首席专家 V.D. 费尔德曼

1.代替序言

两年半前，我们企业开始批量生产 "Balanset 1 "设备，该设备专为平衡旋转机构自身轴承而设计。

迄今为止，已生产了 180 多套，有效地应用于各行各业，包括风机、鼓风机、电动机、机器主轴、泵、破碎机、分离机、离心机、万向节和曲轴以及其他机构的生产和运行。

最近，我们企业收到了大量来自组织和个人的咨询，询问是否可以使用我们的设备在野外条件下平衡飞机和直升机螺旋桨。

遗憾的是，我们的专家拥有多年平衡各种机器的经验，却从未处理过这一问题。因此，我们能为客户提供的意见和建议非常笼统，并不总能让他们有效地解决手头的问题。

这种情况在今年春天开始有所改善。这要归功于 V.D. Chvokov 的积极立场，他与我们一起组织并积极参与了由他驾驶的雅克-52 和苏-29 飞机螺旋桨的平衡工作。

图 1.1.机场上的雅克-52 飞机

图 1.2.停机坪中的苏-29 飞机

2.雅克-52 特技飞行飞机螺旋桨平衡和振动调查结果

2.1.导言

2014 年 5 月至 7 月，对装有 M-14P 航空发动机的雅克-52 飞机进行了振动测量，并对其双叶螺旋桨进行了平衡。

使用序列号为 149 的 "Balanset 1 "平衡套件在一个平面上进行了平衡。

平衡过程中使用的测量方案如图 2.1 所示。

在平衡过程中，使用特殊支架上的磁铁将振动传感器（加速度计）1 安装在发动机变速箱前盖上。

激光相位角传感器 2 也安装在变速箱盖上，并对准螺旋桨叶片上的反射标记。

传感器发出的模拟信号通过电缆传输到 "Balanset 1 "装置的测量单元，并在那里进行数字预处理。

然后，这些数字信号被发送到计算机上，计算机上的软件对这些信号进行处理，并计算出补偿螺旋桨不平衡所需的校正砝码的质量和角度。

2.2.在这项工作的实施过程中，我们掌握了一些技能，并开发出了使用 "Balanset 1 "装置在野外条件下平衡飞机螺旋桨的技术，其中包括：

• 确定在物体上安装（固定）振动和相位角传感器的位置和方法；
• 确定飞机多个结构部件（发动机悬架、螺旋桨叶片）的共振频率；
• 确定发动机的旋转频率（运行模式），确保在平衡过程中将残余不平衡降至最低；
• 为螺旋桨的残余不平衡等确定公差。

此外，还获得了关于装有 M-14P 发动机的飞机振动水平的有趣数据。

以下是根据这些工作成果汇编的报告材料。

其中，除平衡结果外，还提供了在地面和飞行试验期间获得的雅克-52 和苏-29 飞机振动调查数据。

这些数据可能会引起飞机驾驶员和飞机维护专家的兴趣。

图 2.1.平衡雅克-52 型飞机螺旋桨的测量方案。

Zk - 齿轮箱的主齿轮；

Zs - 变速箱卫星；

Zn - 变速箱的固定齿轮。

在执行这项工作期间，考虑到在平衡苏-29 和雅克-52 飞机螺旋桨方面取得的经验，又进行了一些研究，包括

• 确定雅克-52 飞机发动机和螺旋桨振荡的自然频率；
• 检查螺旋桨平衡后飞行期间副驾驶员舱内的振动幅度和频谱组成；
• 在螺旋桨平衡和调整发动机减震器的紧固力之后，检查第二驾驶员机舱在飞行过程中的振动幅度和频谱组成。

