Chuyên gia trưởng VD Feldman
1. Thay vì lời nói đầu
Hai năm rưỡi trước, doanh nghiệp của chúng tôi bắt đầu sản xuất hàng loạt thiết bị “Balanset 1”, được thiết kế để cân bằng các cơ cấu quay trong vòng bi của chính họ.
Cho đến nay, hơn 180 bộ đã được sản xuất, được sử dụng hiệu quả trong các ngành công nghiệp khác nhau, bao gồm sản xuất và vận hành quạt, máy thổi, động cơ điện, trục máy, máy bơm, máy nghiền, máy tách, máy ly tâm, cardan và trục khuỷu, và các cơ chế khác. .
Thời gian gần đây, doanh nghiệp chúng tôi nhận được rất nhiều thắc mắc của các tổ chức, cá nhân về khả năng sử dụng thiết bị của chúng tôi để cân bằng cánh quạt máy bay, cánh quạt trực thăng trong điều kiện thực địa.
Thật không may, các chuyên gia của chúng tôi, với nhiều năm kinh nghiệm trong việc cân bằng các loại máy khác nhau, trước đây chưa bao giờ giải quyết vấn đề này. Do đó, lời khuyên và khuyến nghị mà chúng tôi có thể cung cấp cho khách hàng của mình rất chung chung và không phải lúc nào cũng cho phép họ giải quyết vấn đề trước mắt một cách hiệu quả.
Tình trạng này bắt đầu được cải thiện vào mùa xuân năm nay. Điều này là do vị trí tích cực của VD Chvokov, người đã tổ chức và tham gia tích cực cùng chúng tôi trong công việc cân bằng cánh quạt của máy bay Yak-52 và Su-29 do ông điều khiển.
Hình 1.1. Máy bay Yak-52 trên sân bay
Hình 1.2. Máy bay Su-29 trong bãi đỗ
2. Kết quả khảo sát cân bằng cánh quạt và độ rung của máy bay nhào lộn trên không Yak-52
2.1. Giới thiệu
Trong tháng 5 - tháng 7 năm 2014, công việc đã được thực hiện 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 cánh của nó.
Việc cân bằng được thực hiện trên một mặt phẳng bằng bộ cân bằng “Balanset 1”, số sê-ri 149.
Sơ đồ đo được sử dụng trong quá trình cân bằng được thể hiện trong Hình 2.1.
Trong quá trình cân bằng, cảm biến rung (gia tốc kế) 1 đã được lắp trên nắp trước của hộp số động cơ bằng nam châm trên một giá đỡ đặc biệt.
Cảm biến góc pha laser 2 cũng được lắp trên nắp hộp số và hướng về dấu phản chiếu áp dụng cho 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 chúng được xử lý trước bằng kỹ thuật số.
Sau đó, những tín hiệu này ở dạng kỹ thuật số được gửi đến máy tính, nơi phần mềm xử lý các tín hiệu này và tính toán khối lượng cũng như góc của trọng lượng hiệu chỉnh cần thiết để bù đắp cho sự mất cân bằng trên cánh quạt.
2.2. Trong quá trình thực hiện công việc này, một số kỹ năng nhất định đã được học và công nghệ cân bằng cánh quạt máy bay trong điều kiện hiện trường sử dụng thiết bị “Balanset 1” đã được phát triển, bao gồm:
- Xác định vị trí và phương pháp lắp đặt (gắn) cảm biến rung, góc pha trên đối tượng;
- Xác định tần số cộng hưởng của một số bộ phận kết cấu của máy bay (hệ thống treo động cơ, cánh quạt);
- Xác định tần số quay của động cơ (các chế độ vận hành) đảm bảo sự mất cân bằng dư lượng ở mức tối thiểu trong quá trình cân bằng;
- Thiết lập dung sai cho sự mất cân bằng dư của chân vịt, v.v.
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 biên soạn dựa trên kết quả của các công trình này.
Trong đó, ngoài kết quả cân bằng, còn cung cấp dữ liệu khảo sát độ rung của máy bay Yak-52 và Su-29 thu được trong quá trình thử nghiệm trên mặt đất và bay.
Những dữ liệu này có thể được cả phi công máy bay và các chuyên gia liên quan đến việc bảo trì quan tâm.
Hình 2.1. Sơ đồ đo cân bằng cánh quạt máy bay Yak-52.
Zk - bánh răng chính của hộp số;
Zs – hộp số vệ tinh;
Zn – bánh răng cố định của hộp số.
