수석 전문가 V.D. 펠드만

1. 서문 대신

2년 반 전, 우리 기업은 자체 베어링에서 회전 메커니즘의 균형을 맞추기 위해 설계된 "Balanset 1" 장치의 연속 생산을 시작했습니다.

현재까지 180개 이상의 세트가 생산되었으며, 팬, 송풍기, 전기 모터, 기계 스핀들, 펌프, 분쇄기, 분리기, 원심 분리기, 카단 및 크랭크 샤프트 및 기타 메커니즘의 생산 및 작동 등 다양한 산업에서 효과적으로 사용되고 있습니다.

최근 우리 기업은 현장 조건에서 항공기 및 헬리콥터 프로펠러의 균형을 맞추는 데 우리 장비를 사용할 수 있는지에 대한 기관 및 개인으로부터 많은 문의를 받았습니다.

안타깝게도 다양한 기계의 밸런싱에 다년간의 경험을 가진 저희 전문가들은 이전에는 이 문제를 다룬 적이 없었습니다. 따라서 고객에게 제공할 수 있는 조언과 권장 사항은 매우 일반적인 것이어서 당면한 문제를 효과적으로 해결할 수 있는 것은 아니었습니다.

이 상황은 올 봄에 개선되기 시작했습니다. 이는 그가 조종하는 Yak-52 및 Su-29 항공기의 프로펠러 균형을 맞추는 작업에 우리와 함께 조직하고 적극적으로 참여한 V.D. Chvokov의 적극적인 입장 덕분이었습니다.

그림 1.1. 비행장에 있는 야크-52 항공기

그림 1.2. 주차장에 있는 Su-29 항공기

2. 야크-52 곡예 비행기의 프로펠러 밸런싱 및 진동 조사 결과

2.1. 소개

2014년 5월부터 7월까지 M-14P 항공 엔진이 장착된 Yak-52 항공기의 진동 조사와 2날 프로펠러의 밸런싱 작업을 수행했습니다.

밸런싱은 일련 번호 149의 "Balanset 1" 밸런싱 키트를 사용하여 한 평면에서 수행되었습니다.

밸런싱 중에 사용되는 측정 방식은 그림 2.1에 나와 있습니다.

밸런싱 과정에서 진동 센서(가속도계) 1은 특수 브래킷의 자석을 사용하여 엔진 기어박스 전면 커버에 설치했습니다.

레이저 위상각 센서 2도 기어박스 커버에 설치되어 프로펠러 블레이드 중 하나에 적용된 반사 표시를 향하도록 배치했습니다.

센서의 아날로그 신호는 케이블을 통해 "Balanset 1" 장치의 측정 장치로 전송되어 디지털 방식으로 사전 처리되었습니다.

그런 다음 디지털 형식의 신호를 컴퓨터로 보내면 소프트웨어가 이 신호를 처리하고 프로펠러의 불균형을 보정하는 데 필요한 보정 무게추의 질량과 각도를 계산했습니다.

2.2. 이 작업을 수행하는 동안 특정 기술을 습득하고 "Balanset 1" 장치를 사용하여 현장 조건에서 항공기 프로펠러의 균형을 맞추는 기술을 개발했습니다:

• 물체에 진동 및 위상각 센서를 설치(부착)하기 위한 위치 및 방법을 결정합니다;
• 항공기의 여러 구조 요소(엔진 서스펜션, 프로펠러 블레이드)의 공진 주파수를 결정합니다;
• 밸런싱 중 잔여 불균형을 최소화하는 엔진 회전 주파수(작동 모드)를 식별합니다;
• 프로펠러의 잔류 불균형 등에 대한 허용 오차 설정 등

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

아래는 이러한 연구 결과를 바탕으로 정리한 보고서 자료입니다.

여기에는 밸런싱 결과 외에도 지상 및 비행 테스트 중에 얻은 Yak-52 및 Su-29 항공기의 진동 조사에 대한 데이터가 제공됩니다.

이러한 데이터는 항공기 조종사와 항공기 정비에 관여하는 전문가 모두에게 흥미로울 수 있습니다.

그림 2.1. Yak-52 항공기 프로펠러의 균형을 맞추기 위한 측정 방식.

Zk - 기어박스의 메인 기어 휠입니다;

Z - 기어박스 위성;

Zn - 기어박스의 고정 기어 휠입니다.

