CN108519225B - 一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法，利用振动加载系统对航空发动机叶片施加振动载荷，采用电感应加热系统对航空发动机叶片进行加热控制，利用三维数字图像相关法检测并分析航空发动机叶片在高温振动载荷下的振动疲劳特性。本发明利用非接触式光学全场变形测量的三维数字图像相关法，可以适应各个尺度和多种条件下的测量、保证了检测结果的精度性，同时可实现航空发动机叶片在不同温度以及不同频率下的振动疲劳特性的监测，有效保证了实验结果的全面性。

Description

一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法

技术领域：

本发明属于振动疲劳试验技术领域，具体涉及一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法。

背景技术：

振动是航空器件的首要服役环境，振动疲劳破坏是航空发动机叶片发生裂纹及断裂失效的主要形式之一，航空发动机叶片通常在高温高压、交变载荷等环境下工作，所以实现对航空发动机叶片在高温环境下振动疲劳特性的检测尤为重要。

目前，对于航空发动机叶片振动特性的检测大都局限于常温状态下的振动疲劳。已经例如专利号为201310073338.5的专利申请提出了一种叶片疲劳非接触测量闭环振动测试方法，以测量控制单元控制电动振动台在叶片共振点振动,同时测量叶片的应力和叶片上选定部位的振幅,以确定应力与叶片选定部位的振幅的对应关系；专利号为201310121074.6的专利申请提出了一种整体叶轮叶片振动疲劳试验装置及试验方法，该申请通过在整体叶轮上相邻叶片间设置橡胶阻尼块使得相邻叶片间互相阻尼,保证了对整体叶轮上单个叶片进行振动疲劳试验时其他叶片不能自由振动，既避免了对整体叶轮进行等分切割的麻烦，又避免了因支撑叶片的轮盘的刚性变化导致叶片固有频率的改变，这些方法可以有效地测试发动机叶片在常温下的振动疲劳情况。而通过常温振动疲劳试验得出的振动疲劳特性与实际工作温度下的振动疲劳特性的差距甚大，所以监测航空发动机叶片在高温下的振动疲劳特性对确定发动机叶片的寿命至关重要。

与本发明最为接近的是申请号为201610066802.1的专利申请，该申请提出一种发动机叶片疲劳度的测试装置，该申请在纵向振动台面的振动装置上连接高温箱，在高温箱内设有与振动台面连接的用于夹持叶片的夹具但与本发明相比还存在以下不足：1.该方法没有考虑高温对振动加载系统以及信息采集系统的影响，无法保障设备在高温工作状态下的可靠性；2.同时在振动装置上连接高温箱以实现高温振动疲劳的检测，结构比较复杂，不容易实现，并且检测结果较单一。

数字图像相关法是一种新型的非接触式，可实时监控的测量技术。其原理为对振动过程中的试件连续采集物体表面散斑图像，采集结束后，利用相关软件进行数据的计算处理，利用振动过程中数字图像的变化测量位移，最后实现物体振动频率、振动幅度等相关参数的测量。二维数字图像相关法在实际应用过程中还存在很多不足：1)被物体表面必须是或者近似是一个平面；2)相机的光轴必须垂直或近似垂直于被测物表面；3)被测物表面的运动主要发生在面内，离面运动分量没有或者是很小。

发明内容：

为了克服现有的不足，本发明提供了一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法。本发明利用非接触式光学全场变形测量的三维数字图像相关法，可以适应各个尺度和多种条件下的测量、保证了检测结果的精度性，同时可实现振动试样在不同温度以及不同频率下的振动疲劳特性的监测，有效实现了实验结果的全面性。

本发明的技术方案如下：

一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置，其特征在于，包括振动加载系统、电感应加热系统、数字图像采集系统、计算机，

振动加载系统包括电磁振动台、隔热垫圈、螺栓、定位块、高温夹具，定位块、高温夹具固定在电磁振动台上，用于固定振动试样；定位块、高温夹具与电磁振动台之间设置隔热垫圈；

电感应加热系统包括非接触式温度传感器、信号调制系统、电感应加热器，信号调制系统分别与非接触式温度传感器和电感应加热器相连接；非接触式温度传感器设置在振动试样上方5～10cm的位置，所述电感应加热器设置在振动试样下方5～10cm位置；

