航空涡轮喷气式发动机是现代飞行器的主要动力设备,是集现代工业技术大成的明珠。随着航空工业的发展,涡轮喷气发动机的内部动静叶级数越来越高,这导致其内部空气流动愈加复杂,动静叶干涉和颤振现象突出。设计使用寿命长、安全性好和高可靠性的航空发动机需要对这种条件下动静叶片的力学行为充分的了解。这给航空发动机的研制工作带来很大的难度。高性能并行数值模拟是研究发动机内部流动和发动机流固耦合振动的主要方法,极大的减轻了航空发动机设计研究的工作难度,给发动机设计者提供了很大的帮助。但是高性能并行数值模拟的计算工作量大,并不适合日常工作使用。为解决这一问题,本文建立了背势流激励的上游叶片气动力的快速分析模型,为研究动静干涉条件下上游叶片的气动弹性振动提供了一种新的思路。本文的主要工作和结论如下:1)本文基于谐波平衡法、Volterra级数法和线性自回归法(ARX)等研究了航空涡轮发动机动静叶干涉中背势流激励上游叶片气动力响应的问题。基于系统辨识原理,分别建立了基于谐波平衡法、Volterra级数法和线性自回归方程法(ARX)的叶片气动力降阶模型,用以描述和研究背势流激励下叶片的气动力响应。2)由二维算例知,基于谐波平衡法的气动力降阶模型在描述单背压激励叶片时,叶片气动力响应十分准确;在描述单出口流向角变化激励叶片时,叶片气动力峰值偏差稍大,但总体上能完整描述出口流向角激励叶片的气动力变化;在描述整体背势流激励叶片时,叶片气动力出现了显著的相位偏差,难以描述叶片的气动力响应。所以该基于谐波平衡法的叶片气动力降阶模型可以部分准确的描述背势流激励叶片的气动力变化,可将此方法用于研究背势流激励叶片的气动力响应问题中。3)由二维算例知,基于Volterra级数的叶片气动力降阶模型在描述单背压变化激励上游叶片的气动力响应时,气动力平衡位置出现明显偏差,幅值偏差也较明显,但基本上能描述叶片的气动力变化;描述单出口流向角激励叶片时,有小幅平衡位置和响应幅值偏差,但基本上能描述叶片的气动力变化;在描述背势流整体激励上游叶片的气动力响应时模型精度很高;尤其是在面对随机阵风激励时该气动力降阶模型有很高的精度,表明该模型可以精确描述叶片在随机风激励时的气动力响应。整体上基于Volterra级数法的降阶模型能很好的描述背势流激励叶片的气动力变化,对于随机风激励该模型有更高精度。所以可用Volterra级数法来研究背势流激励叶片的气动力响应问题。4)由二维算例知,基于ARX法的叶片气动力降阶模型在描述单背压激励叶片时,叶片气动力的响应峰值误差较大,但对叶片气动力响应整体的描述还是较为精确;在描述单出口流向角激励叶片时,模型存在误差较大的初期振荡,除去初期振荡外的模型精度很高;在描述完整背势流激励叶片时,该模型的精度较高,无论是对叶片气动力峰值误差还是振荡误差都低于单背压或出口流向角的降阶模型。所以可利用ARX方法来研究背势流激励叶片的气动力响应问题。