Główny specjalista V.D. Feldman

1. Zamiast przedmowy

Dwa i pół roku temu nasze przedsiębiorstwo rozpoczęło seryjną produkcję urządzenia "Balanset 1", przeznaczonego do wyważania mechanizmów obrotowych w ich własnych łożyskach.

Do tej pory wyprodukowano ponad 180 zestawów, które są skutecznie wykorzystywane w różnych gałęziach przemysłu, w tym do produkcji i obsługi wentylatorów, dmuchaw, silników elektrycznych, wrzecion maszyn, pomp, kruszarek, separatorów, wirówek, wałów kardana i korbowych oraz innych mechanizmów.

W ostatnim czasie nasza firma otrzymała wiele zapytań od organizacji i osób prywatnych dotyczących możliwości wykorzystania naszego sprzętu do wyważania śmigieł samolotów i helikopterów w warunkach polowych.

Niestety, nasi specjaliści, posiadający wieloletnie doświadczenie w wyważaniu różnych maszyn, nigdy wcześniej nie zajmowali się tym zagadnieniem. W związku z tym porady i zalecenia, które mogliśmy przekazać naszym klientom były bardzo ogólne i nie zawsze pozwalały na skuteczne rozwiązanie danego problemu.

Wiosną tego roku sytuacja zaczęła się poprawiać. Stało się tak dzięki aktywnej postawie V.D. Chvokova, który zorganizował i aktywnie uczestniczył z nami w pracach nad wyważaniem śmigieł samolotów Jak-52 i Su-29, których jest pilotem.

Rys. 1.1. Samolot Jak-52 na lotnisku

Rys. 1.2. Samolot Su-29 na parkingu

2. Wyniki badania wyważenia śmigieł i wibracji samolotu akrobacyjnego Jak-52

2.1. Wprowadzenie

W okresie maj - lipiec 2014 r. przeprowadzono prace związane z badaniem drgań samolotu Jak-52 wyposażonego w silnik lotniczy M-14P oraz wyważeniem jego dwułopatowego śmigła.

Wyważanie zostało przeprowadzone w jednej płaszczyźnie przy użyciu zestawu do wyważania "Balanset 1" o numerze seryjnym 149.

Schemat pomiarowy używany podczas wyważania pokazano na rys. 2.1.

Podczas procesu wyważania czujnik drgań (akcelerometr) 1 został zainstalowany na przedniej pokrywie skrzyni biegów silnika za pomocą magnesu na specjalnym wsporniku.

Laserowy czujnik kąta fazowego 2 został również zainstalowany na pokrywie skrzyni biegów i skierowany na znak odblaskowy umieszczony na jednej z łopat śmigła.

Sygnały analogowe z czujników były przesyłane kablami do jednostki pomiarowej urządzenia "Balanset 1", gdzie były wstępnie przetwarzane cyfrowo.

Następnie sygnały te w formie cyfrowej były przesyłane do komputera, gdzie oprogramowanie przetwarzało te sygnały i obliczało masę i kąt ciężarka korekcyjnego potrzebnego do skompensowania niewyważenia śmigła.

2.2. W trakcie realizacji tych prac nabyto określone umiejętności i opracowano technologię wyważania śmigieł lotniczych w warunkach polowych z wykorzystaniem urządzenia "Balanset 1", w tym:

• Określenie lokalizacji i metod instalacji (mocowania) czujników drgań i kąta fazowego na obiekcie;
• Określenie częstotliwości rezonansowych kilku elementów konstrukcyjnych samolotu (zawieszenie silnika, łopaty śmigła);
• Określenie częstotliwości obrotów silnika (trybów pracy), które zapewniają minimalne niewyważenie szczątkowe podczas wyważania;
• Ustalenie tolerancji dla niewyważenia szczątkowego śmigła itp.

Ponadto uzyskano interesujące dane dotyczące poziomów drgań samolotów wyposażonych w silniki M-14P.

Poniżej znajdują się materiały raportu opracowane na podstawie wyników tych prac.

W nich, oprócz wyników wyważania, przedstawiono dane dotyczące badań drgań samolotów Jak-52 i Su-29 uzyskane podczas testów naziemnych i lotniczych.

Dane te mogą być interesujące zarówno dla pilotów samolotów, jak i specjalistów zajmujących się ich konserwacją.

