航空发动机享誉“现代工业皇冠上的明珠”,是一个国家国防力量的综合体现。涡扇发动机由于工作转速高、功率大、结构复杂且轻质重载,易受到多种载荷影响,导致振动问题突出。据调查,航空发动机故障中由于振动引起的占比为70%,因此研究航空发动机的振动特性具有重要的意义。本文对比分析了常用航空发动机转子动力学常用的计算方法,进而选用SAMCEF对简化的转子-支承-机匣系统进行动力学计算与实验检验。在此基础上,对AЛ-31Ф涡扇发动机模拟内外双转子结构开展动力学计算、响应灵敏性与分散性研究。首先,分析了转子动力学建模与动力学特性研究方法、特点,以典型的航空发动机盘鼓-转子系统为例,计算分析采用MATLAB自编程的少自由度有限元法与商用软件ANSYS、SAMCEF结果之间的误差。得到各方法计算临界转速与不平衡响应结果的误差均为5%左右。最终得到的临界转速与不平衡响应结果误差均在5%左右。结合各方法的优势特点,认为商用软件SAMCEF适合实际发动机复杂转子结构、转子-静子耦合结构动力学分析。其次,以低压转子-支承-机匣系统为研究对象,分别开展动力学有限元计算和实验检验,二者获得的前二阶临界转速最大误差为6.6%,不平衡响应结果也吻合较好。再次,根据实际的AЛ-31Ф涡扇发动机,通过动力学相似性准则,建立了复杂双转子系统模型,并采用有限元方法计算分析了高、低压转子激起的双转子系统临界转速与不平衡响应。最后,分析不平衡响应的灵敏度与分散度研究方法,针对高低压耦合双转子系统,相同不平衡量发生在不同位置时,高压压气机轮盘的灵敏度高于其他位置,且高压压气机支点的敏感性高于其他测点。同时,基于蒙特卡罗随机抽样的思想分析不平衡响应的分散性,将不平衡量按照一定的权重比分配到各个轮盘以模拟若干种不平衡工况,得到低压压气机支点平均振幅为20μm、高压压气机支点平均振幅为93μm、低压涡轮支点平均值为54μm。研究结果为航空发动机复杂转子系统动力学分析、结构设计、动平衡与振动控制提供参考。