O wyważaniu śmigła samolotu w warunkach polowych. Część 1

1. V.D. Feldman

Główny technik OU Vibromera

Wyważanie śmigła samolotu w warunkach polowych

 "Śmigło jest kierowcą samolotu,

i zrównoważyć go może tylko kierowca"

1. W zamiast przedmowy

Dwa i pół roku temu nasza firma rozpoczęła masową produkcję Balanset-1, przeznaczonego do wyważania mechanizmów wirników we własnych łożyskach.

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

W ostatnim czasie nasza firma otrzymała dużą liczbę zapytań od organizacji i osób prywatnych związanych z możliwością wykorzystania naszego sprzętu do wyważania śmigieł samolotów i helikopterów w warunkach polowych.

Niestety, nasi specjaliści, mający ogromne doświadczenie w wyważaniu różnorodnych maszyn, nigdy nie mieli do czynienia z tym problemem. W związku z tym rady i zalecenia, które mogliśmy przekazać naszym Klientom miały charakter ogólny i nie zawsze pozwalały na skuteczne rozwiązanie problemu.

Tej wiosny sytuacja zaczęła się zmieniać na lepsze dzięki aktywnej postawie V. D. Chvokova, który zorganizował i wziął wraz z nami najbardziej aktywny udział w pracach nad wyważaniem śmigieł YAK-52 i SU-29, których jest pilotem.

Rys. 1.1. Jak-52 na lotnisku

Rys. 1.2. SU-29 na parkingu

Podczas tego procesu nauczyliśmy się pewnych umiejętności i technologii wyważania śmigieł samolotów w środowisku polowym przy użyciu Balanset-1, w tym:

• określenie miejsc i metod instalacji (montażu) czujników drgań i kąta fazowego na obiekcie;
• określenie częstotliwości rezonansowych szeregu elementów konstrukcyjnych samolotu (zawieszenie silnika, łopata śmigła);
• identyfikacja prędkości obrotowych (trybów pracy) silnika, zapewniająca minimalne niewyważenie szczątkowe w procesie wyważania;
• określanie tolerancji dla resztkowego niewyważenia śmigła itp.

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

Materiały sprawozdawcze są sugerowane poniżej w oparciu o wyniki tych prac.

Wraz z wynikami wyważania zawierają one dane z badań wibracyjnych YAK-52 i SU-29 uzyskane podczas testów na ziemi i w locie.

Dane te mogą być interesujące zarówno dla pilotów samolotów, jak i specjalistów ds. obsługi technicznej.

2. Wyniki wyważania śmigła i testów wibracyjnych samolotu akrobacyjnego YAK-52

2.1. Wprowadzenie

Na przełomie maja i lipca 2014 r. przeprowadziliśmy testy wibracyjne samolotu YAK-52 wyposażonego w silnik M-14P, a także wyważanie jego dwułopatowego śmigła.

Wyważanie przeprowadzono w tej samej płaszczyźnie przy użyciu zestawu wyważającego Balanset-1, nr fabryczny 149.

Schemat pomiarowy wykorzystywany do bilansowania pokazano na rysunku 2.1.

Podczas procesu wyważania czujnik wibracji (akcelerometr) 1 został zamontowany na przedniej pokrywie przekładni silnika za pomocą magnesu na specjalnym wsporniku.

Laserowy czujnik kąta fazowego 2 był również zamontowany na pokrywie przekładni i był prowadzony przez odblaskową etykietę umieszczoną na jednej z łopat śmigła.

Sygnały analogowe z czujników były przesyłane kablami do jednostki pomiarowej Balanset-1, w której dokonywano ich wstępnej obróbki cyfrowej.

Następnie sygnały te w formie cyfrowej były przesyłane do komputera, który przetwarzał je i obliczał masę oraz kąt montażu obciążnika korekcyjnego wymaganego do skompensowania niewyważenia śmigła.

Rys. 2.1. Schemat pomiarowy wyważania śmigła YAK-52.

Zk - koło przekładni głównej;

Zс - satelity zębate;

Zn - stałe koło zębate.

