Sur l'équilibrage de l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain. Partie 1 : L'équilibrage de l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain.

1. V.D. Feldman

Technicien en chef de OU Vibromera

Sur l'équilibrage de l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain

 "L'hélice est le pilote de l'avion,

et pour l'équilibrer, il ne peut y avoir qu'un striker"

1. En au lieu d'une préface

Il y a deux ans et demi, notre entreprise a commencé la production en série du Balanset-1, destiné à l'équilibrage des mécanismes de rotor dans ses propres roulements.

À ce jour, plus de 180 ensembles ont été produits et sont effectivement utilisés dans diverses industries, notamment pour la production et le fonctionnement de ventilateurs, d'extracteurs, de moteurs électriques, de broches de travail, de pompes, de concasseurs, de séparateurs, de centrifugeuses, d'arbres d'entraînement, de vilebrequins et d'autres mécanismes.

Récemment, notre société 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 une grande expérience de l'équilibrage d'une grande variété de machines, n'ont jamais été confrontés à ce problème. Par conséquent, les conseils et les recommandations que nous avons pu donner à nos clients étaient de nature générale et ne leur permettaient pas toujours de résoudre efficacement le problème.

Au printemps, la situation a commencé à s'améliorer grâce à l'attitude active de V. D. Chvokov, qui a organisé et pris, avec nous, la part la plus active aux travaux d'équilibrage des hélices des YAK-52 et SU-29, dont il est pilote.

Fig. 1.1. Yak-52 sur l'aérodrome

Fig. 1.2. SU-29 dans le parking

Au cours de ce processus, nous avons acquis certaines compétences et technologies pour équilibrer les hélices d'avions sur le terrain à l'aide du Balanset-1 :

• déterminer les lieux et les méthodes d'installation (montage) des capteurs de vibrations et de l'angle de phase sur l'installation ;
• déterminer les fréquences de résonance d'un certain nombre d'éléments structurels de l'avion (suspension du moteur, pale d'hélice) ;
• l'identification des vitesses de rotation (modes de fonctionnement) du moteur, ce qui permet d'obtenir un déséquilibre résiduel minimal dans le processus d'équilibrage ;
• la détermination des tolérances pour le déséquilibre résiduel de l'hélice, etc.

En outre, nous avons obtenu des données intéressantes sur les niveaux de vibration des avions équipés de moteurs M-14P.

Sur la base des résultats de ces travaux, nous suggérons ci-dessous des supports d'information.

Outre les résultats de l'équilibrage, ils contiennent les données des études vibratoires du YAK-52 et du SU-29 obtenues lors des essais au sol et en vol.

Ces données peuvent intéresser les pilotes d'avions et les spécialistes de la maintenance.

2. Résultats de l'équilibrage de l'hélice et des essais de vibration de l'avion de voltige YAK-52

2.1. Introduction

En mai-juillet 2014, nous avons réalisé les essais de vibration du YAK-52 équipé d'un moteur d'avion M-14P, ainsi que l'équilibrage de son hélice bipale.

L'équilibrage a été effectué dans le même plan à l'aide de l'ensemble d'équilibrage Balanset-1, usine n° 149.

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

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

Le capteur laser de l'angle de phase 2 était également monté sur le couvercle du train d'atterrissage et était guidé par une étiquette 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 du Balanset-1, où leur traitement numérique préliminaire a été effectué.

De plus, ces signaux sous forme numérique sont transmis à l'ordinateur qui les traite et calcule la masse et l'angle d'installation du poids correcteur nécessaire pour compenser le déséquilibre de l'hélice.

Fig. 2.1. Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice du YAK-52.

Zk - roue dentée principale ;

Zс - satellites d'engins ;

Zn - roue dentée fixe.

Au cours de ce travail, compte tenu de l'expérience acquise dans l'équilibrage des hélices du SU-29 et du YAK-52, nous avons réalisé un certain nombre d'études supplémentaires, notamment :

• déterminer les fréquences naturelles des oscillations du moteur et de l'hélice du YAK-52 ;
• l'examen de la valeur et de la composition spectrale des vibrations dans le cockpit du copilote en vol après équilibrage de l'hélice ;
• l'examen de la valeur et de la composition spectrale des vibrations dans le cockpit du copilote en vol après équilibrage de l'hélice et réglage de la force de serrage de l'amortisseur du moteur.

2.2. Les résultats des études des fréquences naturelles du moteur et de l'hélice.

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

Nous avons déterminé 4 fréquences principales, à savoir : 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz dans le spectre des oscillations naturelles de la suspension du moteur du YAK-52, dont un exemple est présenté à la Fig. 2.2.

Fig. 2.2. Spectre des fréquences naturelles d'oscillation de la suspension du moteur du YAK-52

Les fréquences de 74Hz, 94Hz, 120Hz sont probablement associées aux caractéristiques du montage (suspension) du moteur sur le corps de l'avion.

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

Les fréquences naturelles d'oscillation des pales d'hélice ont également été déterminées par la méthode d'excitation par chocs.