Rys. 2.1. Schemat pomiarowy do wyważania śmigła samolotu Jak-52.

Zk - główne koło zębate skrzyni biegów;

Zs - satelity skrzyni biegów;

Zn - stacjonarne koło zębate przekładni.

W trakcie realizacji tych prac, biorąc pod uwagę doświadczenia zdobyte przy wyważaniu śmigieł samolotów Su-29 i Jak-52, przeprowadzono szereg dodatkowych badań, w tym:

• Określenie częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła samolotu Jak-52;
• Sprawdzenie wielkości i składu widmowego drgań w kabinie drugiego pilota podczas lotu po wyważeniu śmigła;
• Sprawdzenie wielkości i składu widmowego drgań w kabinie drugiego pilota podczas lotu po wyważeniu śmigła i regulacji siły dokręcenia amortyzatorów silnika.

2.2. Wyniki badań częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła

Częstotliwości drgań własnych silnika, zamontowanego na amortyzatorach w kadłubie samolotu, zostały wyznaczone przy użyciu analizatora widma AD-3527 firmy A&D (Japonia) poprzez wzbudzenie udarowe drgań silnika.

W widmie drgań własnych zawieszenia silnika samolotu Jak-52, którego przykład przedstawiono na rys. 2.2, zidentyfikowano cztery główne częstotliwości: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.

Rys. 2.2. Widmo częstotliwości drgań własnych zawieszenia silnika samolotu Jak-52.

Częstotliwości 74 Hz, 94 Hz i 120 Hz są prawdopodobnie związane z cechami mocowania silnika (zawieszenia) do korpusu samolotu.

Częstotliwość 20 Hz jest najprawdopodobniej związana z naturalnymi oscylacjami samolotu na podwoziu.

Częstotliwości drgań własnych łopat śmigła zostały również określone przy użyciu metody wzbudzenia udarowego.

W tym przypadku zidentyfikowano cztery główne częstotliwości: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz i 134 Hz.

Dane dotyczące częstotliwości drgań własnych śmigła i silnika samolotu Jak-52 mogą być szczególnie ważne przy wyborze częstotliwości obrotów śmigła używanej podczas wyważania. Głównym warunkiem wyboru tej częstotliwości jest zapewnienie jej maksymalnego możliwego odstrojenia od częstotliwości drgań własnych elementów konstrukcyjnych samolotu.

Dodatkowo, znajomość częstotliwości drgań własnych poszczególnych podzespołów i części samolotu może być przydatna do identyfikacji przyczyn gwałtownego wzrostu (w przypadku rezonansu) niektórych składowych widma drgań w różnych trybach prędkości obrotowej silnika.

2.3. Wyniki bilansowania

Jak wspomniano powyżej, wyważanie śmigła odbywało się w jednej płaszczyźnie, co skutkowało dynamiczną kompensacją nierównowagi sił śmigła.

Przeprowadzenie wyważania dynamicznego w dwóch płaszczyznach, co pozwoliłoby na kompensację zarówno siły, jak i momentu niewyważenia śmigła, było niewykonalne, ponieważ konstrukcja śmigła zainstalowanego na samolocie Jak-52 pozwala na utworzenie tylko jednej płaszczyzny korekcyjnej.

Wyważanie śmigła przeprowadzono przy częstotliwości obrotowej 1150 obr/min (60%), przy której możliwe było uzyskanie najbardziej stabilnych wyników pomiarów drgań pod względem amplitudy i fazy od początku do końca.

Wyważanie śmigieł odbywało się według klasycznego schematu "dwubiegowego".

Podczas pierwszego uruchomienia określono amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotowej śmigła w stanie początkowym.

Podczas drugiego uruchomienia określono amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotowej śmigła po zainstalowaniu masy próbnej 7 g na śmigle.

Na podstawie tych danych za pomocą oprogramowania obliczono masę M = 19,5 g i kąt montażu obciążnika korekcyjnego F = 32°.

Ze względu na cechy konstrukcyjne śmigła, które nie pozwalają na zainstalowanie obciążnika korekcyjnego pod wymaganym kątem, na śmigle zainstalowano dwa równoważne obciążniki:

• Masa M1 = 14 g przy kącie F1 = 0°;
• Masa M2 = 8,3 g przy kącie F2 = 60°.

