1. 머리말

저희 회사는 2년 반 전에 베어링 내 회전 메커니즘의 균형을 맞추도록 설계된 "밸런셋-1" 장치의 양산을 시작했습니다.

현재까지 180세트 이상이 생산되었으며, 팬, 송풍기, 전동기, 기계 스핀들, 펌프, 분쇄기, 분리기, 원심분리기, 카르단 및 크랭크축 어셈블리 등 다양한 산업 분야의 기계 장치 생산 및 작동에 효과적으로 사용되고 있습니다.

최근 Vibromera는 항공기 및 헬리콥터 프로펠러의 현장 균형 조정을 위해 당사 장비를 사용하는 가능성에 대해 여러 기관 및 개인으로부터 문의를 많이 받고 있습니다.

유감스럽게도, 저희 전문가들은 다양한 기계의 균형 조정 분야에서 오랜 경력을 쌓았음에도 불구하고, 이 특정 문제는 이전에 다뤄본 적이 없었습니다. 따라서 저희가 고객에게 제공할 수 있었던 조언과 권장 사항은 매우 일반적이었으며, 고객이 당면한 문제를 효과적으로 해결하는 데 항상 도움이 되지는 못했습니다.

이러한 상황은 올봄 VD Chvokov의 적극적인 참여 덕분에 나아지기 시작했습니다. 그는 자신이 조종하는 Yak-52와 Su-29 항공기의 프로펠러 균형 조정 작업을 조직하고 우리와 함께 참여했습니다.

이 작업을 통해 특정 기술을 습득했으며, "Balanset-1" 장치를 사용하여 현장 조건에서 항공기 프로펠러의 균형을 맞추는 기술을 개발했습니다. 개발된 기술에는 다음이 포함됩니다.

• 항공기에 진동 및 위상각 센서를 설치(장착)하는 위치와 방법을 결정하는 것;
• 항공기의 여러 구조 요소(엔진 서스펜션, 프로펠러 블레이드)의 공진 주파수를 측정합니다.;
• 밸런싱 작업 중 최소한의 잔류 불균형을 보장하는 엔진 회전 주파수(작동 모드)를 식별하는 것;
• 프로펠러의 잔류 불균형에 대한 허용 오차를 설정합니다.

또한 M-14P 엔진이 장착된 항공기의 진동 수준에 대한 흥미로운 데이터도 얻었습니다.

아래는 본 연구 결과를 바탕으로 작성된 보고서 자료입니다. 평형 측정 결과 외에도, 지상 및 비행 시험 중 수집된 Yak-52 및 Su-29 항공기의 진동 조사 자료가 포함되어 있습니다. 이 자료는 항공기 조종사와 정비 전문가 모두에게 유용한 정보가 될 수 있습니다.

2. Yak-52의 균형 및 진동 조사

2.1. 소개

2014년 5월부터 7월까지 M-14P 항공 엔진이 장착된 Yak-52 항공기의 진동 조사 및 2엽 프로펠러 밸런싱 작업이 수행되었습니다.

균형 조정은 "Balanset-1" 키트(일련번호 149)를 사용하여 한 평면에서 수행되었습니다.

측정 방식은 그림 2.1에 나와 있습니다. 평형 유지 과정에서 진동 센서(가속도계)를 사용하여 진동을 측정합니다. 1 특수 설계된 브래킷에 자석 마운트를 사용하여 엔진 변속기 전면 커버에 레이저 위상각 센서를 설치했습니다. 2 또한 기어박스 커버에 설치되었으며 프로펠러 날개 중 하나에 부착된 반사 표시를 향하도록 방향이 맞춰져 있었습니다.

센서에서 나온 아날로그 신호는 케이블을 통해 "Balanset-1" 장치의 측정 장치로 전송되었고, 여기서 예비 디지털 처리가 수행되었습니다. 이렇게 디지털 형태로 변환된 신호는 컴퓨터로 입력되어 소프트웨어 처리를 통해 프로펠러 불균형을 보정하는 데 필요한 보정 추의 질량과 각도가 계산되었습니다.

