Головний спеціаліст В.Д. Фельдман

1. Замість передмови

Два з половиною роки тому наше підприємство розпочало серійне виробництво приладу "Балансет 1", призначеного для балансування роторних механізмів у власних підшипниках.

На сьогоднішній день виготовлено понад 180 комплектів, які ефективно використовуються в різних галузях промисловості, включаючи виробництво і експлуатацію вентиляторів, повітродувок, електродвигунів, шпинделів верстатів, насосів, дробарок, сепараторів, центрифуг, карданних і колінчастих валів та інших механізмів.

Останнім часом на адресу нашого підприємства надходить велика кількість запитів від організацій і приватних осіб щодо можливості використання нашого обладнання для балансування гвинтів літаків і вертольотів в польових умовах.

На жаль, наші фахівці, маючи багаторічний досвід балансування різних машин, ніколи раніше не стикалися з цим питанням. Тому поради та рекомендації, які ми могли надати нашим клієнтам, носили дуже загальний характер і не завжди дозволяли ефективно вирішити поставлену задачу.

Ситуація почала покращуватися цієї весни. Це сталося завдяки активній позиції В.Д. Чвокова, який організував і брав активну участь разом з нами в роботах по балансуванню гвинтів літаків Як-52 і Су-29, які він пілотує.

Рис. 1.1. Літак Як-52 на аеродромі

Рис. 1.2. Літак Су-29 на стоянці

2. Результати балансування гвинта та дослідження вібрації пілотажного літака Як-52

2.1. Вступ

У травні - липні 2014 року були проведені роботи з віброобстеження літака Як-52, оснащеного авіаційним двигуном М-14П, і балансування його дволопатевого гвинта.

Балансування проводилося в одній площині за допомогою балансувального комплекту "Balanset 1", серійний номер 149.

Схема вимірювання, що використовується під час балансування, показана на рис. 2.1.

В процесі балансування датчик вібрації (акселерометр) 1 встановлювався на передню кришку коробки передач двигуна за допомогою магніту на спеціальному кронштейні.

Лазерний датчик фазового кута 2 також був встановлений на кришці редуктора і зорієнтований на відбиваючу мітку, нанесену на одну з лопатей гвинта.

Аналогові сигнали з датчиків передавалися кабелями на вимірювальний блок приладу "Balanset 1", де вони попередньо оброблялися в цифровому вигляді.

Потім ці сигнали в цифровому вигляді надходили на комп'ютер, де програмне забезпечення обробляло ці сигнали і розраховувало масу і кут нахилу коригувального вантажу, необхідного для компенсації дисбалансу на гвинті.

2.2. Під час виконання цієї роботи були набуті певні навички та відпрацьована технологія балансування повітряних гвинтів літаків у польових умовах з використанням приладу "Balanset 1", в тому числі:

• Визначення місць і способів встановлення (кріплення) датчиків вібрації та фазового кута на об'єкті;
• Визначення резонансних частот декількох конструктивних елементів літака (підвіска двигуна, лопаті гвинта);
• Визначення частот обертання двигуна (режимів роботи), які забезпечують мінімальний залишковий дисбаланс при балансуванні;
• Встановлення допусків на залишковий дисбаланс гвинта тощо.

Крім того, були отримані цікаві дані про рівні вібрації літаків, оснащених двигунами М-14П.

Нижче представлені матеріали звіту, підготовлені за результатами цих робіт.

У них, крім результатів балансування, наводяться дані вібраційних досліджень літаків Як-52 і Су-29, отримані під час наземних і льотних випробувань.

Ці дані можуть бути цікавими як для пілотів повітряних суден, так і для фахівців, що займаються їх обслуговуванням.

Рис. 2.1. Схема вимірювання балансування гвинта літака Як-52.

Zk - головне зубчасте колесо редуктора;

Zs - сателіти редуктора;

Zn - нерухоме зубчасте колесо редуктора.

Під час виконання цієї роботи, з урахуванням досвіду, отриманого при балансуванні повітряних гвинтів літаків Су-29 і Як-52, було проведено ряд додаткових досліджень, в тому числі:

• Визначення власних частот коливань двигуна та повітряного гвинта літака Як-52;
• Перевірка величини та спектрального складу вібрацій в кабіні другого пілота під час польоту після балансування гвинта;
• Перевірка величини і спектрального складу вібрацій в кабіні другого пілота під час польоту після балансування гвинта і регулювання сили затягування амортизаторів двигуна.

