一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法，包括以下步骤：(1)在航空发动机盘类零件上设置多个测点，进行标准模态测试，得到前四阶模态振型数据序列，并形成对应的各阶模态振型曲线；(2)计算各阶模态振型曲线上各模态振型数据点di的广义局部熵，得到各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线；(3)根据各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线上最高峰值、最低峰值和次高峰值的关系，判定该最高峰值对应的测点处是否出现裂纹。本发明运算在位性好，便于现场指导航空发动机涡轮盘等盘类零件的在位动力学无损检测。
【专利说明】一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及结构动力学无损检测技术，具体涉及一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法。
【背景技术】
[0002]航空发动机的特性是飞行器的性能、可靠性以及成本的决定性因素，其寿命期费用占整个飞行器的20% -40%。不仅如此，由于航空发动机造价高昂，任何技术上微小的改进都可造成极大的经济效益，因此飞行器发动机的状态监测与故障快速诊断是一个重要并且艰难的研究方向。
[0003]近十年来，欧洲在欧盟第六科技框架计划以及第七科技框架计划的推动和资助下，先后投资超过一千亿欧元进行科技革新，为了提高飞行器的可靠性和安全性，以欧洲航空安全局EASA为核心的多个研究中心纷纷开展了对EASA成员国军用及民用飞行器事故原因及处理办法的调查研究。相比西方发达国家，航空工业是我国的短板，特别是航空发动机寿命问题。与米格-21同时期的美国F-4战斗机所使用的通用公司J-79发动机，其全寿命可达4000小时左右，而一些先进的飞机，如F-15、F-22所使用的F-110和F-136发动机，其全寿命更是分别达到了 6000-8000和13000小时以上。相形之下，我国军机发动机全寿命一般在1000-2000小时左右，并且一定程度上依赖外国进口。
[0004]针对这些问题，我国在《中华人民共和国国民经济和社会发展第十一个五年规划纲要》将重大产品和重大设施寿命预测技术是提高运行可靠性、安全性、可维护性列为关键技术进行研究，在《‘十二五’纲要》中也明确强调了 “重大工程健康状态的检测、监测以及诊断和处置”研究的重要性。涡轮盘等盘类零件做为航空发动机的核心部件，对发动机寿命具有重要影响，因此开展航空发动机盘类零件在位结构健康监测具有重大意义。
【发明内容】
[0005]本发明的目的在于提供一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法，对航空发动机涡轮盘等盘类零件的裂纹进行动力学无损探伤。
[0006]为实现以上发明目的，本发明的技术方案如下:
[0007]—种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法，包括以下步骤:
[0008](I)在航空发动机盘类零件上设置多个测点，进行标准模态测试，得到前四阶模态振型数据序列，并形成对应的各阶模态振型曲线；
[0009](2)计算各阶模态振型曲线上各模态振型数据点Cli的广义局部熵(GLE)，得到各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线；
[0010](3)根据各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线上最高峰值、最低峰值和次高峰值的关系，判定该最高峰值对应的测点处是否出现裂纹。
[0011]本发明的技术效果为:
[0012]I)以信息熵理论为基础，形成了一种无需结构健康状态下数据作为参考的动力学无损检测方法；
[0013]2)利用广义局部熵峰值可清晰地判断损伤位置；
[0014]3)本发明运算在位性好，简单易行，便于现场指导航空发动机涡轮盘等盘类零件的在位动力学无损检测。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1为实验测试方案示意图；
[0016]图2为在位测试测点设置示意图；
[0017]图3为测点3测试数据；
[0018]图4为全测点200-2500HZ频率范围频响函数；
[0019]图5为前四阶模态振型GLE裂纹指示曲线。
【具体实施方式】
[0020]下面结合附图对本发明的内容作进一步详细说明:
[0021]本发明提出的航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法，包括以下步骤:
[0022](I)在航空发动机盘类零件上设置多个测点，进行标准模态测试，得到前四阶模态振型数据序列，并形成对应的各阶模态振型曲线。
[0023]其中，标准模态测试可采用力锤敲击实验、共振法测模态等。在本特定实施例中，测试系统为标准的锤击模态测试系统，如图1所示。实验配置包括通用便携式电脑一台，国产Econ AVANT M1-7008数据采集仪一套，以及国产东华力锤与PCB-300A12型单轴加速度传感器各一只，有效测试频率域10-10000HZ，为获取尽量多的信息，采样频率设置为10240Hz,因此分析频率约为4000Hz以下，所选择传感器衰减可满足测试分析要求。
[0024]参照图2在位测试测点设置示意图。需要指出，本特定实施例以涡轮盘体为例，但本领域技术人员应当理解，对于航空发动机的其他盘类零件，本发明也同样适用。在涡轮盘体每个榫槽处各布置一个测点，本特定实施例中，以47个榫槽为分度配置测点，逐一使用力锤与加速度传感器进行模态测试:以力锤敲击下侧盘体，传感器布置于上侧盘体，此时力锤锤击力将通过裂纹多发位置传递至传感器，以此获得涡轮盘体前四阶振型。待本测点测试完成后，移至下一测点进行测试。每个测点使用力锤敲击10次，做线性平均以降低噪声影响。所采集到的信号为力锤激励信号时间序列及作为响应信号时间序列的加速度信号。图3(a)与图3(b)分别为测点3的激励信号时间序列和响应信号时间序列。通过对图3(a)与图3(b)所示的输入输出数据做比值，可以得到结构的频响函数，如图3(c)所示。
[0025]可以看到，在所分析频段内共存在四阶模态振型，分别对1-47测点提取其1-4阶模态振型峰值，即可得到其模态振型曲线。其中，将测点1-47的全部频响函数相应峰值进行连接，得到图4所示的四阶模态振型曲线。
[0026](2)计算各阶模态振型曲线上各模态振型数据点Cli的广义局部熵(GLE)，得到各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线。
[0027]其中，所述广义局部熵的定义及得到广义局部熵裂纹指示曲线的具体过程如下:
[0028]a)在熵的概念中，定义子事件i的发生概率Pi由该点振型幅值以及相邻点幅值和进行评估，公式化为:[0029]
【权利要求】
1.一种航空发动机盘类零件在位裂纹检测方法，包括以下步骤: (1)在航空发动机盘类零件上设置多个测点，进行标准模态测试，得到前四阶模态振型数据序列，并形成对应的各阶模态振型曲线； (2)计算各阶模态振型曲线上各模态振型数据点Cli的广义局部熵(GLE)，得到各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线； (3)根据各阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线上最高峰值、最低峰值和次高峰值的关系，判定该最高峰值对应的测点处是否出现裂纹。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述标准模态测试包括采用力锤敲击实验或共振法测模态等。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述步骤(2)具体为: (a)用于结构裂纹定位的广义局部熵计算式为:
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述步骤(3)中，判定准则为:若广义局部熵裂纹指示曲线的最高峰值与其最低峰值差值为次高峰值与最低峰值差值的1.2倍以上，则认为该最高峰值处对应的测点处为候选裂纹位置，其中，对于前四阶模态振型的广义局部熵裂纹指示曲线，如果一阶或二阶满足上述判定准则，则判定该测点处存在裂纹；如果仅仅三阶或四阶满足，则仅将该测点作为怀疑对象。
【文档编号】G01N29/04GK103592369SQ201310574570
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年11月14日 优先权日:2013年11月14日
【发明者】杨志勃, 陈雪峰, 李兵, 张兴武 申请人:西安交通大学