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

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 hồn tồn 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 mơi 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 mơi 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 mơi 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
1 Phạm vi áp dụng
Tiêu chuẩn này rà soát lại các dữ liệu động sẵn có liên quan đến thiết bị kỹ thuật điện được vận
chuyển trong máy bay phản lực có cánh cố định. Mục đích của tiêu chuẩn này là từ tất cả các dữ liệu
có sẵn xây dựng bản mô tả về môi trường và so sánh nó với bản mơ tả đã đưa ra trong IEC 60721.
Đối với mỗi nguồn đã được xác định, rà soát lại chất lượng dữ liệu và kiểm tra tính tự nhất quán. Quá
trình được dùng để tiến hành việc kiểm tra chất lượng dữ liệu và quá trình được sử dụng để phân loại
nội tại nhiều nguồn dữ liệu khác nhau được đưa ra trong IEC/TR 62131-1.

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 rõ
ràng khi nào nó sử dụng thơng 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 khơng cịn được sử dụng cho mục đích thương mại, dữ liệu từ nó được tính đến để đơn
giản hóa tính hợp lệ của thơng 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 cơng 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 dẫn
ghi năm cơng bố thì áp dụng phiên bản được nêu. Đối với các tài liệu viện dẫn khơng ghi năm cơng
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 mơi 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 phịng Mỹ. Tài liệu
tham 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 tồn 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 có
chất 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 khơng 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 máy
bay 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 bằng
cách 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 tốn 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 thơng 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 cơng, 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 đường
trường. 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 khơng chỉ bao gồm các điều kiện ơn hịa 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 có
tại những vị trí quan trọng trong gian chứa hàng. Các phép đo thùng chứa được thực hiện tại các vị trí
cứng 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 khơng rõ ràng thì phần khơng 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.
Khơng 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 khơng 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 khơng cịn 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 khơng.
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 thơng
thường và mơ 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 vào
loại 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 mơ hình hóa tự hồi quy. Tần số lấy mẫu được chọn là 100 Hz và tín hiệu được lọc thơng 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 mơ 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 tấm
pa-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 khơng 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 tốn 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 mơ 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. Thơng 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 Phịng thí nghiệm
Quốc 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 q trình được chọn đã
khơng cho phép xác định thông tin từ từng máy bay riêng lẻ. Hơn nữa, q trình phân tích mà Foley
đã sử dụng trong tồn bộ cơng trình của mình là tương đối độc đáo và khơng tương thích ngay được
với các thơng 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
27 đến Hình 30 và Bảng 8 và Bảng 9).
4 So sánh nguồn dữ liệu nội bộ
4.1 Nhận xét chung
Mục đích của các mục dưới đây là rà soát lại từng nguồn dữ liệu về tính tự nhất qn. Q trình đánh
giá dữ liệu rung tính đến sự biến động rung do sử dụng trong vận hành và các đặc tính của máy bay.
Các mức tin cậy rút ra từ việc rà soát này ảnh hưởng trực tiếp đến các mức độ phân tích và bao hàm
được sử dụng khi suy ra các cấp độ môi trường.
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 mơi 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, khơng 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, cơng suất tối đa và trịng 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. Khơng 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, khơng 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.
Ngồi 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 q 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 tải

đường khơng là khắc nghiệt nhất, tiếp sau đó là cất cánh và hạ cánh. Ít khắc nghiệt hơn về góc độ gia
tốc 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 mà
còn cả một mức độ nhất quán tương đối tốt giữa các nguồn khác nhau. Khơng 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 cịn 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 dữ
liệu 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 khơng 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 khơng thể tranh cãi trong việc phân
tích rung khi bay đường trường, các rung này khơng chỉ có đặc tính ngẫu nhiên băng rộng (chủ yếu
bắt nguồn từ luồng khí động học qua thân máy bay), mà cịn tương đối tĩnh tại trong các khoảng thời
gian kéo dài. Tuy nhiên, phương pháp này khơng 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 cơng 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 bay
đường trường và môi trường rung khi cất cánh và hạ cánh. Vì vậy, các mơ tả mơi 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 tồn 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 mơ tả mơi 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.
Khơng có mơ tả mơi trường cho các điều kiện xóc được trình bày bởi vì khơng nhận biết được trường

