Hoofdspecialist V.D. Feldman

1. In plaats van een Voorwoord

Tweeënhalf jaar geleden begon onze onderneming met de serieproductie van het apparaat "Balanset 1", ontworpen voor het uitbalanceren van roterende mechanismen in hun eigen lagers.

Tot op heden zijn er meer dan 180 sets geproduceerd, die effectief worden gebruikt in diverse industrieën, waaronder de productie en werking van ventilatoren, blowers, elektromotoren, machinespindels, pompen, brekers, separatoren, centrifuges, cardan- en krukassen en andere mechanismen.

Onlangs heeft ons bedrijf een groot aantal vragen ontvangen van organisaties en personen over de mogelijkheid om onze apparatuur te gebruiken voor het balanceren van propellers van vliegtuigen en helikopters in veldomstandigheden.

Helaas hadden onze specialisten, die vele jaren ervaring hebben in het balanceren van verschillende machines, nog nooit eerder met dit probleem te maken gehad. Het advies en de aanbevelingen die we onze klanten konden geven, waren daarom erg algemeen en stelden hen niet altijd in staat om het probleem effectief op te lossen.

Deze situatie begon dit voorjaar te verbeteren. Dit was te danken aan de actieve houding van V.D. Chvokov, die samen met ons het werk organiseerde en actief deelnam aan het balanceren van de propellers van de Yak-52 en Su-29 vliegtuigen, die hij piloot is.

Fig. 1.1. Yak-52 vliegtuigen op het vliegveld

Afb. 1.2. Su-29 vliegtuig op de parkeerplaats

2. Resultaten van het uitbalanceren van de propeller en trillingsonderzoek van het Yak-52 stuntvliegtuig

2.1. Inleiding

In mei - juli 2014 werd er gewerkt aan het trillingsonderzoek van het Yak-52 vliegtuig uitgerust met de M-14P luchtvaartmotor en het balanceren van de tweebladige propeller.

Het balanceren werd uitgevoerd in één vlak met behulp van de "Balanset 1" balanceerkit, serienummer 149.

Het meetschema dat tijdens het balanceren wordt gebruikt, wordt getoond in Fig. 2.1.

Tijdens het balanceren werd de trillingssensor (versnellingsopnemer) 1 met behulp van een magneet op een speciale beugel op het voordeksel van de motorversnellingsbak gemonteerd.

De laserfasehoeksensor 2 werd ook geïnstalleerd op het deksel van de versnellingsbak en georiënteerd op de reflecterende markering op een van de propellerbladen.

Analoge signalen van de sensoren werden via kabels doorgestuurd naar de meeteenheid van het "Balanset 1" apparaat, waar ze digitaal voorbewerkt werden.

Vervolgens werden deze signalen in digitale vorm naar een computer gestuurd, waar software deze signalen verwerkte en de massa en hoek van het correctiegewicht berekende die nodig waren om de onbalans op de propeller te compenseren.

2.2. Tijdens de uitvoering van dit werk werden bepaalde vaardigheden verworven en werd een technologie ontwikkeld voor het balanceren van vliegtuigpropellers onder veldomstandigheden met behulp van het apparaat "Balanset 1", waaronder:

• Bepalen van de locaties en methoden voor het installeren (bevestigen) van trillings- en fasehoeksensoren op het object;
• Bepalen van de resonantiefrequenties van verschillende structurele elementen van het vliegtuig (motorophanging, propellerbladen);
• De rotatiefrequenties (werkingsmodi) van de motor bepalen die zorgen voor minimale resterende onbalans tijdens het balanceren;
• Toleranties vaststellen voor de resterende onbalans van de propeller, enz.

Daarnaast werden er interessante gegevens verkregen over de trillingsniveaus van vliegtuigen uitgerust met M-14P-motoren.

Hieronder vindt u het rapportmateriaal dat is samengesteld op basis van de resultaten van deze werkzaamheden.

Daarin worden, naast de balanceerresultaten, gegevens verstrekt over de trillingsonderzoeken van Yak-52 en Su-29 vliegtuigen die zijn verkregen tijdens grond- en vliegproeven.

Deze gegevens kunnen interessant zijn voor zowel piloten als specialisten die betrokken zijn bij het onderhoud van vliegtuigen.

Fig. 2.1. Meetschema voor het balanceren van de Yak-52 vliegtuigpropeller.

