Главный специалист В.Д. Фельдман

1. Вместо предисловия

Два с половиной года назад наше предприятие начало серийное производство прибора "Балансет-1", предназначенного для балансировки поворотных механизмов в собственных подшипниках.

На сегодняшний день выпущено более 180 комплектов, которые эффективно используются в различных отраслях промышленности, включая производство и эксплуатацию вентиляторов, воздуходувок, электродвигателей, шпинделей станков, насосов, дробилок, сепараторов, центрифуг, карданных и коленчатых валов и других механизмов.

В последнее время на наше предприятие поступает большое количество запросов от организаций и частных лиц о возможности использования нашего оборудования для балансировки винтов самолетов и вертолетов в полевых условиях.

К сожалению, наши специалисты, имеющие многолетний опыт балансировки различных машин, никогда ранее не сталкивались с этой проблемой. Поэтому советы и рекомендации, которые мы могли дать нашим клиентам, были очень общими и не всегда позволяли эффективно решить поставленную задачу.

Ситуация начала улучшаться весной этого года. Это произошло благодаря активной позиции В.Д. Чвокова, который организовал и активно участвовал вместе с нами в работах по балансировке винтов самолетов Як-52 и Су-29, которые он пилотирует.

Рис. 1.1. Самолет Як-52 на аэродроме

Рис. 1.2. Самолет Су-29 на стоянке

2. Результаты балансировки пропеллеров и вибрационного обследования аэробатического самолета Як-52

2.1. Введение

В мае - июле 2014 года были проведены работы по виброобследованию самолета Як-52, оснащенного авиационным двигателем М-14П, и балансировке его двухлопастного винта.

Балансировка проводилась в одной плоскости с помощью балансировочного набора "Balanset 1", серийный номер 149.

Схема измерений, используемая при балансировке, показана на рис. 2.1.

В процессе балансировки датчик вибрации (акселерометр) 1 был установлен на передней крышке коробки передач двигателя с помощью магнита на специальном кронштейне.

Лазерный датчик фазового угла 2 также был установлен на крышке редуктора и ориентирован на отражающую метку, нанесенную на одну из лопастей пропеллера.

Аналоговые сигналы с датчиков передавались по кабелям в измерительный блок прибора "Балансет 1", где производилась их предварительная цифровая обработка.

Затем эти сигналы в цифровом виде поступали на компьютер, где программное обеспечение обрабатывало их и рассчитывало массу и угол наклона корректирующего груза, необходимого для компенсации дисбаланса винта.

2.2. В ходе выполнения данной работы были приобретены определенные навыки и разработана технология балансировки воздушных винтов в полевых условиях с использованием устройства "Балансет-1", в том числе:

• Определение мест и способов установки (крепления) датчиков вибрации и фазового угла на объекте;
• Определение резонансных частот нескольких конструктивных элементов самолета (подвеска двигателя, лопасти винта);
• Определение частот вращения двигателя (режимов работы), обеспечивающих минимальный остаточный дисбаланс при балансировке;
• Установление допусков на остаточный дисбаланс гребного винта и т.д.

Кроме того, были получены интересные данные по уровню вибрации самолетов, оснащенных двигателями М-14П.

Ниже представлены материалы отчета, составленного по результатам этих работ.

В них, помимо результатов балансировки, приведены данные виброисследований самолетов Як-52 и Су-29, полученные в ходе наземных и летных испытаний.

Эти данные могут представлять интерес как для пилотов самолетов, так и для специалистов, занимающихся их обслуживанием.

Рис. 2.1. Схема измерений для балансировки винта самолета Як-52.

Zk - главное зубчатое колесо коробки передач;

Zs - сателлиты коробки передач;

Zn - стационарное зубчатое колесо коробки передач.

В ходе выполнения данной работы, с учетом накопленного опыта по балансировке воздушных винтов самолетов Су-29 и Як-52, был проведен ряд дополнительных исследований, в том числе:

• Определение собственных частот колебаний двигателя и винта самолета Як-52;
• Проверка величины и спектрального состава вибраций в кабине второго пилота во время полета после балансировки винта;
• Проверка величины и спектрального состава вибраций в кабине второго пилота в полете после балансировки винта и регулировки усилия затяжки амортизаторов двигателя.