Po zamontowaniu określonych obciążników korekcyjnych na śmigle, wibracje mierzone przy częstotliwości obrotowej 1150 obr/min i związane z niewyważeniem śmigła zmniejszyły się z 10,2 mm/s w stanie początkowym do 4,2 mm/s po wyważeniu.

W tym przypadku rzeczywiste niewyważenie śmigła zmniejszyło się z 2340 g*mm do 963 g*mm.

2.4. Sprawdzenie wpływu wyników wyważenia na poziom drgań samolotu Jak-52 na ziemi przy innych częstotliwościach obrotów śmigła

Wyniki sprawdzenia drgań samolotu Jak-52, wykonanych przy innych trybach pracy silnika uzyskanych podczas testów naziemnych, przedstawiono w tabeli 2.1.

Jak widać z tabeli, przeprowadzone wyważanie pozytywnie wpłynęło na wibracje samolotu Jak-52 we wszystkich jego trybach pracy.

Tabela 2.1.

№	Częstotliwość obrotowa, %	Częstotliwość obrotów śmigła, obr.	Prędkość drgań RMS, mm/s
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Dodatkowe wyniki testów wibracyjnych

2.5. Sprawdzanie wibracji samolotu Jak-52 w powietrzu w głównych trybach lotu przed i po regulacji naprężenia amortyzatora

Co więcej, podczas testów naziemnych stwierdzono znaczną redukcję drgań samolotu wraz ze wzrostem częstotliwości obrotów śmigła.

Można to wytłumaczyć większym stopniem odstrojenia częstotliwości obrotów śmigła od naturalnej częstotliwości oscylacji samolotu na podwoziu (przypuszczalnie 20 Hz), co ma miejsce, gdy częstotliwość obrotów śmigła wzrasta.

Oprócz testów wibracyjnych przeprowadzonych po wyważeniu śmigła na ziemi (patrz sekcja 2.3), przeprowadzono pomiary wibracji samolotu Jak-52 w locie.

Wibracje podczas lotu mierzono w kabinie drugiego pilota w kierunku pionowym przy użyciu przenośnego analizatora widma wibracji model AD-3527 firmy A&D (Japonia) w zakresie częstotliwości od 5 do 200 (500) Hz.

Pomiary wykonano przy pięciu trybach prędkości obrotowej silnika, odpowiednio równych 60%, 65%, 70% i 82% jego maksymalnej częstotliwości obrotowej.

Wyniki pomiarów przeprowadzonych przed regulacją amortyzatorów przedstawiono w tabeli 2.2.

Tabela 2.2.

Komponenty widma wibracji

№	Częstotliwość obrotów śmigła, %	Częstotliwość obrotów śmigła, obr.	Vв1 (Hz)	Amplituda Vв1 (mm/s)	Vн (Hz)	Amplituda Vн (mm/s)	Vк1 (Hz)	Amplituda Vк1 (mm/s)	Vв2 (Hz)	Amplituda Vв2 (mm/s)	Vк2 (Hz)	Amplituda Vк2 (mm/s)	Vв4 (Hz)	Amplituda Vв4 (mm/s)	Vк3 (Hz)	Amplituda Vк3 (mm/s)	Vв5 (Hz)	Amplituda Vв5 (mm/s)	V∑ (mm/s)
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

Jako przykład, rysunki 2.3 i 2.4 przedstawiają wykresy widmowe uzyskane podczas pomiaru drgań w kabinie samolotu Jak-52 w trybach 60% i 94% użytych do wypełnienia tabeli 2.2.

Rys. 2.3. Widmo drgań w kabinie samolotu Jak-52 w trybie 60%.

Rys. 2.4. Widmo drgań w kabinie samolotu Jak-52 w trybie 94%.

Jak wynika z tabeli 2.2, główne składowe drgań mierzonych w kabinie drugiego pilota pojawiają się przy częstotliwościach obrotów śmigła V_в1 (zaznaczone na żółto), wał korbowy silnika V_к1 (podświetlony na niebiesko) i napęd sprężarki powietrza (i/lub czujnik częstotliwości) V_н (zaznaczone na zielono), jak również ich wyższych harmonicznych V_в2, V_в4, V_в5i V_к2, V_к3.

