Especialista-chefe V.D. Feldman

1. Em vez de um prefácio

Há dois anos e meio, a nossa empresa iniciou a produção em série do dispositivo "Balanset 1", concebido para equilibrar mecanismos rotativos nos seus próprios rolamentos.

Até à data, foram produzidos mais de 180 conjuntos, que são efetivamente utilizados em várias indústrias, incluindo a produção e o funcionamento de ventiladores, sopradores, motores eléctricos, fusos de máquinas, bombas, trituradores, separadores, centrífugas, cardans e cambotas, e outros mecanismos.

Recentemente, a nossa empresa recebeu um grande número de pedidos de informação de organizações e indivíduos sobre a possibilidade de utilizar o nosso equipamento para equilibrar hélices de aviões e helicópteros em condições de campo.

Infelizmente, os nossos especialistas, com muitos anos de experiência na equilibragem de várias máquinas, nunca tinham lidado com esta questão. Por conseguinte, os conselhos e recomendações que podíamos dar aos nossos clientes eram muito gerais e nem sempre lhes permitiam resolver eficazmente o problema em causa.

Esta situação começou a melhorar na primavera. Isto deveu-se à posição ativa de V.D. Chvokov, que organizou e participou ativamente connosco no trabalho de equilibrar as hélices dos aviões Yak-52 e Su-29, que ele pilota.

Fig. 1.1. Aeronave Yak-52 no aeródromo

Fig. 1.2. Avião Su-29 no parque de estacionamento

2. Resultados da equilibragem das hélices e do estudo das vibrações da aeronave acrobática Yak-52

2.1. Introdução

Em maio - julho de 2014, foram realizados trabalhos de levantamento das vibrações da aeronave Yak-52 equipada com o motor de aviação M-14P e o equilíbrio da sua hélice de duas pás.

A equilibragem foi efectuada num único plano, utilizando o kit de equilibragem "Balanset 1", número de série 149.

O esquema de medição utilizado durante a equilibragem é apresentado na Fig. 2.1.

Durante o processo de equilibragem, o sensor de vibrações (acelerómetro) 1 foi instalado na tampa frontal da caixa de velocidades do motor utilizando um íman num suporte especial.

O sensor laser de ângulo de fase 2 foi também instalado na tampa da caixa de velocidades e orientado para a marca reflectora aplicada a uma das pás da hélice.

Os sinais analógicos dos sensores foram transmitidos através de cabos para a unidade de medição do dispositivo "Balanset 1", onde foram pré-processados digitalmente.

Em seguida, estes sinais em formato digital foram enviados para um computador, onde um software processou estes sinais e calculou a massa e o ângulo do peso de correção necessário para compensar o desequilíbrio da hélice.

2.2. Durante a execução deste trabalho, foram adquiridas certas competências e foi desenvolvida uma tecnologia para equilibrar hélices de aeronaves em condições de campo utilizando o dispositivo "Balanset 1", incluindo:

• Determinar as localizações e os métodos de instalação (fixação) dos sensores de vibração e de ângulo de fase no objeto;
• Determinação das frequências de ressonância de vários elementos estruturais da aeronave (suspensão do motor, pás da hélice);
• Identificar as frequências de rotação do motor (modos de funcionamento) que asseguram um desequilíbrio residual mínimo durante a equilibragem;
• Estabelecimento de tolerâncias para o desequilíbrio residual da hélice, etc.

Além disso, foram obtidos dados interessantes sobre os níveis de vibração das aeronaves equipadas com motores M-14P.

Apresentamos de seguida os materiais de relatório elaborados com base nos resultados destes trabalhos.

Neles, para além dos resultados da equilibragem, são fornecidos dados sobre os inquéritos de vibração das aeronaves Yak-52 e Su-29 obtidos durante os ensaios em terra e em voo.

Estes dados podem ser de interesse tanto para os pilotos de aeronaves como para os especialistas envolvidos na sua manutenção.

