Способ выявления источников вибрации на конструкции самолёта с применением 3D визуализации результатов измерения Российский патент 2024 года по МПК G01M7/00 G06F17/00 

Изобретение относится к области измерительной техники, конкретно к вибрационным измерениям, выполняемым в процессе сертификационных испытаний летательных аппаратов (ЛА).

Эти измерения выполняются в условиях летной эксплуатации самолета с помощью вибропреобразователей, установленных на его конструкции. В процессе измерения вибрации на самолете в определенные моменты времени могут появляться или исчезать разные источники вибрации, зависящие от режимов полета самолета. Например, при движении самолета по взлетно-посадочной полосе (ВПП) в момент взлета источником низкочастотной вибрации являются неровности ВПП, после отрыва от ВПП этот источник исчезает.

Для достоверной оценки видов вибрации, их характеристик, продолжительности действия вибрации от разных источников необходимо знать моменты появления разных источников вибрации при летной эксплуатации самолета и продолжительность действия этих источников. Наличие таких источников проявляется в изменениях характеристик вибрации, зависящих от параметров режимов полета самолета. Для выявления моментов появления или исчезновения источников вибрации предлагается способ выявления источников вибрации на конструкции самолета с применением 3D визуализации результатов измерения. В зависимости от выявленных источников вибрации принимается решение об устранении этого источника вибрации или уменьшении его влияния на уровни вибрации, и выбирается методика обработки материалов измерений на временных участках записи с разными источниками вибрации.

Известен способ визуализации результатов измерения вибрационных нагрузок, изложенный в статье «Интерпретация многомерных данных сигналов вибрации, зарегистрированных в различных местах, для мониторинга состояния системы трехступенчатой зубчатой передачи, работающей в сложных условиях», опубликованной 24.11.2021 г. в журнале “Sensors” 2021, 2(23), 7808. выпуск «Технология датчиков и интерпретация данных в диагностике машин и мониторинге состояния систем» Том 2, 1996-2022 MDPI, Базель, Швейцария. Способ предлагается в практике виброакустической диагностики и позволяет предварительно оценить характер развития дефекта зубчатых передач в приводе скребкового конвейера. Диагностика проводится по сигналам с вибропреобразователя, представленным в цифровом виде. Эти сигналы регистрируются непрерывно в течение всей работы конвейера, а затем анализируются с использованием программного обеспечения MATLAB. В результате вычисляются количественные оценки следующих характеристик:

- среднеквадратическое значение суммарных виброускорений;

- стандартное отклонение измеренного сигнала относительно его средней величины;

- амплитудные спектры вибрации в диапазоне частот от 5-5000 Гц.

Амплитудные спектры вибрации представляются в виде 3D визуализации (по тексту статьи - это 3D распределение или многомерный анализ) по осям: частота в Гц, уровень амплитуды сигнала в м/сек², время записи вибрационного сигнала в секундах. Благодаря этому многомерному представлению видно временное распределение частотных составляющих амплитуд вибрации. Это позволяет выявить частотные компоненты, связанные с динамикой работы зубчатых передач привода. Изменения первоначального состояния частот амплитудного спектра являются признаком повреждения зубчатых передач в приводе скребкового конвейера.

Другим известным способом, изложенным в статье «Влияние методов визуализации на качество подбора параметров для компенсации эффекта Доплера», опубл. 30.12.2009 года в сборнике «Измерения в гидроакустике и акустике. Труды, выпуск 57 (149) / ФГУП «ВНИИФТРИ». Менделеево-2009», является визуализация спектральных характеристик в виде 3D изображения результатов обработки изменения частоты колебаний, воспринимаемой локатором при движении некоего источника, для компенсации эффекта Доплера (ЭД). Как известно, «эффект Доплера - это изменение частоты колебаний, воспринимаемой наблюдателем при движении источника колебаний и наблюдателя друг относительно друга». В качестве наблюдателя, в частности, может быть антенна радиолокатора, а движущегося источника колебания - самолет, ракета и т.д. Частота этих колебаний зависит от скорости и направления движения этого источника. При приближении источника к наблюдателю частота отраженного сигнала увеличивается, а при удалении - уменьшается. В момент пролета над наблюдателем происходит перегиб частотного следа наблюдаемого источника. Такое изменение частоты сигнала, изложенное в этой работе, лучше всего видно на сонограмме, представляющей собой график в трехмерных координатах по осям: частота сигнала, уровень сигнала и время. Компенсация ЭД проводится с учетом изменения значений частоты, скорости, дистанции и времени траверза. Однако, зачастую эти некоторые параметры неизвестны, а известны только приблизительные пределы изменений этих параметров. В этом случае требуется найти эти параметры методом перебора как в ручном, так и в автоматическом режиме. Критерием правильного подбора параметров движения наблюдаемого объекта может служить максимальный уровень узкополосного спектра отраженного сигнала. К недостаткам этого метода следует отнести наличие в сигнале как гармонических, так и мощных стационарных помех. Для расширения возможности анализа отраженных сигналов в статье предлагается использовать указанное сонографическое представление в виде 3D изображения. Применение трехмерного изображения позволяет наглядно оценивать уровень и частоту дискрет L во временной области. Указанный подход позволяет более точно подбирать параметры для компенсации ЭД.