Maksymalne wibracje całkowite V_∑ stwierdzono w trybach prędkości 82% (1580 obr./min śmigła) i 94% (1830 obr./min).

Główny składnik tych drgań pojawia się przy 2. harmonicznej częstotliwości obrotów wału korbowego silnika V_к2 i odpowiednio osiąga wartości 12,5 mm/s przy częstotliwości 4800 cykli/min i 15,8 mm/s przy częstotliwości 5520 cykli/min.

Można założyć, że składnik ten związany jest z pracą grupy tłokowej silnika (procesy udarowe zachodzące podczas podwójnego ruchu tłoków na jeden obrót wału korbowego).

Gwałtowny wzrost tej składowej w trybach 82% (pierwszy nominalny) i 94% (start) jest najprawdopodobniej spowodowany nie defektami w grupie tłoków, ale drganiami rezonansowymi silnika zamontowanego w korpusie samolotu na amortyzatorach.

Wniosek ten potwierdzają omówione wcześniej wyniki eksperymentalnego sprawdzenia częstotliwości drgań własnych zawieszenia silnika, w widmie których występują częstotliwości 74 Hz (4440 cykli/min), 94 Hz (5640 cykli/min) i 120 Hz (7200 cykli/min).

Dwie z tych naturalnych częstotliwości, 74 Hz i 94 Hz, są zbliżone do częstotliwości drugiej harmonicznej obrotu wału korbowego, które występują w pierwszych trybach nominalnych i startowych silnika.

Ze względu na znaczne drgania na 2. harmonicznej wału korbowego stwierdzone podczas testów wibracyjnych w pierwszych trybach nominalnych i startowych silnika, przeprowadzono kontrolę i regulację siły dokręcenia amortyzatorów zawieszenia silnika.

Wyniki testów porównawczych uzyskane przed i po regulacji amortyzatorów dla częstotliwości obrotów śmigła (V_в1) i drugiej harmonicznej częstotliwości obrotów wału korbowego (V_к2) przedstawiono w tabeli 2.3.

Tabela 2.3.

№	Częstotliwość obrotów śmigła, %	Częstotliwość obrotów śmigła, obr.	Vв1 (Wcześniej)	Vв1 (Po)	Vк2 (Wcześniej)	Vк2 (Po)
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

Jak wynika z tabeli 2.3, regulacja amortyzatorów nie doprowadziła do znaczących zmian w głównych składowych drgań samolotu.

Należy również zauważyć, że amplituda składowej widmowej związanej z niewyważeniem śmigła V_в1wykryte w modach 82% i 94% (patrz tabele 1.2 i 1.3), są odpowiednio 3-7 razy niższe niż amplitudy V_к2obecne w tych trybach.

W innych trybach lotu składowa V_в1 wynosi od 2,8 do 4,4 mm/s.

Ponadto, jak wynika z tabel 2.2 i 2.3, jego zmiany podczas przełączania z jednego trybu na drugi są głównie determinowane nie przez jakość wyważenia, ale przez stopień odstrojenia częstotliwości obrotów śmigła od częstotliwości drgań własnych różnych elementów konstrukcyjnych samolotu.

2.6. Wnioski z wyników pracy

2.6.1.

Wyważenie śmigła samolotu Jak-52, przeprowadzone przy częstotliwości obrotowej śmigła 1150 obr/min (60%), pozwoliło na zmniejszenie drgań śmigła z 10,2 mm/s do 4,2 mm/s.

Biorąc pod uwagę doświadczenie zdobyte podczas wyważania śmigieł samolotów Jak-52 i Su-29 za pomocą urządzenia "Balanset-1", można założyć, że istnieje możliwość dalszego obniżenia poziomu drgań śmigła samolotu Jak-52.

Można to osiągnąć w szczególności poprzez wybranie innej (wyższej) częstotliwości obrotów śmigła podczas jego wyważania, umożliwiając większe odstrojenie od naturalnej częstotliwości oscylacji samolotu wynoszącej 20 Hz (1200 cykli/min), zidentyfikowanej podczas testów.

2.6.2.