2.2. Результати досліджень власних частот коливань двигуна та гребного гвинта

Власні частоти коливань двигуна, встановленого на амортизаторах в корпусі літака, визначалися за допомогою спектрального аналізатора AD-3527 фірми A&D (Японія) шляхом ударного збудження коливань двигуна.

У спектрі власних коливань підвіски двигуна літака Як-52, приклад якого наведено на рис. 2.2, виділено чотири основні частоти: 20 Гц, 74 Гц, 94 Гц, 120 Гц.

Рис. 2.2. Спектр власних частот підвіски двигуна літака Як-52.

Частоти 74 Гц, 94 Гц і 120 Гц, ймовірно, пов'язані з особливостями кріплення (підвіски) двигуна до корпусу літака.

Частота 20 Гц, швидше за все, пов'язана з власними коливаннями літака на шасі.

Власні частоти лопатей гребного гвинта також були визначені за допомогою методу ударного збудження.

У цьому випадку було визначено чотири основні частоти: 36 Гц, 80 Гц, 104 Гц і 134 Гц.

Дані про власні частоти коливань гвинта і двигуна літака Як-52 можуть бути особливо важливими при виборі частоти обертання гвинта, що використовується при балансуванні. Основною умовою вибору цієї частоти є забезпечення її максимально можливого розстроювання від власних частот елементів конструкції літака.

Крім того, знання власних частот окремих вузлів і деталей літака може бути корисним для виявлення причин різкого збільшення (у разі резонансу) певних складових спектра вібрації на різних режимах обертів двигуна.

2.3. Результати балансування

Як зазначалося вище, балансування гвинта виконувалося в одній площині, що дозволило динамічно компенсувати силовий дисбаланс гвинта.

Виконання динамічного балансування в двох площинах, що дозволило б компенсувати як силовий, так і моментний дисбаланс гвинта, виявилося неможливим, оскільки конструкція гвинта, встановленого на літаку Як-52, дозволяє формувати тільки одну площину корекції.

Балансування гребного гвинта проводилося на частоті обертання 1150 об/хв (601ТП3Т), при якій можна було отримати найбільш стабільні результати вимірювання вібрації за амплітудою і фазою від запуску до запуску.

Балансування гвинта відбувалося за класичною схемою "два прогони".

Під час першого запуску були визначені амплітуда і фаза вібрації на частоті обертання гребного гвинта в початковому стані.

Під час другого запуску були визначені амплітуда і фаза коливань на частоті обертання гвинта після встановлення на гвинт пробного вантажу масою 7 г.

На основі цих даних за допомогою програмного забезпечення було розраховано масу M = 19,5 г і кут встановлення коригувального вантажу F = 32°.

Через конструктивні особливості гвинта, які не дозволяють встановити коригувальний вантаж під необхідним кутом, на гвинт було встановлено два еквівалентних вантажу:

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

Після встановлення зазначених коригувальних вантажів на гвинт вібрація, виміряна при частоті обертання 1150 об/хв і пов'язана з дисбалансом гвинта, зменшилася з 10,2 мм/сек у початковому стані до 4,2 мм/сек після балансування.

При цьому фактичний дисбаланс гвинта зменшився з 2340 г*мм до 963 г*мм.

2.4. Перевірка впливу результатів балансування на рівень вібрації літака Як-52 на землі при інших частотах обертання гвинта

Результати перевірки вібрації літака Як-52 на інших режимах роботи двигуна, отримані під час наземних випробувань, наведені в таблиці 2.1.

Як видно з таблиці, виконане балансування позитивно вплинуло на вібрацію літака Як-52 у всіх режимах його експлуатації.

Таблиця 2.1.

№	Частота обертання, %	Частота обертання гвинта, об/хв	Середньоквадратична швидкість вібрації, мм/сек
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

Додаткові результати випробувань на вібрацію

2.5. Перевірка вібрації літака Як-52 в повітрі на основних режимах польоту до і після регулювання натягу амортизаторів

Крім того, під час наземних випробувань було виявлено значне зменшення вібрації літака зі збільшенням частоти обертання його гвинта.

