【摘 要】
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首次报道了关于采用11CrNi2MovA材料制造的某型航空发动机压气机第3级叶片振动疲劳特性的研究。结果发现：（1）叶片振动疲劳破坏模式随使用寿命增加而变化。新叶片的破坏位置在叶
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首次报道了关于采用11CrNi2MovA材料制造的某型航空发动机压气机第3级叶片振动疲劳特性的研究。结果发现：（1）叶片振动疲劳破坏模式随使用寿命增加而变化。新叶片的破坏位置在叶背最大应力点附近处，而随着使用寿命的增加，叶片破坏位置转向进排气边缘。（2）叶片振动疲劳强度随使用寿命增加而逐渐下降，采用升降法对新叶片、200小时、400小时叶片的实验结果证实了这一点。（3）采用现行方法对叶片的维修有利于叶片疲劳强度的恢复。对400小时未维修叶片和已完成维修叶片的对比实验表明，维修可使叶片疲劳强度提高，但破坏位置仍在叶片的进排气边缘。以上结果将对叶片的设计和定寿产生重大影响。
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