이 작업 과정에서 Su-29와 Yak-52의 프로펠러 균형 조정 경험을 고려하여 다음과 같은 추가 연구를 수행했습니다.

• Yak-52의 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수를 측정하는 것;
• 프로펠러 밸런싱 후 비행 중 제2 조종실의 진동 크기 및 스펙트럼 구성 측정;
• 프로펠러 밸런싱 후 및 엔진 충격 흡수 장치의 조임력을 조정한 후 진동을 측정합니다.

2.2. 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수

항공기 동체 충격 흡수 장치에 장착된 엔진 진동의 고유 진동수는 충격 여기를 통해 A&D(일본)사의 스펙트럼 분석기 AD-3527을 사용하여 측정되었습니다.

Yak-52 엔진 서스펜션의 자연 진동 스펙트럼(그림 2.2)에서 네 가지 주요 주파수가 확인되었습니다. 20Hz, 74Hz, 94Hz, 120Hz.

74Hz, 94Hz, 120Hz 주파수는 항공기 동체에 엔진을 장착(현가)하는 방식의 특성과 관련이 있을 가능성이 높습니다. 20Hz 주파수는 항공기가 착륙 장치 섀시에서 발생하는 자연 진동과 관련이 있을 가능성이 가장 큽니다.

충격 가진법을 이용하여 프로펠러 날개의 고유 진동수도 측정하였다. 네 가지 주요 진동수가 확인되었다. 36Hz, 80Hz, 104Hz, 134Hz.

엔진 서스펜션과 프로펠러 블레이드의 고유 진동수에 대한 데이터는 주로 밸런싱 작업 중 프로펠러 회전 주파수를 선택하는 데 중요합니다. 이 주파수를 선택할 때 가장 중요한 조건은 항공기 구조 요소의 고유 진동수와의 차이를 최대한 확보하는 것입니다. 공진 주파수에서는 진동 측정의 정확성과 반복성이 크게 저하될 수 있기 때문입니다.

또한, 개별 부품의 고유 진동수에 대한 지식은 항공기 운항 중 발생할 수 있는 다양한 엔진 속도 모드에서 진동이 급격히 증가하는 현상(공진 현상)의 원인을 파악하는 데 유용할 수 있습니다.

2.3. 밸런싱 결과

위에서 언급했듯이 프로펠러 밸런싱은 한 평면에서 수행되어 프로펠러의 힘 불균형을 동적으로 보정합니다.

Yak-52의 프로펠러 설계는 하나의 보정면만 허용하기 때문에 두 평면에서의 동적 균형 유지(이는 모멘트 불균형을 추가적으로 보정할 수 있음)는 실현 불가능했습니다.

밸런싱은 1150 rpm(60%)의 회전 주파수에서 수행되었으며, 이 주파수에서 진폭과 위상 모두에서 실행 간 가장 안정적인 진동 측정값이 얻어졌습니다.

고전적인 "2회 실행" 방식이 사용되었습니다.

1. 첫 번째 실험에서는 초기 상태에서 프로펠러 회전 주파수에서의 진동 진폭과 위상을 측정했습니다.
2. 두 번째 실험에서는 프로펠러에 7g의 시험 질량을 장착한 후 진동의 진폭과 위상을 측정했습니다.
3. 이 데이터를 바탕으로 소프트웨어는 보정 질량을 계산했습니다. M = 19.5g 각도로 F = 32°.

프로펠러의 설계 특성상 필요한 32° 각도에 보정추를 설치할 수 없었기 때문에, 동일한 무게의 추 두 개를 설치했습니다.

• M1 = 14g, 각도 F1 = 0°
• M2 = 8.3g, 각도 F2 = 60°

2.4. 기타 작동 모드에서의 진동

지상 시험 중 다른 엔진 작동 모드에서 수행된 진동 점검 결과는 표 2.1에 제시되어 있습니다. 보시는 바와 같이, 밸런싱 작업은 모든 모드에서 Yak-52의 진동에 긍정적인 영향을 미쳤습니다.

