équipement pour équilibrer les hélices d'avions et d'hélicoptères sur le terrain.

Malheureusement, nos spécialistes, qui ont de nombreuses années d'expérience dans l'équilibrage de diverses machines, n'avaient jamais été confrontés à ce problème. Par conséquent, les conseils et les recommandations que nous pouvions fournir à nos clients étaient très généraux et ne leur permettaient pas toujours de résoudre efficacement le problème posé.

La situation a commencé à s'améliorer au printemps. Cela est dû à la position active de V.D. Chvokov, qui a organisé et participé activement avec nous au travail d'équilibrage des hélices des avions Yak-52 et Su-29 qu'il pilote.

équilibrer l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain

Fig. 1.1. Avion Yak-52 sur le terrain d'aviation

équilibrer l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain

Fig. 1.2. Avion Su-29 dans le parking

2. Résultats de l'équilibrage des hélices et de l'étude des vibrations de l'avion de voltige Yak-52

2.1. Introduction

De mai à juillet 2014, des travaux ont été réalisés sur l'étude des vibrations de l'avion Yak-52 équipé du moteur d'aviation M-14P et sur l'équilibrage de son hélice bipale.

L'équilibrage a été réalisé en un seul plan à l'aide du kit d'équilibrage "Balanset 1", numéro de série 149.

Le schéma de mesure utilisé lors de l'équilibrage est illustré à la figure 2.1.

Pendant le processus d'équilibrage, le capteur de vibrations (accéléromètre) 1 a été installé sur le couvercle avant de la boîte de vitesses du moteur à l'aide d'un aimant sur un support spécial.

Le capteur laser d'angle de phase 2 a également été installé sur le couvercle de la boîte de vitesses et orienté vers la marque réfléchissante appliquée sur l'une des pales de l'hélice.

Les signaux analogiques des capteurs ont été transmis par des câbles à l'unité de mesure de l'appareil "Balanset 1", où ils ont été prétraités numériquement.

Ces signaux numériques sont ensuite envoyés à un ordinateur, où un logiciel les traite et calcule la masse et l'angle du poids correcteur nécessaire pour compenser le déséquilibre de l'hélice.

2.2. Au cours de l'exécution de ce travail, certaines compétences ont été acquises et une technologie d'équilibrage des hélices d'avion dans des conditions de terrain à l'aide de l'appareil "Balanset 1" a été développée, y compris :

Déterminer les emplacements et les méthodes d'installation (fixation) des capteurs de vibration et d'angle de phase sur l'objet ;
Détermination des fréquences de résonance de plusieurs éléments structurels de l'avion (suspension du moteur, pales d'hélice) ;
Identifier les fréquences de rotation du moteur (modes de fonctionnement) qui garantissent un déséquilibre résiduel minimal lors de l'équilibrage ;
Établir des tolérances pour le déséquilibre résiduel de l'hélice, etc.

En outre, des données intéressantes sur les niveaux de vibration des avions équipés de moteurs M-14P ont été obtenues.

Vous trouverez ci-dessous les rapports élaborés sur la base des résultats de ces travaux.

Outre les résultats de l'équilibrage, ils fournissent des données sur les études des vibrations des avions Yak-52 et Su-29 obtenues au cours des essais au sol et en vol.

Ces données peuvent intéresser à la fois les pilotes d'avions et les spécialistes impliqués dans leur maintenance.

Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice du YAK-52

Fig. 2.1. Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice de l'avion Yak-52.

Zk - roue dentée principale de la boîte de vitesses ;

Zs - satellites de la boîte de vitesses ;

Zn - roue dentée fixe de la boîte de vitesses.

