Về việc cân bằng cánh quạt máy bay trong điều kiện thực địa
Bản tóm tắt: Báo cáo kỹ thuật này ghi lại ứng dụng thành công đầu tiên của thiết bị di động Balanset-1 để cân bằng cánh quạt máy bay tại hiện trường. Công việc được tiến hành trên máy bay Yak-52 (cánh quạt hai lưỡi) và Su-29 (cánh quạt ba lưỡi MTV-9-KC/CL 260-27) trang bị động cơ M-14P từ tháng 5 đến tháng 7 năm 2014. Kết quả chính: độ rung của cánh quạt trên máy bay Yak-52 giảm từ 10,2 xuống 4,2 mm/giây; trên máy bay Su-29, từ 6,7 xuống 1,5 mm/giây (giảm hơn 4 lần). Báo cáo cũng trình bày phân tích phổ rung chi tiết ở nhiều chế độ hoạt động và xác định các nguồn rung chủ yếu bao gồm sóng hài trục khuỷu và cộng hưởng cấu trúc.
1. Lời nói đầu
Hai năm rưỡi trước, doanh nghiệp chúng tôi bắt đầu sản xuất hàng loạt thiết bị "Balanset-1", được thiết kế để cân bằng các cơ cấu quay trong ổ trục của chính chúng.
Đến nay, hơn 180 bộ đã được sản xuất. Chúng được sử dụng hiệu quả trong nhiều ngành công nghiệp khác nhau, bao gồm sản xuất và vận hành quạt, máy thổi, động cơ điện, trục chính máy móc, máy bơm, máy nghiền, máy tách, máy ly tâm, cụm trục các đăng và trục khuỷu, và các cơ cấu tương tự.
Gần đây, Vibromera đã nhận được rất nhiều yêu cầu từ các tổ chức và cá nhân về khả năng sử dụng thiết bị của chúng tôi để cân bằng cánh quạt máy bay và trực thăng trong điều kiện thực địa.
Đáng tiếc là, mặc dù các chuyên gia của chúng tôi có nhiều năm kinh nghiệm trong việc cân bằng các loại máy móc khác nhau, nhưng họ chưa từng xử lý vấn đề cụ thể này trước đây. Do đó, những lời khuyên và khuyến nghị mà chúng tôi có thể đưa ra cho khách hàng khá chung chung và không phải lúc nào cũng giúp họ giải quyết vấn đề một cách hiệu quả.
Tình hình bắt đầu chuyển biến tốt hơn vào mùa xuân năm nay, nhờ sự tham gia tích cực của VD Chvokov, người đã tổ chức và cùng chúng tôi thực hiện công việc cân bằng cánh quạt của máy bay Yak-52 và Su-29 mà ông ấy lái.
Trong quá trình thực hiện công việc này, một số kỹ năng đã được trau dồi và công nghệ cân bằng cánh quạt máy bay trong điều kiện thực địa bằng thiết bị "Balanset-1" đã được phát triển, bao gồm:
- Xác định vị trí và phương pháp lắp đặt (gắn) các cảm biến rung động và góc pha trên máy bay;
- Xác định tần số cộng hưởng của một số bộ phận cấu trúc của máy bay (hệ thống treo động cơ, cánh quạt);
- Xác định tần số quay của động cơ (chế độ hoạt động) để đảm bảo độ mất cân bằng dư tối thiểu có thể đạt được trong quá trình cân bằng;
- Xác định dung sai cho sự mất cân bằng dư của cánh quạt.
Ngoài ra, còn thu được dữ liệu thú vị về mức độ rung của máy bay được trang bị động cơ M-14P.
Dưới đây là các tài liệu báo cáo được tổng hợp từ kết quả của công việc này. Bên cạnh các kết quả cân bằng, báo cáo còn trình bày dữ liệu từ các cuộc khảo sát rung động của máy bay Yak-52 và Su-29, thu được trong các thử nghiệm trên mặt đất và trên không. Những dữ liệu này có thể hữu ích cho cả phi công và các chuyên gia tham gia bảo trì máy bay.
2. Khảo sát cân bằng và độ rung của máy bay Yak-52
2.1. Giới thiệu
Trong khoảng thời gian từ tháng 5 đến tháng 7 năm 2014, công tác khảo sát độ rung của máy bay Yak-52, được trang bị động cơ hàng không M-14P, và việc cân bằng cánh quạt hai lưỡi của nó đã được tiến hành.
Việc cân bằng được thực hiện trên một mặt phẳng bằng cách sử dụng bộ dụng cụ "Balanset-1", số sê-ri 149.
Sơ đồ đo được thể hiện trong Hình 2.1. Trong quá trình cân bằng, cảm biến rung (gia tốc kế) 1 Được lắp đặt trên nắp trước của hộp số động cơ bằng cách sử dụng giá đỡ từ tính trên một khung đỡ được thiết kế đặc biệt. Cảm biến góc pha laser 2 Nó cũng được lắp đặt trên nắp hộp số và hướng về phía vạch phản quang được dán trên một trong các cánh quạt.
