航空发动机在服役条件下工作时可能遭遇叶片丢失和鸟撞等极端情况和恶劣工况,在航机结构中形成突加高能载荷,极易造成其关键构件、系统或整机的一次或二次损伤,严重危及航机的结构安全性。而国内现有试验装置已不能满足真实转子突加高能载荷试验的要求,因此设计突加高能载荷试验装置并对关键技术进行研究具有重要意义。本文通过参考典型涡扇发动机低压转子系统的特征,根据机械结构与动力学特性相似的原理,设计了针对典型涡扇发动机低压转子系统的突加高能载荷试验装置。设计的转子系统具有与实际发动机低压转子系统相近的临界转速与振型特性。设计了试验装置的主机结构,对高速平带参数进行了设计,预计能实现200kN突加不平衡载荷的叶片丢失试验,最高转速达12000r/min,转子最大外径达800mm。设计了叶片丢失突加高能载荷试验,并根据试验结果分析了风扇盘与叶片连接技术、叶片丢失控制技术和突加高能载荷不平衡响应测量技术等关键技术的有效性。结果表明,风扇盘未因叶片丢失发生损坏,能多次重复试验,风扇盘与叶片连接技术具有实用性;叶片飞脱离心载荷的误差在3%以内,满足大部分突加高能载荷试验的精度要求;使用电涡流位移传感器不能测得叶片丢失后试验转子完整的轴心轨迹变化,叶片丢失后振动信号迅速到达传感器量程上限,应选用激光位移传感器进行转子轴心轨迹的测量;使用冲击力传感器直接测量转子支承载荷能直接反映转子支承载荷的变化规律,锥壁未破坏时,上、下支点载荷随着叶片飞脱离心载荷增大而增大,且下支点载荷增大幅度较大,当叶片飞脱离心载荷足够大导致锥壁破坏时,通过力传感器测得的上支点载荷反而显著减小至试验离心载荷的1/5~1/2,下支点载荷则显著增加至接近或略超过试验离心载荷,冲击力传感器测量效果比加速度传感器要明显。