Au cours de l'exécution de ces travaux, compte tenu de l'expérience acquise dans l'équilibrage des hélices des avions Su-29 et Yak-52, un certain nombre d'études supplémentaires ont été menées, notamment :

Détermination des fréquences naturelles des oscillations du moteur et de l'hélice de l'avion Yak-52 ;
Vérification de l'ampleur et de la composition spectrale des vibrations dans la cabine du second pilote pendant le vol après l'équilibrage de l'hélice ;
Vérification de l'ampleur et de la composition spectrale des vibrations dans la cabine du second pilote pendant le vol après l'équilibrage de l'hélice et le réglage de la force de serrage des amortisseurs du moteur.

2.2. Résultats des études sur les fréquences naturelles des oscillations du moteur et de l'hélice

Les fréquences naturelles des oscillations du moteur, montées sur des amortisseurs dans le corps de l'avion, ont été déterminées à l'aide de l'analyseur de spectre AD-3527 de A&D (Japon) par l'excitation par impact des oscillations du moteur.

Dans le spectre des oscillations naturelles de la suspension du moteur de l'avion Yak-52, dont un exemple est présenté à la figure 2.2, quatre fréquences principales ont été identifiées : 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.

Le spectre des fréquences naturelles d'oscillation de la suspension du moteur du YAK-52

Fig. 2.2. Spectre des fréquences naturelles de la suspension du moteur de l'avion Yak-52.

Les fréquences 74 Hz, 94 Hz et 120 Hz sont probablement liées aux caractéristiques du montage du moteur (suspension) sur la carlingue de l'avion.

La fréquence de 20 Hz est très probablement associée aux oscillations naturelles de l'avion sur le châssis.

Les fréquences naturelles des pales d'hélice ont également été déterminées à l'aide de la méthode d'excitation par impact.

Dans ce cas, quatre fréquences principales ont été identifiées : 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz et 134 Hz.

Les données relatives aux fréquences naturelles des oscillations de l'hélice et du moteur de l'avion Yak-52 peuvent être particulièrement importantes pour le choix de la fréquence de rotation de l'hélice utilisée lors de l'équilibrage. La principale condition pour choisir cette fréquence est d'assurer son désaccord maximal avec les fréquences naturelles des éléments structurels de l'avion.

En outre, la connaissance des fréquences naturelles des différents composants et parties de l'aéronef peut être utile pour identifier les causes d'une forte augmentation (en cas de résonance) de certaines composantes du spectre vibratoire à différents modes de régime du moteur.

2.3. Résultats de l'équilibrage

Comme indiqué ci-dessus, l'équilibrage de l'hélice a été effectué dans un seul plan, ce qui a permis de compenser le déséquilibre des forces de l'hélice de manière dynamique.

L'équilibrage dynamique sur deux plans, qui permettrait de compenser le déséquilibre de force et de moment de l'hélice, n'était pas réalisable, car la conception de l'hélice installée sur l'avion Yak-52 ne permet la formation que d'un seul plan de correction.

L'équilibrage de l'hélice a été effectué à une fréquence de rotation de 1150 tr/min (60%), à laquelle il a été possible d'obtenir les résultats de mesure des vibrations les plus stables en termes d'amplitude et de phase d'un début à l'autre.

L'équilibrage de l'hélice a suivi le schéma classique "à deux tours".

Lors du premier passage, l'amplitude et la phase de vibration à la fréquence de rotation de l'hélice dans son état initial ont été déterminées.

Au cours du deuxième essai, l'amplitude et la phase des vibrations à la fréquence de rotation de l'hélice après l'installation d'une masse d'essai de 7 g sur l'hélice ont été déterminées.

Sur la base de ces données, la masse M = 19,5 g et l'angle d'installation du poids correcteur F = 32° ont été calculés à l'aide d'un logiciel.

En raison des caractéristiques de conception de l'hélice, qui ne permettent pas d'installer le poids correcteur à l'angle requis, deux poids équivalents ont été installés sur l'hélice :

Poids M1 = 14 g à l'angle F1 = 0° ;
Poids M2 = 8,3 g à l'angle F2 = 60°.