Jak pokazują wyniki testów wibracyjnych samolotu Jak-52 w locie, jego widma drgań (oprócz wspomnianej składowej pojawiającej się przy częstotliwości obrotów śmigła) zawierają kilka innych składowych związanych z pracą wału korbowego, grupy tłoków silnika, a także napędu sprężarki powietrza (i/lub czujnika częstotliwości).

Wielkości tych drgań w trybach 60%, 65% i 70% są porównywalne z wielkością drgań związanych z niewyważeniem śmigła.

Analiza tych drgań pokazuje, że nawet całkowite wyeliminowanie drgań wynikających z niewyważenia śmigła zmniejszy całkowite drgania samolotu w tych trybach nie więcej niż 1,5 raza.

2.6.3.

Maksymalne wibracje całkowite V_∑ samolotu Jak-52 stwierdzono przy trybach prędkości 82% (1580 obr./min śmigła) i 94% (1830 obr./min śmigła).

Główny składnik tych drgań pojawia się przy 2. harmonicznej częstotliwości obrotów wału korbowego silnika V_к2 (przy częstotliwości 4800 cykli/min lub 5520 cykli/min), gdzie osiąga odpowiednio wartości 12,5 mm/s i 15,8 mm/s.

Można rozsądnie założyć, że składnik ten jest związany z pracą grupy tłoków silnika (procesy uderzeniowe zachodzące podczas podwójnego ruchu tłoków na jeden obrót wału korbowego).

Gwałtowny wzrost tej składowej w trybach 82% (pierwszy nominalny) i 94% (start) jest najprawdopodobniej spowodowany nie defektami w grupie tłoków, ale drganiami rezonansowymi silnika zamontowanego w korpusie samolotu na amortyzatorach.

Regulacja amortyzatorów przeprowadzona podczas testów nie doprowadziła do znaczących zmian w wibracjach.

Sytuację tę można prawdopodobnie uznać za niedopatrzenie projektowe twórców samolotu przy wyborze systemu mocowania (zawieszenia) silnika w kadłubie samolotu.

2.6.4.

Dane uzyskane podczas wyważania i dodatkowych testów wibracyjnych (patrz wyniki prób w locie w sekcji 2.5) pozwalają stwierdzić, że okresowe monitorowanie wibracji może być przydatne do oceny diagnostycznej stanu technicznego silnika lotniczego.

Taką pracę można wykonać na przykład za pomocą urządzenia "Balanset-1", w którego oprogramowaniu zaimplementowano funkcję spektralnej analizy drgań.

---

3. Wyniki wyważania śmigła MTV-9-K-C/CL 260-27 i badania drgań samolotu akrobacyjnego Su-29

3.1. Wprowadzenie

W dniu 15 czerwca 2014 r. przeprowadzono wyważanie trójłopatowego śmigła MTV-9-K-C/CL 260-27 silnika lotniczego M-14P samolotu akrobacyjnego Su-29.

Według producenta, śmigło było wstępnie wyważone statycznie, o czym świadczy obecność ciężarka korekcyjnego w płaszczyźnie 1, zainstalowanego w zakładzie produkcyjnym.

Wyważanie śmigła, zainstalowanego bezpośrednio na samolocie Su-29, zostało przeprowadzone przy użyciu zestawu do wyważania wibracyjnego "Balanset-1" o numerze seryjnym 149.

Schemat pomiarowy używany podczas wyważania pokazano na rys. 3.1.

Podczas procesu wyważania czujnik drgań (akcelerometr) 1 został zamontowany na obudowie skrzyni biegów silnika za pomocą magnesu na specjalnym wsporniku.

Laserowy czujnik kąta fazowego 2 został również zamontowany na obudowie przekładni i zorientowany na znak odblaskowy umieszczony na jednej z łopat śmigła.

Sygnały analogowe z czujników były przesyłane kablami do jednostki pomiarowej urządzenia "Balanset-1", gdzie były wstępnie przetwarzane cyfrowo.

Następnie sygnały te były przesyłane w formie cyfrowej do komputera, gdzie dokonywano programowego przetwarzania tych sygnałów i obliczano masę i kąt ciężarka korekcyjnego wymaganego do skompensowania niewyważenia śmigła.

Rys. 3.1. Schemat pomiarowy do wyważania śmigła samolotu Su-29.

Z_k - główne koło zębate skrzyni biegów z 75 zębami;

Z_c - satelity przekładni w ilości 6 sztuk po 18 zębów każda;

Z_n - stacjonarne koło zębate przekładni z 39 zębami.

