關於現場條件下飛機螺旋槳的動平衡校正

1. 前言

兩年半前，我司開始量產「Balanset-1」設備，該設備專為在自身軸承內對旋轉機構進行動平衡校正而設計。

截至目前，已生產超過 180 套。它們已有效應用於各行業，包括風機、鼓風機、電動馬達、機械主軸、泵、破碎機、分離機、離心機、萬向節與曲軸總成等類似機構的生產與運轉。

近期，Vibromera 收到大量來自機構與個人的諮詢，詢問是否能在現場條件下使用我們的設備對飛機與直升機螺旋槳進行動平衡校正。

不幸的是，儘管我司專家在各種機械的動平衡校正方面擁有多年經驗，但此前從未處理過此特定問題。因此，我們能給客戶的建議與推薦相當籠統，並不一定能讓他們有效解決手頭任務。

今年春天，情況開始好轉，這多虧了 V.D. Chvokov 的積極參與，他組織並與我們一起參與了 Yak-52 與 Su-29 飛機螺旋槳的動平衡校正工作，而他正是這兩型飛機的駕駛員。

在此工作期間，我們積累了相關技能，並開發出一套使用「Balanset-1」設備在現場條件下對飛機螺旋槳進行動平衡校正的技術，包括：

• 確定在飛機上安裝（固定）振動與相位角感測器的位置與方法；
• 確定飛機若干結構元件（引擎懸掛、螺旋槳葉片）的共振頻率；
• 識別能確保在動平衡校正過程中達到最小殘餘不平衡的引擎轉速（運轉模式）；
• 制定螺旋槳殘餘不平衡的公差標準。

此外，還獲得了配備 M-14P 引擎的飛機振動水平的有趣資料。

以下是根據此次工作結果編制的報告資料。除了動平衡校正結果外，還提供了在地面與飛行測試期間獲得的 Yak-52 與 Su-29 飛機振動檢測數據。這些數據對飛機駕駛員以及參與其維護的專家均具有參考價值。

2. Yak-52 的動平衡校正與振動檢測

2.1. 引言

2014 年 5 月至 7 月期間，對配備 M-14P 航空引擎的 Yak-52 飛機進行了振動檢測，並對其雙葉片螺旋槳進行了動平衡校正。

動平衡校正使用序號為 149 的「Balanset-1」套件在單一校正平面內進行。

測量方案如圖 2.1 所示。動平衡校正期間，振動感測器（加速規） 1 透過磁座安裝在專為其設計的支架上，固定於引擎齒輪箱的前蓋。雷射相位角感測器 2 同樣安裝在齒輪箱蓋上，並對準其中一片螺旋槳葉片上的反光標記。

感測器的類比訊號透過電纜傳輸至「Balanset-1」設備的測量單元，在此進行初步數位處理。這些訊號隨後以數位形式進入電腦，進行軟體處理，並計算出用於補償螺旋槳不平衡所需的校正配重質量與角度。

在此項工作中，結合 Su-29 與 Yak-52 螺旋槳動平衡校正的經驗，進行了多項額外研究：

• 確定 Yak-52 引擎與螺旋槳振動的自然頻率；
• 在螺旋槳動平衡校正後，於飛行中測量第二駕駛艙的振動幅值與頻譜組成；
• 測量螺旋槳動平衡校正後，以及調整引擎減震器鎖緊力後的振動。

2.2. 引擎與螺旋槳振動的自然頻率

安裝於機身減震器上的引擎振動自然頻率，是透過衝擊激振，使用日本 A&D 公司的 AD-3527 頻譜分析儀測定的。

在 Yak-52 引擎懸掛系統的自然振動頻譜中（圖 2.2），識別出四個主要頻率： 20 Hz、74 Hz、94 Hz、120 Hz.

74 Hz、94 Hz 與 120 Hz 的頻率可能與引擎懸掛系統連接至機身的特性有關。20 Hz 的頻率最可能與飛機在起落架底盤上的自然振動有關。

螺旋槳葉片的自然頻率也是透過衝擊激振法測定的。識別出四個主要頻率： 36 Hz、80 Hz、104 Hz 與 134 Hz.

