ГОСТ Р 57211.2— 2016
ускорения в продольном направлении, для которого среднеквадратичные значения ускорения различа
лись почти в четыре раза. Вибрация в центре тяжести самолета была выше только в режиме посадки
самолета вследствие применения реверса при торможении и вызванного этим откликом двигателей в
полосе от 200 до 600 Гц. Вид спектральных кривых, полученных для разных точек измерений, также
отличался между собой. На рисунках 8. 9 и 12. 13 показаны типичные характеристики вибрации в но
совой части и в центре тяжести самолета в условиях взлета (режимы 2 и 3) и посадки (режимы 9 и 10).
Для вибрации в носовой части наблюдаются характерные пики на частотах 35. 100 и 130 Гц. а также в
диапазоне от 180 до 250 Гц и очень низкая вибрация выше 250 Гц. в то время как для вибрации в цен тре
тяжести самолета доминируют плоские пики в полосе от 400 до 600 Гц. Типичные характеристики
вибрации для крейсерского режима полета в двух указанных точках измерений показаны на рисунках
10 и 11.
4.2.4 Относительная жесткость вибрации в разных направлениях измерений
Вибрация, измеренная в центре тяжести самолета, постоянно выше в поперечном направлении,
чем в двух других. Это объясняется в основном тем. что точка измерений находится близко кдвигате
лям самолета и между ними. В этой точке характер вибрации в поперечном и вертикальном направле
нии почти один и тот же. Для точки измерений в носовой части вибрация в продольном и поперечном
направлении сопоставима по жесткости и имеет практически равное число пиков высокой мощности, в
то время как в вертикальном направлении наблюдается вибрация более низкого уровня.
4.3 Самолет ВАе VC10 К (Виккерс)
4.3.1 Общие замечания
Для установления закономерностей изменения динамических воздействий внутри самолета ана
лизу были подвергнуты толькоданные, полученные в точках на его корпусе. Вибрация в этихточках, пе
редаваемая на основание установки груза, наиболее полно описывает условия динамических воздей
ствий. В целях анализа были использованы среднеквадратичные значения ускорения (в единицах д)
в диапазоне частот от 3,25 до 2000 Гц (см. таблицу 3). Среднеквадратичные значения ускорения (в
единицах
д)
в диапазоне частот от 3,25 до 400 Гц. очищенные от шумов системы питания самолета,
представлены в таблице 4.
4.3.2 Относительная жесткость вибрации в разных режимах полета
Вибрация в крейсерском режиме полета на высоте 11000 м с числом Маха 0,83 оказались весьма
низкой, со среднеквадратичным значением ускорения (arms). не превышающем 0.156
д
(в хвостовой
части по правому борту в вертикальном направлении). На рисунке 17 показаны результаты измерений
спектральной плотности мощности ускорения, их которых видно, что значения этой величины не пре
вышают 0.0001 г^/Гц. Максимальная вибрация имеет место в режимах взлета, снижения и торможения с
включением реверса. В этих режимах она приблизительно в четыре раза выше той. что наблюдалась
при полете в крейсерском режиме. Максимальная вибрация имела место после включения реверса,
когда среднеквадратичное значение ускорения в хвостовой части по правому борту в вертикальном на
правлении составило 0.674
д
.
Соответственно, спектральная плотность мощности ускорения достигла
значения 0.0014
д
2!Гц (см. рисунок 18). При повторном включении одного из двигателей самолета ника
ких заметных изменений вибрации не было выявлено.
4.3.3 Изменение вибрации по площади крепления груза
По площади установки груза вибрация возрастала по направлению кхвостовой части (т.е. к месту
расположения двигателей). Это становилось особенно заметнодля тех режимов полета, когда двигате ли
работали на максимальной мощности, например при взлете. При этом среднеквадратичное значе ние
ускорение в хвостовой части места установки груза было в три раза больше, чем в носовой.
4.3.4 Относительная жесткость вибрации в разных направлениях измерений
Относительная жесткость вибрации по трем измерительным осям оценивалась с использованием
данных от трехкомпонентных акселерометров. Результаты измерений показывают, что максимальная
вибрация в вертикальном, поперечном и продольном направлениях находится в среднем в соотноше
нии 1.0:0.8:0.3. Это соотношение, однако, не выполняется для данных, полученных на контейнере в
носовой части, что может быть объяснено влиянием шумов от бортовой системы питания при общем
низком уровне вибрации (см. также рисунки 19 и 20 для сравнения спектров контейнеров в носовой и
хвостовой части). Однако, если сигнал очистить от шума (см. таблицу 4). то указанное соотношение
начинает выполняться.
5