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航空发动机机匣包容性是保障发动机安全、可靠工作的必要要求。涡轴发动机涡轮叶片断裂飞脱撞击涡轮机匣过程中，涡轮机匣将受到动态冲击载荷，因此开展高温情况下机匣材料的动态力学性能和本构模型研究十分关键。航空发动机中的涡轮机匣的典型材料为GH4169高温合金，本文以GH4169作为对象，通过开展单、双层GH4169靶板在常温与高温下抗冲击能力的研究对研究涡轮机匣包容性具有重要的参考价值。本文结合试验、理论分析与数值仿真完成了以下工作： （1）进行了GH4169材料准静态和动态力学性能研究，并拟合了GH4169高温合金动态本构模型。通过采用MTS复合加载疲劳试验机，开展了GH4169的准静态拉伸试验；通过GH4169的光滑试件准静态拉伸试验，获得了GH4169的弹性模量与失效应变，通过GH4169缺口试件准静态拉伸试验，获得了GH4169的应力三轴度与失效应变。以分离式霍布金森试验装置为研究平台，开展了GH4169在温度为20~500℃和应变速率300～4000/s范围内的动态力学性能试验，获得了GH4169在不同温度和不同应变率下的应力应变曲线，试验结果表明GH4169高温合金满足应变率强化效应与温度软化效应。 （2）分别选用了Johnson-Cook本构模型与Zerilli-Armstrong本构模型建立了GH4169高温合金的动态本构关系，两种模型都能够有效的描述GH4169高温合金在不同温度不同应变率范围内的材料变形行为。 （3）进行了单、双层GH4169高温合金靶板在高温环境下的高速冲击试验。通过完成单、双层高速冲击试验，研究了在冲击过程中模拟平板叶片的速度和能量损失与温度的关系，研究结果表明，随着温度的升高，GH4169 靶板的抗冲击性能变弱并且靶板的损伤更严重，说明GH4169合金具有温度软化效应。相同冲击速度下，温度越高，模拟叶片的剩余速度越大，模拟叶片动能损失越少。双层GH4169靶板的抗冲击性能强于单层GH4169靶板的抗冲击性能，间距为6mm的双层GH4169靶板包容能力强于间距为4mm的双层GH4169靶板。 （4）在LS-DYNA 中采用拟合的Johnson-Cook本构模型参数与失效模型参数开展了数值仿真分析，发现与试验结果相比，仿真结果在弹片剩余速度与弹片损失动能上与试验吻合度很高，在损伤形貌上略有差异，其原因为模拟平板弹片在撞击靶板时存在偏航角，从而导致损伤形貌有所差别。通过对双层靶板的高速冲击仿真发现，6mm间距的双层GH4169靶板的包容性能强于4mm间距的双层靶板，包容性能增强主要表现为外层靶板吸收的能量增多，而内层靶板吸收的能量差异不大。