引擎懸掛系統與螺旋槳葉片振動自然頻率的資料，主要用於選擇動平衡校正時的螺旋槳旋轉頻率。選擇此頻率的主要條件是確保與飛機結構元件振動自然頻率的最大失諧，因為在共振頻率下，振動測量的準確度與重複性可能會受到顯著影響。

此外，了解各組件的自然頻率，對於識別飛機運行過程中，在不同引擎轉速模式下可能出現的振動急劇增加（共振現象）的原因，也頗有助益。

2.3. 動平衡校正結果

如上所述，螺旋槳動平衡校正是在單一校正平面進行的，從而動態補償了螺旋槳的力不平衡。

雙平面動平衡校正（這將額外補償力偶不平衡）並不可行，因為 Yak-52 的螺旋槳設計僅允許單一校正平面。

動平衡校正是在 1150 rpm（60%）的旋轉頻率下進行的，在此頻率下，各次運轉的振動測量在幅值與相位上均最為穩定。

採用經典的「兩次運轉」方案：

1. 在第一次運轉中，測定初始狀態下螺旋槳旋轉頻率的振動幅值與相位。
2. 在第二次運轉中，測定在螺旋槳上安裝 7 g 試重後的振動幅值與相位。
3. 根據這些資料，軟體計算出：校正配重 M = 19.5 g 於角度 F = 32°.

由於螺旋槳的設計特性，無法在所需的 32° 角度安裝校正配重，因此安裝了兩個等效配重：

• M1 = 14 g，角度 F1 = 0°
• M2 = 8.3 g，角度 F2 = 60°

2.4. 其他運轉模式下的振動

地面測試中其他引擎運轉模式下的振動檢查結果如表 2.1 所示。由此可見，動平衡校正對 Yak-52 在所有模式下的振動均有正面影響。

此外，在地面測試中，發現隨著螺旋槳旋轉頻率增加，振動顯著降低的明確趨勢。這可以解釋為螺旋槳旋轉頻率與飛機在底盤上的自然振動頻率（推測為 20 Hz）之間的失諧程度更大，這在較高的旋轉頻率下會發生。

2.5. 減震器調整前後飛行中的振動

除了螺旋槳動平衡校正後的接地振動測試（第 2.3 節）外，Yak-52 也進行了飛行中的振動測量。

飛行中的振動是在第二名飛行員的座艙內，使用日本 A&D 公司生產的 AD-3527 型便攜式頻譜分析儀，在 5 至 200（500）Hz 的頻率範圍內，沿垂直方向進行測量。測量在五种主要發動機轉速模式下進行：最大旋轉頻率的 60%、65%、70%、82% 和 94%。

調整減震器前獲得的結果如表 2.2 所示。

從表 2.2 可以看出，主要的振動分量出現在螺旋槳旋轉頻率 V_p1、曲軸頻率 V_c1、空氣壓縮機（和/或頻率感測器）驅動 V_n及其高次諧波。

最大總振動 V_Σ 出現在 82%（1580 rpm）和 94%（1830 rpm）模式下。在這些模式下，主導分量出現在曲軸旋轉頻率的第 2 次諧波 V_c2，在 4800 cycles/min 時達到 12.5 mm/sec，在 5520 cycles/min 時達到 15.8 mm/sec。

可以推斷，該分量與活塞組有關（活塞每轉一圈進行兩次往復運動時發生的衝擊過程）。在 82%（第一額定）和 94%（起飛）模式下急劇增加，最可能的原因不是活塞組缺陷，而是發動機在其減震器上的共振振盪。自然頻率測量的結果支持這一結論，測量顯示發動機懸掛頻率為 74 Hz（4440 cycles/min）、94 Hz（5640 cycles/min）和 120 Hz（7200 cycles/min）。其中兩個頻率——74 Hz 和 94 Hz——接近第一額定和起飛運轉模式下的曲軸第 2 次諧波頻率。

由於在 V_c2處發現顯著振動，檢查並調整了發動機減震器的鎖緊力。比較結果如表 2.3 所示。

從表 2.3 可以看出，減震器的調整並未導致飛機主要振動分量發生顯著變化。

還應注意的是，在 82% 和 94% 模式下，螺旋槳不平衡分量 V_p1 在 82% 與 94% 模態下，分別比 V 低 3–7 倍_c2 低 3 至 7 倍。在其他飛行模式下，V_p1 的範圍為 2.8 至 4.4 mm/sec，其模式間的變化主要取決於與飛機結構元件自然頻率的失諧程度，而非動平衡校正的品質。

2.6. 結論

2.6.1.