Fig. 2.1. Esquema de medição para equilibrar a hélice do avião Yak-52.

Zk - roda da engrenagem principal da caixa de velocidades;

Zs - satélites da caixa de velocidades;

Zn - roda dentada fixa da caixa de velocidades.

Durante a execução deste trabalho, tendo em conta a experiência adquirida no equilíbrio das hélices dos aviões Su-29 e Yak-52, foram efectuados vários estudos adicionais, incluindo

• Determinação das frequências naturais das oscilações do motor e da hélice do avião Yak-52;
• Verificação da magnitude e da composição espetral das vibrações na cabina do segundo piloto durante o voo após a equilibragem da hélice;
• Verificação da magnitude e da composição espetral das vibrações na cabina do segundo piloto durante o voo, após a equilibragem da hélice e o ajustamento da força de aperto dos amortecedores do motor.

2.2. Resultados dos estudos sobre as frequências naturais das oscilações do motor e da hélice

As frequências naturais das oscilações do motor, montadas em amortecedores no corpo da aeronave, foram determinadas utilizando o analisador de espetro AD-3527 da A&D (Japão) através da excitação por impacto das oscilações do motor.

No espetro de oscilações naturais da suspensão do motor do avião Yak-52, cujo exemplo é apresentado na Fig. 2.2, foram identificadas quatro frequências principais: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.

Fig. 2.2. Espectro de frequências naturais da suspensão do motor da aeronave Yak-52.

As frequências de 74 Hz, 94 Hz e 120 Hz estão provavelmente relacionadas com as características da montagem do motor (suspensão) no corpo da aeronave.

A frequência de 20 Hz está muito provavelmente associada às oscilações naturais da aeronave no chassis.

As frequências naturais das pás da hélice foram também determinadas utilizando o método de excitação por impacto.

Neste caso, foram identificadas quatro frequências principais: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz e 134 Hz.

Os dados sobre as frequências naturais das oscilações da hélice e do motor da aeronave Yak-52 podem ser particularmente importantes na escolha da frequência de rotação da hélice utilizada durante a equilibragem. A principal condição para selecionar esta frequência é assegurar a sua máxima desafinação possível em relação às frequências naturais dos elementos estruturais da aeronave.

Além disso, o conhecimento das frequências naturais de componentes individuais e partes da aeronave pode ser útil para identificar as causas de um aumento acentuado (em caso de ressonância) em certos componentes do espetro de vibração em vários modos de velocidade do motor.

2.3. Resultados do equilíbrio

Tal como referido anteriormente, a equilibragem da hélice foi efectuada num plano, o que resultou na compensação do desequilíbrio de forças da hélice de forma dinâmica.

A realização da equilibragem dinâmica em dois planos, que permitiria compensar o desequilíbrio de forças e momentos da hélice, não era viável, uma vez que a conceção da hélice instalada na aeronave Yak-52 permite a formação de apenas um plano de correção.

A equilibragem da hélice foi efectuada a uma frequência de rotação de 1150 rpm (60%), na qual foi possível obter os resultados de medição de vibração mais estáveis em termos de amplitude e fase de início a início.

O balanceamento das hélices seguiu o esquema clássico de "duas corridas".

Durante a primeira corrida, foram determinadas a amplitude e a fase da vibração na frequência de rotação da hélice no seu estado inicial.

Durante a segunda corrida, foram determinadas a amplitude e a fase da vibração na frequência de rotação da hélice após a instalação de uma massa experimental de 7 g na hélice.

Com base nestes dados, a massa M = 19,5 g e o ângulo de instalação do peso de correção F = 32° foram calculados através de software.

Devido às características de conceção da hélice, que não permitem a instalação do peso de correção no ângulo necessário, foram instalados dois pesos equivalentes na hélice:

• Peso M1 = 14 g no ângulo F1 = 0°;
• Peso M2 = 8,3 g no ângulo F2 = 60°.