Zk - hoofdtandwiel van de versnellingsbak;

Zs - versnellingsbaksatellieten;

Zn - stationair tandwiel van de versnellingsbak.

Tijdens de uitvoering van dit werk werden, rekening houdend met de ervaring die was opgedaan met het balanceren van de propellers van de Su-29 en Yak-52 vliegtuigen, een aantal aanvullende studies uitgevoerd, waaronder:

• Bepaling van de eigenfrequenties van de motor- en propellertrillingen van het Yak-52 vliegtuig;
• Controle van de magnitude en spectrale samenstelling van trillingen in de cabine van de tweede piloot tijdens de vlucht na het balanceren van de propeller;
• Controle van de omvang en spectrale samenstelling van trillingen in de cabine van de tweede piloot tijdens de vlucht na het balanceren van de propeller en het afstellen van de spankracht van de schokdempers van de motor.

2.2. Resultaten van studies naar de eigenfrequenties van motor- en propellertrillingen

De natuurlijke frequenties van de motortrillingen, gemonteerd op schokdempers in de vliegtuigromp, werden bepaald met de AD-3527 spectrumanalysator van A&D (Japan) door middel van botsimpulsen van motortrillingen.

In het spectrum van natuurlijke trillingen van de motorophanging van het Yak-52 vliegtuig, waarvan een voorbeeld wordt getoond in Fig. 2.2, werden vier hoofdfrequenties geïdentificeerd: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.

Fig. 2.2. Spectrum van natuurlijke frequenties van de motorophanging van het Yak-52 vliegtuig.

De frequenties 74 Hz, 94 Hz en 120 Hz zijn waarschijnlijk gerelateerd aan de kenmerken van de motorbevestiging (ophanging) aan de vliegtuigromp.

De frequentie 20 Hz wordt waarschijnlijk geassocieerd met de natuurlijke trillingen van het vliegtuig op het chassis.

De eigenfrequenties van de propellerbladen werden ook bepaald met behulp van de botsingsprikkelmethode.

In dit geval werden vier hoofdfrequenties geïdentificeerd: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz en 134 Hz.

Gegevens over de natuurlijke frequenties van de propeller- en motortrillingen van het Yak-52 vliegtuig kunnen bijzonder belangrijk zijn bij het kiezen van de propellerrotatiefrequentie die gebruikt wordt tijdens het balanceren. De belangrijkste voorwaarde voor het kiezen van deze frequentie is ervoor te zorgen dat deze zo veel mogelijk afwijkt van de natuurlijke frequenties van de structurele elementen van het vliegtuig.

Bovendien kan het kennen van de eigenfrequenties van individuele componenten en onderdelen van het vliegtuig nuttig zijn voor het identificeren van de oorzaken van een sterke toename (in geval van resonantie) in bepaalde componenten van het trillingsspectrum bij verschillende toerentalmodi.

2.3. Resultaten balanceren

Zoals hierboven vermeld, werd het uitbalanceren van de propeller in één vlak uitgevoerd, wat resulteerde in een dynamische compensatie van de krachtonbalans van de propeller.

Het uitvoeren van dynamische balancering in twee vlakken, wat compensatie van zowel kracht- als momentonbalans van de propeller mogelijk zou maken, was niet haalbaar, omdat het ontwerp van de propeller op het Yak-52 vliegtuig de vorming van slechts één correctievlak toestaat.

Het balanceren van de propeller werd uitgevoerd bij een rotatiefrequentie van 1150 tpm (60%), waarbij het mogelijk was om de meest stabiele trillingsmeetresultaten te verkrijgen in termen van amplitude en fase van start tot start.

Het balanceren van de propeller volgde het klassieke "two-run" schema.

Tijdens de eerste run werden de amplitude en fase van de trillingen bij de rotatiefrequentie van de propeller in de begintoestand bepaald.

Tijdens de tweede run werden de amplitude en fase van de trillingen bij de rotatiefrequentie van de propeller bepaald na het installeren van een proefmassa van 7 g op de propeller.

Op basis van deze gegevens werden de massa M = 19,5 g en de installatiehoek van het correctiegewicht F = 32° berekend met behulp van software.

Vanwege de ontwerpkenmerken van de propeller, die het niet mogelijk maken om het correctiegewicht onder de vereiste hoek te installeren, werden er twee equivalente gewichten op de propeller geïnstalleerd:

• Gewicht M1 = 14 g bij hoek F1 = 0°;
• Gewicht M2 = 8,3 g bij hoek F2 = 60°.