Các tín hiệu tương tự từ các cảm biến được truyền qua cáp đến bộ phận đo của thiết bị "Balanset-1", nơi thực hiện xử lý kỹ thuật số sơ bộ. Sau đó, các tín hiệu này ở dạng kỹ thuật số được đưa vào máy tính, nơi phần mềm xử lý và tính toán khối lượng cũng như góc của trọng lượng hiệu chỉnh cần thiết để bù lại sự mất cân bằng của cánh quạt.
Zk — bánh răng chính; Zs — vệ tinh; ZN — bánh răng cố định.
Trong quá trình thực hiện công việc này, có tính đến kinh nghiệm thu được từ việc cân bằng cánh quạt của cả Su-29 và Yak-52, một số nghiên cứu bổ sung đã được tiến hành:
- Xác định tần số dao động tự nhiên của động cơ và cánh quạt của máy bay Yak-52;
- Đo biên độ rung và thành phần phổ trong khoang lái của phi công thứ hai trong suốt chuyến bay sau khi cân bằng cánh quạt;
- Đo độ rung sau khi cân bằng cánh quạt và sau khi điều chỉnh lực siết của bộ giảm xóc động cơ.
2.2. Tần số tự nhiên của dao động động cơ và cánh quạt
Tần số dao động tự nhiên của động cơ, được gắn trên các bộ giảm xóc trong thân máy bay, được xác định bằng máy phân tích phổ AD-3527 của A&D (Nhật Bản) thông qua kích thích va đập.
Trong phổ dao động tự nhiên của hệ thống treo động cơ Yak-52 (Hình 2.2), bốn tần số chính đã được xác định: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.
Các tần số 74 Hz, 94 Hz và 120 Hz có thể liên quan đến đặc điểm của hệ thống giá đỡ động cơ (hệ thống treo) gắn vào thân máy bay. Tần số 20 Hz rất có thể liên quan đến dao động tự nhiên của máy bay trên khung càng hạ cánh.
Tần số dao động tự nhiên của cánh quạt cũng được xác định bằng phương pháp kích thích va đập. Bốn tần số chính đã được xác định: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz và 134 Hz.
Dữ liệu về tần số dao động tự nhiên của hệ thống treo động cơ và cánh quạt rất quan trọng, chủ yếu là để lựa chọn tần số quay của cánh quạt trong quá trình cân bằng. Điều kiện chính khi lựa chọn tần số này là đảm bảo độ lệch tối đa so với tần số dao động tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay, vì ở các tần số cộng hưởng, độ chính xác và khả năng lặp lại của các phép đo rung động có thể bị suy giảm đáng kể.
Ngoài ra, việc nắm rõ tần số dao động tự nhiên của từng thành phần có thể hữu ích trong việc xác định nguyên nhân gây ra sự gia tăng đột ngột độ rung (hiện tượng cộng hưởng) ở các chế độ tốc độ động cơ khác nhau, có thể xảy ra trong quá trình vận hành máy bay.
2.3. Kết quả cân bằng
Như đã nêu ở trên, việc cân bằng cánh quạt được thực hiện trên một mặt phẳng, nhờ đó bù đắp cho sự mất cân bằng lực của cánh quạt một cách động học.
Việc cân bằng động trên hai mặt phẳng (điều này cũng sẽ bù đắp cho sự mất cân bằng mômen) là không khả thi, vì thiết kế cánh quạt trên Yak-52 chỉ cho phép một mặt phẳng hiệu chỉnh.
Việc cân bằng được thực hiện ở tần số quay 1150 vòng/phút (60%), ở tần số này, các phép đo độ rung ổn định nhất, cả về biên độ và pha, đều thu được từ lần chạy này sang lần chạy khác.
Phương án "hai lượt chạy" kinh điển đã được sử dụng:
- Trong lần chạy thử đầu tiên, biên độ và pha dao động ở tần số quay của cánh quạt trong trạng thái ban đầu đã được xác định.
- Trong lần chạy thử thứ hai, biên độ và pha dao động được xác định sau khi lắp đặt khối lượng thử nghiệm 7 g lên cánh quạt.
- Dựa trên các dữ liệu này, phần mềm đã tính toán: khối lượng hiệu chỉnh Khối lượng tịnh (M) = 19,5 g ở góc F = 32°.
Do đặc điểm thiết kế của cánh quạt không cho phép lắp đặt trọng lượng hiệu chỉnh ở góc 32° theo yêu cầu, nên người ta đã lắp đặt hai trọng lượng tương đương:
- M1 = 14 g ở góc F1 = 0°
- M2 = 8,3 g ở góc F2 = 60°
Kết quả: Sau khi lắp đặt các quả cân hiệu chỉnh, độ rung ở tốc độ 1150 vòng/phút đã giảm từ... 10,2 mm/giây ĐẾN 4,2 mm/giây. Sự mất cân bằng thực tế đã giảm từ 2340 g·mm xuống còn 963 g·mm.
