O wyważaniu śmigła samolotu w warunkach polowych. Część 2

1. D. Feldman

Główny technik OU Vibromera

Część 1: https://vibromera.eu/example/on-balancing-the-propeller-of-the-aircraft-in-the-field-environment-part-1/

Wyważanie śmigła samolotu w warunkach polowych

 "Śmigło jest kierowcą samolotu,

i zrównoważyć go może tylko kierowca"

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

3.1. Wprowadzenie

15 czerwca 2014 roku wyważyliśmy trójłopatowe śmigło MTV-9-K-C/CL 260-27 silnika M-14P samolotu akrobacyjnego SU-29.

Według producenta określone śmigło zostało wstępnie wyważone statycznie, o czym świadczy śmigło w płaszczyźnie 1 wagi korekcyjnej ustawionej w zakładzie produkcyjnym.

Śmigło zamontowane bezpośrednio na SU-29 zostało wyważone przy użyciu zestawu do wyważania wibracyjnego Balanset-1, nr fabryczny 149.

Schemat pomiarowy wykorzystywany do bilansowania pokazano na rysunku 3.1.

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

Czujnik laserowy kąta fazowego 2 był również zamontowany na obudowie 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. 3.1 Schemat pomiarowy wyważania śmigła SU-29

Zk - główne koło zębate z 75 zębami;

Zс - satelity zębate w ilości 6 sztuk z 18 zębami;

Zn - stałe koło zębate z 39 zębami.

W trakcie tych prac, biorąc pod uwagę doświadczenie w wyważaniu śmigieł YAK-52, przeprowadziliśmy szereg dodatkowych badań, w tym:

• wyznaczenie częstotliwości drgań własnych silnika i śmigła SU-29;
• badanie wartości i składu widmowego drgań początkowych w kokpicie drugiego pilota przed wyważeniem;

3.2. 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 sześć głównych częstotliwości, a mianowicie: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz (patrz rysunek 3.2.) w widmie drgań własnych zawieszenia silnika.

Rys. 3.2 Widmo częstotliwości drgań własnych zawieszenia silnika SU-29

Częstotliwości 66 Hz, 88 Hz i 120 Hz są prawdopodobnie bezpośrednio związane z elementami montażowymi (zawieszeniem) silnika 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 drgań łopaty śmigła samolotu.

To ostatnie założenie potwierdzają wyniki sprawdzenia częstotliwości drgań własnych śmigła, również uzyskane metodą wzbudzenia udarowego.

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

Rys. 3.3 Widmo częstotliwości drgań własnych łopat śmigła SU-29

Dane dotyczące częstotliwości drgań własnych łopaty śmigła i silnika SU-29 mogą być przede wszystkim ważne przy wyborze prędkości obrotowej śmigła używanego do wyważania. 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.

3.3. Kontrola wibracji w kokpicie drugiego pilota SU-29 na ziemi przed wyważeniem

Zmierzyliśmy początkowe wibracje SU-29, wykryte przed wyważeniem śmigła, 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 Hz.

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

Wyniki przedstawiono w tabeli 3.1.

Jak widać z tabeli 2.1, główne składowe drgań objawiają się przy prędkościach obrotowych śmigła Vv1, wału korbowego silnika Vk1 i przekładni napędowej sprężarki powietrza (i/lub czujnika częstotliwości) Vn, a także 2ⁱ harmonicznej wału korbowego Vk2 i ewentualnie 3^rd (łopata) harmoniczna śmigła Vv3, której częstotliwość jest zbliżona do drugiej harmonicznej wału korbowego.

Tabela 3.1

Ponadto w widmie drgań w trybie prędkości 60% ujawniliśmy składnik niezidentyfikowany z obliczonym widmem przy częstotliwości 6 120 cykli/min, który może być spowodowany rezonansem przy częstotliwości około 100 Hz jednego z elementów konstrukcyjnych samolotu. Takim elementem może być na przykład śmigło, którego jedna z częstotliwości drgań własnych wynosi 100 Hz.

Maksymalne całkowite drgania samolotu Vå, osiągające 11,5 mm/s, ujawniły się w trybie prędkości 70%.

Główny składnik drgań całkowitych w tym trybie objawia się na 2ⁱ harmonicznej (4020 cykli/min) prędkości obrotowej wału korbowego silnika Vk2 i jest równa 10,8 mm/s.

Można założyć, że składnik ten jest związany z pracą grupy tłoków silnika (procesy uderzeniowe, gdy tłoki są dwukrotnie przestawiane podczas jednego obrotu 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 wzbudzeń udarowych związanych z pracą grupy tłoków, na wartość drgań w danej częstotliwości może wpływać siła aerodynamiczna, która objawia się przy częstotliwości łopatek śmigła (Vv3).

W szybkich trybach 65% i 82% obserwujemy również zauważalny wzrost składowej Vk2 (Vv3), co można wytłumaczyć oscylacjami rezonansowymi poszczególnych elementów samolotu.

Amplituda składowej widmowej związanej z niewyważeniem śmigła Vv1, ujawnione przez główne tryby prędkości przed wyważaniem, wahały się od 2,4 do 5,7 mm/s, co jest ogólnie niższe niż wartość Vk2 w odpowiednich trybach.

Ponadto, jak widać z tabeli 3.1, jego zmiany podczas przechodzenia z jednego trybu do drugiego 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.