Após a instalação dos pesos de correção especificados na hélice, a vibração medida a uma frequência de rotação de 1150 rpm e associada ao desequilíbrio da hélice diminuiu de 10,2 mm/seg no estado inicial para 4,2 mm/seg após o equilíbrio.

Neste caso, o desequilíbrio efetivo da hélice diminuiu de 2340 g*mm para 963 g*mm.

2.4. Verificação do efeito dos resultados da equilibragem no nível de vibração da aeronave Yak-52 no solo a outras frequências de rotação da hélice

Os resultados da verificação da vibração da aeronave Yak-52, efectuada noutros modos de funcionamento do motor obtidos durante os ensaios no solo, são apresentados no Quadro 2.1.

Como se pode ver no quadro, a equilibragem efectuada afectou positivamente a vibração da aeronave Yak-52 em todos os seus modos de funcionamento.

Tabela 2.1.

№	Frequência de rotação, %	Frequência de rotação da hélice, rpm	Velocidade de vibração RMS, mm/seg
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Resultados adicionais dos ensaios de vibração

2.5. Verificação da vibração da aeronave Yak-52 no ar nos principais modos de voo antes e depois do ajuste da tensão do amortecedor

Além disso, durante os ensaios em terra, foi identificada uma redução significativa da vibração da aeronave com um aumento da frequência de rotação da hélice.

Isto pode ser explicado por um maior grau de desfasamento da frequência de rotação do hélice em relação à frequência natural de oscilação da aeronave no chassis (presumivelmente 20 Hz), que ocorre quando a frequência de rotação do hélice aumenta.

Para além dos ensaios de vibração realizados após a equilibragem da hélice no solo (ver secção 2.3), foram efectuadas medições de vibração da aeronave Yak-52 em voo.

A vibração em voo foi medida na cabina do segundo piloto, na direção vertical, utilizando um analisador de espetro de vibrações portátil, modelo AD-3527 da A&D (Japão), na gama de frequências de 5 a 200 (500) Hz.

As medições foram efectuadas em cinco modos de velocidade do motor principal, respetivamente iguais a 60%, 65%, 70% e 82% da sua frequência de rotação máxima.

Os resultados das medições, efectuadas antes da regulação dos amortecedores, são apresentados no quadro 2.2.

Tabela 2.2.

Componentes do espetro de vibração

№	Frequência de rotação da hélice, %	Frequência de rotação da hélice, rpm	Vв1 (Hz)	Amplitude Vв1 (mm/seg.)	Vн (Hz)	Amplitude Vн (mm/seg.)	Vк1 (Hz)	Amplitude Vк1 (mm/seg.)	Vв2 (Hz)	Amplitude Vв2 (mm/seg.)	Vк2 (Hz)	Amplitude Vк2 (mm/seg.)	Vв4 (Hz)	Amplitude Vв4 (mm/seg.)	Vк3 (Hz)	Amplitude Vк3 (mm/seg.)	Vв5 (Hz)	Amplitude Vв5 (mm/seg.)	V∑ (mm/seg.)
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

A título de exemplo, as Figuras 2.3 e 2.4 mostram os gráficos dos espectros obtidos na medição das vibrações na cabina da aeronave Yak-52 nos modos 60% e 94% utilizados para o preenchimento da Tabela 2.2.

Fig. 2.3. Espectro de vibrações na cabina da aeronave Yak-52 no modo 60%.

Fig. 2.4. Espectro de vibrações na cabina da aeronave Yak-52 no modo 94%.

Como se pode ver no Quadro 2.2, as principais componentes da vibração medida na cabina do segundo piloto surgem nas frequências de rotação da hélice V_в1 (realçado a amarelo), a cambota do motor V_к1 (realçado a azul), e o acionamento do compressor de ar (e/ou sensor de frequência) V_н (realçado a verde), bem como nos seus harmónicos superiores V_в2, V_в4, V_в5e V_к2, V_к3.

