航空发动机压气机叶片、涡轮叶片是最重要的关键零件之一，其所处的工作环境十分恶劣，极易产生疲劳裂纹故障，严重影响发动机使用安全。因此对叶片在发生故障时的振动故障研究非常具有工程意义。　　由于振动过程中裂纹的开合作用，叶片响应具有非平稳的特性，对裂纹叶片的信号提取和故障诊断提出更高的要求。文献中对此类问题虽有涉及，但仍显不足。因此本文以航空发动机叶片为研究对象，开展了关于疲劳裂纹故障的一系列研究工作。将叶片简化为带裂纹的悬臂梁，通过解析、数值和实验等方法研究叶片发生故障时的振动特性和参数识别，提出了更符合实际情况的裂纹刚度模型。本文主要工作如下：　　1.研究横向贯穿型裂纹悬臂梁，将其一阶弯曲振动简化为一个具有时变刚度和阻尼的单自由度系统；搭建实验台，用 Hilbert变换分析实验测得的响应信号和激励信号，得到时变刚度和阻尼，并与文献中余弦刚度模型进行对比；根据识别结果进一步对余弦刚度数模型进行修正，并在一定范围内探究新模型中参数随外界条件变化情况。通过数值计算得到模型改进前后系统的响应，并与实验测得的响应作对比，结果表明：由改进余弦刚度模型计算得到的系统响应特性与实验观察到的现象相一致。　　2.针对实验得到的改进余弦刚度模型，通过直接摄动法确定其振动稳定性边界，分析各参数对稳定性的影响；用多尺度法求得参激系统稳态响应的周期解，解释实验中出现的现象，验证改进余弦刚度模型的正确性；最后通过数值方法获得不同系统参数下的非线性响应特征。　　3.研究含半椭圆型裂纹叶片，通过三维实体单元进行离散，无摩擦接触模型模拟振动过程中裂纹的呼吸效应，在简谐载荷作用下，利用建立的有限元模型，分析悬臂梁的非线性动力学特性与外激励频率、损伤程度和裂纹位置的关系，为叶片的损伤识别奠定一定的理论基础。　　本文在航空发动机裂纹叶片参数识别及非线性动力学研究上获得了一些成果，对于叶片的健康监测、故障诊断有一定指导意义。