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该文对航空发动机风扇整体叶结构进行了研究，用有限元法对１／４的叶盘和９°扇区叶盘进行了应力分析，并用线弹性断裂力学方法对整体叶盘中心孔部位和叶根部位的断裂寿命进行了计算，结果表明，整体叶盘应力分布合理，疲劳寿命较传统的燕尾槽连接设计大有提高。
航空发动机风扇整体叶盘结构断裂寿命研究
【摘 要】
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该文对航空发动机风扇整体叶结构进行了研究，用有限元法对１／４的叶盘和９°扇区叶盘进行了应力分析，并用线弹性断裂力学方法对整体叶盘中心孔部位和叶根部位的断裂寿命进行了计算，结果
【机 构】
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航空航天大学
【出 处】
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全国第六届热疲劳学术会议
【发表日期】
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1998年期
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