Це можна пояснити більшим ступенем розстроювання частоти обертання гвинта від частоти власних коливань літака на шасі (імовірно, 20 Гц), що відбувається при збільшенні частоти обертання гвинта.

На додаток до вібраційних випробувань, проведених після балансування гвинта на землі (див. розділ 2.3), були проведені вимірювання вібрації літака Як-52 в польоті.

Вібрація в польоті вимірювалася в кабіні другого пілота у вертикальному напрямку за допомогою портативного аналізатора спектра вібрації моделі AD-3527 фірми A&D (Японія) в діапазоні частот від 5 до 200 (500) Гц.

Вимірювання проводилися на п'яти основних режимах частоти обертання двигуна, відповідно рівних 60%, 65%, 70% і 82% від його максимальної частоти обертання.

Результати вимірювань, проведених до регулювання амортизаторів, наведені в таблиці 2.2.

Таблиця 2.2.

Компоненти спектру вібрації

№	Частота обертання пропелера, %	Частота обертання гвинта, об/хв	Vв1 (Гц)	Амплітуда Vв1 (мм/сек)	Vн (Гц)	Амплітуда Vн (мм/сек)	Vк1 (Гц)	Амплітуда Vк1 (мм/сек)	Vв2 (Гц)	Амплітуда Vв2 (мм/сек)	Vк2 (Гц)	Амплітуда Vк2 (мм/сек)	Vв4 (Гц)	Амплітуда Vв4 (мм/сек)	Vк3 (Гц)	Амплітуда Vк3 (мм/сек)	Vв5 (Гц)	Амплітуда Vв5 (мм/сек)	V∑ (мм/сек)
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

Як приклад, на рисунках 2.3 та 2.4 наведено графіки спектрів, отримані при вимірюванні вібрації в салоні літака Як-52 на режимах 601ТП3Т та 941ТП3Т, які були використані для заповнення таблиці 2.2.

Рис. 2.3. Спектр вібрації в кабіні літака Як-52 на режимі 601ТП3Т.

Рис. 2.4. Спектр вібрації в кабіні літака Як-52 на режимі 941ТП3Т.

Як видно з табл. 2.2, основні складові вібрації, виміряні в кабіні другого пілота, з'являються на частотах обертання гвинта V_в1 (виділено жовтим кольором), колінчастий вал двигуна V_к1 (виділено синім кольором), а також привід повітряного компресора (та/або датчик частоти) V_н (виділено зеленим кольором), а також на їх вищих гармоніках V_в2, V_в4, V_в5і V_к2, V_к3.

Максимальна загальна вібрація V_∑ було знайдено на швидкісних режимах 821ТП3Т (1580 об/хв гвинта) і 941ТП3Т (1830 об/хв).

Основна складова цієї вібрації з'являється на 2-й гармоніці частоти обертання колінчастого валу двигуна V_к2 і відповідно досягає значень 12,5 мм/с при частоті 4800 циклів/хв і 15,8 мм/с при частоті 5520 циклів/хв.

Можна припустити, що ця складова пов'язана з роботою поршневої групи двигуна (ударні процеси, що відбуваються під час подвійного руху поршнів за один оберт колінчастого валу).

Різке зростання цієї складової на режимах 821ТП3Т (перший номінальний) і 941ТП3Т (зліт), швидше за все, викликане не дефектами поршневої групи, а резонансними коливаннями двигуна, встановленого в корпусі літака на амортизаторах.

Цей висновок підтверджується раніше розглянутими експериментальними результатами перевірки власних частот коливань підвіски двигуна, в спектрі яких присутні 74 Гц (4440 циклів/хв), 94 Гц (5640 циклів/хв) і 120 Гц (7200 циклів/хв).

Дві з цих власних частот, 74 Гц і 94 Гц, близькі до частот 2-ї гармоніки обертання колінчастого валу, які виникають на перших номінальних і злітних режимах двигуна.

У зв'язку зі значними вібраціями на 2-й гармоніці колінчастого валу, виявленими під час вібраційних випробувань на першому номінальному і злітному режимах двигуна, була проведена перевірка і регулювання зусилля затягування амортизаторів підвіски двигуна.