2.2. Результаты исследований собственных частот колебаний двигателя и гребного винта

Собственные частоты колебаний двигателя, установленного на амортизаторах в корпусе самолета, определялись с помощью анализатора спектра AD-3527 фирмы A&D (Япония) путем ударного возбуждения колебаний двигателя.

В спектре собственных колебаний подвески двигателя самолета Як-52, пример которого представлен на рис. 2.2, были выделены четыре основные частоты: 20 Гц, 74 Гц, 94 Гц, 120 Гц.

Рис. 2.2. Спектр собственных частот подвески двигателя самолета Як-52.

Частоты 74 Гц, 94 Гц и 120 Гц, вероятно, связаны с особенностями крепления (подвески) двигателя к корпусу самолета.

Частота 20 Гц, скорее всего, связана с собственными колебаниями самолета на шасси.

Собственные частоты лопастей гребного винта также были определены с помощью метода ударного возбуждения.

В данном случае были выделены четыре основные частоты: 36 Гц, 80 Гц, 104 Гц и 134 Гц.

Данные о собственных частотах колебаний винта и двигателя самолета Як-52 могут быть особенно важны при выборе частоты вращения винта, используемой при балансировке. Основным условием выбора этой частоты является обеспечение ее максимально возможной отстройки от собственных частот элементов конструкции самолета.

Кроме того, знание собственных частот отдельных узлов и деталей самолета может быть полезно для выявления причин резкого увеличения (в случае резонанса) определенных составляющих спектра вибрации на различных режимах оборотов двигателя.

2.3. Результаты балансировки

Как было отмечено выше, балансировка винта осуществлялась в одной плоскости, что приводило к динамической компенсации дисбаланса сил винта.

Проведение динамической балансировки в двух плоскостях, которая позволила бы компенсировать как силовой, так и моментный дисбаланс винта, оказалось невозможным, так как конструкция винта, установленного на самолете Як-52, позволяет формировать только одну плоскость коррекции.

Балансировка винта проводилась при частоте вращения 1150 об/мин (60%), при которой можно было получить наиболее стабильные результаты измерения вибрации по амплитуде и фазе от начала до конца.

Балансировка винта осуществлялась по классической схеме "два прогона".

Во время первого запуска были определены амплитуда и фаза колебаний на частоте вращения гребного винта в исходном состоянии.

Во время второго запуска были определены амплитуда и фаза колебаний на частоте вращения гребного винта после установки на него пробной массы 7 г.

На основе этих данных с помощью программного обеспечения были рассчитаны масса M = 19,5 г и угол установки корректирующего груза F = 32°.

Из-за конструктивных особенностей гребного винта, не позволяющих установить корректирующий груз под требуемым углом, на винт были установлены два эквивалентных груза:

• Масса M1 = 14 г при угле F1 = 0°;
• Масса M2 = 8,3 г при угле F2 = 60°.

После установки указанных корректирующих грузов на гребной винт вибрация, измеренная на частоте вращения 1150 об/мин и связанная с дисбалансом гребного винта, снизилась с 10,2 мм/с в исходном состоянии до 4,2 мм/с после балансировки.

В этом случае фактический дисбаланс винта уменьшился с 2340 г*мм до 963 г*мм.

2.4. Проверка влияния результатов балансировки на уровень вибрации самолета Як-52 на земле при других частотах вращения пропеллера

Результаты проверки вибрации самолета Як-52, выполненной на других режимах работы двигателя, полученных в ходе наземных испытаний, представлены в таблице 2.1.

Как видно из таблицы, проведенная балансировка положительно повлияла на вибрацию самолета Як-52 на всех режимах его работы.

Таблица 2.1.

№	Частота вращения, %	Частота вращения пропеллера, об/мин	Среднеквадратичная скорость вибрации, мм/с
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Дополнительные результаты вибрационных испытаний

2.5. Проверка вибрации самолета Як-52 в воздухе на основных режимах полета до и после регулировки натяжения амортизатора

Кроме того, в ходе наземных испытаний было выявлено значительное снижение вибрации самолета при увеличении частоты вращения его винта.

