叶片是航空发动机中的关键部件,但由于工作环境的复杂性和严峻性,叶片振动造成的发动机叶片疲劳损坏时有发生,因此对叶片振动特性的研究是航空发动机设计中的关键问题之一。航空发动机叶片实际工作中所受激振力复杂,无法完全避开所有的模态,尤其是高阶模态对其动力响应的预估在很大程度上将受阻尼参数的影响,而叶片的动力响应是疲劳寿命和可靠性预估的基础。针对以上问题,本文主要对涡轮叶片高阶模态振型下的摩擦阻尼特性进行了有限元仿真分析并开展了对涡轮叶片的高阶模态下的减振试验,得出了针对不同振型下的干摩擦缘板阻尼装置完整的分析和设计方法。本文的主要工作如下:（1）采用二维整体-局部滑动模型和一阶谐波平衡法,利用Ansys有限元分析软件对带干摩擦阻尼的二齿涡轮叶片组、三齿涡轮叶片组进行前三阶模态下的算例分析,分析干摩擦阻尼的减振特性。通过减振分析结果对两种涡轮叶片进行了缘板阻尼装置的结构设计,并对阻尼装置进行了静强度分析。（2）设计并搭建了针对高阶模态下涡轮叶片高频减振试验系统,包括基础台架的设计,激励系统的设计,加载系统的设计和测量系统的设计等。（3）采用锤击法和正弦慢扫描法对两种涡轮叶片进行了安装条件下的模态试验,获得了两种涡轮叶片前四阶固有振型和固有频率,与前期有限元分析的模态计算结果进行对比,通过两种涡轮叶片的自由模态试验,验证了前期的有限元仿真模型的准确性。（4）为成组涡轮叶片高阶模态减振试验设计了试验方案,并进行了成组涡轮叶片前三阶模态下的减振试验研究。将减振试验结果与前期的有限元仿真结果进行对比,验证了本文设计的缘板阻尼装置的减振效果,在此基础上,给出了针对涡轮叶片不同振型下的缘板阻尼器设计方案。