涡轮叶片是航空发动机的重要部件,其振动引发的高周疲劳失效是导致发动机故障的主要原因之一,并可导致严重的事故发生。目前叶片减振是已成为航空发动机涡轮叶片动力学研究设计的一个重要研究方向。缘板干摩擦阻尼器结构简单,且对温度不敏感,在叶片干摩擦减振的设计中被广泛应用。工程实践和研究结果表明,给涡轮叶片附加缘板阻尼器可以有效降低叶片的振动。目前针对缘板阻尼器开展了大量的研究,取得了显著的研究进展。但由于干摩擦减振涉及动力学、摩擦学等多个方面,且具有复杂的非线性特性,仍然存在需要深入研究的问题,特别是考虑叶盘旋转的动力学建模与振动特性研究、正压力在相邻叶盘间的分配等。深入研究缘板干摩擦阻尼器的动力学建模和减振特性仍具有重要的理论和工程价值。为了更加准确地预测带缘板阻尼器的涡轮叶片的响应,近年来缘板干摩擦阻尼器的计算和分析有了很大的发展,主要集中在动力学模型、干摩擦接触模型和求解非线性系统响应的方法等方面。本文在相关研究的基础上,就涡轮叶片缘板干摩擦阻尼器的振动及减振特性进行深入的研究。主要的工作有:(1)结合复合运动的理论,建立了考虑叶盘旋转状态的带缘板干摩擦阻尼器动力学模型,并提出了一种用归一化互相关函数(NCCF)和二分法相结合确定系统达到稳态振动时间的方法用于系统瞬态和稳态阶段减振特性分析。本文所提动力学模型结合工程实际,考虑了叶盘旋转时牵连惯性力和科氏惯性力的改变对接触面间正压力与摩擦力的影响,在此基础上应用四阶龙格库塔方法研究了叶盘从启动到稳态的动力学特性。仿真得到了阻尼器质量、阻尼器刚度和外激励幅值对系统减振特性的影响规律。(2)对于干摩擦缘板阻尼器,考虑工程实际中旋转状态下叶片振动时科氏惯性力的改变引起正压力变化,特别是阻尼器与左、右叶片间正压力的分配随振动相对位移变化,从而导致该类阻尼器减振特性显著变化。本文提出一种正压力分配计算的方法,考虑科氏惯性力的影响建立了更符合工程的摩擦接触模型及叶片-阻尼器结构模型,并基于相对位移对成组叶片缘板阻尼器系统进行了振动特性研究。本部分分别研究了叶盘旋转的影响、正压力分配的影响和二者共同影响下系统参数对动力学响应特性和阻尼器减振效果的影响,研究结果将为工程中涡轮叶片缘板阻尼器的设计提供更为直接的参考。(3)本部分通过引入斜弹簧使得摩擦振子在两个正交方向上振动耦合,提出了一种分析二维平面摩擦耦合振动时的振子模型。定义方位角的概念用以确定摩擦矢量的方向,同时给出了二维耦合振动时干摩擦粘滑转换的边界条件。在此基础上利用变步长的龙格库塔方法仿真计算了系统的动力学特性。