Sur l'équilibrage de l'hélice de l'avion dans l'environnement du terrain. Partie 2

1. D. Feldman

Technicien en chef de OU Vibromera

Partie 1 : https://vibromera.eu/example/on-balancing-the-propeller-of-the-aircraft-in-the-field-environment-part-1/

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"

3. Résultats de l'équilibrage de l'hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 et des essais de vibration de l'avion de voltige SU-29

3.1. Introduction

Le 15 juin 2014, nous avons équilibré l'hélice tripale MTV-9-K-C/CL 260-27 du moteur M-14P de l'avion de voltige SU-29.

Selon le fabricant, l'hélice spécifiée était déjà équilibrée, comme en témoigne l'hélice dans le plan 1 du jeu de poids correctif à l'usine de fabrication.

L'hélice montée directement sur le SU-29 a été équilibrée à l'aide de l'ensemble d'équilibrage des vibrations Balanset-1, usine n° 149.

Le schéma de mesure utilisé pour 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 d'engrenage du moteur à l'aide d'un aimant sur un support spécial.

Le capteur laser pour l'angle de phase 2 était également monté sur le carter d'engrenage 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.

En outre, 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. 3.1 Schéma de mesure pour l'équilibrage de l'hélice du SU-29

Zk - roue dentée principale avec 75 dents ;

Zс - satellites d'engrenage en 6 pièces avec 18 dents ;

Zn - roue dentée fixe de 39 dents.

Au cours de ce travail, compte tenu de l'expérience acquise dans l'équilibrage des hélices 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 SU-29 ;
• l'examen de la valeur et de la composition spectrale de la vibration initiale dans le cockpit du copilote avant l'équilibrage ;

3.2. 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 six fréquences principales, à savoir 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz (voir figure 3.2.) dans le spectre des oscillations naturelles de la suspension du moteur.

Fig. 3.2 Le spectre des fréquences naturelles d'oscillation de la suspension du moteur du SU-29

Les fréquences de 66 Hz, 88 Hz et 120 Hz sont probablement directement liées aux caractéristiques de montage (suspension) du moteur sur la carrosserie de l'avion.

Les fréquences de 16Hz et 22Hz 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 d'oscillation de la pale de l'hélice de l'avion.

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

Dans le spectre des oscillations naturelles de la pale de l'hélice (voir Fig. 3.3), nous avons détecté trois fréquences principales, à savoir : 37Hz, 100Hz et 174Hz.

Fig. 3.3 Le spectre des fréquences naturelles d'oscillation des pales de l'hélice du SU-29

Les données relatives aux fréquences naturelles d'oscillation des pales de l'hélice et du moteur du SU-29 peuvent être d'une importance capitale pour le choix de la vitesse 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.

3.3. Contrôle des vibrations dans le cockpit du copilote du SU-29 au sol avant l'équilibrage

Nous avons mesuré la vibration initiale du SU-29, détectée avant l'équilibrage de l'hélice, 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 200Hz.

Les mesures ont été effectuées à quatre vitesses du moteur principal égales à 60%, 65%, 70% et 82% de sa vitesse maximale.

Les résultats sont présentés dans le tableau 3.1.

Comme le montre le tableau 2.1, les principales composantes des vibrations se manifestent aux vitesses de rotation de l'hélice Vv1, du vilebrequin du moteur Vk1 et de l'engrenage d'entraînement du compresseur d'air (et/ou du capteur de fréquence) Vn, ainsi qu'à la vitesse de rotation de l'hélice Vk1 et de l'engrenage d'entraînement du compresseur d'air (et/ou du capteur de fréquence) Vn.^nd harmonique du vilebrequin Vk2 et éventuellement les 3^rd l'harmonique Vv3 de l'hélice (pale), dont la fréquence est proche de la deuxième harmonique du vilebrequin.

Tableau 3.1

De plus, dans le spectre vibratoire en mode de vitesse 60%, nous avons mis en évidence une composante non identifiée avec le spectre calculé à une fréquence de 6 120 cycles/min, qui peut être causée par une résonance à une fréquence d'environ 100Hz de l'un des éléments structuraux de l'avion. Cet élément peut être, par exemple, une hélice, dont l'une des fréquences propres est de 100 Hz.

La vibration totale maximale de l'avion Vå, atteignant 11,5 mm/sec, a été révélée dans le mode de vitesse 70%.

La principale composante de la vibration totale dans ce mode se manifeste aux points 2^nd harmonique (4 020 cycles/min) de la vitesse de rotation du vilebrequin du moteur Vk2 et est égale à 10,8 mm/s.

On peut supposer que cette composante est associée au fonctionnement du groupe 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 le 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 (4 020 cycles/min).

Il convient de noter qu'en plus des chocs liés au fonctionnement du groupe de pistons, la valeur de la vibration à une fréquence donnée peut être influencée par la force aérodynamique, qui se manifeste à la fréquence des pales de l'hélice (Vv3).

Dans les modes à grande vitesse de 65% et 82%, nous observons également une augmentation notable de la composante Vk2 (Vv3), qui peut 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 Vv1, révélée par les principaux modes de vitesse avant l'équilibrage, était comprise entre 2,4 et 5,7 mm/s, ce qui est généralement inférieur à la valeur de Vk2 dans les 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 d'oscillation des éléments structuraux de l'avion.

3.4. Résultats de l'équilibrage.

L'hélice a été équilibrée dans le même plan à la fréquence de rotation. Cet équilibrage permet de compenser le déséquilibre de puissance de l'hélice en dynamique.

Le protocole d'équilibrage est présenté ci-dessous Annexe 1.