Порівняльні результати випробувань, отримані до і після налаштування амортизаторів на частоту обертання гвинта (V_в1) і 2-ї гармоніки частоти обертання колінчастого вала (V_к2) представлені в Таблиці 2.3.

Таблиця 2.3.

№	Частота обертання пропелера, %	Частота обертання гвинта, об/хв	Vв1 (До)	Vв1 (Після)	Vк2 (До)	Vк2 (Після)
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

Як видно з таблиці 2.3, регулювання амортизаторів не призвело до суттєвих змін в основних компонентах вібрації літака.

Слід також зазначити, що амплітуда спектральної складової, пов'язаної з дисбалансом гвинта V_в1зареєстрованих на модах 821ТП3Т і 941ТП3Т (див. табл. 1.2 і 1.3), відповідно в 3-7 разів менша за амплітуди V_к2присутні в цих режимах.

На інших режимах польоту складова V_в1 коливається від 2,8 до 4,4 мм/сек.

Причому, як видно з таблиць 2.2 і 2.3, її зміни при переході з одного режиму на інший в основному визначаються не якістю балансування, а ступенем розстроювання частоти обертання гвинта від власних частот різних конструктивних елементів літака.

2.6. Висновки за результатами роботи

2.6.1.

Балансування гвинта літака Як-52, проведене на частоті обертання гвинта 1150 об/хв (601ТП3Т), дозволило знизити вібрацію гвинта з 10,2 мм/сек до 4,2 мм/сек.

Враховуючи досвід, отриманий під час балансування гвинтів літаків Як-52 та Су-29 за допомогою приладу "Балансет-1", можна припустити, що існує можливість подальшого зниження рівня вібрації гвинта літака Як-52.

Цього можна досягти, зокрема, вибором іншої (більшої) частоти обертання гвинта під час його балансування, що дозволить більшою мірою відійти від власної частоти коливань літака 20 Гц (1200 циклів/хв), виявленої під час випробувань.

2.6.2.

Як показали результати вібраційних випробувань літака Як-52 в польоті, його спектри вібрації (крім вищезгаданої складової, що з'являється на частоті обертання гвинта) містять ще кілька складових, пов'язаних з роботою колінчастого валу, поршневої групи двигуна, а також приводу повітряного компресора (і/або датчика частоти).

Величина цих вібрацій на режимах 60%, 65% і 70% порівнянна з величиною вібрації, пов'язаної з дисбалансом гребного гвинта.

Аналіз цих вібрацій показує, що навіть повне усунення вібрації від дисбалансу гвинта зменшить загальну вібрацію літака в цих режимах не більше ніж в 1,5 рази.

2.6.3.

Максимальна загальна вібрація V_∑ літака Як-52 було виявлено на швидкісних режимах 821ТП3Т (1580 об/хв гвинта) і 941ТП3Т (1830 об/хв гвинта).

Основна складова цієї вібрації з'являється на 2-й гармоніці частоти обертання колінчастого валу двигуна V_к2 (при частотах 4800 циклів/хв або 5520 циклів/хв), де вона відповідно досягає значень 12,5 мм/сек і 15,8 мм/сек.

Можна обґрунтовано припустити, що ця складова пов'язана з роботою поршневої групи двигуна (ударні процеси, що відбуваються під час подвійного руху поршнів за один оберт колінчастого валу).

Різке зростання цієї складової на режимах 821ТП3Т (перший номінальний) і 941ТП3Т (зліт), швидше за все, викликане не дефектами поршневої групи, а резонансними коливаннями двигуна, встановленого в корпусі літака на амортизаторах.

Регулювання амортизаторів, проведене під час випробувань, не призвело до суттєвих змін у вібрації.

Таку ситуацію можна розглядати як конструкторський недогляд розробників літака при виборі системи кріплення (підвіски) двигуна в корпусі літака.

2.6.4.

Дані, отримані під час балансування та додаткових вібраційних випробувань (див. результати льотних випробувань у розділі 2.5), дозволяють зробити висновок, що періодичний моніторинг вібрації може бути корисним для діагностичної оцінки технічного стану авіадвигуна.

Таку роботу можна виконати, наприклад, за допомогою приладу "Балансет-1", в програмному забезпеченні якого реалізована функція спектрального аналізу вібрації.