Это можно объяснить большей степенью отстройки частоты вращения пропеллера от частоты собственных колебаний самолета на шасси (предположительно 20 Гц), которая происходит при увеличении частоты вращения пропеллера.

В дополнение к вибрационным испытаниям, проведенным после балансировки винта на земле (см. раздел 2.3), были проведены измерения вибрации самолета Як-52 в полете.

Вибрация в полете измерялась в кабине второго пилота в вертикальном направлении с помощью портативного анализатора спектра вибрации модели AD-3527 фирмы A&D (Япония) в диапазоне частот от 5 до 200 (500) Гц.

Измерения проводились на пяти основных скоростных режимах работы двигателя, соответственно равных 60%, 65%, 70% и 82% от его максимальной частоты вращения.

Результаты измерений, проведенных до регулировки амортизаторов, представлены в таблице 2.2.

Таблица 2.2.

Компоненты спектра вибрации

№	Частота вращения пропеллера, %	Частота вращения пропеллера, об/мин	Vв1 (Гц)	Амплитуда Vв1 (мм/с)	Vн (Гц)	Амплитуда Vн (мм/с)	Vк1 (Гц)	Амплитуда Vк1 (мм/с)	Vв2 (Гц)	Амплитуда Vв2 (мм/с)	Vк2 (Гц)	Амплитуда Vк2 (мм/с)	Vв4 (Гц)	Амплитуда Vв4 (мм/с)	Vк3 (Гц)	Амплитуда Vк3 (мм/с)	Vв5 (Гц)	Амплитуда Vв5 (мм/с)	V∑ (мм/с)
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

В качестве примера на рисунках 2.3 и 2.4 приведены графики спектров, полученные при измерении вибрации в кабине самолета Як-52 на режимах 60% и 94%, использованных для заполнения таблицы 2.2.

Рис. 2.3. Спектр вибрации в кабине самолета Як-52 на режиме 60%.

Рис. 2.4. Спектр вибрации в кабине самолета Як-52 в режиме 94%.

Как видно из таблицы 2.2, основные составляющие вибрации, измеренной в кабине второго пилота, возникают на частотах вращения винта V_в1 (выделено желтым), коленчатый вал двигателя V_к1 (выделено синим цветом), и привод воздушного компрессора (и/или датчик частоты) V_н (выделены зеленым), а также на их высших гармониках V_в2, V_в4, V_в5, и V_к2, V_к3.

Максимальная полная вибрация V_∑ было обнаружено на скоростных режимах 82% (1580 об/мин гребного винта) и 94% (1830 об/мин).

Основная составляющая этой вибрации возникает на 2-й гармонике частоты вращения коленчатого вала двигателя V_к2 и соответственно достигает значений 12,5 мм/с при частоте 4800 циклов/мин и 15,8 мм/с при частоте 5520 циклов/мин.

Можно предположить, что эта составляющая связана с работой поршневой группы двигателя (ударные процессы, происходящие при двойном движении поршней за один оборот коленчатого вала).

Резкое увеличение этой составляющей на режимах 82% (первый номинальный) и 94% (взлетный), скорее всего, вызвано не дефектами в поршневой группе, а резонансными колебаниями двигателя, установленного в корпусе самолета на амортизаторах.

Этот вывод подтверждается рассмотренными ранее экспериментальными результатами проверки собственных частот колебаний подвески двигателя, в спектре которых присутствуют 74 Гц (4440 циклов/мин), 94 Гц (5640 циклов/мин) и 120 Гц (7200 циклов/мин).

Две из этих собственных частот, 74 Гц и 94 Гц, близки ко 2-м гармоническим частотам вращения коленчатого вала, которые возникают на первом номинальном и взлетном режимах работы двигателя.

В связи со значительными колебаниями на 2-й гармонике коленчатого вала, обнаруженными в ходе вибрационных испытаний на первом номинальном и взлетном режимах работы двигателя, была проведена проверка и регулировка силы затяжки амортизаторов подвески двигателя.

