叶片是航空发动机上的一种重要组成部分，同时也是航空发动机上的一个薄弱环节，故障率极高，据统计叶片故障要占航空发动机故障的60％。叶片的故障绝大部分都是因为叶片振动产生疲劳损伤，出现裂纹最后断裂。因此，叶片的疲劳试验对于叶片的寿命估计至关重要。　　当叶片发生共振最容易使叶片产生疲劳损伤，所以以叶片共振模拟叶片的疲劳损伤过程使实验最有效率。但是随着叶片发生疲劳损伤，固有频率也随之变化，所以在实验的过程中要实现实时固有频率跟踪。　　为了实现结构损伤过程中的实时固有频率跟踪，本文在实模态理论和比例阻尼的假设前提下，研究了结构频响函数在疲劳损伤前后的变化规律，以这些规律中研究了试验中实现实时固有频率跟踪的方法，在理论上推导出利用幅频特性和相频特性的变化进行频率跟踪的计算方法和实现这些方法的具体步骤，并提出一些注意事项。　　为了验证方法的可行性，分别通过数值模拟和实验数据验证来证明方法的可行性。建立悬臂梁有限元模型，以单元的弹性模量减小和总体比例阻尼系数变化来模拟结构损伤，根据物理参数，建立模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵，比较结构损伤前后的幅频特性和相频特性，验证方法的可行性。通过数值模拟，发现方法的优缺点及其适用范围；以扫频的方式测得结构损伤前后的频响函数，根据找到的方法来实现固有频率的跟踪，从而验证方法的可行性。同时以实验为背景，发现试验中运用方法所需要注意的事项。