CN107132049B - 基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台及应用 - Google Patents

Abstract

本发明属于激光测振技术领域，具体涉及一种基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台及应用。技术方案如下：包括底座、电动机、激光测振仪、主轴、壳体、叶盘测振装置、叶片测振装置、同异步差速装置、叶尖定时传感器、计时器和控制系统，底座上依次设有支撑台一、支撑座一、支撑座二和支撑台二，激光测振仪安装在支撑台一上，电动机安装在支撑台二上；叶盘测振装置设有转轴，待测的整体叶盘和同异步差速装置安装在所述主轴上，叶盘测振装置通过所述壳体与同异步差速装置安装在一起，转轴及主轴通过轴承和轴承座分别安装在支撑座一和支撑座二上，电动机通过联轴器与主轴连接，叶片测振装置和叶尖定时传感器安装在壳体上，控制系统用于控制试验台的运行。

Description

基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台及 应用

技术领域

本发明属于激光测振技术领域，具体涉及一种基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台及应用。

背景技术

为了提高航空发动机的推重比，众多航空发动机企业竞相研发整体叶盘技术。整体叶盘是将叶片和轮盘通过先进的工艺做成一体，省去常规叶盘连接的榫头和榫槽，使结构大大简化，在航空发动机风扇、压气机、涡轮上采用整体叶盘结构可有效提高航空发动机的推重比。然而，整体叶盘结构具有模态密集的特点，在航空发动机运转时，由于气流激励，很容易使整体叶盘发生共振。此外，整体叶盘的盘体更薄，盘叶刚度相差不多，因而这种共振模式多为盘片耦合振动，其危害性更大。为此，有必要建立针对航空发动机整体叶盘的旋转振动试验台，也便可以深入研究其复杂的振动特点与行为特征。

传统加速度传感器虽然具有成本低、测试方便等许多优势，但由于其需要粘贴到被测对象的表面，因而不适合测试整体叶盘等旋转结构的振动，同时由于加速度传感器的附加质量和刚度的影响，也会影响整体叶盘振动测试的精度。另外，长期以来，虽然人们一直研究整体叶盘的振动测量方法，包括集流环传输应变、无线电遥控应变、电容耦合传输应变、电涡流位移传感器测量，以及叶片顶尖间隙测量等方式，但上述测量方法由于各种困难和局限性，任何一种方法都无法有效测量所有旋转叶片及盘体结构的实际工作振型，因而，有必要继续研究航空发动机整体叶盘的新型振动测试技术，并综合考虑测试效率、测试精度等方面的影响。

激光测振仪作为光电振动测量中的一种重要仪器，改变了传统传感器接触式测量所带来的附加干扰问题，且非接触式振动测量方式可更加准确地获得被测物体的实时振动信息，目前，激光测振仪在航空航天领域的应用也越来越广泛。

发明内容

本发明提供一种基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，可以在与待测的整体叶盘同步旋转的情况下，以不同形式的同异步差速测量叶片与盘面各点振动的振动试验台。

