为研究外物损伤（FOD）对航空发动机叶片的疲劳裂纹扩展影响，基于落锤冲击试验系统，在不同冲击能量下进行TC4钛合金试件的FOD模拟试验、振动疲劳试验，获得损伤试件的裂纹长度与疲劳寿命的关系，并拟合疲劳断口裂纹形貌参数，建立疲劳裂纹扩展寿命预测计算模型。研究结果表明：损伤缺口的深度和宽度随冲击能量的减小而非线性的减小。当冲击能量较大时，试件的疲劳裂纹先沿弯曲微裂纹扩展，后沿直线扩展；当冲击能量较小时，试件疲劳裂纹保持直线扩展。裂纹的萌生寿命与冲击能量、应力水平二者相关。
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