В практике измерения вибрации на летательном аппарате частота источника не зависит от его положения на конструкции самолета, а эффекта Доплера не наблюдается, так как все точки измерений относительно друг друга не движутся.

В трудах М.Ф. Гарифуллина, изложенных в книге «Численные методы в расчетных и экспериментальных исследованиях нестационарных явлений аэроупругости», в 2 кн., М.Ф. Гарифуллин; Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского. - М, Наука, 2021, представлены графики вида 3D частотных характеристик вибрации с привязкой их к точкам измерений исследуемой конструкции ЛА. Цель такого представления результатов измерений - выявление наиболее нагруженных мест конструкции. Например, по ширине крыла измерения амплитуд колебаний проводились в трех точках в определенном диапазоне частот на конкретном режиме эксперимента. Результаты представляются в виде графиков спектров амплитуд колебаний в разных полосах частот в этих точках измерения, привязанных к чертежу конструкции крыла (в месте размещения вибропреобразователей). Указано, что графики вида 3D дают возможность отображать на одном рисунке большие объемы информации, определяемые количеством точек измерения на исследуемой конструкции ЛА, что позволяет осуществить быстрый просмотр результатов испытаний во многих точках конструкции. Этот способ представления результатов обработки при измерении вибрации по большому количеству точек, расположенных во многих местах конструкции самолета и установки блоков бортового оборудования, и с учетом необходимости выполнения практически всех режимов полета и работы силовой установки является нецелесообразным, так как при его применении невозможно выявить моменты появления или исчезновения источников вибрации во время испытательного полета.

В процессе сертификационных летных испытаний самолетов выполняются измерения вибрационных нагрузок на планере и в местах установки бортового оборудования с целью сравнения реальных уровней нагрузок с нормативами, установленными в квалификационных требованиях к бортовому оборудованию. Бортовое оборудование до установки на борт подвергается стендовым испытаниям для оценки его соответствия квалификационному базису по условиям эксплуатации и окружающей среды. Эти испытания должны гарантировать достаточную уверенность в том, что технические характеристики оборудования сохранятся при эксплуатации в условиях действия реальных вибрационных нагрузок. Таким образом, бортовое оборудование при эксплуатации на самолете должно соответствовать нормативным требованиям.

В нормативных требованиях РФ по параметрам вибрационных нагрузок в местах установки бортового оборудования KT-160G/14G (Квалификационные требования KT-160G/14G «Условия эксплуатации и окружающей среды для бортового авиационного оборудования. Требования, нормы и методы испытаний», АР МАК, 2015) предписывается, чтобы «параметры вибрации в ожидаемых условиях эксплуатации, которые могут иметь место на конкретном типе воздушного судна, не превышали норм, при которых определялось соответствие характеристик оборудования применяемой НТД».

В соответствии с этим положением и выполняются измерения вибрационных нагрузок на самолете. Результаты измерений являются доказательным материалом для сертификации самолета и его бортового оборудования в части всех требований по параметрам вибрации.

Конкретные значения характеристик вибрационных нагрузок установлены для разных типов самолетов и их динамических зон. Для каждой зоны установлены единые нормативы характеристик вибрационных нагрузок без учета режимов полета самолета. Таким образом, эти нормативы не учитывают изменения характеристик вибрации, возникающей от разных источников при выполнении эксплуатационных режимов полета, и продолжительности их действия.