2.2.发动机和螺旋桨振荡自然频率的研究结果

使用 A&D（日本）公司的 AD-3527 频谱分析仪，通过对发动机振荡的冲击激励，确定了安装在机身减震器上的发动机振荡的固有频率。

在雅克-52 型飞机发动机悬挂装置的自然振荡频谱中（见图 2.2），确定了四个主要频率：20赫兹、74赫兹、94赫兹、120赫兹。

图 2.2.雅克-52 飞机发动机悬挂装置的自然频率谱。

74 Hz、94 Hz 和 120 Hz 的频率可能与飞机机身的发动机安装（悬挂）特征有关。

20 赫兹的频率很可能与飞机在底盘上的自然振荡有关。

螺旋桨叶片的固有频率也是用冲击激励法测定的。

在这种情况下，确定了四个主要频率：36 赫兹、80 赫兹、104 赫兹和 134 赫兹。

在选择平衡时使用的螺旋桨旋转频率时，雅克-52 飞机螺旋桨和发动机振荡的固有频率数据尤为重要。选择该频率的主要条件是确保其与飞机结构部件的固有频率有最大可能的失谐。

此外，了解飞机各个组件和部件的固有频率还有助于确定在不同发动机转速模式下振动频谱中某些成分急剧增加（共振情况下）的原因。

2.3.平衡结果

如上所述，螺旋桨的平衡是在一个平面上进行的，从而对螺旋桨的力不平衡进行了动态补偿。

在两个平面上进行动平衡是不可行的，因为雅克-52 飞机上安装的螺旋桨的设计只允许形成一个校正平面，这样可以补偿螺旋桨的力和力矩不平衡。

螺旋桨的平衡是在 1150 转/分（60%）的旋转频率下进行的，在这个频率下可以获得从开始到开始的振幅和相位方面最稳定的振动测量结果。

螺旋桨的平衡采用了经典的 "双运行 "方案。

在第一次运行中，确定了螺旋桨初始状态下旋转频率的振动幅度和相位。

在第二次运行中，在螺旋桨上安装 7 克的试验质量后，测定了螺旋桨旋转频率下的振幅和相位。

根据这些数据，用软件计算出质量 M = 19.5 g 和校正砝码的安装角度 F = 32°。

由于螺旋桨的设计特点，无法在所需角度安装校正砝码，因此在螺旋桨上安装了两个等效砝码：

• 重量 M1 = 14 克，角度 F1 = 0°；
• 重量 M2 = 8.3 克，角度 F2 = 60°。

在螺旋桨上安装指定的校正砝码后，在 1150 转/分的旋转频率下测量到的与螺旋桨不平衡相关的振动从初始状态的 10.2 毫米/秒下降到平衡后的 4.2 毫米/秒。

在这种情况下，螺旋桨的实际不平衡度从 2340 g*mm 降至 963 g*mm。

2.4.检查平衡结果对其他螺旋桨旋转频率下雅克-52 飞机地面振动水平的影响

表 2.1 列出了在地面测试期间获得的其他发动机工作模式下对雅克-52 飞机振动的检查结果。

从表中可以看出，所进行的平衡对雅克-52 飞机在所有运行模式下的振动都产生了积极影响。

表 2.1.

№	旋转频率，%	螺旋桨旋转频率，转/分	均方根振动速度，毫米/秒
1	60	1153	4.2
2	65	1257	2.6
3	70	1345	2.1
4	82	1572	1.25

其他振动测试结果

2.5.在调整减震器张力前后，检查雅克-52 飞机在主要飞行模式下的空中振动情况

此外，在地面测试中，还发现随着螺旋桨旋转频率的增加，飞机的振动明显减小。

螺旋桨旋转频率与飞机底盘上的自然振荡频率（大概为 20 赫兹）之间的失谐程度较大，螺旋桨旋转频率增加时就会出现这种情况。

除了在地面进行螺旋桨平衡后的振动测试（见第 2.3 节）外，还对飞行中的雅克-52 飞机进行了振动测量。

使用日本 A&D公司生产的 AD-3527 型便携式振动频谱分析仪在第二驾驶员舱内测量了垂直方向的飞行振动，频率范围为 5 至 200 (500) Hz。

测量在五种主要发动机转速模式下进行，分别等于其最大旋转频率的 60%、65%、70% 和 82%。

表 2.2 列出了在调整减震器之前进行的测量结果。

表 2.2.