이 작업을 수행하는 동안 Su-29 및 Yak-52 항공기의 프로펠러 균형을 잡는 데 얻은 경험을 고려하여 다음과 같은 여러 가지 추가 연구가 수행되었습니다:

• Yak-52 항공기의 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수를 결정합니다;
• 프로펠러 밸런싱 후 비행 중 두 번째 조종석에서 진동의 크기와 스펙트럼 구성을 확인합니다;
• 프로펠러 밸런싱 및 엔진 쇼크 업소버의 조임력 조정 후 비행 중 두 번째 조종석에서 진동의 크기와 스펙트럼 구성을 확인합니다.

2.2. 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수에 대한 연구 결과

항공기 기체의 충격 흡수 장치에 장착된 엔진 진동의 고유 진동수는 일본 A&D의 AD-3527 스펙트럼 분석기를 사용하여 엔진 진동의 충격 여기를 통해 측정했습니다.

그림 2.2에 예가 나와 있는 Yak-52 항공기 엔진 서스펜션의 자연 진동 스펙트럼에서 네 가지 주요 주파수가 확인되었습니다: 20Hz, 74Hz, 94Hz, 120Hz.

그림 2.2. Yak-52 항공기 엔진 서스펜션의 고유 주파수 스펙트럼.

주파수 74Hz, 94Hz, 120Hz는 항공기 기체에 장착된 엔진(서스펜션)의 특징과 관련이 있을 수 있습니다.

주파수 20Hz는 섀시에서 항공기의 자연 진동과 가장 관련이 있을 가능성이 높습니다.

프로펠러 블레이드의 고유 진동수도 충격 여기 방법을 사용하여 결정했습니다.

이 경우 네 가지 주요 주파수가 확인되었습니다: 36Hz, 80Hz, 104Hz, 134Hz.

Yak-52 항공기 프로펠러의 고유 진동수와 엔진 진동에 대한 데이터는 밸런싱 중에 사용되는 프로펠러 회전 주파수를 선택할 때 특히 중요할 수 있습니다. 이 주파수를 선택하기 위한 주요 조건은 항공기 구조 요소의 고유 주파수에서 가능한 최대 디튜닝을 보장하는 것입니다.

또한 항공기의 개별 구성 요소와 부품의 고유 주파수를 알면 다양한 엔진 속도 모드에서 진동 스펙트럼의 특정 구성 요소가 급격히 증가하는 원인(공진 발생 시)을 파악하는 데 유용할 수 있습니다.

2.3. 밸런싱 결과

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

프로펠러의 힘과 모멘트 불균형을 모두 보정할 수 있는 두 개의 평면에서 동적 밸런싱을 수행하는 것은 Yak-52 항공기에 설치된 프로펠러의 설계로 인해 하나의 보정 평면만 형성할 수 있었기 때문에 불가능했습니다.

프로펠러 밸런싱은 시작부터 끝까지 진폭과 위상 측면에서 가장 안정적인 진동 측정 결과를 얻을 수 있는 1150rpm(60%)의 회전 주파수에서 수행했습니다.

프로펠러 밸런싱은 고전적인 '투런' 방식을 따랐습니다.

첫 번째 실행 중에 초기 상태의 프로펠러 회전 주파수에서 진동의 진폭과 위상이 결정되었습니다.

두 번째 실행에서는 프로펠러에 7g의 시험 질량을 설치한 후 프로펠러의 회전 주파수에서 진동의 진폭과 위상을 측정했습니다.

이 데이터를 기반으로 소프트웨어를 사용하여 질량 M = 19.5g과 보정 추의 설치 각도 F = 32°를 계산했습니다.

필요한 각도로 보정 추를 설치할 수 없는 프로펠러의 설계 특성으로 인해 프로펠러에 두 개의 동등한 추를 설치했습니다:

• 각도 F1 = 0°에서 무게 M1 = 14g;
• 각도 F2 = 60°에서 무게 M2 = 8.3g.

프로펠러에 지정된 보정 추를 설치한 후 1150rpm의 회전 주파수에서 측정한 프로펠러 불균형과 관련된 진동은 초기 상태의 10.2mm/sec에서 밸런싱 후 4.2mm/sec로 감소했습니다.

이 경우 프로펠러의 실제 불균형은 2340g*mm에서 963g*mm로 감소했습니다.