本发明的技术方案如下：

基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，包括底座、电动机、激光测振仪、主轴、壳体、叶盘测振装置、叶片测振装置、同异步差速装置、叶尖定时传感器、计时器和控制系统，所述底座上依次设有支撑台一、支撑座一、支撑座二和支撑台二，所述激光测振仪安装在支撑台一上，所述电动机安装在支撑台二上；所述叶盘测振装置设有转轴，待测的整体叶盘和同异步差速装置安装在所述主轴上，所述叶盘测振装置通过所述壳体与同异步差速装置安装在一起，所述转轴及主轴通过轴承和轴承座分别安装在支撑座一和支撑座二上，所述电动机通过联轴器与所述主轴连接，所述叶片测振装置和叶尖定时传感器安装在所述壳体上，所述控制系统用于控制试验台的运行。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述叶盘测振装置包括线性作动器、反射镜和反射装置，所述线性作动器为笔式电动推杆，笔式电动推杆的端头设置微型马达一，所述反射镜固定设置在所述微型马达一上，所述反射镜与笔式电动推杆的轴线成45°夹角，所述线性作动器固定设置在所述主轴的端头上；所述反射装置为台体，所述反射装置的一端为锥度45°的圆锥内表面，所述圆锥内表面设有银合金反射膜，所述反射装置的另一端设有所述转轴。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述同异步差速装置包括中心轮、行星架、行星轮、行星轮轴和电磁制动器，所述中心轮和所述行星架与所述主轴固定安装在一起，所述行星轮与所述行星轮轴固定连接在一起，所述行星轮轴穿入所述行星架中，所述行星轮轴的端头安装所述电磁制动器；所述中心轮与所述行星轮啮合。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述壳体包括壳圈、透盖、通盖、隔板和内齿圈，所述内齿圈设置在所述壳圈的一端，所述隔板设置在所述壳圈的内部，所述透盖和通盖通过螺栓分别安装在所述壳圈的两侧；所述内齿圈与所述行星轮啮合；所述透盖与所述反射装置固定连接在一起。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述叶片测振装置包括测头、伺服电机一、纵向丝杠、纵向丝杠螺母、纵向丝杠固定座、纵向丝杠支撑座、连接器、伺服电机二、横向丝杠、横向丝杠螺母、横向丝杠固定座、横向丝杠支撑座、滑块和导轨，纵向丝杠的两端分别连接纵向丝杠固定座和纵向丝杠支撑座，纵向丝杠螺母套装在纵向丝杠上，伺服电机一安装在纵向丝杠固定座上用于驱动纵向丝杠；横向丝杠的两端分别连接横向丝杠固定座和横向丝杠支撑座，横向丝杠固定座通过所述连接器与纵向丝杠螺母固定连接在一起，横向丝杠螺母套装在横向丝杠上，所述测头安装在横向丝杠螺母上，横向丝杠支撑座与所述滑块固定连接在一起，所述滑块与所述导轨配合安装在一起，伺服电机二安装在所述连接器中用于驱动横向丝杠；纵向丝杠固定座和纵向丝杠支撑座固定安装在所述透盖上，所述导轨固定安装在所述隔板上。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其优选方案为，所述测头设有微型马达二，用于对所述测头的镜片进行位置调整，使其反射的激光与被测点法平面垂直。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其优选方案为，还包括三个平衡架，所述平衡架与所述叶片测振装置质量和形态相类似，所述平衡架设置在所述壳体上与所述叶片测振装置呈90度相隔、对称的三个位置，用以消除旋转过程中的动不平衡影响。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述反射装置和所述转轴的轴心设有轴向通孔，所述反射装置设有径向孔一和横孔一，所述透盖设有径向孔二，所述纵向丝杠支撑座设有横孔二，所述横向丝杠固定座和所述连接器设有横孔三，所述横向丝杠螺母设有进光孔，所述轴向通孔、径向孔一、横孔一、径向孔二、横孔二、横孔三和进光孔依次连通形成激光通路，在所述激光通路90°转折的地方设有45°反光镜。

所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其中所述控制系统分别连接所述激光测振仪、叶片定时传感器、计时器、线性作动器、微型马达一、电磁制动器、伺服电机一、伺服电机二、微型马达二和电动机。

上述基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台的应用，包括如下步骤：

步骤1：控制系统发出指令，电磁制动器锁紧行星轮轴，使中心轮、行星架、行星轮和行星轮轴锁紧为一体；电动机启动使主轴旋转，主轴带动叶盘测振装置、叶片测振装置、同异步差速装置、叶尖定时传感器和待测的整体叶盘做同步旋转；

步骤2：激光测振仪发出激光，通过所述轴向通孔打到叶盘测振装置的反射镜上，经45°反射打在所述反射装置的锥度45°的圆锥内表面的银合金反射膜上，又经45°反射打在待测的整体叶盘盘面上；