A vibração máxima total V_∑ foi encontrado nos modos de velocidade de 82% (1580 rpm da hélice) e 94% (1830 rpm).

O principal componente desta vibração aparece no segundo harmónico da frequência de rotação da cambota do motor V_к2 e atinge, respetivamente, valores de 12,5 mm/seg. a uma frequência de 4800 ciclos/min. e 15,8 mm/seg. a uma frequência de 5520 ciclos/min.

Pode assumir-se que esta componente está associada ao funcionamento do grupo de pistões do motor (processos de impacto que ocorrem durante o duplo movimento dos pistões por uma rotação da cambota).

O aumento acentuado deste componente nos modos 82% (primeira nominal) e 94% (descolagem) é muito provavelmente causado não por defeitos no grupo de pistões, mas pelas oscilações ressonantes do motor montado no corpo da aeronave sobre amortecedores.

Esta conclusão é confirmada pelos resultados experimentais anteriormente discutidos da verificação das frequências naturais das oscilações da suspensão do motor, no espetro das quais existem 74 Hz (4440 ciclos/min), 94 Hz (5640 ciclos/min) e 120 Hz (7200 ciclos/min).

Duas destas frequências naturais, 74 Hz e 94 Hz, estão próximas das frequências do segundo harmónico da rotação da cambota, que ocorrem nos primeiros modos nominais e de descolagem do motor.

Devido às vibrações significativas no segundo harmónico da cambota encontradas durante os ensaios de vibração nos primeiros modos nominal e de descolagem do motor, foi efectuada uma verificação e um ajuste da força de aperto dos amortecedores da suspensão do motor.

Os resultados dos ensaios comparativos obtidos antes e depois da regulação dos amortecedores para a frequência de rotação da hélice (V_в1) e a segunda harmónica da frequência de rotação da cambota (V_к2) são apresentados no quadro 2.3.

Tabela 2.3.

№	Frequência de rotação da hélice, %	Frequência de rotação da hélice, rpm	Vв1 (Antes)	Vв1 (Depois)	Vк2 (Antes)	Vк2 (Depois)
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

Como se pode ver no Quadro 2.3, o ajustamento dos amortecedores não conduziu a alterações significativas nos principais componentes de vibração da aeronave.

Note-se também que a amplitude da componente espetral associada ao desequilíbrio da hélice V_в1detectada nos modos 82% e 94% (ver Quadros 1.2 e 1.3), é respetivamente 3-7 vezes inferior às amplitudes de V_к2presente nestes modos.

Noutros modos de voo, a componente V_в1 varia de 2,8 a 4,4 mm/s.

Além disso, como se pode ver nas Tabelas 2.2 e 2.3, as suas alterações quando se muda de um modo para outro são principalmente determinadas não pela qualidade da equilibragem, mas pelo grau de desafinação da frequência de rotação da hélice em relação às frequências naturais de vários elementos estruturais da aeronave.

2.6. Conclusões dos resultados do trabalho

2.6.1.

A equilibragem da hélice do avião Yak-52, efectuada a uma frequência de rotação da hélice de 1150 rpm (60%), permitiu reduzir a vibração da hélice de 10,2 mm/s para 4,2 mm/s.

Tendo em conta a experiência adquirida durante a equilibragem das hélices dos aviões Yak-52 e Su-29 utilizando o dispositivo "Balanset-1", pode presumir-se que é possível reduzir ainda mais o nível de vibração da hélice do avião Yak-52.

Isto pode ser conseguido, em particular, seleccionando uma frequência de rotação da hélice diferente (mais elevada) durante a sua equilibragem, permitindo uma maior desafinação em relação à frequência de oscilação natural da aeronave de 20 Hz (1200 ciclos/min), identificada durante os ensaios.

2.6.2.