Trong quá trình thực hiện công việc này, dựa trên kinh nghiệm thu được trong việc cân bằng cánh quạt của máy bay Su-29 và Yak-52, một số nghiên cứu bổ sung đã được tiến hành, bao gồm:
- Xác định tần số dao động tự nhiên của động cơ và cánh quạt máy bay Yak-52;
- Kiểm tra cường độ và thành phần quang phổ các rung động trong cabin của phi công thứ hai trong quá trình bay sau khi cân bằng cánh quạt;
- Kiểm tra cường độ và thành phần quang phổ rung động trong cabin của phi công thứ hai trong quá trình bay sau khi cánh quạt cân bằng và điều chỉnh lực siết của bộ giảm xóc động cơ.
2.2. Kết quả nghiên cứu tần số riêng của dao động của động cơ và chân vịt
Tần số dao động tự nhiên của động cơ được gắn trên bộ giảm chấn trong thân máy bay được xác định bằng máy phân tích phổ AD-3527 của hãng A&D (Nhật Bản) thông qua kích thích tác động lên dao động của động cơ.
Trong phổ dao động tự nhiên của hệ thống treo động cơ máy bay Yak-52, ví dụ được trình bày trên Hình 2.2, có 4 tần số chính được xác định: 20 Hz, 74 Hz, 94 Hz, 120 Hz.
Hình 2.2. Phổ tần số tự nhiên của hệ thống treo động cơ máy bay Yak-52.
Các tần số 74 Hz, 94 Hz và 120 Hz có thể liên quan đến các đặc điểm của việc lắp động cơ (hệ thống treo) vào thân máy bay.
Tần số 20 Hz rất có thể liên quan đến dao động tự nhiên của máy bay trên khung máy bay.
Tần số riêng của các cánh chân vịt cũng được xác định bằng phương pháp kích thích va đập.
Trong trường hợp này, bốn tần số chính được xác định: 36 Hz, 80 Hz, 104 Hz và 134 Hz.
Dữ liệu về tần số tự nhiên của dao động của cánh quạt và động cơ máy bay Yak-52 có thể đặc biệt quan trọng khi chọn tần số quay của cánh quạt được sử dụng trong quá trình cân bằng. Điều kiện chính để lựa chọn tần số này là đảm bảo nó có thể tách khỏi tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay ở mức tối đa có thể.
Ngoài ra, việc biết tần số tự nhiên của từng bộ phận và bộ phận riêng lẻ của máy bay có thể hữu ích trong việc xác định nguyên nhân gây ra sự gia tăng mạnh (trong trường hợp cộng hưởng) trong một số thành phần nhất định của phổ rung động ở các chế độ tốc độ động cơ khác nhau.
2.3. Cân bằng kết quả
Như đã lưu ý ở trên, việc cân bằng chân vịt được thực hiện trên một mặt phẳng, dẫn đến việc bù đắp sự mất cân bằng lực của chân vịt một cách linh hoạt.
Việc thực hiện cân bằng động trong hai mặt phẳng, cho phép bù lại sự mất cân bằng cả lực và mô men của cánh quạt, là không khả thi, vì thiết kế cánh quạt lắp trên máy bay Yak-52 chỉ cho phép hình thành một mặt phẳng điều chỉnh.
Việc cân bằng cánh quạt được thực hiện ở tần số quay 1150 vòng/phút (60%), tại đó có thể thu được kết quả đo rung động ổn định nhất về biên độ và pha từ đầu đến cuối.
Việc cân bằng cánh quạt tuân theo sơ đồ “hai lần” cổ điển.
Trong lần chạy đầu tiên, biên độ và pha dao động ở tần số quay của cánh quạt ở trạng thái ban đầu đã được xác định.
Trong lần chạy thứ hai, biên độ và pha dao động ở tần số quay của chân vịt sau khi lắp khối lượng thử nghiệm 7 g lên chân vịt đã được xác định.
Dựa trên những dữ liệu này, khối lượng M = 19,5 g và góc lắp đặt quả nặng hiệu chỉnh F = 32° được tính toán bằng phần mềm.
Do đặc điểm thiết kế của chân vịt không cho phép lắp vật nặng hiệu chỉnh theo góc yêu cầu nên hai vật nặng tương đương đã được lắp đặt trên chân vịt:
- Trọng lượng M1 = 14 g ở góc F1 = 0°;
- Trọng lượng M2 = 8,3 g ở góc F2 = 60°.
Sau khi lắp các quả nặng hiệu chỉnh theo quy định lên cánh quạt, độ rung đo được ở tần số quay 1150 vòng/phút và liên quan đến sự mất cân bằng của cánh quạt giảm từ 10,2 mm/giây ở trạng thái ban đầu xuống còn 4,2 mm/giây sau khi cân bằng.