Przed wykonaniem tej pracy, biorąc pod uwagę doświadczenie zdobyte podczas wyważania śmigła samolotu Jak-52, przeprowadzono szereg dodatkowych badań, w tym:

• Wyznaczanie częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła samolotu Su-29;
• Sprawdzenie wielkości i składu widmowego początkowych wibracji w kabinie drugiego pilota przed wyważeniem.

3.2. Wyniki badań częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła

Częstotliwości drgań własnych silnika, zamontowanego na amortyzatorach w kadłubie samolotu, zostały wyznaczone przy użyciu analizatora widma AD-3527 firmy A&D (Japonia) poprzez wzbudzenie udarowe drgań silnika.

W widmie drgań własnych zawieszenia silnika (patrz rys. 3.2) zidentyfikowano sześć głównych częstotliwości: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.

Spośród nich zakłada się, że częstotliwości 66 Hz, 88 Hz i 120 Hz są bezpośrednio związane z cechami mocowania silnika (zawieszenia) do korpusu samolotu.

Częstotliwości 16 Hz i 22 Hz są najprawdopodobniej związane z naturalnymi oscylacjami samolotu na podwoziu.

Częstotliwość 37 Hz jest prawdopodobnie związana z naturalną częstotliwością oscylacji łopat śmigła samolotu.

Założenie to potwierdzają wyniki sprawdzenia częstotliwości drgań własnych śmigła, również uzyskane metodą wzbudzenia udarowego.

W widmie drgań własnych łopaty śmigła (patrz rys. 3.3) zidentyfikowano trzy główne częstotliwości: 37 Hz, 100 Hz i 174 Hz.

Dane dotyczące częstotliwości drgań własnych łopaty śmigła i silnika samolotu Su-29 mogą być szczególnie ważne przy wyborze częstotliwości obrotów śmigła używanej podczas wyważania. Głównym warunkiem wyboru tej częstotliwości jest zapewnienie jej maksymalnego możliwego odstrojenia od częstotliwości drgań własnych elementów konstrukcyjnych samolotu.

Co więcej, znajomość częstotliwości drgań własnych poszczególnych podzespołów i części samolotu może być przydatna do identyfikacji przyczyn gwałtownego wzrostu (w przypadku rezonansu) niektórych składowych widma drgań w różnych trybach prędkości obrotowej silnika.

3.3. Sprawdzanie wibracji w kabinie drugiego pilota samolotu Su-29 na ziemi przed wyważeniem

Początkowe drgania samolotu Su-29, zidentyfikowane przed wyważeniem śmigła, zostały zmierzone w kabinie drugiego pilota w kierunku pionowym za pomocą przenośnego analizatora widma drgań model AD-3527 firmy A&D (Japonia) w zakresie częstotliwości od 5 do 200 Hz.

Pomiary wykonano przy czterech głównych trybach prędkości obrotowej silnika, odpowiednio równych 60%, 65%, 70% i 82% jego maksymalnej częstotliwości obrotowej.

Uzyskane wyniki przedstawiono w tabeli 3.1.

Jak wynika z tabeli 2.1, główne składowe drgań występują przy częstotliwościach obrotowych śmigła V_в1, wał korbowy silnika V_к1oraz napęd sprężarki powietrza (i/lub czujnik częstotliwości) V_нjak również przy 2. harmonicznej wału korbowego V_к2 i ewentualnie 3 (łopatkową) harmoniczną śmigła V_в3której częstotliwość jest zbliżona do drugiej harmonicznej wału korbowego.

Tabela 3.1.

№	Częstotliwość obrotów śmigła, %	Częstotliwość obrotów śmigła, obr.	Vв1	Vн	Vк1	Vв3	Vк2	Vв4	Vк3	V?	V∑, mm/s
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

Ponadto w widmie drgań w trybie prędkości 60% stwierdzono niezidentyfikowaną składową z obliczonym widmem przy częstotliwości 6120 cykli/min, co może być spowodowane rezonansem przy częstotliwości około 100 Hz jednego z elementów konstrukcyjnych samolotu. Takim elementem może być śmigło, którego jedna z częstotliwości drgań własnych wynosi 100 Hz.