또한, 지상 시험 중 프로펠러 회전 주파수가 증가함에 따라 진동이 상당히 감소하는 뚜렷한 경향이 확인되었습니다. 이는 회전 주파수가 높을수록 프로펠러 회전 주파수가 기체의 지면 진동 주파수(약 20Hz)와 더 크게 차이가 나기 때문입니다.

2.5. 충격 흡수 장치 조정 전후의 비행 중 진동

프로펠러 밸런싱 후 지상 진동 시험(2.3절) 외에도 Yak-52의 비행 중 진동 측정 또한 수행되었습니다.

비행 중 진동은 A&D(일본)사의 휴대용 스펙트럼 분석기 AD-3527을 사용하여 5~200(500)Hz의 주파수 범위에서 수직 방향으로 제2 조종실에서 측정하였다. 측정은 최대 회전 주파수의 5가지 주 엔진 속도 모드(60%, 65%, 70%, 82%, 94%)에서 수행되었다.

충격 흡수 장치를 조정하기 전에 얻은 결과는 표 2.2에 제시되어 있습니다.

표 2.2에서 볼 수 있듯이, 주요 진동 성분은 프로펠러 회전 주파수 V에서 나타납니다._피1, 크랭크축 주파수 V_c1, 공기 압축기(및/또는 주파수 센서) 구동 V_n, 그리고 그 고차 배음들.

최대 총 진동 V_Σ 82%(1580rpm) 및 94%(1830rpm) 모드에서 해당 현상이 관찰되었다. 이 모드에서 지배적인 성분은 크랭크축 회전 주파수 V의 2차 고조파에서 나타난다._c2, 4800 사이클/분에서 12.5mm/초, 5520 사이클/분에서 15.8mm/초에 도달했습니다.

이 구성 요소는 피스톤 그룹(크랭크축 1회전당 피스톤의 두 번의 움직임 동안 발생하는 충격 과정)과 관련이 있다고 추정할 수 있습니다. 82%(첫 번째 정격) 및 94%(이륙) 모드에서 급격한 증가는 피스톤 그룹 결함 때문이 아니라 엔진의 충격 흡수 장치에 대한 공진 진동 때문일 가능성이 높습니다. 이러한 결론은 엔진 서스펜션의 고유 진동수가 74Hz(4440Hz/분), 94Hz(5640Hz/분), 120Hz(7200Hz/분)로 측정된 고유 진동수에 의해 뒷받침됩니다. 이 중 74Hz와 94Hz는 첫 번째 정격 및 이륙 작동 모드에서 크랭크축의 2차 고조파 진동수와 유사합니다.

V에서 발견된 상당한 진동으로 인해_c2, 엔진 충격 흡수 장치의 조임력을 점검하고 조정했습니다. 비교 결과는 표 2.3에 제시되어 있습니다.

표 2.3에서 볼 수 있듯이, 흡수 장치 조정은 항공기의 주요 진동 성분에 큰 변화를 가져오지 않았습니다.

또한 프로펠러 불균형 성분 V도 고려해야 합니다._피1 82% 및 94% 모드에서의 값은 각각 V보다 3~7배 낮습니다._c2 해당 모드에서는 그렇습니다. 다른 비행 모드에서는 V_피1 속도는 2.8~4.4mm/sec 범위이며, 모드 간 변화는 주로 균형 품질보다는 항공기 구조 요소의 고유 진동수와의 차이 정도에 의해 결정됩니다.

2.6. 결론

2.6.1.

Yak-52 프로펠러를 1150rpm(60%)의 회전 주파수로 밸런싱한 결과, 프로펠러 회전 주파수에서의 진동이 10.2mm/sec에서 4.2mm/sec로 감소했습니다. "Balanset-1" 장치를 사용하여 Yak-52와 Su-29 항공기의 프로펠러 밸런싱을 수행하면서 축적된 경험을 고려할 때, 특히 밸런싱 시 프로펠러의 회전 주파수를 더 높이면 진동 수준을 더욱 줄일 수 있을 것으로 예상됩니다. 이는 측정 과정에서 확인된 항공기 고유 진동수 20Hz(1200Hz/min)에서 더 큰 편차를 만들어낼 수 있기 때문입니다.

