ГОСТ Р 57211.2— 2016
Места измерений были выбраны близко коси фюзеляжа в точках 804 и 1218 (см. рисунок 1). Вто
рая точка, совпадающая с центром тяжести самолета, была расположена на опорной конструкции пола
грузового отсека, а первая — на крыше кабины пилотов, где крепление акселерометра осуществлялось
с помощью специального приспособления, соединенного с корпусом самолета.
Визуальный анализ данных, приведенных в отчете [1]. не выявил каких-либо несоответствий, од
нако плохое качество прилагаемых фотографий не позволяет точно воспроизвести некоторые спек
тральные кривые. Отдельно был записан шум от бортовых систем, который оказался достаточно
низ кого уровня. Для оценки шумового пьедестала, определяемого собственными шумами
измерительной системы, была выполнена запись в отсутствие сигнала вибрации. Измерения шума,
показанные на рисунке 2. были сделаны, когда питание бортовых систем осуществлялось только от
наземной силовой установки.
Для ряда режимов полета (строки 2. 3, 7. 9 и 10 таблицы 1) было выполнено до четырех записей
вибрации. Для этих записей были рассчитаны спектральные плотности мощности, по которым на одном
графике построены кривые для средних и максимальных значений в спектрах (см. рисунки 3— 7). Из
этих рисунков видно, что изменения вибрации от записи к записи незначительны. По огибающей спек
тров были рассчитаны среднеквадратичные значения ускорения.
Из отчета (1] следует, что расчет спектральной плотности мощности ускорения выполнялся по за
писидлиной не менее 45 с в полосе анализа до 12725 Гц. При таких условиях относительное стандарт ное
отклонение случайной погрешности составляет 13 %, что можно признать удовлетворительным. В
отчете указано, что измерения были проведены с использованием калиброванной аппаратуры.
Исходные спектральные кривые были вручную оцифрованы в 80 точках и нанесены на один гра
фик. В тех случаях, когда нечеткое изображение кривой не позволяло провести точную оцифровку, ис
пользовалась ее огибающая, чтобы исключить пропуск основных пиков.
В целях сравнительного анализа данные были сгруппированы для условий взлета, посадки,
а также крейсерского режима полета. Взлет и посадка включают в себя режимы 2. 3. 9 и 10 таблицы 1.
Крейсерский режим включает в себя полет по курсу на большой высоте (режим 7 таблицы 1).
3.2 Самолет BAo VC10 К (Виккерс)
В отчете [2] приведена оценка вибрации и ударов, записанных во время летных испытаний, ко
торые были выполнены в апреле 1985 г. Испытания включали в себя транспортировку двух грузовых
контейнеров массой 1800 кг каждый. Измерения вибрации осуществлялись у основания контейнеров.
Требования к испытаниям и анализ результатов представлены в [3] — [6].
Летные испытания включали в себя не только благоприятные условия полета, такие как полет в
крейсерском режиме на заданной высоте, но также жесткие режимы, ассоциируемые с аварийными
ситуациями (отказ одного двигателя, жесткая посадка и т. п.). Полный перечень режимов полета, ис
пользовавшихся в данном испытании, приведен в таблице 2.
Размещение груза в самолете схематично показано на рисунке 16. Контейнеры были закреплены
обычным способом в предназначенных для этого узлах.
Для измерений были использованы 11 акселерометров, позволивших записать вибрацию как на
корпусе самолета, так и у основания транспортных контейнеров. В первом случае акселерометры жест ко
закреплялись на полу самолета вблизи узлов кропления грузов. Для измерения вибрации контейне ров
акселерометры устанавливались вокруг их основания в точках, где жесткость опоры была достаточ но
высока. Точки измерений вибрации показаны на рисунке 16.
Наблюдаемая вибрация представляла собой в основном широкополосный случайный процесс.
Ее максимальные значения в точках вблизи контейнеров приходились на диапазон частот от 200 до
600 Гц. Данные измерений были представлены в виде спектральных плотностей мощности ускорения в
диапазоне частот от 3.25 до 2000 Гц и в виде временных реализаций. Кривые спектральной
мощности ускорения были получены усреднением по нескольким измерениям для каждого режима
полета. Такая обработка данных допустима для условий, когда процесс является существенно
стационарным, напри мер в режиме прямолинейного движения самолета на одной высоте.
Из документации на средства измерений следовало, что предел погрешности измерений состав
лял 5.9 %. Разрешение по частоте составляло 3,25 Гц, а выборочная дисперсия варьировалась от 3 %
до 12 %. Результаты обработки данных приведены в (2) — [4].
Исходные спектральные кривые были вручную оцифрованы в 80 точках и нанесены на один гра
фик. В тех случаях, когда нечеткое изображение кривой не позволяло провести точную оцифровку, ис
пользовалась ее огибающая, чтобы исключить пропуск основных пиков.
2