数字图像采集系统包括装在三正交运动的摄像平台上的两个CCD高速相机、图像预处理单元、图像采集器；

两个CCD高速相机位于振动试样表面的上方，并且两个CCD高速相机互成角度，用于拍摄待测试样表面的图像；

图像预处理单元与CCD高速相机相连接，用于对CCD高速相机采集的振动试样的表面散斑图像进行降噪与平滑处理；

图像采集器与图像预处理单元相连接，用于采集表层涂覆有散斑涂层的振动试样的表面图像；

计算机与图像采集器相连接，用于存储图像采集器采集的图像，并对图像进行分析与计算，判断振动试样的振动特性；

计算机还与信号调制系统相连接，用于采集非接触式温度传感器测得的振动试样的温度，以及通过信号调制系统将加热指令传送给电感应加热器。

进一步地，电磁振动台的激振装置采用变频系统。

进一步地，所述隔热垫圈、螺栓、定位块、高温夹具所采用的材料均为耐高温陶瓷基复合材料。

进一步地，所述信号调制系统包括电流型A/D转化器、电流型D/A转化器，电流型A/D转化器分别与非接触式温度传感器和计算机相连接，用于接收非接触式温度传感器传送的电信号，并经过A/D转换传送至计算机；电流型D/A转化器分别与电感应加热器和计算机相连接，用于接收计算机传送的电信号，并经过D/A转换传送至电感应加热器。

进一步地，所述两个CCD高速相机均自带光源，并在前端设置图像滤波单元，并且两个CCD高速相机的自带光源的亮度相同，滤波单元对振动试样投影过来的光束进行滤波并传送到CCD高速相机。

进一步地，所述两个CCD高速相机的成像平面与水平面夹角的范围为20°～80°。

进一步地，所述图像滤波单元采用带通滤波。

利用所述的检测装置的及航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，具体步骤如下：

1)将振动试样表面进行打磨和抛光，在酒精中利用超声波进行清洗，干燥处理后将振动试样4安装在电磁振动台上，在振动试样表层均匀喷涂散斑涂层；

2)基于三正交平移运动的标定方法对CCD高速相机进行标定，首先控制CCD高速相机做3组相互独立的三正交运动，并由CCD高速相机采集每次运动后CCD高速相机特征点的图像，计算CCD高速相机作纯平移运动时图像对应点连线的交点，最后通过线性约束方程求解CCD高速相机的内外参数，完成相机的标定；

3)利用电感应加热系统对试样表面进行加热，同时非接触式温度传感器检测振动试样表面的温度信号通过A/D转化器传送到计算机，计算机对接收的信号进行判断，当振动试样表面温度没有达到预设的温度阈值，则计算机将发送电信号通过D/A转化器传送到电感应加热器，电感应加热器对振动试样进行持续加热，直至振动试样表面温度达到预设的温度阈值为止，然后保持恒定的电流，实现振动试样表面温度设定过程的自动控制，确保振动试样表面温度的控制精度为±0.1℃；

4)当振动试样表面温度达到预设的温度阈值时，利用CCD高速相机采集振动试样在振动测试前的原始状态图作为基准状态的“参考图像”，并通过图像预处理单元进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器，并存储在计算机；原始图像存储完毕，立即启动电磁振动台，首先对振动试样进行扫频以测定振动试样的固有频率，扫频结束后，使振动试样在驻频状态在其固有频率的状态下振动；利用CCD高速相机采集不同振动时段振动试样表面的三维数字图像，同样通过图像预处理单元进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器，并存储在计算机，不同振动时段振动试样的表面变形图像作为“目标图像”；

5)电磁振动台每振动1万次周期，振动加载系统重新对振动试样进行扫频，然后在驻频情况下，以其现有的固有频率情况下振动，当振动试样的固有频率下降了5％，视为出现了裂纹，记录振动试样的振动周期；当振动试样断裂立即停止电磁振动台，结束图像采集，此时计算机记录振动试样的全寿命振动周期；

6)对存储在计算机中的振动试样的参考图像划分计算子区，子区尺寸为(2M+1)×(2M+1)像素，并在计算子区中设置计算点，根据数字图像相关法，利用归一化最小平方距离相关函数进行计算，通过搜索相关系数极值点，确定目标图像子区在变形后图像中的位置，相关函数表达式为：

式中：f(x,y)是参考图像子区中坐标为(x,y)的像素的灰度；g(x′,y′)是目标图像子区中对应坐标为(x′,y′)的像素灰度；f_m和g_m分别是参考图像子区和目标图像子区的灰度平均值；(2M+1)为子区中像素矩阵行和列的数量；

