ĐIỀU KIỆN MÔI TRƯỜNG - RUNG VÀ XÓC CỦA CÁC THIẾT BỊ KỸ THUẬT ĐIỆN - PHẦN 2: THIẾTBỊ ĐƯỢC VẬN CHUYỂN BẰNG MÁY BAY PHẢN LỰC CÓ CÁNH CỐ ĐỊNH

Để cho phép xếp chồng các đáp ứng rung trên một hình duy nhất, các đường cong dữ liệu gốc đã được số hóa thủ công, bằng cách sử dụng tới 80 điểm.. Độ rộng băng tần phân giải phân tích là

TIÊU CHUẨN QUỐC GIA TCVN 10187-2:2015 IEC/TR 62131-2:2011

ĐIỀU KIỆN MÔI TRƯỜNG - RUNG VÀ XÓC CỦA CÁC THIẾT BỊ KỸ THUẬT ĐIỆN - PHẦN 2: THIẾT

BỊ ĐƯỢC VẬN CHUYỂN BẰNG MÁY BAY PHẢN LỰC CÓ CÁNH CỐ ĐỊNH

Environmental conditions - Vibration and shock of electrotechnical equipment - Part 2: Equipment

transported in fixed wing jet aircraft

Lời nói đầu

TCVN 10187-2:2015 hoàn toàn tương đương với IEC/TR62131-2:2011

TCVN 10187-2:2015 do Ban kỹ thuật tiêu chuẩn quốc gia TCVN/TC/E3 Thiết bị điện tử dân dụng biên

soạn, Tổng cục Tiêu chuẩn Đo lường Chất lượng đề nghị, Bộ Khoa học và Công nghệ công bố

Bộ TCVN 10897 (IEC/TR 62131), Điều kiện môi trường gồm các phần sau:

- TCVN 10187-1:2015 (IEC/TR 62131-1:2011), Điều kiện môi trường - Rung và xóc của các thiết bị kỹ thuật điện - Phần 1: Quy trình xác nhận dữ liệu động

- TCVN 10187-2:2015 (IEC/TR 62131 -2:2011), Điều kiện môi trường - Rung và xóc của các thiết bị kỹ thuật điện - Phần 2: Thiết bị vận chuyển bằng máy bay phản lực có cánh cố định

- TCVN 10187-3: 2013 (IEC/TR 62131-3: 2011), Điều kiện môi trường - Rung và xóc của thiết bị điện

tử - Phần 3: Thiết bị vận chuyển bằng phương tiện đường sắt

- TCVN 10187-4: 2013 (IEC/TR 62131-4: 2011), Điều kiện môi trường - Rung và xóc của thiết bị kỹ thuật điện - Phần 4: Thiết bị được vận chuyển bằng phương tiện đường bộ

ĐIỀU KIỆN MÔI TRƯỜNG - RUNG VÀ XÓC CỦA CÁC THIẾT BỊ KỸ THUẬT ĐIỆN - PHẦN 2: THIẾT BỊ ĐƯỢC VẬN CHUYỂN BẰNG MÁY BAY PHẢN LỰC CÓ CÁNH CỐ ĐỊNH

Environmental conditions - Vibration and shock of electrotechnical equipment - Part 2:

Equipment transported in fixed wing jet aircraft

Tiêu chuẩn này chủ yếu đề cập các dữ liệu khai thác từ một số nguồn khác nhau mà chất lượng và tính xác thực của chúng có độ tin cậy hợp lý Tiêu chuẩn cũng trình bày các dữ liệu mà chất lượng và tính xác thực của chúng thực tế là không thể kiểm tra được Những dữ liệu này được đưa vào tạo điều kiện dễ dàng cho việc xác nhận các thông tin từ các nguồn khác Tiêu chuẩn chỉ định một cách rõràng khi nào nó sử dụng thông tin trong mục tiếp theo

Tiêu chuẩn này hướng đến dữ liệu từ một số máy bay phản lực khác nhau Mặc dù một trong những máy bay này không còn được sử dụng cho mục đích thương mại, dữ liệu từ nó được tính đến để đơn giản hóa tính hợp lệ của thông tin từ các nguồn khác

Tương đối ít các dữ liệu đã được rà soát được cung cấp sẵn ở dạng dữ liệu điện tử Để có thể so sánh, một lượng dữ liệu ban đầu (không phải dữ liệu điện tử) đã được số hóa thủ công trong tiêu chuẩn này

2 Tài liệu viện dẫn

Các tài liệu viện dẫn sau đây là cần thiết cho việc áp dụng tiêu chuẩn này Đối với các tài liệu viện dẫnghi năm công bố thì áp dụng phiên bản được nêu Đối với các tài liệu viện dẫn không ghi năm công

bố thì áp dụng phiên bản mới nhất (kể cả các sửa đổi)

TCVN 7921-3-2:2008 (IEC 60721-3-2:1997), Phân loại điều kiện môi trường - Phần 3-2: Phân loại theo nhóm các tham số môi trường và độ khắc nghiệt - vận chuyển

IEC 60721 (all parts), Classification of environmental conditions ((tất cả các phần), Phân lớp các điều

kiện môi trường)

3 Nguồn và chất lượng dữ liệu

3.1 Lockheed Tristar KC Mk 1

Dữ liệu rung đối với máy bay Lockheed Tristar KC Mk 1 được lấy từ một báo cáo của hãng Lockheed [1]1 trên thử nghiệm bay thực hiện có sự hỗ trợ của một chương trình của bộ Quốc phòng Mỹ Tài liệutham khảo [1] báo cáo về một chuyến bay duy nhất của máy bay phản lực thương mại thân rộng Lockheed Tristar L-1011 được thực hiện để ghi lại dữ liệu rung Phép đo đã được ghi lại tại hai vị trí trong máy bay trong một dải toàn diện các điều kiện bay được đưa ra trong Bảng 1.