2.4. 다른 프로펠러 회전 주파수에서 밸런싱 결과가 야크-52 항공기의 지상 진동 수준에 미치는 영향 확인

지상 테스트 중 얻은 다른 엔진 작동 모드에서 수행한 Yak-52 항공기 진동 확인 결과는 표 2.1에 나와 있습니다.

표에서 볼 수 있듯이, 밸런싱은 모든 작동 모드에서 Yak-52 항공기의 진동에 긍정적인 영향을 미쳤습니다.

표 2.1.

№	회전 주파수, %	프로펠러 회전 주파수, rpm	RMS 진동 속도, mm/sec
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

추가 진동 테스트 결과

2.5. 쇼크 업소버 장력 조정 전후의 주 비행 모드에서 공중에서 Yak-52 기체의 진동 확인

또한 지상 테스트에서 프로펠러 회전 주파수가 증가하면서 항공기 진동이 크게 감소한 것으로 확인되었습니다.

이는 프로펠러 회전 주파수가 증가할 때 발생하는 섀시의 항공기 고유 진동 주파수(아마도 20Hz)에서 프로펠러 회전 주파수의 디튜닝 정도가 더 커진 것으로 설명할 수 있습니다.

지상에서 프로펠러 밸런싱 후 실시한 진동 테스트(2.3절 참조) 외에도 비행 중인 Yak-52 항공기의 진동 측정이 수행되었습니다.

비행 중 진동은 A&D(일본)의 휴대용 진동 스펙트럼 분석기 AD-3527 모델을 사용하여 수직 방향의 두 번째 조종석에서 5 ~ 200(500) Hz 주파수 범위에서 측정했습니다.

측정은 각각 최대 회전 주파수의 60%, 65%, 70%, 82%에 해당하는 5가지 주요 엔진 속도 모드에서 수행되었습니다.

쇼크 업소버를 조정하기 전에 수행한 측정 결과는 표 2.2에 나와 있습니다.

표 2.2.

진동 스펙트럼 구성 요소

№	프로펠러 회전 주파수, %	프로펠러 회전 주파수, rpm	Vв1 (Hz)	진폭 Vв1 (mm/sec)	Vн (Hz)	진폭 Vн (mm/sec)	Vк1 (Hz)	진폭 Vк1 (mm/sec)	Vв2 (Hz)	진폭 Vв2 (mm/sec)	Vк2 (Hz)	진폭 Vк2 (mm/sec)	Vв4 (Hz)	진폭 Vв4 (mm/sec)	Vк3 (Hz)	진폭 Vк3 (mm/sec)	Vв5 (Hz)	진폭 Vв5 (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
			1244	3.5	1680	1.2	1890	2.1	2488	1.2	3780	4.1	4976	0.4	5670	1.2
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
			1342	2.8	1860	0.4	2040	3.2	2684	0.4	4080	2.9	5369	2.3
3	70	1342	1342	2.8	1860	0.4	2040	3.2	2684	0.4	4080	2.9	5369	2.3				5.0
			1580	4.7	2160	2.9	2400	1.1	3160	0.4	4800	12.5
4	82	1580	1580	4.7	2160	2.9	2400	1.1	3160	0.4	4800	12.5						13.7
			1830	2.2	2484	3.4	2760	1.7	3660	2.8	5520	15.8	7320	3.7
5	94	1830	1830	2.2	2484	3.4	2760	1.7	3660	2.8	5520	15.8	7320	3.7				17.1

예를 들어, 그림 2.3과 2.4는 표 2.2에 사용된 60% 및 94% 모드에서 Yak-52 항공기 기내 진동을 측정할 때 얻은 스펙트럼 그래프를 보여줍니다.

그림 2.3. 60% 모드에서 Yak-52 항공기 객실의 진동 스펙트럼.

그림 2.4. 94% 모드에서 Yak-52 항공기 객실의 진동 스펙트럼.

표 2.2에서 볼 수 있듯이 두 번째 조종석에서 측정된 진동의 주요 구성 요소는 프로펠러 회전 주파수 V에서 나타납니다._в1 (노란색으로 강조 표시됨), 엔진 크랭크 샤프트 V_к1 (파란색으로 강조 표시됨) 및 공기 압축기 드라이브(및/또는 주파수 센서) V_н (녹색으로 강조 표시됨) 및 더 높은 고조파 V_в2, V_в4, V_в5및 V_к2, V_к3.