2.4. Rung động ở các chế độ hoạt động khác
Kết quả kiểm tra độ rung ở các chế độ vận hành động cơ khác nhau trong quá trình thử nghiệm trên mặt đất được trình bày trong Bảng 2.1. Như có thể thấy, việc cân bằng đã tác động tích cực đến độ rung của Yak-52 ở tất cả các chế độ.
| # | Nguồn điện, % | vòng quay mỗi phút | Tốc độ rung RMS, mm/giây |
|---|---|---|---|
| 1 | 60 | 1153 | 4.2 |
| 2 | 65 | 1257 | 2.6 |
| 3 | 70 | 1345 | 2.1 |
| 4 | 82 | 1572 | 1.25 |
Hơn nữa, trong các thử nghiệm trên mặt đất, người ta đã xác định được xu hướng giảm rung động đáng kể khi tần số quay cánh quạt tăng lên. Điều này có thể được giải thích bằng sự lệch tần số quay cánh quạt lớn hơn so với tần số dao động tự nhiên của máy bay trên khung gầm (có lẽ là 20 Hz), xảy ra ở tần số quay cao hơn.
2.5. Độ rung trong khi bay trước và sau khi điều chỉnh bộ giảm xóc
Ngoài các thử nghiệm rung động trên mặt đất sau khi cân bằng cánh quạt (mục 2.3), các phép đo rung động của Yak-52 cũng được thực hiện trong khi bay.
Độ rung trong chuyến bay được đo trong khoang lái của phi công thứ hai theo phương thẳng đứng bằng máy phân tích phổ cầm tay AD-3527 của A&D (Nhật Bản) trong dải tần số từ 5 đến 200 (500) Hz. Các phép đo được thực hiện ở năm chế độ tốc độ động cơ chính: 60%, 65%, 70%, 82% và 94% của tần số quay tối đa.
Kết quả thu được trước khi điều chỉnh bộ giảm xóc được trình bày trong Bảng 2.2.
| # | Tốc độ cánh quạt | Các thành phần của phổ dao động, Tần số (CPM) / Biên độ (mm/giây) |
V.Σ, mm/giây |
||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| % | vòng quay mỗi phút | V.trang 1 | V.N | V.c1 | V.trang 2 | V.c2 | V.trang 4 | V.c3 | V.trang 5 | ||
| 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 |
| 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 | |
| 3 | 70 | 1342 | 1342 2.8 |
1860 0.4 |
2040 3.2 |
2684 0.4 |
4080 2.9 |
5369 2.3 |
5.0 | ||
| 4 | 82 | 1580 | 1580 4.7 |
2160 2.9 |
2400 1.1 |
3160 0.4 |
4800 12.5 |
13.7 | |||
| 5 | 94 | 1830 | 1830 2.2 |
2484 3.4 |
2760 1.7 |
3660 2.8 |
5520 15.8 |
7320 3.7 |
17.1 | ||
V.p = sóng hài cánh quạt (bậc 1, 2, 4, 5) V.N = máy nén/cảm biến tần số V.c1, V.c2, V.c3 = trục khuỷu thứ nhất, thứ hai, thứ ba. Giá trị phía trên = tần số (CPM), giá trị phía dưới = biên độ (mm/giây).
Như thể hiện trong Bảng 2.2, các thành phần dao động chính xuất hiện ở tần số quay cánh quạt Vtrang 1, tần số trục khuỷu Vc1, máy nén khí (và/hoặc cảm biến tần số) điều khiển VN, và các sóng hài bậc cao hơn của chúng.
Độ rung tổng tối đa VΣ Tín hiệu được tìm thấy ở các chế độ 82% (1580 vòng/phút) và 94% (1830 vòng/phút). Thành phần chủ đạo ở các chế độ này xuất hiện ở sóng hài bậc 2 của tần số quay trục khuỷu V.c2, Đạt tốc độ 12,5 mm/giây ở 4800 chu kỳ/phút và 15,8 mm/giây ở 5520 chu kỳ/phút.
Có thể giả định rằng bộ phận này có liên quan đến nhóm piston (các quá trình va chạm xảy ra trong quá trình chuyển động kép của piston trên mỗi vòng quay trục khuỷu). Sự gia tăng đột ngột ở chế độ 82% (chế độ vận hành định mức đầu tiên) và 94% (chế độ cất cánh) rất có thể không phải do lỗi của nhóm piston, mà do dao động cộng hưởng của động cơ trên bộ giảm xóc. Kết luận này được hỗ trợ bởi các phép đo tần số tự nhiên, cho thấy tần số rung của động cơ ở mức 74 Hz (4440 chu kỳ/phút), 94 Hz (5640 chu kỳ/phút) và 120 Hz (7200 chu kỳ/phút). Hai trong số đó — 74 Hz và 94 Hz — gần với tần số hài bậc 2 của trục khuỷu ở chế độ vận hành định mức đầu tiên và chế độ cất cánh.