L'équilibrage a été réalisé à une fréquence de rotation de l'hélice de 1 350 tr/min, et a permis la mise en œuvre de deux départs de mesure.

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 des vibrations à la fréquence de rotation de l'hélice après avoir fixé un poids d'essai de la masse spécifiée sur l'hélice.

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

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

Le niveau de vibration associé au déséquilibre de l'hélice dans d'autres modes à grande vitesse a également diminué et, après équilibrage, se situait dans une fourchette de 1 à 2,5 mm/s.

Nous n'avons pas examiné l'influence de la qualité de l'équilibrage sur le niveau de vibration de l'avion en vol en raison de l'endommagement d'urgence de l'hélice au cours de l'un des vols d'entraînement.

Il convient de noter que le résultat obtenu lors de l'équilibrage spécifié diffère sensiblement du résultat de l'équilibrage dans l'usine de fabrication.

En particulier :

• Les vibrations sont réduites de plus de 4 fois à la fréquence de rotation de l'hélice après qu'elle ait été équilibrée sur un lieu d'installation permanent (sur l'arbre de sortie de l'engrenage du SU-29) ;
• Le poids correcteur, placé dans le processus d'équilibrage, est décalé d'environ 130º par rapport au poids fixé à l'usine de fabrication.

Les raisons de cette situation peuvent être les suivantes :

• des erreurs du système de mesure du banc d'équilibrage du fabricant (ce qui est peu probable) ;
• les erreurs géométriques des sièges d'accouplement de la broche de la machine à équilibrer les hélices, qui entraînent un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur la broche ;
• des erreurs géométriques des sièges d'accouplement de l'arbre du train d'atterrissage de l'avion, qui entraînent un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur l'arbre du train d'atterrissage.

3.5. Conclusions sur les résultats des travaux

3.5.1. L'équilibrage de l'hélice du SU-29, effectué dans le même plan à une vitesse d'hélice de 1350 tr/min (70%), a permis de réduire les vibrations de l'hélice de 6,7 mm/s à 1,5 mm/s.

Le niveau de vibration associé au déséquilibre de l'hélice dans les autres modes à grande vitesse a également diminué de manière significative et se situe entre 1 et 2,5 mm/s.

3.5.2. Pour clarifier les raisons possibles des résultats insatisfaisants de l'équilibrage à l'usine de fabrication, il est nécessaire de vérifier son battement radial sur l'arbre d'entraînement de l'engrenage du moteur de l'avion.

Annexe 1

PROTOCOLE D'ÉQUILIBRAGE

pour les hélices MTV-9-K-C/CL 260-27 des avions de voltige SU-29

1. Client : V. D. Chvokov
2. Lieu d'installation de l'hélice : l'arbre d'entraînement de l'engrenage du SU-29
3. Type d'hélice : MTV-9-K-C/CL 260-27
4. Méthode d'équilibrage : assemblé sur le lieu d'exploitation (dans ses propres roulements), dans le même plan
5. Vitesse de l'hélice pendant l'équilibrage, tr/min : 1 350
6. Modèle, numéro d'usine et fabricant du dispositif d'équilibrage : Balancet-1, usine n° 149, OU Vibromer
7. Documents réglementaires utilisés pour l'équilibrage :

7.1. GOST ISO 1940-1-2007 Vibrations. Exigences de qualité de l'équilibrage pour les rotors rigides. Partie 1. Détermination du déséquilibre admissible.

7.2. _____________________________________________________________

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8. Date de l'équilibrage : 15 juin 2014
9. Tableau récapitulatif des résultats de l'équilibrage :

*) Note : L'équilibrage a été effectué en maintenant le poids correctif de l'hélice fixé par le fabricant.

10. Conclusion :

10.1. Le niveau de vibration (déséquilibre résiduel) après équilibrage de l'hélice installée sur l'arbre d'entraînement de l'engin SU-29 (voir section 9.2) est réduit de plus de 4 fois par rapport au niveau initial (voir section 9.1).

10.2. Les paramètres du poids correctif (masse, angle d'installation) utilisés pour obtenir le résultat de la clause 10.1 sont significativement différents des paramètres du poids correctif fixé à l'usine de fabrication (MT-propeller).

En particulier, lors de l'équilibrage de l'hélice, nous avons placé un poids correctif supplémentaire de 40,9 g, qui a été décalé par rapport au poids fixé à l'usine de fabrication, à un angle de 130º.

(Le poids placé à l'usine de fabrication n'a pas été supprimée de l'hélice lors de l'équilibrage supplémentaire).

Les raisons de cette situation peuvent être les suivantes :

• erreurs du système de mesure du banc d'équilibrage de l'usine de fabrication ;
• des erreurs géométriques des sièges d'accouplement de la broche de la machine d'équilibrage de l'usine de fabrication, entraînant un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur la broche ;
• des erreurs géométriques des sièges d'accouplement de l'arbre d'entraînement du train d'atterrissage de l'avion, qui entraînent un battement radial de l'hélice lorsqu'elle est installée sur l'arbre du train d'atterrissage.

Il est nécessaire d'identifier la raison spécifique qui conduit à un déséquilibre accru de l'hélice lors de son installation sur l'arbre d'entraînement du train d'atterrissage du Su-29 :

• vérifier le système de mesure et la précision géométrique des sièges de la broche de la machine à équilibrer utilisée pour l'équilibrage de l'hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 dans l'usine de fabrication ;
• de vérifier le battement radial de l'hélice installée sur l'arbre d'entraînement de l'engin du SU-29.

Exécuteur testamentaire :

Technicien en chef de OU Vibromera

V. D. Feldman