최대 총 진동 V_∑ 는 82%(프로펠러의 1580rpm)와 94%(1830rpm)의 속도 모드에서 발견되었습니다.

이 진동의 주요 구성 요소는 엔진 크랭크샤프트 회전 주파수 V의 두 번째 고조파에서 나타납니다._к2 4800 사이클/분 주파수에서 12.5mm/초, 5520 사이클/분 주파수에서 15.8mm/초의 값에 각각 도달합니다.

이 구성 요소는 엔진의 피스톤 그룹 작동(크랭크샤프트 회전당 피스톤이 두 번 움직이는 동안 발생하는 충격 과정)과 관련이 있다고 가정할 수 있습니다.

82%(첫 번째 공칭) 및 94%(이륙) 모드에서 이 구성 요소의 급격한 증가는 피스톤 그룹의 결함이 아니라 충격 흡수 장치에 장착된 엔진의 공진 진동으로 인해 발생할 가능성이 가장 높습니다.

이 결론은 앞서 설명한 엔진 서스펜션 진동의 고유 주파수를 확인한 실험 결과에서 확인되었으며, 그 스펙트럼에는 74Hz(4440 사이클/분), 94Hz(5640 사이클/분), 120Hz(7200 사이클/분)가 있습니다.

이 중 두 가지 고유 주파수인 74Hz와 94Hz는 엔진의 첫 번째 공칭 및 이륙 모드에서 발생하는 크랭크샤프트 회전의 두 번째 고조파 주파수에 가깝습니다.

엔진의 첫 번째 공칭 및 이륙 모드에서 진동 테스트 중 두 번째 크랭크 샤프트 고조파에서 상당한 진동이 발견되어 엔진 서스펜션 쇼크 업소버의 조임력을 점검 및 조정했습니다.

프로펠러 회전 주파수에 대한 충격 흡수 장치 조정 전후의 비교 테스트 결과 (V_в1)와 크랭크축 회전 주파수의 2차 고조파(V_к2)는 표 2.3에 나와 있습니다.

표 2.3.

№	프로펠러 회전 주파수, %	프로펠러 회전 주파수, rpm	Vв1 (이전)	Vв1 (이후)	Vк2 (이전)	Vк2 (이후)
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

표 2.3에서 볼 수 있듯이 쇼크 업소버를 조정해도 항공기의 주요 진동 구성 요소에는 큰 변화가 발생하지 않았습니다.

또한 프로펠러 불균형과 관련된 스펙트럼 성분의 진폭은 V_в1모드 82% 및 94%(표 1.2 및 1.3 참조)에서 감지된 진폭은 각각 3~7배 낮은 V_к2이 모드에 존재합니다.

다른 비행 모드에서는 컴포넌트 V_в1 범위는 2.8~4.4mm/초입니다.

또한 표 2.2와 2.3에서 볼 수 있듯이 한 모드에서 다른 모드로 전환할 때의 변화는 주로 밸런싱의 품질이 아니라 항공기의 다양한 구조 요소의 고유 주파수에서 프로펠러 회전 주파수의 디튠 정도에 따라 결정됩니다.

2.6. 조사 결과의 결론

2.6.1.

프로펠러 회전 주파수 1150rpm(60%)에서 수행된 Yak-52 항공기 프로펠러의 밸런싱을 통해 프로펠러 진동을 10.2mm/sec에서 4.2mm/sec로 줄일 수 있었습니다.

"Balanset-1" 장치를 사용하여 Yak-52 및 Su-29 항공기 프로펠러의 균형을 맞추는 동안 얻은 경험을 고려할 때 Yak-52 항공기 프로펠러의 진동 수준을 더욱 줄일 가능성이 있다고 가정할 수 있습니다.

특히 밸런싱 중에 다른(더 높은) 프로펠러 회전 주파수를 선택하면 테스트 중에 확인된 항공기의 자연 진동 주파수인 20Hz(1200 사이클/분)에서 더 큰 디튜닝을 할 수 있습니다.

2.6.2.