Máy bay thử nghiệm được trang bị đầy đủ Mặc dù bằng chứng hình ảnh có chất lượng thấp, nhưng ảnh cho thấy máy bay có chỗ ngồi và [1] cho thấy máy bay có các thiết trí cố định và đồ đạc bên trong, và không phải là một vỏ rỗng Trọng lượng tổng của máy bay dùng cho dữ liệu chuyến bay là giữa 190 000 kg (khi cất cánh) và 165 000 kg (khi hạ cánh)

Các phép đo được thực hiện tại hai vị trí trên máy bay Lockheed như minh họa trong Hình 1 Các bộ chuyển đổi được bố trí gần với đường tâm của máy bay, tại các tọa độ dọc trục 804 và 1 218 ở thân máy bay Các bộ chuyển đổi trọng tâm được bố trí trên kết cấu đỡ sàn khoang chở hàng, trong khi đó các bộ chuyển đổi phía trước được đặt ở trên mái của cabin, gắn vào kết cấu máy bay bằng các dầm chìa

Dữ liệu chứa trong tài liệu [1] có vẻ có chất lượng tốt, tuy nhiên do bản photocopy của báo cáo gốc cóchất lượng thấp nên kết quả là một phần của phổ có độ rõ nét thấp Nhiễu điện từ các hệ thống của máy bay đã được ghi lại và được chứng minh rằng nhiễu ở mức thấp chấp nhận được Tài liệu tham khảo thư mục [1] báo cáo rằng nhiều dữ liệu không có tín hiệu đã được lấy để cung cấp một phép đo sàn nhiễu của toàn bộ hệ thống đo lường Phép đo nhiễu thể hiện trên Hình 2 được thực hiện với máybay chỉ được cấp nguồn từ khối nguồn phụ trợ

Đối với một số điều kiện chuyến bay (Số 2, 3, 7, 9 và 10 trong Bảng 1), có tới bốn bản ghi riêng rẽ được thực hiện Bộ các mật độ phổ công suất (PSD, Hình 3 đến Hình 7) sau đó đã được rút gọn bằngcách biểu diễn các đường cong trung bình và cực đại của chúng trên một đồ thị Điều này đã chứng minh thành công rằng biến động của đáp ứng rung giữa các bản ghi của chuyến bay riêng lẻ là nhỏ Giá trị hiệu dụng (r.m.s.) tính toán cho các trường hợp như vậy tương ứng với đường cong mật độ phổ công suất cực đại

Tài liệu tham khảo thư mục [1] chỉ ra rằng thời gian phân tích đối với mỗi mật độ phổ công suất (PSD)(t nhất là 45 s và băng thông phân tích là 1,272 5 Hz Các giá trị này sinh ra một sai số ngẫu nhiên chuẩn hóa là 13 mà nhìn chung là chấp nhận được Ngoài ra theo báo cáo, toàn bộ thiết bị đo đã được hiệu chuẩn

Để cho phép xếp chồng các đáp ứng rung trên một hình duy nhất, các đường cong dữ liệu gốc đã được số hóa thủ công, bằng cách sử dụng tới 80 điểm Trường hợp bản photo của các đường cong bị

mờ, người ta chỉ cần lấy đường bao của chúng để đảm bảo tất cả các đáp ứng đỉnh chính đều được bao hàm trong phiên bản số hóa

Để so sánh, dữ liệu các điều kiện bay được nhóm thành dữ liệu cất cánh và hạ cánh cũng như đườngtrường Môi trường cất cánh và hạ cánh bao gồm các điều kiện bay 2, 3, 9 và 10 (từ Bảng 1) là cất cánh, lao nhanh và tròng trành, lên cao từ cao độ thấp, hạ xuống cao độ thấp và tiếp đất Môi trường bay đường trường bao gồm điều kiện bay 7, bay đường trường ở cao độ lớn

3.2 BAe VC10 K

Tài liệu tham khảo thư mục [2] giới thiệu một sự đánh giá về dữ liệu rung và xóc thu được từ một thử nghiệm bay thực hiện trong tháng 4 năm 1985 Thử nghiệm bay tham gia vận chuyển hai cụm thùng chứa trong một chiếc máy bay VC10 Dữ liệu thu thập trong thử nghiệm bao gồm các phép đo thực hiện ở đáy các thùng chứa Yêu cầu thử nghiệm bay và phân tích thử nghiệm này được trình bày ở [1], [1], [5] và [6]

Thử nghiệm không chỉ bao gồm các điều kiện ôn hòa thường gặp như bay đường trường trên cao,

mà còn bao gồm một số các điều kiện liên quan tới các tình huống khẩn cấp, chẳng hạn một động cơ không hoạt động, các cuộc hạ cánh bất thường, v.v mặc dù phạm vi của các tình huống khẩn cấp như vậy là rất hạn chế đối với VC10 Danh sách đầy đủ các điều kiện bay khác nhau trong chuyến bay được trình bày trong Bảng 2

Cấu hình tải trọng chuyến bay được biểu diễn sơ lược trên Hình 16 Tải trọng gồm hai cụm thùng chứa 1800 kg Trong chuyến bay này, các tải trọng được cột chặt theo cách bình thường, bao gồm việc buộc các thùng chứa tải trọng vào các điểm néo của máy bay

Thiết bị đo đạc chuyến bay bao gồm 11 gia tốc kế, được sử dụng để đo rung hầm chứa hàng, liền kề với khung máy bay cũng như ở đáy các thùng chứa vận chuyển Các phép đo khung máy bay được thực hiện trên các cơ cấu néo hàng xuống sàn Đây là những vị trí lắp chắc chắn, thích hợp và sẵn cótại những vị trí quan trọng trong gian chứa hàng Các phép đo thùng chứa được thực hiện tại các vị trícứng vững thích hợp xung quanh đáy của các thùng chứa, do đó cung cấp một phép đo đầu vào độ rung Các vị trí đo rung được chỉ ra trên Hình 16

Nói chung, bản chất của môi trường rung là ngẫu nhiên băng rộng Các biên độ rung cực đại đo được

1 Tham khảo các tài liệu trong thư mục tài liệu tham khảo

tại sàn hầm chứa hàng có xu hướng xảy ra trong dải tần từ 200 Hz đến 600 Hz Do đó, dữ liệu chuyến bay được lập ở dạng mật độ phổ công suất gia tốc (APSD) và lịch sử gia tốc-thời gian Các đường cong APSD đã được lập trên dải tần từ 3,25 Hz đến 2000 Hz Các biên độ từ các APSD là kết quả của việc lấy trung bình trong toàn bộ điều kiện của một chuyến bay cụ thể Do vậy các kết quả có hiệu lực đối với các điều kiện khi mà các đặc tính trung bình của dữ liệu là bất biến theo thời gian, chẳng hạn như bay thẳng và ở độ cao không đổi Kết quả xử lý dữ liệu được cho trong [2], [1] và [1].Đánh giá về độ chính xác của thiết bị đo ở khung máy bay/thùng chứa chỉ ra rằng dung sai tổng là ± 5,9% với giá trị điển hình trong phạm vi ± 4,0 % Độ rộng băng tần phân giải phân tích là 3,25 Hz và sai số phương sai trong dải 3% đến 12%.