Do có sự rung động đáng kể tại Vc2, Lực siết của bộ giảm xóc động cơ đã được kiểm tra và điều chỉnh. Kết quả so sánh được trình bày trong Bảng 2.3.
| # | % | vòng quay mỗi phút (trước / sau) |
V.trang 1 | V.c2 | ||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Trước | Sau đó | Trước | Sau đó | |||
| 1 | 60 | 1155 / 1140 | 1155 4.4 |
1140 3.3 |
3510 3.0 |
3480 3.6 |
| 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 |
Giá trị phía trên = tần số (CPM), giá trị phía dưới = biên độ (mm/giây).
Như thể hiện trong Bảng 2.3, việc điều chỉnh bộ giảm chấn không dẫn đến những thay đổi đáng kể trong các thành phần dao động chính của máy bay.
Cần lưu ý thêm rằng thành phần mất cân bằng cánh quạt Vtrang 1 ở các chế độ 82% và 94%, giá trị lần lượt thấp hơn 3–7 lần so với V.c2 ở những chế độ đó. Ở các chế độ bay khác, Vtrang 1 Dao động có biên độ từ 2,8 đến 4,4 mm/giây, và sự thay đổi giữa các chế độ chủ yếu không phụ thuộc vào chất lượng cân bằng, mà phụ thuộc vào mức độ lệch tần số so với tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay.
2.6. Kết luận
2.6.1.
Việc cân bằng cánh quạt của máy bay Yak-52 ở tần số quay 1150 vòng/phút (60%) đã giúp giảm độ rung ở tần số quay cánh quạt từ 10,2 mm/giây xuống còn 4,2 mm/giây. Với kinh nghiệm tích lũy được trong quá trình cân bằng cánh quạt của cả máy bay Yak-52 và Su-29 bằng thiết bị "Balanset-1", hoàn toàn có thể đạt được mức giảm độ rung lớn hơn nữa — đặc biệt là bằng cách chọn tần số quay cánh quạt cao hơn trong quá trình cân bằng, điều này sẽ cho phép độ lệch lớn hơn so với tần số dao động tự nhiên của máy bay ở mức 20 Hz (1200 chu kỳ/phút) được xác định trong quá trình đo.
2.6.2.
Như các thử nghiệm rung động khi bay cho thấy (xem Bảng 2.2 và 2.3), phổ rung động của máy bay Yak-52 bao gồm, ngoài rung động ở tần số quay cánh quạt Vtrang 1, và một số bộ phận quan trọng khác — liên quan đến trục khuỷu hình chữ Vc1, Vc2, Vc3, nhóm piston động cơ và bộ truyền động V của máy nén khí (và/hoặc cảm biến tần số)N.
Ở các chế độ tốc độ 60%, 65% và 70%, các thành phần này có độ lớn tương đương với thành phần mất cân bằng cánh quạt V.trang 1. Do đó, ngay cả khi loại bỏ hoàn toàn rung động do mất cân bằng cánh quạt gây ra, tổng độ rung của máy bay ở các chế độ này cũng chỉ giảm được tối đa khoảng 1,5 lần.
2.6.3.
Độ rung tổng tối đa VΣ Dao động của máy bay Yak-52 được phát hiện ở các chế độ tốc độ 82% (1580 vòng/phút của cánh quạt) và 94% (1830 vòng/phút của cánh quạt). Thành phần chủ đạo của dao động này xuất hiện ở sóng hài bậc 2 của tần số quay trục khuỷu V.c2, Ở tần số lần lượt là 4800 chu kỳ/phút và 5520 chu kỳ/phút, tốc độ đạt giá trị 12,5 mm/giây và 15,8 mm/giây.
Như đã trình bày trong phần 2.5 và 2.2, sự gia tăng đột ngột của thành phần này ở các chế độ đã chỉ định rất có thể không phải do lỗi của cụm piston, mà là do dao động cộng hưởng của động cơ trên bộ giảm xóc. Việc điều chỉnh lực siết của bộ giảm xóc, được thực hiện trong quá trình thử nghiệm, không dẫn đến những thay đổi đáng kể về mức độ rung động.
Tình huống này có thể được coi là một lỗi thiết kế (phương pháp tính toán cấu trúc(của các nhà phát triển máy bay, được thừa nhận trong quá trình lựa chọn hệ thống giá đỡ (treo) động cơ trong thân máy bay.).
2.6.4.
Dữ liệu thu được trong quá trình cân bằng cánh quạt và các thử nghiệm rung động bổ sung cho thấy việc giám sát rung động định kỳ có thể hữu ích cho việc đánh giá chẩn đoán tình trạng kỹ thuật của động cơ máy bay, bao gồm cả việc đánh giá tình trạng của nhóm piston, trục khuỷu, ổ trục động cơ và hệ thống truyền động máy nén khí.
Ví dụ, công việc như vậy có thể được thực hiện bằng cách sử dụng thiết bị "Balanset-1" (hiện đang được sản xuất với tên gọi...). Balanset-1A), trong phần mềm đó chức năng phân tích dao động phổ được tích hợp.