Na het aanbrengen van de gespecificeerde correctiegewichten op de propeller nam de trilling, gemeten bij een rotatiefrequentie van 1150 tpm en geassocieerd met de onbalans van de propeller, af van 10,2 mm/sec in de begintoestand tot 4,2 mm/sec na het balanceren.

In dit geval nam de werkelijke onbalans van de propeller af van 2340 g*mm tot 963 g*mm.

2.4. Controle van het effect van de balanceringsresultaten op het trillingsniveau van het Yak-52 vliegtuig op de grond bij andere propellerrotatiefrequenties

De resultaten van de controle van de Yak-52 vliegtuigtrillingen, uitgevoerd bij andere werkingsmodi van de motor tijdens grondtesten, staan in Tabel 2.1.

Zoals uit de tabel blijkt, had het balanceren een positieve invloed op de trillingen van het Yak-52 vliegtuig in alle gebruiksmodi.

Tabel 2.1.

№	Rotatiefrequentie, %	Schroef Rotatiefrequentie, rpm	RMS Trilsnelheid, mm/sec
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Aanvullende resultaten trillingstest

2.5. Controle van de trilling van het Yak-52 vliegtuig in de lucht in de belangrijkste vliegmodi voor en na het afstellen van de spanning van de schokdemper

Bovendien werd tijdens grondtesten een significante vermindering van vliegtuigtrillingen vastgesteld met een verhoging van de rotatiefrequentie van de propeller.

Dit kan worden verklaard door een grotere mate van ontstemming van de propellerrotatiefrequentie ten opzichte van de natuurlijke oscillatiefrequentie van het vliegtuig op het chassis (vermoedelijk 20 Hz), die optreedt wanneer de propellerrotatiefrequentie toeneemt.

In aanvulling op de trillingstesten die werden uitgevoerd na het balanceren van de propeller op de grond (zie paragraaf 2.3), werden trillingsmetingen van het Yak-52 vliegtuig tijdens de vlucht uitgevoerd.

Trillingen tijdens de vlucht werden gemeten in de cabine van de tweede piloot in verticale richting met een draagbare trillingsspectrumanalysator model AD-3527 van A&D (Japan) in het frequentiebereik van 5 tot 200 (500) Hz.

Er werden metingen gedaan bij vijf toerentalstanden van de hoofdmotor, respectievelijk gelijk aan 60%, 65%, 70% en 82% van de maximale rotatiefrequentie.

De meetresultaten, uitgevoerd voordat de schokdempers werden afgesteld, worden weergegeven in tabel 2.2.

Tabel 2.2.

Onderdelen voor vibratiespectrum

№	Schroef Rotatiefrequentie, %	Schroef Rotatiefrequentie, rpm	Vв1 (Hz)	Amplitude Vв1 (mm/sec)	Vн (Hz)	Amplitude Vн (mm/sec)	Vк1 (Hz)	Amplitude Vк1 (mm/sec)	Vв2 (Hz)	Amplitude Vв2 (mm/sec)	Vк2 (Hz)	Amplitude Vк2 (mm/sec)	Vв4 (Hz)	Amplitude Vв4 (mm/sec)	Vк3 (Hz)	Amplitude Vк3 (mm/sec)	Vв5 (Hz)	Amplitude 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

Als voorbeeld tonen de figuren 2.3 en 2.4 de spectragrafieken die zijn verkregen bij het meten van trillingen in de cabine van het Yak-52 vliegtuig bij de standen 60% en 94% die zijn gebruikt voor het vullen van tabel 2.2.

Fig. 2.3. Trillingsspectrum in de cabine van het Yak-52 vliegtuig in de 60% modus.

Fig. 2.4. Trillingsspectrum in de cabine van het Yak-52 vliegtuig in de 94% modus.

Zoals te zien is in tabel 2.2, zijn de belangrijkste componenten van de trillingen die gemeten zijn in de cabine van de tweede piloot te vinden bij de propellerrotatiefrequenties V_в1 (geel gemarkeerd), de krukas van de motor V_к1 (blauw gemarkeerd) en de aandrijving van de luchtcompressor (en/of frequentiesensor) V_н (groen gemarkeerd), evenals bij hun hogere harmonischen V_в2, V_в4, V_в5en V_к2, V_к3.

De maximale totale trilling V_∑ werd gevonden bij toerentallen van 82% (1580 tpm van de propeller) en 94% (1830 tpm).

