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承受着高温度、高转速、复杂气动激振力和较大离心载荷复合作用的航空发动机涡轮叶片,容易发生断裂故障,从而导致发动机和飞机严重事故。随着低循环疲劳基础试验技术水平的提升,发动机涡轮叶片主要失效模式已由传统的静强度失效转换为振动疲劳失效,而为了确定涡轮叶片在工作状态下的振动应力水平,必须在数值计算的基础上,进行涡轮叶片振动应力测量。本文研究了航空发动机涡轮叶片动应力测量的相关理论和技术,并在某型发动机上进行了应用,主要研究内容有:1.研究了动应力信号采集运用的应变测试原理,高温电阻应变片的基本结构、种类和工作特性,以及将应变信号转换为电压信号的调理电路,结合涡轮叶片工况特点,研究了涡轮叶片动应力测量的安装工艺和安装位置确定原则。2.设计开发了一型USB刷环引电器。经试验验证,该引电器实现了10通道32kHz动应变测量、80℃工作环境温度和6000rpm转子转速的技术指标。该引电器系统内部使用SPI和UART通信,外部使用USB通信的方案保证了较高的数据传输效率;与外部的接口只需使用刷环引电器的4个通道,不受限于传统引电器通道使用数为应变片数量2倍的限制,有效减少了通道使用数。该引电器目前仅在试验台上进行了试验验证,尚未在发动机整机试验上实际应用。3.研究了幅值域分析法、傅里叶分析法和阶次分析法三种运用于涡轮叶片动应力测量的振动信号处理方法。结合共振理论和涡轮叶片工作特点,对涡轮叶片的固有频率、振型、激振力和共振进行了分析,指出涡轮叶片动应力测量的最终目的是使得叶片在设计上避开激振频率或共振转速区,防止发生共振导致疲劳损伤,并提出了涡轮叶片动应力测量的分析步骤。根据高温应变片工作特性及涡轮动应力测量的目的,对测量数据的误差处理进行了研究分析,给出了误差估计公式。4.针对某型航空发动机涡轮叶片裂纹故障,根据有限元计算,对叶片的前4阶振型和振动应力分布进行了分析,结合共振图分析出导致涡轮叶片产生裂纹的可能共振风险点。在此基础上,运用一套成熟的动应力测量系统,对涡轮叶片进行了六轮动应力测试,通过动应力测试分析反馈设计的迭代,逐渐减小了涡轮叶片正常工作转速范围的动应力,排除了裂纹故障。