航空发动机在服役过程中常常会发生由进气道吸入异物打伤风扇/压气机叶片的外物损伤(Foreign Object Damage简称FOD)事件。在发动机叶片严峻的工作条件下,由FOD产生的小损伤会成为疲劳裂纹萌生源,容易导致叶片高循环疲劳失效,严重威胁飞行安全。在进行叶片抗FOD能力设计时,能够改变的是叶片几何形状,因此研究叶片设计本身的几何因素对其抗外物损伤能力的影响具有十分重大的意义。针对以上问题,本论文选用风扇叶片常用TC4钛合金材料,设计和加工了不同规格、具有发动机前缘形状的前缘模拟叶片,在实验室现有设备条件下,对不同翼型前缘模拟试样的抗外物损伤能力展开研究。主要工作和结论如下:(1)采用空气炮法对不同翼型特征试样进行了FOD模拟试验。结果表明:冲击不同翼型特征试样前缘得到的损伤形貌主要为缺口,还存在部分带缺口性质鼓包和少数鼓包;损伤形式在一定程度上决定于冲击位置;前缘半径对损伤尺寸的影响比前缘楔角大。(2)采用“试凑法”对Bammann损伤模型中的失效应变进行标定,标定结果为0.2。对不同翼型特征试样冲击试验进行数值模拟,结果显示:损伤尺寸随前缘半径的增大而减小,前缘楔角对损伤尺寸影响不明显。不同前缘半径和不同前缘楔角试样的最大等效塑性应变均出现在出射端缺口底部,最大残余应力均出现在入射端缺口周边。(3)用步增法对所有FOD损伤试样进行了HCF强度试验,结果表明:前缘半径和前缘楔角对损伤后试样的HCF强度下降没有明显影响。基于Peterson公式预测的不同翼型特征试样疲劳缺口系数偏小,靠近试验数据分布的下边界。