在航空发动机中,旋转叶片顶端与机匣内壁之间的距离叫做叶尖间隙,是影响航空发动机性能和效率的一个重要参数。目前现代航空发动机设计中,为了提高发动机性能、增加推重比,目前普遍采用的改进措施是减小叶片-机匣间隙,但是过小的间隙可能会导致叶片-机匣碰摩,造成转子剧烈振动甚至叶片和机匣损坏,引发严重的事故。因此,叶片-机匣碰摩对系统动力学特性的研究具有重要的意义。本文基于ANSYS有限元软件,以叶片-机匣系统为研究对象,建立叶片-机匣碰摩模型,研究叶片-机匣碰摩导致的叶片及机匣振动响应特性。论文的主要内容包括:（1）建立了等厚度直板、等厚度扭板、变厚度壳和实体叶片有限元模型,并通过与文献中模型固有频率的对比,验证了等厚度直板、等厚度扭板模型的有效性,通过对比实体单元固有频率,验证了变厚度壳模型的有效性。此后分析了四种有限元模型在分析固有频率和响应特性的差异性:等厚度直板和等厚度扭板叶片模型与实体单元叶片的前两阶固有频率误差较大;变厚度壳叶片实体单元叶片的前两阶固有频率误差较小。升降速过程叶片振动响应对比结果表明:厚度壳模型的动力学特性与实体单元叶片吻合较好,叶尖节点的振动与其在叶尖上的位置紧密相关。（2）将叶片简化为悬臂直板和悬臂扭板,考虑静态角不对中、平行不对中、安装角和扭角的影响,建立了叶片-机匣碰摩模型,分析了角不对中,安装角以及扭角对碰摩导致的叶片振动响应的影响。考虑叶片的扭形特性,叶片径向位移会产生共振峰,可能会导致碰摩。随着不对中角的增大,共振峰数量增加,法向碰摩力增加;随着安装角的增加,叶尖径向位移略微增加,弯曲位移共振峰幅值减少;对于扭板叶片,随着扭角的增大,叶片振动更剧烈,法向碰摩力增加。（3）将叶片简化为变厚度壳,分析了气动力幅值、静态不对中、机匣刚度、叶片前障碍物数目、角不对中和加速度函数对叶片碰摩响应的影响。随着不对中量、机匣刚度的增加,时域波形出现了多个超谐共振峰,共振更剧烈;叶片气动力频率只影响主共振发生的转速;角不对中程度越大,叶片振动幅值和法向碰摩力越大;变加速的升速过程对叶尖振动响应和法向碰摩力影响不大。4个典型时刻的叶片动应力表明:变厚度壳模型能够较好的找到应力最大的位置,但应力值有一定误差。（4）采用壳单元来模拟叶片和机匣,考虑机匣变形对叶片-机匣碰摩导致的系统振动响应的影响,建立变厚度壳-柔性机匣碰摩模型,分析了机匣厚度和机匣支承刚度对系统振动响应的影响。结果表明:机匣厚度和机匣支承刚度越大,叶片-机匣碰摩刚度越大,碰摩力越大,系统振动幅值越大。