W trakcie tej pracy, biorąc pod uwagę doświadczenie w wyważaniu śmigieł SU-29 i YAK-52, przeprowadziliśmy szereg dodatkowych badań, w tym:

• wyznaczenie częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła YAK-52;
• badanie wartości i składu widmowego drgań w kokpicie drugiego pilota w locie po wyważeniu śmigła;
• badanie wartości i składu widmowego drgań w kokpicie drugiego pilota w locie po wyważeniu śmigła i regulacji siły dokręcenia tłumika drgań silnika.

2.2. Wyniki badań częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła.

Częstotliwości drgań własnych silnika zamontowanego na amortyzatorach w korpusie samolotu zostały wyznaczone przy użyciu analizatora widma AD-3527, f. A @ D, (Japonia), poprzez wzbudzanie drgań silnika wstrząsami.

Wyznaczyliśmy 4 główne częstotliwości, a mianowicie: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz w widmie drgań własnych zawieszenia silnika YAK-52, którego przykład pokazano na rys. 2.2.

Rys. 2.2. Widmo częstotliwości drgań własnych zawieszenia silnika YAK-52

Częstotliwości 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz są prawdopodobnie związane z cechami montażu (zawieszenia) silnika na korpusie samolotu.

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

Częstotliwości drgań własnych łopat śmigła zostały również wyznaczone metodą wzbudzania udarowego.

W tym przypadku ujawniliśmy cztery główne częstotliwości, a mianowicie: 36Hz, 80Hz, 104Hz i 134Hz.

Dane o częstotliwościach drgań własnych śmigła i silnika samolotu YAK-52 mogą mieć zasadnicze znaczenie przy wyborze częstotliwości obrotów śmigła stosowanej w wyważaniu. Głównym warunkiem wyboru tej częstotliwości jest zapewnienie jej maksymalnego możliwego odstrojenia od częstotliwości drgań własnych elementów konstrukcyjnych samolotu.

Ponadto znajomość częstotliwości drgań własnych poszczególnych podzespołów i części samolotu może być przydatna do identyfikacji przyczyn gwałtownego wzrostu (w przypadku rezonansu) niektórych składowych widma drgań przy różnych prędkościach obrotowych silnika.

2.3. Wyniki bilansowania.

Jak zauważyliśmy powyżej, śmigło zostało wyważone w tej samej płaszczyźnie, w wyniku czego zapewniono kompensację nierównowagi mocy śmigła w dynamice.

Wyważanie dynamiczne w dwóch płaszczyznach nie było możliwe, co umożliwia (oprócz siłowego) kompensację niewyważenia momentowego śmigła, ponieważ konstrukcja śmigła zamontowanego na YAK-52 umożliwia utworzenie tylko jednej płaszczyzny korekcyjnej.

Śmigło zostało wyważone przy częstotliwości jego obrotów równej 1150 obr/min (60%), przy której możliwe było uzyskanie najbardziej stabilnych wyników pomiaru drgań w amplitudzie i fazie od startu do startu.

Śmigło zostało wyważone zgodnie z klasycznym schematem "dwóch startów".

Podczas pierwszego rozruchu określiliśmy amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotów śmigła w stanie początkowym.

Podczas drugiego rozruchu określiliśmy amplitudę i fazę drgań przy częstotliwości obrotu śmigła po ustaleniu masy próbnej równej 7 g.

Biorąc pod uwagę te dane, obliczyliśmy masę M = 19,5 g w sposób programowy oraz kąt instalacji ciężarka korekcyjnego F = 32.

Biorąc pod uwagę cechy konstrukcyjne śmigła, które nie pozwalają na umieszczenie obciążnika korekcyjnego pod wymaganym kątem, na śmigle zamocowane są dwa równoważne obciążniki, w tym:

• Ciężar M1 = 14g na kącie F1 = 0º;
• Ciężar M1 = 8,3 g na kącie F1 = 60º.

Po umieszczeniu powyższych obciążników korygujących na śmigle, wibracje mierzone przy prędkości 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.

Jednocześnie rzeczywiste niewyważenie śmigła zmniejszyło się z 2340 g*mm do 963 g*mm.

2.4. Testowanie wpływu wyważenia na poziom wibracji YAK-52 na ziemi przy różnych prędkościach śmigła

Tabela 2.1 przedstawia wyniki testów wibracyjnych YAK-52, przeprowadzonych w innych warunkach pracy silnika uzyskanych podczas testów na ziemi.