2.6.2.

비행 진동 시험 결과(표 2.2 및 2.3 참조)에서 알 수 있듯이, Yak-52 항공기의 진동 스펙트럼에는 프로펠러 회전 주파수 V에서의 진동 외에도 다른 진동이 포함되어 있습니다._피1, 크랭크축 V와 관련된 몇 가지 다른 중요한 구성 요소_c1, V_c2, V_시3, 엔진 피스톤 그룹 및 공기 압축기(및/또는 주파수 센서) 구동 V_n.

60%, 65% 및 70% 속도 모드에서 이러한 구성 요소는 프로펠러 불균형 구성 요소 V와 크기가 비슷합니다._피1. 따라서 프로펠러 불균형으로 인한 진동을 완전히 제거하더라도 이러한 모드에서 항공기의 전체 진동을 약 1.5배 정도밖에 줄일 수 없을 것입니다.

2.6.3.

최대 총 진동 V_Σ Yak-52 항공기의 진동은 82%(프로펠러 회전수 1580rpm) 및 94%(프로펠러 회전수 1830rpm) 속도 모드에서 발견되었습니다. 이 진동의 주요 성분은 크랭크축 회전 주파수 V의 2차 고조파에서 나타납니다._c2, 각각 4800회/분 및 5520회/분의 주파수에서 12.5mm/초 및 15.8mm/초의 값을 나타냅니다.

섹션 2.5 및 2.2에서 보여준 바와 같이, 표시된 모드에서 이 성분의 급격한 증가는 피스톤 그룹의 결함 때문이 아니라 엔진이 충격 흡수 장치에 가하는 공진 진동 때문일 가능성이 가장 높습니다. 시험 중에 수행된 충격 흡수 장치의 조임력 조정은 진동 수준에 유의미한 변화를 가져오지 않았습니다.

이러한 상황은 설계상의 오류로 볼 수 있을 것입니다.konstruktivny proschet항공기 개발자들이 항공기 동체에 엔진 장착(현가) 시스템을 선정하는 과정에서 인정한 사항입니다.

2.6.4.

프로펠러 밸런싱 과정과 추가적으로 수행된 진동 테스트에서 얻은 데이터는 주기적인 진동 모니터링이 피스톤 그룹, 크랭크축, 엔진 베어링 및 공기 압축기 구동 장치의 상태 평가를 포함하여 항공기 엔진의 기술적 상태를 진단하는 데 유용할 수 있음을 시사합니다.

예를 들어, 그러한 작업은 "Balanset-1" 장치(현재 생산 중)를 사용하여 수행할 수 있습니다. 발란셋-1A해당 소프트웨어에는 스펙트럼 진동 분석 기능이 구현되어 있습니다.

3. MTV-9-KC/CL 260-27 프로펠러의 균형 조정 및 Su-29의 진동 조사

3.1. 소개

2014년 6월 15일, Su-29 곡예비행기의 M-14P 항공 엔진에 장착된 MTV-9-KC/CL 260-27형 3엽 프로펠러의 밸런싱 작업이 진행되었다.

제조업체(MT-Propeller)가 제공한 자료에 따르면, 해당 프로펠러는 제조 공장에서 설치된 보정추가 프로펠러 1면의 평면에 있는 것으로 보아 예비적으로 정적 균형을 맞춘 상태였습니다.

Su-29 기어박스의 출력축에 직접 설치된 프로펠러(즉, 영구 설치 위치)의 밸런싱은 "Balanset-1" 진동 밸런싱 키트(일련번호 149)를 사용하여 수행되었습니다.

