1.一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于，包括：试验容腔，用于为航空发动机提供故障检测的试验环境，且提供从低压到高压循环更换的试验环境；

安装组件，用于支撑航空发动机并防止所述航空发动机由于振动而移位；

传感器网络组件，包括若干个传感器，若干个所述传感器固定在所述航空发动机的壳体上并组成监测网络，以实时监测所述航空发动机不同点位的振动频率；

声波收集组件，用于确定所述航空发动机在低压到高压的试验环境内的声波的大小和波形变化；

数据处理系统，分别与所述传感器网络组件、所述航空发动机和所述声波放大组件电性连接，用于根据所述传感器网络组件的监测数据在低压到高压的振动幅值以及所述声波收集组件输出的声波变化判断振动故障；

所述数据处理系统通过循环更换所述试验容腔内的试验环境以区分所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动并判断所述航空发动机的不同故障，且所述数据处理系统通过变频调控单元调整所述航空发动机的振动频率以区分新故障和已记录的故障。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述数据处理系统通过所述变频调控单元调控所述航空发动机按照振动频率从小到大的顺序依次工作，且所述航空发动机按照某一振动频率工作时，所述数据处理系统调控所述试验容腔分别按照从低压到高压循环更换的方式工作；

所述数据处理系统依次处理所述传感器网络组件在所述航空发动机不同振动频率以及不同的气压环境下的振动幅值，且所述数据处理系统通过对比所述振动幅值的比例增长参数来判断振动故障。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：还包括声波放大组件，与所述数据处理系统电性连接，用于将所述航空发动机在标准气压试验环境中的声波进行放大以进一步提高所述航空发动机在同一振动频率下的振动幅值，所述声波放大组件通过放大振动幅值来提高所述传感器网络组件对振动故障检测的灵敏度。

4.一种应用于权利要求1‑3任一项所述航空发动机振动故障检测系统的检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤100、将航空发动机置于试验空腔内，调试所述航空发动机在所述试验空腔的真空环境和不同压强下的工作，并利用传感器组件和所述声波收集组件实时监测所述航空发动机的纯机械振动状态以及声波干扰振动状态；

步骤200、调控所述航空发动机按照输出频率由小到大的顺序进行工作，且在所述航空发动机按照输出频率工作时，调控所述试验空腔按照从低压到高压的顺序提供试验环境；

步骤300、横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的振动变化，同时通过声波收集组件横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的声波大小变化和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动确定所述航空发动机的振动故障；

步骤400、纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的振动幅值的线性变化，且同样通过声波收集组件纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的声波大小变化幅度和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动的线性变化判断所述所述航空发动机新发生的振动故障。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于，横向对比所述航空发动机在同一工作频率且不同的气压环境下的振动变化，以确定所述航空发动机的纯机械振动以及所述航空发动机在输出声波干扰下的声波干扰振动，且计算所述航空发动机声波干扰振动变化幅度与所述气压增长的线性关系，具体的实现方法为：在所述试验空腔为真空环境时，所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值生成振动‑气压二维坐标图，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机在同一工作频率，不同的气压环境下的振动幅值分别对应为f(a)、f(a+b)、f(a+2b)、f(a+3b)……f(a+nb)。

7.根据权利要求4所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：纵向对比所述航空发动机在不同工作频率且在同一气压的工作条件下，所述航空发动机的壳体的纯机械振动和声波干扰振动的变化，具体的实现方法为：将所述试验空腔重新抽气为真空环境时，增大所述航空发动机的工作频率，此时的所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值，在同一个所述振动‑气压二维坐标图内记录不同状态下的所述传感器组件的监测数据，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机在不同工作频率且同一气压环境下的不同振动幅值分别对应为f(ma)、f(ma+mb)、f(ma+2mb)、f(ma+3mb)……f(ma+nmb)。

9.根据权利要求4所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机发出的声波用于反映所述航空发动机的故障，根据所述航空发动机在同一气压环境下的多个工作频率的不同振动幅值识别振动故障以及新增加的振动故障。

10.根据权利要求4所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：在所述试验空腔为标准气压状态时，通过所述声波放大组件进一步放大所述航空发动机的振动幅度以识别所述航空发动机发生的故障。