비행 중인 Yak-52 항공기의 진동 테스트 결과에서 볼 수 있듯이, 프로펠러 회전 주파수에서 나타나는 앞서 언급한 구성 요소 외에도 진동 스펙트럼에는 크랭크 샤프트, 엔진의 피스톤 그룹, 공기 압축기 드라이브(및/또는 주파수 센서)의 작동과 관련된 여러 다른 구성 요소가 포함되어 있습니다.

모드 60%, 65% 및 70%에서 이러한 진동의 크기는 프로펠러 불균형과 관련된 진동의 크기와 비슷합니다.

이러한 진동을 분석한 결과 프로펠러 불균형으로 인한 진동을 완전히 제거하더라도 이러한 모드에서 총 항공기 진동은 1.5배 이하로 감소하는 것으로 나타났습니다.

2.6.3.

최대 총 진동 V_∑ 야크-52 항공기의 속도 모드는 82%(프로펠러 1580rpm)와 94%(프로펠러 1830rpm)에서 발견되었습니다.

이 진동의 주요 구성 요소는 엔진 크랭크샤프트 회전 주파수 V의 두 번째 고조파에서 나타납니다._к2 (4800 사이클/분 또는 5520 사이클/분의 주파수에서)에서 각각 12.5mm/초 및 15.8mm/초의 값에 도달합니다.

이 구성 요소는 엔진의 피스톤 그룹 작동(크랭크 샤프트 회전당 피스톤이 두 번 움직이는 동안 발생하는 충격 과정)과 관련이 있다고 합리적으로 가정할 수 있습니다.

82% (첫 번째 공칭) 및 94% (이륙) 모드에서이 구성 요소의 급격한 증가는 피스톤 그룹의 결함이 아니라 충격 흡수 장치에 장착 된 엔진의 공진 진동으로 인해 발생할 가능성이 높습니다.

테스트 중에 실시한 충격 흡수 장치의 조정은 진동에 큰 변화를 일으키지 않았습니다.

이러한 상황은 항공기 개발자가 항공기 기체의 엔진 장착(서스펜션) 시스템을 선택할 때 설계 감독을 소홀히 한 것으로 추정할 수 있습니다.

2.6.4.

밸런싱 및 추가 진동 테스트(섹션 2.5의 비행 테스트 결과 참조)에서 얻은 데이터를 통해 주기적인 진동 모니터링이 항공기 엔진의 기술적 상태를 진단 평가하는 데 유용하다는 결론을 내릴 수 있습니다.

이러한 작업은 예를 들어 스펙트럼 진동 분석 기능이 구현된 소프트웨어인 "Balanset-1" 장치를 사용하여 수행할 수 있습니다.

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3. Su-29 곡예 비행기의 MTV-9-K-C/CL 260-27 프로펠러 밸런싱 및 진동 조사 결과

3.1. 소개

2014년 6월 15일, Su-9 곡예비행기 M-260P 항공 엔진의 3날 MTV-14-K-C/CL 29-27 프로펠러의 밸런싱이 수행되었습니다.

제조사에 따르면 프로펠러는 제조 공장에 설치된 1번 기체에 보정 무게추가 있는 것으로 보아 예비적으로 정적 균형을 맞췄습니다.

Su-29 항공기에 직접 설치된 프로펠러의 밸런싱은 일련 번호 149의 "Balanset-1" 진동 밸런싱 키트를 사용하여 수행되었습니다.

밸런싱 시 사용되는 측정 방식은 그림 3.1에 나와 있습니다.

밸런싱 과정에서 진동 센서(가속도계) 1은 특수 브래킷의 자석을 사용하여 엔진 기어박스 하우징에 장착했습니다.

레이저 위상각 센서 2도 기어박스 하우징에 장착되어 프로펠러 블레이드 중 하나에 적용된 반사 표시를 향하도록 배치되었습니다.

센서의 아날로그 신호는 케이블을 통해 "Balanset-1" 장치의 측정 장치로 전송되어 디지털 방식으로 사전 처리되었습니다.

그런 다음 이러한 신호는 디지털 형식으로 컴퓨터로 전송되어 소프트웨어 처리가 수행되고 프로펠러 불균형을 보정하는 데 필요한 교정 무게추의 질량과 각도가 계산됩니다.

그림 3.1. Su-29 항공기 프로펠러의 균형을 맞추기 위한 측정 방식.