---

3. Результати балансування повітряного гвинта MTV-9-K-C/CL 260-27 та дослідження вібрації пілотажного літака Су-29

3.1. Вступ

15 червня 2014 року було проведено балансування трилопатевого гвинта MTV-9-K-C/CL 260-27 авіаційного двигуна М-14П навчально-тренувального літака Су-29.

За словами виробника, пропелер був попередньо статично збалансований, про що свідчить наявність коригувального вантажу в площині 1, встановленого на заводі-виробнику.

Балансування повітряного гвинта, безпосередньо встановленого на літаку Су-29, було виконано за допомогою комплекту вібробалансування "Балансет-1", серійний номер 149.

Схема вимірювання, що використовується під час балансування, показана на рис. 3.1.

В процесі балансування датчик вібрації (акселерометр) 1 був закріплений на корпусі редуктора двигуна за допомогою магніту на спеціальному кронштейні.

Лазерний датчик фазового кута 2 також був встановлений на корпусі редуктора і орієнтований на відбиваючу мітку, нанесену на одну з лопатей гвинта.

Аналогові сигнали з датчиків передавалися кабелями на вимірювальний блок приладу "Балансет-1", де вони попередньо оброблялися в цифровому вигляді.

Потім ці сигнали в цифровому вигляді надходили на комп'ютер, де проводилася програмна обробка цих сигналів і розраховувалися маса і кут нахилу коригувального вантажу, необхідного для компенсації дисбалансу гвинта.

Рис. 3.1. Схема вимірювання балансування гвинта літака Су-29.

Z_k - головне зубчасте колесо редуктора на 75 зубців;

Z_c - сателіти редуктора в кількості 6 штук по 18 зубів кожен;

Z_n - нерухоме зубчасте колесо редуктора на 39 зубів.

Перед проведенням цієї роботи, враховуючи досвід, отриманий при балансуванні повітряного гвинта літака Як-52, було проведено ряд додаткових досліджень, в тому числі:

• Визначення власних частот коливань двигуна та гвинта літака Су-29;
• Перевірка величини і спектрального складу початкової вібрації в кабіні другого пілота перед балансуванням.

3.2. Результати досліджень власних частот коливань двигуна та гребного гвинта

Власні частоти коливань двигуна, встановленого на амортизаторах в корпусі літака, визначалися за допомогою спектрального аналізатора AD-3527 фірми A&D (Японія) шляхом ударного збудження коливань двигуна.

У спектрі власних коливань підвіски двигуна (див. рис. 3.2) було виділено шість основних частот: 16 Гц, 22 Гц, 37 Гц, 66 Гц, 88 Гц, 120 Гц.

З них передбачається, що частоти 66 Гц, 88 Гц і 120 Гц безпосередньо пов'язані з особливостями кріплення (підвіски) двигуна до корпусу літака.

Частоти 16 Гц і 22 Гц, швидше за все, пов'язані з власними коливаннями літака на шасі.

Частота 37 Гц, ймовірно, пов'язана з власною частотою коливань лопаті повітряного гвинта літака.

Це припущення підтверджується результатами перевірки власних частот коливань гребного гвинта, також отриманими методом ударного збудження.

У спектрі власних коливань лопаті гребного гвинта (див. рис. 3.3) було виявлено три основні частоти: 37 Гц, 100 Гц та 174 Гц.

Дані про власні частоти коливань лопаті гвинта і двигуна літака Су-29 можуть бути особливо важливими при виборі частоти обертання гвинта, що використовується при балансуванні. Основною умовою вибору цієї частоти є забезпечення її максимально можливого розстроювання від власних частот елементів конструкції літака.

Крім того, знання власних частот окремих вузлів і деталей літака може бути корисним для виявлення причин різкого збільшення (у разі резонансу) певних складових спектра вібрації на різних режимах обертів двигуна.

3.3. Перевірка вібрації в кабіні другого пілота літака Су-29 на землі перед балансуванням

Початкова вібрація літака Су-29, виявлена перед балансуванням гвинта, вимірювалася в кабіні другого пілота у вертикальному напрямку за допомогою портативного аналізатора спектра вібрації моделі AD-3527 фірми A&D (Японія) в діапазоні частот від 5 до 200 Гц.