Trong trường hợp này, độ mất cân bằng thực tế của cánh quạt giảm từ 2340 g*mm xuống 963 g*mm.
2.4. Kiểm tra ảnh hưởng của kết quả cân bằng đến mức độ rung của máy bay Yak-52 trên mặt đất ở các tần số quay cánh quạt khác
Kết quả kiểm tra độ rung của máy bay Yak-52 thực hiện ở các chế độ vận hành động cơ khác thu được trong quá trình thử nghiệm trên mặt đất được trình bày trong Bảng 2.1.
Có thể thấy từ bảng, việc cân bằng được thực hiện đã ảnh hưởng tích cực đến độ rung của máy bay Yak-52 ở tất cả các chế độ hoạt động của nó.
Bảng 2.1.
| № | Tần số quay, % | Tần số quay cánh quạt, vòng/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 |
Kết quả kiểm tra độ rung bổ sung
2.5. Kiểm tra độ rung của máy bay Yak-52 trên không ở các chế độ bay chính trước và sau khi điều chỉnh độ căng của bộ giảm xóc
Hơn nữa, trong quá trình thử nghiệm trên mặt đất, độ rung của máy bay giảm đáng kể được xác định là do tần số quay cánh quạt của nó tăng lên.
Điều này có thể được giải thích bằng mức độ lệch lớn hơn của tần số quay của cánh quạt so với tần số dao động tự nhiên của máy bay trên khung máy bay (có lẽ là 20 Hz), xảy ra khi tần số quay của cánh quạt tăng lên.
Ngoài các thử nghiệm rung động được tiến hành sau khi cánh quạt cân bằng trên mặt đất (xem phần 2.3), các phép đo rung động của máy bay Yak-52 đang bay cũng được thực hiện.
Độ rung trong chuyến bay được đo trong cabin của phi công thứ hai theo phương thẳng đứng bằng máy phân tích phổ rung động cầm tay model AD-3527 của A&D (Nhật Bản) ở dải tần từ 5 đến 200 (500) Hz.
Các phép đo được thực hiện ở năm chế độ tốc độ động cơ chính, lần lượt bằng 60%, 65%, 70% và 82% của tần số quay tối đa của nó.
Kết quả đo trước khi hiệu chỉnh giảm xóc được trình bày ở Bảng 2.2.
Bảng 2.2.
Thành phần phổ rung
| № | Tần số quay cánh quạt, % | Tần số quay cánh quạt, vòng/phút | V.в1 (Hz) | Biên độ Vв1 (mm/giây) | V.н (Hz) | Biên độ Vн (mm/giây) | V.к1 (Hz) | Biên độ Vк1 (mm/giây) | V.в2 (Hz) | Biên độ Vв2 (mm/giây) | V.к2 (Hz) | Biên độ Vк2 (mm/giây) | V.в4 (Hz) | Biên độ Vв4 (mm/giây) | V.к3 (Hz) | Biên độ Vк3 (mm/giây) | V.в5 (Hz) | Biên độ Vв5 (mm/giây) | V.∑ (mm/giây) |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 |
Ví dụ, Hình 2.3 và Hình 2.4 thể hiện đồ thị phổ thu được khi đo độ rung trong cabin máy bay Yak-52 ở chế độ 60% và 94% dùng để điền vào Bảng 2.2.
Hình 2.3. Phổ rung động trong cabin máy bay Yak-52 ở chế độ 60%.
Hình 2.4. Phổ rung động trong cabin máy bay Yak-52 ở chế độ 94%.
Như được thấy trong Bảng 2.2, các thành phần chính của rung động đo được trong cabin của phi công thứ hai xuất hiện ở tần số quay của cánh quạt Vв1 (đánh dấu màu vàng), trục khuỷu động cơ Vк1 (được đánh dấu màu xanh lam) và bộ dẫn động máy nén khí (và/hoặc cảm biến tần số) Vн (được đánh dấu bằng màu xanh lá cây), cũng như ở các sóng hài cao hơn Vв2, Vв4, Vв5và Vк2, Vк3.
Tổng rung động tối đa V∑ được tìm thấy ở chế độ tốc độ 82% (1580 vòng/phút của cánh quạt) và 94% (1830 vòng/phút).
Thành phần chính của dao động này xuất hiện ở sóng hài bậc 2 của trục khuỷu động cơ có tần số V.к2 và lần lượt đạt giá trị 12,5 mm/giây ở tần số 4800 chu kỳ/phút và 15,8 mm/giây ở tần số 5520 chu kỳ/phút.