振动频谱元件

№	螺旋桨旋转频率，%	螺旋桨旋转频率，转/分	Vв1 （赫兹）	振幅 Vв1 (毫米/秒）	Vн （赫兹）	振幅 Vн (毫米/秒）	Vк1 （赫兹）	振幅 Vк1 (毫米/秒）	Vв2 （赫兹）	振幅 Vв2 (毫米/秒）	Vк2 （赫兹）	振幅 Vк2 (毫米/秒）	Vв4 （赫兹）	振幅 Vв4 (毫米/秒）	Vк3 （赫兹）	振幅 Vк3 (毫米/秒）	Vв5 （赫兹）	振幅 Vв5 (毫米/秒）	V∑ (毫米/秒）
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

例如，图 2.3 和 2.4 显示了在测量雅克-52 飞机机舱振动时获得的频谱图，其模式分别为 60% 和 94%，用于填写表 2.2。

图 2.3.雅克-52 飞机机舱在 60% 模式下的振动频谱。

图 2.4.雅克-52 飞机机舱在 94% 模式下的振动频谱。

从表 2.2 中可以看出，在第二驾驶员舱内测量到的振动的主要成分出现在螺旋桨旋转频率 V 上。_в1 (用黄色标出），发动机曲轴 V_к1 (以蓝色标出），以及空气压缩机驱动器（和/或频率传感器）V_н (绿色），以及它们的高次谐波 V_в2, V_в4, V_в5和 V_к2, V_к3.

最大总振动 V_∑ 在 82%（螺旋桨转速为 1580 转/分钟）和 94%（转速为 1830 转/分钟）的速度模式下，发现了 "飓风"。

这种振动的主要成分出现在发动机曲轴旋转频率 V 的 2 次谐波上。_к2 分别达到 12.5 毫米/秒（频率为 4800 次/分钟）和 15.8 毫米/秒（频率为 5520 次/分钟）。

可以推测，该成分与发动机活塞组的运行有关（曲轴每转一圈，活塞双向运动时发生的冲击过程）。

在 82%（首次标称）和 94%（起飞）模式下，该分量急剧增加，这很可能不是活塞组的缺陷造成的，而是安装在飞机机身减震器上的发动机的共振振荡造成的。

前面讨论的发动机悬架振荡固有频率检查实验结果证实了这一结论，在频谱中，有 74 赫兹（4440 次/分钟）、94 赫兹（5640 次/分钟）和 120 赫兹（7200 次/分钟）。

其中两个自然频率（74 Hz 和 94 Hz）接近曲轴旋转的二次谐波频率，这两个频率出现在发动机的第一个额定模式和起飞模式中。

由于在发动机第一额定模式和起飞模式的振动测试中发现曲轴 2 次谐波有明显振动，因此对发动机悬挂减震器的紧固力进行了检查和调整。

调整减震器前后的螺旋桨旋转频率（V_в1）和曲轴旋转频率的 2 次谐波（V_к2) 见表 2.3。

表 2.3.

№	螺旋桨旋转频率，%	螺旋桨旋转频率，转/分	Vв1 之前	Vв1 (之后)	Vк2 之前	Vк2 (之后)
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

从表 2.3 中可以看出，减震器的调整并没有导致飞机主要振动成分的显著变化。

还应注意的是，与螺旋桨不平衡相关的频谱分量的振幅 V_в1的振幅（见表 1.2 和表 1.3），分别比在模式 82% 和 94% 检测到的 V_к2在这些模式中都存在。

在其他飞行模式下，分量 V_в1 范围为 2.8 至 4.4 毫米/秒。

此外，从表 2.2 和表 2.3 中可以看出，在从一种模式切换到另一种模式时，其变化主要不是由平衡质量决定的，而是由螺旋桨旋转频率与飞机各结构部件固有频率的失谐程度决定的。

2.6.工作成果的结论

2.6.1.

雅克-52 飞机螺旋桨的平衡是在螺旋桨旋转频率为 1150 转/分（60%）的情况下进行的，这使得螺旋桨的振动从 10.2 毫米/秒降低到 4.2 毫米/秒。

鉴于在使用 "Balanset-1 "装置平衡雅克-52 和苏-29 飞机螺旋桨过程中获得的经验，可以认为有可能进一步降低雅克-52 飞机螺旋桨的振动水平。

要做到这一点，尤其要在平衡螺旋桨时选择不同的（较高的）螺旋桨旋转频率，使其与测试期间确定的飞机自然振荡频率 20 赫兹（1200 次/分钟）有更大的失谐。

2.6.2.