Вимірювання проводилися на чотирьох основних режимах частоти обертання двигуна, відповідно рівних 60%, 65%, 70% і 82% від його максимальної частоти обертання.

Отримані результати представлені в таблиці 3.1.

Як видно з табл. 2.1, основні складові вібрації проявляються на частотах обертання гвинта V_в1колінчастий вал двигуна V_к1та приводу повітряного компресора (та/або датчика частоти) V_на також на 2-й гармоніці колінчастого вала V_к2 і, можливо, 3-ю (лопатеву) гармоніку гвинта V_в3яка близька за частотою до другої гармоніки колінчастого валу.

Таблиця 3.1.

№	Частота обертання пропелера, %	Частота обертання гвинта, об/хв	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

Крім того, у спектрі вібрації на швидкісному режимі 601ТП3Т було виявлено неідентифіковану складову з розрахованим спектром на частоті 6120 циклів/хв, яка може бути викликана резонансом на частоті близько 100 Гц одного з елементів конструкції літака. Таким елементом може бути пропелер, однією з власних частот якого є 100 Гц.

Максимальна сумарна вібрація літака V_∑що досягає 11,5 мм/сек, було виявлено на швидкісному режимі 70%.

Основна складова сумарної вібрації в цьому режимі з'являється на 2-й гармоніці (4020 циклів/хв) частоти обертання колінчастого валу двигуна V_к2 і дорівнює 10,8 мм/сек.

Можна припустити, що ця складова пов'язана з роботою поршневої групи двигуна (ударні процеси, що відбуваються під час подвійного руху поршнів за один оберт колінчастого валу).

Різке зростання цієї складової на режимі 701ТП3Т, ймовірно, пов'язане з резонансними коливаннями одного з елементів конструкції літака (підвіски двигуна в корпусі літака) на частоті 67 Гц (4020 циклів/хв).

Слід зазначити, що крім ударних збурень, пов'язаних з роботою поршневої групи, на величину вібрації в цьому діапазоні частот може впливати аеродинамічна сила, що проявляється на лопатевій частоті гвинта (V_в3).

На швидкісних режимах 65% і 82% помітне збільшення складової V_к2 (V_в3) також спостерігається, що також можна пояснити резонансними коливаннями окремих компонентів літака.

Амплітуда спектральної складової, пов'язаної з дисбалансом гвинта V_в1визначені на основних швидкісних режимах до балансування, становили від 2,4 до 5,7 мм/с, що в цілому нижче значення V_к2 на відповідних режимах.

Причому, як видно з табл. 3.1, її зміни при переході з одного режиму на інший визначаються не тільки якістю балансування, але і ступенем розстроювання частоти обертання гвинта від власних частот елементів конструкції літака.

3.4. Результати балансування

Балансування гвинта виконувалося в одній площині з частотою обертання. В результаті такого балансування був компенсований динамічний силовий дисбаланс гвинта.

Протокол балансування наведено нижче в Додатку 1.

Балансування проводилося при частоті обертання гвинта 1350 об/хв і включало два виміри.

Під час першого запуску були визначені амплітуда і фаза вібрації на частоті обертання гребного гвинта в початковому стані.

Під час другого запуску були визначені амплітуда і фаза коливань на частоті обертання гвинта після встановлення на гвинт пробного вантажу відомої ваги.

За результатами цих вимірювань було визначено масу і кут установки коригувального вантажу в площині 1.

Після встановлення на гвинт розрахованого значення коригувального вантажу, яке склало 40,9 г, вібрація на цьому швидкісному режимі зменшилася з 6,7 мм/с у початковому стані до 1,5 мм/с після балансування.

Рівень вібрації, пов'язаний з дисбалансом гвинта на інших швидкісних режимах, також зменшився і залишився в межах 1 - 2,5 мм/с після балансування.

Перевірка впливу якості балансування на рівень вібрації літака в польоті не проводилася через випадкове пошкодження цього гвинта під час одного з тренувальних польотів.

Слід зазначити, що результат, отриманий під час такого балансування, суттєво відрізняється від результату заводського балансування.