Có thể giả định rằng thành phần này có liên quan đến hoạt động của nhóm pít-tông của động cơ (các quá trình va chạm xảy ra trong quá trình chuyển động kép của các pít-tông trên một vòng quay trục khuỷu).
Sự tăng mạnh của thành phần này ở chế độ 82% (danh nghĩa đầu tiên) và 94% (cất cánh) rất có thể không phải do khuyết tật ở nhóm piston mà do dao động cộng hưởng của động cơ gắn trên thân máy bay trên bộ giảm xóc.
Kết luận này được xác nhận bằng các kết quả thực nghiệm đã thảo luận trước đó về việc kiểm tra tần số tự nhiên của dao động của hệ thống treo động cơ, trong phổ tần số có 74 Hz (4440 chu kỳ/phút), 94 Hz (5640 chu kỳ/phút) và 120 Hz ( 7200 chu kỳ/phút).
Hai trong số các tần số tự nhiên này, 74 Hz và 94 Hz, gần với tần số hài bậc 2 của chuyển động quay của trục khuỷu, xảy ra ở chế độ danh nghĩa và chế độ cất cánh đầu tiên của động cơ.
Do các rung động đáng kể ở điều hòa trục khuỷu thứ 2 được phát hiện trong quá trình thử nghiệm độ rung ở chế độ danh nghĩa và chế độ cất cánh đầu tiên của động cơ, việc kiểm tra và điều chỉnh lực siết của bộ giảm xóc treo động cơ đã được thực hiện.
Kết quả thử nghiệm so sánh thu được trước và sau khi hiệu chỉnh giảm xóc đối với tần số quay chân vịt (Vв1) và điều hòa bậc 2 của tần số quay trục khuỷu (Vк2) được trình bày trong Bảng 2.3.
Bảng 2.3.
| № | Tần số quay cánh quạt, % | Tần số quay cánh quạt, vòng/phút | V.в1 (Trước) | V.в1 (Sau đó) | V.к2 (Trước) | V.к2 (Sau đó) |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 |
Như được thấy trong Bảng 2.3, việc điều chỉnh bộ giảm xóc không dẫn đến những thay đổi đáng kể trong các bộ phận rung động chính của máy bay.
Cũng cần lưu ý rằng biên độ của thành phần phổ liên quan đến sự mất cân bằng chân vịt Vв1, được phát hiện ở chế độ 82% và 94% (xem Bảng 1.2 và 1.3), tương ứng thấp hơn biên độ V từ 3-7 lầnк2, hiện diện trong các chế độ này.
Ở các chế độ bay khác, thành phần Vв1 dao động từ 2,8 đến 4,4 mm/giây.
Hơn nữa, như được thấy trong Bảng 2.2 và 2.3, những thay đổi của nó khi chuyển từ chế độ này sang chế độ khác chủ yếu được xác định không phải bởi chất lượng cân bằng mà bởi mức độ lệch của tần số quay chân vịt so với tần số tự nhiên của các bộ phận kết cấu khác nhau của phi cơ.
2.6. Kết luận từ kết quả công việc
2.6.1.
Việc cân bằng cánh quạt máy bay Yak-52 được tiến hành ở tần số quay cánh quạt là 1150 vòng/phút (60%), cho phép giảm độ rung của cánh quạt từ 10,2 mm/giây xuống còn 4,2 mm/giây.
Với kinh nghiệm thu được trong quá trình cân bằng cánh quạt máy bay Yak-52 và Su-29 bằng thiết bị “Balanset-1”, có thể giả định rằng có khả năng giảm hơn nữa mức độ rung của cánh quạt máy bay Yak-52.
Đặc biệt, điều này có thể đạt được bằng cách chọn tần số quay cánh quạt khác (cao hơn) trong quá trình cân bằng của nó, cho phép độ lệch lớn hơn so với tần số dao động tự nhiên của máy bay là 20 Hz (1200 chu kỳ/phút), được xác định trong quá trình thử nghiệm.
2.6.2.
Như kết quả kiểm tra độ rung của máy bay Yak-52 khi bay cho thấy, quang phổ rung động của nó (ngoài thành phần nói trên xuất hiện ở tần số quay cánh quạt) còn chứa một số thành phần khác liên quan đến hoạt động của trục khuỷu, nhóm piston của động cơ. , cũng như bộ dẫn động máy nén khí (và/hoặc cảm biến tần số).