В настоящее время полученные результаты измерения вибрации на всех режимах полета объединяются в одну обобщенную совокупность характеристик вибрации, которые сравниваются с нормативными требованиями. В эту совокупность характеристик попадают результаты измерений на режимах с максимальными уровнями вибрации, которые могут резко выделяться по уровням характеристик вибрации, замеренных на других режимах, выполняемых в течение всего полета. Вследствие этого указанные максимальные значения уровней вибрации, которые зависят от конкретного режима полета и работы СУ в данный момент времени, определяют обобщенные характеристики вибрационных нагрузок в данной точке самолета, причем данный режим полета может быть кратковременным.

При таком способе измерения характеристик вибрации по отдельным режимам полета практически невозможно определить моменты изменения этих характеристик вследствие появления новых источников вибрации в течение всего испытательного полета.

Технический результат, на который направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении достоверности оценки видов вибрации и их характеристик от разных источников вибрации при сравнении с нормативными требованиями.

Этот технический результат достигается за счет того, что в способе выявления источников вибрации на конструкции самолета с применением 3D визуализации результатов измерения, предусматривающем измерение вибрации с помощью вибропреобразователей и измерение параметров режимов полета самолета синхронно с измерением вибрации в течение всей продолжительности полета самолета, выполняется разделение вибрационной информации по всей продолжительности полета Т на одинаковые участки длительностью Δt, зависящей от точности определения момента появления источника вибрации, связанного с динамикой изменения режимов полета и работой самолетных систем. Осуществляется обработка каждого участка с получением частотной характеристики вибрации в виде амплитудного спектра для синусоидальной вибрации и спектральной плотности мощности амплитуд виброускорения для случайной вибрации, представляющих собой распределение уровней вибрации по частоте; получается непрерывная совокупность графиков этих частотных характеристик с шагом по времени Δt для всей продолжительности полета Т, выполняется обработка записей параметров режимов полета с тем же шагом Δt. Формируется единый график частотных характеристик вибрации по трем взаимно-перпендикулярным осям в формате 3D визуализации, в котором по первой оси располагаются полученные по выборочным реализациям длительностью Δt частотные характеристики вибрации, по второй оси - частоты вибрации для указанных графиков, по третьей оси - продолжительность испытательного полета с шагом Δt, к которой привязаны полученные параметры режимов полета самолета; по первой оси графика выделяются участки с одинаковыми частотными характеристиками вибрации и привязываются по третьей оси графика к моментам времени их изменения. Определяются параметры режима полета, которые были в момент изменения частотных характеристик вибрации, после чего устанавливается причина изменения параметров режимов полета самолета в этот момент, свидетельствующего о появлении источника вибрации, изменяющего частотные характеристики вибрации, и в зависимости от выявленных источников вибрации принимается решение об устранении этого источника или уменьшении его влияния на уровни вибрации и выбирается методика обработки материалов измерения на временных участках записи с разными источниками вибрации.

Способ осуществляется следующим образом. Измерения вибрации выполняются с применением вибропреобразователей, установленных на элементах конструкции самолета в местах размещения бортового оборудования, в процессе всей длительности полета. В результате получают измерительную информацию, начиная с момента взлета и заканчивая остановкой самолета после посадки. При этом запись вибрационной информации синхронизируется по времени с регистрацией параметров режимов полета (высота, скорость, угол атаки, положение механизации крыла, работа гидравлических и топливных насосов, число оборотов силовой установки и т.п.). Далее вся измерительная информация длительностью, равной длительности полета, подвергается обработке на наземных специализированных системах компьютерного типа с целью получения характеристик вибрации. С этой целью вся измерительная информация разбивается на выборочные реализации с одинаковой длительностью, равной Δt. Величина длительности выборочной реализации Δt определяется поставленной задачей выявления источника вибрации в полете и зависит от точности определения момента появления источника вибрации, связанного с динамикой изменения режимов полета и работой самолетных систем. По этим выборочным реализациям вычисляются частотные характеристики зарегистрированной вибрации. В качестве отчетных характеристик в соответствии с нормативными требованиями принимается спектральная плотность мощности амплитуд виброускорения. Кроме этого, выполняется обработка полученной измерительной информации параметров режимов полета с получением соответствующих характеристик этих параметров: высоты, скорости, угла атаки, моментов изменения положений механизации крыла, работы гидравлических и топливных насосов, моментов их включения или выключения, временных изменений числа оборотов агрегатов силовой установки, работы СКВ и т.п. Указанная обработка выполняется с тем же шагом по времени Δt.