Z_k - 75개의 톱니가 있는 기어박스의 메인 기어 휠입니다;

Z_c - 기어박스 위성은 각각 18개의 톱니를 가진 6개의 조각으로 구성됩니다;

Z_n - 39개의 톱니가 있는 기어박스의 고정 기어 휠입니다.

이 작업을 수행하기 전에 Yak-52 항공기 프로펠러 밸런싱을 통해 얻은 경험을 고려하여 다음과 같은 여러 가지 추가 연구를 수행했습니다:

• Su-29 항공기 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수를 결정합니다;
• 밸런싱을 하기 전에 두 번째 조종석에서 초기 진동의 크기와 스펙트럼 구성을 확인합니다.

3.2. 엔진 및 프로펠러 진동의 고유 진동수에 대한 연구 결과

항공기 기체의 충격 흡수 장치에 장착된 엔진 진동의 고유 진동수는 일본 A&D의 AD-3527 스펙트럼 분석기를 사용하여 엔진 진동의 충격 여기를 통해 측정했습니다.

엔진 서스펜션의 자연 진동 스펙트럼(그림 3.2 참조)에서 6가지 주요 주파수가 확인되었습니다: 16Hz, 22Hz, 37Hz, 66Hz, 88Hz, 120Hz.

이 중 66Hz, 88Hz, 120Hz 주파수는 기체에 장착된 엔진(서스펜션)의 특징과 직접적으로 관련이 있다고 가정합니다.

주파수 16Hz 및 22Hz는 섀시에서 항공기의 자연 진동과 가장 관련이 있을 가능성이 높습니다.

주파수 37Hz는 항공기 프로펠러 블레이드 진동의 고유 진동수와 관련이 있을 수 있습니다.

이 가정은 충격 여기 방법으로 얻은 프로펠러 진동의 고유 진동수를 확인한 결과에서도 확인됩니다.

프로펠러 블레이드의 자연 진동 스펙트럼(그림 3.3 참조)에서 세 가지 주요 주파수가 확인되었습니다: 37Hz, 100Hz, 174Hz.

Su-29 항공기의 프로펠러 블레이드 및 엔진 진동의 고유 진동수에 대한 데이터는 밸런싱 중에 사용되는 프로펠러 회전 주파수를 선택할 때 특히 중요할 수 있습니다. 이 주파수를 선택하는 주요 조건은 항공기 구조 요소의 고유 주파수에서 가능한 최대 디튜닝을 보장하는 것입니다.

또한 항공기의 개별 구성 요소와 부품의 고유 주파수를 알면 다양한 엔진 속도 모드에서 진동 스펙트럼의 특정 구성 요소가 급격히 증가하는 원인(공진 발생 시)을 파악하는 데 유용할 수 있습니다.

3.3. 밸런싱 전 지상에서 Su-29 항공기 부조종실 진동 점검하기

프로펠러 밸런싱 전에 확인된 Su-29 항공기의 초기 진동은 일본 A&D의 휴대용 진동 스펙트럼 분석기 AD-3527 모델을 사용하여 5 ~ 200Hz 주파수 범위에서 수직 방향으로 두 번째 조종석에서 측정했습니다.

측정은 각각 최대 회전 주파수 60%, 65%, 70%, 82%에 해당하는 네 가지 주요 엔진 속도 모드에서 수행되었습니다.

얻은 결과는 표 3.1에 나와 있습니다.

표 2.1에서 볼 수 있듯이 진동의 주요 구성 요소는 프로펠러 회전 주파수 V에서 나타납니다._в1엔진 크랭크 샤프트 V_к1및 공기 압축기 드라이브(및/또는 주파수 센서) V_н뿐만 아니라 크랭크샤프트의 두 번째 고조파 V_к2 그리고 아마도 프로펠러 V의 세 번째 (블레이드) 고조파가 있을 수 있습니다._в3로, 크랭크축의 두 번째 고조파에 가까운 주파수입니다.

표 3.1.

№	프로펠러 회전 주파수, %	프로펠러 회전 주파수, rpm	Vв1	Vн	Vк1	Vв3	Vк2	Vв4	Vк3	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

또한 60% 속도 모드의 진동 스펙트럼에서 계산된 스펙트럼의 미확인 성분이 분당 6120 사이클의 주파수에서 발견되었으며, 이는 항공기 구조 요소 중 하나의 약 100Hz 주파수에서 공진으로 인해 발생할 수 있습니다. 이러한 요소는 고유 주파수 중 하나인 프로펠러일 수 있으며, 그 고유 주파수는 100Hz입니다.