Сравнительные результаты испытаний, полученные до и после регулировки амортизаторов для частоты вращения гребного винта (V_в1) и 2-я гармоника частоты вращения коленчатого вала (V_к2) представлены в таблице 2.3.

Таблица 2.3.

№	Частота вращения пропеллера, %	Частота вращения пропеллера, об/мин	Vв1 (До)	Vв1 (После)	Vк2 (До)	Vк2 (После)
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

Как видно из таблицы 2.3, регулировка амортизаторов не привела к существенным изменениям основных составляющих вибрации самолета.

Следует также отметить, что амплитуда спектральной составляющей, связанной с дисбалансом гребного винта V_в1обнаруженная в модах 82% и 94% (см. табл. 1.2 и 1.3), соответственно в 3-7 раз меньше амплитуд V_к2, присутствующие в этих режимах.

На других режимах полета компонент V_в1 варьируется от 2,8 до 4,4 мм/с.

Причем, как видно из таблиц 2.2 и 2.3, его изменения при переходе с одного режима на другой в основном определяются не качеством балансировки, а степенью отстройки частоты вращения винта от собственных частот различных конструктивных элементов самолета.

2.6. Выводы по результатам работы

2.6.1.

Балансировка винта самолета Як-52, проведенная при частоте вращения винта 1150 об/мин (601ТП3Т), позволила снизить вибрацию винта с 10,2 мм/сек до 4,2 мм/сек.

Учитывая опыт, полученный при балансировке воздушных винтов самолетов Як-52 и Су-29 с помощью прибора "Балансет-1", можно предположить, что существует возможность дальнейшего снижения уровня вибрации воздушного винта самолета Як-52.

Этого можно достичь, в частности, выбрав другую (более высокую) частоту вращения пропеллера при его балансировке, что позволит добиться большего отрыва от частоты собственных колебаний самолета в 20 Гц (1200 циклов/мин), выявленной в ходе испытаний.

2.6.2.

Как показали результаты виброиспытаний самолета Як-52 в полете, в спектрах его вибрации (помимо упомянутой выше составляющей, возникающей на частоте вращения винта) присутствует еще несколько составляющих, связанных с работой коленчатого вала, поршневой группы двигателя, а также привода воздушного компрессора (и/или датчика частоты).

Величина этих колебаний на режимах 60%, 65% и 70% сопоставима с величиной вибрации, связанной с дисбалансом гребного винта.

Анализ этих вибраций показывает, что даже полное устранение вибрации от дисбаланса винта снизит общую вибрацию самолета на этих режимах не более чем в 1,5 раза.

2.6.3.

Максимальная полная вибрация V_∑ самолета Як-52 была обнаружена на скоростных режимах 82% (1580 об/мин винта) и 94% (1830 об/мин винта).

Основная составляющая этой вибрации возникает на 2-й гармонике частоты вращения коленчатого вала двигателя V_к2 (при частотах 4800 циклов/мин или 5520 циклов/мин), где она достигает значений 12,5 мм/с и 15,8 мм/с.

Можно предположить, что эта составляющая связана с работой поршневой группы двигателя (ударные процессы, происходящие при двойном движении поршней за один оборот коленчатого вала).

Резкое увеличение этой составляющей на режимах 82% (первый номинальный) и 94% (взлетный), скорее всего, вызвано не дефектами в поршневой группе, а резонансными колебаниями двигателя, установленного в корпусе самолета на амортизаторах.

Регулировка амортизаторов, проведенная во время испытаний, не привела к значительным изменениям вибрации.

Предположительно, такую ситуацию можно считать недоработкой разработчиков самолета при выборе системы крепления (подвески) двигателя к корпусу самолета.

2.6.4.

Данные, полученные в ходе балансировки и дополнительных вибрационных испытаний (см. результаты летных испытаний в разделе 2.5), позволяют сделать вывод, что периодический вибромониторинг может быть полезен для диагностической оценки технического состояния авиадвигателя.

Такая работа может быть выполнена, например, с помощью прибора "Балансет-1", в программном обеспечении которого реализована функция спектрального анализа вибраций.