3. Cân bằng cánh quạt MTV-9-KC/CL 260-27 và khảo sát độ rung của máy bay Su-29
3.1. Giới thiệu
Vào ngày 15 tháng 6 năm 2014, công việc cân bằng cánh quạt ba cánh loại MTV-9-KC/CL 260-27, được lắp đặt trên động cơ hàng không M-14P của máy bay nhào lộn Su-29 đã được tiến hành.
Theo dữ liệu do nhà sản xuất (MT-Propeller) cung cấp, cánh quạt nói trên đã được cân bằng tĩnh sơ bộ, bằng chứng là sự hiện diện của một trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt tại nhà máy sản xuất trên cánh quạt ở mặt phẳng 1.
Việc cân bằng cánh quạt, được lắp đặt trực tiếp trên trục đầu ra của hộp số Su-29 (tức là tại vị trí lắp đặt cố định của nó), được thực hiện bằng bộ dụng cụ cân bằng rung động "Balanset-1", số sê-ri 149.
Sơ đồ đo (Hình 3.1) nhìn chung tương tự như sơ đồ được sử dụng cho máy bay Yak-52. Cảm biến rung (gia tốc kế) 1 Được lắp đặt trên vỏ hộp số động cơ bằng cách sử dụng giá đỡ từ tính trên một khung đỡ được thiết kế đặc biệt. Cảm biến góc pha laser 2 Cảm biến cũng được gắn trên vỏ hộp số và hướng về phía vạch phản quang được dán trên một trong các cánh quạt. Tín hiệu tương tự từ các cảm biến được truyền qua cáp đến bộ phận đo của thiết bị "Balanset-1", nơi thực hiện xử lý kỹ thuật số sơ bộ. Sau đó, các tín hiệu ở dạng kỹ thuật số được đưa vào máy tính, nơi phần mềm xử lý và tính toán khối lượng và góc của trọng lượng hiệu chỉnh cần thiết để bù cho sự mất cân bằng của cánh quạt.
Zk — bánh răng chính; Zc — vệ tinh; ZN — bánh răng cố định.
Trước công việc này, và dựa trên kinh nghiệm từ việc cân bằng cánh quạt Yak-52, các nghiên cứu bổ sung đã được tiến hành:
- Xác định tần số dao động tự nhiên của động cơ và cánh quạt Su-29;
- Kiểm tra biên độ và thành phần phổ của độ rung cơ bản trong khoang lái của phi công thứ hai trước khi cân bằng.
3.2. Tần số tự nhiên của dao động động cơ và cánh quạt
Sử dụng cùng phương pháp kích thích tác động với máy phân tích AD-3527, sáu tần số chính đã được xác định trong phổ hệ thống treo động cơ (Hình 3.2): 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.
Các tần số 66 Hz, 88 Hz và 120 Hz có lẽ liên quan trực tiếp đến những đặc điểm riêng của hệ thống giá đỡ (hệ thống treo) động cơ trong thân máy bay. Các tần số 16 Hz và 22 Hz rất có thể liên quan đến dao động tự nhiên của toàn bộ máy bay trên khung gầm của nó. Còn tần số 37 Hz có lẽ liên quan đến tần số dao động tự nhiên của cánh quạt máy bay.
Giả định cuối cùng này được xác nhận bởi kết quả đo tần số dao động tự nhiên của cánh quạt (Hình 3.3), trong đó ba tần số chính đã được xác định: 37 Hz, 100 Hz và 174 Hz.
Việc nắm rõ tần số dao động tự nhiên của hệ thống treo động cơ và cánh quạt của máy bay Su-29 có ý nghĩa thực tiễn rất quan trọng. Thứ nhất, nó cho phép lựa chọn tần số quay cánh quạt một cách hợp lý để cân bằng, đảm bảo độ lệch tối đa so với các cộng hưởng cấu trúc của máy bay. Thứ hai, nó cung cấp cơ sở cần thiết cho việc giải thích và chẩn đoán chính xác các nguyên nhân gây rung động quan sát được ở các chế độ hoạt động khác nhau của động cơ, như sẽ được chứng minh trong các phần tiếp theo của báo cáo này.
3.3. Độ rung cơ bản của cabin trước khi cân bằng
Trước khi thực hiện quy trình cân bằng, các phép đo mức độ rung động cơ bản trong khoang lái của phi công thứ hai trên máy bay Su-29 đã được tiến hành. Tương tự như trường hợp của máy bay Yak-52, độ rung được đo theo phương thẳng đứng bằng máy phân tích phổ cầm tay AD-3527 của hãng A&D (Nhật Bản) trong dải tần từ 5 đến 200 Hz. Các phép đo được thực hiện ở bốn chế độ tốc độ động cơ chính, tương ứng với 60%, 65%, 70% và 82% của tần số quay tối đa của cánh quạt.