Como o demonstram os resultados dos ensaios de vibração da aeronave Yak-52 em voo, os seus espectros de vibração (para além da componente acima referida que surge na frequência de rotação do hélice) contêm várias outras componentes associadas ao funcionamento da cambota, do grupo de pistões do motor, bem como do acionamento do compressor de ar (e/ou sensor de frequência).

As magnitudes destas vibrações nos modos 60%, 65% e 70% são comparáveis à magnitude da vibração associada ao desequilíbrio do hélice.

Uma análise destas vibrações mostra que mesmo a eliminação completa da vibração provocada pelo desequilíbrio do hélice reduzirá a vibração total da aeronave nestes modos em não mais do que 1,5 vezes.

2.6.3.

A vibração máxima total V_∑ da aeronave Yak-52 foi encontrado nos modos de velocidade de 82% (1580 rpm da hélice) e 94% (1830 rpm da hélice).

O principal componente desta vibração aparece no segundo harmónico da frequência de rotação da cambota do motor V_к2 (a frequências de 4800 ciclos/min ou 5520 ciclos/min), onde atinge valores de 12,5 mm/s e 15,8 mm/s, respetivamente.

Pode ser razoavelmente assumido que este componente está associado ao funcionamento do grupo de pistões do motor (processos de impacto que ocorrem durante o duplo movimento dos pistões por uma rotação da cambota).

O aumento acentuado deste componente nos modos 82% (primeira nominal) e 94% (descolagem) é muito provavelmente causado não por defeitos no grupo de pistões, mas por oscilações ressonantes do motor montado no corpo da aeronave em amortecedores.

A regulação dos amortecedores efectuada durante os ensaios não conduziu a alterações significativas das vibrações.

Esta situação pode presumivelmente ser considerada como um lapso de conceção por parte dos criadores da aeronave ao escolherem o sistema de montagem (suspensão) do motor no corpo da aeronave.

2.6.4.

Os dados obtidos durante a equilibragem e os ensaios de vibração adicionais (ver resultados dos ensaios de voo na secção 2.5) permitem concluir que a monitorização periódica das vibrações pode ser útil para a avaliação diagnóstica do estado técnico do motor da aeronave.

Este trabalho pode ser efectuado, por exemplo, utilizando o dispositivo "Balanset-1", em cujo software está implementada a função de análise espetral de vibrações.

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3. Resultados da equilibragem da hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 e do estudo das vibrações da aeronave acrobática Su-29

3.1. Introdução

Em 15 de junho de 2014, foi efectuada a equilibragem da hélice de três pás MTV-9-K-C/CL 260-27 do motor de aviação M-14P do avião acrobático Su-29.

De acordo com o fabricante, a hélice foi preliminarmente equilibrada estaticamente, como evidenciado pela presença de um peso corretor no plano 1, instalado na fábrica.

A equilibragem da hélice, diretamente instalada no avião Su-29, foi efectuada utilizando o kit de equilibragem de vibrações "Balanset-1", número de série 149.

O esquema de medição utilizado durante a equilibragem é apresentado na Fig. 3.1.

Durante o processo de equilibragem, o sensor de vibrações (acelerómetro) 1 foi montado na caixa da caixa de velocidades do motor utilizando um íman num suporte especial.

O sensor laser de ângulo de fase 2 foi também montado na caixa da caixa de velocidades e orientado para a marca reflectora aplicada a uma das pás da hélice.

Os sinais analógicos dos sensores foram transmitidos através de cabos para a unidade de medição do dispositivo "Balanset-1", onde foram pré-processados digitalmente.

Em seguida, estes sinais foram enviados em formato digital para um computador, onde foi efectuado o tratamento informático destes sinais e calculada a massa e o ângulo do peso corretor necessário para compensar o desequilíbrio da hélice.

Fig. 3.1. Esquema de medição para equilibrar a hélice do avião Su-29.