---

3. Результаты балансировки пропеллера MTV-9-K-C/CL 260-27 и виброисследования пилотажного самолета Су-29

3.1. Введение

15 июня 2014 года была проведена балансировка трехлопастного винта MTV-9-K-C/CL 260-27 авиационного двигателя М-14П пилотажного самолета Су-29.

По словам производителя, пропеллер был предварительно статически сбалансирован, о чем свидетельствует наличие корректирующего груза в плоскости 1, установленного на заводе-изготовителе.

Балансировка винта, установленного непосредственно на самолете Су-29, проводилась с помощью вибробалансировочного комплекта "Балансет-1", серийный номер 149.

Схема измерений, используемая при балансировке, показана на рис. 3.1.

В процессе балансировки датчик вибрации (акселерометр) 1 был закреплен на корпусе коробки передач двигателя с помощью магнита на специальном кронштейне.

Лазерный датчик фазового угла 2 также был установлен на корпусе редуктора и ориентирован на отражающую метку, нанесенную на одну из лопастей пропеллера.

Аналоговые сигналы с датчиков передавались по кабелям в измерительный блок прибора "Балансет-1", где производилась их предварительная цифровая обработка.

Затем эти сигналы в цифровом виде поступали на компьютер, где производилась их программная обработка и рассчитывались масса и угол наклона корректирующего груза, необходимого для компенсации дисбаланса винта.

Рис. 3.1. Схема измерений для балансировки винта самолета Су-29.

Z_k - главное зубчатое колесо коробки передач с 75 зубьями;

Z_c - Сателлиты коробки передач в количестве 6 штук с 18 зубьями каждый;

Z_n - неподвижное зубчатое колесо коробки передач с 39 зубьями.

Перед проведением данной работы, учитывая опыт балансировки винта самолета Як-52, был проведен ряд дополнительных исследований, в том числе:

• Определение собственных частот колебаний двигателя и винта самолета Су-29;
• Проверка величины и спектрального состава начальной вибрации в кабине второго пилота перед балансировкой.

3.2. Результаты исследований собственных частот колебаний двигателя и пропеллера

Собственные частоты колебаний двигателя, установленного на амортизаторах в корпусе самолета, определялись с помощью анализатора спектра AD-3527 фирмы A&D (Япония) путем ударного возбуждения колебаний двигателя.

В спектре собственных колебаний подвески двигателя (см. рис. 3.2) было выделено шесть основных частот: 16 Гц, 22 Гц, 37 Гц, 66 Гц, 88 Гц, 120 Гц.

Предполагается, что частоты 66 Гц, 88 Гц и 120 Гц напрямую связаны с особенностями крепления (подвески) двигателя к корпусу самолета.

Частоты 16 Гц и 22 Гц, скорее всего, связаны с собственными колебаниями самолета на шасси.

Частота 37 Гц, вероятно, связана с собственной частотой колебаний лопастей воздушного винта.

Это предположение подтверждается результатами проверки собственных частот колебаний гребного винта, также полученных методом ударного возбуждения.

В спектре собственных колебаний лопасти гребного винта (см. рис. 3.3) были выделены три основные частоты: 37 Гц, 100 Гц и 174 Гц.

Данные о собственных частотах колебаний лопастей винта и двигателя самолета Су-29 могут быть особенно важны при выборе частоты вращения винта, используемой при балансировке. Основным условием выбора этой частоты является обеспечение ее максимально возможной отстройки от собственных частот элементов конструкции самолета.

Кроме того, знание собственных частот отдельных узлов и деталей самолета может быть полезно для выявления причин резкого увеличения (в случае резонанса) определенных составляющих спектра вибрации на различных скоростных режимах работы двигателя.

3.3. Проверка вибрации в кабине второго пилота самолета Су-29 на земле перед балансировкой

Начальная вибрация самолета Су-29, выявленная до балансировки винта, измерялась в кабине второго пилота в вертикальном направлении с помощью портативного анализатора спектра вибрации модели AD-3527 фирмы A&D (Япония) в диапазоне частот от 5 до 200 Гц.

