本文主要是对航空发动机涡轮叶片在高温条件下的振动疲劳试验方法进行了研究。疲劳破坏是导致航空发动机叶片裂纹及断裂失效的主要形式之一,运用试验方法进行疲劳寿命研究是进行故障分析和验证改进设计的必要手段。本文根据某型发动机低压涡轮叶片振动机理,通过数学推理找到疲劳试验中应变与振幅两个测量参数间的对应数学关系,并在常温和高温条件下对试件进行应变与振幅的标定试验,验证其数学表达式的可用性,探索出间接测量高温条件下试件应变的测量方法。同时通过对自行研制出的一套高温条件下的振动疲劳试验系统,按照HB5277-84《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》和HB/Z112-86《材料疲劳试验统计分析方法》,采用成组试验法对某型发动机低压涡轮叶片抽样进行疲劳试验。在恒定循环应力σa和恒定温度℃下测定了12片叶片的疲劳寿命,并计算出其中值疲劳寿命估计量和安全寿命估计量。从实测与计算验证结果来看,采用非接触式光学测量振幅的方法进行叶片在高温振动下的应力测量是可行的,测试结果准确可信。为该叶片的故障机理研究提供了准确可靠的试验数据。从而可以节约试验成本,缩短试验周期。