Kết quả của các phép đo này được trình bày trong Bảng 3.1.
| # | Tốc độ cánh quạt | Các thành phần của phổ dao động, Tần số (CPM) / Biên độ (mm/giây) |
V.Σ, mm/giây |
||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| % | vòng quay mỗi phút | V.trang 1 | V.N | V.c1 | V.trang 3 | V.c2 | V.trang 4 | V.c3 | V.? | ||
| 1 | 60 | 1150 | 1150 5.4 |
1560 2.6 |
1740 2.0 |
3450 | 3480 4.2 |
6120 2.8 |
8.0 | ||
| 2 | 65 | 1240 | 1240 5.7 |
1700 2.4 |
1890 1.3 |
3720 | 3780 8.6 |
10.6 | |||
| 3 | 70 | 1320 | 1320 2.8 |
1800 2.5 |
2010 0.9 |
3960 | 4020 10.8 |
11.5 | |||
| 4 | 82 | 1580 | 1580 3.2 |
2160 1.5 |
2400 3.0 |
4740 | 4800 8.5 |
9.7 | |||
V.p = sóng hài cánh quạt (bậc 1, 3, 4) V.N = máy nén/cảm biến tần số V.c1, V.c2 = trục khuỷu thứ nhất, thứ hai V? = thành phần chưa xác định. Giá trị trên = tần số (CPM), giá trị dưới = biên độ (mm/giây).
Các thành phần dao động chính xuất hiện ở tần số quay cánh quạt Vtrang 1, trục khuỷu Vc1, bộ truyền động máy nén VN, và sóng hài V của trục khuỷu thứ 2c2 (trong trường hợp cánh quạt ba cánh, điều này cũng có thể trùng với tần số đi qua cánh V)trang 3).
Trong phổ dao động của chế độ 60%, người ta cũng tìm thấy một thành phần không xác định ở tần số 6120 chu kỳ/phút, có thể do hiện tượng cộng hưởng ở tần số xấp xỉ 100 Hz — một trong những tần số tự nhiên của cánh quạt.
Độ rung tổng cộng tối đa (11,5 mm/giây) được tìm thấy ở chế độ 70%. Thành phần chiếm ưu thế ở chế độ này là V.c2 ở tần số 4020 chu kỳ/phút, đạt 10,8 mm/giây. Sự gia tăng đột ngột này ở 70% có thể là do dao động cộng hưởng của hệ thống treo động cơ gần 67 Hz (4020 chu kỳ/phút).
Cần lưu ý rằng, ngoài các kích thích tác động từ nhóm piston, độ rung trong vùng tần số này cũng có thể bị ảnh hưởng bởi các lực khí động học ở tần số đi qua cánh quạt (V).trang 3). Ở chế độ 65% và 82%, có sự gia tăng đáng kể về Vc2 (Vtrang 3Thành phần này cũng được quan sát thấy, và điều này cũng có thể được giải thích bằng dao động cộng hưởng của các bộ phận riêng lẻ của máy bay.
Thành phần mất cân bằng cánh quạt Vtrang 1 Tốc độ dao động từ 2,4 đến 5,7 mm/giây trên các chế độ trước khi cân bằng, nhìn chung thấp hơn V.c2 ở các chế độ tương ứng. Sự khác biệt giữa các chế độ không chỉ được xác định bởi chất lượng cân bằng mà còn bởi mức độ lệch tần số so với tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay.
3.4. Kết quả cân bằng
Việc cân bằng cánh quạt được thực hiện trên một mặt phẳng với tần số quay 1350 vòng/phút, sử dụng hai lần đo (phương pháp cổ điển về hệ số ảnh hưởng). Toàn bộ quy trình cân bằng được trình bày trong... Phụ lục 1.
Quy trình cân bằng bao gồm các thao tác sau:
- Trong lần chạy đầu tiên (trạng thái ban đầu), biên độ và pha của dao động ở tần số quay của cánh quạt đã được xác định.
- Trong lần chạy thứ hai, biên độ và pha dao động được xác định sau khi lắp một khối lượng thử nghiệm có trọng lượng đã biết lên cánh quạt.
- Dựa trên các kết quả đo này, phần mềm đã tính toán khối lượng và góc lắp đặt của trọng lượng hiệu chỉnh ở mặt phẳng 1, cần thiết để bù lại sự mất cân bằng của cánh quạt.
Kết quả: Sau khi lắp đặt trọng lượng hiệu chỉnh của 40,9 g, độ rung giảm từ 6,7 mm/giây ĐẾN 1,5 mm/giây. Ở các chế độ tốc độ khác, độ rung liên quan đến sự mất cân bằng cánh quạt vẫn nằm trong giới hạn cho phép. 1–2,5 mm/giây.
Việc kiểm tra chất lượng cân bằng trong chuyến bay không được thực hiện do cánh quạt bị hư hỏng ngoài ý muốn trong một chuyến bay huấn luyện.