hợp nào như vậy trong các phép đo.
6.3 Boeing 747 Combi (chở hàng và hành khách)
Khơng có mơ tả mơi trường rung hoặc xóc được suy ra hoặc trình bày trong [1].
7 Dữ liệu bổ trợ
7.1 Nhận xét chung
Thu thập dữ liệu đã nhận diện được hai bộ thông tin liên quan đến từ các nguồn đáng tin cậy, nhưng
chất lượng dữ liệu không thể xác nhận được 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.
7.2 McDonnell Douglas DC8 chở hàng
Khơng có mơ tả mơi 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 khơng nhất
qn 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 mơ 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 mơ 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 hồn tồn 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 khơng 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 lớp
động nằm trong TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2). So sánh với các dữ liệu thu thập cho thực hành này
chỉ 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.
Khơng có dữ liệu nào trong số các dữ liệu đã được rà sốt đã xác định được xóc của bất cứ ghi chú
thực tế nào và khơng 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 khơng tĩnh tại bao gồm xóc). Điều này khơng 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) khơng 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 khơng tĩnh tại.
Ngồi 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 và
Def 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 mơ 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 các
gói 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 khơng phù hợp cho việc mơ tả các điều kiện trên sàn máy
bay.
Khơng 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
tồn thử nghiệm để tính đến các biến đổi đo lường, v.v. Trong trường hợp này, khơng có sẵn thơng 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 thiệt
hại tương tự như 50 h bay. Do đó, theo ước tính sơ bộ, một chuyến bay điển hình có thể được mơ 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 thơng 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 cậy
nhưng thơng tin sẵn có khơng 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 cả
hai 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 60721-32) 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.
Khơng có dữ liệu đã xem xét xác định các xóc có bất cứ giá trị thực tế nào và cũng khơng 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 khơng ASTM D 472891 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 Các gia tốc kế ở trọng tâm máy
máy bay (Tọa độ X = 800)
bay (Tọa độ X = 1216)
Điều kiện bay

Thẳng
đứng

Ngang

Trước sau

Thẳng
đứng

Ngang

Trước sau

Khơng tín hiệu (ồn)

0,004

0,011

0,005

0,007

0,005

0,014

1 - Chạy trên đất

0,034

0,036

0,048

0,035

0,017

0,035

2 - Cất cánh, tăng công suất và
tròng trành

0,274

0,222

0,345

0,114

0,109

0,128

3 - Lên ở độ cao thấp

0,153

0,300

0,207

0,085

0,073

0,144

4 - Tăng tốc ở độ cao thấp

0,068

0,077

0,111

0,053

0,038

0,082

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

10 - Chạm đất

0,114

0,127

0,171

0,119

0,144

0,449

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

Hình 14 - Phép đo rung Tristar - Mơi trường bay đường trường

Hình 15 - Phép đo rung Tristar - Môi trường cất cánh/hạ cánh
Bảng 2 - Điều kiện bay VC10
Điều kiện bay được theo dõi trong thử nghiệm
Điều kiện bay

Nhận xét

Cất cánh
Lên cao
Bay đường trường

11 000 m (37 000 ft) thẳng và ngang ở tốc độ Mach 0,83 M

Hạ thấp

Có hãm phanh khơng khí

Hạ cánh

Kể cả bình thường và "chạm đất rồi lại bay đi"

Lực đẩy ngược


Hình 16 - Sơ đồ máy bay VC10
Bảng 2a - Vị trí đo VC10
Các phép đo thùng chứa

Các phép đo khung máy bay

Phía trước thùng chứa

Thẳng đứng

Xà dọc cánh (khung H-698)

Thẳng đứng

Phía trước thùng chứa

Ngang

Xà dọc cánh (khung H-698)

Ngang

Phía trước thùng chứa

Trước-sau

Phía sau thùng chứa

Thẳng đứng

Phía sau (khung H-1099)

Thẳng đứng

Phía sau thùng chứa

Ngang

Phía sau (khung H-1099)

Ngang

Phía sau thùng chứa

Trước-sau

Phía sau (khung H-1099)

Trước-sau

Bảng 3 - Gia tốc tổng g, giá trị hiệu dụng (r.m.s). (3,25 Hz đến 2 000 Hz) đối với khung máy bay
VC10 / thùng chứa
Cất cánh

Đi lên

Bay đường
trường

Bên phải phía sau (thẳng đứng)

