陶瓷基复合材料（CMCs）相较于传统的航空航天制造材料,具有高强度,能够承受高温环境以及具有低热膨胀系数等优良性能,使其制造的零部件和结构能够适用于航空航天领域的各种恶劣环境。二维编织陶瓷基（2D SiC/SiC）复合材料与单向陶瓷基复合材料、三维编织陶瓷基复合材料有所不同,二维编织陶瓷基复合材料具有生产成本低、生产工艺简单和优越性能等优点。现代航空发动机的制造过程中陶瓷基复合材料的使用比例逐年增加,而航空发动机在服役过程中,由于振动原因使得二维SiC/SiC陶瓷基复合材料结构内部的损伤裂纹导致结构的性能参数变化。因此本文着重研究二维SiC/SiC陶瓷基复合材料结构试样内部损伤和陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘转速与结构固有频率的联系。首先针对陶瓷基复合材料的拉伸与循环加卸载,采用细观力学方法进行理论分析,研究陶瓷基复合材料在单轴拉伸情况下的理论应力-应变行为,以及陶瓷基复合材料在循环加卸载情况下的应力-应变行为。给出了陶瓷基复合材料单向拉伸和循环加卸载情况下其应力-应变基本表达式。其次,以陶瓷基复合材料结构为试样,对试样采用循环加卸载试验的方法。预测了二维SiC/SiC陶瓷基复合材料循环加卸载迟滞回线,以及不同峰值应力的界面脱粘比与纤维断裂概率,建立了陶瓷基复合材料试样结构固有频率与复合材料模量衰退、界面脱粘和纤维断裂之间的关系。在陶瓷基复合材料循环加卸载试验中,采集陶瓷基复合材料所承受的应力以及激光测振仪采集的固有频率数据,发现编织陶瓷基复合材料试样结构固有频率随着应力的增加而减小。当固有频率衰退参数Φ=1%时,基体出现开裂,界面发生脱粘,但纤维未断裂;当固有频率衰退参数Φ=4%时,弾性模量衰退参数为D=49.8%,界面发生脱粘,纤维开始断裂。随着施加在试样上的应力逐渐增加,陶瓷基复合材料试样内部出现了基体开裂、纤维与基体的界面层脱粘以及纤维断裂的概率逐渐增加,导致陶瓷基复合材料试样的弹性模量大幅度衰减和固有频率的逐渐下降。因此可根据陶瓷基复合材料试样结构固有频率的变化来判断结构内部的损伤情况。此外,针对陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘进行振动特性研究。采用仿真计算的方法,分别对陶瓷基复合材料单个叶片、轮盘以及整体叶盘进行计算,得到前4阶单独叶片的固有频率以及对应振型、前4阶轮盘的固有频率以及对应振型和前8阶整体叶盘的固有频率以及对应振型。根据涡轮转子的转速试验,得到陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘的临界转速为85kr/min整体叶盘的结构固有频率与转速呈负相关,当叶盘转速为0-85kr/min时,整体叶盘结构频率随着转速的增加而缓慢下降;当叶盘转速大于85kr/min时,整体叶盘结构频率与转速随着转速的增加而急剧下降。通过陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘的仿真计算与试验测量结果对比发现:在1-3阶中,试验值与仿真计算值相吻合;在4阶之后,试验采集整体叶盘的固有频率低于仿真计算预测值。最后,针对本文研究的二维SiC/SiC陶瓷基复合材料试样进行循环加卸载试验,陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘进行仿真计算和转速试验,对试验过程中振动特性进行总结。并且针对后续内容安排进行分析和探讨。