항공기의 최대 총 진동 V_∑는 70% 속도 모드에서 초당 11.5mm에 이르는 것으로 나타났습니다.

이 모드에서 전체 진동의 주요 구성 요소는 엔진 크랭크 샤프트 회전 주파수 V의 두 번째 고조파(4020 사이클/분)에 나타납니다._к2 10.8mm/sec와 같습니다.

이 구성 요소는 엔진의 피스톤 그룹 작동(크랭크샤프트 회전당 피스톤이 두 번 움직이는 동안 발생하는 충격 과정)과 관련이 있다고 가정할 수 있습니다.

70% 모드에서 이 구성 요소가 급격히 증가한 것은 아마도 67Hz(4020 사이클/분)의 주파수에서 항공기 구조 요소 중 하나(기체의 엔진 서스펜션)가 공진 진동하기 때문일 수 있습니다.

피스톤 그룹의 작동과 관련된 충격 교란 외에도 이 주파수 범위의 진동 크기는 프로펠러의 블레이드 주파수에서 나타나는 공기 역학적 힘의 영향을 받을 수 있다는 점에 유의해야 합니다(V_в3).

65% 및 82% 속도 모드에서는 컴포넌트 V가 눈에 띄게 증가합니다._к2 (V_в3)도 관찰되는데, 이는 개별 항공기 부품의 공진 진동으로 설명할 수도 있습니다.

프로펠러 불균형과 관련된 스펙트럼 성분의 진폭 V_в1밸런싱 전 주 속도 모드에서 확인된 값은 2.4~5.7 mm/sec로, 일반적으로 V_к2 를 해당 모드에서 클릭합니다.

또한 표 3.1에서 볼 수 있듯이 한 모드에서 다른 모드로 전환할 때의 변화는 밸런싱의 품질뿐만 아니라 프로펠러 회전 주파수를 항공기 구조 요소의 고유 주파수에서 디튠하는 정도에 따라 결정됩니다.

3.4. 밸런싱 결과

프로펠러 밸런싱은 회전 주파수에서 한 평면에서 수행되었습니다. 이러한 밸런싱의 결과로 프로펠러의 동적 힘 불균형이 보정되었습니다.

밸런싱 프로토콜은 아래 부록 1에 나와 있습니다.

밸런싱은 1350rpm의 프로펠러 회전 주파수에서 수행되었으며 두 번의 측정 실행이 포함되었습니다.

첫 번째 실행 중에 초기 상태의 프로펠러 회전 주파수에서 진동의 진폭과 위상이 결정되었습니다.

두 번째 실행에서는 프로펠러에 알려진 무게의 시험 질량을 설치한 후 프로펠러 회전 주파수에서 진동의 진폭과 위상을 측정했습니다.

이러한 측정 결과를 바탕으로 평면 1에서 보정 무게추의 질량과 설치 각도를 결정했습니다.

계산된 값인 40.9g의 보정 중량을 프로펠러에 설치한 후 이 속도 모드에서 진동은 초기 상태의 6.7mm/sec에서 밸런싱 후 1.5mm/sec로 감소했습니다.

다른 속도 모드에서 프로펠러 불균형과 관련된 진동 수준도 감소하여 밸런싱 후에도 1 ~ 2.5mm/sec 범위 내에서 유지되었습니다.

훈련 비행 중 이 프로펠러가 우발적으로 손상되어 밸런싱 품질이 비행 중 항공기 진동 수준에 미치는 영향에 대한 검증은 수행되지 않았습니다.

이 밸런싱 과정에서 얻은 결과는 공장 밸런싱의 결과와 크게 다르다는 점에 유의해야 합니다.

특히

• 영구 설치 장소(Su-29 항공기 기어박스의 출력축)에서 균형을 맞춘 후 프로펠러 회전 주파수에서 진동이 4배 이상 감소했습니다;
• 밸런싱 과정에서 설치된 보정 추는 제조 공장에 설치된 추와 비교하여 약 130도 정도 이동했습니다.