Jak pokazuje tabela, wyważenie miało pozytywny wpływ na wibracje YAK-52 we wszystkich trybach jego pracy.

Tabela 2.1

Co więcej, podczas testów na ziemi ujawniono tendencję do znacznego zmniejszania wibracji samolotu przy zwiększonej prędkości obrotowej jego śmigła.

Zjawisko to można wyjaśnić większym stopniem odstrojenia prędkości obrotowej śmigła od naturalnej częstotliwości oscylacji samolotu na podwoziu (przypuszczalnie 20 Hz), co występuje wraz ze wzrostem prędkości obrotowej śmigła.

2.5. Badanie drgań YAK-52 w powietrzu w głównych trybach lotu przed i po regulacji siły dokręcenia amortyzatorów

Oprócz testów wibracyjnych przeprowadzonych po wyważeniu śmigła na ziemi (patrz sekcja 2.3) wykonaliśmy pomiary wibracji YAK-52 w locie.

Wibracje podczas lotu zostały zmierzone w kokpicie drugiego pilota w kierunku pionowym przy użyciu przenośnego analizatora widma drgań AD-3527 f. A@D (Japonia) w zakresie częstotliwości od 5 do 200 (500) Hz.

Pomiary przeprowadzono przy pięciu prędkościach obrotowych silnika głównego równych odpowiednio 60%, 65%, 70% i 82% jego maksymalnej prędkości obrotowej.

Wyniki pomiarów wykonanych przed regulacją przepustnic przedstawiono w tabeli 2.2.

Tabela 2.2

Jako przykład, rysunki 2.3 i 2.4 przedstawiają wykresy widm uzyskanych podczas pomiaru drgań w kokpicie YAK-52 w trybach 60% i 94% i wykorzystanych przy wypełnianiu tabeli 2.2.

Rys.2.3. Widmo drgań w kokpicie samolotu YAK-52 przy 60%.

Rysunek 2.4. Widmo drgań w kokpicie YAK-52 przy 94%.

Jak pokazuje tabela 2.2, główne składowe drgań, mierzone w kokpicie drugiego pilota, pojawiają się przy prędkościach obrotowych śmigła Vv1 (zaznaczone na żółto), wału korbowego silnika Vk1 (zaznaczone na niebiesko) i przekładni napędowej sprężarki powietrza (i/lub czujnika częstotliwości) Vn (zaznaczone na zielono), a także przy ich wyższych harmonicznych Vv2, Vv4, Vv5 i Vk2, Vk3.

Maksymalne wibracje całkowite Vå  wykryto przy prędkościach 82% (1580 obr./min śmigła) i 94% (1830 obr./min).

Główny składnik tej wibracji objawia się na 2ⁱ harmonicznej prędkości obrotowej wału korbowego silnika Vk2 i odpowiednio osiąga wartości 12,5 mm/s przy częstotliwości 4800 cykli/min i 15,8 mm/s przy częstotliwości 5520 cykli/min.

Można przypuszczać, że składowa ta związana jest z pracą bloku tłokowego silnika (procesy udarowe przy dwukrotnej zmianie położenia tłoków podczas jednego obrotu wału korbowego).

Gwałtowny wzrost tej składowej w trybach 82% (pierwszy nominalny) i 94% (start) jest najprawdopodobniej spowodowany nie wadami grupy tłoków, ale drganiami rezonansowymi silnika zamocowanego w korpusie samolotu na amortyzatorze.

Wniosek ten potwierdzają powyższe wyniki eksperymentalnej weryfikacji częstotliwości drgań własnych zawieszenia silnika, w widmie których występują częstotliwości 74Hz (440 cykli/min), 94Hz (5640 cykli/min) i 120Hz (7200 cykli/min).

Dwie z tych naturalnych częstotliwości, równe 74 i 94 Hz, są zbliżone do częstotliwości 2ⁱ harmoniczne prędkości obrotowej wału korbowego, które mają miejsce w pierwszych nominalnych i startowych wartościach znamionowych pracy silnika.

