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本发明一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，用于如航空涡轮发动机1等的涡轮发动机转子12的缺陷或者叶片之间间隙等的监视检测评估计算方法，采用在高温线圈外围喷涂或加镀金属膜层的检测传感，通过同时结合分析高温线圈的涡流检测参数值和金属膜层...该专利属于北京航空工程技术研究中心中国航发沈阳发动机研究所所有，仅供学习研究参考，未经过北京航空工程技术研究中心中国航发沈阳发动机研究所授权不得商用。