Après l'installation des poids de correction spécifiés sur l'hélice, la vibration mesurée à une fréquence de rotation de 1150 tr/min et associée au déséquilibre de l'hélice a diminué de 10,2 mm/sec dans l'état initial à 4,2 mm/sec après l'équilibrage.

Dans ce cas, le déséquilibre réel de l'hélice est passé de 2340 g*mm à 963 g*mm.

2.4. Vérification de l'effet des résultats de l'équilibrage sur le niveau de vibration de l'avion Yak-52 au sol à d'autres fréquences de rotation de l'hélice

Les résultats de la vérification des vibrations de l'avion Yak-52, effectuée pour d'autres modes de fonctionnement du moteur obtenus lors des essais au sol, sont présentés dans le tableau 2.1.

Comme le montre le tableau, l'équilibrage réalisé a eu une incidence positive sur les vibrations de l'avion Yak-52 dans tous ses modes de fonctionnement.

Tableau 2.1.

№	Fréquence de rotation, %	Fréquence de rotation de l'hélice, tr/min	Vitesse de vibration RMS, mm/sec
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Résultats supplémentaires des essais de vibration

2.5. Vérification des vibrations de l'avion Yak-52 en vol aux principaux modes de vol avant et après le réglage de la tension de l'amortisseur

De plus, lors des essais au sol, une réduction significative des vibrations de l'avion a été identifiée avec une augmentation de la fréquence de rotation de l'hélice.

Cela peut s'expliquer par un désaccord plus important de la fréquence de rotation de l'hélice par rapport à la fréquence d'oscillation naturelle de l'avion sur le châssis (probablement 20 Hz), qui se produit lorsque la fréquence de rotation de l'hélice augmente.

En plus des essais de vibration effectués après l'équilibrage de l'hélice au sol (voir section 2.3), des mesures de vibration de l'avion Yak-52 en vol ont été effectuées.

Les vibrations en vol ont été mesurées dans la cabine du second pilote, dans le sens vertical, à l'aide d'un analyseur de spectre de vibrations portable, modèle AD-3527 de A&D (Japon), dans la gamme de fréquences allant de 5 à 200 (500) Hz.

Les mesures ont été effectuées à cinq modes de régime du moteur principal, respectivement égaux à 60%, 65%, 70% et 82% de sa fréquence de rotation maximale.

Les résultats des mesures, effectuées avant le réglage des amortisseurs, sont présentés dans le tableau 2.2.

Tableau 2.2.

Composants du spectre vibratoire

№	Fréquence de rotation de l'hélice, %	Fréquence de rotation de l'hélice, tr/min	V_в1 (Hz)	Amplitude V_в1 (mm/sec)	V_н (Hz)	Amplitude V_н (mm/sec)	V_к1 (Hz)	Amplitude V_к1 (mm/sec)	V_в2 (Hz)	Amplitude V_в2 (mm/sec)	V_к2 (Hz)	Amplitude V_к2 (mm/sec)	V_в4 (Hz)	Amplitude V_в4 (mm/sec)	V_к3 (Hz)	Amplitude V_к3 (mm/sec)	V_в5 (Hz)	Amplitude V_в5 (mm/sec)	V_∑ (mm/sec)
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

À titre d'exemple, les figures 2.3 et 2.4 montrent les spectres obtenus lors de la mesure des vibrations dans la cabine de l'avion Yak-52 aux modes 60% et 94% utilisés pour remplir le tableau 2.2.

Spectre vibratoire dans le cockpit du YAK-52 à 60%

Fig. 2.3. Spectre de vibrations dans la cabine de l'avion Yak-52 en mode 60%.

Spectre vibratoire dans le cockpit du YAK-52 à 94%

Fig. 2.4. Spectre des vibrations dans la cabine de l'avion Yak-52 en mode 94%.