Z_k - roda da engrenagem principal da caixa de velocidades com 75 dentes;

Z_c - satélites de caixa de velocidades no valor de 6 peças com 18 dentes cada;

Z_n - roda dentada fixa da caixa de velocidades com 39 dentes.

Antes de realizar este trabalho, tendo em conta a experiência adquirida com o equilíbrio da hélice do avião Yak-52, foram efectuados vários estudos adicionais, incluindo

• Determinação das frequências naturais das oscilações do motor e da hélice do avião Su-29;
• Verificação da magnitude e da composição espetral da vibração inicial na cabina do segundo piloto antes da equilibragem.

3.2. Resultados dos estudos sobre as frequências naturais das oscilações do motor e da hélice

As frequências naturais das oscilações do motor, montadas em amortecedores no corpo da aeronave, foram determinadas utilizando o analisador de espetro AD-3527 da A&D (Japão) através da excitação por impacto das oscilações do motor.

No espetro das oscilações naturais da suspensão do motor (ver Fig. 3.2), foram identificadas seis frequências principais: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.

Destas, assume-se que as frequências de 66 Hz, 88 Hz e 120 Hz estão diretamente relacionadas com as características da montagem do motor (suspensão) no corpo da aeronave.

As frequências de 16 Hz e 22 Hz estão muito provavelmente associadas às oscilações naturais da aeronave no chassis.

A frequência de 37 Hz está provavelmente relacionada com a frequência natural das oscilações das pás da hélice da aeronave.

Esta hipótese é confirmada pelos resultados da verificação das frequências naturais das oscilações da hélice, também obtidas pelo método de excitação por impacto.

No espetro das oscilações naturais da pá da hélice (ver Fig. 3.3), foram identificadas três frequências principais: 37 Hz, 100 Hz e 174 Hz.

Os dados sobre as frequências naturais das oscilações das pás da hélice e do motor do Su-29 podem ser particularmente importantes para a escolha da frequência de rotação da hélice utilizada durante a equilibragem. A principal condição para selecionar esta frequência é assegurar a sua máxima desafinação possível em relação às frequências naturais dos elementos estruturais da aeronave.

Além disso, o conhecimento das frequências naturais de componentes individuais e partes da aeronave pode ser útil para identificar as causas de um aumento acentuado (em caso de ressonância) em certos componentes do espetro de vibração em vários modos de velocidade do motor.

3.3. Verificação da vibração na cabina do segundo piloto da aeronave Su-29 no solo antes da equilibragem

A vibração inicial da aeronave Su-29, identificada antes da equilibragem das hélices, foi medida na cabina do segundo piloto na direção vertical, utilizando um analisador de espetro de vibrações portátil modelo AD-3527 da A&D (Japão) na gama de frequências de 5 a 200 Hz.

As medições foram efectuadas em quatro modos de velocidade do motor principal, respetivamente iguais a 60%, 65%, 70% e 82% da sua frequência de rotação máxima.

Os resultados obtidos são apresentados no quadro 3.1.

Como se pode ver no Quadro 2.1, os principais componentes da vibração aparecem nas frequências de rotação da hélice V_в1, a cambota do motor V_к1e o acionamento do compressor de ar (e/ou sensor de frequência) V_нbem como na 2ª harmónica da cambota V_к2 e possivelmente a 3ª harmónica (da pá) da hélice V_в3que tem uma frequência próxima da segunda harmónica da cambota.

Tabela 3.1.

№	Frequência de rotação da hélice, %	Frequência de rotação da hélice, rpm	Vв1	Vн	Vк1	Vв3	Vк2	Vв4	Vк3	V?	V∑, mm/seg
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

Além disso, no espetro de vibrações no modo de velocidade 60%, foi encontrado um componente não identificado com o espetro calculado a uma frequência de 6120 ciclos/min, que pode ser causado pela ressonância a uma frequência de cerca de 100 Hz de um dos elementos estruturais da aeronave. Esse elemento poderia ser a hélice, cuja frequência natural é de 100 Hz.