Để cho phép các đáp ứng rung có thể xếp chồng trên một hình duy nhất, các đường cong dữ liệu nguyên thủy đã được số hóa bằng tay, bằng cách sử dụng tới 80 điểm Trường hợp bản photo của các đường cong không rõ ràng thì phần không rõ ràng đó được bao viền lại một cách đơn giản để đảm bảo tất cả các đáp ứng đỉnh chính đều được bao gồm trong phiên bản số hóa

Không quan sát thấy có những xóc có thể nhận biết được khi hạ cánh bình thường cũng như hạ cánh

“chạm đất rồi di chuyển " (“touch-and-go") (tài liệu [1] có một hình giải thích điều này nhưng không tái tạo lại được)

Mặc dù ban đầu được thiết kế và sử dụng như một máy bay chở khách và hàng hóa thương mại, nhưng giờ đây VC10 không còn được sử dụng cho mục đích thương mại nữa Đơn vị vận hành máy bay này hiện nay được biết đến là quân đội Vương quốc Anh Thông tin rung đối với máy bay này được đưa vào trong đánh giá này bởi vì nó có tiềm năng hỗ trợ tính xác thực của dữ liệu từ các nguồn khác

3.3 Boeing 747 Combi (hàng hóa và hành khách)

Một nghiên cứu thực địa đã được tiến hành trên máy bay Boeing 747 Combi (hàng hóa và hành khách) trên tuyến Stockholm (Arianda) qua Oslo (Gardermoen) tới New York (Sân bay John F Kennedy) và trở về Stockholm (Arianda) Đã đo và phân tích xóc và rung tác động lên hàng hóa trong vận chuyển hàng không

Nghiên cứu bao gồm tất cả các giai đoạn của chuyến bay, bao gồm lăn bánh, lên cao, bay đường trường trong các điều kiện êm ả cũng như xáo động, xuống thấp và tiếp cận, hạ cánh (bao gồm tiếp đất và chạy tới chỗ đỗ) Các giai đoạn được coi là đáng chú ý nhất liên quan tới rung ảnh hưởng tới hàng hóa và đã được phân tích từ các thử nghiệm thực địa bao gồm:

i) chạy trên mặt đất;

ii) cất cánh;

iii) lên cao ban đầu;

iv) bay đường trường, điều kiện bình thường;

v) bay đường trường, gió giật hoặc túi khí;

vi) hạ thấp và tiếp cận;

vii) hạ cánh (tiếp đất, hãm phanh và chạy theo đà);

viii) Chạy tới chỗ đỗ

Dữ liệu thực địa, báo cáo trong [7], đã được phân tích bằng các kỹ thuật phân tích tần số thông thường và mô hình hóa Nhằm tổng quát hóa các kết quả, các dữ liệu bộ ghi chuyến bay từ thử nghiệm thực địa và từ các chuyến bay khác cũng được đưa vào

Hệ gá với cấu hình thử nghiệm gia tốc kế ba trục đã được lắp trên tấm pa-lét với băng keo hai mặt và được đặt xấp xỉ giữa chiều dài tấm pa-lét, cách cạnh tấm pa-lét khoảng 0,5 m Gia tốc kế thẳng đứng,riêng thứ tư được lắp ở gần đầu tấm pa-lét, các góc khoảng 0,5 m Lắp các bộ chuyển đổi trên tấm pa-lét thay vì trên sàn máy bay có nghĩa là ghi các gia tốc mà tấm pa-lét chịu tác động, tức là vào hàng hóa Nếu lắp các bộ chuyển đổi lên hàng hóa thì có nghĩa các gia tốc được ghi lại phụ thuộc vàoloại hàng hóa Dĩ nhiên, các sản phẩm và khối lượng của chúng ảnh hưởng tới các tín hiệu ghi nhận,

do đó các tải trọng tấm pa-lét được chọn là “điển hình” Trong thử nghiệm thực địa số 1, khối lượng của tấm pa-lét thử nghiệm là 1 470 kg và trong thử nghiệm thực địa thứ hai khối lượng là 2 550 kg.Máy bay sử dụng trong các thử nghiệm thực địa là chiếc Boeing 747, là một trong những máy bay thông dụng nhất trong vận chuyển hàng hóa và hành khách Chiếc máy bay này, Dan Viking, tình cờ

là chiếc thứ 500 trong series 747, và là phiên bản Combi được giao năm 1981 Trong cả hai thử nghiệm, tấm pa-lét được đặt trên khoang chính phía bên phải và gần với trọng tâm

Dữ liệu thực địa ghi lại trong chuyến bay được máy tính phân tích theo các miền thời gian và tần số Phân tích miền tần số được thực hiện sử dụng các kỹ thuật phân tích phổ truyền thống cũng như kỹ thuật mô hình hóa tự hồi quy Tần số lấy mẫu được chọn là 100 Hz và tín hiệu được lọc thông tần thấp ở 31,5 Hz Tuy nhiên, do tỷ lệ tín hiệu/nhiễu của tín hiệu ghi được rất tốt, nên dữ liệu phân tích sau đã được bù để cho phép ước tính lên tới 50 Hz Điều này chủ yếu đạt được bằng việc bù lọc Số

lượng các bản ghi, mỗi bản bao gồm 256 mẫu, biến đổi phụ thuộc vào độ dài giai đoạn bay được nghiên cứu Các giá trị đối với giai đoạn đường trường được giới hạn ở 350 bản ghi, tức là thời gian lấy mẫu khoảng 15 min Cửa sổ chủ yếu được sử dụng cho phân tích tần số là cửa sổ Blackman Đối với phân tích sử dụng mô hình hóa tự hồi quy dùng cho ước tính phổ, cửa sổ Hamming đã được sử dụng.