De hoofdcomponent van deze trilling treedt op bij de 2e harmonische van de rotatiefrequentie van de krukas van de motor V_к2 en bereikt respectievelijk waarden van 12,5 mm/sec bij een frequentie van 4800 cycli/min en 15,8 mm/sec bij een frequentie van 5520 cycli/min.

Er kan worden aangenomen dat deze component verband houdt met de werking van de zuigergroep van de motor (impactprocessen die optreden tijdens de dubbele beweging van de zuigers per omwenteling van de krukas).

De sterke toename van deze component bij de standen 82% (eerste nominaal) en 94% (start) wordt hoogstwaarschijnlijk niet veroorzaakt door defecten in de zuigergroep, maar door de resonante trillingen van de motor die in de vliegtuigromp op schokdempers is gemonteerd.

Deze conclusie wordt bevestigd door de eerder besproken experimentele resultaten van de controle van de natuurlijke frequenties van de trillingen van de motorophanging, met in het spectrum 74 Hz (4440 cycli/min), 94 Hz (5640 cycli/min) en 120 Hz (7200 cycli/min).

Twee van deze natuurlijke frequenties, 74 Hz en 94 Hz, liggen dicht bij de 2e harmonische frequenties van de rotatie van de krukas, die voorkomen bij de eerste nominale en startmodus van de motor.

Vanwege de significante trillingen bij de 2e harmonische krukas die gevonden werden tijdens de trillingsproeven bij de eerste nominale en startmodus van de motor, werd een controle en afstelling van de spankracht van de schokdempers van de motorophanging uitgevoerd.

De vergelijkende testresultaten voor en na het afstellen van de schokdempers voor de rotatiefrequentie van de propeller (V_в1) en de 2e harmonische van de rotatiefrequentie van de krukas (V_к2) worden weergegeven in tabel 2.3.

Tabel 2.3.

№	Schroef Rotatiefrequentie, %	Schroef Rotatiefrequentie, rpm	Vв1 (Vóór)	Vв1 (Na)	Vк2 (Vóór)	Vк2 (Na)
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

Zoals te zien is in Tabel 2.3, leidde de afstelling van de schokdempers niet tot significante veranderingen in de belangrijkste trillingscomponenten van het vliegtuig.

Ook moet worden opgemerkt dat de amplitude van de spectrale component die verband houdt met de onbalans van de propeller V_в1, gedetecteerd bij de modi 82% en 94% (zie tabellen 1.2 en 1.3), is respectievelijk 3-7 keer lager dan de amplitudes van V_к2aanwezig in deze modi.

In andere vluchtmodi is de component V_в1 varieert van 2,8 tot 4,4 mm/sec.

Bovendien, zoals te zien is in de tabellen 2.2 en 2.3, worden de veranderingen bij het overschakelen van de ene modus naar de andere niet hoofdzakelijk bepaald door de kwaliteit van het balanceren, maar door de mate waarin de rotatiefrequentie van de propeller afwijkt van de natuurlijke frequenties van verschillende structurele elementen van het vliegtuig.

2.6. Conclusies uit de resultaten van het werk

2.6.1.

Het balanceren van de propeller van het Yak-52 vliegtuig, uitgevoerd bij een propellerrotatiefrequentie van 1150 tpm (60%), maakte het mogelijk om de propellertrilling te verminderen van 10,2 mm/sec naar 4,2 mm/sec.

Gezien de ervaring die is opgedaan tijdens het balanceren van Yak-52 en Su-29 vliegtuigpropellers met behulp van het "Balanset-1" apparaat, kan worden aangenomen dat er een mogelijkheid is om het trillingsniveau van de Yak-52 vliegtuigpropeller verder te verlagen.

Dit kan met name worden bereikt door een andere (hogere) rotatiefrequentie van de propeller te kiezen tijdens het balanceren, waardoor een grotere ontstemming mogelijk is ten opzichte van de natuurlijke oscillatiefrequentie van het vliegtuig van 20 Hz (1200 cycli/min), die tijdens de tests is vastgesteld.

2.6.2.

Zoals blijkt uit de resultaten van vibratietesten van het Yak-52 vliegtuig tijdens de vlucht, bevatten de vibratiespectra (naast de eerder genoemde component die verschijnt bij de rotatiefrequentie van de propeller) verschillende andere componenten die verband houden met de werking van de krukas, de zuigergroep van de motor, evenals de aandrijving van de luchtcompressor (en/of frequentiesensor).