Comme le montre le tableau 2.2, les principales composantes des vibrations mesurées dans la cabine du second pilote apparaissent aux fréquences de rotation de l'hélice V_в1 (en jaune), le vilebrequin du moteur V_к1 (surligné en bleu), et l'entraînement du compresseur d'air (et/ou le capteur de fréquence) V_н (en vert), ainsi qu'à leurs harmoniques supérieures V_в2, V_в4, V_в5et V_к2, V_к3.

La vibration totale maximale V_∑ a été constaté pour les modes de vitesse 82% (1580 tr/min de l'hélice) et 94% (1830 tr/min).

La composante principale de cette vibration apparaît à la 2e harmonique de la fréquence de rotation du vilebrequin du moteur V_к2 et atteint respectivement des valeurs de 12,5 mm/sec à une fréquence de 4800 cycles/min et de 15,8 mm/sec à une fréquence de 5520 cycles/min.

On peut supposer que cette composante est associée au fonctionnement du groupe de pistons du moteur (processus d'impact se produisant lors du double mouvement des pistons par tour de vilebrequin).

La forte augmentation de cette composante aux modes 82% (premier nominal) et 94% (décollage) est très probablement due non pas à des défauts dans le groupe de pistons, mais aux oscillations résonantes du moteur monté dans le corps de l'avion sur des amortisseurs.

Cette conclusion est confirmée par les résultats expérimentaux précédemment discutés de la vérification des fréquences naturelles des oscillations de la suspension du moteur, dont le spectre comprend 74 Hz (4440 cycles/min), 94 Hz (5640 cycles/min) et 120 Hz (7200 cycles/min).

Deux de ces fréquences naturelles, 74 Hz et 94 Hz, sont proches des fréquences de la deuxième harmonique de la rotation du vilebrequin, qui se produisent dans les premiers modes nominaux et de décollage du moteur.

En raison des vibrations significatives au niveau de la deuxième harmonique du vilebrequin constatées lors des essais de vibration aux premiers modes nominal et de décollage du moteur, une vérification et un ajustement de la force de serrage des amortisseurs de la suspension du moteur ont été effectués.

Les résultats comparatifs des essais obtenus avant et après le réglage des amortisseurs pour la fréquence de rotation de l'hélice (V_в1) et la 2e harmonique de la fréquence de rotation du vilebrequin (V_к2) sont présentés dans le tableau 2.3.

Tableau 2.3.

№	Fréquence de rotation de l'hélice, %	Fréquence de rotation de l'hélice, tr/min	V_в1 (Avant)	V_в1 (Après)	V_к2 (Avant)	V_к2 (Après)
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

Comme le montre le tableau 2.3, le réglage des amortisseurs n'a pas entraîné de changements significatifs dans les principales composantes vibratoires de l'avion.

Il convient également de noter que l'amplitude de la composante spectrale associée au déséquilibre de l'hélice V_в1détectée aux modes 82% et 94% (voir tableaux 1.2 et 1.3), est respectivement 3 à 7 fois plus faible que les amplitudes de V_к2, présent dans ces modes.

Dans les autres modes de vol, la composante V_в1 varie de 2,8 à 4,4 mm/sec.

De plus, comme le montrent les tableaux 2.2 et 2.3, ses variations lors du passage d'un mode à l'autre sont principalement déterminées non pas par la qualité de l'équilibrage, mais par le degré de désaccord de la fréquence de rotation de l'hélice par rapport aux fréquences naturelles de divers éléments structurels de l'avion.

2.6. Conclusions des résultats des travaux

2.6.1.

L'équilibrage de l'hélice de l'avion Yak-52, effectué à une fréquence de rotation de l'hélice de 1150 tr/min (60%), a permis de réduire les vibrations de l'hélice de 10,2 mm/sec à 4,2 mm/sec.

Compte tenu de l'expérience acquise lors de l'équilibrage des hélices des avions Yak-52 et Su-29 à l'aide du dispositif "Balanset-1", on peut supposer qu'il est possible de réduire davantage le niveau de vibration de l'hélice de l'avion Yak-52.

