叶片是航空发动机中最薄弱件和关键件,其故障率极高。据统计振动故障率占发动机中总故障率的60%以上,而叶片故障又占振动故障的70%以上。因此,叶片的疲劳试验对于叶片的寿命估计至关重要。本文首先利用等效刚度和等效柔度建立了裂纹叶片的振动微分方程,由此推导出裂纹叶片的固有频率等特性的理论解。在此基础上考虑叶片的非线性变形的三维有限元法建立等直叶片的三维模型,研究了疲劳裂纹对叶片的固有频率及受迫振动响应的影响。结果表明:裂纹深度和位置对叶片频率影响较大,裂纹越深,固有频率越低;当裂纹深度不变,裂纹位置远离叶片根部时,一阶固有频率将会随之增加。裂纹不仅使叶片固有频率下降,还引起受迫振动响应的非线性特征。在Ansys中建立了发动机叶片模型,并对裂纹叶片进行了谐响应及共振等动力学分析。裂纹的存在导致叶片谐响应的变化。裂纹位置不变,谐响应幅值随裂纹深度的增加而增加;深度一定时,谐响应幅值随裂纹远离叶根而降低。同时,裂纹还使得叶片响应的相位发生变化。这就为叶片疲劳试验监测系统的建立提供了依据。最后,根据所得到的理论与实验的结果,用Visual C++编写了基于NI设备的叶片疲劳试验监测系统。