Измерения проводились на четырех основных скоростных режимах работы двигателя, соответственно равных 60%, 65%, 70% и 82% от его максимальной частоты вращения.

Полученные результаты представлены в таблице 3.1.

Как видно из таблицы 2.1, основные составляющие вибрации возникают на частотах вращения гребного винта V_в1, коленчатый вал двигателя V_к1, и привод воздушного компрессора (и/или датчик частоты) V_н, а также на 2-й гармонике коленчатого вала V_к2 и, возможно, 3-я (лопастная) гармоника пропеллера V_в3, которая близка по частоте ко второй гармонике коленчатого вала.

Таблица 3.1.

№	Частота вращения пропеллера, %	Частота вращения пропеллера, об/мин	Vв1	Vн	Vк1	Vв3	Vк2	Vв4	Vк3	V?	V∑, мм/сек
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

Кроме того, в спектре вибрации на скоростном режиме 60% на частоте 6120 циклов/мин была обнаружена неидентифицированная компонента с расчетным спектром, которая может быть вызвана резонансом на частоте около 100 Гц одного из элементов конструкции самолета. Таким элементом может быть пропеллер, одна из собственных частот которого составляет 100 Гц.

Максимальная полная вибрация самолета V_∑достигает 11,5 мм/с, что было обнаружено на скоростном режиме 70%.

Основная составляющая общей вибрации в этом режиме возникает на 2-й гармонике (4020 циклов/мин) частоты вращения коленчатого вала двигателя V_к2 и равна 10,8 мм/с.

Можно предположить, что эта составляющая связана с работой поршневой группы двигателя (ударные процессы, происходящие при двойном движении поршней за один оборот коленчатого вала).

Резкое увеличение этой составляющей на режиме 70%, вероятно, связано с резонансными колебаниями одного из элементов конструкции самолета (подвеска двигателя в корпусе самолета) на частоте 67 Гц (4020 циклов/мин).

Следует отметить, что помимо ударных возмущений, связанных с работой поршневой группы, на величину вибрации в этом диапазоне частот может влиять аэродинамическая сила, проявляющаяся на частоте лопастей гребного винта (V_в3).

На скоростных режимах 65% и 82% заметно увеличение составляющей V_к2 (V_в3) также наблюдается, что также может быть объяснено резонансными колебаниями отдельных компонентов самолета.

Амплитуда спектральной составляющей, связанной с дисбалансом гребного винта V_в1, определенная на основных скоростных режимах до балансировки, варьировалась от 2,4 до 5,7 мм/с, что в целом ниже значения V_к2 в соответствующих режимах.

Причем, как видно из табл. 3.1, его изменения при переходе с одного режима на другой определяются не только качеством балансировки, но и степенью отстройки частоты вращения винта от собственных частот элементов конструкции самолета.

3.4. Результаты балансировки

Балансировка гребного винта осуществлялась в одной плоскости на частоте вращения. В результате такой балансировки компенсировался динамический силовой дисбаланс гребного винта.

Протокол балансировки представлен ниже в Приложении 1.

Балансировка проводилась при частоте вращения гребного винта 1350 об/мин и включала два цикла измерений.

Во время первого запуска были определены амплитуда и фаза вибрации на частоте вращения гребного винта в исходном состоянии.

Во время второго запуска были определены амплитуда и фаза вибрации на частоте вращения гребного винта после установки на него пробной массы известной массы.

По результатам этих измерений были определены масса и угол установки корректирующего груза в плоскости 1.

После установки расчетного значения корректирующего груза на гребной винт, которое составило 40,9 г, вибрация на этом скоростном режиме снизилась с 6,7 мм/с в исходном состоянии до 1,5 мм/с после балансировки.

Уровень вибрации, связанной с дисбалансом гребного винта, на других скоростных режимах также снизился и после балансировки остался в пределах от 1 до 2,5 мм/с.

Проверка влияния качества балансировки на уровень вибрации самолета в полете не проводилась из-за случайного повреждения этого винта во время одного из тренировочных полетов.

Следует отметить, что результат, полученный при такой балансировке, значительно отличается от результата заводской балансировки.