正如雅克-52 飞机飞行中的振动测试结果所示，其振动频谱（除上述出现在螺旋桨旋转频率上的成分外）还包含与曲轴、发动机活塞组以及空气压缩机驱动（和/或频率感应器）的运行有关的其他几个成分。

这些振动在 60%、65% 和 70% 模式下的幅度与螺旋桨不平衡引起的振动幅度相当。

对这些振动的分析表明，即使完全消除螺旋桨不平衡产生的振动，飞机在这些模式下的总振动也不会减少超过 1.5 倍。

2.6.3.

最大总振动 V_∑ 发现雅克-52 飞机的速度模式为 82%（螺旋桨转速为 1580 转/分）和 94%（螺旋桨转速为 1830 转/分）。

这种振动的主要成分出现在发动机曲轴旋转频率 V 的 2 次谐波上。_к2 (频率为 4800 次/分钟或 5520 次/分钟时），其值分别为 12.5 毫米/秒和 15.8 毫米/秒。

可以合理地推断，该部件与发动机活塞组的运行有关（曲轴每转一圈，活塞双向运动时发生的冲击过程）。

在 82%（首次标称）和 94%（起飞）模式下，该分量急剧增加，这很可能不是活塞组缺陷造成的，而是安装在飞机机身减震器上的发动机共振造成的。

试验期间对减震器进行的调整并未导致振动发生显著变化。

这种情况大概可以认为是飞机开发人员在选择机身发动机安装（悬挂）系统时的设计疏忽。

2.6.4.

根据平衡和附加振动测试期间获得的数据（见第 2.5 节中的飞行测试结果），可以得出结论，定期振动监测有助于对飞机发动机的技术状况进行诊断评估。

例如，可以使用 "Balanset-1 "设备进行此类工作，该设备的软件具有频谱振动分析功能。

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3.MTV-9-K-C/CL 260-27 螺旋桨的平衡结果和苏-29 特技飞行飞机的振动调查