Dans ce cas, nous avons mis en évidence quatre fréquences principales, à savoir : 36Hz, 80Hz, 104Hz et 134Hz.

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

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

2.3. Résultats de l'équilibrage.

Comme nous l'avons vu plus haut, l'hélice a été équilibrée dans le même plan, ce qui a permis de compenser le déséquilibre de puissance de l'hélice en dynamique.

L'équilibrage dynamique sur deux plans n'a pas été possible, ce qui permet (en plus de la force) de compenser le déséquilibre du moment de l'hélice, puisque la conception de l'hélice montée sur le YAK-52 ne permet de former qu'un seul plan de correction.

L'hélice a été équilibrée à une fréquence de rotation égale à 1 150 tr/min (60%), ce qui a permis d'obtenir les résultats les plus stables de la mesure des vibrations en amplitude et en phase d'un début à l'autre.

L'hélice a été équilibrée selon le schéma classique "à deux départs".

Lors du premier démarrage, nous avons déterminé l'amplitude et la phase des vibrations à la fréquence de rotation de l'hélice dans l'état initial.

Lors du deuxième démarrage, nous avons déterminé l'amplitude et la phase de la vibration à la fréquence de rotation de l'hélice après avoir fixé la masse de preuve à 7g.

En tenant compte de ces données, nous avons calculé la masse M = 19,5g de manière programmatique et l'angle d'installation du poids de correction F = 32.

Compte tenu des caractéristiques de conception de l'hélice, qui ne permettent pas de placer le poids correcteur à l'angle requis, deux poids équivalents sont fixés sur l'hélice :

• Poids M1 = 14g sur l'angle F1 = 0º ;
• Poids M1 = 8,3g sur l'angle F1 = 60º.

Une fois que les poids correctifs susmentionnés ont été placés sur l'hélice, la vibration mesurée à une vitesse de rotation de 1 150 tr/min et associée au déséquilibre de l'hélice a diminué de 10,2 mm/s dans l'état initial à 4,2 mm/s après l'équilibrage.

Dans le même temps, le déséquilibre réel de l'hélice est passé de 2 340 g*mm à 963 g*mm.

2.4. Test de l'effet de l'équilibrage sur le niveau de vibration du YAK-52 au sol à différentes vitesses d'hélice

Le tableau 2.1 présente les résultats des essais de vibration du YAK-52, effectués dans d'autres conditions de fonctionnement du moteur obtenues lors des essais au sol.

Comme le montre le tableau, l'équilibrage a eu un effet positif sur les vibrations de YAK-52 dans tous les modes de fonctionnement.

Tableau 2.1

De plus, lors d'essais au sol, on a constaté une tendance à réduire de manière significative les vibrations d'un avion en augmentant le taux de rotation de son hélice.

Ce phénomène peut s'expliquer par un désaccord plus important de la vitesse 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 avec l'augmentation de la vitesse de rotation de l'hélice.

2.5. Examen des vibrations du YAK-52 en l'air dans les principaux modes de vol avant et après le réglage de la force de serrage des amortisseurs.

En plus des tests de vibration effectués après l'équilibrage de l'hélice au sol (voir section 2.3), nous avons effectué des mesures de vibration du YAK-52 en vol.

Les vibrations en vol ont été mesurées dans le cockpit du copilote. dans la direction verticale à l'aide d'un analyseur de spectre de vibration portable AD-3527 f. A@D (Japon) dans la gamme de fréquences de 5 à 200 (500) Hz.

Les mesures ont été effectuées à cinq régimes du moteur principal correspondant respectivement à 60%, 65%, 70% et 82% de sa vitesse de rotation maximale.

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

Tableau 2.2

À titre d'exemple, les figures 2.3 et 2.4 montrent les graphiques des spectres obtenus lors de la mesure des vibrations dans le cockpit du YAK-52 dans les modes 60% et 94% et utilisés pour remplir le tableau 2.2.

Fig.2.3. Spectre de vibrations dans le cockpit du YAK-52 à 60%.

Figure 2.4. Spectre de vibrations dans le cockpit de YAK-52 à 94%.

Comme le montre le tableau 2.2, les principales composantes des vibrations, mesurées dans le cockpit du copilote, apparaissent aux vitesses de rotation de l'hélice Vv1 (en jaune), du vilebrequin du moteur Vk1 (en bleu) et de l'engrenage d'entraînement du compresseur d'air (et/ou du capteur de fréquence) Vn (en vert), ainsi qu'à leurs harmoniques supérieures Vv2, Vv4, Vv5 et Vk2, Vk3.

La vibration totale maximale Vå  a été détecté aux vitesses de 82% (1 580 tours/minute de l'hélice) et 94% (1 830 tours/minute).

La principale composante de cette vibration se manifeste au niveau des 2^nd harmonique de la vitesse du vilebrequin du moteur Vk2 et atteint ainsi les valeurs de 12,5 mm/s à une fréquence de 4800 cycles/min et de 15,8 mm/s à une fréquence de 5520 cycles/min.