Ze względu na fakt, że podczas testów wibracyjnych wykryliśmy znaczne wibracje na 2ⁱ harmonicznych wału korbowego w pierwszych nominalnych i startowych wartościach znamionowych silnika, podjęto próbę sprawdzenia i wyregulowania siły dokręcenia amortyzatorów zawieszenia silnika.

Tabela 2.3 przedstawia porównawcze wyniki testów uzyskane przed i po regulacji amortyzatorów dla prędkości obrotowej śmigła (Vv1) i 2ⁱ harmoniczna częstotliwości obrotów wału korbowego (Vk2).

Tabela 2.3

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

Biorąc pod uwagę powyższe, można uznać zauważalny wzrost składowej drgań YAK-52 w pierwszym trybie nominalnym i startowym (naszym zdaniem) za konstruktywny błąd projektantów samolotu, popełniony przy wyborze systemu mocowania silnika (zawieszenia) w korpusie samolotu.

W związku z tym należy zauważyć, że amplituda składowej widmowej związanej z niewyważeniem śmigła Vv1, wykrytej w trybach 82% i 94% (patrz tabele 1.2 i 1.3), odpowiednio, 3-7 razy niższa niż amplitudy Vk2 w tych trybach.

W innych trybach lotu składowa Vv1 mieści się w zakresie 2,8-4,4 mm/s.

Ponadto, jak pokazują tabele 2.2 i 2.3, podczas przejścia z jednego trybu do drugiego jego zmiany są głównie determinowane nie przez jakość wyważenia, ale przez stopień odstrojenia prędkości obrotowej śmigła od częstotliwości drgań własnych niektórych elementów konstrukcyjnych samolotu.

2.6. Wnioski dotyczące wyników pracy

2.6.1. Wyważenie śmigła YAK-52, przeprowadzone przy częstotliwości obrotowej 1150 obr/min (60%), pozwoliło zredukować wibracje śmigła z 10,2 mm/s do 4,2 mm/s.

Biorąc pod uwagę pewne doświadczenia zdobyte w procesie wyważania śmigieł YAK-52 i SU-29 za pomocą Balanset-1, możemy założyć, że istnieje możliwość dalszego obniżenia poziomu wibracji śmigła YAK-52.

Efekt ten można osiągnąć w szczególności poprzez wybranie innej (wyższej) częstotliwości obrotu śmigła podczas jego wyważania, co pozwala na większy stopień oderwania od naturalnej częstotliwości oscylacji samolotu wynoszącej 20 Hz (1200 cykli/min) wykrytej podczas testu.

2.6.2. Jak pokazują wyniki testów wibracyjnych YAK-52 w locie, jego widma drgań (oprócz składowej wspomnianej powyżej w paragrafie 2.6.1, która pojawia się przy częstotliwości obrotów śmigła), mają szereg innych składowych związanych z pracą wału korbowego, grupy tłoków silnika, a także przekładni napędowej sprężarki powietrza (i/lub czujnika częstotliwości).

Wartości powyższych drgań w trybach 60%, 65% i 70% są proporcjonalne do wartości 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 razy.

2.6.3. Maksymalne wibracje całkowite Vå YAK-52 wykryto w trybach wysokiej prędkości, a mianowicie: 82% (1,580 rpm śmigła) i 94% (1,830 rpm śmigła).

Główny składnik tej wibracji objawia się na 2ⁱ harmonicznej częstotliwości obrotów wału korbowego silnika Vk2 (przy częstotliwościach 4800 cykli/min lub 5520 cykli/min), przy których osiąga odpowiednio wartości 12,5 mm/s i 15,8 mm/s.

Można założyć, że składowa ta jest związana z pracą grupy tłoków silnika (procesy uderzeniowe powstające przy dwukrotnej zmianie położenia tłoków podczas jednego obrotu 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, zamocowanymi w korpusie samolotu na amortyzatorach.

Podczas testów regulacja amortyzatorów nie doprowadziła do znaczących zmian w wibracjach.

Sytuację tę można uznać za konstruktywny błąd w obliczeniach projektantów samolotów, popełniony przy wyborze systemu mocowania (zawieszenia) silnika w korpusie samolotu.

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

Taką procedurę można wykonać na przykład za pomocą Balanset-1, którego oprogramowanie implementuje funkcję spektralnej analizy drgań.