De grootte van deze trillingen bij de standen 60%, 65% en 70% zijn vergelijkbaar met de grootte van de trillingen die geassocieerd zijn met de onbalans van de propeller.

Een analyse van deze trillingen toont aan dat zelfs de volledige eliminatie van de trillingen door de onbalans van de propeller de totale vliegtuigtrilling in deze modi met niet meer dan 1,5 keer zal verminderen.

2.6.3.

De maximale totale trilling V_∑ van het Yak-52 vliegtuig werd gevonden bij toerentallen van 82% (1580 tpm van de propeller) en 94% (1830 tpm van de propeller).

De hoofdcomponent van deze trilling treedt op bij de 2e harmonische van de rotatiefrequentie van de krukas van de motor V_к2 (bij frequenties van 4800 cycli/min of 5520 cycli/min), waar het respectievelijk waarden van 12,5 mm/sec en 15,8 mm/sec bereikt.

Er kan redelijkerwijs worden aangenomen dat deze component verband houdt met de werking van de zuigergroep van de motor (impactprocessen die optreden tijdens de dubbele beweging van de zuigers per omwenteling van de krukas).

De sterke toename van deze component in de standen 82% (eerste nominaal) en 94% (start) wordt hoogstwaarschijnlijk niet veroorzaakt door defecten in de zuigergroep, maar door resonante trillingen van de motor die in de vliegtuigromp op schokdempers is gemonteerd.

De afstelling van de schokdempers tijdens de tests leidde niet tot significante veranderingen in trillingen.

Deze situatie kan vermoedelijk worden beschouwd als een ontwerpfout van de vliegtuigontwikkelaars bij het kiezen van het motorbevestigings(ophang)systeem in de vliegtuigromp.

2.6.4.

Op basis van de gegevens die verkregen zijn tijdens het balanceren en aanvullende trillingsproeven (zie de resultaten van de vliegproeven in paragraaf 2.5) kan geconcludeerd worden dat periodieke trillingsbewaking nuttig kan zijn voor de diagnostische beoordeling van de technische staat van de vliegtuigmotor.

Dergelijk werk kan bijvoorbeeld worden uitgevoerd met het "Balanset-1" apparaat, waarin de functie van spectrale trillingsanalyse is geïmplementeerd.

---

3. Resultaten van het balanceren van de MTV-9-K-C/CL 260-27 propeller en trillingsonderzoek van het Su-29 stuntvliegtuig

3.1. Inleiding

Op 15 juni 2014 werd de MTV-9-K/CL 260-27 driebladige propeller van de M-14P luchtvaartmotor van het Su-29 aerobatic vliegtuig gebalanceerd.

Volgens de fabrikant was de propeller voorlopig statisch gebalanceerd, zoals blijkt uit de aanwezigheid van een correctief gewicht in vliegtuig 1, geïnstalleerd in de fabriek.

Het balanceren van de propeller, direct geïnstalleerd op het Su-29 vliegtuig, werd uitgevoerd met behulp van de "Balanset-1" trilling balanceerkit, serienummer 149.

Het meetschema dat tijdens het balanceren wordt gebruikt, wordt getoond in Fig 3.1.

Tijdens het balanceren werd de trillingssensor (versnellingsopnemer) 1 met behulp van een magneet op een speciale beugel op de behuizing van de motorversnellingsbak gemonteerd.

De laserfasehoeksensor 2 was ook gemonteerd op de tandwielkast en gericht op de reflecterende markering die op een van de propellerbladen was aangebracht.

Analoge signalen van de sensoren werden via kabels doorgestuurd naar de meetunit van het "Balanset-1" apparaat, waar ze digitaal werden voorbewerkt.

Vervolgens werden deze signalen in digitale vorm naar een computer gestuurd, waar softwareverwerking van deze signalen werd uitgevoerd en de massa en hoek van het correctiegewicht werden berekend die nodig waren om de onbalans van de propeller te compenseren.

Fig. 3.1. Meetschema voor het balanceren van de propeller van een Su-29 vliegtuig.

Z_k - hoofdtandwiel van de versnellingsbak met 75 tanden;

Z_c - versnellingsbaksatellieten in 6 stuks met elk 18 tanden;

Z_n - stationair tandwiel van de versnellingsbak met 39 tanden.