Độ lớn của các rung động này ở các chế độ 60%, 65% và 70% có thể so sánh với độ lớn của độ rung liên quan đến sự mất cân bằng của cánh quạt.
Phân tích về những rung động này cho thấy rằng ngay cả việc loại bỏ hoàn toàn rung động do mất cân bằng cánh quạt cũng sẽ làm giảm tổng độ rung của máy bay ở các chế độ này không quá 1,5 lần.
2.6.3.
Tổng rung động tối đa V∑ của máy bay Yak-52 được tìm thấy ở chế độ tốc độ 82% (1580 vòng/phút của cánh quạt) và 94% (1830 vòng/phút của cánh quạt).
Thành phần chính của dao động này xuất hiện ở sóng hài bậc 2 của trục khuỷu động cơ có tần số V.к2 (ở tần số 4800 chu kỳ/phút hoặc 5520 chu kỳ/phút), trong đó nó đạt giá trị tương ứng là 12,5 mm/giây và 15,8 mm/giây.
Có thể giả định một cách hợp lý rằng thành phần này có liên quan đến hoạt động của nhóm pít-tông của động cơ (các quá trình va chạm xảy ra trong quá trình chuyển động kép của các pít-tông trên một vòng quay trục khuỷu).
Sự tăng mạnh của thành phần này ở chế độ 82% (danh nghĩa đầu tiên) và 94% (cất cánh) rất có thể không phải do khuyết tật ở nhóm pít-tông mà do dao động cộng hưởng của động cơ gắn trên thân máy bay trên bộ giảm xóc.
Việc điều chỉnh bộ giảm xóc được thực hiện trong quá trình thử nghiệm không dẫn đến những thay đổi đáng kể về độ rung.
Tình huống này có lẽ có thể được coi là sự giám sát thiết kế của các nhà phát triển máy bay khi lựa chọn hệ thống lắp động cơ (hệ thống treo) trong thân máy bay.
2.6.4.
Dữ liệu thu được trong quá trình kiểm tra độ cân bằng và độ rung bổ sung (xem kết quả kiểm tra chuyến bay ở phần 2.5) cho phép kết luận rằng việc theo dõi độ rung định kỳ có thể hữu ích cho việc đánh giá chẩn đoán tình trạng kỹ thuật của động cơ máy bay.
Công việc như vậy có thể được thực hiện, ví dụ, bằng cách sử dụng thiết bị “Balanset-1”, trong đó phần mềm thực hiện chức năng phân tích rung động quang phổ.
3. Kết quả cân bằng cánh quạt MTV-9-KC/CL 260-27 và khảo sát độ rung của máy bay nhào lộn trên không Su-29
3.1. Giới thiệu
Ngày 15/6/2014, việc cân bằng cánh quạt ba cánh MTV-9-KC/CL 260-27 của động cơ hàng không M-14P của máy bay nhào lộn trên không Su-29 đã được tiến hành.
Theo nhà sản xuất, cánh quạt đã được cân bằng tĩnh sơ bộ, bằng chứng là có sự hiện diện của trọng lượng hiệu chỉnh trong mặt phẳng 1, được lắp đặt tại nhà máy sản xuất.
Việc cân bằng cánh quạt được lắp trực tiếp trên máy bay Su-29 được thực hiện bằng bộ cân bằng rung “Balanset-1”, số sê-ri 149.
Sơ đồ đo được sử dụng trong quá trình cân bằng được thể hiện trong Hình 3.1.
Trong quá trình cân bằng, cảm biến rung (gia tốc kế) 1 được gắn trên vỏ hộp số động cơ bằng nam châm trên một giá đỡ đặc biệt.
Cảm biến góc pha laser 2 cũng được gắn trên vỏ hộp số và hướng về dấu phản chiếu áp dụng cho 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 chúng được xử lý trước bằng kỹ thuật số.
Sau đó, các tín hiệu này được gửi ở dạng kỹ thuật số đến máy tính, nơi tiến hành xử lý phần mềm các tín hiệu này và tính toán khối lượng cũng như góc của trọng lượng hiệu chỉnh cần thiết để bù cho sự mất cân bằng của cánh quạt.
Hình 3.1. Sơ đồ đo cân bằng cánh quạt máy bay Su-29.
Zk – bánh răng chính của hộp số có 75 răng;
Zc – hộp số vệ tinh với số lượng 6 chiếc, mỗi chiếc 18 răng;
ZN – Bánh răng cố định của hộp số có 39 răng.