Bản tổng hợp các giá trị cực biên và các giá trị hiệu dụng ghi được cho trong Bảng 5 Bộ chuyển đổi V2 là gia tốc kế thẳng đứng đặt riêng trên góc tấm pa-lét, V1 là gia tốc kế thẳng đứng đặt gần tâm tấmpa-lét, T là gia tốc kế theo chiều ngang và L là gia tốc kế theo chiều dọc; V1, T và L được bố trí trong cấu hình thử nghiệm ba trục Bởi vì không có các đường phân cách rõ ràng giữa các pha bay khác nhau nên đã sử dụng các đặc tính tín hiệu cùng với giao thức thử nghiệm làm phương tiện để phân cách Trong Bảng 5, việc chạm đất được biểu diễn bởi bốn bản ghi đầu tiên của giai đoạn hạ cánh.Trong Bảng 6 các mức gia tốc có thể dự kiến bị vượt quá chiếm hơn 1% thời gian thử nghiệm, khi phân bố chuẩn được giả định, đã được tính toán dựa trên các độ lệch chuẩn Trong trường hợp này, sai lệch chuẩn cần được nhân với hệ số 2,576 theo bảng phân bố chuẩn Điều này có nghĩa là 0,5% các giá trị có giá trị dương lớn hơn và 0,5% có giá trị âm lớn hơn Do đó, Bảng 6 mô tả sự phân bố các giá trị tức thời

3.4 Dữ liệu bổ sung

3.4.1 Nhận xét chung

Thực hành thu thập dữ liệu đã xác định một số bộ thông tin bổ sung liên quan, từ các nguồn tin cậy, nhưng chất lượng dữ liệu không thể xác minh được một cách đầy đủ Chúng được đưa vào đây để tạo điều kiện thuận lợi cho việc xác nhận dữ liệu từ các nguồn khác Cần thận trọng khi sử dụng các thông tin loại này

3.4.2 McDonnell Douglas DC8 chở hàng

Thông tin chứa trong phạm vi quy định kỹ thuật quân đội Pháp GAM EG 13 ([1]) từ hầm chứa hàng của máy bay chở hàng DC8 Thông tin được trình bày đối với ba bộ chuyển đổi và tám điều kiện bay Bản tổng hợp các mức khắc nghiệt đối với tám điều kiện bay được trình bày trong Bảng 7 Phổ đối với các điều kiện bay khắc nghiệt nhất được trình bày trên các Hình 24, 25 và 26 Hầu hết dữ liệu trình bày trong [1] đều ở mức thấp đến độ các phép đo xem ra gần với mức sàn nhiễu hệ thống đo (xem Hình 26)

3.4.3 Lockheed C5A (Galaxy), Lockheed C-141 (Starlifer) và Boeing NC-135 (707)

Là một phần trong phép thử vào những năm đầu thập kỷ 1970 nhằm xác thực các mức khắc nghiệt thử nghiệm đối với quy định kỹ thuật quân đội Mỹ Mil Std 810, J.T Foley ([1]) tại các Phòng thí nghiệmQuốc gia Sandia ở Mỹ đã tiến hành các thực hành rộng khắp để xác định các mức khắc nghiệt vận chuyển trên một số nền tảng Một trong số đó là cho vận chuyển trên máy bay phản lực Mặc dù các phép đo bao quát ba máy bay vận chuyển là C5A, C-141 và NC-135 nhưng quá trình được chọn đã không cho phép xác định thông tin từ từng máy bay riêng lẻ Hơn nữa, quá trình phân tích mà Foley

đã sử dụng trong toàn bộ công trình của mình là tương đối độc đáo và không tương thích ngay được với các thông tin khác được trình bày trong đánh giá này Tuy nhiên, Foley đã tạo phổ thử nghiệm mà

có thể so sánh một cách có lợi ích với những phổ từ các phương pháp và nguồn khác (xem các Hình

4.2 Lockheed Tristar KC Mk 1

Từ các dữ liệu được cung cấp trong [1], đã tiến hành đánh giá độ khắc nghiệt tương đối của các điều kiện bay khác nhau, các vị trí khác nhau trong khoang chở hàng và các trục đo khác nhau nhằm xác định tính biến động cũng như các đặc tính của môi trường rung bên trong máy bay Tristar Sự so sánh này bị giới hạn một phần vì thử nghiệm chỉ bao gồm một chuyến bay duy nhất của một chiếc máy bay và do đó, không thể đưa ra các kết luận chặt chẽ liên quan đến bất kỳ sự khác biệt giữa chiếc máy bay này so với chiếc máy bay khác hoặc chuyến bay này so với một chuyến bay khác, bao gồm các máy bay có trọng lượng khác nhau Hơn nữa, chỉ sử dụng hai vị trí đo cho duy nhất một chỉ thị về sự biến đổi của các mức rung theo vị trí bên trong máy bay

4.2.1 Mức khắc nghiệt tương đối của các điều kiện bay

Các điều kiện cất cánh, công suất tối đa và tròng trành cho các mức rung cao nhất và tương ứng với những điều kiện yêu cầu công suất lớn nhất từ các động cơ Tương tự, các điều kiện bay lên cao và gia tốc tạo ra các APSD với các mức lớn hơn so với bay đường trường Hạ cánh khi tiếp đất, đặc biệt

theo hướng trước và sau cũng đưa ra các mức cao nhưng đây hầu như chắc chắn là kết quả của tác dụng của lực đẩy ngược sau khi máy bay tiếp đất.

4.2.2 Vị trí trong khoang chở hàng

Nhìn chung, các mức rung đối với các bộ chuyển đổi phía trước cao hơn các mức rung ghi được ở trọng tâm đối với cùng điều kiện bay Điều này là đặc biệt hiển nhiên đối với các đáp ứng theo chiều ngang mà các mức r.m.s cao hơn tới bốn lần Chỉ khi tiếp đất, các mức hiệu dụng ở trọng tâm mới cao hơn do tác dụng của lực đẩy ngược và vì thế các đáp ứng sinh ra bởi động cơ cao hơn trong băng thông 200 Hz đến 600 Hz Các đặc tính phổ của các phép đo ghi tại vị trí phía trước khác với các đặc tính phổ của các phép đo ghi tại vị trí trọng tâm Hình 8 và Hình 9 cũng như Hình 12 và Hình

13 biểu diễn các đáp ứng rung điển hình ở các vị trí đo phía trước và trọng tâm khi cất cánh (các điều kiện bay 2 và 3) và hạ cánh (các điều kiện bay 9 và 10) Các đáp ứng ở vị trí phía trước thể hiện các đáp ứng đỉnh nhất quán ở 35 Hz, 100 Hz, 130 Hz và 180 Hz đến 250 Hz và các đáp ứng rất thấp trên

250 Hz trong khi các đáp ứng ở trọng tâm chủ yếu là bằng phẳng với các đỉnh trong dải tần 400 Hz đến 600 Hz Hình 10 và Hình 11 biểu diễn các đáp ứng rung điển hình ở các vị trí đo ở phía trước và