Alvorens dit werk uit te voeren werden, gezien de ervaring die was opgedaan met het balanceren van de Yak-52 vliegtuigpropeller, een aantal aanvullende onderzoeken uitgevoerd, waaronder:

• Bepaling van de eigenfrequenties van de Su-29 vliegtuigmotor en propellertrillingen;
• Controle van de magnitude en spectrale samenstelling van de initiële trilling in de cabine van de tweede piloot vóór het balanceren.

3.2. Resultaten van studies naar de natuurlijke frequenties van motor- en propellerschommelingen

De natuurlijke frequenties van de motortrillingen, gemonteerd op schokdempers in de vliegtuigromp, werden bepaald met de AD-3527 spectrumanalysator van A&D (Japan) door middel van botsimpulsen van motortrillingen.

In het spectrum van de natuurlijke trillingen van de motorophanging (zie Fig. 3.2) werden zes hoofdfrequenties geïdentificeerd: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.

Hiervan wordt aangenomen dat de frequenties 66 Hz, 88 Hz en 120 Hz direct verband houden met de kenmerken van de motorbevestiging (ophanging) aan de vliegtuigromp.

De frequenties 16 Hz en 22 Hz worden waarschijnlijk geassocieerd met de natuurlijke trillingen van het vliegtuig op het chassis.

De frequentie 37 Hz is waarschijnlijk gerelateerd aan de natuurlijke frequentie van de schommelingen van het propellerblad van het vliegtuig.

Deze aanname wordt bevestigd door de resultaten van de controle van de natuurlijke frequenties van de propellertrillingen, ook verkregen met de botsingsprikkelmethode.

In het spectrum van de natuurlijke trillingen van het propellerblad (zie Fig. 3.3) werden drie hoofdfrequenties geïdentificeerd: 37 Hz, 100 Hz en 174 Hz.

Gegevens over de natuurlijke frequenties van het propellerblad en de oscillaties van de motor van het Su-29 vliegtuig kunnen bijzonder belangrijk zijn bij het kiezen van de rotatiefrequentie van de propeller die gebruikt wordt tijdens het balanceren. De belangrijkste voorwaarde voor het kiezen van deze frequentie is ervoor te zorgen dat deze zo veel mogelijk afwijkt van de natuurlijke frequenties van de structurele elementen van het vliegtuig.

Bovendien kan het kennen van de eigenfrequenties van individuele componenten en onderdelen van het vliegtuig nuttig zijn voor het identificeren van de oorzaken van een sterke toename (in geval van resonantie) in bepaalde componenten van het trillingsspectrum bij verschillende toerentalmodi.

3.3. Controle van de trillingen in de cabine van de tweede piloot van het Su-29 vliegtuig op de grond vóór het balanceren

De initiële vibratie van het Su-29 vliegtuig, geïdentificeerd vóór het balanceren van de propeller, werd gemeten in de cabine van de tweede piloot in verticale richting met een draagbare vibratiespectrumanalysator model AD-3527 van A&D (Japan) in het frequentiebereik van 5 tot 200 Hz.

Er werden metingen gedaan bij vier motortoerentallen, respectievelijk gelijk aan 60%, 65%, 70% en 82% van de maximale rotatiefrequentie.

De verkregen resultaten worden weergegeven in tabel 3.1.

Zoals te zien is in tabel 2.1, treden de belangrijkste trillingscomponenten op bij de propellerrotatiefrequenties V_в1de krukas van de motor V_к1en de aandrijving van de luchtcompressor (en/of frequentiesensor) V_нevenals bij de 2e harmonische van de krukas V_к2 en mogelijk de 3e harmonische (blad) van de propeller V_в3die qua frequentie dicht bij de tweede harmonische van de krukas ligt.

Tabel 3.1.

№	Schroef Rotatiefrequentie, %	Schroef Rotatiefrequentie, 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

Bovendien werd in het trillingsspectrum bij de snelheidsmodus 60% een niet-geïdentificeerde component met het berekende spectrum gevonden bij een frequentie van 6120 cycli/min, die kan worden veroorzaakt door resonantie bij een frequentie van ongeveer 100 Hz van een van de structurele elementen van het vliegtuig. Zo'n element zou de propeller kunnen zijn, waarvan een van de natuurlijke frequenties 100 Hz is.

De maximale totale trilling van het vliegtuig V_∑van 11,5 mm/sec werd gevonden bij de snelheidsmodus 70%.