Trước khi tiến hành công việc này, dựa trên kinh nghiệm thu được từ việc cân bằng cánh quạt máy bay Yak-52, một số nghiên cứu bổ sung đã được thực hiện, bao gồm:
- Xác định tần số dao động tự nhiên của động cơ máy bay Su-29 và cánh quạt;
- Kiểm tra cường độ và thành phần quang phổ của rung động ban đầu trong cabin của phi công thứ hai trước khi cân bằng.
3.2. Kết quả nghiên cứu tần số tự nhiên của dao động động cơ và cánh quạt
Tần số dao động tự nhiên của động cơ được gắn trên bộ giảm chấn trong thân máy bay được xác định bằng máy phân tích phổ AD-3527 của hãng A&D (Nhật Bản) thông qua kích thích tác động lên dao động của động cơ.
Trong phổ dao động tự nhiên của hệ thống treo động cơ (xem hình 3.2), xác định được 6 tần số chính: 16 Hz, 22 Hz, 37 Hz, 66 Hz, 88 Hz, 120 Hz.
Trong đó, giả định rằng các tần số 66 Hz, 88 Hz và 120 Hz có liên quan trực tiếp đến đặc điểm lắp động cơ (hệ thống treo) vào thân máy bay.
Tần số 16 Hz và 22 Hz rất có thể liên quan đến dao động tự nhiên của máy bay trên khung máy bay.
Tần số 37 Hz có lẽ liên quan đến tần số dao động tự nhiên của cánh quạt máy bay.
Giả định này được khẳng định bằng kết quả kiểm tra tần số riêng của dao động chân vịt, cũng thu được bằng phương pháp kích thích va đập.
Trong phổ dao động tự nhiên của cánh quạt (xem hình 3.3), xác định được 3 tần số chính là 37 Hz, 100 Hz và 174 Hz.
Dữ liệu về tần số tự nhiên của cánh quạt và dao động động cơ của máy bay Su-29 có thể đặc biệt quan trọng khi lựa chọn tần số quay cánh quạt được sử dụng trong quá trình cân bằng. Điều kiện chính để lựa chọn tần số này là đảm bảo nó có thể tách khỏi tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc máy bay ở mức tối đa có thể.
Hơn nữa, việc biết tần số tự nhiên của từng bộ phận và bộ phận riêng lẻ của máy bay có thể hữu ích cho việc xác định nguyên nhân gây ra sự gia tăng mạnh (trong trường hợp cộng hưởng) trong một số thành phần nhất định của phổ rung động ở các chế độ tốc độ động cơ khác nhau.
3.3. Kiểm tra độ rung trong cabin phi công thứ hai của máy bay Su-29 trên mặt đất trước khi cân bằng
Độ rung ban đầu của máy bay Su-29 được xác định trước khi cân bằng cánh quạt được đo trong cabin của phi công thứ hai theo phương thẳng đứng bằng máy phân tích phổ rung động cầm tay model 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, lần lượt bằng 60%, 65%, 70% và 82% của tần số quay tối đa của nó.
Kết quả thu được được trình bày ở bảng 3.1.
Theo bảng 2.1, các thành phần chính của dao động xuất hiện ở tần số quay chân vịt Vв1, trục khuỷu động cơ Vк1và bộ dẫn động máy nén khí (và/hoặc cảm biến tần số) Vн, cũng như tại sóng hài bậc 2 của trục khuỷu Vк2 và có thể là sóng hài thứ 3 (cánh quạt) của chân vịt Vв3, có tần số gần với sóng hài bậc hai của trục khuỷu.
Bảng 3.1.
| № | Tần số quay cánh quạt, % | Tần số quay cánh quạt, vòng/phút | V.в1 | V.н | V.к1 | V.в3 | V.к2 | V.в4 | V.к3 | V? | V.∑, mm/giây |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 |
Hơn nữa, trong phổ rung ở chế độ tốc độ 60%, phát hiện thành phần không xác định có phổ được tính toán ở tần số 6120 chu kỳ/phút, có thể do cộng hưởng ở tần số khoảng 100 Hz của một trong các bộ phận cấu trúc của máy bay. . Một phần tử như vậy có thể là cánh quạt, một trong những tần số tự nhiên của nó là 100 Hz.
Tổng rung động tối đa của máy bay V∑, đạt 11,5 mm/giây, được tìm thấy ở chế độ tốc độ 70%.
Thành phần chính của dao động tổng ở chế độ này xuất hiện ở sóng hài bậc 2 (4020 vòng/phút) của tần số quay trục khuỷu động cơ V.к2 và bằng 10,8 mm/giây.