振动试样的振幅、疲劳裂纹扩展特性分别采用以下方式检测：

(a)振幅检测：根据目标图像子区在变形后图像中的位置，计算目标图像子区中计算点空间位移-时间信息，利用Matlab软件对测量出的位移-时间数据进行最小二乘法非线性拟合，然后进行傅里叶变换，以获得振动试样的振动幅度；

(b)裂纹扩展检测：当振动加载系统检测到振动试样的固有频率下降了5％，振动试样即萌生了裂纹；采用步骤6)中所述的数字图像相关法计算所采集的目标图像裂纹区域的位移和应变场，采用最小二乘正弦拟合方法对振动裂纹区域特征点的位移和应变值进行拟合，将拟合出的位移或应变正弦曲线与所对应的系列散斑图像进行匹配，利用计算机求出高温振动疲劳裂纹扩展速率及长度。

进一步地，所述喷涂散斑涂层为耐高温的氧化铝粉体陶瓷材料，并且精细均匀地喷涂在振动试样4表面。

本发明充分利用三维数字图像相关法对振动试样实现高温振动疲劳特性检测，三维数字图像相关法结合双目视觉模型，利用该方法可以测量曲面物体的三维形貌和全场变形，从而可以突破了二维数字图像相关法的自身存在的不足，极大的限度的扩展了该方法在实际工程测量中的应用。利用非接触式光学全场变形测量的三维数字图像相关法，可以适应各个尺度和多种条件下的测量、保证了检测结果的精度性，同时可实现振动试样在不同温度以及不同频率下的振动疲劳特性的监测，有效保证了实验结果的全面性。

本发明的有益效果：

(1)利用电磁感应加热法对振动试样进行加热，能够快速、精确的控制振动试样的温度范围，可实现叶片在不同温度以及不同频率下的振动疲劳特性，有效保证了实验结果的全面性；

(2)利用变频电磁振动台实施振动试样的振动加载，可以实时监测振动的叶片的固有频率，保证振动试样始终在固有频率的下振动；

(3)利用非接触式光学全场变形测量的数字图像相关法，可以适应各个尺度和多种条件下的测量、保证了检测结果的精度性。

附图说明：

图1所示为本发明所述的检测装置的结构示意图。

图2所示为所述振动加载系统的结构图。

图3所示为高温振动疲劳检测系统原理图。

图中：

1-1电磁振动台、1-2隔热垫圈、1-3螺栓、1-4定位块、1-5高温夹具，2-1.非接触式温度传感器、2-2.信号调制系统、2-3.电感应加热器、3-1.CCD高速相机、3-2.图像预处理单元、3-3.图像采集器、4.振动试样、5.散斑涂层、6.计算机。

具体实施方式：

下面结合附图以及具体实施例对本发明作进一步的说明，但本发明的保护范围并不限于此。

如图1所示，本发明所述的检测航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置，包括振动加载系统、电感应加热系统、数字图像采集系统、计算机。如图2所示，所述振动加载系统包括电磁振动台1-1、隔热垫圈1-2、螺栓1-3、定位块1-4、高温夹具1-5，隔热垫圈1-2通过螺栓连接固定在在振动台上，定位块1-4通过螺栓1-3连接固定在隔热垫圈1-2上。定位块1-4、高温夹具1-5与电磁振动台1-1之间设置隔热垫圈1-2；振动试样4通过定位块1-4和高温夹具1-5装夹在电磁振动台1-1上。具体的，所述电磁振动台1-1的激振装置采用变频系统，可以实时检测振动试样在高温下的固有频率，并使振动试样始终在其固有频率下振动。所述隔热垫圈1-2、螺栓1-3、定位块1-4、高温夹具1-5所采用的材料均为耐高温陶瓷基复合材料。

电感应加热系统包括非接触式温度传感器2-1、信号调制系统2-2、电感应加热器2-3，信号调制系统2-2分别与非接触式温度传感器2-1和电感应加热器2-3相连接；非接触式温度传感器2-1设置在振动试样上方5～10cm的位置，用于测量振动试样4的温度。所述电感应加热器2-3设置在振动试样下方5～10cm位置，用于加热振动试样4。所述信号调制系统2-2包括电流型A/D转化器、电流型D/A转化器，电流型A/D转化器分别与非接触式温度传感器2-1和计算机6相连接，用于接收非接触式温度传感器2-1传送的电信号，并经过A/D转换传送至计算机6；电流型D/A转化器分别与电感应加热器2-3和计算机6相连接，用于接收计算机6传送的电信号，并经过D/A转换传送至电感应加热器2-3。