В результате указанных процедур обработки образуется совокупность частотных характеристик вибрации, которая привязана с шагом Δt по времени продолжительности полета самолета, в котором выполнялись разные режимы летной эксплуатации, и с параметрами режимов полета.

На основе полученных результатов обработки формируется график в формате 3D по трем взаимно-перпендикулярным осям X, Y, Z (3D визуализация результатов измерения вибрации):

- по оси X откладывается частота вибрации в измеренном диапазоне;

- по вертикальной оси Y откладываются уровни на соответствующих частотах спектральных характеристик, полученных по результатам обработки выборочных реализаций (графики спектральной плотности мощности амплитуд виброускорения);

- по оси Z, перпендикулярной к оси X, откладывается с шагом Δt длительность испытательного полета или, при необходимости, численные значения указанных параметров режимов полета.

Такое формирование результатов обработки вибрации в виде частотно-временных характеристик позволяет установить моменты изменения частотного состава вибрации, связанные с появлением новых источников вибрации или их исчезновением, и продолжительность действия вибрации с измененным частотным составом. В течение всего полета необходимо регистрировать все моменты изменения частотного состава и моменты изменения параметров режимов полета.

Таким образом, полученную совокупность частотно-временных характеристик вибрации предлагается разделить на участки, в пределах которых частотный состав вибрации не меняется, и синхронизировать их по времени с изменениями параметров режимов полета.

Перечень типовых режимов летной эксплуатации включает себя:

1) режимы взлета и посадки:

- выруливание (в том числе скоростное), руление перед взлетом, разбег;

- взлет;

- выпуск механизации крыла и шасси перед посадкой;

- посадка и т.д.;

2) режимы полета:

- набор высот, горизонтальный полет в гладкой конфигурации самолета;

- полет с выпуском механизации крыла и уборкой закрылков от «положения гладкого крыла» до «положения полного выпуска» и от «положения полного выпуска» до «положения гладкого крыла»;

- координированное скольжение с отклонением руля направления на максимальный угол;

- снижение и т.д.

На этих режимах могут появляться различные источники вибрации. Так, при полете с выпуском механизации крыла появляется источник вибрации, связанный с обтеканием воздушным потоком элементов механизации и срывами потоков при этом обтекании. В этом случае частотные характеристики и уровни вибрации в этих точках измерения меняются по сравнению с уровнями вибрации при полете с «положением гладкого крыла». Для выявления этого момента вибрации необходимо получать результаты измерения вибрации непрерывно с дальнейшей обработкой в пределах от начала изменения конфигурации крыла до окончания этого режима. Как правило, в этих пределах изменения этого режима уровни вибрации резко возрастают, что необходимо учитывать при принятии решения о снижении уровней вибрации, передаваемых на бортовое оборудование. Например, при размещении блоков бортового оборудования в этих местах необходимо предусмотреть их установку на виброизолирующие устройства (амортизаторы). При невозможности применения этих амортизаторов необходимо при стендовой отработке проверить вибропрочность бортового оборудования с учетом повышенных уровней вибрации на рассматриваемом режиме в течение времени их действия. Если обнаружено на этом режиме изменение характера вибрации (например, появление синусоидальных вибраций), методика обработки измерительной информации должна быть изменена с получением характеристик как случайной вибрации, которая характеризуется спектральной плотностью мощности амплитуд виброускорения, так и синусоидальной вибрации, характеризуемой амплитудным спектром. Сравнение этих результатов с нормативными требованиями выполняется отдельно для каждого вида вибрации.

Предлагаемый способ выявления источников вибрации на конструкции самолета с применением 3D визуализации результатов измерения частотных характеристик вибрации, получаемых непрерывно с шагом Δt по времени продолжительности полета, позволит:

- получить динамику изменения характеристик вибрации в течение всего полета самолета;

- определить моменты появления новых источников вибрации при изменении параметров режимов полета;

- оценить влияние режимов полета на уровни вибрации.

Краткое описание чертежей.