Maksymalne całkowite drgania statku powietrznego V_∑, osiągając 11,5 mm/s, w trybie prędkości 70%.

Główny składnik drgań całkowitych w tym trybie pojawia się przy 2. harmonicznej (4020 cykli/min) częstotliwości obrotów wału korbowego silnika V_к2 i wynosi 10,8 mm/s.

Można założyć, że składnik ten związany jest z pracą grupy tłokowej silnika (procesy udarowe zachodzące podczas podwójnego ruchu tłoków na jeden obrót wału korbowego).

Gwałtowny wzrost tej składowej w trybie 70% jest prawdopodobnie spowodowany oscylacjami rezonansowymi jednego z elementów konstrukcyjnych samolotu (zawieszenie silnika w korpusie samolotu) przy częstotliwości 67 Hz (4020 cykli/min).

Należy zauważyć, że oprócz zakłóceń udarowych związanych z działaniem grupy tłoków, na wielkość drgań w tym zakresie częstotliwości może mieć wpływ siła aerodynamiczna objawiająca się przy częstotliwości łopatek śmigła (V_в3).

W trybach prędkości 65% i 82% zauważalny jest wzrost składowej V_к2 (V_в3), co również można wytłumaczyć oscylacjami rezonansowymi poszczególnych elementów samolotu.

Amplituda składowej widmowej związanej z niewyważeniem śmigła V_в1zidentyfikowana w głównych trybach prędkości przed wyważeniem, wahała się od 2,4 do 5,7 mm/s, co jest wartością ogólnie niższą niż wartość V_к2 w odpowiednich trybach.

Co więcej, jak wynika z tabeli 3.1, jego zmiany przy przełączaniu z jednego trybu na drugi zależą nie tylko od jakości wyważenia, ale także od stopnia odstrojenia częstotliwości obrotów śmigła od częstotliwości drgań własnych elementów konstrukcyjnych samolotu.

3.4. Wyniki bilansowania

Wyważanie śmigła odbywało się w jednej płaszczyźnie przy częstotliwości obrotowej. W wyniku takiego wyważenia skompensowana została nierównowaga sił dynamicznych śmigła.

Protokół bilansowania znajduje się poniżej w Załączniku 1.

Wyważanie zostało przeprowadzone przy częstotliwości obrotów śmigła wynoszącej 1350 obr/min i obejmowało dwie serie pomiarowe.

Podczas pierwszego uruchomienia określono amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotowej śmigła w stanie początkowym.

Podczas drugiego uruchomienia określono amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotowej śmigła po zainstalowaniu masy próbnej o znanej masie na śmigle.

Na podstawie wyników tych pomiarów określono masę i kąt montażu obciążnika korekcyjnego w płaszczyźnie 1.

Po zainstalowaniu obliczonej wartości ciężaru korekcyjnego na śmigle, która wynosiła 40,9 g, drgania w tym trybie prędkości zmniejszyły się z 6,7 mm/s w stanie początkowym do 1,5 mm/s po wyważeniu.

Poziom wibracji związanych z niewyważeniem śmigła w innych trybach prędkości również spadł i pozostał w zakresie od 1 do 2,5 mm/s po wyważeniu.

Weryfikacja wpływu jakości wyważenia na poziom drgań samolotu w locie nie została przeprowadzona ze względu na przypadkowe uszkodzenie tego śmigła podczas jednego z lotów treningowych.

Należy zauważyć, że wynik uzyskany podczas tego wyważania znacznie różni się od wyniku wyważania fabrycznego.

W szczególności:

• Drgania o częstotliwości obrotowej śmigła po jego wyważeniu w miejscu stałej instalacji (na wale wyjściowym skrzyni biegów samolotu Su-29) zostały zmniejszone ponad 4-krotnie;
• Obciążnik korekcyjny zainstalowany podczas procesu wyważania został przesunięty względem obciążnika zainstalowanego w zakładzie produkcyjnym o około 130 stopni.

Możliwe przyczyny takiej sytuacji to

• Błędy systemu pomiarowego stanowiska wyważania producenta (mało prawdopodobne);
• Błędy geometryczne miejsc montażu sprzęgła wrzeciona wyważarki producenta, prowadzące do bicia promieniowego śmigła po zamontowaniu na wrzecionie;
• Błędy geometryczne miejsc montażu sprzęgła wału wyjściowego przekładni samolotu, prowadzące do bicia promieniowego śmigła po zamontowaniu na wale przekładni.

