[发明专利]一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法

权利要求书

1.一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、在线获取轮盘振动信号和键相脉冲信号；

S2、根据步骤S1得到的键相脉冲信号和转速控制信号，在每个载荷循环中获取事先设置好的转速附近K个旋转周期轮盘的振动信号；

S3、采用整周期离散傅里叶变换提取不同旋转周期裂纹指标实部和虚部；

S4、选取试验开始时若干个循环裂纹指标的均值作为基线，计算裂纹指标相对幅值和相对相位，以3σ准则设定报警阈值监测涡轮盘疲劳裂纹。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S1中，采用电涡流位移振动传感器在线获取轮盘振动信号，电涡流位移振动传感器至少包括1个，设置在涡轮盘低循环疲劳试验器上；采用键相传感器在线获取键相脉冲信号，键相传感器靠近轮盘工装的凹槽设置。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S2中，事先设置好的转速依次为低循环疲劳试验中升速过程最大转速的98％，95％，90％，80％，70％，60％。

4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S3具体为：

S301、使用傅里叶级数提取一阶同步振动的cos和sin分量；构成不同旋转周期裂纹指标实部和虚部；

S302、对每个载荷循环计算的K个旋转周期轮盘的裂纹指标的实部和虚部分别取平均，得到该次载荷循环裂纹指标的实部和虚部。

5.根据权利要求4所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S301中，第i个载荷循环第k个旋转周期裂纹指标的实部和虚部分别为：

其中，表示第i个载荷循环采集的第k个旋转周期轮盘振动信号，N为信号信号长度。

6.根据权利要求4所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S302中，第i个载荷循环裂纹指标的实部Xⁱ和虚部Yⁱ具体为：

其中，和表示第i个载荷循环第k个旋转周期裂纹指标的实部和虚部。

7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S4中，第i个载荷循环裂纹指标的相对幅值Amplitude_relative(i)具体为：

第i个载荷循环裂纹指标的相对相位Phase_relative(i)具体为：

其中，Xⁱ和Yⁱ分别为第i个载荷循环裂纹指标的实部和虚部，X_baseline和Y_baseline表示裂纹指标的实部和虚部基线。

8.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，其特征在于，步骤S4中，3σ准则的报警值为u+3σ，其中，u和σ分别为裂纹指标相对幅值的均值和标准差，当裂纹指标相对幅值连续三个载荷循环都超过阈值区间的时刻，作为报警时刻监测涡轮盘疲劳裂纹。