이 상황의 가능한 원인은 다음과 같습니다:

• 제조업체의 밸런싱 스탠드의 측정 시스템 오류(가능성은 낮음);
• 제조업체의 밸런싱 기계의 스핀들 커플링 장착 위치의 기하학적 오류로 인해 스핀들에 설치 시 프로펠러의 방사형 런아웃이 발생했습니다;
• 항공기 기어박스의 출력축 커플링 장착 위치의 기하학적 오류로 인해 기어박스 샤프트에 설치 시 프로펠러의 방사형 런아웃이 발생했습니다.

3.5. 조사 결과의 결론

3.5.1.

Su-29 항공기 프로펠러의 밸런싱은 프로펠러 회전 주파수 1350rpm(70%)에서 한 평면에서 수행되어 프로펠러 진동을 6.7mm/sec에서 1.5mm/sec로 줄일 수 있었습니다.

다른 속도 모드에서 프로펠러 불균형과 관련된 진동 수준도 크게 감소하여 초당 1 ~ 2.5mm 범위 내에 머물렀습니다.

3.5.2.

제조 공장에서 수행한 밸런싱 결과가 만족스럽지 않은 이유를 명확히 하려면 항공기 엔진 기어박스의 출력축에서 프로펠러의 방사형 런아웃을 확인해야 합니다.

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부록 1

밸런싱 프로토콜

Su-29 곡예 비행기의 MTV-9-K-C/CL 260-27 프로펠러

1. 고객 V.D. Chvokov

2. 프로펠러 설치 위치: Su-29 항공기 기어박스의 출력축

3. 프로펠러 유형: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. 밸런싱 방법: 현장에서 조립(자체 베어링), 한 평면에서 조립

5. 밸런싱 중 프로펠러 회전 주파수, rpm: 1350

6. 밸런싱 장치의 모델, 일련 번호 및 제조업체: "Balanset-1", 일련 번호 149

7. 잔액 조정 시 사용되는 규정 문서:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. 밸런싱 날짜: 15.06.2014

9. 9. 밸런싱 결과 요약 표:

№	측정 결과	진동, mm/sec	불균형, g* mm
1	밸런싱 전 *)	6.7	6135
2	밸런싱 후	1.5	1350
ISO 1940 클래스 G 6.3의 허용 오차 범위			1500

*) 참고: 밸런싱은 제조업체에서 설치한 교정용 추가 프로펠러에 남아 있는 상태에서 수행되었습니다.

10. 결론:

10.1. Su-29 항공기 기어박스의 출력축에 설치된 프로펠러의 밸런싱 후 진동 수준(잔류 불균형)이 초기 상태(9.2페이지 참조)에 비해 4배 이상 감소했습니다(9.1페이지 참조).

10.2. 10.1페이지의 결과를 얻기 위해 사용된 보정 무게의 매개변수(질량, 설치 각도)는 제조업체에서 설치한 보정 무게의 매개변수(MT-프로펠러)와 크게 다릅니다.

특히 밸런싱 과정에서 프로펠러에 40.9g의 추가 보정 웨이트를 설치했는데, 이는 제조업체에서 설치한 웨이트를 기준으로 130° 각도로 이동한 것입니다.

(추가 밸런싱 중에 제조업체에서 설치한 무게추가 프로펠러에서 제거되지 않았습니다).

이 상황의 가능한 원인은 다음과 같습니다:

• 제조업체의 밸런싱 스탠드의 측정 시스템에 오류가 있습니다;
• 제조업체의 밸런싱 기계의 스핀들 커플링 장착 위치의 기하학적 오류로 인해 스핀들에 설치 시 프로펠러의 방사형 런아웃이 발생했습니다;
• 항공기 기어박스의 출력축 커플링 장착 위치의 기하학적 오류로 인해 기어박스 샤프트에 설치 시 프로펠러의 방사형 런아웃이 발생했습니다.

Su-29 항공기 기어박스의 출력축에 설치했을 때 프로펠러 불균형을 증가시키는 특정 원인을 파악하려면 다음을 수행해야 합니다:

• 제조업체에서 MTV-9-K-C/CL 260-27 프로펠러의 균형을 맞추는 데 사용되는 밸런싱 머신의 스핀들 장착 위치의 측정 시스템과 기하학적 정확도를 확인합니다;
• Su-29 항공기 기어박스의 출력축에 설치된 프로펠러의 방사형 런아웃을 확인합니다.

실행자:

LLC "키네매틱스" 수석 전문가

펠드만 V.D.