ở trọng tâm đối với bay đường trường

4.2.3 Mức khắc nghiệt tương đối của các trục đo

Đối với các đáp ứng đo tại trọng tâm, hướng trước và sau thể hiện nhất quán các mức rung cao nhất

do hầu như chắc chắn gần các bộ biến đổi và đặt thẳng hàng với động cơ Các đáp ứng thẳng đứng

và theo chiều ngang tại trọng tâm nhìn chung là giống nhau Đối với các đáp ứng đo được bởi nhóm phía trước, các hướng theo chiều dọc và chiều ngang cho một số lượng bằng nhau các đáp ứng cao nhất Các đáp ứng theo hướng thẳng đứng có xu hướng thấp hơn so với các hướng khác

4.3 BAe VC10 K

4.3.1 Nhận xét chung

Đối với mục đích thiết lập các xu hướng, chỉ các dữ liệu bắt nguồn từ các vị trí khung máy bay mới được xem xét Đó là vì rung khung máy bay, vốn là một phép đo đầu vào của rung sàn khoang chở hàng, là mô tả đầy đủ nhất về môi trường đầu vào Đối với mục đích xác định xu hướng được thảo luận dưới đây, dữ liệu được khảo sát về mặt gia tốc tổng (g) r.m.s rung trong băng tần 3,25 Hz đến

2000 Hz và được biểu diễn trong Bảng 3 Bản tổng hợp gia tốc thùng chứa (g) r.m.s các mức rung trong băng thông 3,25 Hz đến 399 Hz ngoại trừ các thành phần nhiễu nguồn cấp, được trình bày trong Bảng 4

4.3.2 Mức khắc nghiệt tương đối của các điều kiện bay

Mức rung ghi lại trong khi bay đường trường là rất thấp; lớn nhất là 0,156 g r.m.s ở vị trí phía sau cánh phải (phương thẳng đứng), trong khi bay đường trường ở 11 000 m (37 000 ft) và Mach 0,83 Điều này được mô tả ở đồ thị APSD biểu diễn trên Hình 17 mà ở đó có thể thấy rằng các mức APSD không vượt quá 0,0001 g2/Hz Rung tối đa có xu hướng xuất hiện khi cất cánh, hạ độ cao và lực đẩy ngược khi hạ cánh Rung trong thời gian các sự kiện ngắn hạn này lớn hơn tới bốn lần so với khi bay đường trường Rung lớn nhất ghi được trong quá trình thử là trong quá trình đẩy ngược sau hạ cánh Trong điều kiện này đo được 0,674 g r.m.s tại vị trí sau cánh phải theo trục thẳng đứng Mức APSD tối đa tương ứng là 0,001 4 g2/Hz, như có thể thấy trên Hình 18 Không có khác biệt có thể phân biệt được xuất hiện trong khi rung khi một trong các động cơ máy bay bị khóa nhiên liệu

4.3.3 Vị trí trong khoang chở hàng

Đặc tính rung trong khoang chở hàng là rung tăng dần về phía sau máy bay nơi có các động cơ Điều này đặc biệt rõ nét trong các điều kiện bay yêu cầu công suất lớn từ các động cơ, ví dụ như khi cất cánh Trong những điều kiện như vậy, các mức gia tốc (g) r.m.s đo được ở phía sau khoang chứa hàng lớn hơn khoảng ba lần so với phía mũi

4.3.4 Mức khắc nghiệt tương đối của các trục đo

Để nhất quán tối đa, mức khắc nghiệt tương đối của rung trong ba trục đo được tiến hành bằng cách

sử dụng dữ liệu từ các gia tốc kế ba trục Các kết quả chỉ ra rằng rung theo các trục thẳng đứng, ngang và trước/sau nhìn chung nằm trong tỷ lệ 1,0: 0,8: 0,3 tương ứng Tuy nhiên các dữ liệu bắt nguồn từ thùng chứa phía trước, không phù hợp với hình mẫu này Đặc tính này được cho là do ảnh hưởng của nhiễu nguồn cấp lên các mức rung thấp đo được Quan điểm này được hỗ trợ bởi sự so sánh các APSD từ các thùng chứa phía trước và phía sau, như thể hiện trên các Hình 19 và 20 Ngoài ra, so sánh gia tốc (g) r.m.s trong băng tần 3,25 Hz đến 399 Hz, được trình bày trong Bảng 4,

đã loại trừ các thành phần nhiễu, phù hợp với dự kiến về mức khắc nghiệt tương đối của các trục đo

4.4 Boeing 747 Combi (chở hàng và hành khách)

4.4.1 Nhận xét chung

Kèm theo thực hành thu thập dữ liệu trên máy bay 747 đã báo cáo trong [7], là một thực hành khác về

đo các điều kiện rung và xóc trong quá trình nâng chuyển trên mặt đất tại sân bay Với trải nghiệm này, mở đầu tài liệu [1] về rà soát các điều kiện khắc nghiệt của máy bay bằng nhận xét sau đây:

“Xét về mức ứng suất, các giai đoạn nâng chuyển trên mặt đất và vận chuyển trên mặt đất của vận tảiđường không là khắc nghiệt nhất, tiếp sau đó là cất cánh và hạ cánh Ít khắc nghiệt hơn về góc độ giatốc là các pha khi máy bay đang ở trên không.”

4.4.2 Mức khắc nghiệt tương đối của các trục đo

Gia tốc phương thẳng đứng thường là lớn nhất Sự khác biệt giữa gia tốc phương thẳng đứng tại góc tấm pa-lét và gia tốc thẳng đứng ở giữa tấm pa-lét là tương đối nhỏ, nhưng có thể nhận thấy được Điều này có nghĩa là các gia tốc phương thẳng đứng ở góc tấm palet có tính 'lập bập’ Các gia tốc phương ngang và trước/sau nhìn chung nhỏ hơn các gia tốc phương thẳng đứng Quan hệ giữa chúng phụ thuộc vào giai đoạn chuyến bay Ở các giai đoạn khi máy bay nghiêng rõ rệt, như khi tăng

và giảm độ cao, các gia tốc trước/sau là lớn nhất Điều này cũng xảy ra khi tăng tốc lúc cất cánh và hãm lại sau khi tiếp đất Trong giai đoạn bay đường trường các gia tốc ngang thường lớn hơn một chút so với các gia tốc trước/sau

4.4.3 Mức khắc nghiệt tương đối của các điều kiện bay

Các mức gia tốc cực đại lớn nhất đã được ghi lại trong khi hạ cánh, khi mà tiếp đất tạo ra 0,42 g pk trong dải tần nghiên cứu