На фигуре 1 изображен процесс изменения по времени отдельных параметров режимов полета ЛА в процессе измерения вибрационных нагрузок, где:

1 - высота полета Н_м,

2 - скорость полета V_км/_час,

3 - число оборотов компрессора двигателя n %.

На фигуре 2 изображен амплитудный спектр виброускорений в 3D визуализации, измеренных на ЛА в кабине экипажа по оси Z в течение всего полета. На фигуре 3 изображен амплитудный спектр виброускорений в 3D визуализации, измеренных на ЛА в кабине экипажа по оси Y в течение всего полета. На фигуре 4 изображено изменение по времени параметров работы двигателей в процессе измерения вибрационных нагрузок, где:

1 - положение ручки управления двигателем (РУД),

2 - число оборотов компрессора.

На фигуре 5 изображен амплитудный спектр виброускорений в 3D визуализации, измеренных в месте крепления двигателя к крылу в процессе его гонки в интервале 2350-2450 секунд.

Предлагаемый способ выявления источников вибрации на конструкции самолета с применением 3D визуализации результатов измерения частотных характеристик вибрации иллюстрируется на следующих примерах. В качестве частотных характеристик вибрации в этих примерах представлены амплитудные спектры, в которых значения частот этих спектров идентичны частотам спектральной плотности мощности амплитуд виброускорения, полученным при обработке записи вибрации с применением метода анализа случайных вибрационных процессов.

В графике изменения по времени отдельных параметров полета самолета в процессе измерения вибрации (фиг. 1) измерения выполнялись в кабине экипажа по осям Z и Y. Выполнялась также запись параметров полета, которая была синхронизирована с точностью 1 секунда с записью вибрации.

Графики 3D визуализации частотных характеристик вибрации в виде амплитудных спектров в диапазоне частот 1-25 Гц (фиг. 2 и 3) вычислялись по временным отрезкам записи вибрации Δt длительностью 1 секунда. Количество графиков соответствует продолжительности всего полета длительностью 7100 секунд.

Здесь отмечаются изменения частотных характеристик спектров вибрации по времени:

- в интервалах записи измерительной информации 250-550 секунд, 6900-7100 секунд основными частотами вибрации являются 2,5 Гц, 4-6,5 Гц, 8-10 Гц, 15-25 Гц, вызванные движением самолета по неровностям ВПП; характеристики вибрации в этих интервалах получены на режимах взлета и посадки, включая запуск двигателей, руление и пробежку по ВПП (интервал 250-550 секунд), снижение, выпуск шасси, посадка и пробежка по ВПП (интервал 6900-7100 секунд);

- в интервале 550-6900 секунд измерялись вибрации в режиме крейсерского полета, где источник вибрации в виде неровностей ВПП отсутствует, вследствие чего на частотах 2,5 Гц и 15-25 Гц амплитуды виброускорений уменьшились практически до нулевых значений, что должно учитываться при отработке нормативных требований к бортовому оборудованию.

Таким образом, применение способа 3D визуализации результатов обработки позволило определить с заданной точностью моменты появления и исчезновения отдельных источников вибрации в испытательном полете самолета.

На фигуре 4 представлен график изменения по времени параметров работы двигателей в процессе измерения вибрационных нагрузок. Измерения выполнялись в месте крепления одного из двигателей к крылу самолета на разных режимах наземной гонки двигателей. Выполнялась также запись параметров работы двигателей, которая была синхронизирована с точностью 1 секунда с записью вибрационных процессов.

На фигуре 5 представлены в 3D визуализации графики амплитудный спектров в диапазоне частот 5-500 Гц. Графики вычислялись по временным отрезкам записи вибрации Δt длительностью 1 секунда. Здесь отмечаются изменения частотных характеристик спектров вибрации по времени:

- в интервалах записи 2350-2370 секунд и 2410-2450 секунд основными частотами вибрации являются 110 Гц, 260 Гц, 480 Гц;

- в интервале 2370-2410 секунд основными частотами вибрации являются ПО Гц, 170 Гц, 410 Гц.

Во временном интервале 2370-2410 секунд частотные характеристики вибрации меняются в сравнении с характеристиками в интервалах 2350-2370 секунд и 2410-2450 секунд. Появляются частотные составляющие 170 Гц и 410 Гц с повышенными амплитудами виброускорения, а амплитуды виброускорения на частотах 260 Гц и 480 Гц уменьшаются в десятки раз, практически до нулевых значений. В это время положение РУД, характеризующее режим работы двигателя, составляло 5 градусов, в других рассматриваемых интервалах положение РУД составляло 27 градусов.