步骤3：线性作动器的推杆向前逐步进给，同时推杆上的微型马达一带动所述反射镜旋转，激光在待测的整体叶盘盘面上由外径至中心一圈圈逐点进行测量实现测振；

步骤4：线性作动器的推杆继续进给进入所述轴向通孔内部，并于所述径向孔一处停止；

步骤5：同时调节线性作动器的推杆及微型马达一旋转角度，直至激光射进径向孔一中，并经所述激光通路打在所述叶片测振装置的测头上；

步骤6：计时器开始计时，同时启动伺服电机一和伺服电机二，使测头沿着当前叶片的径向与轴向方向逐点进行测量实现测振；

步骤7：经过计时时间T后，当前叶片测振完毕，所述叶片测振装置回位至待测的整体叶盘外侧位置；

步骤8：计时器对电磁制动器施加脉冲，使电磁制动器处于释放状态，行星轮轴处于释放状态，行星轮在中心轮带动下旋转，行星轮带动所述内齿圈旋转，所述壳体及叶尖定时传感器与待测的整体叶盘产生差速；

步骤9：叶尖定时传感器探测到下一个叶片的叶尖时对电磁制动器与计时器施加脉冲；电磁制动器锁紧行星轮轴；计时器开始计时，对下一个叶片进行测量；

步骤10：循环进行步骤6至步骤9，直至待测的整体叶盘上的所有目标叶片测振完毕为止。

所述叶尖定时传感器，针对于本发明而言，只取叶尖定时传感器的叶尖定时作用，设待测的整体叶盘相邻叶片之间的夹角为θ，将叶尖定时传感器测头固定于待测的整体叶盘径向方向的壳体法平面上，使其轴线与所述叶片测振装置的测头轴线的夹角为θ/2，如此一来，在叶尖定时传感器测头依靠同异步差速装置向下一个叶片的测量位置过渡时，每当有叶片经过叶尖定时传感器时，叶尖定时传感器则对电磁制动器施加一个脉冲信号使其制动，恢复叶片测振装置与待测的整体叶盘的同步状态，并且保证了叶片测振装置测头位于两相邻叶片的中间位置，即测振位置。

所述计时器，测振之前的准备工作就包括在待测的整体叶盘静止状态下，对每个叶片测振所用的测量时间的统计，设第i个叶片所用测振时间为t_i，则计时器计时时间其作用为在叶尖定时传感器发出制动命令之后开始计时，计时时间T后对电磁制动器给与脉冲，使电磁制动器释放，从而使叶片测振装置从同步测振状态向异步过渡状态转换。

本发明的有益效果为：本发明涉及的同异步差速装置实现了与待测的整体叶盘同步的情况下同异步转换功能，为逐个叶片的连续测振提供了可能，叶片测振装置的横纵向位移功能，实现了叶片表面各点的整体覆盖加之可调节的扭转测头使扭曲叶片表面逐点测振成为可能；叶盘测振装置实现了旋转状态下盘面的匀速逐点测振功能。

附图说明

图1为基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台主视图；

图2为基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台俯视图；

图3为同异步差速装置结构图；

图4为图3的右视图；

图5为叶片测振装置结构图；

图6为叶盘测振装置结构图；

图7为激光通路示意图；

图8为图7中B处放大图；

图9为图7中C处放大图；

图10为叶尖定时传感器

具体实施方式

如图1-10所示，基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，包括底座1、电动机16、激光测振仪3、主轴12、壳体10、叶盘测振装置、叶片测振装置8、同异步差速装置、叶尖定时传感器43、计时器和控制系统，所述底座1上依次设有支撑台一2、支撑座一20、支撑座二18和支撑台二17，所述激光测振仪3安装在支撑台一2上，所述电动机16安装在支撑台二17上；所述叶盘测振装置设有转轴4，待测的整体叶盘9和同异步差速装置安装在所述主轴12上，所述叶盘测振装置通过所述壳体10与同异步差速装置安装在一起，所述转轴4及主轴12通过轴承和轴承座分别安装在支撑座一20和支撑座二18上，所述电动机16通过联轴器15与所述主轴12连接，所述叶片测振装置8和叶尖定时传感器43安装在所述壳体10上，所述控制系统用于控制试验台的运行；