5 So sánh chéo các nguồn dữ liệu

Phần lớn các dữ liệu từ các nguồn khác nhau không chỉ cho thấy một mức độ tự nhất quán hợp lý màcòn cả một mức độ nhất quán tương đối tốt giữa các nguồn khác nhau Không có nguồn dữ liệu nào

đã được xác nhận khác biệt đáng kể một cách rõ ràng so với các nguồn còn lại đến mức phải đặt câu hỏi về tính xác thực của nó (hoặc của những nguồn còn lại)

Xu hướng chung là nhất quán đối với tất cả các máy bay được đề cập Lưu ý đặc biệt là tất cả các dữliệu đều chỉ ra rằng cất cánh ít khắc nghiệt một chút so với hạ cánh, nhưng cả hai đều khắc nghiệt rõ nét hơn so với các điều kiện bay đường trường Trong một số trường hợp, điều kiện khắc nghiệt nhất trong khi hạ cánh được xác định là xảy ra trong khi tác dụng lực đẩy ngược Phạm vi (và dải tần) của điều kiện này có thể khác nhau, nhưng điều này không đáng ngạc nhiên vì liên quan tới các cấu hình khác nhau của động cơ máy bay

Hai trong số ba nguồn dữ liệu tốt chỉ ra rằng các đáp ứng theo trục thẳng đứng lớn hơn một chút so với trục ngang, các đáp ứng theo trục ngang lại lớn hơn chút ít so với trục dọc (trước/sau) Chưa đủ

dữ liệu hiện có để xác nhận xu hướng dứt khoát của rung dọc theo chiều dài máy bay Nói chung các

dữ liệu trùng khớp với dự kiến là rung ở phía sau máy bay khắc nghiệt hơn so với các vị trí ở phía trước Đó là do các lớp biên dày hơn ở phía sau máy bay, gần các động cơ và luồng phản lực của động cơ

Tất cả các nguồn dữ liệu, ngoại trừ một nguồn, đều đã sử dụng mật độ phổ công suất gia tốc làm phương tiện phân tích dữ liệu rung Phương pháp này có hiệu lực không thể tranh cãi trong việc phântích rung khi bay đường trường, các rung này không chỉ có đặc tính ngẫu nhiên băng rộng (chủ yếu bắt nguồn từ luồng khí động học qua thân máy bay), mà còn tương đối tĩnh tại trong các khoảng thời gian kéo dài Tuy nhiên, phương pháp này không nhất thiết có hiệu quả đối với việc phân tích các điều kiện cất cánh và hạ cánh Mặc dù toàn bộ thời gian của các điều kiện này là ngắn, nhưng các đáp ứng biến đổi liên tục, với các điều kiện xấu nhất chỉ xảy ra trong vòng vài giây Tất cả các dữ liệu được trình bày cho việc cất cánh và hạ cánh, ngoại trừ của Foley, đều là về mật độ phổ công suất gia tốc Tuy nhiên, thời gian phân tích được sử dụng khác nhau đáng kể

6 Mô tả môi trường

6.1 Lockheed Tristar KC Mk 1

Các dữ liệu đo được luôn cho thấy có sự khác biệt về các đặc tính động giữa môi trường rung khi bayđường trường và môi trường rung khi cất cánh và hạ cánh Vì vậy, các mô tả môi trường được trình bày riêng rẽ cho cất cánh và hạ cánh và cho bay đường trường Cả hai mô tả này đều là sự kết hợp của toàn bộ phổ rung được số hóa từ tất cả vị trí đo và các hướng đo cho các điều kiện bay liên quan

Từ đó các mô tả môi trường thể hiện dữ liệu đo được trong trường hợp xấu nhất

Mô tả môi trường rung khi bay đường trường được cho trên Hình 14 Nó bao gồm tất cả các phổ tạo

ra từ các dữ liệu đã ghi được trong điều kiện bay 7

Mô tả môi trường rung khi cất cánh và hạ cánh được cho trên Hình 15 Nó bao gồm tất cả các phổ tạo

ra từ dữ liệu ghi được trong các điều kiện bay 2, 3, 9 và 10 Vì nó bao gồm các dữ liệu về các địa điểm đo phía trước cũng như tại trọng tâm nên nó bao gồm các đáp ứng đỉnh ở các tần số 35 Hz, 100

Hz, 130 Hz và 180 Hz đến 250 Hz từ các dữ liệu đo được ở vị trí phía trước và cả các đáp ứng cao trong dải tần 400 Hz đến 600 Hz từ các dữ liệu đo được ở trọng tâm

6.2 BAe VC10 K

Các mô tả môi trường, về một tập hợp các phổ rung trường hợp xấu nhất, đã được kết hợp bằng cách xếp chồng các APSD trong tất cả các điều kiện bay Phổ tạo ra được thể hiện trên Hình 21 Không có mô tả môi trường cho các điều kiện xóc được trình bày bởi vì không nhận biết được trường

hợp nào như vậy trong các phép đo.

7.2 McDonnell Douglas DC8 chở hàng

Không có mô tả môi trường được suy ra hoặc trình bày trong [8]

7.3 Lockheed C5A (Galaxy), Lockheed C-141 (Starlifter) và Boeing NC-135 (707)

Các mô tả môi trường kết hợp dùng cho các máy bay này được rút ra từ phân tích rung không nhất quán với các phân tích khác trong bản đánh giá này Một đường bao của mô tả môi trường của Foley đối với rung được thể hiện trên Hình 27 Đường bao này thể hiện mức sai lệch chuẩn của đáp ứng sau khi đi qua một dải các bộ lọc băng thông (để thảo luận đầy đủ về quá trình Foley đã sử dụng, xem[9]) Một xóc hạ cánh được xác định bởi Foley được thể hiện trên Hình 28 Từ mô tả môi trường này, Foley đã suy ra các mức khắc nghiệt thử nghiệm cho việc cất cánh và hạ cánh (Hình 29 và Bảng 3) cũng như cho bay đường trường (Hình 30 và Bảng 10) Các mô tả thử nghiệm ở dạng thử nghiệm ngẫu nhiên băng rộng trên đó xếp chồng một số các thành phần hình sin rời rạc Cơ sở của hiện tượng này không rõ ràng và tần số của các thành phần này xem ra có quan hệ với các nguồn công suất của máy bay và các hài của chúng

