航空发动机在工作时，常常有飞鸟、砂粒等外来物随高速气流吸入，冲击叶片造成损伤。这种外物冲击损伤(Foreign object damage，简称FOD)主要表现为叶片局部区域出现缺口、撕裂、折断和凹坑等，并在局部产生应力集中、残余应力及剪切带、初始裂纹等，给撞击后的叶片寿命带来严重影响。因此，研究外物损伤机理及其对疲劳寿命影响具有重要意义。 研究FOD的目的是考察叶片在外物冲击下的动力响应，确定损伤程度与冲击能量等参数的关系，最终分析损伤对疲劳寿命的影响。以往的研究主要采用试验方法，通过模型试验模拟外物冲击对叶片疲劳寿命的影响，测定剩余疲劳寿命，但试验本身具有局限性而且成本较高。随着有限单元法的发展，数值模拟在外物冲击损伤研究中的应用越来越受到重视，将数值分析与试验相结合是FOD研究的发展方向。 本文针对叶片不同位置(叶根、叶身、进气边)受到小的硬物颗粒冲击的三种典型情况，分别建立了计算模型(轴对称模型和平面应力模型)，利用ANSYS软件，分析了钛合金叶片的弹塑性冲击动力响应，研究了冲击物的尺寸、形状和速度等因素对损伤的影响。由于冲击速度范围有限，所以计算中未考虑剪切带。数值结果表明，1、冲击作用时间与被冲击物的刚度有关，外物冲击叶根部位时作用时间为微秒量级，冲击叶身和进气边作用时间为毫秒量级。2、无量纲冲击压痕深度与无量纲冲击能量成线性关系。3、冲击作用后被冲击物存在残余拉应力和残余压应力区，残余拉应力区出现在凹痕底部薄层、凹痕底部两侧、凹痕隆起处，残余压应力主要集中在凹痕底部正下方。 本文的另一个内容是利用ANSYS参数化设计语言(APDL)对于外物冲击后的叶片模型循环应力场和剩余疲劳寿命的再分析。为此，将冲击损伤作为初始状态，改变材料本构关系，重新施加疲劳循环载荷，计算循环应力应变场和低、高周疲劳寿命，并与未受冲击的叶片疲劳分析结果进行了对比。结果表明，1、叶片边缘的损伤严重地降低了疲劳寿命，引起寿命下降的主要原因是冲击缺口引起的应力集中，缺口底部表面的残余拉应力也有一定程度的影响。2、当冲击能量较低时，FOD对疲劳寿命的影响不大，存在冲击能量或冲击损伤的门槛值，低