Cela peut être réalisé, en particulier, en sélectionnant une fréquence de rotation de l'hélice différente (plus élevée) lors de son équilibrage, ce qui permet un désaccord plus important par rapport à la fréquence d'oscillation naturelle de l'avion de 20 Hz (1200 cycles/min), identifiée lors des essais.

2.6.2.

Comme le montrent les résultats des essais de vibration de l'avion Yak-52 en vol, ses spectres de vibration (outre la composante susmentionnée apparaissant à la fréquence de rotation de l'hélice) contiennent plusieurs autres composantes associées au fonctionnement du vilebrequin, du groupe de pistons du moteur, ainsi que de l'entraînement du compresseur d'air (et/ou du capteur de fréquence).

Les amplitudes de ces vibrations aux modes 60%, 65% et 70% sont comparables à l'amplitude des vibrations associées au déséquilibre de l'hélice.

Une analyse de ces vibrations montre que même l'élimination complète des vibrations dues au déséquilibre de l'hélice ne réduira pas les vibrations totales de l'avion dans ces modes de plus de 1,5 fois.

2.6.3.

La vibration totale maximale V_∑ de l'avion Yak-52 a été constaté aux modes de vitesse 82% (1580 tr/min de l'hélice) et 94% (1830 tr/min de l'hélice).

La composante principale de cette vibration apparaît à la 2e harmonique de la fréquence de rotation du vilebrequin du moteur V_к2 (à des fréquences de 4 800 cycles/min ou de 5 520 cycles/min), où elle atteint respectivement des valeurs de 12,5 mm/sec et de 15,8 mm/sec.

On peut raisonnablement supposer que cette composante est associée au fonctionnement du groupe de pistons du moteur (processus d'impact se produisant lors du double mouvement des pistons par tour de vilebrequin).

La forte augmentation de cette composante aux modes 82% (premier nominal) et 94% (décollage) est très probablement due non pas à des défauts dans le groupe de pistons, mais à des oscillations résonantes du moteur monté dans le corps de l'avion sur des amortisseurs.

Le réglage des amortisseurs effectué pendant les essais n'a pas entraîné de modifications significatives des vibrations.

Cette situation peut vraisemblablement être considérée comme une erreur de conception de la part des concepteurs de l'avion lors du choix du système de montage (suspension) du moteur dans la carlingue de l'avion.

2.6.4.

Les données obtenues lors de l'équilibrage et des essais de vibration supplémentaires (voir les résultats des essais en vol au point 2.5) permettent de conclure que la surveillance périodique des vibrations peut être utile pour l'évaluation diagnostique de l'état technique du moteur de l'aéronef.

Ce travail peut être effectué, par exemple, à l'aide de l'appareil "Balanset-1", dont le logiciel intègre la fonction d'analyse spectrale des vibrations.

3. Résultats de l'équilibrage de l'hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 et étude des vibrations de l'avion de voltige Su-29

3.1. Introduction

Le 15 juin 2014, l'équilibrage de l'hélice tripale MTV-9-K-C/CL 260-27 du moteur d'aviation M-14P de l'avion de voltige Su-29 a été effectué.

Selon le fabricant, l'hélice était préalablement équilibrée statiquement, comme en témoigne la présence d'un poids correcteur dans le plan 1, installé à l'usine de fabrication.

L'équilibrage de l'hélice, directement installée sur l'avion Su-29, a été réalisé à l'aide du kit d'équilibrage des vibrations "Balanset-1", numéro de série 149.

Le schéma de mesure utilisé lors de l'équilibrage est illustré à la figure 3.1.

Pendant le processus d'équilibrage, le capteur de vibrations (accéléromètre) 1 a été monté sur le carter de la boîte de vitesses du moteur à l'aide d'un aimant sur un support spécial.

Le capteur laser d'angle de phase 2 a également été monté sur le boîtier de la boîte de vitesses et orienté vers la marque réfléchissante appliquée sur l'une des pales de l'hélice.