8 So sánh với IEC 60721

Nói chung các nguồn dữ liệu đã xác định chỉ ra một giá trị phổ cực đại trong khi bay đường trường là 0,001 g2/Hz tăng lên 0,005 g2/Hz khi cất cánh/hạ cánh Giá trị hiệu dụng lớn nhất quan sát được, trên sàn máy bay là 0,67 g Tuy nhiên, giá trị này đã được quan sát thấy gần các động cơ trong thời gian tác dụng lực đẩy ngược Một giá trị r.m.s lớn nhất điển hình hơn trên sàn máy bay là 0,35 g và khoảng nửa giá trị này trên các gói hàng Mặc dù thành phần phổ chi tiết khác nhau tùy theo nguồn và

vị trí, nhưng các đáp ứng sàn máy bay có thể được điển hình hóa bằng phổ băng tần rộng bằng phẳng từ xấp xỉ 10 Hz đến 1 000 Hz Các đáp ứng trên các gói hàng hầu như hoàn toàn dưới 100 Hz (mặc dù tần số chính xác có lẽ phụ thuộc vào các đặc tính động của gói hàng riêng lẻ)

Mức khắc nghiệt của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, kiểu môi trường b) (rung tĩnh tại ngẫu nhiên) và Bảng 5 kiểu môi trường c) (rung không tĩnh tại bao gồm xóc), cả hai đều được minh họa ở đây trên Hình 29 và Hình 30, bao quát nhiều điều kiện vận chuyển khác nhau cũng như vận chuyển bằng máy bay phản lực Vận chuyển bằng máy bay phản lực được bao hàm bởi cả ba nhóm phân lớpđộng nằm trong TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2) So sánh với các dữ liệu thu thập cho thực hành nàychỉ ra rằng TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2) nhóm một cách chính xác vận chuyển đường bay vào kiểu rung tĩnh tại ngẫu nhiên Hơn nữa, các khắc nghiệt quan sát được trong thực tế được bao quát trong các khắc nghiệt rung của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, kiểu môi trường b) các lớp 2M1, 2M2 và 2M3 Tuy nhiên cũng phải nói thêm rằng, các giá trị mật độ phổ công suất gia tốc lớn hơn đáng kể các giá trị được ghi trong các dữ liệu được rà soát đối với vận chuyển máy bay phản lực.IEC TCVN 7921-3-2 (60721-3-2), Bảng 5, kiểu môi trường b) các giá trị lớn hơn từ 10 đến 100 lần những trường hợp xấu nhất đã quan sát thấy

Không có dữ liệu nào trong số các dữ liệu đã được rà soát đã xác định được xóc của bất cứ ghi chú thực tế nào và không có cơ chế tiếp cận chúng từ xa nào của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng

5, hạng mục môi trường c) (rung không tĩnh tại bao gồm xóc) Điều này không đặc biệt bất ngờ như [7] đã ghi chú “Liên quan các mức ứng suất, các giai đoạn nâng hạ và vận chuyển trên mặt đất của vận chuyển đường không là khắc nghiệt nhất Tiếp đến là cất cánh và hạ cánh, ít khắc nghiệt hơn xét theo quan điểm gia tốc là các giai đoạn khi máy bay trong không trung"

Một tranh luận có thể được đưa ra rằng TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, hạng mục môi trường c) (rung không tĩnh tại bao gồm xóc) cũng bao gồm cất cánh và hạ cánh Nếu điều này được

dự tính, thì hình dáng của các mức khắc nghiệt thử nghiệm (Hình 30) không lí tương để bao hàm những điều kiện như vậy Mặc dù cất cánh và hạ cánh là các điều kiện thoảng qua, chúng có một số lượng đáng kể rung và trái với tiêu đề của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, hạng mục môi trường c) (rung không tĩnh tại bao gồm xóc), các điều kiện khắc nghiệt biểu diễn một xung xóc đơn giản hơn là rung không tĩnh tại

Ngoài TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), các nguồn dữ liệu xác định cũng có thể được so sánh với một

số các điều kiện khắc nghiệt thử nghiệm môi trường khác đối với thiết bị vận chuyển trong máy bay phản lực Các điều kiện khắc nghiệt thử nghiệm từ Foley được biểu diễn trong Hình 27, Hình 28 và các điều kiện khắc nghiệt thử nghiệm trong ASTM D 4728-91, Mil Std 810 điều F và G, AECTP 400 vàDef stan 00-35 được biểu diễn trong các Hình 33 đến Hình 36 tương ứng Các điều kiện khắc nghiệt

thử nghiệm này đặc biệt đáng chú ý với lượng lớn biến đổi mà chúng thể hiện Nhìn chung phổ thử nghiệm có vẻ như mô tả các điều kiện trên sàn máy bay, mặc dù, một trong các điều kiện AECTP và (rõ ràng là) mức khắc nghiệt thử nghiệm ASTM D 4728-91 mô tả các đáp ứng quan sát được trên cácgói hàng Trong các quy định kỹ thuật thử nghiệm đã xem xét chỉ ASTM D 4728-91 là dành cho các mục đích phi quân sự Là một mức khắc nghiệt thử nghiệm đối với các gói hàng, nó xem ra hợp lý, nhưng dải tần số bị giới hạn sẽ khiến nó không phù hợp cho việc mô tả các điều kiện trên sàn máy bay.

Không có sự giải thích rõ ràng tại sao có quá nhiều khác biệt như vậy tồn tại giữa các quy định kỹ thuật thử nghiệm khác nhau Hầu hết các mức khắc nghiệt thử nghiệm sẽ bao gồm một hệ số bảo toàn thử nghiệm để tính đến các biến đổi đo lường, v.v Trong trường hợp này, không có sẵn thông tin nào về độ lớn của các hệ số được đưa vào Một lý do có thể được đề xuất cho sự biến đổi rộng là các mức khắc nghiệt chủ yếu dựa trên các phép đo khi cất cánh và hạ cánh, do khoảng thời gian ngắn của chúng, nên có thể khó khẳng định một cách chính xác

Chỉ trong trường hợp Def Stan 00-35 mức khắc nghiệt là khoảng thời gian thử nghiệm liên quan đến việc sử dụng Trong trường hợp này, một khoảng thời gian thử nghiệm 1 h được dự tính để bao hàm

cả 6 h bay Như đã lưu ý, các rung khắc nghiệt nhất xuất hiện trong một vài giây cất cánh và hạ cánh Các điều kiện khắc nghiệt trong khi bay đường trường nói chung nhỏ hơn một phần năm các biên độ cất cánh và hạ cánh Trên cơ sở này, khoảng thời gian thử nghiệm Def Stan 00-35 xem ra vô cùng thận trọng