在 1150 rpm（60%）的旋轉頻率下對 Yak-52 的螺旋槳進行動平衡校正，使螺旋槳旋轉頻率處的振動從 10.2 mm/sec 降低至 4.2 mm/sec。充分考慮使用「Balanset-1」設備對 Yak-52 和 Su-29 飛機螺旋槳進行動平衡校正所積累的經驗，有可能實現進一步降低振動水平——特別是通過在動平衡校正期間選擇更高的螺旋槳旋轉頻率，從而更大程度地避開測量中識別出的飛機在 20 Hz（1200 cycles/min）處的振動自然頻率。

2.6.2.

飛行振動測試結果顯示（見表 2.2 和 2.3），Yak-52 飛機的振動頻譜中，除了螺旋槳旋轉頻率 V_p1，以及若干其他重要組件——與曲軸 V 相關_c1，V_c2，V_c3，引擎活塞組，以及空氣壓縮機（及/或頻率感測器）驅動 V_n.

在 60%、65% 和 70% 的速度模式下，這些組件的量級與螺旋槳不平衡分量 V 相當_p1。因此，即使在這些模式下完全消除由螺旋槳不平衡引起的振動，飛機的總振動量最多也只能減少約 1.5 倍。

2.6.3.

最大總振動 V_Σ Yak-52 飛機在 82%（螺旋槳轉速 1580 rpm）和 94%（螺旋槳轉速 1830 rpm）的速度模式下被發現。此振動的主要分量出現在曲軸旋轉頻率的第 2 次諧波 V_c2，頻率分別為 4800 週/分和 5520 週/分，在此頻率下其值達到 12.5 mm/sec 和 15.8 mm/sec。

如第 2.5 和 2.2 節所示，該分量在指定模式下的急劇增加，最可能並非由活塞組的缺陷引起，而是由引擎在其減震器上的共振振盪引起。測試期間進行的減震器緊固力調整，並未導致振動水平發生顯著變化。

這種情況大概可以視為設計疏忽（konstruktivny proschet），是飛機開發人員在選擇飛機機身內的引擎安裝（懸掛）系統時所承認的。

2.6.4.

在螺旋槳平衡過程中獲得的資料，以及額外進行的振動測試表明，定期振動監測對於評估飛機引擎的技術狀況（包括評估活塞組、曲軸、引擎軸承和空氣壓縮機驅動器的狀態）可能很有用。

此類工作可以使用「Balanset-1」裝置（目前生產為 Balanset-1A）來執行，其軟體中實現了頻譜振動分析功能。

3. MTV-9-K-C/CL 260-27 螺旋槳平衡與 Su-29 振動調查

3.1. 引言

2014 年 6 月 15 日，對安裝在 Su-29 特技飛機 M-14P 航空引擎上的 MTV-9-K-C/CL 260-27 型三葉螺旋槳進行了平衡工作。

根據製造商（MT-Propeller）提供的資料，該螺旋槳已進行預先靜平衡，這從螺旋槳第 1 校正平面上存在製造廠安裝的校正配重可以得到證明。

螺旋槳直接安裝在 Su-29 變速箱的輸出軸上（即在永久安裝位置）進行平衡，使用的是序號為 149 的「Balanset-1」振動平衡套件。

測量方案（圖 3.1）總體上與用於 Yak-52 的方案類似。振動感測器（加速規） 1 使用磁座安裝在專為其設計的支架上，固定在引擎變速箱的殼體上。雷射相位角感測器 2 同樣安裝在變速箱殼體上，並朝向應用於其中一片螺旋槳葉片上的反光標記。感測器的類比信號通過電纜傳輸到「Balanset-1」裝置的測量單元，在此進行預先數位處理。隨後，數位形式的信號進入電腦，在此進行軟體處理，並計算出補償螺旋槳不平衡所需的校正配重質量與角度。

在此工作之前，並考慮到平衡 Yak-52 螺旋槳的經驗，進行了額外研究：

• 確定 Su-29 引擎和螺旋槳振盪的自然頻率；
• 檢查平衡前第二駕駛艙內基線振動的幅值與頻譜組成。

3.2. 引擎與螺旋槳振盪的自然頻率

使用相同的衝擊激振方法與 AD-3527 分析儀，在引擎懸掛頻譜中識別出六個主要頻率（圖 3.2）： 16 Hz、22 Hz、37 Hz、66 Hz、88 Hz、120 Hz.

66 Hz、88 Hz 和 120 Hz 的頻率大概與飛機機身內引擎安裝（懸掛）系統的特點直接相關。16 Hz 和 22 Hz 的頻率最可能與飛機整體在其起落架上的自然振盪相關。至於 37 Hz 的頻率，它可能與飛機螺旋槳葉片的振盪自然頻率相關。

最後一個假設由螺旋槳葉片振盪自然頻率測量的結果（圖 3.3）所證實，在其頻譜中識別出三個主要頻率： 37 Hz、100 Hz 和 174 Hz.