其中所述叶盘测振装置包括线性作动器6、反射镜和反射装置5，所述线性作动器6为笔式电动推杆，笔式电动推杆的端头设置微型马达一，所述反射镜固定设置在所述微型马达一上，所述反射镜与笔式电动推杆的轴线成45°夹角，所述线性作动器6固定设置在所述主轴12的端头上；所述反射装置5为台体，所述反射装置5的一端为锥度45°的圆锥内表面，所述圆锥内表面设有银合金反射膜36，所述反射装置5的另一端设有所述转轴4；

其中所述同异步差速装置包括中心轮14、行星架22、八个行星轮13、行星轮轴21和电磁制动器11，所述中心轮14和所述行星架22与所述主轴12固定安装在一起，所述行星轮13与所述行星轮轴21固定连接在一起，所述行星轮轴21穿入所述行星架22中，所述行星轮轴21的端头安装所述电磁制动器11；所述中心轮14与所述行星轮13啮合；

其中所述壳体10包括壳圈、透盖7、通盖、隔板和内齿圈，所述内齿圈设置在所述壳圈的一端，所述隔板设置在所述壳圈的内部，所述透盖7和通盖通过螺栓分别安装在所述壳圈的两侧；所述内齿圈与所述行星轮13啮合；所述透盖7与所述反射装置5固定连接在一起；

其中所述叶片测振装置8包括测头35、伺服电机一28、纵向丝杠固定座27、纵向丝杠26、纵向丝杠螺母25、纵向丝杠支撑座23、连接器29、伺服电机二、横向丝杠固定座30、横向丝杠24、横向丝杠螺母31、横向丝杠支撑座34、滑块32和导轨33，纵向丝杠26的两端分别连接纵向丝杠固定座27和纵向丝杠支撑座23，纵向丝杠螺母25套装在纵向丝杠26上，伺服电机一28安装在纵向丝杠固定座27上用于驱动纵向丝杠26；横向丝杠24的两端分别连接横向丝杠固定座30和横向丝杠支撑座34，横向丝杠固定座30通过所述连接器29与纵向丝杠螺母25固定连接在一起，横向丝杠螺母31套装在横向丝杠24上，所述测头35安装在横向丝杠螺母31上，横向丝杠支撑座34与所述滑块32固定连接在一起，所述滑块32与所述导轨33配合安装在一起，伺服电机二安装在所述连接器29中用于驱动横向丝杠24；纵向丝杠固定座27和纵向丝杠支撑座23固定安装在所述透盖7上，所述导轨33固定安装在所述隔板上；所述测头35设有微型马达二，用于对所述测头35的镜片进行位置调整，使其反射的激光与被测点法平面垂直；还包括三个平衡架19，所述平衡架19与所述叶片测振装置8质量和形态相类似，所述平衡架19设置在所述壳体10上与所述叶片测振装置8呈90度相隔、对称的三个位置，用以消除旋转过程中的动不平衡影响；

其中所述反射装置5和所述转轴4的轴心设有轴向通孔37，所述反射装置5设有径向孔一38和横孔一39，所述透盖7设有径向孔二40，所述纵向丝杠支撑座23设有横孔二41，所述横向丝杠固定座30和所述连接器29设有横孔三42，所述横向丝杠螺母31设有进光孔，所述轴向通孔37、径向孔一38、横孔一39、径向孔二40、横孔二41、横孔三42和进光孔依次连通形成激光通路，在所述激光通路90°转折的地方设有45°反光镜；

其中所述控制系统分别连接所述激光测振仪3、叶片定时传感器43、计时器、线性作动器6、微型马达一、电磁制动器11、伺服电机一28、伺服电机二、微型马达二和电动机16，实施控制。

上述基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台的应用，包括如下步骤：

步骤1：控制系统发出指令，电磁制动器11锁紧行星轮轴21，使中心轮14、行星架22、行星轮13和行星轮轴21锁紧为一体；电动机16启动使主轴12旋转，主轴12带动叶盘测振装置、叶片测振装置8、同异步差速装置、叶尖定时传感器43和待测的整体叶盘9做同步旋转；