Mặc dù không coi là một công việc chi tiết, bởi vì một phần của đánh giá này đã được thực hiện để xác định các khoảng thời gian thử nghiệm tương đương, các xem xét cơ bản cho thấy rằng các khoảng thời gian thử nghiệm nên ngắn Như đã được nêu bật, các rung khắc nghiệt nhất xảy ra trong khi cất cánh và hạ cánh Các khoảng thời gian rung này xảy ra không lâu hơn 30 s đến 60 s trên mỗi chuyến bay Các mức khắc nghiệt rung xảy ra trong khi bay đường trường thấp hơn rõ rệt so với khi cất cánh và hạ cánh, nhưng có khả năng xảy ra nhiều giờ trên mỗi chuyến bay Nếu các mức thử nghiệm rung được thiết lập bằng các biên độ khi cất cánh và hạ cánh, thì 60 s thử nghiệm sẽ gây thiệthại tương tự như 50 h bay Do đó, theo ước tính sơ bộ, một chuyến bay điển hình có thể được mô tả bởi một đến hai phút thử nghiệm, với điều kiện các biên độ dựa trên rung xuất hiện trong khi cất cánh

và hạ cánh

9 Khuyến cáo

Dữ liệu tốt đã được xác định từ ba nguồn, với mỗi lượng hợp lý các thông tin có sẵn và nhờ đó có thể xác lập giá trị của dữ liệu Đã xác định được hai nguồn dữ liệu bổ sung đến từ các nguồn đáng tin cậynhưng thông tin sẵn có không đủ để có thể xác minh đầy đủ chất lượng dữ liệu

Đối với phần lớn, dữ liệu từ nhiều nguồn khác nhau không chỉ cho thấy một mức độ hợp lý về tính tự nhất quán mà còn cho thấy một mức độ nhất quán tương đối tốt từ nhiều nguồn khác nhau Không có nguồn dữ liệu nào khác biệt đáng kể một cách hiển nhiên với những dữ liệu còn lại, xét về giá trị của chúng (hoặc giá trị của những dữ liệu còn lại) được đặt thành câu hỏi

Các xu hướng chung nhất là nhất quán đối với tất cả các máy bay được đề cập Điều đặc biệt đáng lưu ý là tất cả các dữ liệu đều cho thấy cất cánh ít khắc nghiệt hơn một chút so với hạ cánh, nhưng cảhai đều khắc nghiệt hơn đáng kể so với các điều kiện bay đường trường Trong một số trường hợp, điều kiện khắc nghiệt nhất trong quá trình hạ cánh được xác định xảy ra trong khi áp dụng lực đẩy ngược Mức độ (và dải tần) của điều kiện này mỗi trường hợp một khác, nhưng điều này không đáng ngạc nhiên do các cấu hình động cơ khác nhau của các máy bay liên quan

Các mức khắc nghiệt của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, hạng mục môi trường b) (rung ngẫu nhiên tĩnh tại) bao hàm nhiều điều kiện vận chuyển khác nhau cũng như vận chuyển bằng máy bay phản lực

So sánh với các dữ liệu thu thập được về thực nghiệm này chỉ ra rằng TCVN 7921-3-2 (IEC 2) đã đúng khi nhóm vận chuyển bằng máy bay phản lực vào mục rung ngẫu nhiên tĩnh tại Hơn nữa, các mức khắc nghiệt "thực tế" quan sát thấy đều được bao hàm bởi các mức khắc nghiệt rung của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), Bảng 5, hạng mục môi trường b) các lớp 2M1, 2M2 và 2M3 Tuy nhiên cũng phải nói thêm rằng, các giá trị mật độ phổ công suất gia tốc đều lớn hơn đáng kể so với những giá trị đã ghi nhận trong dữ liệu được xem xét cho vận chuyển bằng máy bay phản lực

60721-3-Không có dữ liệu đã xem xét xác định các xóc có bất cứ giá trị thực tế nào và cũng không có các xóc nào gần với các xóc của TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2), hạng mục môi trường c) (rung không tĩnh tại bao gồm xóc) Tuy nhiên cũng phải nói thêm rằng, các xóc khắc nghiệt nhất được dự kiến sẽ xuất hiện trong các giai đoạn nâng hạ và vận chuyển trên mặt đất của vận chuyển bằng đường không.Các nguồn dữ liệu xác định cho thấy các mức khắc nghiệt thấp hơn rõ nét so với các mức khắc nghiệt

có hiện nay trong một số quy định kỹ thuật thử nghiệm Phổ vận chuyển đường không ASTM D

4728-91 có vẻ như thích hợp nhất trong số các mức khắc nghiệt thử nghiệm đã xem xét để bao hàm các đáp ứng quan sát được trên các gói hàng

Bảng 1 - Điều kiện bay Tristar và các giá trị hiệu dụng (r.m.s.) đo được

Các giá trị hiệu dụng (r.m.s.) so sánh (g) Các gia tốc kế phía trước

máy bay (Tọa độ X = 800) Các gia tốc kế ở trọng tâm máy bay (Tọa độ X = 1216) Điều kiện bay Thẳng đứng Ngang Trước - sau Thẳng đứng Ngang Trước - sau

5 - Lên ở độ cao cao 0,085 0,163 0,122 0,084 0,042 0,111

6 - Tăng tốc ở độ cao cao 0,084 0,217 0,142 0,082 0,056 0,142

7 - Bay đường trường trên cao 0,120 0,224 0,152 0,086 0,059 0,150

8 - Xuống ở độ cao cao 0,080 0,168 0,119 0,071 0,046 0,121

9 - Xuống ở độ cao thấp 0,168 0,130 0,214 0,079 0,074 0,111

Hình 1 - Sơ đồ máy bay phản lực Tristar

Hình 2 - Phép đo nhiễu Tristar

Hình 3 - Phép đo rung Tristar - Cất cánh, tăng công suất và tròng trành

Hình 4 - Phép đo rung Tristar - Lên ở độ cao thấp

Hình 5 - Phép đo rung Tristar - Bay đường trường trên cao

Hình 6 - Phép đo rung Tristar- Hạ cánh

Hình 7 - Phép đo rung Tristar - Hạ xuống ở độ cao thấp

Hình 8 - Phép đo rung Tristar - Trọng tâm cất cánh/lên cao

Hình 9 - Phép đo rung Tristar - Phía trước cất cánh/lên cao

Hình 10 - Phép đo rung Tristar - Trọng tâm bay đường trường

Hình 11 - Phép đo rung Tristar - Phía trước bay đường trường

Hình 12 - Phép đo rung Tristar - Trọng tâm lúc hạ cánh

Hình 13 - Phép đo rung Tristar - Phía trước lúc hạ cánh