了解 Su-29 引擎懸掛和螺旋槳葉片的自然頻率具有重要的實際意義。首先，它能夠合理選擇用於平衡的螺旋槳旋轉頻率，確保與飛機結構共振的最大失諧。其次，它為正確解釋和診斷在各種引擎運行模式下觀察到的振動原因提供了必要的基礎，這將在報告的後續章節中展示。

3.3. 平衡前的基線駕駛艙振動

在執行平衡程序之前，對 Su-29 第二駕駛艙內的基線振動水平進行了測量。與 Yak-52 的情況一樣，使用日本 A&D 公司的便攜式頻譜分析儀 AD-3527，在 5 到 200 Hz 的頻率範圍內，沿垂直方向測量振動。測量在四個主要引擎速度模式下進行，對應於螺旋槳最大旋轉頻率的 60%、65%、70% 和 82%。

這些測量的結果列於表 3.1。

主要振動組件出現在螺旋槳旋轉頻率 V_p1，曲軸 V_c1，壓縮機驅動 V_n，以及曲軸二次諧波 V_c2 （在葉片數為三片的螺旋槳情況下，也可能與葉片通過頻率 V 重合_p3).

在 60% 模式頻譜中，還發現了一個 6120 cycles/min 的未識別組件，可能是由約 100 Hz 的共振引起的 — 這是螺旋槳葉片的自然頻率之一。

最大總振動 (11.5 mm/sec) 出現在 70% 模式。此模式下的主導組件為 V_c2 在 4020 cycles/min，達到 10.8 mm/sec。70% 模式下的這種急劇增加可能是由於發動機懸掛系統在接近 67 Hz (4020 cycles/min) 時發生共振振盪所致。

還應注意的是，除了活塞組件的衝擊激振外，此頻率區域的振動也可能受到螺旋槳葉片通過頻率 (V_p3) 處空氣動力學力的影響。在 65% 和 82% 模式下，V_c2 （V_p3) 組件也觀察到明顯增加，這同樣可以解釋為飛機個別組件的共振振盪。

螺旋槳不平衡組件 V_p1 在各模式下的範圍為 2.4 至 5.7 mm/sec，動平衡校正前，通常低於 V_c2 在對應模式下的數值。其模式間的變化不僅取決於動平衡校正的品質，還取決於與飛機結構元件自然頻率的失諧程度。

3.4. 動平衡校正結果

螺旋槳的動平衡校正在 1350 rpm 的旋轉頻率下於單一校正平面進行，使用兩次測量運轉（影響係數經典法）。完整的動平衡校正協議見於 附錄 1.

動平衡校正程序包含以下操作：

1. 在第一次運轉（初始狀態）中，確定螺旋槳旋轉頻率下的振動振幅與相位。
2. 在第二次運轉中，確定在螺旋槳上安裝已知重量的試重後，振動的振幅與相位。
3. 根據這些測量結果，軟體計算出在平面 1 中補償螺旋槳不平衡所需的校正配重質量與安裝角度。

由於在訓練飛行中螺旋槳意外損壞，未進行飛行中的動平衡校正品質驗證。

上述差異的原因可能如下：

• 製造廠動平衡校正機台的測量系統誤差（此原因似乎可能性最低）；
• 製造廠動平衡校正機台主軸安裝表面的幾何誤差（不精確），導致螺旋槳在主軸上的徑向偏擺；
• Su-29 飛機上變速箱輸出軸安裝表面的幾何誤差（不精確），導致螺旋槳安裝在變速箱軸上時的徑向偏擺。

3.5. 結論

3.5.1.

在螺旋槳轉速為1350轉/分（70%）的情況下，對Su-29飛機的螺旋槳進行單平面平衡，使螺旋槳轉頻處的振動從初始狀態的6.7 mm/sec降至平衡後的1.5 mm/sec。與螺旋槳不平衡相關的振動在發動機其他轉速模式下也顯著降低，並維持在1–2.5 mm/sec之間。

3.5.2.

為釐清該螺旋槳在製造廠(MT-Propeller)平衡結果不理想的原因,有必要檢查該螺旋槳於 Su-29 飛機引擎齒輪箱輸出軸上的徑向偏擺量。

附錄1:平衡協議