Có thể giả định rằng thành phần này có liên quan đến hoạt động của nhóm pít-tông của động cơ (các quá trình va chạm xảy ra trong quá trình chuyển động kép của các pít-tông trên một vòng quay trục khuỷu).
Sự tăng mạnh của thành phần này ở chế độ 70% có lẽ là do dao động cộng hưởng của một trong các bộ phận kết cấu của máy bay (hệ thống treo động cơ trong thân máy bay) ở tần số 67 Hz (4020 chu kỳ/phút).
Cần lưu ý rằng ngoài các nhiễu loạn va đập liên quan đến hoạt động của nhóm piston, độ lớn dao động trong dải tần số này có thể bị ảnh hưởng bởi lực khí động học biểu hiện ở tần số cánh của cánh quạt (V).в3).
Ở chế độ tốc độ 65% và 82%, thành phần V tăng lên đáng kểк2 (Vв3) cũng được quan sát thấy, điều này cũng có thể được giải thích bằng dao động cộng hưởng của từng bộ phận máy bay.
Biên độ thành phần phổ liên quan đến sự mất cân bằng chân vịt Vв1, được xác định ở các chế độ tốc độ chính trước khi cân bằng, dao động trong khoảng 2,4 đến 5,7 mm/giây, nhìn chung thấp hơn giá trị của Vк2 ở các chế độ tương ứng.
Hơn nữa, như được thấy trong Bảng 3.1, những thay đổi của nó khi chuyển từ chế độ này sang chế độ khác được xác định không chỉ bởi chất lượng cân bằng mà còn bởi mức độ lệch tần số quay của cánh quạt khỏi tần số tự nhiên của các bộ phận cấu trúc của máy bay.
3.4. Cân bằng kết quả
Việc cân bằng cánh quạt được thực hiện trên một mặt phẳng với tần số quay. Nhờ sự cân bằng như vậy mà sự mất cân bằng động lực của cánh quạt đã được bù đắp.
Giao thức cân bằng được cung cấp dưới đây trong Phụ lục 1.
Việc cân bằng được thực hiện ở tần số quay cánh quạt là 1350 vòng/phút và bao gồm hai lần đo.
Trong lần chạy đầu tiên, biên độ và pha dao động ở tần số quay chân vịt ở trạng thái ban đầu đã được xác định.
Trong lần chạy thứ hai, biên độ và pha của dao động ở tần số quay của chân vịt sau khi lắp một khối lượng thử có trọng lượng đã biết lên chân vịt đã được xác định.
Dựa trên kết quả của các phép đo này, khối lượng và góc lắp đặt của quả nặng hiệu chỉnh trong mặt phẳng 1 đã được xác định.
Sau khi cài đặt giá trị tính toán của trọng lượng hiệu chỉnh lên cánh quạt là 40,9 g, độ rung ở chế độ tốc độ này giảm từ 6,7 mm/giây ở trạng thái ban đầu xuống còn 1,5 mm/giây sau khi cân bằng.
Mức độ rung liên quan đến mất cân bằng cánh quạt ở các chế độ tốc độ khác cũng giảm và duy trì trong khoảng 1 đến 2,5 mm/giây sau khi cân bằng.
Việc xác minh ảnh hưởng của chất lượng cân bằng đến mức độ rung của máy bay trong chuyến bay đã không được thực hiện do cánh quạt này bị hư hỏng do tai nạn trong một trong các chuyến bay huấn luyện.
Cần lưu ý rằng kết quả thu được trong quá trình cân bằng này khác biệt đáng kể so với kết quả cân bằng tại nhà máy.
Đặc biệt:
- Độ rung ở tần số quay của cánh quạt sau khi cân bằng tại vị trí lắp đặt cố định (trên trục ra của hộp số máy bay Su-29) đã giảm hơn 4 lần;
- Trọng lượng hiệu chỉnh được lắp đặt trong quá trình cân bằng đã bị dịch chuyển so với trọng lượng được lắp đặt tại nhà máy sản xuất khoảng 130 độ.
Những lý do có thể xảy ra cho tình trạng này có thể bao gồm:
- Lỗi hệ thống đo lường của bệ cân bằng của nhà sản xuất (không thể xảy ra);
- Sai số hình học của các vị trí lắp khớp nối trục chính của máy cân bằng của nhà sản xuất dẫn đến hiện tượng lệch hướng tâm của cánh quạt khi lắp trên trục chính;
- Sai số hình học của các vị trí lắp khớp nối trục đầu ra của hộp số máy bay dẫn đến hiện tượng lệch hướng tâm của cánh quạt khi lắp trên trục hộp số.