数字图像采集系统3包括三正交运动的摄像平台、两个CCD高速相机3-1、图像预处理单元3-2、图像采集器3-3。两个CCD高速相机3-1装在三正交运动的摄像平台上，并位于振动试样表面的上方，两个CCD高速相机3-1互成角度，用于拍摄待测试样4表面的图像。图像预处理单元3-2与CCD高速相机3-1相连接，用于对CCD高速相机3-1采集的振动试样的表面散斑图像进行降噪与平滑处理。图像采集器3-3与图像预处理单元3-2相连接，用于采集涂覆散斑涂层5的振动试样4的表面图像；计算机6与图像采集器3-3相连接，用于存储图像采集器3-3采集的图像，并对图像进行分析与计算，判断振动试样4的振动特性；计算机6还与信号调制系统2-2相连接，用于采集非接触式温度传感器2-1测得的振动试样4的温度，以及通过信号调制系统2-2将加热指令传送给电感应加热器2-3，如图3所示。

所述两个CCD高速相机3-1的成像平面与水平面夹角的范围为20°～80°。所述两个CCD高速相机3-1均自带光源，并在前端设置图像滤波单元，并且两个CCD高速相机3-1的自带光源的亮度相同，滤波单元对振动试样4投影过来的光束进行滤波并传送到CCD高速相机3-1。所述图像滤波单元采用带通滤波，用于减小高温热辐射对CCD高速相机3-1所采集振动试样表面图像亮度强化的影响。

利用所述航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置，检测航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，是利用振动加载系统施加振动载荷，采用电感应加热系统对航空发动机叶片进行加热控制，利用三维数字图像相关法检测并分析航空发动机叶片在高温振动载荷下的振动疲劳特性。具体步骤如下：

1)将振动试样4表面进行打磨和抛光，在酒精中利用超声波进行清洗，干燥处理后将振动试样4安装在电磁振动台1-1上，在振动试样4表层均匀喷涂散斑涂层5；所述喷涂散斑5为耐高温的氧化铝粉体陶瓷材料，并且精细均匀地喷涂在振动试样4表面。

2)基于三正交平移运动的标定方法对CCD高速相机3-1进行标定，首先控制CCD高速相机3-1做3组相互独立的三正交运动，并由CCD高速相机3-1采集每次运动后CCD高速相机3-1特征点的图像，计算CCD高速相机3-1作纯平移运动时图像对应点连线的交点，最后通过线性约束方程求解CCD高速相机3-1的内外参数，完成相机的标定；

3)利用电感应加热系统2对试样表面进行加热，同时非接触式温度传感器2-1检测振动试样4表面的温度信号通过A/D转化器传送到计算机6，计算机6对接收的信号进行判断，当振动试样4表面温度没有达到预设的温度阈值，则计算机6将发送电信号通过D/A转化器传送到电感应加热器2-3，电感应加热器2-3对振动试样4进行持续加热，直至振动试样4表面温度达到预设的温度阈值为止，然后保持恒定的电流，实现振动试样4表面温度设定过程的自动控制，确保振动试样表面温度的控制精度为±0.1℃；

4)当振动试样4表面温度达到预设的温度阈值时，利用CCD高速相机3-1采集振动试样4在振动测试前的原始状态图作为基准状态的“参考图像”，并通过图像预处理单元3-2进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器3-3，并存储在计算机6；原始图像存储完毕，立即启动电磁振动台1-1，首先对振动试样4进行扫频以测定振动试样的固有频率，扫频结束后，使振动试样4在驻频状态在其固有频率的状态下振动；利用CCD高速相机3-1采集不同振动时段振动试样4表面的数字图像，同样通过图像预处理单元3-2进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器3-3，并存储在计算机6，不同振动时段考察时段振动试样的表面变形图像作为“目标图像”；

5)电磁振动台1-1每振动1万次周期，振动加载系统1重新对振动试样进行扫频，然后在驻频情况下，以其现有的固有频率情况下振动，当振动试样的固有频率下降了5％，视为出现了裂纹，记录振动试样4的振动周期；当振动试样4断裂立即停止电磁振动台1-1，结束图像采集，此时计算机记录振动试样4的全寿命振动周期；

6)对存储在计算机中的振动试样4的参考图像划分计算子区，子区尺寸为(2M+1)×(2M+1)像素，并在计算子区中设置计算点，根据数字图像相关法，利用归一化最小平方距离相关函数进行计算，通过搜索相关系数极值点，确定目标图像子区在变形后图像中的位置，相关函数表达式为：