De hoofdcomponent van de totale trilling in deze modus treedt op bij de 2e harmonische (4020 cycli/min) van de rotatiefrequentie van de krukas van de motor V_к2 en is gelijk aan 10,8 mm/sec.

Er kan worden aangenomen dat deze component verband houdt met de werking van de zuigergroep van de motor (impactprocessen die optreden tijdens de dubbele beweging van de zuigers per omwenteling van de krukas).

De sterke toename van deze component bij de 70% modus is waarschijnlijk te wijten aan de resonante trillingen van een van de structurele elementen van het vliegtuig (motorophanging in de vliegtuigromp) bij een frequentie van 67 Hz (4020 cycli/min).

Er dient te worden opgemerkt dat naast de impactverstoringen die verband houden met de werking van de zuigergroep, de grootte van de trillingen in dit frequentiegebied kan worden beïnvloed door de aerodynamische kracht die zich manifesteert bij de bladfrequentie van de propeller (V_в3).

Bij de snelheden 65% en 82% is een duidelijke toename van de component V_к2 (V_в3) wordt ook waargenomen, wat ook verklaard kan worden door de resonante trillingen van individuele vliegtuigonderdelen.

De amplitude van de spectrale component die verband houdt met de onbalans van de propeller V_в1die werd vastgesteld bij de belangrijkste toerentalstanden vóór het balanceren, varieerde van 2,4 tot 5,7 mm/sec, wat over het algemeen lager is dan de waarde van V_к2 bij de overeenkomstige modi.

Bovendien worden, zoals blijkt uit tabel 3.1, de veranderingen bij het overschakelen van de ene modus naar de andere niet alleen bepaald door de kwaliteit van het balanceren, maar ook door de mate waarin de rotatiefrequentie van de propeller afwijkt van de natuurlijke frequenties van de structuurelementen van het vliegtuig.

3.4. Resultaten balanceren

Het uitbalanceren van de propeller werd uitgevoerd in één vlak bij een rotatiefrequentie. Als gevolg van dit balanceren werd de dynamische krachtonbalans van de propeller gecompenseerd.

Het balanceringsprotocol is opgenomen in Bijlage 1.

De balancering werd uitgevoerd bij een propellerdraaifrequentie van 1350 tpm en bestond uit twee metingen.

Tijdens de eerste run werden de amplitude en fase van de trilling bij de rotatiefrequentie van de propeller in de begintoestand bepaald.

Tijdens de tweede run werden de amplitude en fase van de trilling bij de rotatiefrequentie van de propeller bepaald na het installeren van een proefmassa van bekend gewicht op de propeller.

Op basis van de resultaten van deze metingen werden de massa en de installatiehoek van het correctiegewicht in vlak 1 bepaald.

Na het aanbrengen van de berekende waarde van het correctiegewicht op de propeller, die 40,9 g bedroeg, nam de trilling bij deze snelheidsmodus af van 6,7 mm/sec in de begintoestand tot 1,5 mm/sec na het balanceren.

Het trillingsniveau geassocieerd met de onbalans van de propeller bij andere toerentallen nam ook af en bleef na het balanceren binnen het bereik van 1 tot 2,5 mm/sec.

Verificatie van het effect van de balanceerkwaliteit op het trillingsniveau van het vliegtuig tijdens de vlucht werd niet uitgevoerd vanwege de onopzettelijke schade aan deze propeller tijdens een van de trainingsvluchten.

Het resultaat van dit balanceren verschilt aanzienlijk van het resultaat van het balanceren in de fabriek.

In het bijzonder:

• De trilling op de rotatiefrequentie van de propeller na het balanceren op de permanente installatielocatie (op de uitgaande as van de versnellingsbak van het Su-29 vliegtuig) werd met meer dan 4 keer verminderd;
• Het correctiegewicht dat tijdens het balanceren werd geïnstalleerd, was ongeveer 130 graden verschoven ten opzichte van het gewicht dat in de fabriek was geïnstalleerd.

Mogelijke redenen voor deze situatie kunnen zijn:

• Fouten in het meetsysteem van de balanceerstandaard van de fabrikant (onwaarschijnlijk);
• Geometrische fouten van de montagelocaties van de spindelkoppeling van de balanceermachine van de fabrikant, die leiden tot radiale uitloop van de propeller bij installatie op de spindel;
• Geometrische fouten van de montagelocaties van de uitgaande askoppeling van de vliegtuigversnellingsbak, die leiden tot radiale uitloop van de propeller wanneer deze op de as van de versnellingsbak is geïnstalleerd.

