航空发动机在起飞、降落及低空巡航状态下,环境中的砂石、螺钉螺母、金属碎片等微小硬物会随着高速气流吸入进气道,冲击并损伤发动机叶片。由于风扇/压气机转子叶片工作时承受离心力、气动力,同时还叠加振动载荷作用,可能会导致叶片受损处萌生疲劳裂纹并扩展,甚至导致叶片断裂,危及飞行安全。所以,开展叶片受外物损伤规律研究,进一步分析损伤对高周疲劳性能的影响,提高外物损伤叶片的高周疲劳极限预测精度,对发动机叶片的设计和维护均具有重要意义。本文针对风扇/压气机转子叶片外物损伤机理、对高周疲劳的影响规律以及疲劳预测方法的研究现状与进展进行了文献调研与综述,围绕TC17钛合金转子叶片的外物损伤及疲劳预测,进行理论分析与试验研究,主要工作如下:（1）开展TC17钛合金材料力学性能试验（含静态及动态）,获得材料真实应力-应变等力学性能参数,通过拟合得到其J-C模型本构方程。再开展叶片三维仿真模态分析,获得不同阶振型下的应力分布,根据应力分布确定前缘危险位置,作为模拟外物冲击位置;用钢珠冲击叶片前缘时,采用不同损伤参数,对其进行数值模拟计算,进而研究各种参数对损伤规律的影响。使用2mm与3mm的钢珠以250m/s的速度从不同角度（0°、30°、45°、60°、90°）冲击叶片前缘,发现随着冲击角度的增大,缺口边缘会形成含有材料丢失的撕裂状损伤,形成较大的应力集中。（2）使用空气炮法对平板模拟叶片与弯曲模拟叶片前缘开展各种撞击条件下的外物损伤试验。根据平板叶片的试验数据分析冲击试验参数（外物尺寸、外物类型、入射角度、冲击速度）对损伤缺口几何参数的影响。对受外物损伤的弯曲模拟叶片,采用步进法进行高周疲劳试验,研究各种参数对有缺口弯曲模拟叶片疲劳极限的影响。对试验件疲劳断口微观组织,用扫描电镜设备（SEM）进行观察,分析疲劳裂纹萌生规律。冲击角度相同时,钢珠的尺寸越大,冲击的速度越高,造成的损伤深度越大,而随着损伤深度的增大,疲劳极限呈明显的下降趋势;高周疲劳断口的微观特征分析表明,冲击角度越大时,产生的材料位错越明显。（3）采用节点位移法计算不同损伤参数（缺口角度、缺口半径、裂纹半径）下的缺口处应力强度因子,研究损伤参数对它的影响规律。采用平均应力模型中的Peterson公式对弯曲模拟叶片的高周疲劳极限进行预测,并与试验结果对比,讨论预测模型的准确性。基于缺口角度、缺口半径及裂纹半径对应力强度因子的影响规律,对Peterson公式进行了修正,针对冲击角度与缺口类型,获得两个修正模型,讨论其对外物损伤叶片疲劳极限预测精度的提升作用。（4）对修正后的Peterson模型,用真实风扇转子叶片进行验证。对真实TC17钛合金材料叶片,同样开展外物损伤试验及高周疲劳试验,对真实叶片缺口处的疲劳极限预测采用经过修正后的Peterson模型,通过与试验结果对比,分析预测模型在真实叶片上应用时的准确性。本文提出的疲劳极限预测修正模型经过验证,具有较高的精度,可以为航空发动机风扇/压气机叶片抗外物损伤容限设计以及外物损伤叶片外场维护与修理提供支持。