3.1.导言

2014年6月15日，对苏-29特技飞行飞机M-14P航空发动机的三叶MTV-9-K-C/CL 260-27螺旋桨进行了平衡。

据制造商称，螺旋桨已初步达到静平衡，在制造厂安装的 1 号机上有一个校正砝码就是证明。

螺旋桨直接安装在苏-29 飞机上，使用序列号为 149 的 "Balanset-1 "振动平衡套件进行平衡。

平衡过程中使用的测量方案如图 3.1 所示。

在平衡过程中，振动传感器（加速度计）1 通过特殊支架上的磁铁安装在发动机变速箱壳体上。

激光相位角传感器 2 也安装在变速箱壳体上，并对准螺旋桨叶片上的反射标记。

传感器发出的模拟信号通过电缆传输到 "Balanset-1 "装置的测量单元，并在那里进行数字预处理。

然后将这些信号以数字形式发送到计算机上，在计算机上对这些信号进行软件处理，并计算出补偿螺旋桨不平衡所需的矫正砝码的质量和角度。

图 3.1.用于平衡苏-29 飞机螺旋桨的测量方案。

Z_k - 齿轮箱的主齿轮有 75 个齿；

Z_c - 齿轮箱卫星共 6 个，每个有 18 个齿；

Z_n - 变速箱的固定齿轮有 39 个齿。

在进行这项工作之前，考虑到从平衡雅克-52 飞机螺旋桨中获得的经验，还进行了其他一些研究，包括

• 确定苏-29 飞机发动机和螺旋桨振荡的自然频率；
• 在平衡前检查第二驾驶员舱内初始振动的幅度和频谱组成。

3.2.发动机和螺旋桨振荡固有频率的研究结果

使用 A&D（日本）公司的 AD-3527 频谱分析仪，通过对发动机振荡的冲击激励，确定了安装在机身减震器上的发动机振荡的固有频率。

在发动机悬架的自然振荡频谱中（见图 3.2），确定了六个主要频率：16赫兹、22赫兹、37赫兹、66赫兹、88赫兹和120赫兹。

其中，假设 66 Hz、88 Hz 和 120 Hz 的频率与飞机机身的发动机安装（悬挂）特征直接相关。

16 赫兹和 22 赫兹的频率很可能与飞机在底盘上的自然振荡有关。

37 赫兹的频率可能与飞机螺旋桨叶片振荡的固有频率有关。

螺旋桨振荡固有频率的检测结果证实了这一假设，该结果也是通过冲击激振法获得的。

在螺旋桨叶片的自然振荡频谱中（见图 3.3），确定了三个主要频率：37 赫兹、100 赫兹和 174 赫兹。

在选择平衡时使用的螺旋桨旋转频率时，苏-29 飞机螺旋桨叶片和发动机振荡的固有频率数据尤为重要。选择该频率的主要条件是确保其与飞机结构件固有频率的最大可能失谐。

此外，了解飞机各个组件和部件的固有频率有助于确定在不同发动机转速模式下振动频谱中某些成分急剧增加（共振情况下）的原因。

3.3.平衡前在地面检查苏-29 飞机副驾驶员舱的振动情况

使用 A&D（日本）公司生产的 AD-3527 型便携式振动频谱分析仪，在 5 至 200 Hz 频率范围内测量了苏-29 飞机在螺旋桨平衡前的初始振动。

测量在四个主要发动机转速模式下进行，分别等于其最大旋转频率的 60%、65%、70% 和 82%。

得出的结果见表 3.1。

从表 2.1 可以看出，振动的主要成分出现在螺旋桨旋转频率 V_в1，发动机曲轴 V_к1和空气压缩机驱动器（和/或频率传感器）V_н以及曲轴的 2 次谐波 V_к2 可能还有螺旋桨的 3 次（叶片）谐波 V_в3，其频率接近曲轴的二次谐波。

表 3.1.

№	螺旋桨旋转频率，%	螺旋桨旋转频率，转/分	Vв1	Vн	Vк1	Vв3	Vк2	Vв4	Vк3	V?	V∑毫米/秒
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

此外，在 60% 速度模式下的振动频谱中，在 6120 次/分的频率上发现了一个与计算频谱不符的不明成分，这可能是飞机的一个结构元件在约 100 赫兹的频率上产生共振造成的。这种元件可能是螺旋桨，其自然频率之一是 100 赫兹。

飞机的最大总振动 V_∑在 70% 速度模式下，该值达到 11.5 毫米/秒。

该模式下总振动的主要成分出现在发动机曲轴旋转频率 V 的 2 次谐波（4020 次/分）处。_к2 等于 10.8 毫米/秒。

可以推测，该成分与发动机活塞组的运行有关（曲轴每转一圈，活塞双向运动时发生的冲击过程）。

该分量在 70% 模式下急剧增加，可能是由于飞机的一个结构部件（机身中的发动机悬挂装置）在 67 赫兹（4020 次/分钟）的频率下产生共振振荡所致。

值得注意的是，除了与活塞组运行相关的冲击干扰外，该频率范围内的振动幅度还可能受到螺旋桨叶片频率（V_в3).