步骤2：激光测振仪3发出激光，通过所述轴向通孔37打到叶盘测振装置的反射镜上，经45°反射打在所述反射装置5的锥度45°的圆锥内表面的银合金反射膜36上，又经45°反射打在待测的整体叶盘9盘面上；

步骤3：线性作动器6的推杆向前逐步进给，同时推杆上的微型马达一带动所述反射镜旋转，激光在待测的整体叶盘9盘面上由外径至中心一圈圈逐点进行测量实现测振；

步骤4：线性作动器6的推杆继续进给进入所述轴向通孔37内部，并于所述径向孔一38处停止；

步骤5：同时调节线性作动器6的推杆及微型马达一旋转角度，直至激光射进径向孔一38中，并经所述激光通路打在所述叶片测振装置8的测头35上；

步骤6：计时器开始计时，同时启动伺服电机一28和伺服电机二，使测头35沿着当前叶片的径向与轴向方向逐点进行测量实现测振；

步骤7：经过计时时间T后，当前叶片测振完毕，所述叶片测振装置8回位至待测的整体叶盘9外侧位置；

步骤8：计时器对电磁制动器11施加脉冲，使电磁制动器11处于释放状态，行星轮轴21处于释放状态，行星轮13在中心轮14带动下旋转，行星轮13带动所述内齿圈旋转，所述壳体10及叶尖定时传感器43与待测的整体叶盘9产生差速；

步骤9：叶尖定时传感器43探测到下一个叶片的叶尖时对电磁制动器11与计时器施加脉冲；电磁制动器11锁紧行星轮轴21；计时器开始计时，对下一个叶片进行测量；

步骤10：循环进行步骤6至步骤9，直至待测的整体叶盘9上的所有目标叶片测振完毕为止。

Claims (9)

1.基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，包括底座、电动机、激光测振仪、主轴、壳体、叶盘测振装置、叶片测振装置、同异步差速装置、叶尖定时传感器、计时器和控制系统，所述底座上依次设有支撑台一、支撑座一、支撑座二和支撑台二，所述激光测振仪安装在支撑台一上，所述电动机安装在支撑台二上；所述叶盘测振装置设有转轴，待测的整体叶盘和同异步差速装置安装在所述主轴上，所述叶盘测振装置通过所述壳体与同异步差速装置安装在一起，所述转轴及主轴通过轴承和轴承座分别安装在支撑座一和支撑座二上，所述电动机通过联轴器与所述主轴连接，所述叶片测振装置和叶尖定时传感器安装在所述壳体上，所述控制系统用于控制试验台的运行；所述叶盘测振装置包括线性作动器、反射镜和反射装置，所述线性作动器为笔式电动推杆，笔式电动推杆的端头设置微型马达一，所述反射镜固定设置在所述微型马达一上，所述反射镜与笔式电动推杆的轴线成45°夹角，所述线性作动器固定设置在所述主轴的端头上；所述反射装置为台体，所述反射装置的一端为锥度45°的圆锥内表面，所述圆锥内表面设有银合金反射膜，所述反射装置的另一端设有所述转轴。

2.根据权利要求1所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述同异步差速装置包括中心轮、行星架、行星轮、行星轮轴和电磁制动器，所述中心轮和所述行星架与所述主轴固定安装在一起，所述行星轮与所述行星轮轴固定连接在一起，所述行星轮轴穿入所述行星架中，所述行星轮轴的端头安装所述电磁制动器；所述中心轮与所述行星轮啮合。

3.根据权利要求2所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述壳体包括壳圈、透盖、通盖、隔板和内齿圈，所述内齿圈设置在所述壳圈的一端，所述隔板设置在所述壳圈的内部，所述透盖和通盖通过螺栓分别安装在所述壳圈的两侧；所述内齿圈与所述行星轮啮合；所述透盖与所述反射装置固定连接在一起。