Sai lệch đáng kể so với cân bằng tiêu chuẩn của nhà máy. Cần lưu ý rằng kết quả thu được trong quá trình cân bằng tại hiện trường khác biệt đáng kể so với kết quả cân bằng được thực hiện tại nhà máy sản xuất:
- Sau khi cân bằng tại chỗ lắp đặt cố định (trên trục đầu ra của hộp số Su-29), độ rung ở tần số quay của cánh quạt đã giảm hơn 4 lần so với trạng thái ban đầu (tức là so với trạng thái cân bằng tại nhà máy);
- Trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt trong quá trình cân bằng tại hiện trường đã bị dịch chuyển khoảng 130° so với trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt tại nhà máy sản xuất (MT-Propeller).
Trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt tại nhà máy sản xuất là không bị xóa từ cánh quạt trong quá trình cân bằng từ trường bổ sung.
Nguyên nhân của sự chênh lệch đã nêu có thể là:
- sai sót của hệ thống đo lường của giá cân tại nhà máy sản xuất (lý do này có vẻ là ít khả năng xảy ra nhất);
- Các sai sót hình học (sự không chính xác) của các bề mặt lắp đặt của trục chính của máy cân bằng tại nhà máy sản xuất, gây ra hiện tượng lệch tâm hướng tâm của cánh quạt trên trục chính;
- Các sai sót về hình học (sự không chính xác) của các bề mặt lắp đặt của trục đầu ra hộp số trên máy bay Su-29, gây ra hiện tượng lệch tâm hướng tâm của cánh quạt khi được lắp đặt trên trục hộp số.
3.5. Kết luận
3.5.1.
Việc cân bằng cánh quạt của máy bay Su-29 trên một mặt phẳng với tần số quay cánh quạt là 1350 vòng/phút (70%) đã giúp giảm độ rung ở tần số quay cánh quạt từ 6,7 mm/giây ở trạng thái ban đầu xuống còn 1,5 mm/giây sau khi cân bằng. Độ rung liên quan đến sự mất cân bằng cánh quạt ở các chế độ tốc độ khác của động cơ cũng giảm đáng kể và duy trì trong khoảng 1–2,5 mm/giây.
3.5.2.
Để làm rõ nguyên nhân dẫn đến kết quả cân bằng cánh quạt không đạt yêu cầu tại nhà máy sản xuất (MT-Propeller), cần phải kiểm tra độ lệch tâm hướng tâm của cánh quạt trên trục đầu ra của hộp số động cơ máy bay Su-29.
Phụ lục 1: Quy trình cân bằng
GIAO THỨC CÂN BẰNG
Cánh quạt MTV-9-K-C/CL 260-27 của máy bay nhào lộn Su-29
1. Khách hàng: VD Chvokov
2. Địa điểm lắp đặt: Trục đầu ra của hộp số Su-29
3. Loại cánh quạt: MTV-9-KC/CL 260-27
4. Phương pháp cân bằng: Lắp ráp tại chỗ (theo hướng riêng), một mặt phẳng
5. Cân bằng tốc độ quay (RPM): 1350
6. Thiết bị cân bằng: ""Balanset-1", số sê-ri. 149, Vibromera
7. Các tiêu chuẩn được sử dụng: ISO 1940-1 — Yêu cầu chất lượng cân bằng cho rôto cứng.
8. Ngày: 15.06.2014
9. Tóm tắt kết quả cân đối kế toán:
| # | Đo lường | Độ rung, mm/giây | Mất cân bằng, g·mm |
|---|---|---|---|
| 1 | Trước khi cân bằng * | 6.7 | 6135 |
| 2 | Sau khi cân bằng | 1.5 | 1350 |
| Dung sai ISO 1940 cho loại G là 6.3 | 1500 | ||
* Việc cân bằng được thực hiện với trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt sẵn từ nhà máy vẫn còn trên cánh quạt.
10. Kết quả:
10.1. Sau khi cân bằng cánh quạt trên trục đầu ra hộp số Su-29, độ rung dư (mất cân bằng) đã giảm hơn 4 lần so với trạng thái ban đầu.
10.2. Các thông số trọng lượng hiệu chỉnh (khối lượng, góc) khác biệt đáng kể so với các thông số do nhà sản xuất (MT-Propeller) lắp đặt. Một trọng lượng hiệu chỉnh bổ sung 40,9 g đã được lắp đặt, dịch chuyển 130° so với trọng lượng ban đầu của nhà máy. Trọng lượng ban đầu của nhà máy không được tháo ra.
Để xác định nguyên nhân cụ thể, cần phải:
- Kiểm tra hệ thống đo lường và độ chính xác hình học của cụm trục chính trên máy cân bằng của nhà sản xuất;
- Kiểm tra độ lệch tâm hướng tâm của cánh quạt trên trục đầu ra hộp số Su-29.
Người thi hành:
Chuyên gia trưởng, Vibromera
VD Feldman
Những câu hỏi thường gặp
Cân bằng cánh quạt tại hiện trường là gì và tại sao nó lại quan trọng?