В частности:

• Вибрация на частоте вращения гребного винта после его балансировки на месте постоянной установки (на выходном валу редуктора самолета Су-29) снизилась более чем в 4 раза;
• Корректирующий груз, установленный в процессе балансировки, был смещен относительно груза, установленного на заводе-изготовителе, примерно на 130 градусов.

Возможные причины такой ситуации могут быть следующими:

• Погрешности измерительной системы балансировочного стенда производителя (маловероятно);
• Геометрические погрешности мест установки муфты шпинделя балансировочного станка производителя, приводящие к радиальному биению гребного винта при установке на шпиндель;
• Геометрические погрешности мест крепления муфты выходного вала редуктора самолета, приводящие к радиальному биению винта при установке на вал редуктора.

3.5. Выводы по результатам работы

3.5.1.

Балансировка винта самолета Су-29, проведенная в одной плоскости при частоте вращения винта 1350 об/мин (701ТП3Т), позволила снизить вибрацию винта с 6,7 мм/сек до 1,5 мм/сек.

Уровень вибрации, связанной с дисбалансом гребного винта, на других скоростных режимах также значительно снизился и остался в пределах от 1 до 2,5 мм/с.

3.5.2.

Для выяснения возможных причин неудовлетворительных результатов балансировки, выполненной на заводе-изготовителе, необходимо проверить радиальное биение гребного винта на выходном валу редуктора авиационного двигателя.

---

Приложение 1

ПРОТОКОЛ БАЛАНСИРОВКИ

Винт MTV-9-K-C/CL 260-27 пилотажного самолета Су-29

1. Заказчик: Чвоков В.Д.

2. Место установки пропеллера: выходной вал редуктора самолета Су-29

3. Тип пропеллера: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Метод балансировки: сборка на месте (на собственных подшипниках), в одной плоскости

5. Частота вращения пропеллера во время балансировки, об/мин: 1350

6. Модель, серийный номер и производитель балансировочного устройства: "Balanset-1", серийный номер 149

7. Нормативные документы, используемые при балансировке:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Дата балансировки: 15.06.2014

9. Сводная таблица результатов балансировки:

№	Результаты измерений	Вибрация, мм/с	Дисбаланс, g* мм
1	До балансировки *)	6.7	6135
2	После уравновешивания	1.5	1350
ISO 1940 Допуск для класса G 6.3			1500

*) Примечание: Балансировка проводилась с установленным производителем корректирующим грузом, оставшимся на гребном винте.

10. Заключение:

10.1. Уровень вибрации (остаточный дисбаланс) после балансировки винта, установленного на выходном валу редуктора самолета Су-29 (см. п. 9.2), снизился более чем в 4 раза по сравнению с исходным состоянием (см. п. 9.1).

10.2. Параметры корректирующего груза (масса, угол установки), используемые для достижения результата в п. 10.1, значительно отличаются от параметров корректирующего груза, установленного производителем (MT-пропеллер).

В частности, во время балансировки на винт был установлен дополнительный корректирующий груз весом 40,9 г, который был смещен на угол 130° относительно груза, установленного производителем.

(Груз, установленный производителем, не был снят с винта во время дополнительной балансировки).

Возможные причины такой ситуации могут быть следующими:

• Ошибки в измерительной системе балансировочного стенда производителя;
• Геометрические ошибки в местах установки муфты шпинделя балансировочного станка производителя, приводящие к радиальному биению гребного винта при установке на шпиндель;
• Геометрические ошибки в местах крепления муфты выходного вала редуктора самолета, приводящие к радиальному биению винта при установке на вал редуктора.

Для выявления конкретной причины, приводящей к увеличению дисбаланса винта при установке его на выходной вал редуктора самолета Су-29, необходимо:

• Проверьте измерительную систему и геометрическую точность мест установки шпинделя балансировочного станка, используемого для балансировки винта MTV-9-K-C/CL 260-27 на заводе-изготовителе;
• Проверьте радиальное биение винта, установленного на выходном валу редуктора самолета Су-29.

Исполнитель:

Главный специалист ООО "Кинематика"

Фельдман В.Д.