Les signaux analogiques des capteurs ont été transmis par des câbles à l'unité de mesure de l'appareil "Balanset-1", où ils ont été prétraités numériquement.

Ces signaux sont ensuite envoyés sous forme numérique à un ordinateur, qui les traite par logiciel et calcule la masse et l'angle du poids correcteur nécessaire pour compenser le déséquilibre de l'hélice.

Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice du SU-29

Fig. 3.1. Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice de l'avion Su-29.

Z_k - roue dentée principale de la boîte de vitesses avec 75 dents ;

Z_c - les satellites de la boîte de vitesses, au nombre de 6 pièces de 18 dents chacune ;

Z_n - roue dentée fixe de la boîte de vitesses avec 39 dents.

Avant de réaliser ce travail, compte tenu de l'expérience acquise lors de l'équilibrage de l'hélice de l'avion Yak-52, un certain nombre d'études supplémentaires ont été réalisées, notamment :

Détermination des fréquences naturelles des oscillations du moteur et de l'hélice de l'avion Su-29 ;
Vérification de l'amplitude et de la composition spectrale de la vibration initiale dans la cabine du second pilote avant l'équilibrage.

3.2. Résultats des études sur les fréquences naturelles des oscillations du moteur et de l'hélice

Dans le spectre des oscillations naturelles de la suspension du moteur (voir figure 3.2), six fréquences principales ont été identifiées : 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.

Le spectre des fréquences naturelles d'oscillation de la suspension du moteur du SU-29

Parmi celles-ci, on suppose que les fréquences 66 Hz, 88 Hz et 120 Hz sont directement liées aux caractéristiques du montage du moteur (suspension) sur la carlingue de l'avion.

Les fréquences 16 Hz et 22 Hz sont très probablement associées aux oscillations naturelles de l'avion sur le châssis.

La fréquence de 37 Hz est probablement liée à la fréquence naturelle des oscillations des pales de l'hélice de l'avion.

Cette hypothèse est confirmée par les résultats de la vérification des fréquences naturelles des oscillations de l'hélice, également obtenus par la méthode d'excitation par impact.

Dans le spectre des oscillations naturelles de la pale d'hélice (voir Fig. 3.3), trois fréquences principales ont été identifiées : 37 Hz, 100 Hz et 174 Hz.

Le spectre des fréquences naturelles d'oscillation des pales d'hélice du SU-29

Les données sur les fréquences naturelles des oscillations des pales d'hélice et du moteur de l'avion Su-29 peuvent être particulièrement importantes pour le choix de la fréquence de rotation de l'hélice utilisée lors de l'équilibrage. La principale condition pour choisir cette fréquence est d'assurer son désaccord maximal avec les fréquences naturelles des éléments structurels de l'avion.

En outre, la connaissance des fréquences naturelles des différents composants et parties de l'avion peut être utile pour identifier les causes d'une augmentation brutale (en cas de résonance) de certaines composantes du spectre de vibrations à différents modes de régime du moteur.

3.3. Vérification des vibrations dans la cabine du second pilote du Su-29 au sol avant l'équilibrage

La vibration initiale de l'avion Su-29, identifiée avant l'équilibrage de l'hélice, a été mesurée dans la seconde cabine du pilote dans la direction verticale à l'aide d'un analyseur de spectre de vibration portable modèle AD-3527 de A&D (Japon) dans la gamme de fréquences allant de 5 à 200 Hz.

Les mesures ont été effectuées à quatre régimes principaux du moteur, respectivement égaux à 60%, 65%, 70% et 82% de sa fréquence de rotation maximale.

Les résultats obtenus sont présentés dans le tableau 3.1.

Comme le montre le tableau 2.1, les principales composantes de la vibration apparaissent aux fréquences de rotation de l'hélice V_в1le vilebrequin du moteur V_к1et l'entraînement du compresseur d'air (et/ou le capteur de fréquence) V_нainsi qu'à la 2e harmonique du vilebrequin V_к2 et éventuellement la 3e harmonique (pale) de l'hélice V_в3dont la fréquence est proche de la deuxième harmonique du vilebrequin.