0,393

0,173

0,155

0,274

0,665

Bên phải phía sau (ngang)

0,238

0,146

0,139

0,185

0,107

Bên phải phía sau (trước/sau)

0,134

0,076

0,05

0,074

0,239

Xà dọc cánh phải (thẳng/đứng)

0,13

0,109

0,151

0,158

0,211

Xà dọc cánh phải (ngang)

0,079

0,069

0,084

0,092

0,139

Xà dọc cánh phải (trước/sau)

0,064

0,052

0,058

0,065

0,096

Bên phải phía trước (thẳng/đứng)

0,144

0,106

0,107

0,166

0,178

Bên phải phía trước (ngang)

0,117

0,095

0,096

0,109

0,125

Bên phải phía trước (trước/sau)

0,061

0,043

0,045

0,055

0,071

Bên phải phía trước (thẳng/đứng)

0,107

0,089

0,094

0,094

0,108

Bên phải phía trước (ngang)

0,177

0,153

0,162

0,162

0,178

Bên phải phía trước (trước/sau)

0,17

0,059

0,085

0,085

0,136

Vị trí

Đi xuống Đẩy ngược

Khung máy bay

Thùng chứa sau

Thùng chứa trước

Các giá trị trên bao gồm đóng góp từ tiếng ồn nguồn điện trên máy bay ở 400Hz, 800Hz, 1200 Hz, ...

v.v Hz. Các giá trị thay thế, chỉ sử dụng dữ liệu đến 399 Hz, và như vậy tránh đóng góp tiếng ồn,
được nêu trong Bảng 4.


Bảng 4 - Gia tốc tổng g, giá trị hiệu dụng (r.m.s.) (3,25 Hz đến 399 Hz) đối với các phép đo
thùng chứa VC10
Cất cánh

Đi lên

Bay đường
trường

Đi xuống

Đẩy ngược

Bên phải phía trước (thẳng đứng)

0,097

0,04

0,036

0,129

0,141

Bên phải phía trước (ngang)

0,069

0,036

0,035

0,059

0,08

Bên phải phía trước (dọc trục)

0,043

0,019

0,018

0,036

0,055

Bên phải phía trước (thẳng đứng)

0,105

0,024

0,021

0,065

0,122

Bên phải phía trước (ngang)

0,087

0,052

0,047

0,057

0,084

Bên phải phía trước (dọc trục)

0,059

0,036

0,028

0,039

0,062

Vị trí

Thùng chứa sau

Thùng chứa trước

Hình 17 - Phép đo rung VC10 - Bay đường trường

Hình 18 - Phép đo rung VC10 - Mức khắc nghiệt lớn nhất của khung máy bay


Hình 19 - Phép đo rung VC10 - Thùng chứa phía trước trong q trình đẩy ngược

Hình 20 - Phép đo rung VC10 - Thùng chứa phía sau trong quá trình đẩy ngược


Hình 21 - Phép đo rung VC10 - Phổ trường hợp xấu nhất xếp chồng
Bảng 5 - Tổng hợp dữ liệu vận chuyển hàng không 747
Giá trị r.m.s. g (x10-3) của
bộ chuyển đổi

Giá trị lớn nhất (g) đối
với bộ chuyển đổi
V1

V2

T

L

V1

V2

T

L

Số
bản
ghi

Chạy trên mặt đất

JFK

a

0,26

0,24

0,15

0,1

26,2

24

19,3

16,2

150

Cất cánh

JFK

0,38

0,38

0,14

0,2

70,1

67,6

33,5

60,2

20

Lên cao

JFK

0,2

0,19

0,19

0,15

33,8

34,9

10,8

52,9

462

Bay đường trường bình thường

0,05

0,05

0,04

0,03

9,3

10,6

6,5

5,4

350

Bay đường trường lốc xoáy

0,16

0,16

0,07

0,04

38

38,5

12,7

7,5

20

Hạ độ cao

GENb 0,21

0,21

0,08

0,14

36,5

37,9

15,8

55,5

297

Hạ cánh

GEN

0,42

0,42

0,29

0,41

79,6

85,4

62,3

89,9

Chạm đất

GEN

0,42

0,42

0,29

0,42

113

118

93,3

91,2

4

Chạy tới thềm đế máy bay

GEN

0,08

0,09

0,1

0,12

17,6

20,3

32,1

34,7

64

Giai đoạn bay

a

JFK: John F. Kennedy.

b

Gardermoen.