在 65% 和 82% 速度模式下，分量 V 值明显增加。_к2 (V_в3)，这也可以用飞机各个部件的共振振荡来解释。

与螺旋桨不平衡相关的频谱分量振幅 V_в1在平衡前的主要速度模式下，该值介于 2.4 至 5.7 毫米/秒之间，一般低于 V_к2 的相应模式。

此外，如表 3.1 所示，在从一种模式切换到另一种模式时，其变化不仅取决于平衡质量，还取决于螺旋桨旋转频率与飞机结构件固有频率的失谐程度。

3.4.平衡结果

螺旋桨的平衡是在一个平面上以一个旋转频率进行的。通过这种平衡，螺旋桨的动力不平衡得到了补偿。

平衡协议载于下文附录 1。

平衡是在螺旋桨转速为 1350 rpm 时进行的，包括两次测量。

在第一次运行中，确定了初始状态下螺旋桨旋转频率的振动幅度和相位。

在第二次运行中，确定了在螺旋桨上安装已知重量的试验质量后，螺旋桨旋转频率下的振动振幅和相位。

根据这些测量结果，确定了矫正砝码在平面 1 中的质量和安装角度。

在螺旋桨上安装校正重量的计算值（40.9 克）后，该速度模式下的振动从初始状态的 6.7 毫米/秒降至平衡后的 1.5 毫米/秒。

平衡后，其他速度模式下与螺旋桨不平衡相关的振动水平也有所下降，并保持在 1 至 2.5 毫米/秒的范围内。

由于该螺旋桨在一次训练飞行中意外损坏，因此没有验证平衡质量对飞机飞行振动水平的影响。

需要注意的是，这次平衡的结果与出厂平衡的结果有很大不同。

特别是

• 在永久安装地点（苏-29 飞机变速箱输出轴上）对螺旋桨进行平衡后，螺旋桨旋转频率的振动降低了 4 倍多；
• 在平衡过程中安装的校正砝码相对于在制造厂安装的砝码偏移了大约 130 度。

造成这种情况的可能原因包括

• 制造商平衡架的测量系统误差（可能性不大）；
• 制造商平衡机主轴联轴器安装位置的几何误差，导致螺旋桨安装在主轴上时出现径向跳动；
• 飞机齿轮箱输出轴联轴器安装位置的几何误差，导致螺旋桨安装在齿轮箱轴上时出现径向跳动。

3.5.工作成果的结论

3.5.1.

在螺旋桨旋转频率为 1350 转/分（70%）的一个平面上对苏-29 飞机螺旋桨进行平衡，可将螺旋桨的振动从 6.7 毫米/秒降低到 1.5 毫米/秒。

在其他速度模式下，与螺旋桨不平衡相关的振动水平也明显下降，保持在 1 至 2.5 毫米/秒的范围内。

3.5.2.

为了弄清制造厂平衡结果不理想的可能原因，有必要检查飞机发动机变速箱输出轴上螺旋桨的径向跳动。

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附录 1

平衡协议

苏-29 特技飞行飞机的 MTV-9-K-C/CL 260-27 螺旋桨

1.客户： V.D. ChvokovV.D. Chvokov

2.螺旋桨安装地点：苏-29 飞机变速箱输出轴

3.螺旋桨型号MTV-9-K-C/CL 260-27

4.平衡方法：现场组装（在自己的轴承中），在一个平面上

5.平衡时螺旋桨的旋转频率（转/分）： 1350

6.平衡装置的型号、序列号和制造商："Balanset-1"，序列号 149

7.平衡期间使用的监管文件：

7.1. _____________________________________________________________

_____________________________________________________________

8.平衡日期：2014 年 6 月 15 日

9.平衡结果汇总表：

№	测量结果	振动，毫米/秒	不平衡，g* 毫米
1	平衡前 *)	6.7	6135
2	平衡后	1.5	1350
ISO 1940 G 级公差 6.3			1500

*)注：平衡时，螺旋桨上仍有制造商安装的校正砝码。

10.结论：

10.1. 在对安装在苏-29 飞机齿轮箱输出轴上的螺旋桨（见第 9.2 页）进行平衡后，振动水平（残余不平衡）比初始状态（见第 9.1 页）降低了 4 倍多。

10.2. 用于实现第 10.1 页结果的校正砝码参数（质量、安装角度）与制造商安装的校正砝码参数（MT-螺旋桨）有很大不同。

特别是在平衡过程中，在螺旋桨上额外安装了一个 40.9 克的校正砝码，与制造商安装的砝码相比偏移了 130°。

(在进行额外平衡时，并未从螺旋桨上卸下制造商安装的砝码）。

造成这种情况的可能原因包括

• 制造商平衡台测量系统的误差；
• 制造商的平衡机主轴联轴器安装位置存在几何误差，导致螺旋桨安装在主轴上时出现径向跳动；
• 飞机齿轮箱输出轴联轴器安装位置的几何误差，导致螺旋桨安装在齿轮箱轴上时出现径向跳动。

要确定导致安装在苏-29 飞机变速箱输出轴上的螺旋桨不平衡加剧的具体原因，必须：

• 在制造商处检查用于平衡 MTV-9-K-C/CL 260-27 螺旋桨的平衡机的测量系统和主轴安装位置的几何精度；
• 检查安装在苏-29 飞机变速箱输出轴上的螺旋桨的径向跳动。

执行人

Kinematics" 有限责任公司首席专家

费尔德曼 V.D.