3.5. Wnioski z wyników pracy

3.5.1.

Wyważenie śmigła samolotu Su-29, przeprowadzone w jednej płaszczyźnie przy częstotliwości obrotowej śmigła 1350 obr/min (70%), pozwoliło na zmniejszenie wibracji śmigła z 6,7 mm/s do 1,5 mm/s.

Poziom wibracji związanych z niewyważeniem śmigła w innych trybach prędkości również znacznie się zmniejszył i pozostał w zakresie od 1 do 2,5 mm/s.

3.5.2.

Aby wyjaśnić możliwe przyczyny niezadowalających wyników wyważania w zakładzie produkcyjnym, konieczne jest sprawdzenie bicia promieniowego śmigła na wale wyjściowym skrzyni biegów silnika lotniczego.

---

Dodatek 1

PROTOKÓŁ BILANSUJĄCY

Śmigło MTV-9-K-C/CL 260-27 samolotu akrobacyjnego Su-29

1. Klient: V.D. Chvokov

2. Miejsce instalacji śmigła: wał wyjściowy skrzyni biegów samolotu Su-29

3. Typ śmigła: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Metoda wyważania: montaż na miejscu (we własnych łożyskach), w jednej płaszczyźnie

5. Częstotliwość obrotów śmigła podczas wyważania, obr/min: 1350

6. Model, numer seryjny i producent urządzenia wyważającego: "Balanset-1", numer seryjny 149

7. Dokumenty regulacyjne wykorzystywane podczas bilansowania:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Data bilansowania: 15.06.2014

9. Tabela podsumowująca wyniki bilansowania:

№	Wyniki pomiarów	Wibracje, mm/s	Niewyważenie, g* mm
1	Przed wyważeniem *)	6.7	6135
2	Po zrównoważeniu	1.5	1350
ISO 1940 Tolerancja dla klasy G 6.3			1500

*) Uwaga: Wyważanie przeprowadzono z obciążnikiem korekcyjnym zainstalowanym przez producenta, który pozostał na śmigle.

10. Wnioski:

10.1. Poziom drgań (niewyważenie resztkowe) po wyważeniu śmigła zainstalowanego na wale wyjściowym skrzyni biegów samolotu Su-29 (patrz str. 9.2) został zmniejszony ponad 4-krotnie w porównaniu ze stanem początkowym (patrz str. 9.1).

10.2. Parametry obciążnika korekcyjnego (masa, kąt montażu) użyte do osiągnięcia wyniku w p. 10.1 różnią się znacznie od parametrów obciążnika korekcyjnego zainstalowanego przez producenta (śmigło MT).

W szczególności, podczas wyważania na śmigle zainstalowano dodatkowy obciążnik korekcyjny o wadze 40,9 g, który został przesunięty o kąt 130° w stosunku do obciążnika zainstalowanego przez producenta.

(Obciążnik zainstalowany przez producenta nie został usunięty ze śmigła podczas dodatkowego wyważania).

Możliwe przyczyny takiej sytuacji to

• Błędy w systemie pomiarowym stanowiska wyważania producenta;
• Błędy geometryczne w miejscach montażu sprzęgła wrzeciona wyważarki producenta, prowadzące do bicia promieniowego śmigła po zamontowaniu na wrzecionie;
• Błędy geometryczne w miejscach montażu sprzęgła wału wyjściowego przekładni samolotu, prowadzące do bicia promieniowego śmigła po zamontowaniu na wale przekładni.

Aby zidentyfikować konkretną przyczynę prowadzącą do zwiększonego niewyważenia śmigła zamontowanego na wale wyjściowym skrzyni biegów samolotu Su-29, konieczne jest:

• Sprawdzić system pomiarowy i dokładność geometryczną miejsc montażu wrzeciona wyważarki używanej do wyważania śmigła MTV-9-K-C/CL 260-27 u producenta;
• Sprawdź bicie promieniowe śmigła zamontowanego na wale wyjściowym skrzyni biegów samolotu Su-29.

Wykonawca:

Główny specjalista LLC "Kinematics"

Feldman V.D.