A vibração máxima total da aeronave V_∑atingindo 11,5 mm/s, foi encontrado no modo de velocidade 70%.

O principal componente da vibração total neste modo aparece no segundo harmónico (4020 ciclos/min) da frequência de rotação da cambota do motor V_к2 e é igual a 10,8 mm/seg.

Pode assumir-se que esta componente está associada ao funcionamento do grupo de pistões do motor (processos de impacto que ocorrem durante o duplo movimento dos pistões por uma rotação da cambota).

O aumento acentuado desta componente no modo 70% deve-se provavelmente às oscilações de ressonância de um dos elementos estruturais da aeronave (suspensão do motor no corpo da aeronave) a uma frequência de 67 Hz (4020 ciclos/min).

Note-se que, para além das perturbações de impacto associadas ao funcionamento do grupo de pistões, a magnitude da vibração nesta gama de frequências pode ser influenciada pela força aerodinâmica que se manifesta na frequência da pá da hélice (V_в3).

Nos modos de velocidade 65% e 82%, verifica-se um aumento sensível do componente V_к2 (V_в3), o que também pode ser explicado pelas oscilações de ressonância de componentes individuais da aeronave.

A amplitude da componente espetral associada ao desequilíbrio do hélice V_в1identificada nos principais modos de velocidade antes da equilibragem, variou entre 2,4 e 5,7 mm/s, o que é geralmente inferior ao valor de V_к2 nos modos correspondentes.

Além disso, como se pode ver no quadro 3.1, as suas alterações quando se passa de um modo para outro são determinadas não só pela qualidade da equilibragem, mas também pelo grau de desfasamento da frequência de rotação do hélice em relação às frequências naturais dos elementos estruturais da aeronave.

3.4. Resultados do equilíbrio

A equilibragem da hélice foi efectuada num plano a uma frequência de rotação. Como resultado desta equilibragem, o desequilíbrio da força dinâmica da hélice foi compensado.

O protocolo de equilíbrio é apresentado no Apêndice 1.

A equilibragem foi efectuada a uma frequência de rotação da hélice de 1350 rpm e envolveu duas séries de medições.

Durante o primeiro ensaio, foram determinadas a amplitude e a fase da vibração na frequência de rotação da hélice no estado inicial.

Durante o segundo ensaio, foram determinadas a amplitude e a fase da vibração na frequência de rotação da hélice após a instalação de uma massa experimental de peso conhecido na hélice.

Com base nos resultados destas medições, foram determinados a massa e o ângulo de instalação do peso corretor no plano 1.

Após a instalação do valor calculado do peso corretor na hélice, que era de 40,9 g, a vibração neste modo de velocidade diminuiu de 6,7 mm/seg. no estado inicial para 1,5 mm/seg. após a equilibragem.

O nível de vibração associado ao desequilíbrio da hélice noutros modos de velocidade também diminuiu e manteve-se na gama de 1 a 2,5 mm/s após a equilibragem.

A verificação do efeito da qualidade da equilibragem no nível de vibração da aeronave em voo não foi efectuada devido à danificação acidental desta hélice durante um dos voos de treino.

É de notar que o resultado obtido durante esta equilibragem difere significativamente do resultado da equilibragem efectuada na fábrica.

Nomeadamente:

• A vibração na frequência de rotação da hélice após o seu equilíbrio no local de instalação permanente (no veio de saída da caixa de velocidades do avião Su-29) foi reduzida em mais de 4 vezes;
• O peso corretivo instalado durante o processo de equilibragem foi deslocado em relação ao peso instalado na fábrica em cerca de 130 graus.

