为研究某型大涵道比涡扇发动机叶片包容性和转子系统抗不平衡能力，开展了风扇叶片飞失后的机匣包容性和转子不平衡试验方法研究及验证。首先，采用在断裂叶片根部预置炸药断裂叶片的试验方法，应用设计的试验系统，在规定的发动机转速下，通过遥控爆破炸药技术实现1片风扇叶片在预定位置断裂；其次，高速摄像从不同方位记录了试验过程；最后，专项参数测量系统获得了非线性瞬态动力学响应结果。结果表明：叶片飞失后引起损伤叶片约为1.48个，均沿发动机进口或尾喷口轴向飞出，满足机匣包容要求；叶片飞失瞬间对机匣和转子系统产生了超过1 000g的冲击载荷，转子传力路线上的承力结构完整，安装系统连接稳定，转子不平衡载荷引起低压转子支点轴承座与承力机匣连接螺栓丧失锁紧功能；发动机在引爆炸药后18 s停车。试验结果满足相关条款要求，验证了某大涵道比发动机叶片包容与转子不平衡的适航符合性。