측정 방식(그림 3.1)은 Yak-52에 사용된 방식과 전반적으로 유사했습니다. 진동 센서(가속도계) 1 특수 설계된 브래킷에 자석 마운트를 사용하여 엔진 기어박스 하우징에 설치되었습니다. 레이저 위상각 센서 2 마찬가지로 기어박스 하우징에 장착되었으며 프로펠러 블레이드 중 하나에 부착된 반사 표시를 향하도록 방향이 지정되었습니다. 센서에서 나온 아날로그 신호는 케이블을 통해 "Balanset-1" 장치의 측정 장치로 전송되어 예비 디지털 처리가 수행되었습니다. 그 후 디지털 형태의 신호는 컴퓨터로 입력되어 소프트웨어 처리가 이루어지고 프로펠러 불균형을 보정하는 데 필요한 보정 추의 질량과 각도가 계산되었습니다.

본 작업에 앞서, Yak-52 프로펠러 밸런싱 경험을 고려하여 추가 연구가 수행되었습니다.

• Su-29 엔진과 프로펠러 진동의 고유 진동수를 측정하는 것;
• 밸런싱 작업 전에 두 번째 조종실의 기준 진동의 크기와 스펙트럼 구성을 확인합니다.

3.2. 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수

AD-3527 분석기를 사용하여 동일한 충격 여기 방법을 적용한 결과, 엔진 서스펜션 스펙트럼에서 6개의 주요 주파수가 확인되었습니다(그림 3.2). 16Hz, 22Hz, 37Hz, 66Hz, 88Hz, 120Hz.

66Hz, 88Hz, 120Hz 주파수는 항공기 동체 엔진 장착(현가) 시스템의 특성과 직접적인 관련이 있는 것으로 추정됩니다. 16Hz와 22Hz 주파수는 항공기 전체가 지면에 고정된 상태에서 발생하는 고유 진동과 관련이 있을 가능성이 높습니다. 37Hz 주파수는 항공기 프로펠러 날개의 고유 진동수와 관련이 있을 것으로 보입니다.

이 마지막 가정은 프로펠러 날개의 고유 진동수 측정 결과(그림 3.3)에 의해 확인되었으며, 해당 스펙트럼에서 세 가지 주요 진동수가 확인되었습니다. 37Hz, 100Hz, 그리고 174Hz.

Su-29의 엔진 서스펜션과 프로펠러 블레이드의 고유 진동수를 아는 것은 실질적으로 매우 중요합니다. 첫째, 이를 통해 프로펠러 회전 주파수를 적절하게 선택하여 기체 구조 공진으로부터 최대한 벗어나도록 균형을 맞출 수 있습니다. 둘째, 이 보고서의 후속 섹션에서 설명할 것처럼 다양한 엔진 작동 모드에서 관찰되는 진동 원인을 정확하게 해석하고 진단하는 데 필요한 기초를 제공합니다.

3.3. 밸런싱 전 기준 객실 진동

균형 조정 절차를 수행하기 전에 Su-29의 제2 조종실에서 기준 진동 수준을 측정했습니다. Yak-52의 경우와 마찬가지로, 진동은 A&D(일본)사의 휴대용 스펙트럼 분석기 AD-3527을 사용하여 5~200Hz 주파수 범위에서 수직 방향으로 측정했습니다. 측정은 프로펠러 최대 회전 주파수인 60%, 65%, 70%, 82%에 해당하는 네 가지 주요 엔진 속도 모드에서 수행되었습니다.

이러한 측정 결과는 표 3.1에 제시되어 있습니다.

주요 진동 성분은 프로펠러 회전 주파수 V에서 나타납니다._피1, 크랭크축 V_c1, 압축기 구동 V_n, 그리고 2차 크랭크축 고조파 V_c2 (3엽 프로펠러의 경우 이는 블레이드 통과 주파수 V와도 일치할 수 있습니다.)_p3).