Tableau 3.1.

№	Fréquence de rotation de l'hélice, %	Fréquence de rotation de l'hélice, tr/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

De plus, dans le spectre de vibrations au mode de vitesse 60%, une composante non identifiée avec le spectre calculé a été trouvée à une fréquence de 6120 cycles/min, qui peut être causée par une résonance à une fréquence d'environ 100 Hz de l'un des éléments structuraux de l'avion. Cet élément pourrait être l'hélice, dont l'une des fréquences naturelles est de 100 Hz.

La vibration totale maximale de l'avion V_∑Le mode de vitesse 70% a permis d'atteindre une vitesse de 11,5 mm/sec.

La composante principale de la vibration totale dans ce mode apparaît à la 2e harmonique (4020 cycles/min) de la fréquence de rotation du vilebrequin du moteur V_к2 et est égale à 10,8 mm/sec.

On peut supposer que cette composante est associée au fonctionnement du groupe de pistons du moteur (processus d'impact se produisant lors du double mouvement des pistons par tour de vilebrequin).

La forte augmentation de cette composante au mode 70% est probablement due aux oscillations résonantes d'un des éléments structurels de l'avion (suspension du moteur dans le corps de l'avion) à une fréquence de 67 Hz (4020 cycles/min).

Il convient de noter qu'en plus des perturbations d'impact liées au fonctionnement du groupe de pistons, l'ampleur des vibrations dans cette gamme de fréquences peut être influencée par la force aérodynamique se manifestant à la fréquence des pales de l'hélice (V_в3).

Dans les modes de vitesse 65% et 82%, une augmentation notable de la composante V_к2 (V_в3) est également observée, ce qui peut également s'expliquer par les oscillations de résonance des différents composants de l'avion.

L'amplitude de la composante spectrale associée au déséquilibre de l'hélice V_в1identifiée dans les principaux modes de vitesse avant l'équilibrage, était comprise entre 2,4 et 5,7 mm/sec, ce qui est généralement inférieur à la valeur de V_к2 aux modes correspondants.

De plus, comme le montre le tableau 3.1, ses variations lors du passage d'un mode à l'autre sont déterminées non seulement par la qualité de l'équilibrage, mais aussi par le degré de désaccord de la fréquence de rotation de l'hélice par rapport aux fréquences naturelles des éléments structurels de l'avion.

3.4. Résultats de l'équilibrage

L'équilibrage de l'hélice a été effectué dans un plan à une fréquence de rotation. Cet équilibrage a permis de compenser le déséquilibre des forces dynamiques de l'hélice.

Le protocole d'équilibrage figure à l'annexe 1.

L'équilibrage a été effectué à une fréquence de rotation de l'hélice de 1350 tr/min et a comporté deux séries de mesures.

Au cours du premier essai, l'amplitude et la phase de la vibration à la fréquence de rotation de l'hélice dans l'état initial ont été déterminées.

Au cours du deuxième essai, l'amplitude et la phase de la vibration à la fréquence de rotation de l'hélice après l'installation d'une masse d'essai de poids connu sur l'hélice ont été déterminées.

Sur la base des résultats de ces mesures, la masse et l'angle d'installation du poids correcteur dans le plan 1 ont été déterminés.

Après l'installation de la valeur calculée du poids correctif sur l'hélice, qui était de 40,9 g, la vibration à ce mode de vitesse a diminué de 6,7 mm/sec dans l'état initial à 1,5 mm/sec après l'équilibrage.

Le niveau de vibration associé au déséquilibre de l'hélice à d'autres modes de vitesse a également diminué et est resté dans la plage de 1 à 2,5 mm/sec après l'équilibrage.