式中：f(x,y)是参考图像子区中坐标为(x,y)的像素的灰度；g(x′,y′)是目标图像子区中对应坐标为(x′,y′)的像素灰度；f_m和g_m分别是参考图像子区和目标图像子区的灰度平均值；(2M+1)为子区中像素矩阵行和列的数量；

振动试样的振幅、疲劳裂纹扩展特性分别采用以下方式检测：

(a)振幅检测：根据目标图像子区在变形后图像中的位置，计算目标图像子区中计算点空间位移-时间信息，利用Matlab软件对测量出的位移-时间数据进行最小二乘法非线性拟合，然后进行傅里叶变换，以获得振动试样的振动幅度；

(b)裂纹扩展检测：当振动加载系统检测到振动试样的固有频率下降了5％，振动试样即萌生了裂纹；采用步骤6)中所述的数字图像相关法计算所采集的目标图像裂纹区域的位移和应变场，采用最小二乘正弦拟合方法对振动裂纹区域特征点的位移和应变值进行拟合，将拟合出的位移或应变正弦曲线与所对应的系列散斑图像进行匹配，利用计算机求出高温振动疲劳裂纹扩展速率及长度。

所述实施例为本发明的优选的实施方式，但本发明并不限于上述实施方式，在不背离本发明的实质内容的情况下，本领域技术人员能够做出的任何显而易见的改进、替换或变型均属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，

所用检测装置包括振动加载系统、电感应加热系统、数字图像采集系统、计算机，

振动加载系统包括电磁振动台(1-1)、隔热垫圈(1-2)、螺栓(1-3)、定位块(1-4)、高温夹具(1-5)，定位块(1-4)、高温夹具(1-5)固定在电磁振动台(1-1)上，用于固定振动试样(4)；定位块(1-4)、高温夹具(1-5)与电磁振动台(1-1)之间设置隔热垫圈(1-2)；电磁振动台(1-1)的激振装置采用变频系统；

电感应加热系统包括非接触式温度传感器(2-1)、信号调制系统(2-2)、电感应加热器(2-3)，信号调制系统(2-2)分别与非接触式温度传感器(2-1)和电感应加热器(2-3)相连接；非接触式温度传感器(2-1)设置在振动试样上方5～10cm的位置，所述电感应加热器(2-3)设置在振动试样下方5～10cm位置；

数字图像采集系统(3)包括装在三正交运动的摄像平台上的两个CCD高速相机(3-1)、图像预处理单元(3-2)、图像采集器(3-3)，

两个CCD高速相机(3-1)位于振动试样(4)表面的上方，且两个CCD高速相机(3-1)互成角度，用于拍摄待测振动试样(4)表面的图像；

图像预处理单元(3-2)与CCD高速相机(3-1)相连接，用于对CCD高速相机(3-1)采集的振动试样(4)的表面散斑图像进行降噪与平滑处理；

图像采集器(3-3)与图像预处理单元(3-2)相连接，用于采集表层涂覆有散斑涂层(5)的振动试样(4)的表面图像；

计算机(6)与图像采集器(3-3)相连接，用于存储图像采集器(3-3)采集的图像，并对图像进行分析与计算，判断振动试样(4)的振动特性；

计算机(6)还与信号调制系统(2-2)相连接，用于采集非接触式温度传感器(2-1)测得的振动试样(4)的温度，以及通过信号调制系统(2-2)将加热指令传送给电感应加热器(2-3)；

具体步骤如下：

1)将振动试样(4)表面进行打磨和抛光，在酒精中利用超声波进行清洗，干燥处理后将振动试样(4)安装在电磁振动台(1-1)上，在振动试样(4)表层均匀喷涂散斑涂层(5)；

2)基于三正交平移运动的标定方法对CCD高速相机(3-1)进行标定，首先控制CCD高速相机(3-1)做3组相互独立的三正交运动，并由CCD高速相机(3-1)采集每次运动后CCD高速相机(3-1)特征点的图像，计算CCD高速相机(3-1)作纯平移运动时图像对应点连线的交点，最后通过线性约束方程求解CCD高速相机(3-1)的内外参数，完成相机的标定；