As possíveis razões para esta situação podem incluir:

• Erros do sistema de medição do suporte de equilibragem do fabricante (improvável);
• Erros geométricos dos locais de montagem do acoplamento do fuso da máquina de equilibragem do fabricante, que conduzem ao desvio radial da hélice quando instalada no fuso;
• Erros geométricos dos locais de montagem do acoplamento do veio de saída da caixa de velocidades da aeronave, que conduzem ao desvio radial da hélice quando instalada no veio da caixa de velocidades.

3.5. Conclusões dos resultados do trabalho

3.5.1.

A equilibragem do hélice do avião Su-29, efectuada num plano a uma frequência de rotação do hélice de 1350 rpm (70%), permitiu reduzir a vibração do hélice de 6,7 mm/seg. para 1,5 mm/seg.

O nível de vibração associado ao desequilíbrio do hélice noutros modos de velocidade também diminuiu significativamente e manteve-se na gama de 1 a 2,5 mm/seg.

3.5.2.

Para esclarecer as possíveis razões dos resultados insatisfatórios da equilibragem efectuada na fábrica, é necessário verificar a excentricidade radial da hélice no veio de saída da caixa de velocidades do motor da aeronave.

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Apêndice 1

PROTOCOLO DE EQUILÍBRIO

Hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 do avião acrobático Su-29

1. Cliente: V.D. Chvokov

2. Local de instalação da hélice: veio de saída da caixa de velocidades do avião Su-29

3. Tipo de hélice: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Método de equilibragem: montagem no local (em rolamentos próprios), num plano

5. Frequência de rotação da hélice durante a equilibragem, rpm: 1350

6. Modelo, número de série e fabricante do dispositivo de equilibragem: "Balanset-1", número de série 149

7. Documentos regulamentares utilizados durante o equilíbrio:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Data do balanço: 15.06.2014

9. Quadro recapitulativo dos resultados do equilíbrio:

№	Resultados da medição	Vibração, mm/seg	Desequilíbrio, g* mm
1	Antes do equilíbrio *)	6.7	6135
2	Depois de equilibrar	1.5	1350
ISO 1940 Tolerância para a classe G 6.3			1500

*) Nota: A equilibragem foi efectuada com o peso de correção instalado pelo fabricante a permanecer na hélice.

10. Conclusão:

10.1. O nível de vibração (desequilíbrio residual) após o equilíbrio da hélice instalada no veio de saída da caixa de velocidades do avião Su-29 (ver p. 9.2) foi reduzido em mais de 4 vezes em comparação com o estado inicial (ver p. 9.1).

10.2. Os parâmetros do peso corretor (massa, ângulo de instalação) utilizados para obter o resultado indicado na p. 10.1 diferem significativamente dos parâmetros do peso corretor instalado pelo fabricante (hélice MT).

Em particular, foi instalado um peso corretor adicional de 40,9 g na hélice durante a equilibragem, que foi deslocado num ângulo de 130° em relação ao peso instalado pelo fabricante.

(O peso instalado pelo fabricante não foi removido da hélice durante a equilibragem adicional).

As possíveis razões para esta situação podem incluir:

• Erros no sistema de medição do suporte de equilibragem do fabricante;
• Erros geométricos nos locais de montagem do acoplamento do fuso da máquina de equilibragem do fabricante, levando ao desvio radial da hélice quando instalada no fuso;
• Erros geométricos nos locais de montagem do acoplamento do veio de saída da caixa de velocidades da aeronave, que provocam um desvio radial da hélice quando instalada no veio da caixa de velocidades.

Para identificar a causa específica que leva ao aumento do desequilíbrio da hélice quando instalada no veio de saída da caixa de velocidades do avião Su-29, é necessário

• Verificar o sistema de medição e a exatidão geométrica dos locais de montagem do eixo da máquina de equilibragem utilizada para equilibrar a hélice MTV-9-K-C/CL 260-27 no fabricante;
• Verificar a excentricidade radial da hélice instalada no veio de saída da caixa de velocidades do avião Su-29.

Executor:

Especialista principal da LLC "Kinematics"

Feldman V.D.