3.5. Kết luận từ kết quả công việc
3.5.1.
Việc cân bằng cánh quạt máy bay Su-29 được tiến hành trên một mặt phẳng với tần số quay cánh quạt là 1350 vòng/phút (70%), cho phép giảm độ rung của cánh quạt từ 6,7 mm/giây xuống còn 1,5 mm/giây.
Mức độ rung do mất cân bằng cánh quạt ở các chế độ tốc độ khác cũng giảm đáng kể và duy trì trong khoảng từ 1 đến 2,5 mm/giây.
3.5.2.
Để làm rõ nguyên nhân có thể dẫn đến kết quả cân bằng không đạt yêu cầu thực hiện tại nhà máy sản xuất, cần kiểm tra độ đảo hướng tâm của cánh quạt trên trục ra của hộp số động cơ máy bay.
Phụ lục 1
GIAO THỨC CÂN BẰNG
Cánh quạt MTV-9-KC/CL 260-27 của máy bay nhào lộn trên không Su-29
1. Khách hàng: VD Chvokov
2. Vị trí lắp đặt cánh quạt: trục đầu ra của hộp số máy bay Su-29
3. Loại cánh quạt: MTV-9-KC/CL 260-27
4. Phương pháp cân bằng: lắp ráp tại chỗ (trong vòng bi riêng), trên một mặt phẳng
5. Tần số quay cánh quạt khi cân bằng, vòng/phút: 1350
6. Model, số serial và nhà sản xuất thiết bị cân bằng: “Balanset-1”, số serial 149
7. Văn bản quy định sử dụng trong quá trình cân bằng:
7.1. _____________________________________________________________
_____________________________________________________________
8. Ngày cân đối: 15.06.2014
9. Bảng tổng hợp kết quả cân đối:
| № | Kết quả đo | 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 6.3 | 1500 | ||
*) Lưu ý: Việc cân bằng được thực hiện với trọng lượng hiệu chỉnh do nhà sản xuất lắp đặt còn lại trên chân vịt.
10. Kết luận:
10.1. Mức độ rung (mất cân bằng dư) sau khi cân bằng cánh quạt lắp trên trục đầu ra của hộp số máy bay Su-29 (xem tr.9.2) đã giảm hơn 4 lần so với trạng thái ban đầu (xem tr. 9.1).
10.2. Các thông số về trọng lượng hiệu chỉnh (khối lượng, góc lắp đặt) dùng để đạt được kết quả trong p. 10.1 khác biệt đáng kể so với các thông số về trọng lượng hiệu chỉnh do nhà sản xuất lắp đặt (cánh quạt MT).
Đặc biệt, một trọng lượng hiệu chỉnh bổ sung 40,9 g đã được lắp vào cánh quạt trong quá trình cân bằng, trọng lượng này được dịch chuyển một góc 130° so với trọng lượng do nhà sản xuất lắp đặt.
(Trọng lượng do nhà sản xuất lắp đặt không được loại bỏ khỏi cánh quạt trong quá trình cân bằng bổ sung).
Những lý do có thể xảy ra cho tình trạng này có thể bao gồm:
- Lỗi ở hệ thống đo của bệ cân bằng của nhà sản xuất;
- Sai số hình học ở các vị trí lắp khớp nối trục chính của máy cân bằng của nhà sản xuất dẫn đến lệch hướng tâm của cánh quạt khi lắp trên trục chính;
- Lỗi hình học ở các vị trí lắp khớp nối trục đầu ra của hộp số máy bay, dẫn đến hiện tượng lệch hướng tâm của cánh quạt khi lắp trên trục hộp số.
Để xác định nguyên nhân cụ thể dẫn đến tăng sự mất cân bằng cánh quạt khi lắp trên trục đầu ra của hộp số máy bay Su-29, cần:
- Kiểm tra hệ thống đo và độ chính xác hình học các vị trí lắp trục chính của máy cân bằng dùng để cân bằng cánh quạt MTV-9-KC/CL 260-27 tại nhà sản xuất;
- Kiểm tra độ đảo hướng tâm của cánh quạt lắp trên trục đầu ra của hộp số máy bay Su-29.
Người thi hành:
Chuyên gia trưởng Công ty TNHH “Kinematics”
Feldman VD
VI 
EN 
BG 
ZH 
HR 
CS 
DA 
NL 
ET 
FI 
FR 
DE 
EL 
HU 
ID 
IT 
JA 
KO 
LV 
LT 
NB 
PL 
PT_BR 
PT 
RO 
RU 
SK 
SL 
ES 
SV 
TH 
TR 
UK 
HI