Зокрема:

• Вібрація на частоті обертання гвинта після його балансування на місці постійної установки (на вихідному валу редуктора літака Су-29) зменшилася більш ніж в 4 рази;
• Коригувальний вантаж, встановлений в процесі балансування, був зміщений відносно вантажу, встановленого на заводі-виробнику, приблизно на 130 градусів.

Можливі причини такої ситуації можуть включати в себе наступні:

• Похибки вимірювальної системи балансувального стенду виробника (малоймовірно);
• Геометричні похибки місць кріплення шпиндельної муфти балансувального верстата виробника, що призводить до радіального биття гвинта при установці на шпиндель;
• Геометричні похибки місць кріплення муфти вихідного валу редуктора літака, що призводять до радіального биття гвинта при установці на вал редуктора.

3.5. Висновки за результатами роботи

3.5.1.

Балансування гвинта літака Су-29, проведене в одній площині при частоті обертання гвинта 1350 об/хв (701ТП3Т), дозволило знизити вібрацію гвинта з 6,7 мм/сек до 1,5 мм/сек.

Рівень вібрації, пов'язаний з дисбалансом гвинта, на інших швидкісних режимах також значно знизився і залишився в межах 1 - 2,5 мм/сек.

3.5.2.

Для з'ясування можливих причин незадовільних результатів балансування, виконаного на заводі-виробнику, необхідно перевірити радіальне биття гвинта на вихідному валу редуктора авіаційного двигуна.

---

Додаток 1

ПРОТОКОЛ БАЛАНСУВАННЯ

Пропелер MTV-9-K-C/CL 260-27 пілотажного літака Су-29

1. Замовник: В.Д. Чвоков

2. Місце встановлення пропелера: вихідний вал редуктора літака Су-29

3. Тип гвинта: MTV-9-K-C/CL 260-27

4. Метод балансування: збирається на місці (у власних підшипниках), в одній площині

5. Частота обертання гвинта під час балансування, об/хв: 1350

6. Модель, серійний номер та виробник балансувального пристрою: "Балансет-1", серійний номер 149

7. Нормативні документи, які використовуються під час балансування:

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8. Дата балансування: 15.06.2014

9. Зведена таблиця результатів балансування:

№	Результати вимірювань	Вібрація, мм/сек	Дисбаланс, г*мм
1	Перед балансуванням *)	6.7	6135
2	Після балансування	1.5	1350
ISO 1940 Допуск для класу G 6.3			1500

*) Примітка: Балансування проводилося з встановленим виробником коригувальним вантажем, який залишався на гвинті.

10. Висновок:

10.1. Рівень вібрації (залишковий дисбаланс) після балансування гвинта, встановленого на вихідному валу редуктора літака Су-29 (див. п.9.2), зменшився більш ніж в 4 рази в порівнянні з початковим станом (див. п.9.1).

10.2. Параметри коригувального вантажу (маса, кут установки), що використовуються для досягнення результату в п. 10.1, істотно відрізняються від параметрів коригувального вантажу, встановленого виробником (МТ-гвинт).

Зокрема, під час балансування на гвинт було встановлено додатковий коригувальний вантаж вагою 40,9 г, який був зміщений на кут 130° відносно вантажу, встановленого виробником.

(Під час додаткового балансування з гвинта не знімався встановлений виробником вантаж).

Можливі причини такої ситуації можуть включати в себе наступні:

• Помилки у вимірювальній системі балансувального стенду виробника;
• Геометричні похибки в місцях кріплення шпиндельної муфти балансувального верстата виробника, що призводить до радіального биття гвинта при установці на шпиндель;
• Геометричні похибки в місцях кріплення муфти вихідного валу редуктора літака, що призводять до радіального биття гвинта при установці на вал редуктора.

Для виявлення конкретної причини, що призводить до збільшення дисбалансу повітряного гвинта при установці на вихідний вал редуктора літака Су-29, необхідно

• Перевірте систему вимірювання та геометричну точність місць кріплення шпинделя балансувального верстата, що використовується для балансування гвинта MTV-9-K-C/CL 260-27, на заводі-виробнику;
• Перевірити радіальне биття гвинта, встановленого на вихідному валу редуктора літака Су-29.

Виконавець:

Головний спеціаліст ТОВ "Кінематика"

Фельдман В.Д.