В этом случае обработка измерительной вибрационной измерительной информации выполняется для разных временных интервалов с получением частотных характеристик вибрационных нагрузок на этих интервалах записи, а сравнение полученных характеристик вибрации с нормативными требованиями выполняется отдельно для каждого режима.

Таким образом, применение способа 3D визуализации результатов обработки в виде графиков амплитудных спектров, полученных по временным отрезкам записи вибрации длительностью Δt (например, 1 секунда), позволило определить момент изменения частотных характеристик вибрации и продолжительность действия вибрации с измененными характеристиками, а также в зависимости от выявленных источников вибрации принимается решение об устранении этого источника или уменьшении его влияния на уровни вибрации и выбирается методика обработки материалов измерения на временных участках записи с разными источниками вибрации.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к вибрационным измерениям, и может быть использовано в процессе сертификационных испытаний летательных аппаратов (ЛА). Способ предусматривает измерение вибрации с помощью вибропреобразователей и измерение параметров режимов полета самолета синхронно с измерением вибрации в течение всей продолжительности полета самолета. При этом дополнительно выполняется разделение вибрационной информации по всей продолжительности полета на участки длительностью, зависящей от точности определения момента появления источников вибрации, заданной в соответствии с задачей выявления источника вибрации. Осуществляется обработка каждого участка с получением частотной характеристики вибрации, получается непрерывная совокупность графиков этих частотных характеристик с шагом по времени для всей продолжительности полета. Далее выполняется обработка записей параметров режимов полета с тем же шагом, формируется единый график в формате трехмерной визуализации полученных результатов обработки по трем взаимно перпендикулярным осям. Устанавливаются параметры режимов полета, которые были в момент изменения частотных характеристик вибрации, после чего принимается окончательное решение о причине изменения параметров режимов полета самолета в этот момент, свидетельствующего о появлении источников вибрации, изменяющих частотные характеристики вибрации. И в зависимости от выявленных источников вибрации выбирается методика обработки вибрационных измерений, обеспечивающая достоверность сравнения полученных результатов с нормами на вибрацию, установленными в нормативных документах. Технический результат заключается в повышении достоверности оценки видов вибрации и их характеристик от разных источников вибрации при сравнении с нормативными требованиями. 5 ил.

Способ выявления источников вибрации на конструкции самолета с применением 3D визуализации результатов измерения, предусматривающий измерение вибрации с помощью вибропреобразователей и измерение параметров режимов полета самолета синхронно с измерением вибрации в течение всей продолжительности полета самолета, отличающийся тем, что выполняется разделение вибрационной информации по всей продолжительности полета Т на одинаковые участки длительностью Δt, зависящей от точности определения момента появления источника вибрации, связанного с динамикой изменения режимов полета и работой самолетных систем; осуществляется обработка каждого участка с получением частотной характеристики вибрации в виде амплитудного спектра для синусоидальной вибрации и спектральной плотности мощности амплитуд виброускорения для случайной вибрации, представляющих собой распределение уровней вибрации по частоте; получается непрерывная совокупность графиков этих частотных характеристик с шагом по времени Δt для всей продолжительности полета Т; выполняется обработка записей параметров режимов полета с тем же шагом Δt; формируется единый график частотных характеристик вибрации по трем взаимно перпендикулярным осям в формате 3D визуализации, в котором по первой оси располагаются полученные по выборочным реализациям длительностью Δt частотные характеристики вибрации, по второй оси - частоты вибрации для указанных графиков, по третьей оси - продолжительность испытательного полета с шагом Δt, к которой привязаны полученные параметры режимов полета самолета; по первой оси графика выделяются участки с одинаковыми частотными характеристиками вибрации и привязываются по третьей оси графика к моментам времени их изменения; определяются параметры режима полета, которые были в момент изменения частотных характеристик вибрации, после чего устанавливается причина изменения параметров режимов полета самолета в этот момент, свидетельствующего о появлении источника вибрации, изменяющего частотные характеристики вибрации; в зависимости от выявленных источников вибрации принимается решение об устранении этого источника или уменьшении его влияния на уровни вибрации и выбирается методика обработки материалов измерения на временных участках записи с разными источниками вибрации.