La vérification de l'effet de la qualité de l'équilibrage sur le niveau de vibration de l'avion en vol n'a pas été effectuée en raison de l'endommagement accidentel de cette hélice au cours de l'un des vols d'entraînement.

Il convient de noter que le résultat obtenu lors de cet équilibrage diffère sensiblement du résultat de l'équilibrage en usine.

En particulier :

La vibration à la fréquence de rotation de l'hélice après son équilibrage sur le site d'installation permanente (sur l'arbre de sortie de la boîte de vitesses de l'avion Su-29) a été réduite de plus de 4 fois ;
Le poids correcteur installé au cours du processus d'équilibrage était décalé d'environ 130 degrés par rapport au poids installé à l'usine de fabrication.

Les raisons possibles de cette situation sont les suivantes :

Erreurs du système de mesure du banc d'essai du fabricant (peu probable) ;
Erreurs géométriques des emplacements de montage de l'accouplement de la broche de la machine d'équilibrage du fabricant, entraînant un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur la broche ;
Erreurs géométriques des emplacements de montage de l'accouplement de l'arbre de sortie de la boîte de vitesses de l'avion, entraînant un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur l'arbre de la boîte de vitesses.

3.5. Conclusions des résultats des travaux

3.5.1.

L'équilibrage de l'hélice de l'avion Su-29, effectué sur un plan à une fréquence de rotation de l'hélice de 1350 tr/min (70%), a permis de réduire les vibrations de l'hélice de 6,7 mm/sec à 1,5 mm/sec.

Le niveau de vibration associé au déséquilibre de l'hélice à d'autres modes de vitesse a également diminué de manière significative et est resté dans la plage de 1 à 2,5 mm/sec.

3.5.2.

Pour clarifier les raisons possibles des résultats insatisfaisants de l'équilibrage effectué dans l'usine de fabrication, il est nécessaire de vérifier le battement radial de l'hélice sur l'arbre de sortie de la boîte de vitesses du moteur de l'avion.

Annexe 1

PROTOCOLE D'ÉQUILIBRAGE

Hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 de l'avion de voltige Su-29

1. Client : V.D. Chvokov

2. Site d'installation de l'hélice : arbre de sortie de la boîte de vitesses de l'avion Su-29

3. Type d'hélice : MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Méthode d'équilibrage : assemblage sur place (dans ses propres roulements), sur un seul plan.

5. Fréquence de rotation de l'hélice pendant l'équilibrage, tr/min : 1350

6. Modèle, numéro de série et fabricant de l'appareil d'équilibrage : "Balanset-1", numéro de série 149

7. Documents réglementaires utilisés lors de l'équilibrage :

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Date d'arrêté : 15.06.2014

9. Tableau récapitulatif des résultats de l'équilibrage :

№	Résultats des mesures	Vibration, mm/sec	Déséquilibre, g* mm
1	Avant l'équilibrage *)	6.7	6135
2	Après avoir équilibré	1.5	1350
ISO 1940 Tolérance pour la classe G 6,3			1500

*) Note : L'équilibrage a été effectué avec le poids correctif installé par le fabricant restant sur l'hélice.

10. Conclusion :

10.1. Le niveau de vibration (déséquilibre résiduel) après équilibrage de l'hélice installée sur l'arbre de sortie de la boîte de vitesses de l'avion Su-29 (voir p.9.2) a été réduit de plus de 4 fois par rapport à l'état initial (voir p. 9.1).

10.2. Les paramètres du poids correcteur (masse, angle d'installation) utilisés pour obtenir le résultat indiqué à la page 10.1 diffèrent sensiblement des paramètres du poids correcteur installé par le fabricant (hélice MT).

En particulier, un poids correcteur supplémentaire de 40,9 g a été installé sur l'hélice lors de l'équilibrage, qui a été décalé d'un angle de 130° par rapport au poids installé par le fabricant.

(Le poids installé par le fabricant n'a pas été retiré de l'hélice lors de l'équilibrage supplémentaire).