随航空发动机性能(压比、转速)提高和小展弦比设计的风扇/压气机叶片大量采用,小展弦比风扇/压气机转子叶片颤振问题已成为高性能航空发动机设计过程中的主要难点之一,而设计无颤振叶片则是未来先进航空发动机的设计目标。因而,建立和完善适用于小展弦比风扇/压气机转子叶片工程设计的颤振分析方法具有重要的理论意义和工程价值。本文发展建立了适合于小展弦比转子叶片颤振的预测方法及评判依据,针对风机和压气机小展弦比转子叶片,成功实现了两种不同颤振问题的预测。从转子叶片刚度特性出发,提出了避免颤振的相关措施,并通过试验验证,实现了小展弦比转子叶片无颤振设计。首先,发展建立了小展弦比转子叶片颤振预测方法及颤振类型的综合评判依据。针对小展弦比转子叶片的结构特征,发展了从结构力学与气体动力学两个方面进行小展弦比转子叶片的颤振分析方法。须在结构力学分析结果的基础上,结合共振分析、振型变化及相邻阶次的频率分离度来判断叶片是否存在耦合颤振,并给出了相应的判断依据;在此基础上,采用能量法进行全三维非定常绕流计算,获得叶片上的非定常平均积累功,根据总积累功的正负来判断叶片是否发生了失速颤振。综合两种评判的结果给出小展弦比转子叶片发生颤振的类型。第二,采用所发展的颤振分析方法和评判依据对某型风机小展弦比转子叶片进行了颤振预测和颤振类型评判。计算分析表明,该型风机小展弦比转子叶片存在一阶弯曲与二阶扭转振型的耦合颤振,不存在失速颤振问题。风机小展弦比转子叶片寿命考核试验时,风机总运行时间约45h,所有叶片全部断裂。断口分析发现叶片断口扩展区平坦,具有明显的疲劳弧线,呈现出典型的疲劳断口宏观特性,疲劳扩展区相对较短,说明叶片承受的疲劳应力很大。高周疲劳试验结果表明叶片的高周疲劳强度极限满足要求。理论和试验结合分析,风机小展弦比转子叶片发生了耦合颤振的问题。第三,采用所发展的颤振分析方法和评判依据对某型压气机第一级小展弦比转子叶片进行颤振预测和颤振类型评判。利用振动分析的频率和振型,结合共振分析和相邻阶次的频率分离度,发现该小展弦比转子叶片因离心力作用导致第三阶和第四阶的振型发生了改变,按振型相同的方法进行共振分析和频率分离度分析,小展弦比转子叶片在30000r/min附近存在三阶振型和四阶振型叠加的强耦合颤振。采用能量法对压气机小展弦比转子叶片进行全三维非定常绕流计算,计算结果表明,叶片在30000r/min附近也存在失速颤振的特性。即该型压气机小展弦比转子叶片发生耦合颤振的同时还存在失速颤振。压气机性能试验结果表明,在转子运转到28000~30000r/min附近时,振动监测信号上倍频成分明显增多,且出现了波形,停止试验后发现所有的第一级转子叶片尖部出现了较长的裂纹。断口分析表明断口上存在较为明显的疲劳弧线,两个疲劳源,裂纹扩展寿命只有4600多个循环,表明叶片上存在较大的振动应力。理论和试验结合分析,压气机第一级小展弦比转子叶片在30000r/min附近发生了强耦合颤振的同时,也发生了失速颤振。最后,针对风机和压气机第一级小展弦比转子叶片颤振的问题,分别提出了相应的改进措施:(1)针对风机小展弦比转子叶片,增加了叶身和榫头凸台的接触面积,提高了叶片的扭转刚性,增加了一阶弯曲和二阶扭转振型之间的频率分离度,有效避免了叶片的耦合颤振,后续的试验和使用也表明叶片不再存在颤振的问题。(2)针对压气机第一级小展弦比转子叶片,后移了叶片前掠,适当增加了叶型的厚度,提高了叶片的刚性,未出现离心力导致叶片振型发生改变的情况,叶片相邻阶次的频率分离度得到明显提高,避免了发生耦合颤振的可能性,能量法分析结果也表明叶片不存在失速颤振的问题。压气机性能试验顺利完成,叶片完好无缺,也证明了该叶片成功实现了无颤振设计。论文发展建立的颤振预测方法和颤振类型评判依据,成功地预测出两类小展弦比转子叶片颤振问题,并给出了有效的解决措施,试验验证了所提出的颤振分析方法和解决措施的有效性,论文的研究成果为其他风扇/压气机小展弦比转子叶片实现无颤振设计提供了事例和分析方法。