[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

说明书

本发明公开了一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，在航空发动机涡轮盘低循环疲劳试验器的轮盘轴上设置电涡流位移传感器和键相传感器以在线获取轮盘轴径向位移振动信号和键相脉冲信号；在每个载荷循环中获取事先设置好的转速下轮盘的振动信号；采用整周期离散傅里叶变换从振动信号中提取裂纹指标的实部与虚部；选取试验开始时若干个循环的裂纹指标作为基线，在随后的循环中通过与基线作向量差构成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。本发明避免因轮盘爆裂，造成试验器损伤，而且不需要在低循环疲劳试验过程中停机检查，能够缩短试验周期，降低试验费用。

技术领域

本发明属于航空发动机故障诊断技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法。

背景技术

作为航空发动机的三大部件之一，涡轮工作在高温，高压和高转速条件下，承受着离心力、热应力、气动力和振动应力等联合交变载荷，还要承受环境介质的腐蚀与氧化作用，使涡轮成为航空发动机中最易损的部件，其寿命是制约发动机整体寿命的主要因素。涡轮盘是航空发动机结构中重要的旋转部件之一，其主要功能是安装涡轮叶片以传递功率。涡轮盘的断裂失效大多会造成非包容性破坏，其后果往往是灾难性的，因此摸清涡轮盘的寿命十分重要。涡轮盘疲劳寿命考核试验是在新发动机的设计阶段为发动机定寿或是为老发动开展延寿工作的重要手段。

目前在航空发动机涡轮盘疲劳寿命考核试验中，主要采用孔探仪、荧光粉渗透、超声波、电涡流等无损检测方法检测裂纹，间断性分解探伤检查，导致试验周期长、代价高。不仅影响发动机整体研发周期，而且在检查的间隔，涡轮盘仍然有爆裂的风险。

因此，如何在航空发动机低循环疲劳试验中，在线监测涡轮盘疲劳裂纹成为亟待解决的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，在航空发动机低循环疲劳试验中在线监测涡轮盘疲劳裂纹。

本发明采用以下技术方案：

一种航空发动机涡轮盘低循环疲劳裂纹在线监测方法，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。

具体的，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。

具体的，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％。

具体的，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。

进一步的，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。