现代高性能航空发动机为了提高推重比，使得航空发动机叶片边缘很薄，而航空发动机在外场使用时又受到大量外来硬质物体（石块、沙粒、螺栓或铆钉）的威胁，因此，航空发动机叶片遭受外物损伤（Foreign Object Damage，简称FOD）是不可避免的。遭受FOD后的叶片在高周疲劳载荷下很容易发生断裂，酿成惨剧，造成重大的经济损失和大量的人员伤亡，因此，对遭受FOD的叶片进行模拟及其疲劳强度和剩余寿命预测的研究意义重大。本文主要研究了以下三方面的内容：1、外场外物损伤叶片的特征分析调研一些在外场遭受FOD的压气机叶片，这些叶片的材料均为1Cr11Ni2W2MoV，抽取了其中的16个叶片作为样本，研究了它们遭受FOD后的损伤特征，发现此型叶片的损伤的形式可分为两类：缺口和鼓包，其中缺口是损伤的主要形式。叶片的进、排气边边缘是发生FOD的高危地带，特别是距轮毂面50%叶高以上部位，更是FOD集中发生的地方。对其中的9个FOD叶片进行了数值模拟，发现叶片根部与盘交接的中心处出现最大应力点，是最危险部位。叶片的一阶振型为“一弯”，二阶振型为“一扭”，三阶振型为“二弯”。缺口叶片的应力集中系数（Kt）均小于3，缺口处的应力水平受缺口位置、“深度/宽度（P/L）”共同作用影响。2、外物损伤叶片的模拟试验及疲劳试验的研究用空气炮法模拟外物损伤叶片，并采用步进法对试样进行了高周疲劳试验。研究发现空气炮法在宏观和微观上均能在一定程度上表征外场FOD的特征。而缺口试样的疲劳极限并未表现出随缺口某一单向尺寸的增加而降低的趋势，疲劳裂纹可以在缺口表面或亚表面萌生，萌生处必定存在微观损伤。3、外物损伤叶片的疲劳强度的预测研究进行了裂纹扩展试验获得了1Cr11Ni2W2MoV在在应力比为0.8时的裂纹扩展速率曲线。概述了缺口试样疲劳强度的预测方法：平均应力模型、断裂力学模型、场强法模型和最差缺口理论。对外物损伤模拟试样的疲劳强度预测发现：Peterson公式预测的疲劳强度极限值过于保守而对于较深缺口，最差缺口理论对缺口深度较小的外物损伤模拟试样的疲劳极限的预测值比较精确。