Śmigło zostało wyważone w tej samej płaszczyźnie przy częstotliwości obrotowej. W wyniku tego wyważenia zapewniono kompensację nierównowagi mocy śmigła w dynamice.

Protokół równoważenia jest podany poniżej w Dodatek 1.

Wyważanie odbywało się przy częstotliwości obrotów śmigła wynoszącej 1350 obr.

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 zamocowaniu na nim ciężarka testowego o określonej masie.

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

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

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

Nie przeprowadziliśmy badania wpływu jakości wyważenia na poziom drgań samolotu w locie ze względu na awaryjne uszkodzenie śmigła podczas jednego z lotów treningowych.

Należy zauważyć, że wynik uzyskany podczas przeprowadzania określonego wyważania znacznie różni się od wyniku wyważania w zakładzie produkcyjnym.

W szczególności:

• Wibracje są redukowane ponad 4-krotnie przy częstotliwości obrotów śmigła po jego wyważeniu w stałym miejscu instalacji (na wale wyjściowym przekładni SU-29);
• obciążnik korekcyjny, umieszczony w procesie wyważania, jest przesunięty względem obciążnika ustawionego w zakładzie produkcyjnym o około 130º.

Możliwe przyczyny takiej sytuacji to

• błędy systemu pomiarowego stanowiska wyważania producenta (co jest mało prawdopodobne);
• Błędy geometryczne gniazd sprzęgła wrzeciona wyważarki śmigła, powodujące bicie promieniowe śmigła podczas jego montażu na wrzecionie;
• Błędy geometryczne gniazd sprzęgła wału przekładni samolotu, powodujące bicie promieniowe śmigła, gdy jest ono zamontowane na wale przekładni.

3.5. Wnioski dotyczące wyników pracy

3.5.1. Wyważenie śmigła SU-29, przeprowadzone w tej samej płaszczyźnie przy prędkości obrotowej śmigła 1350 obr/min (70%), umożliwiło zmniejszenie drgań śmigła z 6,7 mm/s do 1,5 mm/s.

Poziom drgań związanych z niewyważeniem śmigła w innych trybach wysokiej prędkości również znacznie się zmniejszył i wynosił 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 na wale napędowym przekładni silnika samolotu.

Załącznik 1

PROTOKÓŁ BILANSUJĄCY

dla śmigieł MTV-9-K-C/CL 260-27 samolotów akrobacyjnych SU-29

1. Klient: V. D. Chvokov
2. Miejsce montażu śmigła: wał napędowy przekładni SU-29
3. Typ śmigła: MTV-9-K-C/CL 260-27
4. Metoda wyważania: montaż w miejscu pracy (we własnych łożyskach), w tej samej płaszczyźnie
5. Prędkość obrotowa śmigła podczas wyważania, obr/min: 1 350
6. Model, nr fabryczny i producent urządzenia wyważającego: Balancet-1, nr fabryczny 149, OU Vibromer
7. Dokumenty regulacyjne wykorzystywane w bilansowaniu:

7.1. GOST ISO 1940-1-2007 Wibracje. Wymagania dotyczące jakości wyważania wirników sztywnych. Część 1. Określanie dopuszczalnego niewyważenia.

7.2. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Data wyważenia: 15 czerwca 2014 r.
9. Tabela podsumowująca wyniki bilansowania:

*) Uwaga: Wyważanie zostało przeprowadzone przy zachowaniu masy korekcyjnej śmigła ustalonej przez producenta.

10. Wnioski:

10.1. Poziom wibracji (niewyważenie szczątkowe) po wyważeniu śmigła zainstalowanego na wale napędowym przekładni SU-29 (patrz sekcja 9.2) został zmniejszony ponad 4-krotnie w porównaniu do początkowego (patrz sekcja 9.1).

10.2. Parametry obciążnika korekcyjnego (masa, kąt montażu) użyte do osiągnięcia wyniku z punktu 10.1 znacznie różnią się od parametrów obciążnika korekcyjnego ustawionego w zakładzie produkcyjnym (śmigło MT).

W szczególności, podczas wyważania śmigła, umieściliśmy dodatkowy obciążnik korygujący o wadze 40,9 g, który został przesunięty względem obciążnika ustawionego w zakładzie produkcyjnym, pod kątem 130º.

(Waga umieszczona w zakładzie produkcyjnym nie został usunięty ze śmigła podczas dodatkowego wyważania).

Możliwe przyczyny takiej sytuacji to

• błędy systemu pomiarowego stanowiska wyważania w zakładzie produkcyjnym;
• błędy geometryczne gniazd sprzęgła wrzeciona wyważarki w zakładzie produkcyjnym, powodujące bicie promieniowe śmigła podczas jego montażu na wrzecionie;
• błędy geometryczne gniazd sprzęgła wału napędowego przekładni samolotu, skutkujące biciem promieniowym śmigła, gdy jest ono zamontowane na wale przekładni.

Aby zidentyfikować konkretną przyczynę prowadzącą do zwiększonego niewyważenia śmigła podczas instalowania go na wale napędowym przekładni Su-29, konieczne jest:

• sprawdzenie układu pomiarowego i dokładności geometrycznej gniazd wrzeciona wyważarki używanej podczas wyważania śmigła MTV-9-K-C/CL 260-27 w zakładzie produkcyjnym;
• w celu sprawdzenia bicia promieniowego śmigła zamontowanego na wale napędowym przekładni SU-29.

Wykonawca:

Główny technik OU Vibromera

V. D. Feldman