On peut supposer que cette composante est associée au fonctionnement du bloc de pistons du moteur (processus de chocs lorsque les pistons sont repositionnés deux fois au cours d'une révolution du vilebrequin).

La forte augmentation de cette composante dans les modes 82% (premier nominal) et 94% (décollage) est très probablement causée non pas par les défauts du groupe de pistons, mais par des oscillations résonantes sur le moteur fixé dans le corps de l'avion sur l'amortisseur.

Cette conclusion est confirmée par les résultats ci-dessus de la vérification expérimentale des fréquences naturelles d'oscillation de la suspension du moteur, dont le spectre comprend 74 Hz (4 440 cycles/min), 94 Hz (5 640 cycles/min) et 120 Hz (7 200 cycles/min).

Deux de ces fréquences propres, égales à 74 et 94 Hz, sont proches des fréquences des 2^nd harmonique de la vitesse de rotation du vilebrequin, qui se produit dans les premières valeurs nominales et de décollage du fonctionnement du moteur.

En raison du fait que les essais de vibration ont révélé des vibrations significatives aux points 2^nd En raison de l'harmonique du vilebrequin dans les premières valeurs nominales et de décollage du moteur, on s'est efforcé de vérifier et d'ajuster la force de serrage des amortisseurs de la suspension du moteur.

Le tableau 2.3 présente les résultats comparatifs obtenus avant et après le réglage des amortisseurs pour la vitesse de rotation de l'hélice (Vv1) et les 2^nd harmonique de la fréquence de rotation du vilebrequin (Vk2).

Tableau 2.3

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

Compte tenu de ce qui précède, il est possible de considérer l'augmentation notable de la composante vibratoire de YAK-52 dans les premiers modes nominaux et de décollage (à notre avis) comme une erreur constructive des concepteurs de l'avion, commise lors du choix d'un système de montage du moteur (suspension) dans la carlingue de l'avion.

À cet égard, il convient de noter que l'amplitude de la composante spectrale associée au déséquilibre de l'hélice Vv1, détectée dans les modes 82% et 94% (voir tableaux 1.2 et 1.3), respectivement, est de 3 à 7 fois inférieure aux amplitudes Vk2 dans ces modes.

Dans les autres modes de vol, la composante Vv1 est comprise entre 2,8 et 4,4 mm/s.

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

2.6. Conclusions sur les résultats des travaux

2.6.1. L'équilibrage de l'hélice du YAK-52, réalisé à une fréquence de rotation de 1150 tr/min (60%), a permis de réduire la vibration de l'hélice de 10,2 mm/s à 4,2 mm/s.

Compte tenu de l'expérience acquise dans le processus d'équilibrage des hélices des YAK-52 et SU-29 à l'aide du Balanset-1, nous pouvons supposer qu'il est possible de réduire davantage le niveau de vibration de l'hélice du YAK-52.

Cet effet peut être obtenu, en particulier, en sélectionnant une fréquence de rotation différente (plus élevée) de l'hélice lors de son équilibrage, ce qui permet un plus grand degré de détachement par rapport à la fréquence d'oscillation naturelle de l'avion de 20 Hz (1 200 cycles/min) détectée pendant l'essai.

2.6.2. Comme le montrent les résultats des essais de vibration du YAK-52 en vol, ses spectres de vibration (outre la composante mentionnée ci-dessus au paragraphe 2.6.1, qui apparaît à la fréquence de rotation de l'hélice), ont un certain nombre d'autres composantes liées au fonctionnement du vilebrequin, du groupe de pistons du moteur, et aussi de l'engrenage d'entraînement du compresseur d'air (et/ou du capteur de fréquence).

Les valeurs des vibrations ci-dessus dans les modes 60%, 65% et 70% sont proportionnelles à la valeur de la vibration associée au déséquilibre de l'hélice.

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

2.6.3. La vibration totale maximale Vå de YAK-52 a été détecté dans les modes à grande vitesse, à savoir : 82% (1 580 tours/minute de l'hélice) et 94% (1 830 tours/minute de l'hélice).

La principale composante de cette vibration se manifeste au niveau des 2^nd harmonique de la fréquence de rotation du vilebrequin du moteur Vk2 (à des fréquences de 4 800 cycles/min ou 5 520 cycles/min), qui atteint respectivement les valeurs de 12,5 mm/s et 15,8 mm/s.

On peut supposer que cette composante est liée au fonctionnement du groupe de pistons du moteur (processus de chocs survenant lorsque les pistons sont repositionnés deux fois au cours d'une révolution du vilebrequin).

La forte augmentation de cette composante dans les 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 sur le moteur, fixées dans le corps de l'avion sur des amortisseurs.

Au cours des essais, le réglage des amortisseurs n'a pas entraîné de modifications significatives des vibrations.

Cette situation peut être considérée comme une erreur constructive des concepteurs de l'avion, commise lors du choix du système de montage (suspension) du moteur dans la carrosserie 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 d'un moteur d'avion.

Cette procédure peut être réalisée, par exemple, à l'aide du Balanset-1, dont le logiciel met en œuvre la fonction d'analyse spectrale des vibrations.