3.5. Conclusies uit de resultaten van het werk

3.5.1.

Het balanceren van de propeller van het Su-29 vliegtuig, uitgevoerd in één vlak bij een propellerrotatiefrequentie van 1350 tpm (70%), maakte het mogelijk om de propellertrilling te verminderen van 6,7 mm/sec naar 1,5 mm/sec.

Het trillingsniveau geassocieerd met de onbalans van de propeller bij andere snelheidsmodi nam ook significant af en bleef binnen het bereik van 1 tot 2,5 mm/sec.

3.5.2.

Om de mogelijke redenen voor de onbevredigende balanceerresultaten in de fabriek op te helderen, moet de radiale uitloop van de propeller op de uitgaande as van de tandwielkast van de vliegtuigmotor worden gecontroleerd.

---

Bijlage 1

BALANCERINGSPROTOCOL

MTV-9-K-C/CL 260-27 propeller van het Su-29 stuntvliegtuig

1. Klant: V.D. Chvokov

2. Installatieplaats van de propeller: uitgaande as van de versnellingsbak van het Su-29 vliegtuig

3. Type propeller: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Balanceermethode: ter plaatse gemonteerd (in eigen lagers), in één vlak

5. Schroefrotatiefrequentie tijdens balanceren, tpm: 1350

6. Model, serienummer en fabrikant van het balanceerapparaat: "Balanset-1", serienummer 149

7. Regelgevende documenten die tijdens het balanceren zijn gebruikt:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Balanceringsdatum: 15.06.2014

9. Samenvattende tabel van balanceerresultaten:

№	Meetresultaten	Trilling, mm/sec	Onbalans, g* mm
1	Voor het balanceren *)	6.7	6135
2	Na het balanceren	1.5	1350
ISO 1940 Tolerantie voor klasse G 6,3			1500

*) Opmerking: De balancering is uitgevoerd met het door de fabrikant geïnstalleerde correctiegewicht nog op de propeller.

10. Conclusie:

10.1. Het trillingsniveau (resterende onbalans) na het balanceren van de propeller die geïnstalleerd is op de uitgaande as van de versnellingsbak van het Su-29 vliegtuig (zie p. 9.2) is met meer dan 4 keer verminderd vergeleken met de oorspronkelijke toestand (zie p. 9.1).

10.2. De parameters van het corrigerende gewicht (massa, installatiehoek) die worden gebruikt om het resultaat in p. 10.1 te bereiken, verschillen aanzienlijk van de parameters van het door de fabrikant geïnstalleerde corrigerende gewicht (MT-propeller).

In het bijzonder werd tijdens het balanceren een extra correctief gewicht van 40,9 g op de propeller geïnstalleerd, dat onder een hoek van 130° werd verschoven ten opzichte van het gewicht dat door de fabrikant was geïnstalleerd.

(Het door de fabrikant geïnstalleerde gewicht werd niet van de propeller verwijderd tijdens het extra balanceren).

Mogelijke redenen voor deze situatie kunnen zijn:

• Fouten in het meetsysteem van de balanceerstandaard van de fabrikant;
• Geometrische fouten in de montagelocaties van de spilkoppeling van de balanceermachine van de fabrikant, wat leidt tot radiale uitloop van de propeller wanneer deze op de spil is geïnstalleerd;
• Geometrische fouten in de montagelocaties van de uitgaande askoppeling van de vliegtuigversnellingsbak, wat leidt tot radiale uitloop van de propeller wanneer deze op de as van de versnellingsbak is geïnstalleerd.

Om de specifieke oorzaak te achterhalen die leidt tot een grotere onbalans van de propeller wanneer deze is geïnstalleerd op de uitgaande as van de versnellingsbak van het Su-29 vliegtuig, is het noodzakelijk om:

• Controleer het meetsysteem en de geometrische nauwkeurigheid van de asmontageplaatsen van de balanceermachine die gebruikt wordt voor het balanceren van de MTV-9-K-C/CL 260-27 propeller bij de fabrikant;
• Controleer de radiale uitloop van de propeller die op de uitgaande as van de versnellingsbak van de Su-29 is geïnstalleerd.

Uitvoerder:

Hoofdspecialist van LLC "Kinematics"

Feldman V.D.