3)利用电感应加热系统(2)对试样表面进行加热，同时非接触式温度传感器(2-1)检测振动试样(4)表面的温度信号通过A/D转化器传送到计算机(6)，计算机(6)对接收的信号进行判断，当振动试样(4)表面温度没有达到预设的温度阈值，则计算机(6)将发送电信号通过D/A转化器传送到电感应加热器(2-3)，电感应加热器(2-3)对振动试样(4)进行持续加热，直至振动试样(4)表面温度达到预设的温度阈值为止，然后保持恒定的电流，实现振动试样(4)表面温度设定过程的自动控制，确保振动试样表面温度的控制精度为±0.1℃；

4)当振动试样(4)表面温度达到预设的温度阈值时，利用CCD高速相机(3-1)采集振动试样(4)在振动测试前的原始状态图作为基准状态的“参考图像”，并通过图像预处理单元(3-2)进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器(3-3)，并存储在计算机(6)；原始图像存储完毕，立即启动电磁振动台(1-1)，首先对振动试样(4)进行扫频以测定振动试样的固有频率，扫频结束后，使振动试样(4)在驻频状态在其固有频率的状态下振动；利用CCD高速相机(3-1)采集不同振动时段振动试样(4)表面的三维数字图像，同样通过图像预处理单元(3-2)进行滤波、平滑处理，然后传送到图像采集器(3-3)，并存储在计算机(6)，不同振动时段振动试样的表面变形图像作为“目标图像”；

5)电磁振动台(1-1)每振动1万次周期，振动加载系统(1)重新对振动试样进行扫频，然后在驻频情况下，以其现有的固有频率情况下振动，当振动试样的固有频率下降了5％，视为出现了裂纹，记录振动试样(4)的振动周期；当振动试样(4)断裂立即停止电磁振动台(1-1)，结束图像采集，此时计算机记录振动试样(4)的全寿命振动周期；

6)对存储在计算机中的振动试样(4)的参考图像划分计算子区，子区尺寸为(2M+1)×(2M+1)像素，并在计算子区中设置计算点，根据数字图像相关法，利用归一化最小平方距离相关函数进行计算，通过搜索相关系数极值点，确定目标图像子区在变形后图像中的位置，相关函数表达式为：

式中：f(x,y)是参考图像子区中坐标为(x,y)的像素的灰度；g(x′,y′)是目标图像子区中对应坐标为(x′,y′)的像素灰度；f_m和g_m分别是参考图像子区和目标图像子区的灰度平均值；(2M+1)为子区中像素矩阵行和列的数量；

振动试样的振幅、疲劳裂纹扩展特性分别采用以下方式检测：

(a)振幅检测：根据目标图像子区在变形后图像中的位置，计算目标图像子区中计算点空间位移-时间信息，利用Matlab软件对测量出的位移-时间数据进行最小二乘法非线性拟合，然后进行傅里叶变换，以获得振动试样的振动幅度；

(b)裂纹扩展检测：当振动加载系统检测到振动试样的固有频率下降了5％，振动试样即萌生了裂纹；采用步骤6)中所述的数字图像相关法计算所采集的目标图像裂纹区域的位移和应变场，采用最小二乘正弦拟合方法对振动裂纹区域特征点的位移和应变值进行拟合，将拟合出的位移或应变正弦曲线与所对应的系列散斑图像进行匹配，利用计算机求出高温振动疲劳裂纹扩展速率及长度。

2.根据权利要求1所述的检测方法，其特征在于，所述喷涂散斑涂层(5)为耐高温的氧化铝粉体陶瓷材料，并且精细均匀地喷涂在振动试样(4)表面。

3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，所述隔热垫圈(1-2)、螺栓(1-3)、定位块(1-4)、高温夹具(1-5)所采用的材料均为耐高温陶瓷基复合材料。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，所述信号调制系统(2-2)包括电流型A/D转化器、电流型D/A转化器，电流型A/D转化器分别与非接触式温度传感器(2-1)和计算机(6)相连接，用于接收非接触式温度传感器(2-1)传送的电信号，并经过A/D转换传送至计算机(6)；电流型D/A转化器分别与电感应加热器(2-3)和计算机(6)相连接，用于接收计算机(6)传送的电信号，并经过D/A转换传送至电感应加热器(2-3)。

5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，所述两个CCD高速相机(3-1)均自带光源，并在前端设置图像滤波单元，并且两个CCD高速相机(3-1)的自带光源的亮度相同，滤波单元对振动试样(4)投影过来的光束进行滤波并传送到CCD高速相机(3-1)。

6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，所述两个CCD高速相机(3-1)的成像平面与水平面夹角的范围为20°～80°。

7.根据权利要求5所述的航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测方法，其特征在于，所述图像滤波单元采用带通滤波。

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