4.根据权利要求3所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述叶片测振装置包括测头、伺服电机一、纵向丝杠、纵向丝杠螺母、纵向丝杠固定座、纵向丝杠支撑座、连接器、伺服电机二、横向丝杠、横向丝杠螺母、横向丝杠固定座、横向丝杠支撑座、滑块和导轨，纵向丝杠的两端分别连接纵向丝杠固定座和纵向丝杠支撑座，纵向丝杠螺母套装在纵向丝杠上，伺服电机一安装在纵向丝杠固定座上用于驱动纵向丝杠；横向丝杠的两端分别连接横向丝杠固定座和横向丝杠支撑座，横向丝杠固定座通过所述连接器与纵向丝杠螺母固定连接在一起，横向丝杠螺母套装在横向丝杠上，所述测头安装在横向丝杠螺母上，横向丝杠支撑座与所述滑块固定连接在一起，所述滑块与所述导轨配合安装在一起，伺服电机二安装在所述连接器中用于驱动横向丝杠；纵向丝杠固定座和纵向丝杠支撑座固定安装在所述透盖上，所述导轨固定安装在所述隔板上。

5.根据权利要求4所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述测头设有微型马达二，用于对所述测头的镜片进行位置调整，使其反射的激光与被测点法平面垂直。

6.根据权利要求5所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，还包括三个平衡架，所述平衡架与所述叶片测振装置质量和形态相类似，所述平衡架设置在所述壳体上与所述叶片测振装置呈90度相隔、对称的三个位置，用以消除旋转过程中的动不平衡影响。

7.根据权利要求6所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述反射装置和所述转轴的轴心设有轴向通孔，所述反射装置设有径向孔一和横孔一，所述透盖设有径向孔二，所述纵向丝杠支撑座设有横孔二，所述横向丝杠固定座和所述连接器设有横孔三，所述横向丝杠螺母设有进光孔，所述轴向通孔、径向孔一、横孔一、径向孔二、横孔二、横孔三和进光孔依次连通形成激光通路，在所述激光通路90°转折的地方设有45°反光镜。

8.根据权利要求7所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台，其特征在于，所述控制系统分别连接所述激光测振仪、叶片定时传感器、计时器、线性作动器、微型马达一、电磁制动器、伺服电机一、伺服电机二、微型马达二和电动机。

9.一种如权利要求8所述的基于激光测振仪的航空发动机整体叶盘旋转振动试验台的应用，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：控制系统发出指令，电磁制动器锁紧行星轮轴，使中心轮、行星架、行星轮和行星轮轴锁紧为一体；电动机启动使主轴旋转，主轴带动叶盘测振装置、叶片测振装置、同异步差速装置、叶尖定时传感器和待测的整体叶盘做同步旋转；

步骤 2：激光测振仪发出激光，通过所述轴向通孔打到叶盘测振装置的反射镜上，经45°反射打在所述反射装置的锥度45°的圆锥内表面的银合金反射膜上，又经45°反射打在待测的整体叶盘盘面上；

步骤 3：线性作动器的推杆向前逐步进给，同时推杆上的微型马达一带动所述反射镜旋转，激光在待测的整体叶盘盘面上由外径至中心一圈圈逐点进行测量实现测振；

步骤4：线性作动器的推杆继续进给进入所述轴向通孔内部，并于所述径向孔一处停止；

步骤 5：同时调节线性作动器的推杆及微型马达一旋转角度，直至激光射进径向孔一中，并经所述激光通路打在所述叶片测振装置的测头上；

步骤 6：计时器开始计时，同时启动伺服电机一和伺服电机二，使测头沿着当前叶片的径向与轴向方向逐点进行测量实现测振；

步骤7：经过计时时间T后，当前叶片测振完毕，所述叶片测振装置回位至待测的整体叶盘外侧位置；

步骤8：计时器对电磁制动器施加脉冲，使电磁制动器处于释放状态，行星轮轴处于释放状态，行星轮在中心轮带动下旋转，行星轮带动所述内齿圈旋转，所述壳体及叶尖定时传感器与待测的整体叶盘产生差速；

步骤9：叶尖定时传感器探测到下一个叶片的叶尖时对电磁制动器与计时器施加脉冲；电磁制动器锁紧行星轮轴；计时器开始计时，对下一个叶片进行测量；

步骤10：循环进行步骤6至步骤9，直至待测的整体叶盘上的所有目标叶片测振完毕为止。