Vị trí

Bảng 6 - Tổng hợp các mức gia tốc 747 (g) kỳ vọng bị vượt quá trong 1% thời gian thử nghiệm
Giai đoạn bay

Vị trí

Mức gia tốc (g) được kỳ vọng bị vượt quá trong
1% thời gian thử nghiệm bộ chuyển đổi
V1a

V2b

Tc

Ld

Chạy trên mặt đất

JFKa

0,07

0,06

0,05

0,04

Cất cánh

JFK

0,18

0,17

0,09

0,16

Lên cao

JFK

0,09

0,09

0,03

0,14

0,02

0,03

0,02

0,01

Hành trình bình thường
Hành trình thay đổi

0,1

0,1

0,03

0,02

Hạ độ cao

GEN

f

0,09

0,1

0,04

0,14

Hạ cánh

GEN

0,21

0,22

0,16

0,23

Chạm đất

GEN

0,29

0,3

0,24

0,23

Chạy tới thềm đế máy bay

GEN

0,05

0,05

0,08

0,09

a

Bộ chuyển đổi V1 là gia tốc kế thẳng đứng đặt gần tâm tấm palet.


b

Chuyển đổi V2 là gia tốc kế thẳng đứng đặt riêng trên góc tấm palet.

c

T là gia tốc kế chiều ngang

d

L là gia tốc kế chiều trước/cuối

e

JFK: John F. Kennedy

f

GEN: Gardermoen.

CHÚ THÍCH: V1, T và L được bố vị trí trong hệ cài đặt ba trục 1.

Hình 22 - Phép đo rung trên tấm palet trong máy bay Boeing 747 Combi (bộ chuyển đổi V1)

Hình 23 - Phép đo rung trên tấm palet trong máy bay Boeing 747 Combi (bộ chuyển đổi V2)
Bảng 7 - Tổng hợp dữ liệu hàng không DC 8
Giai đoạn bay

RMS (g)
Trục X

Trục Y

Trục Z

Chạy trên mặt đất

0,05

0,06

0,05

Gia tốc và cất cánh

0,09

0,19

0,18

Lên

0,09

0,17

0,11

Bay đường trường

0,09

0,16

0,07


Xuống thấp với tốc độ 1 200 m/min (4 000 ft/min)

0,07

0,12

0,09

Tiếp cận hạ cánh

0,06

0,08

0,06

Hạ cánh

0,05

0,09

0,11

Lực đẩy ngược

0,1

0,22

0,16

Hình 24 - Phép đo rung DC8 lực đẩy ngược

Hình 25 - Phép đo rung DC8 tăng tốc và cất cánh


Hình 26 - Phép đo rung DC8 bay đường trường

Hình 27 - Mô tả Foley về môi trường đối với các máy bay NC-135, C-141 và C-5A

Hình 28 - Mơi trường xóc hạ cánh Foley

Hình 29 - Mức khắc nghiệt thử nghiệm Foley đối với cất cánh/hạ cánh
Bảng 8 - Mức khắc nghiệt thử nghiệm Foley đối với cất cánh/hạ cánh - Thành phần hình sin
Tần số
Hz

Biên độ
g pk

Áp dụng

20

0,5

Tất cả các trục

50

1,0

Chỉ trục thẳng đứng

160

0,8

Chỉ trục thẳng đứng

400

2,2

Tất cả các trục

800

2,6

Tất cả các trục

1 600

2,5

Tất cả các trục


Hình 30 - Mức khắc nghiệt thử nghiệm Foley bay đường trường
Bảng 9 - Mức khắc nghiệt thử nghiệm Foley bay đường trường - Các thành phần hình sin
Tần số
Hz

Biên độ
g pk

Áp dụng

200

0,3

Tất cả các trục

400

1,0

Trục dọc

400

0,7

Trục ngang

400

0,3

Trục thẳng đứng

800

0,5

Tất cả các trục

1 600

1,0

Tất cả các trục

Hình 31 - TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2) - Rung tĩnh tại ngẫu nhiên


Hình 32 -TCVN 7921-3-2 (IEC 60721-3-2) - Rung khơng tĩnh tại bao gồm xóc

Hình 33 - Mức khắc nghiệt thử nghiệm - ASTM D 4728-91