Việc cân bằng cánh quạt tại hiện trường được thực hiện khi cánh quạt vẫn được lắp đặt trên máy bay và đang hoạt động ở tốc độ bình thường. Khác với việc cân bằng tĩnh tại nhà máy (thực hiện ngoài máy bay), phương pháp này tính đến các điều kiện lắp đặt thực tế: dung sai hộp số, hình dạng lắp đặt và toàn bộ hệ thống động lực của máy bay. Trong trường hợp máy bay Su-29 của chúng tôi, trọng lượng hiệu chỉnh cần thiết tại hiện trường đã được dịch chuyển 130° so với trọng lượng lắp đặt tại nhà máy — điều này cho thấy rằng chỉ cân bằng tại nhà máy thôi có thể không đủ để đạt được kết quả tối ưu.
Cần những thiết bị gì để cân bằng cánh quạt máy bay?
Bộ cân bằng Balanset-1A bao gồm một cảm biến rung (gia tốc kế), một cảm biến góc pha laser (máy đo tốc độ quay), một bộ giao diện USB để xử lý tín hiệu số và một máy tính chạy phần mềm cân bằng. Các cảm biến được gắn vào vỏ hộp số động cơ bằng giá đỡ và khung từ tính. Một vạch băng phản quang trên một cánh quạt đóng vai trò là điểm tham chiếu pha.
Tốc độ quay cân bằng (PR) được lựa chọn như thế nào?
Tần số quay để cân bằng phải tạo ra độ lệch tối đa so với tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay (hệ thống treo động cơ, cánh quạt, thân máy bay trên khung gầm). Ngoài ra, tốc độ quay được chọn phải cho kết quả đo độ rung ổn định về biên độ và pha giữa các lần chạy. Đối với Yak-52, tốc độ 1150 vòng/phút (60%) đã được chọn; đối với Su-29, tốc độ 1350 vòng/phút (70%).
Mức độ rung động nào được coi là chấp nhận được sau khi cân bằng?
Theo tiêu chuẩn ISO 1940 cho hạng G 6.3, độ mất cân bằng dư không được vượt quá 1500 g·mm. Trên thực tế, kết quả tốt đạt được khi độ rung dưới 2,5 mm/giây RMS ở tần số quay của cánh quạt. Trên máy bay Su-29, việc cân bằng đạt được ở mức 1,5 mm/giây với độ mất cân bằng dư 1350 g·mm — nằm trong giới hạn cho phép của tiêu chuẩn ISO.
Liệu việc cân bằng cánh quạt có thể loại bỏ hoàn toàn rung động của máy bay?
Không. Phổ dao động của máy bay piston bao gồm các thành phần từ trục khuỷu, nhóm piston, bộ truyền động máy nén khí và các cộng hưởng kết cấu. Phân tích Yak-52 của chúng tôi cho thấy ngay cả khi loại bỏ hoàn toàn sự mất cân bằng cánh quạt cũng chỉ giảm tổng độ rung tối đa khoảng 1,5 lần ở hầu hết các chế độ hoạt động. Ở các chế độ 82% và 94%, hài bậc 2 của trục khuỷu chiếm ưu thế trong tổng độ rung với hệ số từ 3 đến 7 so với thành phần cánh quạt.
Cánh quạt máy bay cần được cân bằng bao lâu một lần?
Cần cân bằng cánh quạt trong các đợt kiểm tra lớn, sau khi sửa chữa hoặc hư hỏng, và bất cứ khi nào phát hiện rung động quá mức. Máy bay nhào lộn có thể cần cân bằng thường xuyên hơn do tải trọng ứng suất cao hơn. Việc giám sát rung động định kỳ bằng phân tích phổ (có sẵn trong phần mềm Balanset-1A) cũng có thể được sử dụng như một công cụ chẩn đoán để đánh giá tình trạng động cơ.
Có những mẫu Balanset nào phù hợp cho việc cân bằng cánh quạt?
Vibromera cung cấp một số mẫu máy phù hợp cho việc cân bằng cánh quạt và rôto: Balanset-1A (€1.975) là hệ thống di động hai kênh được sử dụng trong nghiên cứu này; Balanset-1A OEM (€1,735) là phiên bản sẵn sàng tích hợp dành cho xưởng và tổ chức bảo trì; còn Balanset-4 (€6.803) là hệ thống bốn kênh dành cho các tác vụ cân bằng đa mặt phẳng phức tạp. Tất cả các mẫu đều bao gồm khả năng phân tích rung động phổ và được cung cấp kèm theo cảm biến rung động, máy đo tốc độ laser, phần cứng gắn từ tính và phần mềm PC.
Vibromera có cung cấp dịch vụ cân bằng cánh quạt tại chỗ không?
Vâng. Ngoài việc sản xuất và bán thiết bị cân bằng, Vibromera còn cung cấp dịch vụ cân bằng tại chỗ cho máy móc quay. Đối với các tổ chức không cần thiết bị cân bằng riêng hoặc đối với các nhiệm vụ phức tạp chỉ thực hiện một lần, các chuyên gia của Vibromera có thể thực hiện cân bằng động tại chỗ bằng cách sử dụng cùng thiết bị Balanset được mô tả trong báo cáo này. Các yêu cầu dịch vụ có thể được gửi qua... trang liên hệ.