60% 모드 스펙트럼에서 6120 사이클/분 부근에 정체불명의 성분이 발견되었는데, 이는 프로펠러 블레이드의 고유 진동수 중 하나인 약 100Hz에서의 공진으로 인한 것일 가능성이 있습니다.

최대 총 진동(11.5 mm/sec)은 70% 모드에서 관찰되었습니다. 이 모드에서 지배적인 성분은 V입니다._c2 4020 사이클/분에서 10.8mm/초에 도달합니다. 70%에서의 이러한 급격한 증가는 67Hz(4020 사이클/분) 부근에서 엔진 서스펜션의 공진 진동 때문일 가능성이 높습니다.

또한 피스톤 그룹의 충격 진동 외에도 이 주파수 영역에서의 진동은 프로펠러의 블레이드 통과 주파수(V)에서의 공기역학적 힘의 영향을 받을 수 있다는 점에 유의해야 합니다._p3). 65% 및 82% 모드에서 V가 눈에 띄게 증가했습니다._c2 (V_p3) 성분도 관찰되는데, 이는 마찬가지로 항공기 개별 부품의 공진 진동으로 설명될 수 있습니다.

프로펠러 불균형 성분 V_피1 밸런싱 전 모드에 따라 2.4~5.7mm/sec 범위였으며, 일반적으로 V보다 낮았습니다._c2 해당 모드에서 그렇습니다. 모드 간의 변화는 균형의 질뿐만 아니라 항공기 구조 요소의 고유 진동수와의 차이 정도에 따라서도 결정됩니다.

3.4. 밸런싱 결과

프로펠러 밸런싱은 1350rpm의 회전 주파수에서 한 평면으로 두 번의 측정(영향 계수를 이용한 고전적인 방법)을 통해 수행되었습니다. 밸런싱의 전체 프로토콜은 다음과 같습니다. 부록 1.

잔액 조정 절차는 다음과 같은 작업으로 구성되었습니다.

1. 첫 번째 실험(초기 상태) 동안 프로펠러 회전 주파수에서의 진동 진폭과 위상을 측정했습니다.
2. 두 번째 실험에서는 무게가 알려진 시험용 추를 프로펠러에 장착한 후 진동의 진폭과 위상을 측정했습니다.
3. 이러한 측정 결과를 바탕으로 소프트웨어는 프로펠러 불균형을 보정하는 데 필요한 1번 평면의 보정 추의 질량과 설치 각도를 계산했습니다.

훈련 비행 중 프로펠러가 손상되는 사고가 발생하여 비행 중 균형 품질 검증은 수행되지 못했습니다.

표시된 불일치의 원인은 다음과 같을 수 있습니다.

• 제조 공장의 밸런싱 스탠드 측정 시스템 오류(이 이유는 가능성이 가장 낮아 보입니다);
• 제조 공장의 밸런싱 장비 스핀들 장착면의 기하학적 오차(부정확도)로 인해 스핀들 상 프로펠러의 반경 방향 흔들림이 발생합니다.;
• Su-29 항공기 변속기 출력축 장착면의 기하학적 오차(부정확도)로 인해 변속기 축에 장착된 프로펠러의 반경 방향 흔들림이 발생합니다.

3.5. 결론

3.5.1.

Su-29 항공기의 프로펠러를 1350rpm(70%)의 프로펠러 회전 주파수에서 한 평면으로 밸런싱함으로써, 초기 상태의 6.7mm/sec였던 프로펠러 회전 주파수에서의 진동을 밸런싱 후 1.5mm/sec로 감소시킬 수 있었습니다. 엔진의 다른 속도 모드에서 프로펠러 불균형과 관련된 진동 또한 크게 감소하여 1~2.5mm/sec 범위 내에 머물렀습니다.

3.5.2.

제조 공장(MT-Propeller)에서 프로펠러 밸런싱 결과가 만족스럽지 못한 이유를 규명하기 위해서는 Su-29 항공기 엔진 기어박스 출력축에서 프로펠러의 레이디얼 런아웃을 점검할 필요가 있다.

부록 1: 밸런싱 프로토콜